DE68907257T2

DE68907257T2 - Storage and launch unit for a wire guided missile.

Info

Publication number: DE68907257T2
Application number: DE89401005T
Authority: DE
Inventors: Michel Maree
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1988-04-14
Filing date: 1989-04-12
Publication date: 1993-12-16
Anticipated expiration: 2009-04-13
Also published as: ES2042022T3; FR2630202A1; EP0337880B1; EP0337880A1; DE68907257D1; FR2630202B1; ATE91015T1

Abstract

In order, during the starting phase, to protect the first turns of the wire (16) connecting a wire-guided missile (10) to its storage and launch container (12), particularly when this wire comprises an optical fibre, a deformable tubular protective device (22) is placed between the rear of the missile and the bottom of the container. This device, which can consist particularly of a flexible sleeve or of telescopic rigid ferrules, is elongated during the ignition of the propulsion units (14) of the missile, to form a screen protecting the wire (16) from the hot gases leaving the propulsion units, as long as these remain within the container. The device (22) subsequently detaches automatically from the missile (10). <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Lagerungs- und Abschußeinheit für eine Drahtlenkrakete, ausgestattet mit Triebwerken mit seitlichem Ausstoß.The invention relates to a storage and launch unit for a wire-guided missile equipped with side-ejection engines.

Eine Drahtlenkrakete ist eine Rakete, die von einem Container aus gestartet wird, mit dem sie nach ihrem Start verbunden bleibt durch ein elastisches Informationsübertragungs-Organ, "Draht" genannt im weiteren Verlauf der Beschreibung. Dieser Draht gestattet, Befehle an die Rakete zu übertragen im Lauf des Flugs, um ihre Flugrichtung zu ändern. Diese Technik wird seit vielen Jahren verwendet für die Raketen der kurzen und der mittleren Reichweite (bis 10 km), vor allem wegen ihrer geringen Kosten und ihrer relativen Unempfindlichkeit gegenüber Störungen. Üblicherweise wird der Draht gebildet durch ein Minikabel, das wenigstens zwei Kupferleiter enthält, und Trägerfasern aus organischen Materialien, wie etwa Polyester, Polyaramid, usw. Die Informationen, die zur Änderung der Bahn der Rakete dienen, können auch durch eine Lichtleitfaser übertragen werden, u.U. durch synthetische Fasern verstärkt.A wire-guided missile is a missile launched from a container to which it remains connected after launch by an elastic information transmission device, called a "wire" in the following. This wire allows commands to be transmitted to the missile during flight to change its direction of flight. This technique has been used for many years for short and medium-range missiles (up to 10 km), mainly because of its low cost and its relative insensitivity to interference. The wire is usually made up of a minicable containing at least two copper conductors and carrier fibers made of organic materials such as polyester, polyaramid, etc. The information used to change the missile's trajectory can also be transmitted by an optical fiber, possibly reinforced by synthetic fibers.

Der Start einer drahtgelenkten Rakete aus ihrem Container stellt eine sehr schwierige Phase dar für den Draht, der zur Übertragung der Informationen dient.The launch of a wire-guided missile from its container represents a very difficult phase for the wire used to transmit the information.

Nämlich, wie die Figur 1 sehr schematisch darstellt, wenn die Raktete 10 sich im Innern des Containers 12 zu bewegen beginnt unter der Wirkung der seitlichen Triebwerke 14, beginnt der Informationsübertragungsdraht 16, der aufgespult ist im Innern der Rakete 10, sich abzuspulen. Folglich ist der Teil des Drahts, der sich zwischen der Rückseite der Rakete 10 und der Befestigungseinrichtung 18 des Organs 16 am Abschußcontainer 12 befindet, heißen Gasstrahlen ausgesetzt, die aus den seitlichen Triebwerken 14 austreten.Namely, as Figure 1 shows very schematically, when the rocket 10 begins to move inside the container 12 under the action of the side thrusters 14, the information transmission wire 16 wound up inside the rocket 10 begins to unwind. Consequently, the part of the wire located between the rear of the rocket 10 and the attachment device 18 of the organ 16 to the launch container 12 is exposed to hot gas jets emerging from the side thrusters 14.

Solange die Triebwerke 14 nicht den Abschußcontainer 12 verlassen haben, ist der abgespulte Teil des Drahts 16 somit zugleich einer thermischen Agression und ärodynamischen Kräften ausgesetzt, die bestrebt sind, das Abspulen einer unnötigen Länge des Drahts 16 zu verursachen. Dies führt unvermeidbar zum Bruch dieses letzteren.As long as the engines 14 have not left the launch container 12, the unwound part of the wire 16 is thus at the same time subjected to thermal aggression and aerodynamic forces tending to cause the unwinding of an unnecessary length of the wire 16. This inevitably leads to the breakage of the latter.

