DE10236987A1

DE10236987A1 - Aircraft launched rocket munition has rings behind warhead with reaction drives to correct flight alignment

Info

Publication number: DE10236987A1
Application number: DE2002136987
Authority: DE
Inventors: Thomas Dr. Kuhn; Bernhard Trosky; Clemens Wolfschmitt
Original assignee: Diehl Munitionssysteme GmbH and Co KG
Current assignee: Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Priority date: 2002-08-13
Filing date: 2002-08-13
Publication date: 2004-03-04

Abstract

The aircraft launched rocket munition (11) has a booster (13) and a ring (16) for flight direction correction. The ring has a miniaturized reaction drive (17) extending radially of the longitudinal axis of the munition, behind the ogival section of the rocket head. There can be multiple rings with reaction drives. The reaction drives can have different power outputs.

Description

Die Erfindung betrifft gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1 eine Rakete, wie sie von einer beweglichen und insbesondere fliegenden Plattform aus und deshalb, mit einem Boost-Triebwerk ausgestattet, aus einem vergleichsweisen kurzen Startrohr unter Drall zur Kompensation von Abgangsstörungen gestartet wird.According to the preamble of the invention Claim 1 a rocket, as of a movable and in particular flying platform and therefore, with a boost engine equipped, from a comparatively short starting tube under Swirl to compensate for outgoing faults is started.

Fertigungsbedingt ist das für die Verbringung in eine ballistische Bahn vorgesehwene Boost-Triebwerk regelmäßig nicht exakt konzentrisch zur Längsachse und somit zum Geschwindigkeitsvektor der Rakete wirksam. Das führt beim kurzen Startrohr zu erheblichen Abgangsfehlern und somit möglicherweise dazu, daß die Rakete ihre Sollflugbahn gar nicht erreicht. Hinzu kommen Abgangswinkelstörungen aufgrund von Quereinflüssen der Erdanziehung und momentaner Luftströmungen beim Verlassen des Startrohrs, die dem Kehrwert der Abgangsgeschwindigkeit proportional sind und sich nur bei der längsstabilisierenden Wirkung eines längeren Startrohres weniger auswirken würden. Gerade die mit einem Boost-Triebwerk nur erreichbare, relativ geringe Startgeschwindigkeit macht die aus einem kurzen Startrohr verbrachte Rakete besonders anfällig gegen die ungewollten Quereinflüsse. Bewegliche und insbesondere fliegende Plattformen für den Start der Rakete, wie im Falle eines Flugzeuges oder eines Hubschraubers, verbieten jedoch aufgrund deren Einsatzgegebenheiten die Ausstattung mit einem längeren Startrohr.This is due to the manufacturing process for the shipment in a Boost engine provided for a ballistic trajectory regularly does not exactly concentric to the longitudinal axis and thus effective for the velocity vector of the rocket. That leads to short start pipe to considerable outgoing errors and thus possibly that the Missile did not reach its target trajectory at all. In addition, there are exit angle disturbances due to of cross influences gravity and current air currents when leaving the start pipe, which are proportional to the reciprocal of the exit speed and only with the longitudinal stabilizing Effect of a longer Starting tube would impact less. Especially the relatively low starting speed that can only be achieved with a Boost engine makes the rocket, which was taken from a short launch tube, special susceptible against unwanted cross influences. Movable and especially flying platforms for the start the missile, like in the case of an airplane or a helicopter, but prohibit the equipment due to their application with a longer one Launch tube.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt vorliegender Erfindung die technische Problemstellung zugrunde, trotz der einsatzbedingt gegebenen Beschränkungen hinsichtlich der Stabilisierungsmöglichkeiten einer rollend startenden Rakete über ein verlängertes Startrohr doch sicherzustellen, daß die gattungsgemäße Rakete nach dem Start ihre Missionsbahn zuverlässig erreicht.Realizing these facts the present invention is based on the technical problem, despite the restrictions in terms of stabilization options that are inherent in operations a rolling rocket launching over an extended one Launch tube to ensure that the generic missile reliably reached her mission path after the start.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die Kombination der im Hauptanspruch angegebenen wesentlichen Merkmale gelöst. Danach ist die Rakete, vorzugsweise im Übergangsbereich von der Ogive zur Mantelfläche und damit in möglichst großem Abstand von ihrem Schwerpunkt, mit Stellelementen in Form von wenigstens einem Kranz von in Umfangsrichtung über die Mantelfläche verteilten, elektrisch initiierbaren Mikro-Reaktionstriebwerken auf pyrotechnischer Basis ausgestattet. An Bord der Rakete wird sensorisch erfaßt, welche Richtungsablage von der Sollrichtung sich beim Verlassen des Startrohres aufgrund der beschriebenen Störeinflüsse momentan eingestellt hat, woraufhin je nach der momentan gegebenen Roll-Lage im Raum unverzüglich wenigstens eines der Triebwerke gezündet wird, um eine Reaktionskraft hervorzurufen, welche dieser Ablenkung gerade entgegenwirkt. Das stellt eine einfache, robuste und relativ preiswerte diskrete Lagesteuerung mittels einer richtungsmäßig vorgegeben Pulsdichtemodulation bei allerdings konstruktiv begrenztem Stellvorrat dar.This object is achieved by the Combination of the essential features specified in the main claim solved. After that, the missile is preferably in the transition area from the ogive to the lateral surface and therefore in as much as possible great Distance from their center of gravity, with control elements in the form of at least a ring of electrically distributed in the circumferential direction over the lateral surface Micro-reaction engines that can be initiated on a pyrotechnic basis fitted. On board the rocket is sensed which Directional storage of the target direction when leaving the start tube due to the described interference has set, whereupon depending on the current roll position in the room immediately at least one of the engines is fired to produce a reaction force cause which counteracts this distraction. The provides a simple, robust and relatively inexpensive discrete position control by means of a directionally predetermined pulse density modulation with a structurally limited amount of space.

