EP0114602A2 - Missile - Google Patents

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EP0114602A2
EP0114602A2 EP84100124A EP84100124A EP0114602A2 EP 0114602 A2 EP0114602 A2 EP 0114602A2 EP 84100124 A EP84100124 A EP 84100124A EP 84100124 A EP84100124 A EP 84100124A EP 0114602 A2 EP0114602 A2 EP 0114602A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
payload
axis
hollow body
missile according
Prior art date
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Granted
Application number
EP84100124A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP0114602B1 (en
EP0114602A3 (en
Inventor
Werner Dipl.-Ing. Grosswendt
Dieter Dipl.-Ing. Böder
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall GmbH
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Filing date
Publication date
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Publication of EP0114602A2 publication Critical patent/EP0114602A2/en
Publication of EP0114602A3 publication Critical patent/EP0114602A3/en
Application granted granted Critical
Publication of EP0114602B1 publication Critical patent/EP0114602B1/en
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • F42B12/60—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles the submissiles being ejected radially

Definitions

  • the invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads according to the preamble of patent claim 1.
  • a hollow profile 34 In the center of this payload space there is a hollow profile 34 with end plates 30, 32 which can be fastened on both sides at the ends via nuts 36, 38.
  • the end plates are supported against one another by reinforcing rods 18, 20, the reinforcing rods being arranged one behind the other in the radial direction and evenly distributed in the circumferential direction, parallel to the missile axis.
  • a partition wall 16 consisting of thin sheet metal and thin in the form of a wall is wound in a star shape, which results in uniform individual chambers reaching as far as the shell, in which submunitions can be accommodated in multiple arrangements.
  • the partition 16 lies in the area of the inner turning points tangentially against a pipe 50, in the interior of which the inner space delimited by the pipe 34 propellant is arranged.
  • the reinforcing rods are not able to transmit loads in the direction of the missile axis because they have only a low kink stability due to their high degree of slenderness. Because of this, the payload space in question is unable to meet the growing need for high flight accuracy requirements, as is required for swing-out tails of steerable payloads to maintain precise steering functions.
  • the invention has for its object to provide a missile of the type mentioned, in which the area of the payload space at the start and during the flight, a clear division of in the direction of flight k örperachse from the payload resulting pressure-tensile loads from the circumferential direction from the Payload resulting torsional loads on different assemblies is possible and while maintaining an easy to assemble and compact design with simple, low-mass mechanisms, the benefit load space is to be characterized by a high degree of dimensional stability and the mechanisms also fulfill their function reliably when the cover is removed, so that when the payloads are ejected, a high level of flight accuracy can be achieved without hindrance.
  • the invention makes it possible that in a payload space of a missile, which is to be used to transport a plurality of payloads, which only absorbs the shell and transmits it to the missile during the rotational accelerations during the starting process and torques occurring on the flight path, while the The take-off process and any mass longitudinal forces of the payload occurring on the trajectory when the missile is braked are taken up by separate support elements which are designed as hollow bodies and are displaceable in relation to the envelope in the missile axis direction.
  • the hollow bodies are movable in a star shape via guides with the shell connected to the base plate in the axis-parallel direction and positively connected in the circumferential direction, on the one hand a uniform transmission in the longitudinal and circumferential direction of the load resulting from the torsion from the hollow bodies to the shell is achieved and on the other hand, by supporting the hollow body on a largely torsion-proof shell, which due to its closed outer skin and its small wall thickness is particularly characterized by a favorable ratio of polar section modulus to mass, a payload space with high dimensional stability is achieved, with negative effects advantageously due to this composite Effects of the torsional stress with regard to a hindrance of the payload can be avoided.
  • the shape of the hollow bodies designed as support elements offers, due to their isosceles triangular, Form, for the payload rooms to be provided, the advantages of being able to distinguish themselves with a high pressure absorption capacity through a small space requirement, an optimal use of space, a low mass and a high buckling stability.
  • the arrangement of prestressable tensioning elements within the hollow body has a particularly advantageous effect in terms of a favorable use of space by the fact that the prestressing forces are safely and stably supported by the respective hollow body, on the other hand, the advantages of a releasable connection can be sensibly applied, particularly on one simple assembly and high manufacturing accuracy, while straightening work, as is common with non-detachable connections, can be omitted.
  • the hollow bodies are furthermore advantageously characterized in that during the separation process of the casing by the firing of the explosive and the resulting explosion shock, the parts of the hollow bodies which protrude in the radial direction and which are adjacent to the explosive can plastically deform under the action of the explosive. thereby preventing an adverse hindrance to the payload.
  • the star-like connection of the hollow bodies also makes it possible in a simple manner to provide a direct line at the connection points of two adjacent hollow bodies from a central compressed gas line to the bags which are inflatable for the ejection process with compressed gas for ejecting the respective payload.
  • the hollow body can be connected to one another in one piece or releasably via webs, it being possible advantageously to use specifically lightweight cast parts made of an aluminum alloy with only minimal mechanical processing.
  • the connected hollow bodies and webs can also be used in divided directions in the axis-parallel direction, intermediate shelves being provided at the points of contact of the hollow bodies, which are fastened in a space-saving manner by means of preloaded expansion screws can.
  • the subject of the application is particularly advantageous in that the side of the hollow profile facing the shell performs a multiple function, this side of the hollow profile forming a form-fitting connection with the shell in the circumferential direction, which is designed as a sliding guide in the axial direction and additionally in its interior is also equipped with an axially parallel groove for receiving the blasting agent that can be used to divide the shell, which in addition to the clear separation of the torques to be transmitted from the axial thrust forces, on the one hand creates a payload space that is easy to assemble due to the shape, distribution and preload of the hollow body, yet is compact and dimensionally stable and, on the other hand, by the deformability of the side of the hollow profile facing the casing, it is prevented that the explosion shock adversely affects the payload after firing up the explosive.
  • a payload space 5 designed as a partial region of a missile 13 support elements 1 designed as a hollow body 2 are arranged between a front base plate 6 and a rear side base plate 7, the means producing means between the base plates 6, 7 via train connections 4 can be preloaded and, in cooperation with the casing 12, not only enable a plurality of payloads 16 to be in positionally stable transport positions, but also permit trouble-free ejection of the payloads 16 from the payload space 5 at a predeterminable point in the trajectory perpendicular to the missile axis 8.
  • Fig. 1 three support elements 1 are shown as a one-piece star-shaped hollow body 2, each forming closed triangular profiles 21.
  • the connection points 17 of the hollow bodies 2 are formed in their common center as a compressed gas line 20 running around the missile axis 8. Starting from this compressed gas line 20, they run symmetrically to Central axis 43 disposed outer side surfaces 3 6 egg ne s each hollow body 2 up to that of the missile axis 8 equidistant each and reaching to the sheath 12 and arranged perpendicular to the central axis 43 outer casing 3 of the triangular profile 21 in the radial direction.
  • the inner sides of the hollow triangular profile 21 are arranged parallel to the outer side surfaces 36 and the outer jacket 3, while the area of the hollow body 2 between the triangular profile 21 and the connection point 17 is designed as a web 22 tapering towards the missile axis 8.
  • an expansion screw 27 is provided within each triangular profile 21 as a means 4 for a train connection, so that not only the hollow bodies 2 relative to the base plates 6, 7 are arranged via centering pieces 30 also arranged within the respective triangular profile 21 (Fig. 2) are centered, but also by the bias of the expansion screw 27 a dimensionally stable connection between the base plates 6,7 (Fig. 2) and the hollow bodies 2 can be produced.
  • Each jacket 3 of the hollow body 2 contains, parallel to the missile axis direction, along the entire length a centrally arranged outward extension 34, which is closely enclosed on the guide surfaces 35 arranged on both sides by guide elements 33 of the same length and which together with these point in parallel to the missile axis 8 Direction forms a slidable guide 11, which, however, represents a positive connection of the hollow body 2 with the sleeve 12 in the circumferential direction. Due to the rotational movement generated at the launch of the missile 13 about its missile axis 8, which can possibly be maintained or reinforced during flight by additionally arranged engines, torsional loads arise in the area of the payload space 5 (FIG. 2 ) from the payload 16 in the circumferential direction .
  • these torsional loads are received separately in the guides 11 of the largely non-rotatable sleeve 12 and on the rear base plate 7 (FIG. 2) transferred, the sleeve 12 is only able to transmit the loads generated in the circumferential direction due to the axial displacement of the extension 34 in the guide members 33.
  • the extension 34 is provided on its radially outwardly limited side with a groove 14 arranged symmetrically to the central axis 43, which is used to receive an explosive 15 required for dividing the casing 12.
  • the outer shell 3 of the hollow body 2 is also designed such that it can plastically deform under the explosion of the explosive 15 and thereby the payload 16 and the tail wings 49 are not adversely affected.
  • the space-saving design of the star-shaped support elements 1 permit optimal utilization of the payload space 5 (FIG. 2), in which, for example, three steerable payloads can be accommodated next to one another with tailplane wings 49 already pivoted out in a partial area for transport.
  • the payload space 5 (FIG. 2)
  • three steerable payloads can be accommodated next to one another with tailplane wings 49 already pivoted out in a partial area for transport.
  • two of the four empennage wings 49 are advantageously arranged at a minimal parallel distance, while the space between the casing 12 and the payload 16 is sufficiently dimensioned to accommodate the two outer empennage wings 49, which means that the empennage wings 49 after leaving the payload space 5 (FIG.
  • a bag 18 which is inflatable with compressed gas is fastened in recesses 42 of the webs 22 and is connected directly to the central pressure gas line 20 via the connection line 19 passing through the connection point 17.
  • a bag 18 which is inflatable with compressed gas is fastened in recesses 42 of the webs 22 and is connected directly to the central pressure gas line 20 via the connection line 19 passing through the connection point 17.
  • extending floor plates 6, 7 are provided, which on the inwardly directed surfaces 38, after the prestressing by the expansion screws 27, on the end faces 9 and 10 of the support elements 1 designed as hollow bodies 2 can be pressed in a vertically supporting manner.
  • the inertia forces of the payload 16 resulting from the longitudinal acceleration or longitudinal deceleration of the missile 13 are either directly onto the base plate 6 or 7 or via transmission means 25 arranged perpendicular to the missile axis 8 to the hollow bodies 2 and webs 22 for subsequent direct transmission to the base plates 6 or 7 transferable.
  • this transmission means 25 can be designed as a disk-like intermediate floor 48, the hollow body 2 and webs 22, for example divided into two halves in the aircraft body direction, receiving the intermediate floor 48 at the connection points 24 and also being supported vertically under the force of the expansion screws 27 on the surfaces 26 of the intermediate floor 48 press on.
  • the two halves of the support elements 1 and the intermediate base 48 are centered in the radial direction by guides 44 of the expansion screw 27 provided with a multi-stepped shaft, the guides 44 in the bores 31 of the centering pieces 30 and in the bores 28 of the intermediate base 48 in the axial direction are movably introduced.
  • the expansion screw 27 is provided with an external thread on both ends at the ends 47, the expansion screw 27 advantageously being inserted directly into the rear base plate 7 for ease of installation is screwed and the base plate 6 is held on the front by bleeding 50 by the expansion screws 27. Because the nuts 50 are arranged on the side of the base plate 6 facing away from the usable space 5, the guide 44 of the expansion screw 27 can be inserted directly centering into the bore 31 of the base plate 6, as a result of which the front of the hollow body 2 in the radial direction relative to the base plate 6 can be fixed, while the end of the hollow body 2 resting on the side 38 of the rear base plate 7 is locked in the radial direction by a bushing 29 which is fastened in aligned bores 31 of the centering piece 30 and the base plate 7.
  • the sleeve 12 is only fixed on one side in the direction parallel to the axis in order to avoid stresses in relation to the hollow body 2 which is exposed to elastic compressions in the direction of the missile axis, the rear end of the sleeve 12 being impacted, inserted or in the radial direction from the outside via the radial surface 41 rotatable means 37 is attached.
  • the grooves 14 FIG. 1
  • the grooves 40 arranged in the same continuation of the grooves 14 (FIG. 1), which open into a groove 39 arranged in the circumferential direction in the base plate 7, filled by the explosive 15, which can be ignited by an external or internal command in the event of an operation.
  • the bags 18 are in the axial direction over the entire length at the connection point in each sub-parcel of the payload space 5 17 (FIG. 1), each bag 18 being connected directly to the compressed gas line 20 by a plurality of connecting lines 19, as a result of which the bags 18 can be filled up evenly with compressed gas and thus also a rapid ejection of the payload 16 into a perpendicular to the missile axis 8 Ensure direction.
  • connection 23 is established by positive locking of a spring 45 arranged on each separate hollow body 2 with a groove 46 directed radially outward at the end of each web 22 via connecting means, not shown. In the region of the groove 46, the web 22, which has a uniformly thin wall thickness, is fork-shaped.
  • the guide 11 is formed directly by both side surfaces 36 of the hollow profile 2 adjoining the jacket 3 and by two angle profiles each formed as guide elements 33, which are firmly connected to the sleeve 12 on both sides in a sliding manner.
  • an expansion screw 27 is provided analogously to FIG. 1 as a prestressable means 4 for a train connection.
  • the jacket 3 is designed in such a way that it has a groove 14 directed radially outward in the center for receiving the explosive 15 required for disassembling the casing 12, the groove base being able to be plastically deformed under the action of the explosion and thereby avoiding an adverse influence on the payload 16 .
  • the support elements 1, the base plates 6, 7 (FIG. 2) and the intermediate base 48 (FIG. 2) can also be on the support elements, l-fastened brackets are secured during the flight, but they lose their holding function when the payloads 16 are ejected under the pressure of the inflating bags 18.

