EP0264546A2 - Projectile and its sabot - Google Patents

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EP0264546A2
EP0264546A2 EP87109633A EP87109633A EP0264546A2 EP 0264546 A2 EP0264546 A2 EP 0264546A2 EP 87109633 A EP87109633 A EP 87109633A EP 87109633 A EP87109633 A EP 87109633A EP 0264546 A2 EP0264546 A2 EP 0264546A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
sabot
area
centering
band
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP87109633A
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German (de)
French (fr)
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EP0264546A3 (en
Inventor
Peter Wallow
Karl Wilhelm Bethmann
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
Application filed by Rheinmetall GmbH filed Critical Rheinmetall GmbH
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Publication of EP0264546A3 publication Critical patent/EP0264546A3/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B14/00—Projectiles or missiles characterised by arrangements for guiding or sealing them inside barrels, or for lubricating or cleaning barrels
    • F42B14/06—Sub-calibre projectiles having sabots; Sabots therefor
    • F42B14/064—Sabots enclosing the rear end of a kinetic energy projectile, i.e. having a closed disk shaped obturator base and petals extending forward from said base

Definitions

  • the invention relates to a sabot-missile arrangement according to the preamble of claim 1.
  • Such a projectile is no longer suitable due to its large inflow cross-section for the elongated trajectories sought today, particularly when fighting at high speed and at low altitude.
  • the invention has for its object to develop and train a substantially generic projectile in such a way that it is suitable for use in high-speed devices to combat said targets.
  • the object is achieved by the teaching according to claim 1 with the inventive features specified in its characterizing part.
  • a conical, rotationally symmetrical missile 10.1 with a large length / diameter ratio is arranged in a thin-walled, essentially sleeve-shaped sabot 20.
  • the outer wall of the sabot 20 is essentially circular-cylindrical and (see FIG. 2) has longitudinal slots 50 and 52 so that it is profiled; form the missile 10.1 surrounding elements.
  • brackets 40 projecting radially inwards, in the area of a missile center of gravity 18 of the peripheral surface 14 of the missile 10.1 in a holding area 41 and form a centering on the front.
  • a rear centering is provided in the area of the rear missile part 16 by a central pin 32 which engages on the rear side in a cavity 17 of the missile 10.1.
  • the sabot 20 is bounded on the rear by a rear surface 54, in the vicinity of which the peripheral surface 28 has a radially deformable band-shaped element 68.
  • Radially compressible elements 66 are also arranged in the area of the brackets and can be connected to form a band for better handling.
  • the brackets 40 are provided with relatively small inflow surfaces 46 which are inclined inwards against the longitudinal axis A of the floor and which form the part of an air pocket 48 but at the same time passages (not specified in more detail) into a storage space 49 which extends between the peripheral surface 14 and the inner surface 30 .
  • a front part 10.10 of the flight floor 10.1 is high dense material, preferably thanks to a high proportion of tungsten, which is followed by a rear part 10.11 of comparatively lower apparent density. In this way, the center of gravity of the missile 18 lies sufficiently far in front of an air attack point (not shown) in the acceleration direction S. With the exception of an inside arrangement in the rear area 10.21, the missile 10.2 according to FIG. 3 differs from that according to FIG.
  • a cross-section not shown largely corresponds to that according to FIG. 2 or FIG. 4, has an opening 59 on the back with an internal thread, the inside diameter of which is larger than the largest diameter D of the missile 10.3.
  • Centering surfaces 36 assigned to the sabot 24 are parts of a conical jacket and lie in the holding area 41 in a manner corresponding to the outer surface 14 of the missile. In this way, a double axial fixation of the flight floor 10.30 is guaranteed.
  • a screw-in part 60 with an external thread 62 has a circular-shaped receptacle on the front side, not specified, for a rear surface, not specified, of the missile 10.3 and is delimited on the rear side by a rear surface 58.
