DE1041391B - Magazin-Raketenwerfer - Google Patents

Description

DEUTSCHES

Die Erfindung bezieht sich auf einen Raketenwerfer mit einem die Raketen enthaltenden Magazin und einer Fördervorrichtung, welche die Raketen selbsttätig aus dem Magazin in die Abschußlage fördert und elektrisch zündet.

Raketenwerfer dieser Art sind nicht neu. Die bisher bekanntgewordenen Ausführungen weisen jedoch nur ein einziges Abschuß rohr auf, was hinsichtlich der erreichbaren Schußfolge nachteilig ist, da eine Rakete immer erst in die Abschußlage geschaltet wird, wenn die vorher gestartete das Abschußrohr verlassen hat, damit ihr heißer Gasstrahl nicht auf die nachfolgende auf trifft. Dieses Nachschalten erfordert eine gewisse Zeitspanne, deren Dauer von der Leistungsfähigkeit des Antriebs der Nachschaltmittel abhängig ist und bei Raketenwerfern mit nur einem Abschußrohr dadurch ungünstig beeinflußt wird, daß die Raketen ruckweise nachgeschaltet werden, also aus der Ruhe beschleunigt und am Ende der Nachschaltbewegung wieder gebremst werden müssen, was besondere Vorkehrungen für den Antrieb der Nachschaltmittel erfordert.

Der Vorteil des automatischen Raketenwerfers gemäß der Erfindung besteht darin, daß der sich auf die Schußfolge nachteilig auswirkende Einfluß des ruckweisen Nachschaltens der Raketen in die Abschußstellung ausgeschaltet ist und somit höhere Schußfolgen als bisher erreicht werden können.

Der Raketenwerfer weist erfindungsgemäß zwei nebeneinander angeordnete, parallelachsige Abschußrohre auf, und die Raketen werden von der Fördervorrichtung abwechselnd in die Ladekammern der beiden Abschußrohre gefördert und dort gezündet.

Durch diese Anordnung von zwei Abschußrohren lassen sich die Schußintervalle verkürzen, und demzufolge kann die Schußfolge gesteigert werden, indem beispielsweise eine Rakete gezündet wird, sobald die aus dem anderen Rohr gestartete Rakete dasselbe verlassen hat.

Ein weiterer Vorteil dieser Erfindung liegt darin, daß die Raketen bei Serienfeuer mit konstanter Geschwindigkeit aus dem Magazin zugeführt und in gleichförmiger Bewegung in die Ladekammern gefördert werden können, wodurch der Antrieb der Nachschaltmittel einfach ausgeführt und verhältnismäßig leicht dimensioniert werden kann.

In den Zeichnungen ist eine Ausführungsform des Erfindungsgegenstandes dargestellt.

Fig. 1 zeigt eine Teilseitenansicht des Raketenwerfers,

Fig. 2 einen Längsschnitt durch eine Steuerwalze und Ladekammer mit Rakete, nach Linie H-II in Fig. 4,

Fig. 3 einen Längsschnitt entlang der Mittelebene des Raketenwerfers, nach Linie IH-III in Fig. 4,

Magazin-Raketenwerfer

Anmelder:

Verwaltungsgesellsdiaft

der Werkzeugmaschinenfabrik Oerlikon_r

Zürich-Oerlikon (Schweiz)

Vertreter: Dipl.-Ing. E. Noll, Patentanwalt,
Dinkelsbühl, Weinmarkt

Beanspruchte Priorität:
Schweiz vom 1. Januar 1956

Dipl.-Ing. Johannes Linke, Zürich (Schweiz),
ist als Erfinder genannt worden

Fig. 4 eine Ansicht in Richtung A in Fig. 1,
Fig. 5 eine schematische Darstellung des Antriebs der Steuerwalzen,

