EP0337880B1 - Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide - Google Patents

Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide Download PDF

Info

Publication number
EP0337880B1
EP0337880B1 EP89401005A EP89401005A EP0337880B1 EP 0337880 B1 EP0337880 B1 EP 0337880B1 EP 89401005 A EP89401005 A EP 89401005A EP 89401005 A EP89401005 A EP 89401005A EP 0337880 B1 EP0337880 B1 EP 0337880B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
container
protection device
installation according
wire
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.)
Expired - Lifetime
Application number
EP89401005A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0337880A1 (fr
Inventor
Michel Maree
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.)
Airbus Group SAS
Original Assignee
Airbus Group SAS
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 Airbus Group SAS filed Critical Airbus Group SAS
Priority to AT89401005T priority Critical patent/ATE91015T1/de
Publication of EP0337880A1 publication Critical patent/EP0337880A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0337880B1 publication Critical patent/EP0337880B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
    • F42B15/04—Arrangements thereon for guidance or control using wire, e.g. for guiding ground-to-ground rockets

Definitions

  • the invention relates to a packaging and launching installation of a guided missile equipped with lateral ejection thrusters.
  • a guided missile is a missile which is launched from a container to which it remains connected after its launch by a flexible information transmission member called "wire" in the following description.
  • This wire is used to transmit orders to the missile during flight, in order to modify its trajectory.
  • This technique has been used for many years for short or medium range missiles (up to 10 km), in particular because of its low cost and its relative insensitivity to interference.
  • the wire consists of a mini-cable comprising at least two copper conductors and carrying filaments made of organic materials such as polyester, polyaramide, etc.
  • the information used to modify the trajectory of the missile can also be transmitted through an optical fiber possibly reinforced with synthetic fibers.
  • the solution generally used to avoid thermal stresses consists in strengthening the first meters of this organ, which amounts to increasing its diameter. This increase in diameter has the effect of increasing aerodynamic forces. Generally, these efforts are then countered by strongly reinforcing the bonding of the first meters of wire wound inside the missile. As illustrated very diagrammatically in Figure 2, the high bonding strength of leads, during the unwinding of the yarn 16, to the formation of a radius of curvature r very small.
  • this small radius of curvature is generally not very restrictive. Indeed, the ductility of copper is high and its electrical conductivity is not affected by this radius.
  • the wire comprises copper conductors
  • known solutions generally use local fixings of the element wound inside the missile, which lead to extremely small radii of curvature. Consequently, these solutions are also not transposable when the wire comprises an optical fiber.
  • a known solution consists in ensuring that the missile's thrusters are only actuated when they are outside the container. This result is obtained by providing an additional device making it possible, during a first phase of the launch, to bring the missile partly out of the container so that the thrusters are outside the latter. The propellants are then ignited during a second launch phase.
  • the subject of the invention is precisely an installation for packaging and launching a guided missile, which can be used regardless of the nature of the wire and in particular when the latter comprises an optical fiber, and the implementation of which does not modify the missile firing sequence and does not affect launch accuracy, this facility being also inexpensive and requiring no special treatment of the first meters of wire.
  • an installation for launching and launching a wire-guided missile equipped with lateral ejection propellants comprising a container-launcher for conditioning the missile provided with a bottom supporting an attachment assembly for '' a flexible information transmission coil in the missile and leaving the latter by a rear orifice, a deformable protection device being placed around the information transmission member, until the moment the thrusters arrive in outside the container, characterized in that the protective device is a tubular device, centered on the axis of the container and comprising a first end connected to the container around the attachment assembly and a second end connected to the missile, around said rear orifice, by connection means able to detach automatically from the missile during a launch, when the propellants arrive outside the container.
  • the protection device is preferably sealed and its ends are tightly connected respectively to the container and to the missile.
  • the second end of the protection device is fixed to a device for wedging and guiding the missile in the container, this device being able to slide in the container during of the launch and being connected to the missile around the rear orifice, so as to detach from it automatically when the thrusters arrive outside the container.
  • the protection device comprises a sleeve made of flexible material. If it is necessary to give this sleeve a certain rigidity, guide pieces of the sleeve during deployment are fixed to the container, around the attachment assembly and inside the sleeve.
  • the protection device comprises rigid telescopic ferrules. These ferrules can either be provided with guidance and positioning appendages, or connected together by a sleeve made of a flexible material. The latter solution is used in particular when sealing is necessary.
  • FIG. 3a schematically represents an installation for packaging and storing a wire-guided missile 10 equipped with lateral ejection thrusters 14, under the storage conditions of this missile.
  • This installation comprises, in a known manner, a cylindrical conditioning and launching container 12 in which the missile 10 is housed entirely.
  • This container is provided with a bottom supporting in its central part an attachment assembly 18.
  • a flexible transmission member information such as an optical fiber 16 is wound in a rear central part of the missile 10. The end of this fiber leaves the missile 10 through an annular orifice 20 (FIG. 4a) formed at the rear of the latter, for be fixed to the attachment assembly 18 of the container 12.
  • a deformable tubular protection device 22 is placed in the container 12, between the bottom of the latter and the rear of the missile 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 missile when the propellants are fired 14.
  • the deformable tubular protection device 22 has a diameter approximately equal to the outside diameter of the missile and it is arranged coaxially inside the container 12.
  • the end of the protection device 22 located at the rear relative to the direction of advance of the missile when it is launched is fixed on the bottom of the container 12, around the attachment assembly 18.
  • the front end of the protection device 22 is fixed in turn on a member 24 ensuring the setting and guiding of the rear end of the missile inside the container 12.
