Drallstabilisierter Übungsflugkörper

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.

Beschreibung

[0001] Die Erfindung befaßt sich mit einem drallstabilisierten Übungsflugkörper der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.

[0002] 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.

[0003] 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

[0004] 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.

[0005] 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.

[0006] 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

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.

[0007] 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.

[0008] 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.

[0009] 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.

[0010] 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.

[0011] 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.

[0012] 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.

[0013] 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.

[0014] 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~I₁²/I_q.

[0015] 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.

[0016] 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.

[0017] 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.

[0018] 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.

[0019] 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.

[0020] 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.

[0021] 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.

[0022] In der Zeichnung sind grundlegende Zusammenhänge der Erfindung und einige Ausführungsbeispiele schematisch gezeigt, anhand welcher die Erfindung nachstehend näher erläutert wird.

[0023] 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 v_res 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.

[0024] In Fig. 1 sind die qualitativen Verläufe der verschiedenen Stabilitätsfaktoren, nämlich

s₁ = s(Drall) ohne Leitwerkseinfluß

s₂ = s(Drall) durch "

^s₃ = s(Leitwerk)

_{s4 = s}(_{Drall +} Leitwerk) ^{= s}₂^+s₃

[0025] in Abhängigkeit von der Übungsflugmachzahl Ma dargestellt.

[0026] 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.

[0027] Die Figuren 2b bis d zeigen qualitativ Größe und Anstellwinkel α_geom der resultierenden Geschwindigkeit v_res bei verschiedenen Flugzuständen. Der geometrische Anstellwinkel α_geom ist derjenige Winkel, den die resultierende Geschwindigkeit v_res mit der Längsachse des Übungsflugkörpers bildet. Die resultierende Fluggeschwindigkeit v_res 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 v_u=ω·r. Die Geschwindigkeiten sind dabei als Vektoren zu betrachten. Dieser Zusammenhang ist in Fig. 2a gezeigt.

[0028] Am Anfang der Übungsflugstrecke sind gemäß Fig. 2b der entsprechend festgelegte Einstellwinkel E der Leitwerksflächen und der geometrische Anstellwinkel α_geom 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.

[0029] Nach einer gewissen Flugzeit t, nach der durch aerodynamische Kräfte die Fluggeschwindigkeit v_∞ in der Regel schneller abgenommen hat, ist gemäß Fi^g. 2c α_geom > ε geworden und die resultierende Luftkraft R am Leitwerk bremst die Rotation verstärkt ab.

[0030] Das vom Leitwerk erzeugte, die Rotation des Übungsflugkörpers abbremsende Längsmoment M=n.r.R steigt mit dem effektiven Anstellwinkel eff α_geom - ε 'während der Übungsflugzeit stetig an. Dabei bedeuten n die Anzahl der Leitwerksflächen und r deren mittleren Abstand von der Längsachse.

[0031] Gegen Ende der Übungsflugzeit kann gemäß Fig. 2d α_eff = α_geom - 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.

[0032] Das Längsmoment M des Leitwerks wird außer von n und r wegen R =

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.

[0033] Die Versionen 1 bis 4 unterscheiden sich durch den Grad der Simulationstreue der Originalflugbahn und den dafür notwendigen technischen Aufwand.

[0034] 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 α_geom auf der Übungsflugstrecke gewählt, so daß das Leitwerk zunächst ein die Rotation des Übungsflugkörpers beschleunigendes Längsmoment auf diesen ausübt und dann erst ein abbremsendes.

[0035] 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.

[0036] 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.

[0037] 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.

[0038] 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.

[0039] 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.

[0040] 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.

[0041] 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.

[0042] 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.

[0043] 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.

[0044] 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.

[0045] Der Funktionsablauf nach Verlassen der Abschußvorrichtung erfolgt in drei Phasen.

[0046] Erste Phase:

Der Einstellwinkel ε der Leitwerksflächen 4 ist so festgelegt, daß zunächst der geometrische Anstellwinkel α_geom 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 α_geom = ε geworden ist.

[0047] Zweite Phase:

Der geometrische Anstellwinkel α_geom 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.

[0048] Dritte Phase:

Der Leitwerksträger 8 bremst jetzt die Rotation des Vorkörpers 9 ab und zwar zunehmend stärker, weil der geometrische Anstellwirkel α_geom immer größer wird, bis der gesamte Übungsflugkörper instabil wird.

[0049] 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.

[0050] 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.

[0051] 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 (I_q steigt) durch den vergrößerten Hebelarm des Leitwerks näherungsweise kompensiert wird,

- wenn, wie vorstehend bereits angegeben, die Reibungskräfte der Spindel 10 sich im Mittel kompensieren.

[0052] 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.

[0053] 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 αg_eom auf der Übungsflugstrecke gewählt werden, um die aeroballistischen Abweichungen vom Originalflugkörper noch weiter zu verringern.

[0054] 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.

[0055] 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.

[0056] 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.

[0057] 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.

[0058] 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.

[0059] Der Treibsatz ist möglichst so ausgelegt und in der Form fixiert, daß-sich der Quotient I₁²/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.

[0060] 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.

[0061] 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.

[0062] 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.

[0063] 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.

Ansprüche

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- t_ion der bremsenden Wirkungen des Leitwerks (⁴) ausübt.

Zeichnung