DE60022509T2

DE60022509T2 - Vorrichtung zum abschiessen von geschossen aus einer rakete

Info

Publication number: DE60022509T2
Application number: DE60022509T
Authority: DE
Inventors: B. Hans BISEROD
Original assignee: Nammo Raufoss AS
Current assignee: Nammo Raufoss AS
Priority date: 1999-06-04
Filing date: 2000-06-02
Publication date: 2006-06-29
Anticipated expiration: 2020-06-03
Also published as: NO995142A; US6647889B1; DE60022509D1; NO995142D0; AU5256200A; WO2000075599A1; ES2246860T3; ATE304159T1; EP1192405A1; NO308717B1; EP1192405B1; IL146920A0

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Treibvorrichtung für ein Geschoss, das in einer Bereitschaftsposition in einem Raketenmotor in einem Flugkörper liegt, wobei das Geschoss in Bezug auf den Raketenmotor mit einer pyrotechnischen Ladung translatiert wird, bevor der Raketenmotor gezündet wird.
Die erfindungsgemäße Treibvorrichtung wird für den Einsatz in Flugkörpern und besonders, aber nicht ausschließlich, in raketenbeschleunigten Durchstoßkörpern entwickelt. Raketenbeschleunigte Durchstoßkörper werden häufig in ihrem Lagerungs- und Bereitschaftszustand gehalten, in dem ihre Hauptteile nicht zusammengesetzt sind. Dies bedeutet, dass der Teil mit Steuerflossen, der Flossenkegel, und der eigentliche Raketenmotor im Moment vor dem Abschuss des Flugkörpers von der Abschussrampe am Durchstoßkörper angebracht wird. Der Durchstoßkörper, der die Form eines pfeilähnlichen Körpers mit erheblicher Masse hat, liegt in Bereitschaftsposition in einem Translationsrohr im Raketenmotor, und sein spitzes Ende wird im Steuerflossenteil abgestützt. Das Zusammensetzen ist ausführlich in der prioritätsbegründenden norwegischen Patentanmeldung Nr. 19992739 beschrieben.
Bei den Abschussvorbereitungen wird der Durchstoßkörper durch das Translationsrohr und den Steuerflossenteil translatiert, und das hintere Ende des Durchstoßkörpers wird unmittelbar vor dem Zünden des Raketenmotors am Steuerflossenteil verriegelt. Es ist üblich, dass der Raketenmotor beim Flug vom Durchstoßkörper getrennt wird, sobald der Raketenmotor abgebrannt ist und seine Triebkraft verloren hat. Und genau mit dieser Vorrichtung zum Vorwärtstreiben des Durchstoßkörpers, und allgemeiner des Geschosses, im Raketenmotor, bis das hintere Ende des Geschosses am Raketenmotor angeschlossen ist, befasst sich die vorliegende Anmeldung. Die US-A-4964339 offenbart einen Flugkörper, der ein Geschoss umfasst, das innerhalb eines Translationsrohres zentral in einem Raketenmotor liegt. Das Geschoss ist ein Sub-Flugkörper mit eigenem Motor. Der Flugkörper hat eine offene Expansionskammer – nach dem Abtrennen des Sub-Flugkörpers.
Die Erfindung ist in den beiliegenden Ansprüchen definiert.
Gemäß der Erfindung wird eine Treibvorrichtung der eingangs beschriebenen Art bereitgestellt, die dadurch gekennzeichnet ist, dass sich das Geschoss in einem Translationsrohr befindet, das zentral in einem Raketenmotor angeordnet ist, wobei das Geschoss einen Kraftkolben im hinteren Ende desselben umfasst, der Kraftkolben eine pyrotechnische Zündladung und eine pyrotechnische Zündkapsel einschließt, das Translationsrohr dicht verschlossen hinter dem Kraftkolben angebracht ist und eine geschlossene Expansionskammer für die pyrotechnischen Ladungen bildet, die durch Zündung einen Gasdruck erzeugt, der den Kraftkolben und somit das Geschoss aktiviert.
In einer Ausgestaltung ist das Translationsrohr mit Hilfe eines Endverschlusses hinter dem Kraftkolben dicht verschlossen, wobei der Endverschluss nach der Zündung der pyrotechnischen Ladungen und der Translation des Kraftkolbens und des Durchstoßkörpers axial vorwärts beweglich ist. Zu welchem Zeitpunkt der Endverschluss sich vorwärts bewegt, ist vom Differential zwischen dem Druck in der Kammer im Translationsrohr und dem Druck abhängig, der beim Zünden im Raketenmotor erzeugt wird. Die Bewegungsfreiheit des Endverschlusses bietet die Möglichkeit, dieses Druckdifferential auszugleichen. So wird eine Fragmentierung, ein Zusammenfallen oder eine Verformung des Translationsrohres beim Abschuss vermieden. Es ist um jeden Preis zu vermeiden, dass Fragmente von den Innenteilen der Rakete in die Düsen des Raketenmotors geraten.