  • a thread circle shown in the rear surface 58 is covered by a compressible element 68, which extends on the front beyond the centering and fixing area 36 and thus for one if necessary stretches and thus provides for a seal that may be required and for a sufficient radial contact pressure.
  • the radially compressible elements 66 which are assigned to the holding area 41 on the front side, can, as already described in connection with the first exemplary embodiment, be connected to one another and formed in such a band-like manner.
  • a front cone surface 76 on each of the drive cages shown facilitates the axial insertion of the respective arrangement in the starting position in a high-acceleration device.
  • the materials of the respective sabot are adapted in such a way that, with as little dead load as possible, acceleration-related pressure forces exerted by the respective missile can be safely absorbed. If the arrangement according to the invention leaves the high-acceleration device in question, the interior 49 is already filled with air in such a way that the elements formed by the longitudinal slots 50 and 52 from the drive cage are pivoted in a lever-like manner in the direction of arrows K under the action of the air now flowing in from outside.
  • a region 37 of the sabot 34 of the sabot 24 advantageously proves to be a predetermined breaking point in such a way that the missile 10.3 can continue its movement in the S direction unhindered.
  • a smooth outer surface 14 of the missile 10.2 can be realized again, for example by an inertial body, not shown, which can move along the longitudinal axis A of the floor, or with the aid of springs of radially movable filler pieces.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Accessories Of Cameras (AREA)
  • Buildings Adapted To Withstand Abnormal External Influences (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Der Treibkäfig (24) ist längsgeschlitzt und weist im Vorderbereich nach innen gegen das Fluggeschoß (10.3) gerichtete zentrierende Halterungen (44) und im Heckbereich dem Fluggeschoß (10.3) zugeordnete Zentrierfläche(n) (36) auf. Eine heckseitige Öffnung (59) im Treibkäfig (24) ist mit einem Innengewinde (62) zur Aufnahme eines Einschraubelementes (60) versehen , welches vorderseitig einem Heckflächenbereich des Fluggeschosses (10.3) als Sitz dient. Bandförmige Elemente (66, 68) im Umfangsbereich des Treibkäfigs (24) sind bedarfsweise zusammendrückbar. Konusflächen (76) am Treibkäfig (24) erleichtern das Einführen der Anordnung unter einer bei Automaten üblichen Kadenz, wobei ein Einführ--schock dank eines vorderen Haltebereichs (41) und der Zentrierfläche(n) (36) nicht zu einer axialen Relativbewegung des Fluggeschosses (10.3) gegenüber dem Treibkäfig (24) führt. Unter der Wirkung der von vorn anströmenden Luft werden die durch die erwähnte Längsschlitzung gebildeten und im vorderen bereich durch das bandförmige Element (66) zusammengehaltenen Teile des Treibkäfigs (24) und unter Zerreißung des bandförmigen Elementes (66) in Richtung der Pfeile (K) hebelartig umgeklappt und geben dabei das Fluggeschoß (10.3) zur Bewegung in Richtung des Pfeils (S) frei.The sabot (24) is longitudinally slotted and has centering brackets (44) in the front area facing inwards against the missile (10.3) and centering surface (s) (36) assigned to the missile (10.3) in the rear area. A rear opening (59) in the sabot (24) is provided with an internal thread (62) for receiving a screw-in element (60), which serves as a seat on the front of a rear surface area of the flight level (10.3). Band-shaped elements (66, 68) in the peripheral region of the sabot (24) can be compressed if necessary. Tapered surfaces (76) on the sabot (24) facilitate the insertion of the arrangement under a cadence that is common in automatic machines, whereby an insertion shock does not result in an axial relative movement of the missile thanks to a front holding area (41) and the centering surface (s) (36) (10.3) leads to the sabot (24). Under the action of the air flowing in from the front, the parts of the sabot (24) formed by the longitudinal slit mentioned and held together in the front by the band-shaped element (66) and lever-like tearing of the band-shaped element (66) in the direction of the arrows (K) folded down and release the missile (10.3) for movement in the direction of the arrow (S).

Description

Die Erfindung betrifft eine Treibkäfig-Fluggeschoß-Anord­nung nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The invention relates to a sabot-missile arrangement according to the preamble of claim 1.

