EP0077954A2 - Missile - Google Patents

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EP0077954A2
EP0077954A2 EP82109324A EP82109324A EP0077954A2 EP 0077954 A2 EP0077954 A2 EP 0077954A2 EP 82109324 A EP82109324 A EP 82109324A EP 82109324 A EP82109324 A EP 82109324A EP 0077954 A2 EP0077954 A2 EP 0077954A2
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EP
European Patent Office
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missile
segments
rod
longitudinal axis
missile according
Prior art date
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EP82109324A
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German (de)
French (fr)
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EP0077954B1 (en
EP0077954A3 (en
Inventor
Dieter Dipl.-Ing. Böder
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Rheinmetall Industrie AG
Original Assignee
Rheinmetall GmbH
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • F42B12/60—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles the submissiles being ejected radially

Definitions

  • the invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads to be ejected at a predeterminable point of the trajectory, with a tubular shell enclosing the payload space and means for ejecting the payload.
  • a missile in which the payloads are ejected in the axial direction of the missile, in particular in the direction of flight, is known from DE-OS 25 58 060. It is also known to eject payloads in the axial direction of the missile from the rear.
  • the invention has for its object to provide a missile with which the distribution of payloads over relatively wide terrain strips along the trajectory of the missile is possible and which is characterized by a particularly robust acceleration-resistant mechanical design.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a missile for transporting a plurality of payloads ejected at a predeterminable point of the flight path.
  • the tail unit 2 arranged at the rear of the missile there is an essentially hollow-cylindrical part of the missile 10, which is delimited on the outside by a tubular casing 12.
  • This envelope 12 encloses a payload space 4, in which payloads 11 are arranged separately, if necessary, by floors 24 extending transversely to the longitudinal axis of the missile 10.
  • these payloads 11 In order to be able to cover the widest possible terrain strip along the trajectory of the missile with payloads 11 to be ejected, these payloads 11 must be ejected in the radial direction, that is, perpendicular to the direction of travel of the missile 10. For this purpose, it is necessary that at a predeterminable point in time, namely when the missile 10 has reached a specific point on its trajectory, the tubular envelope surrounding the payload space 4 is removed in order to enable the payloads to be ejected in the radial direction.
  • the invention is particularly concerned with the configuration of the tubular shell 12 of the missile, which has to withstand considerable acceleration values both in the longitudinal axis direction of the missile 10 and in the circumferential direction when the missile 10 is launched and moved.
  • the cover 12 must nevertheless be easily ejectable in order to enable the unimpeded ejection of the payloads 11.
  • FIG. 2 shows a partial sectional illustration in the longitudinal axis direction of the missile 10 in the region of the payload space of the missile 10.
  • FIG. 3 shows a view of a cross-sectional plane of the missile 10 as viewed from line 3 - 3 according to FIG. Fig. 2.
  • FIG. 4 shows a detailed illustration from FIG. 3 on a substantially enlarged scale
  • the tubular sleeve 12 consists of a plurality of segments 13, 13 'which are detachably connected to one another and which abut one another with their side edges 16, 16' in such a way that they essentially form a cylindrical surface.
  • each side edge 16, 16' of each segment 13, 13 ' is adjacent to the inside surface 14 of each segment and projecting hook-shaped extensions 15, 15 'arranged.
  • FIG. 5 shows a partial sectional view in the longitudinal axis direction of the missile 10 in the region of such a rod 18.
  • the rod 18 has eccentric and / or conical or stepped seats 19 in the region of the hook-shaped extensions 15, 15 ', to which the hook-shaped brake sets 15, 15 'can create, whereby they can be clamped against each other when the rod 18 moves relative to the hook-shaped extensions 15, 15'.
  • this bracing is achieved by moving the rod 18 during assembly of the segments 13, 13 'in the longitudinal axis direction of the missile 10.
  • bracing can be achieved the hook-shaped extensions 15, 15 'by rotating the rod 18 about its longitudinal axis and / or simultaneous longitudinal movement of the rod 18 in the longitudinal axis direction of the missile 10.
  • the locking of the segments 13, 13 'achieved with the aid of the rod 18 can be achieved after reaching the end agreed discharge point of the payloads 11 can be easily removed by moving the rod 18 in the opposite direction - as during assembly - and / or rotating.
  • This longitudinal or. Rotary movement of the rod 18 naturally requires a certain force. This can be provided in a particularly simple and reliable manner by means of a pyrotechnic charge 20 provided with an optionally electrically activatable igniter 21.
  • the rod 18 is expediently designed as a hollow cylinder which is closed on one side and rests with its open end piece 22 on the pyrotechnic charge 20.
  • the gases generated when the pyrotechnic charge 20 is ignited can consequently penetrate through the open end piece 22 of the rod 18 into its interior and exert a force on its end face opposite the open end piece. Since the pryoretic charge 20 also acts on the circular surface of the rod 18 with which it rests on the pyrotechnic charge 20, there is a particularly advantageous compressive-tensile force on the rod 18 which moves it in the longitudinal axis direction of the missile and this leads to an unlocking of the segments 13, 13 '.
  • floors 24 extending transversely to the longitudinal axis of the missile 10 are provided, on the lateral surface 25 of which the segments 13 , 13 'rest with their inner surface.
  • grooves 26 are recessed into the lateral surfaces 25 of the floors, into which a collar 27 arranged on the segments 13, 13' engages.
  • grooves 26 and collar 27 are preferably wedge-shaped in cross section (FIG. 6).
  • the missile At launch, the missile is given a rotational movement about its longitudinal axis, which can also be maintained or reinforced during flight, if necessary, by additionally arranged engines.
  • This rotational movement leads to force components directed transversely to the longitudinal axis, which act on the segments 13, 13 'forming the shell 12 with the aim of torsion.
  • the segments 13, 13' and the bottoms 24 are either hooked in the area of their wedge-shaped connection (FIG. 7) or equipped with interlocking teeth 28 (FIG. 8).
  • FIG. 8 shows a sectional illustration along the line 8-8 according to FIG. Fig. 7.
  • the segments 13, 13 ' are preferably produced from light metals commonly used in aircraft construction or also from plastic, in particular fiber-reinforced plastic.
  • a support structure extending in the longitudinal axis direction of the missile is advantageously provided in the interior of the missile 10, which on the one hand divides the payload space 4 into individual compartments 4 'for receiving a payload 11 each and which on the other hand offers support points or support surfaces 29 to which the segments 13 , 13 'can additionally support with their inner surface 14.
  • the support structure expediently comprises partition walls 30 which are arranged parallel to the longitudinal axis of the missile and which enclose an angle between them and which partition off the rods 18, the hook-shaped extensions 15, 15 'and the joints between the segments 13, 13' in relation to the payloads 11.
  • the segments 13, 13 'simultaneously serve to hold additional or correction engines, which, for example during the flight phase of the missile 10, maintain or reinforce the swirl communicated to it during takeoff. This additional or correction engines are then separated from the missile together with the segments 13, 13 'during unlocking.
  • the unlocking of the segments 13, 13 ' can be carried out simultaneously or with a time delay if necessary.
  • the chronological order can be checked by activating the pyrotechnic charges 20.
  • the ejection of the payloads 11 can either take place simultaneously with the separation of the segments 13, 13 'or take place with a time delay.
  • the latter possibility allows the targeted ejection of a payload 11 in correlation to the rotational movement of the missile 10 with respect to its longitudinal axis. This proves to be particularly expedient in those cases in which a large radial throw range is aimed at when the payloads 11 are ejected.

