DE3826615C2

DE3826615C2 - Gierwinkelfreies Geschoß

Info

Publication number: DE3826615C2
Application number: DE3826615A
Authority: DE
Inventors: Peter Dipl Phys Dr Wiemer; Werner Dipl Ing Groswendt
Original assignee: Rheinmetall GmbH
Current assignee: Rheinmetall Industrie AG
Priority date: 1988-08-05
Filing date: 1988-08-05
Publication date: 1995-06-08
Anticipated expiration: 2008-08-06
Also published as: NL8902022A; GB2284251A; DE3826615A1; US5564651A; FR2711783B1; IT8948112A0; CA1339565C; FR2711783A1; GB2284251B; GB8910031D0; GB8915312D0

Description

Die Erfindung betrifft ein Geschoß zur Bekämpfung eines Panzers von oben mit einem Gefechts kopf und einer während des Fluges rotierenden Steuereinheit. Bei einem derartigen nach der DE-PS 36 03 497 mit älterem Zeitrang vorgeschlagenen Geschoß können aufgrund der rotierenden Steuereinheit während des Flugmanövers zur Überleitung der Marschphase in die Dreh-Sinkphase Kreiseleffekte auftreten, die zu unerwünschten Störungen der Flugbahn führen können. Maßgeblich werden diese Kreiseleffekte dadurch hervorgerufen, daß ein Antriebsaggregat mit Gasgenerator, das die Steuereinheit über tangential aus dieser austretenden Düsen antreibt, ausschließlich in der Steuer einheit angeordnet ist und mit dieser umläuft. Es wird dabei als nachteilig angesehen, daß bei erwünscht großen Nickwinkeln durch die Kreiseleffekte zwangsläufig unerwünscht große Gierwin kel und Seitenablagen auftreten, wobei unter Seitenablage die Seitenabweichung des Geschosses im Ziel verstanden wird. Bisher wurde versucht, die Gierwinkel und Ablagen durch Verwendung eines Vorhaltegierwinkels zu reduzieren, wobei ein Vorhaltegierwinkel durch einen Winkel zwischen einem das Ziel erfassenden Sensor und einer Impulsladung gebildet wird. Der Zusammenhang zwischen dem mechanisch bedingten Gierwinkel und der aerodynamischen Reaktion darauf als Seitenablage ist jedoch nicht linear und daher nur schwer berechenbar. Hinzu kommt, daß unterschiedliche Anfangsbedingungen, wie beispielsweise unterschiedliche Zielentfernungen, Anflughöhen, Endgeschwindigkeiten etc., bei der Einleitung in die Dreh-Sinkphase zu beachten sind, so daß es im allgemeinen nicht möglich ist, durch Verwendung nur eines Vorhalte gierwinkels für alle Zielentfernungen, Gierwinkel und Seitenablagen auf ein Minimum zu reduzieren oder nicht auftreten zu lassen.

Die vorgeschilderten Nachteile, beispielsweise einer unerwünschten Seitenablage, werden auch nicht durch eine aus der DE 28 30 859 C2 bekannte Panzerabwehrwaffe behoben, weil die Steuereinheit dieser Waffe starr mit dem Gefechtskopf verbunden ist und durch den Eigendrall dieser Panzer abwehrwaffe gemeinsam mit dieser umläuft, so daß während des Zielanfluges beim Ab- oder Hochschwenkvorgang der Waffe auftretende Kreiseleffekte nicht ausgeglichen werden können.

Aus den Patentschriften US 4,373,688 und US 3,111,088 ist es bekannt, daß eine Steuereinheit gegensätzlich zum Geschoßkörper rotieren kann. Der Antrieb erfolgt jedoch dabei einerseits über Flügel oder andererseits über einen Elektromotor und dient dem Zweck, im zuerst genannten Fall den Drall zu reduzieren oder in dem anderen Fall, eine Bremswirkung der Steuereinheit für den Zielanflug zu erzeugen.

Aufgabe der Erfindung ist es, bei einem Geschoß mit einer rotierenden Steuereinheit gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 beim Endflug auf das Ziel ein Auftreffen auf das Ziel mit einem Gierwinkel von 0° zu gewährleisten.

