DE1678200A1

DE1678200A1 - Device for spraying or atomizing liquid and / or powdery substances

Info

Publication number: DE1678200A1
Application number: DE19681678200
Authority: DE
Inventors: Paul Marczinke
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1968-01-09
Filing date: 1968-02-27
Publication date: 1972-06-08

Description

Einrichtung zum Versprühen bzw. Zerstäuben von flüssigen und/ oder pulverförmigen Stoffen. Für vielerlei Zwecke militärischer und ziviler Natur ist es erwünscht oder auch noti:endig, flüssige uas/oäer pulverförmige .-" Stoffe wie Nebelstoff, Pflanzenschutzmittel od.dgl. in mehr oder weniger großer Höhe- über dem Erdboden in möglichst gleichmäßiger und vorzugsweise auch flächiger Verteilung zu versprühen bzw. zu serstäuben.Device for spraying or atomizing liquid and / or powdery substances. For many purposes it is military and civil in nature it is desirable or noti: endig, liquid uas / oäer powdery .- "substances like Fog substance, pesticides or the like. at a greater or lesser height - about the ground in as uniform as possible and preferably also over a large area to be sprayed or dusted.

Vorliegende Erfindung befaßt sich mit diesem Problem uhd bezweckt, hierfür eine geeignete Einrichtung zu schaffen. hach dem Vorschlag der Erfindung soll diese gekennzeichnet sein.durch die du@bildung als Raketengeschoß mit einem Feststoffrhketenmotor mit Brennk4nser, Treibladung und we.nigstens'einer Düse, einen an den Brennraum den Raketenmotors angeschlossenen, gegenüber diesem mittels@eines durch den Brennkammerbetriebsdruck betätigbaren Verschlußorgans dicht verschlossenen und mit durch wenigstens ein durch den gleichen Druck betätigbares Verschlußorgan verschlossenen Austrttts gf=: nungen- versehenen Behälter mit dem zu versprühenden baw. zu zer- stäubenden Medium,-sowie mit einem am hinteren Ende den Geschosses angeordneten Stabilisierleitwerk.The present invention is concerned with this problem and aims to provide a suitable device for this purpose. According to the proposal of the invention, this should be characterized by the formation as a rocket projectile with a solid fuel chain engine with internal combustion chamber, propellant charge and at least one nozzle connected to the combustion chamber of the rocket motor, opposite to it by means of a closure member that can be actuated by the operating pressure of the combustion chamber a tightly closed container with the baw to be sprayed and closed by at least one closing element that can be actuated by the same pressure. to decompose dusting medium, -as well as with the projectile placed on the rear end Stabilisierleitwerk.

Neben seinem einfachen Aufbau und seiner einfachen Funktion hat das erfindungsgemäße Raketengeschoß noch eine ganze Reihe erheblicher weiterer Vorteile. Beispielsweise ist es durch entsprechende Auslegung. und Abstimmung des Feststoffraketenmotors und des-Aufnehmebehälters für das zu versprühende bzw. zerstäubende Medium.. in verhältnismäßig einfacher Weise möglich, sich an sehr unterschiedliche.@Verh3ltnisse anzupassen, d.h. den Versprüh- bzw. Zer-` stäubungsvorgang bezüglich Menge, Dauer und Wegstrecke innerhalb sehr weiter Grenzen in der gewünschten oder erforderlichen Weise iu beeinflussen. Dabei lassen sich die Dauer und die Wegstrecke sehr genau an die empirisch und rechnerisch leicht zu ermittelnde Brenndauer des Raketenmotors anpassen oder auch allein durch unterschiedliche Größe und/oder Anzahl der Austrittsöffnung des Ausnahmebehälters von dieser mehr oder weniger stark abweichend festlegen.In addition to its simple structure and function, the rocket projectile according to the invention has a number of significant other advantages. For example, it is through appropriate interpretation. and tuning the solid rocket engine and the receptacle for the medium to be sprayed or atomized .. in relatively easy way to adapt to very different. @ conditions adapt, i.e. the spraying or atomizing process in terms of quantity and duration and distance within very wide limits in the desired or required Way iu influence. The duration and the distance can be changed very exactly to the empirically and computationally easy to determine burning time of the rocket motor adapt or just by different size and / or number of the outlet opening of the exception container more or less deviating from this.

