EP1739384A1 - Throwable nose hull as well as flying body with throwable nose hull - Google Patents

Throwable nose hull as well as flying body with throwable nose hull Download PDF

Info

Publication number
EP1739384A1
EP1739384A1 EP06012006A EP06012006A EP1739384A1 EP 1739384 A1 EP1739384 A1 EP 1739384A1 EP 06012006 A EP06012006 A EP 06012006A EP 06012006 A EP06012006 A EP 06012006A EP 1739384 A1 EP1739384 A1 EP 1739384A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
hood
parts
connecting pin
throw
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
EP06012006A
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1739384B1 (en
Inventor
Gerald Rieger
Roland Waschke
Gerd Elsner
Klaus Tondok
Peter Gerd Fisch
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.)
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=37027575&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=EP1739384(A1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Diehl BGT Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Publication of EP1739384A1 publication Critical patent/EP1739384A1/en
Application granted granted Critical
Publication of EP1739384B1 publication Critical patent/EP1739384B1/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/32—Range-reducing or range-increasing arrangements; Fall-retarding means
    • F42B10/38—Range-increasing arrangements
    • F42B10/42—Streamlined projectiles
    • F42B10/46—Streamlined nose cones; Windshields; Radomes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Definitions

  • the invention relates to a detachable front hood for a missile, which is divided longitudinally into at least two parts, and which is held together by releasable connecting means.
  • the invention further relates to a missile with such a disposable front hood.
  • Ejectable hoods are used in missiles, for example, to protect the sensitive viewfinder optics, in particular the radransparent dome, during a flight to the site from external influences such as particle impact or heat.
  • Attachment hoods generally obstruct the view of the sensitive viewfinder system and can therefore only be used in relatively predetermined flight phases or in flight phases in which the missile is not guided through the viewfinder system to the destination. If the missile is to be guided through the viewfinder system to the target, the front hood must be discarded, so that unimpeded target detection is possible.
  • Vorsatzhauben are for example from the CH 525 798 , of the DE 102 11 493 B3 and the DE 196 35 851 C2 known.
  • CH 525 798 is a Vorsatzhaube described, which consists of a prestressed material, in particular toughened glass.
  • a mechanism of action in the missile is actuated pyrotechnically, so that a tip strikes the edge of the intent hood. This shatters the front hood in a variety of small particles.
  • a detachable front hood is known, which is mounted on arranged in grooves radially inwardly resilient retaining members on the missile. To throw off these holding members are deflected by means of unlocking cylinder to the outside and thus out of engagement with the missile.
  • the unlocking cylinders can be operated with an ignitable gas generator, with a gas spring or pyrotechnic.
  • An attachment hood and a missile of the type mentioned are from the DE 102 40 040 A1 known.
  • the front hood at least two parts in the longitudinal direction, wherein the two parts are held together by releasable connecting means. If the connecting means are actuated or released, then the at least two parts open as a result of the back pressure inside the front hood in the manner of a "beak" to the outside and are thereby torn from its anchorage to the missile.
  • this can be provided at the top with an opening.
  • the object of the invention is to provide a detachable front hood for a missile, which is easy to retrofit and easily separable from this in each flight phase of the missile. It is another object of the invention to provide a missile with such a planned intent hood, missile and hood are easily separable from each other in each flight phase.
  • the former object is achieved according to the invention for a detachable hood for a missile, which is longitudinally divided into at least two parts, and which is held together by releasable connecting means, that the connecting means for actively moving apart of the at least two parts are formed when triggered.
  • the invention is based on the consideration that a longitudinally split front hood is easier to eject than a one-piece or cross-split front hood.
  • a longitudinally split front hood is easier to eject than a one-piece or cross-split front hood.
  • the invention is based on the consideration that a safe and simple ejection of the parts of a longitudinally split front hood is achieved when the moving apart of the individual parts can be done independently of the respective flight phase of the missile. This is the case when the connecting means which hold together the parts of the longitudinally split front hood are designed to actively disengage the individual parts when triggered.
  • the invention provides that the individual parts of a longitudinally split front hood when dissolving the cohesive connecting means are actively moved apart by this.
  • the longitudinal division of the individual parts of the attachment hood are pressed radially outward with respect to the missile longitudinal axis.
  • the individual parts of the attachment hood are guided past the missile laterally.
  • a missile split into two parts can be mounted on the missile so that its joint gap is vertically aligned during flight of the missile.
  • This offers the advantage that during a dropping the two parts of the front hood are always passed laterally on the missile during a sinking or climb flight.
  • the risk of a collision of a missile in the climb or descent with an up or down discarded part of an intent hood does not exist.
  • the effective angle of attack of the parts of the hood which depends on the angle of incidence of the missile to the flow, minimized. This requires a minimization of the risk of collision of parts of the front hood with the missile.
  • the releasable connection means are arranged in the front hood, a simple retrofitting of existing missiles with such a front hood is possible. As a result of the active moving apart of the parts of the front hood these can be safely dropped both at low and at high airspeed of the missile.
  • the triggering of the parts holding together the connecting means can be activated at any time on the existing electronics in the missile time. Also, a remote release is possible.
  • a metal or a plastic can be used as material for the front hood.
  • a metal is particularly suitable steel.
  • the plastic may optionally be reinforced or jacketed with carbon or glass fibers.
  • a wide variety of techniques can be used to actively move apart the at least two parts of the front hood.
  • a gas spring, an explosive device or a gas generator can be used. It is also conceivable to keep parts of the front hood mechanically prestressed, so that when the connecting means are triggered, the stored mechanical energy is converted into kinetic energy of the diverging parts.
  • the connecting means comprise a pyrotechnically activatable connecting pin having a bore, in which a propellant charge is used, wherein upon ignition of the propellant, the at least two parts driving apart, gases are released.
  • the high energy releasing propellant within a short time is integrated directly into the connecting pin that holds the parts of the front hood together.
  • the spontaneously released at ignition of the propellant gases are used to divide the parts of the front hood.
  • the integration of the propellant charge in the connecting pin allows the tripping speed to be adapted to the external parameters predetermined by the missile or by the conditions of use. This can be done for example by the choice of material of the connecting pin or by the composition of the propellant.
  • the at least two parts of the cap are held together by means of the connecting pin axially into one another, forming an inner cavity hollow cylinder, wherein the bore of the connecting pin has an opening to the inner cavity through which the released at ignition of the propellant gases, the Driven hollow cylinder axially apart, flow into the inner cavity.
  • the at least two parts are inserted into one another via hollow cylinders in the manner of a piston. The gases flowing through the opening into the internal cavity when the propellant is ignited push the two hollow cylinders apart, as a result of which the parts of the ancillary hood are moved apart.
  • the connecting pin ruptures in this disassembly movement in half.
  • the moving apart of the parts of the front hood can be adjusted according to the conditions of use and for an existing type of missile.
  • an axial movement apart of the hollow cylinders means that they drift apart in the transverse direction of the missile longitudinal axis.
  • the at least two parts are held together directly by means of the connecting pin, wherein the bore extends in the longitudinal direction and in addition to the propellant has a fitted piston, and wherein the piston is driven by ignition of the propellant charge in the longitudinal direction.
  • the connecting pin which holds the two parts together directly generates an impulse directed outwards or in the longitudinal direction of the connecting pin, whereby the parts of the front cover are moved apart.
  • the propellant charge of the longitudinally aligned bore is ignited, the gases propel the piston fitted in this bore longitudinally, as a result of which the connecting pin tears apart.
  • the two parts of the connecting pin then have an opposite pulse.
  • the parts of the front hood need only be designed so that they can be connected to one another via the connecting pin. This can be done, for example, that the parts each have openings mounted in a web, and are held together via these openings by means of the connecting pin formed as a screw or rivet. This technique also allows easy installation of the front hood on the missile.
  • the connecting pin has a predetermined breaking point.
  • About the predetermined breaking point is ensured that the connecting pin tearing at ignition of the propellant charge at a predetermined location.
  • the front hood is conical, ogiven or paraboloid.
  • Other aerodynamic shapes of the front hood which have, for example, a comparison with the hemisphere shape better aerodynamics, are conceivable. These forms have a favorable aerodynamics and thus help to reduce the aerodynamic drag of the missile.
  • the front hood thus serves as an aerodynamic fairing and reduces the aerodynamic drag of the basic configuration of the missile without Vorsatzhaube.
  • an aerodynamically designed intent hood forms the possibility of the shot from an aircraft range also launched from the ground to reach.
  • this end is connectable by means of a convex groove with the missile. If the pulse for actively moving apart of the parts of the front hood is transmitted in the front region of the hood, this embodiment allows the parts of the front hood to tilt over this convex groove radially from the missile.
  • a kinking groove for guiding a arranged on the missile pin is introduced.
  • two such grooves offset by 180 ° are introduced, in which the corresponding pins protruding from the structure of the missile are guided along.
  • the hood can be mounted on the missile or dismantled by first axially on a arranged on the circumference of the missile collar is postponed.
  • the end-side convex groove of the attachment hood engages with a collar-oriented, forwardly directed concave groove.
  • the pin or pins attached to the missile engage in the corresponding kinked grooves of the hood which are attached to the inner circumference. By a slight rotation of the front hood this is then clamped between the pins and the collar on the missile.
  • the circumferential collar also fulfills an axial support function during acceleration of the missile.
  • the second-mentioned object with regard to a missile is achieved in that according to the invention the missile has a detachable front hood as described above.
  • the front hood engages in the end in a circumferentially extending raised collar on the missile. It has been shown in particular that it is sufficient for fastening the front hood and also for dropping their parts when the raised collar is partially interrupted in the circumferential direction.
  • the interruption can also be designed generously.
  • Fig. 1 shows a perspective view of a two-part split in the longitudinal direction ejectable front hood 10 for a missile.
  • the front hood 10 extends from a tip 12 to one end 13.
  • the front hood 10 has two covers 20 circumferentially partially revolving, which are removable in order to mount the two parts 15, 16 together.
  • Fig. 2 shows in a section corresponding to FIG. 1 trained attachment hood 10.
  • the connecting pin 25 is designed for this purpose as a screw with a screw head 26 and a thread 27.
  • a thread 27 patch nut 28 By means of a thread 27 patch nut 28, the two parts 15, 16 of the cap 10 can be easily connected to each other with a suitable tool.
  • the part 15 is connected to the impulse transmission upon release of the connecting pin 25 via a bolted by means of the external thread 71 end piece 29 fixed to the connecting pin 25.
  • the connection pin 25 can also be designed as a connecting pin.
  • the two parts 15, 16 of the attachment hood 10 as shown in FIG. 2 cohesive connecting pin 25 is shown in detail Fig. 3 can be removed.
  • the connecting pin 25 has the already recognizable in Fig. 2 screw head 26 and at the other end the thread 27 also shown in Fig. 2 on.
  • Inside the connecting pin 25 is a longitudinal direction extending bore 30 introduced.
  • a piston 32 and a propellant 33 is introduced inside the connecting pin 25 .
  • a squib 35 which is ignited via outgoing leads 36.
  • a predetermined breaking point 38 is introduced in the form of a circumferential groove.
  • Fig. 4 again shows a perspective view of the inside of a portion 15 of the longitudinally split hood 10 as shown in FIG. 1 or 2.
  • the web 22 can be seen, through which the part 15 with the other part 16 of the attachment hood 10 is connectable.
  • a bore 38 is introduced into the web 22.
  • the part 15 has a circumferential convex groove 40, which is provided for engagement in a correspondingly mounted on the missile concave groove.
  • a kinking groove 42 is introduced on the inner circumference. This kinking groove 42 serves to guide a protruding from the contour of the missile.
  • the front hood For mounting the front hood it is pushed axially, wherein the corresponding pin is initially guided in the axial direction along the groove 42. Subsequently, the front hood can be clamped in the manner of a bayonet lock by turning against the missile, in which case the corresponding pin 52 is guided in the part of the groove 42 bent in the circumferential direction of the part 15.
  • FIG. 5 shows a perspective view of the tip 45 of a missile prepared for receiving a front hood 10 according to FIGS. 1 or 2.
  • a hemispherical dome 47 of IR radiation permeable material arranged at the tip 45 of the missile.
  • Behind the dome 47 is a gimbaled IR seeker that scans a large solid angle area for target signatures.
  • the tip 45 of the missile has a circumferential collar 49, at the end toward the dome forward a circumferential concave groove 50 is introduced.
  • two protruding out of the contour of the missile pins 52 are mounted on the circumference of the tip 45 offset by 180 °, which engage in the bending groove 42 of the respective parts 15, 16 of the adapter hood 10 shown in FIG. 4.
  • a foam body can be inserted between this and the front hood.
  • Fig. 6 shows in a section again a corresponding to FIG. 1 trained intent hood 10.
  • the two parts 15, 16 and the longitudinally extending joint gap 18 can be seen.
  • the two parts 15 and 16 are connected to each other via plug-in hollow cylinder 54, 55 together.
  • the hollow cylinders are held together by a connecting pin 60.
  • the two hollow cylinders form an inner cavity 57 in the interior, into which the released gases expand when the connecting pin 60 is triggered.
  • FIG. 7 shows the connection of the two halves 15, 16 via the plug-in hollow cylinders 54 and 55 in detail.
  • a first hollow cylinder 54 of the part 15 engages in a second hollow cylinder 55 of the part 16.
  • the hollow cylinders 54, 55 are movable into each other.
  • the created by the nested hollow cylinder 54, 55 inner cavity 57 is clearly visible.
  • the two parts 15, 16 of the front hood 10 are held together by a connecting pin 60, to which this has a thread 61.
  • a connecting piece 62 is screwed into the part 16.
  • the connecting pin 60 has a predetermined breaking point 63 in the form of a circumferential groove.
  • the connecting pin 60 shows two opening into the inner cavity 57 openings 64.
  • In the interior of the connecting pin 60 has a bore 65 is introduced, which is completely filled with a propellant 66.
  • the propellant 66 can be ignited via a squib 62 introduced in the squib 62, to which the squib 67 has a contact 73 for transmitting an ignition pulse.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Ejectable nose cone for a missile comprises longitudinal segments (15, 16) held together by a releasable mechanism that actively moves the segments apart when released. An independent claim is also included for a missile with an ejectable nose cone as above.

