DE2757807A1 - Flugkoerper mit eigenantrieb, insbesondere rakete - Google Patents

Flugkoerper mit eigenantrieb, insbesondere rakete

Info

Publication number
DE2757807A1
DE2757807A1 DE19772757807 DE2757807A DE2757807A1 DE 2757807 A1 DE2757807 A1 DE 2757807A1 DE 19772757807 DE19772757807 DE 19772757807 DE 2757807 A DE2757807 A DE 2757807A DE 2757807 A1 DE2757807 A1 DE 2757807A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
front wall
propellant
missile
missile according
nozzle
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE19772757807
Other languages
English (en)
Other versions
DE2757807C2 (de
Inventor
Jackie Gilbert Lamic
Pierre Bernard Pascal
Michel Eugene Marius Schilling
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Luchaire SA
Societe Nationale des Poudres et Explosifs
Original Assignee
Luchaire SA
Societe Nationale des Poudres et Explosifs
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Luchaire SA, Societe Nationale des Poudres et Explosifs filed Critical Luchaire SA
Publication of DE2757807A1 publication Critical patent/DE2757807A1/de
Application granted granted Critical
Publication of DE2757807C2 publication Critical patent/DE2757807C2/de
Expired legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
    • F02K9/763—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants with solid propellant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Description

