DE19648668A1 - Langstrecken-Artilleriegeschoß - Google Patents

Abstract

Ein Langstrecken-Artilleriegeschoß mit einem Raketenmotor, der eine Brennkammer (gefüllt mit festem Treibstoff 9, Verbrennungshemmer 19, Zündmaterial 13 und Treibsatzhalterung 11, 12 gezeigt), die an einem Ende eine Plenumkammer 8 hat, und eine Raketendüse 14 zum Entgasen der Plenumkammer 8 aufweist. Der Treibstoff 9 ist in einer Stirnseitenabbrand-Konfiguration angeordnet und in der Brennkammer untergebracht, und die Treibsatzhalterung 11, 12 ist zwischenh dem Treibstoff 9 und der Plenumkammer 8 angeordnet und geeignet, einen Eintritt von unverbranntem Treibstoff in die Plenumkammer 8 zu verhindern, während sie im Betrieb den im wesentlichen ungehinderten Übertritt von Treibstoffverbrennungsprodukten in die Plenumkammer 8 gestattet.

Description

Die Erfindung betrifft ein Langstrecken-Artilleriegeschoß mit einem Raketenmotor.

Es gibt einen ständigen militärischen Bedarf, die Reichweite von Artilleriegeschossen bei minimaler Auswirkung auf die Nutzlast und das Aus­ bringungssystem auszudehnen. In der Praxis erfordert dies, die allgemeine physikalische Gestalt des konventionellen Geschosses beizubehalten, da das Langstrecken-Artilleriegeschoß dann, wenn es der Masse und den Außenabmes­ sungen des konventionellen Geschosses genau entspricht, unter Verwendung vorhandener Artilleriewaffen verschossen werden kann, ohne daß der maximal zulässige Geschützverschlußdruck überschritten wird.

Eine Methode, die Reichweite eines Geschosses zu vergrößern, besteht darin, dieses Geschoß mit einem Raketenmotor zu versehen, der gezündet wird, nachdem der Schuß den Geschützlauf verlassen hat, um zusätzlichen Schub für das Geschoß zu schaffen und dadurch seine Reichweite zu verlängern.

Raketenmotore sind für Flugkörper-Systeme wohlbekannt. Zum Beispiel beschreibt GB 678 368 A einen Flugkörper mit einem Raketenmotor, der einen in einer Brennkammer in Stirnseitenabbrand-Konfiguration angeordneten Treib­ stoff, eine axial angeordnete Ausströmdüse und eine Anzahl polygonale oder gewölbte Flügel aufweist, die in Wechselwirkung mit den Abgasen treten und dem Flugkörper einen gewissen Drall verleihen.

Flugkörper sind jedoch im allgemeinen hochpreisige Munition, wobei der Raketenmotor einen großen Teil des Volumens einnimmt, und werden durch Zünden des Raketenmotors gestartet. Die Zündung erfolgt, bevor irgendwelche Beanspruchungen durch den Abschuß auftreten, und die gesamte dem Flugkörper aufgeprägte Energie stammt aus dem Raketenmotor, während ein Artillerie­ geschoß, das relativ billig ist und ein großes Volumen für Nutzlast enthält, von einem Geschütz abgefeuert wird, und ein etwaiger Raketenmotor wird erst nach dem Abschuß gezündet. Die Startbeschleunigungen (angenähert 16,000 g), die Artilleriegeschosse erfahren, können mehr als zweihundertmal größer sein als die, die in Flugkörper-Systemen auftreten. Diese hohen axialen Belastun­ gen während des Abschusses eines Artilleriegeschosses würden Bewegung und Verformung des Treibstoffs in einem Raketenmotor verursachen, was zu Zünd­ versagen des Motors nach dem Start oder zu katastrophalem Geschoßversagen führen kann.

