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Das
technische Gebiet der Erfindung betrifft Vorrichtungen, welche die
Neutralisierung einer durch einen Träger transportierten Nutzlast
ermöglichen.
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Derartig
mitgeführte
Nutzlasten können
gefährlich
und giftig sein. Es ist somit notwendig, im Falle eines Flugzwischenfalles
des Trägers,
deren Zerstörung
vorzunehmen.
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Beispielsweise
enthalten die Satelliten, die von ballistischen Raketen mitgeführt werden,
im Allgemeinen flüssige
Treibstoffsysteme, die extrem giftig und explosiv sind (Hydrazin,
Stickstoffperoxyd). Es ist unerlässlich,
diese Treibstoffsysteme im Falle eines Zwischenfalls zu zerstören, um
einen Absturz auf die Erde einer großen Menge dieses Materials
zu vermeiden.
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Konkret
wird die Hülle
des Treibstoffsystems so zerstört,
dass die Raketentreibstoffe freigesetzt werden. Diese Letzteren
zerstören
sich, indem sie gegenseitig im Kontakt miteinander sowie im Kontakt mit
der Atmosphäre
reagieren.
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Es
ist bekannt, im Inneren der Raketen, Pulverkanonen einzusetzen,
die ein oder mehrere panzerbrechende Projektile in Richtung der
Treibstoffsysteme abfeuern.
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Eine
solche Lösung
ist teuer, voluminös
und schwer.
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Sie
macht die Herstellung von Explosivgeschossen erforderlich, die mit
Sicherheitssystemen und einer Verzögerungsauslösung versehen sind.
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Die
Waffe ist außerdem
ein komplizierter Mechanismus, der beim Abschuss der Rakete anfällig für einen
Ausfall ist.
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Die
Zuverlässigkeit
solcher Systeme ist somit vermindert.
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Es
ist vorgeschlagen worden, Hohlladungen oder Explosivladungen einzusetzen,
um die Zerstörung
der Treibstoffsysteme zu gewährleisten,
siehe zu diesem letzteren Gegenstand das Dokument US-A-5507231,
welches den Oberbegriff des Anspruchs 1 beschreibt.
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Diese
Ladungen müssen
jedoch nah oder sogar in Kontakt mit den zu zerstörenden Treibstoffsystemen
angeordnet sein.
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Es
ergeben sich daher nun Probleme der Integration in den Träger. Außerdem haben
die Strahle der Hohlladung eine verminderte Wirksamkeit gegenüber den
Treibstoffsystemen mit flüssigen
Raketentreibstoffen. Der Strahl wird schnell durch die Flüssigkeit
verbraucht und der Durchmesser der erzeugten Ablasslöcher ist
gering (in der Größenordnung
von mm).
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Schließlich kann
sich die Geometrie der Nutzlast (Satellit) von einem Trägerabschuss
zum anderen stark unterscheiden.
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Die
Treibstoffsysteme sind dann nicht mehr an denselben Stellen angeordnet,
und der Träger muss
in der Tiefe modifiziert werden, um den Einsatz eines neuen Neutralisierungssystems
zu erlauben.
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Die
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Neutralisierungsvorrichtung vorzuschlagen,
die keine derartigen Nachteile aufweist.
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So
erlaubt es die Neutralisierungsvorrichtung gemäß der Erfindung, auf einfache
und sichere Art und Weise die Zerstörung einer von einem Träger mitgenommenen
Nutzlast zu gewährleisten.
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Diese
Vorrichtung kann leicht an verschiedene Arten von Nutzlasten angepasst
werden, sie erlaubt somit, die Anpassung des Trägers an die mitzuführende Last
zu vereinfachen.
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Gegenstand
der Erfindung ist somit eine Vorrichtung zur Neutralisierung einer
von einem Träger, wie
einer Rakete, transportierten Nutzlast, dadurch gekennzeichnet,
dass sie wenigstens einen explosiven Kernladungsgenerator umfasst,
wobei die Ladung mit dem Träger
durch Positionierungsmittel, die eine Orientierung ihrer Wirkrichtung
zur Nutzlast hin gewährleisten,
fest verbunden ist.
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Vorteilhafterweise
können
die Positionierungsmittel derartig einstellbar sein, dass eine Anpassung
der Neutralisierungsvorrichtung an verschiedene Strukturen und /
oder Positionierungen der Nutzlast ermöglicht wird.
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Die
Positionierungsmittel können
ebenfalls fest sein.
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Die
Vorrichtung kann wenigstens zwei explosive Kernladungsgeneratoren
umfassen.
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Der
oder die Kernladungsgeneratoren besitzen vorzugsweise ein Kaliber
von mehr als 50 mm.
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Die
Neutralisierungsvorrichtung gemäß der Erfindung
bezieht sich insbesondere auf die Zerstörung des oder der Treibstoffsysteme
eines an Bord einer Rakete befindlichen Satelliten.
