FR2848658A1 - LARGE RANGE ARTILLERY SHELL - Google Patents
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Abstract
L'invention concerne un obus d'artillerie.Elle se rapporte à un obus qui comprend une charge (2), un moteur-fusée (3) et un dispositif destiné à retarder l'allumage du moteur-fusée après le lancement de l'obus, le moteur-fusée (3) ayant une chambre de combustion qui loge un propergol solide (9) de fusée et une tuyère (14) de fusée. La chambre de combustion possède une chambre de pression (8) à une extrémité de laquelle est placée la tuyère (14), le propergol solide (9) a une configuration de combustion par l'extrémité, et le moteur-fusée (3) possède un support (11, 12) de propergol destiné à empêcher un déplacement du propergol (9) au cours du lancement.Application à l'augmentation de portée des obus d'artillerie.The invention relates to an artillery shell, and relates to a shell comprising a charge (2), a rocket motor (3) and a device for delaying the ignition of the rocket motor after the launch of the rocket motor. shell, the rocket motor (3) having a combustion chamber which houses a solid rocket propellant (9) and a rocket nozzle (14). The combustion chamber has a pressure chamber (8) at one end of which the nozzle (14) is placed, the solid propellant (9) has an end combustion configuration, and the rocket motor (3) has a propellant support (11, 12) intended to prevent movement of the propellant (9) during launching. Application to increasing the range of artillery shells.
Description
L'invention concerne un obus d'artillerie à grandeThe invention relates to a large artillery shell
portée possédant un moteur-fusée. scope having a rocket motor.
Dans le domaine militaire, on cherche constamment à augmenter la portée des obus d'artillerie avec un effet 5 minimal sur la charge utile et le système de distribution. In the military field, efforts are constantly being made to increase the range of artillery shells with minimal effect on the payload and the distribution system.
En particulier, il faut que la configuration physique générale de l'obus classique soit conservée puisque, lorsque l'obus d'artillerie à longue portée correspond intimement aux dimensions externes et à la masse de l'obus classique, 10 l'obus peut être tiré avec les armes existantes d'artillerie sans dépasser la pression maximale acceptable à la bouche du canon. Un procédé permettant d'augmenter la portée d'un obus comprend l'incorporation d'un moteur-fusée à l'obus, allumé 15 après que l'obus a quitté le canon afin que l'obus subisse une impulsion supplémentaire qui augmente ainsi sa portée. In particular, the general physical configuration of the conventional shell must be preserved since, when the long-range artillery shell closely matches the external dimensions and mass of the conventional shell, the shell can be fired with existing artillery weapons without exceeding the maximum acceptable muzzle pressure. A method of increasing the range of a shell includes incorporating a rocket motor into the shell, which is lit after the shell has left the barrel so that the shell is given an additional boost which thereby increases its scope.
On connaît déjà des moteurs-fusées pour des systèmes d'engins. Par exemple, le document GB-676 368 décrit un engin ayant un moteur-fusée dont le propergol est placé avec 20 une configuration de combustion par l'extrémité dans une chambre de combustion, une tuyère d'échappement placée axialement et un certain nombre d'ailettes cambrées ou inclinées destinées à interagir avec les gaz d'échappement et à donner à l'engin un certain degré de rotation sur lui-même. Rocket engines for gear systems are already known. For example, GB-676,368 describes a device having a rocket engine whose propellant is placed with an end combustion configuration in a combustion chamber, an axially placed exhaust nozzle and a number of 'cambered or inclined fins intended to interact with the exhaust gases and to give the machine a certain degree of rotation on itself.
