EP0609565A1 - Two stage rocket whereby the second stage is decelerated by a parachute prior to ignition - Google Patents

Two stage rocket whereby the second stage is decelerated by a parachute prior to ignition Download PDF

Info

Publication number
EP0609565A1
EP0609565A1 EP93121001A EP93121001A EP0609565A1 EP 0609565 A1 EP0609565 A1 EP 0609565A1 EP 93121001 A EP93121001 A EP 93121001A EP 93121001 A EP93121001 A EP 93121001A EP 0609565 A1 EP0609565 A1 EP 0609565A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
parachute
engine
housing
missile
pot
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.)
Withdrawn
Application number
EP93121001A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Wolfgang Badura
Christian Falter
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.)
Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co
Buck Werke GmbH and Co
Original Assignee
Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co
Buck Werke GmbH and Co
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 Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co, Buck Werke GmbH and Co filed Critical Buck Chemisch Technische Werke GmbH and Co
Publication of EP0609565A1 publication Critical patent/EP0609565A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/48—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding
    • F42B10/56—Range-reducing, destabilising or braking arrangements, e.g. impact-braking arrangements; Fall-retarding means, e.g. balloons, rockets for braking or fall-retarding of parachute or paraglider type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • F42B12/62—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles the submissiles being ejected parallel to the longitudinal axis of the projectile
    • F42B12/625—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles the submissiles being ejected parallel to the longitudinal axis of the projectile a single submissile arranged in a carrier missile for being launched or accelerated coaxially; Coaxial tandem arrangement of missiles which are active in the target one after the other

Definitions

  • the invention relates to a missile that has one behind the other in the direction of flight from the back to the front, a starting engine, a folded brake parachute in a parachute housing, a marching engine and a warhead, the starting engine being detachable from this before the brake parachute unfolds and the brake parachute when the marching engine is switched on is separable from this.
  • a delay element such as a centrifugal mass, connected to the front submunition unit is set in motion, which after a predetermined delay time causes a release device to release the second parachute .
  • a luminous projectile in which, after igniting an ejection charge, a light set and a delay set are ignited and a brake and main parachute and the light set are ejected from the rear of a projectile shell, so that the end is at the rear Arranged arranged parachute can unfold to reduce the flight speed of the light set somewhat.
  • the delay set ignites another combustion charge between the light set and the main parachute
  • the gas pressure that builds up drives a pressure plate in front of it, which releases the connection between the light set and the main parachute, so that the weight of the light set pulls the main parachute out of its originally surrounding packaging and allows it to unfold freely.
  • a luminous projectile in which combustion gases arising after ignition of an ejection charge accelerate a sleeve containing a parachute and a sleeve arranged in front of it in the direction of flight and containing a phosphor in the direction of flight relative to the housing of the luminous storey, whereby the sleeve of the parachute, in contrast to the sleeve of the phosphor, cannot emerge from the housing.
  • the sleeve of the phosphor leaves the housing, it pulls the parachute, the lines of which are connected to the bottom thereof, out of the housing behind it so that it can unfold freely in order to brake the phosphor.
  • the invention has for its object to further develop the generic missile in such a way that a functionally necessary separation of the individual missile elements, while simultaneously securing the brake parachute against thermal and mechanical stress, is guaranteed.
  • this object is achieved in that the brake parachute is accommodated in a parachute housing which is closed to the starting engine and open to the marching engine in a parachute can which is axially displaceable to a limited extent within the parachute housing; the parachute housing is connected to the take-off engine via a form-locking connection that can be released by axial tensile force, such as a flange or the like; a separating charge for depositing the starting engine from the parachute housing is arranged between the base of the parachute housing on the starting engine side and the starting engine; the starting engine is connected to the parachute housing via a mechanical parachute release device which takes effect with a delay in relation to the ignition of the separating charge, in order to release the brake parachute from the parachute housing, the parachute release device engaging the base of the parachute pot facing the start engine side of the parachute housing via a transmission device; and a connecting device is provided between the parachute housing and the march engine,
  • the parachute release device has a safety rope connection.
  • the invention also provides that the safety rope connection has a safety rope wound on a cable drum.
  • the cable drum is arranged with a circumferential surface parallel to the longitudinal center axis of the missile.
  • the invention proposes that the cable drum is arranged coaxially to the longitudinal center axis of the missile.
  • the separating charge is accommodated in a separating charge pot with its bottom facing the parachute housing and open to the starting engine.
  • Another embodiment of the invention provides that the peripheral surface of the cable drum concentrically surrounds the separating charge pot.
  • the separating charge and the parachute release device are attached to the parachute housing.
  • a further embodiment of the invention is characterized in that the parachute housing at its end facing away from the cruise engine has a hollow cylindrical approach, which is concentric with the longitudinal center axis of the missile and is open to the launch engine, which surrounds the separating charge and the parachute release device and in turn comprises an extension of the casing tube of the launch engine is.
  • the missile according to the invention can also be characterized in that the connecting device is designed as a positive connection.
  • a further embodiment proposes that the connecting device has a substantially L-shaped resilient connecting ring and an outer circumferential groove of the marching engine, one leg of the connecting ring being subjected to axial pressure through the circumferential edge of the parachute pot on the marching engine into the outer circumferential groove and the other leg of the connecting ring in engages an inner ring recess of the parachute housing which widens outwards in the direction of the starting engine.
  • the lines of the brake parachute are attached to an axially movably guided grid cover within the parachute can, which is connected to the marching engine via a locking device which can be released by the ignition of the marching engine.
  • a special embodiment may be characterized in that the locking device has a resilient clamping ring with a first holding device for the grid cover and a second holding device for the marching engine, which has a support cover which closes a propellant gas outlet opening of the marching engine until a sufficient propellant pressure is built up is pressed radially outward into its locking position.
  • the invention further proposes that the first holding device has a radially outwardly projecting first edge flange which bears against the inside of an end flange of the grid cover, the inner circumferential surface of which rises radially inwards in the direction of the marching engine and the outer circumferential surface of which is cylindrical and in the parachute pot is axially slidably received.
  • the second holding device has a radially outwardly projecting second edge flange which engages in an inner annular groove of the marching engine.
  • the invention is based on the surprising finding that it is possible to achieve a correct, functional separation of the individual missile elements in the various functional states, while at the same time protecting the brake parachute against thermal and mechanical stress, in that the starting engine is separated from that from the parachute housing, the marching engine and the warhead existing residual missile by hard separation under the effect of separation charge takes place ⁇ taking care that the separation charge can not come into contact with the sensitive brake parachute, but then a soft detachment of the brake parachute from the parachute housing by a delayed mechanical Coupling device, preferably in the form of a safety rope, which a length of about one meter can stretch up to 40% (e.g. perlon or nylon rope).
  • a delayed mechanical Coupling device preferably in the form of a safety rope, which a length of about one meter can stretch up to 40% (e.g. perlon or nylon rope).
  • the brake parachute which is initially protected against the hot propellant gases of the marching engine after it has been switched on, can only be released from the target body formed from the marching engine and the warhead when a propellant gas pressure has been built up in the marching engine, which is necessary for the correct maneuvering of the Warhead, which can have sensor and control devices in a known manner, is sufficient.
  • the missile in the exemplary embodiment shown has a launch engine 10 arranged at the stern, followed by a parachute section 12 for a parachute pot 60 with a brake parachute 14 (FIG. 3, among others) that cannot be seen in FIG. 1, a cruise engine 16 and a warhead 18 on, which are arranged one behind the other in the direction of flight (pointing to the left in FIG. 1).
  • a launch engine 10 arranged at the stern, followed by a parachute section 12 for a parachute pot 60 with a brake parachute 14 (FIG. 3, among others) that cannot be seen in FIG. 1, a cruise engine 16 and a warhead 18 on, which are arranged one behind the other in the direction of flight (pointing to the left in FIG. 1).
  • the missile is shown on the right in its ground position. At a departure angle ⁇ , it is shot down from its ground position by actuating the starting engine (rocket engine) 10.
  • the effective position of the missile is shown further to the left, in which it is directed downwards with the warhead 18 at a directional angle ⁇ of approximately 90 °, ie perpendicularly, above the ground or helicopter or the like to be fought. In this position they are The starting engine 10 and the parachute section 12 are already separated from the active unit consisting of the marching engine 16 and the warhead 18 in a manner to be described below.
  • FIGS. 3 and 4 show the different functional states of the missile: the missile is launched in the integrated position in the ground position in accordance with position I, by actuating the starting engine 10, and rises in this integrated state, including a ballistic phase after the launch engine has gone out, up to a landing plane 22 (position II), in which the starting engine 10 is separated from the parachute section 12 by hard landing in the manner described below.
  • the starting engine 10 has a starting engine housing 28 and a propellant charge 30.
  • An ignition device 32 which is assigned to a separating charge 34, is provided on the side of the propellant charge 30 pointing in the direction of flight.
  • the separating charge 34 is assigned to a parachute housing 36 in the manner to be described further below, within which the parachute pot 60 is located and in which a brake parachute 14 is folded.
  • the parachute pot 60 is closed towards the marching engine 16 by a grid cover 38.
  • the warhead 18 is only partially shown in FIG.
  • FIG. 6 shows the transition area between a casing tube 40 of the starting engine 10, the parachute housing 36 and the marching engine 16 in a detailed representation.
  • the ignition device 32 for the separating charge 34 is seated in a cage 44 which concentrically surrounds the longitudinal center axis of the casing tube 40 of the starting engine 10 and is formed in an intermediate floor 46 of the casing tube 40.
  • the separating charge 34 is arranged within a separating charge device 48, consisting of a separating charge pot, intermediate cover and cage, which is screwed by means of a nut 50 onto a pin 52 which slidably passes through a base 54 of a pot-shaped cable drum 56 and is connected to the end base 58 of the parachute housing 36 is.
  • the parachute pot 60 is arranged axially movable within the parachute housing 36. Between the bottom floor 58 and one A transverse path 62 of the parachute can 60 on the starting engine side has a free travel 64.
  • a safety cable 66 is wound, which, as can be seen from FIG. 6, is attached at one end to the intermediate floor 46 of the tubular casing 40 and with its other end to the floor 54 of the cable drum 56.
  • the casing tube 40 is connected to the parachute housing 36 via a peripheral flange 68, a sealing element 70 being interposed.
  • the brake parachute 14, the lines of which are fastened to the grid cover 38, is accommodated within the parachute pot 60, which is closed by the grid cover 38 on the marching engine side.
  • the grid cover 38 has a circumferential flange 72 projecting in the direction of the cruise engine 16, the inner surface of which rises obliquely from the plane of the grid cover 38 in the direction of the cruise engine 16 in the direction of the longitudinal center axis 74 of the missile.
  • the parachute housing 36 is connected to a casing tube 76 of the march engine 16 via a resilient connecting ring 78 in an L-shape, which, as the detailed illustration in FIG. 7 shows, in the tensioned position shown in FIG.
  • a sealing element 82 seals the connection between the parachute housing 36 and the casing tube 76.
  • a radially resilient clamping ring 84 with two radially behind the outer-facing edge flanges 86, 88 are pressed outwards by a support cover 90, which closes the combustion chamber of the marching engine 16 in the functional state shown in FIG. 6 towards the grid cover 38.
  • the edge flange 86 engages in an inner groove of the casing tube 76, while the edge flange 88 rests on the inclined inner surface of the peripheral flange 72 of the grid cover 38.
  • parachute housing 36 and the casing tube 76 are connected to one another as long as the connecting ring 78 is in the position shown in FIGS. 6 and 7, in which it is stretched into its locking position by the lower edge of the parachute pot 60 on the marching engine side.
  • the functional state of the missile shown in FIGS. 8 and 9 differs from that according to FIGS. 6 and 7 in that the parachute pot 60 has been attracted by the tensioned cable 66 while covering the travel 64 in the direction of the starting engine 10, so that the transverse floor 62 abuts the end floor 58, whereby the stroke 64 is now between the end floor 58 and the floor 54 on which the safety rope 66 engages.
  • the connecting ring 78 has been relieved of the pressure on the edge of the parachute can 60 (FIG. 9) and no longer engages in the beveled inner groove of the parachute housing 36 with spring pressure, but is embedded in the annular groove 80.
  • the parachute housing 36 can be moved axially Subtract tensile force from the casing tube 76.
  • FIG. 10 shows a functional state in which the brake parachute 14 is just unfolding, so that the parachute housing 36 has detached itself from the casing tube 76 of the cruise engine.
  • the brake parachute 14 fastened to the grid cover 38 with its lines just leaves the parachute pot 60 or the parachute housing 36 in FIG. 10.
  • the missile described above is used as follows: The missile is set in flight speed from its ground position at the departure angle ⁇ by its starting engine 10. After the end of the starting phase, with the interposition of a ballistic partial flight path and excessive elevation of the target area, the separating charge 34 is ignited by means of the ignition device 32, which is located on the starting engine 10. The resulting amount of gas causes the starting engine 10 or the casing tube 40 to be hard deposited from the parachute housing 36, the connection between the casing tube 40 and the parachute housing being accomplished by the peripheral flange 68 36 is solved.
  • the starting engine 10 Due to the separation speed generated by the Tenn charge 34 between the starting engine 10 and the remaining missile, and also due to the high aerodynamic front drag of the detached starting engine 10, the starting engine 10 remains behind the remaining missile, whereby the safety rope 66 is pulled out. As soon as the safety rope 66 is tightened, it pulls the parachute pot 60 with its transverse base 62 to the base 54 via the cable block 56 and the nut 50, as a result of which the connecting ring 78 is relieved.
  • the marching engine 16 is ignited.
  • the support cover 90 closes the combustion chamber of the marching engine 16 until a propellant gas pressure necessary for a stable flight of the warhead 18 has built up in the combustion chamber of the marching engine 16. Only then is the support cover 90 pushed off from the combustion chamber of the marching engine 16, the tensioning ring 84 simultaneously relaxing. As a result, the peripheral flange 72 of the grid cover 38 is released from the clamping ring 84, so that the brake parachute 14 detaches from the marching engine 16 and the warhead 18 firmly connected to it.
  • the elongated cable connection by the safety cable 66 or the cable tensile force of the safety cable 66 together with the air resistance force on the starting engine 10 easily detaches the parachute housing 36 from the connection point with the cruise engine 16.
  • the strength of the connection has been reduced to a minimum with regard to its fastening resistance due to the relaxation of the connecting ring 78.
  • the brake parachute 14 can be released into the air flow without great expenditure of force by means of the safety rope 66.
  • the reduction in the flight speed of the front body formed from the marching engine 16 and the warhead 18 by the brake parachute 14 from approximately 200 m / s to approximately 20 m / s requires a collision-free flight of the above-defined residual missile comprising the marching engine 16 and the warhead 18 and the remote ones Tail parts, consisting of the starting engine 10 and the parachute housing 36 with the parts firmly connected thereto.
  • the swinging out or the drifting of the tail parts out of the trajectory of the now "slow" front body 16, 18 is primarily caused by the separation speed and secondarily by the safety rope 66 between the starting engine 10 and the parachute housing 36.
  • the required path deflection of the tail section masses is due to the instability of the overall center of gravity and the strongly developing ones Air resistance moments on the starting engine 10 and on the parachute housing 36 occur.
  • the relatively long opening phase (t ⁇ 0.3 sec.) Of the brake parachute 14 and the resultant subsequent slow flight of the front body, consisting of the march engine 16 and warhead 18, with the brake parachute 14 open, run smoothly due to the drifting or spinning of the tail part out of the Starting engine 10 and the parachute housing 36 from the originally common trajectory.
  • the deflection effect is caused by the rear part itself.
  • the marching engine 16 with the warhead 18 attached to it hangs on the brake parachute 14 by means of the grid cover 38 and falls at approximately 20 m / s approximately perpendicular to the ground.
  • the target flight of the front body takes place after the engine start of the march engine 16 and the uncoupling of the brake parachute 14 described above.
  • the support cover 90 has a triple function, namely the sealing of the combustion chamber of the march engine 16, on the one hand, and the guarantee of the necessary start. Power build-up in the cruise engine 16, and finally the decoupling of the front body from the brake parachute 14.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Braking Arrangements (AREA)

