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Entfaltbares Leitwerk für Geschosse
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein entfaltbares Leitwerk für Geschosse mit Eigenantrieb, welche in einem Geschützrohr abgefeuert werden, und bei welchem sich die Leitflügel unter der Wirkung von zur Längsachse des Leitwerkes parallelen und zwischen einer vorderen Lage, in welcher die Leitflügel eingezogen sind, und einer hinteren Lage, in welcher die Flügel entfaltet sind, unter der Wirkung der Antriebsgase beweglichen Schubkolben durch Schwenkung in radialenlängsebenen des Leitwerkes um vor den Flügeln liegende Schwenkpunkte entfalten.
Es ist bereits vorgeschlagen worden, eine oder mehrere vorgespannte Federn vorzusehen, welche die Entfaltung der Leitflügel des Geschosses bewirken, nachdem dieses das Geschützrohr verlassen hat. Bei die- sen bekannten Einrichtungen wurde auch ein zur Leitwerksachse horizontaler Ring vorgesehen, welcher unter der Wirkung der Federkraft verschoben wird, wodurch die Leitwerksflügel entfaltet werden. Derartige Einrichtungen sind jedoch sehr störungsanfällig, da die Federn leicht brechen, wodurch entweder die Leitflügel gar nicht entfaltet werden oder nur ein Teil der Leitflügel entfaltet wird, während der andere Teil in der eingezogenen Stellung verbleibt.
Es ist weiters bekannt, bei Geschossen ohne Eigenantrieb einen einzigen Kolben vorzusehen, welcher unter der Wirkung der beim Abschuss entstehenden Pulvergase die Leitflügei enifaltet. Eine solche Anordnung ist jedoch beiGeschossen mitEigenantrieb kaum durchführbar.
Die vorliegende Erfindung sucht die oben angeführten Nachteile zu vermeiden und besteht im wesentlichen darin, dass zwischen den Kolben und den Flügeln ein zur Leitwerksachse konzentrischer an sich bekannter Ring vorgesehen ist.
Durch die erfindungsgemässe Ausbildung wird der Vorteil erreicht, dass eine absolutbetriebssichere Einrichtung geschaffen wird, bei welcher die Entfaltung der Leitflügel durch die Anordnung des Ringes gleichzeitig und mit einer Kraft erfolgt, welche durch die Anzahl und die Abmessungen der Kolben bestimmt, d. h. durch Veränderung der Anzahl und/oder der Abmessungen der Kolben veränderbar ist. Durch diese Trennung von Ring und Schubelementen kann auch niemals der Fall der Nichtentfaltung eines oder mehrerer Leitflügel eintreten, wodurch die Flugbahn des Geschosses empfindlich beeinflusst werden wür-
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Weitere Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung.
In der Zeichnung ist der Erfindungsgegenstand an Hand von Ausführungsbeispielen schematisch dargestellt..
Fig. l der Zeichnung ist ein Längsschnitt durch ein, gemäss der vorliegenden Erfindung ausgebildetes Leitwerk, wobei sich die Flügel in eingezogener Lage befinden. Fig. 2 ist eine entsprechende Ansicht von hinten. Fig. 3 ist ein Längsschnitt durch das Leitwerk bei entfalteten Flügeln. Fig. 4 ist ein Querschnitt nach Linie 4 - 4 der Fig. 3. Fig. 5 ist ein teilweiser Längsschnitt durch eine andere Ausführungsform, wobei die Flügel eingezogen dargestellt sind. Fig. 6 ist eine entsprechende Teilansicht von hinten. Fig. 7 ist ein teilweiser Längsschnitt, wobei die Flügel entfaltet sind. Fig. 8 ist ein Teilquerschnitt gemäss Linie 8 - 8 der Fig. 7.
Fig. 9 ist ein Teillängsschnitt einer weiteren Ausführungsform, wobei dieFlügelin eingezogener Stellung dargestellt sind, Fig. 10 ist eine entsprechende Ansicht von hinten, Fig. 11 ist ein teilweiser Längsschnitt bei entfalteten Flügeln und Fig. 12 ist ein Teilquerschnitt nach Linie 12-12 der
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Fig. 11.
In der folgenden Beschreibung beziehen sich die Angaben "hinten" und "vorne" auf die Flugrichtung des Projektils auf seiner Flugbahn, wobei in Fig. 1, 3,5, 7,9 und 11 "vorne" jeweils links ist.