Fig. 6 einen Schnitt durch die Kontaktbolzen nach Linie VI-VI in Fig. 3,

Fig. 7 einen Schnitt durch die Kontaktbolzen nach Linie VII-VII in Fig. 6,

Fig. 8 einen Schnitt nach Linie VIII-VIII in Fig. 3, Fig. 9 einen Schnitt nach Linie IX-IX in Fig. 2,
Fig. 10 einen Schnitt nach Linie X-X in Fig. 2,
Fig. 11 einen Schnitt nach Linie XI-XI in Fig. 2, Fig. 12 bis 16 schematische Darstellungen verschiedener Funktionsphasen des Raketenzuführ- und Steuermechanismus, mit dem ersten Ausführungsbeispiel des Schließorgans für die Ladekammern nach Fig. 3 und 9, und zwar in Fig. 13 im Moment des Beginns der Zündung einer Rakete in der linken Ladekammer, Fig. 16 im Moment des Beginns der Zündung einer Rakete in der rechten Ladekammer;

Fig. 17 zeigt einen Grundriß einer zweiten Ausführungsform der Schließorgane für die Ladekammern,

Fig. 18 einen Schnitt nach Linie XVIII-XVIII in Fig. 17,

SOS 658/3»

Fig. 19 einen Schnitt nach Linie XIX-XIX in Fig. 17,

Fig. 20 bis 23 schematische Darstellungen verschiedener Funktionsphasen der Schließorgane für die Ladekammern nach der zweiten Ausführungsform,

Fig. 24 einen Grundriß einer dritten Ausführungsform der Schließorgane für die Ladekammern,

Fig. 25 einen Schnitt gemäß Linie XXV-XXV in Fig. 24,

Fig. 26 bis 29 schematische Darstellungen verschiedener Funktionsphasen der Schließorgane für die Ladekammern gemäß Fig. 24 und 25.

Die Fig. 1 zeigt die Seitenansicht des Raketenwerfers. Er besteht aus einem Gehäuse 3 mit den Steuerwalzen 1, 2 (Fig. 2, 3) und den Ladekammern 52 (Fig. 2, 9) sowie den nur angedeutet gezeichneten Abschußrohren 53. Die einzelnen Raketen 7 werden durch Ketten 77 im Magazinschacht 40 den im Gehäuse 3 eingebauten Steuerwalzen 1, 2 zugeführt. Diese bestehen aus einzelnen Abschnitten, die aus je zwei gleich großen Rohrsegmenten 4 (Fig. 8) zusammengesetzt sind. Ihre Enden werden durch senkrecht auf den Segmentwänden befestigte Blechwände 5 zusammengehalten, die mit je zwei symmetrisch angeordneten kreisrunden Ausnehmungen 6 versehen sind, deren Radien dem Radius des Raketenkörpers 7 entsprechen. Die Abschnitte sind durch kurze, senkrecht in den Blechwänden 5 befestigte Rohrstücke 8 miteinander verbunden. In die durch die Blechwände 5 gebildeten Zwischenräume 9 greifen die an der Gehäusewand befestigten, zugleich als Gleitbahnen für die Raketen dienenden Verstärkungsrippen 10 ein. In den Endwänden 11 (Fig. 2) sind koaxial zu den Längsachsen die zum Zwecke des Ausbaues der Steuerwalzen 1 und 2 längs verschiebbaren, federnd gelagerten Bolzen 12 eingebaut. Diese ragen aus den Endwänden 11 vor und dienen bei der Steuerwalze 1 zur Lagerung derselben in den Bohrungen 13 der im Gehäuse 3 gelagerten Kettenräder 14 und 15. Die Steuerwalze 2 (Fig. 3) ist durch die Bolzen 16 und 17 in Bohrungen des Antriebsrades 18 und des Gehäuses 3 drehbar gelagert. Der Motor 21 (Fig. 5) treibt über das Reduktionsgetriebe 22 das auf dessen Antriebswelle aufgesetzte Stirnrad 23 an, welches das auf der Welle des Kettenrades 14 aufgekeilte Stirnrad 24 direkt und über das Zwischenrad 25 und Stirnrad 26 das auf dessen Welle sitzende Antriebsrad 18 der Steuerwalze 2 im gegenläufigen Sinne antreibt. Zwischen Motor 21 und Redukiionsgetriebe 22 ist die Magnetkupplung 27 eingebaut. Das Kettenrad 14 (Fig. 2) steht mit der Steuerwalze 1, diese mit dem Kettenrad 15 und das Antriebsrad 18 (Fig. 3) mit der Steuerwalze 2 in Antriebsverbindung. Zu diesem Zwecke sind an den Stirnflächen der Räder 14, 15 und 18 vorspringende parallele Leisten 28 angebracht, welche in die von den Außenseiten der Endwände 11 der beiden Steuerwalzen 1 und 2 angebrachten Ansätze 29 mit parallel angefrästen Flächen eingreifen (Fig. 11). Auf den hinteren Endwänden 11 der Steuerwalzen 1 und 2 sind je zwei Klappen 31 (Fig. 2, 10) mit gleichen kreisförmigen Ausnehmungen 6 wie in den Endwänden 11 drehbar auf den Achsen 32 gelagert. Die Breite der Klappen entspricht derjenigen der kreisförmigen Nut 33 (Fig. 2) im Raketenkörper 7. In den Endwänden 11 befestigte Stifte 34 (Fig. 10), die in Schlitze 35 in den Klappen 31 hineinragen, begrenzen deren Drehbewegung um die Achsen 32. Die auf den Klappen 31 abgestützten Federn 36 drücken diese nach jeder Auslenkung wieder in ihre Ruhelage zurück. Über den Steuerwalzen 1 und 2 sind die um die gehäusefesten Achsen 37 drehbaren, gefederten, kleineren Klappen 38 angeordnet, die in der gleichen Ebene liegen und gleich breit sind wie die Klappen 31 und die Führungsleisten 39 im Magazinschacht 40 (Fig. 10).
Zwischen den Steuerwalzen 1 und 2, unterhalb deren Längsachsen, ist das Schließorgan für die Ladekammern 52 angeordnet, das als erstes Ausführungsbeispiel als Schwinge 41 (Fig. 8) ausgebildet und durch die Achsen 42 (Fig. 3) drehbar im Gehäuse 3