Herkömmlicherweise weist ein in einem Langstreckengeschoß verwendeter Raketenmotor einen festen Treibstoff auf, der mit einem zentralen Hohlraum geformt ist, der sich axial über die gesamte Länge des Treibstoffs erstreckt und eine Plenumkammer bildet. Bei einer solchen Konfiguration brennt der Treibstoff vom Hohlraum nach außen ab und wirkt als sogenannter interner oder perforierter Treibsatz. Die bei dieser Verbrennung erzeugten gasförmi­ gen Verbrennungsprodukte treten dann durch eine Düse am rückwärtigen Ende des Motorgehäuses aus.

Jedoch ist ein mit dieser Art von Raketenmotor verbundenes Problem, daß sich der perforierte Treibsatz verformen kann, wenn er den hohen axialen Beschleunigungsbelastungen ausgesetzt wird, die beim Abschuß auftreten. Bei einer solchen Verformung kann der feste Treibstoff einen Riß bekommen oder sich plastisch verformen, so daß der zentrale Hohlraum verstopft. In beiden Fällen können Fehlfunktion des Motors und manchmal katastrophales Versagen des Geschosses die Folge sein.

Eine Lösung für dieses Verformungsproblem ist, den Teibstoff entlang der Achse des Geschosses in eine Serie von Sätzen geringerer Länge zu unter­ teilen, die voneinander durch Halterungen getrennt sind, die ein zentrales Loch enthalten, um einen Durchgang der gasförmigen Verbrennungsprodukte zur Düse zu gestatten. Jedoch bringt diese Lösung das zusätzliche Problem mit sich, daß das für den Treibstoff verfügbare Volumen der Brennkammer durch diese Halterungen vermindert wird. Dies führt entweder zu einer verminderten Nutzlast oder einer verminderten Reichweite, wenn die Masse und Außenabmes­ sungen eines herkömmlichen Geschosses erhalten bleiben sollen.

Es ist ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Langstrecken-Artille­ riegeschoß zu schaffen, bei dem zumindest einige der oben erwähnten Probleme abgemildert sind.

Gemäß der vorliegenden Erfindung wird ein Langstrecken-Artilleriege­ schoß geschaffen, das eine Nutzlast, einen Raketenmotor und eine Raketenan­ triebsverzögerungseinrichtung zum Verzögern der Zündung des Raketenantriebs für eine vorbestimmte Zeitdauer nach dem Abschießen des Geschosses besitzt, wobei der Raketenmotor eine Brennkammer, in der fester Raketentreibstoff untergebracht ist, und eine Raketendüse aufweist, und dadurch gekennzeichnet ist, daß die Brennkammer eine Plenumkammer aufweist, an einem Ende mit der auf ein Entgasen der Plenumkammer eingerichteten Raketendüse, der feste Raketentreibstoff in einer Konfiguration für einen Stirnseitenabbrand ange­ ordnet ist und der Raketenmotor außerdem eine Treibsatzhalterung aufweist, die zwischen dem Treibstoff und der Plenumkammer angeordnet und darauf aus­ gelegt ist, wesentliche Bewegung des Treibstoffs während des Abschusses zu verhindern, einen Eintritt von unverbranntem Treibstoff in die Plenumkammer zu verhüten und im Betrieb einen im wesentlichen ungehinderten Übertritt von Treibstoffverbrennungsprodukten in die Plenumkammer zu gestatten.

Durch die Ausbildung eines festen Treibsatzes ohne einen zentralen Hohlraum wird der Pegel für die axiale Beschleunigungsbelastung, den der Treibsatz aushalten kann, über den für einen aus dem gleichen Material aber mit einem zentralen Hohlraum gebildeten erhöht. Während des Abschusses wird der Treibstoff durch die Treibstoffhalterung gestützt und an wesentlicher Bewegung gehindert, wodurch der Neigung des Treibstoffs vorgebeugt wird, sich nach rückwärts zu bewegen und die Plenumkammer zu verstopfen, was zu unkorrekter Zündung führen würde. Probleme mit inkonsistentem Abbrennen werden beseitigt, da die Treibsatzhalterung auch dazu dient, ein Eintreten wesentlicher Mengen an unverbranntem Treibstoff in die Plenumkammer mit schädlicher Wirkung für das Brennverhalten des Raketenmotors zu verhüten. Außerdem wird durch die Anordnung nur eines Halters für den Treibstoff das für den Treibstoff verfügbare Volumen der Brennkammer maximiert.

