DE1950638C3 - Missile with deployable stabilization surfaces - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit in eingeklappter Stellung verriegelten, zeitverzögert entfaltba- ren Stabilisierungsflächen, deren Riegelorgane mittels eines von der Treibladung des Flugkörpers gezündeten pyrotechnischen Brennsatzes auslösbar sind.The invention relates to a missile with locked in the folded position, unfoldable with a delay. Ren stabilization surfaces, the locking organs of which ignited by means of one of the propellant charge of the missile pyrotechnic fuel charge are triggered.

Aus der amerikanischen Patentschrift 23 65 577 ist ein aus einem Abschußrohr zu verschießendes Geschoß bekannt, daß zwei seitliche Kammern aufweist, in denen je zwölf übereinandergeschichtete Flügelstreifen in mit Klinken versehenen Augenbeschlägen um eine Drehachse gelagert und vor dem Abschuß gegen Verdrehung gesichert sind. Durch die hohlen Drehachsen der beiden Flügel läuft je eine Zündschnur, die am Heck des Geschosses herausführen. Beim Abschuß werden die beiden Zündschnüre gezündet und initiieren am anderen Ende je einen pyrotechnischen Brennsatz, welche je eine auf die Augenbeschläge drückende Kappe hochheben, worauf die einzelnen Flügelstreifen herausschwenken und sich überlappend zwei gegenüberliegende Flügelflächen bilden. Diese Zeitverzögerung zwischen Abschuß des Geschosses und dem Herausschwenken der Flügelstreifen wird durch die Abbrenn- zeit der Zündschnüre bestimmt.From the American patent 23 65 577 a projectile to be fired from a launch tube is known that it has two side chambers, in each of which twelve wing strips are stacked in eye fittings provided with pawls are mounted around an axis of rotation and secured against rotation before being fired. Through the hollow axes of rotation The two wings each have a fuse that leads out at the rear of the projectile. When shooting down the two fuses are ignited and each initiate a pyrotechnic fuel charge at the other end, each of which lift a cap pressing on the eye fittings, whereupon the individual wing strips swivel out and form two opposite wing surfaces overlapping. This time lag between the launch of the projectile and the swinging out of the wing strips time of the fuses.

Bei diesen bekannten, aus Rohren abzuschießenden Geschossen ohne eigenen Antrieb ist also jeder der Flügel zwölfteilig und muß durch einen gesonderten Brennsatz entriegelt werden. Wenn die Entriegelung von einem der beiden Flügel versagt oder auch die Flügelstreifen sich nur teilweise entfalten, kommt das Geschoß aus seiner Flugbahn.With these known projectiles to be shot from tubes without their own drive, everyone is the Twelve-part wings and must be unlocked with a separate burning set. When the unlocking If one of the two wings fails or if the wing strips only partially unfold, the projectile comes out of its trajectory.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper mit zeit verzögernd entfaltbaren Stabilisie- ⁶S rungsflächen einfacher und raumsparender zu gestalten und die Entriegelung der Stabilisierungsflächen funktionssicher zu machen.The invention is based on the object of a missile with time delaying deployable stabilization ⁶ S approximately surfaces easier and to make space-saving and to make the release of the fins reliable.

Bei einem Flugkörper der eingangs genannten Art ,st diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß an sich bekannte, um d.e Düse des Flugkörpers narallel zur Flugkörperachse schwenkbar angeordnete Stabilisierungsflächen von einem sie umfassenden Draht in der verriegelten Stellung gehalten sind, der an seinen Enden Kugeln aufweist, die in ihren Abmessungen entsprechende, von einer Hülse abgedeckte Ausnehmungen einer Stange eingelegt sind, die einerseits in der am heckseitigen Düsenende befindlichen Hülse und andererseits mit einem mit ihr verbundenen druckbeaufschlagten Kolben in einem am Düseneinlauf befindlichen Zylinder geführt ist. wobei der Zylinder über eine öffnung mit einer den pyrotechnischen Brennsatz aufnehmenden Aussparung bzw. über einen Kanal mit der Brennkammer des Flugkörpers verbunden ist und der Kolben mit der Stange von einer Feder in seiner den Draht mit den Kugeln in der verriegelten Stellung an der Hülse haltenden Ruhelage gehalten ist.In a missile of the type mentioned, st This object is achieved according to the invention in that known to d.e nozzle of the missile Stabilizing surfaces which are pivotably arranged parallel to the missile axis and which encompass them Wire are held in the locked position, the has balls at its ends, which are inserted in their dimensions, covered by a sleeve recesses of a rod, which on the one hand is guided in the sleeve located at the rear end of the nozzle and on the other hand with a pressurized piston connected to it in a cylinder located at the nozzle inlet. with the cylinder about an opening with a recess receiving the pyrotechnic fuel charge or via a channel the combustion chamber of the missile is connected and the piston is connected to the rod by a spring in it the wire is held with the balls in the locked position on the sleeve holding rest position.