ίο und in den Gehäuserippen 43 gelagert ist. Sie besteht aus Abschnitten 41 a, 41 b, 41 c (Fig. 3), die aus Rohrsegmenten 44 (Fig. 9) gebildet sind und an ihren Enden abgeschlossen werden durch senkrecht zur Rohrwand aufgesetzte, kreissektorförmige Wände 45 mit den kreisrunden Ausnehmungen 46 für die Raketen 7. An der hinteren Endwand der Schwinge 41 (Fig. 3) sind die beiden Kontaktbolzenpaare 47 (Fig. 6 und 7) für die elektrische Zündung der Raketen so in ein Gehäuse 48 aus Isoliermaterial eingebaut, daß sie noch leicht über die Außenfläche des Rohrsegmentes 44 vorstehen, aber gegen den Druck der Federn 49 in die Kontakthülse 50 hineingedrückt werden können. Die Kontaktbolzen 47 sind über die Kontakthülsen 50 und die an diesen angeschlossenen Kabel 51 mit der Zündstromquelle verbunden.

Unterhalb und parallel zu den ^: Drehachsen der Steuerwalzen 1 und 2 ist das Gehäuse 3 zu zwei wannenförmigen Vertiefungen von halbkreisförmigem Querschnitt, den Ladekammern 52 (Fig. 2, 9), ausgebildet, die zur Aufnahme der Raketen vor dem Abschuß bestimmt sind. An diese Kammern schließen vorn die Abschußrohre 53, die in das Gehäuse 3 eingeschoben sind, an und hinten die Gehäusestutzen 54, durch welche die Verbrennungsgase der Rakete austreten können.

In gewissen Abständen voneinander sind die Gehäuserippen 43 (Fig. 3, 8) angeordnet, deren gegen die Mittelachse des Raketenwerfers geneigten, tangential in die Ladekammern 52 einlaufenden Flächen 55 als Gleit- und Führungsbahnen für die Raketen dienen.