Abstract

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten mit einem in Einzelkammern aufgeteilten gegen Stützelemente in Flugkörperachsrichtung verschraubten Nutzlastraum, der Mittel zum Ausstoßen der Nutzlast an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn und eine beseitigbare rohrförmige Hülle enthält. Damit der Nutzlastraum ein hohes Maß an Formstabilität erhält und ein störungsfreier Ausstoß der Nutzlasten beim Ablösen der Hülle möglich ist, soll eine eindeutige Aufteilung der in Richtung Flugkörperachse aus der Nutzlast entstehenden Druck-Zugbelastungen von den in Umfangsrichtung weisenden Torsionsbelastungen auf verschiedene Baugruppen erzielt werden. Gelöst wird die Aufgabe dadurch, daß die Stützelemente 1 als Hohlkörper 2 ausgebildet sind, die außenseitig mit einer in achsparalleler Richtung gleitbaren und in Umfangsrichtung formschlüssigen Führung 11 mit der Hülle 12 verbunden sind, wodurch beim Start und während des Fluges die Torsionsbelastungen von der Hülle 12 und die Druck-Zugbelastungen von den über die Dehnschrauben 27 vorgespannten und mit dem Flugkörper verbundenen Hohlkörpern 2 übertragen werden.The invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads with a payload space divided into individual chambers and screwed against support elements in the missile axis direction, which contains means for ejecting the payload at a predeterminable point in the trajectory and a removable tubular casing. So that the payload space receives a high degree of dimensional stability and a trouble-free ejection of the payloads when detaching the shell is possible, a clear distribution of the pressure-tensile loads arising in the direction of the missile axis from the payload from the circumferential torsional loads to different assemblies should be achieved. The object is achieved in that the support elements 1 are designed as hollow bodies 2, which are connected on the outside to the cover 12 by a guide 11 which is slidable in the axially parallel direction and has a positive connection in the circumferential direction, as a result of which the torsional loads from the cover 12 during take-off and during flight and the pressure-tensile loads are transmitted from the hollow bodies 2, which are prestressed via the expansion screws 27 and connected to the missile.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads according to the preamble of patent claim 1.

Ein derartiger Flugkörper, bei dem die Nutzlasten quer zur Flugbahn aus einem in Einzelkammern eingeteilten Nutzlastraum ausgestoßen werden, ist aus der US-PS 37 26 223 bekannt.Such a missile, in which the payloads are ejected transversely to the trajectory from a payload space divided into individual chambers, is known from US Pat. No. 3,726,223.

Im Zentrum dieses Nutzlastraumes ist ein Hohlprofil 34 mit beidseitig an den Enden über Muttern 36, 38 befestigbaren Endplatten 30,32 angeordnet. Die Endplatten werden durch Verstärkungsstangen 18,20 gegeneinander abgestützt, wobei die Verstärkungsstangen in radialer Richtung hintereinander und in Umfangsrichtung gleichmäßig verteilt, parallel zur Flugkörperachse, angeordnet sind. Um diese Verstärungsstangen ist sternförmig eine in der Wandstärke dünne aus Metallblech bestehende Scheidewand 16 endlos gewunden, wodurch bis zur Hülle reichende gleichmäßige Einzelkammern entstehen, in denen jeweils in mehrfacher Anordnung Submunition aufnehmbar ist. Die Scheidewand 16 legt sich im Bereich der inneren Wendepunkte tangierend an ein Rohr 50 an,in dessen innen vom Rohr 34 begrenzten Zwischenraum Treibmittel angeordnet ist. Nach Teilung der Hülle durch mittig in den Einzelkammern auf der Innenseite der Hülle in achsparalleler Richtung angeordneter Schneidladungen 42, wird die Submunition durch die unter dem Druck des gezündeten Treibmittels sich radial nach außen aufweitende Scheidewand 16 quer zur Flugrichtung aus den Einzelkammern ausgestoßen.In the center of this payload space there is a hollow profile 34 with end plates 30, 32 which can be fastened on both sides at the ends via nuts 36, 38. The end plates are supported against one another by reinforcing rods 18, 20, the reinforcing rods being arranged one behind the other in the radial direction and evenly distributed in the circumferential direction, parallel to the missile axis. Around these reinforcing rods, a partition wall 16 consisting of thin sheet metal and thin in the form of a wall is wound in a star shape, which results in uniform individual chambers reaching as far as the shell, in which submunitions can be accommodated in multiple arrangements. The partition 16 lies in the area of the inner turning points tangentially against a pipe 50, in the interior of which the inner space delimited by the pipe 34 propellant is arranged. After division of the sheath by cutting charges 42 arranged centrally in the individual chambers on the inside of the sheath in the axially parallel direction, the submunition is ejected from the individual chambers transversely to the direction of flight by the partition 16 which expands radially outward under the pressure of the ignited propellant.

