DE2757664A1

DE2757664A1 - DEVICE FOR CHANGING THE AIRWAY OF ONE FLOOR

Info

Publication number: DE2757664A1
Application number: DE19772757664
Authority: DE
Inventors: Manfred Dipl Ing Moll
Original assignee: Rheinmetall GmbH
Current assignee: Rheinmetall Industrie AG
Priority date: 1977-12-23
Filing date: 1977-12-23
Publication date: 1979-06-28
Also published as: IT7828694A0; FR2412812A1; FR2412812B1; SE7812955L; GB2010760A; GB2010760B; IT1099287B

Description

Düsseldorf, den 22.12.1977 Re/groDüsseldorf, December 22nd, 1977 Re / gro

Akte R 671File R 671

Vorrichtung zur Veränderung der Flugbahn eines GeschossesDevice for changing the trajectory of a projectile

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Veränderung der Flugbahn eines Geschosses, bestehend aus einem in Geschoßachsrichtung angeordneten Impulsraketentriebwerk mit wenigstens einer zur Geschoßachse winklig angeordneten Düse, deren Impuls wenigstens angenähert durch den Massenmittelpunkt des Geschosses gerichtet ist und durch einen Zieldetektor während der Endphase der Flugbahn gezündet wird.The present invention relates to a device for changing the trajectory of a projectile, consisting of an impulse rocket engine arranged in the direction of the axis of the projectile and at least one at an angle to the axis of the projectile arranged nozzle, the impulse of which is directed at least approximately through the center of mass of the projectile and is ignited by a target detector during the final phase of the trajectory.

Eine derartige Vorrichtung ist aus der DE-OS 27 14 688 bekannt. Bei dieser bekannten Vorrichtung ist die Brennkammer des Impulsraketentriebwerks ringförmig ausgebildet und konzentrisch zur Geschoßachse angeordnet. Im Bereich des hinteren Endes der Brennkammer sind mehrere, etwa radial nach außen gerichtete Düsen vorgesehen, wobei jede einzelne Düse durch den Zieldetektor je nach Richtung des erforderlichen Impulses durch geeignete Vorrichtungen geöffnet werden kann und gleichzeitig der Brennsatz des Raketentriebwerks gezündet wird.Such a device is from DE-OS 27 14 688 known. In this known device, the combustion chamber of the pulse rocket engine is annular and arranged concentrically to the floor axis. In the area of the rear end of the combustion chamber there are several, approximately radially outward-facing nozzles are provided, each individual nozzle being targeted by the target detector depending on the direction of the required Impulse can be opened by suitable devices and at the same time the fuel of the rocket engine is ignited.

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Die bekannte Vorrichtung weist verschiedene Nachteile auf, insbesondere kann der Brennsatz in der Brennkammer durch die beim Abfeuern in Geschützen auftretende hohe Beschleunigung beschädigt werden, da der Brennsatz in Richtung der Düsen getrieben wird und sich hier nur schlecht in der Brennkammer abstützen kann. Ein weiterer Nachteil ist darin zu sehen, daß das Impulsraketentriebwerk verhältnismäßig weit vorne am Geschoß angeordnet werden muß, um zu erreichen, daß die Wirkungslinie der Düse wenigstens angenähert durch den Massenmittelpunkt des Geschosses verläuft. Hierdurch wird jedoch der Massenmittelpunkt selber verhältnismäßig weit nach hinten bezüglich der Geschoßlänge verlagert, was für die Stabilisierung mittels eines Heckleitwerks Probleme mit sich bringt. Die konzentrisch angeordnete Brennkammer ist ferner ungünstig bezüglich ihres Platzbedarfs und behindert die Anordnung der Wirkladung des Geschosses.The known device has various disadvantages, in particular the fuel can through in the combustion chamber the high acceleration occurring when firing in guns can be damaged, as the fuel charge in the direction of the Nozzles is driven and can only be poorly supported here in the combustion chamber. Another disadvantage is in it to see that the pulse rocket engine must be arranged relatively far forward on the projectile in order to achieve that the line of action of the nozzle runs at least approximately through the center of mass of the projectile. Through this however, the center of mass is shifted relatively far back with respect to the floor length, what for the stabilization by means of a tail unit brings problems with it. The concentrically arranged combustion chamber is also unfavorable in terms of its space requirements and hinders the arrangement of the effective charge of the projectile.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die Nachteile der bekannten Vorrichtung zu vermeiden und mit geringem Aufwand eine Vorrichtung zur Veränderung der Flugbahn eines Geschosses der eingangs erwähnten Art zu schaffen, das ein hochbeschleunigungsfestes Impulsraketentriebwerk aufweist und so angeordnet werden kann, daß, insbesondere bei Verwendung mit flügelstabilisierten Geschossen, die Schwerpunktlage des Geschosses nicht oder nur wenig beeinflußt wird, wobei es ferner möglich sein soll, dieses Impulsraketentriebwerk sowohl durch einen im Geschoß selber angeordneten Zieldetektor zu zünden als auch durch Fernzündung mittels einer geeigneten Vorrichtung an der Zielvorrichtung.The object of the present invention is to avoid the disadvantages of the known device and with little effort to create a device for changing the trajectory of a projectile of the type mentioned, which is a high acceleration-resistant Has pulse rocket engine and can be arranged so that, especially when in use with wing-stabilized projectiles, the center of gravity of the projectile is not or only slightly influenced, whereby it should also be possible to use this pulse rocket engine both by a target detector arranged in the projectile itself to ignite as well as by remote ignition using a suitable device on the target device.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale der Ansprüche. Als Vorteile der vorliegenden Erfindung sind zu nennen die kompakte Ausbildung der Brennkammer des Impulsraketentrieb-This object is achieved by the features of the claims. The advantages of the present invention are to be mentioned compact design of the combustion chamber of the pulse rocket engine

