DE102014014950A1

DE102014014950A1 - Flugkörper

Info

Publication number: DE102014014950A1
Application number: DE102014014950.1A
Authority: DE
Inventors: Yuriy Metsker; Thomas Gallhauser; Dirk Stern
Original assignee: MBDA Deutschland GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2014-10-08
Filing date: 2014-10-08
Publication date: 2016-04-28

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flugkörper (1), umfassend einen Grundkörper (2), ein Triebwerk (3) und einen Suchkopf (4), wobei ein Außendurchmesser des Flugkörpers (1) kleiner als 40 Millimeter ist, sodass der Flugkörper (1) aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Flugkörper. Insbesondere betrifft die vorliegende Erfindung einen kleinkalibrigen Flugkörper.
Aus dem Stand der Technik ist bekannt, Sturmgewehre mit einem zusätzlichen Granatwerfer auszurüsten, mit welchem eine Munition vom Kaliber 40 Millimeter verschossen werden kann. Solche Munition hat jedoch den Nachteil, dass auf große Distanzen lediglich eine geringe Präzision und Treffergenauigkeit erreicht werden kann. Dies rührt daher, dass die Munition nach dem Verschießen lediglich rotationsstabilisiert ist und einer unveränderlichen Flugbahn folgt. Somit ist es unmöglich, Kollateralschäden zu vermeiden.
Gerade bei asymmetrischen Konflikten ist eine hohe Präzision und Treffergenauigkeit wichtig. Derartige Konflikte weisen keine klaren Fronten mit eindeutiger Zuweisung der Parteien auf. Vielmehr werden stets unbeteiligte Personen in Konflikte hineingezogen. Somit ist die Verwendung der genannten Granatwerfer stark eingeschränkt.
Es ist Aufgabe der Erfindung, die oben genannten Nachteile zu beseitigen und Munition bereitzustellen, die bei einfacher und kostengünstiger Herstellung eine hohe Trefferpräzision aufweist.
Die Aufgabe wird gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1. Somit wird die Aufgabe gelöst durch einen Flugkörper mit einem Grundkörper, einem Triebwerk und einem Suchkopf. Der Grundkörper ist insbesondere zylindrisch ausgebildet. Ein Außendurchmesser des Flugkörpers ist dabei kleiner als 40 Millimeter, sodass der Flugkörper aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist. Vorteilhafterweise weist der Flugkörper eine Wirkeinheit auf. Somit kann der erfindungsgemäße Flugkörper als Munition vom Kaliber 40 Millimeter verschossen werden, wobei durch den Suchkopf eine hohe Trefferwahrscheinlichkeit gegeben ist. Gleichzeitig ist der Flug des Flugkörpers bevorzugt drallstabilisiert, indem der Flugkörper in Rotation versetzt ist. Somit eignet sich der erfindungsgemäße Flugkörper optimal zum Starten aus üblichen Granatwerfern vom Kaliber 40 Millimeter, da diese bereits die Drallstabilisierung der zu verschießenden Munition vorsehen.
Die Unteransprüche haben vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung zu Inhalt.
Vorteilhafterweise weist der Grundkörper eine Vielzahl von Treibladungen auf. Die Treibladungen sind an einer Außenhaut des Grundkörpers angeordnet. Außerdem ist vorgesehen, dass durch Zündung zumindest einer der Treibladungen ein Drehmoment um den Schwerpunkt des Flugkörpers erzeugbar ist. Somit ist insbesondere vorgesehen, dass die Treibladungen eine Wirkrichtung senkrecht von der Außenhaut des Grundkörpers weg aufweisen. Durch die Zündung einzelner Treibladungen ist das Drehmoment um den Schwerpunkt erzeugbar, wodurch eine Auslenkung des Flugkörpers erfolgt. Vorteilhaft ist hierbei, dass keine Mindestgeschwindigkeit des Flugkörpers benötigt wird, wie dies bei einer aerodynamischen Steuerung der Fall ist. Der Flugkörper kann damit unmittelbar nach Austritt aus einem Werfer in seiner Lage geregelt werden. Außerdem ist vorteilhaft, dass durch die Vielzahl von Treibladungen eine Lageregelung auch dann möglich ist, wenn der Flugkörper drallstabilisiert ist. Somit kann der Flugkörper sehr einfach und kostengünstig aufgebaut werden und dennoch eine sichere und zuverlässige Lageregelung erlauben.
Bevorzugt ist vorgesehen, dass jede einzelne Treibladung des Flugkörpers einzeln zündbar ist. Somit steht eine Vielzahl von Möglichkeiten zur Verfügung, den Flugkörper in seiner Lage zu regeln. Durch Vorsehen einer entsprechenden Anzahl von Treibladungen ist der Flugkörper somit über seine gesamte Flugdauer regelbar.
Vorteilhafterweise erstrecken sich die Treibladungen axial und/oder in Umfangsrichtung über die Außenhaut des Grundkörpers, wobei der Grundkörper insbesondere zylinderförmig ist. Das Erstrecken in axialer Richtung erlaubt eine Erzeugung unterschiedlicher Drehmomente um den Schwerpunkt herum, um auf diese Weise eine Auslenkung des Flugkörpers zu erzielen. Somit erlauben insbesondere weit von dem Schwerpunkt entfernte Treibladungen das Erzeugen eines hohen Drehmoments, während Treibladungen nahe an dem Schwerpunkt einen lateralen Versatz der Flugbahn des Flugkörpers bewirken. Somit kann der Flugkörper präzise in ein Ziel gesteuert werden. Die Erstreckung in Umfangsrichtung erlaubt die Lagereglung auch während einer Drallrotation, da stets eine der Treibladungen während der Rotation des Flugkörpers die gewünschte Ausrichtung zur Erzeugung eines gewünschten Drehmoments um den Schwerpunkt aufweist.
Die Treibladungen sind insbesondere in einer Lageregelungsschicht angebracht. Die Lageregelungsschicht ist besonders vorteilhaft hohlzylinderförmig. Somit werden keine Bauräume des Grundkörpers für das Lageregelungssystem benötigt. Für das Lageregelungssystem ist daher die Lageregelungsschicht ausreichend, die hohlzylinderförmig um den vorteilhafterweise zylinderförmigen Grundkörper angeordnet ist. Somit erfolgt einerseits eine Gewichtseinsparung, andererseits eine Platzeinsparung innerhalb des Flugkörpers. Daher kann der Flugkörper eine ausreichend große Nutzlast aufnehmen.
Besonders vorteilhaft weist die Lageregelungsschicht eine Matrix-Schicht auf. Die Matrix-Schicht nimmt insbesondere die Vielzahl von Treibladungen auf, wobei die Matrix-Schicht die einzelnen Treibladungen voneinander trennt. Somit erlaubt die Matrix-Schicht ein Zünden einzelner Treibladungen, ohne dass die anderen Treibladungen davon beeinträchtigt werden.