In einer ersten Alternative liegt der Endverschluss im hinteren Ende des Translationsrohrs an einem internen Schulterstück an.
In einer zweiten Alternative liegt der Endverschluss im hinteren Ende des Translationsrohres an einer gelochten Platte an.
Vorzugsweise ist ein Dichtungsmittel, wie z.B. ein O-Ring, zwischen dem Endverschluss und dem Translationsrohr angeordnet.
In einer Ausgestaltung kann das hintere Ende des Geschosses ein integrierter Kraftkolben sein, der dem Geschoss bei dessen Flug folgt.
In einer zweiten Ausgestaltung kann der Kraftkolben von dem Geschoss zusammen mit dem Raketenmotor freigegeben werden.
Die eigentliche Treibladung kann eine geeignete pyrotechnische Ladung wie z.B. Bleiazid, BKNO3, oder Schießpulver sein und kann die Form von geformten Kügelchen, Granulat oder Pulverladung (Pyrogenzünder) haben.
Es ist zu verstehen, dass die Treibvorrichtung ihre Mission beendet hat, bevor der Raketenmotor gezündet und abgeschossen wird.
Andere und weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile gehen aus der nachfolgenden Beschreibung einer derzeit bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung hervor, die zu Beschreibungszwecken, ohne dadurch begrenzend zu sein, und im Zusammenhang mit den beiliegenden Zeichnungen gegeben wird. Dabei zeigt:
1 eine schematische Darstellung eines raketenbeschleunigten Durchstoßkörpers;
2 einen Längsschnitt durch einen Durchstoßkörper in dessen Bereitschaftsposition im vorderen Ende eines Raketenmotors;
3 einen Längsschnitt durch einen teilweise translatierten Durchstoßkörper in einem Raketenmotor;
4 einen Längsschnitt durch den hinteren Teil des Durchstoßkörpers, wenn der Durchstoßkörper vollständig in dem Translationsrohr steckt; und
5 eine Ausgestaltung des hinteren Endes des Translationsrohrs und des Kraftkolbens.
Die Beschreibung betrifft einen Flugkörper in Form eines Durchstoßkörpers und eines Raketenmotors, aber die Erfindung ist nicht nur auf einen Durchstoßkörper begrenzt. Jedes Geschoss, mit oder ohne Gefechtskopf, kann zusammen mit einem Raketenmotor die erfindungsgemäße Treibvorrichtung verwenden.
Wir beziehen uns zunächst auf 1, die einen Flugkörper im Flug illustriert. Der Flugkörper umfasst einen Durchstoßkörper 1, einen Steuerflossenteil 5 und einen Raketenmotor 10 als Hauptkomponenten. Der Durchstoßkörper 1 ist ein pfeilähnlicher Körper mit erheblicher Masse, vorzugsweise aus Wolfram oder abgereichetem Uran. Ein Durchstoßkörper ist ein Geschoss ohne Gefechtskopf, das seine zerstörerische Wirkung durch seine kinetische Energie erzielt.
2 zeigt den Durchstoßkörper 1, wie er in Bereitschaftsposition in einem Translationsrohr 12 zentral im Raketenmotor 10 bei dessen Lagerung vor dem Abschuss oder bereit zum Abschuss von einem Abschussrohr oder einer Abschussrampe (nicht dargestellt) liegt.
Der Durchstoßkörper 1 wird axial im Raketenmotor 10 von einem Verschlussmittel (nicht dargestellt) mit einer Kappe gehalten, die geöffnet oder weggesprengt werden kann.
Die Bezugsziffer 8F bezeichnet eine von vier Steuerflossen, die umfangsmäßig um eine Mitte herum verteilt sind und eine(n) gleiche(n) Teilung oder Winkelabstand voneinander haben. Die Zahl der Flossen 8F kann nach Belieben variieren. Der Raketenmotor 10 ist wie erwähnt lösbar am Steuerflossenteil 5 befestigt. Der Raketenmotor 10 wird freigegeben und trennt sich während des Flugs des Flugkörpers vom Steuerflossenteil 5, wenn eine Treibladung 13 im Raketenmotor 10 abgebrannt ist und es zu einer Retardierung kommt.
Der Freigabemechanismus zwischen dem Steuerflossenteil und dem Raketenmotor ist ausführlicher in der mitanhängigen norwegischen Patentanmeldung Nr. 19995140 beschrieben. Der Mechanismus für die Translation des Geschosses und das nachfolgende Verriegeln am Raketenmotor ist ausführlicher in der mitanhängigen norwegischen Patentanmeldung Nr. 19995141 beschrieben.