Als besonders vorteilhaft erweist sich insbesondere der unmittelbare@Anschluß des Aufnahmelehälters an die Brennkammer des Raketenmotors, .The direct connection of the receptacle to the combustion chamber of the rocket motor has proven to be particularly advantageous.

d.h. die Verwendung des Raketenmotors als Druckquelle sowohl für die Einleitung als auch"für die Durchführung des Versprüh- bzw..Zerstäubungsvorgangs. Dadurch, ist nämlich zum Binnen sichergestellt, daß das Versprühen bzw. Zerstäuben des Mediums nur dann erfolgt, wenn die Raketentreibladung gezündet und sich in der Brennkammer der -vorbestimmte Druck aufgebaut-hat, die Rakete sich dem entsprechend aber auch in der vorgesehenen Weise im Flugs befindet, zum anderen macht diese Maßnahme die Anordnung und Ausbildung einer besonderen Druckquelle und eventueller den Versprüh- bzw. Zerstäubungsvorgang auslösender und steuernder Or- gane entbehrlich, wie sie etwa dann erforderlich wären, wenn der Behälter in Form einer Granate zum YBrschuß käme. lm Fall eines -militärischen Einsatzes ergibt sich für das erfindungsgemäße Raketengeschoß natürlich ebenso wie bei einer Granate der Vorteil, daß sie sich aus gestarnten und dem Feind verborgenen Stellungen, also ohne Gefährdung der eigenen Truppe abschießen läßt, im Gegensatz zu einem Versprühen oder Zerstäuben vom Flugzeug aus. Selbstverständlich läßt sich durch Verzögerungseinrichtungen ad. dgl. auch erreichen, daß der Versprüh- bzw. Zerstäubungsvorgang' nicht unmittelbar beim oder nach dem Abschuß, sondern erst zu einem bestimmten gewünschten späteren Zeitpunkt eingeleitet wird. In zweckmäßiger Ausbildung der Erfindung wird vorgesehen, den Raketenmotor als Geschoßkopf auszubilden und mit einem Kranz von Düsen zu versehen. Die Anordnung und Ausbildung hat insbesondere den Vorteil, daß sich mit ihr ein verhältnismäßig kurzes Raketengeschoß realisieren und vor allem auch auf kürzestem Jege ein Austreiben des Mediums aus dem Behälter erreichen läßt, indem dieser mit seinem vorderen stirnseitigen Ende unmittelbar an den Brennraum des Raketenmotors angeschlossen und am hinteren Ende mit den Austrittöffnungen versehen wird. Sofern der Raketenmotor und der Behälter mit gleichem Durchmesser ausgebildet werden sollen,werden die Düsen selbstverständlich so-angeordnet, daß ihre Achsen schräg nach hinten außen gerichtet sind. An Steile dessen kann aber auch vorgesehen werden, die Düsen mit zur Geschoßachse paralleler Achse anzuordnen, wobei der Durchmesser des Behälters dann selbstverständlich höchstens so groß gemacht wird, wie der Durchmesser einesdem Düsenkranz einbeschriebenen Kreises ist. Die Anordnung hat insbesondere den Vorteil, daß die-aus den Austrittsöffnungen austretende Flüssigkeit bzw. das Pulver von den aus den Düsen austretenden und an der Außenseite des Behälters nach hinten entlangstreichenden Treibgässtrahlen erfaßt und dabei besonders.wirkungs-'. voll verteilt wird...ie, the use of the rocket motor as a source for both the initiation and "to carry out of the sprayable bzw..Zerstäubungsvorgangs. Thereby, it is guaranteed to internal, that the spraying or atomizing of the medium takes place only when the rocket propellant charge is ignited and The predetermined pressure has built up in the combustion chamber, but the rocket is accordingly in flight in the intended manner; on the other hand, this measure makes the arrangement and formation of a special pressure source and possibly the spraying or atomization process more triggering and controlling Organs can be dispensed with, as would be necessary if the container were to be fired in the form of a grenade positions hidden from the enemy, i.e. without endangering your own troops can be poured, in contrast to spraying or atomizing from the aircraft. Of course, delay devices ad. Like. Also achieve that the spraying or atomization process' is not initiated immediately during or after the launch, but only at a certain desired later point in time. In an expedient embodiment of the invention, provision is made for the rocket motor to be designed as a projectile head and to be provided with a ring of nozzles. The arrangement and design has the particular advantage that a relatively short rocket projectile can be realized with it and, above all, an expulsion of the medium from the container can be achieved in the shortest possible way by connecting it with its front end directly to the combustion chamber of the rocket motor and is provided with the outlet openings at the rear end. If the rocket motor and the container are to be designed with the same diameter, the nozzles are of course arranged in such a way that their axes are directed obliquely backwards and outwards. Instead, however, provision can also be made for the nozzles to be arranged with an axis parallel to the axis of the bullet, the diameter of the container then of course being made at most as large as the diameter of a circle inscribed on the nozzle ring. The arrangement has the particular advantage that the liquid or powder emerging from the outlet openings is captured by the propellant gas jets exiting from the nozzles and sweeping backwards along the outside of the container, and in doing so is particularly effective. is fully distributed ...

