DE2243099A1

DE2243099A1 - STEERING-SYSTEM-FREE FLOOR WITH IN-HOUSE DRIVE

Info

Publication number: DE2243099A1
Application number: DE19722243099
Authority: DE
Inventors: Bernard Andre Henri Detalle
Original assignee: Societe Europeenne de Propulsion SEP SA
Current assignee: Societe Europeenne de Propulsion SEP SA
Priority date: 1971-09-03
Filing date: 1972-09-01
Publication date: 1973-03-22
Also published as: GB1401329A; NL7211852A; CA959706A; CH565986A5; BE788290A; FR2151583A5; IT967114B

Description

Patentanwalt . ' OO/QflQQPatent attorney. 'OO / QflQQ

Dipl.-Ing. Walter Jackisch ICHO U 3Dipl.-Ing. Walter Jackisch ICHO U 3

7 Stuttgart N. Menzelstraße407 Stuttgart N. Menzelstrasse 40

Societe Europeenne de
Propulsion, -·Societe Europeenne de
Propulsion, -

3ϊ Avenue du General de Gaulle3ϊ avenue du General de Gaulle

92 - Puteaux A 32 623 - sk92 - Puteaux A 32 623 - sk

^Dea 3Ö. Aug. 1972 ^Dea 3Ö. Aug 1972

Lenksystemfreies Geschoß mit EigenantriebSelf-propelled projectile without steering system

Die Erfindung betrifft ein raketenartiges Geschoß mit Eigenantrieb.The invention relates to a self-propelled missile-like projectile.

Lenksystemfreie Panzersprengraketen werden im allgemeinen für Ziele in einer Entfernung von einem oder zwei Kilometernvon der Abschußstelle verwendet. Die Raketen haben eine ballistische Flugbahn, d.h. sie fliegen auf einer parabolischen, nach oben gewölbten Bahn. Diese Wölbung muß berücksichtigt werden, um eine große Zielgenanigkeit zu erreichen. Hierfür muß dem Geschoß beim Verlassen des Abschußrohres die größtmögliche Anfangsgeschwindigkeit vermittelt werden, wodurch die Durchschnittsgeschwindigkeit des Geschosses auf seiner Flugbahn höher liegt. Ferner ist versucht worden, die Zielgenauigkeit zu erhöhen, indem die Flugzeit des Geschosses durch die Erhöhung seiner Geschwindigkeit vermindert worden ist;.dadurch ist die Krümmung der Bahn kleiner geworden. Mit den derzeit bekannten Stabilisierungs- und Antriebsvorrichtungen für Raketen kann jedoch eine gegebene Krümmung nicht über eine bestimmteNon-guided anti-tank explosive missiles are generally used for targets at a distance of one or two kilometers used at the launch site. The missiles have a ballistic trajectory, i.e. they fly on a parabolic, upward curved track. This curvature must be taken into account in order to achieve great accuracy reach. For this purpose, the projectile has to leave the launch tube the maximum possible initial speed can be conveyed, thereby the average speed of the projectile is higher on its trajectory. Attempts have also been made to increase the aiming accuracy by the flight time of the projectile has been reduced by increasing its speed; .this is the Curvature of the path has become smaller. With the currently known stabilization and propulsion devices for rockets however, a given curvature cannot have a particular one

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Reichweite hinaus aufrechterhalten werden. Das hat dazu geführt, daß Antriebe gebaut worden sind, die an der Grenze der technologischen Möglichkeiten liegen, wodurch die Geschosse teuer und unzuverlässig wurden bzw.^aaie Geschosse stabilisiert worden sind, z.B. mittels eines eventuell mit einem Kreisel zur Stabilisierung von Nickschwingungen zusammenwirkenden versenkbaren Flugwerks. Die Stabilisierungselemente haben jedoch keine Wirkung auf die Krümmung der Bahn des Geschosses, dessen Schwerpunkt eine ballistische Flugbahn beschreibt.Range can be maintained beyond. This has led to the fact that drives have been built that are at the limit of the technological possibilities, which made the projectiles expensive and unreliable or ^{rather stabilized the projectiles,} e.g. by means of a retractable airframe that may interact with a gyro to stabilize pitching vibrations . However, the stabilization elements have no effect on the curvature of the path of the projectile, the center of gravity of which describes a ballistic trajectory.

