DE8627818U1

DE8627818U1 - Device for stabilizing missiles

Info

Publication number: DE8627818U1
Application number: DE19868627818
Authority: DE
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1986-10-18
Filing date: 1986-10-18
Publication date: 1987-02-19

Description

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Einrichtung zur Stabilisierung von FlugkörpernDevice for stabilizing missiles

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Stabilisierung von Flugkörpern in Form von Gefechtskopf en gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to a device for stabilizing missiles in the form of warheads according to the preamble of claim 1.

Durch die DE-OS 33 27 945 ist ein Gechoß dieser Art bekanntgeworden, bei dem zur Verringerung der Baulänge in der Abschußposition das Antriebsteil koaxial verschiebbar um das Nutzlastteil gelagert ist. Dadurch wird erreicht, daß eine Handhabung in engen Kampfräumen, wie beispielsweise Panzertürme/ erleichtert wird und außerdem Lager- und Transportraum eingespart wird. Diese Einrichtung hat jedoch den Nachteil, daß eine Reihe feinwerktechnischer Bauelemente zur Abdichtung, Verriegelung und Stabilisierung verwendet werden müssen, die in ihrer Funktion und Wirkungsweise sehr genau aüf^ einander abgestimmt werden müssen. So muß eine Treibscheibe als Heckscheibe den vollen Treibladungsdruck beim Abschuß aufnehmen und gleichzeitig einen ganz bestimmten Teil der Treibladungsgase in den heckseitigen Bereich des Geschoßantriebsteils eindringen lassen, die jedoch wieder zum Geschoßvorderteil - dem sogenannten Nutzlastteil - abgedichtet sein müssen. Außerdem muß eine Verschiebung dieses Nutzlastteils nach vorne während der Abschußphase durch eine zusätzliche Verriegelung verhindert werden, die jedoch wieder so zu dimensionieren ist, daß sie sofort nach Eliminierng der Trägheitskräfte außer Wirkung tritt und die Verschiebung des Nutzlastteils nach Verlassen des Geschützrohr res zuläßt, dadurch das Leitwerk zur Stabilisierung freigibt und gleichzeitig den Treibstoff im Antriebsteil entzündet und den Gasstromkanal freigibt. Der technische Aufwand eines solchen Geschosses ist beispielsweise für Hehrzweckgeschosse, die aus sogenanntenA projectile of this type has become known through DE-OS 33 27 945, in which the drive part is mounted coaxially around the payload part to reduce the overall length in the firing position. This makes handling in tight combat spaces, such as tank turrets, easier and also saves storage and transport space. However, this device has the disadvantage that a series of precision engineering components must be used for sealing, locking and stabilization, which must be very precisely coordinated with one another in terms of their function and mode of operation. For example, a drive disk as the rear disk must absorb the full propellant charge pressure during firing and at the same time allow a very specific portion of the propellant charge gases to penetrate into the rear area of the projectile drive part, which must then be sealed off from the front part of the projectile - the so-called payload part. In addition, a forward displacement of this payload part during the firing phase must be prevented by an additional locking mechanism, which must, however, be dimensioned in such a way that it ceases to work immediately after the inertia forces have been eliminated and allows the displacement of the payload part after leaving the gun barrel, thereby releasing the tail unit for stabilization and at the same time igniting the fuel in the drive unit and releasing the gas flow channel. The technical complexity of such a projectile is, for example, comparable to military projectiles, which consist of so-called

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Streübehältern ausgestoßen werden, viel zu aufwendig.Spreading containers are far too complicated.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile zu beseitigen und eine Einrichtung der genannten Art zu schaffen, die nicht nur optimal zu lagern und zu transportieren ist, sondern kompakt dimensioniert und sofort nach dem Ausstoß in eine aerodynamisch optimale Form gebracht ist.The present invention is based on the object of eliminating these disadvantages and of creating a device of the type mentioned which is not only optimal for storage and transport, but also has compact dimensions and is brought into an aerodynamically optimal shape immediately after ejection.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgeführten Maßnahmen in einfacher und zuverlässiger Weise gelöst. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen und Variierungen aufgezeigt und in der nachfolgenden Beschreibung sind Aüsführungsbeispiele erläutert, die in den Figuren der Zeichnung skizziert sind. Es zeigenThis task is solved in a simple and reliable manner by the measures listed in claim 1. The subclaims show advantageous embodiments and variations and the following description explains embodiments that are outlined in the figures of the drawing. They show