Gelöst wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Pa tentanspruchs 1 angegebenen Merkmale. Vorteilhafte Aus gestaltungen der Erfindung gehen aus den Merkmalen der Unteransprüche hervor.

Durch den Einsatz der erfindungsgemäß vorgeschlagenen Lösungen wird in vorteilhafter Weise erreicht, daß der Gesamtdrehimpuls des Geschosses schon vom Starten gleich Null wird, wo durch die aufgrund der Kreiseleffekte hervorgerufenen Nachteile nicht mehr auftreten können. Unter der Voraus setzung, daß sich auf das geschlossene Geschoßsystem - Gefechtskopf und Steuereinheit - keine äußeren Drehmo mente einwirken, wird durch die eingesetzten Lösungen, ins besondere das Auftreten von Gierwinkeln und Seitenablagen des Geschosses im Zielanflug vermieden. Die erfindungsgemäß vor gesehenen Lösungen bewirken die Auslösung in entgegengesetz ter Richtung wirkender und dem Betrag nach gleicher innerer Drehimpulse, nämlich daß die Summe der Drehimpulse

L_Gefechtskopf + L_{Steuereinheit} = 0,

also ausgeglichen wird. Dadurch kann die Drehzahl des Sen sors für eine lückenlose Abtastung erhöht werden, so daß in besonders vorteilhafter Weise in der Steuereinheit nur ein Sensor statt mehrerer Sensoren benötigt wird. Des wei teren kann durch die Erfindung die Nickwinkelgeschwindigkeit des Geschosses wesentlich erhöht werden, so daß das Ge schoß das Ziel möglichst senkrecht angreifen kann. Diese Angriffsmöglichkeit war bei bisherigen Lösungen aufgrund des aufgetretenen Kreiseleffektes und der daraus resultie renden nachteiligen Gierwinkel und Ablagen nicht möglich.

Die erfindungsgemäßen Lösungen bewirken, daß sich der Gefechts kopf und die Steuereinheit gleichzeitig gegenläufig drehen.

Nach einem Ausführungsbeispiel versetzen tangential aus Düsen austretende Gase eines pyrotechnischen Antriebes des Gefechtskopfes gleichzeitig auch ein umhüllendes und mit der Steuereinheit verbundenes Schaufelrad in Rotation.

Nach einem anderen Ausführungsbeispiel werden separate Austrittsdüsen des Gefechtskopfes und der Steuereinheit von einem gemeinsamen pyrotechnischen Antrieb mit Gas beaufschlagt, so daß eine gegensätzliche Rotation der vorbeschriebenen Teile entsteht. Bedingt durch die hohe Energiedichte der Treibladung weisen diese Lösungen nur ein geringes Gewicht auf.

Die gleiche Wirkung kann auch mechanisch durch sicher funktionierende wartungsfreundliche und einfach aufge baute Lösungen, beispielsweise durch eine Spiralfeder oder einen Schraubengang erzeugt werden.

Die Erfindung wird anhand dieser in den nachfolgenden Zeichnungen dargestellter Ausführungsbeispiele des näheren erläutert.

Es zeigt:

Fig. 1 ein flügelstabilisiertes Geschoß mit einem Gefechtskopf und einer rotierenden Steuer einheit in verschiedenen Flugphasen;

Fig. 2 ausschnittsweise eine Seitenansicht von einer Steuereinheit und einem Gefechtskopf, die von einem gemeinsamen pyrotechnischen Antriebssatz angetrieben werden;

Fig. 3 einen Querschnitt des Geschosses entlang eines in der Fig. 2 mit III-III gekennzeichneten Schnittverlaufs;

Fig. 4 ausschnittsweise eine Seitenansicht von einer Steuereinheit und einem Gefechtskopf, die separat von einem pyrotechnischen Antrieb angetrieben werden;

Fig. 5 einen Querschnitt durch den Gefechtskopf ent lang eines in der Fig. 4 mit V-V gekenn zeichneten Schnittverlaufs;

