DE2744790A1

DE2744790A1 - Flying object for training - has parts held by gas in aerodynamically favourable position during set period

Info

Publication number: DE2744790A1
Application number: DE19772744790
Authority: DE
Inventors: Walter Helmut Dr Ing Diesinger
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1977-10-05
Filing date: 1977-10-05
Publication date: 1979-04-19

Abstract

The missile, has two or more parts sliding in relation to each other in the flight direction, and which in a first position give the missile an aerodynamically favourable shape. During a predetermined time period after firing, a restraining force acts on the missile, being exerted by gas present or generated in it. This causes the two parts (1, 2) in conjunction with the aerodynamic resistance forces acting on them, to assume the first and favourable position. The absence of this retaining force causes them to assume a second position less aerodynamically favourable.

Description

Ubungsflugkörper, insbesondere Ubungsgeschoß Training missile, especially training projectile

Die Erfindung befaßt sich mit einem Ubungsflugkörper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.The invention relates to a training missile in the preamble of claim 1 specified Art.

Übungsflugkörper, insbesondere Ubungsgeschosse, aber beispielsweise auch Ubungsraketen, sollen im übun-gsbereich möglichst g1eiche Flugbahn und Flugzeit aufweisen wie der zu simulierende Flugkörper, und zvrar zumindest für einen bestimmten vorgegebenen Neigungswinkel der Abschußeinrichtung gegenüber der Horizontalen.Training missiles, especially training projectiles, but for example Also exercise missiles should have the same trajectory and flight time as possible in the exercise area have like the missile to be simulated, and zvrar at least for a certain one predetermined angle of inclination of the launcher relative to the horizontal.

Nach Uberschreiten des Ubungsbereichs hat der Ubungsflugkörper seine Aufgabe erfüllt und soll ohne Schaden anzurichten möglichst bald auf den Boden aufschlagen, damit man auf einem Übungsgelände öglichst kleiner räumlicher Ausdehnung üben kann. Der Sichereitsbereich des Übungsgeländes darf auch bei einem Versagen des ungsflugkörpers und/oder der Abschußeinrichtung nicht überchritten werden. Ein Versagen der Abschußeinrichtung liegt z.B.After crossing the exercise range, the exercise missile has its Task completed and should hit the ground as soon as possible without causing damage, so that one can practice as small a spatial area as possible on a practice area. The safe area of the training area may also be used in the event of a failure of the training missile and / or the launching device are not exceeded. A failure of the launcher lies e.g.

ror, wenn statt bei dem vorgegebenen Neigungswinkel bei dem ptimalen Neigungswinkel, welcher die maximale Schußweite ergibt, eschossen wird. So kann z.B. von einem Ubungsgeschoß geforert erden, daß es auf einer Entfernung von 400 bis 4000 m vor dem abschußrohr Flugbahn- und Flugzeitgleichheit mit dem Originaleschoß aufweist. Die maximale Schußweite des Originalgeschosses etrage etwa 70 km, der Sicherheitsbereich des Ubungsgeländes agegen nur 10 km. Die Maximal schußweite des Ubungsgeschosses arf daher unter keinen Umständen mehr als 10 km betragen.ror, if instead of the specified angle of inclination at the ptimal Angle of inclination, which gives the maximum shooting range, is shot. So can E.g. a training floor is required to be at a distance of 400 Up to 4000 m in front of the launch tube, trajectory and time of flight are identical with the original bullet having. The maximum range of the original bullet is about 70 km, the The safety area of the practice area is only 10 km away. The maximum range of the The training floor must therefore under no circumstances be more than 10 km.

ine Begrenzung der Maximalschußweite bei gleichzeitiger Simulation der Flugbahn des Originalflugkörpers in der Übungsflugphase kann erreicht werden, wenn nach Durchfliegen der Ubungsflugstrecke der aerodynamische Widerstand des Übungsflugkörpers in der Weiterflugphase stark ansteigt und/oder sich das ballistische Verhalten des Übungsflugkörpers ändert. Aktive Methodcn, z.B. A limitation of the maximum shooting range with simultaneous simulation the trajectory of the original missile in the training flight phase can be achieved, if the aerodynamic resistance of the training missile after flying through the training flight path increases sharply in the onward flight phase and / or the ballistic behavior of the training missile changes. Active methods, e.g.

Sprengen des Übungsgeschosses, sind dafür weniger geeignet, da der Ausfall der aktIven Vorrichtungsteile zu einer unzulässigen Überschreitung des Sicherheitsbereiches führen würde. Es müßten daher unerwünscht aufwendige Maßnahmen, z.B. Mehrfachanordnungvcn' Zündern, ergriffen werden, um ein Versagen unter allen Umständen auszuschließen.Blasting the training bullet are less suitable for this, as the Failure of the active device parts to an impermissible exceedance of the safety range would lead. It would therefore have to take undesirably complex measures, e.g. multiple arrangements Detonators, taken to rule out failure at all costs.

Eine andere Lösung des Problems ist in der DT-OS 24 54 584 cgegben, gemäß der ein rohrförrniges Ubungsgeschoß in seiner Deren Form so ausgelegt ist, daß der aerodynamische Widerstand unterhalb einer bestimmten Uberschallmachzahl, welche der Machzahl am Ende der Übungsflugstrecke entspricht, sprunghaft stark ansteigt. Dieses Ubungsgeschoß erfordert zum Verschießen einen den Aufwand erhöhenden Treibspiegel und eine relativ hohe Fertigungsgenauligkeit, um eine reproduzierbare Widerstancserhöhlung zu erreichen. Die Verwendbarkeit dieses Ubungsgeschosses ist weiterhin durch die aerodbnamischen Grenzen für diese passivei Widerstandserhöhung beschränkt. Die auf diese Weise erreichbare sprunghafte Widerstandserhöhung ist nicht ausreichend, wenn der Übungsbereich einen vergleichsweise großen Anteil des Sicherhejtsbereiches, z.B. 30 % und mehr, ausmacht.Another solution to the problem is given in DT-OS 24 54 584, according to which a tubular exercise floor is designed in its shape so, that the aerodynamic drag is below a certain supersonic number, which corresponds to the Mach number at the end of the training flight route, increases sharply by leaps and bounds. This training bullet requires a sabot increasing the effort to shoot and a relatively high manufacturing accuracy in order to achieve a reproducible increase in resistance to reach. The usability of this training floor is still due to the aerodynamic limits for this passive increase in resistance. The on A sudden increase in resistance that can be achieved in this way is not sufficient if the exercise area a comparatively large proportion of the security area, e.g. 30% and more.

Bei einem anderen in der DT-OS 25 57 293 beschriebenen Übungsgeschoß ist vorgesehen, dieses beispielsweise als sehr leichte Geschoßhülle auszubilden, welche die Form des Originalgesthosses und damit den gleichen Verlauf des Widerstandsbeiwertes als Funktion der Geschwindigkeit aufweist. In der Geschoßhülle ist ein Zusatzantrieb, vorzugsweise in Form eines Raketenantriebes, untergebracht, um durch dessen Schub während der Ubungsflugphase den durch die kleinere Masse an sich bedingten stärkeren Geschwindigkeitsabfall auszugleichen. Bei dieser Lösung ist es z.B.In another training projectile described in DT-OS 25 57 293 it is intended to design this as a very light bullet shell, for example, which the shape of the original thrust and thus the same course of the drag coefficient as a function of speed. There is an additional drive in the shell, preferably in the form of a rocket engine, housed in order to thrust it during the practice flight phase, the stronger one due to the smaller mass Compensate for a drop in speed. In this solution it is e.g.

ohne weiteres möglich, die Gesamtmasse des Ubungsgeschosses beim Abschuß so klein zu halten, daß auch bei einem Versagen des Zusatzantriebes und/oder der Abschußeinrichtung die zugelassene Maximalschußweite nicht überschritten wird. Das Ubungsgeschoß weicht dann zwar von der geforderten Ubungsflugbahn ab, überschreitet aber den Sicherheitsbereich nicht und wird auch sonst nicht gefährlich. Da die Startmasse des Übungsgeschosses bei gleichem Kaliber kleiner als die des Originalgeschosses ist, müßte allerdings die Treibpulverladung entsprechend geändert erden, damit Ubungs- und Originalgeschoß das Åbschußrohr mit der gleichen Geschwindigkeit verlassen. Die Änderung einer Treibpulverladung ist aber mit unerwünscht großem Aufwand verbunden.possible without further ado, the total mass of the training bullet when fired to keep so small that even with a failure of the auxiliary drive and / or the Launching device the maximum allowed range is not exceeded. That The exercise floor then deviates from the required exercise trajectory, exceeds it but not the security area and is not otherwise dangerous. As the takeoff mass of the practice floor same caliber smaller than that of the original bullet is, the propellant powder charge would have to be changed accordingly, so that exercise and the original bullet leave the barrel at the same speed. However, changing a propellant powder charge is associated with an undesirably large amount of effort.

Dieses Problem würde nicht auftreten, wenn die Startmasse des Ubungsgeschosses bei gleichem Kaliber gleich der des Originalgeschosses wäre. Wenn der Ubungsbereich - wie vorstehend angegeben - einen vergleichsweise großen Anteil des Sicherheitsbereiches ausmacht, müßte das Ubungsgeschoß aber eine aerodynawisch sehr viel ungünstigere Form als das Originalgeschd haten, um in der Weiterflugphase entsprechend sehr viel stärker abgebremst zu werden. Um diesen Bremseffekt während der Ubungsflugphase zu kompensieren, bedarf es eines stärkeren Zusatzantriebes nit einem höheren mittleren Schub. Dazu ist aber eine unerwünscht große Treibstoffmenge für den Raketenantrieb erforderlich, deren Unterbringung in der Geschoßhülle und deren Abbrand während der in der Regel kurzen Flugzeit bis zum Ende des Ubungsbereiches im Einzelfall u.U. nur schwierig zu erreichen sein kann.This problem would not occur if the launch mass of the training floor with the same caliber would be the same as that of the original bullet. When the practice area - as stated above - a comparatively large proportion of the security area the training floor would have to be a much less favorable aerodynamic one Shape than the original damage, so much so in the onward flight phase to be braked harder. To this braking effect during the practice flight phase To compensate, a stronger additional drive with a higher middle one is required Thrust. In addition, however, there is an undesirably large amount of fuel for the rocket propulsion system required, their placement in the projectile shell and their burn down during the usually short flight time to the end of the exercise area in individual cases can be difficult to reach.

Aus der DT-OS 15 78 121 ist weiterhin ein Übungsgeschoß bekannt, das in zwei hintereinander angeordnete Teile quergeteilt ist, die zumindest bis zum Abschuß zusammengehalten sind, so daß im Bereich der Querteilung angeordnete Bremsklappen bis zum Abheben des vorderen vom hinteren Teiles verriegelt sind und das Ubungsgeschoß eine aerodynamisch günstige Form entsprechend der des Originalgeschosses aufweist. Die beiden Teile werden unter der Kraft einer vorgespannten Feder in Flugrichtung auseinander geschoben, wenn die Ceschwindigkeit und damit die aerodynamische Widerstandskraft nach dem Ende der Ubungsflugstrecke so weit gesunken sind, daß sie von der Federkraft übervsnden werden kann.From the DT-OS 15 78 121 a training floor is also known that is divided transversely into two parts arranged one behind the other, at least up to Firing are held together so that airbrakes arranged in the area of the transverse division are locked until the front part is lifted from the rear part and the training floor has an aerodynamically favorable shape corresponding to that of the original bullet. The two parts move in the direction of flight under the force of a pretensioned spring pushed apart when the speed and thus the aerodynamic resistance after the end of the exercise flight distance have sunk so far that they are affected by the spring force can be transferred.