Fig. 1 eine Seitenansicht im Teilschnitt eines Gefechtskopfes in eingefahrenem Zustand, wie er vor dem Abschuß bzw. Ausstoß vorliegt,Fig. 1 is a side view in partial section of a warhead in the retracted state, as it appears before launch or ejection,

Fig. 2 eine Ansicht im Teilschnitt gemäß Fig. 1 in ausgefahrenem Zustand, wie er nach Ausstoß bzw. nach Verlassen des Geschützes oder Behälters eingenommen wird,Fig. 2 is a partial section view according to Fig. 1 in the extended state, as it is assumed after ejection or after leaving the gun or container,

Fig. 3 einen Teilschnitt eines Ausführungsbeispieles von einem Luftführüngsmantel mit Abdichtleisten in schematischer Darstellung,Fig. 3 a partial section of an embodiment of an air duct casing with sealing strips in a schematic representation,

Fig. 4 einen Teilschnitt der Einzelheit A gemäß Fig. in schematischer Darstellung,Fig. 4 is a partial section of detail A according to Fig. in a schematic representation,

Fig. 5 einen Schnitt entlang der Linie B-B gemäß Fig. in schematischer Darstellung.Fig. 5 is a schematic view of a section along the line B-B in FIG.

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Wie aus den Fig. 1 und 2 ersichtlich/ ist ein Gefechtskopf 10 mit einem zusätzlichen Luftführungsmantel 11 ▼ersehen, der den in Ruhe- bzw. Transportstellung eingeschobenen Leitwerksträger 12 überdeckt. Dieser Luftführungsmantel weist an seinem Umfang mehrere Lufteinlaßkanäle 11a auf.As can be seen from Fig. 1 and 2, a warhead 10 is provided with an additional air guide casing 11, which covers the tail unit support 12 when pushed into the rest or transport position. This air guide casing has several air inlet channels 11a on its circumference.

Der topfartige Leitwerksträger 12 ist nun in dem von Gefechtskopf 10 und Luftfuhrungsmantel Il gebildeten Hohlraum gelagert, wobei die unter Federdruck vorgespannten Leitwerksflügel 13 von dem Luftfuhrungsmantel in diesem Zustand gehalten werden. Der Boden 13c des Leitwerksträgers 12 bzw. des Gasstauraumes 14a dient bei Abschuß des Gefechtskopfes aus einem Rohr als Auffangfläche für die Treibgase beim Abschuß.The pot-shaped tail unit support 12 is now mounted in the cavity formed by the warhead 10 and the air guide casing II, whereby the tail unit wings 13, which are pre-tensioned under spring pressure, are held in this state by the air guide casing. The base 13c of the tail unit support 12 or the gas storage space 14a serves as a collecting surface for the propellant gases during the launch of the warhead from a tube.

Bei einem Ausführungsbeispiel ist vorgesehen, daß das Leitwerk bzw. der Leitwerksträger 12 durch die Gase eines Gasgenerators 14 ausgefahren wird, der im Heck des G^fechtskopfes 10 angeordnet ist und dessen Gase durch Druck auf den Boden 13c das Ausfahren des Leitwerksträgers 12 bewerkstelligt. Dieses Ausfahren wird nun durch den über die Lufteinlaßkanäle 11a einströmenden Luftstrom wesentlich unterstützt, der außerdem noch erheblich zur Stabilisierung des Gefechtskopfes 10 auf seiner Flugbahn beiträgt.In one embodiment, it is provided that the tail unit or the tail unit carrier 12 is extended by the gases of a gas generator 14, which is arranged in the rear of the warhead 10 and whose gases cause the extension of the tail unit carrier 12 by exerting pressure on the floor 13c. This extension is now significantly supported by the air flow flowing in via the air inlet channels 11a, which also contributes significantly to stabilizing the warhead 10 on its flight path.

Wie insbesondere aus der Fig. 2 ersichtlich ist, weist der Leitwerksträger 12 einen Endanschlag 12a auf, der von dem Anschlag 15 des Gefechtskopfes 10 gefangen wird. Die Leitwerksflügel 13 sind schwenkbar in den Flügellagern 13a, 13b angeordnet, wobei eine Feder (nicht gezeichnet) jeden Flügel in die Arbeitsstellung bringt und zwar unmittelbar nach Verlassen des Luftfüh-As can be seen in particular from Fig. 2, the tail unit carrier 12 has an end stop 12a, which is caught by the stop 15 of the warhead 10. The tail unit wings 13 are arranged so that they can pivot in the wing bearings 13a, 13b, with a spring (not shown) bringing each wing into the working position immediately after leaving the air guide.

