DE2030722C3

DE2030722C3 - Leuchtspureinrichtung

Info

Publication number: DE2030722C3
Application number: DE2030722A
Authority: DE
Inventors: Charles Villey-Desmeserets Pont de Buis Martel
Original assignee: NATIONALE DES POUDRES ET EXPLOSIFS 75181 PARIS FR Ste
Current assignee: NATIONALE DES POUDRES ET EXPLOSIFS 75181 PARIS FR Ste
Priority date: 1969-06-23
Filing date: 1970-06-23
Publication date: 1981-11-05
Also published as: FR2050724A5; DE2030722A1; JPS5012680B1; GB1277999A; DE2030722B2; US3706283A

Description

Die Erfindung betrifft eine Leuchtspureinrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Aus der US-PS 28 29 596 ist eine Leuchtspureinrichtung mit einem Gehäuse bekannt, das auf der Rückseite bzw. dem Heck einer Rakete als Flugkörper angeordnet ist und dessen Achse nicht parallel, sondern geneigt zur Achse der Düse des Flugkörpers ist. Das Gehäuse der Leuchtspureinrichtung ist so ausgerichtet, daß die von einem darin enthaltenen pyrotechnischen Satz abgegebenen Gase in eine Verbrennungsgas-Strömung verteilt, d. h., eingemischt werden, die von dem Triebwerk bzw. der Treibladung des Flugkörpers abgegeben wird. Bei dieser bekannten Leuchtspureinrichtung tritt jedoch erheblicher Energieverlust auf, da ein starkes Mißverhältnis zwischen dem von der Leuchtspureinrichtung und dem von Treibladung abgegebenen Gas vorliegt, und somit eine starke Verdünnung des ersteren in dem letzteren entsteht. Die Leuchtspurrichtung besitzt lediglich geringen Wirkungsgrad.

Bei anderen bekannten Leuchtspureinrichtungen (vgl. insbesondere FR-PS 14 73 180 und US-PS 29 86 999) ist die Leuchtspureinrichtung am Heck des Flugkörpers parallel zur Flugkörperachse ausgerichtet. Dadurch allein kann jedoch zwischen der am Flugkörper entlang strömenden Luftströmung und der Verbrennungsgas-Strömung aus der Triebwerksdüse des Flugkörpers keine sich laminar ausbreitende Schicht erzeugt werden. Vielmehr wird eine Turbulenzzone erreicht, in der eine Störung der Markierungsflamme auftritt. Die Verwirbelung ist insbesondere am Heck besonders stark, an dem die Leuchtspureinrichtung angebracht ist. Die störenden Verwirbelungen sind im Überschallbereich besonders kräftig, jedoch wird die Markierungsflamme auch im Unterschallbereich empfindlich gestört. Zur Vermeidung dieser Nachteile sind bei den letzteren bekannten Leuchtspureinrichtungen Ablenkvorrichtungen vorgesehen, um den scheinbaren Durchmesser der Markierungsflamme möglichst konstant zu halten.

Es ist Aufgabe der Erfindung, bei einer Leuchtspureinrichtung der eingangs genannten Art die Leistungsbzw. Wirkungsverluste im Flug zu verringern.

Die Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs gelöst

Die Erfindung wird durch die Merkmale der Unteransprüche weitergebildet

Durch die Winkelausrichtung der erfindungsgemäßen Leuchtspureinrichtung und durch die Ausbildung des

ίο Gehäuse-Endes als Lavaldüse, wodurch die Austrittsgeschwindigkeit der die Markierungsflamme bildenden leuchtenden Teilchen erhöht wird, durchsetzt diese leicht die Turbulenzzone und wird anschließend von dem Luftstrom und dem Verbrennungsgas-Strom eingefaßt und von diesen mitgenommen, wodurch die Markierungsflamme verlängert wird. Daraus folgt, daß der von einem Beobachter gesehene scheinbare Durchmesser der Markierungsflamme deutlich erhöht ist, wodurch wiederum die Intensität stark erhöht ist

Es sei erwähnt, daß Vorschubeinrichtungen mit einer konvergent-divergenten Düse, kurz Lavaldüse, zum Austritt von Gasen bekannt ist (US-PS 33 54 645), wobei in das Innere der Lavaldüse Luft injiziert wird unter asymmetrischer Verteilung mittels ausrichtbarer Klappen, um so die Vorschubrichtung verändern zu können.

