Zusatzpatent zum Hauptpatent Nr. 304422 An einer Startvorrichtung aufgehängte Rakete Die Erfindung betrifft eine weitere Aus bildung der im Patentanspruch des Haupt patentes gekennzeichneten, an einer Startvor richtung aufgehängten Rakete mit auf dem Raketenkörper gleitbar angeordnetem Stabili sierungsleitwerk. Diese zusätzliche Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass das Leitwerk der Rakete mit Mitteln zum Aufhängen einer andern solchen versehen ist, so dass es für diese letztere als Startvorrichtung dient.
Die beiliegende Zeichnung zeigt beispiels weise einige Ausführungsbeispiele des Erfin dungsgegenstandes.
Die Fig.1 und 2 zeigen in Seitenansicht bzw. Vorderansicht die Anordnung einer Mehrzahl von Raketen unter einem Flugzeug- Flügel.
Fig.3 zeigt in grösserem Massstab eine Einzelheit der gegenseitigen Befestigung von zwei aufeinanderfolgenden Raketen.
Fig. 4 zeigt in grösserem Massstab eine Ein zelheit einer Vorrichtung zur Aufhängung einer Rakete an dem Flugzeugflügel.
Gemäss den Fig.1 bis 3 besitzt die Rakete einen Raketenkörper 1, der vorn in einem o(ivalen Gesehossteil 2 endet. Hinten endet der Raketenkörper in einem zentralen Führungs bolzen 3, der seinerseits in einer an einem am Flugzeugflügel 5 befestigten Arm 15 ange ordneten Stütze 4 gelagert ist.
Der zentrale Führungsbolzen 3 selbst ist mit dem Raketenkörper 1 verbunden. Der hintere Teil 6 des. Raketenkörpers ist konisch ausgebildet, und zwar als kegelstumpfförmige Auflagefläche mit nach vorn gerichteter Spitze. Am rückwärtigen Ende des Konus 6 ist ein Wulst 7 angebracht. Auf dem vordern Teil des Raketenkörpers 1 befindet sich, wie Fig.1 und 3 zeigen, ein Stabilisierungsleit werk, bestehend aus radial angeordneten Sta bilisierungsflügeln 8 und der diese tragenden Hülse 9. Die Flügel 8 sind in bezug auf die senkrechte Mittelebene der Rakete um 45 geneigt.
Das Leitwerk selbst ist auf dem Ra ketenkörper 1 verschiebbar gelagert, jedoch in seiner vordersten Lage auf dem Raketen körper 1 durch eine Anzahl Stifte 10 in sei ner Verschieblichkeit begrenzt.
In der in den Fig.1 und 2 dargestellten Ausführungsform sind mehrere mit einem gleitenden Leitwerk 9 versehene Raketen A, <I>B, C der</I> Höhe nach gestaffelt.
Jede Rakete hängt dann mit ihrem Leit werk 9 am Leitwerk 9 der unmittelbar dar über befindlichen Rakete, wobei nur die oberste Rakete unmittelbar an einem mit Auf hängebügeln 12 versehenen Halterteil 11- an gehängt wird. Dieser Halterteil kann auch, wie auf Fig. 2 dargestellt, beweglich vorgese hen werden, wie durch 24 dargestellt.
Die Einhängung eines beliebigen Leitwer kes in das unmittelbar darüberliegende Leit werk wird so ausgebildet, dass dieses beliebige Leitwerk durch eine nach vorn gerichtete Be wegung abgezogen werden kann. Hierfür besitzt, wie auf Fig. 3 gezeigt, jeder Flügel 8 an seiner Vorder- bzw.
Hin terkante zwei einander ergänzende Teile, einen eingreifenden und einen umgreifenden Teil, einen Stift 21, welcher an der Vorderkante herausragt, und eine durch eine Hülse 22 gleichen Durchmessers an der Hinterkante gebildete Ausnehmung. Wie aus der Zeich nung ersichtlich, sind die vom Leitwerk ge tragenen Flügel symmetrisch und radial an geordnet.
Es genügt dann zum Einhängen eines Flü gels 8 (1) des Leitwerkes einer Rakete an einem Flügel 8 (11) des Leitwerkes der un mittelbar darüber und etwas dahinter liegen den Rakete, den Stift 21 des Flügels 8 (11) in die Hülse des Flügels 8 (1) einzuführen, wobei diese Verbindung die Entfernung des Leitwerkes, welchem der Flügel 8 (1) ange hört, durch eine nach vorn gerichtete Bewe gung ermöglicht.