Bei den dann seitlich ausschwenkenden Bremsklappen handelt es sich ebenso wie beim vorgenannten Sprengen Jedoch um eine aktive methode, welche im Versagensfalle ein Sicherheitsrisiki darstellt. Es müssen daher entsprechend aufwendige Vorkehrungen getroffen werden, um ein Versagen der unter Federkraft ausklappen; den Bremselemente auszuschließen.The brake flaps then swing out to the side just as with the aforementioned blasting, however, it is an active method, which in the event of failure poses a security risk. Accordingly, complex precautions must be taken taken to failure of the under spring force fold out; the braking elements to exclude.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einem Ubungsflug körper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art die vorstehend angegebenen Nachteile zu vermeiden und diesen insbesondere so auszubilden, daß sein Flugverhalten im Ubungsbereich dem des Originalflugkörpers möglichst gleich ist, nach dem Ende der Übungsflugstrecke sich sein aerodynamisches Verhalten aber stark ändert, so daß die Weiterflugstrecke möglichst kurz ist.The invention is based on the object in a training flight body of the type specified in the preamble of claim 1, the disadvantages indicated above to avoid and in particular to train this so that its flight behavior in the practice area is as similar as possible to that of the original missile after the end of the training flight route but its aerodynamic behavior changes greatly, so that the onward flight route is as short as possible.

Die Änderung im Flugverhalten soll möglichst definiert erfolgen und der dafür erforderliche Aufwand soll möglichst gering sein.The change in flight behavior should be as defined as possible and the effort required for this should be as low as possible.

Weiterhin soll auch bei einem Fehler beim Abschuß die zugelassene Maximalschußweite nicht überschritten werden.Furthermore, the approved one should also be used in the event of an error when firing Maximum shooting range must not be exceeded.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1. Die Haltekraft bewirkt eine Fix4ermF der wenigstens zwei in Flugrichtung gegeneinander zu verschiebeenden Teile in der ersten Position, in welcher der Ubungsflugkörper eine aerodyratnisch günstige Form, vorzugsweise mit gleichem Widerstand sverhalten wie der Originalflugkörper, aufweist. Die Haltekraft wirkt nur für eine vorgegebene Zeitspanne ein, welche dem bilde der Ubungsflugstrecke entspricht. In dieser Zeitspanne sind Flugbahn- und Flugzeitgleichheit mit dem Originalflugkörper erreichbar. In der Weiterflugphase wirkt die Haltekraft nicht mehr ein, so daß die beiden Teile aufgrund der an ihnen angreifenden im allgemeinen unterschiedlichen. aerodynamischen Widerstandskräfte relativ zueinander verschoben werden und eine zweite Position einnehmen, in welcher die aerodynamische Güte des Ubungsflugkörpers so ungünstig und damit seine Abbremsung so stark ist, daß der Ubungsflugkörper die zugelassene Maximalschußweite unter keinen Umständen übertrifft.According to the invention, this object is achieved in accordance with the characteristic of claim 1. The holding force causes a Fix4ermF of the at least two in the direction of flight parts to be displaced against each other in the first position, in which the training missile an aerodynamically favorable shape, preferably with the same resistance behavior like the original missile. The holding force is only effective for a given one A period of time which corresponds to the formation of the training flight route. During this period of time flight path and time of flight can be achieved with the original missile. In the further flight phase the holding force no longer acts, so that the two parts because of the generally different attacks on them. aerodynamic Resistance forces are shifted relative to each other and a second position take, in which the aerodynamic quality of the training missile so unfavorable and so its deceleration is so strong that the training missile is the approved Under no circumstances exceed the maximum shooting range.

Diese Forderung muß auch dann erfüllt werden, wenn nicht bei der vorgegebenen Ubungserhöhung geschossen wird, sondern z.B. aufgrund eines Bedienungsfehlers bei der zur größten Schußweite führenden optimalen Erhöhung der Abschußeinrichtung.This requirement must be met even if not with the specified one Increased exercise is shot, but e.g. due to an operating error the optimal increase of the launching device leading to the greatest firing range.

Sofern aufgrund eines Versagens z.B. von vornherein keine Haltekraft ausgeübt wird, nehmen die Teile aufgrund der an ihnen angreifenden Widerstandskräfte sofort die zweite Position ein.If due to a failure, e.g. no holding force from the start is exercised, the parts decrease due to the resistance forces acting on them immediately move to the second position.

Der Ubungsflugkörper erfüllt dann zwar nicht die Ubungsaufgabe, da er von Anfang an stark verzögert wird, aber er richtet auch keinen Schaden an, da insbesondere die zugelassene Maximalschußweite nicht überschritten wird.The exercise missile then does not fulfill the exercise task, there it is greatly delayed from the start, but it also does no harm since in particular, the permitted maximum shooting range is not exceeded.

Jedes der gegeneinander zu verschiebenden Teile weist eine freie vordere Stirnfläche auf, die von der Luft direkt angeströmt wird, so daß an Jedem dieser Teile eine gesonderte Widerstandskraft angreift, deren Größe von der Größe der beaufschlagten Querschnittsfläche und den Widerstandsbeiwerten der Teile abhängt. Der axiale Verschiebeweg der Teile ist durch entsprechende radiale Anschläge begrenzt. Das Spiel zwischen den wenigstens, zwei Teilen ist in der ersten Position so klein, daß der Ubungsflugkörper formstabil ist und damit ein definiertes Flugverhalten im Ubungsbereich hat. Vorzugsweise ist aber auch während1 der Verschiebung in die zweite Position und in dieser selbst das Spiel so klein, daß der Flugkörper auch in der Weiterflugphase möglichst keine unkontrollierten Flugbewegungen ausführt.Each of the parts to be displaced against one another has a free front one Face on which the air flows directly against it, so that each of these Parts attacked by a separate resistance force, the size of which depends on the size of the acted upon Cross-sectional area and the drag coefficients of the parts depends. The axial displacement the parts are limited by appropriate radial stops. The game between The at least two parts is so small in the first position that the training missile is dimensionally stable and thus has a defined flight behavior in the exercise area. Preferably but is also during1 the shift to the second position and in this position itself the game so small that the missile as possible no in the onward flight phase performs uncontrolled flight movements.

Die erfindungsgemäße Haltekraft wird mittels eines Druckgases ausgeübt, das im Ubungsflugkörper gespeichert ist oder in diesem beim Abschuß bzw. in der Ubungsflugphace erzeugt wird. Die Haltekraft bewirkt, daß die zwei oder mehreren axial gegeneinander verschiebbaren Teile in der strömungsgünstigen ersten Position gehalten werden, und zwar gegen die an den Teilen angreifenden Widerstandskräfte. Bei fehlender Haltekraft bedingen diese Strömungskräfte zusammen mit der Masse des Jeweiligen | Teiles dessen Verzögerung. Das Teil mit der größeren Verzögerung bleibt gegenüber dem bzw. den anderen zurück, so daß es zur Relatiwerschiebung in die sehr viel strömungsungünstigere zweite Position kommt. In der zweiten Position werden die Teile in gleicher Weise unterschiedlich verzögert und dadurch in dieser Position festgehalten. In beiden Positionen hat der Ubungsflugkörper daher eine stabile Form und bei entsprechend geringem Spiel zwischen den Teilen ein definiertes Flugverhalten.The holding force according to the invention is exerted by means of a compressed gas, which is stored in the exercise missile or in this when it is launched or in the Practice flight phace is generated. The holding force causes the two or more axially displaceable parts in the flow-favorable first position are held against the resistive forces acting on the parts. If there is no holding force, these flow forces together with the mass of the Respective | Part of its delay. The part with the greater delay remains towards the other or the other back, so that there is a relative shift in the very the much less aerodynamic second position comes. Be in the second position the parts are delayed differently in the same way and therefore in this position held. The training missile therefore has a stable shape in both positions and with a correspondingly little play between the parts, a defined flight behavior.

Der erfindungsgemäße Ubungsflugkörper stellt ein passives System dar, bei dem die Änderung im Flugverhalten aufgrund von nur den Naturgesetzen folgenden Widerstandskräften erfolgt. Das System macht die aerodynamische Form des Ubungsflugkörpers günstig, solange die Haltekraft vorhanden ist, und ungünstig, wenn sie nicht mehr vorhanden bzw. hinreichend klein geworden oder auch von vornherein nicht vorhanden ist. Bei fehlender oder zu kleiner Haltekraft verschiebt sich ein Teil der Masse des Vbungsflugkörpers so bzw. wird in einer solchen Position gehalten, daß für den Ubungsflugkörper eine aerodynamisch ungünstige Form entsteht, während diese Masse unter Einwirlrung der Haltekraft in ein aerodynamisch günstigen Position gehalten wird.The training missile according to the invention represents a passive system, in which the change in flight behavior based only on the laws of nature Resistance forces takes place. The system makes the aerodynamic shape of the training missile cheap, as long as the holding force is present, and unfavorable if they no longer exist or have become sufficiently small or even from the outset does not exist. If there is no or too little holding force, it moves in Part of the mass of the training missile so or is held in such a position, that an aerodynamically unfavorable shape arises for the exercise missile, while this mass while whirling in the holding force in an aerodynamically favorable position is held.

Als die Haltckrat erzeugendes Gas können z.B. bei einem Ubtungsgeschoß die Treibgase der Abschußtreibladung verwendet werden, ähnlich dem in der.DT-OS 25 57 293 beschriebenen mit Treibgasen auffüllbaren Ubungsgeschoß. Dazu ist der Ubungsflugkörper mit wenigstens einem speicherraum zu versehen, der z.B. zwischen den! beiden Teilen ausgebildet sein kann und in den die Treibgase über ein an der Heckfläche des Ubungsflugkörpers angeordnetes Ventil einströmen, solange sich der Ubungsflugkörper im Waffenrohr bewegt. Nach Austritt aus dem Waffenrohr schließt sich das Ventil selbsttätig. Der zwischen den beiden Teilen ausgeb4ldete Speicherraum ist in axialer Richtung durch eine an dem einen Teil ausgebildete vordere Schubfläche und eine an dem anderen Teil ausgebildete hintere Schubfläche begrenzt, so daß die in dem Speicherraum befindlichen Treibgase auf Jedes der beiden Teile eine Axialkraft ausüben, die entgegengesetzt zueinander gerichtet sind. Die so erzeugte Haltekraft hält die beiden Teile in der ersten Position.The gas generating the hold-up rate can be used, for example, in an exercise bullet the propellant gases of the launch propellant charge can be used, similar to that in the DT-OS 25 57 293 described exercise floor which can be filled with propellant gases. In addition is the To provide training missiles with at least one storage space, e.g. between the! can be formed in both parts and in which the propellant gases via one to the The valve arranged at the rear of the training missile flows in as long as the Exercise missile moved in the weapon barrel. Closes after exiting the barrel the valve automatically. The storage space created between the two parts is in the axial direction by a front thrust surface formed on one part and delimits a rear thrust surface formed on the other part so that the Propellant gases located in the storage space exert an axial force on each of the two parts exercise that are opposite to each other. The holding force thus generated holds the two parts in the first position.

