DE965185C - Aerodynamisch stabilisierter, unsteuerbarer Flugkoerper - Google Patents

Description

AUSGEGEBEN AM 6. JUNI 1957

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Die Erfindung liegt auf dem Gebiet der Flugkörper; der Ausdruck Flugkörper ist im folgenden in seinem allgemeinsten Sinn zu verstehen, so daß er alle flugfähigen Körper umfaßt, welche die gemeinsame Eigenschaft haben, daß sie sich durch die Luft fortbewegen können. Die Erfindung betrifft, wenn auch nicht ausschließlich, so doch in erster Linie, selbst angetriebene Geschosse, deren Sprengkopf eine Hohlladung trägt, da die Anwendung des Erfindungsgedankens auf derartige Geschosse vornehmlich von Interesse ist.

Die Erfindung bezweckt, insbesondere Flugkörper zu schaffen, die den Anforderungen der Praxis besser gerecht werden, als dies bei den bisher bekannten Flugkörpern der Fall ist.

Die Erfindung befaßt sich in einer ihrer Hauptausführungsformen mit einem Flugkörper, der mit einem Treibsystem und einer Steuervorrichtung ausgerüstet ist, welch letztere dem auf seiner Flugbahn fliegenden Flugkörper eine positive Neigung (Anstellwinkel) gegenüber dieser Flugbahn zu verleihen bestrebt ist, derart, daß der Flugkörper eine seinem Gewicht entgegenwirkende Auftriebskraft erfährt. Erfindungsgemäß werden die Geschwindigkeit des Flugkörpers und/oder die gegenseitige Lage des Flugkörperschwerpunktes und des An-

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griffspunktes der Auftriebskraft während des Fluges derart planmäßig verändert, daß das Verhältnis zwischen dem Gewicht des Flugkörpers zu der an ihm angreifenden Auftriebskraft einer im voraus festlegbaren Gesetzmäßigkeit folgt. Wenn sich insbesondere der Flugkörper trotz der Gewichtsveränderungen, die während des Fluges auftreten, in konstanter Höhe weiterbewegen, soll, so wird erfindungsgemäß das erwähnte Verhältnis ίο zwischen Gewicht und Auftriebskraft gleich Eins gehalten.

Abgesehen von dieser Hauptausführungsform

besteht die Erfindung in einzelnen Vorrichtungen, die zweckmäßig zusammen an dem erfmdungsgemäßen Flugkörper angeordnet sind und die im folgenden erläutert werden.

So betrifft z. B. die Erfindung in einer weiteren Ausführungsform einen Flugkörper mit wenigstens einem Treibsystem, welches nach dem Düsenprinzip zo arbeitet. Es kann sich dabei um ein während der gesamten Flugzeit wirkendes Treibsystem (Haupttreibsystem) handeln oder auch um ein solches Treibsystem, das lediglich den Abschuß bzw. Start des Flugkörpers bewirkt (Starttreibsystem). Diese Ausführungsform kann z. B. aus einem Flugkörper bestehen, bei dem Strahldüsen vorgesehen sind und bei dem mittels verstellbarer Ablenkklappen die mittlere Richtung des Strahles, d. h. also die Richtung der antreibenden Kraft, in gewissen Grenzen verändert werden kann. Erfindungsgemäß werden hierbei diese Ablenkplatten von einem Steuersystem betätigt, welches auf Veränderungen des Winkels zwischen der Achse des Flugkörpers und der Flugrichtung bzw. auf die dabei auftretenden Luftdruckänderungen reagiert. Die Verstellung der Ablenkplatten erfolgt derart, daß durch den von der Körperachse und der Strahlrichtung gebildeten Winkel eine Korrekturwirkung ausgelöst wird, durch welche die Achse des Flugkörpers in ihre ursprüngliche Lage zurückgeführt wird.

In einem dritten Fall betrifft die Erfindung einen Flugkörper mit wenigstens einem Treibsystem (Haupttreibsystem oder Starttreibsystem) vom Raketentyp, wobei als Energiequelle für das *5 Treibsystem Röhrenpulver dient. Erfindungsgemäß werden hierbei die Pulverröhren auf wenigstens zwei hintereinander angeordneten Zellen verteilt. Die in der hinteren Zelle angeordneten Pulverröhren sind dabei erfindungsgemäß weniger dicht gepackt als die Pulverröhren in der vorderen Zelle. Hierdurch werden die lokale Verbrennungsgeschwindigkeit und der Innendruck zweckmäßig beeinflußt. Eine vierte Ausführungsform betrifft ein panzerbrechendes Geschoß mit Hohlladung. Erfindungsgemäß umfaßt ein derartiges Geschoß (von vorn nach hinten gesehen) einen Sprengkopf mit einer Hohlladung, die hinter einer Panzerspitze geschützt angeordnet ist, ein Haupttreibsystem, vorzugsweise vom Raketentyp mit Pulvertreibsatz, und außerdem ^ßo im allgemeinen ein Starttreibsystem, das auch während des Fluges des Geschosses fest mit diesem verbunden bleibt, also nicht abgeworfen wird, und schließlich Vorrichtungen, welche dem Geschoß einen Auftrieb vermitteln und diesen Auftrieb entlang seiner Flugbahn aufrechterhalten, wodurch ein Schießen mit gestreckter Flugbahn ermöglicht wird, und schließlich eine Vorrichtung, die, auf den Treibstrahl des Starttriebwerkes einwirkend, die Geschoß achse während der Beschleunigungsperiode stabilisiert, während welcher das vorgesehene kalibergleiche Leitwerk nicht genügend wirksam ist. Insbesondere schlägt die Erfindung eine Anwendungsform der obenerwähnten Vorrichtungen vor sowie einige Ausführungsmöglichkeiten dieser Vorrichtungen. Sie schlägt außerdem noch, insbesondere im Hinblick auf die neuste industrielle Entwicklung, einen Flugkörper vor, bei dem die erwähnten Vorrichtungen verwertet sind, und beschreibt außerdem die speziellen Bauelemente, die zum Herstellen dieser Vorrichtungen geeignet sind.

