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Die
Erfindung betrifft ein Langstrecken-Artilleriegeschoss der im Oberbegriff
des Patentanspruchs 1 angegebenen Gattung.
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Nach
einer ständigen
militärischen
Forderung soll die Reichweite von Artilleriegeschossen bei minimaler
Auswirkung auf die Nutzlast und das Ausbringungssystem vergrößert werden.
Dabei soll die allgemeine Gestalt des konventionellen Geschosses beibehalten
werden, damit das Langstrecken-Artilleriegeschoss von vorhandenen
Artilleriewaffen verschossen werden kann, ohne dass der maximal
zulässige
Geschützverschlussdruck überschritten
wird.
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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.
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Raketenmotoren
sind für
Flugkörper
in verschiedenen Ausführungen
bekannt. In der
GB 676 368
A ist ein Flugkörper
mit einem Raketenmotor beschrieben, der einen in einer Brennkammer
angeordneten, stirnseitig abbrennenden Treibstoff, eine axial angeordnete
Ausströmdüse und eine
Anzahl polygonaler oder gewölbter
Flügel
aufweist, die in Wechselwirkung mit den Abgasen treten und dem Flugkörper einen
gewissen Drall verleihen.
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Ferner
ist aus der
US 3 726 090 ein
Raketenmotor bekannt, der in einer von einem napfförmigen Gehäuse umgebenen
Brennkammer eine Treibladung und einen daran anschließenden Hohlraum aufweist,
der in eine bodenseitige Raketendüse übergeht. Die Treibladung besteht
aus einer spiralförmig aufgewickelten
Treibstoffschicht und aus Schaumstofflagen zwischen den Treibstofflagen,
die beide hochkant in der Brennkammer angeordnet sind. Am offenen
Ende des Gehäuses
sind eine Lochplatte zur Halterung der Treibladung und ein den Hohlraum
umgebender Deckel befestigt, in dessen Boden die Raketendüse ausgebildet
ist.
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Flugkörper sind
jedoch im Allgemeinen hochpreisige Munition, wobei der Raketenmotor
einen großen
Teil des Volumens einnimmt. Sie werden durch Zünden des Raketenmotors gestartet.
Die Zündung
erfolgt ohne Beanspruchungen durch einen Abschuss, und die gesamte
Energie stammt aus dem Raketenmotor. Demgegenüber sind Artilleriegeschosse
relativ preiswert und haben ein großes Volumen für Nutzlast.
Sie werden von Geschützen
abgefeuert und ein etwaiger Raketenmotor wird erst nach dem Abschuss
gezündet.
Die Startbeschleunigungen (angenähert
16.000 g) von Artilleriegeschossen können mehr als zweihundertmal
größer als
die von Flugkörper-Systemen sein. Diese
hohen axialen Belastungen beim Abschuss eines Artilleriegeschosses führen zu
Bewegungen und Verformungen des Treibstoffs in einem Raketenmotor,
was zu Zündversagen des
Motors nach dem Start oder zu katastrophalem Geschossversagen führen kann.
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Herkömmlicherweise
weist ein in einem Langstreckengeschoss verwendeter Raketenmotor eine
feste Treibladung mit einem zentralen Hohlraum auf, der sich axial über die
gesamte Länge
des Treibstoffs erstreckt. Der Treibstoff brennt vom Hohlraum nach
außen
ab und wirkt als sogenannter interner oder perforierter Treibsatz.
Die bei dieser Verbrennung erzeugten gasförmigen Verbrennungsprodukte treten
dann durch eine Düse
am rückwärtigen Ende des
Motorgehäuses
aus. Bei diesem Raketenmotor besteht das Problem, dass sich der
perforierte Treibsatz verformen kann, wenn er den beim Abschuss auftretenden
hohen axialen Beschleunigungsbelastungen ausgesetzt wird. Durch
solche Verformungen können
Risse im festen Treibstoff auftreten oder der plastisch verformte
Treibstoff kann den zentralen Hohlraum verstopfen. In beiden Fällen können Fehlfunktionen
des Motors und manchmal katastrophales Versagen des Geschosses die
Folge sein. Zur Lösung
dieses Verformungsproblems kann der Treibstoff entlang der Geschossachse
in eine Serie von kurzen Sätzen
unterteilt werden, die voneinander durch Halterungen getrennt sind,
die ein zentrales Loch enthalten, um einen Durchgang der gasförmigen Verbrennungsprodukte
zur Düse
zu gestatten. Jedoch wird dabei das für den Treibstoff verfügbare Volumen
der Brennkammer durch die Halterungen vermindert. Dies führt entweder
zu einer verminderten Nutzlast oder zu einer geringeren Reichweite, wenn
die Masse und Außenabmessungen
eines herkömmlichen
Geschosses erhalten bleiben.