Die Lageregelungsschicht weist besonders vorteilhaft außerdem eine Leiterschicht auf, wobei innerhalb der Leiterschicht Leitungen zu den einzelnen Treibladungen geführt sind. Die Leiterschicht ist insbesondere eine Leiterkarte, die eine Vielzahl von Leitungen aufweist. Somit ist jeder Treibladung zumindest eine Leitung zugeordnet, wodurch jede der Treibladungen einzeln zündbar ist.
Vorteilhafterweise ist außerdem zumindest eine Isolierschicht innerhalb der Lageregelungsschicht vorgesehen, wobei die Isolierschicht die Leitungen der Leiterschicht von den einzelnen Treibladungen abschirmt. Somit führt ein Zünden der einzelnen Treibladungen nicht zu einer Beschädigung der Leiterschicht. Die Isolierschicht ist insbesondere zwischen der Leiterschicht und der Matrix-Schicht angeordnet. Dabei weist die Isolierschicht vorteilhafterweise Ausnehmungen auf, die einen Durchgriff von der Leiterschicht auf die Treibladung innerhalb der Matrix-Schicht erlauben, so dass die Treibladungen durch die Leiterschicht gezündet werden können.
Die Lageregelungsschicht weist bevorzugt außerdem eine Abdeckschicht auf, die bevorzugt ebenfalls auf der Matrix-Schicht angeordnet ist. Die Abdeckschicht schützt die Vielzahl von Treibladungen vor äußeren Einflüssen. Dabei ist gleichzeitig vorgesehen, dass jede Treibladung bei Zündung die Abdeckschicht durchschlägt.
Die Lageregelungsschicht erstreckt sich vorteilhafterweise über die gesamte Außenhaut des Grundkörpers. Somit ist lediglich ein Triebwerk und/oder ein Suchkopf des Flugkörpers nicht von der Lageregelungsschicht umgeben. Durch die große Ausdehnung der Lageregelungsschicht ist somit eine präzise Lageregelung des Flugkörpers ermöglicht.
Die Vielzahl von Treibladungen sind vorteilhafterweise Feststofftreibstoffe und/oder Sprengstoffe. Die Sprengstoffe haben insbesondere eine hohe Detonationsgeschwindigkeit. Somit ist durch die Zündung der einzelnen Treibladungen des Flugkörpers eine präzise Lageregelung ermöglicht.
In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform weist das Triebwerk eine Düse auf. Im Betrieb des Triebwerkes strömt ein Abgasstrom durch die Düse. Insbesondere wird der Abgasstrom in der Düse entspannt, sodass ein Vortrieb des Flugkörpers entsteht. Auf dieser Weise wird der Flugkörper beschleunigt. Bevorzugt sind an der Düse Magnetvorrichtungen angeordnet, die vorteilhafterweise ein Magnetfeld innerhalb der Düse erzeugen. Somit sind geladene Teilchen aus dem Abgasstrom auslenkbar. Dieser Strom von geladenen Teilchen ist als Energieversorgung des Flugkörpers verwendbar. Bei den geladenen Teilchen handelt es sich insbesondere um Ionen, die durch die Verbrennung eines Treibstoffes entstehen.
Alternativ ist bevorzugt vorgesehen, dass der Flugkörper einen Energiespeicher aufweist, über den der Flugkörper mit elektrischer Energie versorgbar ist. Der Energiespeicher ist bevorzugt eine Batterie, insbesondere eine Thermalbatterie. Dabei ist vorgesehen, dass der Energiespeicher derart ausgelegt ist, dass der Flugkörper über eine gesamte Flugdauer mit elektrischer Energie versorgbar ist.
Weiterhin ist bevorzugt ein Verfahren zum Betreiben eines Flugkörpers vorgesehen, das die folgenden Schritte umfasst: Zunächst wird eine initiale elektrische Leistung bereitgestellt. Somit ist der Flugkörper mit elektrischer Energie versorgbar, auch wenn das Triebwerk nicht aktiviert ist. Auf diese Weise ist insbesondere das Triebwerk des Flugkörpers startbar. In einem nächsten Schritt wird daher das Triebwerk des Flugkörpers gestartet, sodass ein Abgasstrom entsteht. In dem Abgasstrom sind unter anderem auch geladene Teilchen, insbesondere Ionen, vorhanden, die für eine Energieversorgung des Flugkörpers genutzt werden können. Daher wird in einem nächsten Schritt des vorteilhaften Verfahrens eine Ablenkung der geladenen Teilchen aus dem Abgasstrom des Triebwerks auf Elektroden durchgeführt. Somit entsteht ein elektrisches Potenzial auf den Elektroden, sodass in einem nächsten Schritt ein Kondensator durch die Elektroden aufgeladen wird. Die in dem Kondensator gespeicherte elektrische Energie wird in einem letzten Schritt zum Versorgen des Flugkörpers verwendet. Somit ist ersichtlich, dass keine zusätzlichen Energieversorgungseinheiten, insbesondere keine Thermalbatterien, benötigt werden, um den Flugkörper sicher und zuverlässig mit elektrischer Energie zu versorgen. Somit wird einerseits die Herstellung, andererseits die Entwicklung des Flugkörpers sehr einfach und kostengünstig.
Bevorzugt ist vorgesehen, dass die geladenen Teilchen durch die Magnetvorrichtungen auf Elektroden innerhalb der Düse ablenkbar sind. Auf diese Weise ist eine Potenzialdifferenz auf den Elektroden erzeugbar, sodass eine elektrische Spannung an den Elektroden abgegriffen werden kann.
Besonders vorteilhaft sind die Elektroden an einer Innenwand der Düse angeordnet. Somit erfolgt ein unmittelbares Ablenken der geladenen Teilchen auf die Elektroden.
Besonders vorteilhaft ist ebenso vorgesehen, dass die Elektroden und die Magnetvorrichtungen symmetrisch um eine Mittelachse der Düse angeordnet sind. Vorteilhafterweise sind zwei Magnetvorrichtungen und zwei Elektroden gegenüberliegend angeordnet. Auf dieser Weise ist ein Magnetfeld realisiert, das sich zwischen den Magnetvorrichtungen erstreckt. Sollten geladene Teilchen durch dieses Magnetfeld strömen, so werden diese senkrecht zu dem Magnetfeld ausgelenkt. Somit treffen die ausgelenkten geladenen Teilchen auf die Elektroden.
