DE3924810A1 - Spin-stabilised rotating rocket with terminal war-heads - has lateral propulsion nozzles also active as steering fins - Google Patents

Spin-stabilised rotating rocket with terminal war-heads - has lateral propulsion nozzles also active as steering fins

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Abstract

Between war heads, esp. hollow charges (2,3) in the nose and tail of a ballistic projectile, a cylindrical propellant charge (8) inside a rocket casing, is an axial connector tube (14) about which the charge and casing (1) rotate. The bearings between war-heads and rocket motor charge may be roller bearings or gas bearings. Propellant gases emerge from a ring of nozzles (4) near the rear end of the casing. The external shape of the nozzles is similar to a steering fin, as which the nozzles act. Angle between nozzle element and longitudinal rocket axis is 7-12, pref. 10 deg. ADVANTAGE - Spin-stabilised sub-calibre rocket transmits no torque from rotating rocket to warhead.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine ungelenkte Feststoffrakete, die durch die Rotation um die Raketenlängsachse (Drall) stabili­ siert ist, bei der vorne eine Nutzlast, in der Mitte der Raketen­ motor und hinten eine Nutzlast und die Triebwerksdüsen außen am Raketenmotor angeordnet sind.The invention relates to an unguided solid rocket, the stabili by rotation about the longitudinal axis of the rocket (swirl) is, with a payload in the front, in the middle of the missiles engine and rear a payload and the engine nozzles on the outside Rocket engine are arranged.

Drallstabilisierte Raketen mit einer Nutzlast sind seit langem bekannt. Sie sind einfach zu fertigen und können in großer Zahl zur Erhöhung der Treffsicherheit auf bewegliche Ziele gleich­ zeitig oder in kurzen zeitlichen Abständen von einfach kon­ struierten Abschußvorrichtungen aus, abgeschossen werden. In der Regel ist die Nutzlast vorn und dahinter der Raketenmotor (oder auch Raketentriebwerk) angeordnet. Die Außendurchmesser von Raketenmotor und Nutzlast (oder Gefechtskopf) sind gleich. Es gibt auch ältere Raketenkonstruktionen, wo der Raketenmotor vorne und dahinter die Nutzlast angeordnet ist.Spin-stabilized rockets with a payload have been around for a long time known. They are easy to manufacture and can be used in large numbers to increase the accuracy of moving targets early or in short time intervals from simply con designed launchers to be shot. In the Usually the payload is in front and behind it the rocket engine (or also rocket engine) arranged. The outside diameter of Rocket engine and payload (or warhead) are the same. It are also older rocket designs where the rocket engine is in front and behind it is the payload.

Hier ist für die Nutzlast ein kleinerer Außendurchmesser und für den Raketenmotor ein größerer Außendurchmesser erforderlich, da­ mit die Treibgase nach Austritt aus den Triebwerksdüsen unbehin­ dert abströmen können, während des Durchlaufes der Rakete durch das Abschußrohr. Während des Abrandes des Raketentreibsatzes ver­ lagert sich der Schwerpunkt der Rakete in axialer Richtung, was eine Beeinträchtigung der Treffleistung zur Folge hat.Here is a smaller outer diameter for the payload and for the rocket motor requires a larger outer diameter because with the propellant gases unhindered after exiting the engine nozzles can flow out during the passage of the rocket the launch tube. During the edge of the rocket propellant ver the center of gravity of the rocket bores in the axial direction, what results in impaired hit performance.

Die Nutzlast, d. h. Wirkladung gegen ein Ziel, ist in den aller­ meisten Fällen als Hohlladung ausgebildet.The payload, i. H. Active charge against a target is in everyone in most cases designed as a shaped charge.

Drallstabilisierte Feststoffraketen mit einem Hohlladungsgefechts­ kopf, die ohne Fremdlenkung in das Ziel fliegen, haben den Nach­ teil, daß die Rotation des Gefechtskopfes die Wirksamkeit der Hohlladung (Durchschlagsleistung) bei der Detonation stark ver­ ringert. Swirl-stabilized solid rockets with a shaped charge battle heads that fly to the target without external control have the night part that the rotation of the warhead affects the effectiveness of Hollow charge (breakdown) strongly detonated during detonation wrestles.  