Während der Ubungsflugphase verringert sich der Gasdruck in dem Speicherraum z.B. durch Abkühlung der Treibgase derart, daß am Ende der Ubungsflugstrecke die Haltekraft so klein geworden ist, daß sie von den Widerstandskräften überwunden werden kann. Vorzugsweise ist für die Druckreduzierung und damit für die Verringerung der Haltekraft jedoch vorgesehen, daß die Treibgase über wenigstens eine Abströmöffnung aus dem Speicherraum entweichen, also z.B. in einen anderen Raum, insbesondere jedoch in die Umgebung abströmen. Im letzteren Fall können bei Abströmung der Treibgase im Heckbereich diese zur Heckbelüftung und damit in vorteilhafter Weise zur zusätzlichen Widerstandsreduzierung in der Ubungsflugphase benutzt werden.During the training flight phase, the gas pressure in the storage space is reduced e.g. by cooling the propellant gases in such a way that at the end of the training flight the Holding force has become so small that it is overcome by the forces of resistance can be. It is preferable for the pressure reduction and thus for the reduction the holding force, however, provided that the propellant gases via at least one discharge opening escape from the storage space, e.g. into another room, but in particular flow off into the environment. In the latter case, with outflow the Propellant gases in the rear area these for rear ventilation and thus in an advantageous manner can be used to reduce drag in the practice flight phase.

In zweckmäßiger Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, den Übungsflugkörper nach Anspruch 2 auszubilden. Der Gasgenerator kann z.B. mit einem Flüssigtreibstoff wie etwa Hydrazin betrieben werden. Vorzugsweise wird jedoch ein pyrotechnischer Gasgenerator vorgesehen, der beim Abschuß mechanisch oder elektrisch gezündet wird und das Druckgas für die Fixierung der Teile liefert. Zusätzlich, vorzugsweise aber statt dessen, kann auch eine mit einem komprimierten oder verflüssigten Gas gefüllte Kaltgaspatrone vorgesehen werden, die beim Abschuß vorzugsweise mittels eines Schlagstückes geöffnet wird, das aufgrund seiner Massenträgheit oder durch Beaufschlagung mittels der Treibgase der Abschußtreibladung gegen die Ausströmöffnung der Kaltgaspatrone vortreibbar ist. Gasgenerator und Kaltgaspatrone sind vorzugsweise in einem der zu verschiebenden Teile untergebracht, wobei dieser Raum dann mit dem Gasdruckraum zwischen den beiden Teilen über wenigstens einen Strömungskanal verbunden ist. Sie können aber grundsätzlich auch im Gasdruckraum selbst angeordnet und dann an einem der beiden Teile gehalten sein. Der anstelle der Treibgase der Abschußtreibladung für das Aufbringen der Haltekraft vorgesehene Gasgenerator bzw. die Kaltgaspatrone werden bevorzugt bei Ubungsgeschossen angewandt, können aber z.B.In an expedient embodiment of the invention, the training missile is provided to train according to claim 2. The gas generator can, for example, run with a liquid fuel such as hydrazine. Preferably, however, a pyrotechnic one Gas generator provided, which is ignited mechanically or electrically when fired and supplies the pressurized gas for fixing the parts. In addition, but preferably instead, one filled with a compressed or liquefied gas can also be used Cold gas cartridge are provided, preferably by means of a hammer when firing is opened, due to its inertia or by being acted upon by means of of the propellant gases of the propellant charge against the outlet opening of the cold gas cartridge can be advanced. Gas generator and cold gas cartridge are preferably in one of the housed parts to be moved, this space then with the gas pressure space is connected between the two parts via at least one flow channel. she but can in principle also be arranged in the gas pressure chamber itself and then on a of the two parts. The one instead of the propellant gases of the launch propellant Gas generator or cold gas cartridge provided for applying the holding force are preferably used for training bullets, but can be used e.g.

auch bei Ubungsraketen vorgesehen werden.can also be provided for training missiles.

Eine besonders vorteilhafte Ausbildung des erfindungsgemäßen Ubungsflugkörpers ist im Anspruch 3 angegeben. Dieser Ubungsflugkörper weist nicht nur die in der DT-OS 25 57 293 ausführ- ; lich beschriebenen Vorteile auf, nämlich eine zusätzliche verstärkte Abbremsung in der Weiterflugphase aufgrund des am Ende der Übungsflugstrecke außer Funktion tretenden Antriebes, sondern hat auch den weiteren wesentlichen Vorteil, daß der mittels des Antriebes erzeugte Schub, welcher die Haltekraft darstellt, am Ende der Übungsflugstrecke sprungartig gegen Null geht. Dadurch wird die Haltekraft sozusagen momentan ausgeschaltet, so daß auf den Ubungsflugkörper ab einem sehr genau festlegbaren Zeitpunkt nur noch die Widerstandskräfte einwirken, wodurch man ein sehr genau reproduzierbares Ubungs flugverha).ten erhält.A particularly advantageous embodiment of the training missile according to the invention is specified in claim 3. This training missile has not only the in the DT-OS 25 57 293 executes; Lich described advantages, namely an additional one Increased braking in the onward flight phase due to the end of the training flight route out of function drive, but also has the further essential advantage, that the thrust generated by the drive, which represents the holding force, at the end of the training flight route suddenly goes to zero. This will increase the holding power momentarily switched off, so to speak, so that on the training missile from a very precisely definable point in time only the forces of resistance act, whereby one obtains a very precisely reproducible exercise flight behavior.

Der Antrieb kann z.B. als kleiner Elektro- oder Verbrennungsmotor mit Propeller ausgebildet sein. Bevorzugt wird er jedoch als Raketenantrieb, insbesondere mit einem Feststofftreibsatz, ausgebildet. Der Raketenantrieb könnte - wie in der DT-OS 25 57 293 erläutert - aber auch z.B. mit einer im Ubun.gsflug körper untergebrachten Flüssigkeit arbeiten, die aus diesem während der Ubungsflugphase unter Druck ausgestoßen wird. Sofern ein Antrieb mit eier gasförmigen Masse vorgesehen ist, kann diese ggf. zusätzlich für eine Fixierung entsprechend Anspruch 2 verwendet werden. Der Antrieb wird bevorzugt so angeordnet, daß sein Schub nicht nur die Haltekraft erzeugt, sondern am Ubungsgeschoß, an der Ubungsrakete od. dgl. einen Teil des aerodyna mischen Widerstandes kompensiert, so daß der Ubungsflugkerper mit einer im Vergleich zum Originalflugkörper geringeren Masse und/oder einer aerodynamisch ungünstigeren Form ausgebildet werden kann, um in der Weiterflugphase eine noch stärkere Abbremsung zu erreichen. Ggf. kann der Antrieb aber auch so gerichtet angeordnet werden, daß er auf den Ubungsflugkörper eine bremsende Wirkung ausübt. Um dann dennoch das Flugverhalten des Originalflugkörpers möglichst weitgehend zu simulieren, müßte die aerodynamische Form des Ubungsflugkörpers entsprechend günstiger als die des Original flugkörpers und/oder die Masse des Ubungsflugkörpers entsprechend größer sein.The drive can be used, for example, as a small electric or combustion engine be designed with a propeller. However, it is preferred as a rocket engine, in particular with a solid propellant formed. The rocket engine could - as in the DT-OS 25 57 293 explained - but also, for example, with one housed in the Ubun Working fluid that is ejected from this under pressure during the practice flight phase will. If a drive with a gaseous mass is provided, this can optionally can also be used for a fixation according to claim 2. The drive is preferably arranged so that its thrust not only generates the holding force, but on the exercise floor, on the exercise rocket or the like. Part of the aerodynamic resistance compensated, so that the practice missile with a compared to the original missile be formed with a lower mass and / or an aerodynamically less favorable shape can to achieve an even stronger deceleration in the onward flight phase. Possibly. but the drive can also be arranged directed so that it hits the training missile has a braking effect. To then still the flight behavior of the original missile To simulate as much as possible, the aerodynamic shape of the training missile would have to be correspondingly cheaper than that of the original missile and / or the mass of the training missile be correspondingly larger.

Die verschiebbare Masse des erfindungsgemäßen Ubungsflugkörpers kann beispielsweise als zwei oder mehr stabförmige Teile, Segmente od. dgl. ausgebildet sein, die auf einem zentralen Träger- oder Führungsteil gleichmäßig über dessen Umfang verteilt angeordnet und auf diesem derart axial verschiebbar sind, daß siet sich beim Übergang von der ersten in die zweite Position auf dem Zentralteil nach hinten verschieben. In dieser hinteren zweiten Position verschließen sie dann z.B. seitliche Abstrdmöffnungen des Zentralteiles, so daß die in dieses über einen zentralen Einlaß eingeströmte Luft nicht mehr abströmen kann, was eine entsprechende Widerstanderhöhung zur Folge hat. Bevorzugt werden diese Teile jedoch EO auf dem Zentralteil angeordnet, daß sie sich zum Einnehmen der zweiten Position auf diesem nach vorn verschieben und zwar so weit, daß ihre vorderen Enden nicht mehr am Zentralteil anliegen und dadurch voll von der Luft angeströmt werden können. Insbesondere ragen die äußeren Teile dabei mit ihren vorderen Enden über das vordere Ende des Zentralteiles nach vorn hinaus. Dadurch wird mit sehr einfachen Mitteln eine sehr starke Widerstandserhöhung erreicht. Als besonders vorteilhaft erweist es sich, anstelle der zwei oder mehreren äußeren Teile jedoch gemäß Anspruch 4 ein ringförmiges Teil zu verwenden, das auf dem Zentralteil zwischen zwei Anschlägen mit Gleitsitz axial verschiebbar ist. Auch dieser Konturring bedingt wiederum eine besonders starke Widerstandserhöhung, wenn er gemäß einer bevorzugten Ausführungsform in der zweiten Posit;ion auf dem Zentralteil derart weit vorn angeordnet ist, daß sein vcrderes Ende nicht mehr an dem Zentralteil anliegt und insbesondere auch noch über dessen vorderes Ende hinausragt, da dann der zwischen dem Konturring und dem ZentIalteil gebildete Raum durch den Aufstau der Luft unter erhöhtem Druck steht, der eine Widerstandserhöhung bedingt.The displaceable mass of the training missile according to the invention can For example, as two or more rod-shaped parts, segments or the like be on a central support or guide part evenly over the Circumferentially arranged and are axially displaceable on this in such a way that they the transition from the first to the second position on the central part move back. In this rear, second position, they then close e.g. lateral outflow openings of the central part, so that the in this via a central Air that has flowed into the inlet can no longer flow out, which results in a corresponding increase in resistance has the consequence. However, these parts are preferably arranged EO on the central part, that they move forward on this to take up the second position and so far that their front ends no longer rest on the central part and thereby can be fully flowed by the air. In particular, the outer parts protrude with their front ends over the front end of the central part to the front out. This results in a very strong increase in resistance with very simple means achieved. It proves to be particularly advantageous instead of the two or more Outer parts, however, according to claim 4 to use an annular part that on the central part is axially displaceable between two stops with a sliding fit. Even this contour ring in turn causes a particularly strong increase in resistance, if According to a preferred embodiment, it is in the second position on the central part is arranged so far forward that its front end is no longer on the central part is applied and in particular also protrudes beyond its front end, since then the space formed between the contour ring and the central part due to the damming the air is under increased pressure, which causes an increase in resistance.