Die Erfindung wird im folgenden in einem Ausführungsbeispiel und an Hand der Zeichnungen ausführlich erläutert. In diesen Zeichnungen zeigt

Fig. ι (die in ihrer oberen Hälfte ein Längsschnitt ist) ein panzerbrechendes Geschoß gemäß der Erfindung;

Fig. 2 ist ein Querschnitt durch dieses Geschoß entlang der Linie H-II der Fig. 1;

Fig. 3 ist ein vergrößerter Querschnitt nach Linie III-III der Fig. 1;

Fig. 4 zeigt ebenfalls im Schnitt und im vergrößerten Maßstab eine Einzelheit aus Fig. 1;

Fig. S erläutert schematisch eine andere Ausführungsform der in Fig. 4 gezeigten Einzelheit;

Fig. 6 bis 8 sind Schemazeichnungen, tauf denen verschiedene; Möglichkeiten der Formgebung und Anbringung einer Steuerklappe dargestellt sind, die auch in den vorhergehenden Figuren erscheint;

Fig. 9 zeigt eine besondere Ausführungsform der Panzerspitze des Geschosses.

Das Ausführungsbeispiel zeigt zunächst einen Sprengkopf, bestehend aus einer Hohlladung 1 und einer ebenfalls hohlen Panzerspitze 2. Die Panzerspitze 2 vor der Hohlladung soj.1 einen etwa vorhandenen zusätzlichen äußeren Panzerschutz des gepanzerten Zieles durchschlagen und somit der Hohlladung den Weg zur Hauptpanzerung, etwa einer dicken Panzerplatte, bahnen. An die Hohlladung ι grenzt ein Zünder 3 an, beispielsweise ein Verzögerungszünder, der die Hohlladung erst dann zündet, wenn die Panzerspitze 2 den zusätzlichen äußeren Panzerschutz bereits aufgebrochen hat und in ihre wirkungsvollste Position gegenüber dem Hauptpanzer angelangt ist, d. h., wenn die Geschoßspitze Kontakt mit diesem nimmt.

Unter Verzögerungszünder sind hier weniger Zünder mit Zeitverzögerung zu verstehen als insbesondere »harte« Zünder, die erst ab einer bestimmten Mindestverzögerung, aber ohne Zeit- iao verzug ansprechen, wobei dieser Verzögerungswert absolut sein kann, oder aber auch der Integrationswert über alle nacheinander durch Vorpanzer und Zwischenfüllungen erlittenen Verzögerungen. Das Ausführungsbeispiel umfaßt weiterhin ein Haupttreibsystem 4, bei dem es sich vorzugsweise um

eine Rakete mit Pulvertreibsatz handelt, hier mit vier Brennflächen in Stirnbrand ausgeführt; ferner ist ein zusätzliches Starttreibsystem 5 vorgesehen, das auch während des Fluges fest mit dem Geschoß verbunden bleibt. Das Starttreibsystem 5 ist vorzugsweise ebenfalls eine Rakete mit Pulvertreibsatz. Ferner zeigt das Ausführungsbeispiel die Vorrichtungen, welche dem Geschoß eine Auftriebskraft vermitteln und diese während des Fluges aufrechterhalten, so daß ein Schießen mit gestreckter Flugbahn ermöglicht ist. Es zeigt ferner die Stabilisierungseinrichtung für die Beschleunigungsperiode, während welcher die Luftkräfte für eine wirkungsvolle Stabilisierung unzureichend sind.

Das Haupttreibsystem 4 liegt vorzugsweise vor dem Starttreibsystem 5. Für den aus den Verbrennungsgasen bestehenden Strahl des Haupttreibsystems 4 ist ein ringförmiger Auslaß 6 oder ao eine Mehrzahl von ringförmig angeordneten öffnungen (Düsen) vorgesehen.

Das Haupttreibsystem 4 ist unter Berücksichtigung der infolge des Verbrauches an Treibmitteln auftretenden Gewichtsveränderung und Schwerpunktsverschiebung und unter Berücksichtigung der Wirkung der Steuermittel, welche dem Geschoß eine gewisse Neigung (Anstellung) auf seiner Flugbahn verleihen, so ausgebildet, daß das Verhältnis des Gesamtgewichtes zur Auftriebskraft während des Fluges einer im voraus festgelegten Gesetzmäßigkeit folgt, die im einzelnen davon abhängt, welche Form -die Bahn des Flugkörpers haben soll.

