DE4345153A1 - Artilleriegranate langer Reichweite - Google Patents

Abstract

Eine Artilleriegranate (1) mit langer Reichweite weist Raketentreibmittelmaterial (10), eine Raketenmotordüse (14) und Bodenausströmtreibmittelmaterial (12) auf. Die Zündung des Rakententreibmittelmaterials (10) wird verzögert, bis das Bodenausströmtreibmittelmaterial (12) den Abbrennvorgang im wesentlichen beendet hat. Das Bodenausströmtreibmittelmaterial (12) kann in derselben Kammer und hinter dem Raketentreibmittelmaterial (10) untergebracht werden, um Unterstützung für das Raketentreibmittelmaterial (10) während des Abschusses zu schaffen. Die beiden Treibmittelmaterialien (10, 12) können durch eine thermische Zündbarriere (18) voneinander getrennt werden, um eine vorzeitige Raketenzündung zu verhindern.

Description

Diese Erfindung betrifft eine Artilleriegranate langer Reichweite.

Es besteht ein ständiger militärischer Bedarf, die Reichweite von Artilleriegranaten bei minimaler Auswirkung auf Nutzlast und Schießfehler zu erstrecken.

In der Praxis suggeriert das, die physikalische Allgemeinform her­ kömmlicher heutiger Granaten beizubehalten. Außerdem ist es wünschenswert, daß die Außenabmessungen und die Masse einer Granate vergrößerter Reich­ weite eng mit den Außenabmessungen und der Masse existierender Granaten übereinstimmen, damit sie sich aus vorhandenen Geschützen verschießen läßt, ohne daß der maximal zulässige Verschlußdruck überschritten wird. Es gibt große Vorteile für eine Granate langer Reichweite, wenn diese Anforderungen erfüllt werden können.

Es ist möglich, die Reichweite von Granaten dadurch zu erweitern, daß ein Raketenmotor eingebaut wird, um Schub nach dem Abschuß zu erzeugen. Der Preis für den Einbau eines Raketenmotors ist der Verlust an Nutzlast, der dem von dem Raketenmotor eingenommenen Volumen entspricht. Als ein Bei­ spiel kann die Mithilfe einer Rakete die Reichweite einer 155 mm Artille­ riegranate um etwa 23% erstrecken, während etwa 64% der Nutzlast geopfert werden.

Es ist möglich, die Reichweite von Granaten mittels Bodenausstrom zu vergrößern. Bodenausstrom erhöht Reichweite durch Vermindern der Boden­ hemmung der Granate durch Erhöhen ihres Bodendrucks. Dies wird erreicht durch die Verbrennung eines Treibmittels, das seine Gase in den Bodenab­ schnitt der Granate entläßt. Der Vorteil von Bodenausstrom als Reichweiten­ erhöher ist der kleinere Platzbedarf des Motors für eine gegebene Reichwei­ tensteigerung. Als ein Beispiel kann Bodenausstrom die Reichweite einer 155 mm Artilleriegranate um etwa 23% erhöhen, während etwa 18% der Nutzlast geopfert werden.

Weder Raketenhilfe noch Bodenausstrom sind imstande, die gewünsch­ ten Reichweiten mit einer vernünftigen Nutzlast zu erreichen. Das Problem ist, wie die Reichweite weiter erhöht werden kann, während die Grenzen der Außenabmessungen existierender Granaten eingehalten und eine vernünftige Nutzlast geschaffen werden.

Daher ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Artil­ leriegranate zu schaffen, die verbesserte Fähigkeit zur Reichweitenerstrec­ kung besitzt.

Gemäß der Erfindung wird eine Artilleriegranate langer Reichweite geschaffen, die einen Raketenmotor mit Raketentreibmittel und einer Rake­ tendüse besitzt, wobei die Granate außerdem Bodenausströmtreibmittel, Bodenausströmzündmittel zum Zünden des Bodenausströmtreibmittels beim Ab­ schießen der Granate und einen Raketenzündungsverzögerungsmechanismus zum Verzögern der Zündung des Raketentreibmittels, bis das Bodenausströmtreib­ mittel im wesentlichen vollständig verbrannt ist, aufweist.

