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Fusée pour missile L'invention a pour objet une fusée pour missile, comprenant une première charge explosive, un support dans lequel est montée ladite première charge explosive, ledit support se trouvant normalement dans une première position dans laquelle ladite première charge explosive est isolée d'un magasin d'explosif du missile, des moyens pour amener ledit support dans une seconde position dans laquelle ladite première charge explosive allumera ledit magasin d'explosif lorsque ladite première charge explosive sera elle-même allumée, une première goupille pour empêcher un déplacement dudit support vers ladite seconde position jusqu'après que le missile ait été lancé, une pièce sensible à l'inertie,
une seconde charge explosive qui est allumée par ladite pièce sensible à l'inertie lorsque cette pièce est déplacée par l'accélération provoquée par le lancement du missile, et une troisième charge explosive allumée par ladite seconde charge explosive, cette troisième charge explosive allumant ladite première charge explosive après un délai déterminé d'avance si ledit support se trouve dans sa seconde position.
Suivant l'invention, cette fusée est caractérisée par une goupille d'armement, qui est maintenue dans une première position lorsque la fusée est stockée, dans laquelle première position ladite goupille d'armement empêche un déplacement de ladite pièce sensible à l'inertie même si cette pièce est soumise à une accélération égale à celle provoquée par le lancement du missile, ladite goupille d'armement étant déplacée vers une seconde position lorsque ladite fusée est placée dans les moyens de lancement du missile, dans laquelle seconde position ladite goupille d'armement permet un déplacement de la pièce sensible à l'inertie lorsque cette pièce est soumise à l'accélération provoquée par le lancement du missile,
ladite goupille d'armement engageant la première goupille tant dans sa première que dans sa seconde position pour empêcher le déplacement dudit support vers sa seconde position, et ladite goupille d'armement étant déplacée vers une troisième position lorsque la fusée quitte les moyens de lancement du missile, dans laquelle troisième position la goupille d'armement libère la première goupille de sorte que ledit support est dégagé et se déplace vers sa seconde position.
Une forme d'exécution de la fusée pour missile conforme à la présente invention va maintenant être décrite, à titre d'exemple, en se référant aux dessins annexés dans lesquels La fig. 1 est une coupe schématique d'une partie d'une fusée, dans laquelle les pièces ne sont pas représentées dans leur position réelle, mais dont le but est d'aider à comprendre le fonctionnement de la fusée.
Les fig. 2A, B, C et D sont des coupes de détails montrant la disposition des goupilles d'armement et d'auto-destruction.
La fig. 2A correspond à la fusée en condition de stockage, la fig. 2B à la fusée en condition chargée, la fig. 2C à la fusée armée et la fusée 2D à la fusée en condition de sécurité.
La fig. 3 est une coupe de la fusée représentant les pièces dans leur position réelle.
La fig. 4 est une coupe suivant la ligne IV-IV de la fig. 3.
La fig. 5 est une coupe transversale suivant la ligne V-V de la fig. 4.
En se référant d'abord à la fig. 1, la fusée représentée est prévue pour l'allumage d'un détonateur 10 désigné sous le nom de détonateur final intervenant après l'impact du missile portant la fusée, avec le
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but. Le détonateur final 10 provoque à son tour l'allumage d'un magasin d'explosif 11 du missile.
Le mécanisme de la fusée sensible à l'impact est constitué par un percurteur à bille et cône. Le cône 12 comporte une tige de percurteur 12a venue d'une seule pièce avec lui, et son rebord repose normalement sur une des faces d'un disque magnétique 13 dont l'attraction le maintient dans cette position. Une bille 14 est prisonnière dans l'espace compris entre le cône et le disque magnétique 13. La polarisation de ce disque se partage suivant un diamètre. Lorsque la fusée est soumise à une décélération prédéterminée, au moment de l'impact, l'inertie de la bille 14 surmonte l'attraction magnétique et le cône 12 se sépare du disque magnétique 13.
La tige 12a du percurteur percute un second détonateur 15, désigné sous le nom de détonateur d'impact, et provoque son allumage. La tige 12a du percurteur est montée avec son axe parallèle à la direction normale de déplacement du missile, mais le mécanisme sensible à l'impact 12-14 fonctionne pour une décélération prédéterminée minimum se produisant dans toute direction comprise à l'intérieur d'un angle solide très vaste, par exemple 110o de part et d'autre de l'axe longitudinal de la tige du percuteur. La combustion du détonateur d'impact 15 se propage par un canal 16 et provoque l'allumage du détonateur final 10, et par suite celui du magasin 11.
