EP0731331A2 - Launcher for self-propelled missiles, in particular for artillery rockets - Google Patents
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- F41A19/58—Electric firing mechanisms
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B14/00—Projectiles or missiles characterised by arrangements for guiding or sealing them inside barrels, or for lubricating or cleaning barrels
- F42B14/06—Sub-calibre projectiles having sabots; Sabots therefor
Definitions
- the invention relates to a launching device for self-propelled missiles, in particular artillery rockets, with the features from the preamble of patent claim 1.
- the invention has for its object to provide a launcher of the type described in the preamble of claim 1, in which, on the one hand, the electrical signal transmission to the missile is carried out so that no tearing of cable connections has to be accepted and, on the other hand, opens up possibilities to to prevent the support body from coming into contact with parts of the missile after leaving the launch tube.
- a basic idea of the invention is to design the support body so that the electrical energy transmission takes place under the force of compression springs contact pins which are in the ready-to-fire state against mating contacts on the inside of the launch tube and each are also electrically connected to contact pins which are also under the force of compression springs and which bear against electrical mating contacts on the outside of the missile.
- the force of the compression springs used only serves to generate the necessary contact pressure on the electrical contact pins.
- a similar design principle also prevents the support bodies from coming into contact with parts of the missile after leaving the launch tube.
- the support bodies are designed so that they receive a strong impulse transversely to the launch direction when they leave the launch tube and are thus thrown outwards so that they are at a sufficient distance from the missile when the tail unit has left the launch tube. This momentum is generated by spring-loaded plungers, which push the support body away from the missile.
- the force of the compression springs used for this is much greater than the force of the compression springs which generate the contact pressure on the electrical contact pins.
- One or more launch tubes A are arranged on a base frame G. 1 is within the launch tube A a ready-to-fire missile F, which is supported at its rear end via a tail unit L on the inner wall of the launch tube A, while in its front region it is arranged over a total of four at equal angular intervals on its circumference Support body S1, S2 supported on the inner wall of the launch tube A.
- electrical lines Z which are connected to electrical contacts GK1 arranged in the inner wall of the launch tube 8, are supplied with electrical signals which, in a manner explained below, pass through the supporting bodies S1 and S2 to electrical contacts GK2 which are located in the outer surface of the missile F.
- the signals are supplied to the rocket propulsion in a manner known per se and the missile F starts to move in the launch direction.
- 2 shows a moment shortly before the missile F completely exits the launch tube A.
- the missile F is still supported within the launch tube A via the tail unit L, while the support bodies S1 and S2 - and two further support bodies, not shown - are made of are led out of the launch tube A and, due to their construction, which is explained in more detail below, receive a strong impulse in the arrow direction Q, that is to say the direction transverse to the launch direction.
- Fig. 3 shows that due to this pulse after the missile F has completely emerged from the launch tube 8, the support bodies S1 and S2 have moved so far away from the missile F that there is no longer a collision with the tail unit L.
- the support body S1 has an upper part 1 and a lower part 2, which are detachably connected to one another via a screw connection 3.
- An interior space 13 is delimited within the support body by the upper and lower part.
- the upper side of the upper part 1 is adapted at least in partial areas 1.1 to the inner surface of the launch tube, while the lower side 2.1 of the lower part 2 is adapted to the outer shape of the missile F.
- the distance between the underside 2.1 of the lower part 2 and the upper side 1.1 of the upper part 1 is shown as a radius section R, which determines the difference in caliber between the missile F and the launch tube A.
- guide grooves 1.3 are further arranged, through which support straps are drawn in a manner not shown and known, with which the supporting bodies are attached to the missile before it is inserted into the launch tube. After the missile has been inserted into the launch tube, after the support bodies are supported on the inner wall of the launch tube, these bands are pulled out again.
- two plungers 4 are arranged, which are guided at their rear end on guide pieces 2.2 with guide surfaces 2.3 in the direction of the underside 2.1.
- Strong helical compression springs 5 are supported on the guide pieces 2.2, each of which rests with its other end on a collar 4.2 of the tappet 4 and thus exert a force effect in such a way that the outer end 4.1 of the plunger 4 in the non-installed state of the support body shown in the figures protrudes from openings from the underside 2.1 of the lower part 2 by a predetermined amount.