Nach einem weiteren Vorschlag der Erfindung wird vorgesehen, das hintere Ende des Behälters mittels einer kegeligen Verjüngung in einen nach hinten an den Behälter anschließenden zylindrischen Schaft zu überführen, der an seinem behälterseitigen Ende eine mit den Austrittsöffnungen versehenesac klochartige Aussparung aufweist. Auf diese Weise ist es vor allem möglich, mittels eines einzigen am Übergang vom Behälter zum Schaft angeordneten Verschlußorgans alle Austrittsöffnungen gesperrt zu halten und zu gegebener Zeit gemeinsam bzw. gleichzeitig freizugeben.According to a further proposal of the invention it is provided that the rear end of the container is converted by means of a conical taper into a cylindrical shaft which adjoins the container to the rear and which has a recess-like recess provided with the outlet openings at its container-side end. In this way, it is especially possible to keep locked all outlet openings by means of a single arranged at the transition from the container to the shaft and the closure member to release together at the appropriate time or simultaneously.

Anstatt den Raketenmotor als Geschoßkopf auszubilden kann auch der Behälter als Geschoßkopf vorgesehen werddn. Diese Anordnung ermöglicht es dann auch, anstelle eines Düsenkranzes nur eine einzige zentrale Düse vorzusehen, wobei als Treibladung aber nur eine solche vom Radialbrennertyp in Frage kommt. Der Anschluß des* Behälters erfclgt dabei mittels eines innerhalb des Behälters dis nahe dessen vorderem Ende sich erstreckenden zentralen Rohres mit Verschlußkappe an das vordere Ende des Ruketenmotors. Auch hier ist am hinteren Winde des Behälters eine kegelige Verjüngung vorgesehen, an die sich ein zylindrischer Schaft anschließt, der nach dem Behälter zu eine mit den Austrittsöffnungen versehene. seklocharti@e Aussparung aufweist, so daß es wiederum möglich ist mittels eines einzigen am Übergang vom Behälter zum Schaft angeordneten Verschlußorgans alle Austrittsöffnungen gleichzeitig zu versperren und zugegebener -Zeit, nämlich bei Erreichen des vorbestimmten Brennkammerdruckes, freizugeben.Instead of designing the rocket motor as a projectile head, it can also the container can be provided as a projectile head. This arrangement it then also makes it possible to use only one instead of a nozzle ring Provide a single central nozzle, but only as a propellant charge such a radial burner type comes into question. The connection of the container * erfclgt this case by means of a dis within the container near the front end thereof extending central tube with a closure cap at the front end of Ruketenmotors. Here, too, a conical taper is provided on the rear winch of the container, to which a cylindrical shaft adjoins, which is provided with the outlet openings after the container. seklocharti @ e recess, so that it is again possible by means of a single closure member arranged at the transition from the container to the shaft to block all outlet openings at the same time and to release them admitted time, namely when the predetermined combustion chamber pressure is reached.

In beiden Fällen kann vorgesehen werden, das Stabilisierleitwerk als kalibergleiches starres Zeitwerk auszubilden, wodurch sich das Raketengeschoß gut geführt aus vollwandigen Rohren verschliessen läßt. Zur Erhöhung der Stabilisierwirkung kann dazu noch vorgesehen werden, dieses als Ringleitwerk auszubilden, d.h. als ein Zeitwerk, bei dem die Leitwerkflächen an ihrem hinteren Ende von einem zentralen Ring umgeben sind, dessen Außendurchmesser _ dem Kaliber des Raketengeschosses entspricht.In both cases, the stabilizing tail can be provided as Form a rigid time mechanism of the same caliber, which makes the rocket projectile good out of full-walled tubes can be closed. To increase the stabilizing effect can also be designed as a ring tail, i.e. as a a Zeitwerk, in which the tail surfaces at their rear end from a central Ring are surrounded, the outer diameter of which corresponds to the caliber of the missile projectile.

Z.:hlreiche Varianten sind selbstverständlich denkbar. Beispielsweise ist es möglich, den Raketenmotor und den Behälter mit dem Kaliber des Abschußrohres entsprechendem gleichem Außendurchmesser auszubilden. In diesem Falle kann das Zeitwerk dann in an sich bekannter Weise mit ausstellbaren Zeitflächen ausgebildet-werden. Die Erfindung ist in der Zeichnung in Ausführungsbeispielen gezeigt und %.:ird anh3nd@dieser nachstehend noch näher erläutert. Es zeigen Fig. 1 ein Raketengeschoßmit als Geschoßkopf ausgebildetem Raketenrotor, Fig. 2 Ein R-ketengeschoß mit :=1s Gesbhoßkopf ausgebildetem irufn-hmebehälter für das zu versprühende Medium, Fig. 3 - ein Raketengeschoß analog Figur 1, jedoch mit gleichem Außendurchmesser von Raketenmotor und Behälter und Figur 4 ein Raketengeschoß analog Figur 2, jedoch wiederum mit gleichem Außendurchmesser von Raketenmotor und Behälter.Z .: numerous variants are of course conceivable. For example it is possible to use the rocket motor and the container with the caliber of the launch tube to be designed with the same outer diameter. In this case the Zeitwerk then designed in a manner known per se with time areas that can be exhibited. The invention is shown in the drawing in exemplary embodiments and% .: ird anh3nd @ this explained in more detail below. 1 shows a missile projectile with a projectile head formed rocket rotor, Fig. 2 An R-ketone projectile with: = 1s rump head formed irufn heme container for the medium to be sprayed, Fig. 3 - a missile projectile analogous to Figure 1, but with the same outside diameter of rocket motor and container and FIG. 4 shows a rocket projectile analogous to FIG. 2, but again with the same outer diameter of rocket motor and container.