La durée du déplacement de la tige 12a du percuteur introduit le retard désirable entre l'impact et l'explosion.
Pour que la fusée soit désarmée avant la mise à feu, les détonateurs d'impact et final 15, 10 sont montés l'un et l'autre dans un obturateur rotatif 17, dont la position angulaire normale est telle que le détonateur 15 ne se trouve pas en face de la tige du percuteur 12a. Dans cette position de sécurité de l'obturateur 17, une saillie portée par celui-ci empêche la tige de percuteur 12a de s'éloigner du disque magnétique 13. Une goupille d'armement 18 verrouillant une goupille 19 portée par l'obturateur 17 (fig. 2) empêche ce dernier de tourner.
Avant l'introduction du missile équipé avec sa fusée dans le tube de lancement, la goupille d'armement 18 verrouille également une goupille d'auto-destruction 20 maintenue en position haute par un ressort à boudin 21. Après introduction du missile dans le tube de dimensions correctes (fig. 2B), la goupille d'auto-des- truction 20 est déplacée vers le bas (fig. 1), du fait de son inertie, lors du lancement du missile en comprimant le ressort à boudin 21 et dans ce mouvement provoque l'allumage d'un troisième détonateur 22 (fig. 1) désigné sous le nom de détonateur d'autodestruction.
Ce dernier détonateur provoque l'allumage d'un quatrième détonateur à retardement 23 qui, après combustion pendant un temps prédéterminé, provoque l'allumage du détonateur d'impact 15 (qui par suite de la rotation de l'obturateur se trouve maintenant en position armée) dans le cas où celui-ci n'aurait pas déjà été allumé par la tige du percuteur 12a. La fonction du détonateur à retardement 23 est d'assurer la destruction du missile dans un délai prédéterminé après la mise à feu, dans le cas où il n'aurait pas explosé par impact sur le but.
L'une des extrémités de la goupille d'armement 18 est sollicitée vers l'extérieur du corps de la fusée par un ressort 24, mais avant le montage de la fusée sur le missile, la goupille d'armement est maintenue en position rétractée par un capot de sûreté 25 (fig. 1 et 2A) s'ajustant sur l'une des extrémités de la fusée. Dans la position rétractée de la goupille d'armement 18, la goupille d'auto-destruction 20 s'engage dans une partie terminale étroite d'une rainure 18a ménagée dans la goupille d'armement 18 et se trouve ainsi empêchée d'être déplacée vers le bas en position de mise à feu.
Ainsi, la goupille d'auto-des- truction 20 ne peut être amenée en position de mise à feu par suite d'une fausse manoeuvre de la fusée. Si le capot de sûreté est enlevé, la fusée se trouvant en dehors du tube de lancement (fig. 2D), la goupille d'armement 18 se déplace vers l'extérieur, la goupille 20 restant engagée dans une partie étroite existant à l'autre extrémité de la rainure 18a, et par conséquent étant empêchée de venir en position de mise à feu.
Par contre lorsque le missile équipé de sa fusée est placé dans le tube de lancement 26 et que le capot de sûreté 25 est enlevé (fig. 2B), la goupille d'armement 18 est maintenue dans une position intermédiaire et la goupille d'auto-destruction 20 se trouve en regard d'une partie élargie de la rainure 18a située entre les deux extrémités étroites de celle-ci ; elle peut alors passer librement dans cette partie élargie de la rainure 18a, lorsqu'elle se trouve déplacée vers le bas en raison de l'accélération provoquée par le lancement du missile.
Une bille 28 est placée à l'extrémité de la goupille d'armement 18 en vue de réduire le frottement entre le tube de lancement et l'extrémité de la goupille d'armement 18 lors du lancement du missile.
Ainsi, le lancement du missile provoque le déplacement vers le bas de la goupille d'auto-destruction 20 et l'allumage du détonateur d'auto-destruction 22. Lorsque la fusée a quitté le tube de lancement 26, la goupille d'armement 18 est repoussée vers l'extérieur par son ressort 24 (fig. 2C) et la goupille 19 de l'obturateur peut venir se loger dans une rainure 18b de la goupille d'armement 18 qui se trouve maintenant en face d'elle. L'obturateur 17 peut alors tourner autour de l'axe 17a sous l'effet d'un ressort de torsion 27, jusqu'à ce que le détonateur d'impact 15 et le détonateur final 10 se trouvent en position d'armement comme représenté à la fig. 1.
Le temps nécessaire à la rotation de l'obturateur 17 introduit le retard désiré entre le lancement du missile et son armement.