Bodenausstrom ist besonders wirksam zum Vermindern von Bodenhem­ mung, wenn sich die Granate in den anfänglichen Flugphasen mit hoher Ge­ schwindigkeit durch die relativ dichte Luft der Troposphäre bewegt. Rake­ tenhilfe dagegen ist sehr wirksam, wenn die Granate in die weniger dichte Luft der Stratosphäre eintritt. Die niedrige Luftdichte bei dieser großen Höhe bedeutet, daß die Geschwindigkeit der Granate dank der verminderten Hemmung mit geringerer Rate abnimmt, was lange Reichweite und relativ kurze Flugzeit ergibt. Der Raketenmotor ist außerdem wirksamer in großer Höhe, da die Geschwindigkeitszunahme in der Atmosphäre geringer Dichte maximal wird.

Für die Kombination von Bodenausstrom und verzögerter Raketenhilfe gemäß der Erfindung, bei der beide im jeweils effektivsten Abschnitt der Schußbahn zur Anwendung kommen, ist eine Erstreckung der Reichweite einer genormten drallstabilisierten 155 mm Artilleriegranate um 85% bis 150% festgestellt worden, wobei 15% bis 45% der genormten Nutzlast geopfert werden.

Der Raketenmotor kann vom Typ der Zigarettenverbrennung sein. Dieser besteht aus einem einzelnen festen Kern von Treibmittel, der am Düsenende gezündet wird und mit einer konstanten Rate gleichmäßig nach rückwärts brennt. Die Vorteile dieser Konstruktion sind das gleichmäßige Verhalten des erzeugten Ausstoßes und ihre relativ einfache Fertigung. Jedoch muß eine Füllkammer oder ein Hohlraum vorgesehen werden, um eine zuverlässige und fortlaufende Zündung des Raketenmotors zu erleichtern.

Während die Schaffung einer rückwärtigen Füllkammer bei Flugkör­ persystemen kein Problem ist, da die Abschußbeschleunigungen relativ nied­ rig sind, stellt sie schwere technische Probleme für von Geschützen abge­ feuerte Granaten, die mehr als 200mal größeren Abschußbeschleunigungen als die für Flugkörpersysteme ausgesetzt sind. Das Vorsehen von Verstärkungen am Hinterende des Raketentreibmittels, um ein Zusammenbrechen des Treibmit­ tels als Folge der während des Abschusses induzierten Spannungen zu verhin­ dern, vermindert die Aufnahmekapazität des Raketenmotors für Treibmittel, während es die Fertigungskosten erhöht.

Die Zündung des Raketentreibmittelmaterials kann durch den bren­ nenden Bodenausstrom bewirkt werden. Jedoch hat die Erfahrung gezeigt, daß das Bodenausströmtreibmittel im Zentrum rascher abbrennt als an den Rän­ dern. Dies kann zum Zünden des Raketentreibmittels vor Abschluß der Boden­ ausstromphase führen. Dies ist ineffizient, da alles Bodenausströmtreib­ mittel, das noch abbrennt, nachdem die Raketenzündung erfolgt ist, für die Reichweitenerhöhung unwirksam ist. Vorzeitige Raketenzündung kann auch er­ folgen infolge Wärmeübertragung von den Bodenausstromgasen. Abgesehen von ihrer Ineffektivität ist verfrühte Zündung, aus welcher Ursache auch immer, in hohem Maße unerwünscht, da sie zu Unregelmäßigkeiten in der Reichweite von Schuß zu Schuß führt.

Um das Problem frühzeitiger Raketenzündung zu entschärfen, kann zwischen den beiden verschiedenen Treibmittelmaterialien eine thermische Zündungsbarriere angeordnet werden, so daß das Raketentreibmittel während der Bodenausströmphase von dem brennenden Bodenausströmtreibmittel thermisch isoliert ist. Diese kann die Form eines thermisch isolierenden Einschubs wie beispielsweise einer Scheibe aus Gummi oder Kompositmaterial oder einer chemischen Zündungsinhibitorschicht annehmen. Während die Zündungsbarriere die geforderte thermische Sperre schaffen muß, darf sie die Düse bei der Raketenzündung nicht verlegen, d. h. sie muß sich zerlegen oder verbrennen.