Description

Die Erfindung betrifft eine abwerfbare Vorsatzhaube für einen Flugkörper, die in wenigstens zwei Teile längsgeteilt ist, und die durch auslösbare Verbindungsmittel zusammengehalten ist. Die Erfindung betrifft weiter einen Flugkörper mit einer derartigen abwerfbaren Vorsatzhaube.The invention relates to a detachable front hood for a missile, which is divided longitudinally into at least two parts, and which is held together by releasable connecting means. The invention further relates to a missile with such a disposable front hood.

Abwerfbare Vorsatzhauben werden bei Flugkörpern beispielsweise eingesetzt, um die empfindliche Sucheroptik, insbesondere den strahlungsdurchlässigen Dom, während eines Fluges zum Einsatzort vor äußeren Einflüssen, wie Teilchenschlag oder Hitze, zu schützen. Vorsatzhauben behindern in aller Regel die Sicht des empfindlichen Suchersystems und können daher nur in relativ vorherbestimmten Flugphasen oder in Flugphasen, in denen der Flugkörper nicht durch das Suchersystem zum Ziel geführt wird, eingesetzt werden. Wenn der Flugkörper durch das Suchersystem zum Ziel geführt werden soll, muss die Vorsatzhaube abgeworfen werden, damit eine ungehinderte Zielerfassung möglich ist.Ejectable hoods are used in missiles, for example, to protect the sensitive viewfinder optics, in particular the radransparent dome, during a flight to the site from external influences such as particle impact or heat. Attachment hoods generally obstruct the view of the sensitive viewfinder system and can therefore only be used in relatively predetermined flight phases or in flight phases in which the missile is not guided through the viewfinder system to the destination. If the missile is to be guided through the viewfinder system to the target, the front hood must be discarded, so that unimpeded target detection is possible.

Abwerfbare Vorsatzhauben sind beispielsweise aus der CH 525 798 , der DE 102 11 493 B3 und der DE 196 35 851 C2 bekannt. In der CH 525 798 wird eine Vorsatzhaube beschrieben, die aus einem vorgespannten Material, insbesondere vorgespanntem Glas, besteht. Zum Abwerfen wird pyrotechnisch ein Wirkmechanismus im Flugkörper betätigt, so dass eine Spitze auf den Rand der Vorsatzhaube schlägt. Dadurch zerspringt die Vorsatzhaube in eine Vielzahl von kleinen Partikeln.Abwerfbare Vorsatzhauben are for example from the CH 525 798 , of the DE 102 11 493 B3 and the DE 196 35 851 C2 known. In the CH 525 798 is a Vorsatzhaube described, which consists of a prestressed material, in particular toughened glass. For ejection, a mechanism of action in the missile is actuated pyrotechnically, so that a tip strikes the edge of the intent hood. This shatters the front hood in a variety of small particles.

Aus der DE 196 35 851 C2 ist eine abwerfbare Vorsatzhaube bekannt, die über in Nuten angeordnete radial einwärts federnde Halteglieder an dem Flugkörper gehaltert ist. Zum Abwerfen werden diese Halteglieder mittels Entriegelungs-Zylinder nach außen und damit außer Eingriff mit dem Flugkörper ausgelenkt.From the DE 196 35 851 C2 a detachable front hood is known, which is mounted on arranged in grooves radially inwardly resilient retaining members on the missile. To throw off these holding members are deflected by means of unlocking cylinder to the outside and thus out of engagement with the missile.

Die Entriegelungs-Zylinder können mit einem zündbaren Gasgenerator, mit einer Gasfeder oder pyrotechnisch betätigt werden.The unlocking cylinders can be operated with an ignitable gas generator, with a gas spring or pyrotechnic.

Durch die DE 102 11 493 B3 ist eine abwerfbare Vorsatzhaube für einen Flugkörper offenbart, die durch ein Scharniergelenk und einer Abreißbefestigung am Lenkflugkörper gehalten ist. Zum Abwerfen wird ein Sprengsatz gezündet, wodurch die Abreißbefestigung aufgerissen wird und die Vorsatzhaube um die Bewegungsachse des Scharniergelenks schwenkt. Bei Erreichen eines definierten Schwenkwinkels trennt sich die Vorsatzhaube selbsttätig vom Flugkörper.By the DE 102 11 493 B3 discloses a drop-front hood for a missile, which is held by a hinge joint and a tear-off attachment to the missile. To throw off an explosive device is ignited, whereby the tear-off fastening is torn open and the front hood pivots about the axis of movement of the hinge joint. Upon reaching a defined swivel angle, the front hood separates automatically from the missile.

