-
Die Erfindung betrifft einen unbemannten Lenkflugkörper mit einem Rumpf, einem Raketenmotor und einem Selbstzerlegungsystem zum Zerlegen des Rumpfs.
-
Lenkflugkörper sind dazu ausgelegt, mit hoher Geschwindigkeit größere Strecken zurückzulegen. Tritt durch ein unerwartetes Ereignis der Fall auf, dass ein Lenkflugkörper zu einer ungewollten Bedrohung der Umwelt wird, so wird eine Selbstzerlegung des Lenkflugkörpers durchgeführt. Verliert beispielsweise ein Lenkflugkörper seine Manövrierfähigkeit, so wird er durch eine interne Sprengladung in mehrere Teile zerlegt, die in sich instabil sind und zu Boden taumeln.
-
-
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, einen unbemannten Lenkflugkörper mit einem einfachen und effektiven Selbstzerlegungssystem anzugeben.
-
Diese Aufgabe wird durch einen unbemannten Lenkflugkörper der eingangs genannten Art gelöst, bei dem das Selbstzerlegungssystem erfindungsgemäß eine Trennladung aufweist, die in der Weise im Rumpf angeordnet ist, dass bei ihrem Zünden der Rumpf in zumindest zwei voneinander getrennte Teile zerlegt wird und in den Raketenmotor eine Druckabbauöffnung eingebracht wird.
-
Die Erfindung geht von der Überlegung aus, dass eine kritische Situation auch während des Abbrands des Raketenmotors vorkommen kann. Eine Selbstzerlegung hätte zur Folge, dass der Raketenmotor weiter Schub erzeugt und er dann alleine und mit hoher Geschwindigkeit unkontrolliert weiterfliegt. Die Selbstzerlegung des Lenkflugkörpers sollte daher so erfolgen, dass in den Raketenmotor eine Druckabbauöffnung eingebracht wird, die den Schub des Raketenmotors zumindest weitgehend abbaut.
-
Hierzu besteht die Möglichkeit, dass durch eine Trennladung in eine Außenwand des Raketenmotors eine Öffnung eingebracht wird, sodass der Innendruck des Raketenmotors diesen auseinanderdrückt und der Treibstoff explosionsartig umgesetzt wird. Für eine Selbstzerlegung, die den Raketenmotor ausschaltet, sind daher zwei Funktionen nötig: das Zerlegen des Rumpfs in zumindest zwei voneinander getrennte Teile und das Unterbinden der Schubfunktion des Raketenmotors.
-
Die Erfindung geht von der weiteren Überlegung aus, dass ein detonatives Umsetzen des Treibstoffs durch eine Öffnung in der Außenhülle des Raketenmotors zwar möglich aber nicht zwingend notwendig ist. Das Einbringen einer Druckabbauöffnung in den Raketenmotor reicht bereits aus. Hierdurch baut sich der Druck im Raketenmotor ab und er verliert seinen Schub, sodass er – ohne signifikant weiter angetrieben zu werden – zu Boden fällt.
-
Durch das Anordnen der Trennladung im Rumpf in der Weise, dass sie den Rumpf in zumindest zwei Teile zerlegt und die Druckabbauöffnung in das Raketenmotor einbringt, kann der Lenkflugkörper mit einer einzigen Trennladung in ausreichender Weise einfach, effektiv und sicher zerlegt werden.
-
Das Zünden der Trennladung ist zweckmäßigerweise ein einziger Zündvorgang. Hierdurch kann auf die Koordination mehrer Zündvorgänge verzichtet werden und die Zündung bleibt einfach. Außerdem ist es vorteilhaft, wenn die Trennladung die beiden Funktionen des Zerlegens und Einbringens der Druckabbauöffnung in einem einzigen Trennsprengvorgang erreicht. Die Trennladung an sich kann einteilig oder mehrteilig sein, wobei es ausreichend ist, wenn die beiden Funktionen in einem einzigen Zündvorgang und/oder Trennsprengvorgang erreicht werden.
-
Die Trennladung ist zweckmäßigerweise eine pyrotechnische Ladung, insbesondere eine Schneidschnur. Der Rumpf des Lenkflugkörpers bildet zweckmäßigerweise die äußere Struktur des Lenkflugkörpers. Die Druckabbauöffnung ist eine solche Öffnung in einem Gehäuse des Raketenmotors, durch die Druck, der durch das Verbrennen des Treibstoffs erzeugt wird, nach außen entweichen kann. Sie besteht hierbei zusätzlich zur regularen Motoröffnung, die der Motor zur Erzeugung des Schubs aufweist.
