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Etre
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Est-a
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Physical
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Publication
_________________________________________________________________
Number FR2511766A1
Family ID 1867757
Probable Assignee Ver Flugtechnische Werke
Publication Year 1983
Title
_________________________________________________________________
FR Title MISSILE LANCE A PARTIR D'UN COMPARTIMENT DE TRANSPORT
Abstract
_________________________________________________________________
An unmanned aircraft vehicle to be launched from a container is
provided with a rocket engine for launching and a propeller drive for
cruising; the wings can be folded to the body of the vehicle and will
be deployed as the vehicle leaves the launching container. The
propeller is freely rotatable, even if the vehicle is still in the
launching container. The rocket engine is releasably connected to at
least one point on the propeller drive and in symmetrical relation to
maintain the propeller drive coaxial to the propeller shaft, and to
react rocket thrust directly into the propeller drive.
A.MISSILE LANCE A PARTIR D'UN COMPARTIMENT DE STOCKAGE ET DE
TRANSPORT, COMPORTANT UN PROPULSEUR A FUSEE POUR LA PHASE DE LANCEMENT
ET UN PROPULSEUR A HELICE POUR LE VOL DE CROISIERE.
B.CARACTERISE EN CE QUE LA FIXATION 11 DU PROPULSEUR A FUSEE 8
S'APPUIE EN AU MOINS UN POINT SUR LE PROPULSEUR A HELICE 7, LE
PROPULSEUR A FUSEE 8 ETANT FIXE COAXIALEMENT A L'ARBRE D'HELICE DU
PROPULSEUR A HELICE 7.
C.L'INVENTION CONCERNE LES MISSILES.
Description
_________________________________________________________________
L'invention a pour objet un missile lance a partir d'un compartiment
de
stockage et de transport, comportant un propulseur a fusee pour la
phase de lancement et un propulseur a helice pour le vol de croisiere,
des ailes mobiles ne se depliant qu'apres que le missile ait quitte le
compartiment de transport, au moins deux elements de guidage disposes
avec un decalage entre eux en direction peripherique et cooperant avec
des rails de guidage correspondants du compartiment de transport, le
depliage des ailes ayant lieu avec des composante de mouvement en
direction arriere et/ou en direction laterale, l'helice disposee
al'arriere du missile pour la propulsion a helice etant dimensionnee
pour tourner librement a l'interieur du compartiment de transport, le
propulseur a fusee etant fixe
de facon automatiquement detachable.
De tels engins volants, designes sous le nom de
missiles sont utilises entre autres, pour combattre des instal-
lations anti-aeriennes de l'ennemi ainsi que, notamment, des
installations radar Dans le domaine de l'objectif, ils effec-
tuent d'abord, le cas echeant, pendant un certain temps, un
vol de recherche ou d'attente avant d'attaquer l'objectif.
La source de propulsion est constituee par un propulseur a helice
aussi bien pendant le vol de croisiere que pendant la
phase de recherche, tandis que le lancement a partir du compar-
timent de stockage et de transport est effectue a l'aide d'une fusee
de lancement Dans ce but, le propulseur a fusee est assemble avec le
missile au moyen d'une fixation distincte qui transmet la poussee a ce
missile, la fixation etant agence de facon telle qu'apres la
combustion de la fusee de lancement, lorsque la poussee n'est plus
produite que par le propulseur a helice, elle se separe
automatiquement du missile et tombe
au sol conjointement avec la fusee de lancement.
A cet egard, l'invention a pour but d'agencer le missile de maniere
que la poussee du propulseur a fusee soit transmise au missile de la
facon la plus centree possible, la plus grande liberte pclssible etant
cependant maintenue en ce qui concerne la conformation constructive du
missile, la
fixation du propulseur a fusee etant le plus possible de cons-
truction legere et simple.
L'invention concerne, a cet effet, un missile du type ci-dessus
caracterise en ce que la fixation du propulseur a fusee s'appuie sur
le propulseur a helice en au moins un point, le propulseur a fusee
etant fixe coaxialement a l'arbre
d'helice du propulseur a helice.
Des dispositions indiquees dans la suite permettent d'obtenir des
modes de realisation avantageux du missile conforme
a l'invention surtout en ce qui concerne l'agencement cons-
tructif de la fixation du propulseur a fusee en vue d'une separation
avec le plus faible frottement possible lors de la mise a feu de la
fusee de lancement Avec cette configuration, le missile comporte des
ailes pouvant etre repliees vers l'avant
sur toute leur longueur et pouvant etre appliquees sur l'engin.
Ainsi, les ailes n'ont, dans le compartiment de transport, qu'un
encombrement lateral minimal la plus grande partie du volume de ce
compartiment de transport etant disponible pour le fuselage du missile
Contrairement a certains missiles pour lesquels une partie de chaque
aile est assemblee rigidement avec le fuselage et peut donc etre
utilisee en tant que point d'appui supplementaire pour la fixation du
propulseur a fusee, ce qui permet un centrage simple du propulseur a
fusee, on ne dispose pas toujours d'une telle posibilite dans la
configuration presentement decrite Seul, l'agencement conforme a
l'invention
permet d'apporter un remede dans ce cas.
L'invention sera mieux comprise en regard de la
description ci-apres et des dessins annexes representant des
exemples de realisation de l'invention, dessins dans lesquels: la
figure l represente un premier exemple de realisation du missile
conforme a l'invention;
la figure 2 et la figure 3 sont des vues par-
tielles representant un second exemple de realisation de l'in-
vention la figure 4 est une vue agrandie d'une partie de la figure 3;
la figure 5 represente une variante de reali-
sation du missile suivant la figure 2; la figure 6 represente un autre
exemple de realisation du missile conforme a l'invention a l'aide
d'une vue en coupe partielle; la figure 7 est une vue agrandie d'une
partie
de la figure 5.
Pour toutes les figures, des memes references sont affectees aux
elements de construction similaires ou qui se correspondent. Le
missile represente en figure 1 est jusqu'a son utilisation, conserve
dans un compartiment de stockage et de transport 1 qui est seulement
indique sur la figure Le missile lance a partir de ce compartiment
pendant le stockage dans le caisson de transport 1, les ailes 2, 3 du
missile, sont repliees sur le fuselage 4 Le pliage des ailes a alors
lieu autour d'axes de pivotement 5, 6 qui sont disposes sur le
fuselage du missile de maniere a etre diriges obliquement vers l'avant
et vers le bas Il en resulte que les bouts des ailes 2,3 sont a l'etat
plie diriges vers l'avant, c'est-a-dire dans la direction de vol, et
se deplient automatiquement apres le depart du compartiment de
transport en raison des forces dues a l'air et a l'inertie, Jusqu'a ce
que les ailes prennent la position indiquee en trait interrompu. Pour
assurer la propulsion requise pour le missile, il est prevu deux
propulsions distincts disposes dans la partie arriere de ce missile Il
s'agit d'un propulseur a helice 7 pour le vol de croisiere, la
recherche eventuelle de l'objectif prevu ainsi que le vol d'approche
proprement dit de l'objectif et d'un propulseur a fusee 8 pour la phse
de lancement du missiles Le propulseur a helice 7, deja mis en route
dans le compartiment de transport 1 est muni, dans le cas de l'exemple
de realisation represente en figure 1, d'une helice enveloppee.
Le diametre de l'enveloppe 9 est choisi de maniere que l'helice
puisse tourner librement dans le compartiment de transport.
Le propulseur a fusee 8 est assemble avec le
missile par une fixation amovible 11 La fixation 11 est cons-
truite de facon a transmettre la force de poussee de la fusee de
lancement 8 au missile en s'appuwant sur ce missile Par la position
des points d'appui et l'agenement de la fixation conforme a
l'invention, il se produit en outre un centrage de la fusee de
lancement 8, de maniere que le vecteur poussee du propulseur a fusee
soit dirige dans la direction de l'axe longitudinal du missile Dans ce
but, la fixation presente deux ailettes en croix 12 et 13 dont la
ligne d'intersection coincide avec l'axe longitudinal de la fusee 8
Les extremites exterieures des ailette E 12 et 13 sont respectivement
munies de saillies tubulaires 14, 15, 16 L'extremite avant de chaque
saillie tubulaire comporte
une coquille d'appui presentant un evidement sensiblement hemis-
pherique. Les saillies 14 et 16 cooperent avec deux elements de
guidage 17 et 18 egalement tubulaires, disposes sur les bouts des
ailerons lateraux 19 et 20, ces elements etant guides dans des rails
de guidage, non representes ici du compartiment de stockage et de
transport Les extremites arriere des elements de guidage 17 et 18 sont
realisees avec une forme hemispherique et reposent dans les coquilles
d'appui spheriques correspondantes
des saillies 14 et 16 Les deux saillies 15, dont on n'a repre-
sente sur la figure que la saillie avant, cooperent avec des saillies
de pourtour correspondantes 21 de l'enveloppe 9-de l'helice, les
extremites arriere de ces saillies etant egalement
realisees avec une forme hemispherique.
Le lancement du missile conforme a l'invention represente en figure 1
est effectue en mettant a feu le propulseur a fusee 8 dans le
compartiment de stockage et de transport 1 lorsque le propulseur a
helice 7 tourne deja et-que l'helice 10 tourne La force de poussee du
propulseur a fusee est transmise au missile par l'intermediaire de la
fixation 11 et chasse ce missile hors du compartiment de transport
Immediatement apres
que le missile a quitte le compartiment, les ailes 2 et 3 se de-
plient Des\que, lorsque la poussee diminue ou que la fusee de
lancement 8 est consumee, la force dee poussee developpee par le
propulseur a helice 7 depasse celle du propulseur a fusee, la fixation
7 se detache du missile aux points d'appui et elle
tombe au sol conjointement avec le propulseur a fusee 8.
Il y a lieu de remarquer maintenant qu'il est bien entendu aussi
possible, dans le cadre de l'invention, de prevoir
pour toutes les saillies 14 a 16 des points d'appui situes exclu-
sivement sur l'enveloppe 9 de l'helice, de sorte que la fusee de
lancement 8 s'appuie exclusivement sur le propulseur a helice 7.
Contrairement au missile decrit precedemment les missiles decrits dans
les exemples de realisation de l'invention qui suivent sont equipes
d'un propulseur a helice classique
au lieu d'une helice enveloppee.
Dans les exemples de realisation representes par les figures 2 a 5,
l'un des points d'appui de la fixati-on-11 du propulseur a fusee 8 est
situe directement sur la face frontale de l'arbre d'helice 22 qui est
muni dans ce but d'une coquille d'appui 23 Le propulseur a fusee 8
porte a son extremite avant une boule 24 montee pour tourner, le
centre de cette boule etant situe sur l'axe longitudinal du propulseur
8 ou de l'arbre d'helice 22 Les deux autres points d'appui de la
fixation 11 se trouvent sur les extremites arriere exterieures des
ailerons 19, 20 dans lesquels sont incorpores dans le cas de l'exemple
de realisation de l'invention represente, les elements de guidage 17,
18, en tant qu'elements de renforcement Dans ce cas, la fixation 11
est constituee coniquement par une ailette 25 dont l'axe de symetrie
coincide avec l'axe longitudinal du propulseur a fusee 8 Sur les
extremites exterieures de l'ailett( sont disposes deux bras en
porte-a-faux 26, 27 s'avancant vers l'avant, les extremites avant de
ces bras etant elargies en forme de fourches La forme des fourches est
choisie de maniere que celles-ci reposent sur les ailerons directeurs
lateraux 19, 20 avec le plus faible jeu possible, de maniere que le
pivotement lateral de la fixation 11 soit pratiquement exclu Le
propulseur a fusee 8 est ainsi, d'une part, centre par rapport a l'axe
longitudinal du missile pendant la duree de sa combustion et on peut
garantir, d'autre part, une separation sans frottement de la fixation
11 apres la combustion
de la fusee de lancement 8.
Une variante de realisation de la disposition decrite precedemment est
representee en figure 5 Dans ce cas, les elements de guidage 17 (ou
18) sont realises sous forme de saillies arriere sur les ailerons
lateraux 19 (ou 20), ces elements etant agences sous forme de corps
creux au moins dans
leur partie arriere Les extremites arriere des bras en porte-
a-faux 26 (ou 27) sont realisees sous forme de tetons guides pour
coulisser dans chacun des elements de guidage correspondants.
Comme les fourches des figures 2 et 3, ces extremites assurent
le guidage lateral de la fixation 11 Pour eviter que la separa-
tion de la fixation 11 soit empochee par les tetons apres la
combustion de la fusee de lancement 8, des ressorts de compressio 28
sont disposes, dans ce cas, a l'interieur des elements de guidage 17,
18 Apres la combustion de la fusee de lancement, ces ressorts de
compression poussent les tetons hors des elements
de guidage.
L'exemple de realisation du missile conforme a l'invention represente
aux figures 6 et 7 permet enfin la plus grande liberte possible en ce
qui concerne la conformation constructive du missile Celui-ci peut
tout aussi bien etre equipe d'un groupe a helice enveloppee que d'un
propulseur a helice classique Etant donne que le systeme d'ailerons
lateraux n'est pas utilise pour la fixation, celui-ci peut egalement
presenter une forme quelconque.
Dans ce cas, le propulseur a fusee 8 s'appuie exclu-
sivement sur l'arbre d'helice 22 sur lequel il est monte pour tourner
et, en outre, coulisser au moyen de deux roulements a billes 29 et 30
Au lieu des deux roulements a billes 29 et 30, on peut aussi utiliser
un roulement a epaulement Un ressort de compression 31 est en outre
prevu entre l'arbre d'helice 22
et la fusee de lancement 8, ce ressort s'appuyant par l'inter-
mediaire d'une bille 32 sur la face frontale de l'arbre d'helice 22 Un
ch Assis 33 dispose a poste fixe dans le compartiment de stockage et
de transport 1 assure le maintien de la fusee de lancement 8 contre
tout deplacement axial et contre le basculement ainsi que contre
l'entrainement en rotation du propulseur a fusee avant le lancement
Apres que le lancement a ete effectue, l'entratnement en rotation de
la fusee de lancement est egalement
elimine dans une large mesure par le montage tournant du pro-
pulseur a fusee 8 et par suite de l'influence de l'inertie de la masse
de la fusee Apres la combustion de la fusee de lancement, le ressort
de compression 31 provoque une separation rapide
257 entre l'arbre d'helice 22 et le propulseur a fusee 8.
Claims
_________________________________________________________________
REVENDICATIONS
) Missile lance a partir d'un compartiment de stockage et de
transport, comportant un propulseur a fusee pour la phase-de lancement
et un propulseur a helice pour le vol de croisiere, des ailes mobiles
ne se depliant qu'apres que le missile ait quitte le compartiment de
transport au moins deux elements de guidage disposes avec un decalage
entre eux en direction peripherique et cooperant avec des rails de
guidage correspondants du compartiment de transport, le depliage des
ailes ayant lieu avec des composantes de mouvement en direction
arriere et/ou en direction laterale, l'helice disposee a l'ar-
riere du missile pour la propulsion a helice etant dimensionnee pour
tourner librement a l'interieur du compartiment de transport, le
propulseur a fusee etant fixe de facon automatiquement
detachable, caracterise en ce que la fixation (P 1) du propul-
seur a fusee ( 8) s'appuie en au moins un point sur le propulseur a
helice ( 7), le propulseur a fusee ( 8) etant fixe coaxialement
a l'arbre d'helice ( 22) du propulseur a helice ( 7).
2 ) Missile selon la revendication 15 caracterise en ce que l'un des
points d'appui de la fixation ( 11) se trouve
directement sur l'arbre d'helice ( 22) du propulseur a helice ( 7).
) Missile selon l'une ou l'autre des revendica-
tions 1 et 2, caracterise en ce que le propulseur a fusee ( 8)
est fixe exclusivement sur le propulseur a helice ( 7).
4 ) Missile selon la revendication 3, caracterise en ce que le
propulseur a fusee ( 8) est maintenu pour coulisser
sur l'arbre d'helice ( 22).
) Missile selon la revendication 4, caracterise en ce qu'au moins un
ressort de compression ( 31) est prevu entre
le propulseur a fusee ( 8) et le propulseur a helice ( 7).
) Missile selon l'une ou l'autre des revendica-
tions 4 et 5, caracterise en ce que le propulseur a fusee ( 8) est
monte a rotation sur l'arbre d'helice ( 22) au moyen d'au
moins un roulement a billes ( 29, 30).
7 ) Missile selon la revendication 1, caracterise en ce que le
propulseur a helice ( 7) est realise sous forme de groupe a helice
enveloppee, la fixation ( 11) du propulseur a fusee ( 8) s'appuyant
sur au moins, deux points ( 21) de
l'enveloppe ( 9) de l'helice.
80) Missile selon l'une que J eon-e des re ea-
tions 1, 2 et 7, caracterise en ce que la fixation ( 11) du propulseur
a helice ( 8) s'appuie, de plus, sur les extremites
arriere des elements de guidage ( 17, 18).
9 ) iissile selon la revendication 8, caracterise en ce que les
extremites des elements de guidage ( 17, 18) ainsi que les points
d'appui ( 21) sur le propulseur a helice ( 7), sont realises suivant
une forme hemispherique et cooperent avec des coquilles d'appui de
forme correspondante de la
fixation ( 11).
10 ) Missile selon la revendication 8, caracterise en ce que les
extremites des elements de guidage ( 17, 18) sont realisees suivant
une forme tubulaire des elements d'appui ( 26 27) de la fixation ( 11)
sollicites respectivement par un ressort de compression ( 28) etant
guides pour coulisser a
l'interieur de des extremites tubulaires.
11 ) Missile selon la revendication 8, caracterise en ce que les
elements de guidage ( 17, 18) sont incorpores en tant qu'elements de
renfort dans les ailerons lateraux ( 19, 20) du missile et en ce que
des elements d'appui ( 26, 27) de la fixation ( 11) agissant sur le
bord arriere des ailerons lateraux ( 19, 20) sont realises en tant que
bras en porte-a-faux en
forme de fourchettes.
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