Eine Vorsatzhaube und ein Flugkörper der eingangs genannten Art sind aus der DE 102 40 040 A1 bekannt. Dort wird vorgeschlagen, die Vorsatzhaube in Längsrichtung wenigstens zweigeteilt auszuführen, wobei die beiden Teile durch auslösbare Verbindungsmittel zusammengehalten sind. Werden die Verbindungsmittel betätigt bzw. ausgelöst, so öffnen sich die wenigstens beiden Teile infolge des Staudrucks im Inneren der Vorsatzhaube nach Art eines "Schnabels" nach außen und werden dadurch aus ihrer Verankerung am Flugkörper gerissen. Zur Erzeugung des Staudrucks innerhalb der Vorsatzhaube kann diese an der Spitze mit einer Öffnung versehen sein.An attachment hood and a missile of the type mentioned are from the DE 102 40 040 A1 known. There it is proposed to carry out the front hood at least two parts in the longitudinal direction, wherein the two parts are held together by releasable connecting means. If the connecting means are actuated or released, then the at least two parts open as a result of the back pressure inside the front hood in the manner of a "beak" to the outside and are thereby torn from its anchorage to the missile. To generate the dynamic pressure within the front hood this can be provided at the top with an opening.

Gemäß der CH 525 798 muss der zum Abwerfen der Vorsatzhaube erforderliche Wirkmechanismus in den Flugkörper eingebracht werden. Dies ist nachteilig für das Nachrüsten eines vorhandenen Flugkörpers. Die in der DE 196 35 851 C2 und der DE 102 11 493 B3 beschriebenen Abspreiz- bzw. Schwenkmechanismen zum einstückigen Abwerfen der Vorsatzhaube verhindern nachteiligerweise nicht das Risiko eines Zusammenpralls der abgeworfenen Vorsatzhaube mit dem Lenkflugkörper. Schließlich kann die sich nach Art eines "Schnabels" öffnende Vorsatzhaube gemäß der DE 102 40 040 A1 nachteiligerweise dann nicht abgeworfen werden, wenn der zur Öffnung erforderliche Staudruck beispielsweise während einer langsamen Flugphase nicht erreichbar ist.According to the CH 525 798 must be introduced into the missile to release the hood required working mechanism. This is disadvantageous for the retrofitting of an existing missile. The in the DE 196 35 851 C2 and the DE 102 11 493 B3 described Abspreiz- or pivoting mechanisms for integrally ejecting the front hood disadvantageously do not prevent the risk of a collision of the discarded front hood with the missile. Finally, in the manner of a "beak" opening intent hood according to the DE 102 40 040 A1 disadvantageously then not be discarded when the back pressure required for opening is not achievable, for example, during a slow flight phase.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine abwerfbare Vorsatzhaube für einen Flugkörper anzugeben, die leicht nachrüstbar und in jeder Flugphase des Flugkörpers leicht von diesem trennbar ist. Weiter ist es Aufgabe der Erfindung, einen Flugkörper mit einer derart konzipierten Vorsatzhaube anzugeben, wobei Flugkörper und Vorsatzhaube in jeder Flugphase leicht voneinander trennbar sind.The object of the invention is to provide a detachable front hood for a missile, which is easy to retrofit and easily separable from this in each flight phase of the missile. It is another object of the invention to provide a missile with such a planned intent hood, missile and hood are easily separable from each other in each flight phase.

Die erstgenannte Aufgabe wird für eine abwerfbare Vorsatzhaube für einen Flugkörper, die in wenigstens zwei Teile längsgeteilt ist, und die durch auslösbare Verbindungsmittel zusammengehalten ist, erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die Verbindungsmittel zum aktiven Auseinanderbewegen der wenigstens zwei Teile bei Auslösung ausgebildet sind.The former object is achieved according to the invention for a detachable hood for a missile, which is longitudinally divided into at least two parts, and which is held together by releasable connecting means, that the connecting means for actively moving apart of the at least two parts are formed when triggered.

Die Erfindung geht dabei in einem ersten Schritt von der Überlegung aus, dass eine längsgeteilte Vorsatzhaube leichter abwerfbar ist als eine einstückige oder quergeteilte Vorsatzhaube. Infolge der Längsteilung können nämlich die einzelnen Teile der Vorsatzhaube seitlich am Flugkörper vorbeigeführt werden. Hierzu brauchen die einzelnen Teile lediglich auseinander bewegt zu werden.In a first step, the invention is based on the consideration that a longitudinally split front hood is easier to eject than a one-piece or cross-split front hood. As a result of the longitudinal division, namely, the individual parts of the attachment hood can be guided past the missile laterally. For this, the individual parts need only be moved apart.

In einem weiteren Schritt geht die Erfindung von der Überlegung aus, dass ein sicheres und einfaches Abwerfen der Teile einer längsgeteilten Vorsatzhaube dann erreicht wird, wenn das Auseinanderbewegen der einzelnen Teile unabhängig von der jeweiligen Flugphase des Flugkörpers geschehen kann. Dies ist dann der Fall, wenn die die Teile der längsgeteilten Vorsatzhaube zusammenhaltenden Verbindungsmittel zum aktiven Auseinanderbewegen der einzelnen Teile bei Auslösung ausgebildet sind.In a further step, the invention is based on the consideration that a safe and simple ejection of the parts of a longitudinally split front hood is achieved when the moving apart of the individual parts can be done independently of the respective flight phase of the missile. This is the case when the connecting means which hold together the parts of the longitudinally split front hood are designed to actively disengage the individual parts when triggered.

Mit anderen Worten sieht die Erfindung vor, dass die einzelnen Teile einer längsgeteilten Vorsatzhaube beim Lösen der zusammenhaltenden Verbindungsmittel durch diese aktiv auseinanderbewegt werden. Infolge der Längsteilung werden dadurch die einzelnen Teile der Vorsatzhaube bezüglich der Flugkörperlängsachse radial nach außen gedrückt. Die einzelnen Teile der Vorsatzhaube werden seitlich am Flugkörper vorbeigeführt.In other words, the invention provides that the individual parts of a longitudinally split front hood when dissolving the cohesive connecting means are actively moved apart by this. As a result of the longitudinal division of the individual parts of the attachment hood are pressed radially outward with respect to the missile longitudinal axis. The individual parts of the attachment hood are guided past the missile laterally.

Führt ein Flugkörper keine Rollbewegung aus, so kann eine in zwei Teile längsgeteilte Vorsatzhaube am Flugkörper so montiert werden, dass ihr Fügespalt während des Flugs des Flugkörpers vertikal ausgerichtet ist. Dies bietet den Vorteil, dass bei einem Abwurf die beiden Teile der Vorsatzhaube auch während eines Sink- oder Steigfluges stets seitlich am Flugkörper vorbeigeführt werden. Die Gefahr einer Kollision eines im Steig- oder Sinkflug befindlichen Flugkörpers mit einem nach oben bzw. nach unten abgeworfenen Teil einer Vorsatzhaube besteht nicht. Durch eine im Wesentlichen vertikale Ausrichtung des Fügespalts wird der effektive Anstellwinkel der Teile der Vorsatzhaube, der vom Anstellwinkel des Flugkörpers zur Anströmung abhängt, minimiert. Dies bedingt eine Minimierung der Gefahr einer Kollision von Teilen der Vorsatzhaube mit dem Flugkörper.If a missile does not execute a rolling motion, a missile split into two parts can be mounted on the missile so that its joint gap is vertically aligned during flight of the missile. This offers the advantage that during a dropping the two parts of the front hood are always passed laterally on the missile during a sinking or climb flight. The risk of a collision of a missile in the climb or descent with an up or down discarded part of an intent hood does not exist. By a substantially vertical alignment of the joint gap, the effective angle of attack of the parts of the hood, which depends on the angle of incidence of the missile to the flow, minimized. This requires a minimization of the risk of collision of parts of the front hood with the missile.

Da die auslösbaren Verbindungsmittel in der Vorsatzhaube angeordnet sind, ist ein einfaches Nachrüsten von bereits vorhandenen Flugkörpern mit einer derartigen Vorsatzhaube möglich. Infolge des aktiven Auseinanderbewegens der Teile der Vorsatzhaube kann diese sowohl bei geringen als auch bei hohen Fluggeschwindigkeiten des Flugkörpers sicher abgeworfen werden. Die Auslösung der die Teile zusammenhaltenden Verbindungsmittel kann zu jedem Zeitpunkt über die im Flugkörper vorhandene Elektronik zeitgesteuert aktiviert werden. Auch ist eine Fernauslösung möglich.Since the releasable connection means are arranged in the front hood, a simple retrofitting of existing missiles with such a front hood is possible. As a result of the active moving apart of the parts of the front hood these can be safely dropped both at low and at high airspeed of the missile. The triggering of the parts holding together the connecting means can be activated at any time on the existing electronics in the missile time. Also, a remote release is possible.

Als Material für die Vorsatzhaube kann ein Metall oder ein Kunststoff verwendet werden. Als Metall bietet sich insbesondere Stahlblech an. Der Kunststoff kann gegebenenfalls mit Kohle- oder Glasfasern verstärkt oder ummantelt sein.As material for the front hood, a metal or a plastic can be used. As a metal is particularly suitable steel. The plastic may optionally be reinforced or jacketed with carbon or glass fibers.

Zum aktiven Auseinanderbewegen der wenigstens zwei Teile der Vorsatzhaube können grundsätzlich verschiedenste Techniken eingesetzt werden. Insbesondere kann eine Gasfeder, ein Sprengsatz oder ein Gasgenerator eingesetzt werden. Auch ist es vorstellbar, Teile der Vorsatzhaube mechanisch vorgespannt zusammenzuhalten, so dass beim Auslösen der Verbindungsmittel die gespeicherte mechanische Energie in kinetische Energie der auseinanderfliegenden Teile umgewandelt wird.In principle, a wide variety of techniques can be used to actively move apart the at least two parts of the front hood. In particular, a gas spring, an explosive device or a gas generator can be used. It is also conceivable to keep parts of the front hood mechanically prestressed, so that when the connecting means are triggered, the stored mechanical energy is converted into kinetic energy of the diverging parts.