Wenn, wie oben angedeutet, das Geschoß eine gestreckte Flugbahn haben soll, was zur Erhöhung der TrefFwahrscheinlichkeit wünschenswert ist, da damit Auswirkungen von Fehlern in der Entfernungsschätzung eleminiert sind, so ist erfindungsgemäß dafür gesorgt, daß das Verhältnis zwischen dem Gewicht des Geschosses und der Auftriebskraft gleich Eins bleibt.

Zu diesem Zweck ist das Treibsystem 4 so ausgebildet, daß der von ihm erzeugte Strahlschub während des Fluges geändert wird, damit aber die Fluggeschwindigkeit über den Flugwiderstand zweckmäßig gesteuert wird und/oder daß die infolge des Verbrauches an Treibmittel des Haupttreibsystems auftretende Verschiebung des Schwerpunktes in ihrem zeitlichen Verlauf zweckmäßig gesteuert wird.

Um eine gewollte Änderung des Raketenschubes zu erzielen, wird das Treibsystem so ausgebildet, daß sich der Schub Hand 'in Hand mit-dem Pulververbrauch und in Abhängigkeit von diesem verringert, derart, daß bei konstanter Neigung des Geschosses auf seiner Flugbahn wegen der verminderten Fluggeschwindigkeit der Auftrieb sich in demselben Maße ändert wie das Gesamtgewicht des Geschosses, und zwar so, daß das Verhältnis zwischen dem Gewicht des Geschosses und seinem Auftrieb unverändert bleibt.

Bei Steuerung der Schwerpunktverschiebung ist zu beachten, daß der Schwerpunkt und der Angriffspunkt der Auftriebskraft am Geschoß nicht zusammenfallen, so daß ein Drehmoment entsteht, das gegengleich dem Moment der Steuerklappe ist. Die Wanderung des Schwefpunktes infolge des Pulververbrauches wird nun so gesteuert, daß dieses Drehmoment während des Fluges abnimmt. Infolgedessen verringert sich die Neigung des Geschosses und daher auch die an ihm angreifende Auftriebskraft, und zwar in dem Maße, wie das Gesamtgewicht infolge des Pulververbrauches kleiner wird. Durch eine passende Wahl der Gesetzmäßigkeit, welche die relative Verschiebung des Schwerpunktes gegenüber dem Angriffspunkt der Auftriebskraft reguliert, ist es möglich, das Verhältnis zwischen dem Gewicht und dem Auftrieb während der ganzen Flugzeit des Geschosses konstant zu halten.

Gegebenenfalls kann man den Pulverröhren oder Pulverstangen, welche die Energiequelle des Treibsystems bilden, eine bestimmte Form geben. Wenn man nämlich berücksichtigt, daß der Strahlschub eine Funktion der brennenden Oberfläche des Treibpulvers ist, so kommt man zu dem Schluß, daß beispielsweise bei Stirnbrand rotationssymmetrische, aber nicht zylindrische Stangen einen veränderlichen Verlauf des Strahlschubes ergeben, welcher im einzelnen von der Form der Erzeugen- go den des Pulverkörpers abhängt. Insbesondere ergibt sich ein im Laufe der Zeit abnehmender Strahlschub bei solchen konischen Pulverstangen oder Röhren, bei denen die Summe der Brennflächen in Abbrennrichtung kleiner wird.

Die Verschiebung des Schwerpunktes folgt einem Gesetz, welches natürlich von der Form und der Lage der Pulverkörper abhängt. Man kann nun dafür sorgen, daß der Schwerpunkt des Haupttreibsystems nach der Verbrennung des zum Starttreibsystem gehörigen Treibsatzes so hinter dem Gesamtschwerpunkt des Geschosses liegt, daß die Verbrennung des zum Haupttreibsystem gehörigen Treibsatzes ein bestimmtes Vorrücken des Gesamtschwerpunktes und damit die gewollte Verminderung des Neigungswinkels des Geschosses auf seiner Flugbahn mit sich bringt.

Zweckmäßigerweise wird man das Haupttreibsystem 4 so ausführen, daß die Geschwindigkeit während des Fluges konstant bleibt. Eine Geschwindigkeit von etwa 500 m pro Sekunde erscheint zweckmäßig, da hierzu der Treibsatz des Startsystems nur ein geringes Gewicht zu haben braucht und trotzdem eine genügend große Durchschlagskraft der Panzerspitze erzeugt wird und "5 auch die Flugdauer mit den für das Schießen auf bewegliche Ziele üblichen Zeiten vergleichbar ist (2 bis 3 Sekunden für Ziele in 1000 bis 1500 m Entfernung).

Das Starttreibsystem 5 ist, wie bereits angedeutet, fest mit dem Geschoß verbunden, wird also während des Fluges nicht abgeworfen. Dadurch wird es möglich, das Geschoß auch hinter den vordersten Linien der eigenen Truppe abzuschießen, ohne die eigene Truppe durch einfallende metalli- 1*5 sehe Massen zu gefährden.

