DE69813381T2

DE69813381T2 - Verfahren zum Kontrollieren der seitlichen Streuung von kreiselstabilisierten Geschossen

Info

Publication number: DE69813381T2
Application number: DE69813381T
Authority: DE
Inventors: Jean-Paul Labroche; Jean-Pierre Frehaut; Pascal Tarayre
Original assignee: TDA Armements SAS
Current assignee: TDA Armements SAS
Priority date: 1997-06-13
Filing date: 1998-06-05
Publication date: 2004-03-04
Anticipated expiration: 2018-06-06
Also published as: DE69813381D1; FR2764689B1; EP0884554A1; EP0884554B1; FR2764689A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren für die Steuerung der seitlichen Abweichung zum Boden von gyroskopisch stabilisierten Artilleriegeschossen, wie beispielsweise jenen, die in dem Dokument WO-A-8100908 beschrieben sind, sowie ein Geschoß, das von diesem Verfahren Gebrauch macht. Sie ist insbesondere für die Verbesserung der Wirksamkeit von Artilleriegeschossen, vor allem im Rahmen der Geschosse mit erhöhter Reichweite, anwendbar.
Die Erhöhung der Genauigkeit des Auftreffpunkts der Artilleriegeschosse ist dadurch, daß sie die Bearbeitung von Zielen unter Inanspruchnahme einer geringeren Anzahl von Geschossen ermöglicht, jedoch auch aufgrund der heute abzusehenden Steigerung der Reichweite zukünftiger Geschosse, die mit einer Herabsetzung der Genauigkeit der Auftreffpunkte einhergeht, gerechtfertigt.
Um diesen Bedürfnissen zu begegnen, werden die Geschosse bekannterweise mit zu ihrer Lokalisierung geeigneten Vorrichtungen versehen. Diese verwenden Navigationssysteme wie etwa das unter der angelsächsischen Abkürzung GPS für "Global Positioning System" bekannte System oder auch kostengünstige Trägheitsnavigations-Leitwerke. Diese System ermöglichen in einer ersten Zeitspanne das Korrigieren der Zielwinkel für künftige Schüsse anhand von Messungen der wirklichen Bahn der ersten abgeschossenen Granate, ohne daß es notwendig wäre, zu den Auftreffpunkten vorgerückte Beobachter zu postieren, und in einer zweiten Zeitspanne das direkte Korrigieren der wirklichen Bahn durch Verwendung geeigneter, im Geschoß eingebauter Steuervorrichtungen. Das zweite Verfahren ist komplexer, bietet jedoch den Vorteil, daß Schüsse zur Einjustierung vermieden werden, was vom operationellen Gesichtspunkt wegen der erzielten Überraschungswirkung, die dem Ziel kein Verlassen der anvisierten Zone ermöglicht, und wegen der Verkürzung der zur Ausführung eines Schusses zum Ziel erforderlichen Zeit, das dem Schützen ein schnelles Verlassen der Schußposition ermöglicht und die Wahrscheinlichkeit einer Ortung des Schützen durch die feindlichen Radare stark vermindert, in zweifacher Hinsicht interessant ist.
Die Korrektur der Bahn der Geschosse erfolgt in zwei Schritten:
Ein erster Schritt besteht darin, lediglich die Fehler hinsichtlich der Reichweite zu korrigieren. Es reicht eine Aktion in der vertikalen Ebene aus, die in relativ einfacher Weise ausgeführt werden kann, indem absichtlich über das Ziel hinaus gehalten wird und der Luftwiderstand durch eine Luftbremse gemessen wird. Die Krümmung der Bahn wird in dieser Weise moduliert. Im Verlauf dieser Aktion setzt die Reichweitensteuerung rein axiale Kräfte ein und erfordert keine Lokalisierungsinformationen über das Geschoß.
Der zweite, schwieriger auszuführende Schritt besteht darin, auch die seitlichen Fehler zu korrigieren, indem beispielsweise Wirkglieder eingesetzt werden, die Kräfte entwickeln, die zur Verlagerungsgeschwindigkeit des Geschosses, d. h. im wesentlichen zur Drehachse, senkrecht sind. In diesem Fall ist die Kenntnis der Winkelposition der Wirkglieder in Bezug auf eine terrestrische Referenz, beispielsweise eine vertikale Bezugslinie, erforderlich.