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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn auszustoßenden Nutzlasten mit einer den Nutzlastraum umschließenden rohrförmigen Hülle und Mitteln zum Ausstoßen der Nutzlast. Die rohrförmige Hülle ist aus einer Mehrzahl lösbar miteinander verbundener Segmente 13, 13' zusammengesetzt, die eine Zylindermantelfläche bilden. Die Einzelnen Segmente 13, 13' weisen hakenförmige Forsätze 15, 15' auf, die einen Stab 18 zangenförmig umgreifen und auf diese Weise miteinander verspannbar sind. Durch Relativbewegung des Stabs 18 in bezug auf die hakenförmigen Fortsätze 15, 15' können vor dem Ausstoßen der Nutzlast die Segmente 13, 13' der Hülle entriegelt und vom Flugkörper abgetrennt werden.The invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads to be ejected at a predeterminable point of the trajectory, with a tubular shell enclosing the payload space and means for ejecting the payload. The tubular casing is composed of a plurality of segments 13, 13 'which are detachably connected to one another and form a cylindrical surface. The individual segments 13, 13 'have hook-shaped extensions 15, 15', which grip around a rod 18 in the manner of pliers and can thus be clamped together. By relative movement of the rod 18 with respect to the hook-shaped extensions 15, 15 ', the segments 13, 13' of the shell can be unlocked and separated from the missile before the payload is ejected.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn auszustoßenden Nutzlasten mit einer den Nutzlastraum umschließenden rohrförmigen Hülle und Mittel zum Ausstoßen der Nutzlast.The invention relates to a missile for transporting a plurality of payloads to be ejected at a predeterminable point of the trajectory, with a tubular shell enclosing the payload space and means for ejecting the payload.

Ein Flugkörper, bei dem die Nutzlasten in Axialrichtung des Flugkörpers, insbesondere in Flugrichtung ausgestoßen werden, ist aus der DE-OS 25 58 060 bekannt. Es ist weiter bekannt, Nutzlasten in Axialrichtung des Flugkörpers heckseitig auszustoßen.A missile in which the payloads are ejected in the axial direction of the missile, in particular in the direction of flight, is known from DE-OS 25 58 060. It is also known to eject payloads in the axial direction of the missile from the rear.

Mit diesem bekannten Ausstoßverfahren ist es in der Regel nicht möglich, die Nutzlasten über einen gewünschten breiten Geländestreifen entlang der Flugbahn des Flugkörpers zu verteilen.With this known ejection method it is generally not possible to distribute the payloads over a desired wide strip of land along the flight path of the missile.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper anzugeben, mit dem die Verteilung von Nutzlasten über relativ breite Geländestreifen entlang der Flugbahn des Flugkörpers möglich ist und der sich durch eine besonders robuste beschleunigungsfeste mechanische Konstruktion auszeichnet.The invention has for its object to provide a missile with which the distribution of payloads over relatively wide terrain strips along the trajectory of the missile is possible and which is characterized by a particularly robust acceleration-resistant mechanical design.

Diese Aufgabe wird durch die in Anspruch 1 angegebene Erfindung gelöst.This object is achieved by the invention specified in claim 1.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen hervor.Advantageous refinements and developments of the invention emerge from the subclaims.

Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezug auf die Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:

  • Fig. 1: eine schematische Darstellung eines Flugkörpers mit einer z. T. geschnittenen, rohrförmigen Hülle, die den Blick auf die Nutzlast freigibt;
  • Fig. 2: eine Schnittdarstellung des Flugkörpers im Bereich des Nutzlastraums;
  • Fig. 3: eine Sicht auf eine Querschnittsfläche des Flugkörpers mit Blickrichtung von Linie 3 - 3 gem. Fig. 2,;
  • Fig. 4: eine vergrößerte Detaildarstellung der Zeichnung gemäß Fig. 3;
  • Fig. 5: eine Schnittdarstellung in Längsachsenrichtung des Flugkörpers entlang Linie 5 - 5 gemäß Fig. 4;
  • Fig. 6: eine vergrößerte Schnittdarstellung der Befestigung der Segmente an einem den Flugkörper quer zur Längsachse unterteilenden Boden;
  • Fig. 7: eine Schnittdarstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels zur Befestigung der Segmente;
  • Fig. 8: eine Schnittdarstellung entlang Linie 8 - 8 gem. Fig. 7.
The invention is explained in more detail below with reference to the drawing. It shows:
  • 1: a schematic representation of a missile with a z. T. cut, tubular shell that reveals the payload;
  • 2 shows a sectional illustration of the missile in the region of the payload space;
  • 3: a view of a cross-sectional area of the missile with viewing direction from line 3 - 3 according to Fig. 2 ,;
  • FIG. 4: an enlarged detailed illustration of the drawing according to FIG. 3;
  • 5 shows a sectional illustration in the longitudinal axis direction of the missile along line 5 - 5 according to FIG. 4;
  • 6 shows an enlarged sectional illustration of the fastening of the segments on a floor dividing the missile transversely to the longitudinal axis;
  • 7 shows a sectional illustration of a further exemplary embodiment for fastening the segments;
  • 8 shows a sectional view along line 8-8 according to FIG. Fig. 7.

Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugkörpers zum Transport einer Mehrzahl von an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn ausgestoßenen Nutzlasten. Zwischen der Ogive 1 und dem am Heck des Flugkörpers angeordneten Leitwerk 2 ist ein im wesentlichen hohlzylinderförmig ausgebildeter Teil des Flugkörpers 10 angeordnet, der nach außen von einer rohrförmigen Hülle 12 begrenzt ist. Diese Hülle 12 umschließt einen Nutzlastraum 4,in dem ggf. durch sich quer zur Längsachse des Flugkörpers 10 erstreckende Böden 24 getrennt Nutzlasten 11 angeordnet sind. Um einen möglichst breiten Geländestreifen entlang der Flugbahn des Flugkörpers mit auszustoßenden Nutzlasten 11 belegen zu können, müssen diese Nutzlasten 11 in Radialrichtung, also senkrecht zur Fortbewegungsrichtung des Flugkörpers 10 ausgestoßen werden. Dazu ist es erforderlich, daß zu einem vorbestimmbaren Zeitpunkt, nämlich dann, wenn der Flugkörper 10 einen bestimmten Punkt seiner Bahnkurve erreicht hat, die den Nutzlastraum 4 umgebende rohrförmige Hülle entfernt wird, um den Ausstoß der Nutzlasten in Radialrichtung zu ermöglichen.1 shows a schematic representation of a missile for transporting a plurality of payloads ejected at a predeterminable point of the flight path. Between the ogive 1 and the tail unit 2 arranged at the rear of the missile there is an essentially hollow-cylindrical part of the missile 10, which is delimited on the outside by a tubular casing 12. This envelope 12 encloses a payload space 4, in which payloads 11 are arranged separately, if necessary, by floors 24 extending transversely to the longitudinal axis of the missile 10. In order to be able to cover the widest possible terrain strip along the trajectory of the missile with payloads 11 to be ejected, these payloads 11 must be ejected in the radial direction, that is, perpendicular to the direction of travel of the missile 10. For this purpose, it is necessary that at a predeterminable point in time, namely when the missile 10 has reached a specific point on its trajectory, the tubular envelope surrounding the payload space 4 is removed in order to enable the payloads to be ejected in the radial direction.

Die Erfindung befaßt sich insbesondere mit der Ausgestaltung der rohrförmigen Hülle 12 des Flugkörpers, die bei Start und Fortbewegung des Flugkörpers 10 erheblichen Beschleunigungswerten sowohl in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10, als auch in Umfangsrichtung standzuhalten hat. Die Hülle 12 muß dennoch leichtabwerfbar sein, um den ungehinderten Ausstoß der Nutzlasten 11 zu ermöglichen.The invention is particularly concerned with the configuration of the tubular shell 12 of the missile, which has to withstand considerable acceleration values both in the longitudinal axis direction of the missile 10 and in the circumferential direction when the missile 10 is launched and moved. The cover 12 must nevertheless be easily ejectable in order to enable the unimpeded ejection of the payloads 11.

Weiter muß ihr Eigengewicht möglichst gering sein, um den Totlastanteil des Flugkörpers weitgehend zu reduzieren.Furthermore, their own weight must be as low as possible in order to largely reduce the dead load component of the missile.

