DE3133339A1

DE3133339A1 - "unbemannter, aus einem transportbehaelter zu startender flugkoerper"

Info

Publication number: DE3133339A1
Application number: DE19813133339
Authority: DE
Inventors: Heinz-Jochen Dipl.-Ing. 2800 Bremen Höppner; Herbert Dipl.-Ing. 2870 Delmenhorst Sadowski; Hugo 2820 Bremen Sgarz
Original assignee: Vereinigte Flugtechnische Werke 2800 Bremen GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke GmbH; Vereinigte Flugtechnische Werke Fokker GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1981-08-22
Filing date: 1981-08-22
Publication date: 1983-03-10
Also published as: GB2107657B; DE3133339C2; FR2511766A1; FR2511766B1; GB2107657A; US4471923A

Description

8o2?-6o Bremen, 4.8.1981

Vv 22 B/Die/sch

Vereinigte Flugtechnische Werke Gesellschaft mit beschränkter Haftung

Unbemannter, aus einem Transportbehälter zu startender Flugkörper CZusatz zu P 29 35 044.5 - 22)

Die Erfindung geht aus von einem Flugkörper der .im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegeben und in der zugehörigen Hauptanmeldung P 29 35 o44.5 - 22 beschriebenen Art.

Derartige Flugkörper, sogenannte Kleindrohnen, werden unter anderem zur Bekämpfung gegnerischer Luftverteidigungsanlagen, insbesondere auch* von Radaranlagen, eingesetzt, wobei sie im Zielgebiet gegebenenfalls zunächst einige Zeit einen Such- bzw. Warteflug ausführen, bevor sie das /iol üiujr i>i lon. Als Ant riobsquol Ig diont dabei sowohl wiilirond dos Mar-.chf lugos als auch in der Suchphase ein Propel Ich triebwerk, während der Start aus dem Lager- und Transportbehälter heraus mit Hilfe einer Startrakete erfolgt. Das Rakententriebwerk ist zu diesem Zweck mittels einer separaten Halterung, die den Schub auf den Flugkörper überträgt, mit diesem verbunden, wobei die Halterung so ausgebildet, ist, daß sie

sich nach dem Abbrand der StartraketejWenn der Vortrieb nur noch vom Propellertriebwerk erzeugt wird, selbsttätig vom Flugkörper löst und zusammen mit der Startrakete zu Boden fällt.

Dor Erfindung liegt in diesem Zusammenhang die Aufgabe zugrunde, ir. weiterer Ausgestaltung des Flugkörpers gemäß der HauptanmeUiung diesen so auszubilden, daß der Schub des Raketentriebwerks möglichst zentral auf den Flugkörper übertragen wird, daß dennoch eine· möglichst weitgehende Freiheit hinsichtlich der konstruktiven Gestaltung des Flugkörpers gewahrt bleibt und daß die Halterung des Raketentriebwerks möglichst leicht und einfach aufgebaut ist.

/ur Lösung dieser Aufgabe is1 gemäß dor Lrfindung vorgesehen, daß sich die Halterung für das Raketentriebwerk in wenigstens einem Punkt am Propellertriebwerk abstützt, wobei das Raketentriebwerk hoaxial zur Propellerwelle des Propellertriebwerks gehaltert ist.