Was hierbei als nachteilig empfunden wird ist, daß die bei der Rotation in Drehung versetzte vordere Endplatte, resultierend aus der Massenträgheit, gegenüber der heckseitigen Endplatte eine Relativverdrehung erfährt, die dem Verdrehungswinkel des Rohres 34 entspricht. Die Verstärkungsstangen können aufgrund ihres hohen Schlankheitsgrades diesen Zustand nicht ändern. Bei Rotation treten in Umfangsrichtung Belastungen aus der Massenträgheit der Submunition auf, wobei die Scheidewand ebenso wenig wie die Verstärkungsstangen in der Lage sind, ohne Beeinträchtigung diese Belastungen aufzunehmen und zu übertragen. Sind dabei Deformierungen der Submunition nicht ausgeschlossen, so läßt sich erst recht beim Trennvorgang der Hülle durch die Deformierung der Halterung unter der Wirkung der Schneidladung 42 eine schadhafte Beeinflussung der als Nutzlast zu transportierenden Submunition nicht vermeiden. Die Verstärkungsstangen sind nicht in der Lage, in Richtung der Flugkörperachse Belastungen zu übertragen, weil sie aufgrund ihres hohen Schlankheitsgrades nur eine geringe Knickstabilität aufweisen. Aufgrund dessen vermag der in Rede stehende Nutzlastraum nämlich nicht, das wachsende Bedürfnis nach hohen Fluggenauigkeitsansprüchen zu erfüllen, wie es bei ausschwenkbaren Leitwerken lenkbarer Nutzlasten zur Einhaltung präziser Lenkfunktionen gefordert wird.What is perceived as disadvantageous here is that the front end plate set in rotation during rotation, as a result of the inertia, experiences a relative rotation relative to the rear end plate, which corresponds to the angle of rotation of the tube 34. The reinforcement rods cannot change this state due to their high degree of slenderness. When rotating, loads arise from the inertia of the submunition in the circumferential direction, the partition wall and the reinforcing rods being unable to absorb and transmit these loads without impairment. If deformations of the submunition are not ruled out, damage to the submunition to be transported as a payload cannot be avoided, especially during the separation process of the casing by the deformation of the holder under the action of the cutting charge 42. The reinforcing rods are not able to transmit loads in the direction of the missile axis because they have only a low kink stability due to their high degree of slenderness. Because of this, the payload space in question is unable to meet the growing need for high flight accuracy requirements, as is required for swing-out tails of steerable payloads to maintain precise steering functions.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper der eingangs genannten Gattung zu schaffen, bei dem im Bereich des Nutzlastraumes beim Start und während des Fluges eine eindeutige Aufteilung der in Richtung Flugkörperachse aus der Nutzlast entstehenden Druck-Zugbelastungen von den in Umfangsrichtung aus der Nutzlast resultierenden Torsionsbelastungen auf verschiedene Baugruppen möglich ist und unter Wahrung einer leicht montierbaren und kompakten Bauweise mit einfachen, eine geringe Masse aufweisenden Mechanismen sich der Nutzlastraum durch ein hohes Maß an Formstabilität auszeichnen soll und die Mechanismen auch beim Ablösevorgang der Hülle sicher ihre Funktion erfüllen, damit beim Ausstoßen der Nutzlasten von diesen ohne Behinderung eine hohe Fluggenauigkeit erreichbar ist.The invention has for its object to provide a missile of the type mentioned, in which the area of the payload space at the start and during the flight, a clear division of in the direction of flight k örperachse from the payload resulting pressure-tensile loads from the circumferential direction from the Payload resulting torsional loads on different assemblies is possible and while maintaining an easy to assemble and compact design with simple, low-mass mechanisms, the benefit load space is to be characterized by a high degree of dimensional stability and the mechanisms also fulfill their function reliably when the cover is removed, so that when the payloads are ejected, a high level of flight accuracy can be achieved without hindrance.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebene Erfindung gelöst.This object is achieved by the invention specified in claim 1.

Die Erfindung ermöglicht es, daß bei einem Nutzlastraum eines Flugkörpers, der dem Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten dienen soll, die bei den Drehbeschleunigungen während des Startvorganges und auf der Flugbahn auftretenden Drehmomente der Nutzlast ausschließlich die Hülle aufnimmt und auf den Flugkörper überträgt, während die beim Startvorgang und ggf. beim Abbremsen des Flugkörpers auf der Flugbahn auftretenden Massenlängskräfte der Nutzlast von separaten, gegenüber der Hülle in Flugkörperachsrichtung verschieblichen als Hohlkörper ausgebildeten Stützelementen aufgenommen wird.The invention makes it possible that in a payload space of a missile, which is to be used to transport a plurality of payloads, which only absorbs the shell and transmits it to the missile during the rotational accelerations during the starting process and torques occurring on the flight path, while the The take-off process and any mass longitudinal forces of the payload occurring on the trajectory when the missile is braked are taken up by separate support elements which are designed as hollow bodies and are displaceable in relation to the envelope in the missile axis direction.

Dadurch, daß die Hohlkörper sternförmig über Führungen mit der an der Bodenplatte angeschlossenen Hülle in achsparalleler Richtung beweglich und in Umfangsrichtung formschlüssig verbunden sind, wird einerseits eine gleichmäßige in Längs-und Umfangsrichtung verteilte Übertragung der aus der Torsion resultierenden Belastung von den Hohlkörpern auf die Hülle erzielt und andererseits durch die Abstützung der Hohlkörper an einer weitgehendst verdrehsicheren Hülle, die sich aufgrund ihrer geschlossenen Außenhaut und ihrer geringen Wanddicke besonders durch ein günstiges Verhältnis von polarem Widerstandsmoment zur Masse auszeichnet, ein Nutzlastraum mit hoher Formstabilität erzielt, wobei in vorteilhafter Weise durch diesen Verbund negative Auswirkungen aus der Torsionsbeanspruchung bezüglich einer Behinderung der Nutzlast vermieden werden.Characterized in that the hollow bodies are movable in a star shape via guides with the shell connected to the base plate in the axis-parallel direction and positively connected in the circumferential direction, on the one hand a uniform transmission in the longitudinal and circumferential direction of the load resulting from the torsion from the hollow bodies to the shell is achieved and on the other hand, by supporting the hollow body on a largely torsion-proof shell, which due to its closed outer skin and its small wall thickness is particularly characterized by a favorable ratio of polar section modulus to mass, a payload space with high dimensional stability is achieved, with negative effects advantageously due to this composite Effects of the torsional stress with regard to a hindrance of the payload can be avoided.

Die Formgebung der als Stützelemente ausgebildeten Hohlkörper bietet, aufgrund ihrer gleichschenkeligen dreieckigen, Form, für die bereitzustellenden Nutzlasträume die Vorteile sich bei hoher Druckaufnahmefähigkeit durch einen geringen Raumbedarf, eine optimale Raumausnutzung, eine geringe Masse und eine hohe Knickstabilität auszeichnen zu können.The shape of the hollow bodies designed as support elements offers, due to their isosceles triangular, Form, for the payload rooms to be provided, the advantages of being able to distinguish themselves with a high pressure absorption capacity through a small space requirement, an optimal use of space, a low mass and a high buckling stability.

Die Anordnung vorspannbarer Spannelemente innerhalb der Hohlkörper wirkt sich einerseits besonders vorteilhaft in Bezug auf eine günstige Raumausnutzung dadurch aus, daß die Vorspannkräfte sicher und stabil von dem jeweiligen Hohlkörper abstützend aufgenommen werden, andererseits können sinnvollerweise die Vorteile einer lösbaren Verbindung angewandt werden, die besonders an einer einfachen Montage und an einer hohen Herstellgenauigkeit erkennbar sind, während Richtarbeiten, wie sie bei nicht lösbaren Verbindungen üblich sind, entfällen können.The arrangement of prestressable tensioning elements within the hollow body has a particularly advantageous effect in terms of a favorable use of space by the fact that the prestressing forces are safely and stably supported by the respective hollow body, on the other hand, the advantages of a releasable connection can be sensibly applied, particularly on one simple assembly and high manufacturing accuracy, while straightening work, as is common with non-detachable connections, can be omitted.

