NO329364B1

NO329364B1 - Method and apparatus for artillery missiles

Info

Publication number: NO329364B1
Application number: NO20091614A
Authority: NO
Inventors: Stig Johnsson; Ulf Hellman; Ulf Holmqvist
Original assignee: Bae Systems Bofors Ab
Priority date: 2009-04-22
Filing date: 2009-04-22
Publication date: 2010-10-04
Also published as: NO20091614L

Abstract

Fremgangsmåte og anordning for artillerimissiler (1a, 1b) som skytes ut fra et våpenløp og som utnytter noe av det våpenløptrykk som bygges opp der under utskytingen, til en ytterligere aktiv funksjon utover fremdriften. Noe av drivgassen føres nemlig inn i et kammer (12, 38, 60) i missilet, og dette kammer er avgrenset av et element (8, 31, 58, 52, 53) som kan forskyves i forhold til den øvrige del av missilet. En del av drivtrykket holder derved dette element i en utgangsstilling så lenge missilet er inne i våpenløpet. Teknikken kan brukes til å fjerne et beskyttende hus som dekker missilets stabiliseringsfinner (32), for å skyve ut et haleparti (31) med finnene og folde disse ut i sine enkelte finnedeler (52, 53).Method and apparatus for artillery missiles (1a, 1b) which are fired from a gun barrel and which utilize some of the gun barrel pressure built up there during the launch, for a further active function beyond the propulsion. Namely, some of the propellant is fed into a chamber (12, 38, 60) of the missile, and this chamber is bounded by an element (8, 31, 58, 52, 53) which can be displaced relative to the other part of the missile. Part of the driving pressure thereby keeps this element in its initial position as long as the missile is inside the weapon barrel. The technique can be used to remove a protective housing covering the stabilizer fins (32) of the missile, to eject a tail portion (31) with the fins and fold them into their individual fins (52, 53).

Description

Denne oppfinnelse gjelder en fremgangsmåte og en anordning for å få utført en relativ forskyvning mellom spesifikke elementer i artillerimissiler, idet denne relative forskyvning er ment å aktiveres så snart missilet har forlatt det våpenløp det utskytes fra. This invention relates to a method and a device for effecting a relative displacement between specific elements in artillery missiles, this relative displacement being intended to be activated as soon as the missile has left the weapon barrel from which it is launched.

Oppfinnelsen er i første instans ment for bruk i slike artillerimissiler som avfyres uten rotasjon eller ved en liten startrotasjon om sin lengdeakse. For stabilisering under baneflukten mot målet har de en hale med finner som innledningsvis er innplukket inntil missilet fullstendig har forlatt sitt utskytingsarrangement. Deretter svinges eller foldes finnene ut for styringen. For å styre missilene side- og høydeveis i forhold til banen mot målet har de gjerne også styreelementer for slikt formål i fronten (nesen) og mer eller mindre samtidig utfold- eller aktiverbarhet. The invention is primarily intended for use in such artillery missiles which are fired without rotation or with a small initial rotation about their longitudinal axis. For stabilization during the flight towards the target, they have a tail with fins which are initially retracted until the missile has completely left its launch arrangement. The fins are then swung or folded out for steering. In order to control the missiles laterally and vertically in relation to the path towards the target, they often also have control elements for this purpose in the front (nose) and more or less simultaneous deployment or activation.

Missiler for utskyting i luften kan dessuten rotasjonsstabiliseres i banen eller stabiliseres på annen måte, for eksempel ved hjelp av halestabilisering med finner i halen. Rotasjonsstabiliserte missiler har stabil banedrift og kan gjøres mekanisk enkle, siden utskytingsarrangementet generelt sikrer at missilet får nødvendig startrotasjon. Den store rotasjonshastighet som man har måttet anvende har i det minste hittil gjort det umulig å utruste denne type missiler med et godt funksjonerende ledesystem i tillegg. Arbeid for å utvikle effektive styrbare missiler har derfor stort sett konsentrert seg om missiler som ikke roterer i det hele tatt eller bare relativt langsomt om sin lengdeakse og som stabiliseres aerodynamisk ved hjelp av finner i halen. Missiles for launching in the air can also be rotationally stabilized in the trajectory or stabilized in another way, for example by means of tail stabilization with fins in the tail. Rotationally stabilized missiles have stable trajectory operation and can be made mechanically simple, since the launch arrangement generally ensures that the missile acquires the necessary initial rotation. The high rotation speed that has had to be used has, at least until now, made it impossible to equip this type of missile with a well-functioning guidance system in addition. Work to develop effective steerable missiles has therefore largely concentrated on missiles that do not rotate at all or only relatively slowly about their longitudinal axis and are aerodynamically stabilized by means of fins in the tail.