Die Raketenunterstützung für das Geschoß kommt am besten zur Wirkung, wenn das Geschoß in die weniger dichte Luft in der Stratosphäre eintritt, da die Geschwindigkeitssteigerung in der Atmosphäre geringerer Dichte maximiert wird. Daher wird die Wirksamkeit der Raketenunterstützung maximal, wenn die Zündung des Raketenmotors verzögert wird, bis das Geschoß die weniger dichte Luft erreicht. Für den Fachmann ist offensichtlich, daß die Zeit, die das Geschoß zum Erreichen dieser Zone benötigt, von der Flugbahn des Geschosses und der Geschwindigkeit abhängt, mit der das Geschoß das Geschütz verläßt, und unter Verwendung bekannter mathematischer Modelle berechnet werden kann.

Die Zündung des Raketenmotors kann bewirkt werden mittels einer pyro­ technischen Verzögerungsstrecke durch einen Raketenmotordüsenstopfen des Typs, der gemeinhin innerhalb raketenunterstützter Geschosse verwendet wird, um die Brennkammer gegen die beim Abschuß im Geschützlauf vorhandenen Gase hoher Temperatur und hohen Drucks abzudichten. Im Einsatz wird die pyrotech­ nische Verzögerungsstrecke durch die nach dem Abfeuern vorhandenen Hoch­ temperaturgase gezündet, und sie ist so ausgelegt, daß sich die erforder­ liche Verzögerung ergibt, bevor sie bis zum Zünder des Raketenmotors durch­ brennt und die Zündung des Raketentreibstoffs auslöst.

Damit der Raketenmotor funktionieren kann, must die Halterune durch­ lässig sein, und sie kann zum Beispiel aus einem durchlässigen Material her­ gestellt werden oder sie kann eine Platte aus einem im wesentlichen undurch­ lässigen Material aufweisen, die eine Vielzahl von durchgehenden Löchern enthält. Diese siebartige Platte gestattet ungehinderten Durchgang von Ver­ brennungsprodukten zwischen dem Treibstoff und der Plenumkammer, wenn der Raketenmotor gezündet wird.

Die Raketendüse weist allgemein einen Konusabschnitt und einen Halsteil auf, und im Einsatz werden die Verbrennungsprodukte aus der Plenumkammer durch den Halsteil der Raketendüse entlassen, um durch den Konusabschnitt hindurch aus dem Raketenmotor auszutreten. So ist es, um ein korrektes Arbeiten des Raketenmotors zu erreichen, von Vorteil, die Gesamtfläche des durch die Löcher bestimmten freien Raumes so auszulegen, daß sie mindestens die durch den Halsteil der Raketendüse definierte und vorzugsweise wenigstens zweimal die durch den Halsteil der Raketendüse definierte ist. Für einen Fachmann ist offensichtlich, daß dann, wenn das einzelne Loch zu groß gemacht wird, nennenswerte Mengen an Treibstoff durch die Löcher hindurch und in die Plenumkammer hinein gedrückt werden und Anlaß zu Fehlfunktion des Raketen­ motors geben können. Ebenso offensichtlich ist, daß die Löcher dann, wenn sie zu klein gemacht werden, durch feste Verbrennungsprodukte wie Metall­ teilchen, die sich bei Verwendung einiger bekannter Treibstoffmaterialien bilden, blockiert werden können, was wiederum Fehlfunktion des Raketenmotors verursachen kann.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform weist die Treibstoffhalterung eine Lochplatte und damit zusammenwirkende Belastungsübertragungsmittel auf, die auf eine Weitergabe eines Teils der beim Abschuß auftretenden axialen Beschleunigungsbelastung an die Wände der Plenumkammer ausgelegt sind. Das vermindert die Belastung, der die Lochplatte standhalten können muß, und erlaubt so eine ziemliche Verminderung der Dicke der Platte. Dies hat den Vorteil, daß mehr Treibstoff innerhalb der Brennkammer untergebracht werden kann.

