DE102008034618A1

DE102008034618A1 - Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug

Info

Publication number: DE102008034618A1
Application number: DE102008034618A
Authority: DE
Inventors: Michael Grabmeier; Christine Stumpp
Original assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2008-07-25
Filing date: 2008-07-25
Publication date: 2010-02-04
Anticipated expiration: 2028-07-26
Also published as: US20120061507A1; SE0950560L; DE102008034618B4; ES2383428A1; SE534392C2; ES2383428B2; US8371535B2

Abstract

Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers (2) von einem Trägerflugzeug (1), wobei der Flugkörper (2) eine autonome Flugregelungseinrichtung (32) aufweist, die auf Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) einwirkt, mit den Schritten a) Einstellen der Seiten- und Höhenruder des Flugkörpers in eine neutrale Stellung, in der der jeweilige Ruderwinkel 0° beträgt; b) Trennen der elektrischen und mechanischen Verbindungen zwischen dem Flugkörper (2) und dem Trägerluftfahrzeug (1); c) Sensieren der erfolgten Trennung durch Sensoren des Flugkörpers (2); d) Aktivieren der Flugregelungseinrichtung (32) des Flugkörpers (2) und automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage der Ausregelung von Flugzustandsveränderungen, die durch das zwischen dem Flugkörper (2) und dem Trägerluftfahrzeug (1) herrschende Abwindfeld verursacht werden; e) automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage von in zumindest einem Speicher (34) des Flugkörpers (2) gespeicherten Daten.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten, aerodynamisch instabilen Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug.
Herkömmliche unbemannte Flugkörper, zum Beispiel sogenannte „Cruise Missiles” sind zwar mit eigenen Tragflächen als Auftriebshilfen versehen, doch befinden sich diese Tragflächen im Tragflug, das heißt, wenn der Flugkörper am Trägerluftfahrzeug angekoppelt ist, in einer in die Kontur des Flugkörpers eingefahrenen Position und werden erst nach dem Abkoppeln des Flugkörpers ausgefahren. Der Flugkörper ist somit unmittelbar nach dem Abkoppeln vom Trägerflugzeug in einem aerodynamisch instabilen Zustand. Erst mit dem Ausfahren der Tragflächen verbessert sich die aerodynamische Stabilität (vor allem in der Nick-Achse) wesentlich.
Beim Abkoppeln eines an einem sogenannten Pylon am Trägerluftfahrzeug angebrachten unbemannten Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug ist sicherzustellen, dass der unbemannte Flugkörper unmittelbar nach dem Abkoppeln nicht durch auf ihn einwirkende aerodynamische Kräfte, zum Beispiel durch das sogenannte Abwindfeld (das ist das Strömungsfeld um den Flugkörper im angebauten Zustand) und durch Abstoßkräfte eines am Pylon vorgesehenen Ejektorsystems (zumeist ein Gasdrucksystem) so ausgelenkt wird, dass er mit dem Trägerluftfahrzeug kollidiert oder in einen nicht mehr regelbaren Flugzustand gerät.
Die auf den Flugkörper einwirkenden aerodynamischen Kräfte sind abhängig von der Anströmgeschwindigkeit, das heißt von der Relativgeschwindigkeit des Trägerluftfahrzeugs zur Luft beim Abkoppeln (Release) des unbemannten Flugkörpers, von der Luftdichte, also der Flughöhe, in der der Release erfolgt, vom Anstellwinkel des Flugkörpers und von den aerodynamischen Umströmungsbedingungen, also dem Abwindfeld, des am Trägerluftfahrzeug angekoppelten unbemannten Flugkörpers. Dieses Abwindfeld, welches zu einer Umströmung des Flugkörpers im freien Luftfeld unterschiedlich ist, resultiert aus Strömungsengstellen (z. B. durch Behälter an Nachbarwaffenstationen oder durch Verengung des Raumes zwischen Flugkörper und Unterseite des Trägerluftfahrzeugs mittels eines bei der Installation des Flugkörpers vorgesehenen Nickwinkelversatzes) und/oder aus Strömungsstau-Bereichen (z. B. an der vorderen Wurzel des Pylons), wodurch sich statische und dynamische Druckunterschiede und damit spezielle Kraft- und Momentenwirkungen auf den Flugkörper ergeben, die mit zunehmendem Abstand vom Trägerluftfahrzeug beim Abkoppeln wieder verschwinden, was typischerweise circa 200 ms nach der Abkoppelung erfolgt. Anschließend wirkt die Aerodynamik der freien Luftströmung auf den Flugkörper.
Druckunterschiede zwischen der Oberseite und der Unterseite des Flugkörpers erzeugen Nick-Momente und Druckunterschiede zwischen der linken und der rechten Seite des Flugkörpers erzeugen Gier-Momente. Typischerweise ergeben sich an Flügelwaffenstationen mit ausreichendem Abstand zu Nachbarbehältern zu vernachlässigende Momente um die Gier-Achse und um die Roll-Achse. Es ergibt sich aber ein dominierendes Nick-Moment, das die Flugkörpernase nach unten drückt und dessen Stärke vom Anstellwinkel des Flugkörpers, von der Mach-Zahl und von der Luftdichte abhängt. Dieses Nick-Moment wirkt bereits im angekoppelten Zustand auf den Flugkörper und übt beim Abkoppeln einen mehr oder weniger kräftigen Drehimpuls um die Nick-Achse auf den Flugkörper aus. Diese spezifische Drehwirkung verschwindet während des Abkoppelvorganges mit größer werdendem Abstand des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug, weil sich die Druckunterschiede zwischen Ober- und Unterseite ausgleichen. Da der Flugkörper in dieser Situation kaum aerodynamische Nick-Stabilität aufweist, setzt sich die vom Nick-Moment verursachte Drehbewegung um die Nick-Achse fort, wobei die Nickdrehrate durch die immer größer werdende Fläche des Flugkörpers, die dem dynamischen Druck der Anströmung ausgesetzt ist, stark zunimmt, was sich vor allem dann ergibt, wenn sich der aerodynamische Druckpunkt vor dem Schwerpunkt befindet (Nase ist vorne). Dabei tritt dann sehr schnell eine Fluglage des Flugkörpers auf, die nicht mehr stabilisierbar ist, so dass der abgekoppelte unbemannte Flugkörper unkontrolliert abstürzt und für die geplante Mission verloren geht, falls nicht rechtzeitig entsprechende Gegenmaßnahmen eingeleitet werden.