Abstract

Missile which has (one behind the other in the direction of flight) a launch motor, a folded-up brake parachute in a parachute housing, a cruise motor and a warhead, it being possible to release the launch motor from the brake parachute before said brake parachute is deployed and to disconnect the brake parachute from the cruise motor before said cruise motor is switched on, characterised in that the brake parachute is accommodated in a parachute housing which is closed with respect to the launch motor and is open with respect to the cruise motor and to which the launch motor is connected via a positively locking connection, such as a rim or the like, which is detachable by axial tensile force; in that a separating charge for releasing the launch motor from the parachute housing is arranged between the base of the parachute housing on the launch motor side and the launch motor itself; and in that the launch motor is connected to the parachute housing via a mechanical parachute release device, which becomes effective with a delay with respect to the ignition of the separating charge, in order to release the brake parachute from the parachute housing. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper, der hintereinander in Flugrichtung von hinten nach vorne, ein Starttriebwerk, einen zusammengefalteten Bremsfallschirm in einem Fallschirmgehäuse, ein Marschtriebwerk und einen Gefechtskopf aufweist, wobei das Starttriebwerk vor dem Entfalten des Bremsfallschirms von diesem absetzbar und der Bremsfallschirm beim Einschalten des Marschtriebwerks von diesem abtrennbar ist.The invention relates to a missile that has one behind the other in the direction of flight from the back to the front, a starting engine, a folded brake parachute in a parachute housing, a marching engine and a warhead, the starting engine being detachable from this before the brake parachute unfolds and the brake parachute when the marching engine is switched on is separable from this.

Es ist bereits ein Flugkörper dieser Art vorgeschlagen worden (Patentanmeldung P 42 10 113.1-15), bei welchem dem Problem des Trennens der verschiedenen Flugkörperelemente zwischen dem Abschuß aus der Bodenstellung und der Wirkposition am Ziel noch keine detaillierte Aufmerksamkeit zugewendet ist.A missile of this type has already been proposed (patent application P 42 10 113.1-15), in which no detailed attention has yet been paid to the problem of separating the various missile elements between the launch from the ground position and the operative position at the target.

Aus der Druckschrift DE 39 37 762 A1 ist ein Artilleriegeschoß mit mehreren Submunitionen, die jeweils von einem Fallschirm gebremst in einem Zielgebiet absteigen sollen, bekannt, bei dem durch Aktivierung eines Zünders die Submunitionen und Fallschirme heckseitig aus einer Träger-Hülle nach Abscherung des Projektil-Hecks derselben herausgeschoben werden. Dabei wird der heckseitig angeordnete Fallschirm der in Flugrichtung gesehen hintersten Submunitionseinheit durch Straffung einer Zugleine, die mit derselben und dem Projektil-Heck fest verbunden ist, geöffnet und sorgt für ein Abbremsen der hintersten Submunitionseinheit relativ zu den restlichen Submunitionseinheiten. Beim Austritt der Submunitionen aus der Träger-Hülle wird ferner, wenn bspw. zwei Submunitionseinheiten vorhanden sind, ein mit der vorderen Submunitionseinheit verbundenes Verzögerungsglied, wie eine Fliehmasse, in Bewegung gesetzt, das nach einer vorherbestimmten Verzögerungszeit eine Freigabeeinrichtung dazu veranlaßt, den zweiten Fallschirm freizulassen.From the document DE 39 37 762 A1 an artillery projectile with several submunitions, each of which is to be braked by a parachute and descend in a target area, is known, in which the submunitions and parachutes are released from a carrier shell after shear of the projectile by activating an igniter. Tails of the same are pushed out. The rear-mounted parachute of the rearmost submunition unit, seen in the direction of flight, is opened by tightening a towing line, which is firmly connected to the same and the projectile tail, and brakes the rearmost submunition unit relative to the remaining submunition units. When the submunitions emerge from the carrier shell, if, for example, two submunition units are present, a delay element, such as a centrifugal mass, connected to the front submunition unit is set in motion, which after a predetermined delay time causes a release device to release the second parachute .

In der Druckschrift DE-OS 21 44 400 ist ein Leuchtgeschoß offenbart, bei dem nach Zünden einer Ausstoßladung ein Leuchtsatz sowie ein Verzögerungssatz gezündet und ein Brems- und ein Hauptfallschirm sowie der Leuchtsatz heckseitig aus einer Geschoßhülle ausgestoßen werden, so daß sich der am heckseitigen Ende angeordnete Bremsfallschirm frei entfalten kann, um die Fluggeschwindigkeit des Leuchtsatzes etwas zu reduzieren. Sobald der Verzögerungssatz eine weitere Brennladung zwischen dem Leuchtsatz und dem Hauptfallschirm zündet, treibt der sich dabei aufbauende Gasdruck eine Druckplatte vor sich her, die die Verbindung zwischen dem Leuchtsatz und dem Hauptfallschirm löst, so daß das Gewicht des Leuchtsatzes den Hauptfallschirm aus seiner ihn ursprünglich umgebenden Packhülle herausziehen und dieser sich frei entfalten kann.In the document DE-OS 21 44 400, a luminous projectile is disclosed in which, after igniting an ejection charge, a light set and a delay set are ignited and a brake and main parachute and the light set are ejected from the rear of a projectile shell, so that the end is at the rear Arranged arranged parachute can unfold to reduce the flight speed of the light set somewhat. As soon as the delay set ignites another combustion charge between the light set and the main parachute, the gas pressure that builds up drives a pressure plate in front of it, which releases the connection between the light set and the main parachute, so that the weight of the light set pulls the main parachute out of its originally surrounding packaging and allows it to unfold freely.

