DE2623582C2

DE2623582C2 - Rocket projectile with folding tail and sabot

Info

Publication number: DE2623582C2
Application number: DE19762623582
Authority: DE
Inventors: Karl Wilhelm Dipl.-Ing. Bethmann; Rolf 4000 Düsseldorf Hellwig; Dietmar Ing.(Grad.) Karius; Manfred Dipl.-Ing. Moll
Original assignee: Rheinmetall GmbH
Current assignee: Rheinmetall Industrie AG
Priority date: 1976-05-26
Filing date: 1976-05-26
Publication date: 1985-06-13
Also published as: DE2623582A1

Description

a) Das Element ist als abstoßbarer Deckel (6) ausgebildet, welcher den Strahlaustritt (21) bis zum Aufbau ausreichenden Drucks in der Brennkammer (3) rückseitig dicht verschließt,a) The element is designed as a repulsive cover (6), which the jet outlet (21) to Build-up of sufficient pressure in the combustion chamber (3) tightly sealed at the rear,

b) die als Hülse (13) ausgebildete Verlängerung (11) des Treibspiegels (7) übergreift die Leitwerkflügel (8) schützend über deren gesamte Länge, undb) the extension (11) of the sabot (7) designed as a sleeve (13) engages over the tail unit wing (8) protective over their entire length, and

c) die Anlenkachse (15) des Leitwerkflügels (8) ist gegenüber einer im angeklappten Zustand achsnächsten Kante (22) desselben zur Achse (A) des Raketengeschosses (1) hin versetzt angeordnet. c) the articulation axis (15) of the tail unit wing (8) is arranged offset towards the axis (A) of the missile projectile (1) in relation to an edge (22) closest to the axis in the folded-in state.

2. Raketengeschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verlängerungen (11) das Geschoß (1) auf seinem gesamten Umfang umschließen.2. rocket projectile according to claim 1, characterized in that that the extensions (11) enclose the projectile (1) over its entire circumference.

3. Raketengeschoß nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Leitwerkflügel (8) in seinem Anlenkbereich (14) eine sich quer zur Anlenkachse (15) erstreckende Aufnahme (17) für einen Arretierungskörper (18) aufweist.3. rocket projectile according to claim 1 or 2, characterized in that each tail unit wing (8) in its articulation area (14) a receptacle (17) extending transversely to the articulation axis (15) for a Has locking body (18).

4. Raketengeschoß nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Arretierungskörper (18) im wesentlichen quer zur Anlenkachse (15) unter der Wirkung eines Energiespeichers (20) beweglich angeordnet und dem Arretierungskörper (18) in der Geschoßhülle (2) eine Rast (19) zum Fixieren des Leitwerkflügels (8, 8') in dessen Endstellung zugeordnet ist.4. rocket projectile according to claim 3, characterized in that the locking body (18) in the substantially transversely to the articulation axis (15) arranged movably under the action of an energy store (20) and the locking body (18) in the projectile casing (2) a latch (19) for fixing the Tail wing (8, 8 ') is assigned in its end position.

5. Raketengeschoß nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Energiespeicher (20) als Feder ausgebildet ist.5. rocket projectile according to claim 4, characterized in that the energy store (20) as a spring is trained.

6. Raketengeschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Leitwerkflügel (8, 8') in einem unteren Bereich einen Halteteil (10) zum Eingriff in einen in der Geschoßwandung (2) angeordneten Aufnahmeschlitz (16) aufweist.6. rocket projectile according to one of claims 1 to 5, characterized in that the tail unit wing (8, 8 ') in a lower area a holding part (10) for engagement in one in the wall of the storey (2) arranged receiving slot (16).

