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PATENTANSPRÜCHE
1. Gefechtskopf an einem Raketengeschoss für eine rückstossfreie Flugkörperanlage, die ein Rohr mit einer Kammer zur Aufnahme einer stationären Treibladung aufweist und wobei das mit einem Leitwerk versehene, nicht gelenkte Raketengeschoss zwecks Erhaltung der Anfangsgeschwindigkeit und Ausschaltung des Einflusses des Seitenwindes mit einer Treibladung versehen ist, deren Schubkraft etwa dem Luftwiderstand des mit der Anfangsgeschwindigkeit fliegenden Geschosses entspricht, dadurch gekennzeichnet, dass der Gefechtskopf (6) eine Anzahl pfeilförmige, einen Stabilisator (17) aufweisende Nadeln (16) oder Stäbe enthält, die in einer in Längsrichtung durch Bodenplatten (19a- 19h) in Kammern (20a-20h) unterteilten Büchse (15) um ein Zentralrohr (21) gebündelt sind,
wobei das Zentralrohr (21) bei den Kammern (20a-20h) Gasaustrittsöffnungen (22) aufweist und mit einen Treibsatz (27) verbunden ist.
2. Gefechtskopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Zentralrohr (21) in seinem Innern einen an der obersten Bodenplatte (19h) mit einer Schraube (33) mit Sollbruchstelle befestigten Kolben (29) aufweist, der mit einer Stange (30) mit dem Büchsenboden (31) verbunden ist.
3. Gefechtskopf nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Kolben Gasdurchlässe (32) aufweist.
4. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass dessen oberste Kammer (20h) eine Treibladung (28) enthält.
5. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Treibsatz (27) einen Zeitzünder (23) aufweist, der über eine Leitung (24) mit einer am hinteren Ende des Geschosses (4) sich befindlichen Einstelleinrichtung (25) zum Einstellen des Zerlegungszeitpunktes verbunden ist.
6. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Wandstärke der Büchse (15) nach oben hin abnimmt und dass die Bodenplatten (19a19h) in der Büchsenwand eingelassen sind.
7. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Kammern zusätzliche kleine Treibsätze enthalten.
8. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Büchse durch Treibspiegelsegmente (34) zusammengehalten wird, die sich über Abstützringe (38, 39, 40) mit Auflageflächen (41,42,43) am Abschussrohr (1) abstützen.
9. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass aussen an der Büchse ein entfernbarer und längsgeteilter Schubübertragungsring (36) angeordnet ist, der aussen konische Stufen (37) und innen Rillen oder andere Rauhigkeiten aufweist.
10. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass die Nadeln (16) einen Durchmesser von 0,5-2,5 mm und eine Länge von 20-100 mm haben.
11. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Stabilisator als Leitwerk mit Flügel (18) oder als Widerstandsfläche (44) mit verdicktem Querschnitt am Ende ausgebildet ist und aus Leichtmetall oder Kunststoff besteht.
12. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass die Nadeln oder Stäbe beim Stabilisator (17) eine Bohrung (45) mit einem darin angeordneten Brandsatz (46) und einer Sprengpille (47) oder Sprengsatz aufweisen.
13. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Nadeln oder Stäbe aus Wolfram oder Stahl bestehen.
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf einen Gefechtskopf an einem Raketengeschoss für eine rückstossfreie Flugkörperanlage, die ein Rohr mit einer Kammer zur Aufnahme einer stationären Treibladung aufweist, und wobei das mit einem Leitwerk versehene, nicht gelenktes Raketengeschoss zwecks Erhaltung der Anfangsgeschwindigkeit und Ausschaltung des Einflusses des Seitenwindes mit einer Treibladung versehen ist, deren Schubkraft etwa dem Luftwiderstand des mit der Anfangsgeschwindigkeit fliegenden Geschosses entspricht. Eine solche Flugkörperanlage ist in der EP-OS 0 056 789 beschrieben, wobei die Geschosse eine hohe Anfangsgeschwindigkeit aufweisen, die sie bis in Zielnähe beibehalten. In dieser Offenlegungsschrift ist der Gefechtskopf nicht näher beschrieben und nur summarisch erwähnt.
