DE4120708C2

DE4120708C2 - Missile unit consisting of a missile and a separable holding device

Info

Publication number: DE4120708C2
Application number: DE19914120708
Authority: DE
Inventors: Christoph Dipl Ing Mathey
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1991-06-22
Filing date: 1991-06-22
Publication date: 1993-10-28
Anticipated expiration: 2011-06-23
Also published as: DE4120708A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Raketeneinheit, die aus einer Rakete und einer beim Start der Rakete zurückblei benden Haltevorrichtung besteht.The invention relates to a missile unit comprising one missile and one left behind when the missile was launched The holding device exists.

Bekannt sind Raketeneinheiten, bei denen die Rakete und die Haltevorrichtung durch Sollbruchverbindungen mitei nander gekoppelt sind. Die gesamte Raketeneinheit wird in eine Startvorrichtung eingesetzt und beim Starten der Rakete löst diese sich von der Haltevorrichtung, während die Haltevorrichtung in der Startvorrichtung zurückbleibt. Die Verbindung zwischen Rakete und Halte vorrichtung muß imstande sein, relativ großen Beanspru chungen standzuhalten, die beim Transport, bei der Hand habung und beim Laden der Raketeneinheit auftreten. Aus dieser Forderung heraus muß die Verbindung relativ stark sein. Dem entgegen steht die Forderung, daß beim Star ten der Rakete die Verbindung mit der Haltevorrichtung möglichst wenig Gegenkräfte erzeugen soll, um Beschä digungen an der Startvorrichtung und negative Bewegungs einflüsse auf die Raketen zu vermeiden. Insbesondere bei Raketen, die von Schiffen gestartet werden, kann eine zu feste Verbindung zwischen Rakete und Haltevor richtung negative Folgen auf die Schiffsstabilität ha ben.Rocket units are known in which the rocket and mitei the holding device by predetermined breaking connections are coupled. The entire missile unit will inserted into a starter and when starting the rocket detaches itself from the holding device, while the holding device in the starting device remains. The link between rocket and hold device must be capable of relatively large demands withstand the transport, at hand and occur when loading the missile unit. Out To meet this requirement, the connection must be relatively strong be. Contrary to this is the requirement that the star the missile's connection to the holding device should generate as little counterforce as possible in order to Damage to the starting device and negative movement to avoid influences on the rockets. In particular missiles launched from ships too tight a connection between the rocket and the stop direction negative consequences on ship stability ha ben.

Bekannt sind ferner Raketeneinheiten, bei denen die Verbindung mit Abreißschrauben erfolgt. Damit diese Abreißschrauben nicht bereits bei Erschütterungen und anderweitigen Beschleunigungen, denen die Rakete bei der Handhabung und dem Transport unterworfen ist, bre chen, sind Dämpfungselemente oder Federn vorgesehen, die eine begrenzte Bewegung der Rakete in der Haltevor richtung erlauben, bevor die Abreißschrauben zu Bruch gehen. Solche elastischen Pufferelemente stellen einen sehr großen Aufwand dar, weil sie aus zahlreichen Tei len bestehen, die separat hergestellt und aufwendig montiert werden müssen. Ferner ist zu berücksichtigen, daß Sollbruchverbindungen mit definiertem Bruchverhal ten in einem weiten Temperaturbereich schwierig zu reali sieren sind. Raketeneinheiten müssen in einem Temperatur bereich von z. B. minus 400°C bis plus 500°C betriebsbe reit sein. Bei Sollbruchverbindungen streuen die Abreiß kräfte stark in Abhängigkeit von der jeweiligen Tempera tur.Rocket units are also known in which the Connection with tear-off screws. So that these Tear screws not already in case of vibrations and other accelerations that the missile at is subject to handling and transport, bre Chen, damping elements or springs are provided, which limited movement of the missile in the holding area Allow direction before the tear screws break go. Such elastic buffer elements provide one very great effort because it consists of numerous parts len exist, which are manufactured separately and expensive must be installed. It must also be taken into account that predetermined breaking connections with defined breaking behavior difficult to achieve in a wide temperature range are. Missile units must be in one temperature range of z. B. minus 400 ° C to plus 500 ° C operational to be riding. In the case of predetermined breaking connections, the tear-off scatter forces strongly depending on the respective tempera door.