Schliesslich könnten zur Aufhebung des von den Raketen während der dem Abwurf vorausgehenden Periode herrührenden Luft widerstandes die Raketen in den Flügel 5 eingezogen werden, indem zum Beispiel, wie auf Fig. 2 gezeigt, an einer zu der Schussachse parallelen Achse 23 ein Fussteil 24 schwenk bar ist, in welchen das Leitwerk der obersten Rakete eingehängt wird, wobei Antriebsmittel zum Heben oder Senken der Raketen vorgese hen sind.
Es ist parallel zu den Raketen eine Tafel 25 vorgesehen, welche die Kontinuität der Flügelunterseite 5 wieder herstellt, wenn sich die Raketen in der eingezogenen Stellung be finden.
Die Raketen können nacheinander ange zündet werden, indem man mit der untersten anfängt und allmählich aufsteigt, wobei die Gesamtheit der über der gerade abgeworfenen Rakete liegenden Raketen die Rolle der Start vorrichtung spielt.
Die Leitwerke spielen dann die Rolle des vordern Halters, während die verschiedenen stufenförmig angeordneten Raketen an ihrem Hinterende von einem gemeinsamen, in Stu- :Genrichtung geneigten Arm 15 gehalten wer den, an welchem jede Rakete axial, z. B. durch ihren Führungsbolzen 3, befestigt ist (vgl. Fig.1).
Hierbei ist zu bemerken, dass, falls der ,arm 15 nach hinten oder nach vorn umklapp bar ist, Mittel vorgesehen werden müssen, um ihn vorübergehend in der erwähnten Schräg lage zu verriegeln, so dass er die nach hinten gerichteten, beim Abwurf der aufeinanderfol genden Raketen auftretenden Rückstosskräfte aufnehmen kann.
Fig. 4 stellt eine Vorrichtung zur Befesti gung des Führungsbolzens 3 einer Rahete an einem Arm 15 dar, dessen unteres Ende ähn lich wie die in Fig.1 gezeigten Stützen 4 ge bildet ist.
Der Führungsbolzen 3 liegt in einer Boh rung des Endes des Armes 15 und ist nach hinten durch einen hinter diesem Arm vor springenden Gewindeteil 18 verlängert. Auf den Gewindeteil 18 ist eine Bloekierungsmut- ter 19 aufgeschraubt, durch deren Anzug die durch den Raketenkörper 1 und das Leitwerk gebildete Anordnung nach hinten gezogen wird, wodurch das Leitwerk an den entspre- ehenden Aufhängebügeln 12 (Fig.2) blok- kiert wird.
Vor dem Gewindeteil 18 ist eine örtliche Schwächung a vorgesehen, welche so ausge bildet ist, dass die Vorrichtung zur hintern Befestigung der Rakete die gewünschte weder zu starke noch zu schwache axiale Festigkeit erhält.
Der Zündstromkreis 20 der Rakete tritt in den Raketenkörper 1 dureh den Gewinde teil 18 ein, welcher von dem Körper isoliert sein und die Rolle eines Zwischenleiters spie len kann.
Der Arm 15 ist um eine Achse 16 schwenk bar und steht unter der Wirkung einer Rück führungsfeder 17. Beim Abschuss der Rakete bricht der Gewindeteil 18 am Ort der Schwä chung a, und der Arme 15 schwenkt unter der Wirkung, der Feder 17 um die Achse 16, um in einer Ausnehmung des Flügels 5 zu ver schwinden.
Additional patent to the main patent no. 304422 rocket suspended on a launch device The invention relates to a further training from the characterized in the claim of the main patent, suspended on a starter direction rocket with slidably arranged stabilization tail on the rocket body. This additional invention is characterized in that the tail unit of the missile is provided with means for suspending another such so that it serves as a launching device for the latter.
The accompanying drawing shows an example of some embodiments of the subject matter of the invention.
FIGS. 1 and 2 show, in side view and front view, the arrangement of a plurality of missiles under an aircraft wing.
Fig. 3 shows, on a larger scale, a detail of the mutual attachment of two successive missiles.
Fig. 4 shows, on a larger scale, a detail of a device for suspending a missile on the aircraft wing.
