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Vorrichtung zur Verringerung der Empfindlichkeit
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Bitwerksstabilisierter, in Luft und/oder Wasser sich bewegender Gefechtskörper
gegen seitliche Anströmung Die Erfindung befaßt sich mit einer Vorrichtung der im
Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.
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Zur Stabilisierung von sich in Luft bewegenden Flugkörpern, insbesondere
Raketen, aber z.B. auch flarschflugkörper und Geschosse, und sich in Wasser bewegenden
Gefechtskörpern sind Leitwerke bekannt. Die Stabilisierungswirkung eines Leitwerk
kommt dadurch zustande, daß das Leitwerk bei Drehung des Flugkörpers aus der Flugrichtung
heraus ein rückdrehendes Moment erzeugt, das so lange wirkt, bis der Flugkörper
wieder in die Flugrichtung zurückgedreht ist.
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Dieses rückdrehende, die Störung beseitigende Moment um den Flugkörperschwerpunkt
kommt dadurch zustande, daß das Teitwerk hinter dem Schwerpunkt des Flugkörpers,
d.h. in dessen
Heckbereich angebracht ist und infolge der Auslenkung
aus der Flugrichtung als Tragflügel wirkt. Ist der Auftrieb, d.h. die Stabilität
groß, so wird die Störung schnell beseitigt, ist er klein, so erfolgt der Ausgleich
der Störung nur langsam. Bei unzureichendem Leitwerksauftrieb vergrößert sich die
Abweichung von der Flugrichtung, bis der Flugkörper nach einer gewissen Zeit "ausbricht
und die Flugkörperlängsachse um 90° gedreht zur Flugrichtung steht.
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Bei hoher Längsstabilität wird eine momentane Abweichung von der Flugrichtung
zwar schnell beseitigt, nachteiligerweise jedoch z.B. auch bei Bodenwind, d.h. hier
bei Windkomponenten, die nicht in Flugrichtung wirken. Dies soll am Beispiel eines,
in Flugrichtung gesehen, von links wirkenden Seitenwindes verdeutlicht werden. Dieser
Wind bewirkt, daß der Flugkörper nicht mehr axial, sondern unter einem (in der Regel
kleinen) Winkel von links mit der resultierenden Geschwindigkeit angeströmt wird.
Aufgrund der oben geschilderten Wirkungsweise des Leitwerks wird der Flugkörper
nun so lange in den Wind gedreht, bis die Seitenwindkomponente null geworden ist.
Dies bedeutet aber eine Abweichung von der Abschußrichtung. Durch nur schwache Stabilisierung
wird deshalb die Seitenwindempfindlichkeit reduziert.
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Aus aerodynamischen Gründen nimmt die Wirksamkeit von Blügeln bei
Unterschallströmung mit steigender Fluggeschwindigkeit zu, im überschall jedoch
ab. Bei ungelenkten t)berschallflugkörpern muß deshalb das Leitwerk mindestens so
groß sein, daß es auch zur Stabilisierung bei der Maximalgeschwindigkeit noch ausreicht,
was bei den bekannten Beitwerken ohne verzögertes Aufklappen eine hohe Bodenwindempfindlichkeit
zur Folge hat. Bei Geschossen bedeutet dies, daß ihre Seitenwindempfindlichkeit
mit abnehmender Uberschallgeschwindigkeit zunimmt, da entsprechend dem Vor-
stehenden
dabei deren Stabilität zunimmt und erst im Unter schallbereich wieder abnimmt.
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Entsprechendes gilt auch für Geräte oder Gefechtskörper, die sich
in Wasser bewegen und aufgrund ihrer Leitwerk stabilisierung in analoger Weise auf
seitliche Wasseranströmungen reagieren.
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Der Einfachheit halber wird nachstehend anstelle des allgemeineren
Begriffs "Gefechtskörper" nur noch die Bezeichnung "Flugkörpers' verwendet, ohne
daß damit eine Beschränkung beabsichtigt ist.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei Flugkörpern der vorgenannten
Art die Empfindlichkeit gegen seitliche Anströmungen zu vermindern.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß mittels einer zusätzlichen Vorrichtung
gelöst, die entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 ausgebildet ist. Dadurch
wird z.B. bei Raketen die Bodenwindempfindlichkeit reduziert, ohne daß an dem Leitwerk
des Flugkörpers etwas geändert werden muß.
