WO2003067176A1 - Aus einem rohr zu verschiessender flugkörper mit überkalibrigem leitwerk - Google Patents

Aus einem rohr zu verschiessender flugkörper mit überkalibrigem leitwerk Download PDF

Info

Publication number
WO2003067176A1
WO2003067176A1 PCT/EP2003/001151 EP0301151W WO03067176A1 WO 2003067176 A1 WO2003067176 A1 WO 2003067176A1 EP 0301151 W EP0301151 W EP 0301151W WO 03067176 A1 WO03067176 A1 WO 03067176A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
pot
missile
tail
wing
securing
Prior art date
Application number
PCT/EP2003/001151
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Klaus Bär
Thomas Leidenberger
Jürgen Bohl
Original Assignee
Diehl Munitionssyteme Gmbh & Co. Kg
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=27618393&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=WO2003067176(A1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Diehl Munitionssyteme Gmbh & Co. Kg filed Critical Diehl Munitionssyteme Gmbh & Co. Kg
Priority to AU2003206845A priority Critical patent/AU2003206845A1/en
Priority to US10/504,116 priority patent/US7004425B2/en
Publication of WO2003067176A1 publication Critical patent/WO2003067176A1/de

Links

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
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/20—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel deployed by combustion gas pressure, or by pneumatic or hydraulic forces
    • 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
    • F42B10/02—Stabilising arrangements
    • F42B10/14—Stabilising arrangements using fins spread or deployed after launch, e.g. after leaving the barrel
    • F42B10/16—Wrap-around fins