Solche Flugkörperanlagen werden einerseits gegen fliegende Objekte wie Flugzeuge und Helikopter und andererseits auf Bodenflächenziele, beispielsweise Raketenbasen eingesetzt. Bekannt ist die Bekämpfung mit Granaten, die das Zielobjekt direkt treffen sollen. Kleine Kaliber haben keinen Aufschlagszünder, werden aber in sehr grossen Mengen eingesetzt. Mittlere bis grosse Kaliber haben einen Aufschlagszünder oder einen Zeitzünder für die Zerlegung des Geschosses, der vor dem Abschuss eingestellt wird, damit die Zerlegung des Geschosses in der Nähe des Zielobjektes erfolgt. Sehr oft werden auch Annäherungszünder eingesetzt, welche die Granate dann zur Detonation bringen, wenn sie dem Zielobjekt am nächsten ist. Die Splitterwirkung bewirkt dann eine Beschädigung des Zielobjektes auch dann, wenn kein direkter Treffer erzielt wird.
Durch die bizarre Form der Splitter ist deren Luftwiderstand hoch und ihre Geschwindigkeit nimmt sehr rasch ab. Die Splitter verlieren deshalb ihre Wirksamkeit schon nach einigen Metern. Es wurden auch schon Versuche unternommen, Schrotkügelchen aus Wolfram zu verwenden, da diese Kugelform einen geringeren Luftwiderstand aufweist und wegen des hohen spezifischen Gewichtes eine grössere Querschnittsbelastung aufweist. Der Wirkungsbereich ist grösser als bei oben erwähnten Splittern, er hat aber birnenförmige Gestalt und wirkt unter Umständen nur auf ein Teilbereich des Zielobjektes, bzw. überhaupt nicht.
Es sind auch sogenannte Penetratoren bekannt, d.h. zugespitzte Wolframstäbe mit Leitwerken, die hauptsächlich zur Panzerbekämpfung eingesetzt werden, wobei die Penetratoren einzeln abgeschossen werden.
Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung einen Gefechtskopf anzugeben, der eine hohe Wirksamkeit sowohl gegen fliegende Objekte als auch gegen verschiedene Bodenflächenziele aufweist. Diese Aufgabe wird mit einem in den Ansprüchen beschriebenen Gefechtskopf gelöst.
Die Erfindung wird nun anhand einer Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert werden.
Figur 1 zeigt im Längsschnitt das Abschussrohr mit dem Raketengeschoss einer rückstossfreien Flugkörperanlage,
Figur 2 zeigt einen Schnitt gemäss der Linie II-II,
Figur 3 zeigt, in einem vergrösserten Massstab, einen Längsschnitt durch den Gefechtskopf des Raketengeschosses,
Figur 4 zeigt einen Schnitt gemäss der Linie IV-IV von Figur 3,
Figur 5 zeigt, im weiter vergrösserten Massstab, eine pfeilförmige Wolframnadel,
Figur 6 zeigt einen Schnitt gemäss VI-VI der Figur 5,
Figur 7 zeigt eine Ausführungsvariante der Nadel gemäss Figur 5,
Figur 8 zeigt die Nadel gemäss Figur 7 Sprengung seines Leitwerks, und
Figur 9 zeigt eine weitere Ausführungsvariante einer Nadel.
In Figur 1 erkennt man das Abschussrohr 1 mit der stationären Brennkammer 2, die der Aufnahme einer Treibladung 3 dient, das Raketengeschoss 4 mit dem Marschtriebwerk 5, das der Erhaltung der Anfangsgeschwindigkeit und der Ausschaltung des Einflusses des Seitenwindes dient sowie den Gefechtskopf 6. Das Raketengeschoss wird, wie es in der eingangs erwähnten europäischen Offenlegungsschrift bezüglich Figur 8 ausführlich beschrieben wurde, von hinten über einen weg- oder abklappbaren, bei 7 angedeuteten Düsenboden eingeführt und weist eine Kartuschenhülse 8, zweckmässigerweise aus einem brennbaren Material, mit der stationären Treibladung 3 auf. Die Hülsenwand 9 der Kartusche kann zylindrisch oder konisch ausgebildet sein, um sie besser einführen und herausziehen zu können. An der Hülse schliesst sich hinten eine Austrittsdüse 10 an.
Das innere der stationären Brennkammer 2 ist zylindrisch oder konisch ausgebildet. Die stationäre Treibladung besteht aus Pulverstangen oder Plättchen und ist zwischen der Hülsenwand 9 und der inneren Kartuschenwand 11 angeordnet, wobei in der inneren Kartuschenwand Öffnungen angebracht sind, die nicht radial verlaufen, um durch Einwirkung der Brenngase auf das Leitwerk 12 des Raketengeschosses diesem von Anfang an eine zusätzliche Drehung zu erteilen, die aber auch durch Züge im Rohr erreicht werden kann. Am Geschossboden ist eine Zündkapsel 13 mit einer Schwarzpulverladung 14 angeordnet. Das Marschtriebwerk enthält eine aus Stangen mit für den Abbrand zweckmässigem Profil oder aus einem gegossenen Treibstoff mit entsprechendem Profil bestehende Stabilisierungstreibladung 5 und eine Düse.