Der Kreisel kann in Form einer TrägUeitsplattform als Bezugspunkt verwendet werden, wobei die Verschiebung der Kreiselrahmen nur auf die Steuerflächen einwirkt, um das Geschoß in die vorbestimmte Flugbahn zu bringen.The gyro can be used as a reference point in the form of a support platform can be used, whereby the displacement of the gyro frame only acts on the control surfaces around the projectile to bring into the predetermined trajectory.

Aufgabe der Erfindung ist es, die obengenannten Nachteile zu beseitigen und eine lenksystemfreie Rakete in verbesserter Ausführung vorzuschlagen, die in dem wesentlichen Teil ihres Einsatzes sich auf einer geradlinigen Flugbahn bewegt und die auf ihrer Flugbahn in einer konstanten Schlingerlage bleibt.The object of the invention is to eliminate the above-mentioned disadvantages and to provide a missile without a guidance system in an improved manner To propose a design that moves on a straight trajectory for the major part of its deployment and which remains in a constant rolling position on its trajectory.

Zu diesem Zweck wird ein Geschoß mit versenkbarem Flugwerk auf der Außenwand des Geschoßkörpers nahe des Gasauslaßrohres und einem Kreisel geschaffen, der im Geschoßkörper angeordnet ist und dessen Achse senkrecht zur Längsachse des Geschosses liegt, das dadurch gekennzeichnet ist,daß es eine auf der Außenwand des Geschoßkörpers und in der Nähe der Ebene, auf der der Schwerpunkt des Geschosses liegt, ein Stabilisierungstragwerk aufweist und daß der Kreisel die Schlingerbewegung stabilisiert, indem er das Stabilisierungstragwerk lagekonstant hält, und daß er in einem mittels eines Verriegelungselementes bis .zu Brennschluß des Antriebs verriegelten Rahmen angeordnet ist.For this purpose, a projectile with retractable airframe is placed on the outer wall of the projectile body near the gas outlet tube and created a gyro which is arranged in the projectile body and whose axis is perpendicular to the longitudinal axis of the Projectile is, which is characterized in that there is one on the outer wall of the projectile body and in the vicinity of the Level on which the center of gravity of the projectile is located, has a stabilizing structure and that the gyro the rolling movement stabilized by keeping the stabilizing structure in a constant position, and that it is in a by means of a Locking element up to .zu burnout of the drive locked Frame is arranged.

Ein Vorteil der Erfindung liegt darin, daß die Rakete dasAn advantage of the invention is that the missile does

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vorgesehene Ziel auf einer geradlinigen Flugbahn erreicht und darin, daß der Kreisel zum Stabilisieren des schlingernden Geschosses dient und Störungen entgegenwirkt, durch die die Rakete um ihre Schlingerachse leicht in Schaukelbewegung gerat, so daß die Rakete ihre bei Abschuß eingenommene Stellung beibehält.intended target reached on a straight trajectory and in that the gyro to stabilize the lurching Projectile serves and counteracts disturbances, through which the rocket about its rolling axis slightly in rocking motion so that the missile maintains its position when it was launched.

Nach einem weiteren Nerkmal der Erfindung ist das Stabilisierungstragwerk versenkbar ausgebildet, damit es in seinem zusammengefalteten Zustand im Abschußrohr untergebracht v/erden kann, und es ist an einem Tragteil angebracht, das mit einem seiner Enden an einer am Geschoßkörper befestigten Achse angelenkt ist, und dessen anderes Ende sich gegenüber dem Geschoßkörper in einer vertikalen Ebene bewegen kann; außerdem ist zwischen dem Tragteil und dem Geschoßkörper eine Ausgleichsfeder vorgesehen". . · : .According to a further feature of the invention is the stabilizing structure designed to be retractable so that it can be accommodated in its folded state in the launch tube, and it is attached to a support part which is hinged at one of its ends to a shaft attached to the projectile body is, and the other end can move relative to the projectile body in a vertical plane; also is between a compensating spring is provided for the support part and the projectile body ". . ·:.

