DE3337987C2 - Flugkörper für den Angriff von Zielobjekten, insbesondere gepanzerten Objekten beim Überfliegen - Google Patents

Flugkörper für den Angriff von Zielobjekten, insbesondere gepanzerten Objekten beim Überfliegen

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Abstract

Bei einem Flugkörper für den Angriff von Objekten, insbesondere Panzerfahrzeugen, beim Überfliegen, dessen Sprengkopf eine Hohlladung aufweist und mit einem mit einem Antrieb versehenen Körper verbunden ist, wobei der abgefeuerte Flugkörper einer Flugbahn folgt, die ein Überfliegen der Panzerfahrzeuge bewirkt, sieht die Erfindung vor, daß der Flugkörper so ausgebildet ist, daß während des Überflugs in der Vertikalen oder im wesentlichen der Vertikalen des Panzerfahrzeugs nur der Sprengkopf gegen das Objekt gerichtet ist.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.
Bei einem bekannten Flugkörper dieser Bauart (DE-OS 26 12 327) ist eine Hohlladung unter einem festen Winkel, insbesondere unter einem Winkel von 90° zur Längsachse des Flugkörpers ausgerichtet, so daß sich der Wirkstrahl der Hohlladung entsprechend dem vorbestimmten Winkel zur Längsachse des Flugkörpers entfalten kann. Bei einem drallstabilisierten Flugkörper ist es dadurch erforderlich, mittels geeigneter elektronischer Detektoreinrichtungen den Flugkörper zum Zeitpunkt des Überfliegens des Zielobjekts so einzustellen, daß der sich drehende Flugkörper zum Zeitpunkt des Auslösens der Hohlladung gerade in einer solchen Drehstellung befindet, daß die Hohlladung gegenüber dem Ziclobjekt ausgerichtet ist. Eine solche Lösungsmöglichkeit setzt aber einen entsprechend hohen Steuerunesaufwcind voraus.
Bei einem weiteren bekannten Flugkörper (DE-OS 28 45 414) erfolgt durch pyrotechnische Maßnahmen, insbesondere exzentrische Anordnung des Zünders zu der Hohlladung eine solche Beeinflussung des Wirk-Strahls der Hohlladung über entsprechend gerichtete Detonationswellen, daß der Hohlladungsstrahl trotz Rclativgeschwindigkeit zwischen dem Flugkörper und dem Zielobjekt auf einen Punkt ausgerichtet wild. Um diese Ausrichtung zu bezwecken, ist man jedoch von
ίο einer Reihe von Parametern abhängig, um beispielsweise die exakte exzentrische Anordnung des Zünders zu bewerkstelligen. Dies hat zur Folge, daß aufgrund der notwendigen Voreinstellung der exzentrischen Anordnung des Zylinders die Trefferquote in der Praxis sehr begrenzt ist. Aufgrund der festen Ausrichtung der Hohlladung mit dem Flugkörper ist eine Abhängigkeit vom Flugverhalten des Flugkörpers im Augenblick der Zündung gegeben, so daß es insbesondere bei drallstabilisierten Geschossen zur Ausrichtung des Hohlladungs-Strahles eines entsprechend großen Steuerungsaufwandes bedarf.
Aufgabe der Erfindung ist es, die Ausrichtbarkeit des die Hohlladung enthaltenden Geschoßkopfes zum Zielobjekt und damit die Wirksamkeit der Waffe an sich bei vertretbarem Steuerungsaufwand zu verbessern.
Diese Aufgabe wir.j erfindungsgemäß durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 1 enthaltenen Merkmale gelöst.
Nach Maßgabe der Erfindung erfolgt die Ausrichtung der Hohlladung auf mechanischem Wege durch Ausschwenken des die Hohlladung tragenden Geschoßkopfes aus dem Flugkörper oder durch Abtrennen des die Hohlladung tragenden Geschoßkopfes vom übrigen Antriebselement. Dies hat gegenüber einer festen Ausrichtung der Hohlladung mit dem Flugkörper den Vorteil einer besseren Ausrichtmöglichkeit, weil der Flugkörper nurmehr die Aufgabe hat. das Zielobjekt möglichst genau anzufliegen, jedoch die eigentliche Ausrichtung des Geschoßkopfes nicht mehr alleine von der Bewegung des Flugkörpers abhängig ist. Dadurch verringert sich auch der Steuerungsaufwand. Da die Vorrichtung, die das Ausschwenken bzw. das Trennen des Geschoßkopfes initiiert, drehbar gelagert ist, arbeitet die Vorrichtung unabhängig von Drallbewegungen des Flugkörpers. Insgesamt ergibt sich durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen eine Verbesserung der Zielgenauigkeit bei vereinfachtem Steuerungsaufwand. Zweckmäßige Weiterbildungen der Erfindung sind durch die in den Unteransprüchen enthaltenen Merkmale gekennzeichnet.
Nachfolgend werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. Darin zeigt
