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Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flugkörper, insbesondere einen elektrisch angetriebenen Flugkörper.
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Ein derartiger Flugkörper ist beispielsweise aus der
DE10 2007 012 799 B3 bekannt. Diese Druckschrift offenbart einen Flugkörper mit elektrischen Propellermodulen, die für den Vortrieb und die Steuerung des Flugkörpers herangezogen werden. Die Energieversorgung wird durch einen eingebauten Akkumulator sichergestellt.
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Ein Einsatzbereich von einem Flugkörper besteht beispielsweise darin, ein Wirkmittel unter hohen Sicherheitsanforderungen und mit hoher Geschwindigkeit und hoher Treffergenauigkeit in ein bewegtes Ziel zu führen. Dabei können in verschiedenen Flugphasen verschiedene Anforderungen an das Stabilitätsmaß eines Flugkörpers gestellt werden. Dieses statische Stabilitätsmaß eines Flugkörpers wird mit folgender Formel beschrieben:
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Die Maße eines beispielhaften Flugkörpers 1 sind in 4 dargestellt. Das Stabilitätsmaß Sn ist durch den Abstand vom Druckpunkt Cp zum Schwerpunkt Cg geteilt durch den Flugkörperdurchmesser Dref bestimmt. Die Maße xCg und xCp sind die Abstände von Druckpunkt Cp und Schwerpunkt Cg zu einem Referenzpunkt S0. Während des Fluges wird der Druckpunkt örtlich verändert, was von nicht beeinflussbaren verschiedenen physikalischen Größen abhängt. Dieses sind beispielsweise der Anstellwinkel, die Machzahl, die Höhe oder sonstige Größen. Die Wanderung des Druckpunkts auf der Flugkörperlängsachse wird indirekt durch das Design und die aerodynamischen Flächen konstruiert und einmalig festgelegt. Eine weitere wichtige Größe im Flugkörperdesign ist die Manövrierbarkeit. Die Manövrierbarkeit ist ein Maß für das Lastvielfache, das ein Flugkörper im Verhältnis zu seinem Eigengewicht an Auftrieb erzeugen kann. Das Stabilitätsmaß und die Manövrierbarkeit hängen dabei stark zusammen. Das bedeutet, eine Vergrößerung des Stabilitätsmaßes hat eine Verminderung der Manövrierbarkeit zur Folge und umgekehrt.
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Es ist daher ein Nachteil bei bekannten Flugkörpern, dass Stabilitätsmaß und Manövrierbarkeit bereits während des Entwurfs des Flugkörpers festgelegt werden müssen. Eine nachträgliche Änderung ist konstruktiv nur sehr eingeschränkt möglich.
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Außerdem wird bei konventionellen Flugkörpern der erzeugte Schub durch den Antrieb festgelegt. Dabei ist im Allgemeinen ein erzeugter Triebwerksschub nicht änderbar. Dieses bedeutet, dass der Schub von der Zündung des Triebwerks bis zu dessen Abschalten durchgängig nahezu konstant ist. Somit sind auch hier Änderungen, insbesondere während des Fluges, nicht möglich, sodass die Flexibilität bei dem Betrieb des Flugkörpers sehr eingeschränkt ist.
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Schließlich hängt die Reichweite von konventionellen Flugkörpern in einem hohen Maße von der Größe des verwendeten Triebwerks, d. h. vom Kaliber, von der Größe selbst und von dem Gewicht des Triebwerks ab. Dadurch sind bei Reichweitenerhöhungen oft grundlegende Änderungen und damit kostenintensive Neuentwicklungen hinsichtlich Struktur, Aerodynamik, Schwerpunkt und weiterer Gesichtspunkte des Flugkörpers notwendig.
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Es ist daher Aufgabe der Erfindung, einen Flugkörper bereitzustellen, der bei einfacher und kostengünstiger Herstellung und Montage einen sicheren, zuverlässigen und flexiblen Betrieb ermöglicht.