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werks, die verhältnismäßig freizügig im Geschoß angeordnet werden kann, wobei entscheidend ist, daß die Verbrennung des Brennsatzes bei Ausbildung als Stirnbrenner am geschoßspitzenseitigen Ende des Brennsatzes einsetzt und entgegengesetzt zur Flugrichtung fortschreitet. Auf diese Weise kann der als kompakter Block hergestellte Brennsatz sich mit seinem heckseitigen Ende einwandfrei am Brennkammerboden abstützen und läuft keine Gefahr, durch die hohe Beschleunigung beim Abfeuern des Geschosses Schaden zu nehmen. Ferner kann die Düse bzw. können die Düsen ohne weiteres unter einem solchen Winkel gegenüber der Geschoßachse angeordnet werden, daß die Wirkungslinie die Geschoßachse im Massenmittelpunkt oder zwischen dem Massenmittelpunkt und dem Luftangriffspunkt schneidet. Hierdurch ist es nicht erforderlich, das Impulsraketentriebwerk selber und insbesondere die dazugehörigen Düsen in der Nähe des Massenmittelpunktes anzuordnen, was eine große Erleichterung für die konstruktive Ausgestaltung eines solchen Geschosses bedeutet.plant, which is arranged relatively freely on the floor can be, whereby it is crucial that the combustion of the burning charge when trained as a forehead burner on the projectile tip side The end of the burning charge begins and proceeds in the opposite direction to the direction of flight. In this way the fuel charge, which is produced as a compact block, can be perfectly placed on the combustion chamber floor with its rear end and there is no risk of being damaged by the high acceleration when firing the projectile. Furthermore can the nozzle or the nozzles can easily be arranged at such an angle with respect to the axis of the projectile, that the line of action is the projectile axis in the center of mass or between the center of mass and the air attack point cuts. As a result, it is not necessary to use the pulse rocket engine itself and, in particular, the associated To arrange nozzles in the vicinity of the center of mass, which is a great relief for the structural design of a means of such a projectile.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachstehenden, anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels gegebenen Beschreibung und es zeigen:Further details and advantages of the invention emerge from the following, using one shown in the drawing Embodiment given description and it show:

Fig. 1 einen Längsschnitt durch das erfindungsgemäße Geschoß undFig. 1 is a longitudinal section through the inventive Storey and

Fig. 2 einen Querschnitt entlang der Linie II-IIFig. 2 shows a cross section along the line II-II

in Fig. 1 des erfindungsgemäßen Geschosses.in Fig. 1 of the projectile according to the invention.