Durch die erfindungsgemäße Anordnung wird erreicht, daß zur Entriegelung der Stabilisierungsflächen ein einziger Brennsatz ausreicht, der direkt durch die Treibgase des Flugkörpertriebwerkes angezündet wird, mit genau zu definierender Verzögerung abbrennt und einen einzigen Betätigungskolben beaufschlagt, der auf nur eine einzige Riegelstelle einwirkt. Die vier Stabilisierungsflächen sind dabei platzsparend ausgebildet und um die Triebwerksdüse innerhalb der Kontur des Flugkörperrumpfes angeordnet, was einen einfachen, leicht zu fertigenden Aufbau und eine sichere LagerungThe arrangement according to the invention ensures that the stabilizing surfaces are unlocked a single fuel is sufficient, which is ignited directly by the propellant gases of the missile engine, burns down with a precisely defined delay and acts on a single actuating piston that opens only one locking point acts. The four stabilization surfaces are designed to save space and arranged around the engine nozzle within the contour of the missile fuselage, which provides a simple, easy to manufacture structure and safe storage

ermöglicht ■,-,-. enables ■, -, -.

Die Erfindung wird an Hand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Im einzelnen zeigtThe invention is based on one in the drawing illustrated embodiment explained in more detail. In detail shows

F i g. 1 das Heck eines gemäß der Erfindung ausgebildeten Flugkörpers im Schnitt undF i g. 1 shows the tail of a missile designed according to the invention in section and

F i g. 2 eine Draufsicht von hinten auf das Flugkörperl.eck.F i g. Figure 2 is a rear plan view of the missile corner.

Das in F i g. 1 schematisch dargestellte Heck eines Flugkörpers 1 weist eine Düse 2 auf, die mit einer hier nur angedeuteten Brennkammer 3 verbunden ist. Um die Düse 2 herum sind hier als Klappflügel ausgebildete Stabilisierungsflächen 4 so angeordnet, daß diese, wie aus F i g. 2 besser zu erkennen ist, im eingeklappten Zustand die Düse 2 umfassen. Die Stabilisierungsflächen 4 sind jeweils auf Bolzen 5 drehbar gelagert, wobei auf diesen Bolzen jeweils eine Feder 6 angeordnet ist, die ein Aufklappen der Stabilisierungsflächen 4, d. h. ein Drehen der Kippflügel um die Bolzen 5, bis in eine durch einen hier nicht gezeigten Anschlag gegebene Erstellung bewirken. In der eingeklappten Ruhestellung der Klappflügel sind diese durch einen in F i g. 2 gezeigten Drahtring 7 gesichert, wobei der Drahtring 7 in Ausnehmungen 8 der Klappflügel eingreift.The in Fig. 1 schematically illustrated tail of a missile 1 has a nozzle 2, which is here with a only indicated combustion chamber 3 is connected. Around the nozzle 2 are designed here as folding wings Stabilizing surfaces 4 arranged so that they, as shown in FIG. 2 can be seen better, encompass the nozzle 2 in the folded-in state. The stabilization surfaces 4 are each rotatably mounted on bolts 5, a spring 6 being arranged on each of these bolts, which unfolding the stabilizing surfaces 4, d. H. a turning of the tilt wings around the bolts 5, up to one cause given creation by a stop not shown here. In the retracted rest position of the folding wings, these are secured by a device shown in FIG. 2 shown wire ring 7 secured, wherein the wire ring 7 engages in recesses 8 of the folding wings.

Die beiden Enden des Drahtringes 7, die, wie in F i g. 2 zu erkennen ist, jeweils mit Kugeln 9 verbunden sind, werden in einer Verriegelungseinrichtung 10 gehalten. Diese Verriegelungseinrichtung 10 weist eine in der Flugkörperzelle am Heck vorgesehene Aussparung 111 auf, in der ein Brennsatz 12 angeordnet ist. Die Aussparung 11 ist über einen Kanal 13 mit der Brennkammer 3 des Flugkörpers verbunden. An der dieser Brennkammerverbindung abgewandten Seite weist die Aussparung 11 eine öffnung 14 zu einem Zylinder 15 auf. In der öffnung 14 ist dabei eine Lochscheibe 16 vorgesehen, die den Brennsatz 12 gegenüber dem Brennkammerdruck abstützt und sein Durchbrechen in den Zylinder 15 verhindert. In dem Zylinder 15 ist einThe two ends of the wire ring 7, which, as shown in FIG. 2 can be seen, each connected to balls 9 are held in a locking device 10. This locking device 10 has an in of the missile cell at the tail provided recess 111 in which a fuel assembly 12 is arranged. The recess 11 is connected to the combustion chamber 3 of the missile via a channel 13. At this one On the side facing away from the combustion chamber connection, the recess 11 has an opening 14 to a cylinder 15 on. A perforated disk 16 is located in the opening 14 provided, which supports the fuel assembly 12 against the combustion chamber pressure and its breaking through in the cylinder 15 prevents. In the cylinder 15 is a