Besonders vorteilhaft sind die Elektroden mit einer Energiespeichervorrichtung verbunden. Die Energiespeichervorrichtung ist insbesondere ein Kondensator. Auf diese Weise ist die Energie, die an den Elektroden abgreifbar ist, in dem Kondensator speicherbar. So ist insbesondere vorgesehen, dass während das Triebwerk in Betrieb ist, eine über dem Bedarf des Flugkörpers liegende elektrische Leistung erzeugbar ist. Somit wird überschüssige elektrische Energie erzeugt, die zum Versorgen des Flugkörpers nicht benötigt wird. Diese überschüssige elektrische Energie ist daher bevorzugt in der Energiespeichervorrichtung speicherbar. Somit ist ein Flug des Flugkörpers realisierbar, bei dem das Triebwerk nicht über die gesamte Flugdauer aktiviert ist. Sollte das Triebwerk während des Fluges deaktiviert werden, so steht dem Flugkörper weiterhin elektrische Energie aus der Energiespeichervorrichtung zur Verfügung. Somit ist eine Energieversorgung bis zum Ende des Fluges des Flugkörpers gewährleistet.
Der Abgasstrom ist vorteilhafterweise durch Verbrennung eines Feststofftreibsatzes erzeugbar. Alternativ ist der Abgasstrom durch Verbrennung von flüssigen oder gelförmigen Treibstoffen erzeugbar. Ebenso ist bevorzugt die Verwendung von Kombinationen aus den genannten Treibstoffarten vorgesehen, insbesondere die Verwendung von hybriden Treibstoffen. Die Verwendung eines Feststofftreibsatzes erlaubt ein sicheres und kostengünstiges Herstellverfahren des Flugkörpers.
Vorteilhafterweise ist außerdem der Abgasstrom derart ausgestaltet, dass dieser einen Ionisierungsgrad von 10^–5 Ionen/mol aufweist. Der Ionisierungsgrad des Abgasstroms ist insbesondere durch einen Zusatz von Substanzen einstellbar, die eine geringe Ionisierungsenergie aufweisen. Somit lässt sich der Ionisierungsgrad an die Verbrennungstemperatur des Treibstoffes anpassen. Auf dieser Weise ist sichergestellt, dass eine ausreichend hohe Anzahl von Ionen in dem Abgasstrom vorhanden ist, sodass ausreichend elektrische Energie an den Elektroden abgreifbar ist.
Die Magnetvorrichtungen sind insbesondere Permanentmagnete. Diese sind sehr einfach und kostengünstig verwendbar und erlauben eine sichere und zuverlässige Erzeugung eines Permanentmagnetfeldes.
In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ist der Suchkopf gegenüber dem Grundkörper starr ausgebildet. Somit ist insbesondere auf eine kardanische Aufhängung verzichtet. Der Suchkopf ist daher gegenüber dem Grundkörper unbeweglich. Bevorzugt ist eine optische Achse des Suchkopfs parallel zu einer Mittelachse des Grundkörpers orientiert. Weiterhin ist bevorzugt vorgesehen, dass der Suchkopf eingerichtet ist, eine Projektion eines Hilfsmusters auf dem Relief zu erkennen. Anhand des Hilfsmusters ist der Suchkopf weiterhin eingerichtet, eine Richtung zu einem Ziel zu bestimmen. Somit benötigt der Flugkörper eine Zieleinweisung durch ein Hilfsmuster. Das Hilfsmuster wird auf dem Relief reflektiert, sodass der Flugkörper, insbesondere der Suchkopf, die Projektion des Hilfsmusters erfassen kann. Unter dem Begriff Relief ist dabei die Erdoberfläche zu verstehen, die durch unterschiedliche Elemente gebildet sein kann. So kann das Hilfsmuster insbesondere von Bergen, Wiesen, Feldern und/oder Wäldern reflektiert werden. Dem Flugkörper, insbesondere dem Suchkopf, ist dabei vorteilhafterweise die Form des Hilfsmusters bekannt, sodass eine Verzerrung zwischen Hilfsmuster und erfasster Projektion bestimmbar und aus der erfassten Projektion eine Richtung zu dem Ziel ermittelbar ist.
Vorzugsweise beträgt ein Öffnungswinkel des Suchkopfs zumindest 10°. Bevorzugt beträgt der Öffnungswinkel zumindest 20°, besonders bevorzugt zumindest 40°, insbesondere zumindest 60°. Somit ist der Öffnungswinkel insbesondere größer als bei kardanisch aufgehängten Suchköpfen. Dies erlaubt eine hohe Manövrierfähigkeit des Flugkörpers, da der große Öffnungswinkel des Suchkopfs auch große Winkel des Flugkörpers relativ zu dem Ziel zulässt. Aufgrund des großen Öffnungswinkels weist der Suchkopf jedoch eine geringe Auflösung auf, so dass es möglich sein kann, dass der Suchkopf das Ziel nicht von Beginn des Flugs des Flugkörpers an erfassen kann. Aus diesem Grund ist der Suchkopf eingerichtet, die Projektion des Hilfsmusters zu erfassen. Dabei wird das Hilfsmuster insbesondere von einem Schützen in vordefinierter Form und mit vordefinierter Wellenlänge auf das Relief projiziert.
Bevorzugt ist der Suchkopf während einer ersten Phase des Flugs deaktiviert. Dies bedeutet, dass der Flugkörper während der ersten Phase in eine zuvor vorgegebene Richtung fliegt, ohne dass ein Ziel oder das Hilfsmuster erfassbar ist. Somit ist insbesondere vorgesehen, dass während dieser ersten Phase eine Beleuchtung des Ziels nicht notwendig ist, sodass eine Offenbarung der Position eines das Ziel beleuchtenden Schützen, die mit der Zielbeleuchtung zwangsläufig einhergeht, zeitlich so kurz wie möglich gehalten wird. Daher ist die Sicherheit des Schützen größtmöglich gewährleistet.
In einer bevorzugten Ausführungsform ist der Suchkopf des Flugkörpers eingerichtet, während einer zweiten Phase des Flugs des Flugkörpers ausschließlich die Projektion des Hilfsmusters zu erfassen. Somit ist vorgesehen, dass eine Reichweite des Suchkopfs während der zweiten Phase des Flugs nicht ausreicht, um das Ziel selbst zu erfassen. Der Suchkopf erfasst vielmehr die Projektion des Hilfsmusters, wobei durch geometrische Analyse der Projektion des Hilfsmusters eine Richtung zu dem Ziel errechenbar ist. Vorteilhafterweise erfasst der Suchkopf das Ziel während einer dritten Phase des Flugs des Flugkörpers. Die zweite Phase und die dritte Phase des Flugs des Flugkörpers sind dabei insbesondere ein Endanflug des Flugkörpers auf das Ziel.
Das Hilfsmuster umfasst insbesondere eine Vielzahl von konzentrischen Kreisen um das Ziel. Dabei kann das Hilfsmuster statische oder optisch veränderliche Mustergeometrien aufweisen. Insbesondere ist auch vorgesehen, dass das Hilfsmuster dynamisch veränderlich ist, wenn sich eine Entfernung des Flugkörpers zu dem Ziel verringert. Bevorzugt ist vorgesehen, dass eine Form und/oder eine Wellenlänge des Hilfsmusters vordefiniert sind, sodass diese dem Flugkörper, insbesondere dem Suchkopf, bekannt sind. Somit ist ein Vergleich zwischen der Projektion des Hilfsmusters und dem Hilfsmuster selbst ermöglicht.
