DE1187957B

DE1187957B - Missile launcher

Info

Publication number: DE1187957B
Application number: DEB66555A
Authority: DE
Inventors: Arthur Jules Gram Jun; Charles Samuel Smith
Original assignee: Babcock and Wilcox Co
Current assignee: Babcock and Wilcox Co
Priority date: 1961-03-27
Filing date: 1962-03-27
Publication date: 1965-02-25
Also published as: GB956940A; US3131597A

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND DEUTSCHES WIW PATENTAMTFEDERAL REPUBLIC OF GERMANY GERMAN WIW PATENT OFFICE

AUSLEGESCHRIFTEDITORIAL

Int. Cl.:Int. Cl .:

F07dF07d

Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:Number:
File number:
Registration date:
Display day:

Deutsche KL: 72 c-16/05 German KL: 72 c -16/05

1187 957
B66555Ic/72c
27. März 1962
25. Februar 19651187 957
B66555Ic / 72c
March 27, 1962
February 25, 1965

Die Erfindung bezieht sich auf eine Flugkörperabschußvorrichtung mit einem vertikalen Abschußrohr, dessen Höhe wenigstens das Mehrhundertfache seines Innendurchmessers beträgt, einem Flugkörper im unteren Teil des Rohres in einer Lage, in der Gasdruck auf seiner Unterseite auf einen Treibspiegel aufgebracht werden kann, einer Dunkelkammer, die mit dem Rohrraum unter dem Flugkörper in Verbindung steht und in die ein Gas unter höherem als Atmosphärendruck eingeleitet wird.The invention relates to a missile launcher with a vertical launch tube, whose height is at least several hundred times its internal diameter, a missile in the lower part of the tube in a position where the gas pressure on its underside on a sabot can be applied, a darkroom, which communicates with the tube space under the missile stands and into which a gas is introduced at a pressure higher than atmospheric pressure.

Bei einer solchen Vorrichtung muß die Beschleunigung des Flugkörpers im Abschußrohr im wesentlichen konstant gehalten werden. Zur Erzielung hoher Geschwindigkeiten ist es ferner erforderlich, die Schallgeschwindigkeit im Treibgas zu erhöhen, weil bekanntlich ein Gas durch seinen eigenen Druck nicht über diese Geschwindigkeit beschleunigt werden kann. Die Schallgeschwindigkeit eines Gases nimmt mit höherer Temperatur zu.In such a device the acceleration of the missile in the launch tube must be substantial be kept constant. To achieve high speeds, it is also necessary that To increase the speed of sound in the propellant gas, because it is well known that a gas is caused by its own pressure cannot be accelerated beyond this speed. The speed of sound in a gas increases with higher temperature.

Mit Explosivstoffen lassen sich zwar die erforderliehen Geschwindigkeiten erreichen, es ist jedoch praktisch nicht möglich, die Verbrennung so zu steuern, daß eine konstante Beschleunigung über die Abschußrohrlänge erzielt wird.With explosives the necessary ones can be borrowed Speeds, but it is practically impossible to control the combustion in such a way that that a constant acceleration is achieved over the length of the launch tube.

Das geeignetste Gas zur Erzielung einer gleichförmigen Beschleunigungsrate und hoher Geschwindigkeit ist Wasserstoff, es ist jedoch praktisch nicht möglich, Wasserstoffgas unter der erforderlichen Temperatur und dem erforderlichen Druck zu speichern. Werden Druck und Temperatur durch Verbrennen des Wasserstoffs mit Sauerstoff erzielt, so sinkt wieder die mögliche Maximalgeschwindigkeit, so daß dieser Weg auch nicht gangbar ist.The most suitable gas for achieving a uniform rate of acceleration and high speed is hydrogen, but it is practically impossible to use hydrogen gas below the required temperature and save the required pressure. Are pressure and temperature from burning of hydrogen achieved with oxygen, the possible maximum speed drops again, so that this path is also not feasible.

Durch die Erfindung soll nun eine Flugkörperabschußvorrichtung der bekannten Art so ausgebildet werden, daß Verwendung eines Gases geringer Dichte, wie Wasserstoff, möglich wird. Dies wird erfindungsgemäß dadurch erreicht, daß eine Druckkammer zum steuerbaren Komprimieren und Aufheizen eines Gases geringer Dichte auf eine hohe Temperatur vorgesehen ist, bei der seine Schallgeschwindigkeit über der der gewünschten Flugkörperaustrittsgeschwindigkeit liegt, und ein Druckspeicher, der an die Druckkammer ein Gas höherer Dichte unter einem Druck liefert, der höher ist als Atmosphärendruck und höher als der gewünschte Enddruck des in der Druckkammer enthaltenen Gases geringer Dichte, wobei dieses Gas höherer Dichte in unmittelbare Berührung mit dem Gas geringer Dichte kommt, so daß dieses komprimiert und auf die hohe Temperatur aufgeheizt wird, sowie durch gesteuerte Überströmventile, durch die das komprimierte Gas gerin-Flugkörperabschußvorrichtung The invention is now intended to provide a missile launcher of the known type so that the use of a low density gas such as hydrogen becomes possible. This is according to the invention achieved in that a pressure chamber for controllable compression and heating a low density gas is provided at a high temperature at which its speed of sound above that of the desired missile exit velocity, and a pressure accumulator that is on the pressure chamber supplies a higher density gas at a pressure higher than atmospheric pressure and lower than the desired final pressure of the gas contained in the pressure chamber Density, whereby this higher density gas comes into direct contact with the lower density gas, so that this is compressed and heated to the high temperature, as well as through controlled overflow valves, by the compressed gas-reduced missile launcher

Anmelder:Applicant:

The Babcock & Wilcox Company,The Babcock & Wilcox Company,

New York, N. Y. (V. St. A.)New York, N.Y. (V. St. A.)