Aufgrunddessen ist die Rakete für den Einsatz bei stark unterschiedlichen Temperaturen geeignet. In Anbetracht ihrer Ver- . ■ Wendungsmöglichkeiten kann die Rakete in Gegenden eingesetzt werden, wo die Temperaturunterschiede sehr groß sind. So kann die Rakete in einer Gegend mit Temperaturen um - 50 oder in einer anderen Gegen mit Temperaturen von vielleicht + oder + 50° abgeschossen werden. Es versteht sich natürlich von selbst, daß das spezifische Luftgewicht in derart unterschiedlichen Gegenden verschieden ist. Daraus ergeben sich Auftriebsschwankungen, die unter normalen Einsatzbedingungen als Gewichtsausgleich vorgesehen waren. Es ist bekannt, daß der Auftrieb P eines Geschosses oder einer Rakete- einerseits proportional dem spezifischen Luftgewicht ς> und dem Einfallswinkel i ist, den der Geschoßkörper mit dem Tragwerk bildet. Die Erfindung ermöglicht also, diesen Einfallswinkel i zu verändern, um eine eventuelle Veränderung des spezifischen Luftgewichts 9 auszugleichen und zu bewirken, daß der Auftrieb P immer dem Ge\iiicht entspricht, unabhängig von den bestehenden atmosphärischen Bedingungen.Because of this, the missile is suitable for use at vastly different Temperatures suitable. In view of their ver. The missile can be used in areas of rotation where the temperature differences are very large. So the rocket can be in an area with temperatures around -50 or be shot in another area with temperatures of perhaps + or + 50 °. It goes without saying, of course It goes without saying that the specific air weight is different in such different areas. This results in Buoyancy fluctuations that were intended to compensate for weight under normal conditions of use. It is known that the lift P of a projectile or a rocket - on the one hand proportional to the specific air weight ς> and is the angle of incidence i that the projectile forms with the structure. The invention thus makes it possible to increase this angle of incidence i change in order to compensate for a possible change in the specific air weight 9 and to cause the lift P always corresponds to the face, regardless of the existing ones atmospheric conditions.

Nach einem anderen Merkmal ist der Rahmen des Kreisels bis zum Ende der Brenndauer der Beschleunigungsstufe verriegelt.According to another characteristic, the frame of the gyro is locked until the end of the burning time of the acceleration stage.

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Damit wird vermieden, daß die Antriebsgase der Turbine des Kreisels den Rahmen bilden, dessen Abweichung eine Verringerung der Geschwindigkeit des Kreisels verursachen und dadurch nicht mehr gewährleisten würde, daß d?r Kreisel in seiner günstigsten Stellung zur Schlingerstabilisierung ist.This avoids that the drive gases of the turbine of the Gyroscope form the frame, the deviation of which will cause a reduction in the speed of the gyroscope and this would no longer guarantee that the gyro in its most favorable position to stabilize the roll.

Weitere Vorteile und wesentliche Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung eines Ausführungsbeispiels und anhand der Zeichnung.Further advantages and essential features of the invention result from the description of an exemplary embodiment and on the basis of the drawing.

Fig. 1 zeigt im Längsschnitt einen Teil eines erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiels;Fig. 1 shows in longitudinal section part of an inventive Embodiment;

Fig. 2 ist ein Schnitt entlang der Schnittlinie ΙΙ-ΪΙ in Fig. 1;Fig. 2 is a section along section line ΙΙ-ΪΙ in Fig. 1;

Fig. 3 ist ein Schnitt entlang der Schnittlinie IH-III in Fig. 2;Fig. 3 is a section along the line IH-III in Fig. 2;

Fig. 4 zeigt in perspektivischer Darstellung eine an ihr Tragteil anmontierte Stabilisierungsyorrichtung; Fig. 5 zeigt einen Schnitt in zwei verschiedenen Ebenen entlang der Schnittlinien V-V und VE-VI der Fig. 2.4 shows a perspective view of a stabilizing device mounted on its support part; FIG. 5 shows a section in two different planes along the section lines V-V and VE-VI in FIG. 2.

Die Rakete besteht aus zwei Stufen 3i 4 für den Abschuß bzw. für die Beschleunigung und für den Antrieb während der Flugdauer, um die Geschwindigkeit der Rakete nicht unter die Anfangsgeschwindigkeit absinken zu lassen, In der Antriebsstufe 3 ist ein Treibstoff 5 untergebracht, z.B. in Pulverform, der durch Verbrennen bei dem gewählten AusführungsbeispielThe rocket consists of two stages 3i 4 for the launch or for the acceleration and for the propulsion during the flight duration, so that the speed of the rocket does not fall below the To lower the initial speed, in the drive stage 3 there is a fuel 5, e.g. in powder form, that by burning in the selected embodiment

—2 einen Schub von 40 000 N für ungefähr 6.10 see erreicht.—2 achieved a thrust of 40,000 N for approximately 6.10 seconds.