Vorteilhafterweise umfassen die Verbindungsmittel einen pyrotechnisch aktivierbaren Verbindungsstift mit einer Bohrung, in welche ein Treibsatz eingesetzt ist, wobei bei Zündung des Treibsatzes, die wenigstens zwei Teile auseinander treibend, Gase freigesetzt werden. Der innerhalb kurzer Zeit hohe Energien freisetzende Treibsatz ist dabei direkt in den die Teile der Vorsatzhaube zusammenhaltenden Verbindungsstift integriert. Die bei Zündung des Treibsatzes spontan frei werdenden Gase werden zum Auseinandertreiben der Teile der Vorsatzhaube genutzt. Die Integration des Treibsatzes in den Verbindungsstift erlaubt eine Anpassung der Auslösegeschwindigkeit an die jeweils durch den Flugkörper oder durch die Einsatzbedingungen vorgegebenen äußeren Parameter. Dies kann beispielsweise durch die Materialauswahl des Verbindungsstiftes oder durch die Zusammensetzung des Treibsatzes geschehen.Advantageously, the connecting means comprise a pyrotechnically activatable connecting pin having a bore, in which a propellant charge is used, wherein upon ignition of the propellant, the at least two parts driving apart, gases are released. The high energy releasing propellant within a short time is integrated directly into the connecting pin that holds the parts of the front hood together. The spontaneously released at ignition of the propellant gases are used to divide the parts of the front hood. The integration of the propellant charge in the connecting pin allows the tripping speed to be adapted to the external parameters predetermined by the missile or by the conditions of use. This can be done for example by the choice of material of the connecting pin or by the composition of the propellant.

In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung sind die wenigstens zwei Teile der Vorsatzhaube mittels des Verbindungsstifts über axial ineinander steckbare, einen Innenhohlraum ausbildende Hohlzylinder zusammengehalten, wobei die Bohrung des Verbindungsstifts eine Öffnung zum Innenhohlraum aufweist, über welche die bei Zündung des Treibsatzes frei werdenden Gase, die Hohlzylinder axial auseinander treibend, in den Innenhohlraum strömen. Mit anderen Worten sind die wenigstens zwei Teile über Hohlzylinder nach Art eines Kolbens ineinander gesteckt. Die bei Zündung des Treibsatzes über die Öffnung in den Innenhohlraum strömenden Gase drücken die beiden Hohlzylinder auseinander, wodurch die Teile der Vorsatzhaube auseinander bewegt werden. Der Verbindungsstift reißt bei dieser Auseinanderbewegung entzwei. Über die Ausgestaltung oder die Anzahl der eingebrachten Öffnungen sowie über die Form und Größe des Innenhohlraums kann das Auseinanderbewegen der Teile der Vorsatzhaube entsprechend den Einsatzbedingungen und für einen vorhandenen Flugkörpertyp angepasst werden. Bei einer vertikalen Ausrichtung des Fügespalts bedeutet ein axiales Auseinandertreiben der Hohlzylinder ein Auseinandertreiben in Querrichtung zur Flugkörperlängsachse.In an advantageous embodiment of the invention, the at least two parts of the cap are held together by means of the connecting pin axially into one another, forming an inner cavity hollow cylinder, wherein the bore of the connecting pin has an opening to the inner cavity through which the released at ignition of the propellant gases, the Driven hollow cylinder axially apart, flow into the inner cavity. In other words, the at least two parts are inserted into one another via hollow cylinders in the manner of a piston. The gases flowing through the opening into the internal cavity when the propellant is ignited push the two hollow cylinders apart, as a result of which the parts of the ancillary hood are moved apart. The connecting pin ruptures in this disassembly movement in half. About the design or number of introduced openings as well as the shape and size of the inner cavity, the moving apart of the parts of the front hood can be adjusted according to the conditions of use and for an existing type of missile. In the case of a vertical alignment of the joint gap, an axial movement apart of the hollow cylinders means that they drift apart in the transverse direction of the missile longitudinal axis.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform sind die wenigstens zwei Teile unmittelbar mittels des Verbindungsstifts zusammengehalten, wobei sich die Bohrung in Längsrichtung erstreckt und zusätzlich zum Treibsatz einen eingepassten Kolben aufweist, und wobei der Kolben durch Zündung des Treibsatzes in Längsrichtung treibbar ist. In dieser Ausführungsform erzeugt der die beiden Teile zusammenhaltende Verbindungsstift direkt einen nach außen bzw. in Längsrichtung des Verbindungsstiftes gerichteten Impuls, wodurch die Teile der Vorsatzhaube auseinander bewegt werden. Wird der Treibsatz der in Längsrichtung ausgerichteten Bohrung gezündet, so treiben die Gase den in dieser Bohrung eingepassten Kolben in Längsrichtung voran, wodurch der Verbindungsstift auseinanderreißt. Die beiden Teile des Verbindungsstifts weisen danach einen entgegengesetzten Impuls auf. Bei dieser Ausführungsform brauchen die Teile der Vorsatzhaube lediglich so ausgestaltet sein, dass sie über den Verbindungsstift miteinander verbunden werden können. Dies kann beispielsweise dadurch geschehen, dass die Teile jeweils in einen Steg angebrachte Öffnungen aufweisen, und über diese Öffnungen mittels des als Schraube oder Niete ausgebildeten Verbindungsstifts zusammengehalten werden. Diese Technik erlaubt auch eine einfache Montage der Vorsatzhaube auf den Flugkörper.In a further advantageous embodiment, the at least two parts are held together directly by means of the connecting pin, wherein the bore extends in the longitudinal direction and in addition to the propellant has a fitted piston, and wherein the piston is driven by ignition of the propellant charge in the longitudinal direction. In this embodiment, the connecting pin which holds the two parts together directly generates an impulse directed outwards or in the longitudinal direction of the connecting pin, whereby the parts of the front cover are moved apart. When the propellant charge of the longitudinally aligned bore is ignited, the gases propel the piston fitted in this bore longitudinally, as a result of which the connecting pin tears apart. The two parts of the connecting pin then have an opposite pulse. In this embodiment, the parts of the front hood need only be designed so that they can be connected to one another via the connecting pin. This can be done, for example, that the parts each have openings mounted in a web, and are held together via these openings by means of the connecting pin formed as a screw or rivet. This technique also allows easy installation of the front hood on the missile.

Vorteilhafterweise weist der Verbindungsstift eine Sollbruchstelle auf. Über die Sollbruchstelle ist sichergestellt, dass der Verbindungsstift bei Zündung des Treibsatzes an einer vorherbestimmten Stelle auseinanderreißt. Im Falle des mit einem eingepassten Kolben versehenen Verbindungsstifts empfiehlt es sich, die Sollbruchstelle im Wesentlichen quer zur Längsrichtung des Verbindungsstiftes anzubringen, so dass der Impuls des durch Zündung des Treibsatzes in Längsrichtung vorangetriebenen Kolbens auf die Sollbruchstelle wirkt.Advantageously, the connecting pin has a predetermined breaking point. About the predetermined breaking point is ensured that the connecting pin tearing at ignition of the propellant charge at a predetermined location. In the case of the coupling pin provided with a fitted piston, it is advisable to attach the predetermined breaking point essentially transversely to the longitudinal direction of the connecting pin, so that the momentum of the piston driven forward in the longitudinal direction by ignition of the propellant acts on the predetermined breaking point.

In einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist die Vorsatzhaube kegel-, ogiven-oder paraboloidförmig. Auch anderweitige strömungsgünstige Formgebungen der Vorsatzhaube, die beispielsweise eine gegenüber der Halbkugelform bessere Aerodynamik aufweisen, sind denkbar. Diese Formen weisen eine günstige Aerodynamik auf und helfen somit, den Luftwiderstand des Flugkörpers zu verringern. Für Flugkörper, die aufgrund eines notwendigen großen Beobachtungswinkels einen halbkugelförmigen Dom aufweisen, erlaubt eine derart aerodynamisch günstige ausgestaltete Vorsatzhaube die Reichweite zu verbessern. Die Vorsatzhaube dient somit als aerodynamische Verkleidung und verringert den aerodynamischen Widerstand der Grundkonfiguration des Flugkörpers ohne Vorsatzhaube. Auch für den Fall, dass ein Luft-Luft-Flugkörper mit zugunsten des Beobachtungswinkels hinsichtlich der Aerodynamik nicht optimierten Domform vom Boden aus gestartet werden soll, bildet eine aerodynamisch günstig ausgelegte Vorsatzhaube die Möglichkeit, die von einem Flugzeug abgeschossen erzielte Reichweite auch vom Boden aus abgeschossen zu erreichen.In a further advantageous embodiment, the front hood is conical, ogiven or paraboloid. Other aerodynamic shapes of the front hood, which have, for example, a comparison with the hemisphere shape better aerodynamics, are conceivable. These forms have a favorable aerodynamics and thus help to reduce the aerodynamic drag of the missile. For missiles, which have a hemispherical dome due to a necessary large observation angle, such an aerodynamically favorable designed intent hood allows to improve the range. The front hood thus serves as an aerodynamic fairing and reduces the aerodynamic drag of the basic configuration of the missile without Vorsatzhaube. Even in the event that an air-to-air missile with respect to the aerodynamic non-optimized dome shape is to be launched from the ground, an aerodynamically designed intent hood forms the possibility of the shot from an aircraft range also launched from the ground to reach.