Vertreter:Representative:

Dipl.-Ing. H. Leinweber, Patentanwalt,Dipl.-Ing. H. Leinweber, patent attorney,

München 2, Rosental 7Munich 2, Rosental 7

Als Erfinder benannt:Named as inventor:

Arthur Jules Gram jun., Wadsworth, Ohio;Arthur Jules Gram Jr., Wadsworth, Ohio;

Charles Samuel Smith, Westfield, N.J. (V. St. A.)Charles Samuel Smith, Westfield, N.J. (V. St. A.)

Beanspruchte Priorität:Claimed priority:

V. St. v. Amerika vom 27. März 1961 (98 454)V. St. v. America March 27, 1961 (98 454)

ger Dichte dauernd auf die Unterseite des Flugkörpers geleitet wird, während der Flugkörper im Rohr frei beweglich ist, so daß der Flugkörper veranlaßt wird, sich im Rohr mit wachsender Geschwindigkeit aufwärts zu bewegen, wobei anschließend das Rohr mit dem Gas höherer Dichte gespült wird.ger density is continuously directed to the underside of the missile while the missile is in the tube is freely movable, so that the missile is caused to move in the tube with increasing speed move upwards, after which the pipe is flushed with the higher density gas.

Zur weiteren Ausgestaltung der Erfindimg ist das Gas geringer Dichte zweckmäßigerweise Wasserstoff, das Gas höherer Dichte vorzugsweise Dampf unter hohem Druck und bei hoher Temperatur, insbesondere überkritischer Dampf.For the further development of the invention, the low-density gas is expediently hydrogen, the higher density gas preferably steam under high pressure and at high temperature, in particular supercritical steam.

Eine genaue Einhaltung der Forderung nach konstanter Beschleunigung des Flugkörpers im Rohr wird dadurch erzielt, daß nacheinander betätigte Ventile für das Gas höherer Dichte und das komprimierte Gas geringer Dichte letzteres mit praktisch konstantem Druck auf die Unterseite des Flugkörpers leiten, so daß sich der Flugkörper im Rohr mit im wesentlichen konstanter Beschleunigung nach oben bewegt.Precise compliance with the requirement for constant acceleration of the missile in the tube is achieved by sequentially actuated valves for the higher density gas and the compressed Direct low density gas of the latter with practically constant pressure on the underside of the missile, so that the missile moves upward in the tube with a substantially constant acceleration.

509 510/12509 510/12

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Weitere Vorteile, Einzelheiten und Merkmale der unteren Endabschnitt des Abschußrohres 14 verbun-Further advantages, details and features of the lower end portion of the launch tube 14 are connected

Erfindung ergeben sich aus der nachstehenden Be- den sind. Die Überströmventile 20 sind vorzugsweiseInvention emerge from the following information. The spill valves 20 are preferred

Schreibung. In den Zeichnungen ist die Erfindung in einer ringförmigen Kammer 21 angeordnet. DerSpelling. In the drawings, the invention is arranged in an annular chamber 21. Of the

beispielsweise dargestellt, und zwar zeigt Zugang zu dieser Ringkammer erfolgt durch einenfor example shown, namely shows access to this annular chamber takes place through a

F i g. 1 eine schematische Darstellung eines bevor- 5 Verbindungstunnel zu einem senkrechten Aufzugs-F i g. 1 is a schematic representation of a 5 connecting tunnel to a vertical elevator

zugten Standortes für die Flugkörperabschußvorrich- schacht 24. Eine Leitung 26 ist für die Zufuhr vonattached location for the missile launcher bay 24. A line 26 is for the supply of

tung nach der Erfindung, Wasserstoffgas mit einem bestimmten Druck unddevice according to the invention, hydrogen gas at a certain pressure and

F i g. 2 eine teilweise schematisch dargestellte An- einer bestimmten Temperatur zum unteren AbschnittF i g. 2 shows a partially schematically illustrated at a certain temperature for the lower section

sieht der Abschußvorrichtung, teilweise im Schnitt, der Druckkammer 16 bestimmt. Ein Ring 28 umgibtsees the launching device, partially in section, the pressure chamber 16 determined. A ring 28 surrounds

F i g. 3 einen vergrößerten Teilschnitt nach F i g. 2, io den unteren Teil der Druckkammer 16 und ist mitF i g. 3 shows an enlarged partial section according to FIG. 2, io the lower part of the pressure chamber 16 and is with

F i g. 4 einen Teilschnitt durch den Membranver- Spritzdüsen 30 zum Zuführen von Spritzwasser in dasF i g. 4 shows a partial section through the membrane spray nozzles 30 for feeding spray water into the

schluß am oberen Ende des Abschußrohres, Zylinderinnere zum Kondensieren von Dampf in dercircuit at the upper end of the launch tube, inside of the cylinder for condensing steam in the

F i g. 5 eine vergrößerte Ansicht eines Spritzwas- Druckkammer 16 versehen. Ein ähnlicher SpritzringF i g. 5 is an enlarged view of a spray pressure chamber 16 provided. A similar thrower

seranschlusses, 28' ist um das Abschußrohr 14 oberhalb des Flug-water connection, 28 'is around the launch tube 14 above the flight

F i g. 6 einen Schnitt nach Linie 6-6 in F i g. 2, 15 körpers angeordnet. Ein Kondensatabzug 32 ist amF i g. 6 shows a section along line 6-6 in FIG. 2, 15 body arranged. A condensate drain 32 is on

F i g. 7 eine Schnittansicht von einem der Steuer- Boden der Druckkammer 16 angeschlossen und einF i g. 7 is a sectional view of one of the control bottoms of the pressure chamber 16 connected and a

ventile, ähnlicher Abzug 33 an das Abschußrohr 14, undvalves, similar trigger 33 to the launch tube 14, and

Fig. 8 eine Einzelheit eines Teiles des in Fig. 7 zwar über der Auflagefläche des Flugkörpers in seinerFIG. 8 shows a detail of part of the one in FIG. 7 above the bearing surface of the missile in its

gezeigten Ventils, Ausgangslage.shown valve, starting position.