Der unbemannte Flugkörper erfährt unmittelbar nach dem Release aufgrund der auf ihn einwirkenden aerodynamischen Kräfte ein Nickmoment, das die Nase des Flugkörpers nach unten drückt, wodurch der Flugkörper in eine unkontrollierte vertikale Fluglage geraten kann. Diese Fluglage ist auch nach dem Ausfahren der Tragflächen nicht mehr stabilisierbar, so dass der abgekoppelte unbemannte Flugkörper unkontrolliert abstürzt und für die geplante Mission verloren geht.
STAND DER TECHNIK
Das Abkoppeln eines Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug erfolgt in einem Zustand des Flugkörpers, in welchem dessen eigene Fluglageregelung noch nicht aktiviert ist. Es soll dadurch vermieden werden, dass durch Fehlverhalten der Fluglageregelung des unbemannten Flugkörpers in unmittelbarer räumlicher Nähe zum Trägerluftfahrzeug eine Kollision zwischen Flugkörper und Trägerluftfahrzeug auftritt. Aus diesem Grund wurden bislang unterschiedliche Vorgehensweisen bevorzugt.
Ist der Flugkörper aerodynamisch stabil und während des Tragflugs inaktiv, das heißt ohne eigene Energieversorgung, so wird er mit dem Trägerluftfahrzeug zusätzlich zur mechanischen Halterung über eine Reißleine verbunden, die nach dem Release des Flugkörpers in einer bestimmten Entfernung des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug die Stromversorgung des Flugkörpers aktiviert, so dass erst dann die Fluglageregelung des Flugkörpers in Betrieb gehen kann. Für dieses Verfahren können nur Flugkörper mit hinreichend großer aerodynamischer Stabilität oder mit beschränkten Abkoppelungsbedingungen hinsichtlich Anstellwinkel, Mach-Zahl und Höhe verwendet werden, damit ein Verlust des Flugkörpers durch das wirkende Abwindfeld bis zum Einsetzen der eigenen Flugregelung ausgeschlossen ist.
In einer alternativen Vorgehensweise ist das Energiesystem des aerodynamisch stabilen Flugkörpers bereits während des Tragflugs aktiv. Aus Sicherheitsgründen wird hier jedoch über entsprechende Zeitverzögerungseinrichtungen im Flugkörper die Aktivierung der eigenen Fluglageregelung verzögert und der Ruderausschlag der Steuerflächen wird für eine bestimmte Zeit begrenzt bis der Flugkörper ausreichend weit vom Trägerluftfahrzeug entfernt ist. Auch hier besteht während der Phase des ungeregelten Flugs zwischen dem Release und dem Einsetzen der flugkörpereigenen Fluglageregelung aufgrund der aerodynamischen Stabilität des Flugkörpers keine Gefahr des Verlusts durch die auf ihn einwirkenden aerodynamischen Kräfte.
Ist der Flugkörper jedoch, zumindest in der ersten Flugphase nach dem Release, aerodynamisch instabil und wirken auf ihn relevante Kräfte und Momente des Abwindfeldes, so besteht die Gefahr, dass er in dem Zeitraum zwischen dem Release und dem Einsetzen der eigenen Fluglageregelung in eine instabile Fluglage gerät und daher verloren geht. Die bisherige Sicherheitsphilosophie fordert jedoch, dass die Fluglageregelung des Flugkörpers erst dann aktiv werden darf, wenn sichergestellt ist, dass eine fehlerhafte Fluglageregelung nicht zum Zusammenstoß des Flugkörpers mit dem Träger führt. Diese Zeitspanne liegt bislang in der Praxis bei aerodynamischen instabilen Flugkörpern nicht unter 100 ms nach sensierter Abkoppelung vom Trägerflugzeug.
Bislang wurden bei aerodynamisch instabilen Flugkörpern, die am Heck des unbemannten Flugkörpers vorgesehenen Seitenruder und Höhenruder kurz vor dem Abkoppeln des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug aus der neutralen Stellung (Ruderwinkel = 0°) in eine ausgelenkte Ruderstellung (sogenanntes „Fin Preset”) gebracht, wodurch sich durch die Anströmung der Ruder und durch die Hebelarme der Ruder zum Flugkörper-Schwerpunkt Momente ergeben, die den auf den Flugkörper wirkenden Momenten des Abwindfeldes entgegengesetzt sind und damit die durch das Abwindfeld induzierte Drehbewegung des Flugkörpers beim Abkoppeln entsprechend dämpfen.