Für den Fall, daß der Draht Kupferleiter enthält, und wie vor allem dargestellt in dem Patent US-A-3 868 883, das als Basis dient für die Präambel des Anspruchs 1, besteht die im allgemeinen angewandte Lösung, um die thermischen Agressionen zu vermeiden, in einer Verstärkung der ersten Meter dieses Organs, was darauf hinausläuft, seinen Durchmesser zu vergrößern. Diese Vergrößerung des Durchmessers hat zur Wirkung, daß sich die ärodynamischen Kräfte erhöhen. Im allgemeinen wird diesen Kräften begegnet, indem man die Klebung der ersten Meter des im Innern der Rakete aufgewickelten Drahts kräftig verstärkt. Wie Figur 2 sehr schematisch darstellt, führt der starke Widerstand der Klebung beim Abwickeln des Drahts 16 zur Bildung eines sehr kleinen Krümmungsradius r.In the case where the wire contains copper conductors, and as shown in particular in patent US-A-3 868 883, which serves as the basis for the preamble to claim 1, the solution generally adopted to avoid thermal aggression consists in reinforcing the first few meters of this device, which amounts to increasing its diameter. This increase in diameter has the effect of increasing the aerodynamic forces. These forces are generally counteracted by strongly reinforcing the bonding of the first few meters of the wire wound inside the rocket. As Figure 2 shows very schematically, the strong resistance of the bonding leads to the formation of a very small radius of curvature r when the wire 16 is unwound.

Wenn der Draht elektrische Leiter aus Kupfer enthält, ist dieser kleine Radius im allgemeinen nicht nachteilig. Die Dehnbarkeit des Kupfers ist groß, und sein elektrische Leitfähigkeit wird durch diesen Radius nicht beeinträchtigt.If the wire contains electrical conductors made of copper, this small radius is generally not detrimental. The ductility of copper is great and its electrical conductivity is not affected by this radius.

Hingegen kann diese Lösung nicht übertragen werden auf einen Draht, der eine optische Faser enthält. Die optischen Fasern weisen guasi eine Null-Duktilität auf, und vertragen folglich sehr schlecht die kleinen Krümmungsradien, die im allgemeinen einen Bruch verursachen und folglich das Ende der Übertragung. Außerdem, selbst wenn es keinen Bruch gibt, bedeuten kleine Radien eine beträchliche Schwächung des Niveaus des übertragenen Signals. Diese Eigenschaft wird dargestellt durch das Dokument DE-C-3 132 547, das aus diesem Grund vorsieht, die optische Faser durch eine seitliche Öffnung, ausgebildet an der Rakete, hinauszuführen.However, this solution cannot be applied to a wire containing an optical fiber. Optical fibers have almost zero ductility and therefore do not tolerate small radii of curvature very well, which generally cause a break and thus the end of the transmission. Moreover, even if there is no break, small radii mean a significant attenuation of the level of the transmitted signal. This characteristic is illustrated by the document DE-C-3 132 547, which for this reason provides for the optical fiber to be led out through a lateral opening formed on the rocket.

In dem Fall, wo der Draht Kupferleiter enthält, gibt es andere Lösungen, um den ärodynamischen Wirkungen zu begegnen. Jedoch beziehen sich die bekannten Lösungen im allgemeinen auf örtliche Befestigungen des aufgespulten Organs im Innern der Rakete, die zu extrem kleinen Krümmungswinkeln führen. Folglich sind diese Lösungen auch nicht übertragbar, wenn der Draht eine optische Faser enthält.In the case where the wire contains copper conductors, there are other solutions to counteract the aerodynamic effects. However, the known solutions generally involve local fixing of the coiled organ inside the rocket, which leads to extremely small bending angles. Consequently, These solutions are also not transferable if the wire contains an optical fiber.

In dem Dokument US-A-3 613 618 wurde vorgeschlagen, die ersten Meter des Drahts durch eine elastische Hülle zu führen, deren Enden jeweils am Boden des Containers und an der Rakete befestigt sind, wobei das an der Rakete befestigte Ende sich automatisch löst, wenn diese letztere den Container verläßt.In document US-A-3 613 618 it was proposed to pass the first few meters of the wire through an elastic sheath, the ends of which are respectively attached to the bottom of the container and to the rocket, the end attached to the rocket being automatically released when the latter leaves the container.

Wenn die Übertragung der Informationen über eine optische Faser durchgeführt wird, besteht eine bekannte Lösung darin, daß die Triebwerke der Raktete erst in Gang gesetzt werden, wenn diese den Container verlassen hat. Dieses Resultat wird erhalten, indem man eine zusätzliche Vorrichtung vorsieht, die ermöglicht, während einer ersten Startphase die Rakete teilweise so aus dem Container zu befördern, daß die Triebwerke sich außerhalb dieses letzteren befinden. Diese Triebwerke werden dann während einer zweiten Startphase gezündet.When the information is transmitted via an optical fiber, a known solution is to start the rocket's engines only once it has left the container. This result is obtained by providing an additional device which allows the rocket to be partially moved out of the container during a first launch phase so that the engines are outside the container. These engines are then fired during a second launch phase.

Diese letztere Lösung erlaubt in der Tat zu vermeiden, daß die heißen, aus den Triebwerken austretenden Gasstrahlen die Drähte beschädigen während des Starts der Rakete. Jedoch weist diese Lösung ebenfalls Mängel auf, unter denen vor allem zu nennen sind ihre Kosten, die Zunahme der Zündseguenz, sowie eine erhebliche Reduzierung der Führungsstreckenlänge der Rakete in ihrem Container, was zu einer Verminderung der Genauigkeit beim Abschuß führt.This latter solution does indeed prevent the hot gas jets coming out of the engines from damaging the wires during the rocket's launch. However, this solution also has drawbacks, the main ones being its cost, the increase in the ignition sequence and a significant reduction in the length of the rocket's guidance path in its container, which leads to a reduction in the accuracy of the launch.