F i g. 9 eine Kurventafel zur Veranschaulichung 20 Die Anlage zum Speichern eines Vorrats vonF i g. 9 shows a curve table for illustration 20 The system for storing a supply of

des Abschlußzyklus und Dampf mit hohem Druck und hoher Temperaturof the final cycle and high pressure, high temperature steam

F i g. 10 eine schematische Darstellung des Lei- zum Verdichten des Wasserstoffs in der Drucktungszilges der Anlage. kammer 16 besteht aus einem kugelförmigen Druckin der Zeichnung ist eine Ausführungsform der speicher 34 aus Stahl, der in einer großen kugelför-Erfindung veranschaulicht, die für den Abschuß 25 migen Höhlung angeordnet ist, die tiefer liegt als die eines Flugkörpers von etwa 110 t Gewicht mit einer Druckkammer 16. Eine Dampfzufuhrleitung 36 münzulässigen Höchstbeschleunigung von 100 g bei einer det in den unteren Teil der Kugel, an deren Boden Austrittsgeschwindigkeit von etwa 2500 m pro Se- eine Kondensatrückflußleitung 38 angeschlossen ist. künde bestimmt ist und für die nur Baumaterial ver- Wie F i g. 2 und 6 zeigen, werden die Wände der wendet ist, das im Augenblick in handelsüblichen 30 Kugel des Druckspeichers 34 durch eine Betonschicht Mengen zur Verfügung steht. Wie F i g. 1 zeigt, wird 40 gestützt, die mit dem umgebenden Felsen oder für die Abschußanlage eine Bergspitze 10 bevorzugt, der Erde 42 zusammen die Metallstärke verringert, die zumindest eine verhältnismäßig steil auf eine ge- die erforderlich ist, um den außerordentlich hohen, ringe Höhe abfallende Seite aufweist, um die Länge in dem Druckspeicher 34 aufrechterhaltenen Dampfeines Zugangstunnels 12 zu der eingebauten Vor- 35 drücken standzuhalten. Der obere Teil der Kugel ist richtung zu verkürzen. Je höher die Abschußstelle mit mehreren Leitungen 44 versehen, welche die über dem Meeresspiegel liegt, um so niedriger sind Kugel mit einer kreisförmigen Reihe von Schnellder Luftwiderstand und die Reibung, die nach dem Öffnungsventilen 46 zum Steuern des Dampfes verAbschuß auf den Flugkörper wirken. Bergspitzen mit binden, die in ihrer Bauart den Überströmventilen 20 Höhen von etwa 3700 bis 4300 m sind an einer Reihe 40 entsprechen und in einer Ringkammer 48 angeordnet von zugänglichen Stellen vorhanden. sind, die sich zu dem Hauptzugangstunnel 12 öffnet.F i g. 10 a schematic representation of the line for compressing the hydrogen in the Drucktungszilges the plant. Chamber 16 consists of a spherical pressure in the drawing is an embodiment of the memory 34 made of steel, which is used in a large spherical-type invention illustrates, which is arranged for the launch 25 shaped cavity, which is deeper than that a missile weighing about 110 t with a pressure chamber 16. A steam supply line 36 should be allowed Maximum acceleration of 100 g with a det in the lower part of the ball, at its bottom Exit speed of about 2500 m per Se- a condensate return line 38 is connected. customer is intended and for whom only building material is available. 2 and 6 show the walls of the turns is that at the moment in commercially available 30 ball of the accumulator 34 through a concrete layer Quantities is available. Like F i g. 1 shows, 40 is supported, which is connected to the surrounding rock or a mountain peak 10 is preferred for the launch system, the earth 42 together reduces the metal thickness, which is at least one relatively steep to one that is necessary to achieve the extraordinarily high, ring height has sloping side to the length in the accumulator 34 maintained steam one Access tunnels 12 to withstand the built-in advance 35. The top of the sphere is shorten direction. The higher the launch point provided with several lines 44, which the is above sea level, the lower are spheres with a circular row of fastnesses Air resistance and the friction that passes after the orifice valve 46 to control the vapor firing act on the missile. Bind mountain peaks, which in their design correspond to the overflow valves 20 Altitudes of approximately 3700 to 4300 m correspond to a row 40 and are arranged in an annular chamber 48 available from accessible places. which opens to the main access tunnel 12.

