EP0066715A2 - Drallstabilisierter Übungsflugkörper - Google Patents

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EP0066715A2
EP0066715A2 EP82103868A EP82103868A EP0066715A2 EP 0066715 A2 EP0066715 A2 EP 0066715A2 EP 82103868 A EP82103868 A EP 82103868A EP 82103868 A EP82103868 A EP 82103868A EP 0066715 A2 EP0066715 A2 EP 0066715A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
training
tail
missile
swirl
flight
Prior art date
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Granted
Application number
EP82103868A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0066715A3 (en
EP0066715B1 (de
Inventor
Walter Prof. Dr. Diesinger
Axel Dr. Homburg
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Huels Troisdorf AG
Dynamit Nobel AG
Original Assignee
Huels Troisdorf AG
Dynamit Nobel AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Huels Troisdorf AG, Dynamit Nobel AG filed Critical Huels Troisdorf AG
Publication of EP0066715A2 publication Critical patent/EP0066715A2/de
Publication of EP0066715A3 publication Critical patent/EP0066715A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0066715B1 publication Critical patent/EP0066715B1/de
Expired legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
    • F42B10/54—Spin braking means

Definitions

  • the invention relates to a spin-stabilized training missile of the type specified in the preamble of claim 1.
  • DE-OS 26 16 209 can it is also provided to block the swirl brake acting as a radial compressor on the training flight route in that the dynamic pressure of the air flow acts on a piston which first presses a viscous fluid out of a chamber until the flow channels for the radial compressor are released.
  • the radial surfaces in the ogive area which are not inclined in the axial direction have the disadvantage that from the beginning, i.e. act immediately after leaving the launcher. Furthermore, the force attack in front of the center of gravity of the training missile is unfavorable for its stability in the training area. As a result, the aerodynamic behavior of the training missile is greatly changed compared to that of the original, so that the requirement for a shorter range is generally met, but not for a satisfactory ballistic match. According to today's safety requirements, the aim is still that the maximum range of fire is limited under all circumstances, that is, the training missiles are fail-safe. The fulfillment of this requirement is also questionable for radial surfaces in the ogive area, for example if foreign bodies in the air tear off all surfaces or rebounds occur
  • the invention is based, in particular to design a spin-stabilized training projectile, but also other spin-stabilized training missiles, in such a way that, with the simplest possible construction, extensive fulfillment of the task Fail-safe requirement is guaranteed, so that the training missile is limited in its maximum firing range under as many circumstances as possible, so that it can be used on comparatively small training areas. It should differ from the original missile in its outer shape in terms of mass, twist, moments of inertia and aerodynamic coefficients as little as possible in order to achieve a good ballistic match in the training area with the original missile and no major modifications, e.g. to the propellant charge or to make the sleeve of a practice bullet necessary.
  • the structure should be as simple as possible, in order to be able to produce economical training missiles, in particular with comparatively cheap original missiles.
  • the training missiles should allow both the use and the non-use of a sabot.
  • the original launcher should be able to be used without modification.
  • a rotating missile flies stable if s applies to the stability factor where K is a missile-specific constant, ⁇ the angular velocity around the longitudinal axis of the missile and v ⁇ the velocity of the undisturbed inflow. This relationship is only approximate. The exact law of stability should not be discussed here, however, because it has no influence on the idea of the invention. Further information on this can be found, for example, in Molitz and Strobel, " ⁇ ußere Balliding", Springer Verlag, 1963 and Germershausen and others, “Waffentechnisches Handbuch", Rheinmetall GmbH, Düsseldorf 1977.
  • the training missile is designed such that the aforementioned relationship is not fulfilled, i.e. s ⁇ 1, i.e. the training missile flies unstably without special measures. Due to the increased aerodynamic resistance during unstable flight, the training missile will not exceed the specified safety range. It is possible that he is destroyed by the considerable forces and moments at the beginning or during the unstable flight or flies forward with the tail in a new stable position, also with greatly increased aerodynamic resistance.
  • a tail unit is attached to the training missile, which compensates for the stability deficit of the swirl stabilization.
  • the tail unit is located behind the center of gravity of the training missile, preferably in the rear area, in order to achieve the stabilizing effect.
  • the training missile Since the flying speed v ⁇ generally decreases faster than the angular speed ⁇ in a rotating training missile, the training missile according to the above equation becomes more and more stable with decreasing flight speed without special measures, so that the requirement of the flight range limitation cannot be met without additional measures.
  • the tail unit is therefore further designed in such a way that it generates a longitudinal torque braking the rotation, so that ( ⁇ / v ⁇ ) 2 becomes smaller after leaving the training area, but possibly also on the training flight route.
  • the invention is also applicable to spin-stabilized missiles where the flight speed v ⁇ does not decrease faster than the angular speed ⁇ .
  • the tail unit of the training missile must reduce the ratio ( ⁇ / v ⁇ ) 2 more than that of the original missile. This is necessary because the aerodynamic stabilization brought about by the tail unit, ie s (tail unit), increases with decreasing supersonic flight speed for aerodynamic reasons, which will not be explained in more detail here.
  • the stability deficit caused by the braking of the rotation - also called roll damping - at the earliest at the end of the training flight route is so great that the tail unit is no longer sufficient to maintain the combined swirl stabilizer stabilization.
  • the training missile becomes unstable and does not exceed the particularly short remaining flight distance required.
  • the training missile is fail-safe, because if the tail unit fails, both its rotation-damping and stabilizing effects are lost and the training missile flies unstably due to its design.
  • the training missile continues to meet the requirement for the most accurate simulation of the original trajectory in the training area, since depending on the design of the tail unit - as explained in more detail below - the rotation damping of the training missile can only be achieved at the end of the training flight path or if the requirements for original accuracy are lower to be deployed in the practice flight phase.
  • the twist stability of the training missile compared to that of the original missile can be reduced to s ⁇ 1, for example, by changing the center of gravity to the rear with unchanged angular and flight speed.
  • the distance between the pressure point (point of application of the resultant R of the aerodynamic forces without taking account of the tail forces) of the training missile and its center of gravity is increased, whereby the missile-specific constant K is reduced for reasons not to be discussed here and accordingly the stability factor s.
  • Moving the center of gravity back for example by selecting different materials or forming cavities, has the further advantage that the training missile is less stressed than the original missile when launching, since the point of attack of the d'Alembests mass forces is closer to the stern.
  • the twist stability can also be reduced by lowering the moment of inertia I by the longitudinal axis of the missile (high mass density near the axis of rotation) and increasing the moment of inertia Iq by the transverse axis of the missile (high mass density in front and behind). This in turn results from the missile-specific constant K, for which K ⁇ I 1 2 / I q applies.
  • the aerodynamic resistance W of a missile changes with an affine change in the missile diameter d. proportional d 2 , while an extension, for example by enlarging the cylindrical part of the missile, only results in a slight increase in the aerodynamic resistance W.
  • a slight reduction in the caliber d of the training missile therefore still offers the possibility of compensating for the increase in aerodynamic drag caused by the tail unit if necessary.
  • the tail unit can in principle be designed to be fixed on the training missile, for example by providing it at the rear with a plurality of fixed tail surfaces evenly distributed over the circumference, which are inclined at an angle of attack E with respect to the longitudinal axis of the missile.
  • the An Proverbs 4 to 9 relate to training missiles with a separate empennage carrier, which can be rotated in the axial direction compared to the other training missile - also known as the preform - and, depending on the training, enables different requirements to be met.
  • the jet propulsion system has at least two symmetrically arranged outlet nozzles which are inclined with respect to the longitudinal axis of the missile in such a way that both an accelerating longitudinal torque and a drive thrust are exerted on the training missile within the training flight path.
  • the jet drive is preferably designed as a solid fuel engine, but can e.g. according to DE-OS 25 57 293 also be a cold or hot gas drive.