I tillegg til stabilisering av missilflukten i banen kan man ha ytterligere stabiliseringsfinner i et halestabilisert ikke-roterende missil eller i et missil som roterer bare langsomt, slik at man kan få tilleggsløftekraft for å øke dekningsområdet. In addition to stabilization of the missile flight in the trajectory, one can have additional stabilization fins in a tail-stabilized non-rotating missile or in a missile that rotates only slowly, so that one can get additional lift to increase the coverage area.

En aktuell tendens i utviklingen av artilleriteknologi er mot nye langtrekkende artillerimissiler som styres i sluttfasen, og interessen har øket for forskjellige typer halestabiliserte granater for avfyring i konvensjonelle kanoner og haubitzere. For å kunne skyte ut halestabiliserte granater med lav startrotasjon direkte fra våpenløp med innvendige spor må de være utrustet med et drivbånd som gir den eneste kontakt med det innvendige av løpet. Samme kanon eller haubitzer kan således brukes uten spesielle tiltak for utskyting eller avfyring av ikkeroterende granater med drivbånd og med stabiliseringsfinner, idet disse er inntrukket under utskytingen, men føres ut i banen, og fullstendig konvensjonelle rotasjonsstabiliserte granater. A current trend in the development of artillery technology is towards new long-range artillery missiles that are controlled in the final phase, and interest has increased in different types of tail-stabilized shells for firing in conventional guns and howitzers. To be able to launch tail-stabilized shells with low initial rotation directly from gun barrels with internal grooves, they must be equipped with a drive belt that provides the only contact with the interior of the barrel. The same cannon or howitzer can thus be used without special measures for launching or firing non-rotating grenades with drive bands and with stabilizing fins, as these are retracted during the launch, but are carried out into the trajectory, and completely conventional rotationally stabilized grenades.

Ved kontroll og styring av banen for halestabiliserte missiler så som granater, raketter og prosjektiler er det nødvendig å ha kunnskap om og kunne styre missilets rulleposisjon. Dette trengs for å kunne styre missilet i høyde- og sideretningen. Styringen utføres fortrinnsvis med spesielle styreelementer, for eksempel i form av bevegelige nesefinner eller stråledyser. Det styremoment slike elementer i nesepartiet av missilet gir årsak til kan imidlertid i mange tilfeller motvirkes eller helt elimineres av styrefinnene i halepartiet av missilet, dersom ikke spesielle tiltak gjøres. Dette skyldes det faktum at de virvler som forårsakes av styremomentet fra roret eller annen styreaktivitet, virke mot finnene slik at dette på sin side gir årsak til et motmoment. When controlling and controlling the trajectory of tail-stabilized missiles such as grenades, rockets and projectiles, it is necessary to have knowledge of and be able to control the roll position of the missile. This is needed to be able to control the missile in the vertical and lateral direction. The control is preferably carried out with special control elements, for example in the form of movable nose fins or jet nozzles. The steering moment such elements in the nose part of the missile give rise to can, however, in many cases be counteracted or completely eliminated by the steering fins in the tail part of the missile, if no special measures are taken. This is due to the fact that the vortices caused by the steering torque from the rudder or other steering activity act against the fins so that this in turn causes a counter torque.

En måte å løse dette problem på er allerede utprøvd i det minste i en begrenset utstrekning, og det hele går ut på å la den del av missilet hvor finnene er anordnet utgjøre en enhet som kan rotere fritt i forhold til den øvrige del av det, om en akse som sammenfaller med denne øvrige dels lengdeakse. På denne måte kan man hindre at styremomentet for finnene ikke overføres til den fremre del av missilet, og derved blir dette lettere å styre. One way to solve this problem has already been tried, at least to a limited extent, and it all boils down to letting the part of the missile where the fins are arranged form a unit that can rotate freely in relation to the rest of it, about an axis that coincides with the longitudinal axis of this other part. In this way, it is possible to prevent the steering torque of the fins from being transferred to the front part of the missile, and thereby it becomes easier to steer.

Konstruksjonen og funksjonen av finnene er imidlertid av sekundær betydning i forbindelse med denne oppfinnelse, i den utstrekning at oppfinnelsen ikke befatter seg med finnene som sådanne, selv om en foretrukket utførelse av oppfinnelsen tilbyr en fremgangsmåte og en anordning for å beskytte dem og holde dem tilbaketrukket under utskytingsfasen, men hvor de frigis så snart hvis det aktuelle missil har forlatt våpenløpet eller den haubitzer det skytes ut fra. However, the construction and function of the fins are of secondary importance in connection with this invention, to the extent that the invention is not concerned with the fins as such, although a preferred embodiment of the invention offers a method and a device for protecting them and keeping them retracted during the launch phase, but where they are released as soon as the relevant missile has left the gun barrel or the howitzer it is launched from.