Für eine stärkere Hohlladung müßte aber das Kaliber heraufgesetzt werden, was nur im begrenzten Maße möglich ist. Die neue vielfach angewandte Mehrschichtpanzerung und Aktiv-Panzerung sind mit einer konventionellen Hohlladung kaum noch zu durchschlagen.For a stronger shaped charge, however, the caliber would have to be increased become what is only possible to a limited extent. The new multiple applied multi-layer armor and active armor are with one conventional hollow charge can hardly be penetrated.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, eine einfache, billig zu fer­ tigende, drallstabilisierte Rakete zu schaffen mit einer verbesser­ ten Treffgenauigkeit und einer gesteigerten Durchschlagsleistung, wobei der Drall sowohl durch die Aerodynamik als auch unterstützt durch den Antrieb (Rückstoß) aufbringbar ist.The object of the invention is therefore to provide a simple, cheap to fer creating a spin-stabilized rocket with an improved accuracy and increased penetration, the swirl supported by both aerodynamics and can be applied by the drive (recoil).

Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß der Raketenmotor zentral (in der Mitte) sowie vorne und hinten die Hohlladungen (Nutzlasten) angeordnet sind. Durch die zentrale Anordnung des Raketenmotors findet während des Abbrandes des Raketentreibsatzes nur eine geringe Verschiebung des Raketenschwerpunktes in axialer Richtung statt. Die vordere und die hintere Hohlladung werden mit kurzem zeitlichem Abstand zur Detonation gebracht. Die vordere Hohlladung wird zuerst zur Detonation gebracht und kurze Zeit später die hintere. Der Hohlladungsstrahl der hinteren Hohlladung ist auf den Einschußkanal der vorderen Hohlladung gerichtet. Die Gesamtdurchschlagsleistung der Rakete ist jetzt die Summe aus der Durchschlagsleistung der hinteren und vorderen Hohlladung.According to the invention this is achieved in that the rocket motor central (in the middle) as well as the shaped charges at the front and back (Payloads) are arranged. Due to the central arrangement of the Rocket engine takes place during the combustion of the rocket propellant only a slight shift in the center of gravity of the missile in the axial direction Direction instead. The front and the back shaped charge are with detonated briefly. The front one Hollow charge is detonated first and for a short time later the rear one. The shaped charge jet of the rear shaped charge is aimed at the bullet channel of the front shaped charge. The Total missile penetration is now the sum of the Breakdown performance of the rear and front shaped charge.

Damit den Hohlladungen von der im Flug um ihre Längsachse rotieren­ den Rakete kein Drehmoment mitgeteilt wird, sind diese mittels Wälzlagerungen frei drehbar auf der Raketenlängsachse montiert. Die Nutzlasten verbleiben durch diese Maßnahme nahezu im Stillstand.So that the shaped charges rotate in flight about their longitudinal axis the rocket is not informed of any torque, they are by means of Rolling bearings freely rotatable on the rocket's longitudinal axis. This measure means that the payloads remain almost at a standstill.

Eine Ausführungsvariante, bei der nur eine Nutzlast drehbar ange­ ordnet ist, ist selbstverständlich möglich. Die Triebwerksdüsen sind außen an der Raketenbrennkammer befestigt, damit der Abgas- oder Treibgasstrahl nicht durch die hintere Hohlladung oder Nutz­ last behindert wird. An embodiment variant in which only one payload is rotatably attached is of course possible. The engine nozzles are attached to the outside of the rocket combustion chamber so that the exhaust gas or propellant gas jet not through the rear shaped charge or utility load is hindered.  

Die äußere Anbringung bewirkt gleichzeitig, daß für die Einlei­ tung der Raketenrotation (Drall) um ihre Längsachse eine Ver­ größerung des Drehmomentes und eine Erhöhung der Drehzahl ein­ tritt.The external attachment causes at the same time that for the Einlei tion of the rocket rotation (swirl) around its longitudinal axis a Ver increase in torque and an increase in speed occurs.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung können die Gehäuse der Triebwerksdüsen in ihren Querschnitten als Tragflügelprofile aus­ gelegt sein, und zwar so, daß der Auftrieb (anströmender Fahrt­ wind) hier als Drehmoment um die Raketenlängsachse wirkt. Dadurch wird die Rotation (Drall) der Rakete im aktiven Bereich, d. h. arbeitender Antriebsmotor, der Flugbahn gesteigert und im passi­ ven Bereich ein größerer Abfall der Raketendrehzahl verhindert.In a further embodiment of the invention, the housing of the Engine nozzles in their cross sections as wing profiles be laid in such a way that the buoyancy (approaching flight wind) acts here as a torque around the longitudinal axis of the rocket. Thereby the rotation (swirl) of the rocket in the active area, i. H. working drive motor, increased trajectory and in passi prevents a large drop in rocket speed in the area.