- the front ends 4.1 of the plunger 4 are guided on guide surfaces 2.4 in the lower part 2.
- the outer ends 4.1 of the plunger 4 sit on the surface of the missile and are pressed fully into the lower part 2 against the action of the compression springs 5 in the ready-to-fire state.
- the support body is brought out of the launch tube during firing, the support body is pressed off by the missile with a strong impulse due to the force of the compression springs 5 via the plunger 4.
- the support body attached to the missile is guided on the missile via a guide part 9 which is under the action of a compression spring 10 and which extends in the longitudinal direction and engages with its outer part 9.1 in a corresponding groove on the surface of the missile (see FIGS. 5 and 7).
- the lower and upper electrical contact pins are insulated from the body of the lower part and the upper part in a manner not shown, for example in such a way that they are made of plastic with an electrically conductive core.
- Each of the lower contact pins 7 is connected to an associated upper contact pin 6 via a spiral conductor 8, which performs both the function of an electrical conductor and the function of a compression spring, against the action of which the outer ends 6.1 and 7.1 of the contact pins can be pressed back.
- the outer ends 7.1 and 6.1 of the contact pins rest against corresponding counter-contacts GK2 and GK1 (see FIG. 1) of the missile or the launch tube, the required contact pressure being generated by the spiral conductors 8.
- the pressure generated by the helical conductor 8 acting as compression springs 8 is significantly lower than the pressure generated by the helical compression springs 5 for pushing off the support bodies after the launch.
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft eine Abschußvorrichtung für selbstangetriebene Flugkörper, insbesondere Artillerieraketen, mit den Merkmalen aus dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.The invention relates to a launching device for self-propelled missiles, in particular artillery rockets, with the features from the preamble of
Derartige Abschußvorrichtungen sind an sich bekannt. Da in der letzten Zeit Raketenantriebe im Hinblick auf die Startgeschwindigkeit erheblich verbessert worden sind, tritt bei den bekannten Abschußvorrichtungen das Problem auf, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres nicht etwa mit dem Leitwerk des Flugkörpers in Berührung kommen dürfen. Ein weiteres Problem besteht darin, daß bisher die elektrische Signalübertragung beim Zünden des Flugkörpers im Abschußrohr über Festkabelanschlüsse erfolgte, die beim Verlassen des Flugkörpers aus dem Abschußrohr abreißen, wobei der zurückbleibende Teil als Wegwerfartikel definiert war.Such launchers are known per se. Since rocket drives have been considerably improved with regard to the take-off speed in recent times, the problem arises in the known launching devices that the support bodies must not come into contact with the tail of the missile after leaving the launch tube. Another problem is that previously the electrical signal transmission when firing the missile in the launch tube was via fixed cable connections that when leaving the missile from the launch tube tear off, the remaining part was defined as a disposable item.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Abschußvorrichtung der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 beschriebenen Bauart zu schaffen, bei welcher einerseits die elektrische Signalübertragung zum Flugkörper hin so durchgeführt wird, daß kein Abreißen von Kabelanschlüssen in Kauf genommen werden muß und die andererseits Möglichkeiten eröffnet, um zu verhindern, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres in Kontakt mit Teilen des Flugkörpers geraten können.The invention has for its object to provide a launcher of the type described in the preamble of