Vorteilhafte Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Flugkörpers, die vor alLem die konstruktionsmäßige Ausbi Idung der Halterung des Raketen.triebwerks im Hinblick auf ein möglichst reibungsloses Abtrennen nach dem Abbrand der Startrakete betreffen, sind in den Unteransprüchen wiedergegeben. Sämtlichen Konstruktionen ist dabei der Vorteil gemeinsam, daß sie für eine Verwendung bei einem Flugkörper tieeignet sind, wie er in den Figuren 2 bis 4 dor Hauptantneldung danieütelll ist. In diosor Konf igurdl ion bc-.i1/t dor I lugkür per 'jom.'iß «tor Hauptanmeldung Tragflügel, die in ihrer vollen Lunge nach vorn faltbar und an den Flugkörper anlegbar sind, so daß die Flügel im Tr.msportbehälter nur eine minimale seitliche Erstreckung aufweisen und der größte Teil des Volumens des Transportbehälters für den Flugkörperrumpf zur Verfugung steht. Im Gegensatz zu dem in Fig. 1 der H.juptanmeldung dargestellten Flugkörper, bei dem jeweils ein Teil der I lügel starr mit dem Rumpf verbunden ist und somit als zusätzliche Abstützungspunkte für die Halterung des Raketentriebwerks verwendet werden kann, wodurch eine einfache Zentrierung dos Raketentriebwerks

möglich ist, steht eine solche Möglichkeit bei der hler beschriel ><-in·η Kurif icjijru1 Jon nicht immer /.ur Vorfügung. Erst die orf indungsijiiii.ilV: Au-.ij(;:J<jl lung vermag hier Abhilfe 7U

Im folgenden soll die Erfindung anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert werden. Es zeigen:

Fig. 1 ein erstes Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen

Flugkörpers,
j

Fig. 2,3 eine teilweise Darstellung ο ines zweiton Ausführungsbeispiels des Flugkörpers nach der Erfindung,

einen vergrößeren Ausschnitt aus Fig. 3,

eine abgewandelte Ausführung des FLugkörpers nach Fig. 2,

ein weiteres Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugkörpers in teilweise geschnittener Darstellung und

Fig. 7 einen vergrößerten Ausschnitt aus Fig. 5.

In den Figuren sind gleiche bzw. einander entsprechende Bauteile mit den gleichen Bezugszeichen versehen. ° ·

Der in Fig. 1 dargestellte Flugkörper wird bis zu seinem Einsatz in cinom (hier nur angedeuteten) Lager- und Transportbehälter 1 aufbewahi i, üui> dom heraus er auch gob1ar1ot wird. Während der Lagerung im Transportbehälter 1 sind die Tragflächen 2,3 des Flugkörpers an den Rumpf 4 angeklappt. Die Faltung der Tragflächen erfolgt dabei um Schwenkbolzen 5,6, die so am Flugkörperrumpf angeordnet sind, daß sie schräg nach vorn unten weisen. Dadurch weisen die Spitzen der Trag-

	Fig.	4
15
	Fig.	Ul
	Fig.	6
2o

flächen 2,3 im gefalteten Zustand nach vorn, d.h. in Flugrichtung, und entfalten sich nach dem Verlassen des Transportbehälters aufgrund der auftretenden Luft- und Träyhei tskräfto selbsi tä1 ig, bh sie die gestrichelt angedeuiete Stellung einnehmen. 5

Für den erforderlichen Vortrieb des Flugkörpers sind zwei gel rennte, im Heckteil des Flugkörpers angeordnete Triebwerke vorgesehen: ein Propellertriebwerk 7 für den Marschflug, die eventuelle Suche nach dem vorgesehenen Zielobjekt sowie den eigentlichen Zielanflug und ein Raketentriebwerk 8 für die Startphase des Flugkörpers. Das Propellertriebwerk 7, das bereits im Transportbehälter 1 gestartet wird, ist im Fall des in Fig. 1 dargestellten Ausführungsbeispiels der Erfindung mit einer Mantelschraube versehen. Der Durchmesser des Mantels 9 ist so gewählt, daß sich die Luftschraube 1o im Transportbehälter frei drehen kann.