-
In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist die Trennladung so angeordnet, dass die Zerlegung an einer solchen Stelle des Rumpfs erfolgt, dass die Druckabbauöffnung als Folge der Zerlegung des Rumpfs entsteht. Es ist also nicht notwendig, dass die Trennladung von sich aus die Druckabbauöffnung in den Raketenmotor bzw. dessen Gehäuse einbringt. Die Öffnung im Raketenmotor bzw. in dessen Gehäuse kann als Folge der Zerlegung entstehen. Auf eine pyrotechnische Zerlegung oder Öffnung des Motorgehäuses kann somit verzichtet werden. Vorteilhafterweise ist die Trennladung so weit vom Raketenmotor entfernt, dass dieser durch das Verbrennen der Trennladung geschlossen bleibt. Auf eine motornahe Anordnung der Trennladung kann somit verzichtet werden und es kann eine Position im Rumpf gewählt werden, die besonders vorteilhaft zur Zerlegung in taumelnde Einzelteile ist. Die Verbrennung der Trennladung muss also die Druckabbauöffnung nicht erzeugen, es ist ausreichend, wenn diese durch den Zerlegevorgang entsteht.
-
Der Zerlegevorgang kann noch weiter vereinfacht werden, wenn nicht der Zerlegevorgang unmittelbar die Druckabbauöffnung erzeugen muss. So ist es besonders vorteilhaft, wenn ein Öffnungsmittel vorhanden ist, das bei einer Zerlegung des Rumpfs durch die Trennladung die Öffnung im Raketenmotor freigibt oder öffnet.
-
Vorteilhafterweise ist die Öffnung bereits vor Zerlegung im Raketenmotor vorhanden. So kann sie vor der Zerlegung durch ein Verschlussmittel verschlossen sein, um die Triebwerkfunktion des Raketenmotors zu gewährleisten. Bei der Zerlegung kann das Verschlussmittel durch die Zerlegung von der Druckabbauöffnung entfernt werden so dass diese freigegeben wird. Auf das Einbringen der Öffnung, z. B. durch ein Zerlegen des Raketenmotors bzw. dessen Gehäuses, kann verzichtet werden. Durch das Fehlen der Notwendigkeit zur Zerstörung des Gehäuses des Raketenmotors kann der Zerlegungsprozess einfacher als Kettenreaktion ablaufen und daher zuverlässiger durchgeführt werden.
-
Weiter ist es vorteilhaft, wenn die Trennladung so angeordnet ist, dass sie den Rumpf in der Weise zerlegt, dass der Druck des gezündeten Raketenmotors die Druckabbauöffnung öffnet und hierdurch als solche erzeugt. Es ist also ausreichend, wenn durch die Zerlegung des Rumpfs nur eine mechanische Instabilität des Raketenmotors erzeugt wird. Bei genügender Instabilität reicht der Innendruck des Raketenmotors aus, der durch ein Abbrennen des Treibstoffs erzeugt wird, um die Druckabbauöffnung durch das Entfernen des Verschlussmittels oder durch eine Zerstörung des Gehäuses des Raketenmotors zu erzeugen.
-
Hinsichtlich der Größe der Druckabbauöffnung ist es ausreichend, wenn sie den Schub des Motors zumindest weitgehend unterbindet. Ein völliges Zerlegen des Raketenmotors und eine detonative Umsetzung des Treibstoffs sind nicht notwendig. Der Schub des Raketenmotors kann besonders effektiv verringert werden, wenn die Druckabbauöffnung eine nach vorne weisende Öffnung im Raketenmotor ist. Es wird Verbrennungsgas nach vorne ausgestoßen und damit Schub nach hinten erzeugt, der den ursprünglichen Motorschub nach vorne verringert.
-
Ein Raketenmotor ist in der Regel mit einem zentralen Anzündkanal ausgestattet, der sich während des Abbrennens des Treibstoffs von innen nach außen vergrößert. Ist die Druckabbauöffnung so angeordnet, dass ein zentraler Anzündkanal des Raketenmotors bis zur Druckabbauöffnung weist, so kann der im Anzündkanal erzeugt Gasdruck unmittelbar und reibungsarm aus dem Raketenmotor entweichen, wodurch ein effektiver Druckabbau im Raketenmotor und ggf. auch ein wirksamer Gegenschub erzeugt wird.