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Die Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1. Somit wird die Aufgabe gelöst durch einen Flugkörper, der einen Grundkörper, eine Antriebseinheit und einen Energiespeicher umfasst. Dabei ist vorgesehen, dass der Flugkörper eine Längsachse aufweist, wobei sich der Grundkörper entlang der Längsachse erstreckt. Die Antriebseinheit ist elektrisch betreibbar und von dem Energiespeicher mit elektrischer Energie versorgbar. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass der Energiespeicher innerhalb des Grundkörpers, entlang der Längsachse verschiebbar angeordnet ist. Auf diese Weise ist der Schwerpunkt des Flugkörpers variierbar.
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Dieses ist insbesondere auch dann möglich, wenn der Flugkörper sich im Flug befindet.
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Bei bisherigen Flugkörpern ist die Lage des Schwerpunktes konstruktiven Anforderungen unterworfen. Eine Anforderung ist z. B. bei panzerbrechenden Wirksystemen, dass das Wirkmittel so weit wie möglich an der Nase des Flugkörpers liegen soll. Durch das hohe Verhältnis bei Kleinflugkörpern zwischen Wirksystemmasse und Triebwerksmasse zur Gesamtmasse sind das Wirksystem und das Antriebssystem daher für die weitere Konstruktion ein entscheidender Designtreiber. Weitere nicht erwünschte Schwerpunktverschiebungen ergeben sich während des Fluges bei konventionell angetriebenen Flugkörpern durch Abbrand des Treibstoffs. Somit ist das Stabilitätsmaß, und damit auch die Agilität eines konventionellen Flugkörpers, bereits durch den Entwurf des Flugkörpers festgelegt und kann nachträglich nicht mehr aktiv verändert werden. Wegen der beschriebenen Schwerpunktverschiebungen durch Treibstoffverbrauch ist das Stabilitätsmaß immer ein ungünstiger Kompromiss. Hier erlaubt die Erfindung durch ein entsprechendes Positionieren und/oder Verschieben des Energiespeichers, den Schwerpunkt des Flugkörpers festzulegen und/oder zu variieren. Der Energiespeicher ist vorteilhafterweise ein Akkumulator, sodass sich das Gewicht des Flugkörpers auch mit zunehmender Flugzeit nicht verändert. Somit ist eine akkurate und flexible Einstellung des Schwerpunktes möglich.
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Die Unteransprüche haben vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung zum Inhalt.
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Bevorzugt ist der Energiespeicher durch eine Verschiebungseinheit verschiebbar. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass der Energiespeicher während des Fluges des Flugkörpers von der Verschiebungseinheit verschiebbar ist. Alternativ ist bevorzugt vorgesehen, dass der Energiespeicher vor dem Flug durch die Verschiebungseinheit verschiebbar ist, um den Energiespeicher anschließend zu arretieren, sodass der Energiespeicher während des Fluges fixiert ist.
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In einer besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfasst die Verschiebungseinheit ein Schienensystem. Das Schienensystem ist vorteilhafterweise entlang der Längsachse orientiert, wobei der Energiespeicher auf dem Schienensystem verschiebbar und feststellbar ist.
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In einer weiteren besonders vorteilhaften Ausführungsform weist die Verschiebungseinheit eine Spindel auf, die von einem Elektromotor antreibbar ist. Der Energiespeicher ist bevorzugt derart mit der Spindel verbunden, dass eine Rotation der Spindel eine Verschiebung des Energiespeichers bewirkt. Auf diese Weise ist der Energiespeicher auch während eines Fluges des Flugkörpers verschiebbar, in dem der Elektromotor die Spindel antreibt. Besonders vorteilhaft ist außerdem vorgesehen, dass die Spindel eine Selbsthemmung aufweist, sodass eine selbstständige Bewegung des Energiespeichers verhindert ist.