Die Erfindung hat genau eine Lagerungs- und Abschußeinheit einer Drahtlenkrakete zum Gegenstand, die unabhängig von der Art des Drahts verwendet werden kann, vor allem dann, wenn dieser letztere eine optische Faser enthält, und deren Ausführung die Zündfrequenz der Rakete nicht modifiziert und nicht die Abschußgenauigkeit beeinträchtigt, wobei diese Einheit außerdem kostengünstig ist, und keine besondere Behandlung der ersten Meter des Drahts erforderlich macht.The invention relates specifically to a storage and launch unit for a wire-guided missile which can be used regardless of the type of wire, in particular when the latter contains an optical fibre, and the design of which does not modify the firing frequency of the missile and does not affect the launch accuracy, this unit being, moreover, inexpensive and requiring no special treatment of the first few metres of wire.

Somit wird erf indungsgemäß eine Lagerungs- und Abschußeinheit einer mit seitlichen Triebwerken ausgerüsteten Drahtlenkrakete vorgeschlagen, umfassend einen Abschußcontainer zur Lagerung der Rakete, ausgestattet mit einem Boden, der eine Befestigungseinrichtung für ein elastisches Informationsübertragungsorgan trägt, aufgespult in der Rakete und aus dieser letzteren austretend durch eine hintere Öffnung, eine verformbare Schutzvorrichtung, angeordnet um das Informationsübertragungsorgan bis zu dem Zeitpunkt, wo die Triebwerke den Container verlassen, dadurch gekennzeichnet, daß die Schutzvorrichtung eine röhrenförmige Vorrichtung ist, zentriert auf der Achse des Containers, und ein erstes Ende enthaltend, am Container festgemacht um die Befestigungseinrichtung herum, und ein zweites, an der Rakete festgemachtes Ende, um die genannte hintere Öffnung herum, mit Befestigungsmitteln, die geeignet sind, sich beim Start automatisch von der Rakete zu lösen, wenn die Triebwerke den Container verlassen.Thus, according to the invention, a storage and launch unit for a wire-guided rocket equipped with side engines is proposed, comprising a launch container for storing the rocket, equipped with a base carrying a fastening device for an elastic information transmission organ, wound up in the rocket and the latter exiting through a rear opening, a deformable protection device arranged around the information transmission member until the engines leave the container, characterized in that the protection device is a tubular device centered on the axis of the container and comprising a first end secured to the container around the fastening device and a second end secured to the rocket around said rear opening, with fastening means suitable for automatically detaching from the rocket during launch when the engines leave the container.

Obwohl die Erfindung unabhängig von der Art des Informationsübertragungsorgans verwendet werden kann, wird sie vorzugsweise angewandt, wenn dieses Organ eine optische Faser enthält, für die diese Vorteile am bedeutsamsten sind.Although the invention can be used regardless of the type of information transmission device, it is preferably used when this device contains an optical fiber, for which these advantages are most significant.

Um zu vermeiden, daß das Übertragungsorgan beschädigt wird, vor allem durch Feuchtigkeit während der Lagerung der Raktete, ist die Schutzvorrichtung vorzugsweise dicht, und ihre Enden werden auf jeweils dichte Weise an dem Container und an der Rakete befestigt.In order to avoid damage to the transmission element, in particular due to moisture during storage of the rocket, the protection device is preferably sealed and its ends are attached in a sealed manner to the container and to the rocket.

Vorzugsweise ist das zweite Ende der Schutzvorrichtung befestigt an einer Positionierungs- und Führungseinrichtung der Rakete in dem Container, wobei dieses Organ geeignet ist, beim Start in den Container zu gleiten und an der Rakete um die hintere Öffnung herum so befestigt ist, daß es sich automatisch löst, wenn die Triebwerke den Container verlassen.Preferably, the second end of the protection device is attached to a device for positioning and guiding the rocket in the container, this member being able to slide into the container during launch and being attached to the rocket around the rear opening so that it is automatically released when the engines leave the container.

Nach einer ersten Ausführungsform der Erfindung umfaßt die Schutzvorrichtung eine Hülle aus elastischem Material. Falls es nötig ist, dieser Hülle eine gewisse Steifheit zu verleihen, werden Führungsstücke der sich entfaltenden Hülle am Container befestigt, um die Befestigungseinrichtung herum und im Innern der Hülle.According to a first embodiment of the invention, the protective device comprises a sheath made of elastic material. If it is necessary to give this sheath a certain rigidity, guide pieces of the unfolding sheath are attached to the container, around the fastening device and inside the sheath.

Bei einer zweiten Ausführungform der Erfindung umfaßt die Schutzvorrichtung steife, teleskopische Ringe. Diese Ringe können entweder versehen werden mit Führungs- und Positionierungsansätzen, oder miteinander verbunden sein durch eine Muffe aus elastischem Material. Diese letztere Lösung wird vor allem verwendet, wenn Dichtheit nötig ist.In a second embodiment of the invention, the protection device comprises rigid telescopic rings. These rings can either be provided with guide and positioning lugs or connected to one another by a sleeve made of elastic material. This latter solution is used in particular when tightness is required.