Nach Figur 't schließt sich an den als t#eschoßkopf ausgebildeten Raketenmotor 1 der Aufnahmebehälter 2 für das zu versprühende bzw: zu- zerstäubende Medium 3 Und an diesen wiederum der verjüngte Schaft mit Stabilisierleitwerk 5 an. -Im Brennkammergehäuse 6 des Raketenmotors 1 ist die Treibladung 7 befestigt. Diese ist hier als Radialbrennertyp ausgebildet, könnte genauso gut aber auch als Stirnbrennertyp ausgebildet sein. Der äußere Teil 7a der Treibladung stützt eich nach hinten über den legelring 8 gegen die in das hintere Ende des Brennkammergebäusee 6 eingeschraubte Düsenplatte 9 ab, die in gleichmäßigen Ab- ständen über-den Umfang verteilt mehrere der Düsen 10 aufweist. -Nach dem auetritteaeitigen Znde zu ist die Dosenplatte 9 mit der zentralen Äusaparung 11 versehen, deren Mürcbmesner mit einen den Düsen 10 einbeschriebenen greis übereinstimmt und die zur Aufriabme den-vorderem Endes des Behälters 2 dient, wobei hier eine Befestigung mittels Einschrauben vorgesehen lote -bau vordere stirnseitige Ende den Behälters 2 ist mit den zen- tralen buchmenartigen Bineatz 12 mit Membrane 13 versehen, die über die zentrale Aussparung 14 in der Ddoenplatte 9 mit dem Brennraum 15 -den Raketenmotors in unmittelbarer Verbindung steht. Der Außendurchmesser des Bebälters 2 stimmt mit dem den Düsen 10 einbeschriebenen greis überein. Am hinteren Ende geht der mit den Medium 3 gefüllte und über den größten Teil seiner Iänge hinweg -zylindrisch ausgebildete Behälter 2 mittels der kegeligen Verjüngung 16 in den mit dem Stabilisierleitwerk 5 versehenen zylindrischen Schaft 4 über. Dieser weist an seineirr behälterseitigen - Ende die sacklochartige Aussparung 17 mit den gleichmäßig auf den Umfang verteilt angeordneten radialen Austrittsöffnungen 18 auf.-Am Übergang vom kegeligen Behälterteil 16 zum Schafft 4.ist die Membrane 19 angeordnet. Am hinteren Ende des Schaftes 4. sind die Zeitflüchen 20 des Stabilisierleitwerks 5 angeformt, deren' hinteres Ende vom Ring 21 umgeben ist, dessen Außendurchmesser mit demjenigen des Raketenmotors 1 übereinstimmt.According to FIG. 1, the rocket motor 1, which is designed as a bullet head, is followed by the receptacle 2 for the medium 3 to be sprayed or atomized, and this in turn is adjoined by the tapered shaft with stabilizing tail unit 5. -In the combustion chamber housing 6 of the rocket motor 1, the propellant charge 7 is attached. This is designed here as a radial burner type, but could just as well be designed as a front burner type. The outer part 7a of the propellant charge is supported calibration back over the legelring 8 against the screwed into the rear end of Brennkammergebäusee 6 nozzle plate 9 from which stands at uniform waste over-the circumferentially distributed plurality of the nozzles 10 has. -After auetritteaeitigen Znde the can plate to be provided with the central Äusaparung 11 9 whose Mürcbmesner coincides with a nozzle 10 inscribed senile and serves to Aufriabme the-front end of the container 2, in which case a mounting solders provided by screwing - Construction The front end of the container 2 is provided with the central book-like binoculars 12 with a membrane 13, which is in direct connection with the combustion chamber 15 of the rocket engine via the central recess 14 in the nozzle plate 9. The outer diameter of the container 2 corresponds to the old inscribed in the nozzles 10 . At the rear end , the container 2, which is filled with the medium 3 and has a cylindrical shape over most of its length, merges into the cylindrical shaft 4 provided with the stabilizing tail unit 5 by means of the conical taper 16. This has at its container-side end the blind hole-like recess 17 with the radial outlet openings 18 evenly distributed over the circumference. The membrane 19 is arranged at the transition from the conical container part 16 to the shaft 4. At the rear end of the shaft 4 , the timing surfaces 20 of the stabilizing tail unit 5 are formed, the rear end of which is surrounded by the ring 21, the outer diameter of which corresponds to that of the rocket motor 1.