Das dargestellte Geschoß 1 ist ein flügelstabilisiertes Hohlladungsgeschoß, wobei für die Erfindung nicht wesentlicheThe projectile 1 shown is a stabilized wing Shaped charge projectile, not essential for the invention

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Einzelheiten weggelassen wurden. Das Geschoß 1 besteht aus einem Geschoßkörper 2 mit einer Ausnehmung 4 für eine nicht dargestellte Hohlladung. Die Hohlladung 4 wird durch einen Bodenzünder 6 gezündet, wenn eine Zünderauslösevorrichtung 12, die auch einen Zieldetektor aufweist, auf das Ziel auftrifft. Um die Hohlladung mit einem für ihre geforderte Wirkung nötigen Abstand vom Ziel zu zünden, ist die Zünderauslösevorrichtung 12 am vorderen Ende eines Abstandsrohres 8 angeordnet, welches Teil einer aufschraubbaren, stirnseitigen Abdeckung 10 des Geschoßkörpers 2 ist. In der Ausnehmung k an der Abdeckung 10 angeordnete elektronische Einrichtungen lh dienen dazu, in nicht dargestellter, bekannter Weise ein Zündsignal an ein nachstehend näher beschriebenes Impulsraketentriebwerk zu geben, um die Flugbahn entsprechend der vom Zieldetektor festgestellten Ablage vom Ziel zu korrigieren. Die elektronischen Einrichtungen und die Steuerungsverfahren zur Verbesserung der Treffsicherheit von Geschossen sind nicht Gegenstand der vorliegenden Anmeldung und sind z.B. aus der DE-OS 25 43 6O6 bekannt.Details have been omitted. The projectile 1 consists of a projectile body 2 with a recess 4 for a hollow charge, not shown. The hollow charge 4 is ignited by a base fuse 6 when an ignition triggering device 12, which also comprises a target detector, is incident on the objective. The hollow charge with a necessary for their effects required distance from the target to ignite the igniter triggering device 12 is arranged at the front end of a spacer tube 8, which is part of a screw, the end cover 10 is of the projectile body. 2 Electronic devices lh arranged in recess k on cover 10 are used, in a known manner not shown, to give an ignition signal to an impulse rocket engine, described in more detail below, in order to correct the trajectory according to the deviation from the target determined by the target detector. Electronic devices and control methods for improving the accuracy of missiles are not the subject of the present application and are known from DE-OS 25 43 6O6.

In einem auf den Geschoßkörper 2 von hinten aufgeschraubten Heckteil 18 ist in der Geschoßachse eine Brennkammer 20 für das Impulsraketentriebwerk angeordnet. Die Brennkammer 20 mündet,in Geschoßflugrichtung gesehen,nach vorne in einer Erweiterung 21, die die Verbindung zu drei, mit gleichmäßigem Abstand konzentrisch angeordneten Düsen,gebildet aus einem Düseneinsatz 16 und einer Erweiterung 17,herstellt. Die drei Düsen 16, 17 sind in nicht dargestellter Weise durch Stopfen verschlossen, die, wie z.B. in der DE-OS 27 14 688 beschrieben, in steuerbarer Weise so geöffnet werden können, daß der durch das Iinpulsraketentriebwerk erzeugte Impuls in der gewünschten Richtung verläuft. Auf das Heckteil 18 istIn a rear part 18 screwed onto the projectile body 2 from behind, a combustion chamber 20 for the pulse rocket engine is arranged in the projectile axis. The combustion chamber 20 opens, as seen in the direction of flight of the projectile, to the front in an extension 21, which connects to three concentrically arranged nozzles, formed from a nozzle insert 16 and an extension 17. The three nozzles 16, 17 are closed in a manner not shown by plugs which, as described for example in DE-OS 27 14 688, can be opened in a controllable manner so that the pulse generated by the pulse rocket engine runs in the desired direction. On the rear part 18 is

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ein Leitwerksträger 22 geschraubt, der mit einem Flügelleitwerk 2k versehen ist, welches das Geschoß 1 stabilisiert und zusätzlich in eine langsame Drehung versetzt, die dazu dient, unvermeidbare Unsymmetrien des Geschosses auszugleichen.a tail unit support 22 is screwed, which is provided with a wing tail unit 2k , which stabilizes the projectile 1 and additionally sets it in a slow rotation, which serves to compensate for unavoidable asymmetries of the projectile.