  • This member 24 behaves like a carriage capable of sliding freely inside the container when the missile is launched and it is connected to the outer casing 10a (FIG. 4a) of the rear part of the missile surrounding the orifice 20, so as to move inside the container 12 with the missile 10 as long as the deformable protection device 22 is not fully deployed, as illustrated in FIG. 3b.
  • the connection of the member 24 on the rear end of the missile is however designed so that the member 24 is automatically detached from the missile when the protection device 22 is fully deployed as illustrated in FIG. 3c. Under these conditions, the propellants 14 are outside the container 12.
  • the member 24 can serve as an intermediary for a device (not shown) allowing the missile to be locked inside the container.
  • a second member 26 for wedging and guiding the front part of the missile is mounted inside the container 12. Like the member 24, this member 26 moves with the missile 10 by sliding freely inside the container when the missile fired. However, when the member 26 arrives near the outlet end of the container 12, a device (not shown) such as a stop automatically detaches it from the missile.
  • the members 24 and 26 can have any shape and, if necessary, be made in several parts. They can also, in some cases, be deleted.
  • the front end of the protection device 22 according to the invention is then connected directly to the rear part of the outer shell of the missile, around the annular orifice 20, so as to detach from it automatically when the protection device is fully deployed, as described above.
  • the deformable tubular protection device 22 makes it possible to prevent the part of the optical fiber 16 which unwinds when the propellants 14 of the missile are ignited from being damaged when these thrusters are still inside the container 12.
  • the protection device 22 then constitutes a tubular screen which channels the jets of hot gases leaving the propellants in the annular space delimited between the container 12 and this device 22.
  • this device is deformable, it deploys automatically as the distance between the rear of the missile 10 and the bottom of the container 12 increases, so that its role as a screen is ensured as long the propellants are inside the container.
  • the jets of hot gas leaving the propellants are no longer folded down by the walls of the container towards the optical fiber 16, so that protection of the latter is no longer necessary.
  • the protection device 22 then detaches automatically from the missile, which continues to run freely.
  • the protection device in the embodiment of FIG. 4a, consists of a sleeve 22a made of a flexible and waterproof material such as an elastomer.
  • the rear end of the sleeve 22a is tightly fixed on the outer peripheral surface of the attachment assembly 18.
  • the front end of the sleeve 22a is tightly fixed on the central part of the wedging member 24 and guidance. This latter member is fitted on the rear part of the outer casing 10a of the missile, so as to be made integral with the latter by the friction forces.
  • a seal 28 is placed inside the member 24 and cooperates sealingly with the cylindrical outer envelope 10a of the missile.
  • a second seal 30 is placed on a projecting central part 32 formed on the attachment assembly 18 and on which is fitted a ferrule 34 of the missile 10 internally delimiting the annular orifice 20 formed at the back of the latter.
  • the sleeve 22a When the missile 10 is stored inside its container 12, the sleeve 22a is coiled in successive folds in an area situated around the attachment assembly 18 and delimited between the bottom of the container and the frustoconical rear part of the envelope 10a of the missile. As indicated previously, the length of the deployed sleeve 22a is chosen so that it ensures the automatic separation of the member 24 and the missile when the lateral thrusters of the latter arrive outside the container 12.
  • FIG. 4b a variant of the embodiment of FIG. 4a is shown, usable in particular when it is necessary to give the flexible sleeve 22a a certain rigidity.
  • sleeve guide pieces such as rods 36 are fixed to the bottom of the container, around the attachment assembly 18, and inside the sleeve 22a.
  • These rods 36 are regularly distributed around the axis of the container 12 and extend approximately parallel to the generatrices of the outer shell of the missile, when the latter is in the storage position. They thus delimit the inner envelope of the sleeve 22a.
  • the front ends of the rods 36 pass through the wedging and guiding member 24, which slides freely on these rods and inside the container 12 during ignition.
  • FIG. 4c shows a second embodiment of the invention in which the deformable tubular protection device is constituted by a set of rigid telescopic ferrules 22b, of cylindrical shape.
  • the ferrule 22b of larger diameter is fixed to the device 24 for setting and guiding the missile while the ferrule 22b of smaller diameter is mounted on the attachment assembly 18 of the container 12.
  • the diameter of the other ferrules 22b decreases progressively from the missile towards the bottom of the container. Consequently, when the protection device constituted by the set of ferrules 22b is deployed, it is in the form of a slightly frustoconical tube whose diameter decreases towards the bottom of the container.
  • This structure gives the device 22b good resistance to the pressure of the gases leaving the missile propellants and promotes the relaxation of these gases.
  • the rear ends of the ferrules 22b have guide and positioning appendages 23 projecting radially inwards as far as the adjacent ferrule of smaller diameter and the front ends of the ferrules 22b are provided with guide and positioning appendages projecting radially outward to the adjacent ferrule of larger diameter.
  • these appendages 23, 25 automatically control the successive deployment of the ferrules during firing, as well as their positioning and their maintenance.
  • the total length of the protection device constituted by all of the fully deployed telescopic ferrules 22b is calculated so that these ferrules and the member 24 automatically detach from the missile when the propellants of the latter arrive outside the container 12.
  • FIG. 4d illustrates a variant of the embodiment of FIG. 4c.
  • the protection device is constituted by a series of telescopic ferrules 22b arranged in the same way as in the embodiment of FIG. 4c, but devoid of appendages.
  • the ferrules 22b can be either cylindrical or slightly frustoconical.
  • the front ends of the neighboring ferrules 22b are connected together by a sleeve 27, made of a flexible and waterproof material such as an elastomer.
  • the sleeve 27 is folded between the adjacent rigid ferrules 22b.
  • this variant makes it possible, like the embodiment of FIG. 4a, to seal the volume in which the optical fiber 16 is wound inside the missile.
  • seals comparable to seals 28 and 30 in FIG. 4a can be provided.
  • it makes it possible to benefit from the advantages mentioned above of the embodiment of FIG. 4c.
  • the protection device can be connected directly to the missile, the setting and guiding member being omitted. Furthermore, in the case where guide pieces must be placed inside the sleeves 22a as described above with reference to FIG. 4b, these guide pieces can take a different shape from the rods 36, in particular the shape of a tapered ferrule carrying a series of rods oriented parallel to the axis of the container.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Buffer Packaging (AREA)
  • Farming Of Fish And Shellfish (AREA)
  • Ropes Or Cables (AREA)