Die Aufgabe wird hinsichtlich einer günstigeren Art der elektrischen Signalübertragung mit den Mitteln aus dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 gelöst. Eine vorteilhafte Weiterbildung der erfindungsgemäßen Abschußvorrichtung, bei der auch der Schutz des Flugkörpers vor den Stützkörpern gewährleistet ist, ist gemäß der weiteren Erfindung Gegenstand des Patentanspruchs 2. Vorteilhafte Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Abschußvorrichtung sind in den Ansprüchen 3 und 4 beschrieben.The object is achieved in terms of a more favorable type of electrical signal transmission with the means from the characterizing part of
Ein Grundgedanke der Erfindung besteht zunächst darin, die Stützkörper so auszubilden, daß die elektrische Energieübertragung über unter der Kraft von Druckfedern stehende Kontaktstifte erfolgt, die im abschußbereiten Zustand an Gegenkontakten an der Innenseite des Abschußrohres anliegen und die jeweils mit ebenfalls unter der Kraft von Druckfedern stehenden Kontaktstiften elektrisch verbunden sind, die an elektrischen Gegenkontakten an der Außenseite des Flugkörpers anliegen. Die Kraft der verwendeten Druckfedern dient hierbei lediglich dazu, den nötigen Kontaktdruck an den elektrischen Kontaktstiften zu erzeugen. Nach einem ähnlichen Konstruktionsprinzip wird auch verhindert, daß die Stützkörper nach dem Verlassen des Abschußrohres in Kontakt mit Teilen des Flugkörpers geraten können. Die Stützkörper werden so ausgebildet, daß sie beim Verlassen des Abschußrohres einen starken Impuls quer zur Abschußrichtung erhalten und somit nach außen abgeschleudert werden, so daß sie sich in ausreichender Entfernung vom Flugkörper befinden, wenn das Leitwerk das Abschußrohr verlassen hat. Dieser Impuls wird durch federbelastete Stößel erzeugt, welche die Stützkörper vom Flugkörper abdrücken. Die Kraft der hierzu verwendeten Druckfedern ist wesentlich größer als die Kraft der dem Kontaktdruck an den elektrischen Kontaktstiften erzeugenden Druckfedern.A basic idea of the invention is to design the support body so that the electrical energy transmission takes place under the force of compression springs contact pins which are in the ready-to-fire state against mating contacts on the inside of the launch tube and each are also electrically connected to contact pins which are also under the force of compression springs and which bear against electrical mating contacts on the outside of the missile. The force of the compression springs used only serves to generate the necessary contact pressure on the electrical contact pins. A similar design principle also prevents the support bodies from coming into contact with parts of the missile after leaving the launch tube. The support bodies are designed so that they receive a strong impulse transversely to the launch direction when they leave the launch tube and are thus thrown outwards so that they are at a sufficient distance from the missile when the tail unit has left the launch tube. This momentum is generated by spring-loaded plungers, which push the support body away from the missile. The force of the compression springs used for this is much greater than the force of the compression springs which generate the contact pressure on the electrical contact pins.
Im folgenden wird anhand der beigefügten Zeichnungen ein Ausführungsbeispiel für eine Abschußvorrichtung nach der Erfindung näher erläutert.In the following an embodiment of a launcher according to the invention will be explained in more detail with reference to the accompanying drawings.
In den Zeichnungen zeigen:
- Fig. 1 bis 3 in einer stark schematisierten, teilweise geschnittenen Darstellung eine Abschußvorrichtung für einen Flugkörper im Zustand vor dem Abschuß, sowie kurz vor und kurz nach dem vollständigen Austreten des Flugkörpers aus dem Abschußrohr;
- Fig. 4 einen Stützkörper der Abschußvorrichtung nach Fig. 1 bis 3 in vergrößerter Seitenansicht;
- Fig. 5 den Stützkörper nach Fig. 4 in einem Schnitt nach der Linie A-A in Fig. 4;
- Fig. 6 den Stützkörper nach Fig. 4 in einem Schnitt nach der Linie B-B in Fig. 4;
- Fig. 7 einen in Fig. 5 mit Z bezeichneten Teilbereich aus Fig. 5 in vergrößerter Darstellung;
- Fig. 8 einen Schnitt durch den Stützkörper nach Fig. 4 gemäß der Linie C-C in Fig. 4;
- Fig. 9 einen Schnitt durch den Stützkörper nach der Linie D-D in Fig. 8;
- Fig. 10 eine Aufsicht auf den Stützkörper nach Fig. 4.
