EP2090859A2 - Launcher with at least one start tube for rocket-propelled missiles - Google Patents

Launcher with at least one start tube for rocket-propelled missiles Download PDF

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EP2090859A2
EP2090859A2 EP20090002082 EP09002082A EP2090859A2 EP 2090859 A2 EP2090859 A2 EP 2090859A2 EP 20090002082 EP20090002082 EP 20090002082 EP 09002082 A EP09002082 A EP 09002082A EP 2090859 A2 EP2090859 A2 EP 2090859A2
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EP
European Patent Office
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laval nozzle
launcher
starting
sleeve
frame
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EP20090002082
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EP2090859A3 (en
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Thomas Klaffert
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Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F41F3/0413—Means for exhaust gas disposal, e.g. exhaust deflectors, gas evacuation systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A1/00—Missile propulsion characterised by the use of explosive or combustible propellant charges
    • F41A1/08—Recoilless guns, i.e. guns having propulsion means producing no recoil
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41A—FUNCTIONAL FEATURES OR DETAILS COMMON TO BOTH SMALLARMS AND ORDNANCE, e.g. CANNONS; MOUNTINGS FOR SMALLARMS OR ORDNANCE
    • F41A25/00—Gun mountings permitting recoil or return to battery, e.g. gun cradles; Barrel buffers or brakes
    • F41A25/06—Friction-operated systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F41F3/042—Rocket or torpedo launchers for rockets the launching apparatus being used also as a transport container for the rocket

Definitions

  • the invention relates to a projector according to the preamble of claim 1.
  • start acceleration force and usable start path of the missile depend on its mass ratio to the rejected components as well as the additionally introduced supporting forces or spring and damper forces. If the launch tube is axially fixed or mounted in a spring-damper system results in a recoil, which acts on the attachment of the thrower on the carrier, ie its means of transport and possibly also this overall arrangement moves a piece. If the entire projector arrangement is to be designed as low as possible for the purpose of high mobility, only the variant with a repelled freely flying starting pipe for the projector arrangement can be considered in order to avoid this influence without further modifications.
  • the situation is similar when launching projectiles, where the gas recoil energy of the ignited propellant can be used to operate a recharging mechanism.
  • the additional pipe recoil caused by gas expansion through the mouth after floor exit can be known to reduce so-called muzzle brakes, wherein a portion of the exiting gas flow is deflected at the mouth of the tube for shear compensation.
  • gun barrels which also have an opening behind with a subsequent Laval nozzle. If the geometry of this nozzle is optimally designed for a precisely defined combustion energy, this principle, which is known as a nozzle gun, can theoretically realize a recoilless or return-free gun even for large calibers with comparatively small net mass.
  • the principle of the recoilless launch tube is used to allow it to be fired from the shoulder of a soldier, or a biped or tripod.
  • the recoil at the muzzle after missile outlet is eliminated if it is closed by a moving the missile starting piston.
  • an additional reaction torque is generated about the longitudinal axis of the launch tube that can compensate only for this part of the start path by a defined gas swirl within the Laval nozzle at the rear end of the launch tube , If the missile has left this slotted guide, the gas swirl and the friction of the starting piston cause the starter tube to rotate.
  • the launch tube must therefore be released at this time from its holder so that it can fly away to the rear.
  • This compensation can be a tearing of the launched missile avoid.
  • the total recoil path and thus the rear safety area on the launching frame can be reduced by appropriate dimensioning of the Laval nozzle on application-relevant sizes.
  • the Laval nozzle arrangement may be fixed or pivotally connected to the movable part of the shock absorber or else to the frame-fixed part of the shock absorber, without this eliminating the effect of the new arrangement.
  • a further advantage is that according to the invention the return path between the frame-fixed and the moving parts of the shock absorber by means of the friction ring spring arrangement for the purpose of tuning the force-travel curve of the nozzle part shock absorber combination is adjustable. Also by the occurring friction damping a time-delayed return stroke of the shock absorber can be achieved. With the help of this friction ring spring arrangement torsional moments between start the missile and launcher are also transferred to the launcher frame. With the help of the inventive construction of the arrangement described above, therefore, a first free mobility of the launch tube is achieved within the available distance at the start of the missile, and then slows down the movement of the launch tube to a standstill.
  • a starting pipe 12 is provided, which is part of a thrower, also not shown, in the form of a starting container, which is to be moved by a likewise not shown mobile carrier in the respectively desired starting position.
  • the end of the starting tube 12 facing away from the starting direction 10 carries a Laval nozzle 13, which at the start of the missile serves to discharge the gas volume flow, which is generated by a gas generator 15 operating as a booster.
  • the gas volume flow generated at the start acts on a starting piston 12 located in the starting piston, not shown, via which the missile is accelerated for its launch and is twisted for part of the start path.
  • the gas generator 15 is completed by a load-distribution, located in a recess 14 of an outer guide sleeve 19 for a friction ring spring assembly annular elastic receptacle 16 for the gas generator 15, which is part of a shock absorber 17.
  • the shock absorber 17 comprises two coaxial relative to each other movable sleeves, namely an inner guide sleeve 18 and an outer guide sleeve 19, between which a the return path of a guide sleeve - here the outer guide sleeve 19 - influencing friction ring spring assembly 20 is arranged.
  • the inner guide sleeve 18 is with respect to Fig. 1 assigned at its right end a cap 21, which can be supported on guide surfaces 26 on the indicated frame G.
  • the guide surfaces 26 may also be attached to the outer guide sleeve 19.
  • the cap 21 carries in a central opening 22 which is stepped there at 23 inner guide sleeve 18 fixed and engages with its outer peripheral surface 24 in an axial guide 25 of the outer guide sleeve 19, so that the outer guide sleeve 19 when moving the starting tube 12 against the starting direction 10 over the cap 21 can grip.
  • Strahlablenk vom 31 includes.
  • these lateral nozzle parts 32 carry the same Fig. 1 shows - correspond to the bulkheads 29.
  • Bulkheads 29 and beam deflection surfaces 31 enclose a rectangular cross-section.
  • the bulkheads 29 and beam deflecting surfaces 31 can be introduced into or attached to a starting container, not shown.
  • the starting container is also closed at its front end wall in the transport state by means not shown flaps.
  • the Laval nozzle arrangement 30 corresponds to the Laval nozzle 13 of the starting pipe 12 and extends them so far that due to the braking effect of both nozzle parts a largely recoilless launch of the missile, not shown, can take place.
  • the mutually facing end-side end surfaces of both nozzles overlap at 33 such that the nozzle 13 can engage in the return flow of the start pipe 12 in the nozzle assembly 30.
  • the block length of the friction ring spring determines the maximum return path - braking distance s of the axial guide 25 of the outer guide sleeve - the launch tube 12 at the start of the missile, which is braked by the friction ring spring assembly 20 to a standstill.
  • the running back of the, in the launcher mounted, axially bound starting pipe 12 is limited by the friction ring spring assembly 20 via the shock absorber 17.
  • an advantageous force-displacement characteristic curve of the shock absorber 17 can be tuned taking into account the effect of the Laval nozzle 13 and the Laval nozzle arrangement 30.
  • a time-delayed return stroke is achieved by the friction damping.
  • the Startablenk vom 31 of the Laval nozzle arrangement 30 may also be connected pivotally mounted synchronously to the starting angle in a manner not shown; see. Fig. 3 ,
  • the open flaps are not only "Strahlablenk perennial", they form in open position ie at fire readiness at each elevation angle part of the Laval nozzle contour and are extension part according to the Psi function, ie they form a "pivotal part of the Laval nozzle", which of course also a Beam deflection realized.
  • Psi function ie they form a "pivotal part of the Laval nozzle" which of course also a Beam deflection realized.
  • ballistic protection and weather protection of the launch tube are realized by the same flaps.