An der Baustelle wird ein langer, senkrechter Im allgemeinen wird sich die erforderliche Länge Schacht gebohrt, in dem ein Abschußrohr 14 ange- des Abschußrohres 14 mit jeder Steigerung der geordnet wird. Das Rohr kann aus Stahlrohrabschnitten wünschten Austrittsgeschwindigkeit oder mit jeder mit großem Durchmesser hergestellt sein, die zur 45 Verringerung der konstanten Beschleunigung schnell Bildung eines durchgehenden geraden, an seinem un- erhöhen. Der Durchmesser des Rohres wird zweckteren Ende geschlossenen Rohres von großer Höhe mäßigerweise bei einer Steigerung der Austrittsdurch Stumpfschweißen miteinander verbunden sind. geschwindigkeit erhöht, um die Gasreibungsverluste Unter dem Rohrboden wird das Gelände ausge- zu verringern. Das Gewicht des projektierten Flugschachtet, um den Ein- oder Zusammenbau eines in 50 körpers und die Beschleunigung beeinflussen ebensenkrechter Richtung langgestreckten, dickwandigen falls den Durchmesser des Rohres. Bei den höheren Metallzylinders 16 mit geschlossenen Enden zu er- Austrittsgeschwindigkeitswerten wird ein geringerer möglichen, der eine Kompressions- oder Staukammer Rohrdurchmesser normalerweise die Erreichung der bildet. Der Durchmesser dieser Kompressionskammer höheren Beschleunigungswerte begünstigen. Für eine ist nicht nur so groß, daß das Volumen zur Auf- 55 Rakete von der beschriebenen Ausführung mit einem nähme von genügend Wasserstoff zu den anfänglichen Durchmesser von 5,6 m wird das Abschußrohr 14 Druck- und Temperaturbedingungen ausreicht, um beispielsweise einen Durchmesser von 6,4 m und eine das Abschußrohr 14 zu den endgültigen Bedingungen Höhe von nahezu 3000 m aufweisen. Die Druckzu füllen, sondern wesentlich größer. Die Druck- kammer 16 wird einen Durchmesser von etwa 25 m kammer 16 ist vorzugsweise aus Metall hergestellt, 60 und eine Länge von etwa 400 m und der kugelförmige das gegenüber Wasserstoffversprödung Widerstands- Druckspeicher für den Dampf einen Durchmesser fest ist. Das Rohr 14 und die Druckkammer 16 wer- von etwa 100 m haben.At the construction site, a long, vertical one will generally be the required length Well drilled in which a launch tube 14 attached to the launch tube 14 with each increase in order will. The pipe can be made from steel pipe sections or at any desired exit speed be made with large diameter, which helps to reduce the constant acceleration 45 quickly Formation of a continuous straight line, at its un- increase. The diameter of the pipe will be more appropriate At the end of the closed pipe of great height, moderately with an increase in the exit through Butt welds are connected to each other. speed increased to reduce the gas friction losses The terrain under the tube sheet will be reduced. The weight of the projected flight shaft, around the installation or assembly of a body in 50 and the acceleration affect the same perpendicular direction elongated, thick-walled if the diameter of the pipe. With the higher ones Metal cylinder 16 with closed ends to exit velocity values becomes a lower one possible to achieve the tube diameter normally of a compression or storage chamber forms. The diameter of this compression chamber favor higher acceleration values. For one is not only so large that the volume for launching a missile of the described design with a If there was enough hydrogen to reach the initial diameter of 5.6 m, the launch tube would be 14 Pressure and temperature conditions are sufficient, for example, a diameter of 6.4 m and a the launch tube 14 have a height of almost 3000 m under the final conditions. The pressure to fill, but much larger. The pressure chamber 16 will have a diameter of approximately 25 m chamber 16 is preferably made of metal, 60 and a length of about 400 m and the spherical the resistance to hydrogen embrittlement pressure accumulator for the steam one diameter is firm. The pipe 14 and the pressure chamber 16 will be about 100 m.

den durch Erde und Beton abgestützt, um den Be- Die Mengen von Dampf mit hohem Druck undsupported by earth and concrete to support the loading The amounts of high pressure and steam

triebsdrücken standzuhalten. Das obere Ende der hoher Temperatur und von heißem Wasserstoffgas Druckkammer 16 ist durch mehrere Leitungen 18 an 65 für die Versorgung des Dampfspeichers bzw. derto withstand driving pressures. The top end of high temperature and hot hydrogen gas Pressure chamber 16 is through several lines 18 to 65 for the supply of the steam accumulator or the

eine kreisförmige Reihe schnellöffnender Überstrom- Druckkammer für die Verdichtung werden vorzugs-a circular row of quick-opening overflow pressure chambers for compression are preferred

ventile 20 zur Steuerung des Wasserstoffs angeschlos- weise von Vorrichtungen erzeugt, die in einem ver-valves 20 for controlling the hydrogen connected by devices generated that are in a connected

sen, die ihrerseits durch Leitungen 22 mit dem größerten Abschnitt des Hauptzugangstunnels 12sen, which in turn by lines 22 with the largest section of the main access tunnel 12

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untergebracht sind. F i g. 10 veranschaulicht in sehe- ßen der Abzugsleitung 110 und Öffnen des Ventils matischer Weise eine für die vorstehend angegebenen 108 geschlossen, wodurch das Steuerventil 102 verBedingungen geeignete Anlage. Wie angedeutet, be- anlaßt wird, sich in seine obere Schließstellung zu steht die Dampfanlage aus einer Vielzahl von Dampf- bewegen. Die Nebenleitung 112 wird dann geöffnet, kesseln 50,52 mit direktem Durchsatz, die durch 5 um den Druck der Hydraulikflüssigkeit auf die Pumpen 56 bzw. 58 von einem Fallwasserkasten 54 untere Seite des Kolbens 94 zu bringen und ein her mit heißem Wasser versorgt werden. Der Kessel Schließen des Hauptventils zu veranlassen. Zur 50 ist beispielsweise für die Erzeugung von über- Steuerung der erwähnten Ventilbewegungen können hitztem Dampf mit 49 atü und 650° C ausgelegt, herkömmliche selbsttätige Ventilbetätigungsvorrichwährend der Kessel 52 vom superkritischen Typ ist io tungen verwendet werden.are housed. F i g. 10 illustrates, in view of the discharge line 110 and the opening of the valve, a system that is automatically closed for the above-mentioned 108 , as a result of which the control valve 102 is suitable for conditions. As indicated, the steam system is made to move into its upper closed position from a multitude of steam movements. The secondary line 112 is then opened, boilers 50,52 with direct throughput, which are supplied by the pressure of the hydraulic fluid to the pumps 56 and 58 from a fall water tank 54 on the lower side of the piston 94 and are supplied with hot water. The boiler will cause the main valve to close. For example, the 50 is designed to generate over-control of the valve movements mentioned, heated steam at 49 atm and 650 ° C, conventional automatic valve actuation devices, while the boiler 52 of the supercritical type is io lines used.

