EP0418636B1 - Bahnkorrigierbares Projektil - Google Patents

Bahnkorrigierbares Projektil Download PDF

Info

Publication number
EP0418636B1
EP0418636B1 EP90116937A EP90116937A EP0418636B1 EP 0418636 B1 EP0418636 B1 EP 0418636B1 EP 90116937 A EP90116937 A EP 90116937A EP 90116937 A EP90116937 A EP 90116937A EP 0418636 B1 EP0418636 B1 EP 0418636B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
projectile
cover
detonator
radially
impulse charge
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 - Lifetime
Application number
EP90116937A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0418636A3 (en
EP0418636A2 (de
Inventor
Klaus Bär
Günther Lehrieder
Ulrich Wiese
Volker Schirm
Hartmuth Lehr
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.)
Deutsch-Franzoesisches Forschungsinstitut Saint-L
Diehl Verwaltungs Stiftung
Original Assignee
DEUTSCH-FRANZOESISCHES FORSCHUNGSINSTITUT SAINT-LOUIS INSTITUT FRANCO-ALLEMAND DE RECHERCHES DE SAINT-LOUIS
Diehl GmbH and Co
Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL
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 DEUTSCH-FRANZOESISCHES FORSCHUNGSINSTITUT SAINT-LOUIS INSTITUT FRANCO-ALLEMAND DE RECHERCHES DE SAINT-LOUIS, Diehl GmbH and Co, Institut Franco Allemand de Recherches de Saint Louis ISL filed Critical DEUTSCH-FRANZOESISCHES FORSCHUNGSINSTITUT SAINT-LOUIS INSTITUT FRANCO-ALLEMAND DE RECHERCHES DE SAINT-LOUIS
Publication of EP0418636A2 publication Critical patent/EP0418636A2/de
Publication of EP0418636A3 publication Critical patent/EP0418636A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0418636B1 publication Critical patent/EP0418636B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime 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
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge

Definitions

  • the invention relates to a projectile according to the preamble of claim 1.
  • Such a projectile is known from DE-PS 22 64 243 as a missile rotating during flight, in which the trajectory can be changed with the aid of at least one pulse which can be triggered during flight and is oriented radially to the missile in order to increase the probability of being hit.
  • the impulse is generated with the help of a mass part that can be accelerated by an impulse charge and leads approximately to the parallel displacement out of the current trajectory when it is directed at the projectile center of gravity.
  • Information about the current web deposit with respect to the target receiving or calculating control device determines in which momentary roll position of the projectile the transverse pulse is triggered, or which of several existing and still available such transverse thrust drive devices distributed around the periphery of the projectile has the most suitable spatial orientation for the required path correction and is therefore to be controlled electrically.
  • a detonator which is wired radially to the center of the projectile, acts between the plug and the insert in order to hollow out the interior of the insert by ejecting the plug and thus to deform the wall of the now hollow-cylindrical insert so that the gas generator overpressure pushes it out of the screw thread surround and so a gas outlet nozzle can be opened. Once an opening is cleared, no more can be opened afterwards.
  • a transverse thrust drive device designed in this way has the advantage over an impulse engine of the generic type of being able to have a longer transverse force acting on the projectile; which is particularly undesirable in a projectile stabilized with a high twist, because the transverse thrust direction changes with the self-rotation of the projectile.
  • the comparable transverse thrust path correction according to US Pat. No. 3,028,807 is also not based on the transverse impulse due to the throwing of a mass part.
  • fuel which can be ignited by a detonator which is screwed into the interior of the blind hole radially outside of the fuel by means of a retaining washer.
  • This retaining washer is set back from the outer surface of the projectile structure towards the center, so that there is a free space radially outside the detonator, through which the connecting cable for initiating the detonator emerges radially and is then bent into the axis parallel to the projectile longitudinal axis neighboring structure can continue to run into it.
  • This transverse thrust drive device is again dimensioned as a rocket engine oriented transversely to the longitudinal axis of the projectile.
  • the construction element which can be removed transversely to the longitudinal axis of the projectile does not serve as the actual cause of the transverse thrust, but only for opening a blow-out nozzle; there with the peculiarity that only an annular powder rocket motor is provided concentrically around the longitudinal axis of the projectile, which can be opened at one of several locations offset in the circumferential direction for the blow-out effect.
  • the opening takes place in that a central stopper in a form-fit closure sleeve inserted into the projectile structure can be pushed out by means of an ignited detonator, whereupon the shape stability of the closure sleeve is canceled and this also from the opening in the projectile jacket surface from the overpressure of the ignited rocket engine can be ejected, the exhaust gas jet then exits through this opening.
  • this transverse thrust effect cannot be brought about again in another circumferential direction. Even after this solution, the path-correcting effect of the transverse thrust drive is again limited to the efficiency and the intensity of the engine oriented transversely to the direction of flight.
  • the invention is therefore based on the object of designing a projectile of the generic type in such a way that the strongest possible but precise effects of path correction can be brought into effect.
  • a predetermined breaking point which can be designed within wide limits, can be defined for each individual pulse charge at which overpressure the relatively large mass of the end cover, which does not affect the aerodynamic properties of the projectile in terms of shape, is thrown off transversely and thus supported by reaction gas Escape of the ignited impulse charge triggers a high-magnitude and very precise, because short reaction impulse on the projectile.
  • transverse thrust drive devices offset from the center of gravity cross-section impress a moment around the projectile center of gravity when they are actuated, which leads to a swiveling of the path.
  • the design of the transverse thrust drive devices according to the invention with activation of the pulse charge by a detonator engaging radially from the outside provides an optimally rapid conversion of the pulse charge to the reaction gas which, in the interest of high radial acceleration of the lid mass, only attaches its predetermined breaking points when the overpressure is reached under the lid to tear open on the wall structure.
  • the predetermined breaking connection of the lid integration can be designed in an integral design of the lid with its mounting element, for example screwed into the lateral surface of the projectile, with a mechanically weakened lid edge zone, but also as a positive connection between the radially flung lid and its mounting element.
  • a cavity between the inside of the cover and the pulse charge arranged underneath simplifies the wiring for the electrical connection of the detonator, which engages radially in the pulse charge coaxially under the cover, without significantly reducing the reaction mass of the cover.
  • the structure of the projectile can be completely closed towards the inside, so that its centrally arranged parts (such as the warhead and the pulse control circuit) are hermetically sealed against the mechanical and pyrotechnic effects of the ignited pulse charge and are thus optimally protected.
  • FIG. 1 shows a projectile 10 with a central longitudinal axis 12 and center of gravity 14. It has a number of transverse thrust drive devices 16 arranged distributed around its circumference. These are arranged in a plane perpendicular to the central longitudinal axis 12, which runs through the center of gravity 14. Further transverse thrust drive devices 18 are arranged in planes 24, 26, which are also oriented perpendicular to the central longitudinal axis 12, but which are at a distance from the center of gravity 14. If one of the drive devices 16 is activated as a function of the twist 22 by means of a control device 28 indicated as a block, the recoil effect results in an approximately parallel offset 30 of the path of the projectile 10 in a longitudinal axis 12 '.
  • one of the drive devices 18 is activated with the aid of the control device 28, the longitudinal axis 12 is pivoted, for example, by the angle a in the direction of the longitudinal axis 12 ′′. Appropriate activation of one or the other of the drive devices 16, 18 therefore makes it possible to control the trajectory of the projectile 10.
  • FIG. 2 shows a partial section through the projectile 10 in the form of a circular ring segment, from which an embodiment of a drive device 16 or 18 can be seen.
  • the projectile 10 has a central cavity 32 for receiving a payload, for example an active charge including safety and ignition devices.
  • a payload for example an active charge including safety and ignition devices.
  • recesses 36 are formed along its circumference in the radial direction from the central cavity 32 of the projectile 10 to its outer side 38. Each recess is provided at its outer end section on a cylindrical depression 40 with an internally threaded section 42.
  • a pulse charge 44 is arranged in the recess 36.
  • Each recess 36 is closed by means of an associated cover 46, which is pressed here against the pulse charge 44 and which has a circular peripheral edge 48 with an external thread section 50 corresponding to the internal thread section 42. At a distance from the peripheral edge 48, a predetermined breaking point 52 of predetermined tear strength extends around the cover 46.
  • circumferential grooves 56, 60 are provided on the outside 54 and on the inside 58 of the cover 46.
  • a detonator 62 with an electrical connection cable 64 projects radially from the outside into the pulse charge 44 and is operatively connected to a control device 28 (indicated as a block in FIG. 1).
  • a control device 28 (indicated as a block in FIG. 1).
  • On the outside 54 of the cover 46 is a mounting window 66 for the connection cable 61. It can also be seen from FIG. 2 that the outside 54 of the cover 46 has a contour which is adapted to the outside contour of the projectile 10.
  • the detonator 62 is electrically activated via the control device 28 (see FIG. 1), the corresponding pulse charge 44 is ignited. As a result, such a high pressure builds up in the recess 36 closed by the cover 46 that the cover 46 finally tears off along the predetermined breaking section 52 and is flung radially away from the projectile 10. According to the momentum conservation law, this results in a movement of the projectile 10 in the direction of arrow 68.
  • Figure 3 shows a design of the projectile 10, which differs from that in Figure 2, in particular.
  • the inside 58 of the lid 46 does not lie directly on the pulse charge 44, but is concave, so that between the pulse charge 44 and the inside 58 of the cover 46 results in a pressure-absorbing space 70.
  • the connecting cable 64 can - contrary to FIG. 2 - be arranged below the cover 46 instead of through the cover 46.
  • the cover 46 is only provided on the inside with a circumferential groove 60, while its outside 54 is smooth.
  • FIG. 4 shows a third embodiment of the projectile 10 in a partial section corresponding to FIGS. 2 and 3, the cover 46 having a circumferential fastening bead 72 and the cylindrical depression 40 of the recess 36 having a groove 74 forming an undercut for a positive predetermined breaking point.