Die Raketenzündung kann eine vorbestimmte Zeitdauer nach dem Ab­ schuß durch eine elektronische Verzögerungseinrichtung bewirkt werden. Die Zeitdauer wird vorzugsweise mittels Computersimulation bestimmt, um die Reichweite auf ein Maximum zu bringen. Dies sorgt für einen hohen Grad an Zündungsgenauigkeit über einen weiten Temperaturbereich. In diesem Falle erstreckt sich die Zündungsbarriere vorzugsweise über die gesamte Grenzflä­ che zwischen dem Bodenausströmtreibmittelmaterial und und Raketentreibmit­ telmaterial, aber sie muß derart sein, daß sie keine Isolation des Raketen­ treibmittels von ihrer wesentlichen Füllkammer bewirkt.

Alternativ dazu kann sich die thermische Zündungsbarriere nicht über die gesamte Grenzfläche zwischen dem Bodenausströmtreibmittelmaterial und dam Raketentreibmittelmaterial erstrecken, damit das Bodenausström­ treibmittelmaterial an seinen Umfangsbereichen mit dem Raketentreibmittel­ material in Berührung kommt. Dies gestattet es, die Raketenzündung durch das brennende Bodenausströmmaterial auszulösen, wenn das Bodenausström­ treibmittelmaterial im wesentlichen abgebrannt ist.

Bei einer zweiten Ausführungsform kann der Raketenmotor vom Röh­ renbrennertyp sein, bei dem die Füllkammer durch einen zentralen Hohlraum geschaffen wird, der sich über die gesamte Länge des Raketentreibmittels erstreckt. Bei einer solchen Anordnung brennt das Treibmittel vom Hohlraum nach außen ab, wobei wenig Hitze auf die Raketenwände übertragen wird. Der Voirteil davon ist, daß nur minimale Gefahr frühzeitiger Zündung von unver­ branntem Treibmittel besteht. Das Risiko eines mechanischen Zusammenbruchs des Treibmittels infolge der Abschußkräfte kann den Einbau von Stützwänden erfordern.

In diesem Falle ist es bevorzugt, das Bodenausströmtreibmittel­ material in einer gesonderten ringförmigen Einheit unterzubringen, die koaxial zur Raketendüse angeordnet ist, um so den "vergeudeten" Platz rund um die Düse auszunutzen. Der Vorteil der Unterbringung des Bodenausstroms in einer getrennten Einheit ist, daß sie die Verwendung einer optimalen Bodenausströmtreibmittelkonfiguration erlaubt und dadurch die Wirksamkeit des Bodenausstroms auf ein Maximum bringt.

In diesem Falle kann die Zündung des Raketenmotors mittels einer pyrotechnischen Verzögerung durch den Düsenstopfen des Raketenmotor bewirkt werden. Die pyrotechnische Verzögerungseinrichtung wird gezündet durch die heißen Treibgase, die beim Abschuß entstehen, und ist so konstruiert, daß sie für die geforderte Verzögerung sorgt, bevor sie zum Zünder des Raketen­ motors durchbrennt und die Raketenzündung veranlaßt.

Alternativ dazu kann die Raketenzündung wie oben beschrieben durch eine elektrische Verzögerungseinrichtung bewirkt werden.

Die Zündung des Bodenausstroms kann durch jede geeignete Methode erfolgen wie beispielsweise den Einbau einer Masse von pyrotechnischem Material in den Düsenstopfen des Raketenmotors in der Weise, daß er beim Abschuß durch die heißen Treibgase gezündet wird und dann eine zuverlässige Bodenausstromzündung veranlaßt.

Nachstehend wird die Erfindung lediglich beispielshalber unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung beschrieben, in der:

Fig. 1 eine Längsschnittansicht einer Artilleriegranate langer Reichweite nach einer ersten Ausführungsform der Erfindung ist, wobei ein Raketenmotordüsenstopfen aus der Raketen­ motordüse herausgenommen gezeigt ist;

Fig. 2 eine Längsschnittansicht des hinteren Teils einer Artil­ leriegranate langer Reichweite nach einer zweiten Ausfüh­ rungsform der Erfindung ist, wobei ein Raketenmotordüsen­ stopfen aus der Raketenmotordüse entfernt gezeigt ist;

Fig. 3 eine Längsschnittansicht des Raketenmotordüsenstopfens von Fig. 2 ist und

Fig. 4 eine Hinteransicht der Granate von Fig. 2 mit abgeschnit­ tener Bodenplatte ist, wobei der Stopfen von Fig. 3 in die Raketenmotordüse eingesetzt gezeigt ist.