Ferner ist aus der Druckschrift DE-OS 15 78 193 ein Leuchtgeschoß bekannt, bei welchem nach Zündung einer Auswurfladung entstehende Verbrennungsgase eine einen Fallschirm enthaltende Hülse und eine in Flugrichtung davor angeordnete, einen Leuchtstoff enthaltende Hülse in Flugrichtung relativ zu dem Gehäuse des Leuchtgeschosses beschleunigen, wobei die Hülse des Fallschirms im Gegensatz zur Hülse des Leuchtstoffes nicht aus dem Gehäuse austreten kann. Sobald die Hülse des Leuchtstoffes das Gehäuse verläßt, zieht sie den Fallschirm, dessen Leinen mit dem Boden derselben verbunden sind, hinter sich aus dem Gehäuse heraus, so daß dieser sich frei entfalten kann, um dem Abbremsen des Leuchtstoffes zu dienen.Furthermore, from the document DE-OS 15 78 193 a luminous projectile is known, in which combustion gases arising after ignition of an ejection charge accelerate a sleeve containing a parachute and a sleeve arranged in front of it in the direction of flight and containing a phosphor in the direction of flight relative to the housing of the luminous storey, whereby the sleeve of the parachute, in contrast to the sleeve of the phosphor, cannot emerge from the housing. As soon as the sleeve of the phosphor leaves the housing, it pulls the parachute, the lines of which are connected to the bottom thereof, out of the housing behind it so that it can unfold freely in order to brake the phosphor.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, den gattungsgemäßen Flugkörper dahingehend weiterzubilden, daß ein einwardfreies funktionsnotwendiges Trennen der einzelnen Flugkörperelemente unter gleichzeitiger Sicherung des Bremsfallschirms gegen thermische und mechanische Belastung gewährleistet ist.The invention has for its object to further develop the generic missile in such a way that a functionally necessary separation of the individual missile elements, while simultaneously securing the brake parachute against thermal and mechanical stress, is guaranteed.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß der Bremsfallschirm in einem zum Starttriebwerk geschlossenen und zum Marschtriebwerk offenen Fallschirmgehäuse in einem innerhalb des Fallschirmgehäuses begrenzt axial verschieblichen Fallschirmtopf untergebracht ist; das Fallschirmgehäuse mit dem Starttriebwerk über eine durch axiale Zugkraft lösbare Formschlußverbindung, wie eine Bördelung oder dergleichen, verbunden ist; zwischen dem starttriebwerksseitigen Boden des Fallschirmgehäuses und dem Starttriebwerk eine Trennladung zum Absetzen des Starttriebwerks von dem Fallschirmgehäuse angeordnet ist; das Starttriebwerk über eine mit Verzögerung gegenüber dem Zünden der Trennladung wirksam werdende mechanische Fallschirmlöseeinrichtung zum Freisetzen des Bremsfallschirms aus dem Fallschirmgehäuse dem Fallschirmgehäuse verbunden ist, wobei die Fallschirmlöseeinrichtung an den dem starttriebwerksseitigen Boden des Fallschirmgehäuses zugewandten Boden des Fallschirmtopfes über eine Übertragungseinrichtung angreift; und zwischen dem Fallschirmgehäuse und dem Marschtriebwerk eine Verbindungseinrichtung vorgesehen ist, die durch die nach dem Zünden der Trennladung über die Fallschirmlöseeinrichtung ausgelöste Axialverschiebung des Fallschirmtopfes lösbar ist.According to the invention, this object is achieved in that the brake parachute is accommodated in a parachute housing which is closed to the starting engine and open to the marching engine in a parachute can which is axially displaceable to a limited extent within the parachute housing; the parachute housing is connected to the take-off engine via a form-locking connection that can be released by axial tensile force, such as a flange or the like; a separating charge for depositing the starting engine from the parachute housing is arranged between the base of the parachute housing on the starting engine side and the starting engine; the starting engine is connected to the parachute housing via a mechanical parachute release device which takes effect with a delay in relation to the ignition of the separating charge, in order to release the brake parachute from the parachute housing, the parachute release device engaging the base of the parachute pot facing the start engine side of the parachute housing via a transmission device; and a connecting device is provided between the parachute housing and the march engine, which can be released by the axial displacement of the parachute can after the release of the separating charge via the parachute release device.

Dabei kann vorgesehen sein, daß die Fallschirmlöseeinrichtung eine Fangseilverbindung aufweist.It can be provided that the parachute release device has a safety rope connection.

Die Erfindung sieht auch vor, daß die Fangseilverbindung ein auf einer Seiltrommel aufgewickeltes Fangseil aufweist.The invention also provides that the safety rope connection has a safety rope wound on a cable drum.

Auch kann vorgesehen sein, daß die Seiltrommel mit zur Längsmittelachse des Flugkörpers paralleler Umfangsfläche angeordnet ist.It can also be provided that the cable drum is arranged with a circumferential surface parallel to the longitudinal center axis of the missile.

Ferner schlägt die Erfindung vor, daß die Seiltrommel koaxial zur Längsmittelachse des Flugkörpers angeordnet ist.Furthermore, the invention proposes that the cable drum is arranged coaxially to the longitudinal center axis of the missile.

Nach der Erfindung kann auch vorgesehen sein, daß die Trennladung in einem mit seinem Boden dem Fallschirmgehäuse zugewandten und zum Starttriebwerk offenen Trennladungstopf untergebracht ist.According to the invention it can also be provided that the separating charge is accommodated in a separating charge pot with its bottom facing the parachute housing and open to the starting engine.

Eine weitere Ausführungsform der Erfindung sieht vor, daß die Umfangsfläche der Seiltrommel den Trennladungstopf konzentrisch umgibt.Another embodiment of the invention provides that the peripheral surface of the cable drum concentrically surrounds the separating charge pot.

Auch kann erfindungsgemäß vorgesehen sein, daß die Trennladung und die Fallschirmlöseeinrichtung am Fallschirmgehäuse angebracht sind.It can also be provided according to the invention that the separating charge and the parachute release device are attached to the parachute housing.

Eine weitere Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß das Fallschirmgehäuse an seinem dem Marschtriebwerk abgewandten Ende einen zur Längsmittelachse des Flugkörpers konzentrischen, hohlzylindrischen, zum Starttriebwerk offenen Ansatz aufweist, der die Trennladung und die Fallschirmlöseeinrichtung umgibt und seinerseits von einem Ansatz des Mantelrohres des Starttriebwerks umfaßt ist.A further embodiment of the invention is characterized in that the parachute housing at its end facing away from the cruise engine has a hollow cylindrical approach, which is concentric with the longitudinal center axis of the missile and is open to the launch engine, which surrounds the separating charge and the parachute release device and in turn comprises an extension of the casing tube of the launch engine is.

Der erfindungsgemäße Flugkörper kann sich auch dadurch auszeichnen, daß die Verbindungseinrichtung als Formschlußverbindung ausgebildet ist.The missile according to the invention can also be characterized in that the connecting device is designed as a positive connection.

Eine weitere Ausführungsform schlägt vor, daß die Verbindungseinrichtung einen im wesentlichen L-förmigen federnden Verbindungsring und eine äußere Umfangsnut des Marschtriebwerks aufweist, wobei ein Schenkel des Verbindungsrings bei axialer Druckbeaufschlagung durch den marschtriebwerksseitigen Umfangsrand des Fallschirmtopfes in die äußere Umfangsnut und der andere Schenkel des Verbindungsringes in eine in Richtung auf das Starttriebwerk sich nach außen schräg erweiternde innere Ringausnehmung des Fallschirmgehäuses eingreift.A further embodiment proposes that the connecting device has a substantially L-shaped resilient connecting ring and an outer circumferential groove of the marching engine, one leg of the connecting ring being subjected to axial pressure through the circumferential edge of the parachute pot on the marching engine into the outer circumferential groove and the other leg of the connecting ring in engages an inner ring recess of the parachute housing which widens outwards in the direction of the starting engine.

Nach der Erfindung kann auch vorgesehen sein, daß die Leinen des Bremsfallschirms an einem innerhalb des Fallschirmtopfes axial beweglich geführten Rasterdeckel befestigt sind, der mit dem Marschtriebwerk über eine durch das Zünden des Marschtriebwerks lösbare Verriegelungseinrichtung verbunden ist.According to the invention it can also be provided that the lines of the brake parachute are attached to an axially movably guided grid cover within the parachute can, which is connected to the marching engine via a locking device which can be released by the ignition of the marching engine.

Dabei kann eine besondere Ausführungsform dadurch gekennzeichnet sein, daß die Verriegelungseinrichtung einen federnden Spannring mit einer ersten Halteeinrichtung für den Rasterdeckel und einer zweiten Halteeinrichtung für das Marschtriebwerk aufweist, der durch einen eine Treibgasaustrittsöffnung des Marschtriebwerks bis zum Aufbau eines ausreichenden Treibgasdrucks verschließenden Stützdeckel radial nach außen in seine Verriegelungsstellung gedrückt ist.A special embodiment may be characterized in that the locking device has a resilient clamping ring with a first holding device for the grid cover and a second holding device for the marching engine, which has a support cover which closes a propellant gas outlet opening of the marching engine until a sufficient propellant pressure is built up is pressed radially outward into its locking position.

Die Erfindung schlägt ferner vor, daß die erste Halteeinrichtung einen radial nach außen vorspringenden ersten Randflansch aufweist, der an der Innenseite eines Stirnflansches des Rasterdeckels anliegt, dessen innere Umfangsfläche in Richtung auf das Marschtriebwerk schräg radial nach innen ansteigt und dessen äußere Umfangsfläche zylindrisch ausgebildet und in dem Fallschirmtopf axial gleitbeweglich aufgenommen ist.The invention further proposes that the first holding device has a radially outwardly projecting first edge flange which bears against the inside of an end flange of the grid cover, the inner circumferential surface of which rises radially inwards in the direction of the marching engine and the outer circumferential surface of which is cylindrical and in the parachute pot is axially slidably received.