Die Erfindung betrifft vorteilhafterweise auch ein Wirksystem, wobei das Wirksystem einen Flugkörper wie zuvor beschrieben umfasst. Weiterhin umfasst das Wirksystem eine Bodenstation, wobei die Bodenstation vorteilhafterweise zur Aussendung des Hilfsmusters ausgebildet ist. Durch eine derartige Aufteilung von Aufgaben kann der Flugkörper selbst sehr einfach und kostengünstig ausgebildet sein. Somit eignet sich der Flugkörper insbesondere als kleinkalibriger Flugkörper, da insbesondere ein einfacher und kostengünstiger Suchkopf verwendet werden kann.
Das Wirksystem zeichnet sich vorteilhafterweise außerdem dadurch aus, dass die Bodenstation eine Steuervorrichtung umfasst. Die Steuervorrichtung ist eingerichtet, den Flugkörper anzusteuern. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass der Flugkörper eine Kommunikationseinheit, insbesondere starre COTS-Komponenten, aufweist. Somit lässt sich technisch anspruchsvolle Hardware in die Bodenstation verlagern. Dies bedeutet, dass insbesondere vorgesehen ist, dass der Flugkörper Steuerbefehle von der Bodenstation erhält, sodass der Flugkörper lediglich die empfangenen Steuerbefehle von der Bodenstation ausführt. Somit ist der Flugkörper sehr einfach und kostengünstig herzustellen, da insbesondere keine anspruchsvolle und/oder teure Hardware zu verwenden ist.
Die Bodenstation ist außerdem bevorzugt eingerichtet, ein derartiges Hilfsmuster auszusenden, das mit Verringerung eines Abstands des Flugkörpers zum Ziel auf das Ziel zuläuft. Somit ist insbesondere vorgesehen, dass bei einem solchen Abstand des Flugkörpers zu dem Ziel, bei dem der Suchkopf des Flugkörpers das Ziel selbst erfassen kann, das Hilfsmuster lediglich einen einzigen Punkt auf das Ziel abbildet. Somit ist eine einfache, aber dennoch effektive Zieleinweisung für den Flugkörper realisiert.
Die Erfindung betrifft vorteilhafterweise außerdem ein Verfahren zum Betreiben eines Flugkörpers. Der Flugkörper entspricht dabei einem Flugkörper, wie er zuvor beschrieben wurde. Das vorteilhafte Verfahren kennzeichnet sich durch die folgenden Schritte: Zunächst wird ein Flugkörper von einer Bodenstation aus gestartet. Anschließend findet eine Beleuchtung eines Ziels für den Flugkörper von der Bodenstation aus statt. Die Beleuchtung des Ziels erfolgt dabei mit einem Hilfsmuster. Außerdem ist bevorzugt vorgesehen, dass der Flugkörper von der Bodenstation aus gesteuert wird. Durch das Beleuchten des Ziels mit dem Hilfsmuster kann die Hardware des Flugkörpers sehr einfach ausgestaltet sein. Insbesondere muss der Flugkörper das Ziel nicht unmittelbar erfassen, da eine Einweisung durch das Hilfsmuster erfolgen kann. Dazu ist insbesondere vorgesehen, dass das Hilfsmuster ein wanderndes Muster ist, das den Flugkörper über seinen gesamten Flug bis zu dem Ziel leitet.
Alternativ ist vorteilhafterweise vorgesehen, dass eine Beleuchtung des Ziels mit dem Hilfsmuster nur während eines Endanflugs des Flugkörpers durchgeführt wird. Somit ist insbesondere vorgesehen, dass der Flugkörper zunächst eine vorbestimmte Richtung und/oder eine vorbestimmte Route fliegt, bis eine Zielbeleuchtung stattfindet, sodass der Suchkopf des Flugkörpers die Projektion des Hilfsmusters auf dem Relief erfassen kann.
Die Erfindung wird nun anhand eines Ausführungsbeispiels unter Berücksichtigung der beigefügten Zeichnungen im Detail beschrieben. In den Zeichnungen ist:
1 eine schematische Darstellung eines Flugkörpers gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
2 eine schematische Darstellung der Lageregelungsschicht des Flugkörpers aus 1,
3 eine schematische Abbildung eines Flugkörpers gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
4 eine schematische Abbildung eines Hilfsmuster für den Flugkörper aus 3,
5 eine schematische Abbildung eines Wirksystems mit dem Flugkörper gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
6 eine weitere schematische Abbildung des Flugkörpers gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung während eines Endanflugs,
7 eine schematische Schnittansicht eines Teilbereichs eines Flugkörpers gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung,
8 eine schematische Ansicht eines Teilbereichs des Flugkörpers gemäß dem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung, und
9 eine schematische Darstellung des Verfahrens zum Betreiben des Flugkörpers gemäß dem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Nachfolgend werden drei Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass zwei der Ausführungsbeispiele oder alle drei Ausführungsbeispiele miteinander kombinierbar sind.
1 zeigt einen Flugkörper 1 gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Der Flugkörper 1 umfasst einen Grundkörper 2 sowie ein Triebwerk 3 und einen Suchkopf 4. Der Grundkörper 2 ist zylinderförmig, insbesondere hohlzylinderförmig ausgestaltet. Innerhalb des Grundkörpers 2 sind sämtliche Komponenten zum Betrieb des Flugkörpers 1 angeordnet, insbesondere eine Wirkeinheit und ein Treibstoff zur Versorgung des Triebwerks 3. Auf der Außenhaut 6 des Grundkörpers 2 ist außerdem eine Lageregelungsschicht 10 angeordnet, die eine Vielzahl von Treibladungen 5 umfasst. Dabei ist der Flugkörper 1 allein durch die Lageregelungsschicht 10 lenkbar, indem durch Zündung 7 von einzelnen Treibladungen 5 ein Moment 8 um den Schwerpunkt 9 des Flugkörpers 1 erzeugbar ist. Dazu ist außerdem bevorzugt vorgesehen, dass der Flugkörper 1 drallstabilisiert ist, d. h., während des Fluges eine Rotationsbewegung um seine Längsachse ausführt.
Das Drehmoment 8 ist insbesondere dadurch erzeugbar, dass durch eine Zündung 7 ein Schub an der entsprechenden Stelle der Außenhaut 6 des Grundkörpers 2 entsteht. Dieser Schub F berechnet sich wie folgt:
m_Ladung stellt dabei die Masse der Treibladung 5 dar, Δt die Umsetzungszeit und c_eff die effektive Austrittsgeschwindigkeit der Heißgase der Zündung 7. Für einen hinreichend großen Schub muss eine geringe Umsetzzeit und eine hohe Austrittsgeschwindigkeit angestrebt werden, wodurch die Masse der einzelnen Treibladungen 5 niedrig gehalten werden kann. Eine derartige hohe Austrittsgeschwindigkeit und geringe Umsetzungszeit wird insbesondere durch einen festen Treibstoff oder einen Sprengstoff mit hoher Detonationsgeschwindigkeit realisiert.