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Der Flugkörper weist vorteilhafterweise zumindest zwei Tragflächen auf. Alternativ oder zusätzlich weist der Flugkörper aerodynamische Steuerflächen auf. Dabei ist vorgesehen, dass die aerodynamischen Steuerflächen und/oder die Tragflächen an dem Grundkörper angeordnet sind. Sollten lediglich zwei Tragflächen vorgesehen sein, so wird der Flugkörper vorteilhafterweise über einen „Bank to Turn”-Lenkmodus in das Ziel geführt. Sind mehr als zwei Tragflächen vorgesehen, so wird der Flugkörper vorteilhafterweise über einen „Skid to Turn”-Modus in das Ziel geführt. Als Alternative zu den aerodynamischen Steuerflächen ist außerdem vorgesehen, dass Strahlruder an dem Grundkörper angeordnet sind. Besonders vorteilhaft sind Strahlruder und aerodynamische Steuerflächen gleichzeitig verwendbar.
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In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform sind die Tragflächen und/oder die Steuerflächen in den Grundkörper einklappbar. Dieses ermöglicht insbesondere das Starten des Flugkörpers aus einem Behälter oder aus einem richtbaren Startrohr. Somit ist eine Handhabung des Flugkörpers sehr flexibel.
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Vorteilhafterweise ist der Flugkörper aus metallischen Komponenten und/oder aus Faserverbundwerkstoff und/oder aus expandiertem Polypropylen und/oder aus anderen Kunststoffwerkstoffen gefertigt.
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Um eine Navigation und/oder Zielerfassung zu ermöglichen, ist außerdem vorteilhafterweise ein Suchkopf vorgesehen. Der Suchkopf ist insbesondere an einem Ende des Grundkörpers angeordnet, wobei der Suchkopf von einem Radom abgedeckt ist. Das Radom weist bevorzugt eine aerodynamisch günstige Form auf, um den Luftwiderstand des Flugkörpers zu verringern. Der Suchkopf umfasst insbesondere ein Gimbalplattformsystem, mit dem Ziele unabhängig von der Flugrichtung des Flugkörpers anvisierbar sind.
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Die Antriebseinheit des Flugkörpers ist insbesondere eine elektrische Antriebseinheit. Die Antriebseinheit ist außerdem bevorzugt derart ausgebildet, dass diese ein Propellermodul und/oder Impellermodul umfasst. Die benötigte elektrische Energie zum Betreiben des Propellermoduls und/oder des Impellermoduls ist dem Energiespeicher entnehmbar. Durch die elektrische Ausgestaltung der Antriebseinheit ist der Schub des Flugkörpers vorteilhafterweise variierbar.
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Schließlich ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass der Flugkörper eine Wirkeinheit aufweist. Mit der Wirkeinheit ist ein Ziel bekämpfbar, wobei dieses mit nicht letalen Wirkmitteln und/oder mit letalen Wirkmitteln geschehen kann. Hierbei ist insbesondere vorteilhaft, dass Wirkeinheiten mit unterschiedlichen Massen verwendbar sind, ohne dass dabei der Schwerpunkt des Flugkörpers verändert wird, da eine Schwerpunktverschiebung durch die unterschiedlichen Massen der verschiedenen Wirkeinheiten durch entsprechendes Verschieben des Energiespeichers entlang der Längsachse ausgleichbar ist.
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Die Erfindung wird nun anhand von Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen im Detail beschrieben. In den Zeichnungen ist
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1 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
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2 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
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3 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung, und
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4 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers gemäß dem Stand der Technik.
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1 zeigt eine schematische Darstellung eines Flugkörpers 1 gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Der Flugkörper 1 umfasst einen Grundkörper 8, der einen zylindrischen Aufbau aufweist. Der Grundkörper 8 erstreckt sich damit entlang einer Längsachse 100, die gleichzeitig die Längsachse des Flugkörpers 1 bildet. Weiterhin umfasst der Flugkörper 1 Tragflächen 2 und aerodynamische Steuerflächen 3. Durch eine Antriebseinheit 7 ist der Flugkörper 1 antreibbar. Die Antriebseinheit 7 ist elektrisch ausgestaltet, wobei elektrische Energie zum Betrieb der Antriebseinheit 7 in einem Energiespeicher 4 gespeichert ist. Der Energiespeicher 4 ist insbesondere ein Akkumulator.
