DE1915878A1 - Projektil - Google Patents

Description

• Projektil Die Erfindung betrifft die Raketentechnologie und insbesondere eine von einem Geschütz abgeschossene Rakete oder ein von einer Rakete unterstütztes Geschoß.
• Eine wohlbekannte Methode, die Reichweite eines Geschützes zu vergrößern, ist, das Geschoß mit einer Rakete auszustatten, welche angezündet wird, wenn das Geschoß die Mündung der Waffe verläßt. Eine solche Kombination wird gewöhnlich als Raketengeschoß oder Geschützrakete bezeichnet. Der Impuls, welcher auf die Rakete übertragen wird, wird die Geschwindigkeit des Geschosses und folglich die Reichweite vergrößern.
• Es bestehen erhebliche Probleme, einen Raketengeschoßantrieb zu bauen. Die großen Beschleunigungskräfte, denen das Geschoß ausgesetzt ist, wenn es abgeschossen wird, bedingen oft ein Zerreißen in verechiedene Teile. Dies trifft besonders für den festen Raketentreibstoff zu, entsprechend der Tatsache, daß alle bekannten festen Raketentreibstoffe ziemlich schlechte mechanieche Eigenschaften besitzen. Ein Riß in dem festen Xreibstoff kann eine Fehlfunktion des Antriebes und eine Exploeion des gesamten Geschosses bewirken.
• In epin-etabillsierten Trägern erfährt der feste Raketentreibstoff eine hohe Belaetung aufgrund der Zentrifugalkräfte. Pür eine zylindrische Treibstoffanordnung bedeutet dies hohe Zugbeanspruchungen besonders in der Mitte des Treibstoffes. Dies macht es erforderlich, harte Sorten an festen Raketentreibstoffen mit einer hohen Zugfestigkeit zu benutzen. Solche Arten von festen Raketentrebstoffen werden notwendigerweise leicht brüchig. Folglich nimmt die Gefahr von Rissen während des Abschusses zu. Darüber hinaus haben diese Arten von festen Raketentreibstoffen im allgemeinen einen geringen spezifischen Impuls.
• Die vorliegende Erfindung beseitigt all diese Nachteile. Die Merkmale der Erfindung, weitere Ziele, Gesichtspunkte und Vorteile gehen aus der folgenden Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung hervor, in der der Gegenstand der Erfindung in einem Kaliber von 15,5 cm gezeigt ist. Dies bedeutet nicht, daß die Erfindung auf dieses Beispiel beschränkt sei.
• Das Raketengeschoß enthält einen Sprengkopf aus einer konventionellen HUlse 1 mit Sprengstoff 2 und einem Sprengzunder 3.
• Der Sprengkopf kann von jeder beliebigen Art und Porm sein und ist nicht Gegenstand dieser Erfindung. Der Raketenantrieb 4 ist von dem Sprengkopf durch eine Wand 5 getrennt, welche mit einer wärmeisolierenden Platte bedeckt ist, die z.B. aus einer Asbest-Phenolharz-Kunststoffschicht 6 besteht. Der feste Raketenantreibstoff 7 bildet einen üblichen inneren Brennsylinder mit Isolaton an dem Mantel 8 des Zylinders und an den beiden Enden.
• Die Isolation auf dem Mantel des Zylinders kann sehr dünn, z.B.
• kleiner als 0,5 mm sein. Der Treibstoff ist etwas kürzer als die Antriebskammer, so daß dort ein Zwischenraum 10 zwischen dem Treibstoff und dem vorderen Ende des Raketenantriebs gebildet wird.
• In der Durchbohrung des Treibstoffes befindet sich ein zentrales Unterstützungsrohr 11. Das Rohr ist an dem hinteren Ende 12 des Raketenantriebs befestigt, mit einer glatten Verbindung zu der Austrittsdüse 13 des Raketenantriebs. Das Rohr besitzt einen geringeren Mittendurchmesser als die Durchbohrung des Treibstoff fels. Folglich wird ein gleichförmiger oder nach vorne zunehmender Zwischenraum 14 zwischen dem Treibstoff und dem zentralen Unterstützungsrohr gebildet. Die Zwischenräume 10 und 14 bedeuten, daß der Treibstoff nicht den ganzen Raum des Antriebs ausfüllt.
• Die Materialauswahl für das zentrale Unterstützungsrohr 11, welches vorteilhafterweise konisch ausgebildet ist, hat sich als sehr bedeutend erwiesen. Gute Ergebnisse wurden mit Röhren erreicht, die aus mit Glasfaser verstärktem Kunststoff bestehen, aber Röhren aus Phenolharz-Asbest-Kunststoffschicht können genausogut benutzt werden wie Röhren aus verschiedenen Metallen.
• Der Zünder 15 des Raketenantriebs, mit einer Verzögerungseinheit, kann in dem Deckel 16 der Düse in dem Rohr oder, wie in dem Beispiel, in dem Vorderende des Antriebs untergebracht sein.
• In solchen Fällen, in denen der Treibstoff sorgfältiger in dem Antrieb befestigt werden muß, kann dies vorteilhafterweise durch Verleimen des Treibstoffes an die Wand des Antriebs geschehen.
• Um die Schubspannungen zu verringern, sollte der Treibstoff nur zu etwa einem Drittel angeklebt werden. Die geklebte Oberfläche sollte an dem Hinterende des Antriebs liegen.
• Der Raketenantrieb des Raketengeschosses arbeitet entsprechend der folgenden kurzen Beschreibung.
• Wenn das Geschoß abgeschossen wird, drücken die Beschleunigungskräfte den Treibstoff nach rückwärts. Folglich deformiert sich der Treibstoff, bis er von dem hinteren Ende des Antriebs, den Wänden des Antriebs und dem zentralen Unterstützungsrohr gehalten wird. Wenn solche Arten von festem Raketentreibstoff benutzt werden, welche genügende Zugfestigkeit besitzen, wie z.B.
• zusammengesetzte Treibstoffe mit Carboxypolybutadien als Binder, treten keine Risse während der Deformation auf.
• Die Druckbeanspruchungen von etwa 1000 bar, denen der Treibstoff während dem Abschuß ausgesetzt ist, werden als hydrostatischer Druck aufgenommen. Der Treibstoff ist einem gesamten hydrostatischen Abschluß ausgesetzt. Inkompressible Materialien, zu welchen weiche Arten von festem Raketentreibstoff nahezu gehören, haben, wenn sie einem hydrostatischen allseitigen Druck ausgesetzt sind, eine nahezu unbegrenzte Zugfestigkeit.
• Wenn das Geschoß die Waffe verläßt, verschwindet die axiale Beschleunigung. Durch das viskSilastische Verhalten und die hohe Zentrifugalkraft geht der Treibstoff nicht nur auf seine Originallänge zurück, sondern verlängert sich, bis er von dem vorderen Ende des Antriebs gehalten wird. Auch in diesem Falle ist der Treibstoff einem hydrostatischen allseitigen Druck ausgesetzt. Nach der Verlängerung wird der Raum 14 zwisohen dem Treibstoff und dem Rohr erneut gebildet und verlängert. Dies ermöglicht es, daß der Raketentreibatoff mit Hilfe des Zünders 15 entzündet wird, und radial abbrennt.
• Die Funktion des beschriebenen Raketengeachossos wurde experimentell bei Beschleunigungen von 15000 g ale auch in Spin-Tests bei 15000 U/Min. experimentell geprUft. Sie wurde darüber hinaus in einer durchweg erfolgreichen Test serie in einer 15,5 cm-Haubitze bestätigt. Die Zentrifugalkraft vergrößert die Brenngeschwindigkeit des Treibstoffes. Der Spin verursacht ebenfalls eine Durchwirbelung, welche den effektiven Düsenhalequerschnitt verringert. Die Wirkung dieser beiden Faktoren kann durch Vergrößerung des Düsenhalequerschnittes ausgeschaltet werden, was von der Spin-Geschwindigkeit abhängt.

