DE1213760B - Hohlladungsgeschoss mit Eigenantrieb - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. CL:

F07f

Deutsche Kl.: 72 d-19/01

Nummer: 1213 760

Aktenzeichen: R33038Ic/72d

Anmeldetag: 30. Juni 1962

Auslegetag: 31. März 1966

Die Erfindung bezieht sich auf ein Hohlladungsgeschoß mit Eigenantrieb und Drallstabilisierung.

Die zu einer einwandfreien Drallstabilisierung erforderliche hohe Drehzahl ist bei allen bisher bekannten Hohlladungsgeschossen mit Eigenantrieb jedoch insofern von Nachteil, als diese Geschosse einen starken Abfall der Durchschlagsleistung bei Überschreiten einer gewissen Umfangsgeschwindigkeit zeigen. Es war daher die Aufgabe zu lösen, ohne schädliche Beeinflussung des Hohlladungseffektes eine größtmögliche Treffgenauigkeit, d. h. bei einer möglichst kleinen Drallrotation eine ausreichende Stabilisierung, zu erzielen.

Die Stabilitätszahl eines drallstabilisierten Geschosses ist proportional dem Quadrat des axialen Trägheitsmomentes und der Winkelgeschwindigkeit, umgekehrt proportional dem Querträgheitsmoment sowie dem Luftkraftmoment um die Querachse des Geschosses, welches das Geschoß aus einer Flugbahnlage herauszudrehen sucht und damit die Prä- _ao Zessionsbewegung einleitet.

Die Stabilitätszahl ist

σ =

/α² · ω²

Bei Anwendung der Munkschen Luftschifformel für den Luftangriffspunkt erhält man die Näherungsgleichung

σ =

Λζ² · ω²

4 Jq-ρ- ν² [Va- F_g(Ig -x.)]

Hierbei bedeutet

Ja das axiale Trägheitsmoment, Jq das Querträgheitsmoment, ω die Winkelgeschwindigkeit,

c_m den Momentenbeiwert um die Geschoßquerachse,

ρ die Luftdichte,

ν die Geschoßgeschwindigkeit, Fg den Geschoßquerschnitt, D den Geschoßdurchmesser, V₀ das Geschoßvolumen,
Ig die Länge des Geschosses,

x_s den Schwerpunktabstand von der Geschoßspitze.

Die Erfindung geht nun von dem Gedanken aus, durch Begrenzung der Drehzahl als Funktion der für

Hohlladungsgeschoß mit Eigenantrieb

Anmelder:

Rheinmetall G. m. b. H.,
Düsseldorf, Ulmenstr. 125

Als Erfinder benannt:

Dr.-Ing. Karl-Otto Wehlow,
Ratingen-Tief enbroich;
Fritz Woyt, Erkrath (Bez. Düsseldorf);
Hermann Renner, Düsseldorf

eine Hohlladung noch zulässigen Umfangsgeschwindigkeit alle anderen Einflußgrößen auf die Stabilitätszahl des Geschosses im Rahmen der gegebenen Grenzen (Kaliber usw.) groß oder klein zu halten und schließlich ein vergleichsweise großes Trägheitsmomentenverhältnis Ja: Jq zu wählen, um bei einei möglichst niedrigen Drallrotation eine ausreichende Stabilisierung des Geschosses zu erzielen.

Die erfindungsgemäße Lösung der gestellten Aufgabe besteht darin, daß das aus Motor und Brennkammer bestehende Triebwerk in bekannter Weise ringförmig um den Wirkteil angeordnet ist und daß zur Erzielung einer möglichst großen Stabilität bei möglichst kleiner Drallrotation am Geschoßmantel und in der Ebene des Gesamtschwerpunktes ein an sich bekannter Trägheitsmomentenring hohen spezifischen Gewichts angeordnet ist.

In Verbindung mit diesen konstruktiven Maßnahmen kann zur Verminderung der im Nenner der Stabilitätszahlgleichung quadratisch eingehenden Fluggeschwindigkeit das Schubprogramm der Rakete durch Anwendung eines Marschtriebwerkes zur Kompensation des Geschwindigkeitsabfalles nach Ausbrennen des Starttriebwerkes so gestaltet werden, daß das Geschoß eine relativ geringe Maximalgeschwindigkeit erreicht. Dies kann in vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung dadurch verwirklicht werden, daß das in der Außenhülle angeordnete Marschtriebwerk derart gestaltet und angeordnet ist, daß es die Wirkung des Trägheitsmomentenringes ergänzt oder diesen ersetzt.

In weiterer vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung kann das konzentrisch außerhalb des Starttriebwerkes angeordnete Marschtriebwerk als Staustrahl-

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triebwerk ausgebildet sein. Diese Ausbildung hat den Vorteil, daß das Geschoß leichter gehalten bzw. bei gleichem Gewicht mehr Sprengstoff mitgeführt werden kann.

