DE2030722C3 - Leuchtspureinrichtung - Google Patents
LeuchtspureinrichtungInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
- F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
- F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
- F42B12/38—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information of tracer type
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Description
Die Erfindung betrifft eine Leuchtspureinrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Aus der US-PS 28 29 596 ist eine Leuchtspureinrichtung mit einem Gehäuse bekannt, das auf der Rückseite
bzw. dem Heck einer Rakete als Flugkörper angeordnet ist und dessen Achse nicht parallel, sondern geneigt zur
Achse der Düse des Flugkörpers ist. Das Gehäuse der Leuchtspureinrichtung ist so ausgerichtet, daß die von
einem darin enthaltenen pyrotechnischen Satz abgegebenen Gase in eine Verbrennungsgas-Strömung verteilt,
d. h., eingemischt werden, die von dem Triebwerk bzw. der Treibladung des Flugkörpers abgegeben wird. Bei
dieser bekannten Leuchtspureinrichtung tritt jedoch erheblicher Energieverlust auf, da ein starkes Mißverhältnis
zwischen dem von der Leuchtspureinrichtung und dem von Treibladung abgegebenen Gas vorliegt,
und somit eine starke Verdünnung des ersteren in dem letzteren entsteht. Die Leuchtspurrichtung besitzt
lediglich geringen Wirkungsgrad.
Bei anderen bekannten Leuchtspureinrichtungen (vgl. insbesondere FR-PS 14 73 180 und US-PS 29 86 999) ist
die Leuchtspureinrichtung am Heck des Flugkörpers parallel zur Flugkörperachse ausgerichtet. Dadurch
allein kann jedoch zwischen der am Flugkörper entlang strömenden Luftströmung und der Verbrennungsgas-Strömung
aus der Triebwerksdüse des Flugkörpers keine sich laminar ausbreitende Schicht erzeugt werden.
Vielmehr wird eine Turbulenzzone erreicht, in der eine Störung der Markierungsflamme auftritt. Die Verwirbelung
ist insbesondere am Heck besonders stark, an dem die Leuchtspureinrichtung angebracht ist. Die störenden
Verwirbelungen sind im Überschallbereich besonders kräftig, jedoch wird die Markierungsflamme auch im
Unterschallbereich empfindlich gestört. Zur Vermeidung dieser Nachteile sind bei den letzteren bekannten
Leuchtspureinrichtungen Ablenkvorrichtungen vorgesehen, um den scheinbaren Durchmesser der Markierungsflamme
möglichst konstant zu halten.
Es ist Aufgabe der Erfindung, bei einer Leuchtspureinrichtung der eingangs genannten Art die Leistungsbzw. Wirkungsverluste im Flug zu verringern.
Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs gelöst
Die Erfindung wird durch die Merkmale der Unteransprüche weitergebildet
Durch die Winkelausrichtung der erfindungsgemäßen Leuchtspureinrichtung und durch die Ausbildung des
ίο Gehäuse-Endes als Lavaldüse, wodurch die Austrittsgeschwindigkeit
der die Markierungsflamme bildenden leuchtenden Teilchen erhöht wird, durchsetzt diese
leicht die Turbulenzzone und wird anschließend von dem Luftstrom und dem Verbrennungsgas-Strom
eingefaßt und von diesen mitgenommen, wodurch die Markierungsflamme verlängert wird. Daraus folgt, daß
der von einem Beobachter gesehene scheinbare Durchmesser der Markierungsflamme deutlich erhöht
ist, wodurch wiederum die Intensität stark erhöht ist
Es sei erwähnt, daß Vorschubeinrichtungen mit einer konvergent-divergenten Düse, kurz Lavaldüse, zum
Austritt von Gasen bekannt ist (US-PS 33 54 645), wobei in das Innere der Lavaldüse Luft injiziert wird unter
asymmetrischer Verteilung mittels ausrichtbarer Klappen, um so die Vorschubrichtung verändern zu können.
Die Lavaldüse der erfindungsgemäßen Leuchtspureinrichtung besitzt jedoch normale axiale Verbrennung.