Die Hohlkörper zeichnen sich weiter vorteilhaft dadurch aus, daß während des Abtrennvorganges der Hülle durch die Anfeuerung des Sprengmittels und den dabei auftretenden Explosionsschock, die in Radialrichtung hervorstehenden Teile der Hohlkörper,die dem Sprengmittel benachbart sind, sich unter der Explosionseinwirkung des Sprengmittels plastisch verformen können, wodurch eine nachteilige Behinderung der Nutzlast verhindert wird.The hollow bodies are furthermore advantageously characterized in that during the separation process of the casing by the firing of the explosive and the resulting explosion shock, the parts of the hollow bodies which protrude in the radial direction and which are adjacent to the explosive can plastically deform under the action of the explosive. thereby preventing an adverse hindrance to the payload.

Die sternartige Verbindung der Hohlkörper ermöglicht es ferner auf einfacher Art, daß zum Ausstoßen der jeweiligen Nutzlast eine direkte Leitung an den Verbindungsstellen zweier benachbarter Hohlkörper von einer zentralen Druckgasleitung zu den für den Ausstoßvorgang mit Druckgas aufblasbaren Beuteln vorzusehen.The star-like connection of the hollow bodies also makes it possible in a simple manner to provide a direct line at the connection points of two adjacent hollow bodies from a central compressed gas line to the bags which are inflatable for the ejection process with compressed gas for ejecting the respective payload.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.Advantageous refinements and developments of the invention emerge from the subclaims.

Nach einer Besonderheit der Erfindung können die Hohlkörper insgesamt einteilig oder lösbar über Stege miteinander verbunden werden, wobei vorteilhaft spezifisch leichte Gußteile aus einer Aluminiumlegierung,bei nur minimaler mechanischer Bearbeitung, einsetzbar sind.According to a special feature of the invention, the hollow body can be connected to one another in one piece or releasably via webs, it being possible advantageously to use specifically lightweight cast parts made of an aluminum alloy with only minimal mechanical processing.

Falls der Nutzlastraum mit einer Vielzahl nicht nur nebeneinander, sondern auch hintereinander angeordneter Nutzlasten ausgerüstet werden soll, können die verbundenen Hohlkörper und Stege in achsparalleler Richtung auch geteilt eingesetzt werden, wobei an den Berührungsstellen der Hohlkörper Zwischenböden vorsehbar sind, die über vorspannbare Dehnschrauben platzsparend befestigt werden können.If the payload space is to be equipped with a large number of payloads not only next to one another, but also one behind the other, the connected hollow bodies and webs can also be used in divided directions in the axis-parallel direction, intermediate shelves being provided at the points of contact of the hollow bodies, which are fastened in a space-saving manner by means of preloaded expansion screws can.

Der Anmeldungsgegenstand zeichnet sich besonders vorteilhaft dadurch aus, daß die der Hülle zugekehrte Seite des Hohlprofiles eine Mehrfachfunktion ausführt, wobei diese Seite des Hohlprofiles dabei in Umfangsrichtung eine formschlüssige Verbindung mit der Hülle bildet, die in Axialrichtung als Gleitführung ausgebildet ist und zusätzlich in ihrem Innern mit ebenfalls einer achsparallelverlaufenden Nute zur Aufnahme des zur Teilung der Hülle verwendbaren Sprengmittels ausgerüstet ist, wodurch neben der klaren Trennung der zu übertragenden Drehmomente von den axialgerichteten Schubkräften, einerseits ein durch die Formgebung, Aufteilung und Vorspannung der Hohlkörper einfach montierbarer,dennoch kompakter und formstabiler Nutzlastraum entsteht und andererseits durch die Verformbarkeit der der Hülle zugekehrten Seite des Hohlprofils verhindert wird, daß nach Anfeuerung des Sprengmittels der Explosionsschock die Nutzlast nachteilig beeinflußt.The subject of the application is particularly advantageous in that the side of the hollow profile facing the shell performs a multiple function, this side of the hollow profile forming a form-fitting connection with the shell in the circumferential direction, which is designed as a sliding guide in the axial direction and additionally in its interior is also equipped with an axially parallel groove for receiving the blasting agent that can be used to divide the shell, which in addition to the clear separation of the torques to be transmitted from the axial thrust forces, on the one hand creates a payload space that is easy to assemble due to the shape, distribution and preload of the hollow body, yet is compact and dimensionally stable and, on the other hand, by the deformability of the side of the hollow profile facing the casing, it is prevented that the explosion shock adversely affects the payload after firing up the explosive.

Die Erfindung wird nachstehend anhand der in den Zeichnungen unter weitgehendem Verzicht auf erfindungsunwesentliche Einzelheiten dargestellten Ausführungsbeispiele des näheren erläutert.The invention is explained below with reference to the exemplary embodiments shown in the drawings, largely without the details that are not essential to the invention.

Dabei zeigt:

  • Fig. 1: den Querschnitt des Flugkörpers im Bereich des Nutzlastraumes in einer Schnittdarstellung entlang der in Fig. 2 angegebenen Fläche 1-1 mit einteilig untereinander verbundenen Hohlkörpern,
  • Fig. 2: einen Teillängsschnitt des Flugkörpers in dem Bereich des Nutzlastraumes entlang der in Fig. 1 dargestellten Fläche 2-2,
  • Fig. 3: den Querschnitt des Flugkörpers entlang der in Fig. 2 angegebene Fläche 1-1, bei dem der Nutzlastraum in einer weiteren Ausführungsvariante aus lösbar untereinander verbundenen Hohlkörpern gebildet wird.
It shows:
  • 1: the cross section of the missile in the area of the payload space in a sectional view along the surface 1-1 shown in FIG. 2 with hollow bodies connected in one piece,
  • 2: a partial longitudinal section of the missile in the area of the payload space along the surface 2-2 shown in FIG. 1,
  • 3: the cross section of the missile along the area 1-1 indicated in FIG. 2, in which the payload space is formed in a further embodiment variant from hollow bodies which are detachably interconnected.

Innerhalb der in den Figuren 1 bis 3 dargestellten Hülle 12 eines als Teilbereich eines Flugkörpers 13 ausgebildeten Nutzlastraumes 5 sind zwischen einer vorderseitigen Bodenplatte 6 und einer heckseitigen Bodenplatte 7 als Hohlkörper 2 ausgebildete Stützelemente 1 angeordnet, die zwischen den Bodenplatten 6,7 über Zugverbindungen herstellende Mittel 4 vorspannbar sind und im Zusammenwirken mit der Hülle 12 einer Mehrzahl von Nutzlasten 16 nicht nur lagestabile Transportpositionen ermöglichen, sondern auch einen störungsfreien Ausstoß der Nutzlasten 16 aus dem Nutzlastraum 5 an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn senkrecht zur Flugkörperachse 8 gestatten.Within the envelope 12 shown in FIGS. 1 to 3 of a payload space 5 designed as a partial region of a missile 13, support elements 1 designed as a hollow body 2 are arranged between a front base plate 6 and a rear side base plate 7, the means producing means between the base plates 6, 7 via train connections 4 can be preloaded and, in cooperation with the casing 12, not only enable a plurality of payloads 16 to be in positionally stable transport positions, but also permit trouble-free ejection of the payloads 16 from the payload space 5 at a predeterminable point in the trajectory perpendicular to the missile axis 8.