Nun werden verschiedene Ausführungarten der Erfindung beschrieben, beispielhaft und keinesfalls einschränkend, mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen:Various embodiments of the invention will now be described by way of example and in no way limiting, with reference to the accompanying drawings:

- die Figur 1, schon beschrieben, stellt auf schematische Weise eine Lagerungs- und Abschußeinheit einer Drahtlenkrakete nach der früheren Technik dar;- Figure 1, already described, represents schematically a storage and launching unit of a wire-guided missile according to the previous technology;

- die Figur 2, schon beschrieben, zeigt in vergrößertem Maßstab das Abwickeln des Drahts nach der früheren Technik für den Fall, daß dieser Draht Kupferleiter enthält, deren erste Windungen stark geklebt sind;- Figure 2, already described, shows on an enlarged scale the unwinding of the wire according to the previous technique in the case where this wire contains copper conductors whose first turns are strongly glued;

- die Figuren 3a bis 3c sind der Figur 1 vergleichbare Ansichten, die schematisch eine erfindungsgemäß ausgeführte Lagerungs- und Abschußeinheit einer Drahtlenkrakete darstellen bei der Lagerung und bei verschiedenen Phasen des Starts;- Figures 3a to 3c are views comparable to Figure 1, schematically showing a storage and launch unit for a wire-guided missile designed according to the invention during storage and during various phases of launch;

- die Figur 4a ist eine Schnittansicht in vergrößertem Maßstab, welche die Einheit der Figur 3 mehr im Detail darstellt, gemäß einer ersten Ausführungsart der Erfindung;- Figure 4a is a sectional view on an enlarged scale showing the assembly of Figure 3 in more detail, according to a first embodiment of the invention;

- die Figur 4b ist eine der Figur 4a vergleichbare Figur, die eine Ausführungsvariante dieser letzteren darstellt;- Figure 4b is a figure comparable to Figure 4a, representing a variant embodiment of the latter;

- die Figur 4c eine den Figuren 4a und 4b vergleichbare Ansicht, die eine zweite Ausführungsvariante der Erfindung darstellt; und- Figure 4c is a view comparable to Figures 4a and 4b, showing a second embodiment of the invention; and

- die Figur 4d ist eine den Figuren 4a bis 4c vergleichbare Figur, die eine Variante der Ausführungsart der Figur 4c darstellt.- Figure 4d is a figure comparable to Figures 4a to 4c, which represents a variant of the embodiment of Figure 4c.

Die Figur 3a stellt schematisch eine Lagerungs- und Abschußeinheit einer Drahtlenkrakete 10 dar, ausgerüstet mit Triebwerken mit seitlichem Ausstoß 14, unter den Lagerbedingungen dieser Rakete. Diese Einheit umfaßt auf bekannte Weise einen zylindrischen Lagerungs- und Abschußcontainer l2, der die gesamte Raktete 10 enthält. Der Container ist versehen mit einem Boden, der in seinem zentralen Teil eine Befestigungseinrichtung 18 enthält. Ein elastisches Informationsübertragungsorgan, wie etwa eine Lichtleitfaser 16 ist aufgespult in einem zentralen Teil hinter der Rakete 10. Das Ende dieser Faser verläßt die Rakete 10 durch eine ringförmige Öffnung 20 (Figur 4a), ausgebildet am Ende dieser letzteren, um festgemacht zu werden an der Befestigungseinrichtung 18 der Containers 12.Figure 3a schematically represents a storage and launch unit of a wire-guided missile 10 equipped with side-ejection engines 14, under the storage conditions of this missile. This unit comprises, in a known manner, a cylindrical storage and launch container 12 containing the entire missile 10. The container is provided with a bottom containing in its central part a fastening device 18. An elastic information transmission element, such as an optical fiber 16, is wound in a central part behind the missile 10. The end of this fiber leaves the missile 10 through an annular opening 20 (Figure 4a) formed at the end of the latter, to be fastened to the fastening device 18 of the container 12.

Erfindungskonform und wie sehr schematisch dargestellt in den Figuren 3a bis 3c ist ein verformbare röhrenförmige Schutzvorrichtung 22 so angebracht in dem Container 12, zwischen dem Boden dieser letzteren und der Rückseite der Rakete 10, daß sie den Teil der Lichtleitfaser 16 umgibt, der sich abspult zwischen dem Boden des Containers und der Rückseite der Rakete bei der Zündung der Triebwerke 14.According to the invention and as shown very schematically in Figures 3a to 3c, a deformable tubular protection device 22 is mounted in the container 12, between the bottom of the latter and the rear of the rocket 10, so as to surround the part of the optical fiber 16 which unwinds between the bottom of the container and the rear of the rocket when the engines 14 are fired.

Noch genauer ausgedrückt weist die verformbare Schutzvorrichtung 22 einen Durchmesser auf, der annähernd gleich dem Außendurchmesser der Raktet 10 ist, und sie ist koaxial im Innern des Containers 12 angeordnet. Außerdem ist das bezüglich der Abschußrichtung der Rakete hinten befindliche Ende der Schutzvorrichtung befestigt am Boden des Containers 12, um die Befestigungseinrichtung 18 herum. Das vordere Ende der Schutzvorrichtung 22 seinerseits ist an einer Einrichtung 24 befestigt, welche die Positionierung und Führung des hinteren Endes der Rakete im Innern des Containers 12 gewährleistet.More precisely, the deformable protection device 22 has a diameter approximately equal to the external diameter of the rocket 10 and is arranged coaxially inside the container 12. In addition, the rear end of the protection device with respect to the launch direction of the rocket is fixed to the bottom of the container 12, around the fixing device 18. The front end of the protection device 22 is in turn fixed to a device 24 which ensures the positioning and guidance of the rear end of the rocket inside the container 12.

