DE1578089B1 - Gefechtskopf fuer einen raketengetriebenen Flugkoerper oder ein Geschoss zur Bekaempfung von gepanzerten Zielen - Google Patents

Description

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Die Erfindung bezieht sich auf einen Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper oder ein Geschoß zur Bekämpfung von gepanzerten Zielen, wobei der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn durch ein aerodynamisches Bremsmittel in eine im wesentlichen senkrechte Endflugbahn gezwungen und seine Vorwärtsgeschwindigkeit erheblich herabgesetzt wird.

Nach der deutschen Patentschrift 15 78 077 sind bei einem Flugkörper mit panzerbrechendem Gefechtskopf am Heck aerodynamische Bremsmittel vorgesehen, um die Bahn des Flugkörpers zu beeinflussen. Dabei werden nach Zurücklegen eines gewissen Flugbahnabschnitts in einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn die Bremsmittel in Form von Spreizklappen ausgefahren, wodurch die Geschwindigkeit des Flugkörpers verzögert, die Flugbahn zunächst stark gekrümmt und diese dann in einen im wesentlichen senkrechten abgebremsten Fall übergeht. Der Grund zu einer solchen Beeinflussung der Flugbahn liegt in der Tatsache, daß die Wirksamkeit panzerbrechender Geschosse nach der Art von Projektilen erzeugenden Hohlladungen in hohem Maße davon abhängt, daß der Flugkörper möglichst senkrecht auf dem Boden auftrifft, wobei mit Rücksicht auf die Auslösung des Zündmechanismus gewisse Grenzen bezüglich der Auftreffgeschwindigkeit nicht über- oder unterschritten werden dürfen.

Nach der französischen Patentschrift 9 33 558 ist es bekannt, daß ein Flugkörper, insbesondere zur Beförderung von Nachrichten, z. B. Briefpost, nach zurückgelegtem Flug ähnlich einem Tragschrauber auf einer im wesentlichen senkrechten Endbahn seinen Abstieg vollzieht. Hierzu werden vor Erreichen des Zielgebietes sonst seitlich am Geschoßkörper angelegte Flügel ausgespreizt, wodurch der Flugkörper verhältnismäßig langsam zur Erde schwebt. Eine solche Einrichtung hat den Nachteil, daß hierbei die Auftreffgeschwindigkeit des Flugkörpers auf dem Boden unter das für den eingangs genannten Zweck erforderliche Maß absinkt.

Eine andere bekannte Möglichkeit, die Flugbahn eines Geschosses zu verkürzen, besteht, wie die französische Patentschrift 4 96 913 zeigt, darin, die äußere Geschoßform so zu verändern, daß der Luftwiderstand erheblich vergrößert wird. Dadurch wird aber der konstruktive Aufbau des Geschosses kompliziert und teuer. Außerdem ist dabei nicht garantiert, daß das Geschoß in einer ganz bestimmten Lage auf dem Boden auftrifft.

Ferner zeigt die USA.-Patentschrift 30 88 403 einen Flugkörper zur Bekämpfung von Unterseebooten, der nach Zurücklegen einer bestimmten Strecke des aufsteigenden Astes seiner parabelförmigen Flugbahn durch Ausstoßen eines Fallschirmes am Heck abgebremst wird. Dadurch geht der Flugkörper in eine senkrechte Endflugbahn über. Hierbei soll die Fallgeschwindigkeit, um ein unbeschädigtes Eintauchen des Flugkörpers in das Wasser zu gewährleisten, erheblich reduziert werden; denn der Flugkörper soll sich im Wasser bis auf die Tauchtiefe des zu bekämpfenden Unterseebootes funktionsfähig weiterbewegen. Diese Möglichkeit der Beeinflussung der Flugbahn eines Flugkörpers erfordert durch die hohe Geschwindigkeit einen großen Bremsschirm, der seinerseits durch die dabei auftretenden extremen Belastungen in seiner Funktionsfähigkeit gefährdet ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die bisher bekannten Verfahren und Maßnahmen zur Abbremsung von Flugkörpern oder Geschossen zwecks Erzielung eines möglichst senkrechten Einfallwinkels mit einer noch ausreichenden Auftreffgeschwindigkeit zu verbessern.