Ein Geschoß nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 ist bekannt aus der DE-OS 17 03 052, die ein Leitwerk für Geschosse betrifft. Am hinteren Ende eines Vollkalibergeschosses befindet sich in axialer Verlängerung ein Leitwerkträgerschaft. An ihm sind im hinteren Endbcrcich. regelmäßig über den Umfang verteilt, an quer zur Geschoßlängsachse angeordneten Lagerbolzen nach hinten ausklappbare Leitwerkflügel angelenkt. Der zylindrisch ausgebildete Leitwerkträgerschaft ist in seinem hinteren Endbereich als Treibgasaufnahmeraum ausgebildet und weist eine zylindrische Zündbüchse auf, deren Innenraum über Gasaustrittsbohrungen mit einem die Zündbüchse umfangsseitig umfassenden Ringraum durchgängig verbunden ist An ihrer geschoßseitigen Stirnfläche mündet die Zündbüchse über eine zentrale Düsenbohrung in den Düsenaustritt eines Marschtriebwerkes. Die Leitwerkflügel erstrecken sich über die Länge des Leitwerkträgerschafts und weisen im Anlenkbereich eine den jeweiligen Lagerbolzen konzentrisch umfassende Verzahnung auf, die in einen axial verschiebbaren Trägerring eingreift Im hinteren Bereich des Leitwerkträgerschafts ist ein Treibspiegel aufgesteckt Der Treibspiegel weist eine zentrale Öffnung mit einem sich axial gegen das Geschoß erstreckenden Ringkolben auf. Der Ringkolben greift dichtend ir. das hintere Ende des sich umfangsseitig an die Zündbüchse anschließenden Ringraums ein. In seinem Umfangsbereich weist der Treibspiegel eine zylindrische, sich gegen das Geschoß axial erstreckende Verlängerung auf, die mit der Verzahnung im Anlenkbereich der Leitwerkflügel formschlüssig verbunden ist Der Treibspiegel weist in einer Umfangsnut einen Dichtring auf. Beim Abschuß aus einem Rohr gelangen heiße Treibgase in die Zündbüchse und durch die vorderstirnseitige Düsenbohrung in den Brennraum des Marschzündwerks und zünden einen dort angeordneten Treibsatz. Ein Teil der heißen Treibgase gelangt durch die Gasaustrittsbohrungen in den die Zündbüchse umfassenden Ringraum. Der sich dort ausbildende Druck schiebt den in Fortsetzung der zentralen Öffnung des Treibspiegels angeordneten Ringkolben entgegen der Schußrichtung aus dem Ringraum aus, wobei die formschlüssige Verbindung zwischen der Verzahnung der Leitwerkflügel und der umfangsseitigen zylindrischen Verlängerung des Treibspiegels ein Ausklappen der Leitwerkflügel nach hinten bewirkt, wobei nach Verlust des Formschlusses der Treibspiegel vom Leitwerkträgersciiaft abfällt.A projectile according to the preamble of claim 1 is known from DE-OS 17 03 052, which a Tail unit for projectiles concerns. At the rear end of a full-caliber bullet there is an axial extension a lead agency. On it are in the rear end area. regularly distributed over the scope, articulated on bearing bolts that can be folded out to the rear on bearing bolts that are arranged transversely to the longitudinal axis of the projectile. The rear end area of the cylindrically designed tail unit support shaft is used as a propellant gas receiving space formed and has a cylindrical ignition sleeve, the interior of which has gas outlet holes is continuously connected to an annulus surrounding the ignition sleeve on the circumferential side On its bullet-side end face, the ignition sleeve opens into the nozzle outlet via a central nozzle bore a marching engine. The tail unit wings extend the length of the tail unit support shaft and have in the articulation area a toothing concentrically encompassing the respective bearing pin, which engages in an axially displaceable support ring Sabot attached The sabot has a central opening with an axially directed towards the projectile extending annular piston. The annular piston engages in a sealing manner ir. The rear end of the circumferential side an annulus adjacent to the ignition sleeve. In its peripheral area, the sabot has a cylindrical, against the projectile axially extending extension with the teeth in the articulation area the tail wing is positively connected. The sabot has a groove in a circumferential groove Sealing ring on. When firing from a pipe, hot propellant gases get into the ignition sleeve and through the front end Nozzle bore in the combustion chamber of the march fuse and ignite one arranged there Propellant. Some of the hot propellant gases pass through the gas outlet bores into the one surrounding the ignition sleeve Annulus. The pressure developing there pushes the continuation of the central opening of the Sabot arranged annular piston against the weft direction from the annular space, the form-fitting Connection between the toothing of the tail wing and the circumferential cylindrical Extension of the sabot causes the tail wing to fold out backwards, after which it is lost the form fit of the sabot falls off the tail unit carrier.