-
Eine weitere vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, dass die Trennladung so angeordnet ist, dass sie den Rumpf in der Weise zerlegt, dass ein Befestigungsmittel einer Einheit des Raketenmotors in dem einen zerlegten Teil und die Einheit selber in dem anderen zerlegten Teil angeordnet sind. Die Einheit kann ein Verschlussmittel sein. Auf diese Weise kann eine Instabilität in der Mechanik des Raketenmotors erreicht werden, da bei einer Zerlegung das Befestigungsmittel vom Raketenmotor entfernt wird. Die zuvor befestigte Einheit ist instabil, sodass sie beispielsweise durch den Innendruck des Raketenmotors nach außen geblasen werden kann und hierdurch die Druckabbauöffnung freilegt.
-
Vorteilhafterweise ist die befestigte Einheit eine Anzündeinheit des Raketenmotors. Die Anzündeinheit ragt von außen durch das Gehäuse des Raketenmotors bis in den Anzündkanal des Raketenmotors. Im Gehäuse ist also bereits von vornherein eine Öffnung für die Anzündeinheit angebracht. Diese kann besonders vorteilhaft als Druckabbauöffnung verwendet werden, sodass auf das Einbringen einer zusätzlichen Öffnung verzichtet werden kann. Auf diese Weise kann die Anzündeinheit als Verschlussmittel zum Verschließen der bereits vorhandenen Öffnung verwendet werden.
-
Das Befestigungsmittel kann ein Niederhalter der Anzündeinheit sein, mit dem die Anzündeinheit zweckmäßigerweise am Gehäuse des Raketenmotors befestigt ist, beispielsweise verschraubt ist. Oder anders ausgedrückt: Es ist vorteilhaft, wenn die Trenneinheit eine Schneidschnur mit einer solchen Anordnung ist, dass deren Abbrennen eine Trennung einer Anzündeinheit des Raketenmotors von einem Niederhalter der Anzündeinheit bewirkt.
-
Eine besonders geeignete Position zum Anordnen der Trennladung ist ein Telemetriegehäuse des Lenkflugkörpers. Diese ist üblicherweise unmittelbar vor dem Raketenmotor angeordnet und weist eine große Tragfähigkeit auf, die zur Stabilität des Lenkflugkörpers als Ganzem erheblich beiträgt. Durch die Zertrennung des Telemetrie-Gehäuses kann die Stabilität des Lenkflugkörpers soweit verringert werden, dass dieser im Flug in zumindest zwei Teile verfällt. Hierbei ist es besonders zweckmäßig, wenn das Telemetriegehäuse den Niederhalter der Anzündeinheit bildet oder zumindest fest mit diesem verbunden ist. Das Telemetriegehäuse beherbergt zweckmäßigerweise eine Telemetrieeinheit, die zur Kommunikation mit einer Bodenstation oder einer Trägerplattform, z. B. einem Flugzeug, vorbereitet ist.
-
Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf ein Verfahren zum Zerlegen eines unbemannten Lenkflugkörpers während seines Flugs in der Luft, bei dem eine Trennladung eines Selbstzerlegungssystems gezündet wird und die Trennladung im Rumpf des Lenkflugkörpers in zumindest zwei voneinander getrennte Teile zerlegt.
-
Um eine besonders einfache Zerlegung zu erreichen, wird vorgeschlagen, dass das Zünden der Trennladung das Einbringen einer Druckabbauöffnung in den Raketenmotor bewirkt. Auf zusätzliche Trennladungen oder andere Mittel zum Einbringen der Druckabbauöffnung in den Raketenmotor kann verzichtet werden. Auch auf ein zusätzliches Synchronisieren mehrerer Trennladungen beziehungsweise dessen Zündens kann verzichtet werden.
-
Das Zünden der Trennladung erfolgt zweckmäßigerweise in einem einzigen Zündvorgang und Trennsprengvorgang. Zwar kann die Trennladung einteilig oder mehrteilig sein, vorteilhaft ist es hierbei jedoch, wenn der Zündvorgang, der die Zerlegung und das Einbringen der Druckabbauöffnung bewirkt, ein einziger Zündvorgang und die Zertrennung und das Einbringen in einem einzigen Trennsprengvorgang erfolgt.