Die Lochplatte und die Belastungsübertragungsmittel können als ein einheitlicher Baukörper konstruiert sein, oder alternativ dazu können die Belastungsübertragungsmittel einen getrennten zylindrischen Lastaufnahmering aufweisen, der konzentrisch zu der Lochplatte angeordnet ist.

Zweckmäßig kann der Lastaufnahmering eine zylindrische Stütze sein, die in der Plenumkammer angeordnet ist und sich in Längsrichtung von der Lochplatte zur rückwärtigen Wand der Brennkammer erstreckt. Vorzugsweise ist die zylindrische Stütze mit einer Vielzahl von Schlitzen versehen, um das Ausblasen der Abgase aus der Plenumkammer durch die Raketendüse hindurch zu erleichtern.

Mit großen Nutzen kann das Langstrecken-Artilleriegeschoß zusätzlich ein Basisentlastungssystem enthalten. Derartige Systeme sind in der Technik üblich und sehr wirksam zur Verminderung des Luftwiderstandes, wenn sich das Geschoß mit hoher Geschwindigkeit durch die relativ dichte Luft bewegt, die während der Anfangsstadien des Fluges angetroffen wird.

Nachstehend wird die Erfindung lediglich beispielshalber unter Bezug­ nahme auf die Figuren der beigefügten Zeichnungen beschrieben, in denen:

Fig. 1 ein Längsschnitt durch den hinteren Teil eines Langstrecken- Artilleriegeschosses gemäß der vorliegenden Erfindung ist;

Fig. 2 eine Darstellung der Treibstoffhalterung ist, wobei

• a) eine Stirnansicht und
• b) eine Seitenansicht zeigt;

Fig. 3 ein Längsschnitt durch einen Raketendüsenstopfen ist.

In Fig. 1 ist ein 155 mm-Artilleriegeschoß dargestellt, das summarisch betrachtet eine Nutzlast 2, einen Raketenmotor 3, eine Basisentlastungsein­ heit 4 und einen Führungsring 5 aufweist.

Die Nutzlast 2 und die Brennkammer (sie wird Treibstoff 9, Verbren­ nungsinhibitor 10 und Zündmaterial 13 enthaltend gezeigt) werden durch eine Trennwand 7 getrennt, wobei die Brennkammer durch die Wand des Geschosses 1 festgelegt wird. Der Raum der Brennkammer ist auf das der Trennwand 7 ferne Ende zu verkleinert, um eine Plenumkammer 8 zu bilden. Ein einheitlicher Treibsatz aus Raketentreibstoff 9, der zuvor in einen Verbrennungshemmer 10 eingegossen worden ist, ist so geformt, daß er den größten Teil des Volumens der Brennkammer ausfüllt. Der Treibstoff wird an einem Eintreten in die Ple­ numkammer 8 gehindert durch eine dünne Lochplatte 11 und einen zugeodneten Lastaufnahmering 12. Eine Schicht aus Zündmaterial 13 zum Entzünden der frei­ liegenden Stirnfläche des Treibstoffs 9 ist zwischen der Platte 11 und dem Treibstoff 9 vorgesehen. Die Plenumkammer 8 kann durch die Raketendüse 14 ent­ gast werden. Die Raketendüse 14 weist einen Konusabschnitt 20 und einen Hals­ teil 21 auf, wobei der letztere die Plenumkammer 8 mit dem Konusabschnitt 20 verbindet. Ein Raketendüsenstopfen 15 ist ebenfalls vorgesehen und wird der Klarheit halber getrennt von der Raketendüse 14 gezeigt. Die Basisent­ lastungseinheit 4 ist vom Raketenmotor 3 getrennt und weist einen ringförmig angeordneten Basisentlasstungstreibstoff 15 und eine Basisentlastungsdüse 17 auf.