Um die aerodynamische Wirksamkeit der Leitwerksflossen zur Dreh­ momenterzeugung während der aktiven Flugphase zu steigern, ist es vorteilhaft, diese unterhalb des Düsenaustritts so zu ver­ längern, daß die über die Fläche hinwegströmenden Gase einen zu­ sätzlichen "Auftrieb" an der Flosse erzeugen, der ein entsprechen­ des Drehmoment für die Rakete steigert.About the aerodynamic effectiveness of the tail fins for turning to increase torque generation during the active flight phase it is advantageous to ver this below the nozzle outlet lengthen that the gases flowing over the surface generate additional "buoyancy" on the fin that corresponds to a the torque for the rocket increases.

Durch die konstruktive Auslegung der erfindungsgemäßen Rakete mit zwei Nutzlasten sind mehrere Kombinationen für die beabsichtigte Wirkung im Ziele möglich.By constructive design of the missile according to the invention with two payloads are multiple combinations for the intended Impact possible in the target.

Es sind z. B. folgende Kombinationen der beiden Nutzlasten denk­ bar:There are e.g. B. think of the following combinations of the two payloads bar:

  • - vordere und hintere Nutzlast als abgekoppelte (drehbare) Hohl­ ladung- Front and rear payload as a decoupled (rotatable) hollow charge
  • - vorne starre, hinten abgekoppelte Hohlladung - rigid charge at the front, decoupled shaped charge at the back  
  • - vorne drehbare Hohlladung, hinten starre Splitter/Spreng-Ladung- Hollow shaped charge at the front, rigid at the rear Splinter / explosive charge
  • - vorne starre Quetschkopf-Ladung, hinten drehbare Hohlladung- Rigid crimp head load at the front, rotatable hollow charge at the rear
  • - vorne Brandladung, hinten drehbare Hohlladung- Fire charge in the front, rotatable shaped charge in the back
  • - vorne drehbare Hohlladung, hinten Brandladung.- Hollow shaped charge at the front, fire charge at the rear.

Die Erfindung wird schematisch anhand eines Ausführungsbeispieles näher erläutert. Es zeigt in der Zeichnung dieThe invention is illustrated schematically using an exemplary embodiment explained in more detail. It shows in the drawing

Fig. 1 Seitenansicht einer Rakete mit zwei Nutzlasten (nur Hohlladungen) Fig. 1 side view of a missile with two payloads (only hollow charges)

Fig. 2 Hinteransicht einer Rakete Fig. 2 rear view of a rocket

Fig. 3 Längsschnitt durch eine als Leitwerksflosse ausgelegte Düse der Rakete nach Fig. 1 Fig. 3 shows a longitudinal section through a nozzle designed as a stabilizer fin of the missile according to Fig. 1

Fig. 4 Seitenansicht einer Rakete mit als Tragflügel geformter Düse. Fig. 4 side view of a rocket with a wing shaped as a nozzle.

In Fig. 1 ist eine Rakete in der Seitenansicht im Teilschnitt dar­ gestellt. Die vordere Nutzlast 2 und die hintere Nutzlast 3 ent­ halten je eine Hohlladung. Die beiden Hohlladungen sind über ein Rohr 14 miteinander verbunden, das durch die Brennkammer 9 geführt, an den beiden äußeren Enden der Brennkammer 9 über die als Kugel­ lager ausgelegten Wellenlager 10 befestigt ist. Damit sind die beiden Nutzlasten 2/3 gegenüber dem Raketenmotor 5 um die Längs­ achse gegeneinander verdrehbar. Beide Nutzlasten sind mit einer aerodynamisch geformten Haube 12, die mit dem Raketenmotor 5 starr verbunden ist, abgedeckt. Die äußere Form der Triebwerksdüsen 4 entspricht einem Flossenleitwerk mit einem Anstellwinkel 7 von ca. 12°. Der Düsenaustritt 16 ist als Langloch geformt. An der Spitze der vorderen Nutzlast 2 ist der Zündkontakt 15 angeordnet. Die Triebwerksdüsen 4 sind vorne und hinten in ihren Außenmaßen gleich und geben damit der Rakete die Führung im Abschußrohr.In Fig. 1, a rocket is shown in side view in partial section. The front payload 2 and the rear payload 3 ent each contain a shaped charge. The two shaped charges are connected to one another via a tube 14 which is guided through the combustion chamber 9 and is fastened to the two outer ends of the combustion chamber 9 via the shaft bearings 10 designed as ball bearings. Thus, the two payloads 2/3 are rotatable relative to the rocket motor 5 about the longitudinal axis. Both payloads are covered with an aerodynamically shaped hood 12 , which is rigidly connected to the rocket motor 5 . The outer shape of the engine nozzles 4 corresponds to a fin with an angle of attack 7 of approximately 12 °. The nozzle outlet 16 is shaped as an elongated hole. The ignition contact 15 is arranged at the tip of the front payload 2 . The engine nozzles 4 are the same in front and rear in terms of their external dimensions and thus give the rocket guidance in the launch tube.