Sofern bei der Drallstabilisieflrng des Ubungsflugkörpers, insbesondere eines Ubungsgeschosses, während der Beschleunigung im Rohr der Abschußeinrichtung eine möglichst vollständige Drallübertragung auch auf das Zentralteil zweckmäßig sein sollte, kann der Übungsflugkörper nach Anspruch 5 ausgebildet werden.If during the spin stabilization of the training missile, in particular of a training bullet, while accelerating in the barrel of the launcher as complete a twist transfer as possible to the central part is also expedient should be, the training missile can be designed according to claim 5.

Um zu verhindern, daß es bei der Relativverschiebung der Teile in die zweite Position zu einer Beschädigung kommt, wenn das eine Teil auf einen entsprechenden Anschlag des anderen Teiles auftrifft, ist es zweckmäßig, nach Anspruch 6 zwischen den beiden Teilen eine Art gasgefüllten Stoßdämpfer auszubilden, sofern nicht die Anordnung nach Anspruch 2 vorgesehen ist, die außer der Fixierung in der ersten Position auch eine Stoßdämpfung in der zweiten Position bewirkt.To prevent the relative displacement of the parts in the second position is damaged if one part is placed on a corresponding one Strikes the stop of the other part, it is appropriate according to claim 6 between the two parts to form a kind of gas-filled shock absorber, unless the Arrangement according to claim 2 is provided, in addition to the fixation in the first Position also causes shock absorption in the second position.

Die Einrichtung für die Aufnahme bzw. Erzeugung des die Haltekraft aufbringenden Gases wird nach Anspruch 7 bevorzugt im Zentralteil angeordnet. Insbesondere bei Ubungsgeschossen treten im Rohr der Abschußeinrichtung relativ hohe Gasdruck- und Beschleunigungskräfte auf. Um in solchen Fällen eine möglichst hohe Beschleunigungsfestigkeit und/oder Verformungssteifigkeit des Ubungsflugkörpers zu erreichen, ist eine Ausbildung nach Anspruch 8 zaleckmäßig. Beispielsweise zwecks Kompensation der Reibung an der Rohrwand kann dabei die Heckfläche des an der Rohrwand anliegenden Teiles etwa größer gewählt sein als es sich an sich aus dem Massenverhältnis der beiden Teile und der Heckfläche des anderen Teiles ergibt.The device for receiving or generating the holding force applying gas is preferably arranged according to claim 7 in the central part. In particular with practice bullets, relatively high gas pressure and acceleration forces. In such cases, a height Acceleration strength and / or deformation stiffness of the training missile to achieve, a training according to claim 8 is zaleckweise. For example, for the purpose of The rear surface of the on the pipe wall can compensate for the friction on the pipe wall adjacent part should be chosen to be larger than it is per se from the mass ratio of the two parts and the rear surface of the other part results.

Bei manchen Anordnungen der Einrichtung für die Aufnahme bzw.With some arrangements of the facility for the reception or

Erzeugung des Druckgases kann es je nach der Temperatur des Druckgases und der thermischen Belastbarkeit der Teile u.U.Generation of the compressed gas can occur depending on the temperature of the compressed gas and the thermal load capacity of the parts.

zu Schwierigkeiten hinsichtlich deren einwandfreier Verschiebbarkeit kommen, wenn nicht besondere Maßnahmen getroffen werden.to difficulties in terms of their perfect movability come unless special measures are taken.

In diesem wie auch in anderen Fällen ist eine Ausbildung nach Anspruch 9 vorteilhaft. Hierbei sind der Bremsteil mit den wenigstens zwei gegeneinander zu verschiebenden Teilen und der Antriebs- oder Gasdruckteil des Übungsflugkörpers axial hintereinander angeordnet.In this as well as in other cases, training is required 9 advantageous. Here, the braking part with the at least two are against each other parts to be displaced and the propulsion or gas pressure part of the training missile arranged axially one behind the other.

Die durch die Masse der Teile und die an diesen angreifenden Widerstandskräften bestimmte unterschiedliche Verzögerung der Teile kann gemäß Anspruch 10 in vorteilhafter Weise noch durch Ausnutzung des Staudrucks der Luftanströmung unterstützt werden.The result of the mass of the parts and the resistive forces acting on them certain different delay of the parts can according to claim 10 in more advantageous Way can still be supported by utilizing the dynamic pressure of the air flow.

Die Erfindung ist in der Zeichnung in Ausführungsbeispielen schematisch gezeigt und wird anhand dieser nachstehend noch näher erläutert. Dabei werden für die gleichen Einzelheiten in allen Figuren gleiche Bezugsziffern verwendet. Es zeigen im Hinblick auf die zumindest im wesentlichen rotationssymmetrische Ausbildung der Ubungsflugkörper zur Vereinfachung der zeichnerischen Darstellung - sofern nachstehend nichts anderes angegeben ist - jeweils in der oberen Hälfte im Längsschnitt und in der unteren Hälfte in der Ansicht Fig. la und b einen Ubungsflugkörper mit zentralem Antrieb und äußerem Konturring, Fig. 2 einen zentralen Antrieb mit äußerem Konturring im Querschnitt, Fig. 3a und b einen Übungsflugkörper mit Hintereinanderanordnung von Antrieb und Konturring, Fig. 4a und b eine Variante hierzu mit Druckfeder, Fig. 5 eine andere Variante mit unterschiedlichen Keilwinkeln, Fig. 6a und b eine weitere Variante mit Staudruckunterstützung, Fig. 7a und b einen Übungsflugkörper mit Gasgenerator, Fig. 8a und b die Anordnung eines Kaltgasgenerators im Übungsflugkörper im Aussclunitt und Fig. 9a und b einen Übungsflugkörper mit Heckflächenanpassung.The invention is shown schematically in the drawing in exemplary embodiments shown and will be explained in more detail below with reference to this. For the same details are used in all figures using the same reference numerals. Show it with regard to the at least substantially rotationally symmetrical design of the Exercise missile to simplify the drawing - provided below nothing else is indicated - each in the upper half in longitudinal section and in the lower half in the view Fig. La and b a training missile with a central Drive and outer contour ring, Fig. 2 shows a central drive with an outer contour ring in cross section, 3a and b show a training missile arranged one behind the other of the drive and contour ring, Fig. 4a and b a variant of this with a compression spring, Fig. 5 another variant with different wedge angles, FIGS. 6a and b another Variant with dynamic pressure support, Fig. 7a and b a training missile with gas generator, 8a and b show the arrangement of a cold gas generator in the training missile in the outlet and FIGS. 9a and b show a training missile with tail surface adaptation.

Der in Fig. la und b gezeigte Übungsflugkörper, bei dem es sich wie auch in den anderen Figuren um ein schematisch dargestelltes Übungsgeschoß handelt, weist eine Einrichtung auf, welche seine aerodynamische Form günstig macht, solange ein Raketenantrieb arbeitet, und ungünstig, wenn dieser nicht arbeitet. Die dadurch erzielbare Erhöhung des aerodynamischen Widerstandes W muß für Schub F=O ausreichen, um unter allen Umständen, d.h. such bei einem ZuSammentreffen von Versagen des Raketenantriebes und der Abschußeinrichtung, eine Überschreitung der zugelassenen Maximalschußweite zu verhindern. Dies wird durch wenigstens ein Teil 1 erreicht, welches auf einem anderen Teil 2 des Übungsflugkörpers axial verschiebbar ist und z.B. in der in Fig.- la gezeigten zurUckgezogenen ersten Position I eine günstige, in deren Fig. 1b gezeigten vorgezogenen zweiten Position II eine ungünstige aerodynamische Form des tfbungsflugkörpers bewirkt.The training missile shown in Fig. La and b, in which it is like also in the other figures is a schematically represented training floor, has a device which makes its aerodynamic shape favorable as long as a rocket engine works, and inconvenient when it doesn't. The thereby achievable increase in aerodynamic resistance W must be sufficient for thrust F = O, under all circumstances, i.e. look for failure of the rocket engine in the event of a coincidence and the launching device, exceeding the permitted maximum firing range to prevent. This is achieved by at least one part 1, which is on a other part 2 of the training missile is axially displaceable and, for example, in the 1a, the withdrawn first position I shown is a favorable one shown in FIG. 1b preferred second position II an unfavorable aerodynamic shape of the training missile causes.

Gemäß Fig. 1a ist das Teil 1 vorzugsweise als im wesentlichen rohrförmiges Gebilde - im folgenden Konturring K genannt -ausgebildet, das auf dem als Zentralteil Z fungierenden Teil 2 koaxial verschiebbar ist. Das Zentralteil Z ist als Zusatzantrieb nach der DT-OS 25 57 293 ausgebildet, weist also beispielsweise ein Feststoff-Raketentriebwerk mit Brennkammer 3, Treibsatz 4 und Düse 5 auf. Ein Treibsatzanzünder und eine Verdämmung sind in Fig, 7a und b nicht gezeigt, weil angenommen wird, daß der Trelbsatz 4 durch die Treibgase im Abschußrohr angezündet wird. Die Verwendung eines Antriebs mit Treibsatzanzünder und Verdämmung ist er ohne weiteres möglich.According to Fig. 1a, the part 1 is preferably as a substantially tubular Formation - called contour ring K in the following - is formed on the as a central part Z acting part 2 is coaxially displaceable. The central part Z is designed as an additional drive according to DT-OS 25 57 293, so has for example a solid rocket engine with combustion chamber 3, propellant charge 4 and nozzle 5. A Propellant igniter and a damming are not shown in Fig, 7a and b because it is assumed that the Trelbsatz 4 ignited by the propellant gases in the launch tube will. The use of a drive with a propellant lighter and damming is what it is easily possible.

In Fig. 1a ist der Übungsflugkörper mit Konturring K und Zentralteil Z in der ersten Position I mit aerodynamisch günstiger Form gezeigt, wobei sich der Konturring K nach hinten am flanschartigen Anschlag 6 des Zentralteils Z abstützt. Während des Fluges in dieser Konfiguration greift am Konturring K die aerodynamische Widerstandskraft WKI an. Die aerodynamische Widerstandskraft WzI wirkt auf das Zentralteil Z, an dem auch der Schub FZ angreift. Die Kräfte sind durch entsprechende Pfeile in Fig. la und b angedeutet. Wenn nun die Massen mK und mZ von Konturring K und Zentralteil Z so gewählt werden, daß und gelten, so ist damit folgendes erreicht: Liefert das Zentralteil Z keinen Schub FZ, so gilt Gleichung (1) und die Verzögerungen von Konturring K und Zentralteil Z betragen Die Gleichungen (3)- gelten in Anwendung des Newtonschen Gesetzes: Kraft (hier aerodynamischer Widerstand W) = Masse x Beschleunigung (hier Verzögerung). Unter Beachtung der Gleichung (1) folgt, daß der Konturring K weniger stark verzögert wird als das Zentralteil Z. Da sich der Konturring K axial verschieben kann, wandert er relativ zum Zentralteil Z nach vorn,1 bis die Konfiguration nach Fig. Ib erreicht ist. Fig. Ib zeigt die Teile 1 bzw. K und 2 bzw. Z in der aerodynamisch ungünstigen Position II. Wenn aufgrund der aerodynamischen Auslegung dafür gesorgt wird, daß in der Position II gilt, so bleibt die neue Konfiguration erhalten. Die Massenkraft, welche den Konturring K nach vorn gezogen hat, stützt sich an dsl vorderen ringflanschförmigen Anschlag 7 des Zentralteils Z ab.In FIG. 1 a, the training missile with the contour ring K and central part Z is shown in the first position I with an aerodynamically favorable shape, the contour ring K being supported on the flange-like stop 6 of the central part Z towards the rear. During the flight in this configuration, the aerodynamic drag force WKI acts on the contour ring K. The aerodynamic drag force WzI acts on the central part Z, on which the thrust FZ also acts. The forces are indicated by corresponding arrows in Fig. La and b. If now the masses mK and mZ of contour ring K and central part Z are chosen so that and apply, the following is achieved: If the central part Z does not deliver any thrust FZ, then equation (1) applies and the delays of the contour ring K and central part Z are Equations (3) apply when Newton's law is applied: Force (here aerodynamic resistance W) = mass x acceleration (here deceleration). Taking equation (1) into account, it follows that the contour ring K is decelerated less than the central part Z. Since the contour ring K can move axially, it moves forward relative to the central part Z, 1 until the configuration according to FIG. 1b is reached . Fig. Ib shows parts 1 or K and 2 or Z in the aerodynamically unfavorable position II. If, due to the aerodynamic design, it is ensured that in position II applies, the new configuration is retained. The inertial force, which has pulled the contour ring K forward, is supported on the front annular flange-shaped stop 7 of the central part Z.