Fig. 6 einen Querschnitt durch die Steuereinheit entlang eines in der Fig. 4 mit VI-VI ge kennzeichneten Schnittverlaufs;

Fig. 7 ausschnittsweise eine Seitenansicht von einer Steuereinheit und einem Gefechtskopf, die mittels einer Spiralfeder in Rotation ver setzt werden;

Fig. 8 einen Querschnitt durch das Geschoß entlang eines in der Fig. 7 mit VIII-VIII gekenn zeichneten Schnittverlaufs;

Fig. 9 ausschnittsweise eine Seitenansicht von einer Steuereinheit und einem Gefechtskopf, welche durch einen Schraubengang in Rotation versetzt werden.

Die Fig. 1 verdeutlicht in verschiedenen Flugphasen a, b und c ein flügelstabilisiertes Geschoß 1 gemäß DE-P 36 03 497 zur Bekämpfung eines Panzers 2 von oben. Dieses Geschoß 1 wird beispielsweise nach Verlassen einer nicht darge stellten Waffe in der ersten Flugphase a nachbeschleunigt, während in der anschließenden Marschphase b eine größere Distanz überbrückt wird. In der Überleitung zur Dreh-Sink phase c, die auf nicht dargestellte Weise mittels einer Impulssprengladung eingeleitet wird, treten bei diesem Ge schoß 1 die vorbeschriebenen Nachteile aufgrund des Kreisel effektes der gegenüber dem Gefechtskopf 3 rotierenden Steuereinheit 4 auf. Beim Abknickvorgang aus der Marsch phase b in die Dreh-Sinkphase c wirkt bei diesem Geschoß 1, bedingt durch die Rotation der Steuereinheit 4, ein durch die Rotation verursachter Drehimpuls derartig auf die Sta bilität der Flugrichtung des Geschosses 1 ein, daß dieses unter einem nicht vermeidbaren größeren oder kleineren Gier winkel und einer dadurch verursachten Geschoßpendelung den Flug fortsetzen muß.

Die Fig. 2 bis 9 beschränken sich ausschließlich nur auf die Darstellung des zu dieser Erfindung gehörenden relevan ten Bereichs dieses Geschosses 1 und verdeutlichen ver schiedene Lösungsmöglichkeiten zur Vermeidung der durch den Kreiseleffekt beim Abknicken in die Dreh-Sinkphase c entstehenden Geschoßpendelungen. Bei allen Lösungsmöglich keiten sind zum Ausgleich des Drehimpulses der jeweiligen Steuereinheit 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 zwischen dieser Steuer einheit und dem den Geschoßkörper bildenden Körper 3.2, 3.4, 3.7, 3.9 des Gefechts kopfes 3 Antriebsaggregate 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 vorgesehen, die dem Körper ein dem Drehimpuls der Steuereinheit entsprechen den jedoch entgegengesetzt wirkenden Drehimpuls verleihen. Diese Antriebsaggregate 5.2, 5.4, 5.7, 5.9 sind geeignet, den hier zusätzlich gewünschten Drehimpuls des Gefechtskopfes 3 gleichzeitig für die zur Zieldetektion des in der Steuer einheit 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 angeordneten Sensors (nicht dargestellt) notwendige Rotation auszunutzen. Die Mittel 5.2, 5.4, 5.7 und 5.9 bewirken, daß der bei der Rotation der Steuereinheit 4.2, 4.4, 4.7, 4.9 erzeugte Drehimpuls L_{Steuereinheit} durch einen entgegengesetzt wirkenden Drehimpuls des Gefechtskopfkörpers L_Geschoßkopf ausge glichen wird. Der Gesamtdrehimpuls L des Geschosses 1 wird dabei gleich Null und folgt folgender Gleichung:

L=ω_ST × Θ_ST - ω_GK × Θ_GK = 0

wobei ω_ST die Winkelgeschwindigkeit der Steuereinheit ist,
ω_GK die Winkelgeschwindigkeit des Gefechtskopfkörpers ist,
Θ_ST das Massenträgheitsmoment der Steuereinheit ist und
Θ_GK das Massenträgheitsmoment des Gefechtskopfkörpers ist.