Vorzugsweise sind dazu mehrere Ringe mit solchen Reaktionstriebwerken axial gestaffelt an der Rakete vorgesehen, die mit Triebwerken unterschiedlicher Impulsleistung ausgestattet sein können, um durch Kaskadierung möglichst weniger Triebwerke eine möglichst feine Lagekompensation zu erzielen. Die dafür erforderlichen Sensorinformationen als Störgrößen im System eines groben zeitdiskreten Reglers können aus einer gegebenenfalls ohnehin an Bord der Rakete vorhandenen Navigationseinrichtung abgeleitet werden, insbesondere dann aus ihren Kreiseleinrichtungen, ggf. unter Zuhilfenahme zusätzlich zu gewinnender Beschleunigungsinformationen. Je nach dem zu realisierenden Regelungskonzept wird eventuell noch ein Pendelsensor zur Bestimmung der Anfangsneigung und ein Satz zueinander orthogonaler Magnetsensoren zur Bestimmung der aktuellen Roll-Lage an Bord der Rakete erforderlich. Insbesondere ist es apparativ vorteilhaft, die Rollbewegung der rotierenden Rakete mittels eines orthogonalen Systems zweier Magnetfeldsensoren zu erfassen und über eine Kalmanfilterung daraus die Nick- bzw. Gierbewegung abzuleiten.For this purpose, there are preferably several rings with such reaction engines axially staggered on the rocket provided with engines of different pulse power can be equipped in order to cascade as much as possible fewer engines one if possible to achieve fine position compensation. The sensor information required for this as disturbances in the system of a coarse time discrete controller can, if necessary any existing navigation device derived on board the rocket are, in particular then from their gyros, if necessary under Additional help acceleration information to be obtained. Depending on the control concept to be implemented may become a pendulum sensor to determine the initial slope and a set of mutually orthogonal magnetic sensors for determination the current roll position required on board the missile. In particular it is advantageous in terms of apparatus to use rolling motion of the rotating rocket of an orthogonal system of two magnetic field sensors and over a Kalman filter to derive the pitch or yaw movement.

Bezüglich weiterer Vorteile sowie Alternativen und Weiterbildungen zur vorliegenden Erfindung wird außer auf die weiteren Ansprüche auch auf nachstehende Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche nicht ganz maßstabsgerecht und stark abstrahiert skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels zur erfindungsgemäßen Lösung verwiesen. Die einzige Figur der Zeichnung zeigt in unterbrochener und teilweise aufgebrochener Ansicht eine Rakete mit Boost-Triebwerk und quer zu ihrer Längsachse orientierten miniaturisierten Reaktionstriebwerken.Regarding other advantages as well Alternatives and developments to the present invention except on the further claims also on the description below one in the drawing below restriction not quite to scale and highly abstracted to the essentials outlined preferred implementation example for the solution according to the invention. The only figure in the drawing shows in broken and partially broken view of a rocket with a boost engine and across to their longitudinal axis oriented miniaturized reaction engines.

