DE3048617C2 - - Google Patents
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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
- F42B12/56—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 for dispensing discrete solid bodies
- F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
Description
Die Erfindung bezieht sich auf einen Gefechtskopf der im
Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.
Es ist bekannt, Gefechtsköpfe dazu zu benutzen, eine Nutz
last aus Sekundärkörpern in ein vorgegebenes Zielgebiet
zu transportieren, wo sie dann, ggf. nach entsprechender
Verteilung, ihrem vorgesehenen Zweck zugeführt wird.
So ist es beispielsweise bekannt, Sekundärsprengkörper
als Nutzlast von ungelenkten Raketen ins Zielgebiet zu be
fördern und sie dann nach entsprechender Verteilung zur
Bekämpfung feindlicher Fahrzeugansammlungen zu benutzen.
Um eine zufriedenstellende Verteilung dieser Sekundär
körper zu erzielen, ist es notwendig, diese nach Freigabe
aus dem Gefechtskopf zusätzlich zu ihrer axialen Bewegung
vorzugsweise in unterschiedliche Richtungen radial zu
beschleunigen. So ist es beispielsweise bekannt, die
Sekundärkörper mittels einer drallstabilisierten Granate
zu befördern, wobei sich die Sekundärkörper nach dem Aus
stoß aus der Granatenhülle aufgrund der wirkenden Flieh
kräfte verteilen. Bekannt ist es auch, die Sekundärkörper
um einen Gasgenerator herum anzuordnen, der nach Auf
sprengen der Gefechtskopfhülle die Sekundärkörper ausein
ander treibt. Sowohl im einen wie im anderen Falle ergeben
sich aber gewisse Nachteile und Schwierigkeiten. Im einen
Fall nämlich dadurch, daß sich die Anwendbarkeit auf drall
stabilisierte Granaten beschränkt, da flügelstabilisierte
Geschosse bzw. Raketen die für eine gute Verteilung er
forderliche hohe Drehzahl um ihre Achse nicht hergeben,
vielmehr einen Drehzahlabfall und damit eine Stabilitäts
minderung erleiden wenn nicht gar völlig instabil werden.
Im anderen Fall besteht sowohl beim Aufsprengen der Ge
fechtskopfhülle wie auch beim Auseinandertreiben der Se
kundärkörper durch den Gasgenerator die Gefahr einer Be
schädigung der Sekundärkörper, wodurch aber ihre Funktions
tüchtigkeit in Frage gestellt sein kann.
In der US-PS 37 12 229 ist weiterhin ein Gefechtskopf ei
ner Rakete beschrieben, dessen Hülle aus einzelnen, in
axialer Richtung sich erstreckenden zylinderschalenförmigen
Segmenten zusammengesetzt ist, wobei zwischen jeweils zwei
Segmenten ein in Längsrichtung verlaufendes Abdichtungs
element vorgesehen ist. Jedem Segment ist eine Anzahl von
axial hintereinander angeordneten Sekundärkörpern zuge
ordnet, und zwar derart, daß die Sekundärkörper während
ihrer Freigabe in Längsrichtung der Segmente geführt wer
den. Die Segmente sind aus ihrer, die Gefechtskopfhülle
bildenden Position um ihr hinteres Ende nach außen ver
schwenkbar, nachdem zu einem vorgegebenen Zeitpunkt während
des Fluges der Rakete eine am vorderen Ende der Segmente
vorgesehene mechanische Verriegelung auf pyrotechnischem
Wege aufgehoben worden ist. Dabei sind jedem einzelnen Element
noch mehrere, axial hintereinander angeordnete vorgespannte
Blattfedern zugeordnet, welche nach der Entriegelung der
Segmente deren Ausschwenken einleiten, so daß sie der Luft
anströmung einen zunehmenden Widerstand entgegensetzen,
und der Ausschwenkvorgang der Segmente entsprechend be
schleunigt wird. Um ein möglichst gleichmäßiges Ausschwen
ken aller Segmente zu erreichen, ist dabei an deren hinte
rem Ende noch eine mechanische Einrichtung vorgesehen,
welche die Bewegung der Segmente zwangsweise miteinander
koppelt. Beim Ausschwenken der Segmente werden die Sekundär
körper infolge der auf sie einwirkenden Zentrifugalkräfte
in Längsrichtung der Segmente bewegt und damit freigegeben.
Zur Unterstützung dieser Bewegung ist dabei noch zwischen
dem hinteren Ende Eines jeden Segmentes und dem diesem
benachbarten Sekundärkörper eine vorgespannte Druckfeder
vorgesehen. Nachteilig ist hierbei insbesondere, daß die
Freigabe der Sekundärkörper im wesentlichen durch die
Ausschwenkbewegung der Segmente bestimmt ist, die ihrer
seits wiederum primär von dem dabei einwirkenden Luft
widerstand bestimmt wird. Das bedeutet aber, daß die Frei
gabe der Sekundärkörper praktisch durch die Fluggeschwin
digkeit der Rakete und die Anströmfläche der ausklappen
den Segmente vorbestimmt ist.