Der Wert des Winkels kann aufgrund des Ortes des Zusammenflusses der beiden Strömungen bestimmt
werden, der einerseits von dem Strömungsverlauf des Verbrennungsgas-Stroms der Treibladung, und damit
insbesondere von der Form der Düse und der Leistung der Treibladung und andererseits von der aerodynamischen
Ausbildung des Flugkörpers, sowie dessen Geschwindigkeit abhängt. Diese Kenngrößen sind zwar
von Flugkörper zu Flugkörper unterschiedlich, jedoch sind sie auf einfache Weise mittels auf dem Gebiet der
Mechanik flüssiger und gasförmiger Körper bekannter Gleichungen berechenbar, aber auch durch Versuche
bestimmbar.
Eine besonders einfache Anbringungsmöglichkeit und einfache Justiermöglichkeit ergibt sich, wenn das
Gehäuse der Leuchtspureinrichtung bodenseitig auf einer schrägen Stirnfläche eines in Drehrichtung
ausrichtbaren zylindrischen Trägers befestigt ist, der parallel zur Flugkörperachse in einer Aussparung am
Flugkörperheck vorgesehen ist.
Es sei erwähnt, daß mit einem Gehäuse aus Metall, Graphit oder härtbarem Kunststoff, insbesondere mit
Asbest als Füllstoff, geringes Gewicht erreichbar ist, und daß mit einer Innenauskleidung des Gehäuses mit einer
Polyesterharzschicht, der als Füllstoff ein hochschmelzendes Metalloxidpulver, wie Magnesiumoxidpulver
zugesetzt ist, durch die erreichbare Verringerung der Wandstärke des Gehäuses eine weitere Gewichtseinsparung
erreichbar ist.
Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es
zeigt
F i g. 1 schematisch die aerodynamischen Verhältnisse am Heck einer Rakete, die mit einer Markierungsvorrichtung
ausgestattet ist und mit eingeschaltetem Triebwerk fliegt,
F i g. 2 vergrößert und im Teilschnitt zwei Leuchtspureinrichtungen
der Markierungsvorrichtung,
F i g. 3 perspektivisch eine Leuchtspureinrichtung,
Fig.4 im Längsschnitt eine Leuchtspureinrichtung mit ihrem pyrotechnischen Satz.
Fig.4 im Längsschnitt eine Leuchtspureinrichtung mit ihrem pyrotechnischen Satz.
Fig. 1 zeigt das Heck einer Rakete FaIs Flugkörper
mit Leitflossen a, die sich in Flugstellung befindet Der Verbrennungsgas-Strahl b des Triebwerkes der Rakete
F verläßt dessen Schubdüse c, expandiert zunehmend hinter der Schubdüse c und nähen sich einer
Luftgrenzschicht mit Strömungsfäden d an, die am Raketenkörper vorbeistreicht. Der Raum e zwischen
einer inneren Hüllfläche / der Strömungsfäden d und einer äußeren Hüllfläche g des Verbrennungsgas-Strahls
b ist Ort von Verwirbelungen Λ, und zwar insbesondere in der Nähe des Raketenhecks.
Die Rakete Fträgt an ihrem Heck eine Markierungsvorrichtung, die aus mindestens einer Leuchtspureinrichtung
1 besteht, die eine Markierungsflamme 2 abgibt. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 2
weist die Markierungsvorrichtung zwei Leuchtspureinrichtungen 1 auf, die mittels Kunstharz 3 in Aussparungen
4 eingegossen sind, die diametral außerhalb der Schubdüse cder Rakete /angeordnet sind.
Jede Leuchtspureinrichtung 1 (Fig.3) weist ein Gehäuse 5 auf, das mit seinem Boden 6 senkrecht im
Zentrum einer schrägen Stirnfläche 7 eines zylindrischen Trägers 8 befestigt ist, der seinerseits in" die
Aussparung 4 im Raketenheck eingelassen ist. Dadurch weist die Achse des Gehäuses 5 einen Winkel /
gegenüber der Achse des zylindrischen Trägers 8 und damit gegenüber der Achse der Rakete F auf. Dieser
Winkel /liegt zwischen 25 und 60°.
Am freien bzw. Austrittsende ist das Gehäuse 5 als Lavaldüse mit konvergentem Teil 9 und divergenter
Düse 10 ausgebildet.