Da die durch das Abwindfeld auf den Flugkörper wirkenden Kräfte und Momente im wesentlichen abhängig sind von der Flughöhe und von der Fluggeschwindigkeit des Trägerluftfahrzeugs, müssen die voreingestellten Ruderwinkel der Höhen-/Seitenruder an die Anströmbedingungen, das heißt an die Fluggeschwindigkeit und die Flughöhe angepasst sein. Um diese Ruderwinkel zu bestimmen, ist es somit erforderlich, eine Vielzahl von Flugversuchen und von numerischen strömungsmechanischen Simulationen (CFD = computational fluid dynamics) durchzuführen. Diese Flugversuche und Simulationen müssen nicht nur für jede Kombination zwischen einem Trägerluftfahrzeugtyp und einem Flugkörpertyp durchgeführt werden, sondern darüber hinaus auch für jeden Anbringungsort des unbemannten Flugkörpers am Trägerflugzeug (beispielsweise unter dem Rumpf oder unter den Tragflächen) sowie für jede Kombination der Belegung benachbarter Stationen zur Anbringung von Waffen und Behältern. Weiterhin müssen bei Einführung neuer Waffen bzw. Behälter an Nachbarstationen die Voreinstellung der Ruderwinkel des Flugkörpers neu ermittelt werden, da die neue Nachbarbelegung das Abwindfeld des Flugkörpers verändert und da sich damit die sich ergebenden rotatorischen und translatorischen Wirkungen auf den Flugkörper ändern. Dies macht deutlich, dass vor der Einsatzfreigabe einer Kombination aus Trägerluftfahrzeug und unbemanntem Flugkörper immenser Aufwand in Vorversuche und Simulationen zu investieren ist.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe beziehungsweise das technische Problem zugrunde, ein Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug anzugeben, das auch dann zuverlässig funktioniert, wenn der unbemannte Flugkörper, zumindest während des Abkoppelns vom Trägerluftfahrzeug, aerodynamisch instabil ist, und wobei der Aufwand zur Flugfreigabe der Kombination aus Trägerluftfahrzeug und unbemanntem Flugkörper deutlich reduziert ist.
Diese Aufgabe wird durch das im Patentanspruch 1 angegebene Verfahren gelöst.
Demzufolge wird ein Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug angegeben, wobei der Flugkörper eine autonome Flugregelungseinrichtung aufweist, die auf Steuereinrichtungen des Flugkörpers einwirkt, welches die Schritte aufweist:

a) Einstellen der Seiten- und Höhenruder des Flugkörper in eine neutrale Stellung, in der der jeweilige Ruderwinkel 0° beträgt;
b) Trennen der elektrischen und mechanischen Verbindungen zwischen dem Flugkörper und dem Trägerluftfahrzeug;
c) Sensieren der erfolgten Trennung durch Sensoren des Flugkörpers;
d) Aktivieren der Flugregelungseinrichtung des Flugkörpers und automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtung und die Steuereinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage der Ausregelung von Flugzustandsveränderungen, die durch das zwischen dem Flugkörper und dem Trägerluftfahrzeug herrschende Abwindfeld verursacht werden
e) automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtung und die Steuereinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage von in zumindest einem Speicher des Flugkörpers gespeicherten Daten, insbesondere Daten einer Entfernungsprozedur und Flugbahndaten.

Dabei wird der Flugkörper derart durch das Abwindfeld hindurch gesteuert, dass er nur Flugzustände einnimmt, die das Berühren des Trägerluftfahrzeugs ausschließen und die Durchführbarkeit der beabsichtigten Mission ermöglichen.
Bei einem extrem starken Abwindfeld (hohe Machzahl, geringe Höhe, negativer Anstellwinkel des Flugkörpers) muss die Flugregelung möglichst unmittelbar nach sensierter Abkoppelung einsetzen, da die Gegenwirkung durch die voreingestellten Ruder fehlt und um einen sanften Übergang vom ungeregelten in den geregelten Flugzustand zu erreichen, zum Beispiel zur Vermeidung von maximalen Reglerausgängen oder Ruderausschlägen. Allerdings sollte damit gewartet werden bis die translatorische Wirkung der Abstoßkräfte des Pylon-Ejektorsystems abgeklungen ist, was etwa 30 bis 60 ms nach dem physikalischen Release der Fall ist.
Die Erfinder haben erkannt, dass aufgrund der hohen Zuverlässigkeit heutiger Regelungssysteme die Sicherheit bei der Trennung des unbemannten Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug und in der Flugphase unmittelbar danach nicht beeinträchtigt wird, wenn die bordeigene Flugregelung des Flugkörpers bereits zu einem sehr frühen Zeitpunkt nach der Trennung einsetzt und zwar weit früher als dies bislang im Stand der Technik vorgesehen gewesen ist. Die Erfinder haben dadurch das Vorurteil im Stand der Technik überwunden, die flugkörpereigene Flugregelung dürfe erst dann einsetzen, wenn sich der unbemannte Flugkörper während des Abkoppelvorgangs in einem zeitlichen Abstand zum Trägerflugzeug größer als 100 ms befindet. Ein weiteres von den Erfindern überwundenes Vorurteil des Standes der Technik ist die bisherige Auffassung, die Flugregelung dürfe erst nach Verschwinden der Wirkungen des Abwindfeldes einsetzen, falls das Abwindfeld nur in seiner groben Wirkungsweise (z. B. das maximal auftretende Nick-Moment) oder nur an bestimmten Arbeitspunkten des operationellen Release-Bereichs bekannt ist.
VORTEILE
Es ist somit nicht mehr erforderlich, die Steuereinrichtungen eines Flugkörpers bereits vor dem Release mit einem voreingestellten Ruderwinkel (Preset) zu beaufschlagen. Somit entfallen auch die eingangs geschilderten aufwendigen Voruntersuchungen (Flugversuche, Simulationen) zur Bestimmung der geeigneten Ruderwinkel in Abhängigkeit von der Flughöhe, von der Fluggeschwindigkeit, vom Anstellwinkel und von der konstruktiv bedingten Strömungssituation am Ort der Anbringung des Flugkörpers am Trägerluftfahrzeug.