- 1 to 3 in a highly schematic, partially sectioned representation of a launch device for a missile in the state before launch, and shortly before and shortly after the missile has completely emerged from the launch tube;
- 4 shows a support body of the launcher according to FIGS. 1 to 3 in an enlarged side view;
- 5 shows the support body according to FIG. 4 in a section along the line AA in FIG. 4;
- 6 shows the support body according to FIG. 4 in a section along the line BB in FIG. 4;
- FIG. 7 shows a partial region designated by Z in FIG. 5 from FIG. 5 in an enlarged representation;
- 8 shows a section through the support body according to FIG. 4 along the line CC in FIG. 4;
- 9 shows a section through the support body along the line DD in FIG. 8;
- 10 is a plan view of the support body of FIG. 4th
Es wird zunächst anhand der Fig. 1 bis 3 eine Abschußvorrichtung für Flugkörper in ihrem allgemeinen Aufbau und ihrer Wirkungsweise beschrieben.1 to 3, a launcher for missiles will be described in its general structure and mode of operation.
Auf einem Grundgestell G sind ein oder mehrere Abschußrohre A angeordnet. Gemäß Fig. 1 befindet sich innerhalb des Abschußrohres A ein abschußbereiter Flugkörper F, der sich an seinem hinteren Ende über ein Leitwerk L an der Innenwand des Abschußrohres A abstützt, während er sich in seinem vorderen Bereich über insgesamt vier in gleichen Winkelabständen an seinem Umfang angeordnete Stützkörper S1, S2 an der Innenwand des Abschußrohres A abstützt. Zur Auslösung des Abschusses werden über elektrische Leitungen Z, die mit in der Innenwand des Abschußrohres 8 angeordneten elektrischen Kontakten GK1 verbunden sind, elektrische Signale zugeführt, die in weiter unten erläuterter Weise durch die Stützkörper S1 und S2 hindurch zu elektrischen Kontakten GK2 gelangen, welche sich in der Außenfläche des Flugkörpers F befinden.One or more launch tubes A are arranged on a base frame G. 1 is within the launch tube A a ready-to-fire missile F, which is supported at its rear end via a tail unit L on the inner wall of the launch tube A, while in its front region it is arranged over a total of four at equal angular intervals on its circumference Support body S1, S2 supported on the inner wall of the launch tube A. To trigger the launch, electrical lines Z, which are connected to electrical contacts GK1 arranged in the inner wall of the
Die Signale werden in an sich bekannter Weise dem Raketenantrieb zugeführt und der Flugkörper F setzt sich in Abschußrichtung in Bewegung. Fig. 2 zeigt einen Augenblick kurz vor dem vollständigen Austritt des Flugkörpers F aus dem Abschußrohr A. Der Flugkörper F ist über das Leitwerk L noch innerhalb des Abschußrohres A abgestützt, während die Stützkörper S1 und S2 - sowie zwei weitere, nicht dargestellte Stützkörper - aus dem Abschußrohr A herausgeführt sind und aufgrund ihrer weiter unten genauer erläuterten Konstruktion nach dem Austritt einen starken Impuls in Pfeilrichtung Q, also der Querrichtung zur Abschußrichtung, erhalten. Fig. 3 zeigt, daß aufgrund dieses Impulses nach dem vollständigen Austritt des Flugkörpers F aus dem Abschußrohr 8 die Stützkörper S1 und S2 sich soweit vom Flugkörper F in Querrichtung wegbewegt haben, daß keine Kollision mit dem Leitwerk L mehr auftritt.The signals are supplied to the rocket propulsion in a manner known per se and the missile F starts to move in the launch direction. 2 shows a moment shortly before the missile F completely exits the launch tube A. The missile F is still supported within the launch tube A via the tail unit L, while the support bodies S1 and S2 - and two further support bodies, not shown - are made of are led out of the launch tube A and, due to their construction, which is explained in more detail below, receive a strong impulse in the arrow direction Q, that is to say the direction transverse to the launch direction. Fig. 3 shows that due to this pulse after the missile F has completely emerged from the
Im folgenden wird anhand der Fig. 4 bis 10 der genauere Aufbau des Stützkörpers S1 in Fig. 1 bis 3 näher erläutert. Die übrigen Stützkörper sind genau in der gleichen Weise aufgebaut.The more detailed structure of the support body S1 in FIGS. 1 to 3 is explained in more detail below with reference to FIGS. 4 to 10. The remaining support bodies are constructed in exactly the same way.