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rungsmantels 11, so daß noch wahrend der Endphase des Ausfahrens des Leitwerksträgers 12 bereits eine Flugstabilisierung gegeben ist. Durch das Ausfähren und Ausklappen der Leitwerksflügel, die auch als Stabilisierungsflossen bezeichnet werden, wird ein günstiger Hebelarm zum Schwerpunkt S des Gefechtskopfes 10 gebildet, der die optimale Stabilisierung auf der gewünschten Flugbahn sicherstellt.stabilization casing 11, so that flight stabilization is already provided during the final phase of the extension of the tail boom 12. By extending and folding out the tail wings, which are also referred to as stabilization fins, a favorable lever arm is formed to the center of gravity S of the warhead 10, which ensures optimal stabilization on the desired flight path.

In den Fig. 3, 4 und 5 ist ein weiteres Ausführungsbeispiel gezeigt, bei dem eine automatische Verschiebung des Leitwerkstragers 12 durch die über die Lufteinlaßkanäle 11a einströmende Luft bewerkstelligt wird. Hierdurch entfällt die Anordnung eines Gasgenerators. Um in diesem Falle zwischen Gefechtskopf 10 und Luftführungsmantel 11 einen Staudruckraum lib zu erhalten, ist vorgesehen, daß einmal der Endanschlag 12a des Leitwerkstragers 12 und zum anderen das der Gefechtskopfspitze zugewandte Flügellager 13a mit sogenannten Dichtringleisten - wie sie beispielsweise bei Wankelmotoren bekannt sind - 16a bzw. 16b ausgestattet sind. Hierbei ist die Dichtringleiste 16a in einer Nut 12b des E-^danschlags 12a gelagert und wird durch Druckfedern an die Innenfläche des Luftführungsmantels 11 gedrückt. Weiterhin sind in ihrer Höhe kleiner gehaltene Dichtringleisten 16b in Nuten des Flügellagers 13a angeordnet. In eingefahrenem Zustand des Leitwerkstragers 12 schließen die Dichtringleisten zu einen überwiegendem Teil den Stauraum 11b ab, so daß sie Fangflächen der über die Lufteinlaßkanäle 11a einströmenden Luft bilden und den dadurch entstehenden Druck der Luft in Bewegungsenergie für den Leitwerksträger umsetzen, d.h. diesen Träger in seine Flugstabilsierungsstellung ausfahren. Damit nun in ausgefahrenem Zustand kein zusätzlicher Luftwiderstand gebildet wird, können die Druck-In Figs. 3, 4 and 5, a further embodiment is shown in which an automatic displacement of the tail unit support 12 is achieved by the air flowing in via the air inlet channels 11a. This eliminates the need for a gas generator. In order to obtain a dynamic pressure space lib between the warhead 10 and the air guide casing 11 in this case, it is provided that the end stop 12a of the tail unit support 12 and the wing bearing 13a facing the warhead tip are equipped with so-called sealing ring strips - as are known, for example, from Wankel engines - 16a and 16b respectively. The sealing ring strip 16a is mounted in a groove 12b of the end stop 12a and is pressed against the inner surface of the air guide casing 11 by compression springs. Furthermore, the sealing ring strips 16b, which are smaller in height, are arranged in the grooves of the wing bearing 13a. When the tail unit support 12 is retracted, the sealing ring strips largely close the storage space 11b, so that they form catch surfaces for the air flowing in via the air inlet channels 11a and convert the resulting air pressure into kinetic energy for the tail unit support, i.e. they extend this support into its flight stabilization position. So that no additional air resistance is created when the support is extended, the pressure