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Die
Erfindung wird an Hand der Lektüre
der folgenden Beschreibung einer besonderen Ausführungsformen verständlicher,
wobei die Beschreibung sich auf die beigelegten Abbildungen bezieht,
in denen:
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1 schematisch
eine Teilansicht einer Rakete darstellt, die einen Satelliten mitführt und
mit einer Neutralisierungsvorrichtung gemäß der Erfindung ausgerüstet ist,
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2 eine
Ansicht derselben Rakete ist, die einen Satelliten mit anderer innerer
Architektur trägt.
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Bezug
nehmend auf 1 umfasst ein Träger 1,
wie eine ballistische Rakete (von der lediglich der Kopf dargestellt
ist), eine Aufnahme 2 im Inneren ihrer Spitze 3,
wobei die Aufnahme eine Nutzlast 4 aufnimmt, die von einem
Satelliten gebildet wird.
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Der
Satellit 4 ist durch Flansche 5a, 5b mit der
Spitze des Trägers
verbunden. Er ist in bekannter Weise dafür vorgesehen, auf der Flugbahn
von der Rakete bei einer gegebenen Höhe, die eine Erdumlaufbahn
gewährleistet,
freigesetzt zu werden.
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Die
Mittel, die das Öffnen
der Spitze und das Freisetzen des Satelliten sicherstellen, sind
hier nicht dargestellt, und sie sind nicht Teil der vorliegenden Erfindung.
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Der
Satellit 4 schließt
einen oder mehrere Tanks mit flüssigen
Raketentreibstoffen ein. Der in 1 dargestellte
Satellit umfasst zwei Tanks 6a und 6b, die übereinander
liegen und im Wesentlichen im Bereich der Achse 7 der Rakete
angeordnet sind.
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Die
Tanks 6a, 6b sind mit einem Rohr 8 verbunden.
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Gemäß der Erfindung
sind Mittel vorgesehen, die es ermöglichen, die in den Tanks 6a, 6b enthaltenen
Raketentreibstoffe zu neutralisieren, indem ihre Tanks zerbrochen
werden, was so ihre Freisetzung ermöglicht.
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Diese
Mittel werden im Falle eines Zwischenfalles im Bereich der Rakete
automatisch ausgelöst und
stellen zum Beispiel gleichzeitig, wie die herkömmlichen Mittel, die Selbstzerstörung der
Rakete selbst sicher.
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Die
Neutralisierungsmittel umfassen zwei explosive Kernladungsgeneratoren 9a, 9b.
Jede Ladung 9 ist durch Positionierungsmittel 10a, 10b fest mit
der Rakete 1 verbunden, die es erlauben, eine Orientierung
der Wirkrichtung 11a, 11b zur Nutzlast 4 hin
zu gewährleisten.
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Ein
Kernladungsgenerator ist dem Fachmann wohl bekannt. Es können zum
Beispiel die Patente FR2627580, FR2740212 und FR2741142 zu Rate
gezogen werden, die eine solche Ladung beschreiben. Sie umfasst
eine explosive Ladung 13, die in einer Hülle 14 angeordnet
ist, auf der eine metallische Beschichtung 12 in Form einer
Glocke aufgebracht ist.
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Die
explosive Ladung 13 wird durch ein Sprengzünder-Mittel 15 initiiert,
das mit einem Steuermittel 16 verbunden ist.
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Die
Positionierungsmittel 10a, 10b, die hier beschrieben
sind, sind derartig entworfen, dass der Hülle 14 der Ladung,
die sie halten, ein oder zwei Freiheitsgrade verliehen werden.
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Es
ist nun möglich,
der Wirkrichtung 11 der betrachteten Ladung (die mit der
Achse der Hülle 14 der
Ladung übereinstimmt)
eine wie auch immer geartete Orientierung in Bezug auf die Achse 7 der
Rakete zu verleihen.
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Als
Beispiel können
Positionierungsmittel ausgeführt
werden, die einen Bügel 17 umfassen,
der eine Richtung 18a, 18b parallel zur Achse 7 der
Rakete definiert. Dieser Bügel
ist drehbar in Bezug auf einen an der Rakete befestigten Fuß 20 angebracht. Die
Drehung erfolgt so um die Richtung 18a oder 18b (Pfeil
Z) herum.
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Die
Ladung 9 ist im Inneren des Bügels 17 mit Hilfe
einer Grundplatte 19 befestigt und sie kann somit selbst
in Bezug auf den Bügel 17 gekippt
werden.
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So
erlauben es diese Positionierungsmittel, jeder Ladung 9 eine
optimale Orientierung zu verleihen, die in Abhängigkeit von der Natur und
der Struktur der Nutzlast 4 angenommen wird. Konkret wird jede
Ladung in solcher Weise geneigt, dass ihre Wirkrichtung 11 einen
der Tanks 6 des Satelliten 4 trifft.
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Als
Variante kann der Bügel 17 in
Bezug auf den Fuß 20 fest
sein, und der einzige Freiheitsgrad der Ladung ist nun ihr Kippen
in Bezug auf den Bügel 17.
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Die
Ladung 9a besitzt so eine Wirkrichtung 11a, die
um einen Winkel α in
Bezug auf die Richtung 18a parallel zur Achse der Rakete 1 geneigt
ist. Diese Wirkrichtung 11a trifft den oberen Tank 6b.