Aus diesem Aufbau ergibt sich folgende Wirkungsweise des Raketenzuführ- und Steuermechanismus:
Die von den Kettenrädern 14 und 15 angetriebenen, über Umlenkräder und entlang der am Eintritt zum Raketenwerfer gehäusefest angeordneten Ablenkbleche 19 (Fig. 11) geführten, endlosen Ketten 77 führen die Raketen, deren Enden zwischen den an der Kette befestigten Zapfen 78 und 79 (Fig. 1, 12) gehalten sind, aus dem Magazin abwechselnd in eine Ausnehmung 6 der einen und andern Steuerwalze, die im gegenläufigen Sinne mit von der Schußfolge abhängiger Geschwindigkeit drehen. Die Steuerwalzen 1 und 2 fördern die Raketen 7 weiter und steuern sie mit Hilfe von bekannten Gleitflächen 55 (Fig. 8, 12) der Reihe nach abwechslungsweise in die eine und andere der beiden Ladekammern 52. Dabei steuert eine entlang dieser Gleitflächen 55 in eine Ladekammer 52 geförderte Rakete 7 den Zündvorgang der bereits in der andern Ladekammer in Abschußstellung befindlichen Rakete, indem die Schwinge 41 gegen diese Rakete geschwenkt wird, wodurch die beiden Kontaktbolzen 47 mit den Zündkontaktstellen der Rakete in Berührung kommen und diese gezündet wird.

Die Raketen 7 sind in den Ladekammern 52 durch das Gehäuse 3 halb umschlungen und längs zwei weiteren Mantellinien durch die Steuerwalzen 1 oder 2 und die Schwinge 41 geführt (Fig. 12 bis 16). Während des Abschusses einer Rakete schließen die Schwinge 41 und die über der betreffenden Ladekam-

mer 52 angeordnete Steuerwalze jene zwangläufig derart ab, daß die Verbrennungsgase praktisch nur durch die Gehäusestutzen 54 austreten können.

Die Raketen sind im Magazinschacht 40 durch die Leisten 39 (Fig. 4, 10) und nachher auf dem Weg zu den Ladekammern 52 stets durch mindestens eine der Klappen 31 oder 38, die in die ringförmige Nut 33 im Raketenkörper 7 eingreifen, gegen Verschieben in ihrer Längsrichtung gesichert.

Für das Auswerfen von Zündversagern nach hinten sind die mit einem Reibbelag versehenen, in den um die gehäusefesten Achsen 20 (Fig. 2, 11) schwenkbaren Doppelhebeln 56 gelagerten Rollen 57 bestimmt. die vom Motor 58 aus angetrieben werden. Dieser steht über das Kegelradpaar 59 und 60 (Fig. 3) mit der Welle 61 und durch die auf deren Enden befestigten Kettenräder 62 (Fig. 1, 4) in Antriebsverbindung mit der über die Spannräder 63 geführten Kette 64, welche die Kettenräder 65 und damit die auf deren Wellen 66 befestigten Rollen 57 (Fig. 10) antreibt. Zwischen dem Kegelrad 60 und den beiden Kettenrädern 62 sind in der Zeichnung nicht dargestellte Magnetkupplungen bekannter Bauart in die Welle 61 eingebaut. Die an den Enden der Doppelhebel 56 befestigten Federn 67 (Fig. 1, 9) bewirken, daß die Rollen 57 durch die Öffnungen 68 im Gehäuse 3 (Fig. 10) an die in den Ladekammern 52 befindlichen Raketen angepreßt werden oder, falls diese Öffnungen 68 durch die Raketen freigegeben sind, in die Ladekammern Sl hineinragen und durch die Schwenkung der Hebel 56 um die Achsen 20 die auf denselben befestigten Nocken 69 (Fig. 1) die gehäusefesten Schalter 70 öffnen. Im hinteren Teil der Steuerwalzen 1 und 2 sind die im Ruhezustand leicht über die Oberflächen der Rohrsegmente 4 vorstehenden Schaltstifte 71 mit den auf denselben befestigten Hülsen 72 angeordnet (Fig. 9). Diese sind in an den Rohrsegmenten 4 angeschweißten Führungen 73 verschiebbar gelagert und werden durch die zwischen den Flanschen 74 der Hülse 72 und den Führungen 73 abgestützten Federn 75 in einer Mittellage gehalten. Stößt das Ende eines Schaltstiftes 71 bei der Drehung der Steuerwalze auf eine in der Ladekammer 52 befindliehe Rakete, so wird er in seiner Längsrichtung verschoben und schließt dadurch mit seinem andern Ende den Schalter 76.