Die Erfindung bietet insbesondere folgende Vorteile:

  • - Die gesamte Außenhülle des Flugkörperabschnitts,aus dem die Nutzlast 11 seitlich herausgeschleudert werden soll, kann simultan lediglich aufgrund eigener Federspannung abgeschleudert werden;
  • - die gesamte Außenhülle übernimmt den wesentlichen Teil der beim Abschuß und ggf. bei Abbremsen des Flugkörpers auf der Flugbahn auftretenden Massenlängskräfte der Nutzlast;
  • - die gesamte Hülle übernimmt den wesentlichen Teil der bei Drehbeschleunigungen während des Abschusses und auf der Flugbahn auftretenden Drehmomente der Nutzlast und ihrer Befestigungsteile;
  • - die Hülle muß weder vernietet, geschweißt oder verschraubt werden, sondern wird lediglich über beispielsweise Exzenter verriegelt und in Rillungen bzw. Verzahnungen gehalten;
  • - die Hülle kann mit beliebig vielen, im wesentlichen senkrecht zur Flugkörperlängsachse liegenden Zwischenböden für die Befestigung von Nutzlastbaugruppen verbunden werden.
The invention offers the following advantages in particular:
  • - The entire outer shell of the missile section, from which the payload 11 is to be thrown out laterally, can only be thrown off simultaneously due to its own spring tension;
  • - The entire outer shell takes over the major part of the mass longitudinal forces of the payload occurring during the launch and possibly braking of the missile on the trajectory;
  • - The entire shell takes over the essential part of the torques of the payload and its fastening parts occurring during rotational accelerations during the launch and on the trajectory;
  • - The shell does not have to be riveted, welded or screwed, but is only locked by means of eccentrics, for example, and held in grooves or gears;
  • - The casing can be connected to any number of intermediate floors, which are essentially perpendicular to the longitudinal axis of the missile, for fastening payload assemblies.

Fig. 2 zeigt eine teilweise Schnittdarstellung in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10 im Bereich des Nutzlastraums des Flugkörpers 10.2 shows a partial sectional illustration in the longitudinal axis direction of the missile 10 in the region of the payload space of the missile 10.

Fig. 3 zeigt eine Ansicht auf eine Querschnittsebene des Flugkörpers 10 mit Blickrichtung aus Linie 3 - 3 gem. Fig. 2.FIG. 3 shows a view of a cross-sectional plane of the missile 10 as viewed from line 3 - 3 according to FIG. Fig. 2.

Fig. 4 zeigt eine Detaildarstellung aus Fig. 3 in wesentlich vergrößertem MaßstabFIG. 4 shows a detailed illustration from FIG. 3 on a substantially enlarged scale

Die rohrförmige Hülle 12 besteht aus einer Mehrzahl lösbar miteinander verbundener Segmente 13, 13', die mit ihren Seitenkanten 16, 16' derart aufeinanderstoßen, daß sie im wesentlichen eine Zylindermantelfläche bilden. Zweckmäßig bestehen die Segmente 13, 13' aus einem elastischen Material, so daß ihre Biegung auf eine Zylindermantelfläche eine Rückstellkraft hervorruft. Die Segmente 13, 13' können daher nur unter Anwendung einer Vorspannung in die Zylindergestalt gezwungen und in dieser Lage verspannt werden. Dies hat das vorteilhafte Ergebnis, daß nach Lösung der Verspannung kurz vor Freigabe der Nutzlast 11 die Segmente 13, 13' sich in ihre ursprüngliche Gestalt umformen und sich so auf diese Weise im wesentlichen selbsttätig vom Flugkörper ablösen und Austrittsöffnungen für das Ausstoßen der Nutzlasten 11 freigeben. Um eine Verspannung der die Hülle 12 des Flugkörpers 10 bildenden Segmente 13, 13' zu erzielen, sind jeder Seitenkante 16, 16' jedes Segments 13, 13' benachbart auf der Innenfläche 14 jedes Segments ins Innere des Flugkörpers 10 ragende hakenförmige Fortsätze 15, 15' angeordnet. Diese überragen die jeweilige Seitenkante 16, 16' des ihnen zugeordneten Segments 13, 13' in Richtung auf das benachbarte Segment 13 bzw. 13' und sind bei den mit den Seitenkanten 16, 16' aneinanderstoßenden Segmenten 13, 13' derart in der Höhe versetzt angeordnet, daß sie paarweise übereinandergreifend zangenförmig eine Ausnehmung 17 umschließen. Dabei sind die von den Fortsätzen 15, 15' benachbarter Segmente 13, 13' umschlossenen Ausnehmungen 17 miteinander fluchtend angeordnet. Durch diese Ausnehmungen 17 greift, wie insbesondere aus Fig. 2 und Fig. 5 ersichtlich ist, ein Stab 18 hindurch, der parallel zur Längsachse des Flugkörpers 10 angeordnet ist. Dabei ist für jede Stoßstelle aneinandergrenzender Segmente 13, 13' ein derartiger Stab 18 vorgesehen.The tubular sleeve 12 consists of a plurality of segments 13, 13 'which are detachably connected to one another and which abut one another with their side edges 16, 16' in such a way that they essentially form a cylindrical surface. The segments 13, 13 'expediently consist of an elastic material, so that their bending on a cylindrical surface causes a restoring force. The segments 13, 13 'can therefore only be forced into the cylinder shape using a prestress and can be braced in this position. This has the advantageous result that after releasing the bracing shortly before the release of the payload 11, the segments 13, 13 'reshape into their original shape and thus in this way essentially automatically detach themselves from the missile and release outlet openings for the ejection of the payloads 11 . In order to achieve a bracing of the segments 13, 13 'forming the shell 12 of the missile 10, each side edge 16, 16' of each segment 13, 13 'is adjacent to the inside surface 14 of each segment and projecting hook-shaped extensions 15, 15 'arranged. These protrude beyond the respective side edge 16, 16 'of the segment assigned to them 13, 13 'in the direction of the adjacent segment 13 or 13' and are offset in height in the segments 13, 13 'abutting with the side edges 16, 16' in such a way that they enclose a recess 17 in pairs in a pair of pliers. The recesses 17 enclosed by the extensions 15, 15 'of adjacent segments 13, 13' are arranged in alignment with one another. A rod 18, which is arranged parallel to the longitudinal axis of the missile 10, extends through these recesses 17, as can be seen in particular from FIGS. 2 and 5. A rod 18 of this type is provided for each abutting segment 13, 13 '.