Weiterhin bestimmt der Abstand zwischen Schwerpunkt 9 und gezündeter Treibladung 5 die Größe des Drehmoments. So ist durch Zündung 7 von weit entfernten Treibladungen 5 ein hohes Drehmoment 8 um den Schwerpunkt 9 erzeugbar. Gleichzeitig ist durch Zündung von Treibladungen 5, die nahe an dem Schwerpunkt 9 liegen, ein lateraler Versatz des Flugkörpers 1 realisierbar. Dies ist insbesondere für einen genauen Anflug auf ein Ziel in der Endphase vorteilhaft.
Es ist aus 1 ersichtlich, dass keinerlei elektromechanisch bewegbare Komponenten vorgesehen werden müssen. Somit ist der Flugkörper 1 sehr einfach und kostengünstig herstellbar.
2 zeigt die Lageregelungsschicht 10 des Flugkörpers 1 aus 1, in der die Vielzahl von Treibladungen 5 angeordnet sind. Dabei weist die Lageregelungsschicht 10 eine Matrix-Schicht 21 auf, in der die Vielzahl von Treibladungen 5 angeordnet ist. Die Matrix-Schicht 21 ist insbesondere eine Platte mit einer Vielzahl von Bohrungen oder Ausnehmungen, innerhalb derer die Treibladungen 5 angeordnet sind. Auf der Matrix-Schicht 21 ist eine Abdeckschicht 22 angebracht, die insbesondere von der Außenhaut 6 des Grundkörpers 2 des Flugkörpers 1 weg zeigt. Somit schützt die Abdeckschicht 22 die Matrix-Schicht 21 und damit die Treibladungen 5 vor äußeren Einflüssen. Auf der gegenüberliegenden Seite der Matrix-Schicht 21 sind zwei Isolierschichten 23 angeordnet. Die Isolierschichten 23 weisen Bohrungen oder Ausnehmungen auf, die zu den Bohrungen oder Ausnehmungen der Matrix-Schicht 21 korrespondieren. Somit ist ein Durchgriff auf die Treibladungen 5 durch die Isolierschichten 23 ermöglicht. An den Isolierschichten 23 angeordnet ist schließlich eine Leiterschicht 24. Über die Leiterschicht 24 sind die Treibladungen 5 zündbar. Die Isolierschichten 23 schirmen dabei einzelne Leitungen, die innerhalb der Leiterschicht 24 angeordnet sind, von den Treibladungen 5 ab, so dass die Leitungen durch eine Zündung der Treibladungen 5 nicht beschädigt werden. Die Leiterschicht 24 weist insbesondere für jeden Treibsatz 5 eine eigene Zündleitung auf, so dass jeder Treibsatz 5 unabhängig von den übrigen Treibsätzen 5 zündbar ist. Somit ist eine detaillierte und präzise Lageregelung des Flugkörpers 1 ermöglicht. Mit der Leiterschicht 24 ist vorteilhafterweise ein Steuerungsmodul verbunden, wobei das Steuerungsmodul die einzelnen Treibladungen 5 zündet und somit eine Lageregelung des Flugkörpers 1 ausführt.
Die Leiterschicht 24, die Isolierschichten 23, die Matrix-Schicht 21 und die Abdeckschicht 22 bilden einen kompakten Verbund, so dass die Lageregelungsschicht 10 entsteht. Dabei sind Leiterschicht 24 und Isolierschichten 23, sowie Isolierschichten 23 und Matrix-Schicht 21, sowie schließlich Matrix-Schicht 21 und Abdeckschicht 22 unmittelbar benachbart zueinander angeordnet.
Die Lageregelungsschicht 10 ist an beliebige Konturen oder Radien anpassbar, so dass die Lageregelungsschicht 10 von außen um den Grundkörper 2 des Flugkörpers 1 gelegt werden kann. Dies ermöglicht den zuvor genannten Vorteil, keinen Bauraum innerhalb des Grundkörpers 2 für die Lageregelung des Flugkörpers 1 zu benötigen.
Die Treibladungen 5 können sowohl aus konventionellen Feststofftreibstoffen, wie insbesondere DB oder Composite, bestehen, oder aus Sprengstoffen mit hohen Detonationsgeschwindigkeiten.
Mit der Lageregelungsschicht 10 ist der Flugkörper 1 somit auf eine einfache und präzise Weise lenkbar. Hierzu werden keinerlei elektromechanische Stellsysteme benötigt, was den Aufbau des Flugkörpers 1 sehr einfach macht. Der Flugkörper 1 ist somit vorteilhafterweise als kleinkalibriger Flugkörper ausführbar. Insbesondere ist der Flugkörper 1 derart ausgebildet, dass dieser aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist, also einen Außendurchmesser von weniger als 40 Millimeter aufweist. Daher ist der Flugkörper 1 vorteilhafterweise mit einem standardisierten Granatwerfer vom Kaliber 40 Millimeter verwendbar. Die Verwendung von standardisierten Granatwerfern ermöglicht außerdem eine Drallstabilisierung des Flugkörpers 1, wie dies bei Munition, insbesondere Granaten, vom Kaliber 40 Millimeter üblich ist. Durch die Vielzahl von Treibladungen 5 ist auch mit gleichzeitiger Drallstabilisierung ein. Lenken des Flugkörpers 1 möglich. Durch diese Maßnahmen bezüglich Stabilisierung und Lenkung ist der Flugkörper 1 sehr einfach und kostengünstig herstellbar.
3 zeigt einen Flugkörper 1 gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel der Erfindung. Der Flugkörper 1 weist einen Grundkörper 2 und ein an dem Grundkörper 2 angebrachtes Triebwerk 3 sowie einen an dem Grundkörper 2 angebrachten Suchkopf 4 auf. Durch das Triebwerk 3 ist der Flugkörper antreibbar.
Der Suchkopf 4 ist starr gegenüber dem Grundkörper 2 ausgebildet. Dabei ist eine optische Achse des Suchkopfs 4 parallel zu einer Längsachse des Grundkörpers 2 orientiert. Der Suchkopf 4 weist einen Öffnungswinkel Ω auf, der zumindest 10° beträgt. Der Öffnungswinkel Ω erlaubt einen maximalen Anstellwinkel α des Flugkörpers 1, ohne dass ein Ziel 17, das von dem Suchkopf 4 anvisiert ist, aus dem Öffnungswinkel Ω des Suchkopfs 4 herausverschoben wird. Durch die große Auslegung des Öffnungswinkels Ω sind große maximale Anstellwinkel α ermöglicht, so dass ein Flugverhalten des Flugkörpers 1 kaum eingeschränkt ist.