Durch den frühzeitigen Einsatz der Flugregelung gemäß der Erfindung ergibt sich als weiterer Vorteil, dass die Wirkung des Abwindfeldes nur an einigen Arbeitspunkten, vorzugsweise an den Grenzen der operationellen Einsatzbedingungen (Anstellwinkel, Mach-Zahl, Höhe) mittels realer ungeregelter Abwürfe des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug, sogenannter Jettison-Abwürfe, und vorausgehenden numerischen strömungsmechanischen Simulationen ermittelt werden muss, wodurch dann ebenfalls durch Simulationen, bei denen die real gemessenen Wirkungen des Abwindfeldes (Kräfte, Momente) nachgebildet werden, ermittelt und nachgewiesen werden kann, ob die Flugregelung den Drehwirkungen des Abwindfeldes (nur Nick-Drehraten oder Nick-/Gier-Drehraten) hinreichend entgegenwirken kann.
Zudem ist ein Regler besser geeignet unvorhergesehenen Störungen entgegenzuwirken, als fest voreingestellte Ruder, die nur ein spezifisches Gegenmoment erzeugen.
Weitere bevorzugte und vorteilhafte Ausgestaltungsmerkmale des erfindungsgemäßen Verfahrens sind Gegenstand der Unteransprüche.
Bevorzugt setzt de autonome Flugregelung des Flugkörpers im Schritt d) zu einem Zeitpunkt (t_c) ein, der nicht später als 100 ms nach dem Starten eines Zeitzählers im Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung liegt.
Vorzugsweise werden im Schritt d) die Steuereinrichtungen des Flugkörpers nicht vor dem Sensieren der erfolgten Trennung zum Zweck der Steuerung des Flugkörpers betätigt.
Vorzugsweise erfolgt die Aktivierung der Flugregelungseinrichtung im Schritt d) derart, dass der Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, in einem Zeitraum von nicht früher als 30 ms nach dem Starten des Zeitzählers liegt. Das Vorsehen dieser Pause zwischen der Sensierung der erfolgten Trennung im Zeitpunkt (t₀) und dem Zeitpunkt (t_c), an welchem die autonome Flugregelung einsetzt, besitzt den Vorteil, dass die beim mechanischen Abkoppeln des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug auf den Flugkörper einwirkenden translatorischen Abstoßkräfte des Ejektorsystems bis zu deren Abklingen frei wirken können, ohne dass die Flugregelung des Flugkörpers gegen diese Abstoßkräfte arbeitet. Auf diese Weise kann der Schritt der mechanischen Trennung ungestört erfolgen.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens erfolgt die Aktivierung der Flugregelungseinrichtung im Schritt d) derart, dass der Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, in einem Zeitfenster von zwischen 50 ms und 100 ms nach dem Starten des Zeitzählers liegt. Dieses Zeitfenster hat sich als besonders vorteilhaft für das Einsetzen der Flugregelung von aerodynamisch instabilen Flugkörpern erwiesen, insbesondere was den sanften Übergang von ungeregelten in geregelte Flugzustände des Flugkörpers angeht.
Vorzugsweise ist der Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, von der Fluggeschwindigkeit (V_R, der Mach-Zahl oder der EAS) des Trägerluftfahrzeugs beim Trennen des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug im Schritt b) abhängig. Diese Weiterbildung erlaubt eine noch bessere Anpassung des Zeitpunkts, an dem die Flugregelung einsetzt, an die jeweiligen Einsatzbedingungen im Zeitpunkt des Release. Die EAS („equivalent air speed”) ist definiert als die Geschwindigkeit in Seehöhe, die denselben inkompressiblen dynamischen Druck erzeugt wie die wahre Luftgeschwindigkeit in der Höhe, in welcher das betreffende Luftfahrzeug (hier der Flugkörper) fliegt.
Vorzugsweise nimmt die Zeitdifferenz (Δ t_c0) zwischen dem Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung und dem Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, mit zunehmender Fluggeschwindigkeit (V_R) ab. Je schneller das Trägerluftfahrzeug im Release-Zeitpunkt fliegt, desto früher setzt somit die Flugregelung des Flugkörpers ein, wodurch der Übergang des Flugkörpers in einen stabilen Flugzustand nach dem Release noch besser gewährleistet wird.
Weiter vorzugsweise ist der Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, von der Flughöhe (H_R) des Trägerluftfahrzeugs oder vom herrschenden statischen Druck beim Trennen des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug im Schritt b) abhängig. Diese Weiterbildung erlaubt eine noch bessere Anpassung des Zeitpunkts, an dem die Flugregelung einsetzt, an die jeweiligen Einsatzbedingungen im Zeitpunkt des Release, insbesondere an die am Ort des Release herrschende Luftdichte.
Noch weiter vorzugsweise ist die Zeitdifferenz (Δ t_c0) zwischen dem Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung und dem Zeitpunkt (t_c), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, umso kürzer, je niedriger die Flughöhe (H_R) oder je größer der herrschende statische Druck ist. Je niedriger das Trägerluftfahrzeug zum Release-Zeitpunkt fliegt, desto früher setzt somit die Flugregelung des Flugkörpers ein, wodurch der Übergang des Flugkörpers in einen stabilen Flugzustand nach dem Release noch besser gewährleistet wird.
Besonders vorteilhaft ist es auch, wenn der Schritt e) in den folgenden zwei Teilschritten ausgeführt wird:

e1) automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtung und die Steuerungseinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage von im Speicher des Flugkörpers gespeicherten Daten einer Standard-Entfernungsprozedur und
e2) automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtung und die Steuereinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage von im Speicher des Flugkörpers gespeicherten Missionsdaten.