Nach einem weiteren Gesichtspunkt der Erfindung werden die Pulverröhren des zum Starttreibsystem 5 gehörigen Raketentreibsatzes auf wenigstens zwei hintereinanderliegenden Zellen verteilt. Die Pulverröhren 5₆ in der hinteren Zelle sind weniger zahlreich und weniger dicht gepackt als die Pulverröhren 5_a in der vorderen Zelle (Fig. ι und 2).

Weiterhin ist an diesem Treibsystem 5 eine rückwärtige Membran 7 vorgesehen. Die Stärke dieser Membran 7 ist so berechnet, daß der Brennkammerdruck, nachdem der Treibsatz beispielsweise durch eine elektrische Zündvorrichtung gezündet worden ist, einen bestimmten Wert er-,reicht, der über dem kritischen Mindest-Brennkammerdruck der verwendeten Pulversorte liegt, bevor die Membran 7 zerstört wird und die Verbrennungsgase durch die Düse 8 entweichen.

Endlich ist es zweckmäßig, dem Gehäuse des Starttreibsystems 5 eine nach vorn hin leicht konvergente Form zu geben. Dadurch wird sowohl die Unterbringung der zum Haupttreibsystem gehörigen Düse 6 als auch die Zurverfügungstellung in Strömungsrichtung zunehmender freier Querschnitte wie endlich auch die aerodynamische Stabilisation des. Geschosses erleichtert, da bei einer derartigen Ausführung des Gehäuses das Kaliber, d. h. also der Durchmesser des Geschosses nicht vergrößert wird.

Außer den bereits aufgezeigten hat eine derartige Ausbildung des Starttreibsystems 5 noch den Vorteil, daß die Verbrennungsgase in der vorderen Zelle und in der hinteren Zelle die gleiche Strömungsgeschwindigkeit haben können. Die Folge davon ist ein völlig gleichmäßiger Verbrennungsvorgang und eine erhöhte Sicherheit hinsichtlich eines kritischen Innendruckes, der nicht überschritten werden darf, da sonst unstabile Verhältnisse auftreten. Im folgenden werden die bereits erwähnten Vorrichtungen beschrieben, mit deren Hilfe und durch deren Wirkung das Geschoß auf seiner Flugbahn eine positive Neigung erhält, die während des ganzen Fluges aufrechterhalten wird und das Auftreten einer Auftriebskraft zur Folge hat. Zu diesem Zweck ist das Geschoß mit einem Steuersystem ausgerüstet, welches von einer pendelartig wirkenden Vorrichtung reguliert wird. Das von der Pendelvorrichtung regulierte Steuersystem zwingt das Geschoß, eine positive Neigung gegenüber der Flugbahn einzunehmen, unabhängig davon, um welchen Drehwinkel das Geschoß sich bei im Laufe des Fluges eventuell auftretender Rotation um die Längsachse gedreht hat. Steuersystem und Pendelvorrichtung bestehen z. B. nach Fig. 1 und 3 aus einem Ring 9. Der Ring 9 ist in einem zwischen der Hohlladung des Sprengkopfes und dem Haupttreibsystem freigelassenen Ringraum vorzugsweise auf einem Kugellager 10 frei drehbar gelagert und trägt ein Gegengewicht 11 und eine Steuerklappe 12. Diese springt leicht aus dem Profil des Geschosses vor. Gegengewicht 11 und Steuerklappe 12 liegen beide auf derselben Seite des Ringes 9, derart, daß die Steuerklappe 12 von dem in seine Gleichgewichtslage strebenden Gegengewicht dauernd auf der Unterseite des Geschosses gehalten wird. Dadurch entsteht auf der Unterseite der(s) Geschoßspitze(kopfes) ein Überdruck, welcher das Geschoß zwingt, die gewünschte Schrägstellung (Anstellung) zur Flugbahn einzunehmen.

Zur Stabilisation des Geschosses auf seiner Flugbahn sind Stabilisationsflächen vorgesehen, vorzugsweise ein rückwärtig angebrachter, geschlossener oder unterbrochener Stabilisationsring 1,3, der einen Durchmesser vom Kaliber des Ge-Schosses hat.

Wenn man aber die Stabilisationsflächen so auslegt, daß sich bei Überschallgeschwindigkeit hinsichtlich der Stabilisation gerade ausreichende Werte ergeben, so ergibt sich, daß beim Abschluß, d. h. also zu einer Zeit, wo das Geschoß noch mit Unterschallgeschwindigkeit fliegt, die für Überschallgeschwindigkeit berechneten Stabilisationsflächen ihre Aufgabe nicht voll erfüllen. Die Folge davon wären undefinierbare Schrägstellungen der 85, Geschoßachse während der Beschleunigungsperiode und in weiterer Folge eine ganz unerhörte Zunahme der Streuung des Geschosses. Insbesondere könnte bei dem in Fig. 1 gezeigten Geschoß, dessen Länge lediglich das Achtfache seines Kalibers beträgt, nur go durch über das Profil herausragende Stabilisationsflächen das Geschoß auch in dem Zeitraum stabilisiert werden, wo es die Schallgrenze durchschreitet. Um diese Nachteile zu vermeiden, bedient sich die Erfindung einer in den Fig. 1 bis 4 dargestellten Vorrichtung, die von den vorstehend erwähnten Erfindungsgedanken unabhängig ist.