Diese Einrichtung 24 verhält sich wie ein Schlitten, der frei im Innern des Containers gleiten kann beim Abschuß der Rakete, und er ist so befestigt an der Außenhülle 10a (Figur 4a) des hinteren Teils der Rakete, der die Öffnung 20 umgibt, daß er sich im Innern des Containers 12 bewegen kann mit der Rakete 10, solange die verformbare Schutzvorrichtung 22 nicht gänzlich entfaltet ist, wie gezeigt in der Figur 3b. Die Befestigung der Einrichtung 24 an dem hinteren Ende der Rakete ist jedoch so beschaffen, daß die Einrichtung 24 sich automatisch von der Rakete löst, wenn die Schutzvorrichtung gänzlich entfaltet ist, wie dargestellt in Figur 3c. Unter diesen Bedingungen befinden sich die Triebwerke 14 außerhalb des Containers 12.This device 24 acts as a carriage, which can slide freely inside the container when the rocket is launched, and it is so fixed to the outer shell 10a (Figure 4a) of the rear part of the rocket, which surrounds the opening 20, that it can move inside the container 12 with the rocket 10, as long as the deformable protective device 22 is not fully deployed, as shown in Figure 3b. However, the fixing of the device 24 to the rear end of the rocket is such that the device 24 automatically detaches from the rocket when the protective device is fully deployed, as shown in Figure 3c. Under these conditions, the engines 14 are located outside the container 12.

Zusätzlich zu seiner Funktion der Positionierung und Führung des hinteren Endes der Rakete im Container kann die Einrichtung 24 als Zwischenelement dienen für eine Vorrichtung (nicht dargestellt), die eine Verriegelung der Rakete im Innern des Containers gestattet.In addition to its function of positioning and guiding the rear end of the rocket in the container, the device 24 can serve as an intermediate element for a device (not shown) allowing the rocket to be locked inside the container.

Vorteilhafterweise ist eine zweite, vordere Positionierungs- und Führungseinrichtung 26 angebracht im Innern des Containers 12. Wie die Einrichtung 24 bewegt sich diese Einrichtung 26 mit der Rakete 10, indem sie bei der Zündung der Rakete frei im Innern der Rakete gleitet. Jedoch, wenn die Einrichtung 26 in der Nähe des Ausgangsendes der Rakete ankommt, wird sie durch eine Vorrichtung (nicht dargestellt) automatisch von der Rakete gelöst.Advantageously, a second, front positioning and guidance device 26 is mounted inside the container 12. Like the device 24, this device 26 moves with the rocket 10 by being guided when the Rocket slides freely inside the rocket. However, when the device 26 arrives near the exit end of the rocket, it is automatically released from the rocket by a device (not shown).

Die Einrichtungen 24 und 26 können beliebige Formen aufweisen und, gegebenenfalls, aus mehreren Teilen bestehen. Sie können auch, in bestimmten Fällen, weggelassen werden. Das vordere Ende der erfindungsgemäßen Schutzvorrichtung 22 wird dann direkt auf dem hinteren Teil der Außenhülle der Rakete befestigt, um die ringförmige Öffnung 20 herum, so daß es sich automatisch löst, wenn die Schutzvorrichtung gänzlich entfaltet ist, so wie vorhergehend beschrieben.The devices 24 and 26 can have any shape and, if necessary, consist of several parts. They can also, in certain cases, be omitted. The front end of the protection device 22 according to the invention is then fixed directly to the rear part of the outer shell of the rocket, around the annular opening 20, so that it is released automatically when the protection device is fully deployed, as previously described.

Wie die Figuren 3a bis 3c zeigen, gewährleistet die erfindungsgemäße verformbare, röhrenförmige Schutzvorrichtung 22, daß der Teil der Lichtleitfaser 16, der sich abspult bei der Zündung der Triebwerde 14 der Rakete, nicht beschädigt wird, wenn diese Triebwerke sich noch innerhalb des Containers 12 befinden.As shown in Figures 3a to 3c, the deformable tubular protective device 22 according to the invention ensures that the part of the optical fiber 16 which unwinds when the rocket's engines 14 are ignited is not damaged when these engines are still inside the container 12.

Wie Figur 3b zeigt, bildet die Schutzvorrichtung 22 nämlich einen röhrenförmigen Schutzschild, der die heißen Gasstrahlen kanalisiert, die aus den Triebwerken austreten in den ringförmigen Raum, begrenzt durch den Container 12 und diese Schutzvorrichtung 22. Da diese Vorrichtung verformbar ist, entfaltet sie sich automatisch in dem Maße, wie der Abstand zwischen der Rückseite der Rakete 10 und dem Boden des Containers sich vergrößert, so daß ihre Rolle als Schutzschild gewährleistet ist, solange die Triebwerke sich im Innern des Containers befinden. Sobald die Triebwerke den Container verlassen (Figur 3c), werden die aus den Triebwerken austretenden Heißgasstrahlen nicht mehr zurückgeschleudert durch die Wände des Containers gegen die Fasern 16, so daß ein Schutz dieser letzeteren nicht mehr nötig ist. Die Schutzvorrichtung löst sich dann automatisch von der Rakete, die frei ihrer Bahn folgt.As shown in Figure 3b, the protection device 22 forms a tubular shield which channels the hot gas jets emerging from the engines into the annular space delimited by the container 12 and this protection device 22. Since this device is deformable, it automatically unfolds as the distance between the rear of the rocket 10 and the bottom of the container increases, thus ensuring its role as a shield as long as the engines are inside the container. As soon as the engines leave the container (Figure 3c), the hot gas jets emerging from the engines are no longer thrown back by the walls of the container against the fibers 16, so that protection of the latter is no longer necessary. The protection device then automatically detaches from the rocket, which follows its trajectory freely.