Die Schussabgabe erfolgt über die Zündkapsel 13, die die Schwarzpulverladung 14 zündet, wodurch sowohl die stationäre Treibladung 3 als auch die Stabilisierungstreibladung 5 des Marschtriebwerkes gezündet werden. Dabei erteilt im wesentlichen die stationäre Treibladung der Rakete die Anfangsgeschwindigkeit, während die Treibladung des Raketengeschosses der Aufrechterhaltung der Anfangsgeschwindigkeit, d.h. der Überwindung des Luftwiderstandes dient, wodurch das Raketengeschoss Seitenwind unempfindlich wird. Die Stabilisierung und ein Ausgleich von Asymmetrien wird zudem durch die Drehung des Geschosses verbessert.
In Figur 3 ist ein Schnitt durch den Gefechtskopf 6 dargestellt. Man erkennt noch einen Teil der stationären Treibladung 3 sowie das obere Ende des Marschtriebwerkes 5. Der Gefechtskopf 6 weist eine Büchse 15 auf, deren Wandstärke von hinten zur Geschossspitze hin abnimmt. Dies deshalb, weil beim Abschuss auf den hinteren Teil des Geschosses ein weitaus grösserer Druck ausgeübt wird, als vorne auf die Spitze. Dies ist bedingt durch die Ladung des Gefechtskopfes, die in vorliegendem Fall aus einer Vielzahl von Wolframstäbchen oder Nadeln 16 besteht.
Die Nadeln gemäss den Figuren 5 und 6 weisen einen Durchmesser von 0,5 bis 2,5 mm und eine Länge von 20 bis 60 mm auf und bestehen beispielsweise aus Wolfram, wodurch sie ein Gewicht von 0,1 bis 2,5 g aufweisen. Diese Nadeln sind vorne zugespitzt und weisen hinten einen Stabilisator 17, beispielsweise in Form eines Leitwerks mit Flügeln 18 auf. Statt eines Leitwerks kann der Stabilisator der Nadel gemäss Figur 9 auch eine aerodynamische Widerstandsfläche 44, das heisst eine Verdickung des Querschnitts, aufweisen. Dieser Stabilisator kann aus einem leichteren Material, beispielsweise Aluminium oder Kunststoff gefertigt sein. Dadurch ergibt sich eine günstige Schwerpunktlage auch im Überschallbereich und gewährleistet einen stabilen Flug.
Um zu verhindern, dass Nadeln, die das Zielobjekt nicht getroffen haben, eigene Stellungen gefährden ist es vorteilhaft, sie nach dem Zieldurchgang abzubremsen. Dazu weist das hintere Ende der Nadel eine Bohrung 45 mit einem Brandsatz 46 auf, der bei der Zündung der Treibladung 27 angefeuert wird und nach einigen Sekunden eine Sprengpille 47 oder einen kleinen Sprengsatz zündet. Dadurch wird der Stabilisator stark aufgeweitet und/oder durch angebrachte Einkerbungen oder dergleichen weit aufgerissen und wirkt als Bremsschirm und die Fluggeschwindigkeit wird auf ein ungefährliches Mass herabgesetzt und die Reichweite der Nadeln stark verkürzt.
Im schematisch dargestellten Beispiel von Figur 3 kann der Gefechtskopf je nach Kaliber Tausende bis Zehntausende solcher Nadeln aufnehmen. Um diese Nadeln zu bündeln und den grossen Druck, den sie beim Abschuss auf den Boden ausüben, aufzufangen, ist es notwendig, die Büchse zu unterteilen. Die Büchse enthält beispielsweise acht Bodenplatten 19a bis 19h, die in Auflageringe der Büchse aufliegen.
Sie weisen eine solche Dicke auf, dass sie die Beschleunigung der auf ihnen lastenden Nadeln beim Abschuss aushalten, wobei die oberste Bodenplatte, 19h, dünner sein kann als die übrigen, da sich in der Spitze weniger Nadeln befinden. Die Nadeln sind in den so entstandenen Kammern 20a bis 20h gebündelt, wobei die Kammern zwecks besserer Stabilisierung in sechs Segmente unterteilt sind, wie aus Figur 4 hervorgeht. In der Mitte der Büchse und durch die Bodenplatten durchgehend ist ein Zentralrohr 21 mit Gasaustrittsöffnungen 22 angeordnet. Der untere Teil der Büchse enthält einen Zeitzünder 23, der, siehe Figur 1, über eine Leitung 24 mit einer Einstellvorrichtung 25 am Ende des Raketengeschosses verbunden ist und eingestellt werden kann, eine Beiladung 26 und einen Treibsatz 27.