Auch kann vorgesehen sein, daß die zweite Halteeinrichtung einen radial nach außen vorspringenden zweiten Randflansch aufweist, der in eine innere Ringnut des Marschtriebwerks eingreift.It can also be provided that the second holding device has a radially outwardly projecting second edge flange which engages in an inner annular groove of the marching engine.

Der Erfindung liegt die überraschende Erkenntnis zugrunde, daß es gelingt, ein einwandfreies, funktionsgerechtes Trennen der einzelnen Flugkörperelemente in den verschiedenen Funktionszuständen unter gleichzeitigem Schutz des Bremsfallschirms gegen thermische und mechanische Belastung dadurch zu lösen, daß zwar das Absetzen des Starttriebwerks von dem aus dem Fallschirmgehäuse, dem Marschtriebwerk und dem Gefechtskopf bestehenden Restflugkörper durch harte Trennung unter Trennladungswirkung erfolgt` wobei dafür Sorge getragen ist, daß die Trennladung nicht mit dem empfindlichen Bremsfallschirm in Berührung kommen kann, dann aber ein weiches Herauslösen des Bremsfallschirms aus dem Fallschirmgehäuse durch eine mit zeitlicher Verzögerung wirkende mechanische Kopplungseinrichtung, vorzugsweise in Form eines Fangseils, welches sich, bei einer Länge von etwa einem Meter, um bis zu 40% dehnen kann (z. B. Perlon- oder Nylonseil), bewerkstelligt wird. Ferner ist sichergestellt, daß sich der Bremsfallschirm, gegen die heißen Treibgase des Marschtriebwerks nach dessen Einschalten zunächst geschützt, erst dann vom aus dem Marschtriebwerk und dem Gefechtskopf gebildeten Zielkörper lösen kann, wenn im Marschtriebwerk ein Treibgasdruck aufgebaut worden ist, der für das einwandfreie Manövrieren des Gefechtskopfes, der in bekannter Weise über Sensor- und Leiteinrichtungen verfügen kann, ausreicht.The invention is based on the surprising finding that it is possible to achieve a correct, functional separation of the individual missile elements in the various functional states, while at the same time protecting the brake parachute against thermal and mechanical stress, in that the starting engine is separated from that from the parachute housing, the marching engine and the warhead existing residual missile by hard separation under the effect of separation charge takes place` taking care that the separation charge can not come into contact with the sensitive brake parachute, but then a soft detachment of the brake parachute from the parachute housing by a delayed mechanical Coupling device, preferably in the form of a safety rope, which a length of about one meter can stretch up to 40% (e.g. perlon or nylon rope). Furthermore, it is ensured that the brake parachute, which is initially protected against the hot propellant gases of the marching engine after it has been switched on, can only be released from the target body formed from the marching engine and the warhead when a propellant gas pressure has been built up in the marching engine, which is necessary for the correct maneuvering of the Warhead, which can have sensor and control devices in a known manner, is sufficient.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen und aus der nachstehenden Beschreibung, in der ein Ausführungsbeispiel anhand der schematischen Zeichnung im einzelnen erläutert ist. Dabei zeigt:

Fig. 1
einen Flugkörper nach der Erfindung in perspektivischer Seitenansicht;
Fig. 2
den Flugkörper von Figur 2 in seiner Abschuß- und in seiner Wirkposition;
Fig. 3
den Flugkörper von Figur 1 und Figur 2 in verschiedenen Funktionszuständen in der Seitenansicht;
Fig. 4
die Flugbahn des Zielflugkörpers in den verschiedenen Funktionszuständen gemäß Figur 3;
Fig. 5
den Flugkörper gemäß Figur 1 bis 4 im axialen Längsschnitt, wobei ein Teil des Gefechtskopfes weggelassen ist;
Fig. 6
einen Teil des Flugkörpers von Figur 5, ebenfalls im axialen Schnitt durch die Längsmittelachse des Flugkörpers, in vergrößerter Darstellung;
Fig. 7
ein Detail "VII" des in Figur 6 dargestellten Flugkörpers in vergrößerter Darstellung gemäß VII von Figur 6;
Fig. 8
in Figur 6 entsprechender Darstellung den dort gezeigten Flugkörper beim Lösen des Starttriebwerkes;
Fig. 9
in Figur 7 entsprechender Darstellung ein Detail IX des Flugkörpers von Figur 8;
Fig. 10
in vergrößerter Darstellung, ebenfalls im axialen Längsschnitt, den Flugkörper von Figur 1 bis 9 in einem Zustand, in dem der Bremsfallschirm sich gerade entfaltet; und
Fig. 11
den Flugkörper von Figur 1 bis 10 beim Ablösen des Bremsfallschirmes vom Marschtriebwerk.
Further features and advantages of the invention result from the claims and from the following description, in which an exemplary embodiment is explained in detail with reference to the schematic drawing. It shows:
Fig. 1
a missile according to the invention in perspective side view;
Fig. 2
the missile of Figure 2 in its launch and in its operative position;
Fig. 3
the missile of Figure 1 and Figure 2 in different functional states in side view;
Fig. 4
the trajectory of the target missile in the different functional states according to Figure 3;
Fig. 5
the missile according to Figures 1 to 4 in axial longitudinal section, with part of the warhead omitted;
Fig. 6
a part of the missile of Figure 5, also in axial section through the longitudinal central axis of the missile, in an enlarged view;
Fig. 7
a detail "VII" of the missile shown in Figure 6 in an enlarged view according to VII of Figure 6;
Fig. 8
in Figure 6 corresponding representation of the missile shown there when releasing the starting engine;
Fig. 9
in a representation corresponding to FIG. 7, a detail IX of the missile from FIG. 8;
Fig. 10
in an enlarged view, also in axial longitudinal section, the missile of Figure 1 to 9 in a state in which the brake parachute is just unfolding; and
Fig. 11
the missile of Figure 1 to 10 when detaching the brake parachute from the cruise engine.

Wie Figur 1 erkennen läßt, weist der Flugkörper bei dem gezeigten Ausführungsbeispiel ein am Heck angeordnetes Starttriebwerk 10, daran anschließend eine Fallschirmsektion 12 für einen in Figur 1 nicht erkennbaren Fallschirmtopf 60 mit Bremsfallschirm 14 (Figur 3 u. a.), ein Marschtriebwerk 16 sowie einen Gefechtskopf 18 auf, die in Flugrichtung (in Figur 1 nach links weisend) hintereinander angeordnet sind.As can be seen in FIG. 1, the missile in the exemplary embodiment shown has a launch engine 10 arranged at the stern, followed by a parachute section 12 for a parachute pot 60 with a brake parachute 14 (FIG. 3, among others) that cannot be seen in FIG. 1, a cruise engine 16 and a warhead 18 on, which are arranged one behind the other in the direction of flight (pointing to the left in FIG. 1).

In Figur 2 ist der Flugkörper rechts in seiner Bodenstellung gezeigt. Unter einem Abgangswinkel α wird er aus seiner Bodenstellung durch Betätigung des Starttriebwerks (Raketentriebwerk) 10 abgeschossen. In Figur 2 ist dann weiter links die Wirkposition des Flugkörpers gezeigt, in der er unter einem Richtungswinkel β von annähernd 90°, d. h. lotrecht, oberhalb des Erdbodens bzw. zu bekämpfenden Hubschraubers oder dergleichen mit dem Gefechtskopf 18 nach unten gerichtet ist. In dieser Position sind das Starttriebwerk 10 und die Fallschirmsektion 12 bereits in nachfolgend noch zu beschreibender Weise von der aus dem Marschtriebwerk 16 und dem Gefechtskopf 18 bestehenden Wirkeinheit abgetrennt.In Figure 2, the missile is shown on the right in its ground position. At a departure angle α, it is shot down from its ground position by actuating the starting engine (rocket engine) 10. In FIG. 2 the effective position of the missile is shown further to the left, in which it is directed downwards with the warhead 18 at a directional angle β of approximately 90 °, ie perpendicularly, above the ground or helicopter or the like to be fought. In this position they are The starting engine 10 and the parachute section 12 are already separated from the active unit consisting of the marching engine 16 and the warhead 18 in a manner to be described below.

Figur 3 und 4 zeigen die verschiedenen Funktionszustände des Flugkörpers: Der Flugkörper wird entsprechend Position I in integriertem Zustand in der Bodenstellung gestartet, durch Betätigung des Starttriebwerks 10, und steigt in diesem integrierten Zustand, unter Einschluß einer ballistischen Phase nach Erlöschen des Starttriebwerks, bis zu einer Absetzebene 22 (Position II), in der durch hartes Absetzen das Starttriebwerk 10 von der Fallschirmsektion 12 in der nachstehend noch beschriebenen Weise getrennt wird. Der aus der Fallschirmsektion 12, dem noch ungezündeten Marschtriebwerk 16 und dem Gefechtskopf 18 bestehende Restflugkörper fliegt dann ballistisch bis zu einer Trennebene 24 weiter, bis dort beim Übergang von Position III zu Position IV eine noch zu beschreibende Trenneinrichtung, die das Starttriebwerk 10 mit der Fallschirmsektion 12 bzw. dem Bremsfallschirm 14 verbindet, letzteren zur Entfaltung bringt, wobei sich dann in Position IV das Starttriebwerk 10 und die Fallschirmsektion 12 von dem Bremsfallschirm 14 und dem Restflugkörper 16, 18 gelöst haben.FIGS. 3 and 4 show the different functional states of the missile: the missile is launched in the integrated position in the ground position in accordance with position I, by actuating the starting engine 10, and rises in this integrated state, including a ballistic phase after the launch engine has gone out, up to a landing plane 22 (position II), in which the starting engine 10 is separated from the parachute section 12 by hard landing in the manner described below. The remaining missile consisting of the parachute section 12, the still unlit marching engine 16 and the warhead 18 then flies ballistically to a parting plane 24, until there, at the transition from position III to position IV, a separating device to be described, which separates the starting engine 10 with the parachute section 12 or the brake parachute 14 connects, the latter unfolds, the starting engine 10 and the parachute section 12 then being detached from the brake parachute 14 and the remaining missile 16, 18 in position IV.

In Position V erfolgt nach dem Zünden des Marschtriebwerks 16 das Ablösen des Bremsfallschirms 14, woraufhin der aus dem Marschtriebwerk 16 und dem Getechtskopf 18, der mit entsprechenden Sensoren und Leiteinrichtungen versehen ist, bestehende Zielkörper ein Ziel 20 erreicht.In position V, after the marching engine 16 is ignited, the brake parachute 14 is released, whereupon the target body consisting of the marching engine 16 and the ghost head 18, which is provided with corresponding sensors and guide devices, reaches a target 20.