  • the training missile leaves the launch tube with the Mach number Ma 1 . If the tail unit fails, the training missile between the Mach numbers Ma 1 and Ma 2 according to curve s 1 is unstable and is increasingly braked. In contrast, with the tail unit acting according to the invention, the stability component s 1 is reduced, so that the curve profile s 2 results, while the stabilization component s 3 of the tail unit increases with decreasing Mach number for reasons not to be discussed here. Both stability components together result in a curve profile s 4 > 1, as long as the practice flight number Ma> Ma3. After falling below Ma 3 , the training missile becomes unstable, which leads to a correspondingly strong increase in aerodynamic drag and the desired short remaining flight range.
  • Figures 2b to d qualitatively show size and position angle ⁇ geom of the resulting speed v res in different flight conditions.
  • the geometric angle of attack ⁇ geom is the angle that the resulting velocity v res forms with the longitudinal axis of the training missile .
  • the speeds are to be considered as vectors. This relationship is shown in Fig. 2a.
  • the correspondingly determined setting angle E of the tail surfaces and the geometric setting angle ⁇ geom are preferably more or less the same, as shown in FIG. 2b, so that there is little or no influence of the tail on the angular velocity ⁇ .
  • the tail unit only reacts to the angle of attack ⁇ of the inflow v ⁇ , ie it ensures stability in the desired manner.
  • the angle of attack ⁇ is zero here because of the axial flow ⁇ .
  • the longitudinal moment M nrR generated by the tail unit and slowing down the rotation of the training missile increases steadily with the effective angle of attack eff ⁇ geom - ⁇ 'during the training flight time.
  • N means the number of tail surfaces and r their mean distance from the longitudinal axis.
  • this is not disadvantageous because the resulting air force R continues to reduce the angular velocity ⁇ until the missile becomes unstable.
  • Versions 1 to 4 differ in the degree of simulation accuracy of the original flight path and the necessary technical effort.
  • the versions 1a and 1b shown in Fig. 3a and b are characterized in that they have no mutually movable components and are therefore easy to manufacture.
  • the setting angle ⁇ of the tail surfaces is chosen so that a noticeable swirl reduction only after flying through the practice flight distance occurs, which of course extends the maximum flight distance compared to the case in which the swirl is reduced from the beginning.
  • the setting angle ⁇ is chosen to be equal to the mean geometric setting angle ⁇ geom on the training flight path , so that the tail unit first exerts a longitudinal moment accelerating the rotation of the training missile and only then does it slow down.
  • the layout of the individual surfaces of the tail unit 4 is not limited to a triangle or a rectangle in version 1a and also in the other versions. In principle, all other wing layouts can also be used.
  • the tail surfaces can be flat or twisted and / or curved.
  • the tail unit 4 of version 1a is over-caliber and can therefore only be used for a sub-caliber missile.
  • version 1b shown in FIG. 3b is also suitable for full-caliber ammunition.
  • the exercise floor is also shown in a side view, the same parts being identified with the same reference numbers here and in the other figures. Because of the disturbed flow in the area of the tail unit 4 and the more unfavorable shape of the tail surfaces of version 1b, the entire tail surface must be the same size as in version 1a, with the same effectiveness. large deviation from the original contour can be unfavorable. In this case one of the 2 versions can be advantageous.
  • Versions 1 are fail-safe, as can be seen in FIG. 1.
  • the stabilizing effect of the tail unit is necessary during the entire training flight time t (Ma 1 ) ⁇ t ⁇ t (Ma 3 ).
  • the tail would have to be enlarged. Destruction of the tail unit, e.g. by ricochets, is therefore fail-safe.
  • Versions 2 are equipped with folding or tail stabilizers known per se. This has the advantage that interface problems with the launcher, propellant charge, propellant charge sleeve or sabot are not to be expected on a training projectile. In some cases it can be disadvantageous the increased manufacturing costs and possible strength problems.
  • an empennage is provided with at least two surfaces 4, which are initially held within the outer contour of the cylindrical part 2 and the tail 3 by a torsion spring 5.
  • the tail surfaces 4 open up due to the centrifugal force.
  • version 2b the tail surfaces 4 are loosely inserted into the rear 3 in the radial direction. Inward, its displacement is limited by the stop 24. The centrifugal force pulls them outwards and locks them in place.
  • the tail surfaces 4 can - as indicated by dashed lines - additionally under one radially inward force of a spring or other force element 6 are available to reduce the effectiveness of the centrifugal force. In this way, any existing requirements can be reduced in their effect according to the tail surfaces 4 exposed to the air flow during the training flight time.
  • the surfaces 4 can also be twisted. With version 2b - spring-loaded and twisted surfaces 4 - it is then also possible to adapt the average setting angle E to the changed inflow conditions.
  • a tail unit with only one surface 4 can be provided according to version 2c shown in FIG. 4c, which here has the shape of a delta wing 4 'with strake 4 ".
  • a ball 7 acting as a counter mass is moved radially outwards in synchronism with the tail surface 4.
  • the versions 3a to d are again shown in FIGS. 5a to 5e in a side view and partly in section. They are characterized in that the empennage surfaces 4 are formed on a separate empennage carrier 8 which, in relation to the rest of the training missile, is in the axial direction, i.e. is rotatable about its longitudinal axis.
  • This remaining training missile is formed here by the ogive 1, the cylindrical part 2 and possibly the tail 3 and hereinafter referred to as the pre-body 9 for the sake of simplicity.
  • the empennage surfaces 4 can be formed in one piece with the empennage carrier 8 or can also be manufactured separately and connected to it in a suitable manner.
  • the rotatability of the tail boom 8 is determined by the screw connected to the preform 9 Ensures the spindle 10 with the rear stop 11 on which the tail boom 8 can be axially displaced to a limited extent with the aid of its guide 12 between the front position shown in FIG. 5 a - the position up to the launch - and the rear position shown in FIG .
  • the functional sequence after leaving the launcher takes place in three phases.
  • the toothing 13 lying in a cross-sectional plane is provided between the two.
  • version 3a over versions 1 and 2 is that the time course of the angular velocity of the training missile during the practice flight time matches the time course of the angular velocity of the original missile well, so that there is a good match in the accuracy of the shot.
  • the tail boom 8 with the tail surfaces 4 on the journal-shaped bearing 14 is freely rotatable after the tail boom 8 has been moved slightly backwards after the launch, so that the toothing 13 is disengaged.
  • the swirl in the pre-body 9 can be reduced by torque transmission from the tail boom to the pre-body, for example in the manner of a friction clutch by means of at least one prestressed compression spring arranged between the two bodies and acting in the longitudinal direction.
  • non-contact longitudinal torque transmission is preferred.
  • the coupling 15 provided for this purpose can operate in a known manner in the manner of an electrical eddy current brake or a short-circuited generator.
  • the angular velocity of the tail boom can be freely selected by selecting an appropriate setting angle 6 of the tail surfaces 4. It only has to be different from the angular velocity of the pre-body 9 with regard to the desired braking effect between relative rotation required for both bodies.
  • the setting angle equal to the average geometric setting angle ⁇ g eom on the training flight path can be selected in order to further reduce the aeroballistic deviations from the original missile .
  • an electronic circuit that is fail-safe can advantageously be used e.g. the short circuit of the clutch 15 designed as a generator can be removed during the training flight time.
  • the required functional reliability of the electronic circuit can e.g. can be achieved by redundant design or in that the short circuit is automatically restored when any fault occurs in the circuit.
  • the version 3c shown in FIG. 5d is a variant of the version 3b, in which the tail boom 8 is designed as a ring, which is freely, ie, freely rotatable, in the bearing 14 'of the preform 9 with little axial and radial play, not shown.
  • the toothing 13 can be omitted, since the swirl transfer can take place directly via the tail 3 to the training missile during firing.
  • electronic circuits can preferably be provided, which have a non-positive coupling between the manufacture itself freely against the fore-tail unit and the former only at the end of the training flight phase.
  • the longitudinal moment of inertia I 1 of the tail boom is very much smaller than that of the pre-body. This is no longer the case with the 3d version shown in FIG. 5e.
  • the tail unit 8 extends forward here, for example over half the length of the training missile and is overlapped by the pre-body 9 with a relatively thin-walled sleeve, hood-shaped or the like parts 16.
  • the tail boom 8 is mounted on the bearing 14 according to version 3b freely rotatable. For this purpose, it is arranged in the recess 17 of the preform 9 with a correspondingly small amount of play in the radial and axial directions.