In Fig. 2 ist diese Rakete aus der Sicht von hinten auf die als Flossenleitwerk konzipierten Triebswerksdüsen 4 dargestellt, deren Austrittsöffnungen 16 gleichmäßig auf den Umfang der Rakete ver­ teilt sind. Die Anzahl der Triebwerksdüsen ist selbstverständlich variierbar. In Fig. 3 ist die als Leitwerksflosse ausgebildete Triebwerksdüse 4 im Längsschnitt (Schnitt "A" "B" in Fig. 1) darge­ stellt. Die Triebswerksdüse 4 wird von den vom Raketenmotor er­ zeugten Gasen vom Düseneintritt 19 zum Düsenaustritt 16 hin durch­ strömt. Die Rakete in Fig. 1, 2 und 3 arbeitet wie folgt:In Fig. 2 this rocket is shown from the rear view of the engine nozzles 4 designed as a fin tail, the outlet openings 16 of which are evenly distributed over the circumference of the rocket. The number of engine nozzles can of course be varied. In Fig. 3 is designed as the tail fin engine nozzle 4 in longitudinal section (section "A""B" in Fig. 1) is Darge. The engine nozzle 4 is from the rocket engine generated gases from the nozzle inlet 19 to the nozzle outlet 16 flows through. The rocket in Figures 1, 2 and 3 operates as follows:

Beim Abschuß wird der Treibsatz 8 gezündet. Die durch den Abbrand des Treibsatzes entstehenden Gase erzeugen einen Druckanstieg in der Brennkammer 9, wodurch das Ausströmen der Treibgase durch die Düsen 4 ins Freie bewirkt wird. Der als Reaktion auf die aus­ strömenden Gase entstehende Raketenschub versetzt die Rakete in eine Translationsbewegung. Da die Düsen 4 in einem Winkel 7 zur Raketenlängsachse angestellt und tragflächenartig ausgebildet sind, führt die Rakete gleichzeitig eine Rotationsbewegung um diese Achse aus. Die Nutzlasten 2, 3 verharren währenddessen wegen ihrer reibungsarmen Lagerung und ihrer trägen Masse in drehlosem Zustand bzw. rotieren mit einer sehr niedrigen Drehgeschwindig­ keit um die Längsachse der Rakete. Beim Aufprall auf das Ziel löst der Zündkontakt 15 in der Spitze der vorderen Nutzlast 2 (Gefechtskopf) die Zündung der vorderen Hohlladung 13 aus. An­ schließend wird die hintere Hohlladung gezündet. Der Hohlladungs­ strahl der hinteren Hohlladung 13 trifft in den Einschußkanal, der durch die Detonation der vorderen Hohlladung 13 entstanden ist und steigert dadurch die Durchschlagsleistung dieser Rakete be­ trächtlich. Da die Gefechtsköpfe 2, 3 während des Fluges und beim Aufprall auf das Ziel nur eine geringfügige Drehbewegung aus­ führen, können die Hohlladungen 13 ihre volle Wirkung entfalten.When fired, the propellant 8 is ignited. The gases resulting from the combustion of the propellant charge produce an increase in pressure in the combustion chamber 9 , as a result of which the propellant gases flow out through the nozzles 4 into the open. The rocket thrust resulting from the flowing gases causes the rocket to translate. Since the nozzles 4 are positioned at an angle 7 to the longitudinal axis of the rocket and are designed like wings, the rocket simultaneously executes a rotational movement about this axis. The payloads 2, 3 remain meanwhile because of their low-friction bearing and their inert mass in a rotational state or rotate at a very low speed of rotation about the longitudinal axis of the rocket. Upon impact with the target, the ignition contact 15 in the tip of the front payload 2 (warhead) triggers the ignition of the front shaped charge 13 . Then the rear shaped charge is ignited. The shaped charge jet of the rear shaped charge 13 hits the bullet channel, which is caused by the detonation of the front shaped charge 13 and thereby increases the penetration of this rocket. Since the warheads 2, 3 perform only a slight rotary movement during the flight and upon impact with the target, the shaped charges 13 can develop their full effect.