Der Suchkopf 4 weist außerdem eine Reichweite x auf. Befindet sich das Ziel 17 in einer Entfernung zu dem Suchkopf 4, die geringer als die Reichweite x ist, so kann der Suchkopf das Ziel 17 selbst erfassen. Aufgrund einer großen Ausgestaltung des Öffnungswinkels Ω weist der Suchkopf 4 nur eine geringe Auflösung auf. Somit kann nur eine geringe Reichweite x realisiert werden. Daher benötigt der Suchkopf 4 des Flugkörpers 1 eine Einweisung in das Ziel 17. Eine solche Einweisung erfolgt mit Hilfe eines Hilfsmusters 16, was in 4 gezeigt ist und nachfolgend erklärt wird.
4 weist eine schematische Abbildung eines Hilfsmusters 16 auf. Mit dem Hilfsmuster 16 ist ein Ziel 17 beleuchtbar, um den Flugkörper 1, insbesondere den Suchkopf 4, in das Ziel 17 einzuweisen. Somit ist nicht erforderlich, dass der Flugkörper 1 das Ziel 17 erfassen muss, da anhand des Hilfsmusters 16 eine Berechnung einer Richtung zu dem Ziel 17 ermöglicht ist.
Das Hilfsmuster 16 umfasst bevorzugt eine Vielzahl von konzentrischen Kreisen um das Ziel 17. Somit zeigt jede Normale auf einer der Kreiskonturen in Richtung des Ziels 17. Dem Flugkörper 1 ist die Form des Hilfsmusters 16 bekannt, so dass das Hilfsmuster 16 von dem Flugkörper 1 erkennbar ist und eine Richtung zu dem Ziel 17 bestimmbar ist. Neben der Form des Hilfsmusters 16 ist dem Flugkörper 1 außerdem eine Wellenlänge des Hilfsmusters 16 bekannt, um Verwechselungen oder gezielte Täuschungen zu vermeiden.
In 4 ist ein starres Hilfsmuster 16 gezeigt. Alternativ kann das Hilfsmuster 16 dynamisch veränderlich sein, so dass insbesondere vorgesehen sein kann, dass mit Verkleinerung eines Abstandes des Flugkörpers 1 zu dem Ziel 17 das Hilfsmuster 16 in das Ziel 17 hineinläuft. Dies bedeutet, dass das Ziel 17 zunächst von einem ausladenden Hilfsmuster 16 beleuchtet wird, wobei das Hilfsmuster 16 allmählich in einen einzigen Zielbeleuchtungspunkt übergeht.
Damit der Flugkörper 1 das Hilfsmuster 16 erkennen kann, muss dieses reflektiert werden. Ein solcher Fall ist in 5 gezeigt. 5 zeigt ein Wirksystem 18 umfassend den Flugkörper 1 und eine Bodenstation 19. Der Flugkörper 1 ist von der Bodenstation 19 aus startbar, wobei die Bodenstation 19 das Ziel 17 beleuchtet, um den Flugkörper 1 auf das Ziel 17 einzuweisen. Das von der Bodenstation 19 ausgesendete Hilfsmuster 16 wird dabei von dem Relief reflektiert, so dass eine Projektion 15 des Hilfsmusters 4 auf dem Relief vorhanden ist. Diese Projektion 15 ist von dem Flugkörper 1, insbesondere von dem Suchkopf 4, erfassbar.
Aus 5 ist außerdem ersichtlich, dass aufgrund eines begrenzten Erfassungsbereichs 20 des Suchkopfes 4 das Ziel 17 erst während einer späten Phase des Fluges des Flugkörpers 1 von dem Suchkopf 4 erfassbar ist. Der Erfassungsbereich 20 des Suchkopfes 4 ist, wie mit Bezug auf 3 erklärt, durch den Öffnungswinkel Ω und die Reichweite x begrenzt. Um den Flugkörper 1 dennoch auf das Ziel 17 zu lenken, wird das Hilfsmuster 16 ausgesendet. Somit kann der Suchkopf 4 des Flugkörpers 1 die Projektion 15 des Hilfsmusters 16 auf dem Relief erkennen. Da dem Flugkörper 1 die Form des Hilfsmusters 16 bekannt ist, kann dieser die Verzerrung der Projektion 15 erkennen und korrigieren, sodass eine Bestimmung der Richtung zu dem Ziel 17 ermöglicht ist.
Unter Relief ist hier insbesondere eine Oberfläche zu verstehen, bevorzugt eine Erdoberfläche. Die Oberfläche kann durch unterschiedliche Landschaftsmerkmale gebildet sein, insbesondere durch Felder, Berge, Wälder oder ähnliches. So ist stets von einer Verzerrung des ausgesendeten Hilfsmusters 16 auszugehen. Da das Hilfsmuster 16 mehrere konzentrische Kreise umfasst, ist insbesondere eine Projektion 15 umfassend konzentrische Ellipsen zu erwarten.
6 verdeutlicht den Einweisungsvorgang durch die Projektion 15 des Hilfsmusters 16. Es ist aus 6 ersichtlich, dass das Ziel 17 außerhalb der Reichweite x des Suchkopfs 4 liegt. Somit kann der Suchkopf 4 das Ziel 17 selbst nicht erfassen. Dahingegen ist eine Erfassung der Projektion 15 des in 4 gezeigten Hilfsmuster 16 auf dem Relief durch den Suchkopf 4 möglich. Der Suchkopf 4 kann daher anhand der Projektion 15 eine Richtung zu dem Ziel 17 bestimmen. Auf dem Flug zu dem Ziel 17 kann der Flugkörper 1 Anstellwinkel bis zu dem maximalen Anstellwinkel α einnehmen, was den Flugkörper 1 sehr manövrierfähig macht. Sobald der Flugkörper 1 einen Abstand zu dem Ziel 17 aufweist, der geringer ist als die Reichweite x, kann der Suchkopf 4 das Ziel 17 selbst erfassen.
Die Beleuchtung des Ziels 17 mit dem Hilfsmuster 16 stellt für einen Schützen eine Gefahr dar, da dieser während der Beleuchtung des Ziels 17 seine Stellung verrät. Somit besteht die Gefahr, dass der Schütze selbst zu einem Ziel einer gegnerischen Partei wird. Um ein solches Risiko zu minimieren, ist vorgesehen, dass der Schütze das Ziel 17 nur während eines Endanflugs des Flugkörper 1 beleuchtet. Somit fliegt der Flugkörper 1 zunächst in eine vordefinierte Richtung, bevor der Suchkopf 4 die Projektion 15 erfasst. Dabei ist die vordefinierte Richtung insbesondere die Richtung, in die der Flugkörper 1 gestartet wurde. Somit muss der Schütze lediglich abschätzen, wann das Ziel 17 zu beleuchten ist, d. h. wann der Endanflug des Flugkörpers beginnen soll. Dabei erlaubt die hohe Manövrierfähigkeit des Flugkörpers 1 aufgrund des großen maximalen Anstellwinkels α einen kurzen Endanflug und somit nur eine kurze Dauer der Zielbeleuchtung.