In Fig. 1 weist eine 155 mm Artilleriegranate 1 einen Zünder 2, einen mit Bömbchen gefüllten Nutzlastraum 6, ein Bömbchenausstoßsystem 4, einen Führungsring 8 und Reichweitenerhöhungsmittel auf. Zu den Reichwei­ tenerhöhungsmitteln gehören ein Raketenmotor mit Raketentreibmittelmateri­ al 10 und einer Raketenmotordüse 14 in Kombination mit Bodenausströmtreib­ mittelmaterial 12, das in der gleichen Kammer und hinter dem Raketentreib­ mittelmaterial 10 untergebracht ist. Bei dieser Konfiguration dient die Raketenmotordüse 14 auch als Bodenausströmdüse. Ein Raketenmotordüsenstop­ fen 16, der besserer Klarheit halber aus der Raktenmotordüse 14 herausge­ nommen gezeigt wird, ist vorgesehen, um den Raketenmotor zum Zwecke siche­ rer Handhabung und Langzeitlagerung abzudichten. Bei dieser Konfiguration sorgt er außerdem für das Bodenausströmzündmittel in Form einer Masse aus pyrotechnischer Verbindung 22, typischerweise einer Mischung aus Magnesi­ um, Polytetrafluorethylen (PTFE) und einem Copolymer von Hexafluorpropylen und Vinylidenfluorid, die zentral durch den Stopfen 16 hindurchgeht. An der Grenzfläche zwischen den beiden Treibmittelmaterialien 10, 12 ist eine chemische Inhibitorschicht 18 ausgebildet, die eine uninhibierte ringför­ mige Berührungsfläche zwischen den beiden Treibmittelmaterialien 10, 12 rund um den Umfang des Raketen/Bodenausström-Treibmittel-Behälters frei­ läßt.

Die kritischen Anforderungen an das Raketentreibmittelmaterial sind, daß es sich zur Verarbeitung eignet und daß es einen hohen spezi­ fischen Impuls und zuverlässige mechanische Eigenschaften über einen weiten Temperaturbereich aufweist. Aus diesen Gründen kann aluminisiertes gummiartiges Komposit-Polybutadien mit Hydroxy-Endgruppen (HTPB) gewählt werden. Die chemische Inhibitorschicht 18 ist zweckmäßig eine Schicht aus inertem Gummibindemittel.

Im Einsatz wird die Granate von einem Geschütz abgeschossen. Die in der Verschlußkammer erzeugten heißen Treibgase bringen die Bodenaus­ strömzündverbindung 22 zum Zünden, die anschließend die Bodenausström­ zündung veranlaßt. Das Bodenausströmtreibmittelmaterial 12 brennt in der Mitte mit höherer Geschwindigkeit ab, aber zur Raketenzündung kommt es wegen des Vorhandenseins der zentral angeordneten Inhibitorschicht 18 nicht, bis der äußere Ring aus Bodenausströmtreibmittelmaterial durchgebrannt ist.

In Fig. 2 bis 4, die eine zweite Ausführungsform der Erfindung veranschaulichen, ist das Raketentreibmittelmaterial 10 zu einer Röhre geformt, die einen zentralen Hohlraum 23 aufweist, der sich durch die gesamte Länge des Raketentreibmittelmaterials 10 erstreckt.

Das Bodenausströmtreibmittelmaterial 12 ist getrennt in einer ringförmigen Einheit untergebracht, die eine ringförmige Bodenplatte 19 und eine Bodenausströmdüse 20 aufweist.

Für beste Ergebnisse ist das Bodenausströmtreibmittel in Form dreier Kerne 30, 32, 34 angeordnet, wobei zwischen jedem Kern und dem nächsten ein paralleler radialer Spalt 28 vorgesehen ist.