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Dies wird durch eine oder mehrere zusätzliche Leitwerksflächen erreicht,
welche aus der Ogive ausklappen und die Wirkung des Beckleitwerks dadurch mehr oder
weniger kompensieren, daß sie vor dem Schwerpunkt des Flugkörpers angebracht sind
(Destabilisierungsflossen). Analog zu einem verspätet aufklappenden Leitwerk müssen
die- Destabilisierungsflächen nach einer gewissen Zeit eingeklappt oder abgeworfen
werden, um wieder die volle Stabilität des Flugkörpers zu gewährleisten. Falls der
Flugkörper zum Ausgleich von Schubvektorfehlern des Triebwerkes rotiert, müssen
die Destabilisierungsflossen wie das Leitwerk einen Einstellwinkel besitzen, damit
eine Dämpfung der Rotation vermieden wird. Eine geeignet verwundene Destabilisierungs-
flosse
kann die gleiche Wirkung wie eine ebene, eingestellte Flosse haben Zur Lösung der
Aufgabe, Ausfahren der Destabilisierungsflossen beim oder kurz nach dem Start von
zOBo Raketen und Einfahren oder Abwerfen nach einer bestimmten Flugzeit sind verschiedene
physikalische Schaltgrößen anwendbar. Bei den später beschriebenen Konfigurationen
ist es beim Start die Beschleunigung und zum Abwerfen der Destabillsierungsflossen
ein durch den aerodynamisc.hen Widerstand hervorgerufenes Moment. Dies ist jedorn
ner1eine der vielen Möglichkeiten. Zur Initiierung der beiden Schaltvorgänge sind
einzeln oder als Kombination zOBo die Beschleunigungskraft die Fliehkraft, der aerodynamische
Widerstand, der aerodynamische Auftrieb und der Staudruck einsetzbar, d,h, alle
physikalischen Größen, welche sich während der Schubphase des Flugkörpers verändern
Auch pyrotechnische, mechanische, elektromechanische und elektrische Zeitgeber,
die unabhängig von den ertryähnten physikalischen Größen sind, können die Schaltvorgänge
einleiten. So kann z.B ein Zeitglied sowohl die Schaltvorgänge für die wenigstens
eine Destabilisierungsfläche initiieren als auch weitere Funktionen des Kopfes des
Flugkörpers einleiten. Hiervon kann z.B. bei Geschossen Gebrauch gemacht werden,
bei denen die Destabilisierungsvorrichtung nicht beim Abschuß, sondern erst zu einem
späteren Zeitpunkt bei entsprechend verminderter überschallgeschwindigkeit in Funktion
gesetzt wird.
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In zweckmäßiger Ausgestaltung der Erfindung ist die Ausbildung nach
Anspruch 2 vorgesehen Damit ist es in vorteilhafter Weise möglich, bei einem vorgegebenen
Flugkörper noch nachträglich die Reichweite zu erhöhen, indem auf den ansonsten
unveränderten Flugkörper eine entspre-
chend schlankere Ogive aufgesetzt
wird. Dadurch können all bereits vorhandenen Flugkörper und zugehörige Einrichtungen
unverändert in die Verbesserung mit einbezogen werden.
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Auch die Reduzierung der Reichweite eines vorhandcnen Flugkörpers
ist bei entsprechend strömungstochnisch unf,iinstigerer aufgesetzter Ogive möglich.
Eine verminderte minimale Reichweite kann zur Erweiterung des nutzbaren Flugweitenbereichs
von Vorteil sein.
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Ein in seiner Länge beschränkter Flugkörper wird dazu z.B.
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vor dem Start mit einer schlanken Ogive versehen, wodurch der aerodgnamische
Widerstand gegenüber einer weniger schlanken herabgesetzt wird und die Reichweite
steigt.
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Diese Maßnahme ist selbstverständlich nicht in allen Fälle gleich
wirkungsvoll, zumal die Verlängerung der Ogive auch eine Erhöhung der Startmasse
bedeutet. Ohne Grenzen festzulegen, kann aber generell gesagt werden, daß diese
Methode besonders wirkungsvoll ist bei Flugkörpern mit großem Einfluß des aerodynamischen
Widerstandes auf die Reichweite (Uberschallmachzahlen, ungünstige aerodynamisch
Form; große Flugweite im Vergleich zum Kaliber; kurze Schubzeit bei langer Freiflugzeit).
