Fin-stabilized guidable missile

Details Fin-stabilized guidable missile Fin-stabilized guidable missile

F - Mech Eng,Light,Heat,Weapons

42

B

F42B 10/14 (2006.01) F42B 10/40 (2006.01)

Patent

CA 2414793

The present invention relates to a fin-stabilized missile (1) of the type which is intended to be fired at high acceleration towards a defined target along its trajectory and which can be guided in the trajectory and which, for stabilizing it in the trajectory, is provided with stabilizing fins (3, 32) arranged at its rear end, and control elements (6, 7) which are arranged at its front end and are intended to guide the latter, and whose rear part, in which the fins are secured, consists of a body part (4, 31) which can rotate freely relative to the main part (1, 29) of the missile about a bearing (14, 36) arranged concentric to the longitudinal axis (L) of the missile (1). According to the invention, said bearing (14, 36) is arranged near the dividing plane between the missile (1) and the body part (4, 31) and has a short length in the longitudinal direction of the missile, this having been made possible by the fact that it has been given a large diameter compared with its length and it has been designed with special load-bearing contact surfaces (20, 21, 27, 28) which limit the stresses during ramming and firing and during the flight of the missile (1) through the air. The freely rotatable body part (4, 31) for the fins (32) can then in turn be axially displaced from a launch position located inside the missile to a flight position where the fins (32) are pushed out behind the rear plane of the missile, where they can rotate freely.

L'invention concerne un missile (1) à dérive stabilisée, du type lancé avec une accélération élevée le long de sa trajectoire vers une cible définie, pouvant être guidé dans la trajectoire, et qui, aux fins de stabilisation dans la trajectoire, est doté de dérives stabilisantes (3, 32) disposées à son extrémité arrière, et d'éléments de commande (6, 7), placés à son extrémité avant, destinés à guider les dérives. Ce missile est constitué d'une partie de corps (4, 31) qui peut tourner librement par rapport à la partie principale (1, 29) du missile grâce à un roulement (14, 36) disposé de manière concentrique par rapport à l'axe longitudinal (L) du missile (1). Selon l'invention, ce roulement (14, 36) est placé à proximité du plan de séparation entre le missile (1) et la partie de corps (4, 31) tournante et possède une faible longueur dans la direction longitudinale du missile, ceci étant rendu possible par le fait que le roulement possède une grand diamètre par rapport à sa longueur et qu'il a été conçu avec des surfaces de contact, supports de charge, spéciales (20, 21, 27, 28) qui permettent de limiter les contraintes lors du chargement, du lancement, et pendant le vol du missile (1) dans l'air. La partie du corps (4, 31) tournant librement pour les dérives (32) peut être déplacée axialement d'une position de lancement, située à l'intérieur du missile, à une position de vol dans laquelle les dérives (32) sont sorties par poussée derrière le plan arrière du missile, où elles peuvent tourner librement.

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