Fig. 1 eine Schemaansicht einer ersten Ausführungsform eines Flugkörpers nach Maßgabe der Erfindung im Längsschnitt,
F i g. 2 eine schematische Ansicht zur Erläuterung der Funktionsweise,
Fig.3 und 4 Ansichten entsprechend denen von Fig. 1 und 2 einer zweiten Ausführungsform des Flug-
bo körpers.
Bei dem Ausführungsbeispiel in den Fig. I und 2 ist der Flugkörper 1 aus zwei Teilen aufgebaut, nämlich einem hinteren Teil A (siehe Fig. 2), welcher das Antriebselement bildet, und einem Vorderteil B, welches
b5 den Geschoßkopf bildet, die miteinander in der nachfolgend noch beschriebenen Weise verbunden, jedoch voneinander längs einer schematisch dargestellten Trennzonc a (rennbar sind.
Das Aniriebselement A besitzt ein Leitwerk 2 und einen Antrieb 3.
Der Geschoßkopf B ist mit einer Hohlladung 4 versehen, welche durch einen Zünder 5 auslösbar ist. mit welchem ein Detektor 6 für die Vertikalausrichtung gekoppelt ist. und besitzt einen optoelektronischen Detektor 7, der einem Reflektor 8 zugeordnet ist. In der Spitze la. die mit dtr>i Flugkörper 1 verbunden ist, sind ein radialer Impulsgeber 9 und ein Generator 10 untergebracht, der mit dem Impulsgeber verbunden ist und in der Lage ist, die gesamte oder einen Teil der für diverse elektrische Ausrüstungen des Flugkörpers erforderlichen Energie abzugeben. Der Generator wird gedreht aufgrund einer dem Flugkörper aufgeprägien Drehung zur Stabilisierung der Flugbahn.
Der radiale Impulsgeber 9 und die Zieleinrichtung (Reflektor 8) sind an einer Drehung gehindert und zwar im Ausführungsbeispiel aufgrund Anordnung auf Lagern 11. Sie sind in einer Vertikallage durch ihre eigene Unwucht stabilisiert.
Die Hohlladung 4 wird durch einen pyrov.chnischen Zünder 5 in dem Moment gezündet, wo der Geschoßkopf B in einer im wesentlichen vertikalen Richtung /um Ziel gedreht ist. Diese Richtung kann durch eine gesonderte Einrichtung bestimmt werden, die mit dem Zünder verbunden ist, wie im Falle des dargestellten Ausführungsbeispiels durch einen Vertikallagendetektor6.
F i g. 2 zeigt aufeinanderfolgende Phasen der Flugbahn des Flugkörpers bei Annäherung an einen Panzer. Der Flugkörper folgt zuerst einer Annäherungsbahn im Überflug (Positionen I und II). Der ständig unter Spannung stehende optoelektronische Detektor sendet Signale in regelmäßigen Intervallen aus. nähergebracht und orientiert durch den Reflektor 8. Der Erfassung«- winkel ist so gewählt, daß die Lokalisierung des Panzerfahrzeugs ausreichend schnell bewirkt wird, um die Zeitberechnung einzuhalten.
Der DcttKtor muß das Panzerfahrzeug »erkennen« und darf nicht durch ein metallisches Teil kleiner Abmessung beeinflußt werden. Darum sind irehrere aufeinanderfolgende Meßsignale notwendig, um das folgende Verfahren einzuleiten (Positionen III und IV):
— der radiale Impulsgeber 9 übt einen Stoß aus. so daß der Geschoßkopf beginnt, nach unten zu schwenken, wobei dtr Flugkörper in seiner Mitte an der Trennungszone a des Körpers 1 zerbricht, die Geschwindigkeit der Schwenkbewegung des Geschoßkopfs wird beschleunigt durch die gemeinsame Wirkung der einwirkenden aerodynamischen Kräfte und durch die des Impulsgebers 9.
Sobald der Sprengkopf in die gewünschte Position und Lage gebracht ist (Position V), wird die Hohlladung scharfgemacht und gezündet. Die Hohlladung kann auf zweierlei Weise scharfgemacht werden: Auf Distanz durch einen Detektor für die Vertikalrichtung oder eine Angriffsverzögerungseinrichtung beim überfliegen oder auch beim Aufprall, wenn die Spitze des Geschoßkopfs den Panzer berührt.
Dabei ist festzuhalten, daß eine richtig angepaßte Schwenkgeschwindigkeit des Geschoßkopfes es erlaubt. den Zeitabschnitt des Zusammeiifallens bzw. Dberdeckiing der Achse der Hohlladung mit dem Zeniiiim des Panzers zu ve.größern. Diese Besonderheit erlaubt die Zündung der Hohlladung in einem sehr wichtigen Zeitintervall.
Im Falle des dargestellten Ausführungsbeispiels ist der nicht drehende Teil des Flugkörpers, der den Impulsgeber und den Reflektor enthält, als durch seine eigene Unwucht stabilisiert anzusehen.
Die Genauigkeit der Drehstabilisierung ist unmittelbar verbunden mit dem Trägheitsmoment des stabilisierten Elements, dem Rückführdrehmoment, ausgeübt durch die Unwucht und dem Widerstandsmoment durch Reibung und/oder Rollen bzw. Wälzen in der Verbindung.
