EP0114602B1 - Flugkörper - Google Patents

Flugkörper Download PDF

Info

Publication number
EP0114602B1
EP0114602B1 EP84100124A EP84100124A EP0114602B1 EP 0114602 B1 EP0114602 B1 EP 0114602B1 EP 84100124 A EP84100124 A EP 84100124A EP 84100124 A EP84100124 A EP 84100124A EP 0114602 B1 EP0114602 B1 EP 0114602B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
fact
accordance
hollow bodies
payload
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired
Application number
EP84100124A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0114602A2 (de
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
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Rheinmetall GmbH filed Critical Rheinmetall GmbH
Publication of EP0114602A2 publication Critical patent/EP0114602A2/de
Publication of EP0114602A3 publication Critical patent/EP0114602A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0114602B1 publication Critical patent/EP0114602B1/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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 at both ends to 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 having a thin wall thickness is wound in a star shape, which results in uniform individual chambers reaching up to the shell, in which submunitions can be accommodated in multiple arrangements.
  • the partition 16 I in the area of the inner turning points, tangentially touches a pipe 50, in the inner space of which is defined by the pipe 34 propellant.
  • the submunition After division of the casing by cutting charges 42 arranged centrally in the individual chambers on the inside of the casing in the axis-parallel direction, the submunition is ejected from the individual chambers transversely to the direction of flight by the partition 16 which expands radially outwards under the pressure of the ignited propellant.
  • the invention has for its object to provide a missile of the type mentioned, in which in the area of the useful load space during take-off and during the flight a clear distribution of the pressure-tensile loads arising in the direction of the missile axis from the payload resulting in the circumferential direction from the payload Torsional loads on different assemblies are possible and, while maintaining an easy-to-assemble and compact design with simple, low-mass mechanisms, the payload space is to be distinguished by a high degree of dimensional stability and the mechanisms also perform their function reliably when the casing is removed, so that when it is ejected the payloads of these can achieve high flight accuracy without hindrance.
  • the invention makes it possible that, in the case of a payload space of a missile which is intended to transport a plurality of payloads, the payload torques occurring during the spin accelerations during the take-off process and on the flight path exclusively absorbs and transmits them to the missile, 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 sleeve connected to the base plate in the axis-parallel direction and positively connected in the circumferential direction, on the one hand a uniform transmission of the stress resulting from the torsion from the hollow bodies to the sleeve is achieved in the longitudinal and circumferential directions 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, achieves a payload space with high dimensional stability, whereby this composite advantageously has negative effects Effects of the torsional stress with regard to a hindrance of the payload can be avoided.
  • the shape of the hollow body designed as support elements offers the advantages for the payload rooms to be provided, which, with high pressure absorption capacity, are characterized by a small space requirement, an optimal use of space, a low mass and a high buckling stability.
  • the arrangement of prestressable clamping elements within the hollow body has a particularly advantageous effect on the one hand in terms of a favorable use of space in that the pre clamping forces are safely and stably supported by the respective hollow body, on the other hand, the advantages of a detachable connection can be sensibly applied, which are particularly recognizable by simple assembly and high manufacturing accuracy, while straightening work, as is customary with non-detachable connections, is omitted can.
  • the hollow bodies are furthermore advantageously characterized in that during the detachment process of the casing due to 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 obstruction of 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 with compressed gas for the ejection process in order to eject the respective payload.