Definitions

  • the invention relates to a mortar-like missile to be fired from a pipe, which is equipped according to the preamble of claim 1 with a swing-out into an over-the-bar functional position, which can be a sliding wing or in particular a rudder or stabilizing fins on the rear.
  • DE 35 07 677 AI discloses a missile with a tail unit, in particular in the form of round blades hinged to the rear structure and articulated transversely to the longitudinal axis of the missile, a position of the rudder blades having a caliber being ensured until it is fired from the tube, which position can then be released in a defined manner when fired , For this purpose there are positive
  • Locking means provided with locking pins between each rudder end face and the outer surface of the rear structure. Due to the launch acceleration, each locking pin is shifted towards its holder, whereby the swiveling-out movement of the respective rudder blade is released into its over-calibrated functional position.
  • a missile with an over-caliber tail unit the rudder blades of which are folded into the missile structure for storage, transport and launch and are locked in this position on the front side until they are released for deployment by a safety device depending on the acceleration required for launch, is also known, for example, from DE 37 21 512 Cl known.
  • a safety device depending on the acceleration required for launch
  • DE 37 21 512 Cl known.
  • a ram that engages in all rudder blades at the same time and is axially displaceable in the starting direction is provided, which is only released when the missile launch acceleration is reduced moved to the release position for all rudder blades.
  • Pipe forced to then swivel with their mechanical release as a result of leaving the launch tube about axes parallel to the longitudinal axis of the missile.
  • the invention is based on the object of creating a missile, in particular in the manner of a swirl mortar projectile, which is of simple design, the wings provided on the missile's hedge in the retracted, sub-calibrated movement or storage position by means of simple constructive measures are set reliably and safely and after leaving the tube the wings are reliably released for exhibition in their over-calibrated functional position.
  • This object is achieved by the features of claim 1.
  • Preferred embodiments of the missile according to the invention are characterized in the subclaims.
  • the invention with a safety pot for holding tail surfaces.
  • Missiles equipped in the sub-calibrated position have the advantage that the securing pot reliably and securely fixes the wings provided at the rear of the missile in the folded storage or movement position.
  • the fuse box thus also has an optimal protective function with regard to handling requirements in a magazine.
  • This protective function relates not only to the said tail surfaces, but also to other ballistic and sensory structures of the missile located on the rear side of the propellant gas space in the tube.
  • Another very significant advantage of the missile equipped according to the invention is that the securing pot is reliably moved from its holding position into the release position immediately after the missile emerges from the tube without the use of external energy, in order to thereby release the rudder or similar tail surfaces.
  • This pressure can temporarily be of the order of magnitude up to 100 bar and more.
  • the high-tension propellant gas enters the interior of the securing pot behind the missile tail through the propellant gas inlet in the pot bottom of the securing pot. After leaving the pipe, this high internal pressure in the pot suddenly only faces the atmospheric pressure, so that the safety pot is quickly and reliably adjusted from the holding position to the release position by the internal propellant gas pressure and thereby the wing or similar tail unit for swinging out into its over-calibrated functional position releases.
  • holding pins for the tail wings can protrude outward from the pot casing of the securing pot.
  • the tailplane wings can be formed on their rear, circumferentially oriented edge with axially oriented recesses for the holding pins.
  • the tail wings have projections for the retaining pins projecting from their distal, axially oriented longitudinal edge.
  • the holding pegs can each have a peg radially projecting from the pot casing and, at the distal end of the respective peg, an axially forwardly oriented holding member for the empennage wings.
  • the holding pins are dimensioned such that they are sub-calibrated.
  • the respective recess on the rear edge of the empennage wing can have a longitudinal extent which is slightly larger than the axial one
  • a stop element defining the release position of the securing pot can be provided at the rear of the missile behind the securing pot, said stop element being axially defined at a distance from the rear end face of the missile.
  • a shear pin having a predetermined breaking point can stand radially inward from the respective stabilizer wing and which can be sheared off by means of a shear section of the pot casing of the securing pot.
  • the pot casing of the securing pot can have radially protruding elevations, which form the shear sections, by means of which the shear pins of the empennage wings can be sheared off at their predetermined breaking points.
  • the stop element which determines the release position of the securing pot can be formed by a ring which is fastened to the rear end of a rear sleeve, the inner diameter of the ring being smaller than the inner diameter of the rear sleeve.
  • the rear sleeve can be formed with elongated holes through which the holding pins extend.
  • the rear sleeve can also be formed with axially oriented longitudinal recesses, in each of which a bearing element is provided for an associated tail wing.
  • the tail wings are so-called wrap-around tail wings.
  • the ring can be formed with an external thread and the rear sleeve with an internal thread section adapted to it.
  • the pot casing of the securing pot can be provided such that it can move axially between the cylindrical inner surface of the rear sleeve and a cylindrical surface of the rear between the holding position and the release position.
  • At least one sealing ring can be provided between the cylindrical surface of the rear and the cup shell of the securing pot.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through a section-wise design of the missile or its tail section along the section line I-I in FIG. 2,
  • FIG. 2 shows a section along the section line II-II in FIG. 1 through the rear of the missile
  • Figure 3 shows a section along the angled section line III-III in Figure 2 to illustrate the fuse box with retaining pin, with the corresponding tail wing in the upper half of the drawing
  • FIG. 4 shows a detail in longitudinal section corresponding to the upper half according to FIG. 3,
  • FIG. 5 shows a view of the missile section according to FIG. 4 in FIG
  • Figure 6 is a view similar to Figure 5 of a portion of another
  • FIG. 7 shows a sectional illustration similar to FIG. 4 in section of yet another embodiment of the missile.
  • FIG. 1 shows sections of the tail 10 of a missile 12 to be fired from a tube in longitudinal section.
  • wrap-around tail wings 14 are provided on the tail 10 of the missile 12, which have a sub-caliber movement position (see FIG 3, upper half of the drawing) can be moved into an over-calibrated functional position (see FIGS. 1 and 2 and the lower half of the drawing in FIG. 3).
  • a safety pot 16 is provided, which has a pot bottom 18 and a pot jacket 20. With the help of the safety pot 16, the tail wings 14 are held in their transfer position.
  • a pressure chamber 24 is located between the rear end face 22 of the tail 10 of the missile 12 and the pot bottom 18 of the securing pot 16.
  • the pot bottom 18 has a propellant gas inlet 26 which opens into the pressure chamber 24. When the missile 12 is fired from a pipe, not shown, propellant gas penetrates through the propellant gas inlet 26 into the pressure chamber 24, so that in the
  • Pressure chamber 24 is a correspondingly high pressure of the order of magnitude up to 100 bar and more.
  • the pressure difference between the external ambient pressure and the high propellant gas pressure in the pressure chamber 24 takes effect, as a result of which the securing pot 16 axially backwards from the holding position shown in FIG. 1 and in FIG. 3 in the upper half of the drawing into a release position is adjusted. This is indicated in Figure 3 in the upper half of the drawing by the arrow 28.
  • Each tail wing 14 is formed on its rear, circumferential edge 30 with an axially oriented recess 32 (see FIGS. 3, 4 and 5).
  • Retaining pins 34 protrude outward from the pot casing 20 of the securing pot 16.
  • One of these holding pins 34 is shown in FIG. 3 in the upper half of the drawing.
  • the respective holding pin 34 has a pin 36 projecting radially from the pot casing 20 and at the distal end of the pin 36 a holding member 38 oriented axially forward. In the holding position of the securing pot 16, the holding element 38 oriented towards the front grips the associated tail unit wing 14 and holds it in the sub-calibrated movement position.
  • the securing pot 16 After leaving the pipe and the propellant pressure in the pressure chamber 24 taking effect, the securing pot 16 is moved axially backwards away from the rear end face 22.
  • the retaining pins 34 protruding from the securing pot 16 are correspondingly displaced backwards, so that the retaining members 38 oriented toward the front are not longer hold and hold the tail wings 14, but release the tail wings 14.
  • the tail wings 14 can move due to the swirl into the over-calibrated functional position.
  • Recesses 32 have an axial longitudinal extent 40 (see FIG. 3) which is slightly larger than the longitudinal extent 42 of the forwardly oriented holding member 38 of the associated holding pin 34.
  • the safety pot 16 remains at the tail 10 of the missile.
  • a stop element 44 is provided on the stern 10 of the missile 12 behind the securing pot 16, which determines the release position of the securing pot 16.
  • the stop element 44 is formed by a ring 46 which is formed with an external thread 48.
  • a tail sleeve 50 is attached to the tail 10 of the missile 12 and is formed at its rear end with an internally threaded section 52.
  • the ring 46 is screwed with its external thread 48 into the internal thread section 52 of the rear sleeve 50. In this way, the ring 46 is firmly connected to the rear sleeve 50.
  • the rear sleeve is formed with axially parallel longitudinal cutouts 54 (see FIG. 2), in each of which an associated bearing element 56 is fastened.
  • the respective bearing element 56 extends between a rear collar 58 and a front collar 60 of the rear sleeve 50.
  • the rear collar 58 and the front collar 60 with holes 62 and 64 which are axially aligned with one another and which are for receiving serve a bearing axis 66.
  • the associated tail wing 14 is attached to the respective bearing axis 66.
  • the stop element 44 designed as a ring 46 is axially defined spaced apart from the rear end face 22 of the missile tail 10, ie
  • the axial distance 68 (see FIG. 3) between the stop element 44 and the pot bottom 18 of the securing pot 16 in the holding position is equal to the difference 70 between the axial longitudinal dimension 40 of the recess 32 of the respective tail wing 14 and the axial dimension 72 of the radial from the pot jacket 20 protruding pin 36 of the associated holding pin 34 adapted, ie the axial distance 68 is, for example, slightly smaller than the said difference 70, which is greater than the dimension 72, so that the tail wings 14 are reliably released in the release position of the securing pot 16 become.
  • the ring 46 of the stop element 44 has an inside diameter 74 which is smaller than the inside diameter 76 of the tail sleeve 50 (see FIG. 3).
  • the pot casing 20 of the securing pot 16 is provided so that it can move axially between the cylindrical inner surface 78 of the tail sleeve 50 and a cylindrical surface 80 of the tail 10 of the missile 12.
  • the rear sleeve 50 is formed with elongated holes 82 which are axially oriented
  • Recesses 32 on the rear edge 30 of the tail wings 14 correspond and are congruent with these.
  • FIG. 4 shows a detail of the upper half of the tail 10 of the missile 12, the empennage wing 14 being held in its sub-calibrated movement position by means of the associated holding pin 34, which protrudes radially from the pot casing 20 of the securing pot 16.
  • FIG. 4 The same details are designated in FIG. 4 with the same reference numerals as in FIG. 3, so that it is not necessary to describe all of these details again in detail in connection with FIG. 3, so that it is not necessary to describe all of these details again in detail in connection with FIG. 3,
  • FIG. 5 shows sections of an empennage wing 14 with its rear edge 30 oriented in the circumferential direction, which is formed with an axially oriented recess 32.
  • the rear sleeve 50 is formed with axially oriented elongated holes 82, through which the holding pins 30 extend with their pins 36 which extend radially away from the pot jacket 20 of the securing pot 16 (see FIGS. 4 and 5).
  • FIG. 6 illustrates an embodiment of the missile 12 with wrap-around tail wings 14, of which the lower tail wing 14 in FIG. 6 is illustrated with its bearing axis 66.
  • the respective tail wing 14 has a rear edge 30, a proximal, axially oriented longitudinal edge 84 adjacent to the bearing axis 66 and a distal, axially oriented longitudinal edge 86 distant therefrom.
  • An extension 88 protrudes from the distal longitudinal edge 86 of the respective empennage wing 14 in the circumferential direction. The approach 88 is held in the sub-caliber movement position of the tail wing 14 with the forwardly oriented holding member 38 of the associated holding pin 34 of the securing pot 16.
  • the holding pin 34 also extends through an elongated hole 82 in the tail sleeve 50.
  • the same details are also designated in FIG. 6 with the same reference numerals as in FIGS. 1 to 5, so that it is not necessary to describe all details again in connection with FIG. 6.
  • FIG. 7 shows, in a section-wise longitudinal sectional illustration similar to FIG. 4, an embodiment of the missile 12 with rear-side wrap-around tail wings 14, of which a tail wing 14 is shown in sections in FIG.
  • a shear pin 90 stands radially inward from the respective tail wing 14.
  • the respective shear pin 90 is designed with a predetermined breaking point 92.
  • the pot jacket 20 of the securing pot 16 is formed with radially protruding elevations 94 which form shear sections 96, by means of which the shear pins 90 are sheared off at the predetermined breaking points 92 when the securing pot 16 is moved backwards by the propellant gas pressure in the pressure chamber 24 when the missile 12 leaves the pipe (not shown).
  • the rear sleeve 50 is formed with elongated holes 82, into which the shear sections 96 for the elevations 94 of the securing pot 16 forming the shear pins 90 protrude.
  • FIG. 7 The same details are designated in FIG. 7 with the same reference numerals as in FIGS. 1 to 6, so that it is not necessary to describe all of these details again in detail in connection with FIG. List of reference numbers:

Landscapes

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

Abstract

Es wird ein aus einem Rohr zu verschiessender Flugkörper (12) beschrieben, der an seinem Heck (10) Leitwerkflügel (14) aufweist, die von einer unterkalibrigen Verbringungsstellung in eine überkalibrige Funktionsstellung bewegbar sind. Am Heck (10) ist ein Sicherungstopf (16) vorgesehen, mittels welchem die Leitwerkflügel (14) in ihrer Verbringungsstellung gehalten sind. Zwischen der rückseitigen Heckstimfläche (22) des Flugkörpers (12) und dem Sicherungstopf (16) ist ein Druckraum (24) vorhanden, in den ein Treibgaseinlass (26) einmündet. Der Sicherungstopf (16) ist mit Hilfe des durch den Treibgaseinlass (26) in den Druckraum (24) einströmenden Treibgases bzw. durch den im Druckraum (24) vorhandenen Treibgasdruck beim Austritt des Flugkörpers (12) aus dem Rohr von der die Leitwerkflügel (14) in ihrer Verbringungsstellung haltenden Haltestellung in eine die Leitwerkflügel (14) in ihre Funktionsstellung freigebende Freigabestellung verstellbar, wobei der Sicherungstopf (16) in der Freigabestellung am Heck (10) des Flugkörpers (12) verbleibt.