und für eine Erzeugung von Dampf mit 520 atü und Wie Fig. 2 und 3 zeigen, wird der abzuschießende 550° C ausgelegt ist. Der überhitzte Dampf von dem Flugkörper 70 in dem unteren Endabschnitt des Kessel 50 wird durch einen Wasserstofferhitzer 66 Rohres 14 in Stellung gebracht, in dem zuerst ein und eine Leitung 60 einem Wasserstofferzeuger 62 kreisrunder Treibspiegel 72 mit einem oberen Umvon einem bekannten Krack-Typ mit einer Kohlen- 15 fangsflansch 74 und einem unteren Rand 76 in einer Wasserstoffspeisung wie Öl oder Naturgas zugeleitet. Höhe angeordnet wird, in der er mit dem Rohr 14 Der bei etwa 14 atü erzeugte Wasserstoff fließt zu durch eine Reihe von gleitbaren Verriegelungsvorrichdem Wasserstofferhitzer 66 weiter, in dem er durch tungen 78 lösbar festgelegt werden kann. Der Treib-Dampf aus dem Kessel 50 auf eine Temperatur von spiegel wird gegenüber dem Abschußrohr 14 gasdicht 550° C erhitzt wird, und wird dann durch das Speise- 20 gehalten. Dann wird der Flugkörper 70 durch einen rohr 26 den Erfordernissen entsprechend der Druck- Aufzug 82 am oberen Ende des Abschußrohres 14 kammer 16 zugeführt. Zur Vorbereitung eines Ab- in seine Stellung auf dem Treibspiegel 72 herunterschusses wird der Druckspeicher 34 mit unter super- gelassen. Wenn der Flugkörper sich in seiner richkritischem Druck stehenden Dampf gefüllt. Wenn er tigen Stellung befindet, wird das obere Ende des Abvollkommen gefüllt ist, enthält der Behälter Dampf 25 schußrohres mit einer zerreißbaren Membran 84 verin einem Gewicht, das etwa dem Vierfachen des für schlossen, die dicht an das Rohr angeschweißt wird, einen Abschuß benötigten entspricht; der verbrauchte Eine Nebenleitung 83, die durch ein Ventil 85 ge- und etwaiger in der Kugel kondensierter Dampf wer- steuert wird und um den Flugkörper und den Schuh den für den nächsten Abschuß ersetzt. Das Gewicht herumführt, und eine Entlüftungsleitung 86 am an verbrauchtem Dampf entspricht etwa dem 30 oberen Ende des Rohres werden geöffnet, um ein 280fachen Gewicht des unter den angegebenen Be- Reinigen der Druckkammer 16 und des Rohres 14 dingungen verbrauchten Wasserstoffs. von Luft durch von dem Druckspeicher 34 herin den F i g. 7 und 8 ist eine Form von Schnell- kommenden Dampf zu ermöglichen. Nach dieser Öffnungssteuerventilen veranschaulicht, die entweder Reinigung werden sämtliche Ventile geschlossen, der für die Wasserstoffsteuerventile 20 oder die Dampf- 35 Dampf wird durch Wasserbespritzung kondensiert steuerventile 46 geeignet ist. Der Ventilkörper weist und das Kondensat durch die Abzugsrohre abeinen Wasserstoffeinlaß 90 und Auslaß 92 in einem gepumpt. Das Ergebnis ist die Bildung eines weit-Winkelabstand von 90° auf. Der Durchfluß durch das gehenden Vakuums in der Druckkammer 16 und in Ventil wird durch einen Kolben 94 gesteuert, der dem Abschußrohr 14. Das Beschicken des Druckeinen Stopfen 96 aufweist, der in einem gehärteten 40 Speichers 34 mit Dampf mit hohem Druck wird dann Sitz 97 im Auslaß 92 sitzt. Das untere Kolbenende vervollständigt, und zugleich wird die Druckkammer ist vergrößert und wird in einem in dem Ventilkörper 14 mit heißem Wasserstoffgas gefüllt. Wie das ausgebildeten Zylinder 98 geführt. Ein axialer Durch- Schemabild in Fig. 9 zeigt, können für das volllaß 100 durch den Kolben wird an seinem unteren ständige Füllen der Kugel des Druckspeichers 34 ein Ende durch ein in eine Kammer 104 im Ventilboden 45 Tag und der Druckkammer 16 mehrere Tage bepassendes Steuerventil 102 gesteuert. Die Bewegung nötigt werden. Nach Abschluß dieser Arbeiten ist des Steuerventils in der Kammer 104 wird durch eine der Flugkörper abschußbereit.
Hydraulik-Flüssigkeit aus einer Speiseleitung 106 ge- Um den Abschuß des Flugkörpers einzuleiten, steuert, das wiederum durch ein Ventil 108 gesteuert nachdem er, wie beschrieben, in Stellung gebracht wird. An die Leitung 106 ist eine ventilgesteuerte 50 wurde und nachdem der Druckspeicher 34 und die Abzugsleitung 110 angeschlossen: Eine ventil- Druckkammer 16 mit Hochdruckdampf bzw. mit gesteuerte Nebenleitung 112 mündet an einander heißem Wasserstoffgas gefüllt sind, werden sämtliche gegenüberliegenden Seiten des Kolbens 94. Ein Dich- Dampfablaßventile 46 vollständig geöffnet, um den tungsring 114 im Ventilkörper trägt zum Abdichten Dampfdruck auf die Wasserstoffmasse in dem Zylindes Hauptventils bei, während eine Leckabzugs- 55 der 16 aufzubringen. Druck und Temperatur der leitung 116 zwischen dem Ventilsitz 97 und der Dich- Wasserstoffgasmasse erhöhen sich schnell etwa auf tung 114 mündet. die gewünschten, hohen Werte und nach einer beWenn das öffnen eines Ventils 20 oder 46 ge- stimmten Zeit, beispielsweise 6V2 Sekunden, werden wünscht wird, wird bei dieser Konstruktion das die Waserstoffablaßventile 20 nacheinander gemäß Ventil 108 geschlossen und die Abzugsleitung 110 60 einem festgelegten Programm geöffnet, um einen geöffnet, um den Druck in der Kammer 104 ab- steigenden Druck auf den Boden des Treibspiegels zusenken. Hierdurch fällt das Steuerventil 102, der 72 und des auf ihm ruhenden Flugkörpers 70 auf-Druck im Zylinder 98 nimmt ab, und über den KoI- zubringen. Der Treibspiegel 72 wird dann durch Zuben 94 entsteht eine Druckdifferenz, durch die der rückziehen der Verriegelungsvorrichtung 78 ent-Hauptventilstopfen 96 geöffnet wird. Die Geschwin- 65 riegelt und der Flugkörper 70 und der Treibspiegel digkeit, mit