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Die aufgesetzte Ogive verringert die Stabilität des Flugkörpers geringfügig,
was bei angetriebenen Flugkörpern mit knapper Stabilität bei Brennschluß (kritischer
Fall) berücksichtigt werden muß.
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Die nachträglich anzubringende Ogive, in der vorteilhafter Weise auch
noch genügend Platz zur Installierung der Destabilisierungsvorrichtung ist, kann
auf der Originalogive des Flugkörpers z.B. mittels quer angeordneter Feder stäbe
befestigt werden1 welche in die Schlüsselnut der Originalogive einrasten. Das stellt
eine besonders vor-
teilhafte, einfach und schnell vorzunehmende
Verbindungsart dar. Die Ogive stützt sich zweckmäßigerweise zur Zentrierung und
Momentenaufnahme um die Querachse an zwei axial hintereinander angeordneten Stellen
ab. Sie ist bevorzugt aus Kunststoff und z.B. durch Schweißen oder Kleber mit Längs-
und Querverstärkungen versehen Die erfindungsgemäße Ogive kann im Werk auf die ursprungliche
Ogive z.B. aufgesteckt oder aufgeklebt werden, erst vor dem Laden der Startrampe
Nerferrohr9 Schiene, Kanister) auf den Flugkörper aufgest't werden oder befindet
sich bereits auf der Startrampe und rastet beim Start des Flugkörpers ein.
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Bei rotierenden Plugkörpern ist prinzipiell die Anwendung nur einer
Destabilisierungsfiosse möglich9 wenngleich auch hier vorzugsweise mehrere, insbesondere
vier, vorgesehen sind. Die Flossen werden vor dem Start bevorzugt durch ein unter
Federdruck stehende Vorrichtung im eingeklappten Zustand verriegelt. Nach dem Start
werden sie zu einem vorgegebenen ersten Zeitpunkt dadurch entriegelt und zum Ausklappen
freigegeben, daß z,B. die Axialbeschleunigung einer Rakete einen Verriegelungskörper
gegen die Kraft der vorgenannten Feder nach hinten verschiebt, so daß dieser außer
Eingriff mit den vorderen freien Enden der Flossen kommt.
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Nach einer vorgegebenen Blugzeit, do h zu einem vorgegebenen zweiten
Zeitpunkt werden die Flossen abgeworfen oder eingeklappt. Dieses Entfernen aus der
Funktionsstellung kann wieder durch Ausnützen des aerodynamischen Widerstandes oder
der anderen vorstehend genannten Möglichkeiten erfolgen. Das Ausklappen und Abwerfen
selbst kann bei rollenden Plugkörpern noch dadurch unterstützt werden, daß der Flossenschwerpunkt
möglichst weit nach außen gelegt
wird. Beispielsweise können dazu
aus Kunststoff gefertigte Flossen mit Blei- oder sonstigen schwereren Einlagen im
entsprechenden Abstand von ihrem Schwenkpunkt versehen werden.
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Um eine möglichst gleichmäßige Abtrennung der Flossen zu erreichen,
kann die Anordnung nach Anspruch 3 vorgesehen werden. Um gegebenenfalls den Stabilitätssprung
nach Außer-Funktion-Treten der Destabilisierungsflossen zu verkleinern, können Anordnungen
entsprechend den Ansprüchen 4 bis 6 vorgesehen werden. Die Anordnung nach Anspruch
7, gemäß der die Ogive ganz oder teilweise um die Längsachse des Flugkörpers drehbar
ist, bietet schließlich noch die Möglichkeit, die Fliehkräfte als Schaltgröße zu
erhöhen und/oder die Wirbel der Destabilisierungsflossen gleichmäßig zu verteilen.
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Die Erfindung ist in der Zeichnung in Ausführungsbeispielen in verschiedenen
Schnitten schematisch gezeigt und wird anhand dieser nachstehend näher erläutert.
Es zeigen Fig. 1 eine aufgesetzte Ogive mit Destabilisierungsflossen und Fig. 2
bis 9 verschiedene Varianten hierzu, teilweise im Ausschnitt.
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Fig. 1, insbesondere ihr Schnitt A-B, zeigt einen Teil des ursprünglichen
Flugkörpers 1 mit Ogive 2, auf die ein schlanke Ogive 3 aufgesetzt ist. Zur Gewährleistung
der Formhaltigkeit und Festigkeit ist die Ogive 3 mit Abstützungen 4 und 6 versehen.