Cependant, les engins sont des munitions dont le cot est en général relativement élevé, une grande partie du volume étant constituée du moteur-fusée, et ils sont lancés par allumage du moteur-fusée. L'allumage s'effectue avant que les contraintes de lancement n'aient été appliquées et 30 toute l'énergie appliquée à l'engin est dérivée du moteurfusée, alors qu'un obus d'artillerie, qui est relativement peu coteux et comprend un volume important pour la charge, est tiré par un canon et le moteur-fusée n'est pas allumé avant un moment postérieur au lancement. L'accélération au 35 lancement subie par les obus d'artillerie (environ 16 000 g) peut être plus de 200 fois supérieure à celle que subissent les systèmes d'engins. Ces forces axiales élevées lors du lancement d'un obus d'artillerie pourraient provoquer un déplacement et une déformation du propergol dans le moteurfusée et provoqueraient donc une défaillance du moteur qui ne s'allumerait pas après lancement ou une défaillance catastrophique de l'obus. However, the devices are ammunition whose cost is generally relatively high, a large part of the volume being made up of the rocket engine, and they are launched by ignition of the rocket engine. The ignition takes place before the launching constraints have been applied and all the energy applied to the machine is derived from the fused engine, whereas an artillery shell, which is relatively inexpensive and comprises a large volume for the load, is fired by a cannon and the rocket engine is not switched on for a moment after launch. The acceleration to launch experienced by artillery shells (about 16,000 g) can be more than 200 times greater than that experienced by missile systems. These high axial forces when launching an artillery shell could cause displacement and deformation of the propellant in the rocket engine and would therefore cause an engine failure which would not ignite after launch or a catastrophic failure of the shell.
Habituellement, le moteur-fusée utilisé dans un obus de grande portée comprend un propergol solide réalisé avec une cavité centrale formée axialement sur toute la longueur du propergol et formant une chambre de pression. Dans cette 10 configuration, le propergol brle de la cavité vers l'extérieur en jouant le rôle d'un bloc perforé de propergol ou "bloc interne". Les produits gazeux de combustion produits par cette combustion sortent alors de la fusée par la tuyère placée à l'arrière du carter du moteur. Usually, the rocket motor used in a long-range shell comprises a solid propellant produced with a central cavity formed axially over the entire length of the propellant and forming a pressure chamber. In this configuration, the propellant burns out of the cavity, playing the role of a perforated propellant block or "internal block". The gaseous combustion products produced by this combustion then exit the rocket through the nozzle placed at the rear of the engine casing.
Cependant, un problème posé par ce type de moteur-fusée est le fait que le bloc perforé de propergol peut se déformer lorsqu'il est soumis à des forces axiales élevées d'accélération subies au cours du lancement. Au cours de cette déformation, le propergol solide peut former une 20 fissure ou peut se déformer plastiquement avec fermeture de la cavité centrale. Dans les deux cas, il peut en résulter un défaut de fonctionnement du moteur et parfois une défaillance catastrophique de l'obus. However, a problem with this type of rocket engine is that the perforated propellant block can deform when subjected to high axial acceleration forces experienced during launch. During this deformation, the solid propellant can form a crack or can deform plastically with closure of the central cavity. In both cases, it can result in an engine malfunction and sometimes a catastrophic shell failure.
Une solution de ce problème de la déformation comprend 25 la séparation du propergol en une série de blocs de plus petite longueur, suivant l'axe de l'obus, séparés les uns des autres par des supports ayant un trou central destiné à permettre le passage des produits gazeux de combustion vers la tuyère. Cependant, cette solution pose un problème sup30 plémentaire car le volume de la chambre de combustion disponible pour le propergol est réduit à cause de la présence de ces supports. Il en résulte une réduction soit de la charge, soit de la portée, lorsque la masse et les dimensions extérieures de l'obus classique doivent être conservées. A solution to this deformation problem comprises the separation of the propellant into a series of smaller blocks, along the axis of the shell, separated from each other by supports having a central hole intended to allow passage gaseous products of combustion to the nozzle. However, this solution poses an additional problem because the volume of the combustion chamber available for the propellant is reduced because of the presence of these supports. This results in a reduction either of the load or of the range, when the mass and the external dimensions of the conventional shell must be preserved.
La présente invention concerne un obus d'artillerie à grande portée qui permet la solution de certains au moins des problèmes précités. The present invention relates to a long-range artillery shell which allows the solution of at least some of the above problems.