Bekannt ist eine im wesentlilchen gattungsgleiche Anord­nung aus Rheinmetall, waffentechnisches Taschenbuch, 4. Auflage, 1977, Seite 473, Bild 1108. Hierbei handelt es sich um ein drallstabilisiertes Treibkäfiggeschoß.An essentially generic arrangement made of Rheinmetall is known, weapon technology paperback, 4th edition, 1977, page 473, picture 1108. This is a swirl-stabilized sabot projectile.

Ein derartiges Geschoß eignet sich wegen seines großen Anströmquerschnitts nicht mehr für die heute angestrebten gestreckten Flugbahnen, insbesondere beim Bekämpfen unter hoher Geschwindigkeit und in geringer Höhe anfliegender Flugkörper.Such a projectile is no longer suitable due to its large inflow cross-section for the elongated trajectories sought today, particularly when fighting at high speed and at low altitude.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein im wesent­lichen gattungsgleiches Geschoß derart weiter zu entwickeln und auszubilden, daß es sich für die Verwendung in Höchst­beschleunigungsvorrichtungen zum Bekämpfen besagter Ziele eignet. Gelöst wird die Aufgabe durch die Lehre nach dem Patentanspruch 1 mit den in seinem kennzeichnenden Teil angegebenen erfinderischen Merkmalen.The invention has for its object to develop and train a substantially generic projectile in such a way that it is suitable for use in high-speed devices to combat said targets. The object is achieved by the teaching according to claim 1 with the inventive features specified in its characterizing part.

Dabei wird der Forderung Rechnung getragen, Anordnungen nach der Erfindung auch mit hoher Kadenz zu beschleunigen, wo­bei die Ausgestaltungslehre nach dem Anspruch 2 vor allem auf eine kostengünstige Montierbarkeit der Anordnung ge­richtet ist. Weitere Ausgestaltungslehren ergeben sich aus den Ansprüchen 3 und 4.The requirement is taken into account to accelerate arrangements according to the invention even with a high cadence, the design theory according to claim 2 being aimed primarily at inexpensive mounting of the arrangement. Further design teachings result from claims 3 and 4.

Die Erfindung wird nachstehend anhand dreier in der Zeich­nung im wesentlichen schematisch dargestellter Ausführungs­ beispiele erläutert, wobei es sich bei den Fig. 1, 3 und 5 im wesentlichen um vereinfachte längsaxiale Schnitte und bei den Figuren 2 und 4 um Querschnitte nach der jeweiligen Linie II-II und IV-IV in den Figuren 2 bzw. 3 handelt. Im wesentlichen gleiche Elemente sind mit übereinstimmen­den Bezugszeichen versehen.The invention is described below with reference to three embodiment shown essentially schematically in the drawing Examples explained, wherein it is in Fig. 1, 3 and 5 essentially simplified longitudinal axial sections and in Figures 2 and 4 to cross-sections according to the respective line II-II and IV-IV in Figures 2 and 3, respectively. Substantially identical elements are provided with the same reference symbols.