Beim Zünden dieses Treibsatzes entsteht ein Druck von mehreren 100 bar der bewirkt, dass die Büchse nach hinten geschleudert wird, während die Kammern mit den Nadeln nacheinander freigegeben werden. In den Kammern hat sich vorher ein Druck aufgebaut, wenn nötig durch zusätzlich eingelegte kleine Zusatztreibsätze (hier nicht eingezeichnet), die durch das Zentralrohr und die Gasaustrittsöffnungen gezündet werden. Eine kleine Öffnung im Zentralrohr bewirkt die Zündung der Treibladung 28 in der Geschossspitze, das heisst in der obersten Kammer 20h. Durch den entstehenden Druck wird die Geschossspitze nach vorne ausgestossen und die Nadeln seitlich, bzw. radial nach vorne hin ausgeworfen.
Wenn die Büchse sich nach hinten bewegt, würde der Gasdruck durch die freigewordene obere Kammer entweichen.
Damit dies nicht geschehen kann, wird in dem Zentralrohr 21 ein Kolben 29 angeordnet, der über eine Stange 30 mit dem Büchsenboden 31 verbunden ist. Der Kolben 29 weist ferner zwei Durchlässe 32 auf, damit die Treibgase in die Geschossspitze gelangen können. Damit sich nach dem Zünden der Treibladung ein genügend grosser Druck aufbauen kann, ist der Kolben durch eine Schraube 33 mit einer Sollbruchstelle an der obersten Bodenplatte 19h befestigt.
Diese Schraube reisst durch, wenn der Druck im Büchsenboden, je nach Einstellung, 100 bis 500 bar erreicht hat. Nach Zünden derTreibladung bewegt sich die Büchse nach hinten und nimmt den Kolben mit. Dadurch wird den Gasen der Zutritt zu der oberen Kammer verwehrt und der Druck bleibt erhalten. Wenn die nächste Kammer freigegeben wird, wird sich auch der Kolben weiter nach unten bewegen, und diese nächste Kammer wird abgeschlossen. So werden nacheinander alle Kammern freigegeben, und die Nadeln durch den hohen Innendruck in den Kammer erhalten eine Radialbeschleunigung. Das Auswerfen der Nadeln wird ausserdem noch durch die Rotation des Geschosses mit ungefähr 1000 Umdrehungen pro Minute bis 5000 Umdrehungen pro Minute unterstützt.
Wichtig ist dabei, dass die Nadeln beim Auswerfen nicht beschädigt werden und dass sie die richtige Fluglage näherungsweise beibehalten. Das wird dadurch erreicht, dass zum Verteilen der Nadeln keine Sprengladung, sondern die beschriebene Treibladung mit kontrolliertem Abbrand verwendet wird. Die Büchse muss im unteren Teil dem vollen Gasdruck beim Abschuss im Geschützrohr standhalten können, während im oberen Teil der Büchse der Gasdruck nicht mehr auf die Büchse kommt. Daher kann die Büchse vorne dünnwandiger oder sogar geschlitzt sein, damit man die Bodenplatten leichter in die Büchse einschieben kann. Durch diese Lagerung der Nadeln und ihr radiales Ausstossen behalten sie im hohem Masse die Richtung der Flugbahn bei, bzw. unter einem Neigungswinkel derart, dass sie fächerförmig auseinandergehen und einen spitzen Kegel ausfüllen. In dieser Formation fliegen sie auf das Ziel zu.
Gegenüber Splitterschrapnells und Wolframkugeln ist der Luftwiderstand gering. Man kann ausrechnen, dass eine Nadel von 1 mm Durchmesser bei einem Gewicht von etwa 1 g in 0,1 Sek. bei einer Geschwindigkeit von 1000 m/sec einen Geschwindigkeitsverlust von ungefähr 35 m/sec erleidet. Bei einer Zündung 500 m vor dem Ziel hätten die Nadeln daher immer noch eine Geschwindigkeit von über 800 m/sec. Das entspricht einer sehr grossen Durchschlagsleistung. Eine Stahlplatte von 2 bis 5 cm Dicke würde noch durchschlagen werden. Wenn bei einem Ziel zur Zerstörung eine Nadeldichte von 2 Stück pro m2erforderlich wäre, so würde bei 15 000 Nadeln pro Geschoss eine Fläche von 7500 m2, entsprechend einem Zielkreisdurchmesser von ca.
