EP0265369B1 - Treibkäfig geringer Eigenmasse für ein unterkalibriges Hochgeschwindigkeits-Fluggeschoss - Google Patents

Treibkäfig geringer Eigenmasse für ein unterkalibriges Hochgeschwindigkeits-Fluggeschoss Download PDF

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EP0265369B1
EP0265369B1 EP87710017A EP87710017A EP0265369B1 EP 0265369 B1 EP0265369 B1 EP 0265369B1 EP 87710017 A EP87710017 A EP 87710017A EP 87710017 A EP87710017 A EP 87710017A EP 0265369 B1 EP0265369 B1 EP 0265369B1
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EP
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sabot
projectile
receiver
fact
accordance
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EP87710017A
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EP0265369A3 (en
Inventor
Peter Dipl.-Ing. Rwth Wallow
Karl Wilhelm Dipl.-Ing. Rwth Bethmann
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Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall GmbH
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    • 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 according to the preamble of claim 1.
  • a front-side first part of the sabot is essentially collar-shaped from four identical segments, which in the area of parting lines in a respective receptacle has a prestressed compression spring that can be relieved against the neighboring parting surface for detachment from the flight floor.
  • a rear part of the sabot is provided with a projecting receptacle of an annular cross-section for the missile in such a way that the projection engages in the center of a rear opening of the missile.
  • This known sabot has a number of disadvantages.
  • forces acting frontally against the direction of acceleration must interact with the forces from the compression springs in an essentially equilibrium manner. This results in an unmistakable sensitivity of the arrangement, which greatly affects the handling.
  • wedging may occur in the first part in such a way that subsequent acceleration of the overall arrangement cannot be achieved.
  • the usability under conditions given by a combat mission is impaired until it is completely lost and is not given at all for use in connection with barrel weapons.
  • the invention has for its object to provide a generic object, the handling and usability is guaranteed even with indispensable cadence and thereby also allows use in a barrel weapon with trouble-free detachment from the missile.
  • the fulfillment of these requirements is regarded as an essential prerequisite for the suitability for use against fast-moving targets, e.g. missiles and fighter jets, even at a great distance, whereby a carrier system can be opaque both at earth-bound and at a greater height above the earth's surface under different conditions .
  • combating fast targets close to the ground also plays an important role in ground-air operations.
  • the carrier should be considered to have a corresponding aircraft with operational mobility as well as a satellite.
  • DE-OS 29 51 904 is a sabot for a sub-caliber missile is known, which is also designed with the goal of having only a comparatively low dead weight, but it requires elements above the floor circumference to ensure a mutual positive locking in the acceleration direction, which is essential for the passage of the pipe.
  • Such or a comparable measure would, however, in the context given here, lead to such a drastic increase in the drag coefficient that the associated drop in speed of the missile would result in the inability to use the latter to combat fast flight targets at great distances.
  • a sabot according to DE-OS 33 18 972 is also unsuitable for solving the problems on which the invention is based, since apart from the considerable weight, a trouble-free detachment from the missile designed for resistance stabilization cannot be guaranteed.
  • FIGS. 1, 3 and 5 essentially being simplified longitudinal-axial sections and in FIGS. 2 and 4 being 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.
  • 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 profiled elements surrounding the missile 10.1 form.
  • brackets 40 projecting radially inwards lie in the area of a center of gravity of the missile 18 of the peripheral surface 14 of the missile 10.1 in a holding area 41 and form a front centering receptacle 20.3.
  • a second centering receptacle 20.4 on the rear is provided in the region of the missile rear part 16 by a central pin 32 which engages on the rear in a cavity 17 of the missile 10.1.
  • the sabot 20 is bounded at the back by a closed surface 54, in the vicinity of which the surrounding surface 28 has a radially deformable band-shaped element 68.
  • radially compressible elements 66 which can be connected to form a band for the purpose of better handling.
  • 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 is formed between the peripheral surface 14 and the inner surface 30 extends.