Aus der US-PS 37 60 730 ist schließlich noch eine Rakete
bekannt, bei der insbesondere aus Stabilitätsgründen der
Motor vor der Nutzlast angeordnet ist, so daß die Treib
gase seitlich abströmen müssen. Um dabei der Rakete eine
Drallstabilisierung zu verleihen, können die seitlichen
Austrittsdüsen geneigt angeordnet werden, so daß der Rakete
unmittelbar nach ihrem Start eine Rotationsbewegung auf
gezwungen wird. Eine Freigabe der Nutzlast durch diese
Bewegung erfolgt nicht. Statt dessen ist vorgesehen, die
mechanische Verriegelung zwischen Motor und Nutzlast unter
thermischer Einwirkung zu einem vorgegebenen Zeitpunkt auf
zuheben.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Gefechtskopf
entsprechend dem Oberbegriff des Anspruchs 1 so auszubilden,
daß die Freigabe der Sekundärkörper unabhängig von der
Stabilisierungsart und der zurückgelegten Flugentfernung des
Gefechtskopfes möglich ist.
Diese Aufgabe wird entsprechend dem Kennzeichen des Anspruchs
1 gelöst, indem nämlich der Gefechtskopf mit einem koaxial
angeordneten rotationserzeugenden Raketentriebwerk versehen
wird, welches es ermöglicht, den Gefechtskopf samt
Sekundärkörper auf eine das ungehinderte Freisetzen der
Sekundärkörper ermöglichende Drehzahl um seine Achse zu
bringen. Eine Verminderung der aerodynamischen Stabilität kann
sich dabei auf die Fluglage des Geschosses bzw. der Rakete
nicht auswirken, da diese Drehzahl innerhalb sehr kurzer Zeit
erreicht wird. Aus diesem Grunde genügt entsprechend der
erfindungsgemäßen Lösung ein kurzzeitig brennendes Raketen
triebswerk, da es die gewünschte und erforderliche Drehzahl in
wesentlich kürzerer Zeit aufbringt als es zum Beispiel
aerodynamische Vorrichtungen vermögen.
Die Zündung des Raketentriebwerkes zum richtigen Zeit
punkt kann auf mehrerlei Arten erfolgen. Beispielsweise
wäre dies vom Boden aus durch eine ferngesteuerte Zün
dung denkbar. In zweckmäßiger Ausgestaltung der Er
findung wird hierzu vorgesehen, in der Gefechtskopf
spitze einen Zeitzünder anzuordnen und diesen mit dem
Raketentriebwerk in Funktionsverbindung zu halten.
Dies hat den Vorteil, einwandfreies Funktionieren des
Zünders selbstverständlich vorausgesetzt, daß bei einem
entsprechend eingestellten Zeitzünder nach dem Anschluß
des Gefechtskopfes ungeachtet sonstiger Vorkommnisse auf
diesen kein Einfluß genommen zu werden braucht.
Für einen Gefechtskopf, bei dem in bekannter Weise die
Nutzlast innerhalb der Gefechtskopfhülle zwischen einer
vorderen Abdeckscheibe und einem mit dieser durch ein
zentrales Rohr, eine Stange oder dgl. fest verbundenen
hinteren Boden untergebracht ist, sieht die Erfindung
vor, daß Raketentriebwerk über einen Anzündübertrager
mit Verzögerung mit einer Treib- bzw. Trennladung in
Funktionsverbindung zu halten, die nach Zündung im ge
wünschten Zeitpunkt bewirkt, daß die Gefechtskopfhülle
samt Raketentriebwerk nach vorn abgezogen wird und die
Gefechtskopfhülle die Nutzlast, d. h. die Sekundärkörper,
freigibt.
Vorteilhaft ist es, das Raketentriebwerk scheibenförmig
aus einer Vielzahl von achsparallel angeordneten röhrchen
förmigen Treibstoffkörpern herzustellen und über einen
hinter dem Raketentriebwerk ausgebildeten Gasraum an in
der Gefechtskopfhülle ausgebildete tangentiale Düsen
öffnungen anzuschließen, wodurch die ausströmenden Gase
dem Gefechtskopf den gewünschten Drall um seine Achse
vermitteln.
Die Erfindung ist in der Zeichnung am Beispiel einer
Mörsergranate in einem Längsschnitt schematisch darge
stellt und wird anhand dieses nachstehend erläutert.
Der Heckstiel 1 mit Stabilisierungsflügeln 2 und Boden
stück 3 ist in bekannter Weise ausgeführt. Die Sekundär
körper 4, die als Kleinstbomben ausgebildet sind, sind um
das Abstandsrohr 5 herum angeordnet und stützen sich auf
dem Boden 6 ab. Durch die Schraube 7 ist der Boden 6 über
das Rohr 8 mit dem Deckel 9 verbunden. Dieser Deckel 9
bildet den vorderen Abschluß des die Sekundärkörper 4 auf
nehmenden Nutzraumes 10. Die äußere Umhüllung der Granate
stellt die Kopfhülle 11 dar, die mit dem Boden 6 durch die
Scherstifte 12 verbunden ist. Die Kopfhülle 11 schließt
vorne mit der Gewindebuchse 13 ab, in die der Zeitzünder
14 eingeschraubt ist. Der vordere Teil 15 der Kopfhülle 11
stellt das Gehäuse des Drallraketentriebwerkes dar und
ist deshalb durch eine Einlage 16 aus Stahl oder dgl.