100 m noch erfolgreich mit einem einzigen Geschoss bekämpft werden können, falls es gelingt, die 15 000 Nadeln einigermassen gleichmässig verteilt in das Zielgebiet zu bringen. Dies wird mit der vorgehend beschriebenen Anordnung erreicht.
Die Büchse wird durch drei Treibspiegelsegmente 34 (siehe Figur 4) zusammengepresst, wobei der Treibspiegel nach hinten durch Dichtungen 35 abgeschlossen wird. Um ein gutes Zusammenpressen der Büchse zu erreichen, sind auf dieser konische Stufen angebracht, oder es wird ein längsgeteilter Schubübertragungsring 36 vorgesehen, der aussen konische Stufen 37 hat, auf denen der Treibspiegel aufliegt.
Die Schubkraft wird dann über den Schubübertragungsring auf die Büchse weitergeleitet. Zu diesem Zwecke hat der Schubübertragungsring innen leichte Rillen oder andere Rauhigkeiten, so dass die Schubkraft vom Treibspiegel auf die Büchse übertragen wird. Der Treibspiegel muss sich an dem Geschützrohr abstützen, wobei anzumerken ist, dass das Geschützrohr in Figur 3 nicht gezeichnet ist. Anstelle der üblichen zwei Stützplatten sind hier drei Abstützringe 38, 39, 40 mit Auflageflächen 41, 42 und 43 angebracht. Dabei können es auch mehr Abstützringe sein. Die Treibspiegelser- mente lösen sich nach Verlassen des Rohres vom Geschoss.
Das weiterfliegende Geschoss soll einen möglichst geringen Luftwiderstand haben, wobei die konischen Ringe stören könnten. Deshalb ist der Schubübertragungsring mehrteilig und entfernt sich ebenfalls vom Geschoss nach Verlassen des Rohres.
Die Zündung sollte zweckmässigerweise 100 bis 500 m vor dem Ziel erfolgen, noch vor dem Auftreffen auf das Ziel. Der Zündzeitpunkt kann mittels des Zeitzünders vor dem Abschuss eingestellt werden, indem die Verzögerungszeit beispielsweise über eine Antenne vom Entfernungsmesser aus eingegeben wird. Bei einem fliegenden Objekt misst der Entfernungsmesser die Entfernung bis zum Ziel und die zeitliche Veränderung dieser Entfernung. Äus der Ballistik des Geschosses ist ausserdem die Fluggeschwindigkeit des Geschosses am Ziel bekannt. Daraus ergibt sich eine Relativgeschwindigkeit am Zielort zwischen Ziel und Geschossgeschwindigkeit, woraus der Zündzeitpunkt vor dem Abschuss errechnet und gespeichert werden kann. Der Zündzeitpunkt kann ausserdem vom Schützen je nach Zielobjekt verschieden gewählt werden.
Beim Einsatz gegen Bodenflächenziele ergeben sich keine nennenswerte Unterschiede. Bei grossen Entfernungen, die 50 bis 100 km betragen können und weitläufigen Bodenanlagen, müssen mehrere Schüsse abgegeben werden, damit eine ausreichende Nadeldichte erreicht wird. Das Gewicht der Nadeln und der Zündzeitpunkt müssen dem Zielobjekt angepasst werden. Bei der Panzerbekämpfung können beispielsweise auch relativ wenige Wolframstäbchen mit einem höheren Gewicht von beispielsweise 0,1 bis 5 kg verwendet werden, wodurch Platten von 10 bis 50 cm durchschlagen werden können. Es ist auch möglich, für gewisse Objekte anstatt Wolframnadeln oder -stäbe, Nadeln oder Stäbe aus einem anderen Metall, beispielsweise Stahl, zu verwenden.
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PATENT CLAIMS
1. warhead on a missile projectile for a recoil-free missile system, which has a tube with a chamber for receiving a stationary propellant charge and wherein the non-guided missile projectile, which is provided with an empennage, is provided with a propellant charge in order to maintain the initial speed and eliminate the influence of the crosswind, the thrust of which approximately corresponds to the air resistance of the projectile flying at the initial speed, characterized in that the warhead (6) contains a number of arrow-shaped needles (16) or rods having a stabilizer (17), which in a longitudinal direction by base plates (19a 19h) bushes (15) divided into chambers (20a-20h) are bundled around a central tube (21),
the central tube (21) in the chambers (20a-20h) has gas outlet openings (22) and is connected to a propellant charge (27).