Es ist schließlich auch bekannt, die Haltevorrichtung einer Raketeneinheit am rückwärtigen Ende mit einem Abschlußdeckel zu versehen, der einen allseitig ge schlossenen Raum begrenzt, in welchem das Anschlußkabel für die elektrische Verbindung der Rakete mit der Start einrichtung untergebracht ist. Das Anschlußkabel ist mit einem Stecker abgeschlossen, auf dem eine abnehm bare Kurzschlußkappe sitzt, welche die Kabel kurz schließt. Zum Starten der Rakete muß nach dem Einsetzen in die Startvorrichtung der Abschlußdeckel abgeschraubt werden, wodurch das Anschlußkabel zugänglich wird. Die Kurzschlußkappe wird von dem Kabelstecker abgenommen und der Kabelstecker wird mit einem entsprechenden Ge genstecker der Startvorrichtung verbunden. Ein Vorteil der Konstruktion besteht darin, daß die Rakete erst nach dem Entfernen des Abschlußdeckels gestartet werden kann. Sofern dies geschehen ist, verbleibt jedoch das Problem der Trennung der Rakete von der Haltevorrich tung, wozu erhebliche Kräfte erforderlich sind, die in einem relativ weiten Bereich streuen.Finally, the holding device is also known a missile unit at the rear end with one End cover to be provided on all sides confined space in which the connection cable for the electrical connection of the rocket with the launch facility is housed. The connection cable is terminated with a plug on which one detaches bare short-circuit cap, which the cable short closes. To launch the rocket must be after insertion unscrewed into the starter of the end cover become, whereby the connection cable becomes accessible. The Short-circuit cap is removed from the cable connector and the cable connector is with a corresponding Ge Gen plug of the starter connected. An advantage the construction is that the rocket first be started after removing the end cover can. If this has happened, however, it remains Problem of separating the rocket from the holding device tion, for which considerable forces are required, which in spread over a relatively wide range.

Bei einer aus DE 36 20 524 A1 bekannten Rakete ist zur Verhinderung eines ungewollten Raketenstarts an der Abschußvorrichtung ein Verriegelungselement vorgesehen, das in eine Querbohrung am vorderen Ende des Raketen motors eindringt. In dieser Querbohrung befindet sich ein Sicherungselement, das die Wirkungskette zwischen der Zündkapsel und der Anzündladung der Rakete unter bricht und durch ein Sperrglied im Unterbrechungs zustand gehalten wird. Vor dem Raketenstart wird das Sperrglied durch ein bewegbares Verriegelungselement der Abschußvorrichtung weiter in die Querbohrung ein geschoben, wodurch das Sperrglied abreißt. Anschließend wird das Verriegelungselement aus der Rakete heraus gezogen, so daß die Rakete starten kann. Dieses Konzept setzt steuerbare Verriegelungselemente an der für die Rakete vorgesehen Startvorrichtung voraus.In a rocket known from DE 36 20 524 A1 Preventing an unwanted rocket launch at the Launcher provided a locking element, that into a cross hole at the front end of the missile motors penetrates. In this cross hole is a securing element that links the chain of effects between the primer and the missile's priming charge underneath breaks and by a locking member in the interruption is maintained. Before the rocket launches, it will Locking element by a movable locking element the launcher further into the cross hole pushed, whereby the locking member tears off. Subsequently the locking element will come out of the missile pulled so that the rocket can launch. This concept sets controllable locking elements on the for the Missile provided launch device ahead.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Raketen einheit der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 genannten Art zu schaffen, die keine Veränderungen der Startvorrichtung erfordert und bei der die Rakete bei ihrem Start keine großen Haltekräfte zu überwinden hat.The invention has for its object a missile unit of the preamble of claim 1 to create the kind mentioned that no changes of the Starting device required and the missile at has no great holding forces to overcome when starting.

Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt erfindungsgemäß mit den im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmalen.This object is achieved with the invention the features specified in claim 1.