Description

  • L'invention concerne une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé équipé de propulseurs à éjection latérale.
  • Un missile filoguidé est un missile qui est lancé à partir d'un conteneur auquel il reste relié après son lancement par un organe souple de transmission d'informations appelé "fil" dans la suite de la description. Ce fil permet de transmettre des ordres au missile en cours de vol, afin d'en modifier la trajectoire. Cette technique est utilisée depuis de nombreuses années pour les missiles à courte ou moyenne portée (jusqu'à 10 km), notamment en raison de son faible coût et de sa relative insensibilité aux brouillages. Habituellement, le fil est constitué par un mini-câble comportant au moins deux conducteurs en cuivre et des filaments porteurs en matières organiques telles que du polyester, de la polyaramide, etc. Les informations servant à modifier la trajectoire du missile peuvent aussi être transmises au travers d'une fibre optique éventuellement renforcée de fibres synthétiques.
  • Le lancement d'un missile filoguidé à partir de son conteneur constitue une phase très délicate pour le fil servant à transmettre les informations.
  • En effet, comme l'illustre très schématiquement la figure 1, lorsque le missile 10 commence à se déplacer à l'intérieur du conteneur 12 sous l'effet de l'actionnement des propulseurs à éjection latérale 14, le fil 16 de transmission d'informations qui est bobiné à l'intérieur du missile 10 commence à se dérouler. Par conséquent, la partie du fil qui se trouve entre l'arrière du missile 10 et l'ensemble d'accrochage 18 de l'organe 16 sur le conteneur-lanceur 12 se trouve soumis aux jets de gaz chauds sortant des propulseurs latéraux 14.
  • Tant que les propulseurs 14 ne sont pas sortis du conteneur-lanceur 12, la partie déroulée du fil 16 est ainsi soumise à la fois à une agression thermique et à des efforts aérodynamiques qui tendent à provoquer le débobinage d'une longueur inutile de fil 16. Cela conduit inévitablement à la rupture de ce dernier.
  • Dans le cas où le fil comprend des conducteurs en cuivre, et comme l'illustre notamment le document US-A-3 868 883, servant de base au préambule de la rev. 1, la solution généralement employée pour éviter les agressions thermiques consiste à renforcer les premiers mètres de cet organe, ce qui revient à en accroître le diamètre. Cet accroîssement de diamètre a pour effet d'augmenter les efforts aérodynamiques. Généralement, ces efforts sont alors contrés en renforçant fortement le collage des premiers mètres de fil bobinés à l'intérieur du missile. Comme l'illustre très schématiquement la figure 2, la forte résistance du collage conduit, lors du débobinage du fil 16, à la formation d'un rayon de courbure r très petit.
  • Lorsque le fil comprend des conducteurs électriques en cuivre, ce faible rayon de courbure n'est, en général, pas très contraignant. En effet, la ductilité du cuivre est grande et sa conductibilité électrique n'est pas affectée par ce rayon.
  • Cependant, cette solution n'est pas transposable au cas d'un fil comprenant une fibre optique. En effet, les fibres optiques présentent une ductilité quasiment nulle et supportent donc très mal les faibles rayons de courbure qui, généralement, occasionnent une rupture et donc l'arrêt de la transmission. De plus, même s'il n'y a pas rupture, de faibles rayons de courbure apportent un surcroît important d'atténuation du niveau du signal transmis. Cette propriété est illustrée par le document DE-C-3 132 547, qui prévoit à cet effet de faire sortir la fibre optique par un orifice latéral formé sur le missile.
  • Dans le cas où le fil comprend des conducteurs en cuivre, il existe d'autres solutions pour combattre les effets aérodynamiques. Cependant, les solutions connues font généralement appel à des fixations locales de l'organe bobiné à l'intérieur du missile, qui conduisent à des rayons de courbure extrèmement faibles. Par conséquent, ces solutions ne sont pas non plus transposables lorsque le fil comprend une fibre optique.
  • Dans le document US-A-3 613 618, on a proposé de faire passer les premiers mètres de fil dans une gaine souple dont les extrémités sont fixées respectivement sur le fond du conteneur et sur le missile, l'extrémité fixée sur le missile se détachant automatiquement lorsque ce dernier sort du conteneur.
  • Lorsque la transmission des informations s'effectue au travers d'une fibre optique, une solution connue consiste à faire en sorte que les propulseurs du missile ne soient actionnés que lorsqu'ils se trouvent en dehors du conteneur. Ce résultat est obtenu en prévoyant un dispositif annexe permettant, au cours d'une première phase du lancement, d'amener le missile en partie hors du conteneur de telle sorte que les propulseurs se trouvent à l'extérieur de ce dernier. Les propulseurs sont ensuite mis à feu au cours d'une deuxième phase de lancement.
  • Cette dernière solution permet effectivement d'éviter que les jets de gaz chaud sortant des propulseurs ne viennent endommager le fil lors du lancement du missile. Cependant, cette solution présente également des inconvénients, parmi lesquels on citera notamment son colt, l'accroîssement de la séquence de mise à feu du missile, ainsi qu'une diminution très sensible de la longueur de guidage du missile dans son conteneur conduisant à réduire la précision du départ.
