EP0066715B1 - Drallstabilisierter Übungsflugkörper - Google Patents

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EP0066715B1
EP0066715B1 EP82103868A EP82103868A EP0066715B1 EP 0066715 B1 EP0066715 B1 EP 0066715B1 EP 82103868 A EP82103868 A EP 82103868A EP 82103868 A EP82103868 A EP 82103868A EP 0066715 B1 EP0066715 B1 EP 0066715B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
tail unit
practice
training
tail
spin
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
EP82103868A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0066715A3 (en
EP0066715A2 (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
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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.
  • the radial surfaces in the ogive region which are not inclined in the axial direction have the disadvantage that from the beginning, i.e. H. 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 are in the air. Tear off all surfaces or rebound.
  • the invention is based on the object, in particular to design a spin-stabilized training projectile, but also other spin-stabilized training missiles so that, with the simplest possible construction, the fail-safe requirement is largely met, that is to say the training missile is limited in its maximum range under all circumstances so that it can be used in comparatively small practice areas. It should differ as little as possible from the original missile in its external shape, in mass, in swirl, in moments of inertia and in aerodynamic coefficients, in order to be able to use the. Original missile to achieve a good ballistic match in the training area and no major modifications such. B. on the propellant charge or the sleeve of a practice bullet required.
  • 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, w is the angular velocity around the longitudinal axis of the missile and v x is 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 details are. e.g. B. Molitz and Strobel, “ ⁇ ußere Ballizing”, Springer Verlag, 1963 and Germershausen et al., “Waffentechnisches Handbuch”, Rheinmetall GmbH, Düsseldorf, 1977.
  • the training missile is designed so that the aforementioned relationship is not fulfilled, i. H. 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 tail unit is therefore further designed such that it generates a longitudinal torque which brakes the rotation, so that ( ⁇ / V x ) 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 in which the flight speed vx does not decrease faster than the angular speed w.
  • 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 anti-rotation and stabilizing effects cease to exist and the training missile is unstable due to its design.
  • the training missile continues to meet the requirement for the most accurate possible 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 only takes place at the end of the training flight path or if the requirements of the 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, for example, with unchanged angle and flight speed. B. can be reduced to s ⁇ 1 by moving the center of gravity to the rear. As a result, the distance between the pressure point (point of application of the resultant R of the aerodynamic forces without taking account of the empennage forces) of the training missile and its center of gravity is increased, whereby the missile-specific constant K is reduced for reasons that are not to be discussed here, and accordingly the stability factor s is reduced.
  • the shift of focus back z. B. by choosing different materials or formation of cavities has the further advantage that the training missile is less stressed when firing than the original missile, since the point of attack of the d'Alembert mass forces is closer to the stern.
  • the twist stability can also be reduced by lowering the moment of inertia 1 1 around the longitudinal axis of the missile (high mass density near the axis of rotation) and increasing the moment of inertia Iq around the transverse axis of the missile (high mass density at the front and rear). This in turn results from the missile-specific constant K, for which K - l 1 2 / lq applies.
  • the aerodynamic resistance W of a missile changes with an affine change in the missile diameter d proportional to d 2 , while an extension z. B. by enlarging the cylindrical part of the missile, only a slight increase in the aerodynamic drag W results.
  • a slight reduction in the caliber d of the training missile therefore still offers the possibility of compensating for the aerodynamic drag increase ⁇ W 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 that are uniformly distributed over the circumference and are inclined at the setting angle ⁇ with respect to the longitudinal axis of the missile.
  • Claims 4 to 9 relate to training missiles with a separate tail unit ger, which is rotatable in the axial direction compared to the rest of the training missile - also called pre-body - 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 missile longitudinal axis 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, for. B. according to DE-A-2 557 293 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 braked to an increasing extent. In contrast, with the tail unit acting according to the invention, the stability component S 1 is reduced, so that the curve 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 mach number Ma> Ma 3 . After falling below Ma 3 , the training missile becomes unstable, which leads to a correspondingly strong increase in the aerodynamic drag and the desired. short remaining flight distance.
  • Figures 2b to d qualitatively show the size and angle of attack ⁇ geom of the resulting speed V res in various flight conditions.