Fig. 5 zeigt eine Teilschnittdarstellung in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10 im Bereich eines derartigen Stabs 18. ler Stab 18 weist im Bereich der hakenförmigen Fortsätze 15, 15' exzentrisch und/oder konisch oder abgestuft ausgebildete Sitze 19 auf, an die sich die hakenförmigenBbrtsätze 15, 15' anlegen können, wodurch sie bei Relativbewegung des Stabs 18 in bezug auf die hakenförmigen Fortsätze 15, 15' gegeneinander verspannbar sind. Bei konusförmig und/oder abgestuft ausgebildeten Sitzen 19 wird diese Verspannung dabei durch eine Bewegung des Stabs 18 bei der Montage der Segmente 13, 13' in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10 erzielt..Bei exzentrischer und/oder konusförmiger Ausbildung der Sitze 19 läßt sich eine Verspannung der hakenförmigen Fortsätze 15, 15' durch eine Drehbewegung des Stabs 18 um seine Längsachse und/oder eine gleichzeitige Longitudinalbewegung des Stabs 18 in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10 erzielen. Die mit Hilfe des Stabs 18 erzielte Verriegelung der Segmente 13, 13' kann nach Erreichen des vorbestimmten Ausstoßpunkts der Nutzlasten 11 auf einfache Weise dadurch aufgehoben werden, daß der Stab 18 in entgegengesetzter Richtung - wie bei der Montage - bewegt und/oder gedreht wird. Diese Longitudinal-bzw. Drehbewegung des Stabs 18 setzt selbstverständlich eine gewisse Kraft voraus. Diese kann auf besonders einfache und betriebssichere Art und Weise durch eine mit einem ggf. elektrisch aktivierbaren Zünder 21 versehene pyrotechnische Ladung 20 bereitgestellt werden. Zweckmäßig wird dabei der Stab 18 als einseitig geschlossener Hohlzylinder ausgebildet, der mit seinem offenen Endstück 22 auf der pyrotechnischen Ladung 20 aufliegt. Die bei Zündung der pyrotechnischen Ladung 20 erzeugten Gase können demzufolge durch das offene Endstück 22 des Stabs 18 in dessen Innenraum eindringen und auf seine dem offenen Endstück gegenüberliegende Stirnfläche eine Kraft ausüben. Da die pryortechnische Ladung 20 gleichzeitig auch auf die Kreisringfläche des Stabs 18 einwirkt, mit dem dieser auf der pyrotechnischen Ladung 20 aufliegt, ergibt sich in besonders vorteilhafter Weise eine Druck-Zug-Kraft auf den Stab 18, die diesen in Längsachsenrichtung des Flugkörpers bewegt und dabei zu einer Entriegelung der Segmente 13, 13' führt. Die Verriegelung wird dadurch aufgehoben, daß die Sitze 19 des Stabs 18 bei der durch die pyrotechnische Ladung 20 bewirkten Fortbewegung des Stabs 18 aus dem Bereich der hakenförmigen Fortsätze 15, 15' hinausgleiten. Um dabei eine sichere Führung des Stabs 18 zu gewährleisten, werden zweckmäßig zusätzliche Führungen 23, 23' vorgesehen, die beispielsweise in den Nutzlastraum 4 unterteilenden Zwischenböden 24 angeordnet sind.5 shows a partial sectional view in the longitudinal axis direction of the missile 10 in the region of such a rod 18. The rod 18 has eccentric and / or conical or stepped seats 19 in the region of the hook-shaped extensions 15, 15 ', to which the hook-shaped brake sets 15, 15 'can create, whereby they can be clamped against each other when the rod 18 moves relative to the hook-shaped extensions 15, 15'. In the case of conical and / or stepped seats 19, this bracing is achieved by moving the rod 18 during assembly of the segments 13, 13 'in the longitudinal axis direction of the missile 10. With an eccentric and / or conical configuration of the seats 19, bracing can be achieved the hook-shaped extensions 15, 15 'by rotating the rod 18 about its longitudinal axis and / or simultaneous longitudinal movement of the rod 18 in the longitudinal axis direction of the missile 10. The locking of the segments 13, 13 'achieved with the aid of the rod 18 can be achieved after reaching the end agreed discharge point of the payloads 11 can be easily removed by moving the rod 18 in the opposite direction - as during assembly - and / or rotating. This longitudinal or. Rotary movement of the rod 18 naturally requires a certain force. This can be provided in a particularly simple and reliable manner by means of a pyrotechnic charge 20 provided with an optionally electrically activatable igniter 21. The rod 18 is expediently designed as a hollow cylinder which is closed on one side and rests with its open end piece 22 on the pyrotechnic charge 20. The gases generated when the pyrotechnic charge 20 is ignited can consequently penetrate through the open end piece 22 of the rod 18 into its interior and exert a force on its end face opposite the open end piece. Since the pryoretic charge 20 also acts on the circular surface of the rod 18 with which it rests on the pyrotechnic charge 20, there is a particularly advantageous compressive-tensile force on the rod 18 which moves it in the longitudinal axis direction of the missile and this leads to an unlocking of the segments 13, 13 '. The locking is released in that the seats 19 of the rod 18 slide out of the area of the hook-shaped extensions 15, 15 'when the rod 18 is moved by the pyrotechnic charge 20. In order to ensure safe guidance of the rod 18, additional guides 23, 23 'are expediently provided, which are arranged, for example, in the intermediate floors 24 dividing the payload space 4.