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Außerdem weist der Flugkörper 1 einen Elektromotor 6 auf, der eine Spindel 5 antreibt. Die Spindel 5 ist mit dem Energiespeicher 4 verbunden, wobei eine Rotation der Spindel 5 eine Verschiebung des Energiespeichers 4 entlang der Längsachse 100 bewirkt. Somit ist der Schwerpunkt des Flugkörpers 1 variierbar, indem der Energiespeicher 4 verschoben wird. Als Alternative zu der Spindel 5 und dem Elektromotor 6 ist auch möglich, lediglich ein Schienensystem mit manueller Arretierung vorzusehen.
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In dem in 1 gezeigten ersten Ausführungsbeispiel sind insgesamt vier Tragflächen 2 vorgesehen, wobei die vier Tragflächen 2 der Erzeugung von Auftrieb dienen. Somit wird der Flugkörper 1 über einen „Skid to Turn”-Modus in das Ziel geführt. Sollten lediglich zwei Tragflächen 2 vorgesehen sein, so wird ein „Bank to Turn”-Lenkmodus verwendet. Die Lenkung des Flugkörpers 1 erfolgt durch die aerodynamischen Steuerflächen 3, wobei alternativ oder zusätzlich zu den aerodynamischen Steuerflächen 3 Strahlruder vorgesehen sein können.
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Die in 1 dargestellten Tragflächen 2 und Steuerflächen 3 sind lediglich schematisch angedeutet. Die reale Geometrie und Anordnung muss für den spezifischen Flugkörper 1 aufgrund dynamischer und mechanischer, struktureller und konstruktiver Gesichtspunkte bestimmt werden.
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Der vordere Bereich des Flugkörpers 1 ist das Front-End-Modul. Die Nase des Flugkörpers 1 weist ein Radom 10 auf, welches den Luftwiderstand des Flugkörpers 1 verringert und in Richtung der Längsachse 100 dahinter angeordneten Sensorbauteilen und Steuereinrichtungen einen Schutz vor Umwelteinflüssen bietet.
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Hinter dem Radom 10 ist vorzugsweise ein Suchkopf 9 angeordnet, der entkoppelt von der Lage des Flugkörpers 1, insbesondere mit Hilfe eines Gimbalplattformsystems, ein Ziel anvisieren kann. Alternativ wird ein Gimbalplattformsystem dann nicht benötigt, wenn das Sichtfeld des Suchkopfs 9 für den spezifischen Einsatz des Flugkörpers 1 ausreichend groß ist. Der Suchkopf 9 kann beispielsweise im Infrarotbereich oder auch im sichtbaren Bereich arbeiten, wobei ebenso möglich ist, dass statt des abbildenden Suchkopfs eine Radareinrichtung oder eine andere nicht-abbildende Sucheinrichtung, wie ein Semiactive Laserdetector vorgesehen ist. Die Informationen des Suchkopfs 9 werden an das Gimbalplattformsystem oder ein anderes Peilsystem weitergegeben, dessen Aufgabe es ist, das Ziel zu identifizieren, es zu verfolgen und für ein Flugführungssystem aufbereitete Daten zur Verfügung zu stellen.
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Der Flugkörper 1 besitzt außerdem einen Datenlink, mit dem Daten und Kommandos aus einer Bedienstation zum Flugkörper 1 und Telemetriedaten vom Flugkörper 1 zu der Bedienstation übertragbar sind. Darüber hinaus ist auch ein Videoübertragungssender vorgesehen, der es ermöglicht, die vom Suchkopf 9 erzeugten Bilder an die Bedienstation oder an eine weitere Bodenstation zu übertragen. Dadurch ist es einem Benutzer ermöglicht, sowohl vor dem Start des Flugkörpers 1 als auch nach dem Start mit Hilfe des Suchkopfs 9, des Gimbalplattformsystems und des Datenlinks die Sichtrichtung bis zu 90° zu verändern, um so einen Einweisungsvorgang durchzuführen, das heißt ein Ziel zu identifizieren und zu markieren. Der Benutzer ist insbesondere ein Schütze, der mit dem Flugkörper 1 auf ein Ziel einwirken soll. Der Flugkörper 1 ist daher durch den Datenlink vorteilhafterweise Man-in-the-loop fähig.