Die in der Zeichnung skizzierte Rakete 11 ist konzentrisch in ihrem Heck 12 mit einem Boost-Triebwerk 13 zur Beschleunigung der Rakete 11 beim Abgang aus einem Startrohr heraus ausgestattet. Dieses Triebwerk 13 liefert einige Sekunden lang die Beschleunigungsenergie zum Übergang in eine ballistische Flugbahn hinein. Dabei rotiert die Rakete 11 mit relativ geringer Roll-Rate, um konstruktionsbedingte Abgangsstörungen beim Verlassen des Startrohres möglichst zu kompensieren. Aufgrund von Fertigungstoleranzen stimmt die Wirkrichtung des Boost-Triebwerks 13 allerdings gewöhnlich nicht genau mit der Raketen-Längsachse 14 und deshalb mit dem Geschwindigkeitvektor der Rakete 11 überein. Daraus resultiert ein Nick- oder eine Gier-Drehmoment, das um den Schwerpunkt der Rakete 11 wirkt und sie aus der vorgegebenen Abgangsbahn bringen kann, so daß sie unter Umständen ihre Mission gar nicht mehr erfüllbar ist, weil das Ende der schließlich tatsächlich geflogenen ballistischen Bahn dann zu weit abliegt vom eigentlich avisierten Zielgebiet. Dieser Effekt wird noch dadurch verstärkt, daß ein Boost-Triebwerk (im Gegensatz etwa zur Treibladung beim Verschuß von Munition aus einem vergleichsweise langen Rohr) eine relativ geringe Abgangsgeschwindigkeit hervorruft, so daß die Bewegung der Rakete durch die aktuelle Queranströmung und infolge der Erdanziehung desto stärker beeinflußt wird.The rocket sketched in the drawing 11 is concentric in its stern 12 with a boost engine 13 to accelerate the missile 11 equipped with a starting pipe at the outlet. This engine 13 provides the acceleration energy for a few seconds to transition into a ballistic trajectory. The rocket rotates 11 with a relatively low roll rate in order to compensate for construction-related disruptions when leaving the starting tube as much as possible. Due to manufacturing tolerances, the direction of action of the boost engine is correct 13 but usually not exactly with the rocket's long axis 14 and therefore with the rocket’s velocity vector 11 match. This results in a pitch or yaw torque that is around the center of gravity of the Ra kete 11 acts and can bring it out of the specified departure path, so that it may not be possible to fulfill its mission at all, because the end of the ballistic path that was actually flown then lies too far from the target area actually intended. This effect is exacerbated by the fact that a boost engine (in contrast to the propellant charge when firing ammunition from a comparatively long pipe) causes a relatively low exit speed, so that the movement of the rocket due to the current cross-flow and due to gravity is all the greater being affected.

Um diesen Fehlereinflüssen sogleich nach dem Rohrverlassen entgegenzuwirken, wird der Rakete 11 in passender aktueller Roll-Lage ein Drehmoment um seinen Schwerpunkt eingeprägt. Dafür ist die Rakete 11 im hinteren Bereich ihrer Ogive 15 mit wenigstens einem Ringelement 16 ausgestattet, das über den Umfang vorzugsweise gleichförmig verteilt diskrete miniaturisierte Reaktionstriebwerke 17 mit bezüglich der Achse 14 radialer Wirkung enthält. Jedes dieser Reaktionstriebwerke 17 besteht aus einer mit elektrisch zündbarem pyrotechnischem Material gefüllten Kavität 18, die über einen radial verlaufenden Kanal 19 an eine radial orientierte Ausblasöffnung 20 in der Außenmantelfläche 21 der Rakete 11 angeschlossen ist.In order to counteract these influences immediately after leaving the pipe, the rocket 11 a torque is stamped around its center of gravity in the appropriate current roll position. That's what the missile is for 11 in the back of their ogive 15 with at least one ring element 16 equipped, the discrete miniaturized reaction engines distributed uniformly over the circumference 17 with respect to the axis 14 contains radial effect. Each of these reaction engines 17 consists of a cavity filled with electrically ignitable pyrotechnic material 18 that have a radial channel 19 to a radially oriented discharge opening 20 in the outer surface 21 the rocket 11 connected.

