WO2009092938A2 - Opercule arrière déformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval - Google Patents

Opercule arrière déformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval Download PDF

Info

Publication number
WO2009092938A2
WO2009092938A2 PCT/FR2009/050020 FR2009050020W WO2009092938A2 WO 2009092938 A2 WO2009092938 A2 WO 2009092938A2 FR 2009050020 W FR2009050020 W FR 2009050020W WO 2009092938 A2 WO2009092938 A2 WO 2009092938A2
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
downstream
container
blades
upstream
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.)
Ceased
Application number
PCT/FR2009/050020
Other languages
English (en)
Other versions
WO2009092938A3 (fr
Inventor
Pierre Jacques Truyman
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.)
Naval Group SA
Original Assignee
DCNS SA
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 DCNS SA filed Critical DCNS SA
Priority to US12/735,379 priority Critical patent/US8418593B2/en
Priority to EP09704545.4A priority patent/EP2229573B1/fr
Priority to ES09704545.4T priority patent/ES2617208T3/es
Priority to CN2009801019981A priority patent/CN101918786B/zh
Publication of WO2009092938A2 publication Critical patent/WO2009092938A2/fr
Publication of WO2009092938A3 publication Critical patent/WO2009092938A3/fr
Priority to MA33001A priority patent/MA32051B1/fr
Priority to ZA2010/04820A priority patent/ZA201004820B/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • 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