Für den Fall, daß die Verriegelung der hakenförmigen Fortsätze 15, 15' durch exzentrische Sitze 19 erfolgt, muß bei der Entriegelung eine Drehbewegung des Stabs 18 herbeigeführt werden. Diese Drehbewegung kann auf einfache Weise dadurch erzielt werden, daß zwischen Führung 23, 23' einerseits und Stab 18 andererseits ein Gewinde großer Steigung angeordnet ist. Die durch die pyrotechnische Ladung 20 erzeugte Kraft in Längsachsenrichtung des Stabs 18 wird dadurch in eine Drehbewegung umgewandelt.In the event that the hook-shaped extensions 15, 15 'are locked by eccentric seats 19, a rotational movement of the rod 18 must be brought about during the unlocking. This rotary movement can be achieved in a simple manner in that a thread with a large pitch is arranged between the guide 23, 23 'on the one hand and the rod 18 on the other hand. The force generated by the pyrotechnic charge 20 in the longitudinal axis direction of the rod 18 is thereby converted into a rotary movement.

Wie insbesondere aus Fig. 2, Fig. 5, Fig. 6 und Fig. 7 hervorgeht, sind zur Begrenzung und/oder Abschottung des Nutzlastraums 4 quer zur Längsachse des Flugkörpers 10 sich erstreckende Böden 24 vorgesehen, auf deren Mantelfläche 25 die-Segmente 13, 13' mit ihrer Innenfläche aufliegen. Um bei Beschleunigungswirkung in Längsachsenrichtung des Flugkörpers 10 eine Verschiebung der Segmente 13, 13' in Längsrichtung zu verhindern, sind in die Mantelflächen 25 der Böden 24 Nuten 26 eingelassen, in die ein an den Segmenten 13, 13' angeordneter Bund 27 eingreift. Um einerseits eine besonders gute Verriegelung, andererseits jedoch leichte Lösbarkeit der Segmente 13, 13' vom restlichen Flugkörper 10 zu erreichen, werden Nuten 26 und Bund 27 bevorzugt im Querschnitt keilförmig ausgebildet (Fig. 6). Dem Flugkörper wird beim Start eine Rotationsbewegung um seine Längsachse erteilt, die auch während des Flugs ggf. durch zusätzlich angeordnete Triebwerke aufrechterhalten bzw. verstärkt werden kann. Diese Rotationsbewegung führt zu quer zur Längsachse gerichteten Kraftkomponenten, die mit dem Ziel einer Torsion an den die Hülle 12 bildenden Segmenten 13, 13' angreifen. Um eine Verschiebung der Segmente 13, 13' in Umfangsrichtung zu verhindern, werden die Segmente 13, 13' und die Böden 24 im Bereich ihrer keilförmigen Verbindung entweder verhakt (Fig. 7) oder mit ineinandergreifenden Zähnen 28 ausgestattet (Fig. 8).As can be seen in particular from FIGS. 2, 5, 6 and 7, to limit and / or partition the payload space 4, floors 24 extending transversely to the longitudinal axis of the missile 10 are provided, on the lateral surface 25 of which the segments 13 , 13 'rest with their inner surface. In order to prevent a displacement of the segments 13, 13 'in the longitudinal direction when the missile 10 is accelerating in the longitudinal axis direction, grooves 26 are recessed into the lateral surfaces 25 of the floors, into which a collar 27 arranged on the segments 13, 13' engages. In order on the one hand to achieve a particularly good locking, but on the other hand easy detachability of the segments 13, 13 'from the remaining missile 10, grooves 26 and collar 27 are preferably wedge-shaped in cross section (FIG. 6). At launch, the missile is given a rotational movement about its longitudinal axis, which can also be maintained or reinforced during flight, if necessary, by additionally arranged engines. This rotational movement leads to force components directed transversely to the longitudinal axis, which act on the segments 13, 13 'forming the shell 12 with the aim of torsion. In order to prevent a displacement of the segments 13, 13 'in the circumferential direction, the segments 13, 13' and the bottoms 24 are either hooked in the area of their wedge-shaped connection (FIG. 7) or equipped with interlocking teeth 28 (FIG. 8).

Fig. 8 zeigt eine Schnittdarstellung entlang der Linie 8 - 8 gem. Fig. 7.8 shows a sectional illustration along the line 8-8 according to FIG. Fig. 7.

Die Segmente 13, 13' werden vorzugsweise aus im Flugzeugbau gebräuchlichen Leichtmetallen oder auch aus Kunststoff, inbesondere faserverstärktem Kunststoff hergestellt.The segments 13, 13 'are preferably produced from light metals commonly used in aircraft construction or also from plastic, in particular fiber-reinforced plastic.