Bei der erfindungsgemäßen Raketeneinheit werden Halte organe, durch die die Rakete mit der Haltevorrichtung verbunden ist, durch Blockierelemente gesichert, welche mit dem Abschlußdeckel derart gekoppelt sind, daß sie bei dessen Abnahme von der Haltevorrichtung die Halte organe der Rakete freigeben. Die Halteorgane sind vor zugsweise fest und bleibend an der Rakete angebracht. Solange der Abschlußdeckel an der Haltevorrichtung sitzt, greifen die Blockierelemente derart mit den Halteorganen zusammen, daß diese sich nicht von der Haltevorrichtung lösen können. Erst beim Abnehmen des Deckels werden die Halteorgane freigegeben. Somit wird für solche Handhabungen, denen die Raketeneinheit bis zum Start ausgesetzt ist, wie beispielsweise Transport, Lagerung oder Einsetzen in die Startvorrichtung, eine starre und großen Kräften standhaltende Verbindung er reicht. Beim Abnehmen des Abschlußdeckels wird automa tisch die Arretierung der Halteorgane durch die Blockier elemente aufgehoben, so daß dann die Halteorgane von der Haltevorrichtung nur noch in geringem Maße oder überhaupt nicht festgehalten werden.In the missile unit according to the invention are stops organs through which the missile with the holding device is connected, secured by blocking elements, which are coupled to the end cover in such a way that they when it is removed from the holding device, the holding device release the missile's organs. The holding organs are in front preferably attached firmly and permanently to the missile. As long as the end cover on the holding device sits, the blocking elements engage with the Holding organs together so that they do not differ from the Can release the holding device. Only when removing the The holding members are released. Thus for such operations that the missile unit up to to the Launch is suspended, such as transportation, Storage or insertion in the starter, one rigid and strong connection enough. When removing the cover, automa table the locking of the holding elements by the blocking elements lifted so that the holding members of the holding device only to a small extent or not being held at all.

Es kann zweckmäßig sein, auch nach dem Abnehmen des Abschlußdeckels noch gewisse Haltekräfte auf die Rakete auszuüben, beispielsweise wenn sich die Starteinrich tung auf einem Schiff oder einem Fahrzeug befindet. Zweckmäßigerweise ist die Verbindung der Rakete mit der Haltevorrichtung so ausgeführt, daß nach Freigabe der Blockierelemente noch eine Rest-Haltekraft erhalten bleibt. Dies kann dadurch geschehen, daß die Halteor gane mit einer Vorspannung, ähnlich einer Rastvorrich tung, an der Haltevorrichtung angreifen und nach Über winden der Vorspannung die Rakete endgültig freigegeben wird. Andererseits ist es auch möglich, parallel zu den Halteorganen noch Sollbruchverbindungen zwischen Rakete und Haltevorrichtung vorzusehen. Solche Sollbruchverbin dungen erfordern dann eine relativ geringe Bruchkraft. Wichtig ist, daß, solange der Abschlußdeckel an der Haltevorrichtung sitzt, die Verbindung stabil ist und großen Kräften standhält, während nach Abnahme des Ab schlußdeckels nur noch eine geringe oder überhaupt keine Haltekraft aufgebracht wird.It may be useful even after removing the End cover still certain holding forces on the rocket exercise, for example when the starting device tion on a ship or vehicle. It is expedient to connect the rocket to the Holding device designed so that after approval of Blocking elements still get a residual holding force remains. This can be done in that the Haltor gane with a pretension, similar to a locking device tion, attack on the holding device and after over wind the preload finally released the missile becomes. On the other hand, it is also possible to run parallel to the Holding organs still predetermined breaking connections between rocket and to provide a holding device. Such predetermined breaking connection then require a relatively low breaking strength. It is important that as long as the end cover on the Holding device sits, the connection is stable and withstands great forces, while after the ab end cap only a little or none at all Holding force is applied.

Im folgenden werden unter Bezugnahme auf die Zeichnun gen Ausführungsbeipiele der Erfindung näher erläutert. In the following with reference to the drawing gene exemplary embodiments of the invention explained in more detail.