  • L'invention a précisément pour objet une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé, pouvant être utilisée quelle que soit la nature du fil et notamment lorsque ce dernier comprend une fibre optique, et dont la mise en oeuvre ne modifie pas la séquence de mise à feu du missile et n'affecte pas la précision du lancement, cette installation étant en outre peu coûteuse et ne nécessitant aucun traitement particulier des premiers mètres de fil.
  • Ainsi, il est proposé conformément à l'invention une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé équipé de propulseurs à éjection latérale, comprenant un conteneur-lanceur de conditionnement du missile pourvu d'un fond supportant un ensemble d'accrochage d'un organe souple de transmission d'informations bobine dans le missile et sortant de ce dernier par un orifice arrière, un dispositif de protection déformable étant placé autour de l'organe de transmission d'informations, jusqu'au moment où les propulseurs arrivent en dehors du conteneur, caractérisé par le fait que le dispositif de protection est un dispositif tubulaire, centre sur l'axe du conteneur et comprenant une première extrémité raccordée au conteneur autour de l'ensemble d'accrochage et une deuxième extrémité raccordée sur le missile, autour dudit orifice arrière, par des moyens de raccordement aptes à se détacher automatiquement du missile lors d'un lancement, lorsque les propulseurs arrivent en dehors du conteneur.
  • Bien que l'invention puisse être utilisée quelle que soit la nature de l'organe de transmission d'informations, elle s'applique avantageusement au cas où cet organe comprend une fibre optique, pour lequel ces avantages sont les plus notables.
  • Afin d'éviter que l'organe de transmission d'informations soit endommagé, notamment par l'humidité lors du stockage du missile, le dispositif de protection est de préférence étanche et ses extrémités sont raccordées de façon étanche respectivement sur le conteneur et sur le missile.
  • Avantageusement, la deuxième extrémité du dispositif de protection est fixée sur un organe de calage et de guidage du missile dans le conteneur, cet organe étant apte à glisser dans le conteneur lors du lancement et étant raccordé sur le missile autour de l'orifice arrière, de façon à s'en détacher automatiquement lorsque les propulseurs arrivent en dehors du conteneur.
  • Selon un premier mode de réalisation de l'invention, le dispositif de protection comprend un manchon en matériau souple. S'il est nécessaire de donner à ce manchon une certaine rigidité, des pièces de guidage du manchon en cours de déploiement sont fixées sur le conteneur, autour de l'ensemble d'accrochage et à l'intérieur du manchon.
  • Dans un deuxième mode de réalisation de l'invention, le dispositif de protection comprend des viroles rigides télescopiques. Ces viroles peuvent être soit munies d'appendices de guidage et de positionnement, soit reliées entre elles par un manchon en un matériau souple. Cette dernière solution est notamment utilisée lorsqu'une étanchéité est nécessaire.
  • Différents modes de réalisation de l'invention vont maintenant être décrits, à titre d'exemples nullement limitatifs, en se référant aux dessins annexés dans lesquels :
    • la figure 1, déjà décrite, représente de façon schématique une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé selon la technique antérieure ;
    • la figure 2, déjà décrite, illustre à plus grande échelle le déroulement du fil selon la technique antérieure, dans le cas où ce fil comprend des conducteurs en cuivre dont les premières spires sont collées fortement ;
    • les figures 3a à 3c sont des vues comparables à la figure 1 représentant schématiquement une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé réalisée conformément à l'invention, lors du stockage et à différents stades du lancement ;
    • la figure 4a est une vue en coupe à plus grande échelle représentant plus en détail l'installation de la figure 3, selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
    • la figure 4b est une vue comparable à la figure 4a illustrant une variante de réalisation de cette dernière ;
    • la figure 4c est une vue comparable aux figures 4a et 4b représentant un deuxième mode de réalisation de l'invention ; et
    • la figure 4d est une vue comparable aux figures 4a à 4c illustrant une variante du mode de réalisation de la figure 4c.
  • La figure 3a représente schématiquement une installation de conditionnement et de stockage d'un missile filoguidé 10 équipé de propulseurs à éjection latérale 14, dans les conditions de stockage de ce missile. Cette installation comprend de façon connue un conteneur de conditionnement et de lancement cylindrique 12 dans lequel est logé en totalité le missile 10. Ce conteneur est muni d'un fond supportant dans sa partie centrale un ensemble d'accrochage 18. Un organe souple de transmission d'informations tel qu'une fibre optique 16 est bobiné dans une partie centrale arrière du missile 10. L'extrémité de cette fibre sort du missile 10 par un orifice annulaire 20 (figure 4a) formé à l'arrière de ce dernier, pour être fixée sur l'ensemble d'accrochage 18 du conteneur 12.
  • Conformément à l'invention et comme l'illustrent très schématiquement les figures 3a à 3c, un dispositif de protection tubulaire déformable 22 est placé dans le conteneur 12, entre le fond de ce dernier et l'arrière du missile 10, de façon à entourer la partie de la fibre optique 16 qui se débobine entre le fond du conteneur et l'arrière du missile lors de la mise à feu des propulseurs 14.