Unmittelbar benachbart zur Erweiterung 17 der Düsen ist jeweils ein Lichtspursatz 23 angeordnet, der für jede Düse in einer anderen Farbe leuchtet. Durch diese verschiedenfarbigen Lichtspursätze 23 ist es möglich, mit der Zielvorrichtung die Lage der Düsen 16, 17 zu verfolgen und jeweils die Düse 16, 17 wirken zu lassen, die die gewünschte Impulsrichtung ergibt. Wie man erkennen kann, sind die Düsen l6, 17 unter einem Winkel von etwa 20 gegenüber der Geschoßachse angeordnet. Auf diese Weise wird erreicht, daß die Wirkungslinie der Düsen 16, 17 weit vor der Brennkammer 20 die Geschoßachse schneidet, wobei dieser Schnittpunkt etwas hinter dem Massenmittelpunkt und etwas vor dem Luftangriffspunkt des Geschosses i liegt. Auf diese Weise wird die günstigste Einwirkung der Düsen 16, 17 auf die Geschoßbahn erreicht, ohne daß es dabei zu unerwünschten Pendelungen kommt.Immediately adjacent to the extension 17 of the nozzles in each case a set of light tracks 23 arranged for each nozzle glows in a different color. By means of these differently colored light trail sets 23 it is possible to track the position of the nozzles 16, 17 with the aiming device and in each case to let the nozzle 16, 17 act, which gives the desired pulse direction. As you can see, they are Nozzles l6, 17 arranged at an angle of about 20 relative to the bullet axis. In this way it is achieved that the line of action of the nozzles 16, 17 intersects the projectile axis far in front of the combustion chamber 20, this point of intersection lies somewhat behind the center of mass and somewhat in front of the air attack point of the projectile i. That way will the most favorable effect of the nozzles 16, 17 on the projectile trajectory is achieved without causing undesirable oscillations comes.

Selbstverständlich ist es möglich, nur eine Düse 16, 17 für das Impulsraketentriebwerk vorzusehen. Eine solche Düse l6, 17 kann in der in Fig. 1 dargestellten Weise angeordnet sein. In diesem Falle ist es unter Umständen erforderlich, daß das Geschoß eine Drehung um 180° durchführen nuß, bevor das Impulsraketentriebwerk gezündet werden kann, während beim dargestellten AusfUhrungsbeispiel mit drei Düsen 16, diese Drehung maximal 60° beträgt.It is of course possible to provide only one nozzle 16, 17 for the pulse rocket engine. Such a nozzle 16, 17 can be arranged in the manner shown in FIG. In this case it may be necessary that the projectile must perform a rotation of 180 ° before the pulse rocket engine can be ignited, while in the illustrated embodiment with three nozzles 16, this rotation is a maximum of 60 °.

Es ist ferner zu bemerken, daß der Zieldetektor mit den dazugehörigen elektronischen Einrichtungen 14 auch voll-It should also be noted that the target detector with the associated electronic devices 14 also fully

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ständig autonom wirken kann, so daß das Geschoß selbsttätig bei Annäherung an das Ziel die Bahnkorrektur durchführt.can act autonomously at all times, so that the projectile automatically carries out the path correction when it approaches the target.

Die Erfindung ist nicht auf das dargestellte Beispiel
beschränkt, welches ein flügelstabilisertes Hohlladungsrgeschoß zeigt. Auch drallstabilisierte Geschosse anderer Bauart können mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung
versehen werden.The invention is not based on the example shown
limited, which shows a wing-stabilized shaped charge projectile. Spin-stabilized projectiles of other types can also be used with the device according to the invention
be provided.

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Claims

RHEINMETALLRHEINMETALL

File R 671 Düsseldorf, December 22nd, 1977 Re / gro

Claims

J device for changing the trajectory of a projectile, consisting of an Iiapulsraketentriebvferk arranged in the direction of the projectile axis with at least one to the axis of the projectile angled nozzle, whose impulse is at least approximately through the center of mass of the projectile is directed and is ignited by a target detector during the final phase of the trajectory, thereby characterized in that the impulse engine has a combustion chamber arranged in the direction of the projectile axis has whose nozzle-side end faces the projectile tip.

Device according to claim 1, characterized in that the combustion chamber (20) behind the Center of mass of the projectile (l) is arranged and that the line of action (s) of the nozzle (s) (l6, 17) the The bullet axis between the center of mass and the air attack point intersects or intersects.

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3. Apparatus according to claim 2, characterized in that the Dilse (s) (l6, 17) under one acute angle is directed backwards or are and that in the area of the nozzle or the nozzles (l6, 17) colored burning light trail sets (23) are arranged.

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