Die vorgeschlagene Triebwerksanordnung bietet bei der Anwendung bei Hohlladungen besondere Vorteile, sie ist aber auch ohne weiteres auf andere drallempfindliche Geschosse, z. B. Versorgungsgeschosse, anwendbar.

In der Zeichnung sind einige Ausführungsbeispiele für Hohlladungsgeschosse dargestellt. Es zeigt

Fig. 1 ein Hohlladungsgeschoß mit einem Triebwerk,

Fig. 2 ein Hohlladungsgeschoß mit getrenntem Start- und Marschtriebwerk,

F i g. 3 ein Hohlladungsgeschoß mit einem Start- und einem Staustrahltriebwerk als Marschtriebwerk.

Das in Fig. 1 dargestellte Raketengeschoß weist den in der Längsachse angeordneten, aus einer Hohlladung bestehenden Wixkteill auf. Um den Wirkteil herum ist ringförmig die Brennkammer 2 mit der Treibladung 3 angeordnet. Mit 4 sind Düsen bezeichnet, die ebenfalls ringförmig um den Wirkteil am hinteren Ende der Brennkammer angeordnet und zur Erzeugung des Dralls leicht angestellt sind. Der Gesamtaufbau des Geschosses ist derart getroffen, daß die Schwerpunkte von Triebwerk und Wirkteil praktisch zusammenfallen und den gemeinsamen Schwerpunkt S bilden.

Innerhalb der Brennkammer ist ein mit der Brennkammerhülle fest verbundener Trägheitsmomentenring 5 aus einem Werkstoff hohen spezifischen Gewichts, beispielsweise aus Eisen, Kupfer oder Blei, derart angeordnet, daß sein Schwerpunkt ebenfalls etwa mit dem Schwerpunkt S zusammenfallt.

Gemäß der Erfindung ist es auch möglich, innerhalb oder außerhalb der Brennkammer ein zusätzliches Marschtriebwerk vorzusehen, wobei bei der Wahl der einzelnen Konstruktionswerte darauf geachtet werden muß, daß trotz Schwerpunktverlagerung und Änderung des axialen Trägheitsmomentes durch Abbrand der Triebwerke sowie durch Einfluß der Fluggeschwindigkeit über den ganzen Betriebsbereich auch das .Stabilitätskriterium <5 > 1 erfüllt wird.

Weiterbin ist es möglich, den Treibsatz des Marschtriebwerkes in der gemeinsamen Brennkammer in einer entsprechenden zweckmäßigen Form an der Außenhülle der Brennkammer anzuordnen, so daß dieser, unter Umständen unter Verwendung von Ballastpulver, die Wirkung des beschriebenen Trägheitsmomentenringes hat oder aber dessen Wirkung im kritischen Drehzahlbereich zur Erhaltung einer ausreichenden Stabilitätszahl erhöht.

Das in Fig. 2 dargestellte Raketengeschoß hat ebenfalls einen aus einer Hohlladung bestehenden Wirkteil. Der Wirkteil 1 ist konzentrisch von einem Starttriebwerk3 und einem Marschtriebwerke umgeben. Im übrigen gilt in bezug auf die Lage der Schwerpunkte das gleiche, wie bereits zu F i g. 1 beschrieben wurde.

Entsprechendes gilt auch für das in F i g. 3 dargestellte Raketengeschoß. Bei dieser Ausführung ist das konzentrisch um das Starttriebwerk 3 angeordnete Marschtriebwerk 6 als Staustrahltriebwerk ausgebildet.

Claims (3)

Patentansprüche:

1. Hohlladungsgeschoß mit Eigenantrieb und Drallstabilisierung, dadurchgekennzeichnet, daß das aus Motor und Brennkammer bestehende Triebwerk in bekannter Weise ringförmig um den Wirkteil angeordnet ist und daß zur Erzielung einer möglichst großen Stabilität bei möglichst kleiner Drallrotation am Geschoßmantel und in der Ebene des Gesamtschwerpunktes ein an sich bekannter Trägheitsmomentenring (5) hohen spezifischen Gewichts angeordnet ist.

2. Hohlladungsgeschoß mit Eigenantrieb nach Anspruch 1 mit einem Start- und einem Marschtriebwerk, dadurch gekennzeichnet, daß das in der Außenhülle angebrachte Marschtriebwerk (6) derart gestaltet und angeordnet ist, daß es die Wirkung des Trägheitsmomentenringes ergänzt oder diesen ersetzt.

3. Hohlladungsgeschoß mit Eigenantrieb nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das konzentrisch außerhalb des Starttriebwerkes (3) angeordnete Marschtriebwerk (6) als Staustrahltriebwerk ausgebildet ist.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Deutsche Patentschrift Nr. 1097 321;
österreichische Patentschrift Nr. 6796;
französische Patentschriften Nr. 1265 295,
1052450, 816083;
britische Patentschrift Nr. 669 008;
USA.-Patentschrift Nr. 2968 244.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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