Oppfinnelsen kan således anvendes både for finneenheter eller halepartier som under utskytingen beskyttes av et spesielt beskyttende hus eller liknende. Dette må fjernes for å frigi finnene, og i slike finneenheter eller halepartier som under utskytingen er beskyttet inne i missilet og umiddelbart etter at dette har forlatt våpenløpet, blir huset eller liknende skjøvet ut bak missilets opprinnelige akterplan. The invention can thus be used both for fin units or tail sections which are protected during launch by a special protective housing or similar. This must be removed to release the fins, and in such fin units or tail sections which during launch are protected inside the missile and immediately after this has left the gun barrel, the housing or similar is pushed out behind the original aft plane of the missile.

Hovedkonseptet med oppfinnelsen er at det under den aktuelle utskytingsfase, det vil si når missilet drives ut gjennom kanonens eller generelt våpenets løp, idet det kan være en artillerikanon eller en haubitzer som har dette løp, er mulig å innføre noe av den drivladningsgass som driver missilet fra rommet bak det, til et delvis lukket kammer inne i det. Dette kammer avgrenses i minst den ene retning av objektet, elementet eller liknende som kan forskyves i forhold til den øvrige del av missilet og som skal forskyves etter at dette har forlatt våpenløpet, mens innløpet som drivgassene føres inn i kammeret gjennom er dimensjonert slik at det store gasstrykk inne i kammeret ikke så raskt vil kunne utliknes som trykket bak missilet, i forhold til den omgivende atmosfære, så snart missilet har forlatt våpenløpet. Dersom man har dimensjonert på riktig måte vil trykket inne i kammeret deretter gi årsak til den ønskede relative forskyvning når gasstrykket inne i kammeret virker mot det forskyvbare objekt som, når missilet har forlatt våpenløpet, ikke lenger påvirkes i motsatt retning av baktrykket i løpet. The main concept of the invention is that during the launch phase in question, i.e. when the missile is propelled through the barrel of the cannon or generally the weapon, as it may be an artillery cannon or a howitzer that has this barrel, it is possible to introduce some of the propellant gas that propels the missile from the room behind it, to a partially enclosed chamber within it. This chamber is bounded in at least one direction by the object, element or similar which can be displaced in relation to the rest of the missile and which must be displaced after it has left the weapon barrel, while the inlet through which the propellant gases are fed into the chamber is dimensioned so that large gas pressures inside the chamber will not be able to equalize as quickly as the pressure behind the missile, in relation to the surrounding atmosphere, as soon as the missile has left the weapon barrel. If dimensioned correctly, the pressure inside the chamber will then cause the desired relative displacement when the gas pressure inside the chamber acts against the displaceable object which, when the missile has left the weapon barrel, is no longer affected in the opposite direction by the back pressure in the barrel.

I følge oppfinnelsen, løses de overnevnte problemer ved en fremgangsmåte angitt i krav 1 og som har de karakteristiske trekk som angitt i den kjennetegnende del av kravet; og en anordning angitt i krav 2 og som har de karakteristiske trekk som angitt i den kjennetegnende del av kravet. According to the invention, the above-mentioned problems are solved by a method stated in claim 1 and which has the characteristic features as stated in the characterizing part of the claim; and a device stated in claim 2 and which has the characteristic features as stated in the characterizing part of the claim.

Denne hovedidé kan så brukes til å frigi og skyve til side en beskyttende omslutning som under utskytingsfasen dekker den bakre del av missilet og en finneenhet innbefattet i denne del, det vil si i halepartiet, eller på tilsvarende måte for å skyve ut en slik haleenhet som under utskytingsfasen er holdt tilbake i halepartiet av missilet, eller å tvinge ut med kraft i radial retning, forskyvbare finner, eller for andre anvendelses-områder som også faller innenfor denne hovedidés ramme. This main idea can then be used to release and push aside a protective envelope which during the launch phase covers the rear part of the missile and a fin unit included in this part, that is in the tail part, or similarly to push out such a tail unit which during the launch phase is held back in the tail section of the missile, or to force out with force in the radial direction, displaceable fins, or for other areas of application that also fall within the scope of this main idea.

Det generelle konsept for oppfinnelsen fastlegges i de tilhørende patentkrav, og konseptet skal nå gjennomgås i nærmere detalj, samtidig med at tre forskjellige eksempler trekkes frem på hvordan oppfinnelsen kan brukes. The general concept for the invention is laid down in the associated patent claims, and the concept will now be reviewed in more detail, at the same time that three different examples of how the invention can be used are highlighted.

Av disse tre eksempler beskriver den første en fremgangsmåte for å fjerne et beskyttende hus eller generelt en omslutning som innledningsvis dekker akterpartiet av et missil og som under utskytingsfasen beskytter en aksialt festet finneenhet som omfatter bladformede finner som er buet innover den del av missilhoveddelen som er inne i huset eller omslutningen. I denne variant innføres våpenløptrykket under utskytingsfasen i huset via en åpning som er anordnet for dette formål og dimensjonert for det. Så snart trykket bak huset faller, det vil si så snart missilet har forlatt våpenløpet vil trykket inne i dette tvinge huset bort fra hoveddelen av missilet, slik at de til da innoverbøyde finner blir foldet ut. Of these three examples, the first describes a method of removing a protective housing or generally an enclosure which initially covers the aft portion of a missile and which during the launch phase protects an axially attached fin assembly comprising blade-shaped fins which are curved inwards towards the part of the missile body which is inside in the house or surroundings. In this variant, the gun barrel pressure is introduced during the launch phase into the housing via an opening arranged for this purpose and dimensioned for it. As soon as the pressure behind the housing falls, i.e. as soon as the missile has left the gun barrel, the pressure inside this will force the housing away from the main part of the missile, so that the fins, which were bent inwards until then, are folded out.