La présente invention concerne un obus d'artillerie à grande portée, comprenant une charge, un moteur-fusée et un mécanisme à retard destiné à retarder l'allumage du moteurfusée pendant un temps prédéterminé après le lancement de 5 l'obus, le moteur-fusée ayant une chambre de combustion qui loge un propergol solide de fusée et une tuyère de fusée, caractérisé en ce que la chambre de combustion possède une chambre de pression à une première extrémité de laquelle la tuyère de fusée est destinée à évacuer la chambre de pres10 sion, le propergol solide de fusée est placé avec une configuration de combustion par l'extrémité, et le moteurfusée possède en outre un support de propergol placé entre le propergol et la chambre de pression et destiné à empêcher un déplacement notable du propergol au cours du lancement de 15 manière que du propergol imbrlé ne puisse pas pénétrer dans la chambre de pression et que les produits de combustion du propergol puissent être transférés pratiquement sans obstacle pendant l'utilisation à la chambre de pression. The present invention relates to a long-range artillery shell, comprising a charge, a rocket motor and a delay mechanism for delaying the ignition of the rocket engine for a predetermined time after the launch of the shell, the engine- rocket having a combustion chamber which houses a solid rocket propellant and a rocket nozzle, characterized in that the combustion chamber has a pressure chamber at a first end of which the rocket nozzle is intended to evacuate the pressure chamber the solid rocket propellant is placed with a combustion configuration at the end, and the rocket motor further has a propellant support placed between the propellant and the pressure chamber and intended to prevent significant displacement of the propellant during the launch in such a way that imbricated propellant cannot enter the pressure chamber and that the products of combustion of the propellant can They can be transferred almost without obstacle during use to the pressure chamber.
Grâce à l'utilisation d'un propergol solide sans cavité 20 centrale, la charge d'accélération axiale que peut supporter le propergol est accrue par rapport à celle d'un propergol formé du même matériau mais ayant une cavité centrale. Lors du lancement, le propergol est supporté et il ne peut pas se déplacer de façon importe grâce au support de propergol, si 25 bien que la tendance du propergol à se déplacer vers l'arrière et à fermer la chambre de pression, qui pourrait provoquer un allumage erroné, est supprimée. Les problèmes de combustion non fiable sont supprimés car le support du propergol est aussi utilisé pour empêcher que des quantités 30 importantes de propergol imbrlé ne pénètrent dans la chambre de pression et n'affectent de manière nuisible les caractéristiques de combustion du moteur-fusée. En outre, grâce à l'utilisation d'un seul support du propergol, le volume de la chambre de combustion disponible pour le 35 propergol reste maximal. Thanks to the use of a solid propellant without central cavity, the axial acceleration load which the propellant can support is increased compared to that of a propellant formed of the same material but having a central cavity. During launch, the propellant is supported and cannot move in any important way thanks to the propellant support, so that the propellant's tendency to move backwards and to close the pressure chamber, which could cause an incorrect ignition is deleted. The problems of unreliable combustion are eliminated because the propellant support is also used to prevent large amounts of imbedded propellant from entering the pressure chamber and adversely affecting the combustion characteristics of the rocket engine. In addition, thanks to the use of a single propellant support, the volume of the combustion chamber available for the propellant remains maximum.
L'assistance d'une fusée à l'obus est utilisée très efficacement lorsque l'obus pénètre dans l'air moins dense de la stratosphère puisque l'augmentation de vitesse est alors maximale dans l'atmosphère à faible densité. En conséquence, le retard de l'allumage du moteur-fusée jusqu'à ce que l'obus atteigne l'air de faible densité augmente 5 l'efficacité de l'assistance de la fusée au maximum. Les hommes du métier peuvent noter que le temps nécessaire pour que l'obus atteigne cette région dépend de la trajectoire de l'obus et de la vitesse avec laquelle l'obus quitte la bouche, et il peut être calculé avec des modèles mathéma10 tiques connus. The assistance of a rocket to the shell is used very effectively when the shell enters the less dense air of the stratosphere since the increase in speed is then maximum in the atmosphere with low density. Consequently, the delay in ignition of the rocket engine until the shell reaches low density air increases the effectiveness of the rocket assistance to the maximum. Those skilled in the art may note that the time required for the shell to reach this region depends on the trajectory of the shell and the speed with which the shell leaves the mouth, and it can be calculated with known mathematical models. .
L'allumage du moteur-fusée peut être réalisé par un dispositif pyrotechnique à retard à l'aide d'un bouchon de tuyère de moteur-fusée du type couramment utilisé avec les obus ayant l'assistance d'une fusée, afin que la chambre de 15 combustion soit fermée de manière étanche et protégée contre les gaz à haute température et à haute pression présents dans le canon lors du tir. Lors de l'utilisation, le dispositif pyrotechnique à retard est allumé par les gaz à haute température présents après le tir, et il est destiné 20 à donner le retard convenable après combustion à l'aide de l'allumeur du moteur-fusée, si bien que le propergol de la fusée s'allume. The ignition of the rocket engine can be achieved by a delay pyrotechnic device using a rocket engine nozzle plug of the type commonly used with shells having the assistance of a rocket, so that the chamber combustion chamber is sealed and protected against high temperature and high pressure gases present in the barrel during firing. In use, the delay pyrotechnic device is ignited by the high temperature gases present after firing, and is intended to give the proper delay after combustion using the igniter of the rocket engine, if although the rocket propellant ignites.