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Abstract

The launcher has a shock absorber (17) assigned to a starting pipe for rebound compensation of the pipe. The absorbers comprise two guide sleeves (18, 19) arranged coaxial to each other. The sleeve (18) is fixed, and the sleeve (19) is movably supported relative to the sleeve (18). An friction circular spring arrangement (20) is provided between the sleeves for adjustment of force-distance characteristics of the absorber and time delay of return stroke of the absorber, where the arrangement influences return travel and return time of the shock absorber during starting process of a missile.

Description

Die Erfindung betrifft einen Werfer gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1.The invention relates to a projector according to the preamble of claim 1.

Es ist bekannt, dass Flugkörper zusätzlich zu ihrem Marschtriebwerk häufig mit einem Starttriebwerk - Booster - ausgestattet sind, das den Flugkörper in der Startphase kurzzeitig stärker beschleunigt und dadurch kurze Startwege und - Zeiten ermöglicht. Derartige Booster können im Flugkörper selbst oder in einem Startrohr integriert sein. Die Anordnung des Boosters im Startrohr bietet den Vorteil, dass die Masse des Boosters vom Flugkörper nicht mitbewegt werden muss und in diesem auch keinen Bauraum beansprucht. Bedingt durch das im Inneren des Startrohres zu fixierende Bauvolumen des Boosters resultiert eine Rückstoßkraft, die das Startrohr entgegen der Startrichtung beschleunigt und vom Werfer aufzunehmen ist. Bei vorgegebener Länge des Startrohres hängen Startbeschleunigungskraft und nutzbarer Startweg des Flugkörpers von dessen Massenverhältnis zu den zurückgestoßenen Komponenten sowie den zusätzlich eingeleiteten Stützkräften bzw. Feder- und Dämpferkräften ab. Ist das Startrohr axial fixiert bzw. in einem Feder-Dämpfersystem gelagert resultiert ein Rückstoß, der über die Befestigung des Werfers auf dessen Träger, also seinem Transportmittel wirkt und gegebenenfalls auch diese Gesamtanordnung ein Stück mitbewegt. Soll die gesamte Werferanordnung zwecks hoher Mobilität möglichst massearm konzipiert sein, kommt zur Vermeidung dieser Einwirkung ohne weitere Modifikationen nur die Variante mit einem zurückgestoßenen frei wegfliegenden Startrohr für die Werferanordnung in Betracht.It is known that missiles in addition to their cruise engine often with a starting engine - booster - are equipped, which accelerates the missile in the starting phase for a short time faster, thereby enabling short take-off distances and times. Such boosters can be integrated in the missile itself or in a launch tube. The arrangement of the booster in the launch tube has the advantage that the mass of the booster from the missile does not have to be moved and in this claimed no space. Due to the inside of the launch tube to be fixed volume of the booster results in a recoil force that accelerates the launch tube against the starting direction and is to be picked up by the launcher. For a given length of the launch tube start acceleration force and usable start path of the missile depend on its mass ratio to the rejected components as well as the additionally introduced supporting forces or spring and damper forces. If the launch tube is axially fixed or mounted in a spring-damper system results in a recoil, which acts on the attachment of the thrower on the carrier, ie its means of transport and possibly also this overall arrangement moves a piece. If the entire projector arrangement is to be designed as low as possible for the purpose of high mobility, only the variant with a repelled freely flying starting pipe for the projector arrangement can be considered in order to avoid this influence without further modifications.