Der pulverförmige Treibstoff 5 wird mittels eines zwischen den Stufen 3 und 4 angeordneten Zünders 7 gezündet. In der Treibstufe 4 ist pulverförmiger Treibstoff 6 in einer Menge eingefüilt, die einen Schub in der Größenordnung von 400 N liefert, während die militärische Nutzlast im Kopf 2 der Rakete untergebracht ist. Der Zünder 7 zündet gleichzeitig die Treibstoffe 5 und 6. Er besteht aus einer Treibladung, die hinter einer in einem Rohr 9 auslaufenden Kammer 8 gelegen ist. An seinem offenen Ende 9a mündet es in ein Auslaßrohr 9b, durch das die Verbrennungsgase der Treibstufe 4 ausströ-The powdered fuel 5 is by means of a between the Stages 3 and 4 arranged igniter 7 ignited. In the Propellant stage 4 is filled with powdered propellant 6 in an amount that delivers a thrust of the order of 400 N, while the military payload is housed in head 2 of the missile. The igniter 7 ignites the same time Propellants 5 and 6. It consists of a propellant charge which is located behind a chamber 8 which expires in a tube 9 is. At its open end 9a it opens into an outlet pipe 9b, through which the combustion gases of the propellant stage 4 flow out

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men. In der Wand 10 der Kammer 8 sind abgestimmte öffnungen 11 vorgesehen, durch die die Zündung des Treibstoffs 6 in der Treibstufe 4 erfolgt. Am hinteren Ende der Rakete 1 ist wie üblich ein Auslaßrohr 12 vorgesehen.men. In the wall 10 of the chamber 8 there are coordinated openings 11 is provided, through which the ignition of the fuel 6 in the propellant stage 4 takes place. At the rear end of missile 1 is an outlet pipe 12 is provided as usual.

Die Rakete 1 weist ebenfalls ein versenkbares Flugwerk 13 auf, das beispielsweise aus vier im Winkel von 90° zueinander auf der Außenwand des Rohres 12 montierten Stabilir.ierungsflügein besteht. Jeder Stabilisierungsflügel 14 ist an einem Bolzen 15 mittels Befestigungsklauen 16 angebracht, wobei der Bolzen 15 in einer Büchse 17 angeordnet ist, die in Ausnehmungen in den vorspringenden Ansätzen -18 auf der Außenwand des Rohres 12 angesetzt ist.The rocket 1 also has a retractable airframe 13 on, for example, from four Stabilir.ierungsflügein mounted at an angle of 90 ° to each other on the outer wall of the tube 12 consists. Each stabilizing wing 14 is on one Bolt 15 attached by means of fastening claws 16, wherein the bolt 15 is arranged in a sleeve 17, which in Recesses in the projecting lugs -18 on the outer wall of the tube 12 is set.

Entsprechend einem Merkmal der Erfindung ist die Rakete 1 (Fig. 4) mit einem_Tragwerk 19 ausgerüstet, das in der Nähe der Schwerpunktsebene der Rakete angeordnet ist und aus zwei Querrudern 20 besteht, die an zwei in Nasen 22 gelagerten Achsen 21 befestigt sind. Diese Nasen sind an dem Tragteil 23 angesetzt. In der offenen Stellung sind die besagten Querruder 20 verriegelt.According to one feature of the invention, the missile is 1 (Fig. 4) equipped with a_Tragwerk 19, which is in the vicinity the center of gravity plane of the rocket is arranged and consists of two ailerons 20, which are mounted on two in noses 22 Axles 21 are attached. These lugs are attached to the support part 23. The ailerons are in the open position 20 locked.