Bei dieser Ausführungsform schafft der Raketenmotordüsenstopfen 16 sowohl das Bodenausströmzündmittel als auch den Raketenzündungsverzö­ gerungsmechanismus. Eine Masse aus Bodenausströmzündverbindung 22 hat mehrere radiale Zündlöcher 24, die sich davon nach außen erstrecken. Zu­ sätzlich erstreckt sich eine pyrotechnische Verzögerung 26 von der Hinter­ fläche des Stopfens 16 in Richtung auf den Raketenmotor. In Fig. 4 ist die Bodenplatte 18 weggeschnitten, um die bevorzugte Bodenausströmtreibmittel­ konfiguration zu zeigen.

Im Einsatz zünden beim Abschuß erzeugte heiße Treibgase sowohl die Bodenausströmzündverbindung 22 als auch die pyrotechnische Verzögerung 26. Die Bodenausströmzündung wird durch den Zünder mittels Zündungsüber­ tragung über die Zündlöcher 24 im Stopfen 16 unterhalten. Die pyrotechni­ sche Verzögerung 26 andererseits ist so konstruiert, daß sie während einer längeren vorbestimmten Zeitdauer abbrennt, so daß die Raketenzündung er­ folgt, wenn die Bodenausströmung im wesentlichen abgebrannt ist.

Eine typische 155 mm Artilleriegranate gemäß der Erfindung mit einer Masse von 43,5 kg und einer Mündungsgeschwindigkeit von angenähert 950 m/s konnte Reichweiten von mehr als 55 km erreichen mit einer Nutzlast von angenähert 50% von der einer herkömmlichen Granate.

Eine derart große Zunahme an Reichweite hätte sich mit Bodenaus­ strömung oder Raketenhilfe allein nicht erzielen lassen. Die Steigerung der Reichweite geht zurück auf die Kombination und Optimierung von Boden­ ausströmung und verzögerter Raketenunterstützung, die jede in ihrem wirk­ samsten Teil der Schußbahn eingesetzt werden.

Claims (13)

1. Artilleriegranate langer Reichweite mit einem Raketenmotor mit Raketen­ treibmittel und einer Raketendüse, wobei die Granate außerdem Bodenaus­ strömtreibmittel, Bodenausströmzündmittel zum Zünden des Bodenausström­ treibmittels beim Abschießen der Granate und einen Raketenzündungsver­ zögerungsmechanismus zum Verzögern der Zündung des Raketentreibmittels, bis das Bodenausströmtreibmittel im wesentlichen vollständig verbrannt ist, aufweist.

2. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 1, wobei das Raketen­ treibmittel einen einzelnen festen Kern von Treibmittel aufweist.

3. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 1, wobei das Raketen­ treibmittel einen zentralen Hohlraum festlegt, der sich über seine ge­ samte Länge erstreckt.

4. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 3, wobei in dem Hohl­ raum Stützwände vorgesehen sind.

5. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der vorhergehenden An­ sprüche, wobei ein Brennstoffbehälter eine einzige Kammer festlegt, in der das Bodenausströmtreibmittel rückwärts des Raketentreibmittels un­ tergebracht ist.

6. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 5, wobei in dem Brennstoffbehälter zwischen dem Bodenausströmtreibmittel und dem Rake­ tentreibmittel eine thermische Zündungsbarriere vorgesehen ist.

7. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 6, wobei die thermi­ sche Zündungsbarriere einen Einschub aus thermisch isolierendem Mate­ rial aufweist.

8. Artilleriegranate langer Reichweite nach Anspruch 6, wobei die thermi­ sche Zündungsbarriere eine Schicht aus chemischem Inhibitormaterial aufweist.

9. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der Ansprüche 6 bis 8, wobei das Bodenausströmtreibmittel an seinen Umfangsbereichen mit dem Raketentreibmittel in Berührung steht.

10. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei das Bodenausströmtreibmittel in einer ringförmigen Einheit un­ tergebracht ist, die koaxial zur Raketendüse angeordnet ist.

11. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der vorhergehenden An­ sprüche, wobei der Raketenzündungsverzögerungsmechanismus eine elek­ tronische Verzögerung aufweist.

12. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei der Raketenzündungsverzögerungsmechanismus eine pyrotechnische Verzögerung aufweist.

13. Artilleriegranate langer Reichweite nach einem der vorhergehenden An­ sprüche, wobei das Bodenausströmzündmittel eine Masse aus pyrotechni­ schem Material aufweist.