In Fig. 1 sind drei Stützelemente 1 als einteilige sternförmig miteinander verbundene Hohlkörper 2, die jeweils geschlossene Dreieckprofile 21 bilden, dargestellt. Die Verbindungsstellen 17 der Hohlkörper 2 sind in ihrem gemeinsamen Zentrum als eine um die Flugkörperachse 8 verlaufende Druckgasleitung 20 ausgebildet. Von dieser Druckgasleitung 20 ausgehend verlaufen die symmetrisch zur Mittelachse 43 angeordneten äußeren Seitenflächen 36 ei- nes jeden Hohlkörpers 2 bis zu dem von der Flugkörperachse 8 jeweils gleich entfernten und zur Hülle 12 reichenden sowie auf der Mittelachse 43 senkrecht angeordneten äußeren Mantel 3 des Dreieckprofils 21 in radialer Richtung. Die Innenseiten des hohlen Dreieckprofiles 21 sind parallel zu den äußeren Seitenflächen 36 und dem außenliegenden Mantel 3 angeordnet, während der Bereich des Hohlkörpers 2 zwischen dem Dreieckprofil 21 und der Verbindungsstelle 17 als verjüngt auf die Flugkörperachse 8 zulaufender Steg 22 ausgebildet ist. In gleicher Entfernung von den Seitenflächen 36 und dem Mantel 3 ist innerhalb eines jeden Dreieckprofiles 21 als Mittel 4 für eine Zugverbindung eine Dehnschraube 27 vorgesehen, wodurch über ebenfalls innerhalb des jeweiligen Dreieckprofiles 21 angeordnete Zentrierstücke 30 nicht nur die Hohlkörper 2 gegenüber den Bodenplatten 6,7 (Fig. 2) zentriert werden, sondern auch durch die Vorspannung der Dehnschraube 27 eine formstabile Verbindung zwischen den Bodenplatten 6,7 (Fig. 2) und den Hohlkörpern 2 herstellbar ist. Jeder Mantel 3 der Hohlkörper 2 enthält parallel zur Flugkörperachsrichtung auf der gesamten Länge einen mittig angeordneten nach außen gerichteten Fortsatz 34, der an den beidseitig angeordneten Führungsflächen 35 von gleichlangen Führungselementen 33 der Hülle 12 eng umfaßt wird und mit diesen gemeinsam in parallel zur Flugkörperachse 8 weisenden Richtung eine gleitfähige Führung 11 bildet, die jedoch in Umfangsrichtung eine formschlüssige Verbindung des Hohlkörpers 2 mit der Hülle 12 darstellt. Durch die beim Start des Flugkörpers 13 um seine Flugkörperachse 8 erzeugte Rotationsbewegung, die während des Fluges ggf. durch zusätzlich angeordnete Triebwerke aufrecht erhalten bzw. verstärkt werden kann, entstehen im Bereich des Nutzlastraumes 5 (Fig. 2) aus der Nutzlast 16 in Umfangsrichtung Torsionsbelastungen. Diese Torsionsbelastungen werden erfindungsgemäß separat in den Führungen 11 der weitgehendst verdrehsicheren Hülle 12 aufgenommen und auf die hintere Bodenplatte 7 (Fig. 2) übertragen, wobei die Hülle 12 durch die axiale Verschieblichkeit des Fortsatzes 34 in den Führungselementen 33 ausschließlich nur in der Lage ist, die in Umfangsrichtung erzeugten Belastungen zu übertragen. Der Fortsatz 34 ist an seiner radial nach außen begrenzten Seite mit einer symmetrisch zur Mittelachse 43 angeordnete Nute 14 versehen, die der Aufnahme eines zur Teilung der Hülle 12 benötigten Sprengmittels 15 dient. Der äußere Mantel 3 des Hohlkörpers 2 ist weiterhin derartig gestaltet, daß er unter der Explosionseinwirkung des Sprengmittels 15 sich plastisch verformen kann und dadurch die Nutzlast 16 und die Leitwerksflügel 49 nicht nachteilig behindert werden. Die raumsparende Ausführung der sternförmig angeordneten Stützelemente 1 gestatten eine optimale Ausnutzung des Nutzlastraumes 5 (Fig. 2), in dem beispielsweise drei lenkbare Nutzlasten nebeneinander mit in einem Teilbereich bereits ausgeschwenkten Leitwerksflügeln 49 für den Transport untergebracht werden können. An den einander zugekehrten Seitenflächen 36 zweier benachbarter Hohlkörper 2 sind in nur minimalem parallelen Abstand zwei der vier Leitwerksflügel 49 vorteilhaft angeordnet, während der Raum zwischen der Hülle 12 und der Nutzlast 16 ausreichend für die Unterbringung der zwei außenliegenden Leitwerksflügel 49 bemessen ist, wodurch die Leitwerksflügel 49 nach Verlassen des Nutzlastraumes 5 (Fig. 2) lediglich nur noch einen verkürzten Hub bis zum Erreichen der zur Lenkung der Nutzlast 16 notwendigen Leitwerkposition benötigen und somit bereits frühzeitig präzise Lenkfunktionen der beispielsweise als Submunition ausgebildeten Nutzlast 16 übernehmen können. Zwischen der-Nutzlast 16 und der Verbindungsstelle 17 zweier benachbarter Hohlkörper 2 ist ein mit Druckgas aufblasbarer Beutel 18 in Ausnehmungen 42 der Stege 22 befestigt, der unmittelbar über die durch die Verbindungsstelle 17 hindurchgehende Verbindungsleitung 19 an die zentrale Druckgasleitung 20 angeschlossen ist. Im Einsatzfall werden nach der Zerlegung der Hülle 12 durch das Sprengmittel 15 von einem nicht dargestellten im Flugkörper 13 (Fig. 2) angeordnetem Druckgaserzeuger über die Druckgasleitungen 20 und Verbindungsleitungen 19 die Beutel 18 mit Druckgas aufgefüllt, wodurch in der Folge die Nutzlasten 16 in radiale Richtung aus dem Nutzlastraum 5 (Fig. 2) ausgestoßen werden.In Fig. 1, three support elements 1 are shown as a one-piece star-shaped hollow body 2, each forming closed triangular profiles 21. The connection points 17 of the hollow bodies 2 are formed in their common center as a compressed gas line 20 running around the missile axis 8. Starting from this compressed gas line 20, they run symmetrically to Central axis 43 disposed outer side surfaces 3 6 egg ne s each hollow body 2 up to that of the missile axis 8 equidistant each and reaching to the sheath 12 and arranged perpendicular to the central axis 43 outer casing 3 of the triangular profile 21 in the radial direction. The inner sides of the hollow triangular profile 21 are arranged parallel to the outer side surfaces 36 and the outer jacket 3, while the area of the hollow body 2 between the triangular profile 21 and the connection point 17 is designed as a web 22 tapering towards the missile axis 8. At the same distance from the side surfaces 36 and the jacket 3, an expansion screw 27 is provided within each triangular profile 21 as a means 4 for a train connection, so that not only the hollow bodies 2 relative to the base plates 6, 7 are arranged via centering pieces 30 also arranged within the respective triangular profile 21 (Fig. 2) are centered, but also by the bias of the expansion screw 27 a dimensionally stable connection between the base plates 6,7 (Fig. 2) and the hollow bodies 2 can be produced. Each jacket 3 of the hollow body 2 contains, parallel to the missile axis direction, along the entire length a centrally arranged outward extension 34, which is closely enclosed on the guide surfaces 35 arranged on both sides by guide elements 33 of the same length and which together with these point in parallel to the missile axis 8 Direction forms a slidable guide 11, which, however, represents a positive connection of the hollow body 2 with the sleeve 12 in the circumferential direction. Due to the rotational movement generated at the launch of the missile 13 about its missile axis 8, which can possibly be maintained or reinforced during flight by additionally arranged engines, torsional loads arise in the area of the payload space 5 (FIG. 2 ) from the payload 16 in the circumferential direction . According to the invention, these torsional loads are received separately in the guides 11 of the largely non-rotatable sleeve 12 and on the rear base plate 7 (FIG. 2) transferred, the sleeve 12 is only able to transmit the loads generated in the circumferential direction due to the axial displacement of the extension 34 in the guide members 33. The extension 34 is provided on its radially outwardly limited side with a groove 14 arranged symmetrically to the central axis 43, which is used to receive an explosive 15 required for dividing the casing 12. The outer shell 3 of the hollow body 2 is also designed such that it can plastically deform under the explosion of the explosive 15 and thereby the payload 16 and the tail wings 49 are not adversely affected. The space-saving design of the star-shaped support elements 1 permit optimal utilization of the payload space 5 (FIG. 2), in which, for example, three steerable payloads can be accommodated next to one another with tailplane wings 49 already pivoted out in a partial area for transport. On the mutually facing side surfaces 36 of two adjacent hollow bodies 2, two of the four empennage wings 49 are advantageously arranged at a minimal parallel distance, while the space between the casing 12 and the payload 16 is sufficiently dimensioned to accommodate the two outer empennage wings 49, which means that the empennage wings 49 after leaving the payload space 5 (FIG. 2) only need a shortened stroke until the tail assembly position required for steering the payload 16 is reached and thus can take over precise steering functions of the payload 16, for example, designed as a submunition. Between the payload 16 and the connection point 17 of two adjacent hollow bodies 2, a bag 18 which is inflatable with compressed gas is fastened in recesses 42 of the webs 22 and is connected directly to the central pressure gas line 20 via the connection line 19 passing through the connection point 17. In use, after the casing 12 has been disassembled by the explosive 15, one not shown in flight Body 13 (Fig. 2) arranged compressed gas generator via the compressed gas lines 20 and connecting lines 19, the bags 18 filled with compressed gas, as a result of which the payloads 16 are expelled in the radial direction from the payload space 5 (Fig. 2).