Falls notwendig, können weitere Abstützungen vorhanden sein, auch im Bereich der
Achse 9. Dort angebrachte Verstärkungen sind dann nicht
kreisscheiben-
sondern viertelkreisscheibenförmig, um die Funktion der Destabilisierungsflossen
16 zu gewährleisten.
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Die in die Schlüsselnut 19 der Ogive 2 eiorastende wenigstens eine
stabförmige Verriegelungsfeder 5 dient der axialen Arretierung der Ogive 3 (siehe
auch Schnitt C-D).
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Die Zentrierung wird durch das Bauteil 6 gewährleistet.
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Durch ihre Anordnung zueinander können die Abstützungen 4 und 6 auch
Biegemomente von der schlanken Ogive 3 auf den Flugkörper 1 übertragen.
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Die Ogive 3 mit eingeklapptçn Destabilisierungsflossen 16 (rechte
Seite im Schnitt A-B der Fig. 1) wird vor dem Laden des Werferrohres auf den Flugkörper
gesetzt, so daß sie mit den Federstäben 5 einrastet, oder sie befindet sich bereits
vorher an geeigneter Stelle im Werferrohr und rastet beim Laden der Rohre oder beim
Start der Rakete automatisch eine.
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Die Destabilisierungsflossen 16 werden dabei durch die Lager 8 und
den unter dem Druck der Schaltfeder 15 stehend Verriegelungskörper 14 über die Abschrägung
20 in ihrer eingeklappten Ausgangslage gehalten.
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Durch die Startbeschleunigung der Rakete rutscht der Verriegelungskörper
14 gegen die Kraft der Schaltfeder 15 nach hinten, so daß die Abschrägungen an den
vorderen Enden der Flossen 16 freigegeben werden und die Flossen 16 durch die axiale
Beschleunigungskraft (sofern der Abstand des Flossen schwerpunktes von der Achse
9 größer als der Abstand des Lagers 8 von dieser ist) und/oder durch die Fliehkraft
infolge Rotation aufklappen (linke Seite im Schnitt A-B der Fig. 1).
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Die Destabilisierungsflossen 16 übertragen den aerodynamischen Auftrieb
auf die Ogive 3 durch die seitlichen Abstützungen 7 (siehe insbesondere Schnitt
E-F). Diese kann wie in Fig. 1, Schnitt A-B9 dargestellt großflächig sein
(gute
Abstützung1 aber mit vergleichsweise starker Reibung behaftet) oder kleinflächig
(z.B. Unterlegscheiben am Lager 8 zwischen 16 und 7), was erhöhte Biegemomente an
den Destabilisierungsflossen 16 hervorruft.
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Eine weitere Drehung der Destabilisierungsflossen 16 nach hinten wird
zunächst durch den Haltering 10 verhindert, der durch einen Scherbolzen 11 mit der
Achse 9 verbunden ist. Infolge des mit der Geschwindigkeit des Flugkörpers steigenden
aerodynamischen Widerstandes drücken die Destabilisierungsflossen 6 nach vorne auf
dßn Haltering 10, bis der Bolzen 11 abschert, so daß die Destabilisierungsflächen
-16 sich weiter um das Lager 8 nach hinten drehen und nach Anschlag am Ende des
Schlitzes in der Ogive 3 (Position 21) gelöst werden und sich vom Flugkörper trennen
Dadurch ist - wie beabsichtigt - die Leitwerkswirksamkeit wieder voll hergestellt.
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Wenn der aerodynamische Widerstand der Destabilisierungsflossen 16
als Schaltgröße nicht ausreicht (z.B. weil der Scherbolzen dann zu klein oder weil
die Abscherkraft zu schlecht reproduzierbar ist), so können in bekannter Weise zusätzliche
Widerstandsflächen an den freien Enden der Flossen 16 angebracht werden. Weiterhin
besteht die Möglichkiet, die Flossen 16 so zu gestalten, daß sie unter einem Pfeilwinkel
(Winkel zwischen Flossenvorderkante und Achse) kleiner als 90° nach vorne arretiert
werden, so daß der Flossenschwerpunkt vor dem Drehpunkt 8 liegt. Durch die Fliehkräfte,
welche dann an den Flossen 16 bei einem rollenden Flugkörper angreifen, wird ein
zusätzliches Moment zum Vergrößern der Abscherkraft erzeugt. -Dieses kam noch dadurch
verstärkt werden, daß der Flossenschwerpunkt nach außen verlegt wird (z.B. Bleieinlage
in Kunststoff-Flosse).