Flugkörper mit Eigenantrieb, insbesondere Rakete
Die Erfindung betrifft einen Flugkörper mit Eigenantrieb, insbesondere Rakete, mit trennbaren Stufen für den Start mittels eines Startrohrs.
Die Erfindung betrifft insbesondere einen Flugkörper mit einer hinteren Beschleunigungsstufe und einer vorderen Flugstufe und auch mit einer Einrichtung zur Trennung der beiden Stufen am
Brennschluß des in der Beschleunigungsstufe enthaltenen Treibsatzes.
Es gibt verschiedene Einrichtungen zur Trennung der beiden Stufen eines Flugkörpers mit Eigenantrieb. Darunter sind z.B. zu nennen:
die Trenneinrichtungen, die wenigstens eine spezielle
pyrotechnische Ladung aufweisen, die folgendes erzeugt:
809834/0527
27S7807
entweder lediglich den Bruch einer kurzzeitigen Verbindung zwischen den beiden Stufen, vgl. die FR-PS 1 435 514,
oder den Bruch einer derartigen kurzzeitigen Verbindung und das wirksame Trennen der beiden Stufen, vgl. die FR-PS 2 260 078,
die Trenneinrichtungen, die die Brenngase des in der hinteren Stufe enthaltenen Treibsatzes verwenden, wobei sich diese Trenneinrichtungen entweder innerhalb der hinteren Stufe, vgl. die FR-PS 1 328 459, oder außerhalb hiervon, vgl. die FR-PS 1 549 618, befinden können.
Die bisherigen Trennvorrichtungen haben den Hauptnachteil, daß sie komplex sind und einen nicht völlig wiederholbaren Betrieb bedingen.
Aufgabe der Erfindung ist die Beseitigung dieses Nachteils und die Schaffung eines eine vereinfachte Konstruktion aufweisenden Flugkörpers mit Eigenantrieb, wobei die Trennung der beiden Stufen dieses Flugkörpers unter sehr günstigen Zuverlässigkeits-, Wirksamkeits- und Sicherheitsbedingungen erfolgt.
Der durch die Erfindung bezweckte Flugkörper mit Eigenantrieb enthält eine hintere Beschleunigungsstufe und eine vordere Stufe sowie auch eine Einrichtung zur Trennung der beiden Stufen ein wenig vor Brennschluß des in der Beschleunigungsstufe enthaltenen Treibsatzes, der mit der vorderen Wand der hinteren Beschleunigungsstufe verbunden ist.
Dies wird bei einem Flugkörper mit Eigenantrieb der eingangs angegebenen Art dadurch erreicht, daß die vordere Viand einen feststehenden Teil und einen Teil enthält, der sich längs der Achse des Flugkörpers verschieben kann, daß der feststehende Teil und der verschiebbare Teil jeweils einen Treibsatz tragen,
809834/0527
wobei beide Stufen durch eine Trennwand getrennt sind, die am feststehenden Teil oder am verschiebbaren Teil der vorderen Wand befestigt ist, und daß der verschiebbare Teil in Anlage an der vorderen Stufe ist und einen Treibsatz trägt, dessen Brenndauer etwas länger als diejenige des vom feststehenden Teil der vorderen Wand getragenen Treibsatzes ist.
Somit ist am Brennschluß des vom feststehenden Teil der vorderen Wand getragenen Treibsatzes lediglich der verschiebbare Teil der vorderen Wand dem Schub der Brenngase ausgesetzt. Hierdurch verschiebt sich der verschiebbare Teil zur vorderen Stufe und drückt so auf diese, daß sie von der hinteren Stufe getrennt wird. Aufgrund der die beiden Treibsätze trennenden Trennwand stehen überdies die durch den einen der Treibsätze gebildeten Brenngase nur teilweise mit der Brennkammer des anderen Treibsatzes in Verbindung, so daß jeder der feststehenden oder verschiebbaren Teil der vorderen Wand grundsätzlich dem Schub der Brenngase ausgesetzt ist, die in der entsprechenden Brennkammer gebildet werden und wobei die dem feststehenden Teil eigene Trägheit andererseits die gegenseitige Verschiebung der beiden Teile der vorderen Wand begünstigt.
Die Trennung der beiden Stufen wird erfindungsgemäß auf einfache und wirksame Weise erzielt, und zwar ohne daß zusätzliche Treibsätze oder komplexe Vorrichtungen verwendet werden müssen. Das Wesentliche ist dabei, daß der vom verschiebbaren Teil der vorderen Wand getragene Treibsatz eine Brenndauer besitzt, die geringfügig über derjenigen des anderen Treibsatzes liegt. Da diese Größen der Brenndauer im allgemeinen nicht über zehn oder einigen zehn Millisekunden liegen, wird der Abstand zwischen diesen Größen der Brenndauer auf eine oder einige Millisekunden reduziert.
Gemäß einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung wird der verschiebbare Teil der vorderen Wand axial durch die
809834/0527
Trennwand geführt, die die beiden Treibsätze verneinender trennt.
Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist der verschiebbare Teil der vorderen Wand mit dem feststehenden Teil durch eine kurzzeitige Verbindung verbunden, die unter der Wirkung des Schubs der Brenngase des vom verschiebbaren Teil getragenen Treibsatzes am Brennschluß des anderen Treibsatzes zerstörbar ist.
Diese Anordnung ermöglicht eine Trennung der beiden Stufen in einem mit großer Genauigkeit bestimmbaren Augenblick.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung von Ausführungsbeispielen anhand der Zeichnung. Darin zeigt:
Fig. 1 einen teilweisen Längsschnitt einer in ein Startrohr eingesetzten Rakete nach der Erfindung;
Fig. 2 eine vergrößerte Detailanischt II von Fig. 1; Fig. 3 einen Schnitt III-III von Fig. 1;
Fig. 4 einen teilweisen Längsschnitt einer Raketenvariante nach der Erfindung;
Fig. 5 einen der Fig. 4 gleichartigen Schnitt mit einer Darstellung der Trennung der beiden Stufen;
Fig. 6 einen teilweisen Längsschnitt einer weiteren Raketenvariante nach der Erfindung.
Bei der Ausführungsform von Fig. 1 enthält eine in ein Startrohr I1 eingesetzte Rakete eine vordere Flug-Stufe 1 und eine hintere Beschleunigungs-Stufe 2. Die vordere Stufe 1 umschließt einen Treibsatz 3 und enthält einen eine Düse 5 tragenden
809834/0527
Boden 4. Dieser Boden ist lösbar befestigt und an einer vorderen Wand der hinteren Stufe 2 zentriert. Beim dargestellten Beispiel erfolgt die lösbare Befestigung durch eine Reihe von Fortsätzen 7, die am Umfang des Bodens 4 verteilt und in Bohrungen eingesetzt sind, die in der vorderen Wand 6 der hinteren Stufe 2 ausgebildet sind. Die vordere Wand 6 enthält eine Ringdichtung 6a, die die Abdichtung mit dem Startrohr 1* herstellt.
Der Durchmesser der vorderen Stufe 1 ist kleiner als der Durchmesser der vorderen Wand 6 der hinteren Stufe 2.
ErfindungsgemäB enthält die vordere Wand 6 der hinteren Stufe 2 einen Teil 8, der sich in der Längsachse der Rakete zur vorderen Stufe 1 hin verschieben kann.
Beim Beispiel von Fig. 1 ist dieser verschiebbare Teil 8 ein Kolben, der in eine Schürze 9 eingebaut ist, die mit einem ringförmigen Umfangsteil IO der vorderen Wand 6 verbunden ist. Der Kolben 8a des Kolbens 8 trägt einen Treibsatz 11, der durch Treibstoffrohre 11a gebildet wird, deren Enden in eine Fußplatte 12 aus Kunststoff eingelassen sind. Der Kopf 8a des Kolbens 8 ist von einer Ringdichtung 13 umgeben, die die Abdichtung zwischen dem Kolben 8 und der Schürze 9 herstellt.
Die Schürze 9 ist von einem zweiten Treibsatz 14 umgeben, der dem Treibsatz 11 vergleichbare Eigenschaften aufweist und durch Treibstoffstäbe 14 gebildet wird, deren Enden in eine Fußplatte 15 eingelassen sind, die am ringförmigen Umfangsteil IO der vorderen Platte 6 aufgelegt ist.
Die beiden Treibsätze 11 und 14 sind zueinander koaxial (vgl. F lg» 3) und voneinander durch eine Trennwand getrennt. Diese Trennwand wird durch die Schürze 9 gebildet, die dicht am ringförmigen Umfangsteil IO der vorderen Wand 6 befestigt ist. Der zentrale Treibsatz 11 weist eine Brenndauer auf, die geringfügig über derjenigen des am Umfang verlaufenden Treibsatzes 14 liegt.
809834/0527
Der Treibsatz 11 besitzt z.B. eine Brenndauer von 8 msec und der Treibsatz 14 eine solche von 7 msec. Der verwendete Treibstoff ist z.B. ein zweibasischer ohne Lösungsmittel. Die geeignete Brenndauer kann durch Verändern der Dicke der Treibstoff stäbe der Rohre 11a und 14a bestimmt werden.
Der Kolben 8 befindet sich über sein Hemd 8b in freier Anlage am Boden 4 der vorderen Stufe 1. Das Ende des Hemds 8b des Kolbens 8 ist mit dem feststehenden ringförmigen Teil IO der vorderen Wand 6 durch eine kurzzeitige Verbindung verbunden, die beim vorliegenden Beispiel durch einen Ring mit einer Schulter gebildet wird, die irit Zungen versehen ist, vgl. insbesondere Fig. 2. Diese Zungen sine einerseits am Ende des Hemds 8b des Kolbens 8 befestigt und sind andererseits unter eine Schulter 17 eingesetzt, die an der Innenfläche 18 des ringförmigen Teils 10 der vorderen Wand 6 übersteht. Diese Zungen 16 können unter der Wirkung des Schubs der Brenngase des inneren Treibsatzes 11 abgeschert werden, was sich im einzelnen aus der Beschreibung des Betriebs der in Fig. 1 dargestellten Rakete ergibt.
Aus Fig. 1 ist ersichtlich, daß die Verschiebung des Kolbens in der Schürze 9 durch Anschläge begrenzt wird, die gebildet werden durch eine Schulter 19 des Kopfs 8a des Kolbens 8 und die Schulter 17, die an der Innenfläche 18 des feststehenden ringförmigen Teils 10 übersteht.
Aus Fig. 1 ist überdies ersichtlich, daß die Schürze vorn die Treibsätze 11 und 14 und hinten eine Düse 20 aufweist, wobei Verbindungsöffnungen 21 den Ausstoß der gesamten durch die beiden Treibsätze 11 und 14 gebildeten Brenngase durch die Düse 20 gewährleisten. Der Umfang der Verbindungsöffnungen verwendet ein geeignetes gekrümmtes Profil zur Vermeidung jeglicher Störung beim Durchtritt der Brenngase durch die öffnungen 21, wobei die Schürze 9 eine kegelige Einschnürung 21a aufweist,
809834/0527
die bei der Erzielung dieses gekrümmten Profils teilnimmt.