Gemäß Fig. 1 ist ein spitzkegeliges rotationssymmetrisches Fluggeschoß 10.1 großen Länge/Durchmesser-Verhältnisses in einem dünnwandigen, im wesentlichen büchsenförmigen Treibkäfig 20 angeordnet. Die Außenwandung des Treib­käfigs 20 ist im wesentlichen kreiszylindrisch und weist (siehe Fig. 2) Längsschlitze 50 und 52 auf, so daß sich profilierte ; das Fluggeschoß 10.1 umgebende Elemente bilden. Im vorderen Bereich des Treibkäfigs 20 radial nach innen einspringende Halterungen 40 legen sich im Be­reich eines Fluggeschoßschwerpunkts 18 der Umfangsfläche 14 des Fluggeschosses 10.1 in einem Haltebereich 41 an und bilden eine vorderseitige Zentrierung. Eine rück­seitige Zentrierung ist im Bereich des Fluggeschoßhinter­teils 16 durch einen zentralen Zapfen 32 gegeben, welcher rückseitig in einen Hohlraum 17 des Fluggeschosses 10.1 eingreift. Der Treibkäfig 20 wird rückseitig von einer Heckfläche 54 begrenzt, in deren Nachbarschaft die Umfangs­fläche 28 ein radial verformbares bandförmiges Element 68 aufweist. Im Bereich der Halterungen sind ebenfalls radial zusammendrückbare Elemente 66 angeordnet, welche zum Zwecke besserer Handhabbarkeit zu einem Band mitein­ander verbunden sein können. Vorderseitig sind die Halte­rungen 40 mit nach innen gegen die Geschoßlängsachse A geneigten, jedoch verhältnismäßig kleinen Anströmflächen 46 versehen, welche den Teil einer Lufttasche 48 aber gleichzeitig nicht näher bezeichnete Durchlässe in einen Stauraum 49 bilden, welcher sich zwischen der Umfangs­fläche 14 und der Innenfläche 30 erstreckt. Ein Vorder­teil 10.10 des Fluggeschosses 10.1 ist aus einem hoch­ dichten Werkstoff, vorzugsweise Dank einem hohen Wolf­ramanteil, gefertigt, an welchen sich ein Rückseitenteil 10.11 vergleichsweise geringerer scheinbarer Dichte an­schließt. Auf diese Weise liegt der Fluggeschoßschwer­punkt 18 in Beschleunigungsrichtung S genügend weit vor einem nicht dargestellten Luftangriffspunkt. Mit Ausnahme einer innenseitigen Anordnung im Rückseitenbereich 10.21 unterscheidet sich das Fluggeschoß 10.2 nach Fig. 3 von demjenigen nach Fig. 1 insbesondere durch Öffnungen 70 im Haltebereich 41, wobei an den Halteelementen 46 innen­seitig radial vorstehende Stifte in die fluggeschoßseiti­gen Öffnungen 70 eingreifen und dieserart für eine Axial­fixierung des Fluggeschosses 10.2 im Treibkäfig 22 sorgen. Auch bei diesem Ausführungsbeispiel ist der Forderung Rechnung getragen, daß sich der Fluggeschoßschwerpunkt 18 ausreichend weit vor einem ebenfalls nicht dargestellten Luftangriffspunkt befindet.According to FIG. 1, a conical, rotationally symmetrical missile 10.1 with a large length / diameter ratio is arranged in a thin-walled, essentially sleeve-shaped sabot 20. The outer wall of the sabot 20 is essentially circular-cylindrical and (see FIG. 2) has longitudinal slots 50 and 52 so that it is profiled; form the missile 10.1 surrounding elements. In the front area of the sabot 20 brackets 40 projecting radially inwards, in the area of a missile center of gravity 18 of the peripheral surface 14 of the missile 10.1 in a holding area 41 and form a centering on the front. A rear centering is provided in the area of the rear missile part 16 by a central pin 32 which engages on the rear side in a cavity 17 of the missile 10.1. The sabot 20 is bounded on the rear by a rear surface 54, in the vicinity of which the peripheral surface 28 has a radially deformable band-shaped element 68. Radially compressible elements 66 are also arranged in the area of the brackets and can be connected to form a band for better handling. On the front, the brackets 40 are provided with relatively small inflow surfaces 46 which are inclined inwards against the longitudinal axis A of the floor and which form the part of an air pocket 48 but at the same time passages (not specified in more detail) into a storage space 49 which extends between the peripheral surface 14 and the inner surface 30 . A front part 10.10 of the flight floor 10.1 is high dense material, preferably thanks to a high proportion of tungsten, which is followed by a rear part 10.11 of comparatively lower apparent density. In this way, the center of gravity of the missile 18 lies sufficiently far in front of an air attack point (not shown) in the acceleration direction S. With the exception of an inside arrangement in the rear area 10.21, the missile 10.2 according to FIG. 3 differs from that according to FIG. 1 in particular by openings 70 in the holding area 41, with radially protruding pins on the inside of the holding elements 46 engaging in the openings 70 on the missile side and in this way for one Ensure axial fixation of the missile 10.2 in the sabot 22. In this embodiment, too, the requirement is met that the missile center of gravity 18 is sufficiently far in front of an air attack point, also not shown.