  • the hollow bodies can be connected to one another in one piece or releasably by means of 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 split directions in the axis-parallel direction, intermediate floors 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 axially directed thrust forces, on the one hand means that the shape, distribution and preload of the hollow body make it easy to assemble, yet compact and dimensionally stable arises and, on the other hand, the deformability of the side of the hollow profile facing the casing prevents the explosion shock from adversely affecting the payload after the explosive is fired on.
  • 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-side 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 pre-tensioned 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 one-piece hollow bodies 2 which are connected in a star shape and each form 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.
  • the outer side surfaces 36 of each hollow body 2 which are arranged symmetrically to the central axis 43, extend in the radial direction up to the outer jacket 3 of the triangular profile 21, which is equally distant from the missile axis 8 and extends to the shell 12 and is arranged vertically on the central axis 43 .
  • 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 provided via centering pieces 30 also arranged within the respective triangular profile 21 (Fig. 2) centered, but also by the bias of the expansion screw 27 a dimensionally stable connection between the base plates 6, 7th (Fig. 2) and the hollow bodies 2 can be produced.
  • Each shell 3 of the hollow body 2 contains, parallel to the missile axis direction, a centrally arranged outward extension 34 along the entire length, 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, is a positive connection of the hollow body 2 with the shell 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 be maintained or reinforced during flight if necessary 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 transmitted to the rear base plate 7 (FIG. 2), the sleeve 12 being only able to move the extension 34 in the guide elements 33, to transmit the loads generated in the circumferential direction.
  • 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 hold an explosive 15 required to divide the casing 12.
  • the outer jacket 3 of the hollow body 2 is also designed in such a way that it can plastically deform under the explosion of the explosive 15, and as a result the payload 16 and the tailplane wings 49 are not adversely affected.
  • the space-saving design of the star-shaped support elements 1 allows optimum use of the payload space 5 (FIG. 2), in which, for example, three steerable payloads can be accommodated next to one another with the tail 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 the tail wings 49 already pivoted out in a partial area for transport.
  • two of the four tail fins 49 are advantageously arranged at a minimal parallel distance, while the space between the shell 12 and the payload 16 is sufficiently dimensioned to accommodate the two outer tail fins 49, so that the tail fins 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, which is directly over the. through the connection point 17 connecting line 19 is connected to the central compressed gas line 20.
  • the bags 18 are filled with compressed gas via the compressed gas lines 20 and connecting lines 19, as a result of which the payloads 16 become radial Direction from the payload space 5 (Fig. 2) are ejected.
  • this transmission means 25 can be designed as a disk-like intermediate floor 48, the hollow bodies 2 and webs 22, for example divided into two halves in the missile axis direction, receiving the intermediate floor 48 at the connection points 24 and likewise under the force of the expansion screws 27 on the surfaces 26 of the intermediate floor 48 press on vertically.
  • 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 on both ends at the ends 47 with an external thread, the expansion screw 27 advantageously being screwed directly into the rear base plate 7 and the base plate 6 held on the front side by nuts 50 by the expansion screws 27. Because the nuts 50 are arranged on the side of the base plate 6 facing away from the useful 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 side 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 screwable 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, are used for the uniform division of the casing 12, 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 outwards at the end of each web 22 via connecting means (not shown). In the area 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 such that it has a groove 14 directed radially outward in the center for receiving the explosive 15 required to disassemble the casing 12, the base of the groove being able to be plastically deformed under the action of the explosion and thereby avoiding an adverse influence on the payload 16 .
  • a bag 18 can be filled with compressed gas from the compressed gas line 20 via direct connecting lines 19 Recesses 42 attached.