Die hintere Stufe 2 enthält unmittelbar hinter den Verbindungsöffnungen und im wesentlichen um den Einlaß der zentralen Düse 20 herum eine Zwischenwand 22, die einen dritten Treibsatz trägt, der durch in eine Fußplatte 24 aus Kunststoff eingelassene Treibstoffstäbe 23a gebildet ist. Der Treibsatz 23 umgibt hierdurch den zylindrischen Körper 25 der Düse 20. Die Zwischenwand 22 enthält, wie die vordere Wand 6, eine die Abdichtung mit dem Startrohr 1* herstellende Dichtung 22a. Der Auslas der Düse 20 ist divergierend ausgebildet, wobei seine Außenfläche 26 mit der Innenfläche des Startrohrs 1* eine an Umfang verlaufende Ringdüse 27 bildet für den Durchsatz der durch den Treibsatz 23 gebildeten Brenngase.
Das Hinterteil der Düse 2O trägt Flügel 28, die die Rakete in Drehung versetzen.
Der Betrieb des oben beschriebenen Flugkörpers mit Eigenantrieb ist der folgende:
Nach dem gleichzeitigen Zünden der Treibsätze 11, 14 und 23 treibt der Schub, der durch die von diesen Treibsätzen ausgestoBenen Brenngase erzeugt ist, die Rakete im Startrohr 1* an. Während der gesamten Brenndauer der beiden Treibsätze 11 und 14 sind der Kopf 8a des Kolbens 8 und der feststehende ringförmige Teil 10 der vorderen Wand 6 benachbarten Drücken ausgesetzt, wobei keinerlei Verschiebung des Kolbens 8 gegenüber dem ringförmigen Teil 10 der vorderen Wand 6 stattfinden kann. Der ringförmige Teil 10 und auch das Ende des Hemds 8b des Kolbens 8 bleiben in Berührung mit dem Boden 4 der vorderen stufe solange jeder Treibsatz einen Schub entwickelt, der über den Trägheitskräften liegt, die von dem mit dem Treibsatz verbundenen Teil der vorderen Wand erfahren werden.
80983W0S27
Nach einer Brenndauer von 7 msec fällt der Druck der vom am Umfang befindlichen Treibsatz 14 ausgestoßenen Brenngase plötzlich ab, so daß der am ringförmigen Teil 10 der Wand 6 ausgeübte Schub gleich Null wird. Dagegen erfährt der Kolben 8 noch während einer Dauer von 1 msec den Schub, der von den durch den zentralen Treibsatz 11 gebildeten Brenngase ausgeübt wird. Hierdurch verschiebt sich der Kolben 8 unter Abscheren der Zungen 16 nach vorn, vgl. den Pfeil F in Fig. 1.
Die Verschiebung des Kolbens 8 beaufschlagt die vordere Stufe und löst diese vom feststehenden ringförmigen Teil 10 der vorderen Wand 6. Die Verschiebung des Kolbens 8 setzt sich fort bis die Schulter 10 dieses Kolbens in Berührung mit der Schulter 17 des ringförmigen Teils 10 der vorderen Wand kommt. Die vollständige Trennung der beiden Stufen 1 und 2 findet vom Brennschluß des zentralen Treibsatzes 11 an dadurch statt, daß die vordere Stufe 1 ein Hauptmoment aufweist, das kleiner als dasjenige der hinteren Stufe 2 ist. Die vordere Stufe 1 folgt somit nach dem Zünden ihres Treibsatzes 3 nur ihrer Bahn. Dieses Zünden erfolgt nach dem Verlassen des Startrohrs in an sich bekannter Weise.
Die im Hinterteil der Schürze 9 ausgebildeten öffnungen 21 ermöglichen den von den Treibsätzen 11 und 14 ausgestoßenen Brenngasen über die einzige zentrale Düse 20 einen Austritt nach hinten.
Der dritte Treibsatz 23 ermöglicht eine Erhöhung der Gesamtmasse des in der hinteren Stufe 2 enthaltenen Treibsatzes, folglich eine Erhöhung der Anfangsbeschleunigung dieser Stufe. Der dritte Treibsatz 23 ermöglicht ebenfalls bei einer gegebenen Masse an Treibstoff die Begrenzung der Länge der Treibstoffrohre lla, 14a und 23a und folglich eine Einschränkung der Bruchgefahren dieser Treibstoffstäbe.
809834/0527
Bei der Ausführungsform von Fig. 4 wird der verschiebbare Teil der vorderen Wand der hinteren Stufe 30 durch eine Hülse 31 gebildet, die um eine zylindrische Trennwand 32 herum verschiebbar angeordnet ist, die den zentralen Treibsatz 33 umgibt. Die Hülse 31 enthält einen Flansch 34, der einen am Umfang angeordneten Treibsatz 35 trägt, dessen Brenndauer um etwa 1 msec größer als die Brenndauer des Treibsatzes 33 ist. Der Flansch 34 befindet sich in inaktiver Stellung, vgl. Fig. 4, in der Verlängerung des feststehenden zentralen Teils 36 der vorderen Wand der hinteren Stufe 30.
Die vordere Stufe 37 ist in Anlage am feststehenden zentralen Teil 36 der vorderen Wand der hinteren Stufe 30 angeordnet. Der hintere Teil 38 der vorderen Stufe 37 ist bei diesem Beispiel in den vorderen Teil 39 der zylindrischen Trennwand 32 eingesetzt, die über den zentralen Teil 36 übersteht.
Abscherbare Stifte 40, die in den hinteren Teil 38 der vorderen Stufe 37 und in den vorderen Teil 39 der hinteren Stufe 30 eingesetzt sind, verbinden die beiden Stufen 30 und 37 vorübergehend .
Der Flansch 34 der Hülse 31 stützt sich an den Stabilisierungsflügeln 31 der vorderen Stufe 37 ab. Der Hub der Hülse 31 ist begrenzt einerseits durch einen Innenrand 42 am hinteren Ende der Hülse 31 und andererseits durch eine am vorderen Ende der zylindrischen Trennwand 32 angebrachten ringförmigen Schulter 43. In inaktiver Stellung ruht der innere Rand 42 der Hülse 31 auf einem ringförmigen Vorsprung 44 an der Innenfläche der zylindrischen Wand 32.