Nach der Zündung der Treibladung 7 mittels einer nicht gezeigten Zündvorrichtung-baut sich infolge der sich entwickelnden Treibgase in die Brennkammer 19 verhältnismäßig schnell ein den gegebenen Verhältnissen entsprechender Druck auf.. Während das Raketengeschoß durch die aus den Düsen 10 abströmenden Treibgase in Bewegung gesetzt wird, bewirkt der Brennkammerdruck Über die Aussparung 14 der Düsenplatte 9 die Zerstörung der beispielsweise als Beratscheibe ausgebildeten Membrane 13. Durch das Medium -3. hindurch pflanzt sich dieser Druck auch auf die am hinteren Ende des Behälters 2 angeordnete, hier ebenfalls als Beretaeheibe aus- gebildete Membrane 19 fort und zerstört auch diese, wodurch sämt-. liehe Austrittaöffnungen 18 gleichseitig freigegeben werden, eQ daß unter der Wirkung des Brenakammerdruckes das Medlurt 3 nun-mehr aus diesen austreten kann. -Dae bis zur völligen Entleerung des Behälters 2 -fortlaufend radial nach außen versprühte oder . auch zerstäubte Medium 3 gelangt dabei ausnahmslos in den Wir-kungsbereich der aua den Düsen 10 austretenden Treibgaao, wo- durch seine Verteilung noch wirksam gefördert wird. After the ignition of the propellant charge 7 by means of an ignition device (not shown), a pressure corresponding to the given conditions builds up relatively quickly in the combustion chamber 19 as a result of the propellant gases developing. The combustion chamber pressure causes the membrane 13, designed for example as a consulting disk, to be destroyed via the recess 14 in the nozzle plate 9. The medium -3. through this pressure propagates on arranged at the rear end of the container 2, here also referred to as off Beretaeheibe formed diaphragm 19, and also destroys them, thereby sämt-. Borrowed outlet openings 18 are released on the same side, eQ that under the effect of the brenal chamber pressure, the medlurt 3 can now exit from these . -Dae up to the complete emptying of the container 2 -continuously sprayed radially outwards or . Even atomized medium 3 without exception reaches the area of action of the propellant gas exiting from the nozzles 10 , whereby its distribution is still effectively promoted.

Nach Figur 2, bei der für die mit der Figur 1 Übereinstimmenden Teile die gleichen Bezugszeichen verwendet sind, ist der Behälter 2 als Geschoßkopf ausgbildet. In das an die kegelige Ver-.jüngung 22 des Behälters 2 anschließende verjüngte zylindrische Ende 23 ist das im wesentlichen hohlzylindrisch ausgebildete und mit einem zentral gelochten Zwischenboden 25 versehene Zwischenstück 24 eingeschraubt.. In der zentralen Bohrung 26 des Zwischen- boderis 25 ist das bis nahe dem vorderen Ende des Behälters 2 in diesem-sich erstreckende und an seinem vorderen Ende mittels der Verschlußkappe 28 verschlossene Rohr 27 befestigt. Das vordere Ende des Zwischenbodenstückes 24 ist gegen den Behälter 2 zu mittels der 'hier ringförmigen Membrane 19 verschlossen, so daß das Zwischenstück 24 zusammen mit dem Rohr 27'einen gegen den Behälter zu dicht verschlossenen, über die Austrittsöffnungen 18 jedoch mit der Atmosphäre in Verbindung stehenden Rinraum 29 bildet. According to FIG. 2, in which the same reference numerals are used for the parts that correspond to FIG. 1, the container 2 is designed as a projectile head. In the tapered cylindrical end 23 adjoining the conical taper 22 of the container 2 , the essentially hollow-cylindrical intermediate piece 24 provided with a centrally perforated intermediate base 25 is screwed near the front end of the container 2 in this-extending and at its front end by means of the cap 28 closed tube 27 is attached. The front end of the intermediate bottom piece 24 is closed against the container 2 by means of the 'here ring-shaped membrane 19, so that the intermediate piece 24 together with the pipe 27' is too tightly sealed against the container, but in connection with the atmosphere via the outlet openings 18 standing Rinraum 29 forms.

Das mit der zylindrischen Aussparung 30 versehene hintere Ende des Zwischenstückes-24 ist in das vordere Ende des Raketenmotorgehäuses 6 eingeschraubt. Nach der Brennkammer 15 des mit der Innenbrenner-Treibladung 7 ausgestatteten Raketenmotors 1 zu ist die Aussparung 30, an welche das Rohr 27 mit seinem hinteren Ende angeschlossen ist, mittels der Membrane 13 verschlossen. In das hintere Ende des Raketenmotorgehäuses 1 ist die zentrale Düse 31 eingeschraubt. 'Der lichte Querschnitt der Düse 31 ist mittels des Verdämmgliedes 32 verschlossen. Am Umfang der Düse 31 ist das mit den starren Leitflächen 33 und dem Führungsring 34 ausgebildete und den gleichen Durchmesser wie der Behälter 2 aufweisende Stabilisierleitwerk 5 befestigt.The rear end of the provided with the cylindrical recess 30 Intermediate piece 24 is screwed into the front end of the rocket motor housing 6. After the combustion chamber 15 of the rocket motor equipped with the internal burner propellant charge 7 1 to is the recess 30 to which the tube 27 is connected with its rear end is closed by means of the membrane 13. In the back of the rocket motor housing 1 the central nozzle 31 is screwed in. 'The clear cross section of the nozzle 31 is closed by means of the damming member 32. On the circumference of the nozzle 31 is the one with the rigid guide surfaces 33 and the guide ring 34 formed and the same diameter as the stabilizing tail 5 having the container 2 is attached.