Description

Aus einem Rohr zu verschießender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk
Die Erfindung betrifft einen mörserähnlich aus einem Rohr zu verschießenden Flugkörper, der gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1 mit einem in eine überkahbrige Funktionsstellung ausschwenkbaren Leitwerk ausgestattet ist, bei dem es sich um Gleitflügel oder insbesondere um heckseitige Steuerruder bzw. Stabilisierungsflossen handeln kann.
Beim Verschießen eines Flugkörpers mit überkalibrigem Leitwerk aus einem Rohr darf der Ausklappvorgang der z.B. am Heck des Flugkörpers angelenkten Flossen erst nach dem Verlassen des Rohres eingeleitet werden. Dafür sind speziell der jeweiligen Konstruktion angepaßte Entriegelungseinrichtungen bekannt. Beispielsweise beschreibt die DE 34 32 614 AI einen Flugkörper mit einem im Ruhezustand eingefalteten, aufblasbaren Körper, der zum Aufklappen von Flügeln des Flugkörpers durch ein hochgespanntes Gas aus einem Druckbehälter beaufschlagt wird, wodurch er sich in Radialrichtung ausdehnt und so eine Kraft auf die eingeklappten Flügel ausübt. Die DE 35 07 677 AI offenbart einen Flugkörper mit Leitwerk insbesondere in Form von an der Heckstruktur quer zur Flugkörper-Längsachse angelenkt verschwenkbar gehalterten Runderblättern, wobei bis zum Abschuß aus dem Rohr eine kaliberhaltige Stellung der Ruderblätter sichergestellt wird, die beim Abschuß dann definiert freigebbar ist. Zu diesem Zwecke sind dort formschlüssige
Arretierungen mittels Sicherungsstiften zwischen jeder Ruderblatt-Stirnfläche und der Mantelfläche der Heckstruktur vorgesehen. Aufgrund der Abschuß- Beschleunigung wird jeder Sicherungsstift seiner Halterung entgegen verlagert, wodurch die Ausschwenk-Bewegung des jeweiligen Ruderblattes in seine uberkalibrige Funktionsstellung freigegeben wird.
Ein Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk, dessen Ruderblätter für die Lagerung, den Transport und den Start in die Flugkörperstruktur eingeklappt und in dieser Stellung stirnseitig arretiert sind, bis sie von einer Sicherungseinrichtung startbeschleunigungsabhängig zum Ausklappen freigegeben werden, ist beispielsweise auch aus der DE 37 21 512 Cl bekannt. Um eine kleinbauende funktionstüchtige Sicherungseinrichtung zu verwirklichen, die alle Ruderblätter gleichzeitig - aber nicht zu früh - für das Aufstellen freigibt, ist ein in alle Ruderblätter gleichzeitig eingreifender, in Startrichtung diesen gegenüber axial verlagerbarer Stempel vorgesehen, der sich erst bei Reduzierung der Flugkörper- Startbeschleunigung gleichzeitig in die Freigabestellung für alle Ruderblätter verlagert.
Alle dieses bekannten Flugkörper weisen infolge ihrer speziell auf das gerade gegebene Leitwerk auszulegenden Sicherungseinrichtungen einen mehr oder weniger aufwendigen Aufbau auf. Zur Vermeidung eines solchen relativ komplizierten Aufbaus ist es auch bekannt, bei Flugkörpern, die aus einem glatten, d .h. keinen Zug aufweisenden Rohr verschossen werden, die am Heck des Flugkörpers vorgesehenen, von einer eingeklappten Lager- bzw. Verbringungsstellung in eine ausgeklappte Funktions- d.h. Flugstellung ausstellbaren Leitwerks flächen in der eingeklappten Stellung einfach radial gegen die glatte Innenmantelfläche des Rohres anliegen zu lassen. Das ist insbesondere dann zweckmäßig, wenn es sich nicht um in oder gegen die Startrichtung ausschwenkbar um Achsen quer zur Längsrichtung des Flugkörpers angelenkte Ruderblätter (sog. Fins) oder Flügel handelt, sondern um sog. Wrap Around Heckleitwerke. Bei diesen liegen schalenförmige Leitflächen in der kalibergleichen Verbringungsstellung an der Mantelfläche der Heckstruktur des Flugkörpers an. Sie sind mit einer gewissen Vorspannung großflächig radial gegen das Innere des
Rohres gezwängt, um dann mit ihrer mechanischen Freigabe infolge Verlassens des Startrohres um Achsen parallel zur Längsachse des Flugkörpers aufzuschwenken.
Soll ein Flugkörper jedoch drallstabilisiert und deshalb aus einem mit Zügen ausgestatteten Rohr verschossen werden, so sind aufgrund der extremen im Rohr auftretenden Beschleunigungskräfte Beschädigungen durch ein Einschneiden der Züge in die daran entlang gleitenden Leitwerksflächen nicht zu vermeiden, was danach im Freiflug die Funktionstüchtigkeit des Flugkörpers z.B. wegen verschlechterter Richtungsstabilität entscheidend beeinflussen kann.
Der Erfindung liegt in Erkenntnis dieser Gegebenheiten die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper, insbesondere nach Art eines Drallmörsergeschosses, zu schaffen, der einfach ausgebildet ist, wobei die am Hecke des Flugkörpers vorgesehenen Flügel in der eingeklappten, unterkalibrigen Verbringungs- bzw. Lagerstellung mittels einfacher konstruktiver Maßnahmen zuverlässig und sicher festgelegt sind und nach dem Verlassen des Rohres die Flügel zuverlässig zum Ausstellen in ihre uberkalibrige Funktionsstellung freigegeben werden. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die Merkmale des Anspruches 1 gelöst. Bevorzugte Aus- bzw. Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Flugkörpers sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet.
Der erfindungsgemäß mit einem Sicherungstopf zum Halten von Leitwerksflächen . in unterkalibriger Stellung ausgestattete Flugkörper weist den Vorteil auf, daß der Sicherungstopf die am Heck des Flugkörpers vorgesehenen Flügel in der eingeklappten Lager- bzw. Verbringungsstellung zuverlässig und sicher festlegt. Der Sicherungstopf weist so auch bezüglich Handhabungserfordernissen in einem Magazin eine optimale Schutzfunktion auf. Diese Schutzfunktion bezieht sich nicht nur auf die besagten Leitwerksflächen, sondern auch auf weitere heckseitig zum Treibladungsgasraum im Rohr hin gelegene ballistische und sensorische Strukturen des Flugkörpers. Ein weiterer ganz erheblicher Vorteil des erfindungsgemäß ausgestatteten Flugkörpers besteht darin, daß der Sicherungstopf ohne Einsatz von Fremdenergie unmittelbar nach dem Austritt des Flugkörpers aus dem Rohr zuverlässig von seiner Haltestellung in die Freigabestellung verstellt wird, um damit das Ausstellen der Ruder oder dergleichen Leitwerksflächen freizugeben. Das wird mittels des Überdruckes der Treibgase erreicht, die zum Abschuß aus dem Rohr darin aus abbrennenden Treibmitteln hinter dem Flugkörper erzeugt werden. Dieser Druck kann vorübergehend größenordungsmäßig bis zu 100 bar und mehr betragen. Durch den Treibgaseinlaß im Topfboden des Sicherungstopfes tritt das hochgespannte Treibgas in das Innere des Sicherungstopfes hinter dem Flugkörperheck ein. Nach dem Verlassen des Rohres steht diesem hohen Topfinnendruck plötzlich nur noch der Atmosphärendruck gegenüber, so daß der Sicherungstopf durch den inneren Treibgas-Überdruck rasch und zuverlässig von der Haltestellung in die Freigabestellung verstellt wird und dadurch die Flügel oder dergleichen Leitwerk zum Ausschwenken in ihre uberkalibrige Funktionsstellung freigibt. Dieses Ausschwenken erfolgt unter der Einwirkung der Zentrifugalkräfte des unter Drall verschossenen Flugkörpers und kann in bekannter Weise durch geeignete Antriebssysteme wie Federelemente, pyrotechnische Kraftelement o.dgl. noch gefördert werden. Der Sicherungstopf verbleibt am Heck des Flugkörpers, d.h. es gibt bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper in vorteilhafter Weise keine wegfliegenden Teile.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper können vom Topfmantel des Sicherungstopfes Haltezapfen für die Leitwerk-Flügel nach außen wegstehen. Die Leitwerk-Flügel können bei einer solchen Ausbildung des Flugkörpers an ihrem rückseitigen, in Umfangsrichtung orientierten Rand mit axial orientierten Aussparungen für die Haltezapfen ausgebildet sein. Eine andere Möglichkeit besteht darin, daß die Leitwerk-Flügel von ihrem distalen, axial orientierten Längsrand wegstehende Ansätze für die Haltezapfen aufweisen. Die Haltezapfen können jeweils einen vom Topfmantel radial wegstehenden Zapfen und am distalen Ende des jeweiligen Zapfens ein axial nach vorne orientiertes Halteorgan für die Leitwerk-Flügel aufweisen. Die Haltezapfen sind dabei derartig dimensioniert, daß sie unterkalibrig sind.