  • the support elements 1 If the payloads 16 are not fixed directly 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 floor 48 (FIG. 2), they can also be Mounts attached to the support elements 1 are secured during the flight, but they lose their holding function when the payloads 16 are ejected under the pressure of the inflating bag 18.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Ein derartiger Flugkörper, bei dem die Nutzlasten quer zur Flugbahn aus einem in Einzelkammern eingeteilten Nutzlastraum ausgestossen werden, ist aus der US-A-3 726 223 bekannt.
  • 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 .radiafer Richtung hintereinander und in Umfangsrichtung gleichmässig verteilt, prallel zur Flugkörperachse, angeordnet sind. Um diese Verstärkungsstangen 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 I,egt 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.
  • 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. Diese 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.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper der eingangs genannten Gattung zu schaffen, bei dem im Bereich des Nützlastraumes 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.
  • Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebene Erfindung gelöst.
  • 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.
  • 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 Übertragug 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.
  • 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.
  • 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, entfallen können.
  • 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.
  • Die sternartige Verbindung der Hohlkörper ermöglicht es ferner auf einfache 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.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.
  • 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.
  • 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.
  • 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 achsparallel verlaufenden 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.
  • Die Erfindung wird nachstehend anhand der in den Zeichnungen unter weitgehendem Verzicht auf erfindungsunwesentliche Einzelheiten dargestellten Ausführungsbeispiele des näheren erläutert.
  • 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 angegebenen Fläche 1-1, bei dem der Nutzlastraum in einer weiteren Ausführungsvariante aus lösbar untereinander verbundenen Hohlkörpern gebildet wird.
  • 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.
  • 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 eines 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 angeordneten Nut 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 gestattet 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.
  • 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 Übertragungsmittel 25 als scheibenartiger Zwischenboden 48 ausgeführt sein, wobei die in Flugkörperachsrichtung 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 Muttern 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 Ausstoss 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 weisenden 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.
  • 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 Explosionseinwirkung sich plastisch verformen lässt und dadurch eine nachteilige Beeinflussung der Nutzlast 16 vermeidbar ist.
  • Zur Gewährleistung eines ebenfalls störungsfreien Ausstossvorganges der Nutzlasten 16 in senkrecht zur Flugkörperachse 8 weisende Richtungen, ist im Bereich der Verbindungsstelle 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.
  • 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 1 befestigte Halterungen während des Fluges gesichert werden, die jedoch beim Ausstoss der Nutzlasten 16 unter dem Druck der aufblasenden Beutel 18 ihre Haltefunktion verlieren.
    • Bezugszeichenliste
    • 1 Stützelement
    • 2 Hohlkörper
    • 3 Mantel
    • 4 Mittel
    • 5 Nutzlastraum
    • 6 Bodenplatte
    • 7 Bodenplatte
    • 8 Flugkörperachse
    • 9 Stirnfläche
    • 10 Stirnfläche
    • 11 Führung
    • 12 Hülle
    • 13 Flugkörper
    • 14 Nut
    • 15 Sprengmittel
    • 16 Nutzlast
    • 17 Verbindungsstelle
    • 18 Beutel
    • 19 Verbindungsleitung
    • 20 Druckgasleitung
    • 21 Dreieckprofil
    • 22 Steg
    • 23 Verbindung
    • 24 Verbindungsstelle
    • 25 Übertragungsmittel
    • 26 Fläche
    • 27 Dehnschraube
    • 28 Zentrierbohrung
    • 29 Buchse
    • 30 Zentrierstück
    • 31 Bohrung
    • 32 Schaft
    • 33 Führungselement
    • 34 Fortsatz
    • 35 Führungsfläche
    • 36 Seitenfläche
    • 37 Mittel
    • 38 Fläche
    • 39 Nute
    • 40 Nute
    • 41 Mantelfläche
    • 42 Ausnehmung
    • 43 Mittelachse
    • 44 Schaftführungsfläche
    • 45 Feder
    • 46 Nute
    • 47 Ende
    • 48 Zwischenboden
    • 49 Leitwerksflügel 50 Mutter