Die Verbindung zwischen dem nichtdrehenden Teil des Flugkörpers und dem in eine Drehbewegung versetzten Teil muß eine präzise Winkelbeziehung realisieren (Vertikalrichtung zur Ebene der Erfassung) und muß unter den Beschleunigungskräften funktionieren.
Diese Verbindung kann mittels Lagerelementen erfolgen, die den folgenden Bedingungen Genüge leisten müssen:
— sich einer Winkclbcschlcunigur.g widersetzen, welcher der Flugkörper beim Start ausgesetzt ist,
— Quer- und Axialbeschleunigungen widerstehen, welchen der Flugkörper während der Startphase und dem Flug ausgesetzt ist,
— einen sehr geringen Reibungskoeffizient und/oder Rollbeiwert besitzen,
— einen Dämpfungswert für die Drehung besitzen, der ausreicht, die Unwucht schnell zu stabilisieren,
— von geringer Masse und geringen Abmessungen sein, um dem Flugkörper keine redhibitorische Masse und Abmessungen zu geben.
Um diesen Bedingungen zu genügen, können geeignete Arten von Lagerelementen und Halteelementen verwendet werden, **twn
— Lagerungen mittels gasförmiger Fluidon, wobei die für die Fluidenmenge erforderliche Energie beim Start des Flugkörpers erzeugt werden könnte oder durch Verschiebung einer Masse, die durch Trägheit ein in einer Kammer aufgenommenes Gas komprimiert oder auch durch einen Erzeuger von beim Start des Flugkörpers komprimiertem Gas.
— hydraulische Lager, mit Schmierung hydrostatischer oder hydrodynamischer Art.
— Magnetlager.
Man kann gleichermaßen verschiedene Kombinationen von Anordnungen auf Rollen verwenden, wie Kugellager und Rollenlager, Kegelrollenlager. Schrägschulterlager u.dgl.
Irr übrigen muß im Falle des dargestellten Ausführungsbeispiels die Verbindung zwischen dem Antriebselement und dem Geschoßkopf so beschaffen sein, daß unter den sehr extremen Einsatzbedingungen die Trennung zwischen den beiden Teilen des Flugkörpers sichergestellt ist.
Diese stark belastete Verbindung muß den folgenden Bedingungen genügen:
— starke Beschleunigungen zu übertragen, die resultieren vom antriebsbedingten Schub, aerodynamischen Reibungen, der Drehung sowie Schwingungen, welchen der Flugkörper während der verschiedenen Flugphasen ausgesetzt ist,
— das Vorder- und Hinterteil des Flugkörpers während der gesamten Flugbahn in vollständig ausgerichteter Stellung /u halten.
— von einer Masse und Abmessungen so klein wie möglich zusein,
— der Wirkung des Impulsgeber einen minimalen Widerstand bieten.
In Übereinstimmung mit der Erfindung verwirklicht man diesen Bruch durch die einfache mechanische StoB-wirkung des Impulsgebers, einer elektrischen oder pyrotechnischen Entkupplung oder anderer geeigneter Maßnahmen.
Bei der in F i g. 3 dargestellten Ausführungsform besteht der Flugkörper aus zwei Teilen, einem Teil C. der in Drehbewegung versetzt wird, und einem Teil D, der nicht dreht. Der drehende Teil enthält einen Flugantrieb 12 und ist mit einem Leitwerk 13 ausgerüstet.
In dem nicht drehenden Teil sind ein pyrotechnischer Sicherheitszünder 14. eine Hohlladung 15 und ein Radialimpulsgeber 17 angeordnet. Entsprechend der Erfindung ist die Hohlladung 15 um eine Achse 15a schwenkbar angeordnet, die senkrecht zur Längsachse des Flugkörpers verläuft. Der nicht drehende Teil enthält ferner einen optoelektronischen Detektor 16 und ggf. einen Generator 18. der mit dem Impulsgeber 17 verbunden und drehend angetrieben ist sowie die gesamte oder einen Teil der für die verschiedenen Ausrüstungen an Bord des Flugkörpers erforderlichen Energie abgibt.
Die Funktionsweise ist die wie in Zusammenhang mit der Ausführungsform in F i g. I beschrieben, jedoch mit dem Unterschied, daß in der Angriffsposition auf den Panzer (Position III) die Hohlladung 15 unter Einwirkung des Impulsgebers 17 und aufgrund ihrer Anordnung auf der Achse 15a schwenkt, um eine Ausladung zu machen z. B. durch eine im Flugkörper vorgesehene Luke bzw. Klappe, so daß ein Strahl der Hohlladung unter optimalen Bedingungen gewährleistet wird.
Die obigen Ausführungen hinsichtlich der Verbindung zwischen dem drehenden und dem nicht drehenden Teil des Flugkörpers ist gleichermaßen auf diese Austuhrungsform anwendbar, wobei dieselben Mittel zur Realisierung dieser Verbindung verwendbar sind.
Beide dargestellten Ausführungsbeispiele beziehen sich insbesondere auf eine panzerbekämpfende individuelle Infanteriewaffe.
Hierzu 4 Blatt Zeichnungen -"5