Ähnlich sind die Verhältnisse beim Abschuss von Projektilen, dort kann die Gasrückstoßenergie der gezündeten Treibladung zur Betätigung eines Nachlademechanismus genutzt werden. Der zusätzlich entstehende Rohrrückstoß durch Gasexpansion durch die Mündung nach Geschossabgang lässt sich bekanntlich durch sogenannte Mündungsbremsen reduzieren, wobei ein Teil des austretenden Gasvolumenstromes an der Mündung des Rohres zur Schubkompensation umgelenkt wird.The situation is similar when launching projectiles, where the gas recoil energy of the ignited propellant can be used to operate a recharging mechanism. The additional pipe recoil caused by gas expansion through the mouth after floor exit can be known to reduce so-called muzzle brakes, wherein a portion of the exiting gas flow is deflected at the mouth of the tube for shear compensation.

Schließlich sind Waffenrohre bekannt, die auch hinten eine Öffnung mit sich anschließender Lavaldüse besitzen. Ist die Geometrie dieser Düse für eine genau definierte Verbrennungsenergie optimal ausgelegt lässt sich mit diesem als Düsenkanone bekannten Prinzip theoretisch ein rückstoßfreies oder rücklauffreies Geschütz auch für große Kaliber mit vergleichsweiser geringer Eigenmasse verwirklichen.Finally, gun barrels are known, which also have an opening behind with a subsequent Laval nozzle. If the geometry of this nozzle is optimally designed for a precisely defined combustion energy, this principle, which is known as a nozzle gun, can theoretically realize a recoilless or return-free gun even for large calibers with comparatively small net mass.

Bei Panzerabwehrwaffen für den infanteristischen Einsatz wird das Prinzip des rückstoßfreien Startrohres angewendet, um deren Verschießbarkeit von der Schulter eines Soldaten oder von einem Zwei- oder Dreibein zu ermöglichen. Der Rückstoß an der Rohrmündung nach Flugkörperabgang entfällt, sofern dieser durch einen den Flugkörper bewegenden Startkolben verschlossen wird.
Beim Start von Flugkörpern mit Anfangsdrall wird auf Grund einer Kulissenführung am Startgestell auf einem Teil des Flugkörperbeschleunigungsweges ein zusätzliches Reaktionsmoment um die Längsachse des Startrohres erzeugt, dass sich nur für diesen Teil des Startweges durch einen definierten Gasdrall innerhalb der Lavaldüse am hinteren Ende des Startrohres kompensieren lässt. Hat der Flugkörper diese Kulissenführung verlassen versetzen der Gasdrall und die Reibung des Startkolbens das Startrohr in Rotation. Insbesondere beim Start von einem Dreibein muss das Startrohr deshalb an diesem Zeitpunkt aus seiner Halterung gelöst werden, damit es frei nach hinten wegfliegen kann. Durch diese Kompensation lässt sich ein Verreißen des gestarteten Flugkörpers vermeiden. Der Gesamtrückstoßweg und damit der hintere Sicherheitsbereich am Abschussgestell lässt sich durch entsprechende Bemessung der Lavaldüse auf einsatzrelevante Größen reduzieren.In anti-tank weapons, the principle of the recoilless launch tube is used to allow it to be fired from the shoulder of a soldier, or a biped or tripod. The recoil at the muzzle after missile outlet is eliminated if it is closed by a moving the missile starting piston.
When launching missiles with initial spin due to a slotted guide on the start frame on a portion of the missile acceleration path an additional reaction torque is generated about the longitudinal axis of the launch tube that can compensate only for this part of the start path by a defined gas swirl within the Laval nozzle at the rear end of the launch tube , If the missile has left this slotted guide, the gas swirl and the friction of the starting piston cause the starter tube to rotate. Especially at the start of a tripod, the launch tube must therefore be released at this time from its holder so that it can fly away to the rear. This compensation can be a tearing of the launched missile avoid. The total recoil path and thus the rear safety area on the launching frame can be reduced by appropriate dimensioning of the Laval nozzle on application-relevant sizes.