Am Ende der zum Starttreibsystem gehörenden Düse 8 sind verstellbare Ablenkplatten angeordnet, z. B. mehrere Steuerklappen. 14 (z. B. vier). Diese Steuerklappen sind gleichmäßig am Umfang der Düse verteilt. Wenn eine derartige Steuerklappe in den Strahl der Düse hineinragt (wie dies in Fig. 4 an der unteren Steuerklappe 14 der Fall ist), so wird der Strahl abgelenkt und die Richtung der das Geschoß vorwärts treibenden Kraft verändert. Diese Steuerklappen 14 werden von einem Steuersystem betätigt, vorzugsweise von einem Steuersystem, welches auf die Luftströmungen reagiert, welche bei unerwünschten Schrägstellungen der Geschoßachse auftreten. Das Steuersystem ist so ausgebildet, daß die durch Betätigung der Steuerklappen erzwungeneRichtungsänderung des treibenden Strahles bestrebt ist, die Geschoßachse in ihre ursprüngliche Lage zurückzuführen.

Vorzugsweise sind einander diametral gegenüberliegende Steuerklappen durch eine biegsame Verbindung so. miteinander gekuppelt, daß beim Hervortreten einer Steuerklappe in den Strahl, die gegenüberliegende Steuerklappe aus dem Strahl herausgezogen wird. In einer vorzugsweise vorgeschlagenen Ausfuhrungsform ist z. B. jede Steuerklappe 14 am Ende eines Hebels 15 befestigt, der um eine im Mittelstück des Hebels angeordnete Achse 16 drehbar ist. Das andere Ende dieses Hebels 15 ist mit dem entsprechenden Ende des

Hebels verbunden, der die diametral gegenüberliegende Klappe steuert, und zwar durch einen Ring 17, der zur Vermeidung von Spiel biegsam ist. Gemäß der Erfindung können auch zwei biegsame Ringe 17 vorgesehen sein, die hintereinander angeordnet sind, und zwar derart, daß die Durchmesser, welche die Angriffspunkte der an einem Ring angreifenden Hebel 15 miteinander verbinden, in einer Ebene liegen. Zu diesem Zweck sind an den erwähnten Angriffspunkten Zungen 17 _a vorgesehen, welche gegenüber den Ringebenen derart versetzt sind, daß die Angriffspunkte aller vier Hebel an den Ringen 17 in einer Ebene liegen. Das die Luftströmungen auszunutzende Steuersystem kann z. B. aus vier Manometerdosen 18 bestehen, deren Innenflächen biegsam sind und mit dem entsprechenden Ende des jeweils zugehörigen Hebels 15 in Verbindung stehen; die Hebel stützen sich ihrerseits wieder auf einem der biegsamen

ao Ringe 17 ab. Die Außenflächen der Manometerdosen werden vom Gehäuse des Geschosses gebildet und sind mit Luftzufuhröffnungen 19 versehen.

Wenn man einen Teil der bereits bei einer schwachen Neigung des Geschosses gegen die

*5 Flugbahn auftretenden Änderung des Staudruckes mitausnutzen will, so wird der hintere Rand jeder öffnung 19 schneidenförmig ausgebildet. Gegebenenfalls kann dieser hintere Rand Buch zwecks besserer Ausnutzung des Staudruckes über das Profil des Geschosses hinausragen.

Wenn man dagegen nur die statischen Druckänderungen ausnutzen will, die am Geschoßkörper auftreten, wenn die Geschoßachse ihre Richtung ändert, so kann man, wie in Fig. 5 gezeigt, Löcher 19 vorsehen und den Angriffspunkt der Monometer-

dosen 18 am zugehörigen Hebel I5_O zwischen die Drehachse i6„ und die Steuerklappe 14 verlegen.

Um die Verminderung der Druckdifferenzen

zwischen der positiv und der negativ angestellten Flugkörperseite durch (Quer-) Umströmung des Körpers zu vermeiden und um damit aber gleichzeitig die Empfindlichkeit der gesamten Stabilisierungseinrichtung zu erhöhen, kann es angebracht und vorteilhaft sein, die einzelnen Druckentnahmeöffnungen untereinander durch sogenannte Grenzschichtzäune zu trennen, welche hier auch in Form von einfachen Ausfräsungen sowie im Zieh- oder Preßverfahren dargestellt werden können.