  • the tail unit 8 is thus arranged practically apart from the tail surfaces 4 within the pre-body 9, so that the predominant part of the tail unit advantageously does not influence the flow conditions in comparison to the original missile.
  • the outer contour of the pre-body 9 preferably largely corresponds to that of the original missile in order to keep the aeroballistic deviations as low as possible.
  • the relatively small trim or auxiliary tail 18 provided at the rear end of part 16 serves to compensate for the decrease in angular velocity during the training flight phase, which is inherently lower due to the lower moment of inertia of the pre-body 9 compared to the original missile, by the rotation of the pre-body 9 by means of the Tail 18 is accelerated accordingly.
  • the training missile is designed so that the moments of inertia of the pre-body and tail unit together are equal to that of the original missile and that the tail unit alone is braked in relation to the pre-body in such a way that the stabilization s (tail unit) + s (swirl of the pre-body) at the earliest at the end of the training flight path is no longer sufficient to stabilize the training missile.
  • FIG. 6a shows a version 4, which offers the possibility of bringing the aeroballistic properties of original and training missiles into particularly good agreement.
  • a training missile according to version 1 is equipped with an engine with nozzles 19, gas conduit 20 and solid propellant 21.
  • FIG. 6b also shows as a section along the line A-A in FIG. 6a, the nozzles 19 are arranged symmetrically in the training missile. They are so inclined that both a torque about the longitudinal axis of the missile and a thrust is generated.
  • the torque serves during the training flight time to compensate for the braking torque of the tail surfaces 4, while the thrust compensates for the increased aerodynamic drag due to the tail surfaces 4 and the decrease in mass due to the combustion of the fuel.
  • the engine is at the same time a light trail and is set in motion by the powder gases during firing via the ignition channel 22.
  • the necessary thrust / torque curve depending on the time can be achieved by a corresponding outer contour 23 of the propellant charge 21.
  • the propellant charge is designed as possible and fixed in such a way that the quotient I 1 2 / Iq changes as little as possible during the training flood time. After flying through the training flight route, the engine is properly burned out, so that the reduction of the swirl by the tail unit takes effect.
  • Version 2c has the advantage that the rear flow is hardly disturbed. A fixed installation of the tail surface and counterweight would result in a version 1c with comparatively low manufacturing costs.
  • the versions 3a as well as 3b and 3c with electronic circuit have the advantage that, due to the special coupling between the tail boom and the fore body, the increased swirl reduction compared to the original missile only becomes effective after the training flight route has been flown through.
  • Versions 3b, 3c and 3d also allow parameters such as e.g. the angular velocity of the tail boom is free, through which the simulation of the orbit of the original missile can be further improved by the training missile.
  • Version 3e is generally only useful for large-caliber ammunition and simulates the original flight path very precisely.
  • the necessary shift of the center of gravity for the training missile compared to that of the original missile can be achieved by a suitable material selection.
  • the version 1a differs externally only by a new tail with integral tail surfaces or in that the tail surfaces are screwed on. Corrections to the starting mass, the center of gravity or the moments of inertia can also be achieved through suitable bores, which remain free as required or are filled with lead, for example. The same applies to the other versions.

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Abstract

Drallstabilisierter Übungsflugkörper mit einer Einrichtung zur Reduzierung des Dralls zwecks Verringerung der Flugweite. Der Übungsflugkörper ist derart ausgelegt, daß seine durch den Drall beim Abschuß allein erreichbare Stabilisierung für den stabilen Flug im Übungsbereich nicht ausreicht. Die erforderliche zusätzliche Stabilisierung im Übungsbereich wird durch ein Leitwerk erreicht, das gleichzeitig nach Verlassen des Übungsbereiches eine solche Reduzierung des Dralls bewirkt, daß der Übungsflugkörper instabil wird.

Description

  • Die Erfindung befaßt sich mit einem drallstabilisierten Übungsflugkörper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.
  • Aus der DE-PS 16 78 197 ist ein drallstabilisiertes Gescho für Übungsmunition mit verkürzter Reichweite bekannt, bei dem ohne Zerlegung des Geschosses eine plötzliche Erhöhung des aerodynamischen Widerstandes dadurch erreicht wird, da das Geschoß durch künstliche Reduzierung des Dralls instabil wird und mit dem Heck nach vorn bei somit erhöhtem aerodynamischen Widerstand weiterfliegt. Die Drallreduzierung wird durch Radialflächen im Ogivenbereich oder nach Art eines Radialverdichters erreicht, d.h. durch Ausnutzung der Coriolis-Beschleunigung in der innerhalb des Geschosse über entsprechende Bohrungen radial nach außen strömenden Luft. Eine Erweiterung dieses Prinzips ist in der DE-OS 21 49 977 beschrieben. Gemäß der DE-OS 26 16 209 kann weiterhin vorgesehen werden, die als Radialverdichter wirkende Drallbremse auf der Übungsflugstrecke dadurch zu blockieren, daß der Staudruck der Luftströmung auf einen Kolben wirkt, der zuerst ein zähes Fluid aus einer Kammer preßt, bis die Strömungskanäle für den Radialverdichter freigesetzt werden.
  • Die in axialer Richtung nicht geneigten Radialflächen im Ogivenbereich haben den Nachteil, daß sie von Anfang an, d.h. sofort nach Verlassen der Abschußvorrichtung wirken. Weiterhin ist der Kräfteangriff vor dem Schwerpunkt des Übungsflugkörpers ungünstig für dessen Stabilität im Übungsbereich. Dadurch wird das aerodynamische Verhalten des Übungsflugkörpers gegenüber dem des Originals stark verändert, so daß die Forderung nach verkürzter Reichweite im Regelfall zwar erfüllt wird, nicht aber die nach befriedigender ballistischer Übereinstimmung. Gemäß den heutigen Sicherheitsanforderungen wird weiterhin angestrebt, daß die Maximalschußweite unter allen Umständen begrenzt ist, die Übungsflugkörper also fail-safe sind. Auch die Erfüllung dieser Forderung ist bei Radialflächen im Ogivenbereich fraglich, wenn beispielsweise Fremdkörper in der Luft alle Flächen abreißen oder Abpraller auftreten
  • Das gleiche gilt für die Verdichterlösung, die gegenüber der Lösung mit Radialflächen im Ogivenbereich aerodynamisc zwar etwas günstiger ist, dafür aber hinsichtlich der Fail-safe-Forderung wesentlich ungünstiger ist, beispielsweise infolge Blockierung des axialen Einlaufs durch Fremdkörper oder Klemmen des Kolbens.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, insbesondere ein drallstabilisiertes Übungsgeschoß, aber auch andere drallstabilisierte Übungsflugkörper so zu gestalten, daß bei möglichst einfachem Aufbau eine weitgehende Erfüllung der Fail-safe-Forderung gewährleistet ist, der Übungsflugkörper also unter möglichst allen Umständen in seiner Maximalschußweite begrenzt ist, so daß er auf vergleichsweise kleinen Übungsplätzen verwendet werden kann. Dabei soll er sich vom Originalflugkörper in seiner äußeren Form in der Masse, im Drall, in den Massenträgheitsmomenten und in den aerodynamischen Beiwerten nur möglichst wenig unterscheiden, um mit dem Originalflugkörper eine gute ballistische Übereinstimmung im Übungsbereich zu erzielen und keine größeren Modifikationen z.B. an der Treibladung oder der Hülse eines Übungsgeschosses erforderlich zu machen. Der Aufbau sollte möglichst einfach sein, um insbesondere bei vergleichsweise billigen Originalflugkörpern wirtschaftliche Übungsflugkörper herstellen zu können. Die Übungsflugkörper sollten sowohl die Verwendung als auch di Nichtverwendung eines Treibspiegels erlauben. Weiterhin sollte die Originalabschußeinrichtung ohne Modifikationen benutzt werden können.
  • Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Ausbildung entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 gelöst. Ein rotierender Flugkörper fliegt stabil, wenn für den Stabilitätsfaktor s gilt
    Figure imgb0001
    wobei K eine flugkörperspezifische Konstante, ω die Winkelgeschwindigkeit um die Längsachse des Flugkörpers und v∞ die Geschwindigkeit der ungestörten Anströmung ist Diese Beziehung gilt nur näherungsweise. Das genaue Stabilitätsgesetz soll hier jedoch nicht erörtert werden, weil es auf den Erfindungsgedanken keinen Einfluß hat. Weitere Angaben hierzu sind z.B. Molitz und Strobel, "Äußere Ballistik", Springer Verlag, 1963 und Germershausen u.a., "Waffentechnisches Handbuch", Rheinmetall GmbH, Düsseldorf 1977 zu entnehmen.
  • Erfindungsgemäß wird der Übungsflugkörper so ausgelegt, daß die vorgenannte Beziehung nicht erfüllt ist, d.h. s < 1 ist, der Übungsflugkörper also ohne besondere Maßnahmen instabil fliegt. Durch den erhöhten aerodynamischen Widerstand beim instabilen Flug wird der Übungsflugkörper den vorgegebenen Sicherheitsbereich nicht überschreiten. Dabei ist es möglich, daß er durch die erheblichen Kräfte und Momente bei Beginn oder während des instabilen Fluges zerstört wird oder in neuer stabiler Lage mit dem Heck nach vorn fliegt, ebenfalls mit stark erhöhtem aerodynamischen Widerstand.
  • Um den Übungsflugkörper jedoch der Übungsaufgabe entsprechend auf der Übungsflugstrecke, d.h. kurzzeitig stabil zu halten, wird erfindungsgemäß am Übungsflugkörper ein Leitwerk angebracht, welches das Stabilitätsdefizit der Drallstabilisierung kompensiert. Das Leitwerk ist dabei hinter dem Schwerpunkt des Übungsflugkörpers, vorzugsweise in dessen Heckbereich angebracht, um die stabilisierende Wirkung zu erreichen.
  • Da bei einem rotierenden Übungsflugkörper in der Regel die Fluggeschwindigkeit v∞ schneller als die Winkelgeschwindigkeit ω abnimmt, wird der Übungsflugkörper der vorgenannten Gleichung entsprechend ohne besondere Maßnahmen mit abnehmender Fluggeschwindigkeit immer stabiler, so daß die Forderung der Flugweitenbeschränkung ohne zusätzliche Maßnahmen nicht erfüllt werden kann.
  • Entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs 1 ist deshalb das Leitwerk weiterhin so ausgelegt, daß es ein die Rotation bremsendes Längsmoment erzeugt, damit (ω/v∞ )2 nach Verlassen des Übungsbereiches, gegebenenfalls aber auch schon auf der Übungsflugstrecke kleiner wird. Die Erfindung ist auch auf drallstabilisierte Flugkörper anwendbar, bei denen die Fluggeschwindigkeit v∞ nicht schneller als die Winkelgeschwindigkeit ω abnimmt. In diesem Fall muß das Leitwerk beim Übungsflugkörper das Verhältnis (ω/v∞) 2 stärker reduzieren als es bei dem Originalflugkörper der Fall ist. Dies ist erforderlich, da die durch das Leitwerk bewirkte aerodynamische Stabilisierung, d.h. s (Leitwerk) aus aerodynamischen Gründen, die hier nicht näher erläutert werden sollen, mit abnehmender Überschallfluggeschwindigkeit zunimmt.
  • Erfindungsgemäß ist also das durch die Abbremsung der Rotation - auch Rolldämpfung genannt - bedingte Stabilitätsdefizit frühestens am Ende der Übungsflugstrecke so groß, daß das Leitwerk-nicht mehr ausreicht, die kombinierte Drall-Leitwerks-Stabilisierung aufrecht zu erhalten. Der Übungsflugkörper wird instabil und überschreitet die geforderte besonders geringe Restflugstrecke nicht.
  • Der Übungsflugkörper ist fail-safe, da bei einem Ausfall des Leitwerks sowohl dessen rotationsdämpfende als auch stabilisierende Wirkung entfällt und der Übungsflugkörper aufgrund seiner Auslegung instabil fliegt. Der Ubungsflugkörper erfüllt weiterhin die Forderung nach möglichst genauer Simulation der Originalflugbahn im Übungsbereich, da man es je nach Auslegung des Leitwerks - wie nachstehend näher erläutert - in der Hand hat, die Rotationsdämpfung des Übungsflugkörpers erst am Ende der Übungsflugstrecke oder bei geringeren Anforderungen an die Originaltreue auch bereits in der Übungsflugphase einsetzen zu lassen.
  • Die Drallstabilität des Übungsflugkörpers gegenüber der des Originalflugkörpers kann bei unveränderter Winkel- und Fluggeschwindigkeit z.B. dadurch auf s<1 verringert werden, daß der Schwerpunkt nach hinten verlegt wird. Dadurch wird der Abstand zwischen dem Druckpunkt (Angriffspunkt der Resultierenden R der aerodynamischen Kräfte ohne Berücksichtigung der Leitwerkskräfte) des Übungsflugkörpers und dessen Schwerpunkt vergrößert, wodurch die flugkörperspezifische Konstante K aus hier nicht näher zu erörtenden Gründen und dementsprechend auch der Stabilitätsfaktor s verkleinert wird. Die Rückverschiebung des Schwerpunktes z.B. durch Wahl unterschiedlicher Materialien oder Bildung von Hohlräumen hat weiterhin den Vorteil, daß der Übungsflugkörper beim Abschuß weniger beansprucht wird als der Originalflugkörper, da der Angriffspunkt der d'Alembestschen Massenkräfte näher am Heck liegt.
  • Wird angenommen, daß beim Abschuß nicht nur die Winkelgeschwindigkeiten, sondern auch die Massen von Original- und Übungsflugkörper gleich sind, um neben dem gleichen Abschußrohr auch die gleiche Treibladung verwenden zu können und wird weiterhin die äußere Kontur weitgehend - bis auf das Leitwerk - beibehalten, so läßt sich die Drallstabilität auch dadurch herabsetzen, daß das Massenträgheitsmoment I, um die Längsachse des Flugkörpers erniedrigt (hohe Massendichte in der Nähe der Drehachse) und das Massenträgheitsmoment Iq um die Querachse des Flugkörpers erhöht wird (hohe Massendichte vorn und hinten). Dies ergibt sich wiederum aus der flugkörperspezifischen Konstante K, für die gilt K~I1 2/Iq.
  • Sind geringe Unterschiede in der Kontur erlaubt oder notwendig, so gibt es entsprechend K~d/12 weitere Möglichkeiten zur Reduzierung der Drallstabilität des Übungsflugkörpers gegenüber der des Originalflugkörpers. Danach ist eine Reduzierung bei konstanter Masse m auch durch Verringerung des Kalibers d und/oder Erhöhung der Länge 1 des Flugkörpers möglich.
  • Der aerodynamische Widerstand W eines Flugkörpers verändert sich bei affiner Veränderung des Flugkörperdurchmessers d. proportional d2, während eine Verlängerung z.B. durch Vergrößerung des zylindrischen Teils des Flugkörpers, nur ein geringfügige Steigerung des aerodynamischen Widerstandes W zur Folge hat. Eine geringfügige Reduzierung des Kalibers d des Übungsflugkörpers bietet daher weiterhin eine Möglichkeit, erforderlichenfalls die durch das Leitwerk bedingte aerodynamische WiderstandserhöhungAW zu kompensieren.
  • Das Leitwerk kann grundsätzlich fest am Übungsflugkörper ausgebildet werden, indem dieser beispielsweise am Heck mit mehreren gleichmäßig über den Umfang verteilten festen Leitwerksflächen versehen wird, die unter dem Einstellwinkel E gegenüber der Längsachse des Flugkörpers geneigt sind.
  • Es sind Fälle möglich, bei denen der feste Einbau eines Leitwerks unmöglich, schwierig oder nur durch teuere Änderungen, z.B. am Treibspiegel eines Unterkalibergeschosses, zu erreichen ist. In diesen Fällen wird entsprechend Anspruch 2 vorgeschlagen, das Leitwerk im Übungs flugkörper zu verstauen und in bekannter Weise erst im Fluge freizusetzen. Der dazu notwendige Mechanismus ist fail-safe, weil der Übungsflugkörper bei Nichtfunktion sofort instabil wird.