Definitions

  • Deformable rear door for missile container having a downstream support frame
  • the present invention relates to a rear cover, also called downstream cap, equipping the bottom of a missile container. More particularly, the invention relates to a downstream cap of the deformable type.
  • a missile launcher is known adapted to be embarked on a vessel comprising a series of cells, each cell being intended to receive a munition consisting of a missile placed in a container.
  • the upper part of a cell opens at the deck of the ship and is closed, outside the launching phasing, by a door.
  • the lower part of a cell has a communication opening opening into a plenum chamber or plenum for receiving the gases emitted during the launch of a missile.
  • the plenum common to the various cells, is equipped with a gas extraction chimney.
  • a munition is formed by a missile placed inside a container.
  • the upper and lower parts of the container are sealed in a sealed manner, respectively by a lid provided with an upstream lid and by a bottom provided with a downstream lid.
  • the internal volume of the container is generally filled with an inert gas at overpressure relative to the atmosphere (typically 1.5 bar).
  • the lower part of the container is extended by an adapter designed to co-operate with the communication opening between a cell and the plenum.
  • the ammunition is inserted from above into a pitcher cell, the bottom of the container being then in fluid communication with the plenum by means of the adapter.
  • the missile When launching the missile, the door of the cell being previously open, the missile is fired.
  • the propellant gases then increase the pressure and the temperature significantly inside the container, which perforates the upstream lid of the container and opens the downstream cap.
  • the communication of the interior of the container with the plenum via the adapter allows the evacuation of the propulsion gases in the plenum, then their extraction via the chimney. After firing, the door of the cell is closed.
  • a deformable cover which opens at the launch of a missile and closes after.
  • This deformable seal comprises, superimposed axially along a principal axis of symmetry, which coincides with the axis of the container, a gate, upstream sealing membranes, a stack of resilient blades and tear-off membranes .
  • the resilient blades are preferably rectangular and are held on their periphery between upstream and downstream support frames.
  • Each elastic blade consists of several triangular petals made in a flexible and elastic thin metal plate. In their rest position, the petals are contiguous and thus obstruct the opening of the lid of the bottom of the container.
  • the edges of the petals separate from each other and create a passage connecting the interior of the container and the plenum via the adapter.
  • the pressure inside the container decreases.
  • the petals return elastically in their resting position, abutting against the gate, and close the orifice of the operculum.
  • the grid also forms an abutment having the advantage of preventing the petals from deforming towards the interior of the container, when the plenum is overpressurized due to the propulsion gases of a neighboring missile being launched.
  • the invention therefore aims to provide a deformable seal having a better seal after use.
  • the subject of the invention is a deformable type cover, intended to equip the bottom of a missile container and able to open under the thrust of the propulsion gases of a missile contained in the container and to closing after ejection of the missile, the lid comprising a grid and a stack of elastic blades sandwiched between at least one thermal protection membrane and a sealing membrane, upstream and downstream, and held between an upstream support frame and a frame downstream support.
  • the downstream support frame has an inner edge extended downstream so as to provide the cap with stop means defining a maximum deformation position of the elastic blades.
  • the lid comprises one or more of the following characteristics, taken separately or in any technically possible combination:
  • the inner edge of the downstream frame is profiled, the absolute value of the curvature at any point of the profile of said inner edge being less than a threshold curvature beyond which the material constituting the blades loses its mechanical properties of elasticity.
  • the profile of the inner edge of the downstream support frame comprises a convex upstream portion and a rectilinear or concave downstream portion adapted to conform the free end of the elastic blade.
  • At least the surface of the inner edge of the downstream support frame is in silicon.
  • the thickness of the elastic blades decreases from one blade to the other, from the upstream to the downstream of the stack, the thickness of a blade being chosen so that, in deformed position, this blade is subjected only to local stresses compatible with the field of elasticity of the material constituting the blade.
  • the thickness of a blade, at any point of this blade is less than a maximum thickness at this point, which is proportional to the radius of curvature of the blade at this point, when it is deformed.
  • the thickness of a blade is constant at any point on said blade and is equal to the smallest of the maximum thicknesses at each point of the blade.
  • each intermediate slip means is constituted by a sheet made of a thermal insulating material.
  • the material of said sheets is silicone or a mat, preferably a mat of glass fibers.
  • FIG. 1 is a schematic sectional representation of a container inserted into a standard cell
  • FIG. 1 is a top view of the bottom of the container of Figure 1;
  • FIG. 3 is a representation in axial section of the lid according to the invention equipping the bottom of a container
  • FIG. 4 is an enlarged schematic representation of a variant of the lid of Figure 3 having blades of varying thickness, in an open position (half left view) and in a closed position (half view of right) ;
  • FIG. 5 is an enlarged schematic representation of another variant of the lid of FIG. 3 comprising intermediate slip sheets from one petal to the other, in an open position (half left view) and in a closed position (half right view).
  • the vertical missile launcher 1 has several cells 2 arranged vertically in the hull 3 of a ship.
  • a cell 2 is a structure consisting of a wire mesh intended to receive a formed munition a container containing a missile.
  • the upper part of the cell 2 is located at the deck 4 of the ship and is closed by a door 5, mounted on the deck 4, which is open when fired and then closed again.
  • the lower part of the cell 2 has an opening 10 communicating with a plenum 11.
  • the plenum 11 is common to the various cells 2 of the launcher and allows the evacuation of the propulsion gases through a chimney 12, extending vertically between the two rows of cells 2.
  • the chimney 12 opens to the upper level of the launcher, that is to say here at the bridge 4.
  • a vertical missile launcher has cells capable of receiving a munition consisting of a container 15 in which is disposed a missile 16 of large diameter. In the inserted position in the cell 2, the axis A of the container 15 coincides with the axis of the cell.
  • the container 15 comprises a lateral wall 20, an upper end wall or cover 21 and a bottom end wall or bottom 22.
  • the cover 21 is provided with an upstream cover 23.
  • the base 22 is equipped with a downstream cover 56 which will be described in detail below.
  • the bottom 22 comprises an adapter 25 adapted to be inserted into the opening 10 of the plenum 11 during the loading of the munition so that the gases leaving the container 15 during the launch of the missile 16 are guided in the plenum 11 Referring to FIGS.