Pour que le moteur-fusée puisse fonctionner, il faut que le support soit perméable et il peut être formé par 25 exemple d'un matériau perméable ou peut comprendre une plaque d'un matériau pratiquement imperméable ayant de nombreuses perforations. Une telle plaque analogue à un tamis permet le passage pratiquement sans obstacle des produits de combustion entre le propergol et la chambre de pression 30 lorsque le moteur-fusée est allumé. In order for the rocket engine to function, the support must be permeable and may be formed, for example, of a permeable material or may include a plate of substantially impermeable material having numerous perforations. Such a screen-like plate allows the passage of combustion products almost without obstacle between the propellant and the pressure chamber 30 when the rocket engine is on.
La tuyère de la fusée comprend de façon générale une partie de cône et une partie de col et, pendant l'utilisation, les produits de combustion du propergol sont évacués de la chambre de pression par la partie de col de la tuyère 35 de la fusée et sortent du moteur-fusée par la partie de cône. Ainsi, pour que le moteur-fusée ait un fonctionnement convenable, il est avantageux que la surface libre totale délimitée par les perforations soit au moins égale à celle qui est délimitée par le col de la tuyère de la fusée et, de préférence, au moins égale au double de celle qui est délimitée par le col de la tuyère de la fusée. Les hommes du 5 métier peuvent noter que, si chaque perforation est trop grande, des quantités importantes de propergol peuvent être extrudées par la perforation vers la chambre de pression et peuvent provoquer un défaut de fonctionnement du moteurfusée. Il apparaît que, si elles sont trop petites, les 10 perforations peuvent être bouchées par les produits solides de combustion, tels que les métaux particulaires formés lors de l'utilisation de certains matériaux connus de propergol qui peuvent provoquer à nouveau un défaut de fonctionnement du moteur-fusée. The rocket nozzle generally comprises a cone part and a neck part and, during use, the combustion products of the propellant are evacuated from the pressure chamber by the neck part of the nozzle of the rocket and exit the rocket engine through the cone part. Thus, in order for the rocket engine to function properly, it is advantageous that the total free surface delimited by the perforations is at least equal to that which is delimited by the neck of the rocket nozzle and, preferably, at least equal to twice that delimited by the neck of the rocket nozzle. Those skilled in the art can appreciate that, if each perforation is too large, significant amounts of propellant can be extruded through the perforation to the pressure chamber and can cause malfunction of the motor. It appears that, if they are too small, the perforations can be blocked by solid combustion products, such as particulate metals formed during the use of certain known propellant materials which can again cause a malfunction of the rocket engine.
Dans un mode de réalisation préféré, le support de propergol comporte une plaque perforée et un dispositif coopérant de transfert de charge qui est destiné à transférer une partie des forces d'accélération axiales subies au cours du lancement aux parois de la chambre de pression. 20 Cette disposition réduit les charges que doit pouvoir supporter la plaque perforée et permet une réduction relative de l'épaisseur de la plaque. Ceci présente l'avantage de permettre le logement d'une plus grande quantité de propergol à l'intérieur de la chambre de combustion. In a preferred embodiment, the propellant support comprises a perforated plate and a cooperating load transfer device which is intended to transfer part of the axial acceleration forces experienced during launching to the walls of the pressure chamber. This arrangement reduces the loads which the perforated plate must be able to bear and allows a relative reduction in the thickness of the plate. This has the advantage of allowing the accommodation of a larger quantity of propellant inside the combustion chamber.
La plaque perforée et le dispositif de transfert de charge peuvent être réalisés en une seule pièce ou au contraire le dispositif de transfert de charge peut comprendre un anneau cylindrique séparé de charge placé concentriquement à la plaque perforée. The perforated plate and the load transfer device can be made in one piece or, on the contrary, the load transfer device can comprise a separate cylindrical load ring placed concentrically with the perforated plate.