Der Einsatz solcher Waffensysteme von mobilen Trägern aus, wie Fahrzeugen, Flugzeugen, Helikoptern und ähnlichen Trägern stehen jedoch besondere Schwierigkeiten entgegen, da dort beim Start eines Flugkörpers wegfliegende Werferrohre mit und ohne Drall nicht zulässig sind. Auch sind hinten offene Werferrohre nicht zulässig. Frei zurückfliegende Rohre und das Austreten heißer Gasströmungen stellen nämlich eine große Gefährdung des jeweiligen mobilen Trägers dar, insbesondere wenn deren Werfer unterschiedliche Startwinkel einnehmen können. Auch ist eine außermittige sowie eine Mehrfachanordnung dieser Werfer auf solchen Trägern mit Schwierigkeiten verbunden, da in Folge der auftretenden Rückstoßkräfte unterschiedliche Reaktionsmomente auf Werfer und Träger ausgeübt werden, was insbesondere für verhältnismäßig große Kaliber gilt. Schließlich muss auch hier die Gefahr eines Verreißens des zu startenden Flugkörpers infolge unzureichender Haltemomente des Werfers und/oder zu geringer Masse des Trägers berücksichtigt werden.However, the use of such weapons systems of mobile carriers, such as vehicles, aircraft, helicopters and similar carriers are particularly difficult, since there are not permitted when launching a missile flying away thrower tubes with and without twist. Also, rear open pylon pipes are not allowed. Free returning pipes and the escape of hot gas flows are in fact a major threat to the respective mobile carrier, especially if their launchers can take different starting angle. Also, an off-center as well as a multiple arrangement of these launcher on such carriers associated with difficulties, as a result of the reaction forces occurring different reaction moments are exerted on launcher and carrier, which applies in particular for relatively large caliber. Finally, the risk of a tearing of the missile to be launched due to insufficient holding moments of the launcher and / or too low mass of the carrier must also be taken into account here.

Hier setzt nun die Erfindung ein, deren Aufgabe es ist einen neuen Werfer zu schaffen, der besser als bisher auf mobilen Trägern innerhalb eines vorgegebenen Bauraumes zum Einsatz gelangen kann.This is where the invention begins, the task of which is to create a new launcher which can be used better than hitherto on mobile carriers within a given installation space.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung durch die Merkmale des Patentanspruches 1 gelöst.This object is achieved according to the invention by the features of claim 1.

Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.Further features of the invention will become apparent from the dependent claims.

Infolge der erfindungsgemäßen Verbindung der den Rückstoß des Startrohres begrenzenden Lavaldüse mit einem mit dem Startrohr zusammenwirkenden Schockabsorber wird eine Rücklauf- und Rückstoßminimierung des Werfers erreicht, der die mittige und/oder außermittige Anordnung solche Werfer mit einem oder mehreren Startrohren gefahrlos auf mobilen Trägern optimal ermöglicht.As a result of the compound according to the invention of the recoil of the launch tube limiting Laval nozzle with a cooperating with the launch shock absorber return and recoil minimization of the launcher is achieved, which allows the central and / or eccentric arrangement such throwers with one or more launch tubes safely on mobile carriers optimally.

Mittels einer der Lavaldüse des Startrohres nachgeordneten und mit dieser korrespondierenden weiteren Lavaldüsen-Anordnung, die zwei zwischen zwei Schottwänden angeordnete einander zugewandte Strahlablenkflächen umfasst, welche im Transportzustand des Werfers als Abdeckplatten dienen, wird eine Optimierung der Expansion des beim Start des Flugkörpers erzeugten Gasvolumens erreicht. Beide vorstehend angeführten Maßnahmen dienen der überraschend einfachen und betriebssicheren Lösung der aufgezeigten beim Start solcher Flugkörper vorhandenen Probleme.By means of a Laval nozzle downstream of the launch tube and with this corresponding further Laval nozzle arrangement comprising two arranged between two bulkheads facing beam deflecting surfaces, which serve as cover plates in the transport state of the launcher, an optimization of the expansion of the gas volume generated at the start of the missile is achieved. Both measures mentioned above serve the surprisingly simple and reliable solution of the problems identified at the start of such missiles.

Die Lavaldüsen-Anordnung kann mit dem beweglichen Teil des Schockabsorbers oder aber mit dem gestellfesten Teil des Schockabsorbers fest oder schwenkbar verbunden sein, ohne dass hierdurch die Wirkung der neuen Anordnung aufgehoben wird. Vorteilhaft ist ferner, dass erfindungsgemäß der Rücklaufweg zwischen dem gestellfesten und den beweglichen Teilen des Schockabsorbers mittels der Reibungs-Ringfeder-Anordnung zwecks Abstimmung der Kraft-Wegkennlinie der Düsenteil-Schockabsorber-Kombination einstellbar ist. Auch durch die dabei auftretende Reibungsdämpfung ist ein zeitverzögerter Rückhub des Schockabsorbers erzielbar. Mit Hilfe dieser Reibungs-Ringfeder-Anordnung werden Torsionsmomente zwischen starten dem Flugkörper und Werfer ebenfalls auf das Werfergestell übertragen. Mit Hilfe der erfindungsgemäßen Ausbildung der vorstehend beschriebenen Anordnung wird also beim Start des Flugkörpers eine erste freie Beweglichkeit des Startrohres innerhalb der zur Verfügung stehenden Wegstrecke erreicht und anschließend die Bewegung des Startrohrs bis zum Stillstands abgebremst.The Laval nozzle arrangement may be fixed or pivotally connected to the movable part of the shock absorber or else to the frame-fixed part of the shock absorber, without this eliminating the effect of the new arrangement. A further advantage is that according to the invention the return path between the frame-fixed and the moving parts of the shock absorber by means of the friction ring spring arrangement for the purpose of tuning the force-travel curve of the nozzle part shock absorber combination is adjustable. Also by the occurring friction damping a time-delayed return stroke of the shock absorber can be achieved. With the help of this friction ring spring arrangement torsional moments between start the missile and launcher are also transferred to the launcher frame. With the help of the inventive construction of the arrangement described above, therefore, a first free mobility of the launch tube is achieved within the available distance at the start of the missile, and then slows down the movement of the launch tube to a standstill.