  • the improved deformable downstream membrane 56 comprises, superimposed along an axis of symmetry C, from the upstream (interior of the container) downstream (the outside of the container), held between an upstream support frame 61 and a downstream support frame 64, a gate 62; an upstream thermal protection membrane 70; an upstream sealing membrane 71 for example of aluminum; a stack of resilient blades 63; a downstream sealing membrane 73, for example made of aluminum; and, a downstream thermal protection membrane 72.
  • Each elastic blade 63 is free-form, but for practical reasons, it is preferably rectangular (see FIG. 2) and the stack of elastic blades is held by its peripheral edge between the upstream and downstream frames 61 and 64 rectangular.
  • Each elastic blade 63 consists of four petals of triangular shape 65. Each petal 65 corresponds substantially to a portion of the blade 63 divided along its two diagonals. The edges of two petals 65 facing each other provide a space 66 in the form of a cross whose total surface is much smaller than the surface of the orifice 81 of the operculum 56, so that when the petals 65 are adjacent, it can be considered that the operculum 56 closes the bottom of the container that team.
  • the various intermediate membranes 70, 71, 72 and 73 are in one piece. They may be provided with diagonal lines of lesser resistance corresponding to the subdivision of the blades 63 into petals 65. Thus, under the effect of the propulsion gases, these intermediate membranes 70 to 73 tear cleanly along the lines of least resistance.
  • the inner edge 80 of the downstream frame 64 is extended downstream and presented axially a profile adapted so as to constitute a stop for the petals.
  • the downstream frame 64 is of rectangular shape, in the radial plane transverse to the main axis C, and extends axially along the axis C over a height H greater than a transverse dimension D of a petal 65 , corresponding approximately to the half width of the orifice 81 of the lid 56.
  • the edge profile 80 has a convex upstream portion 90, followed by a concave downstream portion 91.
  • the downstream portion 91 could be rectilinear.
  • the upstream and downstream portions 90, 91 connect to each other tangentially.
  • the concavity of the upstream portion 90 is understood in that the center of curvature C90 of the edge profile 90 at any point P90 of this profile is located, in projection in a radial plane, outside the central orifice. 81.
  • the convexity of the downstream portion 91 means that the center of curvature C91 of the edge profile 91 at any point P91 of this profile lies, in projection in a radial plane, at Inside the central orifice 81.
  • the convexity of the upstream portion 90 is oriented towards the axis C of the cap 56 and the concavity of the downstream portion 91 is oriented towards the axis C of the cap 56.
  • edge 80 of the downstream frame 64 is made of a material such as silicone which is both a thermal insulator and has a mechanical strength for the support of the petals.
  • the lid 56 will now be described when it equips the bottom of the container 15 of FIG. 1, the axis C of the lid coinciding then with the axis A of the container 15.
  • the door 5 of the cell 2 is open.
  • the missile 16 is then fired.
  • the propellant gases then increase the pressure and the temperature significantly inside the container 15.
  • the upstream cap 54 is bored and the downstream cap 56 opens. which allows the departure of the missile and the evacuation of gases.
  • the opening of the downstream cap is effected by the action of the pressure applied to the upper or upstream surface of a blade 63 so that it deforms and deviates from its rest position, this deformation of the petals. accompanying tearing of the sealing membranes and thermal protection 70 to 73.
  • a petal 65 is deformed around an inner edge 80 of the downstream frame 64. Due to the tearing of the membranes 70-73 and the displacement of the various petals 65 of the 63 blades apart from each other, it creates a passage providing communication between the interior of the container 15 and the plenum 11 via an adapter 25. The latter serves to receive the gas passing through the bottom 22 of the container 15 to guide them through the inlet opening of the plenum 11.
  • the curvature at each point P of the edge profile 80 is determined in such a way that the area of the petal 65 bearing at this point P of the profile has a limited and controlled maximum deformation.
  • That the downstream portion 91 of the edge 80 is concave, or at least straight, has the following advantage. It is possible that the tip 96 of the triangular petal 65, which is placed near the combustion flame produced by the missile, is plasticized. However, in the maximum deformation position, the tip 96 is supported on the concave or rectilinear downstream portion 91 which then gives it a shape having a curvature oriented towards the axis C. Thus, the plasticized tip 96 is bent towards the gate 62 , so that it is applied against it when the petal returns to the rest position. This ensures that the space 66 between the petals 65 is minimal after use. Once the missile 16 is fired, the pressure inside the container 15 decreases.
  • the gate 62 forms a stop ensuring that the petals 65 easily find their position. rest position in which they are in a plane transverse to the axis C of the lid and for which the space 66 is the weakest.
  • the gate 62 also allows the petals 65 do not fold towards the inside of the tube 51, when the adapter 25 is overpressure due to the propulsion gases of a missile launched from a neighboring tube.
  • the cover 156 further comprises a stack of resilient blades 163a, 163b, 163c of thickness ea, eb, ec variable . More specifically, the elastic blades placed upstream of the stack have a thickness greater than those of the elastic blades placed downstream of the stack. In Figure 4, the thicknesses ea, eb and ec of the three blades 163a, 163b and 163c schematically shown decreasing progressively from upstream to downstream of the stack.
  • each blade 163a , 163b or 163c is chosen so that, when it is under stress, bearing against an inner edge 80 of the downstream support frame 64, its upstream face, facing the combustion flame, undergoes an elongation that remains compatible with the field of elasticity of the constituent metal of the blade.
  • the edge 80 of the downstream frame 64 has a rounded portion 90 having a center O of curvature.
  • the thickness e of the blade 63 at a point is chosen to be less than a maximum thickness em which is greater than the radius of curvature RM of the neutral fiber f at this point of the blade 63 deformed around this rounded portion is high.
  • the thickness of the blade is constant and is chosen as the smallest thickness em at any point of the blade. The person skilled in the art knows how to determine the appropriate thicknesses.
  • an improved deformable downstream cap 256 comprises in addition, a stack of elastic metal strips 263 of variable thickness separated from each other by interlayer sheets 267 made of a non-metallic material resistant to temperature, adapted to facilitate the sliding of the elastic strips one on the other.
  • interlayer sheets 267 made of a non-metallic material resistant to temperature, adapted to facilitate the sliding of the elastic strips one on the other.
  • This spacer sheet 267 is preferably of a heat insulating material such as silicone, or a mat, for example glass fiber.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Carbon And Carbon Compounds (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
  • Support Of The Bearing (AREA)
  • Closures For Containers (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