L'anneau cylindrique de charge peut être avantageusement un support cylindre placé dans la chambre de pression et disposé longitudinalement de la plaque perforée vers la paroi arrière de la chambre de combustion. De préférence, le support cylindrique a plusieurs fentes 35 destinées à faciliter l'évacuation des gaz d'échappement de la chambre de pression par la tuyère d'échappement. The cylindrical charging ring can advantageously be a cylinder support placed in the pressure chamber and disposed longitudinally from the perforated plate towards the rear wall of the combustion chamber. Preferably, the cylindrical support has several slots 35 intended to facilitate the evacuation of the exhaust gases from the pressure chamber through the exhaust nozzle.
L'obus d'artillerie à longue portée peut très avantageusement comprendre aussi un système d'évacuation à la base. De tels systèmes sont courants dans la technique et réduisent efficacement la traînée à la base lorsque l'obus 5 se déplace à grande vitesse dans l'air relativement dense présent lors des étapes initiales du vol. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux de la description qui va suivre d'exemples de réalisation, faite en référence aux dessins 10 annexés sur lesquels: la figure 1 est une coupe d'une partie arrière d'un obus d'artillerie à longue portée selon la présente invention; les figures 2a et 2b représentent le support de 15 propergol, la figure 2a en vue de bout et la figure 2b en élévation latérale; et la figure 3 est une coupe d'un bouchon de tuyère de fusée. On se réfère à la figure 1; l'obus d'artillerie repré20 senté de 155 mm comporte de façon générale un volume 2 contenant une charge, un moteur-fusée 3 et une unité 4 permettant l'évacuation à la base ainsi qu'une bande 5 d'entraînement. Le volume 2 contenant la charge et la chambre de 25 combustion (qui est représentée comme contenant le propergol 9, un inhibiteur de combustion 10 et un matériau allumeur 13) sont séparés par une cloison 7, la chambre de combustion étant délimitée par la paroi de l'obus 1. Le volume de la chambre de combustion est réduit vers l'extrémité distante 30 de la cloison 7 pour la formation d'une chambre de pression 8. Un seul bloc de propergol 9 de moteur-fusée, ayant auparavant été coulé dans un inhibiteur de combustion 10, a une configuration telle qu'il remplit la plus grande partie du volume de la chambre de combustion. Le propergol 9 ne 35 peut pas pénétrer dans la chambre de pression 8 car il est retenu par une mince plaque perforée Il et un anneau associé 12 de charge. Une couche du matériau allumeur 13 destinée à allumer la face exposée d'extrémité du propergol 9 est placée entre la plaque il et le propergol 9. La chambre de pression 8 peut être évacuée par la tuyère 14 de la fusée. The long-range artillery shell can very advantageously also include an evacuation system at the base. Such systems are common in the art and effectively reduce drag at base when shell 5 travels at high speed in the relatively dense air present during the initial stages of flight. Other characteristics and advantages of the invention will emerge more clearly from the description which follows of exemplary embodiments, made with reference to the appended drawings 10 in which: FIG. 1 is a section through a rear part of a shell. long range artillery according to the present invention; Figures 2a and 2b show the propellant support, Figure 2a in end view and Figure 2b in side elevation; and Figure 3 is a section through a rocket nozzle plug. We refer to Figure 1; the artillery shell represented by 155 mm generally comprises a volume 2 containing a charge, a rocket motor 3 and a unit 4 allowing evacuation to the base as well as a drive band 5. The volume 2 containing the charge and the combustion chamber (which is shown as containing the propellant 9, a combustion inhibitor 10 and an igniter material 13) are separated by a partition 7, the combustion chamber being delimited by the wall of shell 1. The volume of the combustion chamber is reduced towards the distant end 30 of the partition 7 for the formation of a pressure chamber 8. A single block of rocket engine propellant 9, having previously been sunk in a combustion inhibitor 10, has a configuration such that it fills most of the volume of the combustion chamber. The propellant 9 cannot enter the pressure chamber 8 because it is retained by a thin perforated plate 11 and an associated load ring 12. A layer of igniter material 13 intended to ignite the exposed end face of the propellant 9 is placed between the plate 11 and the propellant 9. The pressure chamber 8 can be evacuated by the nozzle 14 of the rocket.