Gemäss der Ausführungs form nach denFig. 1 - 4 ist die erfindungsgemässe Vorrichtung, welche gleich- zeitig die Düse und das Leitwerk bildet, dazu bestimmt, am rückwärtigen Teil eines Geschosskörpers C mit Eigenantrieb, u. zw. insbesondere einer Rakete, befestigt zu werden. welcher bzw. welche in einem
Abschussrohr zum Abschuss gelangt.
Diese Vorrichtung besteht aus einem Träger 1 aus Metall, welcher nach vorne zu mit einem Aussen- gewinde 2 versehen ist, welches zur Verschraubung im hinteren, mit einem Gewinde versehenen Ende des
Geschosskörpers C bestimmt ist. Dieser Träger weist in axialer Richtung entlang der Achse X - X des Ge- schosskörpers C eine abgestufte Öffnung auf, welche in Richtung von vorne nach hinten von einer grossen zylindrischen Gegenbohrung 3, einem glatten Teil 4 mit kleinerem Durchmesser, einem mit Gewinde versehenen Teil 5 mit geringfügig kleinerem Durchmesser und einem glatten hinteren Teil 7 gebil- det wird, wobei der mit Gewinde versehene Teil 5 mit dem glatten Teil 4 einen Vorsprung 6 bil- det.
Im Teil 4 ist ein Ring 8 eingesetzt, welcher den konvergierenden Teil und den Hals einer einzigen axialen Düse bildet, welche in der Zeichnung mit T bezeichnet ist und welche für den Ausstoss der Treib- gase bestimmt ist, welche aus dem in der Zeichnung nicht dargestellten, im Inneren des Geschosskörpers
C angeordneten Treibsatz gebildet werden. Diese Düse T wird durch einen hinteren Düsenkörper 9 ver- vollständigt, welcher in Achsrichtung mit einer durchgehenden kanalförmigen Öffnung 10 versehen ist, welche nach rückwärts divergiert. Dieser Düsenkörper 9 ist in den mit Gewinde versehenen Teil 5 der axialen Öffnung des Trägers 1 eingeschraubt und ist an seinem hinteren Ende mit den üblichen kleinen Flügeln 11 versehen, welche dazu dienen, dem Geschoss eine gewisse Drehbewegung um seine Längsachse X - X zu erteilen.
Der Träger 1 des Leitwerkes weist vorne in der Gegenbohrung 3 einen Ring 12 aus wärmeisolierendem Material auf, welcher dazu dient, den Träger gegen die Hitzeeinwirkung zu schützen und die Pulverladung des in der Zeichnung nicht dargestellten Treibsatzes abzustützen. Zwischen dem Ring 12 und dem Träger 1 sind, wie aus der Zeichnung ersichtlich ist, ein Metallring 13 und eine Ringscheibe 14 vorgesehen.
Im Träger 1, u. zw. an seiner hinteren Kante 16, ist eine kegelstumpfförmige Öffnung 17 mit der Kegelstumpfachse X-X vorgesehen, welche nach vorne konvergiert und in einem zylindrischen Loch 18 fortgesetzt wird, welches insbesondere im Schnitt nach Fig. 4 sichtbar ist.
Im hinteren Teil des Trägers 1 sind weitere radiale und sich längs erstreckende Rinnen 19 vorgesehen, welche untereinander gleiche Winkel x (Fig. 4) einschliessen. In jede dieser Rinnen ist ein Flügel 21 des Leitwerkes eingesetzt. Jeder dieser Flügel ist in einer in Längsrichtung liegendensymmetrieebene Y-X (Fig. 4) um eine Querachse Z - Z schwenkbar, welche im rechten Winkel auf die Längsachse X - X des Geschosses und des Leitwerkes liegt. Die Achse Z-Z wird von einem Bolzen 22 gebildet, welcher in einem im Träger 1 ausgebildeten Blindloch 28 (Fig. 4) eingesetzt ist.
Die Flügel 21 können um ihre Achsen Z - Z zwischen einer in den Fig. 1 und 2 dargestellten eingezogenen bzw. zusammengeklappten Stellung und einer in den Fig. 3 und 4 dargestellten entfalteten Stellung schwenken. Vor dem Abschuss des Geschosses werden diese Flügel in der in den Fig. 1 und 2 dargestellten eingezogenen Stellung gehalten und weisen in dieser Stellung eine Form auf, bei welcher die Innenfläche 23 eines jeden derartigen Flügels der entsprechenden zylindrisch-kegelstumpfförmigen Aussenfläche 24 - 25 des Düsenkörpers 9 parÅallel und eng benachbart ist, während die Aussenflächen 26 dieser Flügel sich auf einer scheinbaren Zylinderfläche mit der Achse X - X befinden, welche mit der Aussenfläche des Geschosskörpers C zusammenfällt oden knapp innerhalb dieser Aussenfläche liegt.