Der, Tragteil 23 ist ein tiefgezogener Teil, der im Schnitt die Form eines umgedrehten U hat und dessen Seiten als Käsen zur Befestigung der beiden Achsen 24·, 26 dienen, die am vorderen Bügel 25 bzw. am hinteren Bügel 28 anmontiert sind; beide Bügel sind mit dem Geschoßkörper 1 verbunden (Fig. 3)· Im hinteren Bügel 28 ist eine Führungsöffnung 27 vorgesehen-, die die Achse 26 derart durchgreift, daß das Tragteil 23 und damit das Stabilisierungstragwerk 19 sich gleichzeitig in einer vertikalen Ebene gegenüber der »Ebene des Geschoßkörpers 1 um die Achse 24 bewegen können, wodurch der Einfallswinkel i verändert wird. Wie oben bereits gesagt, hängt nämlich der Auftrieb P der Rakete, deijihr Gewicht ausgleicht, von dem spezifischen Luftgewicht9 und dem Einfallswinkel i ab, den das Stabilisierungstragwerk 19 mit dem Raketenkörper bildet. Wenn in einem Einsatzgebiet ς> höher ist, wird das Tragteil 23 um die Achse 24 derart geschwenkt,, daß der Einfalüs-The, support part 23 is a deep-drawn part, the section is in the shape of an upside-down U and its sides are cheeses to attach the two axles 24 ·, 26 that are attached to the front Brackets 25 or are mounted on the rear bracket 28; both brackets are connected to the projectile body 1 (Fig. 3) In the rear bracket 28 a guide opening 27 is provided, which extends through the axis 26 in such a way that the support part 23 and thus the stabilizing structure 19 is at the same time in a vertical plane opposite the »plane of the projectile body 1 can move about the axis 24, whereby the angle of incidence i is changed. As said above, depends namely the lift P of the rocket, which counterbalances its weight, on the specific air weight9 and the angle of incidence i from the stabilization structure 19 with the missile body forms. If ς> is higher in an application area, this will be Support part 23 pivoted about axis 24 in such a way that the incident

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winkel i verkleinert wird, damit der Auftrieb P einen konstanten Wert beibehält.angle i is reduced so that the lift P maintains a constant value.

Es versteht sich von selbst, daß die Führungsöffnung 27 auf dem Tragteil 23 vorgesehen sein kann, wie in Fig. 4 dargestellt und mit 27a bezeichnet, wobei dann die Achse 26 feststehend und am hinteren Bügel 28 befestigt ist.It goes without saying that the guide opening 27 on the support part 23 can be provided, as shown in FIG. 4 and denoted by 27a, in which case the axis 26 is fixed and at the rear Bracket 28 is attached.

Zwischen der Innenseite 23a des Tragteils 23 und dem Raketenkörper 1 (Fig. 1) liegt eine durch geeignete Mittel, wie z.B. Nieten 3O befestigte Ausgleichsfeder 29. Diese Ausgleichsfeder 29 ist eine abgestimmte Feder und hält das Stabilisierungstragwerk 19 in einem Einfallswinkel i, derart, daß das Gewicht der Rakete immer durch den Auftrieb ausgeglichen wird. Auch kann zwischen der Ausgleichsfeder 29 und der Innenfläche 23a des Tragteils 23 eine federnde Unterlegscheibe y\ zur Dämpfung der Vibration angeordnet v/erden.Between the inside 23a of the support part 23 and the rocket body 1 (Fig. 1) is a compensating spring 29 fastened by suitable means, such as rivets 3O the weight of the rocket is always balanced by the lift. A resilient washer y \ for damping the vibration can also be arranged between the compensating spring 29 and the inner surface 23a of the support part 23.

In einer im Raketenkörper 1 vorgesehenen Zelle 32 liegt vor der Treibstufe 4 ein SchlingerstabilisBrkreisel 33t dessen Achse 34 einerseits in einer zur Längsachse der Rakete vertikalen Ebene und andererseits in der mittleren vertikalen Eben des Stabilisierungstragwerks liegt. Die Achse 34 des Kreisels ist in Lagern 35 gelagert, die an einem Rahmen 36 befestigt sind; dieser Rahmen 36 wiederum wird mittels Lager 37 an der Innenwand des Raketenkörpers befestigt. Der Rotor des Kreisels besteht aus einem Rad 38 mit nicht dargestellten Schaufeln, das durch die von eire m Gassammeitank 39 zugeführten entspannten Gase angetrieben wird. Dieser Gassammeitank liegt in einem Sektor in Zelle 32 entweder in Form eines in der Horizontalebene angeordneten Rohres mit dem darin angeordneten Schaufelrad des Kreisels oder in Form einer Kalotte, wie in den Fig. 1 und 2 dargestellt, mit einer Wand 40 mit Verteileröffnungen 41. In Foriu einer Kalotte ist der Gassammeitank 39 über zumindest eine Düse 43 mit zumindest einer ringförmigen Zuleitungskammer 42 verbunden. Die ringförmige Zuleitungskanmer 42 ist über eine Speiseleitung 44 mit der Brennkammer des Antriebs 5 verbunden.In a provided in the missile body 1 cell 32 is A roll stabilizer 33t in front of the drive stage 4 its axis 34 on the one hand in a to the longitudinal axis of the missile vertical plane and on the other hand in the middle vertical plane of the stabilizing structure. The axis 34 of the The gyro is mounted in bearings 35 on a frame 36 are attached; this frame 36 in turn is means Bearing 37 attached to the inner wall of the missile body. The rotor of the gyro consists of a wheel 38 with no Shovels shown, which is driven by the expanded gases supplied by eire m Gassammeitank 39. This Gas collection tank is located in a sector in cell 32 either in the form of a tube arranged in the horizontal plane with the impeller of the gyro arranged in it or in Shape of a dome, as shown in FIGS. 1 and 2, with a wall 40 with distribution openings 41. In Foriu a dome the gas collection tank 39 is connected to at least one annular feed chamber 42 via at least one nozzle 43. the annular feed duct 42 is connected to the combustion chamber of drive 5 via a feed line 44.