Die Korrektes der Bahn erfolgt im Prinzip in eine Richtung, die sich in Bezug auf eine terrestrische Referenz relativ wenig, jedoch wenigstens so weit verändert, daß die Amplitude der verlangten Korrektur ausreichend groß ist.
Wenn sich das Geschoß um die Längsachse dreht, müssen die Wirkglieder, sofern sie mit dem Geschoß verbunden sind, auf eine Frequenz umschalten, die der zweifachen Rollfrequenz entspricht, um eine "Berichtigung" der erzeugten Kraft zu verwirklichen und einen Mittelwert der resultierenden Kraft zu erhalten, der von null verschieden ist. Die Richtung der mittleren Kraft wird durch Variation der Schaltzeitpunkte eingestellt.
Die obenbeschriebene Funktionsweise kommt für Geschosse mit einer gemäßigten Rollbewegung von beispielsweise bis zu 30 s^–1 in Betracht. Umgekehrt scheint dies bei gyroskopisch stabilisierten Geschossen schwer anwendbar zu sein, da deren Rollgeschwindigkeit, die bei einem Geschoß von 155 mm in der Größenordnung von 300 s^–1 liegt, dann zu hoch ist, wobei die vom Wirkglied er reichten dynamischen Leistungen in diesem Fall mit den herkömmlichen aeromechanischen Systemen mit Steuerflächen unvereinbar erscheinen.
Gegenwärtig können zwei Verfahren, die den Prinzipien herkömmlicher Wirkglieder, wie sie oben beschrieben wurden, folgen, in Betracht gezogen werden.
Das erste Verfahren kann in der Verwendung von Piezoelementen bestehen, mit denen hohe Schaltfrequenzen erzielt werden können. Jedoch besteht bei diesen die Gefahr, daß sie den geforderten Verformungsamplituden nicht genügen.
Das zweite Verfahren kann in der Verwendung von Korrekturelementen bestehen, die in der Rollbewegung vom übrigen Geschoß entkoppelt sind. Jedoch stößt dieses Verfahren auf Probleme bei der Verwirklichung der Entkopplungsrollbewegungen, die der Anfangsbeschleunigung widerstehen und im Moment des Abschusses eine geringe Reibung aufweisen müssen.
Die Aufgabe der Erfindung ist das Beseitigen der obengenannten Nachteile.
Dazu hat die Erfindung ein Verfahren für die Steuerung der seitlichen Abweichung von gyroskopisch stabilisierten Geschossen zum Gegenstand, das dadurch gekennzeichnet, daß es darin besteht, die Beschleunigung der durch den gyroskopischen Effekt bedingten horizontalen Ablenkung zu modulieren, indem das aerodynamische Schubzentrum des Geschosses variiert wird.
Die Erfindung hat außerdem ein Geschoß zum Gegenstand, das von dem oben dargelegten Verfahren Gebrauch macht.
Das Verfahren und die Vorrichtung gemäß der Erfindung haben den Vorteil, daß sie eine einfache Gestaltung der gyroskopisch drehstabilisierten Geschosse erfordern, die jegliche schnelle Umschaltung von Wirkgliedern, jegliche Entkopplung von Wirkgliedern und vor allem jegliches Mittel zur Messung der vertikalen Referenz erübrigt.
Weitere Merkmal und Vorteile der Erfindung werden deutlich anhand der Beschreibung, die erstellt worden ist in Gegenüberstellung mit der beigefügten Zeichnung, worin zeigen:
1 die Bahn eines Geschosses in bezug zur Horizontalen,
2 die Anordnungen in bezug auf die Längsachse des Schubzentrums und des Schwerpunkts eines Geschosses,
die 3 und 4 die Veränderung der Seitenbeschleunigung als Funktion eines Stabilitätsparameters u,
5 einen Graph, der eine Geschoßablenkung als Funktion des Auftreffpunktabstands zeigt,
6 ein Beispiel für die Richtwinkelabweichung des Schusses zur Zentrierung der Korrekturen,
7 und 8 ein Beispiel für die Verschiebung der Schubzentren nach der Korrektur,
9 ein Beispiel für den Anbau von radialen Korrekturflügeln am Geschoßkörper,
10 die Flügel von 9 in der ausgefahrenen Stellung und
11 und 12 ein Beispiel für die Positionierung von Flügeln gemäß der Erfindung an einem Geschoßboden.