Beim Treibkäfig 24 gemäß Fig. 5, ein nicht dargestellter Querschnitt entspricht weitgehend demjenigen nach Fig. 2 bzw. Fig. 4, weist rückseitig eine Öffnung 59 mit Innen­gewinde auf, deren Innendurchmesser größer ist als der größte Durchmesser D des Fluggeschosses 10.3 . Dem Treib­käfig 24 zugeordnete Zentrierflächen 36 sind Teile eines Kegelmantels und legen sich der Fluggeschoßaußenfläche 14 vergleichbar entsprechenden Flächen im Haltebereich 41 an. Auf diese Weise ist eine doppelte Axialfixierung des Fluggeschosses 10.30 gewährleistet. Ein Einschraubteil 60 mit Außengewinde 62 weist eine vorderseitige, nicht näher bezeichnete kreisflächenförmige Aufnahme für eine nicht näher bezeichnete Heckfläche des Fluggeschosses 10.3 auf und wird rückseitig von einer Heckfläche 58 be­grenzt. Einen in der Heckfläche 58 dargestellten Gewinde­kreis deckt ein kompressibles Element 68 ab, welches sich vorderseitig bis über den Zentrier-und Fixierbereich 36 hinaus erstreckt und damit für eine gegebenenfalls er­ streckt und damit für eine gegebenenfalls erforderliche Abdichtung sowie für einen ausreichenden radialen Anpreß­druck sorgt. Auch die vorderseitig dem Haltebereich 41 zugeordneten radial zusammenpreßbaren Elemente 66 können, wie bereits im Zusammenhang mit dem ersten Ausführungs­beispiel beschrieben, miteinander verbunden sein und der­art bandförmig ausgebildet.5, a cross-section not shown largely corresponds to that according to FIG. 2 or FIG. 4, has an opening 59 on the back with an internal thread, the inside diameter of which is larger than the largest diameter D of the missile 10.3. Centering surfaces 36 assigned to the sabot 24 are parts of a conical jacket and lie in the holding area 41 in a manner corresponding to the outer surface 14 of the missile. In this way, a double axial fixation of the flight floor 10.30 is guaranteed. A screw-in part 60 with an external thread 62 has a circular-shaped receptacle on the front side, not specified, for a rear surface, not specified, of the missile 10.3 and is delimited on the rear side by a rear surface 58. A thread circle shown in the rear surface 58 is covered by a compressible element 68, which extends on the front beyond the centering and fixing area 36 and thus for one if necessary stretches and thus provides for a seal that may be required and for a sufficient radial contact pressure. The radially compressible elements 66, which are assigned to the holding area 41 on the front side, can, as already described in connection with the first exemplary embodiment, be connected to one another and formed in such a band-like manner.

Eine vorderseitige Konusfläche 76 an jedem der dargestell­ten Treibkäfige erleichtert das axiale Einführen der je­weiligen Anordnung in Ausgangsposition in einer Hochbe­schleunigungsvorrichtung. Einer solchen sind die Werkstoffe des jeweiligen Treibkäfigs derart angepaßt, daß bei möglichst geringem Totlastanteil beschleunigungs­bedingte Druckkräfte, welche vom jeweiligen Fluggeschoß ausgeübt werden, sicher aufgenommen werden können. Verläßt die erfindungsgemäße Anordnung die betreffende Hochbe­schleunigungsvorrichtung, so ist der Innenraum 49 bereits derart mit Luft gefüllt, daß unter der Wirkung der nunmehr von außen einströmenden Luft die durch die Längsschlitze 50 und 52 aus dem Treibkäfig gebildeten Elemente hebel­artig in Richtung von Pfeilen K verschwenkt werden. Dabei erweist sich ein Bereich 37 des Treibkäfigs 34 des Treib­käfigs 24 vorteilhafterweise derart als Sollbruchstelle, daß das Fluggeschoß 10.3 seine Bewegung in Richtung S un­behindert fortsetzten kann.A front cone surface 76 on each of the drive cages shown facilitates the axial insertion of the respective arrangement in the starting position in a high-acceleration device. The materials of the respective sabot are adapted in such a way that, with as little dead load as possible, acceleration-related pressure forces exerted by the respective missile can be safely absorbed. If the arrangement according to the invention leaves the high-acceleration device in question, the interior 49 is already filled with air in such a way that the elements formed by the longitudinal slots 50 and 52 from the drive cage are pivoted in a lever-like manner in the direction of arrows K under the action of the air now flowing in from outside. A region 37 of the sabot 34 of the sabot 24 advantageously proves to be a predetermined breaking point in such a way that the missile 10.3 can continue its movement in the S direction unhindered.