  • a front part 10.10 of the flight projectile 10.1 is made of a high-density 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 missile center of gravity 18 lies sufficiently far in front of an air attack point (not shown) in the acceleration direction S. 3 differs from that according to FIG.
  • a screw-in element 60 with an external thread 62 has a circular-shaped receptacle for a rear surface 19 of the missile 10.3 on the front side, not designated in more detail, 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 side beyond the centering and fixing area 36 and thus provides for a possibly required seal and for a sufficient radial contact pressure.
  • the radially compressible elements 66 assigned on the front side of the receptacle 24.3 can, as already described in connection with the first exemplary embodiment, be connected to one another and formed in the manner of a band.
  • 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 pressure forces due to acceleration, which are exerted by the respective missile, can be safely absorbed with the lowest possible dead load. 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 under the effect of the air now flowing in from outside, it passes through the longitudinal slots 50 and 52 from the drive cage formed elements are pivoted lever-like in the direction of arrows K.
  • a region 37 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 fillers 72 which can be moved radially by springs.
  • Such frictional engagement elements 41 although not shown in the drawing, can also be arranged in the region of the first centering receptacle 24.3 in the exemplary embodiment according to FIG. 5. Since there is already a positive fit between the missile 10.3 and the sabot 24 in the centering receptacle 24.2 on the rear side, overdetermination can be avoided if the projection 44 is rigid due to its rigidity.
  • an opening path K assigned to the elements 71 (FIG. 3) is an arc with a large radius, an impairment of the behavior of the missile can be excluded.
  • the screw-in element 60 shown in FIG. 5 can advantageously have the outside diameter of the sabot 24 in its rear area.
  • the area in question, with its rear boundary surface - in particular in the case of barrel weapons - can absorb the entire gas pressure and carries the sabot 24. This can significantly increase the strength behavior during high acceleration.

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Description

  • Die Erfindung betrifft einen Treibkäfig nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Aus der US-A-4,638,739 ist ein gattungsgleicher Gegenstand für ein Hochgeschwindigkeitsfluggeschoß bekannt, welches, beispielsweise durch elektromagnetische Kräfte, auf höchste Geschwindigkeit beschleunigt und nicht drallstabilisiert wird. Dieses soll dem wirksamen Bekämpfen sich schnell bewegender Ziele, beispielsweise Fluggkörper und Kampfflugzeuge, bereits auf große Entfernung dienen.
  • Ein vorderseitiger erster Teil des Treibkäfigs ist im wesentlichen kragenförmig aus vier gleichen Segmenten gestaltet, welche im Bereich von Trennfugen in einer jeweiligen Aufnahme eine gegen die benachbarte Trennfugenfläche zur Ablösung vom Fluggeschoß entlastbare vorgespannte Druckfeder aufweist. Ein Heckteil des Treibkäfigs ist mit einer vorspringenden Aufnahme kreisringförmigen Querschnitts für das Fluggeschoß derart versehen, daß der Vorsprung zentrierend in eine rückseitige Öffnung des Fluggeschosses eingreift.
  • Dieser bekannte Treibkäfig weist eine Reihe von Nachteilen auf. Bei seinem ersten Teil müssen entgegen der Beschleunigungsrichtung frontal angreifende Kräfte mit den Kräften aus den Druckfedern im wesentlichen gleichgewichtig zusammenwirken. Hieraus resultiert eine unverkennbare Empfindlichkeit der Anordnung, welche die Handhabbarkeit stark beeinträchtigt. Dies trifft auch zu für den Heckteil und verbietet eine unverzichtbare Kadenz, zumal mit letzterer ein Zuführschock verknüpft ist, durch welchen eine Relativbewegung des Fluggeschosses gegenüber dem Heckteil verursacht werden kann. Gleichzeitig kann es im ersten Teil zu einer Verkeilung derart kommen, daß eine nachfolgende Beschleunigung der Gesamtanordnung nicht realisierbar ist. Hierdurch wird die Brauchbarkeit unter durch einen Kampfauftrag gegebenen Bedingungen bis zum völligen Verlust beeinträchtigt und ist zur Verwendung im Zusammenhang mit Rohrwaffen überhaupt nicht gegeben.