Die jeweilige Aussparung am rückseitigen Rand des Leitwerk-Flügels kann eine Längserstreckung aufweisen, die geringfügig größer ist als die axiale
Längserstreckung des Halteorgans des zugehörigen Haltezapfens, um den jeweiligen Leitwerk-Flügel zuverlässig freizugeben, wenn der Sicherungstopf durch das Treibgas von seiner Haltestellung in seine Freigabestellung verstellt wird. Um den Sicherungstopf am erfindungsgemäßen Flugkörper unverlierbar vorzusehen, kann am Heck des Flugkörpers hinter dem Sicherungstopf ein die Freigabestellung des Sicherungstopfes festlegendes Anschlagelement vorgesehen sein, das von der rückseitigen Heckstirnfläche des Flugkörpers axial definiert beabstandet ist. Bei dem erfindungsgemäßen Flugkörper ist es auch möglich, daß vom jeweiligen Leitwerk-Flügel ein eine Sollbruchstelle aufweisender Scherstift radial nach innen steht, der mittels eines Scherabschnittes des Topfmantels des Sicherungstopfes abscherbar ist. Hierbei kann der Topfmantel des Sicherungstopfes radial wegstehende Erhebungen aufweisen, die die Scherabschnitte bilden, mittels welchen die Scherstifte der Leitwerk-Flügel an ihren Sollbruchstellen abscherbar sind.
Das die Freigabestellung des Sicherungstopfes festlegende Anschlagelement kann von einem Ring gebildet sein, der am rückseitigen Ende einer Heckhülse befestigt ist, wobei der Innendurchmesser des Ringes kleiner ist als der Innendurchmesser der Heckhülse. Die Heckhülse kann mit Langlöchern ausgebildet sein, durch die sich die Haltezapfen erstrecken. Die Heckhülse kann außerdem mit axial orientierten Längsaussparungen ausgebildet sein, in welchen jeweils ein Lagerelement für einen zugehörigen Leitwerk-Flügel vorgesehen ist. Bei den Leitwerk-Flügeln handelt es sich um sogenannte Wrap Around Heckleitwerk- Flügel.
Zur Befestigung des von einem Ring gebildeten Anschlagelementes an der Heckhülse kann der Ring mit einem Außengewinde und die Heckhülse mit einem daran angepaßten Innengewindeabschnitt ausgebildet sein.
Erfindungsgemäß kann der Topfmantel des Sicherungstopfes zwischen der zylindrischen Innenfläche der Heckhülse und einer Zylinderfläche des Hecks zwischen der Haltestellung und der Freigabestellung axial beweglich vorgesehen sein. Zwischen der Zylinderfläche des Hecks und dem Topfmantel des Sicherungstopfes kann wenigstens ein Dichtungsring vorgesehen sein. Der erfindungsgemäß, aus einem Rohr zu verschießende Flugkörper ist somit hinsichtlich der Gewährleistung einer beim Start noch unterkalibrigen Stellung seines Heckleitwerkes sehr einfach aufgebaut, wobei der Sicherungstopf nicht nur eine Schutzfunktion für das noch eingeklappte zu haltende Leitwerk und heckseitige ballistische und sensorische Strukturen besitzt, sondern außerdem auch eine zuverlässige Freigabe des Heckleitwerkes des Flugkörpers gewährleistet. Ein Abwurf des Sicherungstopfes vom Heck des Flugkörpers wird hierbei in vorteilhafter Weise verhindert.
Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Flugkörpers bzw. wesentlicher Einzelheiten desselben.
Es zeigen:
Figur 1 einen Längsschnitt durch eine abschnittweise gezeichnete Ausbildung des Flugkörpers bzw. seines Heckabschnittes entlang der Schnittlinie I-I in Figur 2,
Figur 2 einen Schnitt entlang der Schnittlinie II-II in Figur 1 durch das Heck des Flugkörpers,
Figur 3 einen Schnitt entlang der abgewinkelten Schnittlinie III-III in Figur 2 zur Verdeutlichung des Sicherungstopfes mit Haltezapfen, wobei in der oberen Zeichnungshälfte der entsprechende Leitwerk-Flügel mit
Hilfe des zugehörigen, in der Haltestellung befindlichen Haltezapfens in der unterkalibrigen Verbringungsstellung gezeichnet ist, während in der unteren Zeichnungshälfte der entsprechende Leitwerk-Flügel in seiner freigegebenen überkalibrigen Funktions Stellung gezeichnet ist,
Figur 4 längsgeschnitten eine Detailansicht entsprechend der oberen Hälfte gemäß Figur 3,
Figur 5 eine Ansicht des Flugkörperabschnittes gemäß Figur 4 in
Blickrichtung des Pfeiles V, d.h. in Blickrichtung von oben,
Figur 6 eine der Figur 5 ähnliche Ansicht eines Abschnittes einer anderen
Ausbildung des Flugkörpers, und
Figur 7 eine der Figur 4 ähnliche abschnittweise Schnittdarstellung noch einer anderen Ausbildung des Flugkörpers.
Figur 1 zeigt abschnittweise längs geschnitten das Heck 10 eines aus einem Rohr zu verschießenden Flugkörpers 12. Wie auch aus Figur 2 ersichtlich ist, sind am Heck 10 des Flugkörpers 12 Wrap Around Leitwerk-Flügel 14 vorgesehen, die von einer unterkalibrigen Verbringungsstellung (sh. Figur 3, obere Zeichnungshälfte) in eine uberkalibrige Funktionsstellung (sh. die Figuren lund 2 sowie die untere Zeichnungshälfte der Figur 3) bewegbar sind.
Am Heck 10 ist ein Sicherungstopf 16 vorgesehen, der einen Topfboden 18 und einen Topfmantel 20 aufweist. Mit Hilfe des Sicherungstopfes 16 werden die Leitwerk-Flügel 14 in ihrer Verbringungsstellung gehalten. Zwischen der rückseitigen Heckstirnfläche 22 des Hecks 10 des Flugkörpers 12 und dem Topfboden 18 des Sicherungstopfes 16 befindet sich ein Druckraum 24. Der Topfboden 18 weist einen in den Druckraum 24 einmündenden Treibgaseinlaß 26 auf. Beim Abschuß des Flugkörpers 12 aus einem nicht gezeichneten Rohr dringt Treibgas durch den Treibgaseinlaß 26 in den Druckraum 24 ein, so daß im
Druckraum 24 ein entsprechend hoher Druck von größenordnungsmäßig bis zu 100 bar und mehr gegeben ist. Unmittelbar nach dem Verlassen des Rohres wird die Druckdifferenz zwischen dem äußeren Umgebungsdruck und dem hohen Treibgasdruck im Druckraum 24 wirksam, durch welchen der Sicherungstopf 16 von der in Figur 1 und in Figur 3 in der in der oberen Zeichnungshälfte gezeichneten Haltestellung axial nach rückwärts in eine Freigabestellung verstellt wird. Das ist in Figur 3 in der oberen Zeichnungshälfte durch den Pfeil 28 angedeutet.
Jeder Leitwerk-Flügel 14 ist an seinem rückseitigen, in Umfangsrichtung verlaufenden Rand 30 mit einer axial orientierten Aussparung 32 (sh. die Figuren 3, 4 und 5) ausgebildet. Vom Topfmantel 20 des Sicherungstopfes 16 stehen Haltezapfen 34 nach außen weg. Einer dieser Haltezapfen 34 ist in Figur 3 in der oberen Zeichnungshälfte dargestellt. Der jeweilige Haltezapfen 34 weist einen vom Topfmantel 20 radial wegstehenden Zapfen 36 und am distalen Ende des Zapfens 36 ein axial nach vorne orientiertes Halteorgan 38 auf. In der Haltestellung des Sicherungstopfes 16 greift das nach vorne orientierte Halteorgan 38 den zugehörigen Leitwerk-Flügel 14 und hält diesen in der unterkalibrigen Verbringungsstellung fest. Nach dem Verlassen des Rohres und dem Wirksamwerden des Treibgasdruckes im Druckraum 24 wird der Sicherungstopf 16 von der rückseitigen Heckstirnfläche 22 weg axial nach rückwärts bewegt. Dabei werden die vom Sicherungstopf 16 wegstehenden Haltezapfen 34 entsprechend nach rückwärts verlagert, so daß die nach vorne orientierten Halteorgane 38 nicht länger die Leitwerk-Flügel 14 greifen und festhalten, sondern die Leitwerk-Flügel 14 freigeben. Die Leitwerk-Flügel 14 können sich drallbedingt in die uberkalibrige Funktionsstellung bewegen. Aussparungen 32 weisen eine axiale Längserstreckung 40 (sh. Figur 3) auf, die geringfügig größer ist als die Längserstreckung 42 des nach vorne orientierten Halteorgans 38 des zugehörigen Haltezapfens 34.