La tuyère 14 a une partie 20 de cône et une partie 21 de 5 col, celle-ci raccordant la chambre de pression 8 à la partie 20 de cône. Un bouchon 15 de tuyère est aussi incorporé et il est représenté séparé de la tuyère 14 par raison de clarté. L'unité 4 est séparée du moteur-fusée 3 et comporte un propergol annulaire 16 et une tuyère 17 d'un 10 système d'évacuation de base. The nozzle 14 has a part 20 of cone and a part 21 of 5 neck, the latter connecting the pressure chamber 8 to the part 20 of cone. A nozzle cap 15 is also incorporated and is shown separate from the nozzle 14 for clarity. The unit 4 is separate from the rocket engine 3 and comprises an annular propellant 16 and a nozzle 17 of a basic evacuation system.
Le propergol du moteur-fusée peut avoir des propriétés convenables de traitement, avec une impulsion spécifique élevée et des propriétés mécaniques fiables sur une large gamme de températures. Pour ces raisons, on peut choisir du 15 polybutadiène à terminaison hydroxy dans un composite caoutchouté aluminisé. Ce matériau a la configuration d'un propergol 9 sous forme d'un bloc à combustion par l'extrémité, par coulée dans un inhibiteur de combustion 10. Cet inhibiteur 10 peut comporter une cuvette ayant une extrémité 20 ouverte et formée d'un métal, de "Noryl" (matière plastique élastomère) ou d'un caoutchouc d'éthylène-propylène-diène monomère (EPDM) chargé de "Kevlar", agissant par inhibition de la combustion du propergol 9 aux surfaces autres que la face exposée d'extrémité. Le matériau 13 de l'allumeur peut 25 comprendre avantageusement un support formé d'un certain nombre de couches, ayant chacune un substrat de PTFE revêtu de 4 à 6 Zúm d'épaisseur de magnésium formé par dépôt en phase vapeur, comme décrit de façon générale dans le document GB-B-2 251 434, recouvrant pratiquement la totalité de 30 la face exposée d'extrémité du propergol 9. The rocket engine propellant can have suitable processing properties, with a high specific impulse and reliable mechanical properties over a wide range of temperatures. For these reasons, hydroxy terminated polybutadiene can be chosen from an aluminized rubberized composite. This material has the configuration of a propellant 9 in the form of a combustion block at the end, by pouring into a combustion inhibitor 10. This inhibitor 10 may comprise a bowl having an open end 20 formed from a metal , "Noryl" (elastomeric plastic) or an ethylene-propylene-diene monomer rubber (EPDM) charged with "Kevlar", acting by inhibiting the combustion of propellant 9 on surfaces other than the exposed face of end. The material 13 of the igniter may advantageously comprise a support formed by a number of layers, each having a PTFE substrate coated with 4 to 6 μm thick of magnesium formed by vapor deposition, as described so general in document GB-B-2 251 434, covering practically the whole of the exposed end face of the propellant 9.
On se réfère maintenant à la figure 2; le support de propergol comporte une plaque 11 de 113 mm de diamètre et 6 mm d'épaisseur formée d'un matériau ayant une limite élastique élevée, par exemple d'acier selon la norme 35 ANSI 4340 (limite élastique d'environ 1 900 MPa). Cette plaque il a environ cent quatre-vingt-dix trous 18 de 3 mm de diamètre, ayant des centres à des points P1,n dispersés de manière relativement uniforme sur les faces de la plaque il à intervalles de 6 mm environ pour la formation d'une structure analogue à un tamis comme indiqué sur la figure 2b. We now refer to Figure 2; the propellant support comprises a plate 11 of 113 mm in diameter and 6 mm in thickness formed of a material having a high elastic limit, for example of steel according to standard 35 ANSI 4340 (elastic limit of approximately 1900 MPa ). This plate it has approximately one hundred ninety holes 18 of 3 mm in diameter, having centers at points P1, n dispersed relatively uniformly on the faces of the plate il at intervals of approximately 6 mm for the formation of 'a structure similar to a sieve as shown in Figure 2b.
Un anneau cylindrique 12 ou dispositif de transfert de charge ayant un diamètre compris entre 42 et 48 mm est placé concentriquement à la plaque 11. Pendant l'utilisation, cet anneau 12 est utilisé pour le transfert de la charge de la plaque il à la paroi de l'obus 1, utilisée pour délimiter la 10 chambre de pression 8. Des fentes 19 sont placées dans l'anneau 12 afin qu'elles facilitent la circulation libre des produits de combustion de propergol qui s'échappent après l'allumage du propergol 9 du moteurfusée. A cylindrical ring 12 or load transfer device having a diameter between 42 and 48 mm is placed concentrically with the plate 11. During use, this ring 12 is used for the transfer of the load from the plate 11 to the wall shell 1, used to delimit the pressure chamber 8. Slots 19 are placed in the ring 12 so that they facilitate the free circulation of the propellant combustion products which escape after ignition of the propellant 9 of the rocket engine.