Die sich ergebene Verzögerung des Gesamtsystems beträgt wobei.The resulting delay in the overall system is whereby.

WKII + WZII »WKI + WZI gilt, weil die aerodynamische Güte der Konfiguration nach Fig. Ib wesentlich ungünstiger als die nach Fig. la ist. WKII + WZII »WKI + WZI applies because the aerodynamic quality of the configuration according to Fig. Ib is much less favorable than that of Fig. La.

Das Zentralteil Z ist so ausgelegt, daß es am Ende der Ubungsflugphase keinen Schub Fz mehr liefert. Der Ubungsflugkörper nimmt dann die in Fig. 1b gezeigte Gestalt an und wird entsprechend verstärkt abgebremst. Die gleiche Gestalt nimmt er aber auch an, wenn z.B. aufgrund eines Fehlers in dem Zentralteil Z von vornherein kein Schub Fz erzeugt wird, so daß der Ubungsflugkörper sofort entsprechend verstärkt abgebremst wird.The central part Z is designed so that it is at the end of the training flight phase no more thrust Fz delivers. The training missile then takes the one shown in Fig. 1b Shape and is slowed down accordingly more intensely. Takes the same shape But it also starts if, for example, due to an error in the central part Z from the start no thrust Fz is generated, so that the training missile immediately amplifies accordingly is braked.

Eine Überschreitung der zugelassenen Maximalschußweite ist damit zuverlässigausgeschlossen. Das gilt auch für ein evtl.Exceeding the permitted maximum shooting range is thus reliably excluded. This also applies to a possible

Versagen der Abschußeinrichtung, indem die aerodynamische Güte der in Fig. Ib gezeigten Konfiguration derart ungünstig festgelegt wird, daß auch bei dem zur größten Schußweite führenden optimalen Neigungswinkel der Abschußeinrichtung die Abbremsung so stark ist, daß die zugelassene Maximalschußweite nicht überschritten wird.Failure of the launcher by reducing the aerodynamic performance of the The configuration shown in Fig. Ib is set so unfavorably that even in the optimum angle of inclination of the launching device leading to the greatest firing range the deceleration is so strong that the maximum allowed range is not exceeded will.

Arbeitet der Ubungsflugkcrper dagegen wie erwünscht,d.h. liefert das Zentralteil Z während der Übungsflugphase den Schub Fz, so gilt Gleichung (2) und der Konturring K wird an dem hinteren Anschlag 6 in der Position I festgehalten, so daß die aerodynawisch günstige Konfiguration nach Fig. la bis zum Ende der obungs flugstrecke erhalten bleibt und damit im Ubungsbereich das Flugverhalten des Originalflugkörpers simuliert wird.If, on the other hand, the training missile works as desired, i.e. delivers that Central part Z applies thrust Fz during the training flight phase, then equation (2) and apply the contour ring K is held on the rear stop 6 in position I, so that the aerodynamically favorable configuration according to Fig. La to the end of the obungs flight path is preserved and thus the flight behavior of the original missile in the exercise area is simulated.

Um zu verhindern, daß das Teil 1 bzw. K beim Aufschlag auf den vorderen Anschlag 7 beschädigt wird oder das Teil 2 bzw. Z beschädigt, ist die axiale Führung als luftgefüllter Stoßdämpfer ausgebildet. Hierzu ist zwischen den Teilen 1 und 2 der ringzylindrische Raum 8 vorgesehen, der nach hinten durch den nach innen vorspringenden ringförmigen Bund 9 des Teiles 1 und nach vorn durch den Anschlag 7 des Teils 2 begrenzt ist.To prevent part 1 or K from hitting the front Stop 7 is damaged or part 2 or Z is damaged, is the axial guide designed as an air-filled shock absorber. This is between parts 1 and 2 of the annular cylindrical space 8 is provided, which protrudes to the rear through the inwardly projecting annular collar 9 of part 1 and forward through stop 7 of part 2 is limited.

Das Teil 1 ist mit so geringem radialem Spiel auf dem Teil 2 geführt, daß es bei der Vorwärtsbewegung des Teils 1, die mit einer entsprechenden Verkleinerung des Raumes 8 und Kompression der in diesem befindlichen Luft verbunden ist, nur zu einer sehr geringen axialen Luftabströmung aus dem Raum 8 kommt. Im Teil 1 sind daher zusätzlich die symmetrisch angeordneten radialen Druckausgleichsbohrungen oder Drosselöffnungen 10 vorgesehen, welche dafür sorgen, daß das Teil 1 bzw. K auf einem Luftpolster vergleichsweise langsam nach vorn bis zum Anschlag 7 gleitet.Part 1 is guided with such little radial play on part 2, that it is in the forward movement of the part 1, which with a corresponding reduction in size of the space 8 and compression of the air in this is connected, only there is very little axial air outflow from space 8. In part 1 are therefore also the symmetrically arranged radial pressure equalization bores or throttle openings 10 are provided, which ensure that the part 1 or K Slides forward comparatively slowly on an air cushion up to the stop 7.

Ein Übungsflugkörper der in Fig. 1a und b dargestellten Art wird in der Regel drallstabilisiert sein. Um während der Beschleunigung des Ubungsflugkörpers im Rohr der Abschußeinrichtung den Drall auch auf das Zentralteil Z voll zu übertragen, dürfen der Konturring K und das Zentralteil Z sich nicht gegeneinander verdrehen, was durch eine geeignete in Umfangsrichtung formschlüssige Lagerung erreichbar ist. Eine der vielen möglichen Bauweisen ist in Fig. 2 gezeigt, bei der radiale Drallnocken 11 des Zentralteils Z in entsprechende Ausnehmungen 12 des Konturrings K eingreifen. Es genügt, wenn die Drallübertragung in der Position I gewährleistet ist.A training missile of the type shown in Fig. 1a and b is shown in usually be twist stabilized. To during the acceleration of the training missile in the tube of the launching device to fully transfer the twist to the central part Z, the contour ring K and the central part Z must not twist against each other, which can be achieved by means of a suitable, form-fitting mounting in the circumferential direction. One of the many possible designs is shown in FIG. 2, in which radial swirl cams 11 of the central part Z engage in corresponding recesses 12 of the contour ring K. It is sufficient if the twist transmission is guaranteed in position I.

Wenn eine Drallübertragung auf das Zentralteil Z jedoch zu nur mit sehr großem Aufwand oder u.U. auch gar nicht zu behebenden Schwierigkeiten bezüglich der Innenballistik des Feststoffraketentriebwerks führen sollte, besteht in der Bauweise der Fig. la und b erforderlichenfalls auch die Möglichkeit, bei Aufbringung des Dralls über den Konturring K die Lagerung zwischen diesem und dem Zentralteil Z nach Art eines Gleitlagers als Rotationsrutschkupplung auszubilden, so daß der insgesamt auf das Zentralteil Z aufgebrachte Drall reduziert wird.If a twist is transferred to the central part Z, however, only with very great effort or possibly also difficulties that cannot be resolved at all the internal ballistics of the solid rocket engine, consists in the Construction of Fig. La and b, if necessary, the possibility of applying of the twist over the contour ring K, the storage between this and the central part Form Z in the manner of a plain bearing as a rotational slip clutch, so that the overall twist applied to the central part Z is reduced.

Bei gewissen Anwendungsfällen kann es sich bei der Ausbildung nach Fig. la und b als nachteilig erweisen, daß bei kleinem Kaliber bzw. Durchmesser des Ubungsflugkörpers die Brennkammer 3 zur Unterbringung der erforderlichen Treibsatzmasse 4 verhSltnismäßig lang sein muß. Gleichzeitig ist die verhältnismäßig engen Fe rtigungstole ranzen unterliegende FUhrung 5 fläche zwischen Konturring K und Zentralteil Z relativ groß. Um trotz Aufheizung der Brennkammer 3 eine sichere Axialbewegung des Konturrings K auf dem Zentralteil Z zu gewährleisten, können zusätzliche Bauteile notwendig werden, z.B. eine besonders gute thermische Isolierung zwischen Brennkammerinnen- und -außenfläche oder eine in radialer Richtung klemmfreie dehnfähige Lagerung des Konturrings K auf dem Zentralteil Z. Diese Lagerung kann z.B. mittels radial beweglicher federbelasteter Stifte erfolgen, die zusammen mit entsprechenden Federn in radialen Sackbohrungen des Konturrings K gehalten sind und mit ihrem freien Ende auf dem Zentralteil Z gleiten.In certain cases of application, it can be a matter of training Fig. La and b prove disadvantageous that with a small caliber or diameter of the exercise missile, the combustion chamber 3 to accommodate the required propellant mass 4 must be relatively long. At the same time, the relatively tight manufacturing stole Satchel underlying guide 5 surface between contour ring K and central part Z relative great. In order to ensure a safe axial movement of the contour ring in spite of the heating of the combustion chamber 3 To ensure K on the central part Z, additional components may be necessary e.g. particularly good thermal insulation between the interior of the combustion chamber and outer surface or a clamping-free, stretchable mounting of the in the radial direction Contour rings K on the central part Z. This storage can e.g. by means of radially movable spring-loaded pins are made, which together with corresponding springs in radial Blind bores of the contour ring K are held and with their free end on the Central part Z slide.

Die aerodynamische Güte der Konfiguration nach Fig. 1 a kann weiterhin in manchen Anwendungsfällen noch so ungünstig sein, daß ein vergleichsweise starkes Triebwerk benötigt wird, und zwar auch dann, wenn statt der in Fig. la gezeigten kegeligen Vorderseite 13 eine aerodynamisch gUnstigere Ogive zur Anwendung kommt. Der Grund hierfUr ist im relativ hohen Heckwiderstand des Ubungsnugkörpers zu sehen. Der Aufbau nach Fig. la besitzt durch die spezielle Anordnung von Konturring K und Zentralteil Z weiterhin eine nur geringe Auslegungsflexibilität, falls neue Forderungen an den Übungsflugkörper gestellt werden und Xnderungen von Konturring K und Zentralteil Z notwendig machen sollten.The aerodynamic quality of the configuration according to FIG. 1 a can continue in some applications it can still be so unfavorable that a comparatively strong Engine is needed, even if instead of the one shown in Fig. La conical front 13 an aerodynamically more favorable ogive is used. The reason for this is to be seen in the relatively high tail resistance of the exercise body. The structure according to Fig. La has the special arrangement of contour ring K and Central part Z continues to have only a low level of design flexibility in the event of new requirements be placed on the training missile and changes to contour ring K and central part Make Z necessary should.