In der Freigabesteilung verbleibt der Sicherungstopf 16 am Heck 10 des Flugkörpers. Zu diesem Zwecke ist am Heck 10 des Flugkörpers 12 hinter dem Sicherungstopf 16 ein Anschlagelement 44 vorgesehen, das die Freigabestellung des Sicherungstopfes 16 bestimmt. Das Anschlagelement 44 ist von einem Ring 46 gebildet, der mit einem Außengewinde 48 ausgebildet ist. Am Heck 10 des Flugkörpers 12 ist eine Heckhülse 50 befestigt, die an ihrem rückseitigen Ende mit einem Innengewindeabschnitt 52 ausgebildet ist. Der Ring 46 ist mit seinem Außengewinde 48 in den Innengewindeabschnitt 52 der Heckhülse 50 eingeschraubt. Auf diese Weise ist der Ring 46 mit der Heckhülse 50 fest verbunden.
Die Heckhülse ist mit achsparallelen Längsaussparungen 54 (sh. Figur 2) ausgebildet, in welchen jeweils ein zugehöriges Lagerelement 56 befestigt ist. Das jeweilige Lagerelement 56 erstreckt sich zwischen einem rückseitigen Bund 58 und einem vorderseitigen Bund 60 der Heckhülse 50. Dem jeweiligen Lagerelement 56 zugeordnet sind der rückseitige Bund 58 und der vorderseitige Bund 60 mit Löchern 62 und 64 ausgebildet, die miteinander axial fluchten und die zur Aufnahme einer Lagerachse 66 dienen. An der jeweiligen Lagerachse 66 ist der zugehörige Leitwerk-Flügel 14 angebracht.
Das als Ring 46 ausgebildete Anschlagelement 44 ist von der rückseitigen Heckstirnfläche 22 des Flugkörper-Hecks 10 axial definiert beabstandet, d.h. der axiale Abstand 68 (sh. Figur 3) zwischen dem Anschlagelement 44 und dem Topfboden 18 des in der Haltestellung befindlichen Sicherungstopfes 16 ist an die Differenz 70 zwischen der axialen Längsabmessung 40 der Aussparung 32 des jeweiligen Leitwerk-Flügels 14 und der axialen Abmessung 72 des radial vom Topfmantel 20 wegstehenden Zapfens 36 des zugehörigen Haltezapfens 34 angepaßt, d.h. der axiale Abstand 68 ist beispielsweise geringfügig kleiner als die besagte Differenz 70, die größer ist als die Abmessung 72, so daß die Leitwerk- Flügel 14 in der Freigabestellung des Sicherungstopfes 16 zuverlässig freigegeben werden.
Um den Sicherungstopf 16 in der Freigabestellung zuverlässig unverlierbar am Heck 10 des Flugkörpers 12 festzuhalten, weist der Ring 46 des Anschlagelementes 44 einen Innendurchmesser 74 auf, der kleiner ist als der Innendurchmesser 76 der Heckhülse 50 (sh. Figur 3).
Der Topfmantel 20 des Sicherungstopfes 16 ist zwischen der zylindrischen Innenfläche 78 der Heckhülse 50 und einer Zylinderfläche 80 des Hecks 10 des Flugkörpers 12 axial beweglich vorgesehen.
Die Heckhülse 50 ist mit Langlöchern 82 ausgebildet, die den axial orientierten
Aussparungen 32 am rückseitigen Rand 30 der Leitwerk-Flügel 14 entsprechen und mit diesen deckungsgleich vorgesehen sind.
Gleiche Einzelheiten sind in den Figuren 1, 2 und 3 jeweils mit denselben Bezugsziffern bezeichnet, so daß es sich erübrigt, in Verbindung mit allen Figuren alle Einzelheiten jeweils detailliert zu beschreiben. Figur 4 zeigt ein Detail der oberen Hälfte des Hecks 10 des Flugkörpers 12, wobei der Leitwerk-Flügel 14 mittels des zugehörigen, vom Topfmantel 20 des Sicherungstopfes 16 radial wegstehenden Haltezapfens 34 in seiner unterkalibrigen Verbringungsstellung gehalten wird.
Gleiche Einzelheiten sind in Figur 4 mit den selben Bezugsziffern wie in Figur 3 bezeichnet, so daß es sich erübrigt, in Verbindung mit Figur 4 alle diese Einzelheiten noch einmal detailliert zu beschreiben.
Figur 5 zeigt abschnittweise einen Leitwerk-Flügel 14 mit seinem rückseitigen, in Umfangsrichtung orientierten Rand 30, der mit einer axial orientierten Aussparung 32 ausgebildet ist. Die Heckhülse 50 ist mit axial orientierten Langlöchern 82 ausgebildet, durch die sich die Haltezapfen 30 mit ihren vom Topfmantel 20 des Sicherungstopfes 16 radial wegerstreckenden Zapfen 36 hindurcherstrecken (sh. die Figuren 4 und 5).
Im Vergleich zur Ausbildung gemäß Figur 5 verdeutlicht die Figur 6 eine Ausführungsform des Flugkörpers 12 mit Wrap Around Leitwerk-Flügeln 14, von welchen der in Figur 6 untere Leitwerk-Flügel 14 mit seiner Lagerachse 66 verdeutlicht ist. Der jeweilige Leitwerk-Flügel 14 weist einen rückseitigen Rand 30, einen zur Lagerachse 66 benachbarten proximalen, axial orientierten Längsrand 84 sowie einen davon entfernten distalen, axial orientierten Längsrand 86 auf. Vom distalen Längsrand 86 des jeweiligen Leitwerk-Flügels 14 steht ein Ansatz 88 in Umfangsrichtung weg. Der Ansatz 88 wird in der unterkalibrigen Verbringungsstellung der Leitwerk-Flügel 14 mit dem nach vorne orientierten Halteorgan 38 des zugehörigen Haltezapfens 34 des Sicherungstopfes 16 festgehalten. Der Haltezapfen 34 erstreckt sich auch bei dieser Ausbildung des Flugkörpers 12 durch ein Langloch 82 in der Heckhülse 50 hindurch. Gleiche Einzelheiten sind auch in Figur 6 mit den selben Bezugsziffern wie in den Figuren 1 bis 5 bezeichnet, so daß es sich erübrigt, in Verbindung mit Figur 6 alle Einzelheiten noch einmal detailliert zu beschreiben.
Figur 7 zeigt in einer der Figur 4 ähnlichen abschnittweisen Längsschnittdarstellung eine Ausbildung des Flugkörpers 12 mit heckseitigen Wrap Around Leitwerk- Flügeln 14, von welchen in Figur 7 ein Leitwerk-Flügel 14 abschnittweise dargestellt ist. Vom jeweiligen Leitwerk-Flügel 14 steht ein Scherstift 90 radial nach innen. Der jeweilige Scherstift 90 ist mit einer Sollbruchstelle 92 ausgebildet.
Der Topfrnantel 20 des Sicherungstopfes 16 ist mit radial wegstehenden Erhebungen 94 ausgebildet, die Scherabschnitte 96 bilden, mittels welchen die Scherstifte 90 an den Sollbruchstellen 92 abgeschert werden, wenn der Sicherungstopf 16 durch den Treibgasdruck im Druckraum 24 nach rückwärts verstellt wird, wenn der Flugkörper 12 das (nicht gezeichnete) Rohr verläßt.
Die Heckhülse 50 ist auch bei dieser Ausführungsform mit Langlöchern 82 ausgebildet, in die die Scherabschnitte 96 für die Scherstifte 90 bildenden Erhebungen 94 des Sicherungstopfes 16 hineinstehen.
Gleiche Einzelheiten sind in Figur 7 mit den selben Bezugsziffern wie in Figur 1 bis 6 bezeichnet, so daß es sich erübrigt, in Verbindung mit Figur 7 alle diese Einzelheiten noch einmal detailliert zu beschreiben. Bezugsziffernliste :
10 Heck (von 12)
12 Flugkörper
14 Leitwerk-Flügel (an 10)
16 Sicherungstopf (für 14)
18 Topfboden (von 16)
20 Topfmantel (von 16)
22 rückseitige Heckstirnfläche (von 10)
24 Druckraum (zwischen 22 und 18)
26 Treibgaseinlaß (in 16)
28 Pfeil
30 rückseitiger Rand (von 14)
32 Aussparung (an 30)
34 Haltezapfen (an 20 für 14)
36 Zapfen (von 34) 8 nach vorne orientiertes Halteorgan (an 36) 0 Längserstreckung (von 32) 2 Längserstreckung (von 38) 4 Anschlagelement (an 10 für 16) 6 Ring (von 44) 8 Außengewinde (an 46) 0 Heckhülse (an 10) 2 Innengewindeabschnitt (in 50) 4 Längsaussparung (in 50) 6 Lagerelement (in 54) 8 rückseitiger Bund (von 50) 0 vorderseitiger Bund (von 50) Loch (in 58) Loch (in 60) Lagerachse (zwischen 62 und 64 für 14) axialer Abstand (zwischen 44 und 18) Differenz (von 40 und 72) axiale Abmessung (von 36) Innendurchmesser (von 44) Innendurchmesser (von 50) zylindrische Innenfläche (von 50) Zylinderfläche (von 10 für 20) Langlöcher (in 50) proximaler Längsrand (von 14) distaler Längsrand (von 14) Ansatz (an 86) Scherstift (an 14) Sollbruchstelle (von 90) Erhebung (an 20) Scherabschnitt (für 90)