La présente invention concerne un opercule aval déformable amélioré (56; 156; 256), destiné à équiper le fond d'un conteneur (15) à missile (16) et comportant un empilement de lames élastiques (63), enserré entre au moins une membrane de protection thermique et une membrane d'étanchéité, amont et aval (70, 71, 72, 73), et maintenu entre un cadre de support amont (61 ) et un cadre de support aval (64), caractérisé en ce que le cadre de support aval comporte un bord intérieur (80) prolongé de manière à munir l'opercule de moyens de butée définissant une position de déformation maximale des lames élastiques.

Description

Opercule arrière déformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval
La présente invention concerne un opercule arrière, dit aussi opercule aval, équipant le fond d'un conteneur de missile. Plus particulièrement, l'invention concerne un opercule aval du type déformable.
On connaît un lanceur de missiles adapté pour être embarqué sur un navire comportant une série d'alvéoles, chaque alvéole étant destinée à recevoir une munition constituée d'un missile placé dans un conteneur. La partie supérieure d'une alvéole débouche au niveau du pont du navire et est fermée, hors des pha- ses de lancement, par une porte. La partie inférieure d'une alvéole comporte une ouverture de communication débouchant dans une chambre de tranquillisation ou plénum destiné à recevoir les gaz émis lors du lancement d'un missile. Le plénum, commun aux différentes alvéoles, est équipé d'une cheminée d'extraction des gaz.
Une munition est formée par un missile placé à l'intérieur d'un conteneur. Les parties supérieure et inférieure du conteneur sont obturées de manière étan- che, respectivement par un couvercle muni d'un opercule amont et par un fond muni d'un opercule aval. Le volume intérieur du conteneur est en général rempli d'un gaz inerte en surpression par rapport à l'atmosphère (typiquement 1 ,5 bars). La partie inférieure du conteneur est prolongée par un adaptateur destiné à coo- pérer avec l'ouverture de communication entre une alvéole et le plénum. La munition est insérée par le haut dans une alvéole du lanceur, le fond du conteneur étant alors mis en communication fluidique avec le plénum au moyen de l'adaptateur.
Lors du lancement du missile, la porte de l'alvéole étant préalablement ou- verte, le missile est mis à feu. Les gaz de propulsion font alors augmenter la pression et la température de manière importante à l'intérieur du conteneur, ce qui perfore l'opercule amont du conteneur et ouvre l'opercule aval. La mise en communication de l'intérieur du conteneur avec le plénum via l'adaptateur permet l'évacuation des gaz de propulsion dans le plénum, puis leur extraction via la cheminée. Après le tir, la porte de l'alvéole est refermée.
Lorsque l'opercule aval s'ouvre, les gaz de propulsion qui sont chauds et pour lesquels la vitesse du son est de l'ordre de 1000 m/s, rencontrent des gaz présents dans le plénum qui sont froids et pour lesquels la vitesse du son est de l'ordre de 300 m/s. Il en résulte un régime d'ondes de choc, avec en particulier des variations de pressions importantes à l'interface entre les masses de gaz chaud et froid. Ce phénomène dure entre 100 et 150 ms, le temps que les gaz froids se propagent hors du plénum par la cheminée d'extraction, et se traduit par une forte augmentation de la température et de la pression dans le plénum, lors de la mise à feu d'un missile.
Lorsqu'un missile a été tiré et que le conteneur qui le contenait est vide, le tir d'un missile contenu dans un conteneur voisin engendre une production de gaz à haute pression et haute température qui pourrait pénétrer depuis le plénum dans le conteneur vide et, de ce fait, détériorer la porte de l'alvéole correspondante. Afin d'éviter qu'il en soit ainsi, il est nécessaire que l'opercule aval du conteneur vide se referme pour empêcher l'onde de choc et les gaz de propulsion présents dans le plénum de pénétrer à l'intérieur de ce conteneur vide.
Pour cela, on a proposé, notamment dans FR 2 620 808, un opercule dé- formable qui s'ouvre au moment du lancement d'un missile et se referme après. Cet opercule déformable comporte, superposés axialement le long d'un axe principal de symétrie, qui coïncide avec l'axe du conteneur, une grille, des membranes d'étanchéité amont déchirables, un empilement de lames élastiques et des membranes d'étanchéité aval déchirables. Les lames élastiques sont de préférence rectangulaires et sont maintenues sur leur périphérie entre des cadres de support amont et aval. Chaque lame élastique se compose de plusieurs pétales triangulaires réalisés dans une plaque métallique fine souple et élastique. Dans leur position de repos, les pétales sont jointifs et ainsi obstruent l'orifice de l'opercule du fond du conteneur. Lorsque les gaz de propulsion sont éjectés du missile, une surpression déchire les membranes d'étanchéité et déforme les pétales par flexion autour d'un bord intérieur arrondi du cadre de support inférieur. Les bords des pétales s'écartent les uns des autres et créent un passage mettant en communication l'intérieur du conteneur et le plénum via l'adaptateur. Une fois le missile tiré, la pression à l'intérieur du conteneur diminue. Les pétales reviennent élastiquement dans leur position de repos, en butée contre la grille, et referment l'orifice de l'opercule. La grille forme également une butée ayant l'avantage d'empêcher les pétales de se déformer vers l'intérieur du conteneur, lorsque le plénum est en surpression du fait des gaz de propulsion d'un missile voisin en cours de lancement.
Ces opercules déformables à lames élastiques adaptés à la fermeture de conteneur destinés à recevoir un missile, présentent l'inconvénient de se refermer imparfaitement après utilisation.
L'invention a donc pour but de proposer un opercule déformable présentant une meilleure obturation après utilisation.
A cet effet, l'invention a pour objet un opercule du type déformable, destiné à équiper le fond d'un conteneur de missile et apte à s'ouvrir sous la poussée des gaz de propulsion d'un missile contenu dans le conteneur et à se refermer après éjection du missile, l'opercule comprenant une grille et un empilement de lames élastiques enserré entre au moins une membrane de protection thermique et une membrane d'étanchéité, amont et aval, et maintenu entre un cadre de support amont et un cadre de support aval. Selon l'invention le cadre de support aval comporte un bord intérieur prolongé vers l'aval de manière à munir l'opercule de moyens de butée définissant une position de déformation maximale des lames élastiques.
Suivant des modes particuliers de l'invention, l'opercule comporte une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prise(s) isolément ou suivant toutes les combinaisons techniquement possibles :
- le bord intérieur du cadre aval est profilé, la valeur absolue de la courbure en tout point du profil dudit bord interne étant inférieure à une courbure seuil au- delà de laquelle le matériau constitutif des lames perd ses propriétés mécaniques d'élasticité.
- le profil du bord intérieur du cadre de support aval comporte une portion amont convexe et une portion aval rectiligne ou concave apte à conformer l'extrémité libre de la lame élastique.