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federn 17 so dimensioniert sein, daß die Dichtringleisten 16a sofort nach Verlassen des Luftführungsmantels 11 herausfallen. Dasselbe kann mit den Dichtringleisten 16b geschehen, diese könnten aber auch in dem Flügellager 13b verbleiben, da sie nur relativ wenig in den Luftstrom hinausragen. Hier wäre auch die Möglichkeit gegeben, das Flügellager 13a so zu dimensionieren, daß es auch die Funktion der Dichtringleiste übernimmt. Vorteilhaft ist es, wenn Dichtringleisten 16a in ihrer lagemäßigen Anordnung am Umfang des Leitwerksträgers zu den Dichtringleisten 16b versetzt sind, gewissermaßen "auf Lücke", angeordnet sind.springs 17 should be dimensioned so that the sealing ring strips 16a fall out immediately after leaving the air duct casing 11. The same can happen with the sealing ring strips 16b, but these could also remain in the wing bearing 13b, since they only protrude relatively little into the air flow. Here it would also be possible to dimension the wing bearing 13a so that it also takes over the function of the sealing ring strip. It is advantageous if the sealing ring strips 16a are offset in their positional arrangement on the circumference of the tail unit support relative to the sealing ring strips 16b, so to speak "with a gap".

In Ausführungsbeispielen ist als weitere Variante zum Austreiben des Leitwerkskörpers 12 vorgesehen, dies mittels einer der aufzubringenden Kraft entsprechend dimensionierten Druckfeder zu bewerkstelligen. Auch ist es möglich, die Endarretierung des Leitwerksträgers 12 mittels eines selbsthemmenden Auflaufkegeis bzw. Konus durchzuführen.In embodiments, a further variant for driving out the tail unit body 12 is provided, this is accomplished by means of a compression spring dimensioned according to the force to be applied. It is also possible to carry out the final locking of the tail unit support 12 by means of a self-locking run-on cone or cone.

16.10.1986, 0954A16.10.1986, 0954A

Kremnitz/ZgKremnitz/Zg

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Reference list

10 = Gefechtskopf10 = Warhead

11 = Luftführungsmantel 11a = Lufteinlaßkanäle lib = Staudruckraum11 = Air duct casing 11a = Air inlet channels lib = Dynamic pressure chamber

12 = Leitwerksträger12 = Tail boom

12a = Endanschlag des Leitwerksträgers12a = End stop of the tail boom

12b = Nut für Dichtringleisten12b = Groove for sealing ring strips

13 = Leitwerksflügel 13a, b =
Flügellager13 = tail wing 13a, b =
Wing bearing

13c = Boden13c = floor

14 = Gasgenerator 14a = Gasstauraum14 = Gas generator 14a = Gas storage space

15 = Anschlag für Leitwerksträger am Gefechtskopfende 16a = Dichtringleisten in 12a15 = Stop for tail boom at warhead end 16a = Sealing ring strips in 12a

16b = Dichtringleisten in 13a16b = Sealing ring strips in 13a

17 = Druckfeder17 = compression spring

S = SchwerpunktS = Center of gravity

Claims

;.'..'l '..",,' 16.10.1986, 0954A Kremnitz/Zg 10 087 Device for stabilizing missiles Protection claims:

1. Device for stabilizing missiles in the form of warheads, in which the stabilizing device is mounted in a ring-shaped and displaceable manner above the warhead in the rest, transport and launch positions, characterized in that an air guide casing (11) with several air inlet channels (11a) is permanently assigned to the warhead (10), which covers the displaceably mounted tail unit carrier (Cl2), keeps the tail unit wing (13) of which in the folded-in state before launch and forms the dynamic pressure chamber (Hb) for extending the tail unit carrier (12) after launch.

2. Device according to claim 1, characterized in that the warhead (10) is designed at its rear end as a stop (15) for the tail unit carrier (12).

3. Device according to claim 1 or 2, characterized in that the tail unit carrier (12) is provided with an end stop (12a) which is caught by the stop (15) of the warhead.

4. Device according to claims 1 to 4, characterized in that the warhead (10) is provided at its rear end with a gas generator (14) for extending the tail unit carrier (12).

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5. Device according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that both the end stop (12a) of the tail unit carrier, as well as the wing bearing (13a) facing the warhead tip are provided with sealing ring strips (16a, 16b).

7, Device according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the sealing ring strips (16a) in the end stop (12a) are mounted in grooves (12b) on a compression spring (17).

7. Device according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that the sealing ring strips (16a and 16b) are arranged offset from one another - with a gap - in their installation position.

8. Device according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that the expulsion of the tail unit carrier (12) takes place by means of a correspondingly dimensioned spring.

9. Device according to one or more of claims 1 to 8, characterized in that the final locking of the tail unit carrier (12) is carried out by means of a self-locking cone.

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