Um der Tatsache Rechnung zu tragen, daß das Gegengewicht 12 den Schwerpunkt aus der Längsachse des Geschosses herausverlagert, sind Mittel vorgesehen, durch deren Wirkung der Strahl leicht so abgelenkt wird, daß er in seiner Verlängerung durch den Gesamtschwerpunkt hindurchgeht, wenn Geschoßachse und Flugbahn übereinstimmen. Man kann z. B. die Steuerhebel 15 der Steuerklappen 14 passend belasten, gegebenenfalls auch das Gewicht der Ringe 17 (Fig. 4) zweckmäßig wählen oder ein zusätzliches Gegengewicht 20 anordnen (Fig. 5). Es ist zu beobachten, daß in jedem Fall die Rückwirkung des Düsenstrahls auf eine, sich in Arbeitsstellung befindliche Steuerklappe 14 eine Hemmung für die Steuerung dieser Klappet darstellt, wenn eine senkrecht zur Strahlrichtung verlaufende Druckkomponente auf die Steuerklappen wirkt. Um diesen Nachteil zu vermeiden oder zumindestens doch zu verringern, sind die Steuerklappen 14 so ausgebildet, daß die die Steuerung der Klappe behindernde Querkomponente reduziert wird. Dies kann z. B. dadurch erreicht werden, daß die Steuerklappe 14 in einer der Richtung.des Strahles entgegengesetzten Richtung eingewinkelt ist. In diesem Fall begünstigt die noch verbleibende Querkomponente das Einrücken der von der zugehörigen Manometerdose betätigten Steuerklappe in ihre Arbeitsstellung. Wie in Fig. 7 gezeigt, können die Steuerklappen 14 auch in Richtung des Strahles abgewinkelt sein. In diesem Fall ist die Ausrückbewegung der Steuerklappen 14 durch die Wirkung des Strahles begünstigt. Unter Umständen kann auch, wie Fig. 8 zeigt, eine mehr oder weniger geschwungene Form der Steuerklappen 14 zweckmäßig sein, derart, daß die Querkomponente aufgehoben bzw. stark reduziert wird. Die zweckmäßigste Form der Steuerklappe muß hier durch Versuche und/oder durch Rechnung für jeden Anwendungsfall ermittelt werden.

Da die beiden vorbeschriebenen Einrichtungen zur Auftriebserzeugung und zur Stabilisierung der Geschoßachse entgegengesetzte Tendenzen zeigen — die erstere erzwingt einen Anstellwinkel, die zweite hat während der Beschleunigungsperiode jeden Anstellwinkel zu vernichten — und wenn man die einfachste Konstruktion benutzen will, d. h. hier eine in seiner Größe unveränderliche Steuervorrichtung (Steuerklappe 12), so folgt zwangläufig als Konstruktionsgrundsatz, daß die Stabilisierungseinrichtung (Ablenkplatten 14) in ihrer Wirkung der Steuervorrichtung mehrfach überlegen ausgeführt werden muß.

Mit dem Brennschluß des Starttriebwerkes 5 verschwindet zwangläufig jede Auswirkung des Stabilisierungssystems, und das Geschoß nimmt den von der Steuervorrichtung verlangten Anstellwinkel ein.

Erfindungsgemäß ergibt.sich also ein einfaches, leichtes und von einem Infanteristen bequem zu tragendes panzerbrechendes Geschoß, dessen Hauptteile aus Leichtmetall bestehen. Zusätzlich zu den bereits aufgezeigten Vorteilen ist zu erwähnen, daß mit einem ganz einfachen Startrohr ein gezieltes und genaues Schießen möglich ist. Die Treffwahrscheinlichkeit ist hoch. Die Zielentfernung liegt z.B. bei 1000 bis 1500m, die Fluggeschwindigkeit bei etwa 500 m pro Sekunde. Diese Geschwindigkeit wird bis zum Auftreffen des Geschosses aufrechterhalten. Die Wirksamkeit des Geschosses wird durch Vorpanzer, mit denen das angegriffene Objekt versehen sein könnte, nicht herabgesetzt. iao

Gegebenenfalls kann der Sprengkopf noch mit einem automatischen Zielsucher ausgerüstet sein, der die Flugbahn in ihrem letzten Stück selbsttätig korrigiert. Ein derartiger automatischer Zielsucher ist vorzugsweise in dem dazu vorgesehenen Hohlraum zwischen Hohlladung 1 und Haupttrieb-

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werk 4 untergebracht. Der Zielsucher betätigt zusätzliche Ablenkplatten, z. B. Steuerklappen, die gleichmäßig über den Umfang des Gehäuses verteilt angeordnet sind, vorzugsweise hinter der Ebene der Steuerklappe 12.

Die Panzerspitze ändert sich hierbei in eine geschlossene Panzerschneide, ähnlich den bekannten Lochstanzen.

Claims (26)

