Startbehälter für Raketen

Abstract

 Der Startbehälter weist ein Gehäuse (1) auf, das an einem Träger, z.B. einem Fahrzeug oder Flugzeug, befestigt werden kann. In dem Gehäuse (1) ist eine die Raketen aufnehmende Führungsvorrichtung (3) in Lagern (4) drehbar gelagert. Eine Stabilisierungsvorrichtung sorgt dafür, daß Drehungen des Gehäuses um seine Längsachse durch Gegendrehungen der Führungsvorrichtung (3) kompensiert werden, so daß die Führungsvorrichtung (3) in bezug auf ein erdgebundenes Referenzsystem stets denselben Rollwinkel einnimmt, unabhängig von dem jeweiligen Rollwinkel des Trägers. Dadurch wird ein definierter Rollwinkel eingehalten, so daß beim Raketenstart die Richtung einer Rakete, deren Flugbahn durch aerodynamische Elemente in einer bestimmten Richtung beeinflußt wird, nicht durch einen falschen Rollwinkel verfälscht wird.

Beschreibung

[0001] Die Erfindung betrifft einen Startbehälter für Raketen nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

[0002] Bekannt sind Startbehälter für Raketen, die eine Führungseinrichtung in Form mehrerer Startrohre, von denen jedes eine Rakete aufnimmt, aufweisen. Die Führungseinrichtung ist mit dem Behältergehäuse fest verbunden. Die Behälterstruktur ist entweder beweglich, z.B. bei auf Fahrzeugen richtbar angebrachten Raketenwerfern, oder starr, z.B. bei an Flugzeugen befestigten Startbehältern, mit dem jeweiligen Träger (Fahrzeug bzw. Flugzeug) verbunden. Weist der Träger beim Start der Rakete eine Schräglage auf, so tritt dadurch ein Richtungsfehler der Raketenflugbahn auf. Besonders schwerwiegend wirkt sich die Schräglage dann aus, wenn die Rakete mit nur in einer Richtung wirkenden aerodynamischen Flächen versehen ist, die die Aufgabe haben, die Flugbahn der Rakete in eine bestimmte Richtung zu verändern. Bei Schräglage des Startbehälters würde die Flugrichtung der Rakete verfälscht werden. Daher ist es erforderlich, zum Zeitpunkt des Raketenstarts den Träger in eine horizontale Lage zu bringen. Dies ist bei sich bewegenden Trägern, z.B. Flugzeugen oder Fahrzeugen, nur unvollkommen oder überhaupt nicht möglich.

[0003] Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Startbehälter nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 so auszubilden, daß er unabhängig von der jeweiligen Lage des Trägers einen Raketenstart in definierter Lage ermöglicht.

[0004] Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt erfindungsgemäß mit dem in kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmalen.

[0005] Bei dem erfindungsgemäßen Startbehälter ist die Führungsvorrichtung relativ zum Gehäuse drehbar, und eine Stabilisierungsvorrichtung sorgt dafür, daß der Drehwinkel der Führungsvorrichtung in bezug auf das Gehäuse so eingestellt wird, daß etwaige Drehwinkeländerungen des Gehäuses kompensiert werden. Die Führungsvorrichtung nimmt also bezogen auf das Gehäuse einen Drehwinkel ein, der zum jeweiligen Zeitpunkt dem Drehwinkel des Gehäuses relativ zu einem erdgebundenen Referenzsystem entgegengesetzt ist.

[0006] Die Stabilisierungsvorrichtung kann einen Winkeldetektor zur Ermittlung von Drehungen des Gehäuses oder der Führungsvorrichtung in bezug auf das Referenzsystem sowie einen mechanischen Drehantrieb für die Führungsvorrichtung aufweisen. Das Referenzsystem kann bei spielsweise durch einen Kreisel definiert werden, der die Abweichung der tatsächlichen Rollage der Führungseinrichtung vom Soll-Rollwinkel feststellt, wobei der Kreisel entweder im Träger oder im Startbehälter angeordnet sein kann. Als Antriebssystem wird vorzugsweise ein elektromechanisches oder ein elektrohydraulisches System benutzt, jedoch können auch andere Systeme eingesetzt werden, z.B. magnetische, pneumatische oder pyrotechnische Systeme, wobei die benötigte Energie entweder vom Träger geliefert oder im Startbehälter selbst erzeugt wird. Letzteres kann beispielsweise bei Startbehältern an Flugzeugen mittels einer Stauluftturbine und angeschlossenem Stromgenerator bestehen, so daß ein hinsichtlich der Rollstabilisierung völlig autonomer Startbehälter geschaffen werden kann, wenn sich gleichzeitig auch der Winkeldetektor und das die Referenzlage vorgebende System im Startbehälter befinden.

[0007] Im folgenden werden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen Ausführungsbeispiele der Erfindung näher erläutert.

[0008] Es zeigen:

Fig. 1 einen schematischen Längsschnitt durch einen Startbehälter für Raketen,

Fig. 2 eine Darstellung des Lageregelsystems für die Führungsvorrichtung,

Fig. 3 eine schematische Rückansicht eines Startbehälters, dessen Führungsvorrichtung aerodynamisch stabilisiert wird,

Fig. 4 einen schematischen Längsschnitt des Startbehälters nach Fig. 3 und

Fig 5 eine ähnliche Darstellung wie Fig. 3 bei Schräglage des Trägers bzw. des Behältergehäuses.

[0009] Der in Fig. 1 dargestellte Startbehälter wird an einem Flugzeug außen angehängt. Er weist ein Gehäuse 1 auf, das mit Aufhängeösen 2 versehen ist und in dem die Führungsvorrichtung 3 angeordnet ist. Das Gehäuse 1 ist an den stirnseitigen Enden offen, und es enthält ringförmige Lager 4, in denen die Führungsvorrichtung 3 um die Längsachse des Gehäuses herum drehbar ist. Die Führungsvorrichtung 3 enthält mehrere Startrohre 5, die sich durch die gesamte Länge des Gehäuses 1 erstrecken und ihren beiden Enden offen sind. Die Startrohre 5 sind mit ihren Achsen auf einem koaxial zur Längsachse des Gehäuses verlaufenden Kreis angeordnet und auf diesem Kreis mit gleichmäßigen Umfangsabständen verteilt.

[0010] Im Innern des Gehäuses 1 ist ein Servomotor 6 befestigt, dessen Ausgangswelle über ein Zahnrad 7 ein Zahnkranzsegment 8 antreibt, welches an der Führungsvorrichtung 3 koaxial zu dessen Längsachse befestigt ist. Der Servomotor 6 kann somit die in den Lagern 4 gelagerte Führungsvorrichtung 3 um deren Längsachse herum drehen.

[0011] In einem an beiden Enden verschlossenen Zentralrohr 9 der Führungsvorrichtung befindet sich das Steuersystem 10,11 zur Rollwinkelstabilisierung. Ein Winkeldetektor 10 gibt an die Steuerelektronik 11 ein Signal, das der Abweichung des Rollwinkels (des Drehwinkels um die Längsachse der Führungsvorrichtung) in bezug auf einen anhand eines erdgebundenen Referenzsystems definierten Soll-Rollwinkel entspricht. Stellt der Winkeldetektor 10 eine Abweichung der Ist-Lage von der Soll-Lage fest, wird von der Steuerelektronik 11 ein entsprechendes Steuerkommando zum Servormotor 6 gesandt, der dann die Führungsvorrichtung 3 um ihre Längsachse dreht, so daß sie unabhängig von der Lage des Gehäuses 1 bzw. des das Gehäuse haltenden Trägers immer den Soll-Winkel einnimmt.

[0012] Fig. 2 zeigt schematisch die Hauptelemente des Startbehälters von Fig. 1 mit den entsprechenden Steuer- bzw. Signalleitungen. Die Führungsvorrichtung 3, die drehbar in dem Gehäuse 1 gelagert ist, enthält das Steuersystem 11,12 mit dem Winkeldetektor 10 und der Auswerteelektronik 11. Der Winkeldetektor 10 ist über Signal- und Energieleitungen 12 mit der Auswerteelektronik 11 verbunden. Von der Auswerteelektronik 11 führt eine Steuerleitung 13 zum Servomotor 6. Die im Flugzeug befindliche Energiequelle 14 ist über Versorgungsleitungen 15,16 mit dem Steuersystem 10 und dem Servomotor 6 verbunden.

[0013] Fign. 3 bis 5 zeigen eine andere Ausführungsform des Startbehälters, bei der eine aerodynamisch wirkende Stabilisierungsvorrichtung vorgesehen ist. Im Gehäuse 1 mit den Aufhängeösen 2 befindet sich in Drehlagern 4 drehbar gelagert die Führungsvorrichtung 3, die mehrere ringförmig verteilt angeordnete Startrohre 5 enthält. An der Führungsvorrichtung 3 sind zwei V-förmig angeordnete Leitelemente 17 befestigt, die an dem aus dem Gehäuse 1 herausragenden rückwärtigen Ende der Führungsvorrichtung 3 angeordnet sind und seitlich über das Gehäuse 1 hinausragen. Die Leitelemente 17 sind der Außenluftströmung ausgesetzt, die bestrebt ist, die Positionen der Leitelemente 17 beizubehalten und somit Drehungen der Führungsvorrichtung 3 um ihre Längsachse zu verhindern oder auf ein Mindestmaß zu beschränken. Wenn das Flugzeug eine Schräglage einnimmt, der das Gehäuse 1 folgt, so behält die Führungsvorrichtung 3 dennoch ihre Lage im wesentlichen bei, in dem sie sich relativ zu dem Gehäuse 1 in den Lagern 4 dreht. Ein solcher Zustand ist in Fig. 5 dargestellt, wo das Gehäuse 1 eine Schräglage einnimmt, während die Winkellage der Führungsvorrichtung 3 gegenüber Fig. 3 unverändert ist.

[0014] Bei dem Ausführungsbeispiel der Fign. 3 bis 5 ist die Führungsvorrichtung 3 in dem Gehäuse 1 frei drehbar gelagert, ohne daß eine Antriebsvorrichtung vorgesehen wäre. Nimmt das Trägerflugzeug im Flug eine Schräglage ein, so bewirken die auf die Leitelemente 17 einwirkenden aerodynamischen Kräfte ein Moment, das die Füh rungsvorrichtung 3 in der Soll-Lage hält.

Ansprüche

1. Startbehälter für Raketen, mit einem Gehäuse (1), in dem eine Führungsvorrichtung (3) zur Aufnahme mindestens einer Rakete angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungsvorrichtung (3) in dem Gehäuse (1) drehbar ist und daß eine Stabilisierungsvorrichtung (6,7,8,10,11;17) vorgesehen ist, die Drehungen des Gehäuses (1) durch Gegendrehungen der Führungsvorrichtung (3) relativ zu dem Gehäuse ausgleicht.

2. Startbehälter nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungsvorrichtung (6,7,8,10,11) einen Winkeldetektor (10) zur Ermittlung von Drehungen des Gehäuses (1) oder der Führungsvorrichtung (3) in bezug auf ein erdgebundenes Referenzsystem und einen mechanischen Drehantrieb (6,7,8) für die Führungsvorrichtung (3) aufweist.

3. Startbehälter nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Stabilisierungsvorrichtung aus aerodynamisch wirkenden Elementen (17) der Führungsvorrichtung (3) besteht und daß die Führungsvorrichtung (3) frei drehbar in dem Behälter (1) gelagert ist.

4. Startbehälter nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungsvorrichtung (3) um eine parallel zu der Raketenachse verlaufende Längsachse drehbar ist.

Zeichnung