Beim Ausführungsbeispiel nach Fig. 3 treten beim Ver­schwenken der Elemente in Richtung der Pfeile K die er­wähnten Fixierbolzen an den Halterungen 46 aus den korres­pondierenden Öffnungen im Fluggeschoß 10.2 aus; dabei ist, beispielsweise durch einen nicht dargestellten Träg­heitskörper, welcher sich entlang der Geschoßlängsachse A bewegen kann, oder mit Hilfe von Federn radial beweg­barer Füllstücke eine glatte Außenfläche 14 des Flugge­schosses 10.2 wieder realisierbar.In the embodiment according to FIG. 3, when the elements are pivoted in the direction of the arrows K, the fixing bolts mentioned emerge from the corresponding openings in the missile 10.2 on the holders 46; a smooth outer surface 14 of the missile 10.2 can be realized again, for example by an inertial body, not shown, which can move along the longitudinal axis A of the floor, or with the aid of springs of radially movable filler pieces.

Claims (4)

1. Treibkäfig-Fluggeschoß-Anordnung mit folgenden Merkmalen: a) Das Fluggeschoß (10) ist als Rotationssymmetrischer Spitzkegel gestaltet, b) das Verhältnis der Länge (L) zum größten Durchmesser (D) des Fluggeschosses (10) läßt dessen Widerstands­oder Flügelstabilierung zu, wobei der Schwerpunkt (18) des Fluggeschosses (10) auf weitgehend vorgeb­bare Weise vor einem Luftangriffspunkt derart ange­ordnet ist, daß ein Vorderteil (10.10; 10.20, 10.30) aus einem Werkstoff hoher Dichte, vorzugsweise in­folge eines hohen Wolframanteils, besteht und eine höhere scheinbare mittlere Dichte aufweist als ein sich rückseitig anschließender Rückseitenteil (10.11; 10.21, 10.31), c) der Treibkäfig (20; 22; 24) ist als Büchse ausge­bildet, deren Außenfläche (28) dem Innenraumquer­schnitt einer Hochbeschleunigungsvorrichtung ange­paßt ist, während die Innenfläche (30) von der spitzkegeligen Umfangsfläche (14) des Fluggeschosses (10) auf vorgegebene Weise beabstandet ist, d) der Treibkäfig (20; 22; 24) weist rückseitig eine zentrierende Aufnahme (32; 34; 36) für einen Heck­bereich (16) des Fluggeschosses (10) und vordersei­tig radial nach innen gegen die Umfangsfläche (14) des Fluggeschosses (10) gerichtete zentrierende Halterungen (40; 42; 44) auf, e) wenigstens die Aufnahme (36) und/oder die Halterun­rungen (40; 42; 44) fixieren das Fluggeschoß (10) in axialer Richtung, f) ein Innenraum (49) bildet einen Luftstauraum, g) bei vorgebbarer Wandstärke weist der Treibkäfig (20; 22; 24) Längsschlitze (50, 52) auf, durch welche sich von vorn bis zu einem einer Heck­fläche (54; 56; 58) benachbarten rückseitigen Vollkaliberbereich erstreckende Elemente bilden, welche unter der Wirkung der nach Verlassen der Hochbeschleunigungsvorrichtung in den Raum (49) strömenden Luft hebelartig entgegen der Be­schleunigungsrichtung (S) der Anordnung ver­schwenkt werden und h) durch das Verschwenken der hebelartigen Elemente wird das Fluggeschoß (10) zum unbehinderten Flug freigegeben,
wobei die Merkmale a), c), d) u. e) den Oberbegriff und die Merkmale b) und f) bis h) den kennzeichnenden Teil bilden. 1. sabot-missile arrangement with the following features: a) the missile (10) is designed as a rotationally symmetrical pointed cone, b) the ratio of the length (L) to the largest diameter (D) of the missile (10) allows its resistance or wing stabilization, the center of gravity (18) of the missile (10) being arranged in a largely predeterminable manner in front of an air attack point such that a Front part (10.10; 10.20, 10.30) consists of a material of high density, preferably as a result of a high proportion of tungsten, and has a higher apparent average density than a rear part (10.11; 10.21, 10.31) adjoining on the back, c) the sabot (20; 22; 24) is designed as a bushing, the outer surface (28) of which is adapted to the interior cross section of a high-speed acceleration