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Bei der geschilderten Entriegelungsvorrichtung kann es
durch
Werkstofftoleranzen, Umwelteinflüsse und Bauungenauigkeiten vorkommen, daß sich
die Destabilisierungsflossen 16 von Flugkörper zu Flugkörper zu unterschiedlichen
Zeiten lösen.
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Es muß im Einzelfall untersucht werden, ob dies problematisch ist.
Falls dies der Fall ist, muß eine besser reproduzierbare Entriegelung der Destabilisierungsfiossen
16 vorgesehen werden.
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Fig. 2 zeigt in ihren Schnitten G-H und I-J eine erfindungs gemäße
Konfiguration, bei lher eine abhebende Feder 18 in Verbindung mit der Hülse 17 die
Aufgabe des Scherbolzens 11 nach Fig. 1 übernimmt Im übrigen entspricht der Aufbau
dem nach Fig. 1.
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Bei den Konfigurationen nach Fig. 3 bis 6 sind die Ende riegelungsvorrichtung
justierbar, um eine gute Reproduzierbarkeit zu gewährleisten.
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In der Achse 9 nach Big. 3 ist eine umlaufende Nut 22 eingearbeitet,
in die eine Kugel 24 eingreift, die durch die Feder 25 angedrückt wird. Durch die
Schraube 26 am Haltering 23 ist die Andrückkraft der Feder 25 einstellbar. Bei der
Auslegung nach Fig. 4 ist die Justiervorrichtung in der Achse 9 untergebracht. Der
Nut 22 in Fig. 3 entspricht hier die umlaufende Phase 32, an welcher die durch die
Feder 29 belastete Kugel 28 anliegt. Die Federkraft ist mittels der Schraube 30
einstellbar, der Haltering 27 mit seiner Bohrung 31 auf der Achse 9 verschiebbar
bei entsprechender nach oben gerichteter Andruckkräfte der Flossen 16.
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Fig. 5 zeigt eine Konfiguration, die sich besonders genau justieren
läßt und außerdem den synchronen Abwurf der Destabilisierungsflächen 16 gewährleistet.
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Der Haltering 33 ist mit einer Langsnut 34 versehen, die an der Halteringunterseite
35 zu einer segmentförmigen Aus-
nehmung 36 erweitert ist, wie
Schnitt K-L zeigt. In die Achse 9 ist der Stift 37 eingesetzt. Die Schenkeldruckfeder
38 sitzt zentral und vorgespannt um die Achse 9. Der Federschenkel 39 steckt in
der Bohrung 40 des Halteringes 33; der Federschenkel 41 liegt im Längsschlitz 42
der Achse 9, und damit sind beide Enden der Schenkeldruckieder in Umfangsrichtung
festgelegt.
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Auf dem Gewinde 43 der Achse 9 ist der Schraubring 44 aufgeschraubt,
über den der Anpreßdruck der Schenkeldruckfeder 38 eingestellt werden kann.
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Die Üestabilisierungsflossen 16 drücken, bedingt durch ihren aerodynamischen
Widerstand, den Haltering 33 soweit nach vorn, bis sich der Stift 37 und die segmentförmige
Ausnehmung 36 in gleicher Position befinden. Die im gespannten Zustand eingebaute
Schenkeldruckfeder 38 dreht nun den Haltering 33 um 450 links herum (Blickrichtung
auf Schnitt K-L; siehe Drehpfeil). Die radialen Nuten 45 im Haltering 33 stehen
am Ende dieses Drehvorganges über den Destabilisierungsflossen 16, die somit frei
sind und sich vom Flugkörper lösen.
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Die Fig. 6 zeigt die Stellung der Entriegelungskonstruk tion kurz
nach dem Erreichen des Auslösemomentes (Haltering 33 in Endposition).
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Die geschilderten Vorrichtungen zur Reduzierung der aerodynamischen
Stabilität eines Flugkörpers am Anfang der Flugphase oder gegebenenfalls zum Beispiel
bei einem Geschoß auch während der Flugphase, wenn dessen Stabilität unerwunscht
hoch wird, bewirken wie beim verspätet aufklappenden Leitwerk nach Abwurf der Destabilisierungsflossen
16 einen "Stabilitätssprung". Die hinsichtlich der Bodenwind- bzw. Seitenanströmabhängigkeit
optimale Stabilität ändert sich jedoch mit der Geschwindigkeit der Flug-
körper
kontinuierlich, was bedeutet, daß durch ein verspätet aufklappendes Leitwerk oder
eine der in Fig. 1 bis 6 gezeigten Vorrichtungen der Flugkörper in der Anfangsflugphase
zunächst unter- und dann überstabilisiert ist.