Das Raketentreibstoffmaterial muß sich zur Verarbeitung eignen, einen hohen spezifischen Impuls besitzen und zuverlässige mechanische Eigenschaften über einen breiten Temperaturbereich aufweisen. Aus diesen Gründen kann die aluminisierte gummiartige Verbindung Polybutadien mit endständigen Hydroxy­ gruppen (HTPB) gewählt werden. Dieses Material wird durch Eingießen in einen Verbrennungshemmer 10 zu einem stirnseitig brennenden Raketentreibsatz ge­ formt. Dieser Hemmer 10 kann einen endseitg offenen Becher aufweisen, der aus Metall, Noryl (elastomerer Kunststoff) oder Kevlar-gefülltem Ethylen-Propy­ len-Dienmonomer(EPDM)-Gummi hergestellt ist und als Inhibitor gegen ein Ver­ brennen des Treibstoffs 9 an anderen Oberflächen als der freiliegenden Stirn­ seite wirkt.

Das Zündmaterial 13 kann zweckmäßig eine Matrix aus einer Mehrzahl von Schichten aufweisen, von denen jede ein Polytetrafluorethylen(PTFE)-Substrat aufweist, das mit zwischen 4 bis 6 Mikron Magnesium überzogen ist, das wie in GB 2 251 434 B beschrieben aus der Dampfphase abgeschieden und so angeordnet wird, daß es im wesentlichen die gesamte freiliegende Stirnfläche des Treib­ stoffs 9 abdeckt.

Wie Fig. 2 zeigen, weist die Treibsatzhalterung 11, 12 eine 6 mm dicke Platte 11 mit 113 mm Durchmesser auf, die aus einem Material hoher Streck­ grenze wie der Norm ANSI 4340 entsprechendem Stahl (Streckgrenze angenähert 1900 MPa) gebildet ist. Diese Platte 11 ist mit einigen 190 Löchern 18 von 3 mm Durchmesser versehen, die ihre Zentren an Punkten P_{1. .n} haben, die mit Abständen von etwa 6 mm relativ gleichmäßig über die Obeflächen der Platte 11 verteilt sind, um eine siebähnliche Struktur zu bilden, wie dies in Fig. 2b angedeutet ist.

Ein zylindrischer Lastaufnahmering 12 von zwischen 42 und 48 mm Durch­ messer ist konzentrisch mit der Platte 11 angeordnet. Im Einsatz dient der Lastaufnahmering 12 dazu, Belastung von der Platte 11 auf die Wände des Geschosses 1 zu übertragen, die zur Festlegung der Plenumkammer 8 dienen. In diesem Lastübertragungsring 12 sind Schlitze 19 vorgesehen, um den freien Fluß von entweichenden Treibstoffverbrennungsprodukten zu erleichtern, nach­ dem der Raketenmotortreibstoff 9 gezündet worden ist.

Der Raketenmotordüsenstopfen 15 wird mit mehr Einzelheiten in Fig. 3 gezeigt. Der Stopfen 15 schafft sowohl eine Basisentlastungszündeinrichtung als auch einen Raketenmotorzündungsverzögerungsmechanismus. Eine Masse von Basisentlastungszündverbindung 22, typischerweise eine Mischung aus Magne­ sium, Polytetrafluoräthylen (PTFE) und einem Copolymer von Hexafluoropropylen und Vinylidenfluorid, ist vorgesehen and hat mehrere radiale Zündkanäle 23, die sich davon nach außen erstrecken. Eine pyrotechnische Verzögerungs­ ladungsstrecke ist schematisch bei 24 gezeigt und erstreckt sich von der Rückseite des Stopfens 15 zu einer Transferladung 25 an der Vorderseite des Stopfens 15.