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Projektil gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
  • Ein derartiges Projektil ist aus der DE-PS 22 64 243 als während des Fluges rotierender Flugkörper bekannt, bei dem mit Hilfe wenigstens eines während des Fluges auslösbaren und radial zum Flugkörper orientierten Impulses die Flugbahn zur Erhöhung der Trefferwahrscheinlichkeit geändert werden kann. Der Impuls wird mit Hilfe eines durch eine Impulsladung beschleunigbaren Massenteiles erzeugt und führt angenähert zum Parallelversatz aus der momentanen Flugbahn heraus, wenn er auf den Projektil-Schwerpunkt gerichtet ist. Eine Informationen über die momentane Bahnablage bezüglich des zu bekämpfenden Zieles empfangende oder berechnende Steuereinrichtung bestimmt, in welcher momentaner Roll-Lage des Projektils der Querimpuls ausgelöst wird, bzw. welche mehrerer vorhandener und noch verfügbarer, um die Peripherie des Projektiles verteilt angeordneter derartiger Querschub-Antriebseinrichtungen für die erforderliche Bahnkorrektur gerade eine möglichst geeignete räumliche Orientierung aufweist und deshalb elektrisch anzusteuern ist.
  • Kinematisch vergleichbare aber auf Steuerdüsen-Rückstoßwirkung basierende Bahnkorrektureinrichtungen sind aus der EP-PS 0 028 966 oder aus der DE-PS 27 14 688 bekannt. In letzterem Falle ist ein zentraler Gasgenerator für selektiv öffnenbare Gasstrahlaustrittsdüsen vorgesehen. Jede Düse weist einen in eine radiale Wandungs-Öffnung des Projektiles einschraubbaren Stöpsel auf, der innerhalb eines Gewindefutters einen formschlüssig festgelegten Einsatz mit darin kraftschlüssig festgelegtem radial orientiertem Stopfen enthält. Zwischen Stopfen und Einsatz wirkt ein radial zum Zentrum des Projektils hin verkabelter Detonator, um durch Herausschleudern des Stopfens den Innenraum des Einsatzes auszuhöhlen und so eine Verformung der Wandung des nun hohlzylindrischen Einsatzes zu ermöglichen, damit dieser vom Gasgenerator-Überdruck aus der Schraubgewinde-Einfassung herausgedrückt und so eine Gasaustrittsdüse geöffnet werden kann. Wenn einmal eine Öffnung freigegeben ist, kann danach keine weitere mehr geöffnet werden. Eine derart ausgelegte Querschub-Antriebseinrichtung weist zwar gegenüber einem Impulstriebwerk gattungsgemäßer Art den Vorteil auf, eine länger anstehende Querkraft auf das Projektil einwirken lassen zu können; was aber gerade bei einem mit hohem Drall stabilisierten Projektil unerwünscht ist, weil die Querschub-Richtung sich mit der Eigenrotation des Projektils ändert.
  • Ebenfalls nicht auf der Impuls-Quereinwirkung infolge Fortschleuderns eines Massenteiles beruht die vergleichbare Querschub-Bahnkorrektur nach US-A 3,028,807. Dort ist am Grund eines Sackloches in der Projektil-Struktur Treibstoff angeordnet, der von einem Detonator gezündet werden kann, welcher mittels einer Haltescheibe radial außerhalb des Treibstoffes in das Innere des Sackloches eingeschraubt ist. Diese Haltescheibe ist dabei gegenüber der Mantelfläche der Projektil-Struktur zum Zentrum hin zurückgesetzt, so daß radial außerhalb des Detonators ein Freiraum verbleibt, durch den das Anschlußkabel für die Initiierung des Detonators aus diesem radial austreten und dann achsparallel bezüglich der Projektil-Längsachse abgeknickt in die benachbarte Struktur hinein weiterlaufen kann. Der Reaktionsdruck des gezündeten Treibstoffes bläst den Detonator mit seiner Halterung aus der eingeschraubten Haltescheibe heraus, so daß sich in deren Zentrum eine Öffnung einstellt, durch die Reaktionsgase des gezündeten Treibstoffes entweichen können. Diese Querschub-Antriebseinrichtung ist also wieder als quer zur Projektil-Längsachse orientiertes Raketentriebwerk dimensioniert.