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Der Rahmen 36 des Kreisels (Fig. 5) ist "bis Brennschluß des Antriebs 5 mittels einer pyrotechnischeη Zeitzünderladung 45 verriegelt, die in einer Bohrung 46 in einem Zylinder 47 untergebracht ist und die auf eine η teils in der Bohrung 46 und in der Öffnung 49 in einer Kappe 50 des Rahmens $6 wirkt.The frame 36 of the gyro (Fig. 5) is "to the end of the fire of the drive 5 by means of a pyrotechnischeη time detonator charge 45 locked, which is housed in a bore 46 in a cylinder 47 and which is partially in the bore 46 and in the opening 49 in a cap 50 of the Frame $ 6 works.

Es versteht sich von selbst, daß die Erfindung nioht auf das oben beschriebene Ausfuhrungsbeispxe beschränkt ist, sondern Abweichungen und Abänderungen davon möglich sind, ohne den Rahmen der Erfindung zu verlassen.It goes without saying that the invention does not apply to that The above-described exemplary embodiments are limited, but deviations and changes are possible without the To leave the scope of the invention.

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Claims

My self-propelled projectile without steering system and retractable Airframe on the outer wall of the projectile body near the gas outlet tube and a gyro, which is arranged in the projectile body and whose axis is perpendicular to the longitudinal axis of the projectile, characterized in that it au ~

en: # Ä. outer wall of the projectile body and near the level, on which the center of gravity of the projectile lies, a stabilizing structure (19) and that the gyro (33) stabilizes the rolling movement by the stabilizing structure holds in a constant position, and that it is in one by means of a locking element Locked frame (36) is arranged up to the burnout of the drive.

2. Self-propelled projectile without steering system according to claim 1, characterized in that the stabilizing structure (19) is retractable.

3. Self-propelled projectile without steering system according to one of the Claims 1 or 2, characterized in that the stabilizing support structure is attached to a support part (23) which has at least is articulated with brazen of its ends to a shaft (24-) attached to the projectile body, and the other end of which is opposite one another can move the projectile body in a vertical plane.

¹ V. Self-propelled projectile without steering system according to claim 3 »characterized in that the support part (23) has two vertical noses (22) in different planes, in each of which one

Guide hole (27) provided for the common horizontal axis which is attached to a bracket attached to the projectile body.

5. Steering system-free projectile with self-propulsion according to claim 3i, characterized in that the support part (23) has two vertical lugs in different planes which are connected by a horizontal axis which can move vertically in a guide hole in a bracket attached to the projectile body planned Uh. 309812/0809

6. Self-propelled projectile without steering system according to one of the Claims 3 Ms 5j characterized in that a spring (29) to compensate for the buoyancy of the stabilization structure between the support part and the projectile body is arranged.

7. Self-propelled projectile without steering system according to claim. 1 y characterized in that the rotor of the gyroscope (33) is a paddle wheel (38J? which is fed by a gas collection tank (39) in a sector of the cell surrounding the top (32) is arranged, wherein the collecting tank has a wall (40) with openings (41) for distributing the gas and at least with a gas supply chamber (42) via at least one nozzle (43) • is connected and that this supply chamber also has at least one feed line (44) is connected to the combustion chamber of the drive,

8. Self-propelled projectile without steering system according to claim 1, characterized in that the frame (36) of the gyro (33) is mounted on the one hand in a plane perpendicular to the axis of rotation of the turbine in bearings that are fixed to the projectile body are connected, and on the other hand by means of a pyrotechnisehen Time fuse charge (45) is locked, which is ignited at the same time as the drive. ■ '

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