Die Erfindung ist nachfolgend anhand eines in der Zeichnung mehr oder minder schematisch dargestellten Ausführungsbeispiels beschrieben.The invention is described below with reference to an embodiment shown more or less schematically in the drawing.

Es zeigen:

Fig. 1
einen Querschnitt durch eine bevorzugte Ausführungsform der Lavaldüsen-Anordnung nach der Erfindung mit geschlossenen, einen Teil der Lavaldüsenkontur bildenden Strahlablenkflächen,
Fig. 2
die Lavaldüsen-Anordnung gemäß Figur 1 mit geöffneten, einen Teil der Lavaldüsenkontur bildenden Strahlablenkflächen und
Fig. 3
die Lavaldüsen-Anordnung nach Figur 1 in geschwenkter Feuerstellung.
Show it:
Fig. 1
a cross-section through a preferred embodiment of the Laval nozzle arrangement according to the invention with closed, forming part of the Laval nozzle contour Strahlablenkflächen,
Fig. 2
the Laval nozzle arrangement according to FIG. 1 with open, a part of the Laval nozzle contour forming beam deflecting surfaces and
Fig. 3
the Laval nozzle arrangement after FIG. 1 in a tilted firing position.

Für den Start eines nicht dargestellten Flugkörpers in Richtung des Pfeiles 10 ist in Figur 1 ein Startrohr 12 vorgesehen, das Teil eines ebenfalls nicht dargestellten Werfers in Form eines Startbehälters ist, der von einem gleichfalls nicht dargestellten mobilen Träger in die jeweils gewünschte Startstellung zu bewegen ist.For the start of a missile, not shown in the direction of arrow 10 is in FIG. 1 a starting pipe 12 is provided, which is part of a thrower, also not shown, in the form of a starting container, which is to be moved by a likewise not shown mobile carrier in the respectively desired starting position.

Das der Startrichtung 10 abgewandte Ende des Startrohres 12 trägt eine Lavaldüse 13, die beim Start des Flugkörpers dem Austritt des Gasvolumenstromes dient, welcher von einem als Booster arbeitenden, Gasgenerator 15 erzeugt wird. Der beim Start erzeugte Gasvolumenstrom wirkt auf einen im Startrohr 12 befindlichen nicht dargestellten Startkolben, über den der Flugkörper für dessen Start beschleunigt sowie für einen Teil des Startweges gedrallt wird.The end of the starting tube 12 facing away from the starting direction 10 carries a Laval nozzle 13, which at the start of the missile serves to discharge the gas volume flow, which is generated by a gas generator 15 operating as a booster. The gas volume flow generated at the start acts on a starting piston 12 located in the starting piston, not shown, via which the missile is accelerated for its launch and is twisted for part of the start path.

Der Gasgenerator 15 ist von einem der Lastverteilung dienenden, in einer Ausnehmung 14 einer äußeren Führungshülse 19 für eine Reibungs-Ringfeder-Anordnung befindlichen ringförmigen elastischen Aufnahme 16 für den Gasgenerator 15 abgeschlossen, die Teil eines Schockabsorbers 17 ist.The gas generator 15 is completed by a load-distribution, located in a recess 14 of an outer guide sleeve 19 for a friction ring spring assembly annular elastic receptacle 16 for the gas generator 15, which is part of a shock absorber 17.

Der Schockabsorber 17 umfasst zwei koaxiale relativ zueinander bewegliche Hülsen, nämlich eine innere Führungshülse 18 und eine äußere Führungshülse 19, zwischen denen eine den Rücklaufweg der einen Führungshülse - hier der äußeren Führungshülse 19 - beeinflussende Reibungs-Ringfeder-Anordnung 20 angeordnet ist. Der inneren Führungshülse 18 ist in Bezug auf Fig. 1 an ihrem rechten Ende eine Kappe 21 zugeordnet, die sich über Leitflächen 26 an dem angedeuteten Gestell G abstützen kann. Die Leitflächen 26 können auch an der äußeren Führungshülse 19 befestigt sein. Die Kappe 21 trägt in einer zentrischen Öffnung 22 die dort bei 23 abgestufte innere Führungshülse 18 lagefest und greift mit seiner äußeren Umfangsfläche 24 in eine Axialführung 25 der äußeren Führungshülse 19 ein, sodass die äußere Führungshülse 19 beim Bewegen des Startrohres 12 entgegen der Startrichtung 10 über die Kappe 21 greifen kann.The shock absorber 17 comprises two coaxial relative to each other movable sleeves, namely an inner guide sleeve 18 and an outer guide sleeve 19, between which a the return path of a guide sleeve - here the outer guide sleeve 19 - influencing friction ring spring assembly 20 is arranged. The inner guide sleeve 18 is with respect to Fig. 1 assigned at its right end a cap 21, which can be supported on guide surfaces 26 on the indicated frame G. The guide surfaces 26 may also be attached to the outer guide sleeve 19. The cap 21 carries in a central opening 22 which is stepped there at 23 inner guide sleeve 18 fixed and engages with its outer peripheral surface 24 in an axial guide 25 of the outer guide sleeve 19, so that the outer guide sleeve 19 when moving the starting tube 12 against the starting direction 10 over the cap 21 can grip.