Claims (7)

Patentansprüche:
1. Flugkörper für den Angriff von Zielobjekten, insbesondere gepanzerten Objekten beim überfliegen, mit einem Geschoßkopf und einem Aiitriebselement, wobei der Geschoßkopf eine Hohlladung trägt und opto-elektronische Einrichtungen zum Auffinden des Zielobjektes und zur Bestimmung des richtigen Anflugs des Flugkörpers auf das Zielobjekt in Bezug auf den Augenblick der Zündung der Hohlladung und auf die gewünschte Distanz zum Zielobjekt aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß eine im Flugkörper (1) drehbar gelagerte Vorrichtung vorgesehen ist, welche den Geschoßkopf beim Zielüberflug gegenüber dem Flugkörper ausschwenkt oder von diesem abtrennt und auf das Zielobjekt ausrichtet.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung einen radialen impulsgeber (9,17) aufweist
3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in dem an einer Trennzone (a) vom Antriebselement abtrennbaren Geschoßkopf (B) der radiale Impulsgeber (9) in Lagern (11) gelagert und mit einem Generator (10) für die Energieversorgung verbunden ist.
4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Trennung des Geschoßkopfs (B) vom Antriebs dement (E) durch mechanische Stoßeinwirkung bedingt durch den Impulsgeber (9) erfolgt.
5. Flugkörper nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß zusammen .nit dem Impulsgeber (9) ein Reflektor (8) für einen opto-elektronischen Detektor (7) über die Lager (11) an einer dem Flugkörper aufgeprägten Drehung gehindert ist.
6. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Geschoßkopf (D) mittels Lagern im Antriebseiement (C) drehbar aufgenommen ist und eine um eine Achse (i5a) senkrecht zur Achse des Flugkörpers schwenkbare Hohlladung (15) besitzt.
7. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Geschoßkopf einen Detektor (6,16) für die Vertikalausrichtung des Geschoßkopfes aufweist.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19638516A1 (de) * 1996-09-20 2000-12-14 Diehl Stiftung & Co Gefechtskopf mit einer Wirkelementmasse

