Ausfahrbarer Aufschlagkontakt für Hohlladungsgeschosse

Beschreibung

[0001] Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum Ausfahren des Aufschlagkontaktes für Hohlladungen von Raketengeschossen zur Zündauslösung, der in Ruhestellung in der Ausnehmung der Hohlladung lagert, wobei der ihn tragende Abstandsdorn um eine wählbare Strecke arretierbar ausgefahren und der Zündkreis für den Detonator geschlossen wird. Eine solche Einrichtung ist aus der FR-A 2 539 505 bekannt und auch in einer Ausführungsform durch die Anmelderin entwickelt worden und hat sich bewährt. Aus der FR-A 2 310 547 ist weiterhin bekannt geworden, einen Abstandsdorn mittels pyrotechnischer Mittel auszufahren.

[0002] Die vorliegende Erfindung baut auf den erstgenannten Ausführungsformen auf und hat sich die Aufgabe gestellt, die Einrichtung dahingehend zu verbessern, daß der Stachelbildungsraum beim Ausfahren des Abstandsdorns frei von Verbrennungsrückständen, Druckbeaufschlagung und Temperatureinwirkungen wird.

[0003] Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Maßnahmen gelöst. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen angegeben und in der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel abgehandelt und in der einzigen Figur der Zeichnung dargestellt, die einen Querschnitt des im Abschußrohr befindlichen Hohlladungskopfes zeigt.

[0004] Auch diesem Ausführungsbeispiel liegt der Gedanke zugrunde, zum variierbaren Ausfahren des Abstandsdorns 34 einer Hohlladung den Stromimpuls einer Piezozündung 33 mit einer Treibladung 32 zu kombinieren.

[0005] Die in der Figur gezeigte Ausführungsform einer Hohlladung 30 weist einen in ihrem Freiraum 30a gelagerten Abstandsdorn 34 auf. Dieser Abstandsdorn wird in der Haube 30b des Hohlladungsgeschosses 30 geführt und ist einerseits durch einen Scherstift 36 und andererseits durch einen Verdrehsicherungsstift 36a fixiert. Am Kopfteil dieses Abstandsdorns 34 befindet sich eine Piezozündung 33 für die Treibladung 32 und ein Piezogenerator 31 für die Haupthohlladung oder die Nebenhohlladung 39. Weiterhin sind am vorderen Ende des Abstandsdorns 34 schräg nach hinten gerichtete Düsen 35 angeordnet.

[0006] Aus diesen Düsen 35 strömt das bei der Zündung der Treibladung 32 entstehende Gas aus und dadurch wird das Ausfahren des Abstandsdorns 34 bewerkstelligt. Letzterer ist an seinem hinteren, im Freiraum 30a gelagerten Ende mit einem elektrischen Kontaktstecker 37a versehen, der in ausgefahrener Dornstellung in einer Kontaktbuchse 37b zur Anlarge kommt und so über die Zündleitung 37c mit dem Detonator der Hohlladung 30 verbunden wird.

[0007] Die vorbeschriebene Einrichtung funktioniert wie folgt: Durch die Abschußbewegung des Flugkörpers wird der Rohrdeckel 40 des Abschußrohres 38 ausgestoßen und dadurch die Piezozündung 33 für die Treibladung 32 aktiviert. Zündeinrichtung 33 und Treibladung 32 sind ausserhalb des Stachelbildungsraumes 30a angeordnet. Durch den Rückstoß dieser Treibladung 32 über die nach hinten gerichteten Düsen 35 wird der Abstandsdorn 34, der als Teleskop ausgebildet sein kann, in die jeweils vorgegebene Ausfahrstellung "x" gebracht. Zu erwähnen ist noch, daß um eine ausreichende Vorrohrsicherheit zu gewährleisten, der Zündimpuls der Piezozündung 33 die Treibladung 32 zeitverzögert nach der Raketenmotorzündung zu aktivieren ist.

[0008] Hat der Abstandsdorn 34 die ihm vorgegebene Ausfahrstrecke "x" erreicht, so kommt der an seinem hinteren Ende angeordnete elektrische Stecker 37a mit der an der Geschoßhaube 30b angeordneten Kontaktbuchse 37b in Schließstellung und stellt über die Zündleitung 37c automatisch die elektrische Zündverbindung zur Hohlladung her. Durch den Aufschlagkontakt 33a beim Auftreffen auf das Zeil erfolgt über die Piezozündung 31 in bekannter Weise die Zündung des Hohlladungsgeschosses 30.