Mit der äußeren Führungshülse 19 des Schockabsorbers 17 ist mittels der bereits genannten vier senkrecht aufeinanderstehenden Leitflächen 26 eine insgesamt mit 30 bezeichnete, der Lavaldüse 13 nachgeordnete Lavaldüsen-Anordnung verbunden, die ein Basisteil 27 mit daran bei 28 angelenkten zwischen rechtwinklig dazu angeordneten Schottwänden 29 liegenden Strahlablenkflächen 31 umfasst. Zwecks Abdichtung der Strahlablenkflächen 31 tragen diese seitliche Düsenteile 32, die - wie Fig. 1 zeigt - mit den Schottwänden 29 korrespondieren.With the outer guide sleeve 19 of the shock absorber 17 is connected by means of the already mentioned four mutually perpendicular guide surfaces 26 a total of 30, the Laval nozzle 13 downstream Laval nozzle arrangement connected to a base portion 27 with it at 28 hinged between perpendicular thereto arranged bulkheads 29 Strahlablenkflächen 31 includes. For the purpose of sealing the beam deflecting surfaces 31, these lateral nozzle parts 32 carry the same Fig. 1 shows - correspond to the bulkheads 29.

Schottwände 29 und Strahlablenkflächen 31 umschließen einen rechteckigen Querschnitt. Die Schottwände 29 und Strahlablenkflächen 31 können in einem nicht dargestellten Startbehälter eingebracht oder an diesem angebracht werden. Der Startbehälter ist an seiner vorderen Stirnwand im Transportzustand mittels nicht dargestellter Klappen ebenfalls verschließbar.Bulkheads 29 and beam deflection surfaces 31 enclose a rectangular cross-section. The bulkheads 29 and beam deflecting surfaces 31 can be introduced into or attached to a starting container, not shown. The starting container is also closed at its front end wall in the transport state by means not shown flaps.

Die Lavaldüsen-Anordnung 30 korrespondiert mit der Lavaldüse 13 des Startrohres 12 und erweitert diese soweit, dass auf Grund der Bremsungswirkung beider Düsenteile ein weitestgehend rückstoßfreier Start des nicht dargestellten Flugkörpers erfolgen kann.The Laval nozzle arrangement 30 corresponds to the Laval nozzle 13 of the starting pipe 12 and extends them so far that due to the braking effect of both nozzle parts a largely recoilless launch of the missile, not shown, can take place.

Hierzu überlappen sich die einander zugewandten stirnseitigen Endflächen beider Düsen bei 33 derart, dass die Düse 13 beim Rücklauf des Startrohres 12 in die Düsen-Anordnung 30 eingreifen kann. Die Blocklänge der Reibungs-Ringfeder bestimmt den maximalen Rücklaufweg - Bremsweg s der Axialführung 25 der äußeren Führungshülse - des Startrohres 12 beim Start des Flugkörpers, welches von der Reibungs-Ringfeder-Anordnung 20 bis zum Stillstand gebremst wird.For this purpose, the mutually facing end-side end surfaces of both nozzles overlap at 33 such that the nozzle 13 can engage in the return flow of the start pipe 12 in the nozzle assembly 30. The block length of the friction ring spring determines the maximum return path - braking distance s of the axial guide 25 of the outer guide sleeve - the launch tube 12 at the start of the missile, which is braked by the friction ring spring assembly 20 to a standstill.

Wie sich aus dem Vorstehenden ergibt wird über den Schockabsorber 17 das Zurücklaufen des, im Werfer gelagerten, axial gefesselten Startrohres 12 durch die Reibungs-Ringfeder-Anordnung 20 begrenzt. Durch entsprechende Bemessung der Reibungs-Ringfeder-Anordnung 20 kann eine vorteilhafte Kraft-Weg-Kennlinie des Schockabsorbers 17 unter Berücksichtigung der Wirkung der Lavaldüse 13 und der Lavaldüsen-Anordnung 30 abgestimmt werden. Hierbei wird auch durch die Reibungsdämpfung ein zeitverzögerter Rückhub erzielt.As can be seen from the above, the running back of the, in the launcher mounted, axially bound starting pipe 12 is limited by the friction ring spring assembly 20 via the shock absorber 17. By appropriate dimensioning of the friction ring spring arrangement 20, an advantageous force-displacement characteristic curve of the shock absorber 17 can be tuned taking into account the effect of the Laval nozzle 13 and the Laval nozzle arrangement 30. Here, a time-delayed return stroke is achieved by the friction damping.