Der Aufbau des Flugkörpers wird nunmehr im einzelnen unter Bezugnahme auf die Figuren 5 bis 7 beschrieben:
Wie Figur 5 zeigt, weist das Starttriebwerk 10 ein Starttriebwerksgehäuse 28 und einen Treibsatz 30 auf. An der in Flugrichtung weisenden Seite des Treibsatzes 30 ist eine Zündeinrichtung 32 vorgesehen, die einer Trennladung 34 zugeordnet ist. Die Trennladung 34 ist in nachstehend noch weiter zu beschreibender Weise einem Fallschirmgehäuse 36 zugeordnet, innerhalb dessen sich der Fallschirmtopf 60 befindet und in dem sich zusammengefaltet ein Bremsfallschirm 14 befindet. Der Fallschirmtopf 60 ist zum Marschtriebwerk 16 hin durch einen Rasterdeckel 38 abgeschlossen. Der Gefechtskopf 18 ist in Figur 5 nur teilweise gezeigt.The structure of the missile will now be described in detail with reference to Figures 5 to 7:
As FIG. 5 shows, the starting engine 10 has a starting engine housing 28 and a propellant charge 30. An ignition device 32, which is assigned to a separating charge 34, is provided on the side of the propellant charge 30 pointing in the direction of flight. The separating charge 34 is assigned to a parachute housing 36 in the manner to be described further below, within which the parachute pot 60 is located and in which a brake parachute 14 is folded. The parachute pot 60 is closed towards the marching engine 16 by a grid cover 38. The warhead 18 is only partially shown in FIG.

In Figur 6 ist der Übergangsbereich zwischen einem Mantelrohr 40 des Starttriebwerks 10, dem Fallschirmgehäuse 36 und dem Marschtriebwerk 16 in Detaildarstellung gezeigt. Wie erkennbar ist, sitzt die Zündeinrichtung 32 für die Trennladung 34 in einem konzentrisch die Längsmittelachse des Mantelrohres 40 des Starttriebwerks 10 umgebenden Käfig 44, der in einem Zwischenboden 46 des Mantelrohres 40 ausgebildet ist. Die Trennladung 34 ist innerhalb einer Trennladungsvorrichtung 48, bestehend aus Trennladungstopf, Zwischendeckel und Käfig, angeordnet, der mittels einer Mutter 50 auf einen Zapfen 52 geschraubt ist, welcher gleitbeweglich einen Boden 54 einer topfförmigen Seiltrommel 56 durchsetzt und mit dem Abschlußboden 58 des Fallschirmgehäuses 36 Verbunden ist. Der Fallschirmtopf 60 ist innerhalb des Fallschirmgehäuses 36 axial beweglich angeordnet. Zwischen dem Abschlußboden 58 und einem starttriebswerksseitigen Querboden 62 des Fallschirmtopfes 60 ist ein Hubweg 64 frei.FIG. 6 shows the transition area between a casing tube 40 of the starting engine 10, the parachute housing 36 and the marching engine 16 in a detailed representation. As can be seen, the ignition device 32 for the separating charge 34 is seated in a cage 44 which concentrically surrounds the longitudinal center axis of the casing tube 40 of the starting engine 10 and is formed in an intermediate floor 46 of the casing tube 40. The separating charge 34 is arranged within a separating charge device 48, consisting of a separating charge pot, intermediate cover and cage, which is screwed by means of a nut 50 onto a pin 52 which slidably passes through a base 54 of a pot-shaped cable drum 56 and is connected to the end base 58 of the parachute housing 36 is. The parachute pot 60 is arranged axially movable within the parachute housing 36. Between the bottom floor 58 and one A transverse path 62 of the parachute can 60 on the starting engine side has a free travel 64.

Auf die Seiltrommel 56 ist ein Fangseil 66 gewickelt, welches, wie aus Figur 6 ersichtlich, mit einem Ende an dem Zwischenboden 46 des Mantelrohres 40 und mit seinem anderen Ende am Boden 54 der Seiltrommel 56 befestigt ist. Das Mantelrohr 40 steht mit dem Fallschirmgehäuse 36 über eine Umfangsbördelung 68 in Verbindung, wobei ein Dichtungselement 70 zwischengeschaltet ist.On the cable drum 56, a safety cable 66 is wound, which, as can be seen from FIG. 6, is attached at one end to the intermediate floor 46 of the tubular casing 40 and with its other end to the floor 54 of the cable drum 56. The casing tube 40 is connected to the parachute housing 36 via a peripheral flange 68, a sealing element 70 being interposed.

Innerhalb des Fallschirmtopfes 60, der marschtriebwerksseitig durch den Rasterdeckel 38 abgeschlossen ist, ist der Bremsfallschirm 14 untergebracht, dessen Leinen an dem Rasterdeckel 38 befestigt sind. Der Rasterdeckel 38 weist einen in Richtung auf das Marschtriebwerk 16 vorstehenden Umfangsflansch 72 auf, dessen Innenfläche von der Ebene des Rasterdeckels 38 in Richtung auf das Marschtriebwerk 16 schräg in Richtung auf die Längsmittelachse 74 des Flugkörpers ansteigt. Das Fallschirmgehäuse 36 ist mit einem Mantelrohr 76 des Marschtriebwerks 16 über einen federnden Verbindungsring 78 in L-Form verbunden, der, wie die Detaildarstellung in Figur 7 zeigt, in der in Figur 6 gezeigten gespannten Stellung durch den Umfangsrand des Fallschirmtopfes 60 einerseits in einer schräg in Richtung auf das Starttriebwerk 10 sich erweiternden inneren Ringnut des Fallschirmgehäuses 36 und zum anderen in einer äußeren Ringnut 80 des Mantelrohres 76 gehalten ist. Ein Dichtungselement 82 dichtet die Verbindung zwischen dem Fallschirmgehäuse 36 und dem Mantelrohr 76 ab.The brake parachute 14, the lines of which are fastened to the grid cover 38, is accommodated within the parachute pot 60, which is closed by the grid cover 38 on the marching engine side. The grid cover 38 has a circumferential flange 72 projecting in the direction of the cruise engine 16, the inner surface of which rises obliquely from the plane of the grid cover 38 in the direction of the cruise engine 16 in the direction of the longitudinal center axis 74 of the missile. The parachute housing 36 is connected to a casing tube 76 of the march engine 16 via a resilient connecting ring 78 in an L-shape, which, as the detailed illustration in FIG. 7 shows, in the tensioned position shown in FIG. 6 on the one hand in an oblique manner by the peripheral edge of the parachute pot 60 in the direction of the starting engine 10 widening inner ring groove of the parachute housing 36 and the other in an outer ring groove 80 of the casing tube 76. A sealing element 82 seals the connection between the parachute housing 36 and the casing tube 76.

Ein radial federnder Spannring 84 mit zwei radial nach außen weisenden Randflanschen 86, 88 wird durch einen Stützdeckel 90 nach außen gedrückt, der die Brennkammer des Marschtriebwerks 16 in dem in Figur 6 gezeigten Funktionszustand zum Rasterdeckel 38 hin abschließt. Dabei greift der Randflansch 86 in eine Innennut des Mantelrohres 76, während der Randflansch 88 an der schrägen Innenfläche des Umfangsflansches 72 des Rasterdeckels 38 anliegt. Somit sind das Fallschirmgehäuse 36 und das Mantelrohr 76 durch den Spannring 84 solange miteinander verbunden, wie der Stützdeckel 90 sich in der in Figur 6 gezeigten Position befindet. Ferner sind das Fallschirmgehäuse 36 und das Mantelrohr 76 solange miteinander verbunden, wie sich der Verbindungsring 78 in der in Figur 6 und 7 gezeigten Position befindet, in der er durch den marschtriebwerksseitigen unteren Rand des Fallschirmtopfes 60 in seine Verriegelungsstellung gespannt ist.A radially resilient clamping ring 84 with two radially behind the outer-facing edge flanges 86, 88 are pressed outwards by a support cover 90, which closes the combustion chamber of the marching engine 16 in the functional state shown in FIG. 6 towards the grid cover 38. The edge flange 86 engages in an inner groove of the casing tube 76, while the edge flange 88 rests on the inclined inner surface of the peripheral flange 72 of the grid cover 38. Thus, the parachute housing 36 and the casing tube 76 are connected to one another by the clamping ring 84 as long as the support cover 90 is in the position shown in FIG. 6. Furthermore, the parachute housing 36 and the casing tube 76 are connected to one another as long as the connecting ring 78 is in the position shown in FIGS. 6 and 7, in which it is stretched into its locking position by the lower edge of the parachute pot 60 on the marching engine side.

Der in Figur 8 und 9 gezeigte Funktionszustand des Flugkörpers unterscheidet sich von demjenigen gemäß Figur 6 und 7 dadurch, daß der Fallschirmtopf 60 durch das gespannte Fangseil 66 unter Zurücklegung des Hubweges 64 in Richtung auf das Starttriebwerk 10 angezogen worden ist, so daß der Querboden 62 an dem Abschlußboden 58 anliegt, wodurch der Hubweg 64 sich nunmehr zwischen dem Abschlußboden 58 und dem Boden 54, an dem das Fangseil 66 angreift, befindet. Der Verbindungsring 78 ist hierdurch von dem marschtriebwerksseitigen Rand des Fallschirmtopfes 60 (Figur 9) entlastet worden und greift nicht mehr mit federndem Druck in die angeschrägte Innennut des Fallschirmgehäuses 36, sondern ist in die Ringnut 80 eingelassen. Hierdurch, d. h. in der in Figur 9 gezeigten Position, läßt sich das Fallschirmgehäuse 36 durch geringe axiale Zugkraft von dem Mantelrohr 76 abziehen.The functional state of the missile shown in FIGS. 8 and 9 differs from that according to FIGS. 6 and 7 in that the parachute pot 60 has been attracted by the tensioned cable 66 while covering the travel 64 in the direction of the starting engine 10, so that the transverse floor 62 abuts the end floor 58, whereby the stroke 64 is now between the end floor 58 and the floor 54 on which the safety rope 66 engages. As a result, the connecting ring 78 has been relieved of the pressure on the edge of the parachute can 60 (FIG. 9) and no longer engages in the beveled inner groove of the parachute housing 36 with spring pressure, but is embedded in the annular groove 80. As a result, that is to say in the position shown in FIG. 9, the parachute housing 36 can be moved axially Subtract tensile force from the casing tube 76.