Die vorhergehende Beschreibung zeigt klar, daß es durch die erfindungsgemäße Schutzvorrichtung 22 möglich wird, für die Übertragung der Informationen zwischen dem Abschußort und der Drahtlenkrakete 10 ein elastisches Organ beliebiger Art zu verwenden, und vor allem eine Lichtleitfaser, ohne daß dieses Organ weder thermischen Agressionen, noch ärodynamischen Kräften ausgesetzt wird, wenn die Triebwerke sich noch im Innern des Containers befinden. Folglich benötigen die ersten Meter des Informationsübertragungsorgans keine besondere Behandlung. Außerdem ist diese Lösung nicht teuer, modifiziert in keiner Weise die Zündseguenz der Rakete, und beeinträchtigt nicht die Abschußgenauigkeit.The foregoing description clearly shows that the protection device 22 according to the invention makes it possible to use an elastic member of any type, and in particular an optical fiber, for the transmission of information between the launch site and the wire-guided missile 10, without this member being subjected to thermal aggression or aerodynamic forces. when the engines are still inside the container. Consequently, the first few meters of the information transmission organ do not require any special treatment. In addition, this solution is inexpensive, does not modify the firing sequence of the rocket in any way, and does not affect the launch accuracy.

Verschiedene Ausführungsarten der erfindungsgemäßen verformbaren, röhrenförmigen Schutzeinrichtung 22 werden nun detaillierter beschrieben mit Bezug auf die Figuren 4a uns 4c.Various embodiments of the deformable tubular protective device 22 according to the invention will now be described in more detail with reference to Figures 4a and 4c.

Bei der Ausführungsart der Figur 4a wird die erfindungsgemäße Schutzvorrichtung gebildet durch eine Hülle 22a aus elastischem und dichtem Material, wie etwa einem Elastomer. Das hintere Ende der Hülle 22a ist auf dichte Weise befestigt an der Außenumfangsfläche der Befestigungseinrichtung 18. Das vordere Ende der Hülle 22a ist auf dichte Weise befestigt an dem zentralen Teil der Positionier- und Führungseinrichtung 24. Diese letztere Einrichtung ist so auf den hinteren Teil der Außenhülle 10a der Rakete gesteckt, daß sie mit dieser letzteren durch Reibungskräfte verbunden ist.In the embodiment of Figure 4a, the protection device according to the invention is formed by a sheath 22a made of elastic and dense material, such as an elastomer. The rear end of the sheath 22a is tightly secured to the outer peripheral surface of the fastening device 18. The front end of the sheath 22a is tightly secured to the central part of the positioning and guiding device 24. This latter device is fitted onto the rear part of the outer sheath 10a of the rocket so as to be connected to the latter by frictional forces.

Vorzugsweise ist eine Dichtung 28 angebracht im Innern der Einrichtung 24, die auf dichte Weise zusammenwirkt mit der zylindrischen Außenhülle 10a der Rakete. Ebenso ist eine zweite Dichtung 30 angebracht auf einem zentralen, überstehenden Teil 32, ausgebildet an der Befestigungseinrichtung 18 und auf die ein Ring 34 der Rakete 10 gesteckt ist, der innen die ringförmige Öffnung 20 begrenzt, ausgegebildet auf der Rückseite von dieser letzteren.Preferably, a seal 28 is mounted inside the device 24, which cooperates in a sealed manner with the cylindrical outer shell 10a of the rocket. Likewise, a second seal 30 is mounted on a central projecting part 32, formed on the fastening device 18 and on which a ring 34 of the rocket 10 is fitted, which internally delimits the annular opening 20 formed on the rear side of the latter.

Diese Anordnung erlaubt es, bezüglich der Außenatmosphäre auf dichte Weise den Teil der Rakete zu isolieren, in dem die Lichtleitfaser 16 aufgespult ist. Die Lichtleitfaser, die während der Lagerung der Rakete Spannungen ausgesetzt ist, die vor allem aus ihrer Aufspulung und den Differentialdilatationen resultieren, ist somit geschützt gegen den Einfluß von Feuchtigkeit, der sehr schädlich wäre unter diesen Bedingungen.This arrangement makes it possible to isolate in a sealed manner from the external atmosphere the part of the rocket in which the optical fiber 16 is wound. The optical fiber, which is subjected to stresses during storage of the rocket resulting mainly from its winding and differential dilations, is thus protected from the influence of humidity, which would be very damaging under these conditions.