Die bekannte Anordnung führt nachteiligerweise zu einer erheblichen Ausdehnung der Gesamtlänge des Projektils. Hiermit ist nicht nur ein mit hohem Werkstoffaufwand verbundener großer Totlastanteil, sondem zudem auch noch ein erheblicher Fertigungsaufwand verknüpft. All dies belastet die Logistik in einem spürbaren Ausmaße, zumal auch noch zum Schütze der über ihre gesamte Länge freiliegenden Leitwerkflügel bei Lagerung und Transport aufwendige Maßnahmen getroffen werden müssen, um Beschädigungen mit ihren nachteiligen Folgen auszuschließen.The known arrangement disadvantageously leads to a considerable expansion of the overall length of the Projectile. This not only results in a large dead load share associated with high material expenditure, but also also linked to a considerable manufacturing effort. All of this puts a strain on logistics noticeable dimensions, especially to protect the tail wing exposed over their entire length During storage and transport, extensive measures must be taken to prevent damage to their to exclude adverse consequences.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Raketengeschoß der eingangs genannten Gattung mit einer vereinfachten Ausfaltvorrichtung für die Leitwerkflügel und einem Schutz für die letzteren, beispielsweise gegen Transportschäden, zu schaffen, ohne von der funktionsmäßigen Kopplung zwischen dem Betrieb des Triebwerks und dem Ausklappen der Leitwerkflügel abzuweichen. The invention is based on the object of a missile projectile of the type mentioned with a simplified unfolding device for the tail wing and protection for the latter, for example against Transport damage to create without losing the functional coupling between the operation of the engine and unfolding the tail wing.

Gelöst wird diese Aufgabe durch die Lehre nach dem Patentanspruch 1 mit den in dessen kennzeichnendem . Teil angegebenen erfinderischen Merkmalen.This problem is solved by the teaching according to claim 1 with the characterizing part thereof . Part specified inventive features.

Die Erfindung bringt den technischen Fortschritt eines auf einfache Weise funktionierenden, kostengünstig herzustellenden und störungsunempfindlichen Geräts.The invention brings the technical progress of an inexpensive, functioning in a simple manner device to be manufactured and insensitive to interference.

Die Erfindung wird nachstehend anhand eines in der Zeichnung schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels unter Berücksichtigung der in den weiteren An-The invention is described below with reference to an exemplary embodiment shown schematically in the drawing taking into account the further

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Sprüchen enthaltenen, vorteilhaften Ausgestaltungslehren näher erläutert Es zeigtProverbs contained, advantageous design teachings explained in more detail It shows

F i g. 1 den Heckbereich eines Raketengeschosses nach der Erfindung im axialen Längsschnitt- undF i g. 1 shows the rear area of a rocket projectile according to the invention in axial longitudinal section and

F i g. 2 einen Ausschnitt aus F i g. 1 in vergrößerter Darstellung zum Verdeutlichen von Einzelheiten.F i g. 2 shows an excerpt from FIG. 1 in an enlarged view to clarify details.