Durch diese zwei Teilschritte wird in Verbindung mit Schritt d) erreicht, dass der Flugkörper zunächst kurzzeitig (etwa 1 bis 2 Sekunden) den Störungen des Abwindfeldes entgegenwirkt (Schritt d: zum Beispiel Nick-Drehrate = 0°/sec, Querbeschleunigung = 0 m/sec², Beibehaltung des Rollwinkels bei Release), dann kontrolliert gesteuert vom Trägerluftfahrzeug weggeführt wird, vorzugsweise etwa 1,5 bis 2,5 Sekunden, (Schritt e1: Standard-Entfernungsprozedur), bevor die eigentliche Regelung des Flugverhaltens zur Steuerung des Flugkörpers gemäß einem gespeicherten Missionsplan einsetzt (Schritt e2). Diese Standard-Entfernungsprozedur kann dabei so ausgeprägt sein, dass die Regelung der Vertikalgeschwindigkeit und somit die Begrenzung des vertikalen Abstandes des Flugkörpers vom Trägerflugzeuges nach einem Sollprofil erfolgt.
Dabei ist es von Vorteil, wenn der Schritt e2) erst erfolgt, nachdem die Entfernungsprozedur des Schrittes e1) beendet worden ist.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Es zeigt:
1 eine schematische Darstellung eines unbemannten Flugkörpers im Zeitpunkt der Trennung vom Trägerluftfahrzeug bei einem geringen Anstellwinkel des Trägerluftfahrzeugs;
2 eine schematische Darstellung eines unbemannten Flugkörpers im Zeitpunkt der Trennung vom Trägerluftfahrzeug bei einem steileren Anstellwinkel des Trägerluftfahrzeugs;
3 eine schematische Vorderansicht eines unter einer Tragfläche des Trägerluftfahrzeugs angebrachten unbemannten Flugkörpers vor der Trennung vom Trägerluftfahrzeug;
4 eine schematische Seitenansicht eines unter einer Tragfläche des Trägerluftfahrzeugs angebrachten unbemannten Flugkörpers vor der Trennung vom Trägerluftfahrzeug;
5 eine Flussdiagramm einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
In 1 sind schematisch die Rumpfunterseite 10 eines Trägerluftfahrzeugs 1 sowie ein unbemannter Flugkörper 2 dargestellt. Die Figur zeigt einen Zustand, in dem der Flugkörper 2 soeben auf bekannte Weise vom Trägerluftfahrzeug 1 getrennt und im Zeitpunkt der Trennung mittels zweier Ejektoren im Bereich der Aufhängung des Flugkörpers 2 vom Trägerluftfahrzeug 1 weg gedrückt worden ist. Die Kraftwirkung der Ejektoren ist durch die Pfeile F_E1 und F_E2 symbolisch dargestellt.
Das Luftfahrzeug 1 weist an der Rumpfseite 10 oder an der Unterseite einer Tragfläche einen Bombenpylon 12 auf, der an seiner Unterseite teilweise offen ausgebildet und in diesem Bereich im Inneren des Bombenpylons 12 mit zwei lösbaren Halteeinrichtungen versehen ist, die im Tragflug mit zwei entsprechenden Gegenhalteeinrichtungen, die aus einem oberen Tragelement des Flugkörpers 2 hervorstehen, in Eingriff stehen und den Flugkörper 2 am Luftfahrzeug 1 fixieren. Im Bereich der offenen Unterseite des Bombenpylons 12 ist auch eine luftfahrzeugseitige elektrische Steckverbindung vorgesehen, die mit einer Gegensteckverbindung an der Oberseite 20 des Flugkörpers 2 mechanisch und elektrisch verbunden ist.
Der Flugkörper 2 ist mit einer in den Figuren nur schematisch dargestellten Avionik 30 versehen, die unter anderem eine Flugregelungseinrichtung 32 sowie einen Speicher 34 für Flugbahndaten aufweist. Der Flugkörper 2 ist an seinem Heck 22 mit vorzugsweise vier über den Umfang gleichmäßig voneinander beabstandeten, schwenkbaren und von der Flugregelungseinrichtung 32 beaufschlagten Steuerflächen 23, 24 versehen. An der Oberseite 20 des Flugkörpers sind zwei seitlich ausschwenkbare Tragflächen 25 angebracht, die dem Flugkörper 1 verbesserte Gleiteigenschaften verleihen. Die Tragflächen 25 sind im Tragflug nicht ausgefahren, liegen auf der Oberseite 20 des Flugkörpers 2 und stehen seitlich nicht oder nur unwesentlich über dessen Kontur hervor. Aufgrund der nicht ausgefahrenen Tragflächen 25 ist der Flugkörper 2 aerodynamisch instabil. Er erhält erst dann eine relevante aerodynamische Stabilität, vor allem um die Nick-Achse, wenn die Tragflächen 25 ausgeschwenkt sind.
In 1 ist die das Trägerluftfahrzeug 1 und den unbemannten Flugkörper 2 anströmende Luft durch eine Vielzahl paralleler horizontaler Pfeile dargestellt. Die Strömungsgeschwindigkeit dieser Luft vor dem unbemannten Flugkörper entspricht der Geschwindigkeit V_R des Trägerluftfahrzeugs 1 im Zeitpunkt der Trennung.
Deutlich wird in 1, dass der Flugkörper 2 im Zeitpunkt des Release gegenüber dem Trägerluftfahrzeug 1 einen anbaubedingten negativen Anstellwinkel α₁ einnimmt, so dass der Abstand zwischen der Luftfahrzeugunterseite 10 und der Oberseite 20 des unbemannten Flugkörpers 2 im Bereich von dessen Nase 21 (in 1 links) größer ist, als im Bereich von dessen Heck 22. Die den Flugkörper 2 anströmende Luft wird somit zwischen der Oberseite 20 des Flugkörpers 2 und der Unterseite 10 des Trägerluftfahrzeugs 1 beschleunigt, da sich der Strömungsraum zwischen dem Flugkörper 2 und dem Trägerluftfahrzeug 1 von der Nase 21 des Flugkörpers 2 zu dessen Heck 22 hin verengt. Die Strömungsgeschwindigkeit V₂ oberhalb der Nase 21 des Flugkörpers 2 ist hier gegenüber der Anströmgeschwindigkeit V_R bereits beschleunigt. Die anströmende Luft wird von der Nase 21 zum Heck 22 hin weiter beschleunigt und erreicht dort die gegenüber der Strömungsgeschwindigkeit V₂ höhere Strömungsgeschwindigkeit V₃. Es gilt: V₃ > V₂ > V_R. Da der Flugkörper 2 an seiner Unterseite 26 frei umströmt werden kann, entspricht die Strömungsgeschwindigkeit V₁ an der Unterseite 26 des Flugkörpers 2, die von der Nase 21 bis zum Heck 22 des Flugkörpers 2 im Wesentlichen konstant bleibt, der Anströmgeschwindigkeit V_R.