Der Stützkörper S1 besitzt ein Oberteil 1 und ein Unterteil 2, die miteinander über eine Schraubverbindung 3 lösbar verbunden sind. Durch Ober- und Unterteil wird innerhalb des Stützkörpers ein Innenraum 13 abgegrenzt. Die Oberseite des Oberteils 1 ist mindestens in Teilbereichen 1.1 an die Innenfläche des Abschußrohres angepaßt, während die Unterseite 2.1 des Unterteils 2 an die Außenform des Flugkörpers F angepaßt ist. In Fig. 4 ist der Abstand zwischen der Unterseite 2.1 des Unterteils 2 und der Oberseite 1.1 des Oberteils 1 als Radiusabschnitt R eingezeichnet, der den Unterschied im Kaliber zwischen dem Flugkörper F und dem Abschußrohr A bestimmt.The support body S1 has an
An der Außenseite des Oberteils 1 sind weiterhin Führungsnuten 1.3 angeordnet, durch die in nicht eigens dargestellter und bekannter Weise Halterungsbänder gezogen werden, mit denen die Stützkörper am Flugkörper befestigt werden, bevor dieser in das Abschußrohr eingesetzt wird. Nach dem Einsetzen des Flugkörpers in das Abschußrohr werden, nachdem sich die Stützkörper an der Innenwand des Abschußrohres abstützen, diese Bänder wieder herausgezogen.On the outside of the
Im Unterteil 2 des Stützkörpers sind zwei Stößel 4 angeordnet, die an ihrem hinteren Ende an Führungsstücken 2.2 mit Führungsflächen 2.3 in Richtung auf die Unterseite 2.1 bewegbar geführt sind. An den Führungsstücken 2.2 stützen sich starke Schraubendruckfedern 5 ab, die mit ihrem anderen Ende jeweils auf einem Kragen 4.2 des Stößels 4 aufliegen und somit eine Kraftwirkung ausüben derart, daß jeweils das äußere Ende 4.1 des Stößels 4 im in den Figuren dargestellten, nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers aus Öffnungen aus der Unterseite 2.1 des Unterteils 2 um ein vorgegebenes Stück herausragt. Die vorderen Enden 4.1 der Stößel 4 sind an Führungsflächen 2.4 im Unterteil 2 geführt. Beim Anbau der Stützkörper an den Flugkörper sitzen die äußeren Enden 4.1 der Stößel 4 auf der Oberfläche des Flugkörpers auf und sind im abschußbereiten Zustand gegen die Wirkung der Druckfedern 5 ganz in das Unterteil 2 eingedrückt. Beim Herausführen der Stützkörper aus dem Abschußrohr während des Abschießens wird der Stützkörper aufgrund der Kraft der Druckfedern 5 über die Stößel 4 mit einem starken Impuls vom Flugkörper abgedrückt.In the
Der an den Flugkörper angesetzte Stützkörper ist am Flugkörper über ein unter der Wirkung einer Druckfeder 10 stehendes Führungsteil 9 geführt, das sich in Längsrichtung erstreckt und mit seinem äußeren Teil 9.1 in eine entsprechende Nut an der Oberfläche des Flugkörpers eingreift (s.Fig. 5 und 7).The support body attached to the missile is guided on the missile via a
Im folgenden wird die bereits erwähnte Übertragung elektrischer Signale vom Abschußrohr auf den Flugkörper über die Stützkörper genauer erläutert. Wie aus den Fig. 5 und 6 zu entnehmen, sind im Unterteil 2 mehrere in Richtung auf die Unterseite geführte und bewegbare untere elektrische Kontaktstifte 7 - im dargestellten Ausführungsbeispiel sind es fünf Kontaktstifte - angeordnet, die mit ihren äußeren Enden 7.1 aus der Unterseite 2.1 herausragen. In analoger Weise sind im Oberteil mehrere gegenüber der Oberseite geführte und bewegbare obere elektrische Kontaktstifte 6 angeordnet, deren äußere Enden 6.1 innerhalb von in Fig. 4 dargestellten Umfangsnuten 1.2 herausragen. Die unteren und oberen elektrischen Kontaktstifte sind in nicht besonders dargestellter Weise jeweils gegenüber dem Körper des Unterteils und des Oberteils isoliert, beispielsweise in der Art, daß sie aus Kunststoff mit einem elektrisch leitenden Kern hergestellt sind. Jeder der unteren Kontaktstifte 7 ist mit einem ihm zugeordneten oberen Kontaktstift 6 über einen Wendelleiter 8 verbunden, der sowohl die Funktion eines elektrischen Leiters als auch die Funktion einer Druckfeder ausübt, gegen deren Wirkung die äußeren Enden 6.1 bzw. 7.1 der Kontaktstifte