Das Raketentriebwerk 8 ist über eine lösbare Halterung 11 mit dem Flugkörper verbunden. Die Halterung 11 ist so konstruiert, daß sie die Schubkraft der Startrakete 8 auf den Flugkörper überträgt, indem sie sich am Flugkörper abstützt. Durch die Lage der Unterstützungspunkte und die erfindungsgemäße Ausbildung der Halterung erfolgt dabei zugleich eine Zentrierung der Startrakete 8 derart, daß der Schubvektor des Raketentriebwerks in Richtung der Flugkörperlängsachse verläuft. Die Halterung weist zu diesem Zweck zwei gekreuzte Flächen 12 und 13 auf, deren Schnittlinie mit der Längs-" achse der Startrakete 8 zusammenfällt. Die äußeren Enden der Flächen 12 und 13 sind jeweils mit rohrförmigen Ansätzen 14,15,16 versehen, die an ihrem vorderen Ende jeweils eine Lagerschale mit einer in etwa halbkugelförmiger Ausnehmung aufweisen.

Die Ansätze 14 und 16 wirken zusammen mit zwei ebenfalls rohrförmigen Führungskörpern 17 und 18, die an den Spitzen der Seitenflächen 19 und 2o des Flugkörpers angeordnet sind und die in hier nicht dargestellten Führungsschienen des Lager- und Transportbe-

hälters 1 geführt sind. Die rückwärtigen Enden der Führungskörper 17 und 18 sind halbkugelförmig ausgebildet und ruhen in den entsprechenden Lagerschalen der Ansätze 14 und 16. Die beiden Ansätze 15, von denen hier nur der in der Zeichnung vordere dargestellt ist, wirkon zusammen mit entsprechenden umfangsseiti gen Ansätzen 21 des Propollermantels 9, deren rückwärtige Enden ebenfalls halbkugelförmig ausgobiIdet sind.

Der '3tart des in Fig. 1 dargestellten erfindungsgemäßen Flugkörpers

U- orfolgt, indem im Lager- und Transportbehälter 1 bei bereits laufenden l'ropellertriebwerk 7 und sich drehender Luftschraube Io das Raketentriebwerk 8 gezündet wird. Dessen Schubkraft wird über die Halterung 11 auf den Flugkörper übertragen und treibt diesen aus dem Transportbehälter. Unmittelbar nach dem Verlassen de^ Behälters ent-

\ti falton sich die Tragflächen 2 und 3. Sobald, bei nachlassendem Schub bzw. nach dem Abbrand der Startrakete 8, die vom Propellertriebwerk 7 erzeugte Schubkraft diejenige des Raketentriebwerks übertrifft, Löst sich die Halterung 11 an den Unterstützungspunkten vom Flugkörper und fällt zusammen mit dem Raketentriebwerk 8 zu Boden.

Angemerkt sei an dieser Stelle noch, daß es selbstverständlich im Rahmon der Erfindung auch möglich ist, für sämtliche Ansätze 14 bis Unt.erstützungspunkte ausschließlich am Propellermantel 9 vorzusehen, so d.iß sich die Startrakete 8 ausschließlich am Propel lertriebwerk 7

2b abstützt.

Im Gegensatz zum vorstehend beschriebenen Flugkörper sind die in den nachfolgenden Ausführungsbeispielen der Erfindung beschriebenen Flugkörper jeweils mit einem herkömmlichen PropelLertriebwerk anstelle ein Mantolschraube ausgerüstet.

Bei den in den Figuren 2 bis 5 dargestellten Ausführungsbeispielen liegt einer der Unterstützungspunkie für die Halterung 11 des Raketenr I r hbwurki. 8 uiiinil Iclbcir auf dor Slirnfla'che der Pr'pel lcrwello 22,