Das hintere Ende der zylindrischen Trennwand 32 trägt eine Düse mit einer ringförmigen und konvexen Innenfläche 45, die eine zentrale Düse 46 für das Austreten der durch den inneren Treibsatz 33 gebildeten Brenngase bildet. Diese Düse enthält
809834/0527
eine ebenfalls ringförmige und konvexe Außenfläche 47, die zusammen mit dem Startrohr 1 eine Umfangsdüse 48 für das Austreten der durch den Umfangstreibsatz 35 gebildeten Brenngase bildet.
Beim Beispiel von Fig. 4 weist der Treibstoffblock der vorderen Stufe 37 eine hintere Ausnehmung 49 auf, die einen Sitz für eine Düse 50 bildet, die unter der Wirkung einer Feder 51 nach hinten verschiebbar ist. Die Feder 51 ist zwischen dem Boden 38 der vorderen Stufe 37 und einem ringförmigen Rand 52 am Hinterteil der Düse 50 eingesetzt.
In inaktiver Stellung (Fig. 4) ist die Düse 50 in den Sitz 49 vollständig eingesetzt, wobei ihr hinterer Teil sich in Anlage an der vorderen Wand 36 der hinteren Stufe 30 befindet.
Der Betrieb der oben beschriebenen Rakete ist der folgende (vgl. Fig. 5):
Am Brennschluß des zentralen Treibsatzes 30 ist der Flansch 34 der Hülse 31 während einer Dauer von etwa 1 msec dem vom Umfangstreibsatz 35 erzeugten Schub ausgesetzt. Dieser Schub bewirkt ein Abscheren der die kurzzeitige Verbindung zwischen den beiden Stufen 30 und 37 herstellenden Stifte 40. Nach dem Abscheren der Stifte 40 verschiebt sich die Hülse 31 längs des Pfeils F, nach vorn und trennt somit den Boden 38 der vorderen Stufe 37 von der vorderen Wand 36 der hinteren Stufe 30. Während dieser Verschiebung wird die Düse 50 unter der Wirkung der Feder 51 nach hinten gedrückt. Die wirksame Trennung der beiden Stufen 30 und 37 findet vom Brennende des Umfangstreibsatzes 35 an statt.
Fig. 6 zeigt einen gegenüber Fig. 1 vereinfachten Flugkörper mit Eigenantrieb.
809834/0S27
Wie im Fall der Fig. 1 enthält die hintere Stufe 60 eine vordere Wand mit einem zentralen Teil 61, der sich in einem zylindrischen Körper 62 verschieben kann. Der zylindrische Körper 62 ist am Umfangsteil 63 der vorderen Wand befestigt und trennt den vom verschiebbaren Teil 61 getragenen zentralen Treibsatz 64 vom vom Umfangsteil 63 getragenen Umfangstreibsatz 65. Der zentrale Treibsatz 64 hat eine Brenndauer, die geringfügig über derjenigen des Umfangstreibsatzes 65 liegt.
In inaktiver Stellung (vgl. Fig. 6) befindet sich der verschiebbare zentrale Teil 61 in Anlage an einer ringförmigen Schulter 66 an der Innenfläche des zylindrischen Körpers 62. Der zentrale Teil 61 befindet sich hinter dem Umfangsteil 63.
Die beiden Treibsätze 64 und 65 geben ihre Brenngase in eine einzige zentrale Düse 67 ab.
Die vordere Stufe 68 befindet sich über ihrem Boden 69 in Anlage am Umfangsteil 63 der vorderen Wand der hinteren Stufe 60. Der Boden 60 hält eine zentrale Düse 70, deren hinteres Ende 71 in eine zylindrische Ausnehmung 72 im verschiebbaren Teil 61 der vorderen Wand der hinteren Stufe 60 eingesetzt ist. Die zylindrische Ausnehmung 72 gewährleistet die Zentrierung der vorderen Stufe 68 gegenüber der hinteren Stufe 60.
Der Betrieb dieses Flugkörpers mit Eigenantrieb ist demjenigen der zu Fig. 1 beschriebenen Rakete. Bei Brennschluß des Umfangstreibsatzes 65 verschiebt sich der zentrale Teil 61 längs des Pfeils F. unter der Wirkung des Schubs, der durch den Abbrand des zentralen Treibsatzes 64 erzeugt wird, was somit die aerodynamische Trennung der vorderen Stufe 68 von der hinteren Stufe 60 ermöglicht, die dasselbe Hauptmoment aufweisen.
Wie sich aus der obigen Beschreibung ergibt, ermöglicht somit die Erfindung die Herstellung von Flugkörpern mit Eigenantrieb, bei denen die Trennung der vorderen Stufe von der hinteren Stufe
809834/0527
wirksam und praktisch augenblicklich erfolgt. Diese Trennung erfolgt während einer sehr geringen Zeitspanne (etwa 1 msec) zwischen der jeweiligen Brenndauer der beiden in der hinteren Stufe enthaltenen Treibsätze.
Diese Trennung erfordert außer den Treibsätzen der beiden Stufen keine zusätzliche pyrotechnische Ladung und auch keine komplizierte mechanische Vorrichtung. Die erfindungsgemäß vorgesehene Trenneinrichtung hat überdies keinen merklichen Einfluß auf das Gesamtgewicht des Flugkörpers mit Eigengewicht, so daß diese Einrichtung dessen Reichweite nicht beeinflußt.
Die durch die Treibstoffrohre gebildeten Treibsätze 11, 14, 23, 33, 35, 64 und 65 können durch lamellen- oder blockförmige Treibsätze ersetzt werden.
Außerdem können die abscherbaren Zungen 17 und Stifte 40 durch andere Mittel ersetzt werden, die eine kurzzeitige Verbindung zwischen den beiden Stufen herstellen, etwa durch unter Druckwirkung einziehbare Anschläge.
809834/0527
Leerseite