  • the geometric angle of attack ageom 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 ⁇ of the tail surfaces and the geometrical 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 a of the inflow v x , ie it ensures stability in the desired manner.
  • the angle of attack a is zero here because of the axial flow V x .
  • this is not disadvantageous because the resulting air force R continues to reduce the angular velocity w 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 FIGS. 3a and b are characterized in that they have no mutually movable components and are therefore easy to manufacture.
  • the setting angle e of the tail surfaces is chosen so that a noticeable swirl reduction only occurs after the training flight route has been flown through, which of course extends the maximum flight route compared to the case in which the swirl is reduced from the start.
  • 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. All other basic wing shapes can also be used in principle.
  • 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 1 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 larger than in version 1a with the same effectiveness, which can be unfavorable due to the large deviation from the original contour. In this case one of the versions 2 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. B. by rebound, is thus fail-safe.
  • 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.
  • 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 - are additionally under a radially inwardly directed force of a spring or another force element 6 in order 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 mean setting angle ⁇ 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 tail surfaces 4 are formed on a separate tail support 8, which is rotatable in relation to the other training missiles in the axial direction, ie about its longitudinal axis. This remaining training missile is formed here by the ogive 1, the cylindrical part 2 and possibly the stern 3 and, for simplicity, is referred to below as the pre-body 9.
  • the tail surfaces 4 can be formed in one piece with the tail boom 8 or manufactured separately and connected to it in a suitable manner.
  • the rotatability of the tail boom 8 is ensured by the screw 10 connected to the preform 9 with a rear stop 11, on which the tail boom 8, with the aid of its guide 12, between the front position shown in FIG. 5a - the position until firing - And the rear position shown in Fig. 5b is limited axially displaceable with appropriate rotation.
  • 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 training flight time matches the time course of the angular speed of the original missile well, so that there is a good match in the accuracy of the shot.
  • 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 a corresponding setting angle e of the tail surfaces 4. It only has to be different from the angular velocity of the preliminary body 9 with regard to the relative rotary movement required for the desired braking effect between the two bodies.
  • the setting angle can be selected equal to the average geometric setting angle O : g eam on the training flight route in order to further reduce the aeroballistic deviations from the original missile.
  • an electronic circuit that is fail-safe can advantageously be used, for. B. 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, for. B. can be achieved by redundant design or by automatically restoring the short circuit when any error occurs in the circuit.
  • the version 3c shown in FIG. 5d is a variant of the version 3b, in which the empennage carrier 8 is designed as a ring which is free in the bearing 14 'of the pre-body 9 with little axial and radial play, not shown. H. is freely rotatable.
  • 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 again, which produce a force-locking coupling between the tail boom, which rotates freely with respect to the preform, and the former only at the end of the training flight phase. What has been said above applies to the formation and arrangement of the tail surfaces 4 on the ring 8.
  • the longitudinal moment of inertia 1 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 boom 8 extends here forward z. B. 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 up to the tail surfaces 4 within the pre-body 9, so that the majority of the tail unit advantageously does not influence the flow conditions compared 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 drop in angular velocity during the training flight phase, which is inherently low due to the low 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 1.8 is accelerated accordingly.
  • the training missile is designed so that the longitudinal moments of inertia of the pre-body and tail unit are equal to that of the original missile and that the tail unit alone is braked relative to the pre-body in such a way that the stabilization s (tail unit) + s (swirl of the pre-body) at the end of the Training flight distance 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 is used 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 caused by 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 1 1 2 / lq changes as little as possible during the training flight time. After flying through the training flight route, the engine has burned out as intended, so that the swirl is reduced by the tail unit.
  • the training missile can be designed according to the Versions 1 usually are made with the same fixtures as the original missile. In principle, this also applies to versions 2.
  • 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 c 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 route has been flown through.
  • Versions 3b, 3c and 3d also allow parameters such as: B. free the angular velocity of the tail boom, 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.
  • Version 1a z. B. then differs externally only by a new tail with integral tail surfaces or in that tail surfaces are screwed on.