Zwecks Ableitung des Abgasstrahles bei einstellbar ausgebildeten Startwinkel α des das Startrohr 12 umfassenden Startbehälters können in nicht näher dargestellter Weise die Startablenkflächen 31 der Lavaldüsen-Anordnung 30 ebenfalls synchron zum Startwinkel schwenkbar gelagert verbunden sein; vgl. Fig. 3.For the purpose of dissipation of the exhaust jet at adjustable starting angle α of the starting container 12 comprehensive start container, the Startablenkflächen 31 of the Laval nozzle arrangement 30 may also be connected pivotally mounted synchronously to the starting angle in a manner not shown; see. Fig. 3 ,

Die geöffneten Klappen sind also nicht nur "Strahlablenkflächen", sie bilden in Offenstellung d. h. bei Feuerbereitschaft bei jedem Elevationswinkel einen Teil der Lavaldüsenkontur aus und sind Erweiterungsteil entsprechend der Psi-Funktion, d. h. sie bilden einen "schwenkbaren Teil der Lavaldüse", der natürlich auch eine Strahlumlenkung realisiert. Im geschlossenen Zustand dagegen wird durch die selben Klappen ein ballistischer Schutz sowie ein Wetterschutz des Startrohres realisiert.The open flaps are not only "Strahlablenkflächen", they form in open position ie at fire readiness at each elevation angle part of the Laval nozzle contour and are extension part according to the Psi function, ie they form a "pivotal part of the Laval nozzle", which of course also a Beam deflection realized. In the closed state, on the other hand, ballistic protection and weather protection of the launch tube are realized by the same flaps.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

1010
Startrichtungstart direction
1212
Startrohrlaunch tube
1313
LavaldüseLaval
1414
Ausnehmungrecess
1515
Gasgenerator, Booster, StarttriebwerkGas generator, booster, start engine
1616
Aufnahme für GasgeneratorIntake for gas generator
1717
Schockabsorbershock absorber
1818
innere Führungshülse für Reibungs-Ringfeder-Anordnunginner guide sleeve for friction ring spring arrangement
1919
äußere Führungshülse für Reibungs-Ringfeder-Anordnungouter guide sleeve for friction ring spring arrangement
2020
Reibungs-Ringfeder-AnordnungFriction ring spring assembly
2121
Kappecap
2222
Öffnungopening
2323
Abstufung der inneren FührungshülseGradation of the inner guide sleeve
2424
Umfangsfläche der Kappe, welche der Axialführung zugeordnet istPeripheral surface of the cap, which is associated with the axial guide
2525
Axialführung der äußeren Führungshülse, welche der Umfangsfläche zugeordnet istAxial guide of the outer guide sleeve, which is associated with the peripheral surface
2626
Leitflächenbaffles
2727
Basisteilbase
2828
Gelenkejoints
2929
Schottwändebulkheads
3030
Lavaldüsen-AnordnungLaval nozzle arrangement
3131
StrahlablenkflächenStrahlablenkflächen
3232
seitlicher Teil der Düse - Anordnung -lateral part of the nozzle - arrangement -
ss
Bremsweg, zulässiger EintauchwegBraking distance, permissible immersion path
GG
Gestellframe
αα
Elevationswinkelelevation angle

Claims (10)