Bei der Lagerung der Rakete 10 im Innern ihres Containers 12 ist die Hülle 22a in aufeinanderfolgenden Falten aufgeschossen in einer Zone, die sich um die Befestigungseinrichtung 18 herum befindet, und begrenzt wird durch den Boden des Containers und den kegelstumpfartigen Teil der Hülle 10a der Rakete. Wie vorhergehend erwähnt, wird die Länge der entfalteten Hülle 22a so gewählt, daß sie die automatische Trennung des Organs 24 von der Rakete gewährleistet, wenn die seitlichen Triebwerke dieser letzteren aus dem Container 12 austreten.When the rocket 10 is stored inside its container 12, the casing 22a is rolled up in successive folds in a zone located around the fastening device 18 and delimited by the bottom of the container and the frustoconical part of the casing 10a of the rocket. As previously mentioned, the length of the deployed envelope 22a is chosen so as to ensure the automatic separation of the device 24 from the rocket when the lateral thrusters of the latter emerge from the container 12.

In Figur 4b wurde eine Variante der Ausführungsart der Figur 4a dargestellt, verwendet vor allem, wenn es notwendig ist, der Hülle 22a eine gewisse Steifheit zu verleihen. In diesem Fall werden Führungsteile der Hülle, wie etwa Stangen 36, am Boden des Containers befestigt, um die Befestigungseinrichtung 18 herum, und innerhalb der Hülle 22a. Diese Stangen 36, deren Anzahl mindestens vier beträgt, sind gleichmäßig um die Achse des Containers 12 herum verteilt, und erstrecken sich ungefähr parallel zu der Mantellinie der Außenhülle der Rakete, wenn diese letztere sich in ihrer Lagerungsposition befindet. Sie begrenzen somit die innere Hüllfläche der Hülle 22a.Figure 4b shows a variant of the embodiment of Figure 4a, used in particular when it is necessary to give the shell 22a a certain rigidity. In this case, the shell guide elements, such as rods 36, are fixed to the bottom of the container, around the fixing device 18, and inside the shell 22a. These rods 36, which are at least four in number, are evenly distributed around the axis of the container 12 and extend approximately parallel to the general line of the outer shell of the rocket when the latter is in its storage position. They thus delimit the inner shell surface of the shell 22a.

Wie die Figur 4b zeigt, durchgueren die vorderen Enden der Stangen 36 die Positionier- und Führungseinrichtung 24, die bei der Zündung frei auf diesen Stangen und im Innern des Containers 12 gleitet.As Figure 4b shows, the front ends of the rods 36 pass through the positioning and guiding device 24, which slides freely on these rods and inside the container 12 during ignition.

In Figur 4c wurde eine zweite Ausführungsart der Erfindung dargestellt, bei der die verformbare, röhrenförmige Schutzvorrichtung gebildet wird durch eine Anordnung aus steifen, teleskopischen Ringen 22b von zylindrischer Form. Der Ring 22b des größten Durchmessers ist befestigt an der Positionier- und Führungseinrichtung 24 der Rakete, während der Ring 22b des kleinsten Durchmessers auf die Befestigungseinrichtung 18 des Containers 12 montiert ist. Zwischen diesen beiden Ringen nimmt der Durchmesser der anderen Ringe zwischen der Rakete und dem Boden des Containers progressiv ab. Folglich, wenn die aus der Gesamtheit der Ringe 22b gebildete Schutzvorrichtung entfaltet wird, nimmt sie die Form einer leicht kegelstumpfartigen Röhre an, deren Durchmesser gegen den Boden des Containers abnimmt. Diese Struktur verleiht der Vorrichtung 22b eine gute Widerstandsfähigkeit gegen den Druck der aus den Triebwerken der Rakete austretenden Gase, und begünstigt die Entspannung dieser Gase.Figure 4c shows a second embodiment of the invention in which the deformable tubular protection device is formed by an assembly of rigid telescopic rings 22b of cylindrical shape. The ring 22b of the largest diameter is fixed to the positioning and guiding device 24 of the rocket, while the ring 22b of the smallest diameter is mounted on the fixing device 18 of the container 12. Between these two rings, the diameter of the other rings between the rocket and the bottom of the container decreases progressively. Consequently, when the protection device formed by the set of rings 22b is deployed, it takes the shape of a slightly truncated cone-shaped tube, the diameter of which decreases towards the bottom of the container. This structure gives the device 22b good resistance to the pressure of the gases emitted from the rocket engines and promotes the expansion of these gases.

Bei der Ausführungsform der Figur 4c enthalten die hinteren Enden der Ringe 22b Führungs- und Positionieransätze 23, die radial nach innen überstehen bis zu dem benachbarten Ring kleineren Durchmessers, und die vorderen Enden der Ringe 22b sind versehen mit Führungs- und Positionieransätzen 25, die radial nach außen überstehen bis zu dem benachbarten Ring größeren Durchmessers. Indem sie untereinander zusammenwirken, betätigen diese Ansätze 23, 25 automatisch die aufeinanderfolgende Entfaltung der Ringe bei der Zündung, sowie ihre Positionierung und ihren Halt. Die Gesamtlänge der durch die Gesamtheit der ganz entfalteten teleskopischen Ringe 22b gebildeten Schutzvorrichtung wird so berechnet, daß die Ringe sowie die Einrichtung 24 sich automatisch von der Rakete lösen, wenn die Triebwerke dieser letzteren den Container 12 verlassen.In the embodiment of Figure 4c, the rear ends of the rings 22b comprise guide and positioning lugs 23 projecting radially inwards to the adjacent ring of smaller diameter, and the front ends of the rings 22b are provided with guide and positioning lugs 25 projecting radially outwards to the adjacent ring of larger diameter. By cooperating with one another, these lugs 23, 25 automatically actuate the successive deployment of the rings during ignition, as well as their positioning and retention. The total length of the protection device formed by the set of fully deployed telescopic rings 22b is calculated so that the rings and the device 24 automatically detach from the rocket when the engines of the latter leave the container 12.