  • Auch bei der insoweit vergleichbaren Einrichtung nach DE-C 27 14 688 dient das quer zur Projektil-Längsachse entfernbare Konstruktionselement nicht als der eigentliche Querschub-Verursacher, sondern nur zum Öffnen einer Ausblasdüse; dort mit der Besonderheit, daß nur ein ringförmiger Pulver-Raketenmotor konzentrisch um die Projektil-Längsache vorgesehen ist, der an einer von mehreren in Umfangsrichtung gegeneinander versetzten Orten für die Ausblas-Wirkung geöffnet werden kann. Die Öffnung erfolgt dadurch, daß ein zentraler Stopfen in einer formschlüssig in die Projektil-Struktur eingesetzten Verschlußhülse mittels eines gezündeten Detonators herausgeschoben werden kann, woraufhin die Formstabilität der Verschlußhülse aufgehoben ist und diese ebenfalls aus der Öffnung in der projektil-Mantelfläche vom Überdruck des gezündeten Raketenmotors ausgeworfen werden kann, dessen Abgasstrahl dann durch diese Öffnung austritt. Nachdem so einmal der Druckraum des Raketenmotors geöffnet wurde, kann diese Querschubwirkung allerdings nicht noch einmal in einer anderen Umfangsrichtung hervorgerufen werden. Die bahnkorrigierende Wirkung des Querschub-Antriebes ist auch nach dieser Lösung wieder auf den Wirkungsgrad und die Intensität des quer zur Flugrichtung orientierten Triebwerkes beschränkt.
  • Der Erfindung liegt deshalb die Aufgabe zugrunde, ein Projektil gattungsgemäßer Art derart auszulegen, daß möglichst starke aber präzise Bahnkorrektureinflüsse zur Wirkung gebracht werden können.
  • Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß im wesentlichen dadurch gelöst, daß das Projektil gattungsgemäßer Art gemäß dem Kennzeichnungsteil des Anspruches 1 ausgelegt ist.
  • Nach dieser Lösung ist durch eine konstruktiv in weiten Grenzen definiert auslegbare Sollbruchstelle für jede einzelne Impulsladung festlegbar, bei welchem Überdruck die relativ große Masse des Abschlußdeckels, der in seiner Formgebung die aerodynamischen Eigenschaften des Projektils nicht beeinträchtigt, quer abgeschleudert wird und so unterstützt durch Reaktionsgas-Austritt der gezündeten Impulsladung einen betragsmäßig hohen und zeitlich sehr präzisen da kurzen Reaktionsimpuls auf das Projektil auslöst.
  • Der ist für einen Querversatz der Flugbahn durch den Projektil-Schwerpunkt orientiert, während stattdessen oder zusätzlich aus der Schwerpunkts-Querschnittsebene heraus versetzte derartige Querschub-Antriebseinrichtungen bei ihrer Ansteuerung ein Moment um den Projektilschwerpunkt einprägen, das zu einer Bahnverschwenkung führt. Die erfindungsgemäße Auslegung der Querschubantriebseinrichtungen mit Aktivierung der Impulsladung durch einen radial von außen in diese eingreifenden Detonator erbringt dabei eine optimal-rasche Umsetzung der Impulsladung zum Reaktionsgas, das im Interesse hoher radialer Beschleunigung der Deckelmasse erst bei Erreichen optimalen Überdrucks unter dem Deckel dessen Sollbruchstellen zu Befestigung an der Wandungsstruktur aufreißen soll.
  • Die Sollbruchverbindung der Deckel-Integration kann in einer integralen Ausbildung des Deckels mit seinem beispielsweise in die Mantelfläche des Projektils eingeschraubten Montageelement bei mechanisch geschwächter Deckel-Randzone, aber auch als formschlüssige Verbindung zwischen dem radial abschleuderbaren Deckel und seinem Montageelement ausgelegt sein. Ein Hohlraum zwischen der Deckel-Innenseite und der darunter angeordneten Impulsladung vereinfacht die Leitungsführung für den elektrischen Anschluß des koaxial unter dem Deckel radial in die Impulsladung eingreifenden Detonators ohne wesentliche Verringerung der Rückwirkungs-Masse des Deckels. Durch z. B. diese Detonator-Anordnung kann die Struktur des Projektils nach innen vollständig geschlossen ausgebildet sein, so daß dessen zentral angeordneten Teile (wie der Gefechtskopf und die Impulssteuerschaltung) hermetisch gegen die mechanische und pyrotechnische Wirkung der gezündeten Impulsladung abgeschottet und dadurch optimal geschützt sind.
  • In den Unteransprüchen sind zusätzliche Abwandlungen und Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Lösung gekennzeichnet.
  • Nachstehende Zeichnungsbeschreibung bezieht sich auf angenähert maßstabsgerecht aber stark abstrahiert skizzierte bevorzugte Realisierungsbeispiele zur erfindungsgemäßen Lösung. Es zeigt:
    • Figur 1
    eine schematische Seitenansicht des bahnkorrigierbaren Projektils,
    Figur 2
    einen Segmentausschnitt einer ersten Ausführungsform des Projektils gemäß Figur 1,
    Figur 3
    eine der Figur 2 entsprechende Querschnittsdarstellung durch eine zweite Ausführungsform des Projektils, und
    Figur 4
    eine den Figuren 2 und 3 entsprechende Schnittdarstellung durch eine dritte Ausführungsform des Projektils.