Wie aus der Fig. 2 hervorgeht, sind zur Begrenzung des Nutzlastraumes 5 quer zur Flugkörperachse 8 des Flugkörpers 13 sich erstreckende Bodenplatten 6,7 vorgesehen, die auf den nach innen gerichteten Flächen 38, nach erfolgter Vorspannung durch die Dehnschrauben 27, auf den Stirnflächen 9 und 10 der als Hohlkörper 2 ausgebildeten Stützelemente 1 senkrecht abstützend anpreßbar sind. Die aus der Längsbeschleunigung bzw. Längsverzögerung des Flugkörpers 13 resultierenden Massenträgheitskräfte der Nutzlasten 16 sind entweder direkt auf die Bodenplatte 6 bzw. 7 oder über senkrecht zur Flugkörperachse 8 angeordnete Übertragungsmittel 25 auf die Hohlkörper 2 und Stege 22 zur anschließenden unmittelbaren Weiterleitung an die Bodenplatten 6 bzw. 7 übertragbar . Vorteilhafterweise kann dieses Ubertragungsmittel 25 als scheibenartiger Zwischenboden 48 ausgeführt sein, wobei dieinFlugkörperachsrichtung beispielsweise in zwei Hälften aufgeteilten Hohlkörper 2 und Stege 22 an den Verbindungsstellen 24 den Zwischenboden 48 aufnehmen und sich unter der Kraft der Dehnschrauben 27 auf den Flächen 26 des Zwischenbodens 48 ebenfalls senkrecht abstützend anpressen. In radialer Richtung werden die beiden Hälften der Stützelemente 1 und der Zwischenboden 48 durch Führungen 44 der mit einem mehrfach abgesetzten Schaft versehenen Dehnschraube 27 zentriert, wobei die Führungen 44 in den Bohrungen 31 der Zentrierstücke 30 und in den Bohrungen 28 des Zwischenbodens 48 in axialer Richtung beweglich eingeführt sind. Die Dehnschraube 27 ist beidseitig an den Enden 47 mit Außengewinde versehen, wobei vorteilhafterweise zur Einbauerleichterung die Dehnschraube 27 direkt in die hintere Bodenplatte 7 eingeschraubt ist und vorderseitig die Bodenplatte 6 über bluttern 50 von den Dehnschrauben 27 gehalten wird. Dadurch, daß die Muttern 50 auf der dem Nutzraum 5 abgekehrten Seite der Bodenplatte 6 angeordnet sind, kann die Führung 44 der Dehnschraube 27 direkt zentrierend in die Bohrung 31 der Bodenplatte 6 eingeführt werden, wodurch die Vorderseite des Hohlkörpers 2 in radialer Richtung gegenüber der Bodenplatte 6 fixierbar ist, während das an der Seite 38 der hinteren Bodenplatte 7 anliegende Ende des Hohlkörpers 2 durch eine Buchse 29, die in fluchtenden Bohrungen 31 des Zentrierstückes 30 und der Bodenplatte 7 befestigt ist, in radialer Richtung arretiert ist. Die Hülle 12 ist zur Vermeidung von Spannungen gegenüber dem in Flugkörperachsrichtung elastischen Stauchungen ausgesetzten Hohlkörper 2 nur einseitig in achsparallelverlaufender Richtung fixiert, wobei das hintere Ende der Hülle 12 auf der Mantelfläche 41 der Bodenplatte 7 über in radialer Richtung von außen einschlag-, einsteck- oder eindrehbare Mittel 37 befestigt ist. Zur gleichmäßigen Teilung der Hülle 12 sind nicht nur die Nuten 14 (Fig. 1), sondern auch die in gleicher Weiterführung der Nuten 14 (Fig. 1) angeordneten Nuten 40, die in eine in der Bodenplatte 7 in Umfangsrichtung angeordnete Nute 39 münden, durch das Sprengmittel 15 gefüllt, welches im Einsatzfall durch ein externes oder internes Kommando gezündet werden kann. Um einen störungsfreien Außstoß der zwischen der Bodenplatte 7 und dem Zwischenboden 48 einerseits und zwischen dem Zwischenboden 48 und der Bodenplatte 6 andererseits angeordneten Nutzlasten 16 zu gewährleisten, sind in jeder Teilparzelle des Nutzlastraumes 5 die Beutel 18 in axialer Richtung über die gesamte Länge an der Verbindungsstelle 17 (Fig. 1) angeordnet, wobei jeder Beutel 18 durch eine Vielzahl von Verbindungsleitungen 19 direkt mit der Druckgasleitung 20 verbunden ist, wodurch die Beutel 18 gleichmäßig mit Druckgas auffüllbar sind und somit auch einen schnellen Ausstoß der Nutzlast 16 in eine senkrecht zur Flugkörperachse 8 weisende Richtung gewährleisten. Bestehen die Hohlkörper 2 nach Fig. 1 im Querschnitt aus einem einteiligen Profil, beispielsweise aus einer spezifisch leichten Aluminiumgußlegierung, so stellen die Dreieckprofile 21 der Hohlkörper 2 nach Fig. 3 separate Gußteile dar, die über eine Verbindung 23 an die radial zur Flugkörperachse 8 verlaufenden sternförmig mit der Druckgasleitung 20 verbundenen Stege 22 anschließbar sind. Bei minimaler mechanischer Bearbeitung können auch bei diesen voneinander lösbaren Stegen 22 und Dreieckprofilen 21 die Vorteile des Einsatzes einer spezifisch leichten Aluminiumgußlegierung genutzt werden. Die Verbindung 23 wird durch Formschluß einer an jedem separaten Hohlkörper 2 angeordneten Feder 45 mit einer am Ende eines jeden Steges 22 radial nach außen gerichteten Nute 46 über nicht dargestellte Verbindungsmittel hergestellt. Im Bereich der Nute 46 ist der eine gleichmäßig dünne Wanddicke aufweisende Steg 22 gabelförmig ausgebildet.As can be seen from FIG. 2, to limit the payload space 5 transversely to the missile axis 8 of the missile 13, extending floor plates 6, 7 are provided, which on the inwardly directed surfaces 38, after the prestressing by the expansion screws 27, on the end faces 9 and 10 of the support elements 1 designed as hollow bodies 2 can be pressed in a vertically supporting manner. The inertia forces of the payload 16 resulting from the longitudinal acceleration or longitudinal deceleration of the missile 13 are either directly onto the base plate 6 or 7 or via transmission means 25 arranged perpendicular to the missile axis 8 to the hollow bodies 2 and webs 22 for subsequent direct transmission to the base plates 6 or 7 transferable. Advantageously, this transmission means 25 can be designed as a disk-like intermediate floor 48, the hollow body 2 and webs 22, for example divided into two halves in the aircraft body direction, receiving the intermediate floor 48 at the connection points 24 and also being supported vertically under the force of the expansion screws 27 on the surfaces 26 of the intermediate floor 48 press on. The two halves of the support elements 1 and the intermediate base 48 are centered in the radial direction by guides 44 of the expansion screw 27 provided with a multi-stepped shaft, the guides 44 in the bores 31 of the centering pieces 30 and in the bores 28 of the intermediate base 48 in the axial direction are movably introduced. The expansion screw 27 is provided with an external thread on both ends at the ends 47, the expansion screw 27 advantageously being inserted directly into the rear base plate 7 for ease of installation is screwed and the base plate 6 is held on the front by bleeding 50 by the expansion screws 27. Because the nuts 50 are arranged on the side of the base plate 6 facing away from the usable space 5, the guide 44 of the expansion screw 27 can be inserted directly centering into the bore 31 of the base plate 6, as a result of which the front of the hollow body 2 in the radial direction relative to the base plate 6 can be fixed, while the end of the hollow body 2 resting on the side 38 of the rear base plate 7 is locked in the radial direction by a bushing 29 which is fastened in aligned bores 31 of the centering piece 30 and the base plate 7. The sleeve 12 is only fixed on one side in the direction parallel to the axis in order to avoid stresses in relation to the hollow body 2 which is exposed to elastic compressions in the direction of the missile axis, the rear end of the sleeve 12 being impacted, inserted or in the radial direction from the outside via the radial surface 41 rotatable means 37 is attached. For the uniform division of the casing 12, not only the grooves 14 (FIG. 1) but also the grooves 40 arranged in the same continuation of the grooves 14 (FIG. 1), which open into a groove 39 arranged in the circumferential direction in the base plate 7, filled by the explosive 15, which can be ignited by an external or internal command in the event of an operation. In order to ensure trouble-free ejection of the payloads 16 arranged between the base plate 7 and the intermediate base 48 on the one hand and between the intermediate base 48 and the base plate 6 on the other hand, the bags 18 are in the axial direction over the entire length at the connection point in each sub-parcel of the payload space 5 17 (FIG. 1), each bag 18 being connected directly to the compressed gas line 20 by a plurality of connecting lines 19, as a result of which the bags 18 can be filled up evenly with compressed gas and thus also a rapid ejection of the payload 16 into a perpendicular to the missile axis 8 Ensure direction. 1 consist in cross section of a one-piece profile, for example of a specifically light aluminum casting alloy, then the triangular profiles 21 of the hollow body 2 according to FIG. 3 represent separate castings which extend via a connection 23 to the radially to the missile axis 8 star-shaped and with the Druckgasleit ng 20 connected webs 22 are connected. With minimal mechanical processing, even with these separable webs 22 and triangular profiles 21, the advantages of using a specifically light aluminum casting alloy can be used. The connection 23 is established by positive locking of a spring 45 arranged on each separate hollow body 2 with a groove 46 directed radially outward at the end of each web 22 via connecting means, not shown. In the region of the groove 46, the web 22, which has a uniformly thin wall thickness, is fork-shaped.