der das Hauptventil sich öffnet, kann 72 bewegen sich schnell in dem Abschußrohr aufdurch Einstellen des Ventils in der Abzugsleitung 110 wärts, wobei auf die Unterseite des Treibspiegels ein gesteuert werden. Das Hauptventil wird durch Schlie- konstanter Druck aufgebracht wird. Mit dem auf-and for a generation of steam with 520 atm and As shown in FIGS. 2 and 3, the 550 ° C to be shot is designed. The superheated steam from the missile 70 in the lower end portion of the kettle 50 is brought into position by a hydrogen heater 66 tube 14 in which first a and a conduit 60 a hydrogen generator 62 circular sabot 72 with a top um of a known crack type with a Coal 15 catch flange 74 and a lower edge 76 fed in a hydrogen feed such as oil or natural gas. Height is arranged, in which he with the tube 14 of about 14 atm in hydrogen generated by a series of flows to slidably Verriegelungsvorrichdem Wasserstofferhitzer 66 on, in which it can be detachably fixed by obligations 78th The propellant steam from the boiler 50 to a temperature of mirror is heated to 550 ° C. in a gas-tight manner with respect to the launch tube 14, and is then held by the feed 20. Then the missile 70 is fed through a tube 26 to the requirements according to the pressure elevator 82 at the upper end of the launch tube 14 chamber 16 . In preparation for a shot down into its position on the sabot 72, the pressure accumulator 34 is left below super. When the missile is filled with steam at its critical critical pressure. When he term position is, the upper end of the perfection is filled, the container contains steam 25 shot tube with a tearable membrane 84 verin a weight about four times that required for closed, which is welded tightly to the tube, a launch ; The used one secondary line 83, which is controlled by a valve 85 and any steam condensed in the ball and replaces the missile and the shoe for the next launch. The weight around leads, and a vent line 86 corresponding to the steam consumed as the 30 upper end of the tube are opened to a 280fachen weight of under the specified loading of clean pressure chamber 16 and the pipe 14 conditions hydrogen consumed. of air through from the pressure accumulator 34 to FIG. 7 and 8 is a form of fast-coming steam to enable. After this opening control valves illustrated, the either cleaning, all valves are closed, which is suitable for the hydrogen control valves 20 or the steam 35 steam is condensed by water spray control valves 46 . The valve body has and the condensate is pumped through the flue pipes from a hydrogen inlet 90 and outlet 92 in one. The result is the formation of a wide-angle spacing of 90 °. The flow through the on-going vacuum in the pressure chamber 16 and valve is controlled by a piston 94 attached to the launch tube 14. The loading of the pressure has a plug 96 which is then seated 97 in a hardened reservoir 34 with high pressure steam Outlet 92 is seated. The lower end of the piston is completed, and at the same time the pressure chamber is enlarged and is filled in one in the valve body 14 with hot hydrogen gas. How the trained cylinder 98 out. An axial through-diagram in Fig. 9 shows, for the full passage 100 through the piston is at its lower constant filling the ball of the pressure accumulator 34 one end by a control valve in a chamber 104 in the valve base 45 days and the pressure chamber 16 for several days 102 controlled. The movement will be compelled. After completion of this work, the control valve in the chamber 104 is ready for launch by one of the missiles.
Hydraulic fluid from a feed line 106 is used to initiate the launch of the missile, which in turn is controlled by a valve 108 after it has been brought into position as described. A valve-controlled 50 is connected to the line 106 and after the pressure accumulator 34 and the discharge line 110 are connected: A valve pressure chamber 16 is filled with high-pressure steam or with controlled secondary line 112 opening into hot hydrogen gas, all opposite sides of the piston 94. A Sealing vapor release valves 46 fully open around the conditioning ring 114 in the valve body helps seal off vapor pressure to the hydrogen mass in the main cylinder valve while applying a leakage vent 55 of Fig. 16. The pressure and temperature of the line 116 between the valve seat 97 and the seal hydrogen gas mass increase quickly to about device 114 opens. the desired high values and after a certain time, for example 6V2 seconds, is desired to open a valve 20 or 46 , with this construction the hydrogen drain valves 20 are closed one after the other according to valve 108 and the drain line 110 60 a fixed program opened to lower a pressure, which decreases to the pressure in the chamber 104 , onto the bottom of the sabot. As a result, the control valve 102 falls, the 72 and the missile 70 resting on it - pressure in the cylinder 98 decreases and is brought over the piston. The sabot 72 is then created by closing 94, a pressure difference by means of which the retraction of the locking device 78 is opened. The main valve plug 96 is opened. The speed 65 locks and the missile 70, and the speed at which the main valve opens, 72 can move rapidly up the launch tube by adjusting the valve in the vent 110 downward, steering on the underside of the sabot. The main valve is closed by applying constant pressure. With the