In dieser eingezogenen Stellung werden die Flügel durch einen Aussenring 27 (Fig. l) gehalten, welcher bei Einführen des Geschosses in das Geschossrohr abgenommen wird.
Die oben beschriebene Anordnung wird durch eine Schubvorrichtung vervollständigt, welche die Entfaltung der Flügel aus der in den Fig. 1 und 2 dargestellten Lage in die in den Fig. 3 und 4 dargestellte Lage bewirkt, sobald die Flügel vom Ring 27 befreit sind und sich aus dem Geschossrohr gelöst haben.
Diese Schubeinrichtung besteht aus den folgenden Teilen :
Einerseits aus einem aus einem einzigen Stück bestehenden Ring 29, welcher verschiebbar in dem Ringraum zwischen der Zylinderfläche 24 des Düsenkörpers 9 und der zylindrischen Bohrung 18 des Trä-
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erstreckende Abstützung 46 auf, welche, nach vorne gedreht, den rückwärtigen Teil einer Rille bildet, welche zur Aufnahme eines Ringes 47 dient, wobei der vordere Teil dieser Rille von der hinteren Fläche 48 des dritten Teiles 44 gebildet ist.
Dieser Teil 44 ist ebenfalls mit Ausnehmungen 19b versehen, welche in der gleichen Weise wie die Ausnehmungen 19a des Teiles 43 angeordnet sind und welche die freie Schwenkbewegung der Flügel 21a um den Ring 47 ermöglichen, welcher in diesem Falle die Schwenkachse für jeden einzelnen Flügel darstellt.
Die Flügel 21a wirken mit einer Schubvorrichtung zusammen, welche wie in der ersten Ausfüh- rungsform, einen aus einem Stück bestehenden Ring 29a und in Zylindern 31 bewegliche Kolben 30 aufweist, wobei die Zylinder 31 im Teil 42 vorgesehen sind und wobei jeder dieser Zylinder mit dem Inneren des Düsenkörpers C über eine radiale Nut 49 in Verbindung steht.
Bei dieser Ausführungsform ist die vordere Endfläche eines jeden Flügels 21a von zwei im rechten Winkel aufeinanderstehenden Teilen 50 und 51 gebildet, während der Ring 29a zwei kegelstumpfförmige Schrägkanten, u. zw. eine hintere Schrägkante 52 und eine vordere Schrägkante 53 aufweist, welch letztere von der Hinterseite des Aussenflansches gebildet ist.
In der Ruhestellung (Fig. 5) stützt sich der Ring 29a mit seiner Schrägung 52 auf der Schrägfläche 50 eines jeden Flügels 21a ab und wenn dieser Ring 29a durch die Kolben 30 nach rückwärts verschoben wird, bewirkt die Schrägung 52 eine Entfaltung der Flügel durch Schwenkung in die in Fig. 7 dargestellte Lage, in welcher eine gegenseitige Verriegelung des Ringes 29a und der Flügel 21a durch die Abstützung des Flächenteiles 50 eines jeden Flügels auf der zylindrischen Aussenfläche des Ringes 29a einerseits und durch die Berührung zwischen der Schrägung 53 des Ringes und der Fläche 51 des Flügels anderseits gewährlei- stet.
Bei der in den Fig. 9-12 dargestellten Ausführungsform weist die zur Befestigung im hinteren Teil
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eingeschraubt ist. In diesem Träger ist eine axiale Düse T2, welchen einen konvergierenden Teil 8 und einen divergierenden Teil 9 aufweist, befestigt.
Vor dieser Düse und dem Träger lc sind Schutzscheiben 13 und 14 angeordnet.
Im hinteren äusseren Teil des Trägers 1c sind radiale Längsausnehmungen 19c vorgesehen. In jeder dieser Ausnehmungen ist ein Leitwerksflügel 21c angeordnet. Jeder der Flügel kann um eine Querachse 22c schwenken, welche in den Flügel eingeschrumpft und in einer Rille 60 angeordnet ist, die amBoden einer äusseren Aussparung 61 des Trägers ausgebildet ist.
Um das Einbringen der Achsen zu erleichtern, sind ihre Enden 62 (Fig. 12) kegelstumpfförmig ausgebildet und auf den Durchmesser der torischen Oberfläche der Rille 60 abgestimmt.
Die Flügel werden vor dem Einschrauben der Düse T montiert. Nach der Montage der Düse können die Achsen der Flügel nicht mehr aus der Rille 60 heraustreten.