  • corrections to the starting mass, the position of the center of gravity or the moments of inertia can also be achieved by 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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Description

  • Die Erfindung befaßt sich mit einem drallstabilisierten Übungsflugkörper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.
  • Aus der DE-A-1 678197 ist ein drallstabilisiertes Geschoß für Übungsmunition mit verkürzter Reichweite bekannt, bei dem ohne Zerlegung des Geschosses eine plötzliche Erhöhung des aerodynamischen Widerstandes dadurch erreicht wird, daß 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 Geschosses über entsprechende Bohrungen radial nach außen strömenden Luft. Eine Erweiterung dieses Prinzips ist in der DE-A-2 149 977 beschrieben. Gemäß der DE-A-2 616 209 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 (Siehe z. B. FR-A-2 286 364) 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, sa 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 aerodynamisch 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 die 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, w die Winkelgeschwindigkeit um die Längsachse des Flugkörpers und vx 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 vx schneller als die Winkelgeschwindigkeit w 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/Vx)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 vx nicht schneller als die Winkelgeschwindigkeit w abnimmt. In diesem Fall muß das Leitwerk beim Übungsflugkörper das Verhältnis (ω/Vx=)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 Übungsflugkörper 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'Alembertschen 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 11 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 - l1 2/lq.
  • 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 Orginalflugkörpers. 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 eine 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 Widerstandserhöhung ΔW 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 ε 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 Übungsflugkörper 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 innnerhalb der Übungsflugstrecke ausgeübt werden. Der Strahlantrieb ist bevorzugt als Feststofftriebwerk ausgebildet, kann aber z. B. entsprechend der DE-A-2 557 293 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
    • Figur 1 den qualitativen Verlauf der Stabiltätsfaktoren s in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl Ma,
    • Figuren 2a bis d den qualitativen Verlauf der resultierenden Anströmrichtung Vres an verschiedenen Punkten der Übungsflugstrecke,
    • Figuren 3a und b zwei Varianten einer Version 1 des Übungsflugkörpers,
    • Figuren 4a bis c drei Varianten einer Version 2 des Übungsflugkörpers,
    • Figuren 5a bis d vier Varianten einer Version 3 des Übungsflugkörpers und
    • Figuren 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 Leitwerkseinfluß
    • s3 = s(Leitwerk)
    • s4 = s(Drall + Leitwerk) = S2 + S3

    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 Ubungsflugkörper 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 ageom 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 Vx, 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 ε 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 a der Anströmung vx, d. h. es gewährleistet in gewünschter Weise die Stabilität. Der Anstellwinkel a ist hier wegen der axialen Anströmung Vx gleich Null.
  • Nach einer gewissen Flugzeit t, nach der durch aerodynamische Kräfte die Fluggeschwindigkeit vx in der Regel schneller abgenommen hat, ist gemäß Fig. 2Cαgeom> e 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 aeff = αgeom ― s 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 nicht nachteilig, weil die resultierende Luftkraft R weiterhin die Winkelgeschwindigkeit w abbaut, bis der Flugkörper instabil wird.
  • Das Längsmoment M des Leitwerks wird außer von n und r wegen R = √A2 + W2 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 zeichnen 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 Übungsgeschoß 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. Die Version 1a unterscheidet sich von der Originalmunition im Fluge nur dadurch, daß die zeitlichen Drallverläufe D(t) = l1 . w(t) nicht übereinstimmen. Durch die zusätzliche Leitwerksstabilisierung ist dies jedoch nicht so wichtig wie bei den bekannten Übungsflugkörpern. Der Einstellwinkel e 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 Anstellwinkel 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 Flügelgrundri- ßformen 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 1 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 größer als bei Version 1a sein, was infolge zu großer Abweichung von der Originalkontur ungünstig sein kann. In diesem Falle kann eine der 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 ε den veränderten Anströmbedingungen anzupassen.
  • Sofern die damit verbundenen aerodynamischen Asymmetrien im Einzelfall vernachlässig- 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 den 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 nachstehen 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 e der Leitwerksflächen 4 ist so festgelegt, daß zunächst der geometrische Anstellwinkel ageom kleiner als e ist. Es entsteht dadurch ein Längsmoment am Leitwerksträger 8 in Rotationsrichtung des Ubungsflugkörpers. 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 = e geworden ist.