Gelöst wird die Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn durch Ausbringen geeigneter Mittel an der Spitze des Gefechtskopfes vorübergehend destabilisiert wird, daß sich der Flugkörper bzw. das Geschoß durch Verminderung seiner Geschwindigkeit zum Übergang in die beabsichtigte, angenähert senkrechte Endflugbahn vorübergehend quer zur Flugbahn stellt, worauf der durch seine Leitmittel restabilisierte Gefechtskopf mit seiner Längsachse wieder in die Bahntangente der annähernd senkrechten Endflugbahn eingestellt ist.

Die Erfindung nutzt die bekannte physikalische Erscheinung aus (wie z. B. aus einem AIA Α-Bericht vom Januar 1969 zu entnehmen ist), daß ein durch irgendeine Maßnahme in eine quer zur Flugbahn gerichtete Lage gezwungener gestreckter (stabförmiger) Flugkörper bei gleichzeitiger Verminderung der Fluggeschwindigkeit seine Querlage, dabei sich selbststabilisierend, beibehält. Eine Einrichtung zur Erlangung des vorgeschlagenen

Verhaltens des Flugkörpers bzw. Geschosses während des Zielanfluges besteht erfindungsgemäß darin, daß die Flugkörper- bzw. Geschoßhaube in mehrere, als Bremsbzw. Destabilisierungsflächen dienende Spreizsegmente unterteilt ist, die im vorbestimmten Punkt der Flugbahn ausgefahren werden. Dadurch stellt sich der Flugkörper quer und verharrt so lange in dieser Querlage, dabei sich selbst stabilisierend, bis die annähernd senkrechte Abstiegsbahn erreicht ist, worauf die Spreizelemente wieder eingefahren werden. Sodann tritt wieder die stabilisierende Wirkung vorhandener Heckleitflächen in Erscheinung, die den Flugkörper wieder in die ursprüngliche Fluglage zwingt, in der seine Längsachse mit der Bahntangente zusammenfällt.

Eine weitere erfindungsgemäße Einrichtung ist gekennzeichnet durch einen im vorderen Ende des Flugkörpers bzw. Geschosses untergebrachten Bremsschirm, der im vorbestimmten Bahnpunkt durch Abwerfen einer Verkleidung entfaltet wird und an der Flugkörper- bzw. Geschoßspitze vorübergehend oder bis zum Ende der Flugbahn angreift. Dies bedeutet, daß der Bremsschirm entweder, nachdem der Flugkörper seine Querlage eingenommen hat, abgesprengt oder sonstwie beseitigt wird, so daß der Flugkörper durch Vorhandensein von Heckleitflossen wieder in seine ursprüngliche Lage mit seiner Längsachse in Richtung der Bahntangente zurückgezwungen wird, oder aber daß der Flugkörper durch Verbleib des Bremsschirmes um 180° umgedreht wird, so daß er mit seinem Heck voraus den senkrechten Abstieg zur Erde vollzieht.

Im Rahmen der Erfindung ist ein Flugkörper bzw. Geschoß angesprochen, bei dem die Auslösung der Sprengladung mittels eines am Geschoßheck angeordneten, den Zünder beim Auftreffen des Geschoßhecks auf dem Boden betätigenden Druckgliedes erfolgt, wobei der Abstand der Belegungselemente vom Geschoßheck dem Abstand der oberen Zielentfernung vom Erdbogen entspricht. Dieses erfindungsgemäße Merkmal hat einen weiteren Vorteil zur Folge, der bei Verwirklichung der beschriebenen zweiten Möglichkeit —, zweite Flugphase mit dem Heck des Flugkörpers voraus — dann in Erscheinung tritt, wenn der Flugkörper aus einem Gefechtskopf mit daran anschließendem Motorengehäuse, z. B. eines Raketenmotors, zusammengesetzt ist. Der Vorteil besteht darin, daß infolge der Baulänge des Motorengehäuses, z. B. des ausgebrannten Raketenmotors, das in dieser umgekehrten Fluglage den Boden zuerst berührt, der zur Erzielung der optimalen Wirkung des Geschosses beim Detonieren des Sprengsatzes erforderliche Bodenabstand eingehalten wird. Die Betätigung des Zünders erfolgt in diesem Falle durch einen Druckbolzen, der vom Zündmechanismus ausgehend und das Gehäuse des Raketenmotors in Längsrichtung durchsetzend, das Heck des Flugkörpers überragt und beim Aufprall des Geschosses zuerst Bodenberührung hat.