Figur 10 zeigt einen Funktionszustand, in dem der Bremsfallschirm 14 sich gerade entfaltet, wobei also das Fallschirmgehäuse 36 sich von dem Mantelrohr 76 des Marschtriebwerks gelöst hat. Der an dem Rasterdeckel 38 mit seinen Leinen befestigte Bremsfallschirm 14 verläßt in Figur 10 gerade den Fallschirmtopf 60 bzw. das Fallschirmgehäuse 36.FIG. 10 shows a functional state in which the brake parachute 14 is just unfolding, so that the parachute housing 36 has detached itself from the casing tube 76 of the cruise engine. The brake parachute 14 fastened to the grid cover 38 with its lines just leaves the parachute pot 60 or the parachute housing 36 in FIG. 10.

Bei dem Funktionszustand von Figur 11 hat der Stützdeckel 90 sich von der Brennkammer des Marschtriebwerks 16 gelöst. Hierdurch ist der Spannring 84 radial entlastet worden, so daß er an der konischen Innenfläche des Umfangsflansches 72 des Rasterdeckels 38 abgleiten konnte. Damit hat sich der Bremsfallschirm 14 mit Rasterdeckel 38 insgesamt von dem Marschtriebwerk 16 abgetrennt.In the functional state of FIG. 11, the support cover 90 has detached itself from the combustion chamber of the marching engine 16. As a result, the clamping ring 84 has been radially relieved, so that it could slide on the conical inner surface of the peripheral flange 72 of the grid cover 38. The brake parachute 14 with grid cover 38 has thus separated from the marching engine 16 overall.

Der vorstehend beschriebene Flugkörper wird wie folgt verwendet:
Der Flugkörper wird aus seiner Bodenstellung unter dem Abgangswinkel α durch sein Starttriebwerk 10 in Fluggeschwindigkeit versetzt. Nach Beendigung der Startphase, unter Zwischenschaltung einer ballistischen Teilflugbahn und Überhöhung des Zielgebietes, wird die Trennladung 34 mittels der Zündeinrichtung 32, die sich am Starttriebwerk 10 befindet, gezündet. Die dabei entstehende Gasmenge bewirkt ein hartes Absetzen des Starttriebwerkes 10 bzw. des Mantelrohres 40 desselben vom Fallschirmgehäuse 36, wobei die durch die Umfangsbördelung 68 bewerkstelligte Verbindung zwischen dem Mantelrohr 40 und dem Fallschirmgehäuse 36 gelöst wird.The missile described above is used as follows:
The missile is set in flight speed from its ground position at the departure angle α by its starting engine 10. After the end of the starting phase, with the interposition of a ballistic partial flight path and excessive elevation of the target area, the separating charge 34 is ignited by means of the ignition device 32, which is located on the starting engine 10. The resulting amount of gas causes the starting engine 10 or the casing tube 40 to be hard deposited from the parachute housing 36, the connection between the casing tube 40 and the parachute housing being accomplished by the peripheral flange 68 36 is solved.

Aufgrund der durch die Tennladung 34 erzeugten Separierungsgeschwindigkeit zwischen dem Starttriebwerk 10 und dem Restflugkörper, ferner auch durch den hohen aerodynamischen Frontwiderstand des abgelösten Starttriebwerkes 10, bleibt das Starttriebwerk 10 hinter dem Restflugkörper zurück, wodurch das Fangseil 66 ausgezogen wird. Sobald das Fangseil 66 gestrafft ist, zieht es über den Seilblock 56 und die Mutter 50 den Fallschirmtopf 60 mit seinem Querboden 62 an den Boden 54, wodurch der Verbindungsring 78 entlastet wird. Infolge des hohen Luftwiderstandes des über das Fangseil 66 immer noch mit dem Fallschirmgehäuse 36 verbundenen Starttriebwerks, ferner auch infolge der durch die laufende Schwerpunktsveränderung des vorstehend beschriebenen Systems bewirkten Taumelbewegungen, wird des Fallschirmgehäuse 36 von dem Mantelrohr 76 des Marschtriebwerks 16 abgezogen, wodurch sich (Figur 10) der Bremsfallschirm 14 entfaltet.Due to the separation speed generated by the Tenn charge 34 between the starting engine 10 and the remaining missile, and also due to the high aerodynamic front drag of the detached starting engine 10, the starting engine 10 remains behind the remaining missile, whereby the safety rope 66 is pulled out. As soon as the safety rope 66 is tightened, it pulls the parachute pot 60 with its transverse base 62 to the base 54 via the cable block 56 and the nut 50, as a result of which the connecting ring 78 is relieved. As a result of the high air resistance of the starting engine, which is still connected to the parachute housing 36 via the safety rope 66, and also as a result of the wobbling movements caused by the ongoing change in the center of gravity of the system described above, the parachute housing 36 is pulled off the casing tube 76 of the marching engine 16, as a result of which (FIG 10) the brake parachute 14 unfolds.

Sobald der aus dem Marschtriebwerk 16 und dem Gefechtskopf 18 gebildete Restflugkörper am Bremsfallschirm 14 hängend seine Wirkposition oberhalb des Zieles 20 erreicht hat, wird das Marschtriebwerk 16 gezündet. Der Stützdeckel 90 verschließt die Brennkammer des Marschtriebwerks 16 solange, bis sich ein für einen Stabilen Flug des Gefechtskopfes 18 notwendiger Treibgasdruck in der Brennkammer des Marschtriebwerks 16 aufgebaut hat. Erst dann wird der Stützdeckel 90 von der Brennkammer des Marschtriebwerkes 16 abgestoßen, wobei sich gleichzeitig der Spannring 84 entspannt. Hierdurch wird der Umfangsflansch 72 des Rasterdeckels 38 von dem Spannring 84 freigegeben, so daß sich der Bremsfallschirm 14 von dem Marschtriebwerk 16 und dem damit fest verbundenen Gefechtskopf 18 löst.As soon as the residual missile formed from the marching engine 16 and the warhead 18 has reached its operative position above the target 20 hanging on the brake parachute 14, the marching engine 16 is ignited. The support cover 90 closes the combustion chamber of the marching engine 16 until a propellant gas pressure necessary for a stable flight of the warhead 18 has built up in the combustion chamber of the marching engine 16. Only then is the support cover 90 pushed off from the combustion chamber of the marching engine 16, the tensioning ring 84 simultaneously relaxing. As a result, the peripheral flange 72 of the grid cover 38 is released from the clamping ring 84, so that the brake parachute 14 detaches from the marching engine 16 and the warhead 18 firmly connected to it.

Bemerkt sei noch, daß die gestreckte Seilverbindung durch das Fangseil 66 bzw. die Seilzugkraft des Fangseiles 66 zusammen mit der Luftwiderstandskraft am Starttriebwerk 10 das Fallschirmgehäuse 36 leicht von der Verbindungsstelle mit dem Marschtriebwerk 16 ablöst. Die Kraft der Verbindung hat sich hinsichtlich ihres Befestigungswiderstandes durch die Entspannung des Verbindungsringes 78 auf ein Minimum reduziert. Dadurch ist ohne große Kraftaufwendung mittels des Fangseiles 66 der Bremsfallschirm 14 in den Luftstrom freizusetzen.It should also be noted that the elongated cable connection by the safety cable 66 or the cable tensile force of the safety cable 66 together with the air resistance force on the starting engine 10 easily detaches the parachute housing 36 from the connection point with the cruise engine 16. The strength of the connection has been reduced to a minimum with regard to its fastening resistance due to the relaxation of the connecting ring 78. As a result, the brake parachute 14 can be released into the air flow without great expenditure of force by means of the safety rope 66.

Die Reduzierung der Fluggeschwindigkeit des aus dem Marschtriebwerk 16 und dem Gefechtskopf 18 gebildeten Frontkörpers durch den Bremsfallschirm 14 von ca. 200 m/s auf ca. 20 m/s erfordert einen kollisionsfreien Flug des vorstehend definierten Restflugkörpers aus Marschtriebwerk 16 und Gefechtskopf 18 und den abgesetzten Heckteilen, bestehend aus dem Starttriebwerk 10 und dem Fallschirmgehäuse 36 mit den damit fest verbundenen Teilen. Das Ausscheren bzw. das Abdriften der Heckteile aus der Flugbahn des nun "langsamen" Frontkörpers 16, 18 wird primär durch die Separierungsgeschwindigkeit und sekundär durch das Fangseil 66 zwischen dem Starttriebwerk 10 und dem Fallschirmgehäuse 36 bewirkt.The reduction in the flight speed of the front body formed from the marching engine 16 and the warhead 18 by the brake parachute 14 from approximately 200 m / s to approximately 20 m / s requires a collision-free flight of the above-defined residual missile comprising the marching engine 16 and the warhead 18 and the remote ones Tail parts, consisting of the starting engine 10 and the parachute housing 36 with the parts firmly connected thereto. The swinging out or the drifting of the tail parts out of the trajectory of the now "slow" front body 16, 18 is primarily caused by the separation speed and secondarily by the safety rope 66 between the starting engine 10 and the parachute housing 36.

Die erforderliche Bahnauslenkung der Heckteilmassen, also Starttriebwerk 10 und Fallschirmgehäuse 36, aneinander gebunden durch das Fangseil 66, kommt durch Labilität des Gesamtschwerpunktes und durch die sich stark ausbildenden Luftwiderstandsmomente an dem Starttriebwerk 10 und an dem Fallschirmgehäuse 36 zustande. Die relativ lang andauernde Öffnungsphase (t ≈ 0,3 sec.) des Bremsfallschirms 14 und der daraus resultierende anschließende Langsamflug des Frontkörpers, bestehend aus Marschtriebwerk 16 und Gefechtskopf 18, mit geöffnetem Bremsfallschirm 14 verlaufen störungsfrei durch das Abdriften bzw. Trudeln des Heckteils aus dem Starttriebwerk 10 und dem Fallschirmgehäuse 36 aus der ursprünglich gemeinsamen Flugbahn. Die Auslenkungswirkung ist ursächlich im Heckteil selbst begründet.The required path deflection of the tail section masses, that is to say the starting engine 10 and the parachute housing 36, bound to one another by the safety rope 66, is due to the instability of the overall center of gravity and the strongly developing ones Air resistance moments on the starting engine 10 and on the parachute housing 36 occur. The relatively long opening phase (t ≈ 0.3 sec.) Of the brake parachute 14 and the resultant subsequent slow flight of the front body, consisting of the march engine 16 and warhead 18, with the brake parachute 14 open, run smoothly due to the drifting or spinning of the tail part out of the Starting engine 10 and the parachute housing 36 from the originally common trajectory. The deflection effect is caused by the rear part itself.

