DE3719908C1 - Missile guide-wire coil - Google Patents
Missile guide-wire coilInfo
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- DE3719908C1 DE3719908C1 DE19873719908 DE3719908A DE3719908C1 DE 3719908 C1 DE3719908 C1 DE 3719908C1 DE 19873719908 DE19873719908 DE 19873719908 DE 3719908 A DE3719908 A DE 3719908A DE 3719908 C1 DE3719908 C1 DE 3719908C1
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
- F42B15/04—Arrangements thereon for guidance or control using wire, e.g. for guiding ground-to-ground rockets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B65—CONVEYING; PACKING; STORING; HANDLING THIN OR FILAMENTARY MATERIAL
- B65H—HANDLING THIN OR FILAMENTARY MATERIAL, e.g. SHEETS, WEBS, CABLES
- B65H49/00—Unwinding or paying-out filamentary material; Supporting, storing or transporting packages from which filamentary material is to be withdrawn or paid-out
- B65H49/18—Methods or apparatus in which packages rotate
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/30—Command link guidance systems
- F41G7/32—Command link guidance systems for wire-guided missiles
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
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- Light Guides In General And Applications Therefor (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Flugkörper-Lenkdrahtspule gemäß dem
Gattungsbegriff des Anspruchs 1.
Solche Lenkdrahtspulen sind in verschiedenen Ausführungsformen, unter
anderem auch durch die Anmelderin, bekanntgeworden. Mit ihnen sind die
lenkdrahtgeführten Flugkörper ausgerüstet, von denen sich der Lenkdraht
mit einer Geschwindigkeit bis zu ca. 300 m/s störungsfrei abspulen soll.
Der Lenkdraht ist hierbei meist ein mit Tragfäden verstärkter Kupferleiter
oder eine ebenso verstärkte Lichtleitfaser, aber auch Stahldrähte
sind bereits hierfür bekanntgeworden. Dieser Lenkdraht muß während der
gesamten Flugphase die Steuerimpulse ohne große Dämpfung übertragen. In
den bekannten Ausführungsformen wird der Lenkdraht beim Abspulen sozusagen
"über Kopf" abgezogen, d. h. die abspulenden Windungen rotieren - je
nach Spulendurchmesser - mit bis zu 60 000 U/min um die Spulenlängsachse.
Beim Abspulen der Lenkdrahtspulen wirken nun Massenkräfte, Luftkräfte
und Reibungskräfte auf den Lenkdraht. Seine Belastung durch die Reibungskräfte
steigt nun bei höheren Abspulgeschwindigkeiten stark an, wie
dies im Diagramm der Fig. 4 verdeutlicht ist. Hier ist gezeigt, daß
obwohl nach dem Hochlauf die Abzugsgeschwindigkeit konstant bleibt, die
Reaktionskräfte zunehmen, da einmal mit kleiner werdendem Spulendurchmesser
die Winkelgeschwindigkeit der sich wendelförmig abspulenden
Lenkdrahtwindungen und zum andermal auch die Lagenlänge zunimmt, wie
dies in der Fig. 1 veranschaulicht ist.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugkörper-
Lenkdrahtspule der eingangs genannten Art zu schaffen, bei der die durch
das schlaufenförmige Anlegen des abwickelnden Lenkdrahtes an die Innenwand
des Flugkörpermantels auftretenden hohen Reaktionskräfte vermieden
werden, so daß nunmehr unbewehrte Lichtleitfasern als Lenkdraht verwendet
werden können.
Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebenen Maßnahmen gelöst.
In den Unteransprüchen sind Weiterbildungen und Ausgestaltungen angegeben
und in der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel
erläutert und in den Figuren der Zeichnung skizziert. Es zeigt
Fig. 1 eine Seitenansicht einer Lenkdrahtspule nach dem Stand der
Technik mit sich wendelförmig abspulenden Lenkdrahtwindungen,
Fig. 2 eine perspektivische Teilschnitt-Ansicht einer Lenkdrahtspule
nach dem Stand der Technik bei der sich der Lenkdrahtballon
schlaufenförmig an der Innenwand des Flugkörpermantels anlegt,
Fig. 3 einen Querschnitt eines rotierenden Flugkörpermantels mit
eingebauter Lenkdrahtspule gemäß der Erfindung,
Fig. 4 ein Diagramm der Reib- und Ablösekräfte beim Lenkdrahtabzug von
einer Spule nach dem Stand der Technik.
Das in der Fig. 3 skizzierte Ausführungsbeispiel einer reibungsarmen,
mit wesentlich reduzierten Abspulkräften arbeitenden Flugkörper-Lenkdrahtspule
zeigt, daß das Heckteil 11 des FK-Körpermantels 10 rotierend
ausgebildet ist und die Rotationskraft durch das Reibmoment des abspulenden
Lenkdrahtes 12 oder durch die anströmende Luft aufgebracht wird.