Alle disse eksempler må imidlertid bare tas for det de er, nemlig noen få mulige varianter av praktiske anvendelser av oppfinnelsen, hvilken selv kan gis andre anvendelser som faller innenfor patentkravenes ramme. However, all these examples must only be taken for what they are, namely a few possible variants of practical applications of the invention, which itself can be given other applications that fall within the scope of the patent claims.

Figur 1 viser et missil (en granat) i den første variant på sin vei mot et mål, figur 2 viser et lengdesnitt gjennom akterpartiet av samme, før utskytingen, figur 3 viser et tverrsnitt i samsvar med III-III på figur 2, figur 4 viser samme detaljer som på figur 2, men etter utskytingen og hvor finnene er foldet ut, figur 5 viser et missil i alternativ 2 og delvis gjennomskåret for å vise en finneenhet i akterenden, figur 6 viser denne finneenhet i tilbaketrukket stilling, figur 7 viser et tverrsnitt av samme etter snittet ved VII-VII på figur 6, figur 8 viser et utsnitt av akterpartiet av et missil i det tredje alternativ, figur 9 viser et tverrsnitt IX-IX på figur 8, og figur 10 viser samme som figur 8, men etter at finnene er foldet. » Figure 1 shows a missile (a grenade) in the first variant on its way to a target, Figure 2 shows a longitudinal section through the aft part of the same, before launch, Figure 3 shows a cross section in accordance with III-III in Figure 2, Figure 4 shows the same details as in figure 2, but after the launch and where the fins are unfolded, figure 5 shows a missile in option 2 and partially cut through to show a fin unit at the stern, figure 6 shows this fin unit in a retracted position, figure 7 shows a cross-section of the same after the cut at VII-VII in Figure 6, Figure 8 shows a section of the stern part of a missile in the third alternative, Figure 9 shows a cross-section IX-IX in Figure 8, and Figure 10 shows the same as Figure 8, but after the fins are folded. »

Missilet vist på figur 1, i dette tilfelle en granat, har et drivbåndspor 2 beregnet for et drivbånd (som generelt vil kastes av når missilet forlater våpenløpet det skytes ut fra), flere utfoldbare finner som på tegningen er vist helt utfoldet og som er festet til en bakre del av missilet, her kalt halepartiet 4 og som fritt kan rotere i forhold til den øvrige del av dette missil 1 om en akse som sammenfaller med dettes langsgående midtakse (rotasjonsaksen). Et skilleplan 5 er avsatt mellom missilet 1 og halepartiet 4.1 tillegg har missilet to par styrbare nesefinner 6a, 6b og 7a, 7b anordnet langs sin respektive kvadrantakse og beregnet for korreksjon av missilets bane. Nesefinnene styres av styrekommandoer som enten er mottatt fra en integrert målsøker eller fra utskytingsstedet, via satellitt, radar eller på andre måter. Den måte missilet 1 mottar styrekommandoer på har imidlertid ikke noe å gjøre med oppfinnelsen som sådan, og disse detaljer vil derfor utelates her. The missile shown in Figure 1, in this case a grenade, has a propellant band slot 2 intended for a propellant band (which will generally be shed when the missile leaves the weapon barrel from which it is fired), several deployable fins which are shown fully deployed in the drawing and which are attached to a rear part of the missile, here called the tail part 4 and which can freely rotate in relation to the other part of this missile 1 about an axis which coincides with its longitudinal central axis (axis of rotation). A separation plane 5 is deposited between the missile 1 and the tail section 4.1 in addition, the missile has two pairs of steerable nose fins 6a, 6b and 7a, 7b arranged along their respective quadrant axis and intended for correction of the missile's trajectory. The nose fins are controlled by steering commands either received from an integrated target seeker or from the launch site, via satellite, radar or other means. However, the way in which the missile 1 receives control commands has nothing to do with the invention as such, and these details will therefore be omitted here.