  • De façon plus précise, le dispositif de protection tubulaire déformable 22 présente un diamètre approximativement égal au diamètre extérieur du missile et il est disposé coaxialement à l'intérieur du conteneur 12. En outre, l'extrémité du dispositif de protection 22 située à l'arrière par rapport à la direction d'avance du missile lors de son lancement est fixée sur le fond du conteneur 12, autour de l'ensemble d'accrochage 18. L'extrémité avant du dispositif de protection 22 est fixée quant à elle sur un organe 24 assurant le calage et le guidage de l'extrémité arrière du missile à l'intérieur du conteneur 12.
  • Cet organe 24 se comporte comme un chariot apte à glisser librement à l'intérieur du conteneur lors du lancement du missile et il est raccordé sur l'enveloppe extérieure 10a (figure 4a) de la partie arrière du missile entourant l'orifice 20, de façon à se déplacer à l'intérieur du conteneur 12 avec le missile 10 tant que le dispositif de protection déformable 22 n'est pas totalement déployé, comme l'illustre la figure 3b. Le raccordement de l'organe 24 sur l'extrémité arrière du missile est cependant conçu pour que l'organe 24 se détache automatiquement du missile lorsque le dispositif de protection 22 est totalement déployé comme l'illustre la figure 3c. Dans ces conditions, les propulseurs 14 se trouvent en dehors du conteneur 12.
  • En plus de sa fonction de calage et de guidage de l'arrière du missile dans le conteneur, l'organe 24 peut servir d'intermédiaire pour un dispositif (non représenté) permettant de verrouiller le missile à l'intérieur du conteneur.
  • Avantageusement, un deuxième organe 26 de calage et de guidage de la partie avant du missile est monté à l'intérieur du conteneur 12. Comme l'organe 24, cet organe 26 se déplace avec le missile 10 en coulissant librement à l'intérieur du conteneur lors de la mise à feu du missile. Cependant, lorsque l'organe 26 arrive à proximité de l'extrémité de sortie du conteneur 12, un dispositif (non représenté) tel qu'une butée le détache automatiquement du missile.
  • Les organes 24 et 26 peuvent avoir des formes quelconques et, le cas échéant, être réalisés en plusieurs parties. Ils peuvent aussi, dans certains cas, être supprimés. L'extrémité avant du dispositif de protection 22 selon l'invention est alors raccordée directement sur la partie arrière de l'enveloppe extérieure du missile, autour de l'orifice annulaire 20, de façon à s'en détacher automatiquement lorsque le dispositif de protection est totalement déployé, de la manière décrite précédemment.
  • Comme l'illustrent les figures 3a à 3c, le dispositif de protection tubulaire déformable 22 selon l'invention permet d'éviter que la partie de la fibre optique 16 qui se débobine lors de la mise à feu des propulseurs 14 du missile soit endommagée lorsque ces propulseurs se trouvent encore à l'intérieur du conteneur 12.
  • En effet, comme l'illustre bien la figure 3b, le dispositif de protection 22 constitue alors un écran tubulaire qui canalise les jets de gaz chauds sortant des propulseurs dans l'espace annulaire délimité entre le conteneur 12 et ce dispositif 22. Comme ce dispositif est déformable, il se déploie automatiquement au fur et à mesure que la distance entre l'arrière du missile 10 et le fond du conteneur 12 s'accroît, de telle sorte que son rôle d'écran est assuré tant que les propulseurs se trouvent à l'intérieur du conteneur. Dès que les propulseurs sortent du conteneur (figure 3c), les jets de gaz chaud sortant des propulseurs ne sont plus rabattus par les parois du conteneur vers la fibre optique 16, de telle sorte que la protection de cette dernière n'est plus nécessaire. Le dispositif de protection 22 se détache alors automatiquement du missile, qui poursuit librement sa course.
  • La description qui précède fait apparaître clairement que, grâce au dispositif de protection 22 selon l'invention, il est possible d'utiliser pour transmettre les informations entre le site de lancement et le missile filoguidé 10 un organe souple de nature quelconque, et notamment une fibre optique, sans que cet organe ne soit soumis à une agression thermique ni à des efforts aérodynamiques lorsque les propulseurs se trouvent encore à l'intérieur du conteneur. Par conséquent, les premiers mètres de l'organe de transmission d'informations ne requièrent aucun traitement particulier. En outre, cette solution est peu onéreuse, ne modifie en rien la séquence de mise à feu du missile et ne perturbe pas la précision du lancement.
  • Différents modes de réalisation du dispositif de protection tubulaire déformable 22 selon l'invention vont maintenant être décrits plus en détail en se référant aux figures 4a à 4c.
  • Dans le mode de réalisation de la figure 4a, le dispositif de protection selon l'invention est constitué par un manchon 22a en un matériau souple et étanche tel qu'un élastomère. L'extrémité arrière du manchon 22a est fixée de façon étanche sur la surface périphérique extérieure de l'ensemble d'accrochage 18. L'extrémité avant du manchon 22a est fixée de façon étanche sur la partie centrale de l'organe 24 de calage et de guidage. Ce dernier organe est emmanché sur la partie arrière de l'enveloppe extérieure 10a du missile, de façon à être rendu solidaire de cette dernière par les forces de frottement.