Die gyroskopische Ablenkung von Granaten mit einer hohen Rollgeschwindigkeit ist ein physikalisches Phänomen, das sich durch eine ständige seitliche Abweichung von der Bahn, die am Bahnende mehrere hundert Meter erreichen kann, äußert. Als Beispiel, die seitliche Abweichung einer 155er-Granate mit einer Reichweite von 27 km liegt in Abhängigkeit von der durchlaufenen Strecke im Bereich von 800 m.
Qualitativ läßt sich das Phänomen in der folgenden Weise analysieren:

a) Die Schwerkraft bewirkt die Krümmung der Bahn, d. h. die Drehung des Geschwindigkeitsvektors nach unten.
b) Wenn die gyroskopischen Stabilitätsbedingungen (ausreichende Drehgeschwindigkeit um die Längsachse) als erfüllt angenommen werden, folgt das Geschoß seinem Geschwindigkeitsvektor mit einem bestimmten Nachzug, jedoch mit derselben Drehgeschwindigkeit.
c) Die Drehgeschwindigkeit des Geschosses um seine Längsachse, auch SPIN genannt, bewirkt durch gyroskopische Reaktion ein Moment um die vertikale Achse (Kreiselmoment).
d) Das Kreiselmoment bringt einen Schiebewinkel zwischen der Achse des Projektils und seinem Geschwindigkeitsvektor mit sich. Dieser Winkel stellt sich auf einen Gleichgewichtswert ein, derart, daß das aerodynamische Moment, das er bewirkt, das Kreiselmoment kompensiert.

Der Schiebewinkel entspricht einer Drehung um die vertikale Achse und liegt somit in einer horizontalen Ebene. Die zugeordnete Auftriebskraft ist ihrerseits horizontal und erzeugt die Ablenkung der Bahn.
Das Phänomen der gyroskopischen Ablenkung führt zu einer horizontalen Abweichung, die die natürliche Reaktion des Geschosses auf die vertikale Belastung infolge der Schwerkraft ist. Die Ablenkung erfolgt bei einem Projektil, das sich in positivem Sinn um seine Spinachse dreht, nach rechts von der Schußlinie.
Angesichts der Größenordnung der gyroskopischen Ablenkung im Verhältnis zur Amplitude der seitlichen Abweichungen kommt es gemäß der Erfindung in Betracht, die letzteren zu korrigieren, indem die Amplitude der Ablenkung moduliert wird.
Die gyroskopische Ablenkung äußert sich in einer seitlichen horizontalen Beschleunigung Γ_D, die sich durch die folgenden definierten Größen ausdrücken läßt:
g: Erdbeschleunigung
A: Trägheit des Geschosses um seine Längsachse (Spinachse)
m: Masse des Geschosses
V: Geschwindigkeit des Geschosses
γ: Neigung der Bahn
p: Rollgeschwindigkeit des Geschosses
x_F: Abszisse des aerodynamischen Schubzentrums F in bezug auf den Schwerpunkt G des Geschosses.
Der Geschwindigkeitsvektor
ist, wie in 1 gezeigt ist, eine Tangente der Bahn, wobei seine Richtung in bezug auf die Horizontale die Neigung der Bahn definiert.
Bei gyroskopisch stabilisierten Geschossen liegt das aerodynamische Schubzentrum F vor dem Schwerpunkt G, wie in 2 gezeigt ist, die ein Geschoß in Form einer Granate zeigt, die aus einem zylindrischen Körper 1, einem konischen Kopf 2 und einem Geschoßboden 3 zusammengesetzt ist.
In Analogie zu den aerodynamisch flügelstabilisierten Geschossen wird der Parameter x_F im folgenden als "Stabilitätsmaß" bezeichnet.
Wenn die Spingeschwindigkeit als ausreichend groß angenommen wird, um die Stabilität zu gewährleisten, stellt sich die Beschleunigung Γ_D nach der Stabilisierung der transitorischen Bewegungen des Projektils auf den folgenden Wert ein:
Bei einer Bahn mit einer gegebenen Neigung γ hängt Γ_D nur vom folgenden Parameter ab:
und läßt sich ausdrücken durch:
Die Stabilitätsbedingung für das Geschoß beinhaltet ferner, daß der wesentliche Stabilitätskoeffizient s, der gegeben ist durch:
der Ungleichung s ≥ 1 genügt,
in der:
B die Nick/Gier-Trägheit repräsentiert

ρ die volumenbezogene Masse der Luft ist
und Czα der Auftriebsgradient ist.