Die Erfindung ist an Hand zweier nachfolgend beschriebener Ausführungsbeispiele in der Zeichnung schematisch und im Prinzip dargestellt. Es zeigt

F i g. 1 eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Schießverfahrens,

F i g. 2 in einer Seitenansicht und teilweise im Schnitt ein Raketengeschoß mit ausfahrbaren Bremsflächen zur Ausübung des Verfahrens nach der Erfindung,

Fig.3 die Seitenansicht eines Raketengeschosses von anderer Bauart während der DeStabilisierung,

Fig.4 das Raketengeschoß gemäß Fig.3 in der Endflugphase.

Im Punkt A der Fig. 1 ist ein Flugkörper unter dem Winkel φ gestartet. Er soll das im Punkt fliegende Ziel erreichen. Die u. a. durch den Winkel 9 bestimmte Flugbahn verläuft in einer Parabel und würde bei B enden, wenn sie nicht in dem zuvor bestimmten Punkt C durch Destabilisierung des Flugkörpers unterbrochen würde. Für eine kurze Zeitspanne wird durch Bremsmittel die Flugkörperachse rechtwinklig zur Bahntangente gestellt und der Flugkörper verliert rapide an Höhe. Hat er den Punkt D erreicht, so wird die Reststabilisierung wirksam und die wenigen, an 90° Fallwinkel noch fehlenden Winkelgrade stellen sich nach erfolgter Stabilisierung ein, so daß der Aufschlag im Ziel E senkrecht zur Erdoberfläche erfolgt, der Winkel γ also 90° beträgt.

Das in Fig.2 dargestellte Raketengeschoß besteht im wesentlichen aus einem Gefechtskopf 2, dessen Geschoßhaube 1 in mehrere, als Brems- und Destabilisierungsflächen dienende, ausfahrbare Spreizsegmente la bis id unterteilt ist, ferner aus dem Raketenmotor 4 sowie den auf der Mantelfläche des Motors angeordneten Stabilisierungsflächen 5. Am Umfang des Gefechtskopfes 2 sind in einer die Sprengladung 3 umgebenden dünnen Hülle 2a in mehreren zur Geschoßachse rechtwinklig liegenden Anordnungsebenen — im Ausführungsbeispiel in fünf Ebenen — kegelige Belegungselemente 6 angeordnet.

Für jede Belegungsebene ist eine eigene Initiierungsstelle vorgesehen, von denen eine dargestellt und mit 7 bezeichnet ist. Alle Initiierungsstellen 7 werden über eine diese verbindende Zündleitung 8 simultan gezündet, sobald ein nicht näher gezeigter, jedoch an sich bekannter Aufschlagzünder im Gefechtskopf mittels eines an der Geschoßspitze ausfahrbaren Teleskopstabes 9 betätigt wird. Der Teleskopstab ist dabei auf eine solche Länge eingestellt, daß die Zündung der Sprengladung in der Höhe DH erfolgt.

Die Flugbahn A-B wird bei Verwendung des vorstehend beschriebenen Geschosses gemäß F i g. 2 bei Cdurch Ausfahren der Spreizsegmente la bis leider Geschoßhaube 1 infolge destabilisierten Quersteilens des Geschosses zur Bahntangente stark gekrümmt, so daß bereits ein Einfallwinkel von etwa 90 bis 10° erreicht ist. Im Punkt Dder Fig. 1 erfolgt der weitere Verfahrensschritt gemäß der Erfindung, nämlich die Reststabilisierung durch Wiedereinfahren der Spreizsegmente, d. h. durch Wiederherstellung der aerodynamisch geformten Gefechtskopfhaube 1. Die Stabilisierungsleitwerksflügel 5 bewirken, daß sich das Geschoß wieder ausrichtet und den letzten Abschnitt seiner Flugbahn mit senkrecht zum Boden ausgerichteter Achse durcheilt, bis es durch die Bodenberührung des Teleskopstabes gezündet wird und in der Optimalhöhe detoniert.