Claims (6)

1. Patentansprüche

   (1.)Raketengeschoss oder Geschützrakete, dessen Antriebsteil ein Raketenantrieb ist, der aus einem Festtreibstoff mit einer zentralen Durchbohrung und einem röhrenförmigen Gehäuse besteht, dessen Mantel die äußere Wand der Raketenantriebskammer bildet, und mit einem Hinterende, welches eine zentrale Düse und ein Unterstützungsrohr besitzt, welches die innere Wand der Raketentreibstoffkammer bildet und Verbindungen zu der Kammer über eine oder mehrere Offnungen besitzt, dadurch gekennzeichnet, daß der Raketentreibstoff aus einem festen Treibstoff mit äußerster Festigkeit, angepaßt an hohe axiale und tangentiale Kräfte, zur Benutzung in konventionellen Geschützen, rückstoßfreien Geschützen oder Minenwerferbtu%h daß das Untersttzungsrohr in der zentralen Durchbohrung des Treibstoffes eine äußere Ausdehnung besitzt, welche in jedem Querschnitt des Rohres geringer ist als die Ausdehnung der zentralen Bohrung des Treibstoffes, so daß der Treibstoff während des Abschlusses gegen das Rohr gedrückt wird, ohne zu reißen, aber so, daß, wenn die axiale Kraft verschwindet, er in seine vorherige Gestalt zurückgehen kann und demzufolge einen Raum zwischen dem Treibstoff und dem Unterstiitzungsrohr bildet, wodurch wenigstens radiales Abbrennen ermöglicht wird.
2. 2. Raketengeschoss nach Anspruch 1, vorzugsweise spin-stabilisiert, dadurch gekennzeichnet, daß die Länge des Treibstoffes kürzer als die Länge der Raketenkammer ist, so daß ein Raum zwischen dem Vorderende des Antriebs und dem Vorderende des Treibstoffes gebildet wird, so daß der Treibstoff nach dem Abschuß des Raketengeschosses, wenn dieses sich dreht, durch die Zentrifugalkräfte verlängert und gezwungen werden kann, von den beiden Enden der Raketenkammer abgesttttzt zu werden, wodurch der Raum zwischen dem Treibstoff und dem Unterstützungsrohr vergrößert wird.
3. 3. Raketengeschoss nach Ansprüchen 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Mantel des lreibstoffes ganz oder teilweise gehäusegebunden, entweder direkt oder durch eine Einlage, ist.
4. 4. Raketengeschoss nach Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Raum zwischen dem Unterstützungsrohr und dem Treibstoff nach vorne hin zunimmt.
5. 5. Raketengeschoss nach Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Unterstützungsrohr ganz oder teilweise aus einem oder mehreren Gebrauchsmaterialien ist und/oder, wobei die Gase von dem festen Raketentreibstoff reaktive Materialien sind, z.B. Aluminiumverbindungen, Magnesiumverbindungen oder ein organisches Material, welche den Impuls des Festtreibstoffraketenantriebs vergrößern.
6. 6. Raketengeschoss nach Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Wanddicke des Unterstützungsrohres nach hinten hin zunimmt.

   L e e r s e i t e