Die Antriebe der Rollen 57, Steuerwalzen 1 und 2 und Ketten 77 werden wie folgt gesteuert: Bleibt eine Rakete 7 ungezündet in einer Ladekammer 52, so wird durch Betätigung des Schalters 76 der Antrieb der Steuerwalzen 1 und 2 und der Ketten 77 durch Ausrücken der Magnetkupplung 27 (Fig. 5) unterbrochen, der Motor 58 (Fig. 1, 3) angelassen und die Magnetkupplung zum Antrieb der zur betreffenden Ladekamnier 52 gehörenden Rolle 57 eingerückt. Die drehende Rolle 57 wird nun außer mit der Kraft der Feder 67 noch mit einer zusätzlichen, durch die Antriebskette 64 auf sie ausgeübten Druckkraft an die Rakete gepreßt und fördert diese nach hinten aus der Ladelcammer 52 und aus dem Gehäusestutzen 54 hinaus. Sobald die Raketenspitze über der Rolle 57 weggeht, schwenkt diese in die Ladekammer 52 hinein, und damit wird durch Betätigung des Schalters 70 der Motor 58 abgestellt, die Magnetkupplung zum Rollenantrieb ausgerückt und die Kupplung 27 im Antrieb der Steuerwalzen 1 und 2 und der Ketten 77 eingerückt, womit der Raketenwerfer wieder betriebsbereit ist.

Der mit der Steuerwalze drehende Schaltstift 71 kommt erst in die Stellung, in der er von einer in der Ladekammer befindlichen Rakete verschoben werden kann, wenn sich das Düsenende einer normal gezündeten und gestarteten Rakete bereits vor ihm befindet. Im Normalfall wird die Rolle 57 also nicht angetrieben.

Die Fig. 17, 18 und 19 zeigen ein zweites Ausführungsbeispiel der Schließorgane für die Ladekammern in Form von Klappen. Diese setzen sich zusammen aus den Rohrsegmenten 81 (Fig. 17, 18), auf denen die kleineren, in bestimmten Abständen mit den Ansätzen 82 versehenen Rohrsegmente 83 so aufgesetzt sind, daß sie über 81 vorstehen, und den senkrecht auf 82 und 83 befestigten Laschen 84, die durch die Achsen 85 auf den Klinken 86 angelenkt sind, welche drehbar auf der im Gehäuse 3 gelagerten Achse 87 sitzen. Die auf die Achsen 85 aufgeschobenen und auf den KHnken 86 angelenkten Torsionsfedern 88 (Fig. 19) üben auf die Klappen ein Drehmoment aus, das diese so zu drehen versucht, daß sich das Rohrsegment 81 an den kreisrunden Flächen 89 der Klinken 86 anlegt. Auf den Achsen 85 sind die Bolzen 90 befestigt, über welche die Enden der zwischen den Klappen der beiden Ladekammern wirkenden Durckfedern 91 geschoben werden. Die Ablenkbleche 92 (Fig. 17, 19) mit den Gleitflächen 93 sind fest mit der Achse 87 verbunden.

Die Wirkungsweise der Klappen und Klinken ist folgende (Fig. 20 bis 23):

Eine infolge der Förderbewegung der Steuerwalze 2 über die Fläche 93 in eine Ladekammer 52 gleitende Rakete 7 drückt die Klinken 86 mit den Klappen 81, 83 entgegen dem Druck der Federn 91 nach unten aus dem Kanal 94 zur Ladekammer 52 hinaus. Sobald sich die Rakete in der Ladekammer befindet, schnappt die Klappe 81, 83 nach oben, wobei sich das Rohrsegment 81 nach Drehung um die Achse 85 an die Rakete anlegt und die Ladekammer 52 (Fig. 22, 23) schließt. Gleichzeitig wird die Rakete durch Berührung ihrer Kontaktstellen mit auf dem Rohrsegment befestigten, in leitender Verbindung mit der Zündstromquelle stehenden Kontaktbolzen in bekannter Weise gezündet. Bei geschlossener Ladekammer (Fig. 23) liegen sowohl die Drehachsen 87 der Klinken 86 und 85 der Klappe 81, 83 als auch die Mitte des Rohrsegmentes 81 auf einer Geraden, wodurch trotz der Druckwirkung der Verbrennungsgase auf das Rohrsegment kein Drehmoment auf dieses oder die Klinken ausgeübt wird.