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Ferner
ist aus der
DE 43 45
153 A ein gattungsgemäßes Artilleriegeschoss
bekannt, das in einem gemeinsamen Gehäuse eine Nutzlast, eine vollständig mit
zwei Raketentreibstoffen gefüllte
Brennkammer und eine bodenseitige Raketendüse aufweist. Um ein vorzeitiges
Zünden
des Raketentreibmittels durch heiße Abschussgase zu verhindern, dient
ein Düsenstopfen
zum Verschließen
der Raketendüse,
in dem pyrotechnische Zündverzögerer vorgesehen
sind.
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Aufgabe
der Erfindung ist es, ein Langstrecken-Artilleriegeschoss zu schaffen,
bei dem zumindest einige der oben erwähnten Probleme abgemildert
sind.
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Diese
Aufgabe wird durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale
gelöst.
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Das
erfindungsgemäße Langstrecken-Artilleriegeschoss
enthält
eine Nutzlast, einen Raketenmotor und eine Raketenantriebsverzögerungseinrichtung
zum Verzögern
der Zündung
des Raketenantriebs für
eine vorbestimmte Zeitdauer nach dem Abschießen des Geschos ses. Der Raketenmotor
hat eine Brennkammer, in der fester Raketentreibstoff untergebracht
ist, und eine Raketendüse.
Die Brennkammer weist einen Hohlraum auf, an dessen bodenseitigem
Ende die Raketendüse
anschließt.
Der feste Raketentreibstoff ist für einen stirnseitigen Abbrand konfiguriert
und angeordnet. Der Raketenmotor enthält eine Treibsatzhalterung,
die zwischen dem Treibstoff und der Raketendüse angeordnet ist und eine wesentliche
Bewegung des Treibstoffs während
des Abschusses verhindert, den Eintritt von unverbranntem Treibstoff
in den Hohlraum verhütet
und im Betrieb einen im Wesentlichen ungehinderten Übertritt von
Treibstoffverbrennungsprodukten in den Hohlraum gestattet.
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Durch
die Ausbildung des festen Treibsatzes ohne zentral durchgehenden
Hohlraum wird die axiale Beschleunigungsbelastung, die der Treibsatz
ohne Verformung aushalten kann, 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 Treibsatzhaltung
auch dazu dient, ein Eintreten wesentlicher Mengen an unverbranntem
Treibstoff in den Hohlraum 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.
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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.
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Die
bis zum Erreichen dieser Zone benötigte Zeitspanne hängt von
der Flugbahn und der Abschussgeschwindigkeit des Geschosses ab und kann
unter Verwendung bekannter mathematischer Modelle berechnet werden.
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Die
Zündung
des Raketenmotors kann mittels einer pyrotechnischen Verzögerungsstrecke
in einem an sich bekannten Düsenstopfen
bewirkt werden, der die Brennkammer gegen die beim Abschuss im Geschützlauf vorhandenen
Gase hoher Temperatur und hohen Drucks abdichtet. Im Einsatz wird
die pyrotechnische Verzögerungsstrecke
durch die nach dem Abfeuern vorhandenen Hochtemperaturgase gezündet, und
sie ist so ausgelegt, dass sich die erforderliche Verzögerung ergibt,
bevor sie bis zum Zünder
des Raketenmotors durchbrennt und die Zündung des Raketentreibstoffs
auslöst.
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Damit
der Raketenmotor funktionieren kann, muss die Halterung durchlässig sein,
und sie kann zum Beispiel aus einem durchlässigen Material hergestellt
werden oder sie kann eine Platte aus einem im Wesentlichen undurchlässigen Material
aufweisen, die eine Vielzahl von durchgehenden Löchern enthält. Diese siebartige Platte
gestattet ungehinderten Durchgang von Verbrennungsprodukten zwischen
dem Treibstoff und der Plenumkammer, wenn der Raketenmotor gezündet wird.