Im Innern des Flugkörpers 10 wird vorteilhaft eine sich in Längsachsenrichtung des Flugkörpers erstreckende -Stützkonstruktion vorgesehen, die einerseits den Nutzlastraum 4 in einzelne Abteile 4' zur Aufnahme je einer Nutzlast 11 unterteilt und die andererseits Stützpunkte oder Stützflächen 29 bietet, an die sich die Segmente 13, 13' mit ihrer Innenfläche 14 zusätzlich abstützen können. Zweckmäßig umfaßt die Stützkonstruktion parallel zur Längsachse des Flugkörpers angeordnete Trennwände 30, die einen Winkel zwischen sich einschließen und die die Stäbe 18, die hakenförmigen Fortsätze 15, 15' sowie die Stoßstellen zwischen den Segmenten 13, 13' in bezug auf die Nutzlasten 11 abschotten.A support structure extending in the longitudinal axis direction of the missile is advantageously provided in the interior of the missile 10, which on the one hand divides the payload space 4 into individual compartments 4 'for receiving a payload 11 each and which on the other hand offers support points or support surfaces 29 to which the segments 13 , 13 'can additionally support with their inner surface 14. The support structure expediently comprises partition walls 30 which are arranged parallel to the longitudinal axis of the missile and which enclose an angle between them and which partition off the rods 18, the hook-shaped extensions 15, 15 'and the joints between the segments 13, 13' in relation to the payloads 11.

In einem weiteren, nicht durch eine Zeichnung erläuterten Ausführungsbeispiel der Erfindung dienen die Segmente 13, 13' gleichzeitig zur Halterung von Zusatz- oder Korrekturtriebwerken, die beispielsweise während der Flugphase des Flugkörpers 10, die diesem beim Start mitgeteilten Drall aufrechterhalten oder verstärken. Diese Zusatz-oder Korrekturtriebwerke werden dann bei der Entriegelung zusammen mit den Segmenten 13, 13' vom Flugkörper abgetrennt.In a further exemplary embodiment of the invention, which is not explained by a drawing, the segments 13, 13 'simultaneously serve to hold additional or correction engines, which, for example during the flight phase of the missile 10, maintain or reinforce the swirl communicated to it during takeoff. This additional or correction engines are then separated from the missile together with the segments 13, 13 'during unlocking.

Die Entriegelung der Segmente 13, 13' kann im Bedarfsfalle gleichzeitig oder zeitlich verzögert durchgeführt werden. Die zeitliche Reihenfolge ist durch die Aktivierung der pyrotechnischen Ladungen 20 kontrollierbar.The unlocking of the segments 13, 13 'can be carried out simultaneously or with a time delay if necessary. The chronological order can be checked by activating the pyrotechnic charges 20.

Das Ausstoßen der Nutzlasten 11 kann entweder gleichzeitig mit dem Abtrennen der Segmente 13, 13' erfolgen oder zeitlich verzögert stattfinden. Die letztgenannte Möglichkeit erlaubtdas gezielte Ausstoßen einer Nutzlast 11 in Korrelation zur Drehbewegung des Flugkörpers 10 bezüglich seiner Längsachse. Dies erweist sich als besonders zweckmäßig in den Fällen, in denen eine große radiale Wurfweite bei Ausstoß der Nutzlasten 11 angestrebt wird.The ejection of the payloads 11 can either take place simultaneously with the separation of the segments 13, 13 'or take place with a time delay. The latter possibility allows the targeted ejection of a payload 11 in correlation to the rotational movement of the missile 10 with respect to its longitudinal axis. This proves to be particularly expedient in those cases in which a large radial throw range is aimed at when the payloads 11 are ejected.

BezugszeichenlisteReference symbol list

  • 1 Ogive1 ogive
  • 2 Leitwerk2 tail unit
  • 4, 4' Nutzlastraum4, 4 'payload space
  • 10 Flugkörper10 missiles
  • 11 Nutzlast11 payload
  • 12 Hülle12 case
  • 13, 13' Segment13, 13 'segment
  • 14 Innenfläche14 inner surface
  • 15, 15' Fortsätze15, 15 'extensions
  • 16, 16' Seitenkante16, 16 'side edge
  • 17 Ausnehmung17 recess
  • 18 Stab18 staff
  • 19 Sitz19 seat
  • 20 pyrotechnische Ladung20 pyrotechnic charge
  • 21 Zünder21 detonators
  • 22 offenes Endstück22 open end piece
  • 22' Endstück22 'end piece
  • 23, 23' Führung23, 23 'leadership
  • 24 Boden24 floor
  • 25 Mantelfläche25 lateral surface
  • 26 Nut26 groove
  • 27 Bund27 fret
  • 28 Verzahnung28 gearing
  • 29 Schützpunkt, Stützfläche29 support point, support surface
  • 30 Trennwand30 partition

Claims (12)