Le bouchon 15 de la tuyère est représenté plus en 15 détail sur la figure 3. Il forme à la fois un dispositif d'allumage d'évacuation de base et un mécanisme à retard à l'allumage du moteur-fusée. Une masse d'une composition 22 d'allumage d'évacuation de base, par exemple un mélange de magnésium, de PTFE et d'un copolymère d'hexafluoropropylène 20 et de fluorure de vinylidène, est incorporée et comporte plusieurs trous radiaux 23 dirigés vers l'extérieur. Une charge pyrotechnique à retard schématiquement représentée est désignée par la référence 24, et elle est placée de la face arrière du bouchon 15 à la charge 25 de transfert 25 disposée à la face avant du bouchon 15. The nozzle 15 of the nozzle is shown in more detail in FIG. 3. It forms both a basic exhaust ignition device and a mechanism for delaying the ignition of the rocket engine. A mass of a basic exhaust ignition composition 22, for example a mixture of magnesium, PTFE and a copolymer of hexafluoropropylene 20 and vinylidene fluoride, is incorporated and has several radial holes 23 directed towards outside. A delay pyrotechnic charge schematically represented is designated by the reference 24, and it is placed from the rear face of the plug 15 to the transfer charge 25 arranged on the front face of the plug 15.
Pendant l'utilisation, les gaz chauds produits dans le canon au lancement enflamment à la fois la composition 22 d'allumage d'évacuation de base et le dispositif pyrotechnique à retard 24. L'allumage du propergol 16 est déclenché 30 et entretenu par le transfert effectué par les trous 23 du bouchon 15. Le dispositif 24 à retard est destiné à brler pendant une plus longue période prédéterminée (habituellement de 20 à 30 s dans le cas d'un obus d'artillerie de 155 mm) afin que la charge 25 de transfert soit allumée 35 lorsque le propergol 16 a pratiquement fini de brler. La charge de transfert 25 est destinée à brler en dégageant suffisamment de produits chauds de combustion dans la chambre de pression 8 et dans le support de propergol (formé de la plaque il et de l'anneau 12) pour allumer le matériau 13. Les hommes du métier peuvent noter qu'une charge auxiliaire (non représentée) peut en outre être placée dans 5 la chambre de pression pour être allumée par les gaz chauds de combustion produits par la charge de transfert 25 et pour prolonger cette combustion afin que le matériau 13 soit allumé. Cette disposition donne un mécanisme plus fiable d'allumage du matériau 13. During use, the hot gases produced in the barrel at launch ignite both the basic discharge ignition composition 22 and the delay pyrotechnic device 24. The ignition of the propellant 16 is triggered 30 and maintained by the transfer made through the holes 23 of the plug 15. The delay device 24 is intended to burn for a longer predetermined period (usually 20 to 30 s in the case of a 155 mm artillery shell) so that the charge 25 of transfer is lit 35 when the propellant 16 has almost finished burning. The transfer charge 25 is intended to burn while giving off sufficient hot combustion products in the pressure chamber 8 and in the propellant support (formed by the plate 11 and the ring 12) to ignite the material 13. The men those skilled in the art may note that an auxiliary charge (not shown) may further be placed in the pressure chamber to be ignited by the hot combustion gases produced by the transfer charge 25 and to prolong this combustion so that the material 13 is on. This arrangement gives a more reliable mechanism for igniting the material 13.
Bien qu'on ait décrit la présente invention à titre d'exemple en référence à un obus d'artillerie de 155 mm, les hommes du métier peuvent noter qu'elle s'applique aussi à des obus d'autres calibres. Although the present invention has been described by way of example with reference to a 155 mm artillery shell, those skilled in the art may note that it also applies to shells of other calibers.
Il est bien entenduque l'invention n'a été décrite et 15 représentée qu'à titre d'exemple préférentiel et qu'on pourra apporter toute équivalence technique dans ses éléments constitutifs sans pour autant sortir de son cadre. It is understood that the invention has only been described and shown as a preferred example and that any technical equivalence may be made in its constituent elements without going beyond its ambit.
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