-
Eine vorteilhafte Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens sieht vor, dass die Trennladung zuerst die Zerlegung bewirkt und die Öffnung der Druckabbauöffnung erst danach erfolgt. Es kann so mit einem einzigen Zündvorgang eine Kettenreaktion erzeugt werden, die alle notwendigen Funktionen zur sicheren Zerlegung und Öffnung des Lenkflugkörpers bewirkt. Zweckmäßigerweise geschieht das Öffnen der Druckabbauöffnung als direkte Folge des Zerlegens des Lenkflugkörpers.
-
Besonders einfach und zuverlässig kann die Druckabbauöffnung geöffnet werden, wenn durch die Zündung der Trennladung eine mechanische Verbindung der kopfseitig am Motorgehäuse angeordneten Anzündeinheit zum Motorgehäuse gelöst wird.
-
Wird die Anzündeinheit durch den Druck des gezündeten Raketenmotors aus dem Motorgehäuse gedrückt, wodurch die Druckabbauöffnung im Raketenmotor erzeugt wird, so kann auf ein pyrotechnisches Eindringen der Druckabbauöffnung verzichtet werden und auch der Zerlegevorgang kann einfach gehalten bleiben.
-
Eine zuverlässige und schnelle Zerlegung kann dadurch gefördert werden, dass der vordere Teil des zerlegten Rumpfs durch Motordruck aus der Druckabbauöffnung von dem hinteren Teil des zerlegten Rumpfs weggedrückt wird. Dies geschieht besonders vorteilhaft dadurch, dass ein Verschlussmittel, die insbesondere die Anzündeinheit ist, aus der Druckabbauöffnung gedrückt wird und das Verschlussmittel seinerseits den vorderen Teil des zerlegten Rumpfs vom hinteren wegdrückt.
-
Bei einem ausgebrannten Motor kann es vorkommen, dass das Verschlussmittel, also z. B. die Anzündeinheit, gegebenenfalls im Motorgehäuse verbleibt, da im Raketenmotor kein oder kein ausreichender Druck vorhanden ist, um das Verschlussmittel vom Motor zu entfernen. Durch die Zerlegung werden die zerlegten Teile jedoch bereits von sich aus instabil und taumeln zu Boden. Bei einem ausgebranntem Motor stellt dieser auch keine erhebliche Gefahr mehr dar, da er nicht von sich aus beschleunigt weiterfliegt.
-
Die bisher gegebene Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die in den einzelnen Unteransprüchen teilweise zu mehreren zusammengefasst wiedergegeben sind. Diese Merkmale wird der Fachmann jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen. Insbesondere sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung und dem erfindungsgemäßen Verfahren der unabhängigen Ansprüche kombinierbar.
-
Weitere Vorteile ergeben sich aus der folgenden Zeichnungsbeschreibung. In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt, die der Erläuterung der Erfindung dienen. Die Erfindung ist jedoch nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen beschränkt, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. So können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit der Vorrichtung und dem Verfahren der unabhängigen Ansprüche kombiniert werden.
-
Es zeigen:
-
1 einen Lenkflugkörper in einer schematisierten Seitenansicht,
-
2 eine Mittelsektion des Lenkflugkörpers aus 1 in einer seitlichen Schnittdarstellung und
-
3 die Mittelsektion des Lenkflugkörpers aus 1 in einem zerlegten Zustand.
-
1 zeigt einen unbemannten Lenkflugkörper 2, der im gezeigten Ausführungsbeispiel als eine Luft-Abwehrrakete ausgeführt ist. Der Lenkflugkörper 2 umfasst eine vordere Sektion mit einem Suchkopf und einem Wirkladungsbereich, eine mittlere Sektion, die in 1 anhand zweier gestrichelter Linien angedeutet ist, und die ein Selbstzerlegungssystem und eine Telemetrieeinheit umfasst. Eine hintere Sektion wird durch einen Raketenmotor gebildet, an dessen Gehäuse unbewegliche und hinten steuerbare Lenkflügel angeordnet sind.