Claims (13)

  1. Patentanwälte
    BEETZ-LAMPRECHT-BEETZ München 22 - Steinsdorfstr. 10
    55O-27.713P(27.714H) 23. Dez. 1977
    SOCIETE NATIONALE DES POUDRES ET EXPLOSIPS
    und
    SOCIETE LUCHAIRE Paris, Frankreich
    Ansprüche
    Ii Flugkörper mit Eigenantrieb, insbesondere Rakete, für den Start mittels eines Rohrs mit einer hinteren Beschleunigungsstufe, mit einer vorderen Stufe und mit einer Einrichtung zur Trennung der beiden Stufen am Brennschluß des in der Beschleunigungsstufe enthaltenen Treibsatzes, der mit der vorderen Wand der Beschleunigungsstufe verbunden ist,
    dadurch gekennzeichnet, daß die vordere Wand (6) einen feststehenden Teil (10) und einen Teil enthält, der sich längs der Achse des Flugkörpers verschieben kann,
    daß der feststehende Teil (10) und der verschiebbare Teil (8) jeweils einen Treibsatz (14; 11) tragen, wobei die beiden Stufen (1, 2) durch eine Trennwand (9) getrennt sind, die am feststehenden Teil (10) oder am verschiebbaren Teil (8) der vorderen Wand befestigt ist, und
    809834/0527
    550-(B.625)
    ORIGINAL .INSPECTED
    daß der verschiebbare Teil (8) in Anlage an der vorderen Stufe (1) ist und einen Treibsatz (11) trägt, dessen Brenndauer etwas langer als diejenige des vom feststehenden Teil (10) der vorderen Wand (6) getragenen Treibsatzes (14) ist.
  2. 2. Flugkörper nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß der verschiebbare Teil (8) der vorderen Wand (6) axial durch die Trennwand (9) getrennt ist, die die beiden Treibsätze (11, 14) trennt.
  3. 3. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet,
    daß der verschiebbare Teil (8) der vorderen Wand (6) mit dem feststehenden Teil (10) durch eine kurzzeitige Verbindung (7; 16) verbunden ist, die am Brennschluß des Treibsatzes mit der kleineren Brenndauer zerstörbar ist.
  4. 4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,
    daß der verschiebbare Teil (8) und der feststehende Teil (10) der vorderen Wand (6) jeweils einen Anschlag (19; 16) zur Begrenzung der Verschiebung des verschiebbaren Teils (9) aufweisen.
  5. 5. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet,
    daß der verschiebbare Teil ein Kolben ist, der in eine die Trennwand bildende Schürze (9) eingebaut ist, wobei der Kopf (8a) des Kolbens (8) den zentralen Treibsatz (11) trägt und das Hemd (8b) des Kolbens (8) sich in freier Anlage an der hinteren Wand (4) der vorderen Stufe (1) befindet,
  6. 6. Flugkörper nach einem der Ansprüche 3 und 5, dadurch gekennzeichnet,
    809834/0527
    daß eine Abscherzunge (16) das Hemd (8b) des Kolbens (8) kurzzeitig mit dem feststehenden Teil (10) der vorderen Wand (6) verbindet.
  7. 7. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
    daß die Trennwand (9) vorn Treibsätze (11, 14) und hinten eine Düse (20) aufweist, wobei Verbindungsöffnungen (21)den Durchsatz der gesamten durch die beiden Treibsätze (11, 14) gebildeten Brenngase durch die Düse (20) ermöglichen.
  8. 8. Flugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Düse eine zentrale Düse (20) ist.
  9. 9. Flugkörper nach Anspruch 7 und 8, dadurch gekennzeichnet,
    daß er hinten Verbindungsöffnungen (21) aufweist, die etwa um den Einlaß der zentralen Düse (20) herum angeordnet sind, wobei eine Zwischenwand (25) einen die zentrale Düse (20) umgebenden dritten Treibsatz (23) trägt.
  10. 10. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet,
    daß der verschiebbare Teil eine Hülse (31) ist, die um einen zylindrischen Körper (32) herum angeordnet ist, der die Trennwand bildet, wobei die Hülse (31) einen den Treibsatz (35) tragenden ringförmigen Flansch (34) aufweist und der Flansch sich in inaktiver Stellung etwa in der Verlängerung des zentralen Teils der vorderen Wand befindet.
  11. 11. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,
    daß der Flansch (34) der Hülse (31) sich in freier Anlage an den Flügeln (41) der vorderen Stufe (37) befindet.
    809834/0527
  12. 12. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,
    daß der hintere Teil (38) der vorderen Stufe (37) mittels abscherbarer Stifte (40) mit dem feststehenden Teil (32) der vorderen Wand verbunden ist.
  13. 13. Flugkörper nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,
    daß der hintere Teil (38) der vorderen Stufe (37) eine Ausnehmung (49) aufweist, in die eine während der Trennung der beiden Stufen (30, 37) nach hinten verschiebbare Düse (50) eingesetzt ist.
    80983A/0S27
DE2757807A 1976-12-28 1977-12-23 Flugkörper mit Eigenantrieb, insbesondere Rakete Expired DE2757807C2 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR7639280A FR2376301A1 (fr) 1976-12-28 1976-12-28 Engin autopropulse a etages separables