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Die
Raketendüse
weist allgemein einen Konusabschnitt und einen Halsteil auf, und
im Einsatz strömen
die Verbrennungsprodukte aus dem Hohlraum durch den Halsteil und
den Konusabschnitt der Raketendüse
aus dem Raketenmotor aus. Um ein korrektes Arbeiten des Raketenmotors
zu erreichen, ist es von Vorteil, die Gesamtfläche der Löcher so auszulegen, dass sie
mindestens der Fläche
des Halsteils und vorzugsweise wenigstens dem Zweifachen der Fläche des
Halsteils der Raketendüse
entspricht. Wenn einzelne Löcher
zu groß sind,
können nennenswerte
Mengen an Treibstoff durch die Löcher hindurch
in den Hohlraum gedrückt
werden, was Fehlfunktionen des Raketenmotors veranlassen kann. Wenn
die Löcher
zu klein sind, können
sie durch feste Verbrennungsprodukte, wie Metallteilchen, die sich
bei Verwendung einiger bekannter Treibstoffmaterialien bilden, blockiert
werden, was ebenfalls Fehlfunktionen des Raketenmotors verursachen
kann.
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Die
erfindungsgemäße Treibstoffhalterung weist
eine Lochplatte und damit zusammenwirkende Belastungsübertragungsmittel
auf, die zur Weitergabe eines Teils der beim Abschuss auftretenden
axialen Beschleunigungsbelastung an die Wände der Plenumkammer ausgelegt
sind. Das vermindert die Belastung, der die Lochplatte standhalten
muss, und erlaubt so eine erhebliche Verminderung der Dicke der
Platte, so dass mehr Treibstoff in der Brennkammer untergebracht
werden kann.
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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.
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Zweckmäßig kann
der Lastaufnahmering eine zylindrische Stütze sein, die im Hohlraum 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
dem Hohlraum durch die Raketendüse
hindurch zu erleichtern.
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Mit
großem
Nutzen kann das Langstrecken-Artilleriegeschoss zusätzlich ein
Bodenausströmsystem
zur Verminderung des Luftwiderstandes enthalten, wenn sich das Geschoss
mit hoher Geschwindigkeit durch die relativ dichte Luft während der
Anfangsstadien des Fluges bewegt.
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Im
Folgenden wird ein Ausführungsbeispiel der
Erfindung anhand der Zeichnung ausführlich beschrieben. Es zeigen:
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1 einen
Längsschnitt
durch den hinteren Teil eines Langstrecken-Artilleriegeschosses;
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2a, 2b eine
Treibstoffhalterung in Stirnansicht und in Seitenansicht;
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3 einen
Längsschnitt
durch einen Raketendüsenstopfen.
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In 1 ist
ein 155 mm-Artilleriegeschoss dargestellt, das summarisch betrachtet
eine Nutzlast 2, einen Raketenmotor 3, ein Bodenausströmsystem 4 und
einen Führungsring 5 aufweist.
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Die
Nutzlast 2 und eine Treibstoff 9, einen Verbrennungshemmer 10 sowie
Zündmaterial 13 enthaltende
Brennkammer sind durch eine Trennwand 7 getrennt. Die Brennkammer
ist durch die Wand des Geschosses 1 festgelegt. Der Raum
der Brennkammer ist an dem der Trennwand 7 entgegengesetzten
Ende zu einem Hohlraum 8 verkleinert. Ein einheitlicher
Treibsatz aus Raketentreibstoff 9, der zuvor in den Verbrennungshemmer 10 eingegossen
worden ist, füllt
den größten Teil
des Volumens der Brennkammer aus. Der feste Raketentreibstoff 9 wird
an einem Eintreten in den Hohlraum 8 durch eine dünne Lochplatte 11 und
einen zugeordneten Lastaufnahmering 12 gehindert. Eine
Schicht aus Zündmaterial 13 zum
Entzünden
der freiliegenden Stirnfläche
des Raketentreibstoffs 9 ist zwischen der Lochplatte 11 und
dem Raketentreibstoff 9 vorgesehen. Der Hohlraum 8 wird
durch die Raketendüse 14 entgast.
Die Raketendüse 14 weist
einen Konusabschnitt 20 und einen Halsteil 21 auf,
welcher den Hohlraum 8 mit dem Konusabschnitt 20 verbindet. Ein
Düsenstopfen 15 ist
ebenfalls vorgesehen und wird der Klarheit halber getrennt von der
Raketendüse 14 gezeigt.
Das Bodenauslasssystem 4 ist vom Raketenmotor 3 getrennt
und weist einen ringförmig angeordneten
Treibsatz 16 und eine Auslassdüse 17 auf.