  • Die Figur 1 zeigt ein Projektil 10 mit zentraler Längsachse 12 und Schwerpunkt 14. Es weist eine Anzahl an seinem Umfang verteilt angeordneter Querschub-Antriebseinrichtungen 16 auf. Diese sind in einer zur zentralen Längsachse 12 senkrecht ausgerichteten Ebene angeordnet, die durch den Schwerpunkt 14 verläuft. Weitere Querschub-Antriebeinrichtungen 18 sind in Ebenen 24, 26 angeordnet, die auch zur zentralen Längsachse 12 senkrecht orientiert sind, die aber vom Schwerpunkt 14 einen Abstand besitzen. Wird mittels einer als Block angedeuteten Steuereinrichtung 28 abhängig vom Drall 22 eine der Antriebseinrichtungen 16 aktiviert, so ergibt sich infolge Rückstoßwirkung ein annähernd paralleler Versatz 30 der Bahn des Projektils 10 in eine Längsachse 12'. Wird dagegen mit Hilfe der Steuereinrichtung 28 eine der Antriebseinrichtungen 18 aktiviert, so wird die Längsachse 12 bspw. um den Winkel a in Richtung der Längsachse 12'' verschwenkt. Durch geeignete Aktivierung der einen oder anderen der Antriebseinrichtungen 16, 18 ist es demnach möglich, die Flugbahn des Projektils 10 zu steuern.
  • Figur 2 zeigt einen Teilschnitt durch das Projektil 10 in Form eines Kreisringsegmentes, aus dem eine Ausbildung einer Antriebseinrichtung 16 bzw. 18 ersichtlich ist. Das Projektil 10 weist einen zentralen Hohlraum 32 zur Aufnahme einer Nutzlast auf, bspw. einer Wirkladung einschließlich Sicherungs- und Zündeinrichtungen. In der Wandung 34 des Projektils 10 sind entlang seines Umfanges Ausnehmungen 36 in radialer Richtung vom zentralen Hohlraum 32 des Projektils 10 zu seiner Außenseite 38 hin erweitert ausgebildet. Jede Ausnehmung ist an ihrem außenseitigen Endabschnitt an einer zylindrischen Einsenkung 40 mit einem Innengewindeabschnitt 42 versehen. In der Ausnehmung 36 ist eine Impulsladung 44 angeordnet. Jede Ausnehmung 36 ist mittels eines zugehörigen Deckels 46 verschlossen, der hier gegen die Impulsladung 44 gepreßt ist, und der einen kreisrunden Umfangsrand 48 mit einem dem Innengewindeabschnitt 42 entsprechenden Außengewindeabschnitt 50 aufweist. In einem Abstand vom Umfangsrand 48 verläuft um den Deckel 46 eine Sollbruchstelle 52 vorbestimmter Abreißfestigkeit. Dafür sind an der Außenseite 54 und an der Innenseite 58 des Deckels 46 umlaufende Rillen 56, 60 vorgesehen.
  • In die Impulsladung 44 ragt radial von außen ein Detonator 62 mit elektrischem Anschlußkabel 64, das mit einer (in Figur 1 als Block angedeuteten) Steuereinrichtung 28 wirkverbunden ist. An der Außenseite 54 des Deckels 46 ist ein Montagefenster 66 für das Anschlußkabel 61. Aus Figur 2 ist auch ersichtlich, daß die Außenseite 54 des Deckels 46 eine an die Außenkontur des Projektils 10 angepaßte Kontur aufweist.
  • Wird der Detonator 62 über die Steuereinrichtung 28 (s. Figur 1) elektrisch aktiviert, so wird die entsprechende Impulsladung 44 gezündet. Hierdurch baut sich in der durch den Deckel 46 abgeschlossenen Ausnehmung 36 ein derartig hoher Druck auf, daß schließlich der Deckel 46 entlang des Sollbruchabschnittes 52 abreißt und vom Projektil 10 radialweggeschleudert wird. Daraus resultiert nach dem Impulserhaltungssatz eine Bewegung des Projektils 10 in Richtung des Pfeiles 68.
  • Figur 3 zeigt eine Ausbildung des Projektils 10, die sich von der in Figur 2, insbes. dadurch unterscheidet, daß die Innenseite 58 des Deckels 46 nicht direkt an der Impulsladung 44 anliegt, sondern konkav eingewölbt ist, so daß sich zwischen der Impulsladung 44 und der Innenseite 58 des Deckels 46 ein druckaufnehmender Zwischenraum 70 ergibt. Dadurch kann nun das Anschlußkabel 64 - entgegen Figur 2 - statt durch den Deckel 46 hindurch unterhalb des Deckels 46 angeordnet sein. Außerdem ist bei dieser Ausbildung der Deckel 46 nur innenseitig mit einer umlaufenden Rille 60 versehen, während seine Außenseite 54 glatt ist.
  • Figur 4 zeigt eine dritte Ausbildung des Projektils 10 in einem Teilabschnitt entsprechend den Figuren 2 und 3, wobei für eine formschlüssige Sollbruchstelle der Deckel 46 mit einem umlaufenden Befestigungswulst 72 und die zylindrische Einsenkung 40 der Ausnehmung 36 mit einer eine Hinterschneidung bildenden Rille 74 ausgebildet ist. Dadurch ist es nicht mehr erforderlich, die zylindrische Einsenkung 40 mit einem Innengewindeabschnitt und den Umfangsrand 48 des Deckels 46 mit einem Außengewindeabschnitt auszubilden, was eine Produktions-Vereinfachung bedeutet. Der in die Rille 74 eingepreßte umlaufende Befestigungswulst 72 des Deckels 46 bildet also nun einen Verbindungsabschnitt vorbestimmter Abreißfestigkeit.