device, while the inner surface (30) is spaced apart from the conical peripheral surface (14) of the missile (10) in a predetermined manner is d) the sabot (20; 22; 24) has a centering receptacle (32; 34; 36) on the rear for a rear area (16) of the flight level (10) and on the front radially inward against the peripheral surface (14) of the flight level (10) directed centering brackets (40; 42; 44), e) at least the receptacle (36) and / or the holder stanchions (40; 42; 44) fix the missile (10) in the axial direction, f) an interior space (49) forms an air storage space, g) with predeterminable wall thickness, the sabot (20; 22; 24) has longitudinal slots (50, 52), through which elements extending from the front to a rear surface (54; 56; 58) adjacent to the full-caliber area form elements which under the Effect of the air flowing into the space (49) after leaving the high-acceleration device can be pivoted like a lever against the acceleration direction (S) of the arrangement and h) by pivoting the lever-like elements, the missile (10) is released for unimpeded flight,
the features a), c), d) u. e) the generic term and the features b) and f) to h) form the characterizing part. 2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch ge­kennzeichnet, daß der Treibkäfig (24) in seinem Heckbereich eine mit Innengewinde (62) versehene Öffnung (59) aufweist, welche einem kreiszylindrischen Einschraubelement (60) als Auf­nahme dient und deren Durchmesser größer ist als der größte Durchmesser (D) des Fluggeschosses (10.3).2. Arrangement according to claim 1, characterized in that the sabot (24) in its rear region has an internal thread (62) provided opening (59) which serves as a receptacle with a circular cylindrical screw-in element (60) and whose diameter is larger than the largest Diameter (D) of the missile (10.3). 3. Anordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß ein den Halterun­gen (40; 42; 44) zugeordneter Haltebereich (41) in naher Nachbarschaft des Fluggeschoßschwerpunkt (18) angeordnet ist.3. Arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that one of the brackets (40; 42; 44) associated holding area (41) is arranged in the immediate vicinity of the center of gravity of the missile (18). 4. Anordnung nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Umfangsfläche (28) wenigstens im Heckbereich oder/und in der Nachbarschaft des Haltebereichs (41) mit einem radial zusammendrückbaren bandförmigen Element (68; 66) ver­sehen ist.4. Arrangement according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the peripheral surface (28) is provided at least in the rear region and / or in the vicinity of the holding region (41) with a radially compressible band-shaped element (68; 66).
EP87109633A 1986-10-21 1987-07-04 Projectile and its sabot Withdrawn EP0264546A3 (en)

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DE3635738 1986-10-21
DE19863635738 DE3635738A1 (en) 1986-10-21 1986-10-21 DRIVING CAGE FLYING FLOOR ARRANGEMENT

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Publication Number Publication Date
EP0264546A2 true EP0264546A2 (en) 1988-04-27
EP0264546A3 EP0264546A3 (en) 1989-01-11

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Application Number Title Priority Date Filing Date
EP87109633A Withdrawn EP0264546A3 (en) 1986-10-21 1987-07-04 Projectile and its sabot
EP87710017A Expired - Lifetime EP0265369B1 (en) 1986-10-21 1987-10-20 Small weight sabot for a high-velocity subcalibre projectile

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EP87710017A Expired - Lifetime EP0265369B1 (en) 1986-10-21 1987-10-20 Small weight sabot for a high-velocity subcalibre projectile

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Inventor name: WALLOW, PETER

Inventor name: BETHMANN, KARL WILHELM