1. PatentansprOchei
2. i. Aerodynamisch stabilisierter, unsteuerbarer Flugkörper, mit einem zur Körperachse rotationssymmetrischen Tragwerk und einem zu diesem koaxialen Triebwerk, welches einen im Flugkörper gespeicherten Treibstoffvorrat verbraucht, und mit einer Einrichtung, welche dem Flugkörper auf seiner Flugbahn eine positive Anstellung zu verleihen bestrebt ist, derart, daß der Flugkörper einer seinem Gewicht entgegenwirkenden Auftriebskraft unterworfen ist, dadurch gekennzeichnet, daß wenigstens einer der beiden Faktoren (Geschwindigkeit, gegenseitige Lage des Gesamtschwerpunktes und des Angriffspunktes der Auftriebskraf t), welche das Verhältnis zwischen dem Gewicht des Flugkörpers und der Auftriebskraft mitbestimmen, unter Berücksichtigung der sich durch den Brennstoffverbrauch ergebenden Gewichtsveränderungen, sich selbsttätig, allein durch die Anordnung der einzelnen Bauelemente im Flugkörper und durch die Formgebung desselben, aber ohne jede Hilfseinrichtung derart ändert, daß das erwähnte Verhältnis einer im voraus konstruktiv festlegbaren Gesetzmäßigkeit folgt. 2. Flugkörper nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis zwischen seinem Gewicht und der Auftriebskraft genau gleich der Einheit ist.
3. 3. Flugkörper nach Anspruch r, dessen Flugtriebwerk eine Rakete mit Pulvertreibsatz ist, dadurch gekennzeichnet, daß der von dem Triebwerk (4) erzeugte Schub mit fortlaufendem Pulververbrauch stetig kleiner wird, wodurch seine Fluggeschwindigkeit derart abnimmt, daß bei unveränderter Anstellung des Flugkörpers während seines Fluges die Auftriebskraft gleichzeitig und im selben Verhältnis wie das Gewicht des Gesamtflugkörpers abnimmt, wodurch die Unveränderlichkeit des Verhältnisses zwischen dem Gewicht und der Auftriebskraft sichergestellt wird.
4. 4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Pulvertreibsatz des Triebwerkes aus Röhren oder Stangen gebildet ist, deren Brennflächen in Abbrandrichtung stetig kleiner werden.
5. 5. Flugkörper nach Anspruch 1, dessen Flugtriebwerk eine Rakete mit Pulvertreibsatz ist, gekennzeichnet durch eine derartige Ausbildung und Anordnung des Pulvervorrates, daß die Verbrennung des Pulvers ein derartiges Vorrücken des Gesamtschwerpunktes des Flugkörpers mit sich bringt und damit jene Verringerung der Anstellung desselben zur Folge hat, wodurch die Unveränderlichkeit des Verhältnisses zwischen dem Gewicht und der Auftriebskraft sichergestellt wird.
6. 6. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die die Anstellung bewirkende Einrichtung wenigstens eine Trimmplatte enthält, welche von einer pendelartigen Vorrichtung derart in einer durch die Geschoßachse gehenden lotrechten Ebene fixiert wird, daß durch die Wirkung der Trimmplatte der Flugkörper gezwungen ist, eine positive Anstellung gegenüber seiner Flugbahn .einzunehmen, unabhängig davon, welche augenblickliche Winkellage der Flugkörper im Laufe einer etwaigen Rotationsbewegung um seine Längsachse einnimmt.
7. 7. Flugkörper nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch eine aus dem Tragwerk herausragende, in ihrer Größe und Anlenkung unveränderliche Trimmplatte (12) an einem Ring (9), welcher um die Längsachse des Flugkörpers frei drehbar und mit einer außermittig angeordneten Zusatzmasse (xi) versehen ist und deren Lage zur Trimmplatte (12) derart gewählt ist, daß die vor dem Start (Abgang) des Flugkörpers immer in seine Gleichgewichtslage zurückstrebende Zusatzmasse der erwähnten Trimmplatte eine Stellung vorgibt, in der sie im Fluge den Flugkörper zwingt, die gewünschte Anstellung einzunehmen.
8. 8. Flugkörper nach Anspruch ¹J, dadurch gekennzeichnet, daß diese außermittige Masse über die Start- (Abgangs-) Beschleunigung zum Verschwinden gebracht wird, so daß die Fixierung der Trimmplatte in einer durch die Geschoß achse senkrechten Ebene ungestört über das Trägheitsmoment des Ringes (9) erfolgt.
9. 9. Flugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die außermittig angeordnete, die Trimmplatte orientierende Zusatzmasse des Ringes (9) in Form eines Kreisels mit drei Freiheitsgraden ausgebildet ist.
10. 10. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß er außer dem Flugtriebwerk Jioch ein zweites, vom Flugkörper untrennbar no eingerichtetes Beschleunigungstriebwerk in Form einer Kurzzeit-Pulverrakete enthält, welches ebenfalls koaxial zum Tragwerk angeordnet ist.
11. 11. Flugkörper, insbesondere nach Anspruch i, mit wenigstens einem Triebwerk (Flugtriebwerk und/oder Beschleunigungstriebwerk) vom Raketentyp, bei dem die Schubdüse mit verstellbaren Ablenkplatten versehen ist, welche in gewissen Grenzen die wirksame Richtung des Treibstrahles zu verändern gestatten, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstellung der an einarmigen oder doppelartigen Hebeln angeordneten Ablenkplatten allein und direkt durch Luftkräften ausgesetzte Membranen erfolgt, derart, daß jede Ablage der

    Längsachse des Flugkörpers zur Anblaserichtung ein rücktreibendes Moment erzeugt, wodurch der Flugkörper wohl über Luftkräfte aber unter Zuhilfenahme des Strahlimpulses stabilisiert ist, also eine quasi-aerodynamische Stabilisierung selbst für aerodynamisch instabile Flugkörper erreicht wird.
12. 12. Flugkörper nach Anspruch ii, dadurch gekennzeichnet, daß die Membranen zugleich