  • De préférence, un joint d'étanchéité 28 est placé à l'intérieur de l'organe 24 et coopère de façon étanche avec l'enveloppe extérieure cylindrique 10a du missile. De même, un deuxième joint d'étanchéité 30 est placé sur une partie centrale en saillie 32 formée sur l'ensemble d'accrochage 18 et sur laquelle est emboîtée une virole 34 du missile 10 délimitant intérieurement l'orifice annulaire 20 formé à l'arrière de ce dernier. Cet agencement permet d'isoler de façon étanche la partie du missile dans laquelle est bobinée la fibre optique 16 par rapport à l'atmosphère extérieure. La fibre optique, qui est soumise durant le stockage du missile à des contraintes dues notamment à son enroulement et aux dilatations différentielles, est ainsi protégée de l'influence de l'humidité qui serait extrèmement néfaste dans ces conditions.
  • Lors du stockage du missile 10 à l'intérieur de son conteneur 12, le manchon 22a est lové en plis successifs dans une zone située autour de l'ensemble d'accrochage 18 et délimitée entre le fond du conteneur et la partie arrière tronconique de l'enveloppe 10a du missile. Comme indiqué précédemment, la longueur du manchon 22a déployé est choisie de telle sorte qu'elle assure la séparation automatique de l'organe 24 et du missile lorsque les propulseurs latéraux de ce dernier arrivent en dehors du conteneur 12.
  • Sur la figure 4b, on a représenté une variante du mode de réalisation de la figure 4a, utilisable notamment lorsqu'il est nécessaire de donner au manchon souple 22a une certaine rigidité. Dans ce cas, des pièces de guidage du manchon telles que des tiges 36 sont fixées sur le fond du conteneur, autour de l'ensemble d'accrochage 18, et à l'intérieur du manchon 22a. Ces tiges 36, dont le nombre est au moins égal à quatre, sont régulièrement réparties autour de l'axe du conteneur 12 et s'étendent approximativement parallèlement aux génératrices de l'enveloppe extérieure du missile, lorsque ce dernier est en position de stockage. Elles délimitent ainsi l'enveloppe intérieure du manchon 22a.
  • Comme l'illustre la figure 4b, les extrémités avant des tiges 36 traversent l'organe de calage et de guidage 24, qui coulisse librement sur ces tiges et à l'intérieur du conteneur 12 lors de la mise à feu.
  • Sur la figure 4c, on a représenté un deuxième mode de réalisation de l'invention dans lequel le dispositif de protection tubulaire déformable est constitué par un ensemble de viroles rigides télescopiques 22b, de forme cylindrique. La virole 22b de plus grand diamètre est fixée à l'organe 24 de calage et de guidage du missile alors que la virole 22b de plus petit diamètre est montée sur l'ensemble d'accrochage 18 du conteneur 12. Entre ces deux viroles, le diamètre des autres viroles 22b va en décroîssant progressivement du missile vers le fond du conteneur. Par conséquent, lorsque le dispositif de protection constitué par l'ensemble des viroles 22b est déployé, il se présente sous la forme d'un tube légèrement tronconique dont le diamètre va en diminuant vers le fond du conteneur. Cette structure confère au dispositif 22b une bonne résistance à la pression des gaz sortant des propulseurs du missile et favorise la détente de ces gaz.
  • Dans le mode de réalisation de la figure 4c, les extrémités arrière des viroles 22b comportent des appendices 23 de guidage et de positionnement faisant saillie radialement vers l'intérieur jusqu'à la virole adjacente de plus petit diamètre et les extrémités avant des viroles 22b sont munies d'appendices 25 de guidage et de positionnement faisant saillie radialement vers l'extérieur jusqu'à la virole adjacente de plus grand diamètre. En coopérant entre eux, ces appendices 23, 25 commandent automatiquement le déploiement successif des viroles lors de la mise à feu, ainsi que leur positionnement et leur maintien. La longueur totale du dispositif de protection constituée par l'ensemble des viroles télescopiques 22b totalement déployées est calculée de telle sorte que ces viroles ainsi que l'organe 24 se détachent automatiquement du missile lorsque les propulseurs de ce dernier arrivent en dehors du conteneur 12.
  • La figure 4d illustre une variante du mode de réalisation de la figure 4c.
  • Dans ce cas, le dispositif de protection est constitué par une série de viroles télescopiques 22b agencées de la même manière que dans le mode de réalisation de la figure 4c, mais dépourvues d'appendices. Les viroles 22b peuvent être soit cylindriques, soit légèrement tronconiques. Afin d'assurer à la fois leur déploiement et leur positionnement relatifs, les extrémités avant des viroles voisines 22b sont reliées entre elles par un manchon 27, en un matériau souple et étanche tel qu'un élastomère. Dans la position de stockage, le manchon 27 est replié entre les viroles rigides adjacentes 22b. Ainsi, lors de la mise à feu, il assure automatiquement le déploiement des viroles comme l'illustre la figure 4d. Par rapport au mode de réalisation de la figure 4c, cette variante permet, comme le mode de réalisation de la figure 4a, de confiner de façon étanche le volume dans lequel est bobinée la fibre optique 16 à l'intérieur du missile. A cet effet, des joints d'étanchéité comparables aux joints 28 et 30 sur la figure 4a, peuvent être prévus. De plus, elle permet de bénéficier des avantages précédemment mentionnés du mode de réalisation de la figure 4c.
  • Le dispositif de protection peut être raccordé directement sur le missile, l'organe de calage et de guidage étant supprimé. Par ailleurs, dans le cas où des pièces de guidage doivent être placées à l'intérieur des manchons 22a comme décrit précédemment en référence à la figure 4b, ces pièces de guidage peuvent prendre une forme différente des tiges 36, notamment la forme d'une virole tronconique portant une série de tiges orientées parallèlement à l'axe du conteneur.