In den Fig.3 und 4 ist ein Raketengeschoß dargestellt, welches durch Ausfahren des Bremsschirmes 10 sowohl destabilisiert als auch restabilisiert wird.

Beim Start des Geschosses, dessen Aufbau im übrigen demjenigen des in Fig.2 dargestellten bis auf die Anordnung des Bremsschirmes an Stelle der Spreizsegmente la bis id sehr ähnelt, wird die Geschoßhaube 1 durch die Verkleidung 11 und 12 aus Blechen gebildet. Bei Erreichen des Punktes C der Flugbahn wird die Verkleidung 11 und 12 abgeworfen und der an dem darunter befindlichen Verankerungsstab 14 mittels einer Leine befestigte, zusammengelegte Schirm 10 entfaltet sich. Er bewirkt zunächst eine starke Verminderung der Horizontalgeschwindigkeit des Geschosses und wendet

dieses, da er an der Geschoßspitze angreift, in Richtung Pfeil ti soweit um, daß die Geschoßachse, die bisher in der Bahntangente lag, senkrecht zu dieser Richtung steht. Nach dieser DeStabilisierung wird die Flugbahn des Geschosses stark gekrümmt und verläuft etwa in Richtung des Pfeiles i. Die sofort einsetzende Restabilisierung erfolgt in der Weise, daß das Geschoß, mit dem Heck voraus an dem Schirm hängend, mit wachsender Geschwindigkeit zu Boden sinkt. Die Geschoßachse stellt sich hierbei erneut gleichachsig zur Bahntangente ein und es trifft senkrecht zum Erdboden bei E auf. wobei durch Eindrücken des am Geschoßheck befindlichen Druckgliedes 13 die Zündung ausgelöst wird und die Sprengladung in der optimalen Bodenentfernung D/Zdetoniert.

Versuche haben gezeigt, daß der Flugkörper nach einigen Sekunden der Brems- und Destabilisierungsphase erneut stabilisiert wird, um dann, praktisch senkrecht, zu Boden zu fallen. Bei der Dimensionierung des Fallschirmes war darauf zu achten, daß der Flugkörper

ίο nur in geringe Kreispendelung überging, d. h., daß die Kreispendelung gedämpft werden mußte.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Gefechtskopf für einen raketengetriebenen Flugkörper oder ein Geschoß zur Bekämpfung von gepanzerten Zielen, wobei der Flugkörper bzw. das Geschoß in einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn durch ein aerodynamisches Bremsmitte] in eine im wesentlichen senkrechte Endflugbahn gezwungen und seine Vorwärtsgeschwindigkeit erheblich herabgesetzt wird, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper bzw. das Geschoß im vorbestimmten Punkt (C) der Flugbahn durch Ausbringen geeigneter Mittel an der Spitze des Gefechtskopfes vorübergehend destabilisiert wird, daß sich der Flugkörper bzw. das Geschoß durch Verminderung seiner Geschwindigkeit und zum Übergang in die beabsichtigte, angenähert senkrechte Endflugbahn vorübergehend quer zur Flugbahn stellt, worauf der durch seine Leitmittel restabilisierte Gefechtskopf (im Bahnpunkt D) mit seiner Längsachse wieder in die Bahntangente der annähernd senkrechten Endflugbahn eingestellt ist.

2. Gefechtskopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugkörper- bzw. Geschoßhaube (1) in mehrere, als Brems- bzw. Destabilisierungsflächen dienende Spreizsegmente (la bis \d) unterteilt ist, die im vorbestimmten Punkt C ausgespreizt werden.

3. Gefechtskopf nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen im vorderen Ende des Flugkörpers bzw. Geschosses untergebrachten Bremsschirm (10), der im vorbestimmtsn Bahnpunkt (C) durch Abwerfen einer Verkleidung (11,12) entfaltet wird und an der Flugkörper- bzw. Geschoßspitze vorübergehend oder bis zum Ende der Flugbahn angreift.

4. Gefechtskopf nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Auslösung der Sprengladung mittels eines am Flugkörper- bzw. Geschoßheck angeordneten, den Zünder beim Auftreffen des Hecks auf dem Boden betätigenden Druckglieds (13) erfolgt.