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Da die Antriebseinheit 7 elektrisch ausgebildet ist, ist ein großer Vorteil des Flugkörpers 1, dass ein von der Antriebseinheit 7 erzeugter Antriebsschub variierbar ist. Sollte ein Benutzer, wie zuvor beschrieben, einen Einweisungsvorgang auf ein Ziel ausführen müssen, so kann durch eine Verringerung des Antriebsschubs der Antriebseinheit 7 eine Zeitdauer für den Einweisungsvorgang vergrößert werden, sodass dem Benutzer mehr Zeit zur Verfügung steht. Sobald der Einweisungsvorgang abgeschlossen ist, kann der Schub wieder erhöht werden.
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Außerdem weist der Flugkörper 1 eine nicht näher dargestellte Inertial measurement Unit, im Folgenden im IMU abgekürzt, auf, die drei orthogonale Drehratensensoren und drei orthogonale Beschleunigungsmesser sowie drei Magnetometer aufweist. Die IMU kann auf der Technologie mikro-elektromechanischer Systeme basieren und hat die Aufgabe, einem unterlagerten Lageregelungskreis Informationen zur Stabilisierung zu liefern und dem aus einer Peilung zum Ziel gelieferten Peilwinkel einen inertialen Bezug zur Verfügung zu stellen.
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Über ein ebenfalls nicht näher dargestelltes satellitengestütztes Ortungssystem mit Antenne kann eine Positionsbestimmung erfolgen, um den Flugkörper 1 auf einer vorher berechneten Flugbahn zu halten. Damit ist der Flugkörper 1 in ein vordefiniertes Ziel führbar. Sobald der Benutzer das Ziel durch den Suchkopf 9 erkennt, kann er das Ziel identifizieren und markieren. Anschließend beginnt der Zielanflug des Flugkörpers 1, währenddessen der Flugkörper 1 die weitere Zielverfolgung autonom übernimmt, bis es zur abschließenden Kollision kommt.
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Außerdem weist der Flugkörper 1 ein nicht dargestelltes Staurohr auf, welches der Messung der Anströmungsgeschwindigkeit und der Ermittlung der adaptiven Kreisverstärkung für das vorstehend erwähnte Flugführungssystem dient.
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Die Daten aller sensorischen Einrichtungen und Informationen aus dem bidirektionalen Datenlink werden in dem Flugführungssystem verarbeitet. Das Flugführungssystem steuert das Schubkommando, die Position des Energiespeichers 4 und die Aktuatoren der Steuereinrichtung zum Bewegen der aerodynamischen Steuerflächen 3. Neben den aerodynamischen Steuerflächen 3 ist außerdem möglich, dass ein Schubvektorsteuerungssystem vorgesehen ist. Dies wird nachfolgend in Bezug auf 3 beschrieben.
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Die von dem Flugführungssystem bereitgestellten Steuerkommandos dienen sowohl der Ansteuerung der Aktuatoren zur Betätigung der Steuerflächen 3 oder der schublenkenden Flächen von Strahlrudern, sowie der aktiven Verschiebung des Energiespeichers 4 durch die Spindel 5 und den Elektromotor 6.
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Schließlich ist vorgesehen, dass der Flugkörper 1 eine Wirkeinheit 11 umfasst. Die Wirkeinheit 11 kann sowohl nicht letale Wirkmittel, wie insbesondere Tränengas, Betäubungsgas, Rauchgranaten oder Blendgranaten, als auch letale Wirkmittel, wie insbesondere Sprengstoff, umfassen. Durch eine Verschiebung des Energiespeichers 4 innerhalb des Grundkörpers 8 sind verschiedene Wirkeinheiten 11 mit unterschiedlichen Massen verwendbar, ohne dass dabei der Schwerpunkt des Flugkörpers 1 verändert wird.