Für das Abwerfen der Vorsatzhaube ist es günstig, wenn diese endseitig mittels einer konvexen Nut mit dem Flugkörper verbindbar ist. Wird der Impuls zum aktiven Auseinanderbewegen der Teile der Vorsatzhaube im vorderen Bereich der Haube übertragen, so erlaubt diese Ausgestaltung die Teile der Vorsatzhaube über diese konvexe Nut radial vom Flugkörper abzukippen.For dropping the front hood, it is advantageous if this end is connectable by means of a convex groove with the missile. If the pulse for actively moving apart of the parts of the front hood is transmitted in the front region of the hood, this embodiment allows the parts of the front hood to tilt over this convex groove radially from the missile.

Um die Haube sicher am Flugkörper zu befestigen, ist es vorteilhaft, wenn zur Verspannung mit dem Flugkörper am Innenumfang der Vorsatzhaube eine abknickende Nut zur Führung eines am Flugkörper angeordneten Stifts eingebracht ist. Hierbei ist es insbesondere günstig, wenn bezüglich des Umfangs der Haube zwei um 180° versetzte derartige Nuten eingebracht sind, in denen die aus der Struktur des Flugkörpers herausragenden entsprechenden Stifte entlanggeführt werden. Durch einfaches Verdrehen der Vorsatzhaube gegenüber dem Flugkörper kann hierbei eine zusätzliche Befestigungsmöglichkeit geschaffen werden. Die abknickende Nut und der am Flugkörper angeordnete Stift bilden somit einen so genannten "Bajonett-Verschluss".In order to secure the hood securely to the missile, it is advantageous if, for bracing with the missile on the inner circumference of the intent hood a kinking groove for guiding a arranged on the missile pin is introduced. In this case, it is particularly favorable if, with respect to the circumference of the hood, two such grooves offset by 180 ° are introduced, in which the corresponding pins protruding from the structure of the missile are guided along. By simply turning the front hood In this case, an additional mounting option can be created relative to the missile. The kinking groove and the pen arranged on the missile thus form a so-called "bayonet lock".

Für den Fall der Kombination einer endseitig angebrachten konvexen Nut mit der zur Aufnahme eines aus der Struktur des Flugkörpers herausragenden Stiftes vorgesehenen abknickenden Nut kann die Haube auf den Flugkörper dadurch montiert bzw. demontiert werden, indem sie zunächst axial auf einen am Umfang des Flugkörpers angeordneten Bund aufgeschoben wird. Dabei gelangt die endseitige konvexe Nut der Vorsatzhaube in Eingriff mit einer am Bund angebrachten, nach vorne gerichteten konkaven Nut. Gleichzeitig greifen der oder die am Flugkörper angebrachten Stifte in die entsprechenden, am Innenumfang angebrachten abknickenden Nuten der Vorsatzhaube ein. Durch eine geringe Drehung der Vorsatzhaube wird diese dann zwischen den Stiften und dem Bund am Flugkörper verspannt. Der umlaufende Bund erfüllt weiter eine axiale Abstützfunktion bei Beschleunigung des Flugkörpers.In the case of the combination of an end-mounted convex groove with the intended for receiving a protruding from the structure of the missile pin kinking groove, the hood can be mounted on the missile or dismantled by first axially on a arranged on the circumference of the missile collar is postponed. In this case, the end-side convex groove of the attachment hood engages with a collar-oriented, forwardly directed concave groove. At the same time, the pin or pins attached to the missile engage in the corresponding kinked grooves of the hood which are attached to the inner circumference. By a slight rotation of the front hood this is then clamped between the pins and the collar on the missile. The circumferential collar also fulfills an axial support function during acceleration of the missile.

Die zweitgenannte Aufgabe hinsichtlich eines Flugkörpers wird dadurch gelöst, dass der Flugkörper erfindungsgemäß eine abwerfbare Vorsatzhaube wie vorstehend beschrieben aufweist.The second-mentioned object with regard to a missile is achieved in that according to the invention the missile has a detachable front hood as described above.

Vorteilhafterweise greift hierbei wie beschrieben die Vorsatzhaube endseitig in einen in Umfangsrichtung verlaufenden erhabenen Bund am Flugkörper ein. Dabei hat es sich insbesondere gezeigt, dass es zur Befestigung der Vorsatzhaube und auch zum Abwerfen ihrer Teile genügt, wenn der erhabene Bund in Umfangsrichtung teilweise unterbrochen ist. Die Unterbrechung kann hierbei auch großzügig ausgestaltet sein.Advantageously, in this case, as described, the front hood engages in the end in a circumferentially extending raised collar on the missile. It has been shown in particular that it is sufficient for fastening the front hood and also for dropping their parts when the raised collar is partially interrupted in the circumferential direction. The interruption can also be designed generously.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden in einer Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigen:

Fig. 1
in einer perspektivischen Darstellung eine in zwei Hälften längsgeteilte Vorsatzhaube,
Fig. 2
in einem Schnitt eine Vorsatzhaube gemäß Fig. 1 mit Blick auf einen die beiden Hälften zusammenhaltenden Verbindungsstift,
Fig. 3
einen vergrößerten Ausschnitt aus Fig. 2,
Fig. 4
in perspektivischer Darstellung die Innenwandung einer der beiden Hälften der in Fig. 1 gezeigten Vorsatzhaube,
Fig. 5
in perspektivischer Darstellung die Spitze eines zur Aufnahme der Vorsatzhaube vorbereiteten Flugkörpers,
Fig. 6
in einem Schnitt eine Vorsatzhaube gemäß Fig. 1, wobei die Verbindung der beiden Hälften in Form von ineinander steckbaren Hohlzylindern ausgebildet ist und
Fig. 7
einen vergrößerten Ausschnitt aus Fig. 6.
Embodiments of the invention are explained in more detail in a drawing. Showing:
Fig. 1
in a perspective view, a longitudinally split in two halves Vorsatzhaube,
Fig. 2
1 is a view of a connecting pin holding the two halves together,
Fig. 3
an enlarged detail of Fig. 2,
Fig. 4
3 is a perspective view of the inner wall of one of the two halves of the front hood shown in FIG. 1;
Fig. 5
in a perspective view, the tip of a prepared for receiving the front hood missile,
Fig. 6
in a section an attachment hood according to FIG. 1, wherein the connection of the two halves is designed in the form of plug-in hollow cylinders and
Fig. 7
an enlarged detail of Fig. 6.

Fig. 1 zeigt in perspektivischer Darstellung eine in Längsrichtung zweigeteilte abwerfbare Vorsatzhaube 10 für einen Flugkörper. Die Vorsatzhaube 10 erstreckt sich von einer Spitze 12 zu einem Ende 13. Deutlich erkennbar sind die beiden Teile 15, 16, die über einen in Längsrichtung der Vorsatzhaube 10 verlaufenden Fügespalt 18 aneinander gesetzt sind. Die Vorsatzhaube 10 weist zwei den Außenumfang teilumlaufenden Abdeckungen 20 auf, die abnehmbar sind, um die beiden Teile 15, 16 miteinander montieren zu können.Fig. 1 shows a perspective view of a two-part split in the longitudinal direction ejectable front hood 10 for a missile. The front hood 10 extends from a tip 12 to one end 13. Clearly visible are the two parts 15, 16, which are set over a running in the longitudinal direction of the attachment hood 10 joint gap 18 together. The front hood 10 has two covers 20 circumferentially partially revolving, which are removable in order to mount the two parts 15, 16 together.

Fig. 2 zeigt in einem Schnitt eine entsprechend Fig. 1 ausgebildete Vorsatzhaube 10. Es sind die beiden Teile 15, 16 sowie der in Längsrichtung verlaufende Fügespalt 18 zu erkennen. Ebenfalls sind die zur Verbindung der beiden Teile 15, 16 vorgesehenen Stege 22, 23 deutlich erkennbar. Über eine jeweils in den Steg 22 und 23 angebrachte Bohrung werden die beiden Hälften 15, 16 mittels eines Verbindungsstifts 25 zusammengehalten. Der Verbindungsstift 25 ist hierzu als eine Schraube mit einem Schraubenkopf 26 und einem Gewinde 27 ausgebildet. Mittels einer dem Gewinde 27 aufgesetzten Mutter 28 können die beiden Teile 15, 16 der Vorsatzhaube 10 leicht mit geeignetem Werkzeug miteinander verbunden werden. Weiter ist das Teil 15 zur Impulsübertragung bei Auslösung des Verbindungsstifts 25 über ein mit Hilfe des Außengewindes 71 verschraubtes Abschlußstück 29 fest mit dem Verbindungsstift 25 verbunden. In das Teil 16 ist der Schraubenkopf 26 mittels eines Außengewindes 70 ebenfalls eingeschraubt. Der Anbindungsstift 25 kann auch als Verbindungsbolzen ausgelegt sein.Fig. 2 shows in a section corresponding to FIG. 1 trained attachment hood 10. There are the two parts 15, 16 and the longitudinally extending joint gap 18 can be seen. Also provided for connecting the two parts 15, 16 webs 22, 23 are clearly visible. About a respectively mounted in the web 22 and 23 bore the two halves 15, 16 are held together by means of a connecting pin 25. The connecting pin 25 is designed for this purpose as a screw with a screw head 26 and a thread 27. By means of a thread 27 patch nut 28, the two parts 15, 16 of the cap 10 can be easily connected to each other with a suitable tool. Next, the part 15 is connected to the impulse transmission upon release of the connecting pin 25 via a bolted by means of the external thread 71 end piece 29 fixed to the connecting pin 25. In the part 16 of the screw head 26 is also screwed by means of an external thread 70. The connection pin 25 can also be designed as a connecting pin.