Als Funktion des Parameters u lautet die benötigte Stabilitätsbedingung:
Gewöhnlich ergibt sich die strengste Stabilitätsbedingung zu Beginn des Flugs des Geschosses, wobei ρ, V/p und Czα beim Verlassen des Geschoßabschußrohrs p am größten sind. Bei einem Projektil von 155 mm sind die Größenordnungen folgende:
B = 1,715 m²kg
A = 0,159 m²kg
m = 46,95 kg
S = 0,01886 m²
Vo/po = 0,5 m/rd
Czα = 2,78 und
p = 1,225 kg/m³
Daher die Stabilitätsbedingung:
u ≥ 0,0147
3 ist eine globale Darstellung der Funktion. Mit den oben verwendeten Zahlenwerten (Projektil von 155 mm) bewegt sich der Parameter u im Verlauf des Flugs im folgenden Bereich: 0,026 ≤ u ≤ 0,041
Der Schwankungsbereich betrifft folglich nur den Anfang der in 4 gezeigten Kurve Γ_D = f(u).
Die Untersuchung der Kurve zeigt, daß Γ_D nahezu eine lineare Funktion von u ist und daß die seitliche Beschleunigung unter der Bedingung, daß der Parameter u verändert wird, ohne weiteres modifiziert werden kann.
Es ist zudem vorteilhaft, u zu erhöhen, da dies eine größere Möglichkeit der Veränderung und des Zuwachses bietet und die Stabilität des Geschosses verstärkt.
Nach der Beziehung (3) ergibt sich für eine Bahn mit einem gegebenen Neigungsprofil γ, daß die Beschleunigung der Ablenkung nur von dem durch die Beziehung (2) definierten Parameter
abhängt, der sich seinerseits als Funktion des Impulsmoments Ap, des linearen Moments mV und des Stabilitätsmaßes x_F ausdrücken läßt.
Das lineare Moment mV und das Impulsmoment Ap ergeben sich im wesentlichen aus den durch das Abschußrohr zum Zeitpunkt des Abfeuerns gegebenen Bedingungen.
Eine Modifikation des linearen Moments des Geschosses kommt nicht in Betracht, da sich dies auf seine Reichweite stark auswirken würde.
Andererseits könnte eine Modifikation seines Impulsmoments in Betracht gezogen werden. Dazu sind zwei Mittel möglich, die im Vermindern oder im Erhöhen seiner Rollgeschwindigkeit bestehen.
Eine Verminderung der Rollgeschwindigkeit kann beispielsweise über aerodynamische Bremsen erreicht werden. Jedoch verringern diese das Stabilitätsmaß des Geschosses. Ferner bringt dies eine Verkleinerung des Parameters u mit sich und bietet folglich wenig Korrekturspielraum.
Eine Erhöhung der Rollgeschwindigkeit kann durch ein energetisches Verfahren des Typs Impulsantrieb erreicht werden. Als Beispiel, um die Ablenkungsbeschleunigung in Bahnmitte zu verdoppeln, reicht es praktisch aus, den Wert von u zu verdoppeln, d. h. die Rollgeschwindigkeit um einen Faktor 2 zu erhöhen. In Bahnmitte beträgt die zu übermittelnde Änderung von p dann etwa: Δp = 200 s^–1. Unter Berücksichtigung der Rollträgheit und unter der Annahme, daß das beschleunigende Moment durch Düsen erhalten wird, die sich am Umfang des Projektils befinden, liegt der zu übertragende Impuls im Bereich von: I = 2600 N·s
Jedoch weist diese Lösung den Nachteil auf, daß sie eine Festtreibstoffmasse von etwa 1,3 kg erfordert, was unter Berücksichtigung der Füllfaktoren der Impulsantriebe dazu führen kann, daß sie mit der Architektur des Geschosses unvereinbar ist.
Eine dritte, von der Erfindung verwendete Lösung besteht in der Modifizierung des Stabilitätsmaßes x_F .
Das erfindungsgemäße Verfahren besteht darin, die Position des Schubzentrums F, die sich aus der Verteilung der durch das Strömen von Luft auf die Oberfläche des Geschosses bedingte Druckverteilung ergibt, direkt zu verändern. Als Angabe, bei einem Projektil von 155 mm können die folgenden Größenordnungen angesetzt werden:

– Schwerpunkt bei 2,16 Kalibern (335 mm) des Geschoßbodens
– variables Schubzentrum in Abhängigkeit von der Machzahl M:

Die Korrektes der Bahn liegt in der fallenden Phase der Bahn, d. h. etwa in der Nähe von M = 1.