Claims (7)

  1. Bahnkorrigierbares spinstabilisiertes Projektil (10) mit über seinen Umfang verteilten Querschub-Antriebseinrichtungen (16; 18) mit jeweils unter einem radial bezüglich der Projektil-Längsachse (12) ausstoßbaren Deckel (46) angeordneter Impulsladung (44) samt elektrisch ansteuerbarem Detonator (62),
    dadurch gekennzeichnet,
    daß der Detonator (62) bei zunächst koaxial mit dem Deckel (46) und dann dagegen abgewinkelt verlaufendem Anschlußkabel (64) im Übergangsbereich zwischen der Impulsladung (44) und dem Deckel (46) angeordnet ist, wobei der Deckel (46) unter Anpassung seiner Außenkontur an die Kontur der umgebenden Projektil-Mantelfläche über eine Sollbruchstelle (52) an der Struktur des Projektils (10) festgelegt ist, die radial innerhalb der Impulsladung (44) hermetisch zum Projektil-Zentrum verschlossen ist.
  2. Projektil nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß unter einem konkav eingewölbten und mit einem Randbereich gegen die Impulsladung (44) radial anliegenden Deckel (46) ein Hohlraum ausgespart ist, durch den das Anschlußkabel (64) zur elektrischen Ansteuerung des Detonators (62) unter den Rand des Deckels (46) abtauchend verläuft.
  3. Projektil nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß die Innenseite des Deckels (46) im wesentlichen vollflächig gegen die Impulsladung (44) den Detonator (62) anliegt, mit Verlauf des Anschlußkabels (64) für die elektrische Ansteuerung des Detonators (62) durch einen radial bezüglich der Deckel-Achse verlaufenden Kanal.
  4. Projektil nach einem der vorangehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß die Sollbruchstelle (52) eines jeden Deckels (46) innerhalb eines längs des Deckel-Randes (48) umlaufenden Außengewindes (50) für dessen formschlüssige Festlegung in einer Ausnehmung (36) zur Aufnahme der Impulsladung (44) ausgebildet ist.
  5. Projektil nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß eine einteilige Sollbruchstelle (52) mit mechanisch geschwächtem Bereich vorgesehen ist.
  6. Projektil nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß eine formschlüssig-mehrteilige Sollbruchstelle (52) mit in eine Rille (74) umlaufend eingreifendem Befestigungswulst (72) vorgesehen ist.
  7. Projektil nach einem der vorangehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß Querschub-Antriebseinrichtungen (16; 18) längs des Projektil-Umfanges in verschiedenenen Projektil-Querschnittsebenen angeordnet sind, von denen eine Ebene (20) durch den Projektil-Schwerpunkt (14) verläuft, während wenigstens eine weitere Ebene (24, 26) weit aus dem Schwerpunkt (14) heraus in den Bereich des konischen Projektil-Frontabschnittes verlegt ist.
EP90116937A 1989-09-19 1990-09-04 Bahnkorrigierbares Projektil Expired - Lifetime EP0418636B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE3931173 1989-09-19
DE3931173 1989-09-19