Bei diesem Ausführungsbeispiel wird die Führung 11 direkt durch beide an dem Mantel 3 angrenzenden Seitenflächen 36 des Hohlprofiles 2 und durch jeweils 2 als Führungselemente 33 ausgebildete Winkelprofile, die beidseitig an den Seitenflächen 36 gleitend anliegend mit der Hülle 12 fest verbunden sind, gebildet. Im Innern eines jeden Hohlprofiles 2 ist analog der Fig. 1 als vorspannbares Mittel 4 für eine Zugverbindung eine Dehnschraube 27 vorgesehen. Der Mantel 3 ist derartig ausgebildet, daß er mittig radial nach außen gerichtet eine Nute 14 zur Aufnahme des zur Zerlegung der Hülle 12 erforderlichen Sprengmittel 15 aufweist, wobei der Nutgrund unter der Eplosionseinwirkung sich plastisch verformen läßt und dadurch eine nachteilige Beeinflussung der Nutzlast 16 vermeidbar ist.In this exemplary embodiment, the guide 11 is formed directly by both side surfaces 36 of the hollow profile 2 adjoining the jacket 3 and by two angle profiles each formed as guide elements 33, which are firmly connected to the sleeve 12 on both sides in a sliding manner. In the interior of each hollow profile 2, an expansion screw 27 is provided analogously to FIG. 1 as a prestressable means 4 for a train connection. The jacket 3 is designed in such a way that it has a groove 14 directed radially outward in the center for receiving the explosive 15 required for disassembling the casing 12, the groove base being able to be plastically deformed under the action of the explosion and thereby avoiding an adverse influence on the payload 16 .

Zur Gewährleistung eines ebenfalls störungsfreien Ausstoßvorganges der Nutzlasten 16 in senkrecht zur Flugkörperachse 8 weisende Richtungen,ist im Bereich der Verbindungs stelle 17 zwischen jeder Nutzlast 16 und den Verbindungen 23 zweier benachbarter Stege 22 ein mit Druckgas aus der Druckgasleitung 20 über direkte Verbindungsleitungen 19 auffüllbarer Beutel 18 in Ausnehmungen 42 befestigt.To ensure that the payloads 16 are also ejected in a trouble-free manner in directions perpendicular to the missile axis 8, there is a connection place 17 between each payload 16 and the connections 23 of two adjacent webs 22 a bag 18 filled with compressed gas from the compressed gas line 20 via direct connecting lines 19 in recesses 42.

Werden die Nutzlasten 16 nicht unmittelbar durch Formschluß mit der Hülle 12, den Stützelementen 1, den Bodenplatten 6,7 (Fig. 2) und dem Zwischenboden 48 (Fig. 2) in ihrer Transportlage fixiert, so können sie auch durch separate nicht dargestellte, an den Stützelementen lbefestigte Halterungen während des Fluges gesichert werden, die jedoch beim Ausstoß der Nutzlasten 16 unter dem Druck der aufblasenden Beutel 18 ihre Haltefunktion verlieren.If the payloads 16 are not directly fixed in their transport position by positive locking with the casing 12, the support elements 1, the base plates 6, 7 (FIG. 2) and the intermediate base 48 (FIG. 2), they can also be on the support elements, l-fastened brackets are secured during the flight, but they lose their holding function when the payloads 16 are ejected under the pressure of the inflating bags 18.

BezugszeichenlisteReference symbol list

  • 1 Stützelement1 support element
  • 2 Hohlkörper2 hollow bodies
  • 3 Mantel3 coat
  • 4 Mittel4 means
  • 5 Nutzlastraum5 payload space
  • 6 Bodenplatte6 base plate
  • 7 Bodenplatte7 base plate
  • 8 Flugkörperachse8 missile axis
  • 9 Stirnfläche9 end face
  • 10 Stirnfläche10 end face
  • 11 Führung11 leadership
  • 12 Hülle12 case
  • 13 Flugkörper13 missiles
  • 14 Nute14 grooves
  • 15 Sprengmittel15 explosives
  • 16 Nutzlast16 payload
  • 17 Verbindungsstelle17 connection point
  • 18 Beutel18 bags
  • 19 Verbindungsleitung19 connecting line
  • 20 Druckgasleitung20 compressed gas line
  • 21 Dreieckprofil21 triangular profile
  • 22 Steg22 bridge
  • 23 Verbindung23 connection
  • 24 Verbindungsstelle24 connection point
  • 25 Übertragungsmittel25 transmission means
  • 26 Fläche26 area
  • 27 Dehnschraube27 expansion screw
  • 28 Zentrierbohrung28 center hole
  • 29 Buchse29 socket
  • 30 Zentrierstück30 centering piece
  • 31 Bohrung31 hole
  • 32 Schaft32 shaft
  • 33 Führungselement33 guide element
  • 34 Fortsatz34 continuation
  • 35 Führungsfläche35 guide surface
  • 36 Seitenfläche36 side surface
  • 37 Mittel37 medium
  • 38 Fläche38 area
  • 39 Nute39 grooves
  • 40 Nute40 grooves
  • 41 Mantelfläche41 lateral surface
  • 42 Ausnehmung42 recess
  • 43 Mittelachse43 central axis
  • 44 Führung44 leadership
  • 45 Feder45 spring
  • 46 Nute46 grooves
  • 47 Ende47 end
  • 48 Zwischenboden48 mezzanine
  • 49 Leitwerksflügel49 tail wings
  • 50 Mutter50 mother

Claims (20)

1. Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten mit einem in Einzelkammern aufgeteilten gegen Stützelemente in Flugkörperachsrichtung verschraubten Nutzlastraum, den eine beseitigbare rohrförmige Hülle umschließt und bei dem Mittel zum Ausstoßen der Nutzlast an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn quer zur Flugkörperachsrichtung vorgesehen sind, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: a) die Stützelemente (1) bestehen aus mindestens drei sternförmig miteinander verbundenen und achsparallel zur Flugkörperachse (8) angeordneten Hohlkörpern (2), die in radialer Richtung zur Flugkörperachse (8) jeweils gleich entfernt sind, b) innerhalb der Hohlkörper (2) sind jeweils vorspannbare Mittel (4) für eine Zugverbindung zwischen einer vorderen (6) und einer hinteren (7) an den äußeren Stirnflächen (9,10) der Hohlkörper (2) sich abstützenden Bodenplatte (6,7) angeordnet, c) die Hohlkörper (2) sind über Führungen (11) mit der an der Bodenplatte (7) angeschlossenen Hülle (12) in achsparalleler Richtung beweglich und in Umfangsrichtung formschlüssig verbunden, wodurch im Bereich des Nutzlastraumes (5) die Torsionsbelastungen über die Hülle (12) und die der Längsbeschleunigung bzw. Längsverzögerung des Flugkörpers (13) entgegengerichteten Massenträgheitskräfte der Nutzlast über die Hohlkörper (2) separat übertragbar sind, d) jeder Hohlkörper (2) ist mit einem plastisch verformbaren äußeren Mantel (3) ausgerüstet, in dem außenseitig jeweils eine Nute (14) zur Aufnahme eines zur Teilung der Hülle (12) benötigten Sprengmittels (15) angeordnet ist, e) zum Ausstoßen der Nutzlast (16) sind mit Druckgas aufblasbare Beutel (18) vorgesehen, die an eine zentralliegende Druckgasleitung (20) über direkt an den jeweiligen Verbindungsstellen (17) zweier benachbarter Hohlkörper (2) hindurchgehenden Verbindungsleitungen (19) angeschlossen sind. 1. A missile for transporting a plurality of payloads with a payload space divided into individual chambers and screwed against support elements in the missile axis direction, which is surrounded by a removable tubular casing and in which means for ejecting the payload are provided at a predeterminable point in the trajectory transverse to the missile axis direction, characterized by the following Characteristics: a) the support elements (1) consist of at least three hollow bodies (2) which are connected to one another in a star shape and are arranged axially parallel to the missile axis (8) and are each equally spaced in the radial direction to the missile axis (8), b) inside the hollow body (2) are prestressable means (4) for a connection between a front (6) and a rear (7) on the outer end faces (9, 10) of the hollow body (2) supporting base plate (6, 7) arranged c) the hollow bodies (2) are movable via guides (11) with the casing (12) connected to the base plate (7) in the direction parallel to the axis and positively connected in the circumferential direction, so that in the area of the payload space (5) the torsional loads on the casing ( 12) and the mass inertial forces of the payload opposing the longitudinal acceleration or longitudinal deceleration of the missile (13) can be transmitted separately via the hollow bodies (2), d) each hollow body (2) is equipped with a plastically deformable outer casing (3), in each of which a groove (14) is arranged on the outside for receiving a disintegrant (15) required to divide the casing (12), e) for ejecting the payload (16) are provided with pressurized gas inflatable bags (18) which are connected to a central compressed gas line (20) via directly at the respective connection points (17) of two adjacent hollow bodies (2) passing through connection lines (19). 2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlkörper (2) aus in sich geschlossenen Dreieckprofilen (21) bestehen, deren Mantel (3) parallel zur Hülle (12) und deren Seitenflächen (36) in einer radial zur Flugkörperachse (8) weisenden Richtung angeordnet sind.2. Missile according to claim 1, characterized in that the hollow body (2) consist of self-contained triangular profiles (21), the jacket (3) parallel to the shell (12) and the side surfaces (36) in a radial to the missile axis (8th ) pointing direction are arranged. 3. Flugkörper nac h einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlkörper (2) und die Druckgasleitung (20) ein zusammenhängendes Profil bilden.3. Missile after one of claims 1 and 2, characterized in that the hollow body (2) and the compressed gas line (20) form a coherent profile. 4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Hohlkörper (2) einteilig oder lösbar mit jeweils radial zur Flugkörperachse (8) verlaufenden an der Druckgasleitung (20) angeschlossenen Stegen (22) verbunden sind.4. Missile according to one of claims 1 to 3, characterized in that the hollow bodies (2) are connected in one piece or detachably to webs (22) connected to the compressed gas line (20) and extending radially to the missile axis (8). 5. Flugkörper nach einme der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die separaten Hohlkörper (2) über eine formschlüssige Verbindung (23) an die jeweiligen Enden der Stege (22) angeschlossen sind.5. Missile according to einme of claims 1 to 4, characterized in that the separate hollow body (2) via a positive connection (23) to the respective ends of the webs (22) are connected. 6. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Ende der von den Hohlkörpern (2) geteilten Stege (22) gabelförmig eine radial nach außen gerichtete Nute (46) und jeder separate Hohlkörper (2) eine mit der Nute (46) verbindbare Feder (45) aufweist.6. Missile according to one of claims 1 to 5, characterized in that each end of the webs (22) divided by the hollow bodies (2) fork-shaped a radially outwardly directed groove (46) and each separate hollow body (2) one with the groove (46) connectable spring (45). 7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die verbundenen Hohlkörper (2) und Stege (22) im Nutzlastraum (5) in achsparalleler Richtung zur Flugkörperachse (8) einteilig oder geteilt einsetzbar sind.7. Missile according to one of claims 1 to 6, characterized in that the connected hollow body (2) and webs (22) in the payload space (5) in the axis-parallel direction to the missile axis (8) can be used in one piece or divided. 8. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die aus den Nutzlasten (16) resultierenden in Längsrichtung zu übertragenden Verzögerungskräfte durch senkrecht zur Flugkörperachse (8) angeordnete Übertragungsmittel (25) auf die Hohlkörper (2) und Stege (22) übertragbar sind.8. Missile according to one of claims 1 to 7, characterized in that the resulting from the payloads (16) resulting in the longitudinal direction to be transmitted deceleration forces through perpendicular to the missile axis (8) arranged transmission means (25) on the hollow body (2) and webs (22nd ) are transferable. 9. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den in achsparalleler Richtung zur Flugkörperachse (8) geteilten Hohlkörpern (2) und Stegen (22) an den Verbindungsstellen (24) als Übertragungsmittel (25) Zwischenböden (48) vorgesehen sind. 9 . Missile according to one of claims 1 to 8, characterized in that intermediate floors (48) are provided as transmission means (25) between the hollow bodies (2) and webs (22) divided in the axis-parallel direction to the missile axis (8) . 10. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß das vorgespannte Mittel (4) als Dehnschraube (27) ausgebildet ist, wobei der Schaft (32) zwischen den Enden (47) ein oder mehrere Führungen (44) aufweist.10. Missile according to one of claims 1 to 9, characterized in that the prestressed means (4) is designed as an expansion screw (27), the shaft (32) between the ends (47) having one or more guides (44). 11. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Zwischenböden (48) scheibenartig ausgeführt und Zentrierbohrungen (28) zur Aufnahme der Dehnschrauben (27) vorgesehen sind, wodurch die Zwischenböden (48) in radialer Richtung zentriert und die verbundenen Hohlkörper (2) und Stege (22) unter der Kraft der Dehnschrauben (27) gleichmäßig auf den Flächen (26) senkrecht abstützend anpreßbar sind.11. Missile according to one of claims 1 to 10, characterized in that the intermediate floors (48) are disc-shaped and center holes (28) are provided for receiving the expansion screws (27), whereby the intermediate floors (48) centered in the radial direction and the connected Hollow bodies (2) and webs (22) can be pressed evenly vertically on the surfaces (26) under the force of the expansion screws (27). 12. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß stirnseitig in den Hohlkörpern (2) Zentrierstücke (30) angeordnet sind, die über Bohrungen (31) einerseits durch die am Ende der Lehnschraube (27) befindliche Führung (44) und andererseits durch eine in der Bodenplatte (7) eingelassene Buchse (29) in radialer Richtung gegenüber den Bodenstücken (6,7) zentrierbar sind.12. Missile according to one of claims 1 to 11, characterized in that centering pieces (30) are arranged on the end face in the hollow bodies (2), which have bores (31) on the one hand through the guide (44) located at the end of the backrest screw (27). and on the other hand can be centered in the radial direction with respect to the base pieces (6, 7) by means of a bushing (29) embedded in the base plate (7). 13. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Führung (11) als Gleitführung ausgebildet ist, bei der die äußeren Führungselemente (33) mit der Hülle (12) verbunden sind.13. Missile according to one of claims 1 to 12, characterized in that the guide (11) is designed as a sliding guide, in which the outer guide elements (33) are connected to the sheath (12). 14. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die inneren Führungsflächen (35) der Führung (11) von einem an jedem Hohlkörper (2) befindlichen und von dem Mantel (3) in Radialrichtung hervorragenden Fortsatz (34) gebildet werden.14. Missile according to one of claims 1 to 13, characterized in that the inner guide surfaces (35) of the guide (11) from one on each hollow body (2) located and of the jacket (3) in the radial direction outstanding extension (34) will. 15. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß beide an den Mantel (3) angrenzenden Seitenflächen (36) des Hohlprofils (2) als innere Führungsflächen (35) der Führung (11) ausgebildet sind.15. Missile according to one of claims 1 to 14, characterized in that both of the jacket (3) adjacent side surfaces (36) of the hollow profile (2) are designed as inner guide surfaces (35) of the guide (11). 16. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Nuten (14) innerhalb des Fortsatzes (34) zwischen den Führungsflächen (35) angeordnet sind.16. Missile according to one of claims 1 to 15, characterized in that the grooves (14) are arranged within the extension (34) between the guide surfaces (35). 17. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß in der Bodenplatte(7) in gleicher Weiterführung der Nuten (14) die Nuten (40) in eine in Umfangsrichtung verlaufende Nute (39) einmünden, wodurch über das in den Nuten (14,39,40) angeordnete Sprengmittel (15) die Hülle (12) gleichmäßig teilbar ist.17. Missile according to one of claims 1 to 16, characterized in that in the bottom plate (7) in the same continuation of the grooves (14), the grooves (40) open into a circumferential groove (39), so that in the Grooves (14, 39, 40 ) arranged disintegrant (15) the casing (12) is evenly divisible. 18. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Hülle (12) nur einseitig in axialer Richtung fixiert ist.18. Missile according to one of claims 1 to 17, characterized in that the casing (12) is only fixed on one side in the axial direction. 19. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 18, dadurch gekennzeichnet, daß die Hülle (12) an ihrem hinteren Ende auf der Mantelfläche (41) des Bodenstückes (7) über in radialer Richtung von außen einschlag-, einsteck- oder eindrehbare Mittel (37) befestigt ist.19. Missile according to one of claims 1 to 18, characterized in that the casing (12) at its rear end on the lateral surface (41) of the base piece (7) in the radial direction from the outside impact, insertable or screwable means ( 37 ) is attached. 20. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß zur Befestigung der Beutel (18) an den zugewandten Seiten zweier benachbarter Stege (22) Ausnehmungen (42) vorgesehen sind.20. Missile according to one of claims 1 to 19, characterized in that recesses (42) are provided for fastening the bag (18) on the facing sides of two adjacent webs (22).
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