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3345529C1 (de) * 1983-12-16 1999-09-02 Diehl Stiftung & Co Zielsuchende Munition mit vor ihrer Gefechtsladung-Einlage angeordnetem Sensor-Wandler
SE450416B (sv) * 1984-07-17 1987-06-22 Bofors Ab Ammunitionsenhet innefattande en med riktad sprengverkan utlosningsbar stridsdel
US4657208A (en) * 1985-06-10 1987-04-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Rotating warhead
GB2200730B (en) * 1986-01-14 1989-11-01 Royal Ordnance Plc Explosive mines
DE3603497C1 (de) * 1986-02-05 1993-01-07 Rheinmetall Gmbh Geschoss fuer eine Panzerabwehrwaffe zur Bekaempfung eines Panzers von oben
DE3605579C1 (en) * 1986-02-21 1987-05-07 Messerschmitt Boelkow Blohm Missile for attacking targets underneath the flight path (trajectory) of the missile
DE3715909C1 (de) * 1987-05-13 1998-05-14 Daimler Benz Aerospace Ag Zielanflugverfahren
FR2631694B1 (fr) * 1988-05-19 1993-07-16 Clausin Jacques Dispositif de mise de feu a effet de proximite de charges explosives a effet dirige
DE3821218A1 (de) * 1988-06-23 1990-03-08 Diehl Gmbh & Co Verfahren zum bekaempfen eines zielobjektes von einem ueberflugprojektil aus und ueberflugprojektil zum ausueben des verfahrens
FR2657687B1 (fr) * 1990-01-26 1994-05-27 Thomson Brandt Armements Munition anti-char et son procede d'utilisation.
FR2669722B1 (fr) * 1990-04-09 1994-10-07 Serat Systeme d'arme agissant par attaque plongeante sur l'objectif.
DE4210113C1 (de) * 1992-03-27 1998-11-05 Athanassios Dr Ing Zacharias Verfahren zum Leiten eines Flugkörpers und Flugkörper
DE19516341C2 (de) * 1995-05-04 1998-05-20 Rheinmetall Ind Ag Flugkörper mit einem schwenkbaren Gefechtskopf
GB2305399B (en) * 1995-09-21 1999-05-19 Marconi Gec Ltd A submersible mine neutralisation vehicle
US6722609B2 (en) * 1998-02-13 2004-04-20 James M. Linick Impulse motor and apparatus to improve trajectory correctable munitions including cannon launched munitions, glide bombs, missiles, rockets and the like
WO2000052414A1 (en) * 1999-03-03 2000-09-08 Linick James M Impulse motor to improve trajectory correctable munitions
SE522568C2 (sv) * 2000-09-04 2004-02-17 Saab Ab Förfarande för hastighetskompensering av en RSV-stråle, samt robot
IL179224A (en) * 2006-11-13 2012-09-24 Rafael Advanced Defense Sys Combat head for interception system
RU2527610C2 (ru) * 2012-10-03 2014-09-10 Министерство обороны Российской Федерации Федеральное бюджетное учреждение "3 Центральный научно-исследовательский институт Министерства обороны Российской Федерации" Двухступенчатая противотанковая управляемая ракета

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3124072A (en) * 1964-03-10 Missile propulsion
DE3000007A1 (de) * 1979-01-02 1980-09-18 Raytheon Co Kampffahrzeug-abwehrsystem
FR1327111A (fr) * 1962-03-28 1963-05-17 Roquette à charge plate orientable
FR2204294A5 (de) * 1972-10-25 1974-05-17 Cnim
SE408092B (sv) * 1975-03-24 1979-05-14 Consult Ab Nils Erik Kuller Sett och anordning for styrning av utlosningen av en projektil
DE2518593C3 (de) * 1975-04-26 1979-12-06 Diehl Gmbh & Co, 8500 Nuernberg Mörsergeschoß
FR2401400A1 (fr) * 1977-08-23 1979-03-23 Serat Arme antichar sol-sol
DE2741984C2 (de) * 1977-09-17 1984-01-26 Franz Rudolf Prof.Dr.Dipl.-Ing. West Vancouver Thomanek Gefechtskopf für einen Panzerabwehrflugkörper mit mindestens einer stachelbildenden Hohlladung
FR2406800A1 (fr) * 1977-10-18 1979-05-18 Aerospatiale Missile d'attaque en survol
SE7909385L (sv) * 1979-11-14 1981-05-15 Bofors Ab Ror
DE3038295A1 (de) * 1980-10-10 1982-05-27 Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf Verfahren zum verteilen von gefechtskoerpern
DE3122252C1 (de) * 1981-06-04 1982-11-04 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Einrichtung zur Erzeugung eines Zuendsignals fuer UEberflug-Flugkoerper
SE8106719L (sv) * 1981-11-12 1983-05-13 Foerenade Fabriksverken Projektil

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19638516A1 (de) * 1996-09-20 2000-12-14 Diehl Stiftung & Co Gefechtskopf mit einer Wirkelementmasse

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FR2534370B1 (fr) 1986-12-19
GB2149066A (en) 1985-06-05
GB8327734D0 (en) 1983-11-16

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