Das bevorzugt mit der Lavaldüse 9, 10 einstückige Gehäuse 5 (Fig.4) ist mit einer Schicht 11 aus
Polyesterharz mit einem hochschmelzenden Metalloxid als Füllstoff ausgekleidet. In seinem zylindrischen Teil
enthält das Gehäuse 5 einen pyrotechnischen Feststoff-Satz 12, dessen Verbrennung die Markierungsflamme 2
erzeugt, die aus der Lavaldüse 9,10 austritt.
Vorteilhaft besteht das Gehäuse 5 aus Metall, Graphit oder einem härtbaren Kunststoff, insbesondere Phenolharz
mit Asbestfüllung. Die Auskleidung des Gehäuses 5 dient als Wärmeschutz. Deren Füllstoff ist vorteilhaft
Magnesiumoxidpulver, es können aber auch andere hitzebeständige Metalloxide wie z. B. Zirkonoxid
verwendet werden.
Die Markierungsvorrichtung ermöglicht die Erzeugung einer Markierungsflamme 2, die schräg zur
ίο Längsachse der Rakete F gerichtet ist und in Richtung
auf die Zone läuft, in der sich der Luftstrom d und der Verbrennungsgas-Strahl b des Triebwerkes berühren.
Dies wird durch den Winkel /des Gehäuses 5 gegenüber seinem Träger 8 bzw. der Achse der Rakete F erreicht.
Vor dem Vergießen kann dabei zusätzlich eine Justierung des Trägers 8 um seine Achse vorgenommen
werden.
Die Austrittsgeschwindigkeit der leuchtenden Bestandteile, die die Markierungsflamme 2 bilden, wird
durch die Lavaldüse 9, 10 am Ende des Gehäuses 5 beträchtlich erhöht so daß die Markierungsflamme 2
die Turbulenzzone A leicht durchströmt und durch die diese begleitenden Luft- und Verbrennungsgas-Ströme
d bzw. g mitgerissen wird, wodurch eine Verlängerung
der Markierungsflamme 2 erreicht wird.
Daraus folgt, daß der scheinbare Durchmesser der Markierungsflamme 2, die von einem Beobachter der
Rakete F gesehen wird, beträchtlich vergrößert erscheint, so daß die Wirksamkeit der Markierungsvorrichtung
gegenüber herkömmlichen Vorrichtungen beträchtlich erhöht ist da die Flugbahnverfolgung des
Flugkörpers, nämlich der Rakete F, beträchtlich verbessert ist.
Zahlreiche Weiterbildungen der beschriebenen Ausführung sind möglich, beispielsweise können mehr als
zwei Leuchtspureinrichtungen 1 gleichmäßig um die Schubdüse c verteilt angeordnet sein.
Claims (3)
1. Leuchtspureinrichtung mit einem in einem zylindrischen Gehäuse untergebrachten gaserzeugenden
pyrotechnischen Satz, dessen Achse einen Winkel zur Flugkörperachse einnimmt und dessen
Verbrennungsgase axial aus dem Gehäuse in die Strömung hinter dem Flugkörper austreten, dadurch
gekennzeichnet,
daß das Gehäuse (5) in den Bereich gerichtet ist, in
dem sich die Luftströmung (d) und die Gasströmung (b) des Triebwerks berühren, und
daß das Gehäuse (5) am Austrittsende als Lavaldüse (9,10) ausgebildet ist
daß das Gehäuse (5) am Austrittsende als Lavaldüse (9,10) ausgebildet ist
2. Leuchtspureinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse (S) mit
seinem Boden (6) auf einer schrägen Stirnfläche (7) eines in Drehrichtung ausrichtbaren zylindrischen
Trägers (8) befestigt ist, der parallel zur Längsachse
des Flugkörpers (F) in eine Aussparung (4) am Triebwerkheck eingelassen ist.
3. Leuchtspureinrichtung nach Anspruch 1 und 2, gekennzeichnet durch einen Winkel ßj zwischen der
Achse des Gehäuses (5) und der Achse des zylindrischen Trägers (8) von 25° bis 60°.
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