  • Diese Anordnung kann entsprechend Anspruch 3 dahin erweitert werden, daß die Rolldämpfung während des Fluges infolge der mit abnehmender Winkelgeschwindigkeit sinkenden Fliehkraft herabgesetzt wird, falls dies entsprechend den ballistischen Erfordernissen des Einzelfalles vorteilhaft ist.
  • Weitere besonders vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Ansprüchen 4 bis 10 angegeben. Die Ansprüche 4 bis 9 beziehen sich auf Übungsflugkörper mit einem separaten Leitwerksträger, der gegenüber dem übrigen Übungsflugkörper - auch Vorkörper genannt - in axialer Richtung drehbar ist und je nach Ausbildung die Erfüllung unterschiedlicher Anforderungen ermöglicht.
  • Eine weitere Möglichkeit, um auch bei einem festen Leitwerk dessen Einfluß während der Übungsflugphase möglichst vollständig zu kompensieren, ist im Anspruch 10 angegeben. Der Strahlantrieb weist wenigstens zwei symmetrisch angeordnete Austrittsdüsen auf, die gegenüber der Flugkörperlängsachse derart geneigt sind, daß auf den Übungsflugkörper sowohl ein beschleunigendes Längsdrehmoments als auch ein Antriebsschub-innerhalb der Übungsflugstrecke ausgeübt werden. Der Strahlantrieb ist bevorzugt als Feststofftriebwerk ausgebildet, kann aber z.B. entsprechend der DE-OS 25 57 293 auch ein Kalt- oder Heißgasantrieb sein.
  • In der Zeichnung sind grundlegende Zusammenhänge der Erfindung und einige Ausführungsbeispiele schematisch gezeigt, anhand welcher die Erfindung nachstehend näher erläutert wird.
  • Es zeigen
    • Fig. 1 den qualitativen Verlauf der Stabilitätsfaktoren s in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl Ma,
    • Fig. 2a bis d den qualitativen Verlauf der resultierenden Anströmrichtung vres an verschiedenen Punkten der Übungsflugstrecke,
    • Fig. 3a und b zwei Varianten einer Version 1 des Übungsflugkörpers,
    • Fig. 4a bis c drei Varianten einer Version 2 des Übungsflugkörpers,
    • Fig. 5a bis d vier Varianten einer Version 3 des Übungsflugkörpers und
    • Fig. 6a und b eine weitere Version 4 des Übungsflugkörpers.
  • In Fig. 1 sind die qualitativen Verläufe der verschiedenen Stabilitätsfaktoren, nämlich
    • s1 = s(Drall) ohne Leitwerkseinfluß
    • s2 = s(Drall) durch "
    • s 3 = s(Leitwerk)
    • s4 = s(Drall + Leitwerk) = s 2 +s 3
  • in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl Ma dargestellt.
  • Der Übungsflugkörper verläßt mit der Machzahl Ma1 das Abschußrohr. Fällt das Leitwerk aus, so ist der Übungsflugkörper zwischen den Machzahlen Ma1 und Ma2 gemäß der Kurve s1 instabil und wird verstärkt abgebremst. Mit erfindungsgemäß wirkendem Leitwerk wird dagegen der Stabilitätsanteil s1 abgebaut, so daß sich der Kurvenverlauf s2 ergibt, während der Stabilisierungsanteil s3 des Leitwerkes aus hier nicht zu erörternden Gründen mit abnehmender Machzahl zunimmt. Beide Stabilitätsanteile zusammen ergeben einen Kurvenverlauf s4 > 1, solange die Übungsflugmachzahl Ma>Ma3 ist. Nach Unterschreiten von Ma3 wird der Übungsflugkörper instabil, was zu einer entsprechend starken Erhöhung des aerodynamischen Widerstandes und der gewünschten kurzen Restflugweite führt.
  • Die Figuren 2b bis d zeigen qualitativ Größe und Anstellwinkel αgeom der resultierenden Geschwindigkeit vres bei verschiedenen Flugzuständen. Der geometrische Anstellwinkel αgeom ist derjenige Winkel, den die resultierende Geschwindigkeit vres mit der Längsachse des Übungsflugkörpers bildet. Die resultierende Fluggeschwindigkeit vres ist wiederum die Summe aus der Geschwindigkeit der ungestörten Anströmung v∞, der Geschwindigkeitsänderung Δv an der Flugkörperoberfläche durch die Dickenverteilung des Flugkörpers und die Umfangsgeschwindigkeit infolge der Rotation des Flugkörpers vu=ω·r. Die Geschwindigkeiten sind dabei als Vektoren zu betrachten. Dieser Zusammenhang ist in Fig. 2a gezeigt.
  • Am Anfang der Übungsflugstrecke sind gemäß Fig. 2b der entsprechend festgelegte Einstellwinkel E der Leitwerksflächen und der geometrische Anstellwinkel αgeom vorzugsweise mehr oder weniger gleich, so daß kein oder nur ein geringer Einfluß des Leitwerks auf die Winkelgeschwindigkeit ω vorhanden ist. Das Leitwerk reagiert nur auf den Anstellwinkel α der Anströmung v∞, d.h. es gewährleistet in gewünschter Weise die Stabilität. Der Anstellwinkel α ist hier wegen der axialen Anströmung v∞ gleich Null.
  • Nach einer gewissen Flugzeit t, nach der durch aerodynamische Kräfte die Fluggeschwindigkeit v∞ in der Regel schneller abgenommen hat, ist gemäß Fig. 2c αgeom > ε geworden und die resultierende Luftkraft R am Leitwerk bremst die Rotation verstärkt ab.
  • Das vom Leitwerk erzeugte, die Rotation des Übungsflugkörpers abbremsende Längsmoment M=n.r.R steigt mit dem effektiven Anstellwinkel eff αgeom - ε 'während der Übungsflugzeit stetig an. Dabei bedeuten n die Anzahl der Leitwerksflächen und r deren mittleren Abstand von der Längsachse.
  • Gegen Ende der Übungsflugzeit kann gemäß Fig. 2d αeff = αgeom - ε so groß geworden sein, daß die den Auftrieb A erzeugende Strömung mehr oder weniger zusammengebrochen ist und der Widerstand W vorherrscht. Dies ist jedoch nich nachteilig, weil die resultierende Luftkraft R weiterhin die Winkelgeschwindigkeit ω abbaut, bis der Flugkörper instabil wird.
  • Das Längsmoment M des Leitwerks wird außer von n und r wegen R =
    Figure imgb0002
    auch von der Größe und Form der Leitwerksflächen beeinflußt. Es stehen daher genügend Parameter zur Verfügung, um das Leitwerk den jeweiligen Erfordernissen eines Übungsflugkörpers anzupassen.
  • Die Versionen 1 bis 4 unterscheiden sich durch den Grad der Simulationstreue der Originalflugbahn und den dafür notwendigen technischen Aufwand.
  • Die in Fig. 3a und b gezeigten Versionen 1a und 1b zeichne sich dadurch aus, daß sie keine gegeneinander beweglichen Bauteile aufweisen und somit einfach zu fertigen sind. Das in Fig. 3a in der Seitenansicht dargestellte unterkalibrige Übungsgeschαß weist die Ogive 1, den zylindrischen Teil 2 und das Heck 3 mit fest angebrachtem Leitwerk 4 auf. Gegenüber den bekannten Übungsgeschossen hat dieses den Vorteil, das seine aerodynamische Form weitgehend mit dem Originalflugkörper übereinstimmt. Die Abweichungen am Heck 3 haben in Überschallströmung nur geringe Auswirkungen..Di Version 1a unterscheidet sich von der Originalmunition im Fluge nur dadurch, daß die zeitlichen Drallverläufe D(t)=I1· ω(t) nicht übereinstimmen. Durch die zusätzliche Leitwerksstabilisierung ist dies jedoch nicht so wichtig 'wie bei den bekannten Übungsflugkörpern. Der Einstellwinkel ε der Leitwerksflächen wird so gewählt, daß ein merklicher Drallabbau erst nach Durchfliegen der Übungsflugstrecke auftritt, was natürlich die Maximalflugstrecke gegenüber demjenigen Fall verlängert, bei welchem der Drall von Anfang an abgebaut wird. Insbesondere wird der Einstellwinkel ε gleich dem mittleren geometrischen Anstellwinkelel αgeom auf der Übungsflugstrecke gewählt, so daß das Leitwerk zunächst ein die Rotation des Übungsflugkörpers beschleunigendes Längsmoment auf diesen ausübt und dann erst ein abbremsendes.