Zurückgedrückt werden können. Im abschußbereiten Zustand liegen die äußeren Enden 7.1 bzw. 6.1 der Kontaktstifte an entsprechenden Gegenkontakten GK2 bzw. GK1 (s.Fig. 1) des Flugkörpers bzw. des Abschußrohres an, wobei der erforderliche Kontaktdruck von den Wendelleitern 8 erzeugt wird. Selbstverständlich ist der durch die als Druckfedern wirkenden Wendelleiter 8 erzeugte Druck wesentlich geringer als der von den Schraubendruckfedern 5 erzeugte Druck zum Abstoßen der Stützkörper nach dem Abschuß.The transmission of electrical signals from the launch tube to the missile via the support body is explained in more detail below. As can be seen from FIGS. 5 and 6, in the
Über die Kontaktstifte 6 bzw. 7 können außer den Zündsignalen weitere Signale zur Übertragung von elektrischer Information zwischen einer außerhalb des Abschußrohres liegenden Steuereinrichtung und dem Flugkörper geleitet werden.Via the
Claims (4)
gegenüber dem Stützkörper elektrisch isoliert geführte und bewegbare obere elektrische Kontaktstifte (6) angeordnet sind, welche jeweils unter der Einwirkung einer Druckfeder (8) stehen derart, daß ihre äußeren Enden (6.1) im nicht eingebauten Zustand des Stützkörpers aus Öffnungen an der Oberseite (1.1) um ein vorgegebenes Stück herausragen, während sie im abschußbereiten Zustand mit elektrischen Gegenkontakten (GK1) an der Innenseite des Abschußrohres (A) in Berührung stehen und jeder obere elektrische Kontaktstift (6) mit mindestens einem unteren elektrischen Kontaktstift (7) elektrisch leitend verbunden ist.Launching device for self-propelled missiles, in particular artillery rockets, with at least one launch tube in which the missile to be fired is arranged in the ready-to-fire state so that it is located at its rear end via an empennage and in the front area via a plurality of support bodies arranged on its circumference on the inner wall supports the launch tube, the support bodies abutting the missile in such a way that they are led out of the launch tube together with the missile, characterized in that each support body (S1) has a top side (1.1) in the ready-to-fire state with its upper side (1.1) against the inner wall of the launch tube (A) bearing upper part (1) and a lower part (2) bearing against the missile (F) in the ready-to-fire state with its underside (2.1) and upper part (1) and lower part (2) via detachable connections (3 ) are firmly connected and in the lower part (2) several, in Direction to the bottom (2.1) with respect to the support body (S1) electrically insulated and movable lower electrical contact pins (7) are arranged, which are each under the action of a compression spring (8), such that their outer ends (7.1) in the non-installed The state of the support body protrudes from the openings on the underside (2.1) by a predetermined amount, while in the ready-to-fire state they are in contact with electrical counter-contacts (GK2) on the outside of the missile (F) and several in the upper part (1) in the direction of Top (1.1)
Movable, electrically insulated and movable upper electrical contact pins (6) are arranged relative to the support body, which are each under the action of a compression spring (8) such that their outer ends (6.1) in the non-installed state of the support body from openings on the top (1.1 ) protrude by a predetermined distance, while in the ready-to-fire state they are in contact with electrical counter-contacts (GK1) on the inside of the launch tube (A) and each upper electrical contact pin (6) is electrically conductively connected to at least one lower electrical contact pin (7) .
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ID=7755900
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| EP96102429A Expired - Lifetime EP0731331B1 (en) | 1995-03-07 | 1996-02-17 | Launcher for self-propelled missiles, in particular for artillery rockets |
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