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