1. Flugkörper zum Transport einer Mehrzahl von an einem vorbestimmbaren Punkt der Flugbahn auszustoßenden Nutzlasten mit einer den Nutzlastraum umschließenden rohrförmigen Hülle und Mitteln zum Ausstoßen der Nutzlast, dadurch gekennzeichnet, daß die rohrförmige Hülle (12) aus einer Mehrzahl lösbar miteinander verbundener Segmente (13, 13') besteht, die eine Zylindermantelfläche bilden, wobei die Segmente (13, 13') unter Vorspannung in die Zylindergestalt gezwungen und in dieser Lage verspannt sind.1. A missile for transporting a plurality of payloads to be ejected at a predeterminable point of the flight path with a tubular casing surrounding the payload space and means for ejecting the payload, characterized in that the tubular casing (12) consists of a plurality of segments (13, 13 '), which form a cylinder jacket surface, the segments (13, 13') being forced into the cylinder shape under prestress and braced in this position. 2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Seitenkante (16, 16') jedes Segments (13, 13') benachbart auf der Innenfläche (14) jedes Segments ins Innere des Flugkörpers (10) ragende hakenförmige Fortsätze (15, 15') angeordnet sind, welche die jeweilige Seitenkante des ihnen zugeordneten Segments (13, 13') in Richtung auf das benachbarte Segment überragen und bei mit den Seitenkanten (16, 16') aneinanderstoßenden Segmenten (13, 13') derart in der Höhe versetzt angeordnet sind, daß sie paarweise übereinandergreifend zangenförmig eine Ausnehmung (17) umschließen, wobei den Fortsätzen (15, 15') benachbarter Segmente (13, 13') umschlossenen Ausnehmungen (17) miteinander fluchtend angeordnet sind.2. Missile according to claim 1, characterized in that each side edge (16, 16 ') of each segment (13, 13') adjacent on the inner surface (14) of each segment into the interior of the missile (10) projecting hook-shaped extensions (15, 15th ') are arranged, which protrude the respective side edge of the segment (13, 13 ') assigned to them in the direction of the adjacent segment and, in the case of segments (13, 13') abutting one another with the side edges (16, 16 '), are arranged such that they are offset Surrounding a recess (17) in pairs in a pair of pliers, the recesses (17, 15 ') of adjacent segments (13, 13') surrounding recesses (17) are arranged in alignment with one another. 3. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 und 2, da durch gekennzeichnet, daß für jede Stoßstelle aneinandergrenzender Segmente (13, 13') ein Stab (18) vorgesehen ist, der parallel zur Längsachse des Flugkörpers (10) angeordnet ist und der durch alle fluchtend angeordneten Ausnehmungen (17) hindurchgreift.3. Missile according to one of claims 1 and 2, characterized in that a rod (18) is provided for each abutting segment (13, 13 '), which is arranged parallel to the longitudinal axis of the missile (10) and by all engages recesses (17) arranged in alignment. 4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Stab (18) im Bereich der hakenförmigen Fortsätze (15, 15') exzentrisch und/oder konisch oder abgestuft ausgebildete Sitze (19) aufweist, an die sich die hakenförmigen Fortsätze (15, 15') anlegen und auf diese Weise bei Relativbewegung des Stabes (18) gegeneinander verspannbar sind.4. Missile according to one of claims 1 to 3, characterized in that the rod (18) in the region of the hook-shaped extensions (15, 15 ') eccentrically and / or conically or stepped seats (19) to which the hook-shaped Apply extensions (15, 15 ') and in this way can be braced against one another when the rod (18) moves relative to one another. 5. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Stäbe (18) in Achsrichtung des Flugkörpers (10) verschiebbar und/oder um ihre Längsachse drehbar angeordnet sind und daß die Stäbe (18) als einseitig geschlossener Hohlzylinder ausgebildet sind, deren offenes Endstück (22) auf einer mit Zünder (21) versehenen pyrotechnischen Ladung (20) aufliegt.5. Missile according to one of claims 1 to 4, characterized in that the rods (18) in the axial direction of the missile (10) are arranged and / or rotatable about their longitudinal axis and that the rods (18) are designed as a hollow cylinder closed on one side The open end piece (22) of which rests on a pyrotechnic charge (20) provided with an igniter (21). 6. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Endstücke (22, 22') des Stabs (18) in Führungen (22, 23') gelagert sind.6. Missile according to one of claims 1 to 5, characterized in that the end pieces (22, 22 ') of the rod (18) are mounted in guides (22, 23'). 7. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß zur Begrenzung und/oder Abschottung des Nutzlastraums quer zur Längsachse des Flugkörpers 10 angeordnete Böden (24) vorgesehen sind, auf deren Mantelfläche (25) die Segmente (13, 13') mit ihrer Innenfläche aufliegen, wobei in die Mantelfläche (25) des Bodens (24) Nuten (26) eingelassen sind, in die ein an den Segmenten (13, 13') angeordneter Bund (27) eingreift.7. Missile according to one of claims 1 to 6, characterized in that to limit and / or partition the payload space transversely to the longitudinal axis of the missile 10 arranged floors (24) are provided, on the lateral surface (25) of the segments (13, 13 ' ) rest with their inner surface, grooves (26) being embedded in the lateral surface (25) of the base (24), into which a collar (27) arranged on the segments (13, 13 ') engages. 8. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß Nuten (26) und Bund (27) im Querschnitt keilförmig ausgebildet sind.8. Missile according to one of claims 1 to 7, characterized in that grooves (26) and collar (27) are wedge-shaped in cross section. 9. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die einander gegenüberliegenden Flächen von Nut (26) und Bund (27) mit ineinandergreifenden Zähnen (28) ausgestattet sind.9. Missile according to one of claims 1 to 8, characterized in that the opposite surfaces of the groove (26) and collar (27) are equipped with interlocking teeth (28). 10. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Segmente (13, 13') aus Metallen oder Kunststoff, insbesondere faserverstärktem Kunststoff angefertigt sind.10. Missile according to one of claims 1 to 9, characterized in that the segments (13, 13 ') are made of metals or plastic, in particular fiber-reinforced plastic. 11. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Segmente (13, 13') sich mit ihrer Innenfläche (14) gegen im Innern des Flugkörpers angeordnete Stützpunkte (29) abstützen.11. Missile according to one of claims 1 to 10, characterized in that the segments (13, 13 ') are supported with their inner surface (14) against bases (29) arranged in the interior of the missile. 12. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Stäbe (18) durch parallel zur Längsachse des Flugkörpers (10) angeordnete Trennwände (30) in bezug auf die Nutzlasten (11) abgeschottet sind.12. Missile according to one of claims 1 to 11, characterized in that the rods (18) by partition walls (30) arranged parallel to the longitudinal axis of the missile (10) are partitioned off in relation to the payloads (11).
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