Der die beiden Teile 15, 16 der Vorsatzhaube 10 gemäß Fig. 2 zusammenhaltende Verbindungsstift 25 ist im Detail Fig. 3 entnehmbar. Der Verbindungsstift 25 weist den bereits in Fig. 2 erkennbaren Schraubenkopf 26 und am anderen Ende das ebenfalls in Fig. 2 bereits dargestellte Gewinde 27 auf. Im Inneren des Verbindungsstifts 25 ist eine sich in Längsrichtung erstreckende Bohrung 30 eingebracht. In diese Bohrung ist ein Kolben 32 sowie ein Treibsatz 33 eingebracht. Vor dem Treibsatz 33 befindet sich im Inneren des Verbindungsstifts 25 eine Zündpille 35, die über nach außen geführte Anschlussdrähte 36 zündbar ist. In der Mitte des Verbindungsstifts 25 ist eine Sollbruchstelle 38 in Form einer umlaufenden Nut eingebracht. Wird mittels der Zündpille 35 der Treibsatz 33 gezündet, so entwickeln sich explosionsartig in der Bohrung 30 Gase, die den Kolben 32 nach vorne, weg vom Schraubenkopf 26 treiben. Durch den Vorwärtsimpuls des Kolbens 32 und durch den infolge Rückstoß bewirkten gegensätzlichen Impuls auf den Verbindungsstift 25 reißt der Verbindungsstift an der Sollbruchstelle 38 auseinander. Infolge des Vorwärtsimpulses des Kolbens 32, der auf das mit dem Gewinde 27 versehene Teilstück des Verbindungsstifts 25 wirkt, und des entgegengesetzten Rückstoßimpulses, der auf das mit dem Schraubenkopf 26 versehene Teilstück des Verbindungsstifts 25 wirkt, werden beide Verbindungsteile in entgegengesetzte Richtung auseinander getrieben. Dieser Impuls überträgt sich auf die mit diesem Verbindungsstift 25 zusammengehaltenen Teile 15,16 der Vorsatzhaube 10 gemäß Fig. 2. Zur Befestigung sind hierbei das Abschlußstück 29 mit dem Außengewinde 71 und der Schraubenkopf 26 mit dem Außengewinde 70 mit den Teilen 15 bzw. 16 verbunden.The two parts 15, 16 of the attachment hood 10 as shown in FIG. 2 cohesive connecting pin 25 is shown in detail Fig. 3 can be removed. The connecting pin 25 has the already recognizable in Fig. 2 screw head 26 and at the other end the thread 27 also shown in Fig. 2 on. Inside the connecting pin 25 is a longitudinal direction extending bore 30 introduced. In this bore, a piston 32 and a propellant 33 is introduced. Before the propellant 33 is located in the interior of the connecting pin 25, a squib 35, which is ignited via outgoing leads 36. In the middle of the connecting pin 25, a predetermined breaking point 38 is introduced in the form of a circumferential groove. If the propellant charge 33 is ignited by means of the squib 35, gases develop in an explosive manner in the bore 30, which drive the piston 32 forwards, away from the screw head 26. Due to the forward pulse of the piston 32 and caused by the recoil opposing pulse on the connecting pin 25 of the connecting pin at the predetermined breaking point 38 apart. Due to the forward pulse of the piston 32, which acts on the threaded portion 27 of the connecting pin 25, and the opposite recoil pulse acting on the provided with the screw head 26 portion of the connecting pin 25, both connecting parts are driven apart in the opposite direction. This impulse is transferred to the parts 15, 16 of the attachment hood 10 according to FIG. 2 held together with this connection pin 25. For attachment, the termination piece 29 is connected to the external thread 71 and the screw head 26 is connected to the external thread 70 with the parts 15 and 16 ,

Fig. 4 zeigt wiederum in perspektivischer Darstellung die Innenseite eines Teils 15 der längsgeteilten Vorsatzhaube 10 gemäß Fig. 1 oder 2. Deutlich ist hierbei der Steg 22 zu erkennen, über den das Teil 15 mit dem anderen Teil 16 der Vorsatzhaube 10 verbindbar ist. Hierzu ist in den Steg 22 ein Bohrung 38 eingebracht. Endseitig weist das Teil 15 eine umlaufende konvexe Nut 40 auf, die zum Eingriff in eine entsprechend am Flugkörper angebrachte konkave Nut vorgesehen ist. Etwa in der Umfangsmitte des Teils 15 ist eine abknickende Nut 42 am Innenumfang eingebracht. Diese abknickende Nut 42 dient der Führung eines aus der Kontur des Flugkörpers ragenden Stiftes. Zum Montieren der Vorsatzhaube wird diese axial aufgeschoben, wobei der entsprechende Stift zunächst in axialer Richtung entlang der Nut 42 geführt ist. Anschließend kann die Vorsatzhaube nach Art eines Bajonettverschlusses durch Drehen gegenüber dem Flugkörper verspannt werden, wobei dann der entsprechende Stift 52 in dem in Umfangsrichtung des Teils 15 abgeknickten Teil der Nut 42 geführt ist.Fig. 4 again shows a perspective view of the inside of a portion 15 of the longitudinally split hood 10 as shown in FIG. 1 or 2. Clearly, the web 22 can be seen, through which the part 15 with the other part 16 of the attachment hood 10 is connectable. For this purpose, a bore 38 is introduced into the web 22. At the end, the part 15 has a circumferential convex groove 40, which is provided for engagement in a correspondingly mounted on the missile concave groove. Approximately in the circumferential center of the part 15, a kinking groove 42 is introduced on the inner circumference. This kinking groove 42 serves to guide a protruding from the contour of the missile. For mounting the front hood it is pushed axially, wherein the corresponding pin is initially guided in the axial direction along the groove 42. Subsequently, the front hood can be clamped in the manner of a bayonet lock by turning against the missile, in which case the corresponding pin 52 is guided in the part of the groove 42 bent in the circumferential direction of the part 15.

Fig. 5 zeigt perspektivisch die Spitze 45 eines zur Aufnahme einer Vorsatzhaube 10 gemäß den Fig. 1 oder 2 vorbereiteten Flugkörpers. An der Spitze 45 des Flugkörpers ist ein halbkugelförmiger Dom 47 aus einem für IR-Strahlung durchlässigen Material angeordnet. Hinter dem Dom 47 befindet sich ein kardanisch gelagerter IR-Suchkopf, der einen großen Raumwinkelbereich nach Zielsignaturen abtastet. Zur Aufnahme der Vorsatzhaube 10 weist die Spitze 45 des Flugkörpers einen umlaufenden Bund 49 auf, an dessen zum Dom hin nach vorne gerichteten Ende eine umlaufende konkave Nut 50 eingebracht ist. Weiter sind am Umfang der Spitze 45 um 180° versetzt zwei aus der Kontur des Flugkörpers herausragende Stifte 52 angebracht, die in die in Fig. 4 dargestellte abknickende Nut 42 der jeweiligen Teile 15, 16 der Vorsatzhaube 10 eingreifen. Zum Schutz des Doms 47 kann zwischen diesem und der Vorsatzhaube ein Schaumstoffkörper eingelegt werden.5 shows a perspective view of the tip 45 of a missile prepared for receiving a front hood 10 according to FIGS. 1 or 2. At the tip 45 of the missile is a hemispherical dome 47 of IR radiation permeable material arranged. Behind the dome 47 is a gimbaled IR seeker that scans a large solid angle area for target signatures. To accommodate the attachment hood 10, the tip 45 of the missile has a circumferential collar 49, at the end toward the dome forward a circumferential concave groove 50 is introduced. Furthermore, two protruding out of the contour of the missile pins 52 are mounted on the circumference of the tip 45 offset by 180 °, which engage in the bending groove 42 of the respective parts 15, 16 of the adapter hood 10 shown in FIG. 4. To protect the dome 47, a foam body can be inserted between this and the front hood.

Fig. 6 zeigt in einem Schnitt wiederum eine entsprechend Fig. 1 ausgebildete Vorsatzhaube 10. Es sind die beiden Teile 15, 16 sowie der in Längsrichtung verlaufende Fügespalt 18 zu erkennen. Die beiden Teile 15 und 16 sind hierbei über ineinander steckbare Hohlzylinder 54, 55 miteinander verbunden. Die Hohlzylinder werden hierbei über einen Verbindungsstift 60 zusammengehalten. Zum aktiven Auseinanderbewegen der beiden Teile 15 und 16 bilden die beiden Hohlzylinder im Inneren einen Innenhohlraum 57, in die beim Auslösen des Verbindungsstifts 60 die freiwerdenden Gase expandieren.Fig. 6 shows in a section again a corresponding to FIG. 1 trained intent hood 10. There are the two parts 15, 16 and the longitudinally extending joint gap 18 can be seen. The two parts 15 and 16 are connected to each other via plug-in hollow cylinder 54, 55 together. The hollow cylinders are held together by a connecting pin 60. For actively moving apart of the two parts 15 and 16, the two hollow cylinders form an inner cavity 57 in the interior, into which the released gases expand when the connecting pin 60 is triggered.