Bevor das Raketentriebwerk des Marschtriebwerkes 16 gezündet wird, hängt das Marschtriebwerk 16 mit dem daran befindlichen Gefechtskopf 18 mittels des Rasterdeckels 38 am Bremsfallschirm 14 und fällt mit ca. 20 m/s annähernd senkrecht zum Erdboden. Der Zielflug des Frontkörpers erfolgt nach dem Triebwerksstart des Marschtriebwerks 16 und dem vorstehend beschriebenen Abkuppeln des Bremsfallschirms 14. Hinzuweisen ist darauf, daß der Stützdeckel 90 eine Dreifachfunktion hat, nämlich einmal die Abdichtung der Brennkammer des Marschtriebwerkes 16, zum anderen die Gewährleistung des notwendigen Start-Leistungsaufbaus im Marschtriebwerk 16, und schließlich das Entkuppeln des Frontkörpers vom Bremsfallschirm 14.Before the rocket engine of the marching engine 16 is ignited, the marching engine 16 with the warhead 18 attached to it hangs on the brake parachute 14 by means of the grid cover 38 and falls at approximately 20 m / s approximately perpendicular to the ground. The target flight of the front body takes place after the engine start of the march engine 16 and the uncoupling of the brake parachute 14 described above. It should be noted that the support cover 90 has a triple function, namely the sealing of the combustion chamber of the march engine 16, on the one hand, and the guarantee of the necessary start. Power build-up in the cruise engine 16, and finally the decoupling of the front body from the brake parachute 14.

Die in der vorstehenden Beschreibung, in der Zeichnung sowie in den Ansprüchen offenbarten Merkmale der Erfindung könnten sowohl einzeln als auch in beliebiger Kombination für die Verwirklichung der Erfindung in ihren verschiedenen Ausführungsformen wesentlich sein.

Figure imgb0001

10
Starttriebwerk
12
Fallschirmsektion
14
Bremsfallschirm
16
Marschtriebwerk
18
Gefechtskopf
20
Ziel
22
Absetzebene
24
Trennebene
28
Starttriebwerksgehäuse
30
Treibsatz
32
Zündeinrichtung
34
Trennladung
36
Fallschirmgehäuse
38
Rasterdeckel
40
Mantelrohr
44
Käfig
46
Zwischenboden
48
Trennladungsvorrichtung
50
Mutter
52
Zapfen
54
Boden
56
Seiltrommel
58
Abschlußboden
60
Fallschirmtopf
62
Querboden
64
Hubweg
66
Fangseil
68
Umfangsbördelung
70
Dichtungselement
72
Umfangsflansch
74
Längsmittelachse
76
Mantelrohr
78
Verbindungsring
80
Ringnut
82
Dichtungselement
84
Spannring
86
Randflansch
88
Randflansch
90
Stützdeckel
The features of the invention disclosed in the above description, in the drawing and in the claims could be essential both individually and in any combination for realizing the invention in its various embodiments.
Figure imgb0001
10th
Starting engine
12th
Parachute section
14
Brake parachute
16
March engine
18th
Warhead
20th
target
22
Sales level
24th
Dividing plane
28
Starting engine housing
30th
Propellant charge
32
Ignition device
34
Separation charge
36
Parachute housing
38
Grid cover
40
Casing pipe
44
Cage
46
Mezzanine
48
Separation charging device
50
mother
52
Cones
54
ground
56
Rope drum
58
Final floor
60
Parachute pot
62
Transverse floor
64
Stroke
66
Safety rope
68
Circumferential flanging
70
Sealing element
72
Peripheral flange
74
Longitudinal central axis
76
Casing pipe
78
Connecting ring
80
Ring groove
82
Sealing element
84
Tension ring
86
Edge flange
88
Edge flange
90
Support cover

Claims (15)

Flugkörper, der hintereinander, in Flugrichtung von hinten nach vorne, ein Starttriebwerk, einen zusammengefalteten Bremsfallschirm, ein Marschtriebwerk und einen Gefechtskopf aufweist, wobei das Starttriebwerk vor dem Entfalten des Bremsfallschirms von diesem absetzbar und der Bremsfallschirm beim Einschalten des Marschtriebwerks von diesem abtrennbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß
der Bremsfallschirm (14) in einem zum Starttriebwerk (10) geschlossenen und zum Marschtriebwerk (16) offenen Fallschirmgehäuse (36) in einem innerhalb des Fallschirmgehäuses (36) begrenzt axial verschieblichen Fallschirmtopf (60) untergebracht ist;
das Fallschirmgehäuse (36) mit dem Starttriebwerk (10) über eine durch axiale Zugkraft lösbare Formschlußverbindung, wie eine Bördelung (68) oder dergleichen, verbunden ist;
zwischen dem starttriebwerksseitigen Boden (58) des Fallschirmgehäuses (36) und dem Starttriebwerk (10) eine Trennladung (34) zum Absetzen des Starttriebwerks (10) von dem Fallschirmgehäuse (36) angeordnet ist;
das Starttriebwerk (10) über eine mit Verzögerung gegenüber dem Zünden der Trennladung (34) wirksam werdende mechanische Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) zum Freisetzen des Bremsfallschirms (14) aus dem Fallschirmgehäuse (36) mit dem Fallschirmgehäuse (36) verbunden ist, wobei die Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) an den dem starttriebwerksseitigen Boden (58) des Fallschirmgehäuses (36) zugewandten Boden (62) des Fallschirmtopfes (60) über eine Übertragungseinrichtung (52) angreift; und
zwischen dem Fallschirmgehäuse (36) und dem Marschtriebwerk (16) eine Verbindungseinrichtung (78, 80) vorgesehen ist, die durch die nach dem Zünden der Trennladung (34) über die Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) ausgelöste Axialverschiebung des Fallschirmtopfes (60) lösbar ist.Missile, which has, one behind the other, in the direction of flight from the back to the front, a starting engine, a folded brake parachute, a marching engine and a warhead, the starting engine being detachable from the braking parachute before being deployed and the braking parachute being detachable from the marching engine when it is switched on, thereby characterized in that
the brake parachute (14) is accommodated in a parachute housing (36) which is closed to the starting engine (10) and open to the marching engine (16) in a parachute pot (60) which is axially displaceable within the parachute housing (36);
the parachute housing (36) is connected to the starting engine (10) via a form-locking connection that can be released by axial tensile force, such as a flange (68) or the like;
a separating charge (34) for depositing the starting engine (10) from the parachute housing (36) is arranged between the base (58) of the parachute housing (36) and the starting engine (10);
the starting engine (10) is connected to the parachute housing (36) via a mechanical parachute release device (56, 66) which takes effect with a delay in relation to the ignition of the separating charge (34), to release the brake parachute (14) from the parachute housing (36), the Parachute release device (56, 66) engages the floor (62) of the parachute pot (60) facing the start engine side (58) of the parachute housing (36) via a transmission device (52); and
A connecting device (78, 80) is provided between the parachute housing (36) and the marching engine (16) and can be released by the axial displacement of the parachute pot (60) triggered by the parachute release device (56, 66) after the release of the separating charge (34) . Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) eine Fangseilverbindung aufweist.Missile according to claim 1, characterized in that the parachute release device (56, 66) has a safety rope connection. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Fangseilverbindung ein auf einer Seiltrommel (56) aufgewickeltes Fangseil (66) aufweist.Missile according to claim 2, characterized in that the safety cable connection has a safety cable (66) wound on a cable drum (56). Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Seiltrommel (56) mit zur Längsmittelachse (74) des Flugkörpers paralleler Umfangsfläche angeordnet ist.Missile according to claim 3, characterized in that the cable drum (56) is arranged with a peripheral surface parallel to the longitudinal center axis (74) of the missile. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Seiltrommel (56) koaxial zur Längsmittelachse (74) des Flugkörpers angeordnet ist.Missile according to claim 4, characterized in that the cable drum (56) coaxial to the longitudinal central axis (74) of the Missile is arranged. Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Trennladung (34) in einem mit seinem Boden dem Fallschirmgehäuse (36) zugewandten und zum Starttriebwerk (10) offenen Trennladungstopf (48) untergebracht ist.Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the separating charge (34) is accommodated in a separating charge pot (48) with its base facing the parachute housing (36) and open to the launch engine (10). Flugkörper nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Umfangsfläche der Seiltrommel (56) den Trennladungstopf (48) konzentrisch umgibt.Missile according to one of claims 4 to 6, characterized in that the peripheral surface of the cable drum (56) concentrically surrounds the separating charge pot (48). Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Trennladung (34) und die Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) am Fallschirmgehäuse (36) angebracht sind.Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the separating charge (34) and the parachute release device (56, 66) are attached to the parachute housing (36). Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Fallschirmgehäuse (36) an seinem dem Marschtriebwerk (16) abgewandten Ende einen zur Längsmittelachse (74) des Flugkörpers konzentrischen, hohlzylindrischen, zum Starttriebwerk (10) offenen Ansatz aufweist, der die Trennladung (34) und die Fallschirmlöseeinrichtung (56, 66) umgibt und seinerseits von einem Ansatz des Mantelrohres (40) des Starttriebwerks (10) umfaßt ist.Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the parachute housing (36) at its end facing away from the cruise engine (16) has a hollow-cylindrical extension which is concentric with the longitudinal center axis (74) of the missile and is open to the launch engine (10) and which provides the separating charge ( 34) and the parachute release device (56, 66) and in turn is encompassed by an extension of the casing tube (40) of the starting engine (10). Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungseinrichtung (78, 80) als Formschlußverbindung ausgebildet ist.Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the connecting device (78, 80) is designed as a positive connection. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Verbindungseinrichtung (78, 80) einen im wesentlichen L-förmigen federnden Verbindungsring (78) und eine äußere Umfangsnut (80) des Marschtriebwerks (16) aufweist, wobei ein Schenkel des Verbindungsrings (78) bei axialer Druckbeaufschlagung durch den marschtriebwerksseitigen Umfangsrand des Fallschirmtopfes (60) in die äußeren Umfangsnut (80) und der andere Schenkel des Verbindungsringes (78) in eine in Richtung auf das Starttriebwerks (10) sich nach außen schräg erweiternde innere Ringausnehmung des Fallschirmgehäuses (36) eingreift.Missile according to claim 10, characterized in that the connecting device (78, 80) has a substantially L-shaped resilient connecting ring (78) and an outer circumferential groove (80) of the cruise engine (16), one leg of the connecting ring (78) being at Axial pressurization through the peripheral edge of the parachute pot (60) on the marching engine engages in the outer peripheral groove (80) and the other leg of the connecting ring (78) engages in an inner annular recess in the parachute housing (36) that widens outward in the direction of the starting engine (10) . Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Leinen des Bremsfallschirms (14) an einem innerhalb des Fallschirmtopfes (60) axial beweglich geführten Rasterdeckel (38) befestigt sind, der mit dem Marschtriebwerk (16) über eine durch das Zünden des Marschtriebwerks (16) lösbare Verriegelungseinrichtung (84, 86, 88, 90) verbunden ist.Missile according to one of the preceding claims, characterized in that the lines of the brake parachute (14) are fastened to a grid cover (38) which is axially movably guided within the parachute pot (60) and which is connected to the marching engine (16) via a firing of the marching engine (16) releasable locking device (84, 86, 88, 90) is connected. Flugkörper nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Verriegelungseinrichtung (84, 86, 88, 90) einen federnden Spannring (84) mit einer ersten Halteeinrichtung (88) für den Rasterdeckel (38) und einer zweiten Halteeinrichtung (86) für das Marschtriebwerk (16) aufweist, der durch einen eine Treibgasaustrittsöffnung des Marschtriebwerks (16) bis zum Aufbau eines ausreichenden Treibgasdrucks verschließenden Stützdeckel (90) radial nach außen in seine Verriegelungsstellung gedrückt ist.Missile according to claim 12, characterized in that the locking device (84, 86, 88, 90) has a resilient clamping ring (84) with a first holding device (88) for the grid cover (38) and a second holding device (86) for the cruise engine ( 16), which is pressed radially outward into its locking position by a support cover (90) which closes a propellant gas outlet opening of the marching engine (16) until a sufficient propellant gas pressure is built up. Flugkörper nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Halteeinrichtung einen radial nach außen vorspringenden ersten Randflansch (88) aufweist, der an der Innenseite eines Stirnflansches des Rasterdeckels (38) anliegt, dessen innere Umfangsfläche in Richtung auf das Marschtriebwerk (16) schräg radial nach innen ansteigt und dessen äußere Umfangsfläche zylindrisch ausgebildet und in dem Fallschirmtopf (60) axial gleitbeweglich aufgenommen ist.Missile according to claim 13, characterized in that the first holding device has a radially outwardly projecting first edge flange (88) which bears against the inside of an end flange of the grid cover (38), the inner circumferential surface of which is inclined radially in the direction of the cruise engine (16) rises inwards and its outer peripheral surface is cylindrical and is axially slidably received in the parachute pot (60). Flugkörper nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Halteeinrichtung einen radial nach außen vorspringenden zweiten Randflansch (86) aufweist, der in eine innere Ringnut des Marschtriebwerks (16) eingreift.Missile according to claim 13 or 14, characterized in that the second holding device has a radially outwardly projecting second edge flange (86) which engages in an inner annular groove of the cruise engine (16).
EP93121001A 1993-02-03 1993-12-28 Two stage rocket whereby the second stage is decelerated by a parachute prior to ignition Withdrawn EP0609565A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE4303076A DE4303076A1 (en) 1993-02-03 1993-02-03 Missile
DE4303076 1993-02-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP0609565A1 true EP0609565A1 (en) 1994-08-10