-
Die mittlere Sektion des Lenkflugkörpers 2 ist in 2 in einer detaillierteren Längsschnittdarstellung gezeigt. In einem Flugkörpergehäuse, das den Rumpf 4 des Lenkflugkörpers 2 bildet, ist eine Telemetrieeinheit 6 zum Übertragen von Daten vom Lenkflugkörper 2 an eine Plattform, beispielsweise ein Flugzeug oder eine Bodenstation, und zurück ausgestattet. Am Kopf der Telemetrieeinheit 6 ist eine Zünd- und Sicherheitseinheit 8 angeordnet. Diese ist zum Zünden des Raketenmotors 10 und einer nicht gezeigten Wirkladung im vorderen Bereich des Lenkflugkörpers 2 vorbereitet sowie zur Sicherung der Wirkladung und des Raketenmotors 10 vor einer unbeabsichtigten Zündung.
-
Zum Starten des Lenkflugkörpers 2 wird eine Anzündeinheit 12 gezündet, beispielsweise auf ein Signal der Zünd- und Sicherheitseinheit 8 hin. Die Anzündeinheit 12 erzeugt eine Stichflamme in einem Anzündkanal 14, wodurch der Treibstoff 16 des Raketenmotors 10 gezündet wird. Der Lenkflugkörper 2 beschleunigt und beginnt seine Mission. Soll die Mission abgebrochen werden, weil beispielsweise ein unkontrolliertes Manöver des Lenkflugkörpers 2 zu befürchten ist und somit ein sicherheitskritischer Zustand eintreten würde, wird eine Selbstzerlegung des Lenkflugkörpers 2 gestartet. Hierzu umfasst der Lenkflugkörper 2 ein Selbstzerlegungssystem 18, das eine Trennladung 20 und Zündüberträger 22 von der Zünd- und Sicherheitseinheit 8 zur Trennladung 20 umfasst. Auch die Zünd- und Sicherheitseinrichtung 8 kann Teil des Selbstzerlegungssystems 18 sein. Die Selbstzerlegung wird durch die Zünd- und Sicherheitseinheit 8 initiiert, die einen Zündimpuls auf die Zündüberträger 22 gibt. Dies kann dadurch geschehen, dass zwei Detonatoren an der Zünd- und Sicherheitseinheit 8 gezündet werden und sich die Zündenergie über die Zündüberträger 22 auf die Trennladung 20 überträgt, beispielsweise in der Art einer schnellen Zündschnur.
-
Die Trennladung 20 ist eine Schneidschnur, die in einer kreisförmigen Anordnung in einer Nut eines Ladungsträgers 24 angeordnet ist. Bei einem Abbrand der Schneidschnur werden außen liegende Gehäuseteile, wie beispielsweise ein unterer Bereich eines Telemetriegehäuses 26, durchtrennt. Das durchtrennte Gehäuse trägt zweckmäßigerweise zumindest maßgeblich an dem Zusammenhalt zwischen den beiden zu zerlegenden beziehungsweise voneinander zu trennenden Teilen 28, 30 des Lenkflugkörpers 2 bei. Dies ist im gezeigten Ausführungsbeispiel der Fall, da das Telemetrie-Gehäuse 26 die vordere Sektion und die hintere Sektion des Lenkflugkörpers 2 zusammenhält.
-
3 zeigt die mittlere Sektion des Lenkflugkörpers 2 im zerlegten Zustand. Gezeigt ist ein erstes Teil 28 mit dem vorderen Teil der mittleren Sektion und der nicht gezeigten vorderen Sektion des Lenkflugkörpers 2. Der hintere Teil 30 beinhaltet im Wesentlichen den Raketenmotor 10. Ein weiteres Teil bildet die Anzündeinheit 12. Am vorderen Teil 28 befestigt ist ein Befestigungsmittel 32, im gezeigten Ausführungsbeispiel ein Niederhalter der Anzündeinheit 12. Dieses Befestigungsmittel 32 ist in dem Gehäuse, das durch die Trennladung 20 geteilt wird, befestigt, also im gezeigten Ausführungsbeispiel im Telemetriegehäuse 26. Das Gehäuse ist wiederum am Raketenmotor 10 befestigt, im vorliegenden Ausführungsbeispiel verschraubt. Im Missionszustand hält also das Befestigungsmittel bzw. der Niederhalter die Anzündeinheit 12 über das Gehäuse und die Verschraubung am Raketenmotor 10.