Figur 2, 3 og 4 viser i nærmere detalj hvordan halepartiet 4 er konstruert. Henvisningstall 2 for båndsporene med drivbåndene er også med, og 5 for skilleplanet mellom halepartiet 4 og den øvrige del av missilet 1. Det fremgår av tegningene at drivbåndet (ikke vist med eget henvisningstall) for missilet i denne variant er anordnet på halepartiet 4, tilhørende det som tidligere er kalt finneenheten. Dette er gjort fordi det er fordelaktig å ha drivbåndet langt akterut på et missil. Skilleplanet 5 vil bli referert til i forbindelse med figur 5. Finnene 3 er på figur 2 og 3 vist i sin inntrukne stilling (se også 4 og 5) hvor de blir tildekket av et løsbart hus 8. I det tilfellet som er vist på figur 2 og 3 dekker dette hus finnene 3 og dessuten en virveldemper 10 som er anordnet i midten av halepartiet 4 og hvis ladning 11 av langsomtbrennende krutt er vist. Virveldemperen 10 gassutløp 12 går sentralt bakover. Det fremgår av figur 3 at finnene i sin inntrukne stilling er bøyd mot innsiden av huset 8. I dette hus er det også et relativt trangt gassinntak 13 som ved utskytingen av missilet gir ønsket våpenløptrykk, det vil si at avgassene fra drivladningen får fri tilgang til den del av innsiden 40 av virveldemperen 10, som ikke opptas av ladningen 11. Samtidig er inntaket 13 og utløpet fra huset 8 utformet slik at når missilet forlater våpenløpet og trykket rundt dette missil raskt faller til atmosfæretrykk vil gassekspansjonen nå innsiden av huset 8 ved det faktum at inntaket 13 og utløpet er utformet slik at gassen ikke kommer ut raskt nok. Dette fører til at selve huset 8 føres ut og slik at finnene 3 frigis og inntar sin ytre, aktive stilling, ofte benevnt at de foldes ut. Denne stilling er vist på figur 4. Det fremgår videre av tegningene at halepartiet 4 er forbundet med den øvrige del av missilet via et kulelager 14, hvilket betyr at finneenheten fritt kan rotere etter at finnene er utfoldet. Dette har i seg selv ikke noe gjøre med denne oppfinnelse, selv om det gir visse viktige fordeler, som nevnt innledningsvis. Figures 2, 3 and 4 show in more detail how the tail section 4 is constructed. Reference number 2 for the belt tracks with the drive belts is also included, and 5 for the dividing plane between the tail section 4 and the rest of the missile 1. It is clear from the drawings that the drive belt (not shown with a separate reference number) for the missile in this variant is arranged on the tail section 4, belonging to what was previously called the fin unit. This is done because it is advantageous to have the drive belt far aft on a missile. The dividing plane 5 will be referred to in connection with figure 5. The fins 3 are shown in figures 2 and 3 in their retracted position (see also 4 and 5) where they are covered by a detachable housing 8. In the case shown in figure 2 and 3, this housing covers the fins 3 and also a vortex suppressor 10 which is arranged in the middle of the tail section 4 and whose charge 11 of slow-burning gunpowder is shown. The swirl damper 10 gas outlet 12 runs centrally backwards. It can be seen from figure 3 that the fins in their retracted position are bent towards the inside of the housing 8. In this housing there is also a relatively narrow gas inlet 13 which, when the missile is launched, provides the desired gun barrel pressure, that is, the exhaust gases from the propellant charge have free access to the part of the inside 40 of the vortex damper 10, which is not occupied by the charge 11. At the same time, the intake 13 and the outlet from the housing 8 are designed so that when the missile leaves the weapon barrel and the pressure around this missile quickly drops to atmospheric pressure, the gas expansion will reach the inside of the housing 8 at the the fact that the intake 13 and the outlet are designed so that the gas does not come out quickly enough. This causes the housing 8 itself to be moved out and so that the fins 3 are released and assume their outer, active position, often referred to as unfolding. This position is shown in Figure 4. It is also clear from the drawings that the tail section 4 is connected to the rest of the missile via a ball bearing 14, which means that the fin unit can rotate freely after the fins are deployed. This in itself has nothing to do with this invention, although it does provide certain important advantages, as mentioned at the outset.

Missilet som er illustrert på figur 5-7 er således av den andre type beskrevet i mer generelle vendinger tidligere, med en finneenhet som aksialt kan forskyves i missilets lengdeakseretning. Missilets 1 hoveddel er her kalt lb og ha et akterparti som vi her vil kalle en bakre del 29, idet denne del er utrustet med drivbånd i sine respektive drivbåndspor 2. Et hulrom 30 i delen 29 er nytt for denne utførelse. Et spesielt utformet haleparti 31 ligger inne i dette hulrom 30 inntil missilet 1 har forlatt artillerikanonen som det slippes ut fra. Halepartiet har tilbaketrukne finner 32 sliksom vist på figur 7 og 8, i antallet 8. Hver av finnene er ført inn i sitt tilhørende spor 37 i halepartiet og kan svinges ut og tilbake om sin respektive dreietapp 33, slik det er indikert med de buede piler A på figur 7. Den spesielle finesse i denne variant av oppfinnelsen, vist på disse tegninger er at halepartiet 31 her består av en frontdel 34 (innledningsvis også kalt seksjon) og en akterdel 35 (likeledes kalt seksjon), og disse deler kan rotere i forhold til hverandre over et kulelager 36, hvilket betyr at denne finneenhet også kan spinne fritt i sin utfoldingsstilling. The missile illustrated in figure 5-7 is thus of the second type described in more general terms earlier, with a fin unit that can be axially displaced in the direction of the missile's longitudinal axis. The main part of the missile 1 is here called lb and has an aft part which we will here call a rear part 29, as this part is equipped with drive belts in its respective drive belt tracks 2. A cavity 30 in part 29 is new for this design. A specially designed tail part 31 lies inside this cavity 30 until the missile 1 has left the artillery cannon from which it is released. The tail portion has retracted fins 32 as shown in Figures 7 and 8, in number 8. Each of the fins is inserted into its associated slot 37 in the tail portion and can be swung out and back about its respective pivot pin 33, as indicated by the curved arrows A in figure 7. The special finesse in this variant of the invention, shown in these drawings, is that the tail part 31 here consists of a front part 34 (initially also called section) and an aft part 35 (also called section), and these parts can rotate in relative to each other over a ball bearing 36, which means that this fin unit can also spin freely in its unfolded position.