Im zylindrischen Innenraum 22 des Ringelementes 16 sind außer der Stromversorgung und einer Zündschaltung für die Squibs die Sensoren für die Ermittlung der momentanen Orientierung der Rakete 11 im Raum angeordnet. Bei diesen Sensoren kann es sich einerseits um ein gegebenenfalls zur Steuerung der Rakete 11 vorhandenes Inertialsystem, jedenfalls aber auch um zusätzliche Sensoren wie insbesondere Erdmagnetfeldsensoren oder Schwerkraftsensoren zur Ermittlung der momentanen Roll-Lage und räumlichen Neigung der Rakete 11 handeln. Denn abhängig davon werden nur diejenigen Mikro-Reaktionstriebwerke 17 – einzeln oder in Gruppen – gezündet, die einen passenden Drehimpuls der momentanen Richtungsabweichung entgegen auf die Rakete 11 ausüben.In the cylindrical interior 22 of the ring element 16 In addition to the power supply and an ignition circuit for the squibs, the sensors for determining the current orientation of the rocket are 11 arranged in the room. These sensors can, on the one hand, possibly be used to control the missile 11 Existing inertial system, but in any case also additional sensors such as, in particular, earth magnetic field sensors or gravity sensors for determining the current roll position and spatial tilt of the rocket 11 act. Because only those micro-reaction engines become dependent on it 17 - detonated individually or in groups, which a suitable angular momentum of the momentary directional deviation against the rocket 11 exercise.

Um diesen Drehimpuls fein gestaffelt portionieren zu können, sind zweckmäßigerweise mehrere Ringelemente 16 mit Reaktionstriebwerken 17 axial gestaffelt in der Ogive 15 einer Rakete 11 vorgesehen und mit Reaktionstriebwerken 17 unterschiedlicher Leistung bestückt. So können für ein bestimmtes Korrekturerfordernis die angenähert in gleicher Radialrichtung weisenden Reaktionstriebwerke 17 unterschiedlicher Ringelemente 16 und somit unterschiedlicher Leistung wahlweise aktiviert werden, um in der gerade erreichten Roll-Lage einen möglichst passenden Drehimpuls gegen die momentane Richtungsablage aus der Sollrichtung in Verlängerung das Startrohres hervorzurufen. Diese Zündsteuerung wird allerdings deaktiviert, wenn die Rollrate der Rakete sich auf eine derart niedrige Frequenz reduziert hat, daß ohnehin nicht mehr hinreichend schnell und definiert auf eine etwaige Richtungsablage reagiert werden könnte; bzw. wenn nur noch eine zu kleine Anzahl unverbrauchter Miniaturtriebwerke 17 verfügbar geblieben ist. Denn es ist zu berücksichtigen, daß die Impulswirkung eines gezündeten Reaktionstriebwerkes 17 gegenüber dem Zündbefehl nach Maßgabe der pyrotechnischen Reaktionsgeschwindigkeit verzögert abläuft und eine über der Reaktionszeit ansteigende und wieder abfallende Querkraft auf die Raketenlängs achse 14 hervorruft. Bei zu niedriger Rollgeschwindigkeit der Rakete 11 im Freiflug würde deshalb die Gefahr heraufbeschworen werden, beim Übergang aus der Boost-Phase in die Freiflugphase durch fehlerhaft sich auswirkende Korrektureingriffe die Fehlausrichtung der Rakete 11 womöglich noch zu vergrößern.In order to be able to portion this angular momentum in finely staggered fashion, several ring elements are expedient 16 with reaction engines 17 axially staggered in the ogive 15 a rocket 11 provided and with reaction engines 17 different performance. Thus, for a specific correction requirement, the reaction engines pointing approximately in the same radial direction can be used 17 different ring elements 16 and thus different powers can be activated optionally in order to produce the most suitable angular momentum against the current directional shift from the desired direction in the extension of the starting tube in the roll position just reached. However, this ignition control is deactivated when the roll rate of the rocket has been reduced to such a low frequency that it would no longer be possible to respond sufficiently quickly and in a defined manner to any directional shift; or if there are only too few unused miniature engines 17 has remained available. Because it has to be taken into account that the impulse effect of an ignited reaction engine 17 runs with a delay compared to the ignition command in accordance with the pyrotechnic reaction speed and a shear force rising and falling over the reaction time on the missile longitudinal axis 14 causes. If the rocket's roll speed is too low 11 in free flight, therefore, the danger would be conjured up, in the transition from the boost phase to the free flight phase, due to incorrectly acting correction interventions, the misalignment of the missile 11 possibly to enlarge.