Es zeigen:Show it:

Fig. 1 eine Seitenansicht der in eine Startvorrichtung eingesetzten Raketeneinheit, teilweise im Schnitt, Fig. 1 is a side view of the rocket unit employed in a starting apparatus, partly in section,

Fig. 2 in ähnlicher Darstellung wie Fig. 1 die Situation beim Ablösen der Rakete von der Haltevorrichtung beim Raketenstart, Fig. 2 is a view similar to FIG. 1 the situation during the peeling of the rocket from the holding device during the rocket launch,

Fig. 3 einen Schnitt durch eine modifizierte Ausführungsform mit einem einzigen Blockierelement für alle Halteorgane, Fig. 3 a section through a modified embodiment with a single locking element for retaining elements,

Fig. 4 eine Ansicht eines der in Fig. 3 benutzten Halteorgane, teilweise geschnitten, Fig. 4 is a view of one of the holding members used in Fig. 3, partly in section,

Fig. 5 einen Schnitt entlang der Linie V-V von Fig. 4 und Fig. 5 is a section along the line VV of Fig. 4 and

Fig. 6 eine Ansicht des Halteorgans aus Richtung des Pfeils VI von Fig. 4. Fig. 6 is a view of the holding member from the direction of the arrow VI of Fig. 4.

In Fig. 1 ist eine Raketeneinheit 1 dargestellt, die aus der Rakete 2 und der Haltevorrichtung 3 besteht. Die Raketeneinheit 1 ist vom rückwärtigen Ende her in eine Startvorrichtung 4 eingesteckt, wo das vordere Ende der Haltevorrichtung 3 gegen einen Anschlag 5 stößt. Die Haltevorrichtung 3 weist eine Haltehülse 6 auf, die das rückwärtige Ende des zylindrischen Raketen körpers umgibt und die als Schutz für die Düse 7 der Rakete vorgesehen ist. Die Haltevorrichtung 3 ist an mehreren Ansätzen 8 befestigt, die am rückwärtigen Ende der Düse 7 vorgesehen sind und die ferner dazu dienen, ein (nicht dargestelltes) Klappleitwerk zu halten, des sen Flügel ausgeklappt werden, nachdem die Rakete die Startvorrichtung verlassen hat.In Fig. 1, a missile unit 1 is shown, which consists of the missile 2 and the holding device 3 . The missile unit 1 is inserted from the rear end into a starting device 4 , where the front end of the holding device 3 abuts a stop 5 . The holding device 3 has a holding sleeve 6 which surrounds the rear end of the cylindrical missile body and which is provided as protection for the nozzle 7 of the missile. The holding device 3 is attached to a plurality of lugs 8 , which are provided at the rear end of the nozzle 7 and which also serve to hold a (not shown) folding tail, the wing of which is unfolded after the rocket has left the starting device.

Die Haltevorrichtung 3 weist einen nach innen gerichte ten Flansch 9 auf, der eine Abschlußscheibe 10 gegen den rückwärtigen Rand der Düse 7 drückt. Durch die Ab schlußscheibe 10 hindurch führt ein Kabel 11, das im Innern der Rakete 2 enthaltene elektrische Komponenten mit einem Stecker 12 verbindet. Der Stecker 12 ist mit einer Kurzschlußkappe 13 verbunden, die die Adern des Kabels 11 kurzschließt, um einen unbeabsichtigten Rake tenstart zu vermeiden. Die Kurzschlußkappe 13 kann ab genommen und der Stecker 12 kann mit einem an der Start vorrichtung 4 vorgesehenen Gegenstecker 14 verbunden werden, bevor die Rakete gestartet wird.The holding device 3 has an inward th flange 9 , which presses a cover plate 10 against the rear edge of the nozzle 7 . From the end plate 10 leads through a cable 11 which connects the electrical components contained in the interior of the rocket 2 with a plug 12 . The connector 12 is connected to a short-circuit cap 13 , which short-circuits the wires of the cable 11 in order to avoid an unintentional rake tenstart. The short-circuit cap 13 can be removed and the connector 12 can be connected to a mating connector 14 provided on the starting device 4 before the rocket is started.