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE2757807A1 true DE2757807A1 (de) 1978-08-24
DE2757807C2 DE2757807C2 (de) 1986-07-24

Family

ID=9181619

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2757807A Expired DE2757807C2 (de) 1976-12-28 1977-12-23 Flugkörper mit Eigenantrieb, insbesondere Rakete

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4198896A (de)
DE (1) DE2757807C2 (de)
FR (1) FR2376301A1 (de)
GB (1) GB1543689A (de)
SE (1) SE421959B (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5823469A (en) * 1994-10-27 1998-10-20 Thomson-Csf Missile launching and orientation system

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS56159535A (en) * 1980-05-13 1981-12-08 Nissan Motor Co Ltd Rocket motor
DE3133339A1 (de) * 1981-08-22 1983-03-10 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen "unbemannter, aus einem transportbehaelter zu startender flugkoerper"
DE3412701C2 (de) * 1983-04-05 1997-08-21 British Aerospace Verbindungsvorrichtung
FR2584456B1 (fr) * 1985-07-03 1987-10-02 Poudres & Explosifs Ste Nale Dispositif de fermeture temporaire d'un orifice interne d'un propulseur
EP0228781B1 (de) * 1985-10-31 1992-08-05 British Aerospace Public Limited Company Ausstossantrieb für Flugkörper
US5001982A (en) * 1988-06-28 1991-03-26 General Dynamics Corp., Pomona Division Anti-armor weapon
FR2650639B1 (fr) * 1989-08-04 1991-09-27 Thomson Brandt Armements Systeme de fixation deverrouillable pour deux elements notamment de munition
GB2402462B (en) * 2000-10-31 2005-08-31 Saab Ab Method and device for a multiple step rocket
US7958825B2 (en) * 2007-09-24 2011-06-14 Raytheon Company System and method for integrated stage separation
US8534174B2 (en) * 2010-09-27 2013-09-17 Power Tool Institute Pyrotechnic actuator and power cutting tool with safety reaction system having such pyrotechnic actuator
US10577129B1 (en) * 2015-05-19 2020-03-03 Peter Davis Poulsen Apparatus and methods for launching a payload
IL260886B (en) * 2018-07-30 2021-04-29 Rafael Advanced Defense Systems Ltd Rocket armament that can be launched from a tubular launcher with non-ignition security outside the launcher and engine separation in flight