  • Die Grundrißform der einzelnen Flächen des Leitwerkes 4 ist bei der Version 1a und auch bei den anderen Versionen nicht auf ein Dreieck oder ein Rechteck beschränkt. Auch alle anderen Flügelgrundrißformen sind prinzipiell anwendbar. Die Leitwerksflächen können eben bzw. verwunden und/oder gewölbt sein. Sie können je nach den Umständen des Einzelfalles auch durch reine aerodynamische Widerstandskörper, z.B. gleichmäßig über den Umfang verteilt radial angeordnete zylinderförmige Ansätze, ersetzt werden, welche die aerodynamische Stabilität erhöhen und gleichzeitig die Rotation des Übungsflugkörpers abbremsen.
  • Das Leitwerk 4 der Version 1a ist überkalibrig und somit nur für einen unterkalibrigen Flugkörper verwendbar. Im Unterschied dazu ist die in Fig. 3b gezeigte Version 1b auch für eine Vollkalibermunition geeignet. Das Übungsgeschoß ist gleichfalls in der Seitenansicht gezeigt, wobei hier und in den anderen Figuren jeweils gleiche Teile mit gleichen Bezugsziffern gekennzeichnet sind. Wegen der gestörten Strömung im Bereich des Leitwerks 4 und der ungünstigeren Form der Leitwerksflächen der Version 1b muß bei gleicher Wirksamkeit die gesamte Leitwerksfläche größe als bei Version 1a sein, was infolge zu. großer Abweichung von der Originalkontur ungünstig sein kann. In diesem Fall kann eine d.er Versionen 2 von Vorteil sein.
  • Die Versionen 1 sind fail-safe, wie aus Fig. 1 ersichtlich. Die stabilisierende Wirkung des Leitwerks ist während der gesamten Übungsflugzeit t(Ma1)≤t≤t(Ma3) notwendig. Um eine Stabilität auch für t>t(Ma3) aufrechtzuerhalten, müßte das Leitwerk vergrößert werden. Eine Zerstörung des Leitwerks, z.B. durch Abpraller, ist somit fail-safe.
  • In den Fig. 4a bis c sind drei verschiedene Versionen 2a bis c des Übungsflugkörpers wieder in der Seitenansicht und im Bereich des Hecks geschnitten gezeigt. Fig. 2a und b zeigen dabei in der linken Hälfte den Zustand ohne Rotation und in der rechten Hälfte den Zustand mit Rotation, d.h. nach erfolgtem Abschuß. Fig. 4c zeigt dagegen nur den Zustand mit Rotation.
  • Die Versionen 2 sind mit an sich bekannten Klapp- oder Ausfahrleitwerken ausgestattet. Dies hat den Vorteil, daß Interface-Probleme mit Abschußvorrichtung, Treibladung, Treibladungshülse oder Treibspiegel bei einem Übungsgeschoß nicht zu erwarten sind. Nachteilig können im Einzelfall u.U. die erhöhten Fertigungskosten und mögliche Festigkeitsprobleme sein.
  • Bei der Version 2a ist ein Leitwerk mit wenigstens zwei Flächen 4 vorgesehen, die durch je eine Drehfeder 5 zunächst innerhalb der äußeren Kontur des zylindrischen Teils 2 und des Hecks 3 gehalten werden. Bei Rotation klappen die Leitwerksflächen 4 infolge der Fliehkraft auf.
  • Entsprechendes gilt für die Version 2b. Hier sind die Leitwerksflächen 4 in radialer Richtung lose in das Heck 3 eingesetzt. Nach innen ist ihr Verschiebeweg durch den Anschlag 24 begrenzt. Durch die Fliehkraft werden sie nach außen gezogen und arretiert. Die Leitwerksflächen 4 können - wie gestrichelt angedeutet - zusätzlich unter einer radial nach innen gerichteten Kraft einer Feder oder eines anderen Kraftelementes 6 stehen, um die Wirksamkeit der Fliehkraft zu verringern. Damit können ggf. vorhandenen Forderungen entsprechend die dem Luftstrom ausgesetzten Leitwerksflächen 4 während der Übungsflugzeit in ihrer Wirkung reduziert werden. Die Flächen 4 können auch verwunden sein. Bei der Version 2b - federbelastete und verwundene Flächen 4 - ist es dann möglich, auch den mittleren Einstellwinkel E den veränderten Anströmbedingungen anzupassen.
  • Sofern die damit verbundenen aerodynamischen Asymmetrien im Einzelfall vernachlässiz- oder tolerierbar sind, kann gemäß der in Fig. 4c gezeigten Version 2c ein Leitwerk mit nur einer Fläche 4 vorgesehen werden, welche hier die Form eines Deltaflügels 4' mit Strake 4" besitzt. Zur Vermeidung einer dynamischen Unwucht wird synchron mit der Leitwerksfläche 4 eine als Gegenmasse wirkende Kugel 7 radial nach außen bewegt.
  • Die Versionen 3a bis d sind in den Fig. 5a bis 5e wiederum in der Seitenansicht und teilweise im Schnitt gezeigt. Sie zeichnen sich dadurch aus, daß die Leitwerksflächen 4 an einem separaten Leitwerksträger 8 ausgebildet sind, welcher gegenüber dem übrigen Übungsflugkörper in axialer Richtung, d.h. um dessen Längsachse drehbar ist. Dieser übrige Übungsflugkörper wird hier von der Ogive 1, dem zylindrischen Teil 2 und ggf. dem Heck 3 gebildet und nachstehend der Einfachheit halber als Vorkörper 9 bezeichnet. Die Leitwerksflächen 4 können einstückig mit dem Leitwerksträger 8 ausgebildet oder auch separat gefertigt und mit diesem in geeigneter Weise verbunden sein.
  • Bei der Version 3a wird die Drehbarkeit des Leitwerksträgers 8 durch die mit dem Vorkörper 9 verbundene Schraubenspindel 10 mit hinterem Anschlag 11 gewährleistet, auf welcher der Leitwerksträger 8 mit Hilfe seiner Führung 12 zwischen der in Fig.5a gezeigten vorderen Position - der Position bis zum Abschuß - und der in Fig. 5b gezeigten hinteren Position unter entsprechender Verdrehung begrenzt axial verschiebbar ist.
  • Der Funktionsablauf nach Verlassen der Abschußvorrichtung erfolgt in drei Phasen.
  • Erste Phase:
    • Der Einstellwinkel ε der Leitwerksflächen 4 ist so festgelegt, daß zunächst der geometrische Anstellwinkel αgeom kleiner als ε ist. Es entsteht dadurch ein Längsmoment am Leitwerksträger 8 in Rotationsrichtung des Übungsflugkörpers. Als Folge davon wandert der Leitwerksträger 8 bei entsprechender Orientierung des Schraubgewindes auf der Spindel 10 nach hinten. Der Verschiebe- und Verdrehweg ist so festgelegt, daß der Leitwerksträger 8 dann zur Anlage am Anschlag 11 kommt und damit seine in Fig 5b gezeigte hintere Position einnimmt, wenn αgeom = ε geworden ist.
  • Zweite Phase:
    • Der geometrische Anstellwinkel αgeom wird größer als der Einstellwinkel ε. Dadurch entsteht ein Längsmoment gegen die Rotationsrichtung des Übungsflugkörpers, aufgrund dessen der Leitwerksträger 8 auf der Spindel 10 wieder nach vorn wandert, bis die Konfiguration wie in Fig. 5a gezeigt erreicht ist. Die Auslegung von Leitwerksträger 8 und Schraubenspindel 10 ist weiterhin bevorzugt so getroffen, daß das Ende der zweiten Phase mit dem Ende der Übungsflugzeit zusammenfällt. Damit wird in vorteilhafter Weise erreicht, daß während der Übungsflugzeit praktisch keine Momente auf den Vorkörper 9 übertragen und damit dessen Winkelgeschwindigkeit ω nicht beeinflußt wird, wenn die Reibung der Spindel 10 vernachlässigbar ist, weil sie durch die Hin- und Herdrehung im Mittel ausgeglichen wird.