Eine von der gyroskopischen Ablenkung verwertbare Änderung kann durch Verkleinerung des Stabilitätsmaßes x_F um etwa 1 bis 1,5 Kaliber erreicht werden. Simulationen zeigen, daß es dann möglich ist, die Ablenkung von 200 bis 300 m in bezog auf ihren Normalwert von 800 m zu vergrößern (siehe 8: seitliche Ablenkung unter Verkleinerung des Stabilitätsmaßes von 30%, ausgehend von t = 30 s). Dies ergibt ein Korrekturpotential von maximal 300 m, das jedoch modulierbar ist, indem die Änderung des Stabilitätsmaßes mehr oder weniger früh ausgelöst wird, wobei implizit die Annahme getroffen wird, daß die Änderung des Stabilitätsmaßes x_F vom Typ "one shot" auf englisch ist, d. h. einmalig ist, um alles oder nichts geht, und nicht reversibel ist. Die Korrektur erfolgt stets in der gleichen Richtung, nach rechts von der Schußlinie. Um die Korrektur erneut zu zentrieren und um in der Lage zu sein, irgendwelche Vorzeichenfehler zurückzunehmen, a priori symmetrische Fehler in der Umgebung von 0, reicht es aus, das Ausrichten des Abschußrohrs im Azimut in der Weise nach links zu verschieben, daß die Hälfte der maximal möglichen Korrektur systematisch kompensiert wird.
Wenn die verwirklichbare Korrekturamplitude mit Δ_c (beispielsweise Δ_c = 300 m) bezeichnet wird, muß somit der Zielhöhenwinkel verschoben werden um:
Um den Angriffspunkt der Resultierenden der Druckkräfte auf das Geschoß zu modifizieren, reicht es gemäß der Erfindung aus, zum gewünschten Zeitpunkt für die anfängliche Korrektur Flügel 4, deren Auftrieb kombiniert mit jenem des Geschosses das gewünschte Stabilitätsmaß liefert, auszufahren, wie dies in den 9 und 10 gezeigt ist.
Anders als die herkömmlichen Systeme mit Steuerflächen, die orientiert werden müssen, um der Bahn die Richtung des Ziels zu geben, bleiben die hier verwendeten Flügel 4 nach dem Ausfahren fest. Sie dienen lediglich dazu, das aero dynamische Schubzentrum F zur Veränderung des Stabilitätsmaßes zu modifizieren.
Die Flügel 4 müssen zudem im Winkel festgestellt werden, wie in 9 gezeigt ist, derart, daß die Rollgeschwindigkeit des Geschosses aufrechterhalten wird.
Als Beispiel, für ein Projektil von 155 mm, dessen Schubzentrum sich vor al-lem während der Phase, in der die Korrektur befohlen werden kann, weit vor dem Projektil befindet, zeigt 10 den Ort der aerodynamischen Kraft F für Mach = 1 und den Bereich, indem sie positioniert sein muß. Dieser Bereich wird in dem Beispiel dadurch erhalten, daß der Angriffspunkt der Kraft F um 1 bis 1,45 Kaliber zurückgenommen wird, um eine ausreichende Modulation der seitlichen Ablenkung zu erzielen.
Die Untersuchung von 8 zeigt, daß die einzige Lösung zur Erlangung der für das Schubzentrum gewünschten Zurücknahme darin besteht, die Flügel 4 hinter dem Schwerpunkt auszufahren.
Um die maximale Wirkung der Flügel 4 zu erzielen und ihre Abmessungen unter Beibehaltung einer gewissen Modularität für das korrigierte Geschoß maximal zu verkleinern, sind die Flügel 4 auf Höhe des Projektilbodens 3 angeordnet.
Wenn mit:
F₀ das Schubzentrum des Geschosses ohne Flügel
F₁ das Schubzentrum des Geschosses mit Flügel
x_F0 das Stabilitätsmaß des Geschosses ohne Flügel
x_F1 das Stabilitätsmaß des Geschosses mit Flügel
Pc der Auftrieb des Körpers ohne Flügel (setzt in F₀ an)
Pa der Auftrieb der Flügel und
La der Hebelarm des Flügelauftriebs (La < 0)
bezeichnet werden, läßt sich das Stabilitätsmaß bei vorhandenen Flügeln unter Berücksichtigung des Moments der resultierenden Kraft berechnen. Nach dem Kräfteverteilungsdiagramm von 8 ergibt sich:
Mit acht radialen Flügeln mit einer spezifischen Fläche Sa, die wie in 9 gezeigt eingesetzt sind, ergibt sich der Auftrieb Pa näherungsweise durch die Beziehung: Pa = 4Sa q CNa (8) wobei q der Staudruck der Strömung ist und C_Na die Auftriebszahl eines Flügels ist.