According to FIGS. 1 to 3, the rocket has a rocket body 1, which ends in an o (ivalen frame part 2 at the front. At the rear, the rocket body ends in a central guide pin 3, which in turn is arranged in an arm 15 attached to an aircraft wing 5 Support 4 is mounted.
The central guide pin 3 itself is connected to the missile body 1. The rear part 6 of the missile body is conical in shape, specifically as a frustoconical bearing surface with a tip pointing forward. At the rear end of the cone 6 a bead 7 is attached. On the front part of the missile body 1 is, as Fig. 1 and 3 show, a Stabilisierungsleit werk, consisting of radially arranged Sta bilisierungsflügeln 8 and the sleeve 9 supporting them. The wings 8 are in relation to the vertical center plane of the missile at 45 inclined.
The tail unit itself is slidably mounted on the Ra ketenkbody 1, but limited in its foremost position on the missile body 1 by a number of pins 10 in its displaceability.
In the embodiment shown in FIGS. 1 and 2, several rockets A, B, C provided with a sliding tail unit 9 are staggered according to their height.
Each rocket then hangs with its control plant 9 on the tail unit 9 of the rocket located immediately above it, with only the top rocket being hung directly on a holder part 11 provided with hanging brackets 12. This holder part can also, as shown in FIG. 2, be movably provided, as shown by 24.
Any tail unit can be attached to the tail unit immediately above it in such a way that this tail unit can be removed by moving it forward. For this purpose, as shown in Fig. 3, each wing 8 has on its front or
Hin terkante two complementary parts, one engaging and one encompassing part, a pin 21 which protrudes at the front edge, and a recess formed by a sleeve 22 of the same diameter at the rear edge. As can be seen from the drawing, the wings carried by the tail unit are symmetrical and arranged radially.
It is then sufficient to hang a wing 8 (1) of the tail unit of a rocket on a wing 8 (11) of the tail unit of the un indirectly above and slightly behind the rocket, the pin 21 of the wing 8 (11) in the sleeve of the wing 8 (1), whereby this connection enables the removal of the tail unit, to which the wing 8 (1) belongs, by means of a forward movement.
Finally, to cancel the air resistance caused by the rockets during the period preceding the launch, the rockets could be drawn into the wing 5 by, for example, as shown in FIG. 2, a foot part 24 pivoting on an axis 23 parallel to the firing axis is, in which the tail unit of the top missile is mounted, with drive means for raising or lowering the missiles vorgese hen.
A panel 25 is provided parallel to the missiles, which restores the continuity of the underside of the wing 5 when the missiles are in the retracted position.
The missiles can be ignited one after the other, starting with the lowest one and gradually ascending, with the entirety of the missiles lying above the missile just launched playing the role of the launch device.
The tail units then play the role of the front holder, while the various stepped rockets are held at their rear end by a common, inclined arm 15 in the Stu-: Genrichtung, on which each rocket axially, z. B. is attached by its guide pin 3 (see. Fig.1).
It should be noted that, if the arm 15 is foldable backwards or forwards, means must be provided to temporarily lock it in the aforementioned inclined position so that it can move the rearward-facing when the successive ones are dropped Rockets can absorb recoil forces.
Fig. 4 shows a device for fastening the guide pin 3 supply of a yard to an arm 15, the lower end of which is similar Lich as the supports 4 shown in Figure 1 forms ge.
The guide pin 3 is located in a Boh tion of the end of the arm 15 and is extended to the rear by a threaded portion 18 jumping behind this arm. A blocking nut 19 is screwed onto the threaded part 18, the tightening of which pulls the arrangement formed by the rocket body 1 and the tail unit backwards, whereby the tail unit is blocked on the corresponding suspension brackets 12 (FIG. 2).
In front of the threaded part 18, a local weakening a is provided, which is formed so that the device for fastening the rocket to the rear receives the desired axial strength, neither too strong nor too weak.
The ignition circuit 20 of the missile enters the missile body 1 through the threaded part 18, which can be isolated from the body and play the role of an intermediate conductor.
The arm 15 is pivotable about an axis 16 and is under the action of a return spring 17. When the rocket is launched, the threaded part 18 breaks at the location of the weakening a, and the arm 15 pivots under the action of the spring 17 about the axis 16 to disappear in a recess of the wing 5 to ver.