Claims (9)

  1. Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé (10) équipé de propulseurs à éjection latérale (14), comprenant un conteneur-lanceur (12) de conditionnement du missile pourvu d'un fond supportant un ensemble d'accrochage (18) d'un organe souple (16) de transmission d'informations bobiné dans le missile et sortant de ce dernier par un orifice arrière (20), un dispositif de protection déformable (22) étant placé autour de l'organe de transmission d'informations, jusqu'au moment où les propulseurs (14) arrivent en dehors du conteneur, caractérisé par le fait que le dispositif de protection est un dispositif tubulaire, centré sur l'axe du conteneur (12) et comprenant une première extrémité raccordée au conteneur (12) autour de l'ensemble d'accrochage (18) et une deuxième extrémité raccordée sur le missile (10), autour dudit orifice arrière (20), par des moyens de raccordement (24) aptes à se détacher automatiquement du missile lors d'un lancement, lorsque les propulseurs (14) arrivent en dehors du conteneur.
  2. Installation selon la revendication 1, caractérisée par le fait que l'organe de transmission d'informations comprend une fibre optique (16).
  3. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisée par le fait que le dispositif de protection (22) est étanche, sa première et sa deuxième extrémités étant raccordées de façon étanche respectivement sur le conteneur (12) et sur le missile (10).
  4. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée par le fait que les moyens de raccordement comprennent un organe (24) de calage et de guidage du missile dans le conteneur, sur lequel est fixée la deuxième extrémité du dispositif de protection (22), cet organe (24) étant apte à glisser dans le conteneur lors du lancement et étant raccordé sur le missile (10) autour dudit orifice arrière (20), de façon à s'en détacher automatiquement lorsque les propulseurs arrivent en dehors du conteneur.
  5. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée par le fait que le dispositif de protection comprend un manchon (22a) en un matériau souple.
  6. Installation selon la revendication 5, caractérisée par le fait que des pièces de guidage (36) du manchon (22a) en cours de déploiement sont fixées sur le conteneur (12), autour de l'ensemble d'accrochage (18) et à l'intérieur du manchon (22).
  7. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée par le fait que le dispositif de protection comprend des viroles rigides télescopiques (22b).
  8. Installation selon la revendication 7, caractérisée par le fait que les viroles (22b) sont munies d'appendices (23, 25) de guidage et de positionnement.
  9. Installation selon la revendication 7, caractérisée par le fait que les viroles (22b) sont reliées entre elles par un manchon (27) en un matériau souple.
EP89401005A 1988-04-14 1989-04-12 Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide Expired - Lifetime EP0337880B1 (fr)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
AT89401005T ATE91015T1 (de) 1988-04-14 1989-04-12 Lagerungs- und abschusseinheit fuer eine drahtlenkrakete.

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8804951A FR2630202B1 (fr) 1988-04-14 1988-04-14 Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide
FR8804951 1988-04-14

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0337880A1 EP0337880A1 (fr) 1989-10-18
EP0337880B1 true EP0337880B1 (fr) 1993-06-23