Unter Berücksichtigung der Wechselwirkungen mit dem zylindrischen Körper des Geschosses darf angenommen werden, daß CNa = 8α, wobei α die Lastigkeit des Körpers ist.
Der Auftrieb des Geschosses läßt sich ausdrücken durch: Pc = q Sc CNc, (9)
Körpers ist.
Praktisch: C_Nc = 2α
Die für einen Flügel 4 erforderliche Oberfläche läßt sich dann ausdrücken durch:
Wenn als Beispiel angenommen wird, daß:
x_F0 = 2,8 Kaliber
x_F1 = 1,3 Kaliber (Zurücknahme um 1,5 Kaliber)
La = 2,1 Kaliber
ergibt die Beziehung (10):
Sa = 5,2 cm²,
was Flügeln mit einer relativ bescheidenen Abmessung entspricht, die ohne weiteres auf Höhe des Geschoßbodens 3 durch eine radiale Anbringung, wie in 10 gezeigt ist, integrierbar sind.
In diesem Fall kann das Ausfahren der Flügel natürlich, durch Wirkung der Fliehkraft, erreicht werden.
Um der Rollgeschwindigkeit des Geschosses nicht entgegenzuwirken. sind die Flügel in bezug auf die Achse des Projektils im Winkel festgestellt, wie in 11 gezeigt ist.
Das Feststellen genügt der Gleichung:
wobei d der Abstand zwischen der Achse des Projektils und dem Schwerpunkt des Flügels ist.
Als Beispiel, für:
p = 200 t/s
V = 350 m/s
d = 0,09m
ergibt die Beziehung (11): η = 17,9°.

Claims

Verfahren für die Steuerung der seitlichen Abweichung von gyroskopisch stabilisierten Geschossen (1), dadurch gekennzeichnet, daß es darin besteht, die Beschleunigung der durch den gyroskopischen Effekt bedingten horizontalen Ablenkung zu modulieren, indem das aerodynamische Schubzentrum F des Geschosses (1) variiert wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es darin besteht, am hinteren Ende (3) des Geschosses einfahrbare Flügel (4) anzuordnen, um zu einem bestimmten Zeitpunkt der Bahn die Druckverteilung auf das Geschoß zu modifizieren, indem das Schubzentrum zum hinteren Ende des Geschosses verschoben wird, um die geforderte Korrektur der Ablenkung vorzunehmen.
Verfahren nach Anspruch 2, daurch gekennzeichnet, daß es darin besteht, die Flügel (4) unter einem bestimmten Neigungswinkel in Bezug auf die Längsachse des Geschosses (1) am Geschoß (1) radial festzustellen, um seine Rollgeschwindigkeit nicht zu beeinflussen.
Geschoß, das durch den gyroskopischen Effekt rotatorisch stabilisiert, für die Ausführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1–3 geeignet ist und von dem Typ ist, der einen zylindrischen Körper (1) umfaßt, der zwischen einem konischen Kopf (2) und einer Hülse (3) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß es einfahrbare Flügel (4) umfaßt, die radial an der Hülse (3) angeordnet sind, um dann, wenn sie ausgefahren sind, die durch den gyroskopischen Effekt bedingte horizontale Ablenkung des Geschosses zu korrigieren.
Munition nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Flügel (4) relativ zur Längsachse des Geschosses unter einem Winkel η geneigt sind, derart, daß tg η = pd/V (11) gilt, wobei p die Rollgeschwindigkeit ist, d der Abstand zwischen der Mittelachse des Geschosses und dem Schwerpunkt des Flügels (4) ist und V die Geschwindigkeit des Geschosses (1) ist.
Geschoß nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Flügel (4) eine Oberfläche Sa besitzt, die durch die Beziehung
(10) definiert ist, worin Sc die Fläche des Hauptspants des Geschosses ist, CNc die Auftriebszahl des Körpers des Geschosses ist, C_Na die Auftriebszahl des Flügels ist, x_F0 das Stabilitätsmaß des Geschosses ohne Flügel ist, x_F1 das Stabilitätsmaß des Geschosses mit Flügeln ist und La der Hebelarm des Flügelauftriebs ist.