Dadurch, daß das Massenträgheitsmoment Θ_GK gegenüber dem Massenträgheitsmoment Θ_ST um ein Vielfaches größer ist, lassen sich bei im umgekehrten Verhältnis geringeren Win kelgeschwindigkeiten des Gefechtskopfkörpers ω_GK jedoch sehr hohe Winkelgeschwindigkeiten der Steuereinheit und entsprechend der Formel

ω_ST = 2 × π × γ

sehr hohe Drehzahlen γ erzeugen. Durch die verschiedenen Antriebsaggregate kann die Steuereinheit zur Zieldetektion beispielsweise auf ca. 60 Umdrehungen pro Sekunde beschleu nigt werden.

Die Fig. 2 und 3 verdeutlichen in einem ersten Ausfüh rungsbeispiel, daß das Antriebsaggregat 5.2 aus wenigstens zwei mit einem Treibsatz 6 innerhalb des Körpers 3.2 verbundenen und auf dem Umfang des Körpers 3.2 tangential symmetrisch gegenüberliegend angeordneten Düsen 7 und aus einem die Düsen 7 umhüllenden sowie die Austrittsgase der Düsen um lenkenden und mit der Steuereinheit 4.2 verbundenen Schau felkranz 8 bestehen. Durch die Umlenkung der aus den Düsen 7 austretenden Antriebsgase durch die Schaufeln 9 des inner halb des zur Steuereinheit 4.2 gehörenden Schaufelkranzes 8, wird beispielsweise eine Drehrichtung 18 des Körpers 3.2 im Uhrzeigersinn und eine Drehrichtung 19 der Steuereinheit 4.2 im Gegenuhrzeigersinn erzielt. Innerhalb des Körpers 3.2 können zwei und mehr Düsen 7 gleichmäßig auf dem Um fang verteilt angeordnet sein, die durch Leitungen 20.2 mit der in der Flugphase a initiierten Treibladung 6 eines kleinen Raketenantriebes verbunden sind.

Die Fig. 4 bis 6 verdeutlichen, daß das Antriebsaggregat 5.4 auch aus wenigstens jeweils zwei an dem Körper 3.4 und an der Steuereinheit 4.4 tangential symmetrisch gegen überliegend angeordneten Düsen 10, 11 bestehen können. Die Düsen 10, 11 werden dabei gemeinsam von einem einzigen Treibsatz 6.4 oder gleichzeitig von nicht dargestellten separaten Treibsätzen mit gleicher Ladungsmenge über Lei tungen 20.4 beaufschlagt, wobei die Düsen 10 des Körpers 3.4 gegenüber den Düsen 11 der Steuereinheit 4.4 in ent gegengesetzte Richtungen weisen, so daß hier die Steuer einheit 4.4 im Uhrzeigersinn 18 und der Körper 3.4 im Gegenuhrzeigersinn 19 in die jeweilige Drehung versetzt werden können.

Das in den Fig. 7 und 8 dargestellte Ausführungsbeispiel zeigt, daß das Antriebsaggregat 5.7 aus einer innenseitig an der Steuereinheit 4.7 starr und außenseitig an dem Körper 3.7 des Gefechtskopfes 3 ausklinkbar befestigten Spiralfeder 12 besteht. Der Federdrehimpuls wird hier nach Entriegeln einer unter der Anfangsbeschleunigung unwirksam werdenden Verdrehsicherung 17 ausgelöst. Diese Sicherung besteht aus einem federkraftbeaufschlagten Stift 21, der aufgrund seines Beharrungsvermögens während der Startphase in eine Bohrung 22 des Körpers 3.7 hineingedrückt wird und dadurch die Halteposition der Steuereinheit 4.7 aufgibt.