Die Anordnung wird durch die Schubkolben 30 vervollständigt, welche unter dem Druck eines Teiles des von der Treibladung entwickelten, durch den Ringspalt 49 dringenden Gases eine Verschiebung des Ringes 29c nach rückwärts bewirken, wodurch die Leitwerksflügel 21c um die Achsen 22c nach aussen verschwenkt und somit entfaltet werden.
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Unfoldable tail unit for projectiles
The present invention relates to a deployable tail unit for self-propelled projectiles, which are fired in a gun barrel, and in which the guide vanes under the action of the longitudinal axis of the tail unit parallel and between a forward position in which the guide vanes are retracted, and a rear position, in which the wings are unfolded, unfold movable thrust piston under the action of the drive gases by pivoting in the radial longitudinal planes of the tail unit about pivot points in front of the wings.
It has already been proposed to provide one or more preloaded springs which cause the vanes of the projectile to deploy after it has left the gun barrel. In these known devices, a ring was also provided which is horizontal to the tail unit axis and which is displaced under the action of the spring force, as a result of which the tail unit wings are unfolded. Such devices are, however, very prone to failure since the springs break easily, whereby either the guide vanes are not deployed at all or only part of the guide vanes is deployed while the other part remains in the retracted position.
It is also known to provide a single piston for projectiles without self-propulsion, which plunger unfolds the guiding flights under the action of the powder gases produced during firing. However, such an arrangement is hardly feasible for self-propelled projectiles.
The present invention seeks to avoid the above-mentioned disadvantages and essentially consists in providing a ring, which is concentric to the tail unit axis, and is known per se between the pistons and the wings.
The inventive design has the advantage that an absolutely reliable device is created in which the deployment of the guide vanes by the arrangement of the ring takes place simultaneously and with a force that is determined by the number and dimensions of the pistons, i.e. H. can be changed by changing the number and / or the dimensions of the pistons. Due to this separation of ring and thrust elements, the failure of one or more guide vanes can never occur, which would have a sensitive impact on the trajectory of the projectile.
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Further advantages of the invention emerge from the following description.
In the drawing, the subject matter of the invention is shown schematically on the basis of exemplary embodiments.
1 of the drawing is a longitudinal section through a tail unit designed according to the present invention, the wings being in the retracted position. Fig. 2 is a corresponding rear view. Fig. 3 is a longitudinal section through the tail unit with the wings unfolded. Fig. 4 is a cross-section along line 4-4 of Fig. 3. Fig. 5 is a partial longitudinal section through another embodiment with the wings shown retracted. Fig. 6 is a corresponding partial view from the rear. Fig. 7 is a partial longitudinal section with the wings unfolded. FIG. 8 is a partial cross-section along line 8-8 of FIG. 7.
Fig. 9 is a partial longitudinal section of a further embodiment with the wings shown in the retracted position, Fig. 10 is a corresponding rear view, Fig. 11 is a partial longitudinal section with the wings unfolded, and Fig. 12 is a partial cross-section along line 12-12 of FIG
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Fig. 11.
In the following description, the terms "rear" and "front" relate to the direction of flight of the projectile on its trajectory, with "front" being on the left in FIGS. 1, 3, 5, 7, 9 and 11.
According to the embodiment according to 1-4, the device according to the invention, which at the same time forms the nozzle and the tail unit, is intended to be self-propelled on the rear part of a projectile body C, and the like. between a rocket in particular to be attached. which or which in a
Launch tube reached the launch.
This device consists of a carrier 1 made of metal, which is provided with an external thread 2 towards the front, which is screwed into the rear end of the
Projectile body C is determined. This carrier has a stepped opening in the axial direction along the axis X-X of the projectile body C, which in the direction from the front to the rear is formed by a large cylindrical counterbore 3, a smooth part 4 with a smaller diameter, a part 5 provided with a thread is formed with a slightly smaller diameter and a smooth rear part 7, the threaded part 5 forming a projection 6 with the smooth part 4.
In part 4, a ring 8 is inserted, which forms the converging part and the neck of a single axial nozzle, which is denoted by T in the drawing and which is intended for the discharge of propellant gases, which are not shown in the drawing , inside the projectile body
C arranged propellant are formed. This nozzle T is completed by a rear nozzle body 9, which is provided in the axial direction with a continuous channel-shaped opening 10 which diverges backwards. This nozzle body 9 is screwed into the threaded part 5 of the axial opening of the carrier 1 and is provided at its rear end with the usual small wings 11, which serve to give the projectile a certain rotational movement about its longitudinal axis X - X.
The carrier 1 of the tail unit has a ring 12 made of heat-insulating material in the counterbore 3 at the front, which serves to protect the carrier against the effects of heat and to support the powder charge of the propellant charge not shown in the drawing. As can be seen from the drawing, a metal ring 13 and an annular disk 14 are provided between the ring 12 and the carrier 1.