Claims (20)

1. Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von Nutzlasten (16) mit einem in Einzelkammern aufgeteilten gegen Stützelemente (1) in Flugkörperachsrichtung (8) verschraubten Nutzlastraum (5), den eine beseitigbare rohrförmige Hülle (12) umschliesst und bei dem Mittel (18) 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 je eine Führung (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 Nut (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.
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.
3. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Hohlkörper (2) und die Druckgasleitung (20) ein zusammenhängendes Profil bilden.
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.
5. Flugkörper nach einem 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.
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.
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.
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.
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.
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 Schaftführungsflächen (44) aufweist.
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.
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 Dehnschraube (27) befindliche Schaftführungsfläche (44) und andererseits durch eine in der Bodenplatte (7) eingelassene Buchse (29) in radialer Richtung gegenüber den Bodenstücken (6, 7) zentrierbar sind.
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.
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.
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.
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.
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.
18. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Hülle (12) nur einseitig in axialer Richtung fixiert ist.
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.
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.
EP84100124A 1983-01-21 1984-01-09 Flugkörper Expired EP0114602B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19833301873 DE3301873A1 (de) 1983-01-21 1983-01-21 Flugkoerper
DE3301873 1983-01-21

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0114602A2 EP0114602A2 (de) 1984-08-01
EP0114602A3 EP0114602A3 (en) 1986-02-05
EP0114602B1 true EP0114602B1 (de) 1988-01-07

Family

ID=6188797

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP84100124A Expired EP0114602B1 (de) 1983-01-21 1984-01-09 Flugkörper

Country Status (3)

Country Link
US (1) US4558645A (de)
EP (1) EP0114602B1 (de)
DE (2) DE3301873A1 (de)

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3506889A1 (de) * 1985-02-27 1986-08-28 Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf Flugkoerper
DE3523769A1 (de) * 1985-07-03 1987-01-08 Diehl Gmbh & Co Submunitions-flugkoerper mit ausstellbaren gleitfluegeln
ES2000853A6 (es) * 1986-08-08 1988-03-16 Esperanza & Cie Sa Proyectil portador para mortero
DE3630082A1 (de) * 1986-09-04 1988-03-10 Bayern Chemie Gmbh Flugchemie Vorrichtung zum ausstossen von behaeltern, insbesondere von munition
DE3630083A1 (de) * 1986-09-04 1988-03-10 Bayern Chemie Gmbh Flugchemie Vorrichtung zum ausstossen von behaeltern, insbesondere von munition
FR2615825B1 (fr) * 1987-05-26 1990-01-12 Thomson Brandt Armements Dispositif de fermeture etanche et ejectable, notamment pour roquettes a sous-munitions
FR2617464B1 (fr) * 1987-07-03 1990-02-16 Thomson Brandt Armements Dispositif de fermeture ejectable, notamment pour roquettes a sous-munitions
DE3730019C1 (de) * 1987-09-08 1988-12-22 Diehl Gmbh & Co Submunitions-Flugkoerper
DE3809177C1 (de) * 1988-03-18 1989-06-22 Buck Chemisch-Technische Werke Gmbh & Co, 7347 Bad Ueberkingen, De
FR2641858B1 (fr) * 1989-01-17 1991-03-15 Thomson Brandt Armements Dispositif de deverrouillage pneumatique pour munitions largables a partir d'un vecteur
FR2646503A1 (fr) * 1989-04-27 1990-11-02 France Etat Armement Dispositif d'ejection de conteneurs sur trajectoire
DE3915585A1 (de) * 1989-05-12 1990-11-15 Diehl Gmbh & Co Submunitions-flugkoerper
US5005481A (en) * 1989-06-26 1991-04-09 Olin Corporation Inflatable bladder submunition dispensing system
US5107767A (en) * 1989-06-26 1992-04-28 Olin Corporation Inflatable bladder submunition dispensing system
FR2656414B1 (fr) * 1989-12-22 1993-01-22 Thomson Brandt Armements Systemes de retenue de sous-munitions embarquees dans un vecteur.
US5211358A (en) * 1991-05-13 1993-05-18 General Dynamics Corporation Airfoil deployment system for missile or aircraft
US6416018B2 (en) 1996-09-17 2002-07-09 The Boeing Company Satellite dispenser
US6138951A (en) * 1998-08-10 2000-10-31 Mcdonnell Douglas Corporation Spacecraft dispensing system
US6296206B1 (en) 1999-12-01 2001-10-02 The Boeing Company Cantilever, bi-level platform satellite dispenser
US6357698B1 (en) 2000-02-02 2002-03-19 The Boeing Company Twin lobe spacecraft dispenser apparatus and method
US6672220B2 (en) 2001-05-11 2004-01-06 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for dispersing munitions from a projectile
CA2739176A1 (en) * 2008-10-01 2010-04-08 Bae Systems Plc Munition handling apparatus
BRPI0919594A2 (pt) * 2008-10-01 2015-12-08 Bae Systems Plc recipiente para uma munição