Diese Schwierigkeiten werden bei einem Aufbau nach Fig. 3a und b beseitigt oder gemindert. Die Bremseinheit 14 mit dem Konturring K und dem Zentralteil Z und die Antriebseinheit 15 mit Brennkammer 3, Feststofftreibsatz 4 und Düse 5 sind statt in radialer Richtung nebeneinander hier axial hintereinander angeordnet und in der Trennebene 16 miteinander verbunden. Die Brennkammer 3 besitzt außcn den kaliberbedingten Maximaldurchmesser des Übungsflugkörper's, so daß sie im Vergleich zu Fig. la entsprechend kürzer sein kann. Außerdem hat die Führung des Konturrings K auf dem Zentralteil Z relativ kleine Durchmesser, wodurch der Fertigungsaufwand verringert wird. Wegen der Hintereinanderanordnung von Bremseinheit 14 und Antriebseinheit 15 ist ferner die mögliche Aufheizung von Konturring K und Zentralteil Z gegen;-lfr der Konfiguration nach Fig. la erheblich vermindert.These difficulties are eliminated with a structure according to FIGS. 3a and b or reduced. The brake unit 14 with the contour ring K and the central part Z and the drive unit 15 with combustion chamber 3, solid propellant 4 and nozzle 5 are in place in the radial direction next to one another here axially one behind the other and in the Parting plane 16 connected to one another. The combustion chamber 3 also has the caliber-related Maximum diameter of the training missile, so that in comparison to Fig. La accordingly can be shorter. In addition, the guidance of the contour ring K on the central part Z is relatively small in diameter, which reduces manufacturing costs. Because the arrangement of the brake unit 14 and drive unit 15 one behind the other is furthermore the possible heating of the contour ring K and central part Z against; -lfor the configuration according to Fig. La considerably reduced.

Die aerodynamische Güte der Konfiguration nach Fig. 3a über steigt die nach Fig. la, weil nach Fig. 3a ein konisches Heck 17 vorgesehen ist. Die Konfiguration nach Fig. 3a ist außerdem durch Hintereinanderanordnung von Bremseinheit 14 und Antriebseinheit 15 flexibel. Die Strukturteile links und rechts der Trennebene 16 können weitgehend unabhängig voneinander entwickelt oder modifiziert werden. Dies ermöglicht eine Konfektionierung der Ubungsflugkörper und ihre einfachere Anpassung an verschiedent Aufgabenstellungen. Sofern die Bremseinheit 14 abweichend von Fig. 3a über ihre gesamte axiale Länge mit einer konischen Außenfläche ausgebildet wird, kann der Konturring K besonders einfach auf verschiedene Kaliber zugeschnitten werden.The aerodynamic quality of the configuration according to FIG. 3a increases the one according to FIG. la, because according to FIG. 3a a conical rear end 17 is provided. The configuration according to Fig. 3a is also by sequential arrangement of the brake unit 14 and Drive unit 15 flexible. The structural parts to the left and right of the parting plane 16 can be developed or modified largely independently of one another. this enables the training missile to be assembled and adapted more easily on various tasks. If the brake unit 14 differs from Fig. 3a is formed with a conical outer surface over its entire axial length, the contour ring K can be easily cut to different calibers.

Wenn die Kraft, welche im Versagungsfalle des Antriebes oder nach dessen Brennschluß den Konturring K gegen das Zentral teil Z axial verschiebt, unter ungünstigen Umständen sehr klein ist, kann es möglich sein, daß die vorgenannten Ausbildungen der Ubungsflugkdrper nur schwierig anwendbar sind. In diesen Fällen kann z.B. gemäß Fig. 4a und 4b zur Unterstützung der Verschiebung der beiden Teile 1 und 2 aus der ersten Position I in die zweite Position II eine vorgespannte, koaxial angeordnete Schraubenfeder 18 oder ein anderer mechanischer Krafterzeuger zwischen diesen beiden Teilen 1 und 2 bzw. dem zu verschiebenden Teil 1 und der Antriebseinheit 15 angeordnet werden. Die Schraubenfeder 18 wird im vorgespannten Zustand z.B. dadurch. gehalten, daß der Konturring K und das Zentralteil Z mittels eines nicht gezeigten radialen Abscherstiftes in der Konfiguration der Fig. 4a gehalten sind. Der Konturring K ist dabei im geringen axialem Abstand von der Antriebseinheit 15 angeordnet. Beim Abschuß verschiebt sich dann die Antriebseinheit 15 nach vorn gegen den Konturring, wodurch der Abscherstift abschert. Der Konturring K ist dann frei verschiebbar und kann unter der zusätzlichen axialen Kraft'der Schraubenfeder 18 in die in Fig. 4b gezeigte Position II verschoben werden, wenn die hierfür erforderlichen Voraussetzungen gegeben sind.If the force, which in the case of failure of the drive or after whose short circuit the contour ring K moves axially against the central part Z, below adverse circumstances is very small, it may be possible that the aforementioned Training of the training aircraft are difficult to apply. In these cases can for example as shown in Figures 4a and 4b to assist in the displacement of the two parts 1 and 2 from the first position I to the second position II a pretensioned, coaxial arranged coil spring 18 or another mechanical force generator between this both parts 1 and 2 or the part 1 to be moved and the drive unit 15 can be arranged. The coil spring 18 in the pretensioned state is e.g. held that the contour ring K and the central part Z by means of a not shown radial shear pin are held in the configuration of Fig. 4a. The contour ring K is arranged at a small axial distance from the drive unit 15. At the Launch then moves the drive unit 15 forward against the contour ring, whereby the shear pin shears off. The contour ring K is then freely movable and can under the additional axial force of the helical spring 18 in the in Fig. 4b Position II shown can be moved if the necessary conditions are met given are.

Die Verschiebung kann weiterhin durch eine besondere Gestaltung des Konturrings K zur Verminderung des aerodynamischen Widerstandes WK begUnstigt werden. Beispielsweise kann dazu der Keilwinkel d am Konturring K in Fig. la verkleinert oder in Fig. 3a ein besonders flacher Ogiventorus 19 vorgesehen werden.The shift can continue through a special design of the Contour rings K to reduce the aerodynamic drag WK are favored. For example, the wedge angle d on the contour ring K in FIG. La can be reduced for this purpose or a particularly flat ogive torus 19 can be provided in FIG. 3a.

In Fig. 5 ist ein Obungsflugkörper mit unterschiedlichen Keilwinkeln OL und P am Konturring K und dem Zentralteil Z gezeigt.In Fig. 5 is a training missile with different wedge angles OL and P are shown on the contour ring K and the central part Z.

In der oberen Hälfte dieser Fig. ist dabei der Ubungsflugkörper, teilweise im Schnitt, in der Position I gezeigt, während die untere Hälfte die Konfiguration in der Position II in der Ansicht wiedergibt. Auch hierbei sind die Bremseinheit 14 und die Antriebseinheit 15 wieder axial hintereinander angeordnet. Das Flugkörperheck 17 ist zur Reduzierung des aerodynamischen Widerstandes konisch ausgebildet.In the upper half of this figure, the training missile is partially in section, shown in position I, while the lower half shows the configuration in position II in the view. Here, too, are the braking unit 14 and the drive unit 15 are again arranged axially one behind the other. The missile tail 17 is conical to reduce the aerodynamic drag.

Zur Unterstützung der in Flugrichtung wirkenden Massenkraft des Konturrings K kann gemäß Fig. 6a und b weiterhin der Staudruck der Luftanströmung verwendet werden. Das Zentralteil Z weist den von seiner Spitze 20 ausgehenden axialen Lufteinlaßkanal 21 auf, der über an seine. hinteren Ende vorgesehene radiale Stra.ungs.To support the inertial force of the contour ring acting in the direction of flight According to FIGS. 6a and b, the dynamic pressure of the air inflow can also be used will. The central part Z has the axial air inlet channel extending from its tip 20 21 on who's over to his. Radial Stra.ungs provided at the rear end.

kanäle 22 mit den Druckraum 23 verbunden ist. Der Konturring K Ubergreift mit seinem hinteren hülsenförmigen Ansatz 24 die Antriebseinheit 15 derart auf eine. Teil ihrer axialen Länge, daß bei Verschiebung des Konturrings K in die Position II der Fig. 6b der sich vergrößernde Druckraum 23 nach hinten in der gewünschten Weise gasdicht abgeschlossen ist. Die im Druckraum 23j unter erhöhtem Druck aufgestaute Luft übt dann auf die zumindest im wesentlichen radiale ringförmige Schubfläche 25 des Konturrings K eine nach vorn gerichtete Axialkraft aus, welche die Verschiebung in die Position II unterstützt.channels 22 is connected to the pressure chamber 23. The contour ring K overlaps with its rear sleeve-shaped extension 24, the drive unit 15 in such a way on a. Part of its axial length that when the contour ring K is moved into position II the 6b shows the increasing pressure chamber 23 towards the rear in FIG the desired way is sealed gas-tight. The in the pressure chamber 23j under increased Pressure pent up air then exerts on the at least substantially radial annular Thrust surface 25 of the contour ring K from a forwardly directed axial force, which supports the shift to position II.

Je nach Aufgabenstellung und zulässigem Aufwand kann der erfindungsgemaße Ubungsflugkörper anstelle eines Raketenantriebes auch mit einem einfacheren Gasgenerator, insbesondere einem pyrotechnischen Gasgenerator oder einer Kaltgaspatrone ausgestattet werden. An einen solchen Gasgenerator sind bei gleicher Aufgabenstellung geringere Anforderungen zu stellen als an einen Raketenantrieb. Dies gilt sowohl hinsichtlich der Struktur als auch hinsichtlich des Treibstoffs in Menge und Qualität. Das vom Gasgenerator erzeugte bzw. abgegebene Gas dient dazu, die wenigstens zwei gegeneinander verschiebbaren Teile des Ubungsflugkörpers in der Ubungsflugphase in der aerodynamisch günstigen Position I zu fixieren. Das Gas kann weiterhin zu einer zusätzlichen Reduzierung des aerodynamischen Widerstandes verwendet werden.Depending on the task and the permissible effort, the inventive Exercise missile instead of a rocket drive also with a simpler gas generator, in particular equipped with a pyrotechnic gas generator or a cold gas cartridge will. A gas generator of this type requires fewer for the same task To make demands than to a rocket engine. This applies to both the structure as well as the fuel in terms of quantity and quality. That from Gas generator generated or released gas is used to counteract the at least two displaceable parts of the training missile in the training flight phase in the aerodynamic favorable position I to fix. The gas can continue to cause an additional reduction of aerodynamic resistance can be used.