Det spesielle trekk i denne variant av oppfinnelsen er at når missilet har forlatt artillerikanonen forskyves hele halepartiet 31 fra sin fullstendig tilbaketrukne stilling i hulrommet 30, til en stilling hvor bare frontdelen 34 er holdt på plass i utløpet, hvor den blokkeres ved hjelp av en deformasjonsskjøt av en eller annen type, mens hele akterdelen 35 i halepartiet 31 ligger bak det opprinnelige akterplan B av missilet og hvor finnene 32 er i den stilling som er vist på figur 7. Halepartiet hvor finnene er plassert kan således rotere fritt i forhold til missilets hoveddel, ved hjelp av kulelageret 36 som er anordnet konsentrisk i forhold til missilets rotasjonsakse som er sammenfallende med dets langsgående midtakse. For å skyve halepartiet 31 ut til bakre stilling brukes drivgassene som tidligere beskrevet under utskytingen, slik at disse gasser kan strømme via en gassutløpskanal 39 inn i et sentralt kammer 38. Når missilet forlater våpenløpet det skytes ut fra faller trykket bak finneenheten raskt til atmosfæretrykket, mens trykket inne i det sentrale kammer 38 blir høyere. Når mottrykket bak finneenheten på denne måte faller vil gassmengden ved det høyere trykk inne i kammeret 38 utvides. Dette gir den ønskede forskyvning av finneenheten mot sin ytterposisjon vist på figur 5. Det opprinnelige trekk inne i kammeret 38 bør imidlertid aldri tillates å komme opp til samme nivå som våpenløptrykket, siden dette i så fall ville føre til eksessiv raskt finneutfolding med tilhørende risiko for skade for finneenheten. Maksimaltrykket inne i kammeret 38 vil i alt vesentlig være bestemt av hvilken mengde drivgass som lekker inn i det via kanalen 39 når missilet beveger seg fremover i våpenløpet. Maksimaltrykket i kammeret kan således reguleres ved presis dimensjonering av denne kanal 39. The special feature of this variant of the invention is that when the missile has left the artillery gun, the entire tail section 31 is displaced from its completely retracted position in the cavity 30, to a position where only the front part 34 is held in place in the outlet, where it is blocked by means of a deformation joint of one type or another, while the entire aft part 35 in the tail part 31 lies behind the original aft plane B of the missile and where the fins 32 are in the position shown in figure 7. The tail part where the fins are located can thus rotate freely in relation to the main part of the missile , by means of the ball bearing 36 which is arranged concentrically with respect to the missile's axis of rotation which coincides with its longitudinal center axis. To push the tail section 31 out to the rear position, the propellant gases are used as previously described during the launch, so that these gases can flow via a gas outlet channel 39 into a central chamber 38. When the missile leaves the weapon barrel from which it is launched, the pressure behind the fin unit drops quickly to atmospheric pressure, while the pressure inside the central chamber 38 becomes higher. When the back pressure behind the fin unit falls in this way, the amount of gas at the higher pressure inside the chamber 38 will expand. This gives the desired displacement of the fin assembly towards its outer position shown in Figure 5. However, the initial draft inside the chamber 38 should never be allowed to rise to the same level as the gun barrel pressure, since this would then lead to excessively rapid fin deployment with associated risk of damage to the fin unit. The maximum pressure inside the chamber 38 will essentially be determined by the amount of propellant gas that leaks into it via the channel 39 when the missile moves forward in the weapon barrel. The maximum pressure in the chamber can thus be regulated by precise dimensioning of this channel 39.

En særlig fordel med utskyvingsifnneenheten er at dens finner når ytterligere bort fra tyngdepunktsentrum i missilet enn dersom finnene hadde vært sikret direkte i missilets akterende. Dette betyr på sin side at finnene i finneenheten kan gjøres mindre, uten at missilets stabilitet dermed reduseres. A particular advantage of the deployment fin unit is that its fins reach further away from the center of gravity in the missile than if the fins had been secured directly in the missile's stern. This in turn means that the fins in the fin unit can be made smaller, without the missile's stability being thereby reduced.