-
Der Raketenmotor 10 weist für die Anzündeinheit 12 eine Öffnung 36 auf, durch die die Anzündeinheit 12 eingesteckt ist und in den Anzündkanal 14 reicht. Der Anzündkanal 14 reicht also bis zur Öffnung, die im Missionszustand durch die Anzündeinheit 12 verschlossen ist. Hierbei ist die Anzündeinheit 12 nur in die Öffnung eingesteckt und nicht von sich aus formschlüssig befestigt, also nicht z. B. verschraubt. Wird das Befestigungsmittel 32, in diesem Falle der Niederhalter, von der Anzündeinheit 12 entfernt, so sitzt sie lose in der Öffnung und kann durch ein einfaches Herausziehen bzw. Herausdrücken aus der Öffnung entfernt werden.
-
Die Trennstelle, an der das Gehäuse durch die Trennladung 20 getrennt wird, ist jedoch hinter dem Befestigungsmittel 32 angeordnet, also zwischen dem Befestigungsmittel 32 und der Anzündeinheit 12. Hierdurch wird das Befestigungsmittel 12 und die Anzündeinheit 12 durch die Detonation der Trennladung 20 voneinander getrennt. Das Befestigungsmittel 12 verbleibt hierbei am vorderen Teil 28 des Gehäuses 26, an dem es weiterhin befestigt bleibt. Zwar bleibt der hintere Teil des Gehäuses am Raketenmotor verschraubt, doch kann die Anzündeinheit 12 durch diese Reste des Gehäuses hindurch treten und so den hinteren Teil verlassen.
-
Durch das Entfernen des Befestigungsmittels 32 vom hinteren Teil 30 und damit auch von der Anzündeinheit 12, die an sich im hinteren Teil 30 verbleibt, verliert die Anzündeinheit 12 also ihre Befestigung am Motorgehäuse 34. Bei gezündetem Motor 10 wird nun die Anzündeinheit 12 vom Innendruck des Motors 10 nach außen gedrückt, wie in 3 dargestellt ist. Hierdurch gibt die Anzündeinheit 12 ihre Öffnung frei, die somit eine Druckabbauöffnung 36 im Motorgehäuse 34 wird. Der Innendruck im Raketenmotor 10 drückt nun die Anzündeinheit 12 nach vorne und aus ihrer Öffnung heraus. Hierbei drückt die Anzündeinheit 12 gegen den Niederhalter, der im vorderen Teil 28 befestigt bleibt. Somit schießt die Anzündeinheit 12 den vorderen Teil 28 vom hinteren Teil 30 weg, so dass sich die beiden Teile 28, 30 schnell voneinander entfernen. Durch das Trennen der beiden Teil 28, 30 voneinander werden diese einzelnen Teil 28, 30 aerodynamisch instabil und beginnen zu Boden zu taumeln.
-
Im zerlegten Zustand entweichen Antriebsgase aus dem Raketenmotor 10 durch die Druckabbauöffnung 36 und führen zu einer erheblichen Druckverminderung im Raketenmotor, sodass der Raketenmotor 10 den größten Teil seines Vorschubs verliert. Das Öffnen des Motorgehäuses 34 vorne bewirkt außerdem, dass der Raketenmotor 10 sich selbst zerstört.
-
Da außerdem die Motorgase nach vorne entweichen, also entgegen der ursprünglichen Schubrichtung, wird der Schub des Motors 10 im Wesentlichen ganz eliminiert und die Instabilität des Raketenmotors 10 im Flug zusätzlich erhöht. Der Raketenmotor 10 taumelt zu Boden und brennt ggf. noch aus. Durch die Detonationskraft der Schneidschnur und den Innendruck des Motors 10 wird die vordere Flugkörpersektion gegen die Flugrichtung bewegt und wird ebenfalls instabil.
-
Bezugszeichenliste
-
- 2
- Lenkflugkörper
- 4
- Rumpf
- 6
- Telemetrieeinheit
- 8
- Zünd- und Sicherheitseinheit
- 10
- Raketenmotor
- 12
- Anzündeinheit
- 14
- Anzündkanal
- 16
- Treibstoff
- 18
- Selbstzerlegungssystem
- 20
- Trennladung
- 22
- Zündüberträger
- 24
- Ladungsträger
- 26
- Telemetrie-Gehäuse
- 28
- Teil
- 30
- Teil
- 32
- Befestigungsmittel
- 34
- Motorgehäuse
- 36
- Druckabbauöffnung