die zu diesem Zweck mit einer Lagerschale 23 versehen ist. Das Raketentriebwerk 8 trägt an seinem vorderen Ende eine drehbeweglich gehalterte Kugel 2*4» deren Mittelpunkt in der Längsachse des Triebwerks 8 bzw. der Propellerwelle 22 liegt. Die beiden übrigen Unterstützurnjspunkte für die Halterung 11 liegen an den äußeren rückwärtigen Enden der Seitenflächen 19 bzw. 2o, in die im Falle de: hier jezeigten Ausführungsbeispiels der Erfindung die Führungskörper 17 bzw. 18 als Verstärkungselement integriert sind. Die Halterung 11 besteht in diesem Fall aus nur einer, zur Flugkörperlängsachse symmeirischen Fläche 25, deren Symmetrieachse mit der Längsachse des Raketentriebwerks 8 zusammenfällt. An den äußeren Enden der Fläche 25 sind zwei nach vorn ragende Kragarme 26,27 angebracht, deren vordere Enden sich gabelförmig erweitern. Die Form der Gabeln ist dabei so gewählt, daß diese mit möglichst geringem Spiel an den SeitenleitwerksfLachen 19 bzw. 2o anliegen, so daß ein seitliches Ausschwenken der Halterung 11 praktisch ausgeschlossen ist. Auf diese Weise ist einerseits das Raketentriebwerk 8 während seiner Brenndauer in Bezug auf die Flugkörperlängsachse zentriert, und andererseits eine reibungslose Trennung der Halterung 11 vom Flugkörper nach dem Abbrand der Startrakete 8 gewährleistet.

Eine abgewandelte Ausführung der vorstehend beschriebenen Anordnung ist in Fig. 5 gezeigt. Hier sind die Führungskörper 17 (bzw. 18) als rückwärtige Ansätze aus den Seitenleitwerksflächen 19 (bzw. 2o) herausgeführt, wobei sie zumindest im hinteren Teil zugleich als Hohlkörper ausgebildet sind. Die vorderen Enden der Kragarme 26 (bzw. 27) sind als Zapfen ausgebildet, die im jeweils zugehörigen Führungskörper gleitend verschieblich geführt sind und die, ebenso wie die Gabeln in den Figuren 2 und 3, die seitliche Führung der Halterung 11 übernehmen. Um zu vorhindern, daß das Abtrennen der Halterung 11 vom Flugkörper nach dem Abbrand der Startrakete 8 durch dio /apfon bohlndori wird, bind in diesem Fall im Innern der Führungskörper 17,18 Druckfedern 28 ungeordnet, die nach dem Abbrand der Startrakete die Zapfen aus den Führungskörpern drücken.

- Io -

Das in den Figuren 6 und 7 gezeigte Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugkörpers gestattet schließlich die größtmögliche Freiheit hinsichtlich der konstruktiven Gestaltung des Flugkörpers. Dieser kann sowohl mit einem Mantelschraubenaggregat wie auch mit einem herkömmlichen Propellertriebwerk ausgerüstet sein. Da auch das Seitenleitwerk nicht für die Abstützung der Halterung benötigt wird, kann auch dieses eine beliebige Gestalt aufweisen.

Das Kaketeniriebwerk 8 stützt sich in diesem Fall ausschließlich an Ic der l'ropetlerwelIe 22 ab, auf der es mittels zweier Kugellager 29 und 3o drehbar und zugleich verschieblich gelagert ist. Anstelle der beiden Kugellager 29 und 3o kann dabei auch ein Schulterlager verwendet werden. Ferner ist zwischen der Propellerwelle 22 und der Startrakete 8 eine Druckfeder 31 vorgesehen, die sich über eine Kugel 32 an der Stirnfläche der Propellerwelle 22 abstützt. Ein im Lager- und Transportbehälter 1 ortsfest angeordneter Rahmen 33 bewirkt eine Sicherung der Startrakete 8 gegen axiale Verschiebung und Abkippen sowie gegen ' das Mitdrehen des Raketentriebwerks vor dem Start. Nach dem erfolgten Start wird durch die drehbare Lagerung des Raketentriebwerks 8 auf der Propellerwelle 22 und infolge des Trägheitseinflusses der Raketenmasse ein Mildrohen der Startrakete ebenfalls weitgehend unterdrückt. Nach dom Abbrand dor Siartrakote bewirkt die Druckfeder 31 eine rasche Tren nung von Propellerwelle 22 und Raketentriebwerk 8.