Family

ID=9365314

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP89401005A Expired - Lifetime EP0337880B1 (fr) 1988-04-14 1989-04-12 Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP0337880B1 (fr)
AT (1) ATE91015T1 (fr)
DE (1) DE68907257T2 (fr)
ES (1) ES2042022T3 (fr)
FR (1) FR2630202B1 (fr)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8910104D0 (en) * 1989-05-03 1990-04-25 Marconi Gec Ltd Data transmission lines
GB9401221D0 (en) * 1994-01-22 2007-01-10 British Aerospace Missile launch apparatus
FR2720822B1 (fr) * 1994-06-02 1996-08-23 Aerospatiale Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé.
FR2738214B1 (fr) * 1995-09-05 1997-12-12 Aerospatiale Systeme de telecommande d'un engin volant filoguide
DE102006037332A1 (de) 2006-08-10 2008-02-14 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung für einen Lichtwellenleiter beim Start eines Flugkörpers
DE102009060658B4 (de) 2009-12-22 2012-11-15 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Granate und Granatabschussvorrichtung
CN114184097A (zh) * 2021-12-01 2022-03-15 上海航天设备制造总厂有限公司 一种用于大直径箭体铁路运输防护衣和防护方法

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3868883A (en) * 1964-02-20 1975-03-04 Mc Donnell Douglas Corp Guidance system
US3613618A (en) * 1965-12-02 1971-10-19 Licentia Gmbh Protective sheath for torpedo control wire
DE3132547C1 (de) * 1981-08-18 1982-12-09 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Abwickelvorrichtung für eine Lenkglasfaser eines Flugkörpers

Also Published As

Publication number Publication date
ES2042022T3 (es) 1993-12-01
DE68907257D1 (de) 1993-07-29
EP0337880A1 (fr) 1989-10-18
DE68907257T2 (de) 1993-12-16
ATE91015T1 (de) 1993-07-15
FR2630202A1 (fr) 1989-10-20
FR2630202B1 (fr) 1990-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0337880B1 (fr) Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguide
WO1998028533A1 (fr) Divergent deployable pour propulseur
EP0389360B1 (fr) Bobine de fibre optique de grande longueur utilisable sur un missile filoguidé
FR2656081A1 (fr) Enveloppe peripherique pour une munition guidee tiree par effet canon.
FR2719372A1 (fr) Dispositif pour le téléguidage de missiles ou de torpilles filoguidés.
EP3029412B1 (fr) Projectile et canon destiné à recevoir un tel projectile
FR2621957A1 (fr) Perfectionnements aux fusees
EP0679861B1 (fr) Installation de tir de munition filoguidee depuis un lanceur mobile
EP0412016B1 (fr) Dispositif d'observation aérienne pour un sous-marin
CA2007876A1 (fr) Dispositif de deverouillage pneumatique pour munitions largable a partir d'un vecteur
FR2559592A1 (fr) Cable optique monofibre et son utilisation au guidage d'un engin volant
EP3057773A1 (fr) Procédé de liaison d'une jupette a une enveloppe d'un corps de propulseur
EP0685702B1 (fr) Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé
AU641310B2 (en) Linear payout leader holder
WO2004003461A2 (fr) Dispositif adaptateur pour projectile muni d’ailettes deployables tire a partir d’un tube de lancement
FR2701108A1 (fr) Dispositif ralentisseur de chute pour une fibre optique ou un organe de liaison analogue reliant un engin à son pas de tir.
EP3227185B1 (fr) Dispositif de liaison d'objets par lame
EP1541833A1 (fr) Générateur de gaz et turboréacteur équipé d'un tel générateur pour le démarrage
FR2724979A1 (fr) Dispositif de protection contre l'effet bouchon d'eau lors de la mise a feu d'un missile lance en immersion
FR2757622A1 (fr) Dispositif de destruction de munitions enterrees ou de deminage
FR3140402A1 (fr) Inverseur de poussee comprenant un systeme ameliore de deplacement de la structure mobile vers sa position reculee d’inversion de poussee
NO339592B1 (no) Innretning for en lysbølgeleder ved start av et flylegeme
EP2437025B1 (fr) Système d'arme lance-munition à prolongateur tubulaire
FR2714167A1 (fr) Dispositif de reprise d'efforts, notamment pour engin filoguide.
FR2572511A1 (fr) Stabilisateur de fusee ou raquette

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE CH DE ES GB GR IT LI LU NL SE

17P Request for examination filed

Effective date: 19900327

17Q First examination report despatched

Effective date: 19910827

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AT BE CH DE ES GB GR IT LI LU NL SE

REF Corresponds to:

Ref document number: 91015

Country of ref document: AT

Date of ref document: 19930715

Kind code of ref document: T

REF Corresponds to:

Ref document number: 68907257

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19930729

ITF It: translation for a ep patent filed
REG Reference to a national code

Ref country code: GR

Ref legal event code: FG4A

Free format text: 3008371

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 19930902

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2042022

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

EPTA Lu: last paid annual fee
26N No opposition filed
EAL Se: european patent in force in sweden

Ref document number: 89401005.7

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Payment date: 19950301

Year of fee payment: 7

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 19960412

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Payment date: 20060329

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: NL

Payment date: 20060403

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20060406

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20060412

Year of fee payment: 18

Ref country code: AT

Payment date: 20060412

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CH

Payment date: 20060427

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20060429

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20060430

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Payment date: 20060523

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Payment date: 20060614

Year of fee payment: 18

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20070412

BERE Be: lapsed

Owner name: *AEROSPATIALE SOC. NATIONALE INDUSTRIELLE

Effective date: 20070430

NLV4 Nl: lapsed or anulled due to non-payment of the annual fee

Effective date: 20071101

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20071101

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20071101

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070412

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070430

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070430

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070430

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070412

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070413

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20070413

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070413

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20071102

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070412