einanderfolgenden öffnen der Überströmventile 20 wird der Druck auf die Wasserstoffmenge im unteren Teil des Abschußrohres zweckmäßigerweise konstant gesteigert, um eine gleichbleibende Beschleunigung des Flugkörpers und der Wasserstoffsäule in dem Abschußrohr 14 zu bewirken. Die in dem Rohr verbleibende geringe Gasmenge wird vor dem Flugkörper hergestoßen und durchbricht die Dichtung des Verschlusses 84 am oberen Rohrende.successive opening of the overflow valves 20, the pressure on the amount of hydrogen in the lower Part of the launch tube expediently constantly increased to maintain a constant acceleration of the missile and the hydrogen column in the launch tube 14. The one remaining in the pipe a small amount of gas is pushed in front of the missile and breaks the seal of the closure 84 at the upper end of the tube.

In dem Augenblick, in dem der Flugkörper das Rohr verläßt, werden die Dampf steuerventile 46 geschlossen. Der in der Druckkammer 16 verbleibende Dampf dehnt sich aus und entweicht durch das Abschußrohr 14, indem er das Rohr von allem Wasserstoff reinigt. Bei Austritt aus dem Rohr entzündet sich der Wasserstoff mit der hohen Temperatur. Dann werden die Überströmventile 20 für den Wasserstoff geschlossen und halten dabei Reinigungsdampf in der Druckkammer 16 zurück. In diesem Zustand füllt Luft das Abschußrohr, während der Dampf darin so kondensiert wird und aus dem Rohr entweicht. Das Rohr ist dann bereit, um für den nächsten Flugkörperabschuß neu geladen zu werden. Nach Einbringen des Treibspiegels und des Flugkörpers und Anbringen einer neuen Dichtungsmembran 84 oben am Rohr werden das Nebenleitungsventil 85 und die Entlüftung 86 geöffnet. Der in der Druckkammer 16 zurückgehaltene Dampf wird zur Reinigung des Rohres von Luft benutzt. Das Ventil 85 und die Entlüftung 86 werden sodann geschlossen, der in der Druckkammer 16 und im Abschußrohr 14 verbleibende Dampf wird wiederum kondensiert, und der Druckspeicher für den Dampf und die Druckkammer 16 für den Wasserstoff werden wieder gefüllt. Der Druckspeicher enthält nach jedem Abschuß noch den größten Teil seiner Dampfladung.At the moment the missile leaves the tube, the steam control valves 46 are closed. The steam remaining in the pressure chamber 16 expands and escapes through the launch tube 14 by clearing the pipe of all hydrogen. Ignited when exiting the pipe the hydrogen with the high temperature. Then the overflow valves 20 for the hydrogen closed and hold back cleaning steam in the pressure chamber 16. In this state it fills Air the launch tube while the vapor therein is so condensed and escaped from the tube. That Tube is then ready to be reloaded for the next missile launch. After bringing in of the sabot and missile and attaching a new sealing membrane 84 on top The bypass valve 85 and the vent 86 on the pipe are opened. The one in the pressure chamber 16 retained steam is used to purge air from the tube. The valve 85 and the vent 86 are then closed, the remaining in the pressure chamber 16 and in the launch tube 14 Steam is in turn condensed, and the pressure accumulator for the steam and the pressure chamber 16 for the hydrogen are filled again. The pressure accumulator contains after each launch still most of its steam load.