Figur 8-10 viser akterenden av en granat eller et missil som ellers kan tilsvare den granat eller det missil la som er vist på figur 1. I denne variant har akterpartiet 41 av missilet la en virveldemper 42 som rett foran har et spor i hoveddelen av missilet hvor et plastdrivbånd 43 er lagt inn. Virveldemperen 42 inneholder flere drivkammere 44 med sirkulært tverrsnitt (figur 9) og med langsomtbrennende drivkrutt og et sentralt gassutløp 45. Figur 8 og 10 viser posisjonen etter at missilet (som ikke er vist i sin helhet på tegningene) akkurat har forlatt våpenløpet i artillerikanonen. Flere utfoldbare finner 46-51 er også lagt inn i akterpartiet 41 og er vist i tilbaketrukket stilling på figur 8 og 9 og utfoldet stilling på figur 10. Alle disse finner har en indre primær finnedel 52 som kan trekke inn i missillegemet eller nærmere bestemt inn i virveldemperen 42. og en sekundærfinnedel 53 som kan teleskopføres inn i den primære del 52. Samtlige primære deler 52 styres radialt slik at de kan forskyves i radial retning mellom en støttevegg 54 og en beskyttelsesvegg 55 på hver side (figur 9). Siden de primære deler 52 har en indre lengdekant 56 i fri kontakt med innsiden av kammeret 44 vil disse finnedeler 52 starte sin bevegelse så snart de tillates med dette etter at missilet har forlatt våpenløpet og huset 58 er fjernet, idet dette tvinges ut av det resterende våpenløptrykk via spalter 57 i hoveddelen av missilet ved resttrykket i våpenutskytingsfasen, eventuelt supplert med trykket fra det antente virveldemperkrutt. De sekundære finnedeler 53 er anordnet tilsvarende og kan forskyves inn i de primære deler 52, slik at de også vil være avhengige av gasstrykket i kammeret 44 for utfoldingen. Inntil det øyeblikk når missilet la har forlatt våpenløpet under utskytingen og ved å tillate en mindre margin blir både virveldemperen 42 og de tilbaketrukne finner dekket av et beskyttende hus 58. Figur 8 viser en posisjon hvor dette hus startes utskjøvet fra sin opprinnelige stilling. I den opprinnelige stilling dekker det hele virveldemperen 42. Utskyvingen av huset og utfoldingene av finnene aktiveres på den måte som er beskrevet tidligere ved at den del av drivgasstrykket som tillates under utskytingsfasen å lekke inn til innsiden av huset og virveldemperen 42 gjør dette via en åpning 61. Figures 8-10 show the aft end of a grenade or a missile which may otherwise correspond to the grenade or missile la shown in figure 1. In this variant, the stern part 41 of the missile la has a vortex suppressor 42 which directly in front has a groove in the main part of the missile where a plastic drive belt 43 is inserted. The vortex suppressor 42 contains several propellant chambers 44 with a circular cross-section (Figure 9) and with slow-burning propellant powder and a central gas outlet 45. Figures 8 and 10 show the position after the missile (which is not shown in its entirety in the drawings) has just left the gun barrel in the artillery cannon. Several deployable fins 46-51 are also inserted into the aft section 41 and are shown in a retracted position in figures 8 and 9 and in a deployed position in figure 10. All these fins have an inner primary fin part 52 which can retract into the missile body or more specifically into in the vortex damper 42. and a secondary fin part 53 which can be telescoped into the primary part 52. All primary parts 52 are controlled radially so that they can be displaced in the radial direction between a support wall 54 and a protective wall 55 on each side (figure 9). Since the primary parts 52 have an inner longitudinal edge 56 in free contact with the inside of the chamber 44, these fin parts 52 will start their movement as soon as they are permitted thereby after the missile has left the barrel and the housing 58 has been removed, this being forced out by the remaining weapon barrel pressure via slits 57 in the main part of the missile at the residual pressure in the weapon launch phase, possibly supplemented by the pressure from the ignited vortex suppressor powder. The secondary fin parts 53 are arranged accordingly and can be displaced into the primary parts 52, so that they will also be dependent on the gas pressure in the chamber 44 for unfolding. Until the moment when the missile la has left the weapon barrel during launch and by allowing a smaller margin, both the vortex suppressor 42 and the retracted fins are covered by a protective housing 58. Figure 8 shows a position where this housing is started pushed out from its original position. In the original position, it covers the entire vortex damper 42. The ejection of the housing and the unfolding of the fins are activated in the manner described earlier by the part of the propellant gas pressure that is allowed during the ejection phase to leak into the inside of the housing and the vortex damper 42 does this via an opening 61.