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Der Flugkörper 1 weist, wie in 1 dargestellt, im ersten Ausführungsbeispiel eine Antriebseinheit 7 auf, die vier Propellermodule umfasst. Die Propellermodule sind dabei zwischen den Tragflächen 3 an einer Außenseite des Grundkörpers 8 angebracht.
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Ein weiteres Ausführungsbeispiel ist in 2 gezeigt. 2 zeigt schematisch ein zweites Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugkörpers 1, wobei gleiche Bezugszeichen gleiche oder gleichartige Bauteile bezeichnen. Dabei ist der grundsätzliche Aufbau des Flugkörpers 1 gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel nahezu identisch wie der des ersten Ausführungsbeispiels. Ein Unterschied besteht lediglich in der Antriebseinheit 7. So weist der Flugkörper 1 gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel als Antriebseinheit 7 einen Propeller am Heck des Flugkörpers 1 auf, wobei der Propeller von einem Motor 12 angetrieben ist. Der Motor 12 befindet sich im Inneren des Grundkörpers 8 und ist über eine Welle in einem Gasleitrohr mit dem Propeller verbunden.
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3 zeigt schließlich ein drittes Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugkörpers 1, wobei das dritte Ausführungsbeispiel ebenfalls lediglich eine andere Antriebseinheit 7 aufweist, als das erste oder das zweite Ausführungsbeispiel. Gleiche Bezugszeichen zeigen wiederum gleiche oder gleichartige Bauteile an.
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Im dritten Ausführungsbeispiel weist die Antriebseinheit 7 ein Impellermodul 13 auf, das im Inneren des Grundkörpers 8 angeordnet ist. Das Impellermodul 13 saugt Luft über einen Lufteinlass 14 an und gibt diese Luft über eine Düse 15 im Heck des Flugkörpers 1 aus. Vorteilhafterweise ist die Düse 15 mit einer Schubvektorsteuerung ausgestattet. Dazu sind Düsenservos 16 vorhanden, mit denen eine Ausrichtung der Düse 15 relativ zu der Längsachse 100 veränderbar ist. Alternativ sind Strahlrudern in einem Auslassstrom der Düse 15 vorhanden, so dass der Strahl der Düse 15 steuerbar ist.
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Als Alternative zu der zuvor beschriebenen Steuerung ist es in allen Ausführungsbeispielen außerdem möglich, den Flugkörper 1 mit einer Entensteuerung zu steuern. Dieses ist jedoch in den Figuren der Übersichtlichkeit halber nicht dargestellt. Bei einer Entensteuerung befinden sich aerodynamische Steuerflächen 3 in Flugrichtung gesehen vor den Tragflächen 2.
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Als weitere Alternative ist auch möglich, dass die Antriebseinheit 7 an den Tragflächen 2 angeordnet ist. Durch eine Verdrehung der Tragflächen 2 gegenüber dem Grundkörper 8 ist somit eine Schubvektorsteuerung realisierbar. Alternativ kann die Antriebseinheit 7 auch an den Steuerflächen 3 angeordnet sein.
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Es ist somit ersichtlich, dass der erfindungsgemäße Flugkörper 1 sehr flexibel handhabbar ist. Durch die Einstellung des Schwerpunkts ist es möglich, dass der Flugkörper 1 für eine Vielzahl unterschiedlicher Wirkeinheiten 11 und damit für verschiedene Einsatzzwecke verwendbar ist.
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Bezugszeichenliste
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- 1
- Flugkörper
- 2
- Tragflächen
- 3
- Steuerflächen
- 4
- Energiespeicher
- 5
- Spindel
- 6
- Elektromotor
- 7
- Antriebseinheit
- 8
- Grundkörper
- 9
- Suchkopf
- 10
- Radom
- 11
- Wirkeinheit
- 12
- Motor
- 13
- Impellermodul
- 14
- Lufteinlass
- 15
- Düse
- 16
- Düsenservo
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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- DE 102007012799 B3 [0002]