In Fig. 4 ist die Rakete in der Seitenansicht dargestellt. Die vordere Nutzlast 2 besteht aus einem Hohlladungsgefechtskopf 13, welcher mit dem Raketenmotor 1 über das Kugellager 10 verbunden ist. Die hintere Nutzlast 3 enthält eine Brandladung. Die Trieb­ werksdüsen 4 sind als Leitwerksflossen konzipiert, die in ihrem Querschnitt als Tragflügelprofil ausgebildet sind. In FIG. 4, the rocket is shown in the side view. The front payload 2 consists of a shaped charge warhead 13 which is connected to the rocket motor 1 via the ball bearing 10 . The rear payload 3 contains a fire charge. The engine nozzles 4 are designed as tail fins, which are designed in their cross section as a wing profile.

Verzeichnis der BezugszahlenList of reference numbers

1 - Raketenmotor
2 - vordere Nutzlast
3 - hintere Nutzlast
4 - Triebswerksdüsen
5 - Raketenrumpf
6 - Düsenachsen
7 - Anstellwinkel der Düsen
8 - Treibsatz
9 - Brennkammer
10 - Wellenlager
11 - Flügelansatz
12 - aerodynamisch geformte Haube
13 - Hohlladung
14 - Verbindungsrohr
15 - Zündkontakt
16 - Düsenaustritt
17 - Bodenzünder der vorderen Hohlladung
18 - Bodenzünder der hinteren Hohlladung
19 - Düseneintritt 1 - rocket engine
2 - front payload
3 - rear payload
4 - engine nozzles
5 - missile hull
6 - nozzle axes
7 - Angle of attack of the nozzles
8 - propellant charge
9 - combustion chamber
10 - shaft bearing
11 - wing attachment
12 - aerodynamically shaped hood
13 - shaped charge
14 - connecting pipe
15 - ignition contact
16 - Nozzle outlet
17 - Ground igniter of the front shaped charge
18 - Ground igniter of the rear shaped charge
19 - Nozzle entry

Claims (4)

1. Drallstabilisierte Rakete, bestehend aus einem zwischen einer Nutzlast (2) im Gefechtskopf und einer Nutzlast (3) im Raketen­ heck angeordneten Raketenmotor (1), wobei der durch Betreiben des Raketenmotors (1) entstehende Schubstrahl nach außerhalb des Raketenrumpfs (5) führbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Raketenmotor (1) zwischen der Nutzlast (2) im Gefechts­ kopf und der Nutzlast (3) im Raketenheck drehbar um ein zwischen den Nutzlasten befindliches Verbindungsrohr (14) angeordnet ist und daß zur Schubstrahlführung nach außerhalb des Raketen­ rumpfes (5) an dessen Umfang gleichmäßig verteilt und zur Ra­ ketenlängsachse winklig angeordnete Triebswerksdüsen (4) vorge­ sehen sind, deren äußere Form tragflügelartig ausgebildet ist, so daß die Anordnung der Triebswerksdüsen als Leitwerk ausge­ bildet ist.1. Swirl-stabilized rocket, consisting of a rocket engine ( 1 ) arranged between a payload ( 2 ) in the warhead and a payload ( 3 ) in the missile rear, the thrust jet resulting from operating the rocket motor ( 1 ) being able to be guided outside the missile fuselage ( 5 ) is characterized in that the rocket motor ( 1 ) between the payload ( 2 ) in the warhead and the payload ( 3 ) in the missile tail is rotatably arranged around a connecting tube ( 14 ) located between the payloads and that for thrust jet guidance to the outside of the missile fuselage ( 5 ) evenly distributed on its circumference and to the Ra ketenlängsachse angularly arranged engine nozzles ( 4 ) are easily seen, the outer shape of which is wing-shaped, so that the arrangement of the engine nozzles is formed as an empennage. 2. Drallstabilisierte Rakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Lagerung zwischen dem Raketenmotor und den Nutzlasten durch Wälzlager darstellbar sind. 2. Swirl stabilized rocket according to claim 1, characterized, that the storage between the rocket engine and the payloads can be represented by roller bearings.   3. Drallstabilisierte Rakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Lagerung zwischen dem Raketenmotor und den Nutzlasten durch ein Gaslager darstellbar ist.3. Swirl stabilized rocket according to claim 1, characterized, that the storage between the rocket engine and the payloads can be represented by a gas store. 4. Drallstabilisierte Rakete, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkel zwischen dem Düsenelement und der Raketenlängs­ achse 7° bis 12° vorwiegend aber 10° beträgt.4. Swirl stabilized rocket, characterized, that the angle between the nozzle element and the missile is longitudinal axis is 7 ° to 12 ° mainly but 10 °.
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