Aus dieser Umströmung des unbemannten Flugkörpers 2 im Zeitpunkt der Trennung vom Trägerluftfahrzeug 1 ergibt sich, dass der statische Druck P₂ oberhalb der Nase 21 des Flugkörpers 2 größer ist, als der statische Druck P₃ an dessen Heck 22. Da der statische Druck P₁ an der Unterseite 26 des Flugkörpers 2 über dessen gesamte Länge wegen der konstanten Strömungsgeschwindigkeit V₁ konstant ist, ergibt sich ein die Nase 21 nach unten drehendes Nickmoment M₁. Es gilt somit für den statischen Druck: P₁ > P₂ > P₃. Somit ist die Druckdifferenz zwischen P₁ und P₃ größer, als die Druckdifferenz zwischen P₁ und P₂; es gilt hier: (P₁ – P₃) > (P₁ – P₂). Das Nickmoment M₁ ist bestrebt, die Nase 21 des Flugkörpers 2 nach unten zu drücken. Hinzu kommt eine von dem auf die geneigte Oberseite 20 des Flugkörpers einwirkenden Staudruck der Strömung hervorgerufene, nach unten gerichtete Staudruckkraft. Der Flugkörper 2 wird somit im Augenblick des Release während seiner aufgrund der Schwerkraft und der von den Ejektoren ausgeübten Kräfte nach unten gerichteten Fallbewegung in der Darstellung in 1 entgegen dem Uhrzeigersinn gedreht.
2 zeigt dieselbe Anordnung des Flugkörpers 2 kurz nach der Trennung vom Trägerluftfahrzeug 1, wie sie in 1 dargestellt ist, jedoch nimmt das Trägerluftfahrzeug 1 gemeinsam mit dem Flugkörper 2 in der in 2 dargestellten Fluglage einen steileren Anstellwinkel ein, so dass der Flugkörper 2 unter einem positiven Anstellwinkel α₂ mit der Geschwindigkeit V_R angeströmt wird. Aus dieser Schräganströmung ergibt sich eine zusätzliche Auftriebskomponente durch den auf die Unterseite 26 des Flugkörpers 2 einwirkenden Staudruck. Resultierend ergibt sich ein Moment M₂, welches in der in 2 gezeigten Darstellung im Uhrzeigersinn auf den Flugkörper 2 einwirkt und bestrebt ist, die Nase 21 des Flugkörpers 2 nach oben zu drücken. Der Flugkörper 2 wird sich bei der in 2 dargestellten Fluglage somit nach dem Trennen vom Luftfahrzeug 1 beim nach unten Fallen im Uhrzeigersinn drehen und die Nase nach oben aufstellen.
3 zeigt eine schematische Vorderansicht eines an einer Flügelwaffenstation 40 unter einer Tragfläche 14 des Trägerluftfahrzeugs 1 angebrachten unbemannten Flugkörpers 2' vor der Trennung vom Trägerluftfahrzeug 1. Die Steuereinrichtungen (Ruder) 23', 23'', 24', 24'' nehmen eine neutrale Stellung ein. Die Flügelwaffenstation 40 weist einen Pylon 42 auf, an dem der Flugkörper 2' angebracht ist. Da sich die anströmende Luft an der Wurzel 41 des Pylons 42 staut, ist der statische Druck P₃₃ oberhalb des Flugkörpers 2' größer als der statische Druck P₁₁ unterhalb des Flugkörpers 2'. Der Flugkörper 2' erfährt daher eine Kraftwirkung nach unten. Bei den Staudrücken sind die Verhältnisse nach dem Gesetz von Bernoulli umgekehrt.
4 zeigt eine schematische Seitenansicht des unter der Tragfläche 14 des Trägerluftfahrzeugs 1 angebrachten unbemannten Flugkörpers 2' vor der Trennung vom Trägerluftfahrzeug 1. Wegen der vorstehend beschriebenen Verhältnisse der statischen Drücke P₁₁ und P₃₃ und des aufgrund der nach Vorne versetzten Anordnung des Flugkörpers 2' am Pylon 42 überwiegend vor dem Schwerpunkt C des Flugkörpers 2' auf diesen einwirkenden Drucks P₃₃ erfährt der Flugkörper ein die Nase nach unten drückendes Nickmoment M₁₁, ein sogenanntes „Pitch-Down-Drehmoment”.
Dieses Pitch-Down-Drehmoment ist umso größer je höher die Geschwindigkeit (Mach-Zahl) und je dichter Luft ist. Typischerweise nimmt es mit positiv ansteigenden Anstellwinkel (Nase nach oben) des Flugkörpers ab, weil der Druckpunkt (Angriffspunkt der resultierenden Luftkraft) zum Schwerpunkt C des Flugkörpers 2' hin wandert, wodurch der wirkende Hebelarm immer kleiner wird und das resultierende Moment M₁₁ zu Null geht. Im Falle eines instabilen Flugkörpers ist dann zunehmend unbestimmt, in welche Richtung er beim Abgang dreht. Erwünscht ist aus Sicherheitsgründen immer eine Drehung mit der Nase nach unten. Bei einer Drehung mit der Nase nach oben würde der Flugkörper an den Pylon schlagen.