Die Funktion der Einrichtung ist im wesentlichen die gleiche wie bei Figur 1. Nach Zündung der Treibladung 7 mittels einer nicht gezeigten Zündvorrichtung baut sich in der Brennkammer 15 ein Druck auf, bis schließlich das Verdämmglied 32 aus der Düse 31 ausgestoßen wird und das Raketengeschoß sich in Bewegung setzt. Durch den in der Brennkammer 15 sich aufbauenden Druck wird die Membrane 13 zum Bersten gebracht, so daß der Brennkanmerdruck über die Aussparung 30 und das Rohr 27 auf die Verschlußkappe 28 einwirken kann und diese dabei vom'Rohr 27 abhebt: Damit ist dangt das Medium 3 im Behälter 2 an den Brennkammerdruck angeschlossen, wodurch das-Medium 3 auf die Membrane 19 drückt und diese eben- falls zum Bersten bringt. Entsprechend hat das Medium übe" den 'Ringraum 29 freien Austritt :aus den an diesen angeschlossener. Austrittsöffnungen 18.The function of the device is essentially the same as in FIG Movement sets. The pressure building up in the combustion chamber 15 causes the membrane 13 to burst, so that the combustion chamber pressure can act on the cap 28 via the recess 30 and the tube 27 and lift it off the tube 27: This is the medium 3 connected to the combustion chamber pressure in the container 2, whereby the medium 3 presses on the membrane 19 and this also if bursts. Accordingly, the medium has exercised 'Annular space 29 free exit: from the connected to this. Outlet openings 18.

Je nachdem, ob der Versprüh- bzw. Zerstäubungsvorgang unmittelbar beim oder mehr oder weniger kurz nach dem Start des Raketengeschosses eingeleitet werden soll, wird bei beiden Ausführungsbeispielen die Hembrz-Ine 13 so ausgebildet, ddß sie bei Erreichen eines entsprechenden mehr oder weniger hohen Brennk-.zmmerdrucken anspricht, in dieseia Falle zerbirst-Demgegenüber genügt es für die Bemessung der Membrane 19, wenn diese nur gerade so kräftig ausgebildet wird, daß sie den durch die Trägheit des Mediums 3 verursachten Druck aufzunehmen bzw. diesem standzuhalten vermag. In jedem Falle werden die IYiembrünen 13 und 19 aber so ausgebildet, daß sie nach dem Ansprechen die Verbindung zwischen der Brennkammer 15 und dem Inneren des Behälters 2 bzw. zwischen diesem und den Austrittsöffnungen 18 sicher freigeben. Als Werkstoffe für die Membranen kommen neben ,nderen insbesondere Kunststoff und Metall in Betracht, in Falle ätzender Medien vor allem Blei oder ein anderes geeignetes Material.Depending on whether the spraying or atomizing process is immediate initiated at or more or less shortly after the launch of the missile projectile is to be, the Hembrz-Ine 13 is formed in both embodiments so that dd that when a corresponding more or less high combustion chamber pressure is reached, they will responds, bursts in this case - on the other hand, it is sufficient for the measurement of the Membrane 19, if it is just so strong that it is through to absorb the pressure caused by the inertia of the medium 3 or to withstand it able. In any case, the IYiembrünen 13 and 19 are designed so that they, after responding, the connection between the combustion chamber 15 and the interior of the container 2 or between this and the outlet openings 18 securely release. The materials used for the membranes include, in particular, plastic and Metal into consideration, in the case of corrosive media especially lead or another suitable one Material.