Claims

A sprüche
1. Aus einem Rohr zu verschießender Flugkörper (12), der an seinem Heck (10) Leitwerk-Flügel (14) aufweist, die von einer unterkalibrigen Verbringungsstellung in eine uberkalibrige Funktionsstellung bewegbar sind, dadurch gekennzeichnet , daß am Heck (10) des Flugkörpers (12) ein einen Topfboden (18) und einen Topfmantel (20) aufweisender Sicherungstopf (16) vorgesehen ist, mittels welchem die Leitwerk-Flügel (14) in ihrer Verbringungsstellung gehalten sind, wobei zwischen der rückseitigen Heckstimfläche (22) des Flugkörpers (12) und dem Topfboden (18) des Sicherungstopfes (16) ein Druckraum (24) vorhanden ist und der Topfboden (18) mindestens einen in den Druckraum (24) einmündenden Treibgaseinlaß (26) aufweist, und der Sicherungstopf (16) von der die Leitwerk-Flügel (14) in ihrer Verbringungsstellung haltenden Haltestellung entlang einer definierten Wegstrecke in eine die Leitwerk-Flügel (14) in ihre Funktionsstellung freigebende Freigabestellung verstellbar ist, wobei der Sicherungstopf (16) in der Freigabestellung am Heck (10) des Flugkörpers (12) verbleibt.
2. Flugkörper nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet , daß vom Topfmantel (20) des Sicherungstopfes (16) Haltezapfen (34) für die
Leitwerk-Flügel (14) nach außen wegstehen.
3. Flugkörper nach Anspruch 2 , dadurch gekennzeichnet , daß die Leitwerk-Flügel (14) an ihrem rückseitigen Rand (30) mit axial orientierten Aussparungen (32) für die Haltezapfen (34) ausgebildet sind.
4. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Leitwerk-Flügel (14) von ihrem distalen, axial orientierten Längsrand
(86) wegstehende Ansätze (88) für die Haltezapfen (34) aufweisen.
5. Flugkörper nach einem der Ansprüche 2 bis 6, dadurch gekennzeichnet , daß die Haltezapfen (34) jeweils einen vom Topfmantel (20) radial wegstehenden Zapfen (36) und am distalen Ende des jeweiligen Zapfens (36) ein axial nach vorne orientiertes Halteorgan (38) für die Leitwerk-Flügel (14) aufweisen.
6. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet , daß die jeweilige Aussparung (32) am rückseitigen Rand (30) des zugehörigen
Leitwerkflügels (14) eine Längserstreckung (40) aufweist, die geringfügig größer ist als die axiale Längserstreckung (42) des Halteorgans (38) des zugehörigen Haltezapfens (34).
Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß der jeweilige Ansatz (88) am distalen, axial orientierten Längsrand (86) des zugehörigen Leitwerk-Flügels (14) eine axiale Abmessung aufweist, die geringfügig kleiner ist als die axiale Längserstreckung (42) des Halteorganes (38) des zugehörigen Haltezapfens (34).
8. Flugkörper nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet , daß vom jeweiligen Leitwerk-Flügel (14) ein eine Sollbruchstelle (92) aufweisender Scherstift (90) radial nach innen steht, der mittels eines Scherabschnittes (96) des Topfmantels (20) des Sicherungstopfes (16) abscherbar ist.
9. Flugkörper nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet , daß der Topfmantel (20) des Sicherungstopfes (16) radial wegstehende, die
Scherabschnitte (96) bildende Erhebungen (94) aufweist.
10. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , daß am Heck (10) hinter dem Sicherungstopf (16) ein die Freigabestellung des
Sicherungstopfes (16) festlegendes Anschlagelement (44) vorgesehen ist, das von der rückseitigen Heckstirnfläche (22) des Flugkörpers (12) axial definiert beabstandet ist.
11. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet , daß das Anschlagelement (44) von einem Ring (46) gebildet ist, der am rückseitigen Ende einer Heckhülse (50) befestigt ist, wobei der Innendurchmesser (74) des Ringes (46) kleiner ist als der Außendurchmesser (76) der Heckhülse (50).
12. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet , daß die Heckhülse (50) mit Langlöchem (82) ausgebildet ist, durch die sich die Haltezapfen (34) erstrecken.
13. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet , daß die Heckhülse (50) mit axial orientierten Längsaussparungen (54) ausgebildet ist, in welchen jeweils ein Lagerelement (56) für einen zugehörigen Leitwerk-Flügel (14) vorgesehen ist.
14. Flugkörper nach Anspruch 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet , daß der Topfmantel (20) des Sicherungstopfes (16) zwischen der Innenfläche (78) der Heckhülse (50) und einer Zylinderfläche (80) des Hecks (10) des
Flugkörpers (12) vorgesehen ist.
PCT/EP2003/001151 2002-02-07 2003-02-06 Aus einem rohr zu verschiessender flugkörper mit überkalibrigem leitwerk WO2003067176A1 (de)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AU2003206845A AU2003206845A1 (en) 2002-02-07 2003-02-06 Flying body for firing from a tube with over-calibre stabilisers
US10/504,116 US7004425B2 (en) 2002-02-07 2003-02-06 Flying body for firing from a tube with over-caliber stabilizers

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE10205043.0 2002-02-07
DE10205043A DE10205043C5 (de) 2002-02-07 2002-02-07 Aus einem Rohr zu verschließender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2003067176A1 true WO2003067176A1 (de) 2003-08-14

Family

ID=27618393

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2003/001151 WO2003067176A1 (de) 2002-02-07 2003-02-06 Aus einem rohr zu verschiessender flugkörper mit überkalibrigem leitwerk