Daher wird für das Trägerluftfahrzeug als Bedingung für den erlaubten Abwurf (operationelle Release-Envelope) der Anstellwinkel des Trägerluftfahrzeugs 1 so gewählt, dass der Anstellwinkel des Flugkörpers 2' beim Abkoppeln nicht größer als +1° bis +2° ist. Der Flugkörper ist mit einem Nickwinkel-Offset von beispielsweise –3° an der Tragfläche 14 angebracht. Der Anstellwinkel des Trägerluftfahrzeugs 1 ist um so kleiner, je höher die Geschwindigkeit ist, wodurch sich negative Flugkörper-Anstellwinkel ergeben können, was durch den zunehmend auf die Oberseite des Flugkörpers 2' wirkenden Staudruck die Drehung des Flugkörpers nach unten entsprechend verstärkt. Positive Anstellwinkel bedeuten: die Nase weist nach oben. Negative Anstellwinkel bedeuten: die Nase weist nach unten.
Sowohl das in der Fluglage der 1 beziehungsweise der 3 und 4 auf den Flugkörper 2 einwirkende Pitch-Down-Moment M₁, als auch das in der Fluglage der 2 auf den Flugkörper 2 einwirkende Pitch-Up-Moment M₂ bringt den Flugkörper 2 in eine instabile Fluglage (entweder mit der Nase nach unten, wie in 1 oder mit der Nase nach oben, wie in 2), falls nicht rechtzeitig Steuerungsmaßnahmen des Flugkörpers 2 ausgeführt werden, die dem entsprechenden Moment M₁ oder M₂ entgegenwirken.
5 zeigt ein besonders geeignetes Beispiel des erfindungsgemäßen Verfahrens, mittels welchem verhindert wird, dass der Flugkörper 2 eine der genannten instabilen Fluglagen erreicht.
Zunächst werden im Schritt 100 die Seiten- und Höhenruder des Flugkörpers entriegelt, einem kurzem Bewegungstest unterzogen und dann in eine neutrale Stellung (Ruderwinkel = 0°) gefahren, so dass die sie anströmende Luft keine Kraft- und Momentenwirkung auf den Flugkörper unmittelbar vor dem Abkoppelvorgang ausüben kann.
Dann wird im Schritt 101 der Flugkörper 2 vom Trägerflugzeug 1 abgestoßen, was die Trennung der elektrischen und mechanischen Verbindungen zwischen dem Flugkörper und dem Trägerluftfahrzeug zur Folge hat. Ist die mechanische Trennung zwischen Flugkörper und Trägerluftfahrzeug und/oder die elektrische Trennung erfolgt, so wird dies durch Sensoren des Flugkörpers 2 im Schritt 102 festgestellt. In dem Zeitpunkt t₀, in welchem die erfolgte Trennung sensiert wird, wird ein Zeitzähler im Bordcomputer des Flugkörpers 2 gestartet. Der Zeitpunkt t₀ ist in 5 auf einem Zeitstrahl t dargestellt.
Im Anschluss an den Schritt 102 erfolgt im Schritt 103 die Aktivierung der Flugregelungseinrichtung 32 des Flugkörpers 2 derart, dass die autonome Flugregelung des Flugkörpers zu einem Zeitpunkt t_C einsetzt, der nicht später als 100 ms (Millisekunden) nach dem Starten des Zeitzählers zum Zeitpunkt t₀ liegt.
Bevorzugt wird dabei berücksichtigt, dass eine geringfügige Zeitverzögerung bis zum Einsetzen der autonomen Flugregelung sinnvoll ist, um den Vorgang des Abstoßens des Flugkörpers 2 vom Trägerluftfahrzeug 1 nicht durch sofortiges Gegensteuern durch die Flugregelungseinrichtung 32 zu behindern. Die autonome Flugregelung des Flugkörpers setzt daher frühestens erst etwa 30 ms (t₃₀) bis 50 ms (t₅₀) nach dem Starten des Zeitzählers zum Zeitpunkt t₀ ein. Die automatische Flugregelung setzt somit zum Zeitpunkt t_C im Schritt 104 auf der Grundlage einer Algorithmik ein, die den zunächst wirkenden Störmomenten des Abwindfeldes entgegenregelt, um die Veränderung des Flugzustands des Flugkörpers durch das Abwindfeld zu minimieren. Typischerweise wird die Nickdrehrate zu 0°/sec geregelt, um dem Nickmoment entgegen zu wirken, die Querbeschleunigung wird zu 0 m/sec² (der Sensor befindet sich in der Nase) ausgeregelt, um etwaige induzierte Drehungen um die Gierachse zu eliminieren. Weiterhin ist eine Rollregelung aktiv, die Veränderungen des Rollwinkels des Flugkörpers zu verhindern sucht. Diese spezifisch gegen die Wirkungen des Abwindfeldes gerichtete Regelung wird typischerweise für ein bis zwei Sekunden nach der Abkoppelung beibehalten.
Anschließend erfolgt üblicherweise für 1,5 bis 2,5 Sekunden eine Flugzustandssteuerung, die das sichere, vertikale Entfernen des Flugkörpers vom Trägerflugzeug gewährleistet und die ein zu großes Durchsacken des Flugkörpers nach unten vermeidet, z. B. durch die Regelung der Vertikalgeschwindigkeit nach einem vorgegebenen Sollprofil.