Im Einsatz entzünden die beim Abschuß im Lauf erzeugten heißen Gase sowohl die Basisentlastungszündverbindung 22 als auch die pyrotechnische Verzögerungsstrecke 24. Die Zündung der Basisentlastungstreibstoffs 16 wird ausgelöst und unterhalten durch den Zündungstransfer durch die Zündkanäle 23 im Stopfen 15 hindurch. Die pyrotechnische Verzögerungsstrecke 24 ist so aus­ gelegt, daß sie über eine längere vorbestimmte Zeitdauer (typischerweise zwischen 20 und 30 Sekunden für ein 155 mm-Artilleriegeschoß) abbrennt, um die Transferladung 25 zu zünden, wenn der Basisentlastungstreibstoff 16 im wesentlichen abgebrannt ist. Die Transferladung 25 ist so ausgelegt, daß sie unter Freisetzung genügend heißer Verbrennungsprodukte in die Plenumkammer 8 und durch die Treibstoffhalterung 11, 12 hindurch abbrennt, um das Zünd­ material 13 zu zünden. Für den Fachmann ist offensichtlich, daß innerhalb der Plenumkammer 8 zusätzlich eine nicht gezeigte Übernahmeladung vorgesehen werden kann, die von den durch die Transferladung 25 erzeugten heißen Ver­ brennungsprodukten gezündet wird und die Zündung übernimmt, um das Zünd­ material 13 zu zünden.

Obwohl die vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf ein 155 mm-Artil­ leriegeschoß veranschaulicht worden ist, versteht es sich für den Fachmann, daß die Erfindung auch bei Geschossen anderer Kaliber einsetzbar ist.

Claims (7)

1. Langstrecken-Artilleriegeschoß mit einer Nutzlast (2), einem Raketenmotor (3) und einer Raketenantriebsverzögerungseinrichtung (24) zum Verzögern der Zündung des Raketenantriebs für eine vorbestimmte Zeitdauer nach dem Abschießen des Geschosses, wobei der Raketenmotor (3) eine Brennkammer, in der fester Raketentreibstoff (9) untergebracht ist, und eine Raketendüse (14) aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennkammer eine Plenumkammer (8) aufweist, an einem Ende mit der auf ein Entgasen der Plenumkammer (8) eingerichteten Raketendüse (14), der feste Raketentreibstoff (9) in einer Konfiguration für einen Stirnseitenabbrand angeordnet ist und der Raketenmotor (3) außerdem eine Treibsatzhalterung (11, 12) aufweist, die zwischen dem Treibstoff (9) und der Plenumkammer (8) angeordnet und darauf ausgelegt ist, wesentliche Bewegung des Treibstoffs (9) während des Abschusses zu verhindern, einen Eintritt von unverbranntem Treibstoff in die Plenum­ kammer (8) zu verhüten und im Betrieb einen im wesentlichen ungehin­ derten übertritt von Treibstoffverbrennungsprodukten in die Plenum­ kammer (8) zu gestatten.

2. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibsatzhalterung (11, 12) eine Lochplatte (11) aus im wesent­ lichen undurchlässigen Material mit einer Vielzahl von durchgehenden Lochungen aufweist.

3. Geschoß nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Treibsatzhalterung (11, 12) zusätzlich eine Lastübertragungsein­ richtung (12) aufweist, die darauf eingerichtet ist, einen Teil der während des Abschusses auftretenden axialen Beschleunigungsbelastung von der Lochplatte (11) auf die Wände der Plenumkammer (8) zu über­ tragen.

4. Geschoß nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Lastübertragungseinrichtung aus einem Lastaufnahmering (12) besteht, der konzentrisch zur Lochplatte (11) und daran anstoßend angeordnet ist.

5. Geschoß nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Lastaufnahmering eine in der Plenumkammer (8) angeordnete zylin­ drische Stütze (12) ist, die sich in Längsrichtung von der Lochplatte (11) zur rückwärtigen Wand der Brennkammer erstreckt.

6. Geschoß nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zylindrische Stütze (12) mit einer Vielzahl von Schlitzen (19) versehen ist.

7. Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzlich ein Basisentlastungssystem (16, 17) vorgesehen ist.