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" Perfectionnements relatifs aux projectiles à agent propulseur sup- porté".
La présente invention est relative à la technologie des fusées et, plus particulièrement, à une fusée lancée par canon ou à un projectile assisté par une fusée. Ci-après, on utilisera pour les désigner l'abréviation RAP. Cette expression couvre les projectiles assistés par fusée aussi bien que les fusées lancées par canon, GBR.
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....' 1. '....' . \ ',.. 1 "'.. '''. '" ( :' . : , ;' :"':: :... \ \." '....: canon consiste à associer à l'obus une fusée qui est mise à feu lors- que l'obus a quitté la bouche de l'arme. Une telle combinaison est habituellement dénommée RAP ou GBR. L'impulsion que la fusée fournit augmentera la vitesse du projectile et par conséquent la portée.
Il existe de grands problèmes pour la conception d'un élément moteur pour RAP. Les forces d'accélération élevées subies par le projectile lorsqu'il est lancé provoquent fréquenunent une rupture de divers éléments. Ceci est particulièrement vrai pour l'a- gent de propulsion solide de la fusée, à cause du fait que tous les agents de propulsion solides pour fusée connus ont d'assez mauvaises propriétés mécaniques. Une fissure dans l'agent de propulsion soli- de peut provoquer un défaut de fonctionnement du moteur et également une explosien de l'ensemble du projectile.
Dans les projectiles stabilisés par un tournoiement, l'agent de propulsion solide de la fusée subira une charge élevée due aux forces centrifuges. Pour une configuration cylindrique des grains de l'agent, ceci entraîne des efforts de traction élevés, en particulier au centre du grain. Ceci rend nécessaire l'utilisation de types durs d'agents de propulsion solides pour fusec avec une ré-
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sistance élevée a la traction. Do Leis types d'agents de propulsion solides pour fusée deviendront nécessairement cassants. Par consé- quent, le risque de l'apparition de fissures au cours du lancement augmentera. En outre, ces types d'agent de propulsion solides pour fusée ont en général une faible impulsion spécifique.
La présente invention élimine tous ces désavantages.
D'autres détails et particularités de l'invention ressortiront de la description ci-après, donnée à titre d'exemple non limitatif et en se référant au dessin annexé, qui représente un projectile de calibre 15,55 cm.
Le projectile assisté par f@@ec (RAP) comprend un obus constitué par une enveloppe classique 1 avec un explosif 2 et une
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........;"".>j jJ,;..;. ;=","j..'>,"".#,,i.',t..¯#"?.i.",;;..'";-:;.;., ,.'.- 'pas usée 3..L'obus peat être d'un type approprié quelconques et ne 'fait/ partie de la présente invention . Le moteur à fusée 4 est séparé de l'obus par une cloison 5 qui est recouverte d'un plaque thermique- ment isolante, constituée par exemple par un feuilletage d'asbeste et de résine phénolique 8. L'agent de propulsion solide pour fusée
7 est un cylindre à combustion interne classique présentant un iso- lant sur l'enveloppe 8 du cylindre et aux deux extrémités.
L'isolant sur l'enveloppe du cylindre peut être très mince, par exemple de
0,5 mm. L'agent de propulsion est un peu plus court que la chambre du moteur, de telle sorte qu'un espace 10 soit formé entre cet a- gent et l'extrémité frontale du moteur à fusée.
Dans la perforation de l'agent de propulsion, on a dis- posé un tube de support central il. Ce tube es fixé à l'extrémité arrière 12 du moteur à fusée, avec une jonction progressive avec l'ajutage 13 du moteur à fusée. Lu tube a un diamètre central infé- rieur à celui de l'évidement dans l'agent de propulsion. Par consé- quent, un espace uniforme ou augmentant vers l'avant 14 est formé entre l'agent de propulsion et le tube de support central. Les es- paces 10 et 14 signifient que l'agent de propulsion ne doit pas complètement remplir le volume du moteur.
Le choix de la matière pour le tube de support central
11 qui est utilement de forme conique s'est révélé d'une très grande été importance. De bons résultats ont/obtenus avec des tubes faits d'u- ne matière plastique renforcée par des fibres de verre, mais des tu- bes faits d'un feuilletage d'asbeste avec de la résine phénolique peuvent également être utilisés, ainsi que des tubes faits de diffé - rents métaux. L'allumeur 15 du moteur à fusée avec un dispositif de retard, peut être placé dans le couvercle pour l'ajutage 16 du tube ou, comme représenté dans l'exemple illustré, à l'extrémité frontale du moteur.