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen gattungsgleichen Gegenstand zu schaffen, dessen Handhab- und Brauchbarkeit auch bei unverzichtbarer Kadenz gewährleistet ist und dabei auch die Verwendung in einer Rohrwaffe bei störungsfreier Ablösung vom Fluggeschoß zuläßt. Das Erfüllen dieser Forderungen wird als wesentliche Voraussetzung für die Eignung zum Einsatz gegen sich schnell bewegende Ziele, beispielsweise Flugkörper und Kampfflugzeuge, bereits auf große Entfernung angesehen, wobei ein Trägersystem sowohl bei erdgebundenen wie auch in größerer Höhe über der Erdoberfläche unter unterschiedlichen Bedingungen oparabel sein kann. Beim Boden-Luft-Einsatz spielt auch die Bekämpfung schneller Ziele in Bodennähe eine wesentliche Rolle. Beim Luft-Luft-Einsatz ist als Träger sowohl an ein entsprechendes Flugzeug operativer Beweglichkeit wie auch an einen Satelliten zu denken. In allen Fällen kommt einem geringstmöglichen durch den Treibkäfig repräsentierten Totlastanteil mit Rücksicht auf eine hohe endballistische Leistung wesentliche Bedeutung zu. Hinzu tritt beim Luft-Luft-Einsatz die Restriktion durch die begrenzte Tragfähigkeit des Trägersystems. Die zahlenmäßige Menge an zielwirksamer Munition kann umso größer sein, je geringer der damit verbundene unvermeidbare Totlastanteil ist.
  • Gelöst wird diese Aufgabe nach der Lehre des Patentanspruchs 1 mit den in dessen kennzeichnendem Teil angegebenen erfinderischen Merkmalen.
  • Zwar ist durch die DE-OS 29 51 904 ein Treibkäfig für ein unterkalibriges Fluggeschoß bekannt, welcher auch mit dem Ziel gestaltet ist, nur eine vergleichsweise geringe Eigenmasse aufzuweisen, aber er bedarf über die Geschoßumfangsfläche vorstehender Elemente zum Gewährleisten eines beim Rohrdurchgang unerläßlichen gegenseitigen Formschlusses in der Beschleunigungsrichtung. Eine derartige oder vergleichbare Maßnahme würde aber im hier gegebenen Zusammenhang zu einer so drastischen Vergrößerung des Luftwiderstandsbeiwertes führen, daß der damit zwangweise einhergehende Geschwindigkeitsabfall des Fluggeschosses die Unbrauchbarkeit des letzteren zum Bekämpfen schneller Flugziele auf große Entfernung zur Folge hätte.
  • Auch ein Treibkäfig nach der DE-OS 33 18 972 ist zum Lösen der der Erfindung zugrundeliegenden Aufgaben ungeeignet, da, abgesehen von der erheblichen Eigenmasse, eine störungsfreie Ablösung vom zur Widerstandsstabilisierung gestalteten Fluggeschoß nicht zu gewährleisten ist.
  • Die Erfindung wird nachstehend anhand dreier in der Zeichnung im wesentlichen schematisch dargestellte Ausführungsbeispiele näher 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.