Kolben 17 geführt, der mit Hilfe einer Schraubenfeder 18 in einer der öffnung 14 benachbarten Ruhestellung gehalten ist Der Kolben 17 ist mit einer Stange 19 verbunden, die in einer Hülse 20 geführt ist. An ihrem dem Kolben 17 abgewandten und in der Ruhestellung von s der Hülse 20 umschlossenen Ende weist die Stange zwei halbkugelige Ausnehmungen bzw. einen umlaufenden Halbrundeinstich 21 auf, in welche die mit den Enden des Drahtes 7 verbundenen Kugeln 9 eingelegt sind. Da die Ausnehmungen 21 in der Ruhestellung von der Hülse 20 abgedeckt sind, können die Kugeln 9 die Ausnehmungen 21 nicht verlassen.Piston 17 guided by means of a helical spring 18 is held in a rest position adjacent to the opening 14. The piston 17 is connected to a rod 19, which is guided in a sleeve 20. At her facing away from the piston 17 and in the rest position of s the end enclosed by the sleeve 20, the rod has two hemispherical recesses or one circumferential Semicircular recess 21 into which the balls 9 connected to the ends of the wire 7 are inserted are. Since the recesses 21 are covered in the rest position by the sleeve 20, the balls 9 can Do not leave recesses 21.

Beim Start des Flugkörpers, bei dem die Stabilisierungsflächen 4 noch die in F i g. 2 gezeigte Ruhestellung einnehmen, wird das Triebwerk gezündet, so daß durch die Verbindung 13 zwischen Brennkammer 3 und Aussparung 11 gleichzeitig der als Verzögerungseinrichtung dienende Brennsatz 12 gezündet wird und anschließend während der sich nach seiner Größe richtenden Verzögerungszeit bis auf seine der Öffnung 14 benachbarte Seite durchbrennt. Hat die Abbrandfront die öffnung 14 bzw. die Lochscheibe 16 erreicht, so gelangt der Brennkammerdruck bzw. der durch den Abbrand des Brennsatzes 12 entstehende Druck in den zylinderförmigen Raum 15 und damit auf den in ihm geführten Kolben 17. Der Druck ist so groß, daß der Kolben 17 gegen die Kraft der Schraubenfeder 18 verschoben wird. Diese Längsverschiebung des Kolbens 17 wird auf die Stange 19 übertragen, die ihrerseits ihr in der Ruhestellung von der Hülse 20 umschlossenes Ende aus der Ί lülse 20 hinausschiebt, so daß die Ausnehmungen 21 nicht länger von der Hülse 20 abgedeckt werden. Die mit dem Draht 7 verbundenen Kugeln 9 verlassen unter Einwirkung der Federn 6 auf die Klappflügel die Ausnehmungen 21, so daß der die Klappflügel in ihrer Ruhelage haltende Drahtring aufgedrückt wird. Die Stabilisierungsflächen 4 entfalten sich nach dem Entfernen des Drahtringes 7 unter der Kraft der ihnen zugeordneten Federn 6 soweit, bis sie in ihrer Endstellung von den Federn gegen hier nicht gezeigte Anschläge gedruckt werden.When launching the missile, at which the stabilization surfaces 4 nor the in F i g. Take 2 rest position shown, the engine is ignited so that through the connection 13 between combustion chamber 3 and recess 11 at the same time as a delay device serving fuel charge 12 is ignited and then during the depending on its size Delay time until it burns through on its side adjacent to the opening 14. Has the burn front reaches the opening 14 or the perforated disk 16, the combustion chamber pressure or the through the Burning of the fuel charge 12 resulting pressure in the cylindrical space 15 and thus on the in it guided piston 17. The pressure is so great that the piston 17 is displaced against the force of the helical spring 18 will. This longitudinal displacement of the piston 17 is transmitted to the rod 19, which in turn you In the rest position, the end enclosed by the sleeve 20 pushes out of the sleeve 20 so that the recesses 21 can no longer be covered by the sleeve 20. The balls 9 connected to the wire 7 leave the recesses 21 under the action of the springs 6 on the folding wings, so that the Folding wing in its rest position holding wire ring is pressed. Unfold the stabilization surfaces 4 after removing the wire ring 7 under the force of the springs 6 assigned to them until they are pressed in their end position by the springs against stops not shown here.