Die Lavaldüse der erfindungsgemäßen Leuchtspureinrichtung besitzt jedoch normale axiale Verbrennung. Der Wert des Winkels kann aufgrund des Ortes des Zusammenflusses der beiden Strömungen bestimmt werden, der einerseits von dem Strömungsverlauf des Verbrennungsgas-Stroms der Treibladung, und damit insbesondere von der Form der Düse und der Leistung der Treibladung und andererseits von der aerodynamischen Ausbildung des Flugkörpers, sowie dessen Geschwindigkeit abhängt. Diese Kenngrößen sind zwar von Flugkörper zu Flugkörper unterschiedlich, jedoch sind sie auf einfache Weise mittels auf dem Gebiet der Mechanik flüssiger und gasförmiger Körper bekannter Gleichungen berechenbar, aber auch durch Versuche bestimmbar.

Eine besonders einfache Anbringungsmöglichkeit und einfache Justiermöglichkeit ergibt sich, wenn das Gehäuse der Leuchtspureinrichtung bodenseitig auf einer schrägen Stirnfläche eines in Drehrichtung ausrichtbaren zylindrischen Trägers befestigt ist, der parallel zur Flugkörperachse in einer Aussparung am Flugkörperheck vorgesehen ist.

Es sei erwähnt, daß mit einem Gehäuse aus Metall, Graphit oder härtbarem Kunststoff, insbesondere mit Asbest als Füllstoff, geringes Gewicht erreichbar ist, und daß mit einer Innenauskleidung des Gehäuses mit einer Polyesterharzschicht, der als Füllstoff ein hochschmelzendes Metalloxidpulver, wie Magnesiumoxidpulver zugesetzt ist, durch die erreichbare Verringerung der Wandstärke des Gehäuses eine weitere Gewichtseinsparung erreichbar ist.

Die Erfindung wird anhand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 schematisch die aerodynamischen Verhältnisse am Heck einer Rakete, die mit einer Markierungsvorrichtung ausgestattet ist und mit eingeschaltetem Triebwerk fliegt,

F i g. 2 vergrößert und im Teilschnitt zwei Leuchtspureinrichtungen der Markierungsvorrichtung,

F i g. 3 perspektivisch eine Leuchtspureinrichtung,
Fig.4 im Längsschnitt eine Leuchtspureinrichtung mit ihrem pyrotechnischen Satz.

Fig. 1 zeigt das Heck einer Rakete FaIs Flugkörper mit Leitflossen a, die sich in Flugstellung befindet Der Verbrennungsgas-Strahl b des Triebwerkes der Rakete F verläßt dessen Schubdüse c, expandiert zunehmend hinter der Schubdüse c und nähen sich einer Luftgrenzschicht mit Strömungsfäden d an, die am Raketenkörper vorbeistreicht. Der Raum e zwischen einer inneren Hüllfläche / der Strömungsfäden d und einer äußeren Hüllfläche g des Verbrennungsgas-Strahls b ist Ort von Verwirbelungen Λ, und zwar insbesondere in der Nähe des Raketenhecks.

Die Rakete Fträgt an ihrem Heck eine Markierungsvorrichtung, die aus mindestens einer Leuchtspureinrichtung 1 besteht, die eine Markierungsflamme 2 abgibt. Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß F i g. 2 weist die Markierungsvorrichtung zwei Leuchtspureinrichtungen 1 auf, die mittels Kunstharz 3 in Aussparungen 4 eingegossen sind, die diametral außerhalb der Schubdüse cder Rakete /angeordnet sind.

Jede Leuchtspureinrichtung 1 (Fig.3) weist ein Gehäuse 5 auf, das mit seinem Boden 6 senkrecht im Zentrum einer schrägen Stirnfläche 7 eines zylindrischen Trägers 8 befestigt ist, der seinerseits in" die Aussparung 4 im Raketenheck eingelassen ist. Dadurch weist die Achse des Gehäuses 5 einen Winkel / gegenüber der Achse des zylindrischen Trägers 8 und damit gegenüber der Achse der Rakete F auf. Dieser Winkel /liegt zwischen 25 und 60°.