Dans les cas où l'agent de propulsion doit être fixé
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de facon plus précise dans le moteur, ceci peut être réalisé uti- lement en collant l'agent de propulsion à la paroi du moteur. Pour réduire les efforts de cisaillement, l'agent de propulsion ne sera collé que sur environ un tiers de celui-ci. La surface collée se trouvera à l'extrémité arrière du moteur.
Le moteur à fusée du projectile travaille de la façon @ suivante :
Lorsque le projectile est lancé, les forces d'accélé- ration repousseront l'agent de propulsion vers l'arrière, de telle sorte que celui-ci sera déforme jusqu'à ce qu'il soit supporté par l'extrémité arrière du moteur, les parois de celui-ci et le tu- be de support central. Si on utilise des agents de propulsion soli- des pour fusée de types qui ont une résistance suffisante à la trac- tion, par exemple des agents de propulsion composés avec comme li- ant du polybutadiène à terminaison carboxy. aucune fissuration ne surviendra au cours de la déformation.
Les efforts de compression d'environ 1.000 bars que l'agent de propulsion subit au cours du lancement, seront absorbés en tant que pression hydrostatique. L'agent de propulsion est sou- mis à une retenue hydrostatique complète. Des matières incompressi- bles, demi font pratiquement partie les agents de propulsion soli- des ,pour fusée du type doux, possèdent une résistance à la trac- tion pratiquement illimitée lorsqu'ils sont soumis à une retenue hydrostatique.
Lorsque le projectile quitte l'arme, l'accélération a- xiale cesse. A/cause du comportement visco-élastique et de la force centrifuge élevée, l'agent de propulsion ne reviendra pas à sa lon- gueruaprimitive mais sera allongé jusqu'à ce qu'il soit supporté par l'extrémité frontale du moteur. Même dans ce cas, l'agent est soumis à une retenue hydrostatique. Après l'allongement, l'espace
14 entre l'agent ..., propulseur et le tube est rétabli et il est mê-
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me devenu plus grand. Ceci permet la Mise à feu de l'agent de propul- sion de la fusée à l'aide de l'allumeur 15, cet agent brûlant radia- lement.
Le fonctionnement du projectile assisté par fusée dé- crit ci-avant a été démontré expérimentalement avec des accélérations de 15.000 g ainsi qu'au cours d'essais de tournoiement à 15.000 tours minute et il a en outre été confirmé par une série d'essais parfaitement couronnés de succès dans un obusier de 15,5cm. La force centrifuge augmente la vitesse de combustion de l'agent de propulsion. Le tournoiement provoque également un écoulement tour- billonnant qui réduit la superficie effective de l'étranglement de l'ajutage. L'effet de ces deux facteurs peut être éliminé par une augmentation de la superficic de l'étranglement de l'ajutage en fonction de la vitesse de tournoiement.
Il doit être entendu que la présente invention n'est en aucune façon limitée aux formes de réalisation ci-avant et que bien des modifications peuvent y être apportées sans sortir du ca- dre du présent brevet.
REVENDICATIONS.
**ATTENTION** fin du champ DESC peut contenir debut de CLMS **.
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"Improvements relating to projectiles with a supported propellant".
The present invention relates to rocket technology and, more particularly, to a rocket launched by a cannon or to a projectile assisted by a rocket. Hereinafter, the abbreviation RAP will be used to designate them. This expression covers rocket-assisted projectiles as well as cannon-launched rockets, GBR.
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. , A.prôcédê¯bien: c6nnu'pôûrrâügmëritèrf: the scope of a.
.... '1.' .... '. \ ', .. 1 "' .. '' '.'" (: '.:,;': "'::: ... \ \."' ....: canon consists in associating with the shell a rocket that is fired when the shell leaves the muzzle of the weapon. Such a combination is usually referred to as RAP or GBR. The momentum that the rocket provides will increase the speed of the projectile and therefore the range .
There are big problems in designing a motor element for RAP. The high acceleration forces experienced by the projectile when launched frequently cause various components to rupture. This is particularly true of the solid rocket propellants, because all known solid rocket propellants have rather poor mechanical properties. A crack in the solid propellant can cause the engine to malfunction and also cause the entire projectile to explode.