Hierzu nimmt die Wickelspule 13 eine ballonartig aufgespulte, unbewehrte
Lichtleitfaser als Lenkdraht 12 auf und wird von einem reibungsarm
gelagerten Rotationskörper, bestehend aus einem Spulenträger 14 und
einem ein Kugel- bzw. Wälzlager 16 aufnehmenden Zentrierring 15, getragen.
Um diese Anordnung rotiert nun das Heckteil 11 des Flugkörpermantels 10.
Durch diese Ausbildung wird verhindert, daß sich bei steigenden Abspulgeschwindigkeiten
der Ballon bzw. die Lenkdrahtspule 12 schlaufenförmig
an die Innenwand des Flugkörpermantels anlegt und so zu hohen Reaktionskräften
führt, wie dies in Fig. 2 der Zeichnung schematisch veranschaulicht
ist. Aufgrund dieser auftretenden Kräfte mußten bei Verwendung von
Lichtleitfasern diese mit einer besonderen Verstärkung versehen werden.
Durch die vorbeschriebenen Maßnahmen wird jedoch die Zugspannung im
Lenkdraht ganz erheblich verringert und ermöglichen daher die Verwendung
unbewehrter Lichtleitfasern, was nicht nur eine Reduzierung des Fertigungsaufwandes
und der Fertigungskosten mit sich bringt, sondern insbesondere
den Flugkörpern eine beachtliche Reichweitenverlängerung ermöglicht.
Im Idealfall dreht sich das Heckteil 11 mit der Winkelgeschwindigkeit:
ω = v/r
wobei
v
= die Abzugsgeschwindigkeit und
r
= der Spulenradius ist,
so daß der Lenkdraht 12 parallel zur Längsachse der Spule aus dem
Flugkörpermantel 10 gezogen wird.
Das Heckteil 11 des Flugkörpermantels 10 kann zum einen durch das
Reibmoment des abspulenden Lenkdrahtes 12 oder zum andern auch durch
anströmende Luft in Rotation gebracht werden. In einer speziellen
Ausführungsform ist vorgesehen, daß das Heckteil 11 zusätzlich mit die
Rotation steigernden Luftleitführungen (nicht gezeichnet) versehen ist.
Diese können problemlos beispielsweise in Form eines nachträglich auf
den Flugkörpermantel aufziehbaren Kunststoffring mit kleinen Leitschaufeln
etc. im nachhinein angebracht werden.
Claims (3)
1. Flugkörper-Lenkdrahtspule die sich aus einem Wickel von Lenkdraht
auf einem Spulenkörper zusammensetzt der am Heck des Flugkörpermantels
angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß das Heckteil (11) des
Flugkörpermantels (10) rotierend ausgebildet ist und die Rotationskraft
durch das Reibmoment des abspulenden Lenkdrahtes (12) oder durch die
anströmende Luft erbracht wird.
2. Flugkörper-Lenkdrahtspule nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Wickelspule (13) eine ballonartig aufgespulte unbewehrte
Lichtleitfaser als Lenkdraht (12) aufnimmt und von einem reibungsarm
gelagerten Rotationskörper (14, 15) getragen wird.
3. Flugkörper-Lenkdraht nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß das rotierende Heckteil (11) des Flugkörpermantels (10)
zusätzlich mit die Rotation steigernden Luftleitführungen versehen ist.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19873719908 DE3719908C1 (en) | 1987-06-15 | 1987-06-15 | Missile guide-wire coil |
FR8807940A FR2616530A1 (fr) | 1987-06-15 | 1988-06-14 | Bobine de fil de guidage pour missiles |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19873719908 DE3719908C1 (en) | 1987-06-15 | 1987-06-15 | Missile guide-wire coil |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3719908C1 true DE3719908C1 (en) | 1988-12-22 |
Family
ID=6329722
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19873719908 Expired DE3719908C1 (en) | 1987-06-15 | 1987-06-15 | Missile guide-wire coil |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3719908C1 (de) |
FR (1) | FR2616530A1 (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN105627838A (zh) * | 2016-02-22 | 2016-06-01 | 许昌义 | 快递导弹 |
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WO2012020176A1 (fr) * | 2010-08-09 | 2012-02-16 | Schaer Andre | Dispositif pour la transmission bidirectionnelle de donnees entre un mobile energetiquement autonome et une station de controle et de commande |
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DE3132547C1 (de) * | 1981-08-18 | 1982-12-09 | Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München | Abwickelvorrichtung für eine Lenkglasfaser eines Flugkörpers |
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1987
- 1987-06-15 DE DE19873719908 patent/DE3719908C1/de not_active Expired
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1988
- 1988-06-14 FR FR8807940A patent/FR2616530A1/fr not_active Withdrawn
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2616530A1 (fr) | 1988-12-16 |
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