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1328459A (fr) * 1962-04-18 1963-05-31 Soc Tech De Rech Ind Roquette à propulseur largable
FR1435514A (fr) * 1964-06-05 1966-04-15 British Aircraft Corp Ltd Dispositif de séparation entre un satellite et sa fusée porteuse
FR1549618A (de) * 1966-11-30 1968-12-13
FR2260078A1 (en) * 1973-07-05 1975-08-29 Luchaire Sa Auxiliary charge for rocket launcher - has partition forming chamber ahead of launching member for extra acceleration

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3491692A (en) * 1967-02-18 1970-01-27 Bolkow Gmbh Multi-stage rocket
US4023496A (en) * 1972-08-09 1977-05-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Ejector motor braking system
US4050351A (en) * 1976-05-04 1977-09-27 Societe Anonyme Dite: Societe Europeenne Depropulsion Assembly for launching a projectile

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1328459A (fr) * 1962-04-18 1963-05-31 Soc Tech De Rech Ind Roquette à propulseur largable
FR1435514A (fr) * 1964-06-05 1966-04-15 British Aircraft Corp Ltd Dispositif de séparation entre un satellite et sa fusée porteuse
FR1549618A (de) * 1966-11-30 1968-12-13
FR2260078A1 (en) * 1973-07-05 1975-08-29 Luchaire Sa Auxiliary charge for rocket launcher - has partition forming chamber ahead of launching member for extra acceleration

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5823469A (en) * 1994-10-27 1998-10-20 Thomson-Csf Missile launching and orientation system

Also Published As

Publication number Publication date
FR2376301B1 (de) 1979-07-13
FR2376301A1 (fr) 1978-07-28
GB1543689A (en) 1979-04-04
DE2757807C2 (de) 1986-07-24
SE421959B (sv) 1982-02-08
US4198896A (en) 1980-04-22
SE7714510L (sv) 1978-06-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE2914049C2 (de) Patrone
DE3784578T2 (de) Gefechtskopf mit mehreren fliegerpfeilen.
DE2757807A1 (de) Flugkoerper mit eigenantrieb, insbesondere rakete
EP1085289A2 (de) Hülsenboden für grosskalibrige Munition
DE3001270C2 (de)
DE2556075C2 (de) Kartusche zum Verschießen von als Köder dienenden Zielobjekten
DE2757806C2 (de) Verbindungsvorrichtung zwischen zwei Stufen eines Flugkörpers mit Eigenantrieb
DE3412701C2 (de) Verbindungsvorrichtung
DE1013202B (de) Patrone mit Leitwerk-Geschoss
DE2547528A1 (de) Artilleriegeschoss
DE3026245C1 (de) Querschnittsveränderliche Schubdüse, insbesondere für integrierte Raketen/Staustrahl-Triebwerke von Raketen
DE1553990A1 (de) Raketen-Boostersystem
DE19508830C1 (de) Feststoffraketentriebwerk mit Innen- und Außenbrenner
EP0499244B1 (de) Treibladungsmodul
DE1138341B (de) Platzpatrone ohne Splitterentwicklung
DE2120210A1 (de) Zündsatz
DE1231486B (de) Raketenschubvorrichtung fuer einen Schleudersitz in Flugzeugen
DE2744519C2 (de) Feuerwerksrakete
DE1122380B (de) Flugkoerper mit Rueckstosstriebwerk
DE1154978B (de) Treibsatz fuer Feststoffraketen, insbesondere fuer Kurzbrennraketen
DE2605768A1 (de) Verfahren zum verbessern des betriebsverhaltens eines radialbrenners fuer ein raketengeschoss und radialbrenner mit einer einrichtung zum durchfuehren des verfahrens
DE4239167A1 (de) Gasgenerator für eine Gassack-Einheit
DE1126281B (de) Geschoss zum Aufstecken auf eine Feuerwaffe mit Hilfsduesenmotor zum Selbstantrieb
DE2264337A1 (de) Verfahren zur stabilisierung der flugbahn und regelung der reichweite von raketenflugkoerpern
DE2105223C3 (de) Rakete mit einem Raketenmotor und einem Geschoßkopf

Legal Events

Date Code Title Description
OAR Request for search filed
OC Search report available
8110 Request for examination paragraph 44
8128 New person/name/address of the agent

Representative=s name: BEETZ SEN., R., DIPL.-ING. BEETZ JUN., R., DIPL.-I

D2 Grant after examination
8364 No opposition during term of opposition