  • 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 erste zentrierende Aufnahme 20.3. Eine rückseitige zweite zentrierende Aufnahme 20.4 ist im Bereich des Fluggeschoßheckteiles 16 durch einen zentralen Zapfen 32 gegeben, welcher rückseitig in einen Hohlraum 17 des Fluggeschosses 10.1 eingreift. Der Treibkäfig 20 wird rückendig von einer geschlossenen Fläche 54 begrenzt, in deren Nachbarschaft die Umfassungsfläche 28 ein radial verformbares bandförmiges Element 68 aufweist. Im Bereich der Aufnahme 20.3 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 hochdichten 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, auf Scherung belastbare Elemente 71 in die fluggeschoßseitigen Öffnungen 70 eingreifen und dieserart für eine Axialfixierung des Fluggeschosses 10.2 im Treibkäfig 22 sorgen, der rückendig von einer geschlossenen Fläche 56 begrenzt wird. Auch bei diesem Ausführungsbeispiel ist der Forderung Rechnung getragen, daß sich der Fluggeschoßschwerpunkt 18 ausreichend weit vor einem ebenfalls nicht dargestellten Luftangriffspunkt befindet.
  • 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 einem Innengewinde 59.1 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 Einschraubelement 60 mit Außengewinde 62 weist eine vorderseitige, nicht näher bezeichnete kreisflächenförmige Aufnahme für eine Heckfläche 19 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 erforderliche Abdichtung sowie für einen ausreichenden radialen Anpreßdruck sorgt. Auch die vorderseitig der Aufnahme 24.3 zugeordneten radial zusammenpreßbaren Elemente 66 können, wie bereits im Zusammenhang mit dem ersten Ausführungsbeispiel beschrieben, miteinander verbunden sein und derart bandförmig ausgebildet.
  • 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 24 vorteilhafterweise derart als Sollbruchstelle, daß das Fluggeschoß 10.3 seine Bewegung in Richtung S unbehindert fortsetzen kann.
  • Beim Ausführungsbeispiel nach Fig 3 treten beim Verschwenken der Elemente in Richtung der Pfeile K die erwähnten Elemente 71 an den Vorsprüngen 46 aus den korrespondierenden Öffnungen 70 im Fluggeschoß 10.2 aus; dabei ist, beispielsweise durch einen nicht dargestellten Trägheitskörper, welcher sich entlang der Geschoßlängsachse A bewegen kann, oder mit Hilfe durch Federn radial bewegbarer Füllstücke 72 eine glatte Außenfläche 14 des Fluggeschosses 10.2 wieder realisierbar.
  • Bei den Ausführungsbeispielen nach den Fig. 1 und 3 sind der ersten zentrierenden Aufnahme 20.3; 22.3 radial zusammendrückbare Reibschlußelemente 41 zugeordnet. Gemäß Fig. 1 übernehmen Sie allein die axiale Fixierung des Fluggeschosses 10.1 im Treibkäfig 20 bei einem vergleichsweise geringen Zuführschock. Gemäß Fig. 3 unterstützen sie die Wirkung der Elemente 71. Derartige Reibschlußelemente 41 können auch, obwohl dort nicht zeichnerisch dargestellt, beim Ausführungsbeispiel nach Fig. 5 im Bereich der ersten zentrierenden Aufnahme 24.3 angeordnet sein. Da nämlich dort bereits in der rückseitigen zentrierenden Aufnahme 24.2 ein Formschluß zwischen dem Fluggeschoß 10.3 und dem Treibkäfig 24 verwirklicht ist, kann bei entsprechender Starrheit des Vorsprungs 44 durch dessen Anlagefläche 41.1 eine Überbestimmtheit vermieden werden.
  • Da ein den Elementen 71 (Fig. 3) zugeordneter Öffnungsweg K ein kreisbogen mit großen Radius ist, kann eine Beeinträchtigung des Verhaltens des Fluggeschosses ausgeschlossen werden.
  • Das in Fig. 5 dargestellte Einschraubelement 60 kann vorteilhafterweise in seinem Rückseitenbereich den Außendurchmesser des Treibkäfigs 24 aufweisen. So kann der betreffende Bereich mit seiner rückseitigen Begrenzungsfläche - insbesondere bei Rohrwaffen - den gesamten Gasdruck aufnehmen und trägt den Treibkäfig 24. Hierdurch kann das Festigkeitsverhalten während der Hochbeschleunigung erheblich gewinnen.