[0009] In einer speziellen Ausgestaltung der Erfindung wird vorgeschlagen, daß der Hohlraum des Abstandsdorns 34 entweder eine Vorhohlladung bzw. Nebenhohlladung 39 aufnimmt, die mit den Steckerelementen 37a und 37b in elektrischer Verbindung steht oder daß in dem Hohlraum Sensoren, Trimmgewichte etc. untergebracht sind. Auch diese Elemente sind so gelagert, daß sie in ausgefahrenem Zustand außerhalb des Stachelbildungsraumes zu liegen kommen.

Ansprüche

1. Einrichtung zum Ausfahren des Aufschlagkontaktes (33a) für Hohlladungen (30) von Raketengeschossen zur Zündauslösung, der in Ruhestellung in der Ausnehmung (30a) der Hohlladung (30) lagert, wobei der ihn tragende Abstandsdorn (34) um eine wählbare Strecke arretierbar ausgefahren und der Zündkreis für den Detonator geschlossen wird, dadurch gekennzeichnet, daß eine Treibladung (32) am vorderen Ende des mit Aufschlagkontakt (33a) versehenen Abstandsdorns (34) außerhalb des Stachelbildungsraumes angeordnet ist und diese Treibladung (32) über einen Piezogenerator (31) durch die Abschußbeschleunigung des Gefechtskopfes automatisch gezündet und durch den Rückstoß von - in Flugrichtung gesehen - am vorderen Ende des Abstandsdorns schräg nach hinten gestellten Düsen (35) der Abstandsdorn (34) ausgefahren wird.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zündung der Treibladung (32) durch den beim Ausstoß eines Rohrdeckels (40) entstehenden Zündimpuls mit Verzögerung nach der Raketenmotorzündung erfolgt.

3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß am - in Flugrichtung gesehen - rückwärtigen Ende des ausfahrbaren Abstandsdorns (34) ein Steckkontakt (37a) angeordnet ist, der in ausgefahrenem Zustand in einer Steckerbuchse (37b) zur Anlage kommt.

4. Einrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Abstandsdorn (34) als Träger für Sensor, Vorhohlladung oder Trimmgewicht (39) ausgebildet ist.

Revendications

1. Dispositif pour déployer le contact à impact (33a) pour des charges creuses (30) de fusées balistiques afin de déclencher l'amorçage, ledit contact étant logé en position de repos dans l'évidement (30a) de la charge creuse (30), la broche d'espacement (34) qui le porte étant déployée sur une distance choisie et bloquée et le circuit d'amorçage pour le détonateur étant fermé, caractérisé en ce qu'une charge propulsive (32) est disposée à l'extrémité avant de la broche d'espacement (34) munie du contact à impact (33a), à 1, extérieur de 1, espace de formation du dard, et en ce que cette charge propulsive (32) est amorcée automatiquement par l'intermédiaire d'un piézogénérateur (31) par l'accélération de lancement de la tête de combat et la broche d'espacement (34) est déployée par le recul de tuyères (35) orientées dans la direction de vol en biais vers l'arrière à l'extrémité avant de la broche d'espacement .

2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'amorçage de la charge propulsive (32) s'effectue par l'impulsion d'amorçage apparaissant lors de l'éjections d'un couvercle de tube (40) en retard après l'allumage du moteur-fusée.

3. Dispositif selon la revendication 1, caractérisée en ce qu'une fiche de contact (37a) qui, dans la position déployée, coopère avec une douille de contact (37b), est disposée dans la direction de vol à l'extrémité arrière de la broche d'espacement (34) déployable.

4. Dispositif selon une ou plusieurs des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que la broche d'espacement (34) est réalisée en tant que support pour un détecteur, une précharge creuse antérieure ou un poids d'équilibrage (39).

Claims

1. A device for extending the impact contact (33a) for hollow charges (30) of rocket projectiles for ignition triggering, which in the rest position is acco- modated in the recess (30a) of the hollow charge, in which the spacing mandrel (34) carrying said contact can be extended arrestably over a selectable distance and the ignition circuit of the detonator is closed, characterised in that a propellant charge (32) is arranged at the front end of the spacing mandrel (34) which is provided with an impact contact (33a) outside the spike-forming space and that this propellant charge (32) is automatically ignited by way of a piezogenerator (31) by the firing acceleration of the warhead and is extended by the recoil of nozzles (35) arranged at the front end of the spacing mandrel (34) as viewed in the direction of flight and oriented obliquely rearwards.

2. A device according to Claim 1, characterised in that the ignition of the propellant charge (32) is effected by the ignition pulse generated on ejection of a tube cover (40) with a delay after ignition of the rocket motor.

3. A device according to Claim 1, characterised in that at the rearward end - as viewed in direction of flight - of the extensible spacing mandrel (34) a plug contact (37a) is arranged which, in the extended position, mates with a plug socket (37b).

4. A device according to one or several of Claims 1 to 3, characterised in that the spacing mandrel (34) is constructed as support for sensor, primary hollow charge or trimming weight (39).

Zeichnung