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Die
Ladung 9b besitzt eine Wirkrichtung 11b, die um
einen Winkel β in
Bezug auf die Richtung 18b parallel zur Achse der Rakete 1 geneigt
ist. Diese Wirkrichtung 11b trifft den unteren Tank 6a.
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Die
Ladungen 9a und 9b sind mit dem Steuermittel 16 verbunden,
das dafür
vorgesehen ist, ihre Initiierung zu einem gegebenen Zeitpunkt zu
bewirken. Dieses Steuermittel kann vorteilhafterweise durch einen
Teil der Steuerelektronik/Lenkung der Rakete gebildet werden.
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Die
Initiierung der Ladung oder Ladungen 9 wird auf der Flugbahn
zu einem gegebenen Zeitpunkt bewirkt. Diese Initiierung kann im
Falle eines ernsthaften Vorfalles (Riss der Rakete, Abkommen von der
Flugbahn) vorteilhafterweise vom Boden aus ferngesteuert werden.
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Die
Initiierung kann ebenfalls im Falle des Verlustes der Verbindung
zum Boden (Verlust der Lenkung und / oder der Kontrolle) automatisch
durch die Elektronik der Rakete ausgelöst werden.
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Die
Ladungen 9a, 9b besitzen einen Durchmesser in
der Größenordnung
von 50 bis 150 mm (zum Beispiel 80 mm). Ihre Beschichtung kann aus Eisen
oder Nickel bestehen. Sie erzeugen in Folge ihrer Initiierung einen
homokinetischen Metallkern von ungefähr 100 g, dem eine Geschwindigkeit
von ungefähr
2000 m/s verliehen wird.
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Ein
solcher Kern ist bis zu Entfernungen in der Größenordnung von 25 m stabil,
was Entfernungen sind, die weit größer als die maximale Entfernung
sind, die eine Ladung von einem der Tanks mit Raketentreibstoff
trennt.
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Die
panzerbrechenden Leistungen dieser Kerne werden durch die Metall-
oder Verbundwerkstoffbleche oder den den Satelliten umgebenden Schutz
praktisch nicht gestört.
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Die
Tanks 6 werden somit von den so erzeugten Kernen durchschlagen.
Daraus ergibt sich ein dynamischer Überdruck, der die Tanks explodieren
lässt.
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Man
sieht, dass die Vorrichtung gemäß der Erfindung
an einer von der Nutzlast relativ entfernten Stelle in der Rakette
angeordnet werden kann. Die Geschwindigkeit und die Stabilität der Kerne
erlaubt es, die Zerstörung
der Nutzlast trotz der Entfernung auf zuverlässige Weise zu gewährleisten.
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Es
ist außerdem
nicht notwendig, die Struktur der Nutzlast zu modifizieren, da die
Kerne ausreichend stabil und energetisch sind, um die Neutralisierung
der Tanks durch die Wände
des Satelliten hindurch zu gewährleisten.
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Die
Vorrichtung gemäß der Erfindung
erlaubt es somit, mit einer einfachen, kompakten und leicht in die
Rakete zu integrierenden Struktur, die sichere Zerstörung der
Nutzlast und insbesondere der flüssigen
Raketentreibstoffe, die in den Tanks 6 enthalten sind,
zu gewährleisten.
Die Zuverlässigkeit
der Vorrichtung ist größer als
die der bestehenden Vorrichtungen und kostengünstiger.
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2 zeigt
eine Rakete 1, die mit der zuvor beschriebenen identisch
ist, jedoch einen Satelliten 4 trägt, der eine andere Struktur
besitzt.
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Dieser
Satellit umfasst zwei Tanks 6a, 6b mit Raketentreibstoff,
die parallel zueinander und beiderseits der Achse 7 angeordnet
sind.
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Die
Positionierungsmittel 10a und 10b erlauben es,
die Orientierungen der Wirkrichtungen 11a und 11b der
Ladungen derartig zu modifizieren, dass jede Wirkrichtung einen
Tank 6a oder 6b trifft.
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Aufgrund
der symmetrischen Position der Tanks 6a und 6b in
Bezug auf die Achse 7, sind die Wirkrichtungen 11a und 11b hier
um denselben Winkel γ in
Bezug auf die Richtungen 18a/18b geneigt, die
durch die Bügel 17 bestimmt
werden und parallel zur Achse 7 der Rakete 1 verlaufen.
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Es
ist somit zu sehen, dass es Dank der Erfindung leicht ist, die Neutralisierungsvorrichtung
an eine gegebene Struktur der Nutzlast anzupassen.
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Die
Einstellung der Ladungen erfolgt bei der Integration der Nutzlast.
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Als
Variante kann selbstverständlich
eine Anzahl von verschiedenen Ladungen vorgesehen werden.
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Es
können
ebenfalls nicht einstellbare feste Positionierungsmittel vorgesehen
werden, die eine gegebene Orientierung für die Wirkrichtung jeder Ladung
gewährleisten.