In F i g. 9 wurden als Beispiel die Flüssigkeitsdruckbedingungen in den verschiedenen Teilen der Abschußvorrichtung für einen Flugkörper von der beschriebenen Ausführung gezeigt, der unter den angegebenen Bedingungen einer konstanten Beschleunigung von etwa 1000 m pro Sekunde² und einer Austrittsgeschwindigkeit von 2500 m pro Sekunde abgeschossen wird, und dabei sind insbesondere die Bedingungen für das Aufrechterhalten eines konstanten Druckes (P₁) von 35 atü an der Basis des aus Rakete und Treibspiegel bestehenden Ganzen während des Durchlaufs durch das 3000 m lange Abschußrohr veranschaulicht. Der Normaldruck (P₄) von 350 atü in dem Druckspeicher 34 nach einem Abschuß wird in der dem nächsten Abschuß vorausgehenden 3tägigen Periode auf 520 atü und 550° C erhöht. Die Wasserstoffzufuhr zu der Druckkammer 16 während des gleichen Zeitraums erfolgt bei 14 atü und 550° C. Beim öffnen der Dampfventile steigt der Wasserstoffdruck (P₃) schnell innerhalb von 7Vs Sekunden auf einen Druck von etwa 330 atü und eine Temperatur von 1750° C. Die Wasserstoffüberströmventile werden nacheinander 6V2 Sekunden nach den Dampfventilen geöffnet, um den Druck (P₂) des Wasserstoffs in der Basis des Abschußrohres zu steigern. Treibspiegel und Flugkörper werden 1 Sekunde später entriegelt und bewegen sich mit einer konstanten Beschleunigung von etwa 1000 m pro Sekunde² nach oben, die der gewünschten Beschleunigung von 100 g entspricht. Der Druck (P₂) steigt schnell auf etwa 280 atü, um einen konstanten Druck (P₁) von 35 atü auf den Treibspiegel des Flugkörpers, während dieser sich in dem Abschußrohr befindet, aufrechtzuerhalten. Unter diesen Umständen beträgt die von dem Flugkörper und dem Treibspiegel zum Verlassen des 3000 m langen Abschußrohres erforderliche Zeit etwa 2,49 Sekunden. Nach Verlassen des Rohres mit einer Austrittsgeschwindigkeit von etwa 2500 m pro Sekunde erreicht der Flugkörper innerhalb von weniger als 4,5 Minuten ohne irgendeinen zusätzlichen Raketenantrieb eine Höhe von 240 bis 280 km. Die Erfindung eignet sich für den Abschuß von Flugkörpern verschiedener Typen. Der Innenausbau des Flugkörpers bildet keinen Teil der Erfindung, und die üblichen Vorrichtungen zum Lenken, Beobachten und Signalgeben usw. können ohne weiteres darin untergebracht werden.In Fig. 9 shows, as an example, the liquid pressure conditions in the various parts of the launcher for a missile of the embodiment described, which is launched under the specified conditions of a constant acceleration of about 1000 m per second ² and an exit speed of 2500 m per second, and are there in particular illustrates the conditions for maintaining a constant pressure (P ₁ ) of 35 atmospheres at the base of the rocket and sabot assembly during the passage through the 3000 m long launch tube. The normal pressure (P ₄ ) of 350 atm in the pressure accumulator 34 after a launch is increased to 520 at and 550 ° C. in the 3-day period preceding the next launch. The hydrogen supply to the pressure chamber 16 during the same period takes place at 14 atü and 550 ° C. When the steam valves are opened, the hydrogen pressure (P ₃ ) rises quickly within 7Vs seconds to a pressure of about 330 atü and a temperature of 1750 ° C. The hydrogen spill valves are opened sequentially 6V2 seconds after the steam valves to increase the pressure (P ₂ ) of the hydrogen in the base of the launch tube. Sabotage and missile are unlocked 1 second later and move ^{upwards at a constant acceleration of around 1000 m per second 2} , which corresponds to the desired acceleration of 100 g. The pressure (P ₂ ) rises rapidly to about 280 atm in order to maintain a constant pressure (P ₁ ) of 35 atm on the sabot of the missile while it is in the launch tube. Under these circumstances, the time required for the missile and sabot to exit the 3000 meter launch tube is approximately 2.49 seconds. After leaving the tube at an exit speed of about 2500 m per second, the missile reaches an altitude of 240 to 280 km in less than 4.5 minutes without any additional rocket propulsion. The invention is suitable for launching missiles of various types. The interior of the missile does not form part of the invention, and the usual devices for guiding, observing and signaling, etc. can easily be accommodated therein.

Claims

Patent claims:

1. Missile launcher with a vertical launch tube whose height is at least several hundred times its internal diameter, a missile in the lower part of the Tube in a position in which the gas pressure is applied to a sabot on its underside can be, a pressure chamber that communicates with the tube space under the missile and into which a gas is introduced at a pressure higher than atmospheric pressure through a pressure chamber (16) for controllable compression and heating of a low-density gas to a high temperature, at which its speed of sound is above that of the desired missile exit velocity is, and through a pressure accumulator (34), which to the pressure chamber (16) a gas higher Provides density under a pressure higher than atmospheric pressure and higher than desired Final pressure of the low density gas contained in the pressure chamber (16), this Higher density gas comes into direct contact with the lower density gas, so that this is compressed and heated to the high temperature, as well as by controlled overflow valves (20), through which the compressed low-density gas is continuously directed to the underside of the missile while the missile is freely movable in the launch tube (14), so that the missile is caused to be in Move the tube upwards at increasing speed, then the launch tube (14) is purged with the higher density gas.

2. Missile launcher according to claim 1, characterized in that the gas low density is hydrogen and the higher density gas is steam under high pressure and is at high temperature.

3. Missile launcher according to claim 1 or 2, characterized in that the higher density gas is supercritical vapor.

4. missile launcher according to claim 1, 2 or 3, characterized in that valves operated in succession for the higher density gas and the lower compressed gas Density direct the latter with practically constant pressure on the underside of the missile, so that

the missile moves upwards in the tube with essentially constant acceleration.

Considered publications:

German patents No. 1116 111, 1056 968, 441:

1010

U.S. Patent Nos. 1416 828, 1416 827;

R. Lusser, »The German Weapons and Secret Weapons des 2. Weltkrieges ”, J. F. Lehmanns Verlag Munich, 1956, pp. 147 to 150;

E. Bialoborsky, "Rockets, Satellites and Spaceships", Urania-Verlag Leipzig, 1958, p. 60, 155 and f.

For this purpose 2 sheets of drawings