  • Dritte Phase:
    • Der Leitwerksträger 8 bremst jetzt die Rotation des Vorkörpers 9 ab und zwar zunehmend stärker, weil der geometrische Anstellwirkel αgeom immer größer wird, bis der gesamte Übungsflugkörper instabil wird.
  • Um während der Bewegung in der Abschußvorrichtung das Drehmoment für die Drallstabilisierung vom Leitwerksträger 8 auf den Vorkörper 9 zu übertragen, ist zwischen beiden die in einer Querschnittsebene liegende Verzahnung 13 vorgesehen.
  • Der Übungsflugkörper nach Version 3a ist sicher:
    • a) Bricht die Spindel 10 ab oder löst sich der Leitwerksträger 8 auf andere Art, so wird der Übungsflugkörper vorzeitig instabil.
    • b) Klemmen Spindel 10 und Führung 12 zu irgendeinem Zeitpunkt während der Übungsflugzeit, so wird der Drall des Übungsflugkörpers vorzeitig abgebaut, was zu einer weiteren Reduzierung der Maximalflugstrecke führt.
  • Der Übungsflugkörper nach Version 3a stimmt mit dem Originalflugkörper aeroballistisch besonders gut überein,
    • - wenn die Massen beider Flugkörper gleich sind oder bei ähnlicher äußerer Form beider Flugkörper ballistisch angepaßt sind,d.h. das Verhältnis von Masse zu aerodynamischer Bezugsfläche bei beiden Flugkörpern gleich ist (die aerodynamische Bezugsfläche ist in der Regel die Querschnittsfläche),
    • - wenn die verringerte Drallstabilität s(Drall) infolge des nach hinten wandernden Leitwerksträgers 8 (Iq steigt) durch den vergrößerten Hebelarm des Leitwerks näherungsweise kompensiert wird,
    • - wenn, wie vorstehend bereits angegeben, die Reibungskräfte der Spindel 10 sich im Mittel kompensieren.
  • Der Vorteil der Version 3a gegenüber den Versionen 1 und 2 besteht darin, daß der zeitliche Verlauf der Winkelgeschwindigkeit des Übungsflugkörpers während der Übungsflug zeit mit dem zeitlichen Verlauf der Winkelgeschwindigkeit des Originalflugkörpers gut übereinstimmt, so daß eine gute Übereinstimmung in der Schußgenauigkeit besteht.
  • Bei der in Fig. 5c gezeigten Version 3b ist im Unterschied zur Version 3a, bei welcher nach Beendigung der zweiten Phase eine starre, schlupffreie Koppelung zwischen dem Leitwerksträger 8 und dem Vorkörper 9 vorliegt, der Leit werksträger 8 mit den Leitwerksflächen 4 auf dem zapfenförmigen Lager 14 frei drehbar angeordnet, nachdem nach erfolgtem Abschuß der Leitwerksträger 8 geringfügig nach hinten verschoben worden ist, so daß die Verzahnung 13 außer Eingriff ist. Die Reduzierung des Dralls im Vorkörper 9 durch Momentenübertragung vom Leitwerksträger auf den Vorkörper kann z.B. nach Art einer Reibkuppelung mittels wenigstens einer zwischen beiden Körpern angeordneten, in Längsrichtung wirkenden, vorgespannten Druckfede erfolgen. Bevorzugt wird jedoch eine berührungsfreie Längsmomentenübertragung. Die dazu vorgesehene, in der Figur schematisch angedeutete Kuppelung 15 kann in bekannter Weise nach Art einer elektrischen Wirbelstrombremse oder eines kurzgeschlossenen Generators arbeiten. Den jeweilige aeroballistischen Erfordernissen entsprechend kann die Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers durch Auswahl eines entsprechenden Einstellwinkels 6 der Leitwerksflächen 4 frei gewählt werden. Sie muß lediglich verschieden von der Winkelgeschwindigkeit des Vorkörpers 9 sein im Hinblick auf die für den gewollten Bremseffekt zwischen beiden Körpern erforderliche relative Drehbewegung. So kann auch hier der Einstellwinkel gleich dem mittleren geometrischen Anstellwinkel αgeom auf der Übungsflugstrecke gewählt werden, um die aeroballistischen Abweichungen vom Originalflugkörper noch weiter zu verringern.
  • Sofern eine noch größere Simulationstreue angestrebt wird, kann mit Hilfe einer elektronischen Schaltung, die fail-safe ist, in vorteilhafter Weise z.B. der Kurzschluß der als Generator ausgelegten Kupplung 15 während der Übungsflugzeit aufgehoben werden. Die geforderte Funktionssicher heit der elektronischen Schaltung kann z.B. durch redundante Ausführung oder dadurch erreicht werden, daß bei Auf treten irgendeines Fehlers in der Schaltung automatisch der Kurzschluß wieder hergestellt wird. Durch Wahl eines entsprechenden Einstellwinkels ε der Leitwerksflächen 4 kann dann weiterhin erreicht werden, daß im Mittel die Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers 8 während des entkoppelten Zustandes gleich der des Vorkörpers 9 ist, so d.aß wegen des näherungsweise gleichen zeitlichen Verlaufes der Winkelgeschwindigkeiten von Vorkörper 9 und Originalflugkörper die aeroballistischen Abweichungen vom letzteren noch weiter verringert sind.
  • Die in Fig. 5d gezeigte Version 3c ist eine Variante der Version 3b, bei welcher der Leitwerksträger 8 als Ring ausgebildet ist, der mit nicht gezeigtem geringem axialen und radialen Spiel im Lager 14' des Vorkörpers 9 frei, d.h. unbeschränkt drehbar gelagert ist. Bei dieser integrierten Anordnung des Leitwerksträgers 8 innerhalb der Struktur des Übungsflugkörpers kann die Verzahnung 13 entfallen, da beim Abschuß die Drallübertragung direkt über das Heck 3 auf den Übungsflugkörper erfolgen kann. Auch hier können wieder bevorzugt elektronische Schaltungen vorgesehen werden, welche eine kraftschlüssige Koppelung zwischen dem sich frei gegenüber dem Vorkörper drehenden Leitwerksträger und dem ersteren erst am Ende der Übungsflugphase herstellen. Für die Ausbildung und Anordnung der Leitwerks flächen 4 am Ring 8 gilt das vorstehend gesagte.
  • Bei den bislang geschilderten Versionen 3a bis 3c ist das Längsträgheitsmoment I1 des Leitwerksträgers sehr viel kleiner als das des Vorkörpers. Dies ist bei der in Fig.5e gezeigten Version 3d nicht mehr der Fall. Der Leitwerksträger 8 erstreckt sich hier nach vorn z.B. über die halbe Länge des Übungsflugkörpers und wird vom Vorkörper 9 mit einem relativ dünnwandigen hülsen-, haubenförmigen od. dgl. Teile 16 übergriffen. Der Leitwerksträger 8 ist auf dem Lager 14 entsprechend der Version 3b frei drehbar gelagert. Er ist dazu in der Ausnehmung 17 des Vorkörpers 9 mit entsprechend geringem Spiel in radialer und axialer Richtung angeordnet. Der Leitwerksträger 8 ist damit praktisch bis auf die Leitwerksflächen 4 innerhalb des Vorkörpers 9 angeordnet, so daß in vorteilhafter Weise der überwiegende Teil des Leitwerksträgers die Strömungsverhältnisse im Vergleich zum Originalflugkörper nicht beeinflußt.