In gleicher Weise wie beim Raketengeschoß der Figur 1 ist bei dem Gesehoß der Figur 3 der Raketenmotor 1 am vorderen Ende ange- ordnet. Auch hier ist in das hintere Ende des äie Treibladung 7 enthaltenden Brennkammergehäuses 6 eine Düsenplatte 9 mit mehreren gleichmäßig über der. Umfang verteilt angeordneten Dügen 10 eingeschraubt-In ihrem Zentralen Bereich weist die Düsenplatte 9 die konisch verlzuufenden Durchbrechungen 35'3uf, über welche der Brennraum 15 mit der in der Düsenplatte ausgebildeten und nach dem mit dem zu zerstäubenden I--Iedium 3 gefüllter. Inneren des Bebälters 2 zu durch die riembran t 13 abgedeckten Vertiefung 36 in Yerbindu_:g steht. Der mit seinem vorderen Ende in die Düsenpiatte 9 eicigeschraubte Beh§Irer ? erweitert sich nach hinten °.i t:f@r d3.e kehelige Schulter 37 bis juf einen Durchre:3üer. der mi t, d(-r-;je#.-#i,3en des: Raketenmo- tors 1 übereinstimmt.In the same way as with the rocket projectile in FIG. 1, the rocket motor 1 is arranged at the front end of the frame in FIG . Here, too, in the rear end of the combustion chamber housing 6 containing aie propellant charge 7 is a nozzle plate 9 with several evenly above the. In its central area, the nozzle plate 9 has the conically extending perforations 35'3uf, via which the combustion chamber 15 with the medium 3 formed in the nozzle plate and filled with the medium 3 to be atomized. Inside the container 2 is covered by the belt 13 covered recess 36 in Yerbindu_: g. The one with its front end screwed into the nozzle plate 9 Authorities? expands backwards ° .it: f @ r d3.e flared shoulder 37 to just one passage: 3 over. der mi t, d (-r-; each # .- # i, 3s des: rocket mo- tors 1 matches.

In das hintere Ende des Behälters 2 ist das Schwanzstück 38 eingeschraubt, das mit der zentralen Sacklochbohrung 39 und den von dieser ausgehenden konisch angeordneten Auslaßöffnungen 40 versehen ist. Am Übergang vom kegeligen Teil 41 zur zylindrischen Sacklochbohrung 39 ist die Membrane 19 vorgesehen. Auf dem Schwanzstück 39 ist das Klappleitwerk 42 angeordnet, das von den sich nach dem Abschuß durch Verschwenkung um die Achsen 43 in nicht gezeigter Weise selbsttätig aufstellenden heitflügeln 44 gebildet ist.The tail piece 38 is screwed into the rear end of the container 2, the one with the central blind hole 39 and the conical one emanating from it arranged outlet openings 40 is provided. At the transition from the conical part 41 The membrane 19 is provided for the cylindrical blind hole 39. On the tail piece 39, the folding tailgate 42 is arranged, which is from the after the launch Pivoting about the axes 43 automatically erecting in a manner not shown side wings 44 is formed.

Die Funktionsweise dieses gleichkalibrig ausgebildeten Raketengeschosses ist die gleiche wie beim Raketengeschoß der Figur 1. Analog zu Figur 2 ist beim Raketengeschoß der Figur 4 der Antrieb, d.h. der Raketenmotor 1, hinten angeordnet, jedoch weist dieser im Unterschied zum Raketenmotor 1 der Figur 2"den gleichen Durchmesser auf wie der als Geschoßkopf ausgebildete Behälter 2. In gleicher Weise wie bei Figur 2 ist in das hintere Ende des Behälters 2 das Zwischenstück 24 eingeschraubt, das den von dem mittels der Kappe 28 verschlossenen und in den Raum 30 mündenden Rohr 27 durchsetzen Zwischenboden 25 aufweist. Der über die leicht nach hinten auswärts gerichteten Austrittsöffnungen 18 an die Atmosphäre angeschlossene Ringraum 29 ist am behälterseitigen Ende mittels der Membrane 19 verschlossen. Nach dem Raketenmotor 1 zu ist der Raum 30 wiederum durch die Membrane 13 verschlossen.How this rocket shell of the same caliber works is the same as in the rocket projectile of Figure 1. Analogous to Figure 2 is the Rocket projectile of Figure 4, the drive, i.e. the rocket motor 1, arranged at the rear, however, in contrast to the rocket motor 1 of FIG. 2 ″, it has the same diameter on like the container designed as a projectile head 2. In the same way as in the figure 2, the intermediate piece 24 is screwed into the rear end of the container 2, the the tube which is closed by means of the cap 28 and opens into the space 30 27 enforce intermediate floor 25. The one about the slightly backwards outwards directed outlet openings 18 is connected to the atmosphere annular space 29 closed at the end on the container side by means of the membrane 19. After the rocket engine 1 to, the space 30 is in turn closed by the membrane 13.