Der als Verzögerungseinrichtung wirkende Brennsatz 12 ist vorzugsweise so dimensioniert, daß die Verriegelungseinrichtung 10 erst nach dem Zurücklegen eines Teils der Flugbahn, jedoch noch vor Beendigung der Beschleunigungsphase des Flugkörpers ausgelöst wird. Auf diese Weise wird erreicht, daß der Flugkörper während einer bestimmten, noch innerhalb der Beschleunigungsphase liegenden Flugzeit seinen instabilen Flugzustand beibehält, bevor er nach dem Entfalten der Stabilisierungsflächen in seinen stabilen Flugzustand übergeht.The fuel charge 12 acting as a delay device is preferably dimensioned so that the locking device 10 only after covering part of the trajectory, but before completion the acceleration phase of the missile is triggered. In this way it is achieved that the missile its unstable during a certain flight time that is still within the acceleration phase Maintains flight condition before it returns to its stable flight condition after the stabilization surfaces have unfolded transforms.

An Stelle des sehr einfach ausgebildeten Brennsatzes 12 als Verzögerungseinrichtung können auch andere Mittel zur Unterbrechung der Verbindung zwischen Brennkammer und Verriegelungseinrichtung vorgesehen werden. So kann z. B. an Stelle des Brennsatzes 12 eine durch die Brennkammertemperatur sich verflüssigende oder verdampfende, in der Ruhestellung die öffnung 14 verschließende Substanz vorgesehen werden.Instead of the very simply designed burning charge 12 as a delay device, other Means are provided for interrupting the connection between the combustion chamber and the locking device will. So z. B. instead of the fuel assembly 12 a liquefying by the combustion chamber temperature or vaporizing substance that closes the opening 14 in the rest position can be provided.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims (1)

Patentanspruch:Claim: Flugkörper mit in eingeklapptcr Stellung verriegelten, zeitverzögert entfaltbaren Stabilisierungsflä- chen, deren Riegelorgane mittels eines von der Treibladung des Flugkörpers gezündeten pyrotechnischen Brennsatzes auslösbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß an sich bekannte, um die Düse (2) des Flugkörpers (1) parallel zur Flugkörperachse schwenkbar angeordnete Stabilisierungsflächen (4) von einem sie umfassenden Draht (7) in der verriegelten Stellung gehalten sind, der an seinen Enden Kugeln (9) aufweist, die in ihren Abmessungen entsprechende, von einer Hülse (20) ab- gedeckte Ausnehmungen (21) einer Stange (19) eingelegt sind, die einerseits in der am heckseitigen Düsenende befindlichen Hülse (20) und andererseits mit einem mit ihr verbundenen druckbeaufschlagten Kolben (17) in einem am Düseneinlauf befindlichen Zylinder (15) geführt ist, wobei der Zylinder (15) über eine öffnung (14) mit einer den pyrotechnischen Brennsatz (12) aufnehmenden Aussparung (U) bzw. über einen Kanal (13) mit der Brennkammer (3) des Flugkörpers verbunden ist und der KoI- ben (17) mit der Stange (19) von einer Feder (18) in seiner den Draht (7) mit den Kugeln (9) in der verriegelten Stellung an der Hülse (20) haltenden Ruhelage gehalten ist.Missile with stabilization surfaces locked in the folded position and deployable with a delay. chen, the locking members of which can be triggered by means of a pyrotechnic fuel charge ignited by the propellant charge of the missile, thereby characterized in that known stabilizing surfaces (4) of a wire encompassing them, which are pivotably arranged around the nozzle (2) of the missile (1) parallel to the missile axis, are arranged (7) are held in the locked position, which has balls (9) at its ends, the dimensions of which are separated from a sleeve (20) covered recesses (21) of a rod (19) are inserted, on the one hand in the on the rear Nozzle end located sleeve (20) and on the other hand with a pressurized one connected to it The piston (17) is guided in a cylinder (15) located at the nozzle inlet, the cylinder (15) via an opening (14) with a recess receiving the pyrotechnic fuel charge (12) (U) or via a channel (13) is connected to the combustion chamber (3) of the missile and the collision ben (17) is held with the rod (19) by a spring (18) in its rest position holding the wire (7) with the balls (9) in the locked position on the sleeve (20). 3030th