Samtidig med eller umiddelbart etter fjerningen av huset 58 for beskyttelse starter aktiveringen av virveldemperen, og samtidig brukes resttrykket fra utskytingsfasen til å tvinge ut finnedelene. Når de primære finnedeler 52 når sin ytre stilling vil de indre lengdekanter 56 tette gapet i virveldemperveggen som finnene foldes ut gjennom, og samtidig tvinger gasstrykket ut de sekundære finnedeler 53 til en tilsvarende tettende og blokkert ytre posisjon. Simultaneously with or immediately after the removal of the housing 58 for protection, the activation of the vortex damper starts, and at the same time the residual pressure from the launch phase is used to force the fin parts out. When the primary fin parts 52 reach their outer position, the inner longitudinal edges 56 will close the gap in the vortex damper wall through which the fins unfold, and at the same time the gas pressure forces the secondary fin parts 53 to a corresponding sealing and blocked outer position.

Slik det fremgår av figur 9 i hovedsaken omsluttes de primære deler 52 i sin tilbaketrukne stilling på hver side av de allerede nevnte beskyttende vegger 54, 55 som utgjør en del av en temperaturbestandig foring 59 i kammeret 44 til hørende virveldemperen og som i par på to tilstøtende finner deler opp kammeret i flere sektorer eller sprekker som hver opprinnelig inneholder et passende volum av krutt eller drivmiddel. I midten av enheten har man også en sentral kruttgass- og antennelseskanal 60 som er felles for alle drivmiddelsektorene i den utstrekning at disse åpner inn i sistnevnte. Som allerede nevnt kalles innløpet i huset 58, 61. As can be seen from Figure 9 in the main body, the primary parts 52 are enclosed in their retracted position on either side of the already mentioned protective walls 54, 55 which form part of a temperature-resistant lining 59 in the chamber 44 of the vortex damper and which in pairs of two adjacent fins divide the chamber into several sectors or fissures each initially containing an appropriate volume of gunpowder or propellant. In the middle of the unit there is also a central gunpowder gas and ignition channel 60 which is common to all propellant sectors to the extent that these open into the latter. As already mentioned, the entrance to the house is called 58, 61.

Siden samtlige sektorer på denne måte kan gi en begrenset størrelse og god sidestøtte mellom de beskyttende vegger 54, 55 hos de primære finnedeler 52 er det gjort mulig å unngå risikoen for at drivmiddelet i virveldemperen blir skadet under den aktuelle avfyring. Dette betyr at denne ladning beskyttes før den bringes i aktivering, og samtidig gir oppdelingen drivmiddelenhetene stor styrke helt frem til tidspunktet når de skal avfyres. Since all sectors can in this way provide a limited size and good lateral support between the protective walls 54, 55 of the primary fin parts 52, it is possible to avoid the risk of the propellant in the vortex damper being damaged during the firing in question. This means that this charge is protected before it is brought into activation, and at the same time the division gives the propellant units great strength right up until the time when they are to be fired.

Claims

1. Method applicable to missiles fired from launch weapons, for example shells l(a, lb) etc. and which use some of the propellant gases generated in the weapon barrel during the launch phase for an additional active function above and in addition to the function gives the relevant grenade (la, lb) its trajectory speed, where after a grenade (la) has been fired from a gun barrel for this purpose, it is possible to unfold several fins (52, 53) in the aft part of the grenade and which from a retracted position can be brought out with force in a direction transverse to the direction of flight of the grenade in its trajectory, characterized by the fact that the fins (52, 53) are kept retracted during the launch phase by means of a housing (58) which covers the aft part of the grenade, whereby this housing ( 58) is removed with the help of some of the propellant gas that propels the grenade forward, and is fed into the housing (58) during the launch phase, and that the remaining gas pressure from the propellant gases after the housing has been removed is used to force the fins (52, 53) out .

2. Device that can be used in conjunction with the method according to claim 1, where shells (la, lb) are launched from a launch amount in a weapon, using the gun barrel pressure that builds up in the gun barrel during the firing phase to implement an active function above and in in addition to the function which gives the grenade the necessary trajectory speed, characterized by a chamber (12, 38, 60) inside the grenade (la, lb) and which is delimited in at least one direction by a movable object (8, 58, 31, 52, 53) which in its initial position during the launch phase from the weapon barrel is affected from the outside by the propellant gas pressure in the weapon barrel, and an inlet (61) which leads to the chamber from the part of the grenade which in the direction of flight remains behind the grenade's drive belt (43), and through which inlet (61) some of the weapon pressure during the launch phase gains access to the chamber (60).

3. Device according to claim 2, characterized in that the inlet (61) is dimensioned so that the pressure that can build up inside the chamber (60) during the launching phase of the grenade (la), by means of propellant gases that leak into the chamber after the grenade has left the gun barrel and the gun barrel pressure behind the grenade is equalized in relation to the atmospheric pressure, cannot be regulated in the same way until the moving object (52, 53) has been displaced by the same pressure, to its desired final position.