Im Unterschied zum Zwischenstück 24 der Figur 2 ist das Zwischenstück der Figur 4 im Durchmesser dem Behälter 2 gleichgemacht und ebenso ist der anschließende Raketenmotor 1 im Durchmesser dem Behälter 2 gleichgemacht. Am hinteren Ende des Raketenmotors 1 bzw. des Brennkammergehäuses 6 ist die zentrale Schubdüse 31 angeordnet. An dieser ist das Klappleitwerk 42 mit um die Achsen 43 schwenkbaren und sich nach dem Abschuß selbsttätig aufstellenden Leitflügeln 44 vorgesehen. Anstelle des Klappleitwerks 42 könnte selbstverständlich auch ein anderes Zeitwerk, beispielsweise ein Leitwerk mit nach dem Verlassen der Abschußeinriehtung sich selbsttätig aufstellenden als Federbleche ausgebildeten Zeit flübeln oder ein Zeitwerk mit in Axialebenen sich bewegenden' und ausstellenden Zeitflügeln vorgesehen werden.In contrast to the intermediate piece 24 of Figure 2, the intermediate piece 4 is made equal in diameter to the container 2 and so is the subsequent one Rocket motor 1 made equal in diameter to container 2. At the back of the Rocket engine 1 or the combustion chamber housing 6, the central thrust nozzle 31 is arranged. At this, the folding tail unit 42 is pivotable about the axes 43 and follows automatically erecting the launch Guide vanes 44 are provided. Instead of the folding guide mechanism 42, another time mechanism could of course also be used, For example, a tail unit with itself automatically after leaving the launch device set up time trained as spring steel sheets or a time work with in Axial planes moving 'and issuing time wings are provided.

Die Wirkungsweise des Raketengeschosses der Figur 4 ist die gleiche wie beim Raketengeschaß-der Figur 2, weshalb hierzu keine ' weiteren Erläuterungen erforderlich sind.The operation of the missile projectile of Figure 4 is the same as in the case of the rocket shell in FIG. 2, which is why there are no further explanations required are.

Wie sich ohne weiteres ergibt, sind zahlreiche weitere Anordnunge und Ausbildungen denkbar. Beispielsweise könnte auch beabsichtigt sein, während eines mehr oder weniger großen Flugwegs des Raketen geschosses eine entsprechend mehr oder weniger große Menge Medium zu versprühen bzw. zu zerstäuben, wobei dann der Behälter 2 in seinen Abmessungen entsprechend anders ausfallen würde. Denkgar ist es aber auch, im Behälter 2 zwei oder mehrere Medien unter-, zubringen, die unmittelbar vor, beim oder n_jch dem Austritt des Raketengeschosses aus seiner Abschußvorrichtung miteinander in Verbindung gebracht werden bzw. gelangen können und dabei in irgendeiner gwünschten Weise miteinander reagieren. As is readily apparent, numerous other arrangements and designs are conceivable. For example, it could also be intended to spray or atomize a correspondingly more or less large amount of medium during a more or less large flight path of the missile projectile, the dimensions of the container 2 then being correspondingly different. But it is also thinkable to accommodate two or more media in the container 2, which are or can be brought into connection with one another immediately before, during or after the exit of the rocket projectile from its launching device and thereby react with one another in any desired manner.

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e 1. Device for spraying or atomizing of liquids and powders, characterized by the design as a rocket projectile with a solid rocket motor (1) with combustion chamber housing (6), propellant charge (7) and at least one nozzle (10 or 31), one on the combustion chamber (15) of the rocket motor connected to this by means of an operating pressure through the combustion chamber actuatable closure member (13) tightly closed and with-through at least a closure member (19) which can be actuated by the same pressure and which is closed off (18) provided and filled with the medium (3) to be sprayed or atomized Container (2), as well as with a stabilizing tail unit arranged at the rear end of the projectile (5; 42).

2. Device according to claim 1, characterized in that the rocket motor (1) is designed as a projectile head and is provided with a ring of nozzles (10).

3. Device according to claim 2, characterized in that the nozzles (10) with for Projectile axis parallel axis are formed and that the inner diameter of the The nozzle ring is equal to or larger than the diameter of the substantially cylindrical Container (2).

4. Device according to claim 2 or 3, characterized in that the container (2) by means of a conical taper (16) into a cylindrical one Shaft (4) passes over, which has an outlet opening at its end on the container side (18) provided blind hole-like recess (17).

5. Device according to claim 4, characterized gekennzeiclniet that the outlet openings (18) by means of a at the transition from the conical container part (16) to the shaft (4) arranged membrane, Bursting disc or the like. (19) are tightly closed with respect to the container (2).

6th Device according to Claim 1, characterized in that the container (2) is a projectile head is formed and by means of a conical taper (22) in the with a radial burning propellant charge (7) and a central nozzle (31) provided rocket motor (1) passes over and on this by means of a to near the front end of the container extending central tube (2i9 with attached cap (28) connected is.

7. Device according to claim 6, characterized in that between the container (2) and rocket motor (1) a pipe (27) surrounding, to means against the container a membrane, rupture disk or the like. (19) and against the rocket motor (1) to means an intermediate wall (24) which is tightly closed and which is provided with the outlet openings (18) Annular space (29) is formed. B.

Device according to one of Claims 1 to 7, characterized in that the stabilizing tail unit (5) is a rigid one of the same caliper Zeitwerk is trained.

9. Device according to claim 8, characterized in that that the timer is designed as a ring tail.

10. Device according to one of claims 1, 2 and 6 to 9, characterized in that the rocket motor 1 and the container 2 have the same diameter.