2. Warhead according to claim 1, characterized in that the central tube (21) has in its interior a piston (29) fastened to the uppermost base plate (19h) with a screw (33) with predetermined breaking point, said piston having a rod (30) the sleeve base (31) is connected.
3. warhead according to claim 2, characterized in that the piston has gas passages (32).
4. warhead according to one of claims 1 to 3, characterized in that the uppermost chamber (20h) contains a propellant charge (28).
5. Warhead according to one of claims 1 to 4, characterized in that the propellant charge (27) has a time fuse (23) which is via a line (24) with an adjusting device (25) located at the rear end of the projectile (4). is connected to set the disassembly time.
6. warhead according to one of claims 1 to 5, characterized in that the wall thickness of the sleeve (15) decreases towards the top and that the bottom plates (19a19h) are embedded in the sleeve wall.
7. warhead according to one of claims 1 to 6, characterized in that the chambers contain additional small propellants.
8. warhead according to one of claims 1 to 7, characterized in that the sleeve is held together by sabot segments (34) which are supported by support rings (38, 39, 40) with contact surfaces (41, 42, 43) on the launch tube (1) support.
9. warhead according to any one of claims 1 to 8, characterized in that a removable and longitudinally divided thrust transmission ring (36) is arranged on the outside of the sleeve, the outside having conical steps (37) and inside grooves or other roughness.
10. warhead according to one of claims 1 to 9, characterized in that the needles (16) have a diameter of 0.5-2.5 mm and a length of 20-100 mm.
11. Warhead according to one of claims 1 to 9, characterized in that the stabilizer is designed as an empennage with wings (18) or as a resistance surface (44) with a thickened cross section at the end and consists of light metal or plastic.
12. Warhead according to one of claims 1 to 11, characterized in that the needles or rods in the stabilizer (17) have a bore (45) with an incendiary device (46) and an explosive pill (47) or explosive device.
13. Warhead according to one of claims 1 to 12, characterized in that the needles or rods are made of tungsten or steel.
The present invention relates to a warhead on a missile projectile for a recoil-free missile system, which has a tube with a chamber for receiving a stationary propellant charge, and wherein the non-guided missile projectile, which is provided with a tail unit, is used to maintain the initial speed and to eliminate the influence of the crosswind is provided with a propellant charge, the thrust of which corresponds approximately to the air resistance of the projectile flying at the initial speed. Such a missile system is described in EP-OS 0 056 789, the projectiles having a high initial speed, which they maintain up to the target. The warhead is not described in detail in this laid-open specification and is only mentioned in summary.
Such missile systems are used on the one hand against flying objects such as airplanes and helicopters and on the other hand on ground targets, for example rocket bases. Combat with grenades, which are supposed to hit the target object directly, is known. Small calibers have no impact detonator, but are used in very large quantities. Medium to large calibers have a service detonator or a time detonator for disassembling the projectile, which is set before firing so that the projectile is disassembled close to the target object. Proximity fuses are also very often used, which detonate the grenade when it is closest to the target. The splinter effect then causes damage to the target object even if no direct hit is achieved.
Due to the bizarre shape of the fragments, their air resistance is high and their speed decreases very quickly. The fragments therefore lose their effectiveness after a few meters. Attempts have also been made to use tungsten shot pellets, since this spherical shape has a lower air resistance and, because of the high specific weight, has a greater cross-sectional load. The area of effect is larger than that of the splinters mentioned above, but it has a pear-shaped shape and may only act on a partial area of the target object or not at all.
So-called penetrators are also known, i.e. sharpened tungsten rods with tail units, which are mainly used for anti-tank combat, whereby the penetrators are fired individually.
It is an object of the present invention to provide a warhead which is highly effective both against flying objects and against various ground surface targets. This object is achieved with a warhead described in the claims.
The invention will now be explained in more detail with reference to a drawing of exemplary embodiments.
FIG. 1 shows in longitudinal section the launch tube with the missile projectile of a recoil-free missile system,
Figure 2 shows a section along the line II-II,
FIG. 3 shows, on an enlarged scale, a longitudinal section through the warhead of the missile projectile,
Figure 4 shows a section along the line IV-IV of Figure 3,
FIG. 5 shows, on a further enlarged scale, an arrow-shaped tungsten needle,
FIG. 6 shows a section according to VI-VI of FIG. 5,
FIG. 7 shows an embodiment variant of the needle according to FIG. 5,
FIG. 8 shows the needle according to FIG. 7 blowing up its tail unit, and
Figure 9 shows a further embodiment of a needle.