Bevorzugt weist der Flugkörper 1 eine Kommunikationsvorrichtung auf, über die der Flugkörper 1 mit der Bodenstation 10 kommuniziert. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass die Bodenstation 10 sämtliche rechenintensiven Aufgaben des Flugkörpers übernimmt, wie insbesondere die Bestimmung einer Richtung zu dem Ziel 17 anhand der Projektion oder die Berechnung von Steuerbefehlen. Somit weist der Flugkörper 1 nur einfache Hardware auf, sodass der Flugkörper 1 einfach und kostengünstig herstellbar ist. Der Flugkörper 1 befolgt demnach lediglich die Steuerinformationen, die er über die Kommunikationsvorrichtung von der Bodenstation 10 erhält. Zur Kommunikation weist der Flugkörper insbesondere COTS-Komponenten auf.
Es ist ersichtlich, dass der Flugkörper 1 sehr einfach und kostengünstig herzustellen ist, dennoch eine hohe Präzision bei dem Einwirken auf das Ziel 17 aufweist. Somit ist der Flugkörper 1 ideal als kleinkalibriger Flugkörper geeignet. Vorteilhafterweise ist der Flugkörper 1 derart ausgebildet, dass dieser aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist, also einen Außendurchmesser von weniger als 40 Millimeter aufweist. Daher ist der Flugkörper 1 vorteilhafterweise mit einem standardisierten Granatwerfer vom Kaliber 40 Millimeter verwendbar. Die Verwendung von standardisierten Granatwerfern ermöglicht außerdem eine Drallstabilisierung des Flugkörpers 1, wie dies bei Munition, insbesondere Granaten, vom Kaliber 40 Millimeter üblich ist.
7 zeigt eine schematische Schnittansicht eines Teilbereichs eines Flugkörpers 1 gemäß einem dritten Ausführungsbeispiel der Erfindung. 8 zeigt einen Teilbereich des Flugkörpers aus 7 in einer weiteren Ansicht.
Der Flugkörper 1 umfasst ein Triebwerk 3, das eine Düse 11 aufweist. Das Triebwerk 3 wird durch Verbrennung eines Feststofftreibsatzes 25 aktiviert. Wird der Feststofftreibsatz 25 verbrannt, so entsteht ein Abgasstrom, der aus der Düse 11 austritt. Auf diese Weise ist en Vortrieb des Flugkörpers 1 erzeugbar.
Gleichzeitig ist der Feststofftreibsatz 25 derart ausgestaltet, dass dessen Abgase einen hohen Ionisierungsgrad aufweisen. Somit sind in dem Abgasstrom geladene Teilchen, insbesondere Ionen, vorhanden. Derartige Ionen können zur Energieversorgung des Flugkörpers 1 verwendet werden.
Die Verbrennungsgase des Feststofftreibsatzes 25 sind durch Zusatz von Substanzen mit entsprechender Ionisierungsenergie hinsichtlich dem Ionisierungsgrad einstellbar. Somit weist der Feststofftreibsatz 25 eine vordefinierte Menge an zusätzlichen Substanzen auf, sodass ein Abgasstrom mit ausreichendem Ionisierungsgrad entsteht.
An der Düse 11 sind Magnetvorrichtungen 12, insbesondere Permanentmagnete angebracht, die ein Magnetfeld innerhalb der Düse 11 erzeugen. Somit müssen die geladenen Teilchen, insbesondere Ionen, des Abgasstroms das Magnetfeld der Magnetvorrichtungen 12 durchqueren. Ein Durchqueren eines Magnetfeldes von geladenen Teilchen generiert eine Lorenzkraft, sodass die geladenen Teilchen senkrecht zu dem Magnetfeld abgelenkt werden. Daher ist vorgesehen, dass an der Düse jeweils zwei gegenüberliegende Magnetvorrichtungen 12 und Elektroden 13 symmetrisch angeordnet sind. Auf diese Weise werden die abgelenkten geladenen Teilchen aus dem Abgasstrom auf Elektroden 13 geleitet. Durch die Ladung der geladenen Teilchen entsteht eine Potenzialdifferenz an den Elektroden 13, sodass eine elektrische Spannung abgreifbar ist.
Die Magnetvorrichtungen 12 sind insbesondere in der Art ausgestaltet, dass diese ein Magnetfeld erzeugen, das innerhalb einer ersten virtuellen Ebene liegt. Innerhalb der ersten virtuellen Ebene ist außerdem die Mittelachse 14 der Düse 11 angeordnet. Um ein sicheres und zuverlässiges Ablenken der geladenen Teilchen auf die Elektroden 13 zu gewährleisten, müssen die Elektroden 13 zumindest innerhalb einer zweiten virtuellen Ebene angeordnet werden, die senkrecht auf der ersten virtuellen Ebene steht. Da die Elektroden 13 auf einer Innenseite der Düse 11 angeordnet sind, wobei die Düse 11 einen kegelförmigen Innenquerschnitt aufweist, haben die Elektroden 13 insbesondere die Form von Segmenten einer Mantelfläche eines Kegelstumpfes. Somit ist sichergestellt, dass eine Vielzahl der durch die Düse 11 strömenden geladenen Teilchen, die von der Magnetvorrichtung 12 abgelenkt werden, auf die Elektroden 13 treffen.
Die Elektroden 13 sind mit einer nicht gezeigten Energiespeichervorrichtung verbunden. Die Energiespeichervorrichtung ist insbesondere ein Kondensator. Somit ist der Kondensator während des Betriebes des Flugkörpers 1, das heißt während des Betriebes des Triebwerkes 3, aufladbar. Die so gespeicherte elektrische Energie steht schließlich als Energieversorgung für den Flugkörper 1 zur Verfügung.
9 zeigt schematisch den Ablauf des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Betreiben eines Flugkörpers 1. In dem in 9 gezeigten kartesischen Koordinatensystem bezeichnet die Abszissenachse die Zeit, während die Ordinatenachse die durch die Ablenkung von elektrisch geladenen Teilchen erzeugbare elektrische Leistung anzeigt.