verstärkt, während die restliche Kopfhülle 11 z. B. aus
Aluminium oder glasfaserverstärktem Kunststoff hergestellt
sein kann. In die Einlage 16 ist der Boden 17 einge
schraubt, der den Anzündübertrager 18 mit Verzögerung
enthält. Zwischen Boden 17 und Deckel 9 ist die Treib
ladung 19 untergebracht. Die Treibstoffröhrchen 20
stützen sich auf dem Halter 21 ab, wodurch das Raketen
triebswerk 25 mit der Scheibe 17 einen als Gassammelraum
dienenden Zwischenraum 26 bildet. Die Treibstoffröhrchen
20 werden von der Zündladung 22 angezündet, die in der
Abdeckscheibe 23 angeordnet ist. Die Verbrennungsgase
der Treibstoffröhrchen 20 strömen durch mehrere tangen
tiale Düsenöffnungen 24 ab.
Nach voreingestellter Flugzeit initiiert der Zünder 14
die Anzündladung 22, die ihrerseits die Treibstoffröhrchen
20 anzündet. Deren durch den Zwischenraum 26 über die
Düsenöffnungen 24 tangential abströmende Verbrennungs
gase üben ein Drehmoment auf die Granate aus, so daß diese
in kurzer Zeit auf eine hohe Drehzahl gebracht wird.
Durch den Anbrand der Treibstoffröhrchen 20 wird der
Anzündübertrager 18 angezündet, dessen Verzögerungszeit
so bemessen ist, daß die Treibladung 19 unmittelbar nach
Brennschluß der Treibstoffröhrchen 20 entzündet wird.
Der Abbrand der Treibladung 19 bewirkt, daß die Scherstifte
12 durchgetrennt und die Kopfhülle 11 nach vorne abge
stoßen wird. Die Sekundärkörper 4 werden dabei freige
setzt und fliegen aufgrund der Fliehkraft radial weg.
Durch die Stärke der Treibladung 19 kann die Geschwindig
keit, mit der die Kopfhülle 11 nach vorne abgestoßen
wird, beeinflußt werden, so daß die einzelnen Lagen von
Sekundärkörpern 4 zeitlich nacheinander abgeworfen werden,
wodurch sich eine größere Verteilung am Boden ergibt.
Claims (4)
1. Gefechtskopf mit über dem Zielgebiet unter Fliehkraft
einwirkung zu verteilenden Sekundärkörpern, insbesondere
Sprengkörpern, als Nutzlast, dadurch gekenn
zeichnet, daß er ein koaxial angeordnetes
rotationserzeugendes Raketentriebwerk (25) aufweist, das den
Gefechtskopf samt Sekundärkörpern (4) unmittelbar vor dem
Freisetzen der Sekundärkörper auf eine das ungehinderte
Freisetzen der Sekundärkörper (4) ermöglichende Drehzahl um
seine Achse bringt.
2. Gefechtskopf nach Anspruch 1, dadurch ge
kennzeichnet, daß das Raketentriebwerk
(25) mit einem im Gefechtskopf, vorzugsweise in dessen
Spitze, angeordneten Zeitzünder (14) in Funktionsver
bindung steht.
3. Gefechtskopf nach Anspruch 1 oder 2, bei dem die Nutz
last innerhalb der Gefechtskopfhülle zwischen einer
vorderen Abdeckscheibe und einem mit dieser durch ein
zentrales axiales Rohr, Stange oder dgl. fest ver
bundenen hinteren Boden untergebracht ist, dadurch
gekennzeichnet, daß das Raketentriebwerk
(25) vorzugsweise fest in der Gefechtskopfspitze ange
ordnet ist und über einen in einer dahinter befind
lichen mit der Gefechtskopfhülle (11) fest verbundenen
Scheibe (17) vorzugsweise koaxial angeordneten An
zündübertrager mit Verzögerung (18) mit einer zwischen
der Scheibe (17) und der vorderen Abdeckscheibe (9)
der Nutzlast (4) untergebrachten Treib- bzw. Trenn
ladung (19) in Funktionsverbindung steht.
4. Gefechtskopf nach einem der Ansprüche 1 bis 3, da
durch gekennzeichnet, daß das
Raketentriebwerk (25) aus einer Mehrzahl von achs
parallel angeordneten röhrchenförmigen Treibstoff
körpern (20) scheibenförmig ausgebildet ist, wobei es
mit seiner vorderen ebenen Fläche über eine Zündladung
(22) mit dem Zeitzünder (14) in Verbindung steht und
mit seiner hinteren ebenen Fläche mittels Distanz
haltern (21) im Abstand von der Scheibe (17) gehalten
ist, und daß der zwischen Raketentriebwerk und Scheibe
gebildete Zwischenraum (26) mit in der Gefechtskopf
hülle (11) ausgebildeten tangentialen Düsenöffnungen
(24) verbunden ist.
Priority Applications (2)
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