Nach Fig. 1 weist ein Raketengeschoß 1 in seinem dargestellten Heckbereich eine von einer Geschoßwandung 2 konzentrisch umschlossene, einen Festtreibstoffsatz 4 enthaltende Brennkammer 3 auf. Die Brennkummer 3 mündet heckseitig in eine Düse 5 mit einem Strahlaustritt 21. Im Bereich des Strahlaustritts 21 ist die Brennkammer 3 mit einem absprengbaren Deckel 6 dicht verschlossen. Der Deckel 6 bietet somit auf vorteilhafte und einfache Weise einen Schutz gegen Veränderungen, beispielsweise des Festtreibstoffsatzes 4, durch atmosphärische Einflüsse. Mit dem Deckel 6 ist ein Treibspiegel 7 fest verbunden. An dem Treibspiegel 7 sind sich gegen eine nicht dargestellte Geschoßspitze axial erstreckende und mit radialem Abstand von der Umfangsfläche der Geschoßwandung 2 angeordnete Verlängerungen 11 befestigt, welche nach vorn gegen die Geschoßspitze angeklappten Leitwerkflügeln 8 über deren gesamte Länge Schutz gegen Beschädigungen, beispielsweise beim Transport, bieten. Wie in F i g. 1 dargestellt, können die Verlängerungen 11 als Hülse 13 ausgebildet sein, welche das Geschoß 1 auf seinem gesamten Umfang umschließt. Die gleichmäßig über den Geschoßumfang verteilten Leitwerkflügel 8 sind in einem Anlenkbereich 14 um quer zu einer Geschoßlängsachse A angeordnete Anlenkachsen 5 ausschwenkbar gelagert Dabei ist die Anlenkachse 15 gegenüber einer im angeklappten Zustand des Leitwerkflügels 8 achsnächsten Kante 22 desselben zur Achse A des Raketengeschosses 1 hin versetzt angeordnet. Auf diese Weise ergibt sich eine raumsparende Gestaltung, worauf in der weiteren Beschreibung noch eingegangen wird. In einem der Anlenkachse 15 benachbarten Bereich weist jeder Leitwerkflügel 8 einen sich radial nach außen erstreckenden hebelartigen Vorsprung 9 auf. Mit letzterem korrespondiert ein als Mitnehmeranschlag an der jeweiligen, schützenden Verlängerung 11 radial gegen die Geschoßlängsachse A einspringendes Element 12 angeordnet. Im in F i g. 1 dargestellten Fall verstärkt es als Ringbund einen dem Treibspiegel 7 abgewandten Rand der Hülse 13. Um die vorteilhafte Anordnung des Ausklappleitwerks zu verdeutlichen, sind, gestrichelt gezeichnet und mit dem Bezugszeichen 8' versehen, die durch Ausklappen in Marschstellung gebrachten Leitwerkflügel dargestellt.According to FIG. 1, a rocket projectile 1 has, in its rear area shown, a combustion chamber 3 which is concentrically enclosed by a projectile wall 2 and contains a solid propellant charge 4. The combustion chamber 3 opens at the rear into a nozzle 5 with a jet outlet 21. In the area of the jet outlet 21, the combustion chamber 3 is tightly closed with a cover 6 that can be detached. The cover 6 thus offers protection against changes, for example in the solid propellant charge 4, caused by atmospheric influences in an advantageous and simple manner. A sabot 7 is firmly connected to the cover 6. On the sabot 7, axially extending and radially spaced from the circumferential surface of the projectile wall 2, extensions 11 are fastened against a projectile tip (not shown), which stabilizer wings 8 folded forward against the projectile tip over their entire length offer protection against damage, for example during transport . As in Fig. 1, the extensions 11 can be designed as a sleeve 13 which encloses the projectile 1 over its entire circumference. The distributed uniformly over the floor peripheral control fins 8 are mounted swung in an articulation 14 about transverse to a projectile longitudinal axis A of articulation axes 5 The articulation axis 15 is compared to a most paraxial in the folded state of the control fin 8 edge 22 thereof to the axis A of the rocket projectile 1 is offset towards arranged . This results in a space-saving design, which will be discussed in the further description. In an area adjacent to the articulation axis 15, each tail unit wing 8 has a lever-like projection 9 extending radially outward. An element 12, which is arranged as a driver stop on the respective protective extension 11 radially against the longitudinal axis A of the projectile, corresponds to the latter. In FIG. 1, it reinforces an edge of the sleeve 13 facing away from the sabot 7 as an annular collar. To illustrate the advantageous arrangement of the folding tail, the tail wing, which is brought into marching position by unfolding, is shown in dashed lines and given the reference numeral 8 '.

Nach F i g. 2 ist in einer Ausnehmung 17 in einer der Anlenkachse 15 zugeordneten Anlenkwelle 15' ein gegenüber letzterer radial beweglicher Arretierungskörper 18 angeordnet. Er steht mit einem aufgeladenen Energiespeicher 20, beispielsweise einer Feder, in Wrkverbindung und wird von einer die Anlenkwelle 15' umgebenden Lagerfläche in einer dargestellten Ausgangsstellung gehalten, während sich der vollstrichig dargestellte Leitwerkflügel 8 in einer nach vorn abgeklappten Stellung befindet. Die nicht näher bezeichnete Lagerfläehe der Anlenkwelle 15' weist, um einen entsprechenden Winkelweg versetzt, eine als Ausnehmung gestalte te Rast 19 für ein der Anlenkachse 15 abgewandtes Ende des Arretierungskörpers 18 auf.According to FIG. 2 is in a recess 17 in a pivot shaft 15 'assigned to the pivot axis 15 opposite the latter radially movable locking body 18 is arranged. He stands with a charged Energy store 20, for example a spring, in a working connection and is surrounded by a pivot shaft 15 ' Storage area held in a starting position shown, while the full line shown Tail wing 8 is in a folded forward position. The unspecified storage area the pivot shaft 15 'has, offset by a corresponding angular path, a shape as a recess te locking 19 for an end of the locking body 18 facing away from the articulation axis 15.