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Der
Raketentreibstoff muss sich zur Verarbeitung eignen, einen hohen
spezifischen Impuls besitzen und zuverlässige mechanische Eigenschaften über einen
breiten Temperaturbereich haben. Aus diesen Gründen kann eine aluminisierte
gummiartige Polybutadien-Verbindung
mit endständigen
Hydroxygruppen (HTPB) gewählt
werden. Dieses Material wird durch Eingießen in einen Verbrennungshemmer 10 zu
einem stirnseitig brennenden Raketentreibsatz geformt. Der Verbrennungshemmer 10 kann
einen endseitig offenen Becher aufweisen, der aus Metall, Noryl
(elastomerer Kunststoff) oder Kevlar-gefülltem Ethylen-Propylen-Dienmonomer
(EPDM)-Gummi hergestellt ist und als Inhibitor gegen ein Verbrennen des
Treibstoffs 9 an anderen Oberflächen als der freiliegenden
Stirnseite wirkt.
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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 Treibstoffs
9 abdeckt.
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Die
in den 2a, 2b dargestellte
Treibsatzhalterung 11, 12 weist eine 6 mm dicke
Platte 11 mit 113 mm Durchmesser auf, die aus einem Material hoher
Streckgrenze, wie ein der Norm ANSI 4340 entsprechender Stahl (Streckgrenze
angenähert 1900
MPa), gebildet ist. Diese Platte 11 ist mit etwa 190 Löchern 18 von
3 mm Durchmesser versehen, die ihre Zentren an Punkten P1..n haben, die mit Abständen von etwa 6 mm relativ
gleichmäßig über die Oberfläche der
Platte 11 verteilt sind, um eine siebähnliche Struktur zu bilden,
wie dies in 2b angedeutet ist.
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Ein
zylindrischer Lastaufnahmering 12 von zwischen 42 und 48
mm Durchmesser ist konzentrisch zur Platte 11 angeordnet.
Im Einsatz dient der Lastaufnahmering 12 dazu, Belastung
von der Platte 11 auf die den Hohlraum 8 begrenzenden
Wände des Geschosses 1 zu übertragen.
In diesem Lastübertragungsring 12 sind
Schlitze 19 vorgesehen, um den freien Strom von entweichenden
Treibstoffverbrennungsprodukten zu erleichtern, nachdem der Raketentreibstoff 9 gezündet worden
ist.
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Der
Düsenstopfen 15 wird
mit mehr Einzelheiten in 3 gezeigt. Der Stopfen 15 schafft
sowohl eine Basisentlastungszündeinrichtung
als auch einen Zündverzögerungsmechanismus.
Eine Entlastungszündladung 22,
typischerweise eine Mischung aus Magnesium, Polytetrafluorethylen
(PTFE) und einem Copolymer von Hexafluoropropylen und Vinylidenfluorid
hat mehrere nach außen
führende
radiale Zündkanäle 23.
Eine pyrotechnische Verzögerungsladung 24 erstreckt
sich von der Rückseite
des Stopfens 15 zu einer Transferladung 25 an
der Vorderseite des Stopfens 15.
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Im
Einsatz entzünden
die beim Abschuss im Lauf erzeugten heißen Gase sowohl die Zündladung 22 als
auch die pyrotechnische Verzögerungsladung 24.
Die Zündung
des Treibsatzes 16 wird ausgelöst und unterhalten durch den
Zündungstransfer
durch die Zündkanäle 23 im
Stopfen 15 hindurch. Die pyrotechnische Verzögerungsstrecke 24 ist
so ausgelegt, 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 Treibsatz 16 im
Wesentlichen abgebrannt ist. Die Transferladung 25 ist
so ausgelegt, dass sie unter Freisetzung genügend hei ßer Verbrennungsprodukte in
den Hohlraum 8 und durch die Treibsatzhalterung 11, 12 hindurch abbrennt,
um das Zündmaterial 13 zu
zünden.
Für den
Fachmann ist offensichtlich, dass in dem Hohlraum 8 zusätzlich eine
nicht gezeigte Übernahmeladung
vorgesehen werden kann, die von den durch die Transferladung 25 erzeugten
heißen
Verbrennungsprodukten gezündet
wird und die Zündung
des Zündmaterials 13 übernimmt.
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Obwohl
die Erfindung unter Bezugnahme auf ein 155 mm-Artilleriegeschoss beschrieben wurde, versteht
es sich für
den Fachmann, dass die Erfindung auch bei Geschossen anderer Kaliber
einsetzbar ist.