L'impact du missile sur le but produit l'allumage du détonateur d'impact 15 par action de la tige du percuteur 12a, et, par suite, l'allumage du détonateur final 10 provoquant l'allumage du magasin 11. Si le
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percuteur 12a ne fonctionnait pas, soit parce que le missile n'a pas atteint son but, soit par suite d'un mauvais fonctionnement, le détonateur à retardement 23 provoquerait, après écoulement d'un délai prédéterminé, l'allumage du détonateur d'impact 15 puis du détonateur final 10 qui fuse par un fin canal ménagé dans une paroi du corps de la fusée pour allumer le magasin 11.
L'obturateur 17 sera de préférence équilibré de telle sorte que les effets d'inertie ne gênent pas l'action du ressort de torsion 27 pour amener l'obturateur 17 dans la position d'armement. Des moyens peuvent être prévus pour verrouiller l'obturateur dans sa position d'armement après y avoir été amené par le ressort de torsion.
Un moyen qui n'est pas représenté ici, qui peut être constitué par exemple par une lame de ressort, est prévu pour maintenir la goupille d'auto-destruc- tion 20 dans la position qu'elle occupe lorsqu'elle a été déplacée vers le bas, de façon que cette goupille 20 ne s'oppose pas à la rotation de l'obturateur 17.
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Rocket for missile The subject of the invention is a rocket for missiles, comprising a first explosive charge, a support in which said first explosive charge is mounted, said support being normally in a first position in which said first explosive charge is isolated from a missile explosive magazine, means for bringing said holder to a second position in which said first explosive charge will ignite said explosive magazine when said first explosive charge is itself ignited, a first pin for preventing displacement of said holder towards said second position until after the missile has been launched, a piece sensitive to inertia,
a second explosive charge which is ignited by said piece sensitive to inertia when this piece is moved by the acceleration caused by the launching of the missile, and a third explosive charge ignited by said second explosive charge, this third explosive charge igniting said first explosive charge after a predetermined period if said support is in its second position.
According to the invention, this fuze is characterized by a cocking pin, which is maintained in a first position when the rocket is stored, in which first position said cocking pin prevents a displacement of said piece sensitive to the same inertia. if this part is subjected to an acceleration equal to that caused by the launching of the missile, said cocking pin being moved to a second position when said rocket is placed in the means for launching the missile, in which second position said pin of armament allows movement of the piece sensitive to inertia when this piece is subjected to the acceleration caused by the launch of the missile,
said cocking pin engaging the first pin both in its first and in its second position to prevent movement of said support to its second position, and said cocking pin being moved to a third position when the rocket leaves the launch means of the missile, in which the third position the cocking pin releases the first pin so that said support is released and moves to its second position.
An embodiment of the rocket for a missile according to the present invention will now be described, by way of example, with reference to the accompanying drawings in which FIG. 1 is a schematic sectional view of part of a rocket, in which the parts are not shown in their actual position, but the purpose of which is to help understand the operation of the rocket.
Figs. 2A, B, C and D are detail sections showing the arrangement of the cocking and self-destruct pins.
Fig. 2A corresponds to the rocket in storage condition, FIG. 2B with the rocket in loaded condition, FIG. 2C to the armed rocket and the 2D rocket to the safe condition rocket.
Fig. 3 is a section of the rocket showing the parts in their real position.
Fig. 4 is a section taken along line IV-IV of FIG. 3.
Fig. 5 is a cross section taken along the line V-V of FIG. 4.
Referring first to FIG. 1, the rocket shown is intended for the ignition of a detonator 10 referred to as the final detonator occurring after the impact of the missile carrying the rocket, with the
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goal. The final detonator 10 in turn causes the ignition of an explosive magazine 11 of the missile.
The mechanism of the impact sensitive rocket consists of a ball and cone striker. The cone 12 comprises a piercing rod 12a which is integral with it, and its rim normally rests on one of the faces of a magnetic disc 13, the attraction of which maintains it in this position. A ball 14 is trapped in the space between the cone and the magnetic disk 13. The polarization of this disk is divided according to a diameter. When the rocket is subjected to a predetermined deceleration, at the moment of impact, the inertia of the ball 14 overcomes the magnetic attraction and the cone 12 separates from the magnetic disk 13.
The rod 12a of the striker strikes a second detonator 15, referred to as the impact detonator, and causes it to ignite. The striker rod 12a is mounted with its axis parallel to the normal direction of missile travel, but the impact sensitive mechanism 12-14 operates for a minimum predetermined deceleration occurring in any direction within a range. very wide solid angle, for example 110o on either side of the longitudinal axis of the firing pin. The combustion of the impact detonator 15 propagates through a channel 16 and causes the ignition of the final detonator 10, and consequently that of the magazine 11.