Schritt 104 kann auch in zwei Teilschritten durchgeführt werden:

– automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtungen und die Steuerungseinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage der Ausregelung von Flugzustandsveränderungen, die durch das zwischen Flugkörper und Trägerluftfahrzeug herrschende Abwindfeld verursacht werden; und
– automatisches Steuern des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtungen und die Steuereinrichtungen des Flugkörpers auf der Grundlage von im Speicher des Flugkörpers gespeicherten Daten einer Standard-Entfernungsprozedur.

In einem darauf folgenden Schritt 105 erfolgt dann die Steuerung des Flugkörpers durch die Flugregelungseinrichtung 32 und die Steuereinrichtungen 23, 24 des Flugkörpers auf der Grundlage von im Speicher 34 des Flugkörpers 2 gespeicherten Flugbahndaten einer aktuell zu fliegenden Mission.
Die Zeitdifferenz Δt_C0 zwischen dem Zeitpunkt t₀ der Sensierung der Trennung und dem Zeitpunkt t_C, an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, nimmt mit zunehmender Fluggeschwindigkeit V_R des Trägerluftfahrzeugs zum Zeitpunkt des Release ab. Die Zeitdifferenz Mt_C0 ist zudem umso kürzer, je niedriger die Flughöhe H_R zum Zeitpunkt des Release ist.
Die Erfindung ist nicht auf das obige Ausführungsbeispiel beschränkt, das lediglich der allgemeinen Erläuterung des Kerngedankens der Erfindung dient. Im Rahmen des Schutzumfangs kann die erfindungsgemäße Vorrichtung vielmehr auch andere als die oben beschriebenen Ausgestaltungsformen annehmen. Die Vorrichtung kann hierbei insbesondere Merkmale aufweisen, die eine Kombination aus den jeweiligen Einzelmerkmalen der Ansprüche darstellen.
Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.

1: Trägerluftfahrzeug
2: Flugkörper
2': unbemannter Flugkörper
10: Rumpfunterseite
12: Bombenpylon
14: Trägerluftfahrzeugtragfläche
20: Flugkörperoberseite
21: Flugkörpernase
22: Flugkörperheck
23: Flugkörpersteuerfläche
24: Flugkörpersteuerfläche
25: Flugkörpertragflächen
26: Flugkörperunterseite
30: Avionik
32: Flugregelungseinrichtung
40: Flügelwaffenstation
42: Pylon
C: Schwerpunkt
H_R: Flughöhe
M₁, M₂, M₁₁: Moment
P₁–P₃: Statischer Druck
P₁₁, P₃₃: Statischer Druck
t₀, t_C, t₃₀, t₅₀: Zeitpunkt
V₁–V₃: Strömungsgeschwindigkeit
V_R: Anströmgeschwindigkeit
α₂: Anstellwinkel
Δt_C0: Zeitdifferenz

Claims

Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers (2) von einem Trägerluftfahrzeug (1), wobei der Flugkörper (2) eine autonome Flugregelungseinrichtung (32) aufweist, die auf Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) einwirkt, mit den Schritten a) Einstellen der Seiten- und Höhenruder des Flugkörper in eine neutrale Stellung, in der der jeweilige Ruderwinkel 0° beträgt; b) Trennen der elektrischen und mechanischen Verbindungen zwischen dem Flugkörper (2) und dem Trägerluftfahrzeug (1); c) Sensieren der erfolgten Trennung durch Sensoren des Flugkörpers (2); d) Aktivieren der Flugregelungseinrichtung (32) des Flugkörpers (2) und automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage der Ausregelung von Flugzustandsveränderungen, die durch das zwischen dem Flugkörper (2) und dem Trägerluftfahrzeug (1) herrschende Abwindfeld verursacht werden; e) automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage von in zumindest einem Speicher (34) des Flugkörpers (2) gespeicherten Daten.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die autonome Flugregelung des Flugkörpers im Schritt d) zu einem Zeitpunkt (t_C) einsetzt, der nicht später als 100 ms nach dem Starten eines Zeitzählers im Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung liegt.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass im Schritt d) die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) nicht vor dem Sensieren der erfolgten Trennung zum Zweck der Steuerung des Flugkörpers (2) betätigt werden.
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Aktivierung der Flugregelungseinrichtung (32) im Schritt d) derart erfolgt, dass der Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers (2) einsetzt, in einem Zeitraum von nicht früher als 30 ms nach dem Starten des Zeitzählers liegt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Aktivierung der Flugregelungseinrichtung (32) im Schritt d) derart erfolgt, dass der Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers (2) einsetzt, in einem Zeitfenster zwischen 50 ms und 100 ms nach dem Starten des Zeitzählers liegt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers (2) einsetzt, von der Fluggeschwindigkeit (V_R) des Trägerluftfahrzeugs (1) beim Trennen des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug im Schritt b) abhängig ist.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Zeitdifferenz (Δ t_C0) zwischen dem Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung und dem Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, mit zunehmender Fluggeschwindigkeit (V_R) abnimmt.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers (2) einsetzt, von der Flughöhe (H_R) des Trägerluftfahrzeugs (1) beim Trennen des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug im Schritt b) abhängig ist.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Zeitdifferenz (Δ t_C0) zwischen dem Zeitpunkt (t₀) der Sensierung der Trennung und dem Zeitpunkt (t_C), an dem die autonome Flugregelung des Flugkörpers einsetzt, umso kürzer ist, je niedriger die Flughöhe (H_R) ist.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt e) wie folgt ausgeführt wird: e1) automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuerungseinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage von im Speicher (34) des Flugkörpers gespeicherten Daten einer Standard-Entfernungsprozedur und e2) automatisches Steuern des Flugkörpers (2) durch die Flugregelungseinrichtung (32) und die Steuereinrichtungen (23, 24) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage von im Speicher des Flugkörpers gespeicherten Missionsdaten.
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt e2) erst erfolgt, nachdem die Entfernungsprozedur des Schrittes e1) beendet ist.