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Falls notwendig - was sich bei der Entwicklung aus Flugbahnsimulationen
unter Beachtung der zusätzlichen Kosten ergibt -,kann die Annäherung an den optimalen
Stabilitätsverlauf in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit erfindungsgemäß durch
die folgenden ISaßnahmen verbessert werden: Es sind zwei oder mehr Destabilisierungsvorrichtungen
nach Fig. 1 bis 6 hintereinander angeordnet und haben unterschiedliche "Schaltpunkte".
Der vergleichsweise große Stabilitätssprung wird dann durch zwei oder mehrere kleine
ersetzt.
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Die Entriegelung geht in zwei oder gegebenenfalls auch mehreren Stufen
vor sich, indem z0B. gemäß Fig. 7 zwei Halteringe 10 mit Scherbolzen 11 vorgesehen
sind. Der Pfeilwinkel (Winkel z.B. zwischen Flossenvorderkante und radialer Richtung)
vergrößert sich nach jeder Stufe, wodurch die Destabilisierungwirkung reduziert
wird. Sofern die einzelnen Flossen 16 mit einem unterschiedlich langen Auflager
am Haltering 10 anliegen, ist es möglich, die Flossen zusätzlich stufenweise abzuwerfen.
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Auch ein " "stetiger Pfeilflügeleffekt" alleine kann dazu benutzt
werden, die Stabilitätsänderung langsamer vorzunehmen. Dies kann gemäß Fig. 8 dadurch
erreicht werden, daß der zur Entriegelung der Destabilisierungsflossen 16 benötigte
Drehwinkel um das Lager 8 vergrößert wird, z.B.
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dadurch, daß der Haltering 10 mit Scherbolzen 11 im Vergleich zu Fig.
1 auf der Achse 9 weiter nach vorn verlegt werden. An der in Fig. 1 angegebenen
Stelle wird statt
dessen ein weiterer axial verschiebbarer Haltering
47 angebracht, der sich über eine durch 9 geführte Feder 46 an 10 abstützt. Erst
bei großem Pfeilwinkel der Destabilisierungsfiossen ist die Feder voll zusammengedrückt,
so daß der Bolzen 11 abgeschert wird. Entsprechend lassen sich die in Fig. 2 bis
6 gezeigten Anordnungen modifizieren.
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In seltenen Fällen, in denen die bei der Auftriebserzeugung der Destabiiisierungsflossen
entstehenden Wirbel die Leitwerkswirksamkeit im Heckbereich ungünstig beeinflussen,
kann die erfindungsgemäße Vorrichtung um die Achse 9 frei drehbar angeordnet werden,
indem z.B. bei der in Fig. 1 gezeigten Variante anstelle der beiden Schlüssel nuten
19 in der Originalogive 2 eine umlaufende Ringnut als Lagerstelle vorgesehen wird.
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In Fig. 9 ist schließlich noch eine Variante gezeigt, bei welcher
die Flossen 16 nicht abgeworfen werden, sondern nach Funktionserfüllung nach hinten
in die Kontur der aufgesetzten Ogive einklappen. In der linken Hälfte ist eine ausgestellte
Flosse 16 gezeigt, die bei ansteigender Kraft einwirkung den Haltering 47 schließlich
so weit gegen die Kraft der Feder 46, die sich am Bund 48 mit Sicherungsbolzen 49
fest abstützt, nach oben drückt, daß sie mit der Kante an ihrem inneren Ende am
Ring 47 abgleiten kann und durch dessen nach hinten gerichtete Druckkraft schließ
lich in der in der rechten Hälfte der Fig. 9 gezeigten ein geklappten Position verriegelt
wird.
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Der mit der Erfindung erzielte Vorteil liegt insbesondere darin, daß
ein bereits in großen Stückzahlen vorhandener Flugkörper neuen Reichweitenforderungen
angepaßt werden kann, bei gleichzeitiger Verminderung der Seitenanströmempfindlichkeit.
Durch wahlweisen Verschuß~~des Flugkörper mit und ohne Vorrichtung kann der Flugkörper
zudem an den
Bedarf (Streuwaffen oder Punktziele, Reichweite) kurzfristigangepaßt
werden.