In Figure 1 you can see the launch tube 1 with the stationary combustion chamber 2, which is used to hold a propellant charge 3, the missile projectile 4 with the march engine 5, which is used to maintain the initial speed and eliminate the influence of crosswinds, and the warhead 6. The missile projectile 6 is, as was described in detail in the aforementioned European Laid-Open Publication with regard to FIG. 8, inserted from behind via a nozzle base which can be folded away or folded down, indicated at 7, and has a cartridge sleeve 8, expediently made of a combustible material, with the stationary propellant charge 3. The sleeve wall 9 of the cartridge can be cylindrical or conical in order to be able to insert and pull it out better. An outlet nozzle 10 adjoins the sleeve at the rear.
The interior of the stationary combustion chamber 2 is cylindrical or conical. The stationary propellant charge consists of powder rods or platelets and is arranged between the sleeve wall 9 and the inner cartridge wall 11, wherein openings are made in the inner cartridge wall that do not run radially, so that the tail 12 of the missile projectile can act on the tail unit 12 from the start due to the action of the fuel gases to give an additional turn, which can also be achieved by pulling in the tube. A primer 13 with a black powder charge 14 is arranged on the floor of the storey. The march engine contains a stabilizing propellant 5 consisting of rods with a profile that is expedient for the erosion or of a cast fuel with a corresponding profile and a nozzle.
The shot is fired via the primer 13, which ignites the black powder charge 14, as a result of which both the stationary propellant charge 3 and the stabilizing propellant charge 5 of the marching engine are ignited. The stationary propellant charge of the missile essentially gives the initial speed, while the propellant charge of the missile projectile maintains the initial speed, i.e. serves to overcome air resistance, making the rocket missile cross wind resistant. The stabilization and compensation of asymmetries is also improved by the rotation of the projectile.
FIG. 3 shows a section through the warhead 6. One can still recognize a part of the stationary propellant charge 3 and the upper end of the marching engine 5. The warhead 6 has a sleeve 15, the wall thickness of which decreases from the rear towards the top of the projectile. This is because when the shot is fired on the rear part of the projectile, much greater pressure is exerted than on the front. This is due to the charge on the warhead, which in the present case consists of a large number of tungsten rods or needles 16.
The needles according to FIGS. 5 and 6 have a diameter of 0.5 to 2.5 mm and a length of 20 to 60 mm and consist, for example, of tungsten, which means that they have a weight of 0.1 to 2.5 g. These needles are tapered at the front and have a stabilizer 17 at the rear, for example in the form of an empennage with wings 18. Instead of an empennage, the stabilizer of the needle according to FIG. 9 can also have an aerodynamic resistance surface 44, that is to say a thickening of the cross section. This stabilizer can be made of a lighter material, for example aluminum or plastic. This results in a favorable center of gravity even in the supersonic area and ensures a stable flight.
To prevent needles that have not hit the target object from endangering your own positions, it is advantageous to brake them after crossing the target. For this purpose, the rear end of the needle has a bore 45 with an incendiary charge 46 which is fired when the propellant charge 27 is ignited and which detonates an explosive pill 47 or a small explosive charge after a few seconds. As a result, the stabilizer is greatly expanded and / or torn open due to indentations or the like and acts as a brake screen and the flight speed is reduced to a non-dangerous level and the range of the needles is greatly shortened.
In the example shown schematically in FIG. 3, the warhead can accommodate thousands to tens of thousands of such needles, depending on the caliber. In order to bundle these needles and to absorb the great pressure they exert on the ground when they are shot down, it is necessary to subdivide the can. The sleeve contains, for example, eight base plates 19a to 19h, which rest in support rings of the sleeve.
They have such a thickness that they can withstand the acceleration of the needles on them when they are fired, whereby the top floor plate, 19h, can be thinner than the rest, since there are fewer needles in the tip. The needles are bundled in the chambers 20a to 20h thus created, the chambers being divided into six segments for better stabilization, as can be seen from FIG. A central tube 21 with gas outlet openings 22 is arranged in the middle of the sleeve and through the base plates. The lower part of the sleeve contains a timer 23, which, see FIG. 1, is connected via a line 24 to an adjusting device 25 at the end of the missile projectile and can be adjusted, an additional charge 26 and a propellant charge 27.
When this propellant is ignited, a pressure of several 100 bar is created, which causes the sleeve to be thrown backwards, while the chambers with the needles are released one after the other. A pressure has previously built up in the chambers, if necessary through additional small additional propellants (not shown here), which are ignited by the central tube and the gas outlet openings. A small opening in the central tube causes the propellant charge 28 to ignite in the top of the projectile, that is to say in the uppermost chamber 20h. The resulting pressure expels the projectile tip to the front and ejects the needles laterally or radially towards the front.