Gemäß Fig. 7a und b ist hierzu das Teil 2 bzw. Zentralteil Z des Ubungsflugkörpers mit dem Hohlraum 26 versehen, in. dem der pyrotechnische Gasgenerator 27 mit Treibsatz 28 und elektrischer Anzündung 29, sich am Boden 30 des Zentralteiles Z nach hinten abstützend angeordnet ist. Der Hohlraum 26 ist über wenigstens zwei gleichmäßig über den Umfang verteilte radiale Durchbrechungen 31 mit dem Gasdruckraum 32 verbunden, der zwischen dem Zentralteil Z und dem Teil 1 bzw. Konturring K ausgebildet ist.According to FIGS. 7a and b, part 2 or central part Z of the training missile is for this purpose provided with the cavity 26 in which the pyrotechnic gas generator 27 with propellant 28 and electrical ignition 29, on the bottom 30 of the central part Z to the rear Is arranged in a supporting manner. The cavity 26 is uniform over at least two Radial openings 31 distributed over the circumference are connected to the gas pressure chamber 32, which is formed between the central part Z and the part 1 or contour ring K.

Der Gasdruckraum 32 ist nach vorn durch die am Zentralteil Z ausgebildete radiale ringförmige Schubfläche 33 und nach hinten durch die am Konturring K ausgebildete radiale ringförmige Schubfläche 34 begrenzt. Im Konturring K sind im Bereich des konischen Hecks 17 die Abströmöffnungen 35, hier mehrere Druckausgleichsbohrungen, gleichmäßig über den Umfang verteilt angeordnet. Die Funktion eines solchen UbungsflugkörpeIs ist wie folgt: Funktioniert der pyrotechnische Gasgenerator 27 nicht, nachdem der Ubungsflugkörper die Abschußeinrichtung verlassen hat, so stellt sich die Konfiguration nach Fig. 7b ein, aus Gründen, die bereits zu Fig. Ib angegeben sind. Arbeitet dagegen der Gasgenerator 27, so strömen Gase über die radialen Durchbrechungen 31 in den ringzylindrischen Gasdruckraum 32 und halten den Konturring N zurück, so daß die Konfiguration nach Fig. 7a erhalten bleibt.The gas pressure chamber 32 is formed on the central part Z to the front radial annular thrust surface 33 and to the rear through that formed on the contour ring K. radial annular thrust surface 34 limited. In the contour ring K are in the area of conical stern 17 the outflow openings 35, here several pressure equalization bores, evenly distributed over the circumference. The function of such a training missile is as follows: Is the pyrotechnic gas generator 27 functioning? not after the training missile has left the launcher, so provides the configuration according to FIG. 7b, for reasons that have already been given for FIG. Ib are. If, on the other hand, the gas generator 27 is working, gases flow through the radial openings 31 in the ring-cylindrical gas pressure chamber 32 and hold back the contour ring N, so that the configuration according to FIG. 7a is retained.

Die Abströmöffnungen 35, welche den Gasdruckraum 32 mit der Umgebung verbiden,haben eine doppelte Aufgabe: Durch Festlegung der äußeren Klemmung, d.h. dem Verhältnis von brennender Oberfläche des Treibsatzes 28 zu ihrem lichten Querschnitt, sorgen sie dafür, daß der Gasgenerator 27 ordnungsgemäß bei einem von der äußeren Klemmung abhängigen Druck abbrennt. Weiterhin belüften die durch die Abströmöffnungen 35 ausströmenden Gase das Heck 17 des Übungsflugkörpers und reduzieren damit während der Ubungsflugphase den aerodynamischen Widerstand, was bei manchen Abwendungsfällen erwünscht ist.The outflow openings 35, which connect the gas pressure space 32 with the environment verbiden, have a twofold task: By defining the external clamping, i.e. the ratio of the burning surface of the propellant charge 28 to its clear cross-section, make sure that the gas generator 27 is properly at one of the outer Clamping-dependent pressure burns off. Furthermore, the ventilate through the outflow openings 35 escaping gases reduce the tail 17 of the training missile and thus during the aerodynamic resistance of the exercise flight phase, which in some cases of aversion is desirable.

Ist der Treibsatz 28 am Ende der Übungsflugphase verbrannt, so stellt sich im Inneren des Ubungsflugkörpers der Umgebungsdruck ein, und der Konturring K rutscht aus den bereits geschilderten Gründen in die in Fig. 7b gezeigte Position II.If the propellant charge 28 is burned at the end of the training flight phase, so is The ambient pressure and the contour ring enter the interior of the training missile For the reasons already described, K slips into the position shown in FIG. 7b II.

Ist die Abminderung des aerodynamischen Widerstandes durch den Gasgenerator während der Übungsflugphase nicht erwünscht, so kann das Gas auch weitgehend "neutralß' ausgeblasen werden, z.B.Is the reduction of the aerodynamic drag caused by the gas generator not desired during the training flight phase, so the gas can also be largely "neutral" be blown out, e.g.

radial nach außen.radially outwards.

Hinsichtlich der thermischen Beanspruchung können u.U. die gleichen Schwierigkeiten auftreten wir sie zu Fig. la geschildert wurden. Im vorliegenden Falle ist die Beseitigung dieser Schwierigkeiten jedoch weniger aufwendig, weil nur relativ wenig und vergleichsweise kaltes Druckgas, aber kein Schub erzeugt werden muß. Diese Schwierigkeiten können erforderlichenfalls z.B.With regard to the thermal stress, the same can under certain circumstances Difficulties arise as they were described in Fig. La. In the present However, the elimination of these difficulties is less expensive because only relatively little and comparatively cold compressed gas, but no thrust can be generated got to. These difficulties can, if necessary, e.g.

dadurch behoben werden, daß an den kritischen Stellen eine thermische Isolierung angebracht wird. Weiterhin kann das Gasstrom an kühlenden Oberflächen vorbeigeführt werden, die mit chemischen Kühlmitteln wie z.B. Ammoniumbicarbonat oder Ammonium oxalat beschichtet sein können. Das Gas kann auch durch einen Behälter mit gepreßten Kühlkörpern aus chemischen Kühlmitteln hindurchgeleitet werden.be eliminated by the fact that at the critical points a thermal Insulation is attached. Furthermore, the gas flow on cooling surfaces be passed that with chemical coolants such as ammonium bicarbonate or ammonium oxalate can be coated. The gas can also pass through a container are passed through with pressed heat sinks made of chemical coolants.

Anstelle des pyrotechnischen Gasgenerators 27 kann auch ein Kaltgasgenerator verwendet werden, der als mit einem komprimierten oder verflüssigten Gas gefüllte, die vorgenannten thermischen Beanspruchungen vermeidende Patrone ausgebildet ist. Bei der in Fig. 8a gezeigten Anordnung dienen die Beschleunigungskräfte zum Öffnen der Patrone 36. Die Kaltgaspatrone 36 ist im Hohlraum 26 des Zentralteiles Z,an deren Boden 30 sich abstützen gehalten. Vor der Kaltgaspatrone 36 ist in der Führung 37 mit den Durchströmöffnungen 38 die axial verschiebbare Schlagmasse 39 angeordnet und mittels der Schraubenfeder 40 im Abstand von ihr gehalten. Bei der Beschleunigung des Übungsflugkörpers in der Abschußeinrichtung gemäß dem Pfeil A rutscht die Schlagmasse 39 aufgrund ihrer Trägheit nach hinten und zerstört mit ihrer Spitze 41 die Membran 42 der Kaltgaspatrone 36. Das in dieser enthaltene Gas wie etwa Stickstoff oder Luft mit einem Druck von z.B. 150 bar kann dann in den Hohlraum 26 des Zentralteils Z ausströmen. Der weitere Aufbau und Funktionsablauf stimmen mit den zu Fig. 7a geschilderten überein.Instead of the pyrotechnic gas generator 27, a cold gas generator can also be used be used, which is filled with a compressed or liquefied gas, the aforementioned thermal stresses avoiding cartridge is formed. In the arrangement shown in FIG. 8a, the acceleration forces are used for opening the cartridge 36. The cold gas cartridge 36 is in the cavity 26 of the central part Z on whose bottom 30 is held to be supported. In front of the cold gas cartridge 36 is in the guide 37 with the throughflow openings 38, the axially displaceable impact mass 39 is arranged and held at a distance from it by means of the coil spring 40. When accelerating of the training missile in the launcher according to arrow A, the impact mass slips 39 backwards due to its inertia and destroys the membrane with its tip 41 42 of the cold gas cartridge 36. The gas contained in this such as nitrogen or Air at a pressure of e.g. 150 bar can then enter the cavity 26 of the central part Z emanate. The further structure and functional sequence agree with those of FIG. 7a described match.

Bei der in Fig. 8b gezeigten Variante ist im Hohlraum 26 des Zentral teiles Z das Schlagstück 43 mit Dichtring 44 in einer Führung 45 gehalten und über die Öffnung 46 im Boden 30 von den Treibgasen der Abschußtreibladung beaufschlagbar. Das Schlagstück 43 stützt sich nach vorn über die Schraubenfeder 40 an der Kaltgaspatrone 36 ab, die im Zentralteil Z fest angeordnet ist. Beim Abschuß des Ubungsflugkörpers beschleunigt der Treibgasdruck im Rohr der Abschußeinrichtung das Schlagstück 43 entsprechend dem Pfeil A, so daß seine Spitze 47 die Membran 42 der Kaltgaspatrone 36 öffnet und die Gase aus dieser in den Hohlraum 26 des Zentralteils Z entweichen können.In the variant shown in Fig. 8b is in the cavity 26 of the central part Z held the hammer 43 with sealing ring 44 in a guide 45 and over the opening 46 in the bottom 30 can be acted upon by the propellant gases of the launch propellant charge. The striking piece 43 is supported forwards via the helical spring 40 on the cold gas cartridge 36 from, which is fixedly arranged in the central part Z. When launching the training missile the propellant gas pressure in the barrel of the firing device accelerates the hammer 43 according to arrow A, so that its tip 47 the membrane 42 of the cold gas cartridge 36 opens and the gases escape from this into the cavity 26 of the central part Z. can.

Eine weitere Lösung stellt eine Kombination zwischen Gasgenerator und Kleinsttriebwerk dar. Ein Kleinstfeststoffraketentriebwerk wird mit Verdämmung und Anzünder ausgestattet. Nach der Anzündung des Treibsatzes steigt der Druck in dem Zentralteil Z an, bis sich die Verdämmung öffnet. Von diesem Zeitpunkt an bleibt der Brernikammerdruck näherungsweise konstant, Weil der freigesetzte als Abströmöffnung wirkende Düsenhals den Massenstrom der Gase konstant hält, wenn die brennende Oberfläche des Treibsatzes gleichfalls konstant bleibt. Der Brennkammerdruck wird gleichzeitig dazu benutzt, nach Art der Fig. 7a den Konturring K in seiner hinteren Lage, der Position I zu fixieren. Der Schub F des Triebwerks ist in diesem Fall von untergeordneter Bedeutu.Another solution is a combination between gas generator and miniature engine. A micro-solid rocket engine is with damming and lighter. After lighting of the propellant the pressure in the central part Z increases until the dam opens. Of this At the point in time, the combustion chamber pressure remains approximately constant, because the one released The nozzle neck acting as a discharge opening keeps the mass flow of the gases constant when the burning surface of the propellant also remains constant. The combustion chamber pressure is used at the same time, in the manner of FIG. 7a, the contour ring K in its posterior position to fix the position I. The thrust F of the engine is in this Case of minor importance

Der Gasmassenstrom kann jedoch in vorteilhafter Weise zur Reduzierung des Heckwiderstandes herangezogen werden.However, the gas mass flow can advantageously be used for reduction the tail resistance can be used.