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0418636A2 EP0418636A2 (de) 1991-03-27
EP0418636A3 EP0418636A3 (en) 1991-04-17
EP0418636B1 true EP0418636B1 (de) 1993-12-29

Family

ID=6389691

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP90116937A Expired - Lifetime EP0418636B1 (de) 1989-09-19 1990-09-04 Bahnkorrigierbares Projektil

Country Status (3)

Country Link
US (1) US5054712A (de)
EP (1) EP0418636B1 (de)
DE (1) DE59004020D1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11313650B2 (en) 2012-03-02 2022-04-26 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats

Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4036166A1 (de) * 1990-11-14 1992-05-21 Diehl Gmbh & Co Bahnkorrigierbares projektil
DE4408085C2 (de) * 1994-03-10 1999-08-12 Rheinmetall W & M Gmbh Vorrichtung zur Lenkung eines nicht um seine Längsachse rotierenden Flugkörpers
DE4410326C2 (de) * 1994-03-25 1998-07-02 Rheinmetall Ind Ag Geschoß mit einer Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur
US5669581A (en) * 1994-04-11 1997-09-23 Aerojet-General Corporation Spin-stabilized guided projectile
US6254031B1 (en) * 1994-08-24 2001-07-03 Lockhead Martin Corporation Precision guidance system for aircraft launched bombs
US5647558A (en) * 1995-02-14 1997-07-15 Bofors Ab Method and apparatus for radial thrust trajectory correction of a ballistic projectile
DE19540378C1 (de) * 1995-10-30 1997-01-23 Daimler Benz Aerospace Ag Freigabevorrichtung für Raketentreibstoffleitungen
US6076765A (en) * 1997-01-02 2000-06-20 Primex Technologies, Inc. Reticle for use in a guidance seeker for a spinning projectile
US6722609B2 (en) 1998-02-13 2004-04-20 James M. Linick Impulse motor and apparatus to improve trajectory correctable munitions including cannon launched munitions, glide bombs, missiles, rockets and the like
US6308911B1 (en) * 1998-10-30 2001-10-30 Lockheed Martin Corp. Method and apparatus for rapidly turning a vehicle in a fluid medium
FR2795135B1 (fr) * 1999-06-16 2001-08-31 Centre Nat Etd Spatiales Systeme de micropropulsion a poudre et procede de realisation d'un tel systeme de micropropulsion
US6695251B2 (en) * 2001-06-19 2004-02-24 Space Systems/Loral, Inc Method and system for synchronized forward and Aft thrust vector control
DE10141169A1 (de) * 2001-08-22 2003-03-13 Diehl Munitionssysteme Gmbh Artillerierakete
US6752351B2 (en) * 2002-11-04 2004-06-22 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Low mass flow reaction jet
US7795567B2 (en) * 2005-04-05 2010-09-14 Raytheon Company Guided kinetic penetrator
US7416154B2 (en) * 2005-09-16 2008-08-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Trajectory correction kit
DE102005052474B3 (de) * 2005-11-03 2007-07-12 Junghans Feinwerktechnik Gmbh & Co. Kg Drallstbilisiertes Artillerieprojektil
US7851732B2 (en) * 2006-03-07 2010-12-14 Raytheon Company System and method for attitude control of a flight vehicle using pitch-over thrusters
IL178840A0 (en) * 2006-10-24 2007-09-20 Rafael Advanced Defense Sys System
DE102007059397A1 (de) 2007-12-10 2009-06-18 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Taumelzünder
US7872215B2 (en) * 2008-02-29 2011-01-18 Raytheon Company Methods and apparatus for guiding a projectile
US8618455B2 (en) * 2009-06-05 2013-12-31 Safariland, Llc Adjustable range munition
US11543835B2 (en) 2010-01-15 2023-01-03 Lockheed Martin Corporation Monolithic attitude control motor frame and system
US8735788B2 (en) * 2011-02-18 2014-05-27 Raytheon Company Propulsion and maneuvering system with axial thrusters and method for axial divert attitude and control
US9551552B2 (en) 2012-03-02 2017-01-24 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats
US9501055B2 (en) 2012-03-02 2016-11-22 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US11947349B2 (en) 2012-03-02 2024-04-02 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US9170070B2 (en) * 2012-03-02 2015-10-27 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for active protection from aerial threats
US9018572B2 (en) * 2012-11-06 2015-04-28 Raytheon Company Rocket propelled payload with divert control system within nose cone
US20140137539A1 (en) * 2012-11-19 2014-05-22 Raytheon Company Thrust-producing device with detonation motor
US9068808B2 (en) * 2013-01-17 2015-06-30 Raytheon Company Air vehicle with bilateral steering thrusters
US9377279B2 (en) * 2014-04-22 2016-06-28 Raytheon Company Rocket cluster divert and attitude control system
DE102014014952B4 (de) * 2014-10-08 2016-05-25 Mbda Deutschland Gmbh Flugkörper
DE102014014950A1 (de) * 2014-10-08 2016-04-28 Mbda Deutschland Gmbh Flugkörper
US10914559B1 (en) * 2016-11-21 2021-02-09 Lockheed Martin Corporation Missile, slot thrust attitude controller system, and method
RU2687827C1 (ru) * 2018-11-23 2019-05-16 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Способ повышения дальности стрельбы корректируемыми артиллерийскими боеприпасами
RU2702035C1 (ru) * 2019-03-21 2019-10-03 Акционерное общество "Научно-производственное предприятие "Дельта" Способ коррекции эллипса рассеивания артиллерийских вращающихся снарядов
RU2767645C1 (ru) * 2020-10-19 2022-03-18 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Зенитная управляемая ракета 9м96