Ein drittes Ausführungsbeispiel des Schließorgans für die Ladekammern 52 ist in den Fig. 24 und 25 dargestellt. Zum Unterschied von der in den Fig. 3 und 9 gezeigten ersten Ausführungsform ist für die beiden Ladekammern 52 je eine Schwinge 99 vorhanden, die aus einzelnen Abschnitten 99 a, 99 b, 99 c bestehen, welche auf den im Gehäuse 3 und in den Gehäuserippen 43 gelagerten Achsen 100 drehbar angeordnet sind. Die einzelnen Abschnitte sind gebildet durch Rohrsegmente 101 mit den Anschlagnocken 102 und die an den Enden senkrecht zur Rohrwand aufgesetzten Wände 103. Auf aneinanderliegenden Wänden 103 der paarweise angeordneten Schwingenabschnitte sind auf den Bolzen 105 die Enden der Druckfedern 104 abgestützt, welche die beiden Schwingen 99 voneinander um die Achsen 100 zu drehen versuchen.

Die Wirkungsweise der Schwingen ist kurz folgende (Fig. 26 bis 29):

Eine Rakete 7, die in eine Ladekammer 52 gefördert wird, dreht durch Auflaufen auf den Flächen 106 der Wände 103 der in die Bahn der Rakete hineinragenden Schwingenabschnitte 99 a, 99 b, 99 c diese

entgegen dem Druck der Federn 104 nach unten. Wenn die Rakete 7 die Abschußstellung erreicht hat, werden die Schwingenabschnitte durch diese Federn wieder nach oben gedreht bis zum Anschlag des Nokkens 102 mit dem Gehäuse 3. Während dieser Drehung der Schwinge wird die Rakete in vorstehend beschriebener Weise gezündet und die Ladekammer geschlossen.

Claims (5)

Patentansprüche·.

1. Raketenwerfer mit einem die Raketen enthaltenden Magazin und einer Fördervorrichtung, welche die Raketen selbsttätig aus dem Magazin in die Abschußlage fördert und elektrisch zündet, dadurch gekennzeichnet, daß der Werfer zwei nebeneinander angeordnete, parallelachsige Abschußrohre (53) aufweist und daß die Raketen (7) von der Fördervorrichtung abwechselnd in die Ladekammern (52) der beiden Abschußrohre gefördert und dort gezündet werden.

2. Raketenwerfer nach Anspruch I₁ dadurch gekennzeichnet, daß die Raketen (7) durch zwei Steuerwalzen (1,2) und an sich bekannte Gleitflächen (55) in die Ladekammern (52) gefördert werden und daß jede Ladekammer nach Beendigung des Ladevorganges durch die zugeordnete Steuerwalze und ein besonderes Schließorgan geschlossen wird.

3. Raketenwerfer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Schließorgan für die Ladekammern (52) durch Schwingen (4Ia, 41 b, 41 c) gebildet wird, deren Drehachsen (42) zwischen den beiden Ladekammern und parallel zu diesen verlaufen und welche unter der Wirkung einer in die eine Ladekammer gleitenden Rakete (7) gegen die andere Ladekammer schwingen und diese zwangläufig abschließen.

4. Raketenwerfer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Sahließorgane für die Ladekammern (52) aus federbelasteten, durch Rohrsegmente (81, 83) gebildeten Klappen bestehen, die auf einer zu den Längsachsen der Ladekammern parallelen Achse (87) schwenkbar gelagert sind, derart, daß sich das Rohrsegment unter dem Druck der Federn (91) an die in der Ladekammer befindliche Rakete (7) anschmiegt und die Ladekammer schließt.

5. Raketenwerfer nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß als Schließorgane für die beiden Ladekammern (52) Schwingenpaare (99 a, 99 b, 99 c) vorgesehen sind, die durch die auf ihnen abgestützten Federn (104) um eine gemeinsame Achse (100) in Schließstellung gedreht werden.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Schweizerische Patentschrift Nr. 300 736;
französische Patentschrift Nr. 1 009 822;
USA.-Patentschriften Nr. 2 594 199, 2 464 920.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

© 809 658/38 10.