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7004425B2 (de)
AU (1) AU2003206845A1 (de)
DE (1) DE10205043C5 (de)
WO (1) WO2003067176A1 (de)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SE518654C2 (sv) * 2000-07-03 2002-11-05 Bofors Defence Ab Sätt och anordning vid artilleriprojektiler
US8156867B2 (en) * 2006-07-17 2012-04-17 Raytheon Company Methods and apparatus for multiple part missile
US7829830B1 (en) * 2007-10-19 2010-11-09 Woodward Hrt, Inc. Techniques for controlling access through a slot on a projectile
US8058597B2 (en) * 2009-05-06 2011-11-15 Raytheon Company Low cost deployment system and method for airborne object
ES2428365T3 (es) * 2009-11-13 2013-11-07 Bae Systems Plc Dispositivo de guiado
DE102010019384A1 (de) 2010-05-04 2011-11-10 Rheinmetall Waffe Munition Gmbh Geschoss mit einem Flügelleitwerk
US8350201B2 (en) 2010-10-14 2013-01-08 Raytheon Company Systems, apparatus and methods to compensate for roll orientation variations in missile components
US8916810B2 (en) * 2011-03-30 2014-12-23 Raytheon Company Steerable spin-stabilized projectile
IL214191A (en) * 2011-07-19 2017-06-29 Elkayam Ami Ammunition guidance system and method for assembly
GB2494203B (en) * 2011-09-05 2015-04-15 Michael Alculumbre Projectile
KR101364636B1 (ko) * 2011-11-10 2014-02-20 국방과학연구소 네 개의 접이식 곡면날개를 가지고 원통형 발사관에서 발사되는 유도탄
KR101522212B1 (ko) * 2014-12-31 2015-05-21 국방과학연구소 포탄
FR3041744B1 (fr) * 2015-09-29 2018-08-17 Nexter Munitions Projectile d'artillerie ayant une phase pilotee.
US11187506B1 (en) * 2020-07-27 2021-11-30 Raytheon Company Method for fin deployment using gun gas pressure
US11597485B2 (en) * 2020-12-01 2023-03-07 Bae Systems Information And Electronic Retractable control fins for underwater vehicles

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3944168A (en) * 1973-03-14 1976-03-16 Etat Francais Artillery projectile with spreading tail assembly
US4702436A (en) * 1984-12-13 1987-10-27 Affarsverket Ffv Projectile guide mechanism
US20010030260A1 (en) * 2000-03-30 2001-10-18 Torsten Niemeyer Fin-stabilized projectile

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE533456A (de) * 1953-12-21 Brandt Soc Nouv Ets
US3177809A (en) * 1962-07-24 1965-04-13 Budd Co Semi-fixed artillery round
US3196793A (en) * 1963-01-16 1965-07-27 Milenkovic Veljko Folded fin rocket
US4004514A (en) * 1976-01-20 1977-01-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Roll rate stabilized wrap around missile fins
DE3432614A1 (de) * 1984-09-05 1986-03-13 Rheinmetall GmbH, 4000 Düsseldorf Flugkoerper
DE3507677A1 (de) * 1985-03-05 1986-09-11 Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg Flugkoerper mit ueberkalibrigem leitwerk
DE3721512C1 (de) * 1987-06-30 1989-03-30 Diehl Gmbh & Co Flugkoerper mit ueberkalibrigem Leitwerk
FR2644880B1 (fr) * 1989-03-24 1994-03-11 Thomson Brandt Armements Systeme d'ouverture d'un empennage deployant pour projectile
SE508858C2 (sv) * 1997-03-25 1998-11-09 Bofors Ab Fenstabiliserad granat
SE518657C2 (sv) * 2000-07-03 2002-11-05 Bofors Defence Ab Fenstabiliserad styrbar projektil
GB0111171D0 (en) * 2001-05-08 2001-06-27 Special Cartridge Company Ltd Projictile

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3944168A (en) * 1973-03-14 1976-03-16 Etat Francais Artillery projectile with spreading tail assembly
US4702436A (en) * 1984-12-13 1987-10-27 Affarsverket Ffv Projectile guide mechanism
US20010030260A1 (en) * 2000-03-30 2001-10-18 Torsten Niemeyer Fin-stabilized projectile

Also Published As

Publication number Publication date
DE10205043C5 (de) 2010-06-17
US20050145750A1 (en) 2005-07-07
AU2003206845A1 (en) 2003-09-02
US7004425B2 (en) 2006-02-28
DE10205043A1 (de) 2003-08-21
DE10205043B4 (de) 2004-02-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE3721512C1 (de) Flugkoerper mit ueberkalibrigem Leitwerk
DE10205043B4 (de) Aus einem Rohr zu verschließender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk
DE2134945A1 (de) Geschoß mit einem Geschoßmantel
DE3432614A1 (de) Flugkoerper
DE3507677A1 (de) Flugkoerper mit ueberkalibrigem leitwerk
EP1399706A1 (de) Artillerie-projektil mit austauschbarer nutzlast
DE102005035829B4 (de) Rollentkoppeltes Leitwerk für ein Artilleriegeschoss
DE1240443B (de) Vorrichtung zum Einstellen der Reichweite von Raketen
EP3014213B1 (de) Zünder für eine mörsergranate und aus einem zapfenmörser verschiessbare mörsergranate mit einem derartigen zünder
EP3318490B1 (de) Verfahren zum abwerfen eines flugkörpers
DE60019110T2 (de) Auslösevorrichtung
EP2567184B1 (de) Geschoss mit einem flügelleitwerk
WO2020260009A1 (de) Geschoss
DE2406535A1 (de) Verlaengerbare duese fuer ein raketentriebwerk od. dgl
DE10162136B4 (de) Aus einem Rohr zu verschießender Flugkörper mit überkalibrigem Leitwerk
DE102018008106B4 (de) Geschoss mit einer Führungsbandanordnung
DE1506101A1 (de) Vorrichtung zur einwandfreien Entfaltung von Fallschirmen
DE3640485C1 (en) Bomblet (submunition)
EP3693693B1 (de) Zeitverzögertes trägergeschoss für eine rohrwaffe
DE102023104248B3 (de) Terminierungssystem zum Einleiten eines Absturzes eines Luftfahrzeugs
DE102015009823B4 (de) Startsystem für einen Lenkflugkörper sowie Lenkflugkörper für ein derartiges Startsystem
DE102009060658A1 (de) Granate und Granatabschussvorrichtung
EP3093609B1 (de) Startsystem für einen lenkflugkörper sowie lenkflugkörper für ein derartiges startsystem
DE2744790A1 (de) Uebungsflugkoerper, insbesondere uebungsgeschoss
DE4141082C2 (de) Drallstabilisiertes Übungsgeschoß mit verkürzter Reichweite

Legal Events

Date Code Title Description
AK Designated states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AE AG AL AM AT AU AZ BA BB BG BR BY BZ CA CH CN CO CR CU CZ DK DM DZ EC EE ES FI GB GD GE GH GM HR HU ID IL IN IS JP KE KG KP KR KZ LC LK LR LS LT LU LV MA MD MG MK MN MW MX MZ NO NZ OM PH PL PT RO RU SC SD SE SG SK SL TJ TM TN TR TT TZ UA UG US UZ VC VN YU ZA ZM ZW

AL Designated countries for regional patents

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LU MC NL PT SE SI SK TR

DFPE Request for preliminary examination filed prior to expiration of 19th month from priority date (pct application filed before 20040101)
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 10504116

Country of ref document: US

122 Ep: pct application non-entry in european phase
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: JP

WWW Wipo information: withdrawn in national office

Country of ref document: JP