Das rückwärtige Ende der rohrförmigen Haltevorrichtung 3 ist mit einem Abschlußdeckel 15 verschlossen, der mit einem Gewinde 16 in ein Innengewinde der Haltevorrich tung eingeschraubt ist. Der Abschlußdeckel 15 weist an seiner Außenseite Rippen 17 für die Handhabung auf, um den Abschlußdeckel einschrauben und ausschrauben zu können.The rear end of the tubular holding device 3 is closed with an end cover 15 which is screwed with a thread 16 into an internal thread of the holding device. The end cover 15 has on its outside ribs 17 for handling in order to screw in and unscrew the end cover.

Der Raum zwischen der Abschlußscheibe 10 und dem Ab schlußdeckel 15 bildet den Stauraum 18 für die Unter bringung eines Teiles des Kabels 11 sowie für den Stecker 12 mit der Kurzschlußkappe 13. Die Kurzschluß kappe 13 ist durch eine Verbindungskette 19 mit der in den Stauraum 18 hineinragenden Nabe 20 des Abschluß deckels 15 verbunden. Auf dieser Nabe 20 ist ein Träger 21 drehbar gelagert, der sich parallel zum Abschluß deckel im Innern des Stauraums 18 erstreckt. The space between the end plate 10 and the end cover 15 forms the storage space 18 for the under placement of part of the cable 11 and for the plug 12 with the short-circuit cap 13 . The short-circuit cap 13 is connected by a connecting chain 19 with the protruding into the storage space 18 hub 20 of the end cover 15 . On this hub 20 , a carrier 21 is rotatably mounted, which extends parallel to the end cover in the interior of the storage space 18 .

Die Befestigung der Haltevorrichtung 3 an der Rakete 2 erfolgt durch Halteorgane 22, die durch Bohrungen 23 im Flansch 9 durch damit fluchtende Bohrungen in den Ansät zen 8 hindurchgesteckt sind. Jedes Halteorgan 22 ist in dem Ansatz 8 am rückwärtigen Ende der Düse 7 der Rakete 2 durch einen Querstift 24 gesichert und somit mit der Rakete bleibend und fest verbunden.The attachment of the holding device 3 on the rocket 2 is carried out by holding members 22 which are inserted through holes 23 in the flange 9 through holes aligned therewith in the Ansät 8 . Each holding member 22 is secured in the extension 8 at the rear end of the nozzle 7 of the rocket 2 by a cross pin 24 and thus permanently and firmly connected to the rocket.

Das Halteorgan 22 besteht im wesentlichen aus einem Bolzen, der im Innern der Bohrung 23 geschlitzt ist und zum rückwärtigen Ende hin in zwei parallelen Schenkeln 22a, 22b ausläuft. Jeder dieser Schenkel hat einen sich nach außen erweiternden Kopf, der am vorderen Ende durch eine Schrägfläche 25 begrenzt ist. Dieser Kopf stützt sich an einer schrägen Gegenfläche an der Rück seite des Flansches 9 ab. Die Schenkel 22a und 22b kön nen radial federn, so daß die Halteorgane 22 durch die Bohrungen 23 hindurchgezogen werden können, wenn sie nicht vom rückwärtigen Ende her gegen radiales Einwärts bewegen ihrer Schenkel 22a und 22b gesichert sind. Diese Sicherung erfolgt mit jeweils einem Blockier element 26 in Form eines Zapfens, der von dem Träger 21 achsparallel zur Rakete 2 absteht. Der Träger 21, der auf der Nabe 20 drehbar ist, ist durch einen Sicherungs ring 27 gegen axiales Abziehen von dem Abschlußdeckel 15 gesichert.The holding member 22 consists essentially of a bolt which is slotted in the interior of the bore 23 and ends at the rear end in two parallel legs 22 a, 22 b. Each of these legs has an outwardly widening head which is delimited at the front end by an inclined surface 25 . This head is supported on an inclined counter surface on the rear side of the flange 9 . The legs 22 a and 22 b nen spring radially, so that the holding members 22 can be pulled through the bores 23 if they are not secured from the rear end against radial inward movement of their legs 22 a and 22 b. This securing takes place with a blocking element 26 in the form of a pin which projects from the carrier 21 axially parallel to the rocket 2 . The carrier 21 , which is rotatable on the hub 20 , is secured by a locking ring 27 against axial removal from the end cover 15 .