Fig. 7 zeigt hierzu die Verbindung der beiden Hälften 15, 16 über die ineinander steckbaren Hohlzylinder 54 und 55 im Detail. Dabei greift ein erster Hohlzylinder 54 des Teils 15 in einen zweiten Hohlzylinder 55 des Teils 16 ein. Die Hohlzylinder 54, 55 sind ineinander bewegbar. Der durch die ineinander gesteckten Hohlzylinder 54, 55 geschaffene Innenhohlraum 57 ist deutlich sichtbar. Die beiden Teile 15, 16 der Vorsatzhaube 10 werden über einen Verbindungsstift 60 zusammengehalten, wozu dieser ein Gewinde 61 aufweist. Am Kopfende des Verbindungsstifts 60 wird ein Anschlusstück 62 in das Teil 16 eingeschraubt. Im Innenhohlraum 57 weist der Verbindungsstift 60 eine Sollbruchstelle 63 in Form einer umlaufenden Nut auf. Weiter zeigt der Verbindungsstift 60 zwei in den Innenhohlraum 57 mündende Öffnungen 64. Im Inneren des Verbindungsstifts 60 ist eine Bohrung 65 eingebracht, die komplett mit einem Treibsatz 66 gefüllt ist.For this purpose, FIG. 7 shows the connection of the two halves 15, 16 via the plug-in hollow cylinders 54 and 55 in detail. In this case, a first hollow cylinder 54 of the part 15 engages in a second hollow cylinder 55 of the part 16. The hollow cylinders 54, 55 are movable into each other. The created by the nested hollow cylinder 54, 55 inner cavity 57 is clearly visible. The two parts 15, 16 of the front hood 10 are held together by a connecting pin 60, to which this has a thread 61. At the head end of the connecting pin 60, a connecting piece 62 is screwed into the part 16. In the inner cavity 57, the connecting pin 60 has a predetermined breaking point 63 in the form of a circumferential groove. Further, the connecting pin 60 shows two opening into the inner cavity 57 openings 64. In the interior of the connecting pin 60 has a bore 65 is introduced, which is completely filled with a propellant 66.

Der Treibsatz 66 kann über eine im Abschlussstück 62 eingebrachte Zündpille 67 gezündet werden, wozu die Zündpille 67 einen Kontakt 73 zur Übertragung eines Zündimpulses aufweist.The propellant 66 can be ignited via a squib 62 introduced in the squib 62, to which the squib 67 has a contact 73 for transmitting an ignition pulse.

Wird über die Zündpille 67 der Treibsatz 66 im Verbindungsstift 60 gezündet, so entweichen die entstehenden Gase über die beiden Öffnungen 64 in den Innenhohlraum 57. Gleichzeitig reißt die Sollbruchstelle 63 auf. Durch weitere Expansion im Innenhohlraum 57 werden die beiden Hohlzylinder 54, 55 auseinander bewegt. Die beiden Teile 15, 16 der Vorsatzhaube werden aktiv auseinandergetrieben.If the propellant charge 66 in the connecting pin 60 is ignited via the squib 67, the resulting gases escape via the two openings 64 into the internal hollow space 57. At the same time, the predetermined breaking point 63 ruptures. By further expansion in the inner cavity 57, the two hollow cylinders 54, 55 are moved apart. The two parts 15, 16 of the front hood are actively driven apart.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1010
Vorsatzhaubenosecone
1212
Spitzetop
1313
EndeThe End
15, 1615, 16
Teileparts
1818
Fügespaltjoining gap
2020
Abdeckungencovers
22, 2322, 23
Stegweb
2525
Verbindungsstiftconnecting pin
2626
Schraubenkopfscrew head
2727
Gewindethread
2828
Muttermother
3030
Bohrungdrilling
3232
Kolbenpiston
3333
Treibsatzpropellant
3535
Zündpillesquib
3636
Anschlussdrähteleads
3838
SollbruchstelleBreaking point
4040
konvexe Nutconvex groove
4242
abknickende Nutkinking groove
4545
Spitze des FlugkörpersTip of the missile
4747
Domcathedral
4949
BundFederation
5050
konkave Nutconcave groove
5252
Stiftepencils
5454
erster Hohlzylinderfirst hollow cylinder
5555
zweiter Hohlzylindersecond hollow cylinder
5757
Innenhohlrauminternal cavity
6060
Verbindungsstiftconnecting pin
6161
Gewindethread
6262
Abschlussstückterminating piece
6363
SollbruchstelleBreaking point
6464
Öffnungopening
6565
Bohrungdrilling
6666
Treibsatzpropellant
6767
Zündpillesquib
6868
Anschlussdrähteleads

Claims (11)

Abwerfbare Vorsatzhaube (10) für einen Flugkörper, die in wenigstens zwei Teile (15, 16) längsgeteilt ist, und die durch auslösbare Verbindungsmittel zusammengehalten ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Verbindungsmittel zum aktiven Auseinanderbewegen der wenigstens zwei Teile (15, 16) bei Auslösung ausgebildet sind.A throw-away hood (10) for a missile which is split longitudinally into at least two parts (15, 16) and which is held together by releasable connecting means,
characterized in that
the connection means are designed to actively move the at least two parts (15, 16) apart when triggered. Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Verbindungsmittel einen pyrotechnisch aktivierbaren Verbindungsstift (25, 60) mit einer Bohrung (30, 65) umfassen, in welche ein Treibsatz (33, 66) eingesetzt ist, wobei bei Zündung des Treibsatzes (33, 66), die wenigstens zwei Teile (15,16) auseinander treibend, Gase freigesetzt werden.A throw-away hood (10) according to claim 1,
characterized in that
the connecting means comprise a pyrotechnically activatable connecting pin (25, 60) with a bore (30, 65) into which a propellant charge (33, 66) is inserted, whereby upon ignition of the propellant charge (33, 66), the at least two parts (15 , 16) driving apart, gases are released. Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die wenigstens zwei Teile (15, 16) mittels des Verbindungsstifts (25, 60) über axial ineinander steckbare, einen Innenhohlraum (57) ausbildende Hohlzylinder (54, 55) zusammengehalten sind, wobei die Bohrung des Verbindungsstifts (60) eine Öffnung (64) zum Innenhohlraum (57) aufweist, über welche die bei Zündung des Treibsatzes (66) frei werdenden Gase, die Hohlzylinder (54, 55) axial auseinander treibend, in den Innenhohlraum (57) strömen.A throw-away hood (10) according to claim 2,
characterized in that
the at least two parts (15, 16) are held together by means of the connecting pin (25, 60) via hollow cylinders (54, 55) which can be plugged axially into one another and form an internal cavity (57), the bore of the connecting pin (60) having an opening (64). to the internal cavity (57) through which the gases released upon ignition of the propellant charge (66), the hollow cylinders (54, 55) driving axially apart, flow into the internal cavity (57). Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die wenigstens zwei Teile (15, 16) unmittelbar mittels des Verbindungsstifts (25) zusammengehalten sind, wobei sich die Bohrung (30) in Längsrichtung erstreckt und zusätzlich zum Treibsatz (33) einen eingepassten Kolben (32) aufweist, und wobei der Kolben (32) durch Zündung des Treibsatzes (33) in Längsrichtung treibbar ist.A throw-away hood (10) according to claim 2,
characterized in that
the at least two parts (15, 16) are held together directly by means of the connecting pin (25), the bore (30) extending longitudinally and in addition to the propellant (33) having a fitted piston (32), and the piston (32 ) Is driven by ignition of the propellant charge (33) in the longitudinal direction. Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach einem der Ansprüche 2 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, dass
der Verbindungsstift (25, 60) eine Sollbruchstelle (63) aufweist.A throw-away hood (10) according to any one of claims 2 to 4,
characterized in that
the connecting pin (25, 60) has a predetermined breaking point (63). Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
sie kegel-, ogiven- oder paraboloidförmig ist.A throw-away hood (10) according to any one of the preceding claims,
characterized in that
it is conical, ogiven or paraboloidal. Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
sie endseitig mittels einer konvexen Nut (40) mit dem Flugkörper verbindbar ist.A throw-away hood (10) according to any one of the preceding claims,
characterized in that
it can be connected at the end by means of a convex groove (40) with the missile. Abwerfbare Vorsatzhaube (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
zur Verspannung mit dem Flugkörper am Innenumfang eine abknickende Nut (42) zur Führung eines am Flugkörper angeordneten Stifts (52) eingebracht ist.A throw-away hood (10) according to any one of the preceding claims,
characterized in that
for bracing with the missile on the inner circumference a kinking groove (42) for guiding a arranged on the missile pin (52) is introduced. Flugkörper mit einer abwerfbaren Vorsatzhaube (10) gemäß einem der vorangehenden Ansprüche.Missile with a detachable front hood (10) according to one of the preceding claims. Flugkörper nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Vorsatzhaube (10) endseitig in einen in Umfangsrichtung verlaufenden erhabenen Bund (49) eingreift.A missile according to claim 10,
characterized in that
the front hood (10) engages the end in a circumferentially extending raised collar (49). Flugkörper nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet, dass
der erhabene Bund (49) in Umfangsrichtung teilweise unterbrochen ist.A missile according to claim 11,
characterized in that
the raised collar (49) is partially interrupted in the circumferential direction.
EP06012006A 2005-06-27 2006-06-10 Throwable nose hull as well as flying body with throwable nose hull Active EP1739384B1 (en)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102005030090A DE102005030090B4 (en) 2005-06-27 2005-06-27 Throw-off hood and missile with detachable hood

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1739384A1 true EP1739384A1 (en) 2007-01-03
EP1739384B1 EP1739384B1 (en) 2008-04-16

Family

ID=37027575

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP06012006A Active EP1739384B1 (en) 2005-06-27 2006-06-10 Throwable nose hull as well as flying body with throwable nose hull

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7661625B2 (en)
EP (1) EP1739384B1 (en)
DE (1) DE102005030090B4 (en)
IL (1) IL176446A (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009024244A1 (en) * 2007-08-17 2009-02-26 Rheinmetall Waffe Munition Gmbh Device with two components that are releasably joined together by means of a separating bolt
WO2010047861A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-29 Raytheon Company Missile with system for separating subvehicles
WO2011141527A1 (en) * 2010-05-12 2011-11-17 Tda Armements S.A.S Guided munition protected by an aerodynamic cap
EP2354756A3 (en) * 2010-02-06 2014-10-22 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Missile head and method for separating a cowling from the body of a missile
EP2977713A1 (en) * 2014-07-23 2016-01-27 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Fuselage nose cap for a missile