  • Auf den Werkstoff (die Werkstoffe) betreffende Erörterungen wurde verzichtet. Hierauf gerichtete Lehren unterliegen selbstverständlich neben der Forderung nach einem geringen Totlastanteil und guter Handhabbarkeit unter unterschiedlichen Einsatzbedingungen auch derjenigen nach der Verwendbarkeit mit den unterschiedlichen Hochbeschleunigungsvorrichtungen, gleichgültig, ob die Energie zur Beschleunigung in chemischer und/oder elektrischer Form verfügbar ist. Dem Durchschnittsfachmann dürfen diese Kriterien für bekannt gelten, und letztere können sich auf geringfügige konstruktive Modifikationen erstrecken. Diese können durch unterschiedliche Formen des lichten Querschnitts/Kalibers erforderlich sein, und es bedarf an dieser Stelle keines näheren Eingehens hierauf.

Claims (8)

  1. Treibkäfig (20; 22; 24) für ein kegelförmiges Fluggeschoß (10.1; 10.2; 10.3) mit einem segmentierten vorderseitigen Teil (20.1; 22.1; 24.1) mit einer ersten zentrierenden Aufnahme (20.3; 22.3; 24.3) des Treibkäfigs (20; 22; 24) und einem das Fluggeschoß (10.1; 10.2; 10.3) außenseitig umgreifenden Heckteil (20.2; 22.2; 24.2) mit einer zweiten zentrierenden Aufnahme (20.4; 22.4; 24.4) und einer das Heckteil (20.2; 22.2; 24.2) rückendig begrenzenden geschlossenen Fläche (54; 56; 58) dadurch gekennzeichnet, daß das vorderseitige Teil (20.1; 22.1; 24.1) des Treibkäfigs (20; 22; 24) mit dem Heckteil (20.2; 22.2; 24.2) des Treibkäfigs (20; 22; 24) fest verbunden ist, daß das vorderseitige Teil (20.1; 22.1; 24.1) eine Halterung (40; 42; 44) als erste zentrierende Aufnahme (20.3; 22.3; 24.3) mit einer Lufttasche (48) aufweist, und daß die erste zentrierende Aufnahme (20.3; 22.3; 24.3) das Fluggeschoß (10.1; 10.2; 10.3) im Bereich seines Schwerpunktes (18) unterstützt.
  2. Treibkäfig nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite zentrierende Aufnahme (24.4) eine formschlüssige Verbindung gegenüber einer axialen Relativbewegung des Fluggeschosses (10.3) in der Beschleunigungsrichtung (S) zwischen dem Heckteil (24.2) und dem Fluggeschoß (10.3) darstellt.
  3. Treibkäfig nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dem vorderseitigen Teil (20.1; 22.1; 24.1) und einem ersten Bereich (10.20) des Fluggeschosses (10.2.) auf Querkraft beanspruchbare Formschlußelemente (71) zugeordnet sind.
  4. Treibkäfig nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein der ersten Aufnahme (20.3; 22.3;) zugeordnetes radial zusammendrückbares Reibschlußelement (41).
  5. Treibkäfig nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Treibkäfig (24) in seinem Heckteil (24.2.) eine mit Innengewinde (59.1) 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).
  6. Treibkäfig nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Aufnahme (20.3; 22.3; 24.3) durch sich radial gegen den ersten Bereich erstreckende Vorsprünge (40; 42; 44) gebildet wird.
  7. Treibkäfig nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Heckteil (20.2; 22.2; 24.2) außenseitig mit einem radial zusammendrückbaren bandförmigen Element (68) versehen ist.
  8. Treibkäfig nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das vorderseitige Teil (20.1; 22.1; 24.1) in der Nachbarschaft der ersten Aufnahme (20.3; 22.3; 24.3) außenseitig mit wenigstens einem radial zusammendrückbaren bandförmigen Element (66) versehen ist.
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