Eine von einer beweglichen Plattform wie insbesondere von einem Hubschrauber aus mittels eines Boost-Triebwerks 13 in eine ballistische Bahn zu startende Rakete 11 muß also aufgrund der Verbringungsbedingungen aus einem derart kurzen Abgangsrohr abgeliefert werden, daß das Rohr Abgangsfehler nicht verhindern kann, die insbesondere aufgrund einer nicht ideal koaxialen Orientierung des Boost-Triebwerks 13 mit der Raketen-Längsachse 14 und infolge von Querkrafteinflüssen auf die vergleichsweise langsam startende Rakete 11 hervorgerufen werden. Erfindungsgemäß ergibt sich nun sozusagen eine virtuelle Verlängerung des Abgangsrohres und dadurch eine Verringerung der Auswirkung solcher Fehlereinflüsse, indem an Bord der Rakete in der Boost-Phase festgestellte Abweichungen ihres räumlichen Bewegungsvektors von der vorgegebenen Abgangsflugbahn in die ballistische Bahn hinein durch gegensinnig um den Schwerpunkt der Rakete 11 eingeprägte Nick- bzw. Gier-Drehmomente gerade kompensiert werden. Dafür ist im rückwärtigen Bereich der Raketen-Ogive 15 wenigstens ein Ringelement 16 mit ringsum radial orientierten Reaktionstriebwerken 17 sehr kleiner Bauart und elektrisch zündbarer pyrotechnischer Wirkung vorgesehen. Je nach der momentanen Abweichung des Geschwindigkeitsvektors der Rakete 11 von der Sollflugbahn und nach der momentanen Roll-Lage der Rakete 11 wird wenigstens eines der Reaktionstriebwerke 17 gezündet, um einen derartigen Impuls quer zur Längsachse 14 der Rakete 11 hervorzurufen, daß die momentane Ausrichtung im Raum auf eine Ausrichtung entsprechend der vorgegebenen Sollflugbahn korrigiert wird.One from a moving platform such as, in particular, from a helicopter by means of a boost engine 13 rocket to be launched into a ballistic orbit 11 must therefore be delivered due to the transport conditions from such a short outlet pipe that the pipe can not prevent outgoing errors, in particular due to a non-ideal coaxial orientation of the boost engine 13 with the missile's long axis 14 and as a result of shear forces on the comparatively slow rocket 11 are caused. According to the invention, there is now, so to speak, a virtual extension of the outgoing pipe, and thereby a reduction in the effect of such error influences, in that deviations in its spatial motion vector from the specified outgoing trajectory into the ballistic trajectory found in the boost phase on board the missile in the opposite direction around the center of gravity of the missile 11 impressed pitch or yaw torques are just compensated. For this is in the rear area of the missile ogive 15 at least one ring element 16 with radially oriented reaction engines all around 17 very small design and electrically ignitable pyrotechnic effect provided. Depending on the current deviation of the rocket's speed vector 11 from the target trajectory and the current roll position of the rocket 11 becomes at least one of the reaction engines 17 fired to such a pulse transversely to the longitudinal axis 14 the rocket 11 cause that the current orientation in the room is corrected to an orientation according to the predetermined target trajectory.

Claims

Rocket to be launched from a moving, in particular flying platform from a discharge pipe with a rolling motion ( 11 ) with boost engine ( 13 ), characterized in that it is used to correct an outgoing misalignment with at least one ring element ( 16 ) with miniaturized radially with respect to the longitudinal axis of the rocket ( 14 ) acting reaction engines ( 17 ) in the rear area of the missile ogive ( 15 ) Is provided.

Rocket according to claim 1, characterized in that a plurality of ring elements ( 16 ) with reaction engines ( 17 ) different power ratings are arranged axially in front of each other.

Rocket according to claim 1 or 2, characterized in that in the wall of the ring element ( 16 ) a cavity ( 18 ) is provided for receiving an electrically ignitable pyrotechnic element, which extends over a channel ( 19 ) to a radial with respect to the longitudinal axis ( 14 ) oriented discharge opening ( 20 ) in the outer surface ( 21 ) of the ring element ( 16 ) opens.

Rocket according to one of the preceding claims, characterized in that, in addition to possibly on board the rocket ( 11 ) existing navigation devices, position sensors such as geomagnetic or gravitational field sensors to determine the current orientation of the rocket ( 11 ) in the room as well as the ignition circuits for the reaction engines ( 17 ) at the inside ( 22 ) the ring elements ( 16 ) are provided.

Rocket according to one of the preceding claims, characterized in that suppression of the activation of reaction engines ( 17 ) if the rocket's roll rate falls below a specified value ( 11 ) is provided.