Zunächst wird dem Flugkörper 1 eine initiale elektrische Leistung bereitgestellt, sodass zu einem ersten Zeitpunkt 100 das Triebwerk 3 des Flugkörpers 1 startbar ist. Mit dem Starten des Triebwerks 3 beginnt gleichzeitig die Wandlung von elektrischer Energie, sodass an den Elektroden 13 eine elektrische Leistung abgreifbar ist. Während des Betriebes des Triebwerkes 3 entspricht dies einer konstanten maximalen elektrischen Leistung 400. Gleichzeitig ist die maximale elektrische Leistung 400 größer als die von dem Flugkörper 1 benötigte elektrische Leistung 600. Somit wird die überschüssige elektrische Leistung in einer Energiespeichervorrichtung, insbesondere in einem Kondensator, gespeichert. Zu einem zweiten Zeitpunkt 200 wird das Triebwerk 3 abgeschaltet. Insbesondere ist zu dem zweiten Zeitpunkt 200 der Treibstoff des Flugkörpers 1 verbraucht. Somit erfolgt keine Bereitstellung von elektrischer Leistung an den Elektroden 13. Um eine Energieversorgung des Flugkörpers 1 weiterhin gewährleisten zu können, wird daher Energie aus der Energiespeichervorrichtung entnommen. Somit wird die Energiespeichervorrichtung entladen, indem diese die elektrische Speicherleistung 500 an den Flugkörper 1 abgibt. Wie aus 9 ersichtlich ist, ist auch die elektrische Speicherleistung 500 größer als die benötigte elektrische Leistung 600. Somit ist eine Energieversorgung des Flugkörpers 1 weiterhin gewährleistet.
Zu einem dritten Zeitpunkt 300 ist der Flug des Flugkörpers 1 beendet. Insbesondere ist der Flug des Flugkörpers 1 durch Einwirken auf ein Ziel 17 beendet. Wie aus 9 jedoch ersichtlich ist, wäre die Energiespeichervorrichtung erst zu einem vierten Zeitpunkt 700 erschöpft, der jedoch nach dem dritten Zeitpunkt 300 liegt. Somit steht stets ausreichend elektrische Leistung für den Flugkörper 1 zur Verfügung, sodass dieser während seines gesamten Flugs mit elektrischer Leistung versorgbar ist.
Auf diese Weise ist ein Flugkörper 1 realisiert, der keine zusätzliche elektrische Energieversorgung benötigt. Es muss daher keine teure und zeitaufwendige Entwicklung von Thermalbatterien erfolgen. Somit ist der Flugkörper 1 sehr einfach und kostengünstig herstellbar. Damit eignet sich der Flugkörper 1 insbesondere als kleinkalibriger Flugkörper. Vorteilhafterweise ist der Flugkörper 1 derart ausgebildet, dass dieser aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist, also einen Außendurchmesser von weniger als 40 Millimeter aufweist. Daher ist der Flugkörper 1 vorteilhafterweise mit einem standardisierten Granatwerfer vom Kaliber 40 Millimeter verwendbar. Die Verwendung von standardisierten Granatwerfern ermöglicht außerdem eine Drallstabilisierung des Flugkörpers 1, wie dies bei Munition, insbesondere Granaten, vom Kaliber 40 Millimeter üblich ist.
Bezugszeichenliste

1: Flugkörper
2: Grundkörper
3: Triebwerk
4: Suchkopf
5: Treibladung
6: Außenhaut des Grundkörpers
7: Zündung
8: Drehmoment
9: Schwerpunkt
10: Lageregelungsschicht
11: Düse
12: Magnetvorrichtung
13: Elektrode
14: Mittelachse der Düse
15: Projektion des Hilfsmusters
16: Hilfsmuster
17: Ziel
18: Wirksystem
19: Bodenstation
20: Erfassungsbereich des Suchkopfs
21: Matrix-Schicht
22: Abdeckschicht
23: Isolierschicht
24: Leiterschicht
25: Feststofftreibsatz
100: erster Zeitpunkt
200: zweiter Zeitpunkt
300: dritter Zeitpunkt
400: maximale elektrische Leistung
500: elektrische Speicherleistung
600: benötigte elektrische Leistung
700: vierter Zeitpunkt

Claims

Flugkörper (1), umfassend einen Grundkörper (2), ein Triebwerk (3) und einen Suchkopf (4), wobei ein Außendurchmesser des Flugkörpers (1) kleiner als 40 Millimeter ist, sodass der Flugkörper (1) aus einem Startrohr vom Kaliber 40 Millimeter startbar ist.
Flugkörper (1) nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Vielzahl von Treibladungen (5), wobei die Treibladungen (5) an einer Außenhaut (6) des Grundkörpers (2) angeordnet sind, wobei durch Zündung (7) zumindest einer der Treibladungen (5) ein Drehmoment (8) um den Schwerpunkt (9) des Flugkörpers (1) erzeugbar ist.
Flugkörper (1) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass jede Treibladung (5) einzeln zündbar ist.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Grundkörper (2) zylinderförmig ist, wobei sich die Vielzahl von Treibladungen (5) axial und/oder radial über die Außenhaut (6) des Grundkörpers (2) erstrecken.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vielzahl von Treibladungen (5) innerhalb einer Lageregelungsschicht (10) angebracht ist, wobei die Lageregelungsschicht (10) insbesondere hohlzylinderförmig ist.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Vielzahl von Treibladungen (5) Festtreibstoffe und/oder Sprengstoffe, insbesondere mit hoher Detonationsgeschwindigkeit, umfassen.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Triebwerk (3) eine Düse (11) aufweist, wobei im Betrieb des Triebwerkes (3) ein Abgasstrom durch die Düse (11) strömt und wobei Magnetvorrichtungen (12) an der Düse (11) angeordnet sind, mit denen geladene Teilchen aus dem Abgasstrom auslenkbar sind.
Flugkörper (1) nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die geladenen Teilchen durch die Magnetvorrichtungen (12) auf Elektroden (13) innerhalb der Düse (11) ablenkbar sind.
Flugkörper (1) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Elektroden (13) und die Magnetvorrichtungen (12) symmetrisch um eine Mittelachse (14) der Düse (11) angeordnet sind.
Flugkörper (1) nach einem der Ansprüche 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass zwei Magnetvorrichtungen (12) und zwei Elektroden (13) gegenüberliegend angeordnet sind.
Flugkörper (1) nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Elektroden (13) mit einer Energiespeichervorrichtung, insbesondere mit einem Kondensator, elektrisch verbunden sind.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Magnetvorrichtungen (12) Permanentmagnete sind.
Flugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Suchkopf (4) starr gegenüber dem Grundkörper (2) ausgebildet, und wobei der Suchkopf (4) eingerichtet ist, eine Projektion (15) eines Hilfsmusters (16) auf dem Relief zu erkennen und anhand des Hilfsmusters (16) eine Richtung zu einem Ziel (17) zu bestimmen.
Flugkörper (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein Öffnungswinkel (Ω) des Suchkopfs (4) mindestens 10° beträgt.
Flugkörper (1) nach einem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Hilfsmuster (16) eine Vielzahl von konzentrischen Kreisen um das Ziel (17) umfasst.