In the carrier 1, u. Between its rear edge 16, a frustoconical opening 17 with the truncated cone axis X-X is provided, which converges towards the front and is continued in a cylindrical hole 18, which is particularly visible in the section according to FIG.
In the rear part of the carrier 1, further radial and longitudinally extending grooves 19 are provided which enclose the same angle x (FIG. 4) with one another. A wing 21 of the tail unit is inserted into each of these grooves. Each of these wings can be pivoted about a transverse axis Z - Z in a longitudinal plane of symmetry Y-X (FIG. 4) which is at right angles to the longitudinal axis X - X of the projectile and the tail unit. The axis Z-Z is formed by a bolt 22 which is inserted into a blind hole 28 formed in the carrier 1 (FIG. 4).
The wings 21 can pivot about their axes Z - Z between a retracted or folded position shown in FIGS. 1 and 2 and an unfolded position shown in FIGS. 3 and 4. Before the projectile is fired, these wings are held in the retracted position shown in FIGS. 1 and 2 and in this position have a shape in which the inner surface 23 of each such wing corresponds to the corresponding cylindrical-frustoconical outer surface 24-25 of the nozzle body 9 is parallel and closely adjacent, while the outer surfaces 26 of these wings are located on an apparent cylindrical surface with the axis X-X, which coincides with the outer surface of the projectile body C or lies just inside this outer surface.
In this retracted position, the wings are held by an outer ring 27 (Fig. 1) which is removed when the projectile is inserted into the projectile barrel.
The arrangement described above is completed by a thrust device which causes the wings to unfold from the position shown in FIGS. 1 and 2 into the position shown in FIGS. 3 and 4 as soon as the wings are freed from the ring 27 and from have loosened the projectile tube.
This thrust device consists of the following parts:
On the one hand, a ring 29 consisting of a single piece, which is slidable in the annular space between the cylindrical surface 24 of the nozzle body 9 and the cylindrical bore 18 of the carrier
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extending support 46, which, rotated forwards, forms the rear part of a groove which serves to receive a ring 47, the front part of this groove being formed by the rear surface 48 of the third part 44.
This part 44 is also provided with recesses 19b which are arranged in the same way as the recesses 19a of the part 43 and which allow the free pivoting movement of the wings 21a around the ring 47, which in this case represents the pivot axis for each individual wing.
The wings 21a cooperate with a thrust device which, as in the first embodiment, has a one-piece ring 29a and pistons 30 movable in cylinders 31, the cylinders 31 being provided in part 42 and each of these cylinders with the Inside the nozzle body C via a radial groove 49 is in communication.
In this embodiment, the front end face of each wing 21a is formed by two parts 50 and 51 standing one on top of the other at right angles, while the ring 29a has two frustoconical inclined edges, u. between a rear inclined edge 52 and a front inclined edge 53, the latter being formed by the rear side of the outer flange.
In the rest position (FIG. 5), the bevel 52 of the ring 29a is supported on the inclined surface 50 of each wing 21a and when this ring 29a is moved backwards by the piston 30, the bevel 52 causes the wing to unfold by pivoting into the position shown in Fig. 7, in which a mutual locking of the ring 29a and the wings 21a by the support of the surface part 50 of each wing on the cylindrical outer surface of the ring 29a on the one hand and by the contact between the bevel 53 of the ring and the On the other hand, surface 51 of the wing is guaranteed.
In the embodiment shown in FIGS. 9-12, for fastening in the rear part
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is screwed in. In this carrier, an axial nozzle T2, which has a converging part 8 and a diverging part 9, is attached.
Protective disks 13 and 14 are arranged in front of this nozzle and the carrier 1c.
Radial longitudinal recesses 19c are provided in the rear outer part of the carrier 1c. A tail unit wing 21c is arranged in each of these recesses. Each of the wings can pivot about a transverse axis 22c which is shrunk into the wing and located in a groove 60 formed in the bottom of an outer recess 61 of the carrier.
In order to facilitate the introduction of the axes, their ends 62 (FIG. 12) are frustoconical and matched to the diameter of the toroidal surface of the groove 60.
The blades are installed before the nozzle T is screwed in. After the nozzle has been installed, the axes of the blades can no longer emerge from the groove 60.
The arrangement is completed by the thrust piston 30, which, under the pressure of part of the gas developed by the propellant charge and penetrating through the annular gap 49, causes the ring 29c to be displaced backwards, whereby the tailplane wings 21c pivot outwards about the axes 22c and thus unfold will.