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH78373A (de) * 1916-01-21 1918-07-16 Bischoff Gredinger Carl Geschoß, insbesondere zum Beschießen von Flugzeugen
FR1553052A (de) * 1967-11-28 1969-01-10
US3461801A (en) * 1968-01-25 1969-08-19 Us Navy Multi-canister ejecting device
US3726223A (en) * 1970-02-16 1973-04-10 Us Navy Adaptive warhead
US3865034A (en) * 1971-12-20 1975-02-11 Us Air Force Submissible air-to-surface warhead with propellant-diaphragm deployment mechanism
US3938439A (en) * 1974-06-21 1976-02-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Charge deployment device
DE2920347C2 (de) * 1979-05-19 1982-11-11 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Gefechtskopf mit ausstoßbaren Wirkkörpern
DE3026159C2 (de) * 1980-07-10 1984-05-30 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Gasdrucksystem zum Ausstoßen von Munition aus einem Gefechtskopf oder dergleichen Munitionsbehältnis
DE3048617A1 (de) * 1980-12-23 1982-07-22 Dynamit Nobel Ag, 5210 Troisdorf Gefechtskopf mit sekundaerkoerpern als nutzlast

Also Published As

Publication number Publication date
DE3301873A1 (de) 1984-07-26
US4558645A (en) 1985-12-17
EP0114602A2 (de) 1984-08-01
EP0114602A3 (en) 1986-02-05
DE3468527D1 (en) 1988-02-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0114602B1 (de) Flugkörper
DE3784578T2 (de) Gefechtskopf mit mehreren fliegerpfeilen.
EP0227671B1 (de) Treibladungsmodul
DE3048617C2 (de)
DE3721512C1 (de) Flugkoerper mit ueberkalibrigem Leitwerk
CH625613A5 (de)
DE69004604T2 (de) Leitwerkausspreizungssystem für ein Geschoss.
DE20320359U1 (de) Projektildichtungsanordnung
DE2907309C2 (de) Aus einem Geschoß auszustoßendes Tochtergeschoß
DE3781874T2 (de) Bombe mit splitterhuelle.
DE3506889A1 (de) Flugkoerper
EP0152492A1 (de) Munition-Einheit für Rohrwaffen
DE1123597B (de) Klappbare Stabilisierungsflossen fuer ein aus einem Geschuetzrohr abzuschiessendes Artilleriegeschoss
DE69210070T2 (de) Munitionsabschussvorrichtung
EP0499907B1 (de) Projektil mit ausklappbarem Leitwerk
EP0077954B1 (de) Flugkörper
CH692142A5 (de) Nutzlastteil einer Rakete, mit einer Nutzlastverkleidung und einem Zentralteil.
DE3428469C2 (de)
DE68904453T2 (de) Flugvehikel mit zumindest einer abwerfbaren antriebseinheit.
DE3730359A1 (de) Adapter fuer projektile
EP0184617B1 (de) Arretierungsmittel für Schwenkleitwerke
DE69407521T2 (de) Submunitionshaltevorrichtung
DE3541593C2 (de) Raketenbetriebener Flugkörper
DE2623582C2 (de) Raketengeschoß mit Ausklappleitwerk und Treibspiegel
DE2635676A1 (de) Leitwerk fuer raketen

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB IT

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Designated state(s): DE FR GB IT

17P Request for examination filed

Effective date: 19851211

17Q First examination report despatched

Effective date: 19870312

ITF It: translation for a ep patent filed

Owner name: CALVANI SALVI E VERONELLI S.R.L.

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)
REF Corresponds to:

Ref document number: 3468527

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19880211

ET Fr: translation filed
PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 19891229

Year of fee payment: 7

ITTA It: last paid annual fee
PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 19900131

Year of fee payment: 7

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Effective date: 19910109

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 19910109

Year of fee payment: 8

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Effective date: 19910930

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Effective date: 19921001