Family

ID=6479554

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP93121001A Withdrawn EP0609565A1 (en) 1993-02-03 1993-12-28 Two stage rocket whereby the second stage is decelerated by a parachute prior to ignition

Country Status (5)

Country Link
US (1) US5370057A (en)
EP (1) EP0609565A1 (en)
CA (1) CA2114735A1 (en)
DE (1) DE4303076A1 (en)
NO (1) NO940345L (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1762815A1 (en) 2005-09-10 2007-03-14 Diehl BGT Defence GmbH &amp; Co.KG Munition with seeking fuze
WO2010031377A2 (en) * 2008-09-20 2010-03-25 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Flying object comprising at least one brake parachute and fixing device for fixing a brake parachute to a flying object

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8006936B1 (en) 2006-05-31 2011-08-30 Farr Iii Warren W Parachute deployment control
KR101292078B1 (en) 2010-08-06 2013-07-31 국방과학연구소 Deployment bag, parachute having the same and assembly method for the same
US8813671B2 (en) * 2011-12-14 2014-08-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Water parachute for surface vessel motion impedance
CN102661685A (en) * 2012-04-17 2012-09-12 张景军 Interception preventing missile
JP6341746B2 (en) * 2014-04-28 2018-06-13 株式会社Ｉｈｉエアロスペース warhead
DE102014016951A1 (en) * 2014-06-25 2015-12-31 Drew Defence GmbH Pyrotechnic device
US9528802B1 (en) * 2015-11-19 2016-12-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Indirect fire munition non-lethal cargo carrier mortar
SE540780C2 (en) * 2016-04-06 2018-11-06 Bae Systems Bofors Ab Divisible grenade with parachute
SE540399C2 (en) * 2016-04-20 2018-09-11 Bae Systems Bofors Ab Support device for divisible parachute grenade
SE541612C2 (en) * 2016-09-15 2019-11-12 Bae Systems Bofors Ab Modifiable divisible projectile and method for modifying a projectile
US10408586B1 (en) * 2017-09-28 2019-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Variable range terminal kinetic energy limiting non-lethal projectile
EP3793901A1 (en) * 2018-05-17 2021-03-24 BAE SYSTEMS plc Payload activation device
CN111202931A (en) * 2020-03-03 2020-05-29 西安精科华盾应急救援装备有限公司 Airborne track launching high-rise building emergency rescue bomb
RU2758822C1 (en) * 2020-11-03 2021-11-02 Акционерное общество "Научно-производственное объединение "СПЛАВ" им. А.Н. Ганичева Cassette head of rocket projectile

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3113752A (en) * 1962-01-23 1963-12-10 Aeronca Mfg Corp Parachute control apparatus
FR1398715A (en) * 1961-02-09 1965-05-14 Le Directeur General Et Le Dir Lighting projectile improvements
US3221656A (en) * 1964-03-23 1965-12-07 Adrian P Sutten Apparatus for high-velocity recovery
DE1578193A1 (en) * 1966-07-20 1971-05-19 Oerlikon Buehrle Holding Ag Luminous bullet
DE2144400A1 (en) * 1971-09-04 1973-03-08 Rheinmetall Gmbh LIGHT FLOOR
US3727861A (en) * 1970-03-05 1973-04-17 Us Navy Method and apparatus for suppression of antiaircraft fire
DE3937762A1 (en) * 1989-11-14 1991-05-16 Diehl Gmbh & Co Artillery shell submunition

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3867893A (en) * 1960-02-11 1975-02-25 Us Navy Rocket-thrown missile
DE6901230U (en) * 1969-01-14 1969-07-24 Uhl Kg Geb HOLDING DEVICE FOR CITY PANELING
US3946672A (en) * 1974-08-13 1976-03-30 Thiokol Corporation Rocket propelled projectile
CH621626A5 (en) * 1977-09-02 1981-02-13 Oerlikon Buehrle Ag
US4519315A (en) * 1982-12-20 1985-05-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Fire and forget missiles system
DE3412701C2 (en) * 1983-04-05 1997-08-21 British Aerospace Connecting device
FR2656081B1 (en) * 1989-12-19 1992-02-28 Thomson Brandt Armements PERIPHERAL COVER FOR A GUIDED AMMUNITION DRAWN BY CANON EFFECT.

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1398715A (en) * 1961-02-09 1965-05-14 Le Directeur General Et Le Dir Lighting projectile improvements
US3113752A (en) * 1962-01-23 1963-12-10 Aeronca Mfg Corp Parachute control apparatus
US3221656A (en) * 1964-03-23 1965-12-07 Adrian P Sutten Apparatus for high-velocity recovery
DE1578193A1 (en) * 1966-07-20 1971-05-19 Oerlikon Buehrle Holding Ag Luminous bullet
US3727861A (en) * 1970-03-05 1973-04-17 Us Navy Method and apparatus for suppression of antiaircraft fire
DE2144400A1 (en) * 1971-09-04 1973-03-08 Rheinmetall Gmbh LIGHT FLOOR
DE3937762A1 (en) * 1989-11-14 1991-05-16 Diehl Gmbh & Co Artillery shell submunition

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1762815A1 (en) 2005-09-10 2007-03-14 Diehl BGT Defence GmbH &amp; Co.KG Munition with seeking fuze
WO2010031377A2 (en) * 2008-09-20 2010-03-25 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Flying object comprising at least one brake parachute and fixing device for fixing a brake parachute to a flying object
WO2010031377A3 (en) * 2008-09-20 2010-06-10 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Flying object comprising at least one brake parachute and fixing device for fixing a brake parachute to a flying object

Also Published As

Publication number Publication date
NO940345D0 (en) 1994-02-02
US5370057A (en) 1994-12-06
CA2114735A1 (en) 1994-08-04
NO940345L (en) 1994-08-04
DE4303076A1 (en) 1994-08-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0609565A1 (en) Two stage rocket whereby the second stage is decelerated by a parachute prior to ignition
DE3937762C2 (en) Artillery shell submunition
DE3608107C1 (en) Carrier projectile for submunition
EP2337740B1 (en) Flying object comprising at least one brake parachute and fixing device for fixing a brake parachute to a flying object
DE4123649C2 (en) Ejection device
EP0062750B1 (en) Method for the dispersal of subcharges from a carrier missile
EP0314875A2 (en) Training missile with a limited flight range
DE2452053A1 (en) DEVICE FOR LAUNCHING ROCKET-PROPELLED AIRCRAFT
DE2608961C3 (en) Centrifugal device
EP1460259B1 (en) Deployable rocket engine nozzle
DE3911654C2 (en) Method for evenly distributing submunitions
DE3743840A1 (en) Projectile having a submunition
CH396648A (en) Device for ejecting a combination, consisting of an aircraft seat and a crew member, from an aircraft
DE1703734A1 (en) Luminous bullet
DE2827781A1 (en) CONNECTING HEAD FOR EXTERNAL LOADS ON AIRCRAFT
DE2448495C3 (en) Device for initiating the ignition of the propellant charge of a rocket
DE3730359A1 (en) ADAPTER FOR PROJECTILE
EP3017271B1 (en) Submunition, in particular luminous munition, that can be discharged from a spin-stabilized carrier projectile
DE3620173A1 (en) Nozzle closure
DE102020125068A1 (en) Mass element with filler that can be released under the action of force, intercepting element and intercepting system with such mass elements
DE4001767C1 (en) Carrier projectile for sub-munition
DE4023628C2 (en) Active body with parachute that can be ejected from a carrier
DE3024550A1 (en) Brake parachute for aircraft - has self contained fitting with explosive released cover and drag lines
DE3903096C2 (en)
DE1678206A1 (en) bullet

Legal Events

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

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): CH DE FR GB IT LI SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19940913

17Q First examination report despatched

Effective date: 19960307

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

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 19960718