Zu einem vorgebbaren Zeitpunkt, nach dem Abschuß des Raketengeschosses 1 aus einem Waffenrohr, hat sich durch Anzünden des Feststofftreibsatzes 4 in der Brennkammer 3 ein Druck aufgebaut, durch den der Deckel 6 abgesprengt wird. Hierdurch wird auch der mit dem Deckel 6 fest verbundene Treibspiegel 7 mit der Hülse 13 entgegen der Flugrichtung in Abwurfbewegung versetzt Der ringbundförmige Mitnehmeranschlag 12 trifft auf die hebelartigen Vorsprünge 9, welche sich radial in Richtung auf die Geschoßlängsachse A bis zur Anlenkachse 15 als wirksame Hebelarme fortsetzen. Durch die auf sie übertragene kinetische Energie werden die Leitwerkflügel 8 synchron aus ihrer Ausgangs- bzw. Transportstellung (siehe vollstrichige Darstellung) in Ausklappbewegung versetzt, bis der Arretierungskörper 18 unter Freiwerden der in der Feder 20 gespeicherten Energie in die Rast 19 einrückt und den Leitwerkflügel 8 in Marschstellung (gestrichelt dargestellt als 8') abfängt und arretiert Gleichzeitig tritt ein Haltaeil 10 des Leitwerkflügels 8 in einen sich axial und radial erstreckenden Aufnahmeschlitz 16 im Anlenkbereich 14 ein und erhält und vermittelt dort einen ausreichenden seitlichen Halt für den ausgeklappten Leitwerkflügel 8'.At a predeterminable point in time, after the rocket projectile 1 has been fired from a weapon barrel, a pressure has built up in the combustion chamber 3 due to the ignition of the solid propellant charge 4, by which the cover 6 is blown off. As a result, the sabot 7, which is firmly connected to the cover 6, is set in a throwing motion against the direction of flight against the direction of flight.The collar-shaped driver stop 12 meets the lever-like projections 9, which continue radially in the direction of the projectile longitudinal axis A to the articulation axis 15 as effective lever arms . Due to the kinetic energy transferred to them, the tail unit wings 8 are synchronously moved out of their starting or transport position (see full line representation) in the unfolding movement until the locking body 18 engages in the detent 19 and the tail unit wing 8 is released, releasing the energy stored in the spring 20 in the marching position (shown in dashed lines as 8 ') intercepts and locks At the same time, a retaining bracket 10 of the tail unit wing 8 enters an axially and radially extending receiving slot 16 in the articulation area 14 and receives and provides there sufficient lateral support for the unfolded tail unit wing 8'.

Aus der Zuordnung von Ausnehmung 17 und Arretierungskörper 18 im Zusammenhang mit dem Energiespeicher 20 ergibt sich vorteilhafterweise eine raumsparende Gestaltung. Aus der axialen Erstreckung der Brennkammer 3 bis in die unmittelbare Nähe der Lagerbereiche 14 ergibt sich ein nur kurz bemessener Raum für den einfachen Ausklappmechanismus, und dies führt bei vorgegebener Gesamtlänge des Raketengeschosses zu einem großen zielwirksamen Nutzlastanteil. Hierzu trägt auch bei die radiale Versetzung der jeweiligen Anlenkachse 15 gegenüber der korrespondierenden achsnächsten Kante 22 in Richtung auf die Geschoßlängsachse A. The association of recess 17 and locking body 18 in connection with energy store 20 advantageously results in a space-saving design. The axial extension of the combustion chamber 3 up to the immediate vicinity of the bearing areas 14 results in only a short space for the simple folding mechanism, and this leads to a large target effective payload portion for a given total length of the rocket projectile. The radial offset of the respective articulation axis 15 with respect to the corresponding edge 22 closest to the axis in the direction of the projectile longitudinal axis A also contributes to this.

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55 Hierzu 1 Blatt Zeichnungen 55 1 sheet of drawings

Claims

Patent claims:

1. Missile projectile with rear end on a respective one Articulation axis fold-out tail unit wings, each of which in the articulation area at least one Has lever-like projection and at least one axially displaceable, for folding out the tail unit wing with their respective projection corresponding ring on the front of a in Direction of the projectile tip axially extending, sleeve-like extension of a throwable Sabot, which with an element for changing the degree of opening of a nozzle with a combustion chamber is connected continuously connected beam exit. marked through the following features: