Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé

Description

[0001] La présente invention concerne une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé équipé de propulseurs à éjection latérale.

[0002] Un missile filoguidé est un missile qui est lancé à partir d'un conteneur auquel il reste relié après son lancement par un organe souple de transmission d'informations que l'on peut appeler "fil".

[0003] Ce fil permet de transmettre des ordres au missile en cours de vol, afin d'en modifier la trajectoire.

[0004] Le lancement d'un missile filoguidé à partir de son conteneur constitue une phase très délicate pour ce fil.

[0005] Ainsi se pose le problème de ne pas endommager l'organe souple de transmission d'informations lors du lancement du missile.

[0006] Ce problème est déjà résolu par l'installation de conditionnement et de lancement décrite dans le document EP-A-0 337 880 sur lequel se fonde le préambule de la revendication 1, grâce à un dispositif de protection déformable qui est placé autour de l'organe souple de transmission d'informations, jusqu'au moment où les propulseurs du missile arrivent en dehors du conteneur.

[0007] Ce dispositif de protection déformable est un dispositif tubulaire qui est constitué par un manchon souple ou par des viroles rigides télescopiques.

[0008] La présente invention vise à résoudre le problème mentionné plus haut d'une manière plus simple que l'installation décrite dans le document cité.

[0009] De façon précise, la présente invention a pour objet une installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé équipé de propulseurs destinés à éjecter latéralement des gaz chauds, cette installation comprenant un conteneur-lanceur de conditionnement du missile pourvu d'un fond supportant un ensemble d'accrochage d'un organe souple de transmission d'informations bobiné dans le missile et sortant de ce dernier par un orifice arrière, un dispositif de protection étant placé autour de l'organe souple de transmission d'informations, jusqu'au moment où les tuyères d'éjection des propulseurs arrivent en dehors du conteneur, cette installation étant caractérisée en ce que le dispositif de protection comprend :

• un organe de fermeture qui résiste aux gaz chauds, dont une extrémité est raccordée de façon détachable sur le missile, autour de l'orifice arrière de celui-ci, et qui est fermé en regard du fond du conteneur et traversé par l'organe souple de transmission d'informations,
• un support ajouré, rendu solidaire de cet organe de fermeture et déplaçable en translation dans le conteneur, l'organe de fermeture muni du support étant apte à se détacher automatiquement du missile lors d'un lancement, lorsque les propulseurs arrivent en dehors du conteneur, et
• un organe protecteur souple qui résiste aux gaz chauds et entoure une partie de l'organe souple de transmission d'informations, cette partie allant de l'organe de fermeture jusqu'à l'ensemble d'accrochage.

[0010] Bien que l'invention puisse être utilisée quel que soit la nature de l'organe souple de transmission d'informations, elle s'applique avantageusement au cas où cet organe comprend une fibre optique.

[0011] L'installation objet de la présente invention peut comprendre :

• un câble qui résiste aux gaz chauds, qui est apte à transmettre des signaux électriques au missile et qui va du missile à l'ensemble d'accrochage en traversant l'organe de fermeture, et
• un connecteur électrique en deux parties qui permet la continuité électrique de ce câble et qui est monté sur le câble, en dehors de la partie de celui-ci allant de l'organe de fermeture jusqu'à l'ensemble d'accrochage, les deux parties du connecteur étant aptes à se séparer l'une de l'autre en même temps que l'organe de fermeture se détache du missile,

l'organe protecteur souple comprenant le câble et l'organe souple de transmission d'informations étant logé dans ce câble, sensiblement depuis l'organe de fermeture jusqu'à l'ensemble d'accrochage.

[0012] Selon un mode de réalisation de l'installation objet de l'invention, préféré pour sa simplicité, l'extrémité du conteneur par laquelle sort le missile est munie d'un moyen d'arrêt du support, permettant à l'organe de fermeture muni de ce support de se détacher du missile au moment où les tuyères d'éjection des propulseurs arrivent en dehors du conteneur.

[0013] En vue d'augmenter la portée du missile, l'installation objet de l'invention peut comprendre en outre une bobine auxiliaire sur laquelle est enroulée l'organe souple de transmission d'informations, l'organe de fermeture étant tubulaire et cette bobine auxiliaire étant fixée dans cet organe de fermeture.

[0014] De préférence, le support est rendu solidaire de l'autre extrémité de l'organe de fermeture, de façon que cet organe de fermeture soit placé à l'extérieur du conteneur lorsque le missile a quitté ce conteneur.

[0015] Ceci est particulièrement avantageux dans le cas où la bobine auxiliaire mentionnée ci-dessus est utilisée.

[0016] L'installation objet de l'invention peut comprendre en outre au moins une suspension à la Cardan par l'intermédiaire de laquelle l'organe de fermeture est rendu solidaire du support.

[0017] De préférence, l'organe de fermeture est étanche et raccordé de façon étanche au missile.

[0018] Ceci permet de protéger l'organe souple de transmission d'informations pendant que le missile est stocké dans le conteneur.

[0019] La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation donnés ci-après, à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels :

• la figure 1A est une vue schématique d'un mode de réalisation particulier de l'installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé objet de la présente invention, ce dernier étant représenté dans son conteneur,
• la figure 1B illustre schématiquement ce missile en cours de lancement, lorsque les propulseurs à éjection latérale qu'il comporte ne sont plus dans le conteneur,
• la figure 1C illustre schématiquement le missile après son lancement, l'organe souple de transmission d'informations qu'il comporte commençant à se dérouler,
• la figure 2A est une vue en coupe schématique et partielle d'une installation conforme à l'invention ne comprenant pas de bobine auxiliaire,
• la figure 2B est une vue en coupe schématique et partielle d'une autre installation conforme à l'invention, comprenant une bobine auxiliaire qui reste solidaire du conteneur après le lancement du missile, et
• la figure 3 est une vue en perspective schématique d'un organe de fermeture faisant partie d'une installation conforme à l'invention et monté sur un support par l'intermédiaire de suspensions à la Cardan.

[0020] La figure 1A est une vue schématique d'une installation de conditionnement et de stockage d'un missile filoguidé 2 dont on voit les ailerons 4.

[0021] Ce missile 2 est équipé de propulseurs à éjection latérale dont on voit les tuyères d'éjection 6.

[0022] La figure 1A représente cette installation dans les conditions de stockage du missile.

[0023] De façon connue, cette installation comprend un conteneur de conditionnement et de lancement 8 dans lequel est logé en totalité le missile 2.

[0024] L'extrémité du conteneur 8, par laquelle est destiné à sortir de missile, est obturée par un couvercle ou porte 10 de protection du missile, couvercle ou porte qui bascule sur commande avant le lancement du missile.

[0025] Le conteneur 8 est muni d'un fond supportant un ensemble d'accrochage 12.

[0026] Un organe souple de transmission d'informations tel qu'une fibre optique 14 (figure 1C) est bobiné dans une partie arrière du missile 2.

[0027] L'extrémité de cette fibre optique sort du missile 2 par un orifice annulaire 16 (figure 1C) formé à l'arrière du missile 2, pour être fixée sur l'ensemble d'accrochage 12 que comprend le conteneur 8.

[0028] On précise que cet ensemble d'accrochage 12 est lui-même relié à un poste de tir non représenté.

[0029] L'installation conforme à l'invention qui est schématiquement représentée sur les figures 1A à 1C comprend aussi un dispositif de protection 18 qui est placé autour de la fibre optique 14 jusqu'au moment où les propulseurs 6 arrivent en dehors du conteneur 8.

[0030] Ce dispositif de protection 18 comprend un organe de fermeture 20, un support ajouré 22 et un organe protecteur souple 24.

[0031] Une extrémité de cet organe de fermeture 20 est raccordée de façon détachable sur le missile 2, autour de l'orifice arrière 16 de celui-ci.

[0032] De plus, cet organe de fermeture 20 est fermé en regard du fond du conteneur 8 et traversé par la fibre optique 14.

[0033] De préférence, l'organe de fermeture 20 est étanche et raccordé de façon étanche au missile 2.

[0034] Il est ainsi possible de maintenir la fibre optique bobinée dans le missile sous une atmosphère gazeuse appropriée permettant de préserver les qualités mécaniques et optiques de la fibre, tout en laissant un accès le plus aisé possible à d'autres parties du missile en vue de la maintenance de celui-ci.

[0035] En outre, l'organe de fermeture 20 est fait d'un matériau qui résiste aux gaz chauds éjectés par les propulseurs 6 lors du lancement du missile, ce matériau étant par exemple un acier allié.

[0036] Le support ajouré 22 est rendu solidaire de l'organe de fermeture 20 et il est capable de se déplacer en translation dans le conteneur 8 lors du lancement.

[0037] L'organe protecteur souple 24 est également fait d'un matériau qui résiste aux gaz chauds sortant des propulseurs, ce matériau étant par exemple un silicone.

[0038] Cet organe protecteur souple 24 entoure la fibre optique 14 depuis l'organe de fermeture 20 jusqu'à l'ensemble d'accrochage 12.

[0039] On voit sur la figure 1A que cet organe protecteur souple 24 est lové au fond du conteneur 8 lorsque le missile 2 est stocké dans ce conteneur.

[0040] L'extrémité 25 du conteneur 8, par laquelle sort le missile 2, est munie d'un moyen 26 d'arrêt du support 22, ce moyen d'arrêt étant par exemple une butée comme on le voit sur les figures 1A à 1C.

[0041] Ainsi lors du lancement du missile 2, ce missile se déplace dans le conteneur vers l'extrémité 25 de celui-ci, l'organe de fermeture 20 fait de même et le support 22, qui est rendu solidaire de cet organe de fermeture, coulisse dans le conteneur 8.

[0042] Lorsque ce support 22 atteint l'extrémité 25 du conteneur, l'organe de fermeture 20 ainsi que ce support 22 qui en est solidaire sont arrêtés par la butée 26.

[0043] Alors le missile 2 se détache de l'organe de fermeture 20 et s'éloigne du conteneur 8 tandis que la fibre optique 14 commence à se dérouler.

[0044] L'organe de fermeture 20 constitue une sorte de bouchon qui protège la quantité de fibre optique bobinée dans le missile, pendant le lancement de ce dernier.

[0045] La longueur de fibre optique nécessaire à la liaison entre l'organe de fermeture 20 et l'ensemble d'accrochage 12 est également protégée, pendant ce lancement, grâce à l'organe protecteur souple 24.

[0046] Dans les exemples représentés sur les figures 1A à 2B, on voit que le support 22 est rendu solidaire de l'extrémité de l'organe de fermeture 20, extrémité opposée à celle qui est fixée au missile 2.

[0047] Ainsi, l'organe de fermeture 20 se trouve à l'extérieur du conteneur 8 après le lancement du missile 2.

[0048] On voit sur la figure 2A une bobine 28 qui est fixée dans le missile 2, à l'arrière de celui-ci, et qui a le même axe X que ce missile.

[0049] La fibre optique 14 est enroulée sur cette bobine 28 et passe de celle-ci dans l'organe de fermeture 20 puis quitte ce dernier pour se retrouver à l'intérieur de l'organe protecteur souple 24.

[0050] Dans l'exemple représenté sur cette figure 2A, cet organe protecteur souple 24 est un câble destiné à transmettre des signaux électriques au missile en vue du lancement de celui-ci.

[0051] Ce câble 24 va du missile 2 jusqu'à l'ensemble d'accrochage 12 (figure 1A) en traversant l'organe de fermeture 20.

[0052] Un connecteur électrique 30 en deux parties permet la continuité électrique du câble 24.

[0053] Comme on le voit sur la figure 2A, ce connecteur 30 est monté sur le câble 24, en dehors de la partie de ce câble allant de l'organe de fermeture 20 jusqu'à l'ensemble d'accrochage 12.

[0054] Les deux parties 32 et 34 du connecteur 30 sont aptes à se séparer l'une de l'autre en même temps que l'organe de fermeture 20 se détache du missile 2.

[0055] Dans l'exemple représenté sur la figure 2A, l'organe de fermeture 20 épouse la forme d'un tube ayant le même axe X que le missile 2 et l'extrémité de ce tube, qui se trouve en regard du fond du conteneur, est fermée et constitue le fond 36 de l'organe de fermeture 20.

[0056] Dans l'exemple de la figure 2A, le support 22 est constitué par un cadre perpendiculaire à l'axe X et rigidement solidaire de l'organe de fermeture 20 auquel il est fixé par l'intermédiaire de barreaux de maintien tels que le barreau 38.

[0057] On précise que la fibre optique 14 enroulée sur la bobine 28 peut être raccordée au tronçon de fibre optique contenu dans le câble 24 par l'intermédiaire d'une épissure ou d'un connecteur optique (non représentés).

[0058] On voit sur la figure 2A un support 39 qui est fixé au cadre 22 et auquel est accrochée la fibre optique 14.

[0059] De plus, entre l'organe de fermeture 20 et l'endroit où la fibre 14 est raccordée au tronçon de fibre optique contenu dans le câble 24, cette fibre est logée dans une gaine protectrice 15 faite d'un matériau comme par exemple un silicone, qui résiste aux gaz chauds sortant des propulseurs.

[0060] On notera que la partie du câble 24 contenant la fibre optique constitue un câble électro-optique (jusqu'à l'ensemble d'accrochage 12).

[0061] L'extrémité de la partie-arrière du missile est recourbée vers l'extérieur.

[0062] Dans la gorge ainsi formée est placé un joint torique 39a.

[0063] De plus, cette extrémité est logée dans le tube 20.

[0064] Le joint 39a permet, par friction, de fixer de manière détachable l'arrière du missile 2 à l'organe de fermeture.

[0065] Ce joint 39a permet aussi de raccorder de façon étanche le missile à l'organe de fermeture.

[0066] Dans le cas où la portée du missile le nécessite, une bobine auxiliaire 40 (figure 2B) est fixée à l'intérieur de l'organe de fermeture en forme de tube 20, au fond 36 de celui-ci.

[0067] Dans le cas de la figure 2A, ce tube, qui ne contient aucune bobine, peut être beaucoup plus court que le tube de la figure 2B.

[0068] En revenant à la figure 2B, la bobine auxiliaire 40, sur laquelle est également enroulée la fibre optique 14, a le même axe X que ce tube.

[0069] Dans ce cas, la fibre optique enroulée sur la bobine 28 passe de celle-ci à la bobine 40 sur laquelle elle est enroulée puis passe de cette bobine 40 celle-ci au câble 24 pour être logée à l'intérieur de celui-ci, comme on le voit sur la figure 2.

[0070] Ainsi le câble 24 se sépare en deux parties :

• une partie optique 42 allant vers une connexion à la fibre enroulée sur la bobine 40, et
• une partie électrique allant vers le connecteur électrique 30.

[0071] On notera que la bobine de fibre optique 40 est elle-même protégée à l'intérieur de l'organe de fermeture 20 jusqu'au lancement du missile 2 et se trouve placée, de façon idéale, à l'extérieur du conteneur 8, une fois le missile lancé.

[0072] Dans l'exemple représenté sur la figure 2B, la partie 32 du connecteur 30 est fixée à l'extrémité de la bobine 28 qui se trouve en regard de la bobine 40 tandis que l'autre partie 34 du connecteur 30 est fixée à l'extrémité de la bobine 40 qui se trouve en regard de la bobine 28.

[0073] Dans l'exemple représenté sur la figure 2B, l'extrémité 2a de la partie-arrière du missile 2 est recourbée vers l'extérieur, l'extrémité-avant 20a du tube 20 est aussi recourbée vers l'extérieur et entoure cette extrémité 2a.

[0074] De plus, comme on le voit sur la figure 2B, une collerette 2b d'axe X est soudée à l'arrière du missile 2, une autre collerette 20b d'axe X est soudée à la partie-avant du tube 20 et entoure la collerette 2b.

[0075] Dans la zone de recouvrement de ces collerettes est placé un joint torique 43.

[0076] Ce joint 43 permet, par friction, de fixer de manière détachable l'arrière du missile 2 à l'organe de fermeture.

[0077] Ce joint 43 permet aussi de raccorder de façon étanche le missile à l'organe de fermeture.

[0078] Une fois le missile 2 lancé, le vent ou la vitesse relative entre la fibre déposée dans la masse d'air et le poste de tir est susceptible d'induire une force de traînée qui devient importante lorsque la longueur de fibre optique déroulée dépasse environ 10 km.

[0079] Le déroulement de la fibre optique à partir de la bobine 40 permet aussi de délester la fibre optique de la tension qui résulte de cette force de traînée.

[0080] De plus, le déroulement de la fibre ne se faisant pas nécessairement suivant un axe parallèle à l'axe du conteneur, l'organe de fermeture 20 peut être monté sur son support 22 par l'intermédiaire d'une ou deux suspensions à la Cardan qui laissent cet organe de fermeture 20 libre de pivoter en gisement et/ou en site.

[0081] Une telle possibilité est schématiquement illustrée par la figure 3 où l'on voit l'organe de fermeture 20 monté de manière pivotante, sur un support intermédiaire 44 également en forme de cadre, l'organe de fermeture 20 étant apte à pivoter autour d'un axe Y parallèle à deux montants opposés de ce cadre.

[0082] Le support intermédiaire 44 est lui-même monté pivotant sur le support 22 en forme de cadre, le support 44 étant mobile en rotation autour d'un axe Z qui est parallèle à deux montant opposés du cadre 22 et perpendiculaire à l'axe Y.

Revendications

1. Installation de conditionnement et de lancement d'un missile filoguidé (2) équipé de propulseurs destinés à éjecter latéralement des gaz chauds, cette installation comprenant un conteneur-lanceur (8) de conditionnement du missile pourvu d'un fond supportant un ensemble (12) d'accrochage d'un organe souple de transmission d'informations (14) bobiné dans le missile et sortant de ce dernier par un orifice arrière (16), un dispositif de protection (18) étant placé autour de l'organe souple de transmission d'informations, jusqu'au moment où les tuyères d'éjection (6) des propulseurs arrivent en dehors du conteneur, cette installation étant caractérisée en ce que le dispositif de protection (18) comprend :

- un organe de fermeture (20) qui résiste aux gaz chauds, dont une extrémité est raccordée de façon détachable sur le missile, autour de l'orifice arrière de celui-ci, et qui est fermé en regard du fond du conteneur et traversé par l'organe souple de transmission d'informations,

- un support ajouré (22), rendu solidaire de cet organe de fermeture et déplaçable en translation dans le conteneur, l'organe de fermeture muni du support étant apte à se détacher automatiquement du missile lors d'un lancement, lorsque les propulseurs arrivent en dehors du conteneur, et

- un organe protecteur souple (24, 15) qui résiste aux gaz chauds et entoure une partie de l'organe souple de transmission d'informations, cette partie allant de l'organe de fermeture jusqu'à l'ensemble d'accrochage.

2. Installation selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'organe souple de transmission d'informations comprend une fibre optique (14).

3. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisée en ce qu'elle comprend :

- un câble (24) qui résiste aux gaz chauds, qui est apte à transmettre des signaux électriques au missile (2) et qui va du missile à l'ensemble d'accrochage (12) en traversant l'organe de fermeture (20), et

- un connecteur électrique (30) en deux parties qui permet la continuité électrique de ce câble et qui est monté sur le câble, en dehors de la partie de celui-ci allant de l'organe de fermeture (20) jusqu'à l'ensemble d'accrochage (12), les deux parties (32, 34) du connecteur étant aptes à se séparer l'une de l'autre en même temps que l'organe de fermeture se détache du missile (2),

et en ce que l'organe protecteur souple comprend le câble (24), l'organe souple de transmission d'informations (14) étant logé dans ce câble (24), sensiblement depuis l'organe de fermeture (20) jusqu'à l'ensemble d'accrochage (12).

4. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'extrémité (25) du conteneur (8) par laquelle sort le missile (2) est munie d'un moyen (26) d'arrêt du support (22), permettant à l'organe de fermeture (20) muni de ce support (22) de se détacher du missile au moment où les tuyères d'éjection (6) des propulseurs arrivent en dehors du conteneur.

5. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre une bobine auxiliaire (40) sur laquelle est enroulée l'organe souple de transmission d'informations (14), en ce que l'organe de fermeture (20) est tubulaire et en ce que cette bobine auxiliaire est fixée dans cet organe de fermeture.

6. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que le support (22) est rendu solidaire de l'autre extrémité de l'organe de fermeture (20), de façon que cet organe de fermeture soit placé à l'extérieur du conteneur (8) lorsque le missile (2) a quitté ce conteneur.

7. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce qu'elle comprend en outre au moins une suspension à la Cardan par l'intermédiaire de laquelle l'organe de fermeture (20) est rendu solidaire du support (22).

8. Installation selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que l'organe de fermeture (20) est étanche et raccordé de façon étanche au missile (2).

Ansprüche

1. Vorrichtung für Lagerung und Abschuß einer drahtgelenkten Rakete (2), ausgerüstet mit Triebwerken, die seitlich heiße Gase ausstoßen, wobei diese Anlage einen Lager/Abschußbehälter (8) der Rakete umfaßt, versehen mit einem Boden, der ein Befestigungssystem (12) eines biegsamen, in der Rakete aufgespulten und diese letztere durch eine hintere Öffnung (16) verlassenden Informations- bzw. Datenübertragungsorgans (14) trägt, und einer Schutzvorrichtung (18), die um das biegsame Datenübertragungsorgan herum bis zu dem Zeitpunkt angebracht ist, wo die Ausstoßdüsen (6) der Triebwerke den Behälter verlassen, dadurch gekennzeichnet, daß die Schutzvorrichtung (18) umfaßt:

- ein Gehäuse (20), das den heißen Gasen widersteht und von dem ein Ende lösbar an der Rakete befestigt ist, um deren hintere Öffnung herum, und das dem Boden des Behälters gegenüber abgeschlossen ist und von dem biegsamen Datenübertragungsorgan durchquert wird,

- einen gelochten Träger (22), fest verbunden mit diesem Gehäuse und parallelverschiebbar in dem Behälter, wobei das mit dem Träger versehene Gehäuse fähig ist, sich bei einem Abschuß automatisch von der Rakete zu lösen, wenn die Triebwerke den Behälter verlassen haben, und

- ein biegsames Schutzorgan (24, 15), das den heißen Gasen widersteht und einen Teil des biegsamen Datenübertragungsorgans umgibt, wobei dieser Teil von dem Gehäuse bis zu dem Befestigungssystem geht.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das biegsame Datenübertragungsorgan eine optische Faser (14) umfaßt.

3. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß sie umfaßt:

- ein Kabel (24), das den heißen Gasen widersteht und fähig ist, elektrische Signale an die Rakete (2) zu übertragen und das von der Rakete zum Befestigungssystem (12) geht, indem es das Gehäuse (20) durchquert, und

- einen zweiteiligen elektrischen Verbinder (30), der die elektrische Kontinuität dieses Kabels gewährleistet und auf dem Kabel angebracht ist, außerhalb des Teils von diesem, der von dem Gehäuse (20) bis zu dem Befestigungssystem (12) geht, wobei die beiden Teile (32, 34) des Verbinders so konzipiert sind, daß sie sich zu demselben Zeitpunkt voneinander trennen, wo das Gehäuse sich von der Rakete (2) löst,

und dadurch, daß das biegsame Schutzorgan das Kabel (24) umfaßt, wobei das biegsame Datenübertragungsorgan in diesem Kabel (24) sitzt, im wesentlichen von dem Gehäuse (20) bis zu dem Befestigungssystem (12).

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Ende (25) des Behälters (8), durch das die Rakete (2) austritt, mit einer Stoppeinrichtung (26) des Träger (22) versehen ist, die dem auf diesem Träger befestigten Gehäuse (20) ermöglicht, sich zu einem Zeitpunkt von der Rakete zu lösen, wo die Ausstoßdüsen (6) der Triebwerke den Behälter schon verlassen haben.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß sie außerdem einen Hilfswickelkörper (40) umfaßt, auf den das biegsame Datenübertragungsorgan (14) gespult ist, dadurch, daß das Gehäuse (20) rohrförmig ist, und dadurch, daß dieser Hilfswickelkörper in diesem Gehäuse befestigt ist.

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Träger (22) an dem anderen Ende des Gehäuses (20) befestigt ist, so daß dieses Gehäuse sich außerhalb des Behälters (8) befindet, wenn die Rakete (2) diesen Behälter verlassen hat.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß sie außerdem wenigstens eine kardanische Aufhängung umfaßt, mittels der das Gehäuse (20) mit dem Träger (22) verbunden ist.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse (20) dicht ist und auf abdichtende Weise an der Rakete (2) angebracht ist.

Claims

1. Installation for packaging and launching a wire-guided missile (2) equipped with motors which are intended to eject hot gases laterally, this installation comprising a missile packaging container/launcher (8) provided with a bottom supporting an assembly (12) for fastening a flexible information-transmission member (14) reeled up in the missile and exiting the latter through a rear orifice (16), a protection device (18) being placed around the flexible information-transmission member, up to the moment at which the ejection nozzles (6) of the motors clear the container, this installation being characterized in that the protection device (18) comprises:

- a closure member (20) which withstands the hot gases, one end of which is joined in a detachable manner to the missile, around the rear orifice of the latter, and which is closed facing the bottom of the container and through which the flexible information-transmission member passes,

- a perforated support (22), secured to this closure member and translationally moveable in the container, the closure member fitted with the support being able to detach itself automatically from the missile during a launch, when the motors clear the container, and

- a flexible protector member (24, 15) which withstands the hot gases and surrounds a part of the flexible information-transmission member, this part going from the closure member to the fastening assembly.

2. Installation according to Claim 1, characterized in that the flexible information-transmission member comprises an optical fibre (14).

3. Installation according to either one of Claims 1 and 2, characterized in that it comprises:

- a cable (24) which withstands the hot gases, which is able to transmit electrical signals to the missile (2) and which goes from the missile to the fastening assembly (12), passing through the closure member (20), and

- a two-part electrical connector (30) which allows the electrical continuity of this cable and which is mounted on the cable, outside the part of the latter going from the closure member (20) to the fastening assembly (12), the two parts (32, 34) of the connector being able to separate from one another at the same time as the closure member detaches itself from the missile (2),

and in that the flexible protector member comprises the cable (24), the flexible information-transmission member (14) being housed in this cable (24), substantially from the closure member (20) to the fastening assembly (12).

4. Installation according to any one of Claims 1 to 3, characterized in that the end (25) of the container (8) through which the missile (2) exits is fitted with a means (26) of stopping the support (22), allowing the closure member (20) fitted with this support (22) to detach itself from the missile at the moment at which the ejection nozzles (6) of the motors clear the container.

5. Installation according to any one of Claims 1 to 4, characterized in that it furthermore comprises an auxiliary reel (40) on which is wound the flexible information-transmission member (14), in that the closure member (20) is tubular and in that this auxiliary reel is fixed in this closure member.

6. Installation according to any one of Claims 1 to 5, characterized in that the support (22) is secured to the other end of the closure member (20), in such a way that this closure member is placed outside the container (8) when the missile (2) has left this container.

7. Installation according to any one of Claims 1 to 6, characterized in that it furthermore comprises at least one gimbal suspension by way of which the closure member (20) is secured to the support (22).

8. Installation according to any one of Claims 1 to 7, characterized in that the closure member (20) is leaktight and joined in a leaktight manner to the missile (2).

Dessins