The duration of the displacement of the rod 12a of the striker introduces the desirable delay between impact and explosion.
In order for the rocket to be disarmed before firing, the impact and final detonators 15, 10 are both mounted in a rotary shutter 17, the normal angular position of which is such that the detonator 15 does not come off. not in front of the firing pin 12a. In this safety position of the shutter 17, a projection carried by the latter prevents the striker rod 12a from moving away from the magnetic disk 13. A cocking pin 18 locking a pin 19 carried by the shutter 17 ( fig. 2) prevents the latter from rotating.
Before the introduction of the missile equipped with its rocket in the launch tube, the cocking pin 18 also locks a self-destruction pin 20 held in the upper position by a coil spring 21. After introduction of the missile into the tube of correct dimensions (fig. 2B), the self-destructing pin 20 is moved downwards (fig. 1), due to its inertia, during the launch of the missile by compressing the coil spring 21 and in this movement causes the ignition of a third detonator 22 (FIG. 1) referred to as the self-destruction detonator.
This last detonator causes the ignition of a fourth delayed detonator 23 which, after combustion for a predetermined time, causes the ignition of the impact detonator 15 (which, as a result of the rotation of the shutter is now in position armed) if it has not already been ignited by the firing pin 12a. The function of the delayed detonator 23 is to ensure the destruction of the missile within a predetermined time after firing, in the event that it has not exploded by impact on the target.
One end of the cocking pin 18 is biased towards the outside of the rocket body by a spring 24, but before mounting the rocket on the missile, the cocking pin is kept in the retracted position by a safety cover 25 (FIGS. 1 and 2A) fitting onto one of the ends of the rocket. In the retracted position of the cocking pin 18, the self-destructing pin 20 engages a narrow end portion of a groove 18a in the cocking pin 18 and is thus prevented from being moved. down to the firing position.
Thus, the self-destructing pin 20 cannot be brought into the firing position as a result of incorrect operation of the rocket. If the safety cover is removed, with the rocket outside the launch tube (fig. 2D), the cocking pin 18 moves outwards, the pin 20 remaining engaged in a narrow part existing at the other end of the groove 18a, and therefore being prevented from coming into the firing position.
On the other hand, when the missile equipped with its rocket is placed in the launch tube 26 and the safety cover 25 is removed (fig. 2B), the cocking pin 18 is maintained in an intermediate position and the auto pin. -destruction 20 is located opposite a widened part of the groove 18a located between the two narrow ends thereof; it can then pass freely in this widened part of the groove 18a, when it is moved downwards due to the acceleration caused by the launch of the missile.
A ball 28 is placed at the end of the cocking pin 18 in order to reduce the friction between the launch tube and the end of the cocking pin 18 during the launch of the missile.
Thus, the launch of the missile causes the downward displacement of the self-destruct pin 20 and the ignition of the self-destruct detonator 22. When the rocket has left the launch tube 26, the cocking pin 18 is pushed outwards by its spring 24 (FIG. 2C) and the pin 19 of the shutter can be lodged in a groove 18b of the cocking pin 18 which is now located in front of it. The shutter 17 can then rotate around the axis 17a under the effect of a torsion spring 27, until the impact detonator 15 and the final detonator 10 are in the cocking position as shown. in fig. 1.
The time required for the rotation of the shutter 17 introduces the desired delay between the launch of the missile and its arming.
The impact of the missile on the target produces the ignition of the impact detonator 15 by the action of the firing pin 12a, and, consequently, the ignition of the final detonator 10 causing the ignition of the magazine 11. If the
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striker 12a was not functioning, either because the missile did not reach its target, or as a result of a malfunction, the delay detonator 23 would cause, after the expiration of a predetermined time, the ignition of the detonator of impact 15 then of the final detonator 10 which bursts through a fine channel formed in a wall of the body of the rocket to ignite the magazine 11.
The shutter 17 will preferably be balanced so that the effects of inertia do not interfere with the action of the torsion spring 27 to bring the shutter 17 into the cocking position. Means may be provided for locking the shutter in its cocking position after having been brought there by the torsion spring.
A means not shown here, which may be for example a leaf spring, is provided to maintain the self-destruct pin 20 in the position it occupies when it has been moved to. the bottom, so that this pin 20 does not oppose the rotation of the shutter 17.