  • Zweite Phase :
    • Der geometrische Anstellwinkel ageom wird größer als der Einstellwinkel E. Dadurch entsteht ein Längsmoment gegen die Rotationsrichtung des Ubungsflugkörpers, 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 geometrischen Anstellwinkel 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 Übungsflugzeit 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 Leitwerksträger 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 Druckfeder 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 jeweiligen aeroballistischen Erfordernissen entsprechend kann die Winkelgeschwindigkeit des Leitwerksträgers durch Auswahl eines entsprechenden Einstellwinkels e 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 O:geam auf der Übungsflugstrecke gewählt werden, um die aeroballistischen Abweichungen vom Originalflugkörper noch weiter zu verringern.
  • Sofern eine noch größere Simultationstreue 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 Funktionsicherheit der elektronischen Schaltung kann z. B. durch redundante Ausführung oder dadurch erreicht werden, daß bei Auftreten irgendeines Fehlers in der Schaltung automatisch der Kurzschluß wieder hergestellt wird. Durch Wahl eines entsprechenden Einstellwinkels e 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 daß 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 Leitwerksflächen 4 am Ring 8 gilt das vorstehend gesagte.
  • Bei den bislang geschilderten Versionen 3a bis 3c ist das Längsträgheitsmoment 11 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 vorteilhäfter 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 geringe Längsträgheitsmoment des Vorkörpers 9 an sich bedingten Abfall der Winkelgeschwindigkeit während der Übungsflugphase zu kompensieren, indem die Rotation des Vorkörpers 9 mittels des Leitwerks 1.8 entsprechend beschleunigt wird. Der Übungsflugkörper ist insgesamt so ausgelegt, daß die Längsträgheitsmomente 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 Übungsflugkörper 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 11 2/lq während der Übungsflugzeit möglichst wenig ändert. Nach Durchfliegen der Übungsflugstrecke ist das Triebwerk bestimmungsgemäß ausgebrannt, 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 Regel 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 c 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 Übungstrecke 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 Übungsflugkörper 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 durch ein neues Heck mit einstückig angeformten Leitwerksflächen oder dadurch, daß Leitwerksflächen aufgeschraubt sind.
  • Korrekturen an der 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 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 dem Vorkörper (9) erfolgt.
6. 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.
8. Übungsflugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerksträger (8) nach vorn verlängert ist und mit dieser Verlängerung in eine korrespondierende 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 Übungsflugphase ein Drehmoment und einen Schub zur Kompensation der bremsenden Wirkungen des Leitwerks (4) ausübt.
EP82103868A 1981-06-05 1982-05-05 Drallstabilisierter Übungsflugkörper Expired EP0066715B1 (de)

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Publications (3)

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EP0066715A2 EP0066715A2 (de) 1982-12-15
EP0066715A3 EP0066715A3 (en) 1983-03-30
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4653405A (en) * 1985-09-27 1987-03-31 Duchossois Industries, Inc. Self-destructing projectile
DE3613866A1 (de) * 1986-04-24 1987-10-29 Rheinmetall Gmbh Reichweitenbegrenztes, pfeilstabilisiertes unterkalibergeschoss fuer eine rohrwaffe
US5476045A (en) * 1994-11-14 1995-12-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Limited range projectile
FR2739683B1 (fr) * 1995-10-05 1997-12-05 France Etat Projectile d'exercice sous-calibre a energie cinetique du type fleche
GB9614133D0 (en) * 1996-07-05 1997-03-12 Secr Defence Means for increasing the drag on a munition
US6126109A (en) * 1997-04-11 2000-10-03 Raytheon Company Unlocking tail fin assembly for guided projectiles
US5932836A (en) 1997-09-09 1999-08-03 Primex Technologies, Inc. Range limited projectile using augmented roll damping
US6202007B1 (en) * 1999-02-19 2001-03-13 John A. Spicer Exact stability integration in network designs
US6371030B1 (en) * 1999-08-09 2002-04-16 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Training projectile using shape memory alloy members
US6655293B1 (en) * 2000-06-29 2003-12-02 General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. Fin-stabilized ammunition
US7628353B2 (en) 2006-11-14 2009-12-08 Raytheon Company Delayed tail fin deployment mechanism and method
WO2011014806A1 (en) * 2009-07-31 2011-02-03 Raytheon Company Deployable fairing and method for reducing aerodynamic drag on a gun-launched artillery shell
US9157713B1 (en) 2013-03-15 2015-10-13 Vista Outdoor Operations Llc Limited range rifle projectile
FR3011919B1 (fr) * 2013-10-15 2017-05-19 Nexter Munitions Dispositif de freinage en rotation d'une enveloppe d'une charge utile, et projectile gyrostabilise equipe d'un tel dispositif
US9644929B1 (en) * 2013-12-03 2017-05-09 Michael S. Bradbury Pilum bullet and cartridge

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR726843A (fr) * 1931-01-24 1932-06-03 Procédé et dispositif pour régler la vitesse de giration d'un projectile
FR912398A (fr) * 1945-06-16 1946-08-07 Procédé et matériel de tir de projectiles et projectiles spéciaux convenant à ce procédé
DE1428683C3 (de) * 1961-08-31 1974-08-01 Oy Tampella Ab, Tampere (Finnland) Granate für einen Vorderladermörser
GB1188651A (en) * 1962-03-05 1970-04-22 British Aircraft Corp Ltd Improvements in or relating to Missiles
US3260205A (en) * 1964-09-28 1966-07-12 Aerojet General Co Fin actuated spin vane control device and method
US3292879A (en) * 1965-06-25 1966-12-20 Canrad Prec Ind Inc Projectile with stabilizing surfaces
FR1605383A (en) * 1967-11-10 1975-02-28 Guided missile with variable rate of spin - has tail unit with angle of incidence adjustable to vary spinning speed and spring loaded
DE1728214A1 (de) * 1968-09-11 1972-04-06 Dynamit Nobel Ag Ballistischer Flugkoerper
NO130495C (de) * 1971-10-07 1974-12-18 Dynamit Nobel Ag
US4218985A (en) * 1972-08-10 1980-08-26 Jones Allen Jr Steering and stabilization apparatus for torpedo
DE2243048A1 (de) * 1972-09-01 1974-03-07 Fritz Werner Ind Ausruestung Vorrichtung zur verbesserung der kursstabilitaet von in einem medium sich bewegenden fahrzeugen, wie wasser- und luftfahrzeugen
FR2221707B1 (de) * 1973-03-14 1976-04-30 France Etat
FR2286364A1 (fr) * 1974-09-26 1976-04-23 France Etat Projectile a portee reduite pour munition d'exercice
DE2557293A1 (de) * 1975-12-19 1977-06-30 Dynamit Nobel Ag Uebungsgeschoss
DE2616209A1 (de) * 1976-04-13 1977-11-03 Dynamit Nobel Ag Kurzbahngeschoss fuer uebungsmunition
CA1067754A (en) * 1976-08-16 1979-12-11 Maurice A. Laviolette Modular practice bomb
US4140061A (en) * 1977-06-06 1979-02-20 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Short-range discarding-sabot training practice round and self-destruct subprojectile therefor
NL7708254A (nl) * 1977-07-25 1979-01-29 Eurometaal Nv Oefenprojectiel.
US4297948A (en) * 1978-10-03 1981-11-03 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Projectile
FR2463909B1 (fr) * 1979-08-17 1985-10-25 Thomson Brandt Procede de pilotage et de guidage d'un missile, et missile equipe de moyens de mise en oeuvre de ce procede
SE432670B (sv) * 1979-09-27 1984-04-09 Kurt Andersson Sett att stabilisera en artilleriprojektil och i slutfasen korrigera dess bana och artilleriprojektil for genomforande av settet
DE3028378A1 (de) * 1980-07-26 1982-02-18 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Pfeilstabilisiertes treibspiegelgeschoss als uebungsgeschoss
SE442445B (sv) * 1981-01-23 1985-12-23 Bofors Ab Ovningsprojektil med lengsgaende perodynamiska ytor

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