- au moins la surface du bord intérieur du cadre de support aval est en sili- cône.
- l'épaisseur des lames élastiques diminue d'une lame à l'autre, depuis l'amont vers l'aval de l'empilement, l'épaisseur d'une lame étant choisie pour que, en position déformée, cette lame ne soit soumise qu'à des contraintes locales compatibles avec le domaine d'élasticité du matériau constitutif de la lame.
- l'épaisseur d'une lame, en un point quelconque de cette lame, est inférieure à une épaisseur maximale en ce point, qui est proportionnelle au rayon de courbure de la lame en ce point, quand elle est déformée.
- l'épaisseur d'une lame est constante en tout point de ladite lame et est égale à la plus petite des épaisseurs maximales en chaque point de la lame.
- l'opercule comporte au moins un moyen intercalaire de glissement disposé entre deux lames élastiques successives. - chaque moyen intercalaire de glissement est constitué par une feuille en un matériau isolant thermique.
- le matériau desdites feuilles est du silicone ou un mat, de préférence un mat de fibres de verre.
L'invention et ses avantages seront mieux compris à la lecture de la des- cription qui va suivre, donnée uniquement à titre d'exemple, et faite en se référant aux dessins annexés, sur lesquels :
- la Figure 1 est une représentation schématique en coupe d'un conteneur inséré dans une alvéole standard ;
- la Figure 2 est une représentation en vue de dessus du fond du conteneur de la figure 1 ;
- la Figure 3 est une représentation en coupe axiale de l'opercule selon l'invention équipant le fond d'un conteneur ;
- la Figure 4 est une représentation schématique agrandie d'une variante de l'opercule de la Figure 3 comportant des lames d'épaisseur variable, dans une position d'ouverture (demie vue de gauche) et dans une position de fermeture (demie vue de droite) ; et
- la Figure 5 est une représentation schématique agrandie d'une autre variante de l'opercule de la Figure 3 comportant des feuilles intercalaires de glissement d'un pétale sur l'autre, dans une position d'ouverture (demie vue de gauche) et dans une position de fermeture (demie vue de droite).
Sur la figure 1 , le lanceur vertical de missiles 1 comporte plusieurs alvéoles 2 disposées verticalement dans la coque 3 d'un navire. Une alvéole 2 est une structure constituée d'un treillis métallique destiné à recevoir une munition formée d'un conteneur contenant un missile. La partie supérieure de l'alvéole 2 se situe au niveau du pont 4 du navire et est fermée par une porte 5, montée sur le pont 4, qui est ouverte lors du tir et refermée ensuite. La partie inférieure de l'alvéole 2 comporte une ouverture 10 de communication avec un plénum 11. Le plénum 11 est commun aux différentes alvéoles 2 du lanceur et permet l'évacuation des gaz de propulsion par une cheminée 12, s'étendant verticalement entre les deux rangées d'alvéoles 2. La cheminée 12 débouche au niveau supérieur du lanceur, c'est-à-dire ici au niveau du pont 4.
Un lanceur vertical de missiles comporte des alvéoles aptes à recevoir une munition constituée d'un conteneur 15 dans lequel est disposé un missile 16 de gros diamètre. En position insérée dans l'alvéole 2, l'axe A du conteneur 15 coïncide avec l'axe de l'alvéole.
Sur la Figure 1 , le conteneur 15 comporte une paroi latérale 20, une paroi d'extrémité supérieure ou couvercle 21 et une paroi d'extrémité inférieure ou fond 22. Le couvercle 21 est muni d'un opercule amont 23. Le fond 22 est muni d'un opercule aval 56 qui sera décrit en détail ci-après. Du côté extérieur, le fond 22 comporte un adaptateur 25 apte à être inséré dans l'ouverture 10 du plénum 11 lors du chargement de la munition de sorte que les gaz quittant le conteneur 15 lors du lancement du missile 16 soient guidés dans le plénum 11. En se référant aux figures 2 et 3, l'opercule aval déformable amélioré 56 selon l'invention comporte, superposés le long d'un axe de symétrie C, de l'amont (l'intérieur du conteneur) vers l'aval (l'extérieur du conteneur), maintenus entre un cadre de support amont 61 et un cadre de support aval 64, une grille 62 ; une membrane amont de protection thermique 70 ; une membrane d'étanchéité amont 71 par exemple en aluminium ; un empilement de lames élastiques 63 ; une membrane d'étanchéité aval 73 par exemple en aluminium ; et, une membrane aval de protection thermique 72.
Chaque lame élastique 63 est de forme libre, mais pour des raisons pratiques de réalisation, elle est de préférence rectangulaire (cf. Figure 2) et l'empilement de lames élastiques est maintenu par son bord périphérique entre les cadres amont et aval 61 et 64 rectangulaires. Chaque lame élastique 63 se compose de quatre pétales de forme triangulaire 65. Chaque pétale 65 correspond sensiblement à une portion de la lame 63 divisée selon ses deux diagonales. Les bords de deux pétales 65 en regard l'un de l'autre ménagent un espace 66 en forme de croix dont la surface totale est très inférieure à la surface de l'orifice 81 de l'opercule 56, de sorte que lorsque les pétales 65 sont adjacents, on peut considérer que l'opercule 56 obture le fond du conteneur qu'il équipe. Avant l'ouverture de l'opercule 56, les différentes membranes intermédiaires 70, 71 , 72 et 73 sont d'une seule pièce. Elles peuvent être munies de lignes diagonales de moindre résistance correspondant à la subdivision des lames 63 en pétales 65. Ainsi, sous l'effet des gaz de propulsion, ces membranes intermédiaires 70 à 73 se déchirent proprement le long des lignes de moindre résistance. Selon l'invention, le bord intérieur 80 du cadre aval 64 est prolongé vers l'aval et présenté axialement un profil adapté de manière à constituer une butée pour les pétales.
Le cadre aval 64 est de forme rectangulaire, dans le plan radial transversal à l'axe principal C, et s'étend axialement le long de l'axe C sur une hauteur H su- périeure à une dimension D transversale d'un pétale 65, correspondant environ à la demi largeur de l'orifice 81 de l'opercule 56.
L'écoulement des gaz de propulsion orientant l'axe C, le profil du bord 80 comporte une portion amont 90 convexe, suivie par une portion aval 91 concave. En variante, la portion aval 91 pourrait être rectiligne. Les portions amont et aval 90, 91 se connectent l'une à l'autre de manière tangente.
La concavité de la portion amont 90 s'entend en ce que le centre de courbure C90 du profil du bord 90 en un point quelconque P90 de ce profil se situe, en projection dans un plan radial, à l'extérieur de l'orifice central 81. De manière similaire, la convexité de la portion aval 91 s'entend en ce que le centre de courbure C91 du profil du bord 91 en un point quelconque P91 de ce profil se situe, en projection dans un plan radial, à l'intérieur de l'orifice central 81. Ainsi, la convexité de la partie amont 90 est orientée vers l'axe C de l'opercule 56 et la concavité de la partie aval 91 est orientée vers l'axe C de l'opercule 56.
Avantageusement le bord 80 du cadre aval 64 est constitué d'un matériau tel que du silicone qui est à la fois un isolant thermique et présente une résistance mécanique pour l'appui des pétales.
Le fonctionnement de l'opercule 56 va maintenant être décrit lorsqu'il équipe le fond du conteneur 15 de la Figure 1 , l'axe C de l'opercule coïncidant alors avec l'axe A du conteneur 15. Lors du lancement du missile 16, la porte 5 de l'alvéole 2 est ouverte. Le missile 16 est ensuite mis à feu. Les gaz de propulsion font alors augmenter la pression et la température de manière importante à l'intérieur du conteneur 15. Sous l'effet de la pression, l'opercule amont 54 est per- foré et l'opercule aval 56 s'ouvre ce qui permet le départ du missile et l'évacuation des gaz. L'ouverture de l'opercule aval se fait par action de la pression appliquée sur la surface supérieure ou amont d'une lame 63 de sorte qu'elle se déforme et s'écarte de sa position de repos, cette déformation des pétales s'accompagnant du déchirement des membranes d'étanchéité et de protection thermique 70 à 73. Un pétale 65 se déforme autour d'un bord intérieur 80 du cadre aval 64. Du fait du déchirement des membranes 70-73 et du déplacement des différents pétales 65 des lames 63 les uns à l'écart des autres, il se crée un passage assurant une communication entre l'intérieur du conteneur 15 et le plénum 11 via un adaptateur 25. Ce dernier sert à recevoir les gaz passant à travers le fond 22 du conteneur 15 pour les guider a travers l'ouverture 10 d'entrée du plénum 11.
La courbure en chaque point P du profil du bord 80 est déterminée de manière à ce que la zone du pétale 65 venant en appui en ce point P du profil ait une déformation maximale limitée et contrôlée. En formant le profil du bord 80 de sorte que la valeur absolue de la courbure reste inférieure à une valeur seuil, on assure que la déformation locale du matériau constitutif des pétales 65 reste inférieure à une déformation seuil au-delà de laquelle le matériau acquiert une déformation permanente. On garantit ainsi que chaque pétale 65 conserve son élasticité et revienne effectivement dans sa position de repos.
Le fait que la partie aval 91 du bord 80 est concave, ou tout au moins recti- ligne, présente l'avantage suivant. Il est possible que la pointe 96 du pétale 65 triangulaire, qui est placée à proximité de la flamme de combustion produite par le missile, soit plastifiée. Or, dans la position de déformation maximale, la pointe 96 est appuyée sur la partie aval 91 concave ou rectiligne qui lui confère alors une forme ayant une courbure orientée vers l'axe C. Ainsi, la pointe 96 plastifiée est courbée vers la grille 62, de telle sorte qu'elle est appliquée contre celle-ci lorsque le pétale retourne vers la position de repos. On assure ainsi que l'espace 66 entre les pétales 65 est minimal après utilisation. Une fois le missile 16 tiré, la pression à l'intérieur du conteneur 15 diminue. Puisque les pétales 65 ont conservé leurs propriétés mécaniques d'élasticité du fait de la présence du cadre 80 prolongé, ils reviennent effectivement en position de repos, refermant l'opercule 56. La grille 62 forme une butée assurant que les pétales 65 retrouvent facilement leur position de repos dans laquelle ils sont dans un plan transversal à l'axe C de l'opercule et pour laquelle l'espace 66 est le plus faible. La grille 62 permet également que les pétales 65 ne se replient pas vers l'intérieur du tube 51 , lorsque l'adaptateur 25 est en surpression en raison des gaz de propulsion d'un missile lancé depuis un tube voisin. En se référant à la Figure 4 qui est une représentation schématique agrandie pour plus de clarté, selon une variante de réalisation, l'opercule 156 comporte en outre un empilement de lames élastiques 163a, 163b, 163c d'épaisseur ea, eb, ec variable. Plus précisément, les lames élastiques placées en amont de l'empilement ont une épaisseur supérieure à celles des lames élastiques placées en aval de l'empilement. Sur la Figure 4, les épaisseurs ea, eb et ec des trois lames 163a, 163b et 163c représentées schématiquement diminuent progressivement depuis l'amont vers l'aval de l'empilement. L'épaisseur de chaque lame 163a, 163b ou 163c est choisie pour que, lorsque celle-ci est sous contrainte, en appui contre un bord intérieur 80 du cadre de support aval 64, sa face amont, tournée vers la flamme de combustion, subisse une élongation qui reste compatible avec le domaine d'élasticité du métal constitutif de la lame.
Plus précisément, le bord 80 du cadre aval 64 présente une portion arrondie 90 ayant un centre O de courbure. L'épaisseur e de la lame 63 en un point est choisie pour être inférieure à une épaisseur maximale em qui est d'autant plus élevée que le rayon de courbure RM de la fibre neutre f en ce point de la lame 63 déformée autour de cette portion arrondie est élevé. De préférence, l'épaisseur de la lame est constante et est choisie comme la plus petite des épaisseurs em en tout point de la lame. L'homme du métier sait déterminer les épaisseurs adaptées.
En conférant aux lames élastiques des épaisseurs variant de l'amont vers l'aval le long de l'axe de l'opercule, on évite l'apparition locale d'une élongation sous contrainte qui ferrait perdre au matériau de la lame son élasticité.
Dans une autre variante de réalisation représentée sur la Figure 5 schématiquement pour plus de clarté, un opercule aval déformable amélioré 256 comporte en outre un empilement de lames élastiques 263 métalliques d'épaisseur variable séparées les unes des autres par des feuilles intercalaires 267 en matériau non métallique résistant à la température, adapté pour faciliter le glissement des lames élastiques l'une sur l'autre. En munissant l'opercule 256 de moyens intercalaire de glissement 267 on empêche la formation de soudures entre deux lames successives 263 et on améliore le glissement de ces lames l'une sur l'autre. Ainsi, le mouvement de refermeture de l'opercule 256 est facilité.
De manière subsidiaire, en intercalant une feuille 267 d'un matériau non métallique à l'interface entre deux lames métalliques adjacentes 263, la conduction de la chaleur d'une lame à l'autre est limitée. Ainsi, même si la température des gaz de propulsion entraîne une plastification d'une lame amont, la chaleur de cette lame ne se transmet que partiellement à la lame aval suivante qui, par conséquent, s'échauffe moins et conserve mieux son élasticité. Il en résulte que les lames aval de l'empilement conservent bien leurs propriétés élastiques après ouverture de l'opercule 256 et participent à la refermeture de celui-ci en poussant les lames amont, éventuellement plastifiées, vers la grille 62. L'obturation de l'opercule 256 est ainsi améliorée.
Cette feuille intercalaire 267 est de préférence en un matériau isolant ther- mique tel que du silicone, ou un mat, par exemple de fibres de verre.
Les variantes de réalisation qui viennent d'être décrites, améliorent chacune les conditions de retour élastique des lames élastiques pour assurer la refermeture de l'opercule. L'homme du métier comprendra que ces différents moyens sont complémentaires et peuvent être combinés en tant que de besoin. On remarquera qu'il suffit que l'opercule se referme jusqu'à une obturation partielle suffisante. En effet, au-delà de cette obturation seuil, la perte de charge de l'onde de choc à la traversée de l'opercule entrouvert est telle qu'elle génère une force sur les lames suffisante pour plaquer celles-ci contre la grille et fermer ainsi complètement l'opercule.

Claims

REVENDICATIONS
1.- Opercule du type déformable (56 ; 156 ; 256), destiné à équiper le fond d'un conteneur (15) de missile (16) et apte à s'ouvrir sous la poussée des gaz de propulsion d'un missile contenu dans le conteneur et à se refermer après éjection du missile, l'opercule comprenant une grille (62) et un empilement de lames élastiques (63 ; 163 ; 263), enserré entre au moins une membrane de protection thermique et une membrane d'étanchéité, amont et aval (70, 71 , 72, 73), et maintenu entre un cadre de support amont (61 ) et un cadre de support aval (64), caractérisé en ce que le cadre de support aval comporte un bord intérieur (80) prolongé vers l'aval et profilé de manière à ce qu'il comporte une portion amont convexe (90) et une portion aval rectiligne ou concave (91 ) apte à conformer l'extrémité libre (96) de la lame élastique (63), de manière à munir l'opercule de moyens de butée définissant une position de déformation maximale des lames élastiques garantissant que le matériau constitutif des lames (63 ; 163 ; 263) conserve ses propriétés mécaniques d'élasticité.
2.- Opercule selon la revendication 1 , caractérisé en ce que la valeur absolue de la courbure en tout point du profil dudit bord intérieur est inférieure à une courbure seuil au-delà de laquelle le matériau constitutif des lames (63 ; 163 ; 263) perd ses propriétés mécaniques d'élasticité.
3.- Opercule selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce qu'au moins la surface du bord intérieur (80) du cadre de support aval (64) est en silicone.
4.- Opercule (156) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'épaisseur (ea, eb, ec) des lames élastiques (163a, 163b, 163c) diminue d'une lame à l'autre, depuis l'amont vers l'aval de l'empilement, l'épaisseur d'une lame étant choisie pour que, en position déformée, cette lame ne soit soumise qu'à des contraintes locales compatibles avec le domaine d'élasticité du matériau constitutif de la lame.
5.- Opercule (156) selon la revendication 4, caractérisé en ce que l'épaisseur (ea, eb, ec) d'une lame (163a, 163b, 163c), en un point quelconque de cette lame, est inférieure à une épaisseur maximale en ce point, qui est proportionnelle au rayon de courbure de la lame en ce point quand elle est déformée.
6.- Opercule (156) selon la revendication 5, caractérisé en ce que l'épaisseur (ea, eb, ec) d'une lame est constante en tout point de ladite lame (163a, 163b, 163c) et est égale à la plus petite des épaisseurs maximales (em) en chaque point de ladite lame.
7.- Opercule (256) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte au moins un moyen intercalaire de glissement (267), disposé entre deux lames élastiques (263) successives.
8.- Opercule (256) selon la revendication 7, caractérisé en ce que chaque moyen intercalaire de glissement est constitué par une feuille (267) en un maté- riau isolant thermique.
9.- Opercule (256) selon la revendication 8, caractérisé en ce que le matériau desdites feuilles (267) est du silicone ou un mat, de préférence un mat de fibres de verre.
PCT/FR2009/050020 2008-01-11 2009-01-08 Opercule arrière déformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval Ceased WO2009092938A2 (fr)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/735,379 US8418593B2 (en) 2008-01-11 2009-01-08 Deformable rear disc for missile container, including a downstream bearing frame
EP09704545.4A EP2229573B1 (fr) 2008-01-11 2009-01-08 Système de fond d'un conteneur de missile
ES09704545.4T ES2617208T3 (es) 2008-01-11 2009-01-08 Sistema de fondo de un contenedor de misil
CN2009801019981A CN101918786B (zh) 2008-01-11 2009-01-08 包括下游承载框架的用于导弹容器的可变形后部盘
MA33001A MA32051B1 (fr) 2008-01-11 2010-07-08 Opercule arriere deformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval
ZA2010/04820A ZA201004820B (en) 2008-01-11 2010-07-08 Deformable rear disc for missible container, including a downstream bearing frame

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0850162A FR2926360B1 (fr) 2008-01-11 2008-01-11 Opercule arriere deformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval
FR0850162 2008-01-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
WO2009092938A2 true WO2009092938A2 (fr) 2009-07-30
WO2009092938A3 WO2009092938A3 (fr) 2009-12-17

Family

ID=39745427

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/FR2009/050020 Ceased WO2009092938A2 (fr) 2008-01-11 2009-01-08 Opercule arrière déformable pour conteneur de missile, comportant un cadre de support aval

Country Status (11)

Country Link
US (1) US8418593B2 (fr)
EP (1) EP2229573B1 (fr)
KR (1) KR101567998B1 (fr)
CN (1) CN101918786B (fr)
ES (1) ES2617208T3 (fr)
FR (1) FR2926360B1 (fr)
MA (1) MA32051B1 (fr)
PL (1) PL2229573T3 (fr)
UA (1) UA98686C2 (fr)
WO (1) WO2009092938A2 (fr)
ZA (1) ZA201004820B (fr)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8300757B2 (en) * 2008-08-08 2012-10-30 Motorola Mobility Llc Methods for detection of failure and recovery in a radio link
US8584569B1 (en) * 2011-12-06 2013-11-19 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Plume exhaust management for VLS
FR3039889B1 (fr) 2015-08-05 2017-07-28 Mbda France Opercule flexible pour conteneur de missile
WO2017032783A1 (fr) 2015-08-24 2017-03-02 Handi-Move Pince améliorée et aides au levage de patient faisant appel à la pince
FR3053455B1 (fr) * 2016-07-01 2019-04-19 Mbda France Opercule flexible pour conteneur de missile
CN112985174B (zh) * 2021-02-10 2023-01-10 上海材料研究所 一种对激波反射具有整流效果的柱面正交型密封后端盖

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4324167A (en) * 1980-04-14 1982-04-13 General Dynamics, Pomona Division Flexible area launch tube rear cover
US4498368A (en) * 1983-10-06 1985-02-12 The United States Of America As Representedby The Secretary Of The Navy Frangible fly through diaphragm for missile launch canister
US4686884A (en) * 1985-12-27 1987-08-18 General Dynamics, Pomona Division Gas management deflector
US4683798A (en) * 1985-12-27 1987-08-04 General Dynamics, Pomona Division Gas management transition device
FR2620808B1 (fr) 1987-09-17 1990-01-12 France Etat Armement Opercule arriere pour conteneur de missile
US5194688A (en) * 1992-01-31 1993-03-16 Hughes Missile Systems Company Apparatus for limiting recirculation of rocket exhaust gases during missile launch
JP2001124494A (ja) * 1999-10-25 2001-05-11 Mitsubishi Electric Corp 飛しょう体の発射装置
JP4338004B2 (ja) * 2000-03-16 2009-09-30 株式会社Ｉｈｉエアロスペース ロケットモータのノズルカバー
JP3448648B2 (ja) * 2000-11-27 2003-09-22 防衛庁技術研究本部長 飛しょう体発射筒装置
JP2004077038A (ja) * 2002-08-20 2004-03-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 飛しょう体用キャニスタの後蓋
US7984675B2 (en) * 2006-02-21 2011-07-26 Metal Storm Limited Propellant sealing system for stackable projectiles

Also Published As

Publication number Publication date
EP2229573B1 (fr) 2016-12-07
US8418593B2 (en) 2013-04-16
FR2926360B1 (fr) 2012-10-19
KR101567998B1 (ko) 2015-11-10
EP2229573A2 (fr) 2010-09-22
KR20100122899A (ko) 2010-11-23
UA98686C2 (ru) 2012-06-11
PL2229573T3 (pl) 2017-05-31
MA32051B1 (fr) 2011-02-01
WO2009092938A3 (fr) 2009-12-17
US20110011251A1 (en) 2011-01-20
CN101918786B (zh) 2013-04-24
FR2926360A1 (fr) 2009-07-17
ES2617208T3 (es) 2017-06-15
ZA201004820B (en) 2011-03-30
CN101918786A (zh) 2010-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2229573B1 (fr) Système de fond d'un conteneur de missile
EP2078918B1 (fr) Conteneur de missile multiple et lanceur polyvalent
EP2391542B1 (fr) Nacelle d'aeronef comprenant un systeme de traitement acoustique optimise
EP0960305B1 (fr) Reservoir pour fluide sous pression, notamment pour gaz liquefie
CA2742748A1 (fr) Trappe de surpression destinee a etre montee sur une paroi d'une nacelle pour turboreacteur
EP2673444A1 (fr) Espaceur, connecteur et vitrage isolant
EP2297545B1 (fr) Munition non letale
EP3128281B1 (fr) Opercule flexible pour conteneur de missile
EP3264021B1 (fr) Opercule flexible pour conteneur de missile
EP2078919B1 (fr) Opercule arrière déformable à lames élastiques pour conteneur de missile
EP0687884B1 (fr) Manchon anti-arcure
FR2855557A1 (fr) Volet de tuyere a duree de vie augmentee pour turbomoteurs d'avion.
EP2078920B1 (fr) Opercule aval déformable pour conteneur de missile
EP2167403B1 (fr) Conditionnement imperméable pour l'infusion d'une matière à infuser et procédé de preparation de boissons
EP0308344B1 (fr) Opercule arrière pour conteneur de missile
FR3087531A1 (fr) Dispositif d'obturation pour cartouche de tir
BE1018618A4 (fr) Barriere-feu.
FR2584456A1 (fr) Dispositif de fermeture temporaire d'un orifice interne d'un propulseur
FR2940599A1 (fr) Autocuiseur avec bilame de purge encapsule
FR2759353A1 (fr) Container de securite anti-deflagration
FR2759354A1 (fr) Container de securite anti-deflagration
FR2730558A1 (fr) Charge a generateur d'eclats ameliore
EP3636907A1 (fr) Fond intermediaire pour enceinte sous pression
FR2953813A1 (fr) Sac pour la conservation d'aliment
FR2672964A1 (fr) Dispositif de fermeture a rupture d'un volume comportant un fluide a tres haute pression.

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200980101998.1

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09704545

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A2

REEP Request for entry into the european phase

Ref document number: 2009704545

Country of ref document: EP

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009704545

Country of ref document: EP

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 20107015280

Country of ref document: KR

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 5011/DELNP/2010

Country of ref document: IN

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: A201008714

Country of ref document: UA

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12735379

Country of ref document: US