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090223403A1 (en) * 2006-01-10 2009-09-10 Harding David K Warhead delivery system
US8156867B2 (en) * 2006-07-17 2012-04-17 Raytheon Company Methods and apparatus for multiple part missile
IL189089A0 (en) * 2008-01-28 2008-08-07 Rafael Advanced Defense Sys Apparatus and method for splitting and removing a shroud from an airborne vehicle
WO2009105312A2 (en) * 2008-01-31 2009-08-27 The Penn State Research Foundation Removable protective nose cover
US20100327115A1 (en) * 2009-04-30 2010-12-30 Alexis Cenko Aircraft pod store separation characteristics
US8058597B2 (en) * 2009-05-06 2011-11-15 Raytheon Company Low cost deployment system and method for airborne object
US8519312B1 (en) * 2010-01-29 2013-08-27 Raytheon Company Missile with shroud that separates in flight
US8350201B2 (en) 2010-10-14 2013-01-08 Raytheon Company Systems, apparatus and methods to compensate for roll orientation variations in missile components
FR2966920B1 (en) * 2010-10-29 2013-05-17 Tda Armements Sas EJECTABLE AERODYNAMIC COIFFE FOR GUIDED MUNITION AND GUIDE MUNITION COMPRISING SUCH A BOX.
FR2966919B1 (en) * 2010-10-29 2013-11-01 Tda Armements Sas A SECURE AERODYNAMIC COVER FOR GUIDED MUNITION AND GUIDEED MUNITION COMPRISING SUCH A BOX.
US8497456B2 (en) * 2011-03-30 2013-07-30 Raytheon Company Guided munitions including interlocking dome covers and methods for equipping guided munitions with the same
US8689698B2 (en) * 2011-06-08 2014-04-08 Dennis Shasha Methods and systems for multi-dimensional motion
KR101265090B1 (en) 2011-10-20 2013-05-16 국방과학연구소 Separation apparatus for cap of flight vehicle and flight vehicle having the same
US9018572B2 (en) * 2012-11-06 2015-04-28 Raytheon Company Rocket propelled payload with divert control system within nose cone
US9121668B1 (en) 2014-02-13 2015-09-01 Raytheon Company Aerial vehicle with combustible time-delay fuse
IL232381B (en) 2014-04-30 2020-02-27 Israel Aerospace Ind Ltd Cover
US9857154B2 (en) * 2014-07-30 2018-01-02 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Steerable munitions projectile
US10030952B1 (en) 2017-03-30 2018-07-24 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Thermally deployable shroud for affordable precision guided projectile
FR3065798A1 (en) * 2017-04-28 2018-11-02 Mbda France ACTUATING DEVICE FOR EJECTING AT LEAST ONE REMOVABLE PORTION OF MISSILE, ESPECIALLY A HEAD
KR101995522B1 (en) * 2019-01-22 2019-07-02 국방과학연구소 Restraint and separation device of noscon cover for small guided rocket and restraint and separation method using it
CN113513951A (en) * 2021-04-30 2021-10-19 中国工程物理研究院总体工程研究所 Connection unlocking and heat-proof system of full-enclosed split head cover

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3453960A (en) * 1967-12-11 1969-07-08 Gen Dynamics Corp Noncontaminating linear explosive separation
CH525798A (en) 1970-03-23 1972-07-31 Hughes Aircraft Co Protective device with a destructible hood
DE19635851C2 (en) 1996-09-04 2001-02-08 Bodenseewerk Geraetetech Guided missile
DE10127483A1 (en) * 2001-06-07 2002-12-12 Acts Gmbh & Co Kg Isolating bolt has charge mounted in pre-mounted explosive and ignition unit for separate connection to screw body, which can be attached to components without explosive and ignition unit
EP1319920A1 (en) * 2001-12-14 2003-06-18 Dassault Aviation Pyrotechnical separator and separation system equipped with said separator
DE10211493B3 (en) 2002-03-15 2004-02-26 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Covering cap for a cruise missile comprises a cap held on its edge by a hinge joint and a pull-off fixing which during explosive severing pivots about the movement pole of the hinge joint
DE10240040A1 (en) 2002-08-27 2004-03-11 BODENSEEWERK GERäTETECHNIK GMBH Guided missile with detachable protective cap
EP1418121A1 (en) * 2002-11-06 2004-05-12 Eaton Fluid Power GmbH Emergency door actuator system
US20050000383A1 (en) * 2003-07-01 2005-01-06 Facciano Andrew B. Missile with multiple nosecones

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3070018A (en) * 1961-02-27 1962-12-25 Marcellus W Fahi Nose cone ejection system
US3362290A (en) * 1965-04-13 1968-01-09 Mc Donnell Douglas Corp Non-contaminating thrusting separation system
US3706281A (en) * 1971-04-01 1972-12-19 Nasa Method and system for ejecting fairing sections from a rocket vehicle
US6601886B1 (en) * 2002-05-31 2003-08-05 Hexcel Corporation Energy absorbing composite tube

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3453960A (en) * 1967-12-11 1969-07-08 Gen Dynamics Corp Noncontaminating linear explosive separation
CH525798A (en) 1970-03-23 1972-07-31 Hughes Aircraft Co Protective device with a destructible hood
DE19635851C2 (en) 1996-09-04 2001-02-08 Bodenseewerk Geraetetech Guided missile
DE10127483A1 (en) * 2001-06-07 2002-12-12 Acts Gmbh & Co Kg Isolating bolt has charge mounted in pre-mounted explosive and ignition unit for separate connection to screw body, which can be attached to components without explosive and ignition unit
EP1319920A1 (en) * 2001-12-14 2003-06-18 Dassault Aviation Pyrotechnical separator and separation system equipped with said separator
DE10211493B3 (en) 2002-03-15 2004-02-26 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Covering cap for a cruise missile comprises a cap held on its edge by a hinge joint and a pull-off fixing which during explosive severing pivots about the movement pole of the hinge joint
DE10240040A1 (en) 2002-08-27 2004-03-11 BODENSEEWERK GERäTETECHNIK GMBH Guided missile with detachable protective cap
EP1418121A1 (en) * 2002-11-06 2004-05-12 Eaton Fluid Power GmbH Emergency door actuator system
US20050000383A1 (en) * 2003-07-01 2005-01-06 Facciano Andrew B. Missile with multiple nosecones

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009024244A1 (en) * 2007-08-17 2009-02-26 Rheinmetall Waffe Munition Gmbh Device with two components that are releasably joined together by means of a separating bolt
WO2010047861A1 (en) * 2008-10-22 2010-04-29 Raytheon Company Missile with system for separating subvehicles
US8082848B2 (en) 2008-10-22 2011-12-27 Raytheon Company Missile with system for separating subvehicles
EP2354756A3 (en) * 2010-02-06 2014-10-22 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Missile head and method for separating a cowling from the body of a missile
WO2011141527A1 (en) * 2010-05-12 2011-11-17 Tda Armements S.A.S Guided munition protected by an aerodynamic cap
FR2960055A1 (en) * 2010-05-12 2011-11-18 Tda Armements Sas GUIDED MUNITION PROTECTED BY AERODYNAMIC COIFFE
EP2977713A1 (en) * 2014-07-23 2016-01-27 Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG Fuselage nose cap for a missile

Also Published As

Publication number Publication date
IL176446A0 (en) 2007-08-19
US7661625B2 (en) 2010-02-16
IL176446A (en) 2012-05-31
EP1739384B1 (en) 2008-04-16
DE102005030090A1 (en) 2006-12-28
DE102005030090B4 (en) 2007-03-22
US20070074636A1 (en) 2007-04-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1739384B1 (en) Throwable nose hull as well as flying body with throwable nose hull
DE602004008664T2 (en) STOREY WITH MULTIPLE NOSE CONE
EP1002213B1 (en) System for protecting objects against shaped charges
EP0364670B1 (en) Grenade
DE3721512C1 (en) Missile with over-caliber tail unit
EP2202478A1 (en) Protection of objects from hollow charges and manufacturing method therefor
DE10205043C5 (en) From a tube to be closed missile with überkalibrigem tail
DE102005035829B4 (en) Roll-decoupled stabilizer for an artillery projectile
DE3633535C1 (en) Warhead with initial and main hollow charges
EP3318490B1 (en) Method for ejecting a missile
EP2236975B1 (en) Method for decoupling a missile from a carrier aircraft
DE3715085C2 (en) Missile projectile
DE2608961C3 (en) Centrifugal device
DE2736529A1 (en) SHORT STOREY FLOOR
DE60302281T2 (en) Weapon containing a rocket mounted on a stealth plane and weapon system containing a stealth plane and such a weapon
DE102016009384B4 (en) Method for dropping a guided missile from a flying platform
DE3529897C2 (en)
EP3637035B1 (en) Launch rail for a missile
DE2459633A1 (en) Movable protection arrangement for armoured vehicles - is pivoted on vehicle and supports antitank projectile catcher
DE965185C (en) Aerodynamically stabilized, uncontrollable flying body
EP1682848B1 (en) Structure of a projectile
DE3609865C1 (en) War head, with a wide range of uses
EP2339285B1 (en) Grenade and grenade launching device
DE3920015C1 (en) Warhead
DE19806066B4 (en) Missile against reactive armor

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20061116

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

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

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK YU

17Q First examination report despatched

Effective date: 20070227

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE FR GB SE

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

RBV Designated contracting states (corrected)

Designated state(s): FR GB SE

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: 8566

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): FR GB SE

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

ET Fr: translation filed
PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20090119

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 10

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 13

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20230622

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 18