Ein weiteres Ausführungsbeispiel geht aus der Fig. 9 her vor, wonach das Antriebsaggregat 5.9 durch ein zwischen dem Körper 3.9 und der Steuereinheit 4.9 angeordneten Schraubengang 13 gebildet wird. Dabei nimmt die Steuereinheit 4.9 während des Starts des Geschosses 1 eine Eingriffstellung 16 mit dem Schraubengang 13 und während des Fluges eine Stellung auf einem Freilauf 15 eines Ansatzes 14 des Körpers 3.9 ein. Die Drehungen des Körpers 3.9 im Uhrzeigersinn 18 und der Steuereinheit 4.9 im Gegenuhrzeigersinn werden beim Start in der Beschleunigungsphase des Geschosses 1 da durch erzeugt, daß die in einer Distanz l vor dem Körper 3.9 angeordnete Steuereinheit 4.9 unter ihrer Massenträg heit in der Führung des Schraubenganges 13 auf den Ge fechtskopfkörper 3.9 zubewegt wird. Die Steigung des Schraubenganges 13 ist dabei so gewählt, daß ein reibungs armes Entlanggleiten der Steuereinheit 4.9 möglich ist. Am Ende des Hubes l klinkt die Steuereinheit 4.9 aus dem Schraubengangprofil des Ansatzes 14 aus, so daß die Steuer einheit 4.9 in dem Freilauf 15 ungehindert umlaufen kann.

Bei allen dargestellten Ausführungsvarianten kann ein möglicher einseitiger Drehimpulsverlust des Gefechtskopfes 3, aufgrund der während des Fluges ausgeklappten Flügel 24 (Fig. 1), durch eine entsprechende Anschrägung der Flü gel 24 (Fig. 1) wieder ausgeglichen werden.

Claims

1. Geschoß, das während des Fluges rollt, mit einem Stabilisie rungsleitwerk und einer rotierenden Steuereinheit zur Detek tion eines zu bekämpfenden Zieles, wobei eine Impulsladung das Geschoß auf das Ziel ausrichtet, dadurch ge kennzeichnet, daß ein Antriebsaggregat (5.2, 5.4, 5.7, 5.9) zwischen dem Geschoßkörper (3.2, 3.4, 3.7, 3.9) und der Steuereinheit (4.2, 4.4, 4.7, 4.9) angeordnet ist, das während des Startvorganges auf die am Geschoßkörper drehbar gelagerte Steuereinheit einen Drehimpuls überträgt und dem Geschoßkörper einen gleich großen jedoch entgegengesetzt gerichteten Drehimpuls erteilt.

2. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß das Antriebsaggregat (5.2) aus wenigstens zwei mit einem Treibsatz (6) innerhalb des Körpers (3.2) verbundenen und auf dem Umfang des Körpers (3.2) tangential symmetrisch gegenüberliegend angeordneten Düsen (7) und aus einem die Düsen (7) umhüllenden sowie die Austritts gase der Düsen (7) umlenkenden und mit der Stteuereinheit (4.2) verbundenen Schaufelkranz bestehen.

3. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß das Antriebsaggregat (5.4) aus wenigstens jeweils zwei an dem Geschoßkörper (3.4) und an der Steuereinheit (4.4) tangential symmetrisch gegenüberliegend angeordneten Düsen (10, 11) bestehen, die mit dem gleichen Treibsatz verbunden sind, wobei die Düsen (10) des Körpers (3.4) gegenüber den Düsen (11) der Steuereinheit (4.4) in entgegengesetzte Richtungen weisen.

4. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß das Antriebsaggregat (5.7) aus einer innenseitig an der Steuereinheit (4.7) starr und außenseitig an dem Geschoßkörper (3.7) ausklinkbar befestigten Spiralfeder (12) besteht, wobei der Federdrehimpuls nach Entriegeln einer unter der Anfangsbeschleunigung aufgehobenen Verdrehsicherung (17) ausgelöst wird.

5. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekenn zeichnet, daß das Antriebsaggregat (5.9) durch einen zwischen dem Geschoßkörper (3.9) und der Steuereinheit (4.9) angeordneten selbsthemmungsfreien Schraubengang (13) gebildet ist, wobei die Steuereinheit (4.9) während des Starts eine Eingriffsstellung (16) mit dem Schraubengang (13) und während des Fluges eine Stellung auf einem Freilauf (15) eines Ansatzes (14) des Körpers (3.9) einnimmt.