3 zeigt das hintere Ende des Durchstoßkörpers 1, wenn dieser teilweise durch das Translationsrohr 12 im Raketenmotor 10 und dem Steuerflossenteil 5 translatiert wird. Das hintere Ende des Durchstoßkörpers 1 verriegelt sich nach dieser Translation am Steuerflossenteil 5. Wie dies geschieht, ist wie erwähnt ausführlicher in der norwegischen Patentanmeldung Nr. 19992739 beschrieben.
Der Durchstoßkörper 1 liegt, wie erwähnt, im Translationsrohr 12 im Raketenmotor 10 und wird mit einer pyrotechnischen Pulverladung 2 oder einem Pyrogenzünder, der in einem Kraftkolben 9 aufgenommen ist, translatiert oder angetrieben. Die pyrotechnische Kraftladung 2 wird von einer Pyrogenzündkapsel 3 gezündet, die den gesamten Translations- und Abschussvorgang einleitet. Die Pyrogenzündkapsel 3 liegt ganz hinten im Translationsrohr 12 und zündet die Kraftladung 2 im Kraftkolben 9. Die pyrotechnische Ladung in der Zündkapsel 3 wird mit elektrischem Strom gezündet, der über Leitungen 14 zu einem dünnen Glühfaden gespeist wird, der in der pyrotechnischen Ladung in der Zündkapsel 3 eingebettet ist.
Als eine Alternative kann ein Laserzünder verwendet werden. Hier wird das Laserlicht durch einen optischen Glasleiter übertragen und das Licht wird durch ein Prisma unmittelbar vor einer Transferladung verstärkt oder konzentriert, so dass diese äußerst schnell erhitzt und gezündet wird. Die pyrotechnische Ladung, oder der Zünder, kann in Form von komprimiertem oder geformtem Pulver, alternativ in der Form von geformten Kügelchen oder Granulat vorliegen und kann Bleiazid, BKN03 genannt, bilden.
Wie erwähnt, schließt der Kraftkolben 9 eine pyrotechnische Kraftladung 2 ein, die durch Zündung Gasdruck erzeugt, der nach hinten durch eine oder mehrere Öffnungen 4 in der hinteren Wand 6 des Kraftkolbens 9 expandieren kann. Die pyrogene Zündkapsel 3 mit der pyrotechnischen Ladung wird hinter dem hinteren Ende des Translationsrohres 12 zurückgelassen. Das Translationsrohr 12 wird zunächst dichtend hinter dem Kraftkolben 9 verschlossen und bildet eine geschlossene Expansionskammer 7 für die pyrotechnischen Ladungen, die durch Zündung Gasdruck erzeugen und aktiviert den Kraftkolben 9 und treibt somit das Geschoss 1 im Translationsrohr 12 nach vorne. In 3 ist die Kraftladung 2 teilweise abgebrannt dargestellt.
In einer Ausgestaltung ist das Translationsrohr 12 dichtend hinter dem Kraftkolben 9 mit einem Endverschluss 8 verschlossen. Der Endverschluss 8 kann sich jedoch im Translationsrohr 12 nach dem Zünden der pyrotechnischen Ladungen und der Translation des Kraftkolbens 9 im Translationsrohr 12 axial vorwärts bewegen. Zu welchem Zeitpunkt sich der Endverschluss 8 vorwärts bewegt, ist vom Differential zwischen dem Druck in der Expansionskammer 7 im Translationsrohr 12 und dem Druck abhängig, der von der Treibladung 13 beim Zünden im Raketenmotor 10 erzeugt wird. Die Bewegungsfreiheit des Endverschlusses 8 ist ein Mittel zum Ausgleichen dieses Druckdifferentials. Somit wird eine Fragmentierung, ein Zusammenfallen oder eine Verformung des Translationsrohrs 12 beim Abschuss vermieden.
Der Endverschluss 8 kann in einer Variante (nicht dargestellt) an einem internen Schulterstück im hinteren Ende des Translationsrohres 12 anliegen. In der gezeigten Alternative liegt der Endverschluss 8 an einer gelochten Platte 11 an, die in das hintere Ende des Translationsrohres 12 integriert ist. Ferner ist ein Dichtungsmittel, wie z.B. ein O-Ring, zwischen dem Endverschluss 8 und dem Translationsrohr 12 angeordnet.
4 zeigt, wenn der Durchstoßkörper vollständig im Translationsrohr 12 translatiert und der Kraftkolben 9 am vorderen Ende des Raketenmotors 10 verriegelt ist. Gleichzeitig wurde das hintere Ende des Durchstoßkörpers 1 am Steuerflossenteil 5 wie in der NO 19992739 beschrieben verriegelt.