Die Freigabe des Konturrings K am Ende der Ubungsflugstrecke erfolgt durch Abbau des Innendrucks im Gasdruckraum 32, insbesondere durch Abströmen der Gase über Druckausgleichsbohrungen.The contour ring K is released at the end of the training flight route by reducing the internal pressure in the gas pressure chamber 32, in particular by flowing out of the Gases via pressure equalization holes.

Sofern das vom Gasgenerator erzeugte Gas eine Temperatur aufweist, welche oberhalb der Umgebungstemperatur liegt, kann zusätzlich oder ggf. auch statt dessen vorgesehen werden, den Innendruck durch die Abkühlung der Gase abzubauen.If the gas generated by the gas generator has a temperature which is above the ambient temperature can additionally or possibly also take place its intended to reduce the internal pressure by cooling the gases.

Bei den in den Fig. 7a bis 8b gezeigten Ubungsflugkörpern wird bei ordnungsgemäßer Funktion mit Hilfe eines Druckgases erreicht, daß während der vergleichsweise kurzen Übungsflugphase eine günstige aerodynamische Form beibehalten wird. Wenn kein Druck erzeugt wird, nimmt der Übungsflugkörper eine ungünstige aerodynamische Form an. Dabei bleibt er ebenso wie der mit einem Raketenantrieb als Einheit erhalten und fliegt in Abschußrichtung1 unter entsprechend starker Abbremsung weiter. Die Gesamtauslegung des Ubungsflugkörpers erfolgt auch hier so, daß die zulässige Maximalschußweite unter keinen Umständen überschritten wird.In the case of the training missiles shown in FIGS. 7a to 8b, at Proper function achieved with the help of a compressed gas that during the comparatively short training flight phase a favorable aerodynamic shape is maintained. if no pressure is generated, the training missile adopts an unfavorable aerodynamic Shape. Like the one with a rocket drive, it remains as a unit and continues to fly in the direction of launch1 with correspondingly strong braking. the Here, too, the overall design of the training missile is such that the maximum permissible range is not exceeded under any circumstances.

Wenn der Druckabbau bei einem Übungsflugkörper gemäß den Fig. 7a und 8b z.B. nur verzögert vonstatten gehen sollte, kann dieser ein Sicherheitsrisiko darstellen. Sofern dieses im Einzelfall nicht tragbar ist, kann der tibungsflugkörper mit Redundanz ausgestattet werden. Dazu kann der Übungsflugkörper z.B. mit einer größerer Anzahl von Druckausgleichsbohrungen 35 entsprechen kleineren Einzelquerschnitts versehen werden, so daß es nur einen geringen Einfluß hat, wenn die eine oder andere Bohrung etwa durc Verschmutzung verschlossen ist. Zusätzlich zu den Druckausgleichs bohrungen oder auch statt dessen können mehrere gleichartige Überdruckventile, Berstmernbranen od. dgl. vorgesehen werden.If the pressure reduction in a training missile according to FIGS. 7a and 8b, for example, should only take place with a delay, this can pose a security risk represent. If this is not portable in individual cases, the exercise missile be equipped with redundancy. For this purpose, the training missile can, for example, be equipped with a correspond to a larger number of pressure equalization bores 35 smaller Single cross-section are provided, so that it has little effect if one or the other hole is closed by contamination. Additionally to the pressure equalization holes or instead, several similar Overpressure valves, bursting devices or the like. Are provided.

Sofern keine Bohrungen vorgesehen sind oder ihr freier Gesamtströmungsquerschnitt zu klein ist, steigt der Druck in dem Zentralteil Z programmgemäß während der Übungsflugphase. An Ende der Übungsflugphase oder kurz danach ist ein Druck erreicht, der wenigstens ein Überdruckventil, Berstmembran od. dgl. öffnet.If no bores are provided or their free total flow cross-section is too small, the pressure in the central part Z rises according to the program during the training flight phase. At the end of the training flight phase or shortly thereafter, a pressure is reached that is at least a pressure relief valve, bursting membrane or the like opens.

Die Redundanz wird durch deren mehrfache Anordnung erreicht.The redundancy is achieved through their multiple arrangement.

Zusatzlich wenigstens ein Uberdruckventil, Berstmembran od. dgl.Additionally at least one pressure relief valve, bursting membrane or the like.

können auch vorgesehen werden bei der vorgenannten Kombination zwischen Gasgenerator und Kleinsttriebwerk, falls die Gesamtzuverlässigkeit dieser Anordnung im Hinblick auf eine evtl.can also be provided in the aforementioned combination between Gas generator and miniature engine, if the overall reliability of this arrangement with regard to a possible

verklemmende Verdäinaung nicht ausreicht.obstructive dilution is not enough.

Diese redundanten Ausführungen sind mit sehr viel geringerem Aufwand zu verwirklichen als es z.B. bei den eingangs erwähnten bekannten Ubungsge schossen mit aktiven Vorrichtungsteilen wie etwa einer Zerlegersprengladung möglich ist.These redundant designs are much less expensive to be realized than, for example, with the known practice shot mentioned at the beginning is possible with active device parts such as a dismantling charge.

In manchen Anwendungsfällen kann die Gewährleistung einer ausreichenden Beschleunigungsfestigke it und/oder Verformungssteifigkeit schwierig sein. In solchen Fällen ist es günstig, wenn die Gasdruckbeaufschlagung im Rohr der Abschußeinrichtung auf Konturring K und Zentralteil Z entsprechend ihren Massen erfolgt.In some applications, it can be ensured that a sufficient Acceleration strength and / or deformation stiffness can be difficult. In such In cases it is advantageous if the gas pressure is applied in the tube of the launcher takes place on contour ring K and central part Z according to their masses.

Ein derart ausgelegter Übungsflugkörper ist in den Fig. 9a und b gezeigt. Bedeuten mK die Masse des Konturrings und mZ die Masse des Zentralteils Z beim Abschuß, so werden bei die Druckkräfte entsprechend den Massen auf Konturring K und Zcntralteil Z wirken, falls der Druck über die Heckfläche des Übungsflugkörpers konstant verteilt ist. Zum Ausgleich der Reibung im Rohr kann ggf. das Durchmesserverhältnis DK/DZ entsprechend geringfügig vergrößert werden.A training missile designed in this way is shown in FIGS. 9a and b. If mK is the mass of the contour ring and mZ is the mass of the central part Z when it is fired, then at the pressure forces act on the contour ring K and Zcntralteil Z according to the masses, if the pressure is constantly distributed over the tail surface of the training missile. To compensate for the friction in the pipe, the diameter ratio DK / DZ can be increased slightly accordingly.

Bei den gezeigten Anordnungen mit Raketenantrieb, Gasgenerator bzw. Kaltgaspatrone sind diese jeweils im Teil 2 bzw. Zentralteil Z untergebracht. Bei besonderen Amrendungen kann es jedoch ohne weiteres erforderlich sein, den Gasgenerator bwz. die Kaltgaspatrone im Konturring K unterzubringen und den Druckabbau entweder auch über den Konturring 1 vorzunehmen oder über das Zentralteil Z. Weiterhin kann es erforderlich sein, den Schuberzeuger in den Konturring zu verlegen. In diesem Falle muß dann aa Konturring Brd schub dafür sorgen, daß der Konturring während der Übungsflugphase in der aerodynamisch gunstigen Position bleibt. 1. blick auf die geforderte Simulation des Flugverhaltens des Originalflugkörpers muß dann bei gleicher aerodynamischer Gute die Startmasse des Übungsflugkörpers hoher als die des Original flugkörpers sein, D den Bremsschub zu kotpernsieren.In the arrangements shown with rocket propulsion, gas generator or Cold gas cartridge, these are each housed in part 2 or central part Z. at However, it may be necessary to use the gas generator for special purposes bwz. to accommodate the cold gas cartridge in the contour ring K and the pressure reduction either also to be carried out via the contour ring 1 or via the central part Z. Furthermore, can it may be necessary to relocate the thrust generator in the contour ring. In this Case must then aa contour ring Brd thrust ensure that the contour ring during remains in the aerodynamically favorable position during the training flight phase. 1. look at the required simulation of the flight behavior of the original missile must then be same aerodynamic good, the launch mass of the training missile is higher than that of the original missile, D to kick the brake thrust.

L e e r s e i t eL e r s e i t e

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e 1. Exercise missile, in particular exercise business, with at least those in a first: position can be arranged to one another in such a way that the Exercise missile has an aer @ dynamically favorable shape, d u r c h g e k Note that on the training missile during a given Time after launch, a holding force acts by means of a in the training missile located or generated gas is exercisable and under their action the two Parts (1,2) in interaction with the aerodynamic drag forces acting on them assume the first position (I), and that if there is no holding force, the two parts (1,2) so different under the effect of the drag forces | delayable are that they occupy a second position (II) in which the aerodynamic The shape of the training missile is less favorable than in the first position (I).

2. Training missile according to claim 1, characterized in that the Body has a gas generator (27) and / or a cold gas cartridge (36) and between its parts (1, 2) which are to be displaced relative to one another have a gas pressure chamber (32) is, which is formed in the axial direction by a on the one part (2) front Thrust surface (33) and one on | the other part (1) formed rear thrust surface (, 4) is limited to which the gas generator (27) generated or the cold gas cartridge (36) released gas to expel the axial holding force, and from which the Gas can escape via at least one outflow opening (3, 5).

3. Training missile according to claim 1 or 2, characterized in that gekeenzeichne at least one of the two parts (1, 2) has a drive, preferably a rocket drive (3,4,5), to practice the having axial holding force.

4. Training missile according to one of claims 1 to 3, dad'-ch, that one part (2) as a central part (Zj and the other part (1) as on this axially displaceable contour ring (K) is formed.

5. training missile according to claim 4, characterized in that the Central part (Z) and the contour ring (K) at least in the first position (I) in the circumferential direction are positively connected to each other.

6. Training missile according to one of claims 1 and 3 to 5, thereby characterized in that between the two parts (1 or K, 2 or Z) a gas-filled Space (8) is provided, the volume of which when the parts are moved into the second Position (II) decreases under compression of the gas located in it, whereby the Gas flows off above at least one throttle opening (10).

7. Training missile according to one of claims 1 to 6, with a central part and at least one other sliding part on this, characterized in, that the central part (2) has a space (26) for receiving or generating the holding force having determining gas.

8. ffbungsnugkörper according to one of claims 1 to 7, characterized in that that both parts (1 or K, 2 or Z) of the propellant gases of the launcher directly can be acted upon and the ratio of the actable rear surfaces accordingly the ratio of the masses of both parts is chosen.

9. Training missile according to one of claims 1 to 6, with a central part and at least one other sliding part on this, characterized in, that a separate one for the reception or generation of the gas which determines the holding force Device (15) is provided, which is an axial extension of the central part (Z) and / or the other Part (1), in particular the contour ring (K), is arranged.

10. Exercise missile according to one of claims 1 to 9, characterized in that that a pressure chamber (23) is provided between the two parts (1 or K, 2 or Z) whose volume when the two parts are moved into the second position (II) increases and which is connected to at least one air inlet duct (21), the xron the front end face (20) of one of the two parts goes out.