If the sleeve moves backwards, the gas pressure would escape through the released upper chamber.
To prevent this from happening, a piston 29 is arranged in the central tube 21 and is connected to the bush base 31 via a rod 30. The piston 29 also has two passages 32 so that the propellant gases can reach the top of the projectile. So that a sufficiently large pressure can build up after the propellant charge has been ignited, the piston is fastened to the uppermost base plate 19h by a screw 33 with a predetermined breaking point.
This screw tears through when the pressure in the can bottom has reached 100 to 500 bar, depending on the setting. After igniting the propellant, the sleeve moves backwards and takes the piston with it. This prevents the gases from entering the upper chamber and the pressure is maintained. When the next chamber is released, the piston will continue to move down and this next chamber will close. All the chambers are released one after the other and the needles are radially accelerated due to the high internal pressure in the chamber. The ejection of the needles is also assisted by the rotation of the projectile at approximately 1000 revolutions per minute to 5000 revolutions per minute.
It is important that the needles are not damaged when ejected and that they approximately maintain the correct flight position. This is achieved by not using an explosive charge to distribute the needles, but rather using the propellant charge described above with controlled combustion. The rifle must be able to withstand the full gas pressure in the gun barrel in the lower part, while the gas pressure in the upper part of the rifle no longer comes on the rifle. Therefore, the sleeve can be thin-walled or even slotted at the front, so that the base plates can be inserted more easily into the sleeve. Through this mounting of the needles and their radial ejection, they maintain the direction of the trajectory to a high degree, or at an angle of inclination such that they diverge in a fan shape and fill a pointed cone. In this formation they fly towards the target.
The air resistance is low compared to shrapnel shrapnel and tungsten balls. It can be calculated that a needle with a diameter of 1 mm and a weight of about 1 g experiences a loss in speed of approximately 35 m / sec in 0.1 seconds at a speed of 1000 m / sec. With an ignition 500 m before the target, the needles would still have a speed of over 800 m / sec. This corresponds to a very large breakthrough performance. A steel plate 2 to 5 cm thick would still be cut through. If a needle density of 2 pieces per m2 were required for a destruction target, an area of 7500 m2 would correspond to 15,000 needles per floor, corresponding to a target circle diameter of approx.
100 m can still be successfully fought with a single floor if the 15,000 needles can be brought to the target area in a reasonably uniform manner. This is achieved with the arrangement described above.
The bush is pressed together by three sabot segments 34 (see FIG. 4), the sabot being sealed off at the rear by seals 35. In order to achieve a good compression of the sleeve, conical steps are attached to it, or a longitudinally divided thrust transmission ring 36 is provided, which has conical steps 37 on the outside, on which the sabot rests.
The thrust is then transferred to the bush via the thrust transmission ring. For this purpose, the thrust transmission ring has slight grooves or other roughness on the inside, so that the thrust force is transmitted from the sabot to the bush. The sabot must be supported on the gun barrel, it should be noted that the gun barrel is not shown in Figure 3. Instead of the usual two support plates, three support rings 38, 39, 40 with support surfaces 41, 42 and 43 are attached here. There may also be more support rings. The sabot elements detach from the projectile after leaving the pipe.
The projectile flying on should have the lowest possible air resistance, whereby the conical rings could interfere. The thrust transmission ring is therefore in several parts and also moves away from the projectile after leaving the tube.
The ignition should expediently take place 100 to 500 m before the target, even before hitting the target. The ignition timing can be set using the timer before firing, for example by entering the delay time via an antenna from the range finder. In the case of a flying object, the range finder measures the distance to the target and the change over time of this distance. From the ballistics of the projectile, the flight speed of the projectile at the target is also known. This results in a relative speed at the target location between the target and the bullet speed, from which the ignition timing before the launch can be calculated and saved. The firing point can also be selected differently by the shooter depending on the target object.
There are no noteworthy differences when used against ground surface targets. At long distances, which can be 50 to 100 km and extensive grounds, several shots must be fired so that a sufficient needle density is achieved. The weight of the needles and the ignition timing must be adjusted to the target object. For example, when fighting tanks, relatively few tungsten rods with a higher weight of, for example, 0.1 to 5 kg can be used, as a result of which plates of 10 to 50 cm can be penetrated. It is also possible to use needles or rods made of another metal, for example steel, for certain objects instead of tungsten needles or rods.