Werfer mit mindestens einem Startrohr (12) für raketengetriebene Flugkörper, die ihre Startbeschleunigung und einen Anfangsdrall mittels eines im Startrohr (12) befindlichen Gasgenerators (Booster) erhalten, mit einer am abgewandtem Ende des Startrohres (12) dem Austritt des Gasvolumenstromes des Gasgenerators dienenden Lavaldüse (13) gekennzeichnet durch einen dem Startrohr (12) zugeordneten, der Rückstoßkompensation des Startrohres (12) dienenden gestellfesten Schockabsorber (17) bestehend aus zwei koaxial zueinander angeordneten Führungshülsen (18, 19), von denen die eine (18) gestellfest und die zweite (19) relativ dazu verschieblich gelagert ist, zwischen denen zwecks Abstimmung der Kraft-Weg-Kennlinie des Schockabsorbers (17) und der Zeitverzögerung seines Rückhubes sich eine den Rücklaufweg und -zeit des Schockabsorbers (17) beim Startvorgang des Flugkörpers beeinflussende Reibungs-Ringfeder-Anordnung (20) befindet.Launchers with at least one launch tube (12) for rocket-propelled missiles, which receive their start acceleration and an initial spin by means of a gas generator (booster) located in the starting pipe (12), with a Laval nozzle serving the outlet of the gas volume flow of the gas generator at the opposite end of the starting pipe (12) (13) characterized by a the start pipe (12) associated, the recoil compensation of the starting pipe (12) serving frame-mounted shock absorber (17) consisting of two coaxially arranged guide sleeves (18, 19), of which one (18) fixed to the frame and the second (19) is mounted displaceably relative thereto, between which for the purpose of tuning the force-displacement characteristic of the shock absorber (17) and the time delay of its return stroke, the Rücklaufweg and time of the shock absorber (17) during the starting process of the missile influencing Reibungs-Ringfeder- Arrangement (20) is located. Werfer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Reibungs-Ringfeder-Anordnung (20) hülsenförmig ausgebildet und axial gestellfest (G) gehalten ist.A launcher according to claim 1, characterized in that the friction ring spring assembly (20) is sleeve-shaped and axially fixed to the frame (G) is held. Werfer nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass die zwischen startendem Flugkörper und Startrohr (12) auftretende Torsionsmomente ebenfalls über die Reibungs-Ringfeder-Anordnung (20) in das Gestell (G) des Werfers übertragbar sind.A launcher according to claims 1 and 2, characterized in that the torsion moments occurring between the launching missile and the launching tube (12) are also transferable via the friction ring spring arrangement (20) into the frame (G) of the launcher. Werfer nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die gestellfeste Halterung der Hülse (18) über Leitflächen (26) erfolgt, die über ein düsenkonturförmiges Teil (27) einer nachgeordneten Lavaldüsen-Anordnung (30) am Gestell (G) des Werfer abgestützt sind.A launcher according to claims 1 to 3, characterized in that the frame-fixed support of the sleeve (18) via guide surfaces (26) via a nozzle-shaped part (27) of a downstream Laval nozzle arrangement (30) on the frame (G) of the launcher are supported. Werfer nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Lavaldüsen-Anordnung (30) über die Leitflächen (26) mit dem verschieblich gelagerten Teil (Hülse 18) des Schockabsorbers (17) fest verbunden ist.A launcher according to claims 1 to 4, characterized in that the Laval nozzle arrangement (30) via the guide surfaces (26) with the displaceably mounted part (sleeve 18) of the shock absorber (17) is firmly connected. Werfer nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Lavaldüsen-Anordnung (30) über die Leitflächen (26) mit der gestellfesten Hülse (19) des Schockabsorbers (17) fest verbunden ist.A launcher according to claims 1 to 4, characterized in that the Laval nozzle arrangement (30) via the guide surfaces (26) with the frame-fixed sleeve (19) of the shock absorber (17) is firmly connected. Werfer nach den Ansprüchen 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass eine Relativbewegung zwischen beiden Führungshülsen (18, 19) ermöglichende Führungsfläche in Form einer ringschlitzförmigen Ausnehmung (Axialführung 25) in der einen Hülse (19) vorgesehen ist, die mit einer der Kappe (21) zugeordneten Führungsfläche (24) korrespondiert, und dass die Hülse (18) mittels einer Abstufung (23) in der Kappe (21) gestellfest gehalten ist.A launcher according to claims 1 to 6, characterized in that a relative movement between two guide sleeves (18, 19) enabling guide surface in the form of an annular slot-shaped recess (axial guide 25) in the one sleeve (19) is provided with one of the cap (21 ) associated guide surface (24), and that the sleeve (18) by means of a gradation (23) in the cap (21) is held fixed to the frame. Werfer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der dem Startrohr (12) zugewandten Stirnseite des Schockabsorbers (17) ein der Lastverteilung dienendes Zwischenstück (16) zugeordnet ist, das über eine Ausnehmung (14) in der Führungshülse (19) gehalten ist.A launcher according to claim 1, characterized in that the start pipe (12) facing the end face of the shock absorber (17) is associated with a load distribution intermediate piece (16) which is held in the guide sleeve (19) via a recess (14). Werfer nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Lavaldüse (13) am Ende des Startrohres (12) eine der einstellbaren Ablenkung des die Lavaldüse (13) verlassenden Gasstromes dienende, mit der Lavaldüse (13) korrespondierende weitere Lavaldüsen-Anordnung (30) nachgeordnet ist, die ein Basisteil (27), zwei Schottwände (29) und zwei zwischen diesen Schottwänden gelenkig gelagerte Strahlablenkflächen (27) umfasst, welche gleichzeitig den Abschluss der Strahlaustrittsöffnung des Stahlrohres (12) im Transportzustand des Werfers bilden.Launcher according to claim 1, characterized in that the Laval nozzle (13) at the end of the starting pipe (12) one of the adjustable deflection of the Laval nozzle (13) leaving the gas stream serving, with the Laval nozzle (13) corresponding further Laval nozzle arrangement (30) arranged downstream is, which comprises a base part (27), two bulkheads (29) and two between these bulkheads hinged beam deflecting surfaces (27), which simultaneously form the conclusion of the jet outlet opening of the steel tube (12) in the transport state of the launcher. Werfer nach Anspruche 9, dadurch gekennzeichnet, dass bei einstellbaren Startwinkeln α des Startrohres (12) zwecks Umlenkung des Abgasstrahles die Lavaldüsen-Anordnung (30) oder Teile davon synchron zum Startwinkel des Startrohres (12) schwenkbar gelagert sind.A launcher according to claim 9, characterized in that at adjustable starting angles α of the starting pipe (12) for the purpose of deflecting the exhaust jet, the Laval nozzle arrangement (30) or parts thereof are pivotally mounted synchronously with the starting angle of the starting pipe (12).
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