A
Leerseite

Claims

8o226o Bremen, 4.8.1981 Vv 22 B/Die/sch Vereinigte Flugtechnische Werke Gesellschaft mit beschränkter Haftung Patentansprüche

1. Unbemannter, aus einem Lager- und Transportbehälter zu startender Flugkörper mit einem Raketentriebwerk für die Startphase und einem Propellerantrieb für den Marschflug sowie mit beweglichen, sich erst nach dem Verlassen des Transportbehälters entfaltenden Tragflächen, der wenigstens zwei in Umfangsrichtung gegeneinander versetzt angeordnete und mit entsprechenden Führungsschienen des Transportbehäliers zusammenwirkende Führungskörper aufweisl, bei"dem die I nffallung der Tragflächen UowogungskumponuTHon in rückwärtiger und/oder seitlicher Richtung folgt, dessen am Flugkörporh'.-ck angeordnete Luftschraube für den Propellerantrieb so bemessen ist, daß sie im Innern des Transportbehälters frei drehbar ist und bei dem das

Raketentriebwerk selbsttätig lösbar gehaltert ist, gemäß Patent

(Patentanmeldung P 29 35 o44.5-22) dadurch gekennze i chnet, daß sich die Halterung (11) für das Raketentriebwerk (8) in wenigstens einem Punkt am Propellertriebwerk (7) abstützt, wobei das Raketentriebwerk (8) koaxial zur Propellerwelle (22) des Propellertriebwerks (7) gehaltert ist.

2. Flügkörper nach Anspruch 1, dadurch g e -

k e η η ζ ο i c h η e t, daß einer dor Ab<.1ülzpunkiG für die HaI-lerung (11) unmilielbar auf der Propellerwelle (22) des Propellertriebwerks (7) liegt.
·

3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch g e kennze i chnet, daß das Raketentriebwerk (8) ausschließlich am Propellertriebwerk (9) gehaltert ist.

4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Raketentriebwerk (8) gleiiend verschieblich auf der Propol lerwelIe (22) gehaUert ist.

5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch g e k e η π zeichnet, daß zwischen dem Raketentriebwerk (8) und dem Propellertriebwerk (7) wenigstens eine Druckfeder (31) vorgesehen ist.

6. Flugkörper nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Raketentriebwerk (8) mittels wenig- stens eines Kugellagers (29,3o) drehbar auf der Propellerwelle (22) gehaltert ist.

7. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Propellertriebwerk (7) als Mantelschrauben- aggregat ausgebildet ist und sich die Halterung (11) des Raketentriebwerks (8) an wenigstens zwei Punkten (21) des PropellermanteLs (9) abstützt.

8. Flugkörper nach Anspruch 1,2 oder 7, dadurch g e kennzeichnet, daß sich die Halterung (11) für das Raketentriebwerk (8) zusätzlich an den rückwärtigen Enden der Führungskörper (17,18) abstützt.

9. Flugkörper nach Anspruch 8, dadurch g e kennze i chnet, daß sowohl die Enden der Führungskörper (17,18) als auch die Unterslüfzungspunkte (21) am Propeller triebwerk (7) halbkugelförmig ausgebildet sind und mit entsprechend geformten Lagerschalen der Halterung (11) zusammenwirken.

10. Flugkörper nach Anspruch 8, dadurch g e k e ι η zeichnet, daß die Enden der Führungskörper (17,18) rohrför mig ausgebildet sind, in deren Inneren jeweils von einer Druckfed τ

(28) beaufschlagte Stützelemente (26,27) der Halterung (11) gleit -nd verschicblich geführt sind.

11. flugkörper nach Anspruch 8, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Führungskörper (17,18) in Form von längliehen Verstärkungselementen in das Seitenleitwerk (19,2o) des Flugkörpers integriert sind und daß die an der Hinterkante des Seitenleitwerks (19,2o) angreifenden Stützelemente (26,27) der Halterung (11) als gabelförmige Kragarme ausgebildet sind.