Die Raketeneinheit 1, deren Haltevorrichtung 3 mit dem Abschlußdeckel 15 verschlossen ist, wird durch die Halteorgane 22 zusammengehalten, welche durch die Blockier elemente 26 in gespreiztem Zustand gehalten werden. Auf diese Weise ist eine starke Verbindung zwischen Rakete 2 und Haltevorrichtung 3 gegeben und es ist sicherge stellt, daß die Haltevorrichtung 3 sich nicht von der Rakete 2 lösen kann. The missile unit 1 , the holding device 3 is closed with the end cover 15 , is held together by the holding members 22 , which are held by the blocking elements 26 in a spread state. In this way, there is a strong connection between the missile 2 and the holding device 3 and it is sichge that the holding device 3 can not detach from the rocket 2 .

Die Raketeneinheit 1 wird in diesem Zustand in die Startvorrichtung 4 eingeschoben. Danach wird der Ab schlußdeckel 15 losgeschraubt, wobei der Träger 21 sich nicht mitdreht. Erst beim Drehen und Abziehen des Ab schlußdeckels 15 von der Haltehülse 6 werden die Blockierelemente 26 aus den Halteorganen 22 herausge zogen. Danach wird die Verschlußkappe 13 von dem Stecker 12 gelöst und der Stecker 12 wird mit dem Gegen stecker 14 der Startvorrichtung 4 verbunden. Wird nun ein elektrisches Startsignal von der Startvorrichtung 4 über das Kabel 11 an die Rakete 2 gegeben, so wird der Raketenantrieb gezündet und die Rakete verläßt die Start vorrichtung in Richtung des Pfeiles 36 in Fig. 2, wäh rend die Haltevorrichtung 3 in der Startvorrichtung 4 zurückbleibt. Durch die aus der Düse 7 austretenden An triebsgase wird die Abschlußscheibe 10 zerstört. Die Antriebsgase strömen dann durch die rückwärtige Öffnung der Haltevorrichtung 3 aus. Infolge der Schrägflächen 25 an den Köpfen der Schenkel 22a und 22b der Halteor gane 22 werden die Schenkel 22a und 22b einwärts ge drückt, so daß sie die Bohrungen 23 passieren können. Die Halteorgane 22 bleiben somit an der Rakete und sie lösen sich von der Haltevorrichtung 3. Nach dem Raketen start reißt das Kabel 11.The rocket unit 1 is pushed into the starting device 4 in this state. Then the end cap 15 is unscrewed, the carrier 21 not rotating. Only when turning and pulling off the cover 15 from the holding sleeve 6 , the blocking elements 26 are pulled out of the holding members 22 . Then the cap 13 is released from the connector 12 and the connector 12 is connected to the opposite connector 14 of the starter 4 . If an electrical start signal is now given by the starter 4 via the cable 11 to the rocket 2 , the rocket drive is ignited and the rocket leaves the starter in the direction of arrow 36 in FIG. 2, while the holding device 3 in the starter 4 remains. By the emerging from the nozzle 7 drive gases to the lens 10 is destroyed. The drive gases then flow out through the rear opening of the holding device 3 . As a result of the inclined surfaces 25 on the heads of the legs 22 a and 22 b of the Halteor gane 22 , the legs 22 a and 22 b are pressed inward so that they can pass through the holes 23 . The holding members 22 thus remain on the rocket and they detach from the holding device 3 . After the rocket launch, the cable 11 breaks.