Am freien bzw. Austrittsende ist das Gehäuse 5 als Lavaldüse mit konvergentem Teil 9 und divergenter Düse 10 ausgebildet.

Das bevorzugt mit der Lavaldüse 9, 10 einstückige Gehäuse 5 (Fig.4) ist mit einer Schicht 11 aus Polyesterharz mit einem hochschmelzenden Metalloxid als Füllstoff ausgekleidet. In seinem zylindrischen Teil enthält das Gehäuse 5 einen pyrotechnischen Feststoff-Satz 12, dessen Verbrennung die Markierungsflamme 2 erzeugt, die aus der Lavaldüse 9,10 austritt.

Vorteilhaft besteht das Gehäuse 5 aus Metall, Graphit oder einem härtbaren Kunststoff, insbesondere Phenolharz mit Asbestfüllung. Die Auskleidung des Gehäuses 5 dient als Wärmeschutz. Deren Füllstoff ist vorteilhaft Magnesiumoxidpulver, es können aber auch andere hitzebeständige Metalloxide wie z. B. Zirkonoxid verwendet werden.

Die Markierungsvorrichtung ermöglicht die Erzeugung einer Markierungsflamme 2, die schräg zur

ίο Längsachse der Rakete F gerichtet ist und in Richtung auf die Zone läuft, in der sich der Luftstrom d und der Verbrennungsgas-Strahl b des Triebwerkes berühren. Dies wird durch den Winkel /des Gehäuses 5 gegenüber seinem Träger 8 bzw. der Achse der Rakete F erreicht.

Vor dem Vergießen kann dabei zusätzlich eine Justierung des Trägers 8 um seine Achse vorgenommen werden.

Die Austrittsgeschwindigkeit der leuchtenden Bestandteile, die die Markierungsflamme 2 bilden, wird durch die Lavaldüse 9, 10 am Ende des Gehäuses 5 beträchtlich erhöht so daß die Markierungsflamme 2 die Turbulenzzone A leicht durchströmt und durch die diese begleitenden Luft- und Verbrennungsgas-Ströme d bzw. g mitgerissen wird, wodurch eine Verlängerung der Markierungsflamme 2 erreicht wird.

Daraus folgt, daß der scheinbare Durchmesser der Markierungsflamme 2, die von einem Beobachter der Rakete F gesehen wird, beträchtlich vergrößert erscheint, so daß die Wirksamkeit der Markierungsvorrichtung gegenüber herkömmlichen Vorrichtungen beträchtlich erhöht ist da die Flugbahnverfolgung des Flugkörpers, nämlich der Rakete F, beträchtlich verbessert ist.

Zahlreiche Weiterbildungen der beschriebenen Ausführung sind möglich, beispielsweise können mehr als zwei Leuchtspureinrichtungen 1 gleichmäßig um die Schubdüse c verteilt angeordnet sein.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Leuchtspureinrichtung mit einem in einem zylindrischen Gehäuse untergebrachten gaserzeugenden pyrotechnischen Satz, dessen Achse einen Winkel zur Flugkörperachse einnimmt und dessen Verbrennungsgase axial aus dem Gehäuse in die Strömung hinter dem Flugkörper austreten, dadurch gekennzeichnet,

daß das Gehäuse (5) in den Bereich gerichtet ist, in dem sich die Luftströmung (d) und die Gasströmung (b) des Triebwerks berühren, und
daß das Gehäuse (5) am Austrittsende als Lavaldüse (9,10) ausgebildet ist

2. Leuchtspureinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Gehäuse (S) mit seinem Boden (6) auf einer schrägen Stirnfläche (7) eines in Drehrichtung ausrichtbaren zylindrischen Trägers (8) befestigt ist, der parallel zur Längsachse des Flugkörpers (F) in eine Aussparung (4) am Triebwerkheck eingelassen ist.

3. Leuchtspureinrichtung nach Anspruch 1 und 2, gekennzeichnet durch einen Winkel ßj zwischen der Achse des Gehäuses (5) und der Achse des zylindrischen Trägers (8) von 25° bis 60°.