Die Figur 4d stellt eine Variante der Ausführungsform der Figur 4c dar.Figure 4d shows a variant of the embodiment of Figure 4c.

In diesem Fall wird die Schutzvorrichtung gebildet durch eine Reihe von teleskopischen Ringen 22b, ebenso angeordnet wie in der Ausführungsart der Figur 4c, aber nicht mit Ansätzen versehen. Die Ringe 22b können entweder zylindrisch sein, oder leicht kegelstumpfartig. Um zugleich ihre Entfaltung und ihre relative Positionierung zu gewährleisten, sind die vorderen Enden benachbarter Ringe 22b durch eine Muffe 27 verbunden, aus einem elastischen und dichten Material, wie etwa einem Elastomer. In der Lagerungsposition ist die Muffe 27 gefaltet zwischen den benachbarten steifen Ringen 22b. Somit gewährleistet sie bei der Zündung automatisch die Entfaltung der Ringe, wie in Figur 4d dargestellt. Bezüglich der Ausführungsform der Figur 4c erlaubt diese Variante, wie die Ausführungsart der Figur 4a, auf dichte Weise den Raum zu umschließen, in dem im Innern der Rakete die Lichtleitfaser 16 aufgespult ist. Zu diesem Zweck können Dichtungen, vergleichbar den Dichtungen 28 und 30 der Figur 4a, vorgesehen werden. Außerdem verfügt sie über die in Zusammenhang mit der Figur 4c erwähnten Vorzüge.In this case, the protection device is formed by a series of telescopic rings 22b, arranged in the same way as in the embodiment of Figure 4c, but without lugs. The rings 22b can be either cylindrical or slightly truncated conical. In order to ensure both their deployment and their relative positioning, the front ends of adjacent rings 22b are connected by a sleeve 27 made of an elastic and impermeable material, such as an elastomer. In the storage position, the sleeve 27 is folded between the adjacent rigid rings 22b. Thus, upon ignition, it automatically ensures the deployment of the rings, as shown in Figure 4d. With regard to the embodiment of Figure 4c, this variant, like the embodiment of Figure 4a, allows the space in which the optical fiber 16 is wound inside the rocket to be sealed in a sealed manner. For this purpose, seals similar to seals 28 and 30 in Figure 4a can be provided. In addition, it has the advantages mentioned in connection with Figure 4c.

Die Schutzvorrichtung kann direkt an der Rakete befestigt werden, wobei die Positionier- und Führungseinrichtung entfällt. Außerdem, in dem Fall, in dem Führungstücke im Innern der Hülle 22a angebracht werden müssen, wie vorher beschrieben mit Bezug auf die Figur 4b, können die Führungsstücke eine andere Form als die Stangen 36 annehmen, vor allem die Form eines kegelstumpfarigen Rings, der eine Reihe Stangen trägt, die parallel zu der Achse des Containers ausgerichtet sind.The protective device can be attached directly to the rocket, eliminating the positioning and guidance device. In addition, in the case where guide pieces have to be installed inside the shell 22a, as previously described with With reference to Figure 4b, the guide pieces may take a different shape from the rods 36, in particular the shape of a frustoconical ring carrying a series of rods aligned parallel to the axis of the container.

Claims

Storage and launch unit for a wire-guided missile (10) equipped with side-ejection engines (14), comprising a launcher container (12) for storing the missile, equipped with a base containing a unit (18) for suspending a mobile information transmission link (16) rolled up inside the missile and exiting at a rear opening (20), a deformable protective device (22) which surrounds the information transmission links until the engines (14) exit the container, characterized by the fact that the protective device is a tubular device centered on the axis of the container (12), and a first end. connected to the container (12) and surrounding the unit (18) for hanging, and a second end, connected to the rocket (10) and surrounding said rear opening (20) by connecting devices (24) which are suitable for automatically detaching from the rocket during a launch when the engines (14) exit the container.

2. Unit according to claim 1, characterized by the fact that the connecting member for transmitting information comprises an optical glass fiber (16).

3. Assembly according to any one of claims 1 and 2, characterized by the fact that the protection device (22) is sealed, its first and second ends being connected in a sealed manner to the container (12) and the rocket (10), respectively.

4, Unit according to any one of claims 1 to 3, characterized by the fact that the connecting means comprise a part (24) for adjusting and guiding the rocket in the container on which the second end of the protective device (22) is fixed, this part (24) being suitable for sliding in the container during launch and being connected to the rocket (10) surrounding said opening (20) in such a way that it is automatically released from the container when the engines emerge

5. Unit according to any one of claims 1 to 4, characterized by the fact that the protective device comprises a sheath (22a) made of flexible material.

6. Unit according to claim 5, characterized by the fact that the guide parts (36) of the unfolding jacket (22a) are fixed to the container (12) which surrounds the unit (18) for hanging and inside the jacket (22).

7. Unit according to any one of claims to 4, characterized by the fact that the protection device comprises rigid telescopic rings (22b).

8. Unit according to claim 5, characterized by the fact that the rings (22b) are equipped with lugs for guiding and positioning.

9. Unit according to claim 5, characterized by the fact that the rings (22b) are connected to one another by a casing (27) made of flexible material.