Das Ausführungsbeispiel von Fig. 3 gleicht weitgehend dem ersten Ausführungsbeispiel, so daß sich die nach folgende Beschreibung auf die Unterschiede beschränkt. Gemäß Fig. 3 ist nicht für jedes Halteorgan 22 ein ei genes Blockierelement 26 vorgesehen, sondern es ist ein einziges Blockierelement 26a in Form eines von der Innen seite des Abschlußdeckels 15 abstehenden Rohrstücks vorgesehen. Dieses Blockierelement 26a ist fester Be standteil des Abschlußdeckels 15, so daß ein drehbarer Träger am Abschlußdeckel nicht erforderlich ist. Beim Losschrauben des Abschlußdeckels 15 gleitet das ring förmige Blockierelement 26a in dem Schlitz zwischen den Schenkeln 22a und 22b der Halteorgane 22. Sobald der Abschlußdeckel aus seinem Gewinde herausgedreht ist, hat auch das Blockierelement sämtliche Halteorgane 22 verlassen.The embodiment of Fig. 3 is largely the same as the first embodiment, so that the following description is limited to the differences. According to FIG. 3, an egg-like blocking element 26 is not provided for each holding member 22 , but a single blocking element 26 a is provided in the form of a tube piece projecting from the inside of the end cover 15 . This blocking element 26 a is a fixed part of the end cover 15 , so that a rotatable carrier on the end cover is not required. When unscrewing the end cover 15 , the ring-shaped blocking element 26 a slides in the slot between the legs 22 a and 22 b of the holding members 22 . As soon as the end cover is unscrewed from its thread, the blocking element has also left all of the holding members 22 .

Die Fig. 4, 5 und 6 zeigen eines der Halteorgane 22, die bei den beiden beschriebenen Ausführungsbeispielen verwendet werden können. Das Halteorgan 22 besteht aus einem Bolzen mit einem zylindrischen Abschnitt 28 zum Einsetzen in die Längsbohrung des Ansatzes 8 an der Düse 7 der Rakete. Der Abschnitt 28 weist eine Quer bohrung 29 zur Aufnahme des Querstiftes 24 auf. An den Abschnitt 28 schließt sich ein Abschnitt 30 vergrößer ten Durchmessers an, von dem die beiden Schenkel 22a und 22b abstehen. Zwischen den Schenkeln ist ein Spalt 31 zur Aufnahme des Blockierelements 26 bzw. 26a gebil det. Am Ende eines jeden Schenkels 22a und 22b befindet sich ein nach außen erweiterter Kopf 32, wobei der Übergang als Schrägfläche 25 ausgebildet ist. FIGS. 4, 5 and 6 show one of the holding members 22, which can be used in the two described embodiments. The holding member 22 consists of a bolt with a cylindrical portion 28 for insertion into the longitudinal bore of the extension 8 on the nozzle 7 of the rocket. The section 28 has a transverse bore 29 for receiving the cross pin 24 . Section 28 is followed by a section 30 of enlarged diameter, from which the two legs 22 a and 22 b protrude. Between the legs is a gap 31 for receiving the blocking element 26 or 26 a gebil det. At the end of each leg 22 a and 22 b there is an outwardly widened head 32 , the transition being designed as an inclined surface 25 .

Es ist nicht erforderlich, daß jedes Halteorgan zwei federnde Schenkel aufweist. Vielmehr genügt auch be reits ein Schenkel, der von dem Blockierelement an der Einwärtsbewegung gehindert wird.It is not necessary that each holding member has two has resilient legs. Rather, be is sufficient riding a leg from the blocking element on the Inward movement is prevented.

Claims

1. rocket unit with a rocket ( 2 ), the holding members ( 22 ), which with at least one blocking element ( 26 ; 26 a) one at the rocket launch in the starter ( 4 ) remaining holding device ( 3 ) engage, whereby
the locking element ( 26; 26 a) securing the holding members ( 22 ) in the engaged state can be removed from the start of the rake to release the holding members ( 22 ),
the holding device ( 3 ) has a removable end cover ( 15 ) which closes the rocket nozzle ( 4 ),
the holding members ( 22 ) of the rocket ( 2 ) engage in the holding device ( 3 ) and
the blocking element ( 26; 26 a) is connected to the end cover ( 15 ) and releases the holding members ( 22 ) of the rocket ( 2 ) when it is removed from the holding device ( 3 ).

2. rocket unit according to claim 1, characterized in that the end cover ( 15 ) on the Hal tevvorrichtung ( 3 ) is screwed and that the blocking elements ( 26 ) are attached to a rotatably mounted on the end cover ( 15 ) carrier ( 21 ).

3. rocket unit according to claim 1, characterized in that the end cover ( 15 ) on the Hal tevvorrichtung ( 3 ) is screwed and carries a single annular blocking element ( 26 a) which is in engagement with all the holding members ( 22 ) and upon rotation of the end cover ( 15 ) remains in engagement.