In projectiles stabilized by spinning, the solid rocket propellant will experience a high load due to centrifugal forces. For a cylindrical configuration of the grains of the agent, this results in high tensile forces, in particular at the center of the grain. This necessitates the use of harsh types of solid rocket propellants with a re-
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high tensile strength. These types of solid rocket propellants will necessarily become brittle. Consequently, the risk of the appearance of cracks during launching will increase. In addition, these types of solid rocket propellants generally have a low specific impulse.
The present invention eliminates all of these disadvantages.
Other details and features of the invention will emerge from the description below, given by way of non-limiting example and with reference to the appended drawing, which shows a 15.55 cm caliber projectile.
The projectile assisted by f @@ ec (RAP) comprises a shell consisting of a conventional shell 1 with an explosive 2 and a
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........; "".> j jJ,; ..;. ; = "," j .. '>, "". # ,, i.', t..¯ # "?. i.", ;; .. '"; -:;.;.,.' The bush may be of any suitable type and does not form part of the present invention The rocket motor 4 is separated from the shell by a bulkhead 5 which is covered with. a thermally insulating plate, consisting for example of a laminating of asbestos and phenolic resin 8. The solid rocket propellant
7 is a conventional internal combustion cylinder having an insulation on the casing 8 of the cylinder and at both ends.
The insulation on the cylinder shell can be very thin, for example
0.5 mm. The propellant is somewhat shorter than the engine chamber, so that a space 10 is formed between this prop and the front end of the rocket engine.
In the perforation of the propellant, a central support tube 11 was arranged. This tube is fixed to the rear end 12 of the rocket motor, with a progressive junction with the nozzle 13 of the rocket motor. The tube has a smaller central diameter than the recess in the propellant. Therefore, a uniform or increasing forward space 14 is formed between the propellant and the central support tube. The spaces 10 and 14 mean that the propellant should not completely fill the engine volume.
The choice of material for the central support tube
11 which is usefully conical in shape has proved to be of great importance. Good results have been obtained with tubes made of glass fiber reinforced plastic, but tubes made of asbestos laminating with phenolic resin can also be used, as well as tubes made of different metals. The igniter 15 of the rocket motor with a delay device, can be placed in the cover for the nozzle 16 of the tube or, as shown in the example illustrated, at the front end of the motor.
In cases where the propellant needs to be attached
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more precisely in the engine, this can be done usefully by sticking the propellant to the wall of the engine. To reduce the shear forces, the propellant will only be stuck on about a third of it. The glued surface will be at the rear end of the motor.
The projectile's rocket motor works as follows:
When the projectile is fired, the accelerating forces will push the propellant rearward, so that the propellant will be deformed until it is supported by the rear end of the motor, the walls thereof and the central support tube. If solid rocket propellants of types which have sufficient tensile strength are used, for example propellants compounded with carboxy terminated polybutadiene as a binder. no cracking will occur during deformation.
The compressive forces of around 1,000 bars that the propellant undergoes during launching will be absorbed as hydrostatic pressure. The propellant is subjected to complete hydrostatic retention. Incompressible materials, half of which are practically part of the solid rocket propellants of the soft type, possess virtually unlimited tensile strength when subjected to hydrostatic restraint.
When the projectile leaves the weapon, the axial acceleration ceases. Due to the viscoelastic behavior and the high centrifugal force, the propellant will not revert to its primitive length but will be extended until it is supported by the front end of the motor. Even then, the agent is subjected to hydrostatic retention. After stretching, the space
14 between the agent ..., propellant and the tube is reestablished and it is even
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me become taller. This allows the rocket propellant to be ignited using the igniter 15, this agent burning radiantly.
The operation of the rocket-assisted projectile described above has been demonstrated experimentally with accelerations of 15,000 g as well as during spin tests at 15,000 rpm and it was further confirmed by a series of tests. perfectly successful in a 15.5cm howitzer. Centrifugal force increases the rate of combustion of the propellant. The swirl also causes a swirling flow which reduces the effective area of the nozzle throat. The effect of these two factors can be eliminated by increasing the area of the nozzle throttle as a function of the spin speed.
It should be understood that the present invention is in no way limited to the above embodiments and that many modifications can be made thereto without departing from the scope of the present patent.
CLAIMS.
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