  • Die äußere Kontur des Vorkörpers 9 entspricht bevorzugt weitgehend der des Originalflugkörpers, um die aeroballistischen Abweichungen möglichst gering zu halten. Das am hinteren Ende des Teils 16 vorgesehene relativ kleine Trimm- oder Hilfsleitwerk 18 dient dazu, den durch das im Vergleich zum Originalflugkörper geringere Längsträgheitsmoment des Vorkörpers 9 an sich bedingten Abfall der Winkelgeschwindigkeit während der Übungsflugphase zu kompensieren, indem die Rotation des Vorkörpers 9 mittels des Leitwerks 18 entsprechend beschleunigt wird. Der Übungsflugkörper ist insgesamt so ausgelegt, daß die Längnträgheitsmomente von Vorkörper und Leitwerksträger zusammen gleich dem des Originalflugkörpers sind und daß der Leitwerksträger allein gegenüber dem Vorkörper derart abgebremst wird, daß die Stabilisierung s(Leitwerksträger) + s(Drall des Vorkörpers) frühestens am Ende der Übungsflugstrecke nicht mehr ausreicht, den Übungsflugkörper zu stabilisieren.
  • In der Fig. 6a ist schließlich noch eine Version 4 gezeigt, welche die Möglichkeit bietet, die aeroballistischen Eigenschaften von Original- und Übungsflugkörper besonders gut in Übereinstimmung zu bringen. Dazu ist ein Übungsflugkörper nach Version 1 mit einem Triebwerk mit Düsen 19, Gasleitrohr 20 und Feststoff-Treibsatz 21 ausgerüstet. Die Düsen 19 sind, wie auch Fig. 6b als Schnitt entlang der Linie A-A in Fig. 6a zeigt, symmetrisch im Übungsflugkörpe angeordnet. Sie sind dabei so geneigt ausgerichtet, daß sowohl ein Drehmoment um die Längsachse des Flugkörpers als auch ein Schub erzeugt wird. Das Drehmoment dient während der Übungsflugzeit dazu, das Bremsmoment der Leitwerksflächen 4 zu kompensieren, während der Schub den erhöhten aerodynamischen Widerstand durch die Leitwerksflächen 4 sowie durch die Massenabnahme infolge der Verbrennung des Treibstoffs ausgleicht. Das Triebwerk ist gleichzeitig Leuchtspur und wird über den Anzündkanal 22 durch die Pulvergase beim Abschuß in Gang gesetzt. Der notwendige Schub-/Momentenverlauf in Abhängigkeit von der Zeit kann durch eine entsprechende Außenkontur 23 des Treibsatzes 21 erreicht werden.
  • Der Treibsatz ist möglichst so ausgelegt und in der Form fixiert, daß-sich der Quotient I1 2/Iq während der Übungsfluzzeit möglichst wenig ändert. Nach Durchfliegen der Übungsflugstrecke ist das Triebwerk bestimmungsgemäß ausge brannt, so daß der Abbau des Dralls durch das Leitwerk wirksam wird.
  • Die Anwendung des Erfindungsgedankens - kombinierte Drall-Leitwerks-Stabilisierung mit verstärktem Abbau des Dralls durch das Leitwerk - kann entsprechend den vorstehenden Erläuterungen zu unterschiedlichen Entwürfen des Übungsflugkörpers führen. Allen gemeinsam ist, daß das Problem der Fail-safe-Funktion mit einfachen Mitteln lösbar ist.
  • Wegen der weitgehenden Übereinstimmung der äußeren Form kann der Übungsflugkörper nach den Versionen 1 in der Rege mit den gleichen Vorrichtungen wie der Originalflugkörper gefertigt werden. Dies gilt prinzipiell auch für die Versionen 2. Die Version 2c besitzt den Vorteil, daß die Heckströmung wenig gestört wird. Ein fester Einbau von Leitwerksfläche und Gegenmasse ergäbe hier eine Version 1c mit vergleichsweise geringen Herstellkosten.
  • Die Versionen 3a sowie 3b und 3c mit elektronischer Schaltung haben den Vorteil, daß wegen der besonderen Koppelung zwischen Leitwerksträger und Vorkörper die gegenüber dem Originalflugkörper verstärkte Drallreduzierung erst nach Durchfliegen der Übungsflugstrecke wirksam wird. Die Versionen 3b, 3c und 3d lassen darüber hinaus gegenüber den Versionen 1 und 2 Parameter wie z.B. die Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers frei, durch welche die Simulation der Bahn des Originalflugkörpers durch den Übungsflug körper noch weiter verbessert werden kann. Die Version 3e ist im allgemeinen nur für großkalibrige Munition zweckmäßig und simuliert die Originalflugbahn sehr genau.
  • Die für den Übungsflugkörper notwendige Verschiebung des Schwerpunkts gegenüber dem des Originalflugkörpers kann durch eine geeignete Materialauswahl erreicht werden. Die Version 1a z.B. unterscheidet sich dann äußerlich nur durc ein neues Heck mit einstückig angeformten Leitwerksflächen oder dadurch, daß Leitwerksflächen aufgeschraubt sind. Korrekturen an d.er Startmasse, der Schwerpunktslage oder den Trägheitsmomenten sind auch durch geeignete Bohrungen zu erreichen, die je nach Bedarf frei bleiben oder beispielsweise mit Blei ausgefüllt werden. Entsprechendes gilt für die anderen Versionen.

Claims (10)

1. Drallstabilisierter Übungsflugkörper, insbesondere drallstabilisiertes Übungsgeschoß, mit einer Einrichtung zur Reduzierung des Dralls zwecks Verringerung der Flugweite, dadurch gekennzeichnet, daß der Übungsflugkörper derart ausgelegt ist, daß seine durch den Drall beim Abschuß erreichbare Stabilisierung für einen stabilen Flug zu gering ist, und daß er ein Leitwerk (4,4',4") aufweist, das einerseits eine den stabilen Flug im Übungsbereich zusammen mit der Drallstabilisierung ermöglichende zusätzliche aerodynamische Stabilisierung und andererseits nach Verlassen des Übungsbereiches eine solche Reduzierung des Dralls bewirkt, daß der Übungsflugkörper instabil wird.
2. Übungsflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk (4,4',4") als Klapp- oder Ausfahrleitwerk ausgebildet ist.
3. Übungsflugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß den Leitwerksflächen (4) ein Kraftelement (6), zugeordnet ist, das auf sie eine radial nach innen gerichtete Kraft ausübt,derart, daß sie mit abnehmender Fliehkraft des rotierenden Übungsflugkörpers zumindest teilweise wieder eingefahren werden.
4. Übungsflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Leitwerk (4) an einem besonderen Leitwerksträger (8) ausgebildet ist, der mit dem übrigen einen Vorkörper (9) bildenden Übungsflugkörper verbunden und relativ zu diesem drehbar ist.
5. Übungsflugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorkörper (9) mit einer nach hinten gerichteten axialen Schraubenspindel (10) versehen ist, auf welcher der Leitwerksträger (8) zwischen einer vorderen und einer hinteren Position verdreh- und verschiebbar gelagert ist, und daß die Drallreduzierung durch mechanische Koppelung zwischen dem Leitwerksträger (8) und de Vorkörper (9) erfolgt.
5. Übungsflugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet daß zur Drallreduzierung eine Momentenübertragung vom Leitwerksträger (8) auf den Vorkörper (9) vorgesehen ist bei der sich der Leitwerksträger (8) relativ zum Vorkörper dreht.
7. Übungsflugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerksträger (8) während der Drallreduzierung gegenüber dem Vorkörper (9) frei drehbar ist und ein derart großes Längsträgheitsmoment aufweist, daß seine Abbremsung allein die angestrebte Drallreduzierung ergibt.
3. Übungsflugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerksträger (8) nach vorn verlängert ist und mit dieser Verlängerung in eine korrespondierend axiale Ausnehmung (17) des Vorkörpers (9) hineinragt.
9. Übungsflugkörper nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der mit einem entsprechend verminderten Längsträgheitsmoment ausgebildete Vorkörper (9) ein seiner Drallreduzierung entgegenwirkendes Hilfsleitwerk (18) aufweist.
10. Übungsflugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich zum Leitwerk (4) ein Strahlantrieb vorgesehen ist, der während der Übungs flugphase ein Drehmoment und einen Schub zur Kompensa- tion der bremsenden Wirkungen des Leitwerks (4) ausübt.
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