    ίο als Geber (Kommandogerät) wie auch als Arbeitsmaschine ausgebildet und dimensioniert sind und durch Druckdifferenzen verformt werden, zu welchem Zweck sie mittels Druckleitungen mit der Oberfläche des Flugkörpers in Verbindung stehen und wobei die Druckentnahmen (die Mündungen der Druckleitungen an der Oberfläche des Flugkörpers) in gleichen wohldefinierten Abständen von der Körperspitze angeordnet sind, wie auch untereinander

    ao in gleichen Abständen am Umfang des Flugkörpers verteilt sind.
13. 13. Flugkörper nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet. daß die Druckleitungen statische und/oder dynamische Drücke führen.
14. 14. Flugkörper nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Kontur des Flugkörpers so geformt ist, daß im zu stabilisierenden Geschwindigkeitsbereich in der Zone der Druckentnahmen an einander gegenüberliegenden Körperseiten bereits bei geringsten Ablagen der Körperachse gegen die Anblaserichtung relativ große Druckdifferenzen auftreten.
15. 15. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß einander diametral gegenüberliegende Membranen untereinander mit einer elastischen Kupplung verbunden sind, derart, daß beim Eintreten einer Steuerklappe in den Treibstrahl der gegenüberliegenden Steuerklappe eine gegensinnige Bewegung aufgezwungen wird.
16. 16. Flugkörper nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß jede Steuerklappe (14) an einem Ende eines mit seinem Mittelstück um eine Achse (16) drehbar gelagerten Hebels (15) befestigt ist, während das andere Ende dieses Hebels mit dem entsprechenden Ende eines diametral gegenüberliegenden Hebels über einen Ring (17) verbunden ist, der zur Vermeidung von Spiel vorgespannt ist.
17. 17. Flugkörper nach Anspruch 1 und 8, dadurch gekennzeichnet, daß durch eine Gewichtsvorbelastung des Stabilisierungssystems die Schubrichtung des Starttriebwerkes bei der Anstellung Null des Flugkörpers durch den Gesamtschwerpunkt geht, welcher durch die Zusatzmasse (11) etwas außerachsig verlagert ist.
18. 18. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungseinrichtung aus Manometerdosen (18) besteht, deren biegsame Innenflächen mit einem Steuerhebel (15) der' zugehörigen SteuerJdappe kraftschlüssig in Verbindung stehen, während die Außenflächen vom Gehäuse des Flugkörpers gebildet werden und mit wenigstens einer Druckentnahme- oder Druckausgleichsöffnung (1.9) versehen sind.
19. 19. Flugkörper nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß der rückwärtige Rand der Druckentnahmeöffnung schneidenförmig ausgebildet ist.
20. 20. Flugkörper nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß der hintere Rand der öffnung (19) gegenüber dem Profil des Flugkörpers radial nach außen oder nach innen versetzt ist.
21. 21. Flugkörper nach Anspruch 18, -dadurch gekennzeichnet, daß die verschiedenen Öffnungen zur Erhöhung ihrer Wirksamkeit durch Grenzschichtzäune voneinander getrennt sind.
22. 22. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerplatten (14) derart geformt sind, so daß die aus der Rückwirkung des Treibstrahles sich ergebende Querkomponente praktisch gleich Null ist.
23. 23. Flugkörper, insbesondere selbstangetriebenes panzerbrechendes Geschoß mit Hohlladung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß es, von vorn nach hinten gerechnet, besteht aus einem Gefechtskopf, in dem hinter einer Panzerspitze eine Hohlladung angeordnet ist, aus einem Flugtriebwerk, vorzugsweise vom Raketentyp mit Pulvertreibsatz, und schließlich aus Vorrichtungen, welche dem Flugkörper einen Auftrieb vermitteln und diesen Auftrieb entlang seiner Flugbahn aufrechterhalten, wodurch ein Schießen mit gestreckter Flugbahn ermöglicht wird.
24. 24. Flugkörper, insbesondere selbstangetriebenes panzerbrechendes Geschoß mit Hohlladung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß es, von vorn nach hinten gerechnet, besteht aus einem Gefechtskopf, in dem hinter einer Panzerspitze eine Hohlladung angeordnet ist, aus einem Flugtriebwerk, vorzugsweise vom Raketentyp mit Pulvertreibsatz, ferner aus einem Starttriebwerk, vorzugsweise ebenfalls eine Pulverrakete, und schließlich aus .Vorrichtungen, welche dem Flugkörper einen Auftrieb· vermitteln und diesen Auftrieb entlang seiner Flugbahn aufrechterhalten, sowie aus Vorrichtungen, mit welchen der Flugkörper während 115' der Beschleunigungsperiode stabilisiert wird, wodurch ein Schießen mit sehr gestreckter Flugbahn und eine sehr geringe Streuung ermöglicht wird, trotz kurzer Geschoßlänge und nur kalibergroßem Leitwerk. iao
25. 25. Flugkörper, insbesondere selbstangetriebenes panzerbrechendes Geschoß mit Hohlladung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sein rotationssymmetrisches Tragwerk durch jene Rotationsfläche gebildet ist, die durch die

    Drehung der Geschoßkontur um die Geschoßachse entsteht.
26. 26. Flugkörper nach Anspruch 25, dadurch gekennzeichnet, daß xlas Tragwerk zum Teil weitere Funktionen übernimmt, wie die Mitbildung der Brennkammerwandungen der Raketentriebwerke und die Mitbildung der Ladungsverkleidung bzw. der Panzerspitze.

    In Betracht gezogene Druckschriften: Deutsche Patentschriften Nr. 734601, 694533; österreichische Patentschrift Nr. 87 046.

    Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

    ©509 629/322 1.56 (709 532/31 5. 57)