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3028807A (en) * 1959-08-24 1962-04-10 Mcdonnell Aircraft Corp Guidance system
US3034434A (en) * 1960-03-08 1962-05-15 Frank H Swaim Thrust vector control system
GB1008595A (en) * 1963-07-08 1965-10-27 Fike Metal Prod Corp A rupture plate adapted to control the flow of fluid from a container
SE331435B (de) * 1969-04-23 1970-12-21 Bofors Ab
GB1339975A (en) * 1971-03-31 1973-12-05 Ici Ltd Bursting disc assembly
CA1009370A (en) * 1972-01-03 1977-04-26 Ship Systems Laser guided projectile
GB1415360A (en) * 1973-06-08 1975-11-26 Energy Secretary Of State Explosively operated rapid release valves
SE429064B (sv) * 1976-04-02 1983-08-08 Bofors Ab Slutfaskorrigering av roterande projektil
FR2386802A1 (fr) * 1977-04-08 1978-11-03 Thomson Brandt Dispositif de pilotage pour projectile du genre missile, et projectile equipe de ce dispositif
FR2469345A1 (fr) * 1979-11-09 1981-05-22 Thomson Brandt Procede de pilotage et de guidage de projectiles en phase terminale et projectiles comportant les moyens de mise en oeuvre de ce procede
FR2504703B1 (fr) * 1981-04-24 1986-09-05 Stauff Emile Systeme d'asservissement d'un projectile a une reference axiale pour supprimer l'effet du vent
US4503773A (en) * 1982-12-27 1985-03-12 Thiokol Corporation Aft end igniter for full, head-end web solid propellant rocket motors
DE3521204A1 (de) * 1985-06-13 1986-12-18 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Impulstriebwerk
GB8822282D0 (en) * 1988-09-22 1989-04-19 British Aerospace Course correction unit

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11313650B2 (en) 2012-03-02 2022-04-26 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats

Also Published As

Publication number Publication date
US5054712A (en) 1991-10-08
EP0418636A3 (en) 1991-04-17
EP0418636A2 (de) 1991-03-27
DE59004020D1 (de) 1994-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0418636B1 (de) Bahnkorrigierbares Projektil
DE102005030090B4 (de) Abwerfbare Vorsatzhaube sowie Flugkörper mit abwerfbarer Vorsatzhaube
EP0806623B1 (de) Drallstabilisierbares, eine Nutzlast enthaltendes Projektil
DE4123649C2 (de) Ausstoßvorrichtung
EP0364670A2 (de) Granatengeschoss
DE3608107C1 (de) Traegerprojektil fuer Submunition
EP0062750A1 (de) Verfahren zum Verteilen aktiver Wirkteile eines Trägerflugkörpers
DE102016002937A1 (de) Hybridgasgenerator, Gassackeinheit und Fahrzeugsicherheitssystem mit einem solchen Hybridgasgenerator sowie Verfahren zum Ausbilden einer Schockwelle
DE2824703A1 (de) Geschoss
DE3633535C1 (de) Gefechtskopf
DE2829002A1 (de) Multi-gefechtskopf
EP0109067B1 (de) Verfahren zum Brechen von hartem kompaktem Material und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE3715085C2 (de) Lenkwaffengeschoß
EP3210653B1 (de) Stationäre feuerlöschvorrichtung
DE3942841A1 (de) Einstellbarer abstandshalter auf einem hohlladungsgefechtskopf, umschaltbar fuer tiefen- oder seitenwirkung
EP0323839B1 (de) Abwurfkörper mit Fallschirm
EP0485897B1 (de) Bahnkorrigierbares Projektil
EP1682848B1 (de) Struktur eines geschosses
EP0341543A1 (de) Patrone mit Flintenlaufgeschoss
EP2977713B1 (de) Rumpfbughaube für einen flugkörper
DE2847548A1 (de) Elektrischer geschosszuender
DE19531287B4 (de) Gefechtskopf
DE3913543C1 (en) One-piece projectile housing - has recess which allows mfr. from rear
DE19806066B4 (de) Flugkörper gegen Reaktivpanzerung
EP0362522A1 (de) Kontaktkopf für einen Nebelwurfkörper

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

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): DE FR GB IT NL

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): DE FR GB IT NL

17P Request for examination filed

Effective date: 19910314

17Q First examination report despatched

Effective date: 19920902

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: DEUTSCH-FRANZOESISCHES FORSCHUNGSINSTITUT SAINT-L

Owner name: DIEHL GMBH & CO.

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: LEHR, HARMUTH

Inventor name: SCHIRM, VOLKER

Inventor name: WIESE, ULRICH

Inventor name: LEHRIEDER, GUENTHER

Inventor name: BAER, KLAUS

RIN1 Information on inventor provided before grant (corrected)

Inventor name: LEHR, HARTMUTH

Inventor name: SCHIRM, VOLKER

Inventor name: WIESE, ULRICH

Inventor name: LEHRIEDER, GUENTHER

Inventor name: BAER, KLAUS

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 NL

REF Corresponds to:

Ref document number: 59004020

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19940210

ITF It: translation for a ep patent filed

Owner name: STUDIO JAUMANN

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

Effective date: 19940331

ET Fr: translation filed
PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Effective date: 19940904

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

Ref country code: NL

Effective date: 19950401

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 19940904

NLV4 Nl: lapsed or anulled due to non-payment of the annual fee
PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20001122

Year of fee payment: 11

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

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20020601

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

Ref country code: FR

Payment date: 20020828

Year of fee payment: 13

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

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20040528

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: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES;WARNING: LAPSES OF ITALIAN PATENTS WITH EFFECTIVE DATE BEFORE 2007 MAY HAVE OCCURRED AT ANY TIME BEFORE 2007. THE CORRECT EFFECTIVE DATE MAY BE DIFFERENT FROM THE ONE RECORDED.

Effective date: 20050904