5 zeigt eine weitere Ausgestaltung des hinteren Endes des Translationsrohres 12. Das hintere Ende hat ein internes Schulterstück 12'. Der Endverschluss 8' hat ein entsprechendes komplementäres Schulterstück 8'', das zunächst am Schulterstück 12' anliegt. Ein O-Ring 15 ist in einer externen Nut 16 am Endverschluss 8' angeordnet und dichtet gegen eine interne Umfangsfläche am Schulterstück 12' ab. Eine Zündkapsel 3' ist am Endverschluss 8' montiert. Der Kraftkolben 9' enthält eine Pulverladung 2' in Form von Pellets, oder allgemeiner eine pyrogene Zündladung, die von einer Schaumstoffsubstanz 17 umschlossen wird. Ein weiterer O-Ring 18 ist in einer Nut 19 in der Außenfläche des Kolbens 9' vorgesehen und dichtet gegen die Innenfläche des Translationsrohres 12 ab.
Wie in der einen Ausgestaltung oben, wird das Translationsrohr 12 durch den Endverschluss 8' dichtend hinter dem Kraftkolben 9' verschlossen. Der Endverschluss 8' kann sich im Translationsrohr 12 nach dem Zünden der pyrotechnischen Ladungen und der Translation des Kraftkolbens 9' axial nach vorne bewegen. Wie bei der anderen Ausgestaltung, ist der Zeitpunkt, an dem sich der Endverschluss 8' vorwärts bewegt, von dem Differential zwischen dem Gasdruck in der Expansionskammer 7 im Translationsrohr 12 und dem Druck abhängig, der von der Treibladung 13 beim Zünden im Raketenmotor 10 erzeugt wird. Die Bewegungsfreiheit des Endverschlusses 8' gleicht dieses Druckdifferential aus. Wie zuvor, wird dadurch eine Fragmentierung, ein Zusammenfallen oder eine Verformung des Translationsrohres 12 bei der Translation und beim Abschuss vermieden.
In einer nicht dargestellten Alternative kann das hintere Ende des Geschosses 1 ein integrierter Kraftkolben sein, der dem Geschoss 1 bei dessen Flug folgt. Dann arretiert sich der Kraftkolben 9, anstatt sich an das vordere Ende des Raketenmotors 10 zu arretieren, an der hinteren und zentralen Erweiterung des Steuerflossenteils 5.
Das Translationsrohr 12 kann aus einem beliebigen geeigneten Material wie Titan, Stahl, Aluminium, einem Verbundstoff, d.h. Kohlenstofffaser in Epoxid, hergestellt und mit Aluminium, Stahl oder Titan ausgekleidet sein. Der Kraftkolben 9 kann ebenfalls aus einem beliebigen geeigneten Material wie Titan, Aluminium, Stahl oder Keramik hergestellt sein. Das Translationsrohr 12 kann vorzugsweise mit einem Schmiermittel wie Grafit oder Molykot beschichtet sein.

Claims

Flugkörper, der ein Geschoss umfasst, das sich in einem Translationsrohr befindet, das zentral in einem Raketenmotor angeordnet ist, wobei das Geschoss einen Kraftkolben im hinteren Ende desselben umfasst, der Kraftkolben eine pyrotechnische Zündladung und eine pyrotechnische Zündkapsel einschließt, das Translationsrohr dicht verschlossen hinter dem Kraftkolben angebracht ist und eine geschlossene Expansionskammer für die pyrotechnische Ladung bildet, die durch Zündung einen Gasdruck erzeugt, der den Kraftkolben und somit das Geschoss aktiviert.
Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Translationsrohr (12) mit Hilfe eines Endverschlusses (8) hinter dem Kraftkolben (9) dicht verschlossen ist, wobei der Endverschluss (8) nach der Zündung der pyrotechnischen Ladungen und der Translation des Kraftkolbens (9) innerhalb des Translationsrohrs (12) axial vorwärts beweglich ist.
Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Endverschluss (8) im hinteren Ende des Translationsrohrs (12) an einem internen Schulterstück anliegt.
Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Endverschluss (8) im hinteren Ende des Translationsrohrs (12) an einer gelochten Platte (11) anliegt.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass ein Dichtungsmittel, wie beispielsweise ein O-Ring (15), zwischen dem Endverschluss (8) und dem Translationsrohr (12) angeordnet ist.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass ein Dichtungsmittel, wie beispielsweise ein O-Ring (18), zwischen dem Kraftkolben (9) und dem Translationsrohr (12) angeordnet ist.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Kraftkolben (9) ein einstückiges Teil des Geschosses (1) ist.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Kraftkolben (9) zusammen mit dem Raketenmotor (10) freigegeben werden kann.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftladung (2) in Form von geformten Kügelchen, komprimiertem oder geformtem Pulver oder Granulat, oder gemischtem gegossenem und gehärtetem Kompositschießstoff vorliegt.
Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Geschoss (1) ein Durchstoßkörper ist.