DE2935044C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft einen unbemannten, aus einem Lager- und Transportbehälter zu startenden und in einer in diesem angeordneten Führungsschiene gehalterten Flugkörper nach Art einer Drohne, mit einem Raketen­ triebwerk für die Startphase und einem Propellerantrieb für den Marschflug sowie mit beweglichen, sich erst nach dem Verlassen des Transportbehälters entfaltenden Flächen, bei dem diese so am Flugkörperrumpf gehaltert sind, daß ihre Entfaltung Bewegungskomponenten in rückwärtiger und/oder seitlicher Richtung folgt.

Unbemannte Flugkörper werden unter anderem zur Be­ kämpfung von Radargeräten gegnerischer Luftverteidi­ gungsanlagen eingesetzt. Die hierzu verwendeten soge­ nannten Kleindrohnen sind in der Lage, ein Zielgebiet anzufliegen, dort nach Radargeräten zu suchen und diese zu bekämpfen, wobei sie - falls erforderlich - vor­ übergehend auch eine Art Warteflug ausführen können.

Wichtig ist, daß der Einsatz derartiger Kleindrohnen weder einen hohen personellen noch einen hohen materi­ ellen Aufwand erfordert. Sie müssen einfach zu lagern, zu transportieren, zu warten und in Betrieb zu nehmen sein und einen möglichst geringen Platzbedarf auf­ weisen.

Für den vorstehend erläuterten Einsatzzweck ist es bereits bekannt, Zeitschrift "Aviation Week and Space Technology, Vol. 109, No. 23, 1978, S. 42/43, sowie DE-OS 29 04 749, Flugkörper der eingangs genannten Art zu verwenden. Die bekannten Flugkörper werden dabei zunächst mit Hilfe einer Startrakete aus ihrem Lager­ und Transportbehälter gestartet und anschließend mittels eines konventionellen Propellertriebwerks angetrieben. Während ihrer Lagerung im Transportbehäl­ ter sind bei diesen bekannten Flugkörpern neben den Tragflächen auch das Leitwerk und der Propeller aus Gründen der Platzersparnis gefaltet und werden, ebenso wie die Tragflächen, erst nach Verlassen des Trans­ portbehälters entfaltet.

Die Tragflächen selbst sind bei diesen bekannten Flugkörpern in der Ruhestellung entweder nach rückwärts verschwenkt und werden in der Startphase nach vorne geklappt, oder aber sie bilden einen starren, um eine Mittelachse schwenkbaren Tragflügel, der zunächst in Längsrichtung an der Flugkörperoberseite anliegt und der nach dem Start um 90° geschwenkt wird. Bei dem aus der DE-OS 29 04 749 bekannten Flugkörper ist darüber hinaus vorgesehen, daß sowohl der Propeller als auch die das Leitwerk bildenden Flächen während der Lagerung im Transportbehälter in Vorwärtsrichtung an den Rumpf des Flugkörpers angeklappt sind und ihre Entfaltung bei Verlassen des Transportbehälters in rückwärtiger Richtung erfolgt.

Weiterhin ist aus der US-PS 30 63 375 eine fernlenkbare Rakete bekannt, die von einem Trägergestell aus abge­ feuert wird und die mit einer zusätzlichen Raketenstufe für die Startphase versehen ist. Das Leitwerk dieser Raketenstufe ist schwenkbar am Raketenrumpf gehaltert und kann während des Transports aus Gründen der Platz­ ersparnis nach vorn an den Raketenrumpf angeklappt werden. Seine Entfaltung erfolgt durch eine nach rückwärts gerichtete Schwenkbewegung, die zugleich mit einer Drehbewegung um die Längsachsen der Leitwerks­ flächen verbunden ist und die durch den beim Start auftretenden Rückschlag initiiert wird. Dieser bekannte Flugkörper weist, da es sich um eine Rakete und nicht um einen Flugkörper gemäß dem Gattungsbegriff handelt, weder Tragflächen noch ein Propellertriebwerk auf, überdies ist nicht vorgesehen, die Rakete unmittelbar aus einem Lager- und Transportbehälter heraus zu starten.

Ferner ist aus der US-PS 29 61 928 ein panzerbrechendes Projektil ohne eigenen Antrieb bekannt, das mittels einer geeigneten Abschußeinrichtung abgefeuert wird und das mit Auftriebsflächen ausgestattet ist, die eben­ falls zunächst in Vorwärtsrichtung an den Rumpf des Projektils angeklappt sind und die sich beim Verlassen des Rohres der Abschußeinrichtung automatisch entfal­ ten. Da dieses bekannte Projektil über keinen eigenen Antrieb verfügt, ist es der Gattung der ballistischen Geschosse zuzurechnen und stellt keinen Flugkörper der eingangs genannten Art dar.

Schließlich ist aus der FR-PS 14 36 334 eine Rakete mit Stabilisatorflächen bekannt, die aus einem Lager- und Transportbehälter heraus gestartet wird und bei der die Stabilisatorflächen in Längsrichtung geteilt sind, wobei die äußeren Bereiche dieser Flächen jeweils schwenkbar an den inneren gehaltert sind, die ihrer­ seits fest mit dem Rumpf verbunden sind. Im Bereich der Schwenkachsen sind die feststehenden Bereiche der Stabilisatorflächen mit Führungskörpern versehen, die mit Führungsschienen zusammenwirken, die im Inneren des Transportbehälters angeordnet sind. Auch dieser be­ kannte Flugkörper verfügt weder über ein Propeller­ triebwerk für den Marschflug noch über Tragflächen, die geeignet wären, im Zusammenwirken mit einem solchen Triebwerk den erforderlichen Auftrieb sicherzustellen.

Demgegenüber liegt die kritische Phase beim Einsatz von aus einem Transportbehälter zu startenden Kleindrohnen im Übergang vom Raketenstart in den propellergetriebe­ nen Marschflug. In dieser Phase auftretende Störungen können nicht nur zum frühzeitigen Verlust des Flug­ körpers führen, sondern gefährden darüber hinaus auch das Bedienungspersonal. Solche Störungen können z. B. dadurch verursacht werden, daß sich die Tragflächen nicht bzw. nur unvollständig entfalten oder dadurch, daß der Propeller nicht ordnungsgemäß anläuft und den weiteren Vortrieb übernimmt.

Aufgabe der Erfindung ist es daher, einen Flugkörper der eingangs genannten Art so auszubilden, daß eine einfache Ausbildung für die Startphase und die Phase unmittelbar nach Verlassen des Transportbehälters ermöglicht und zugleich ein kosten- und wartungs­ günstiger Aufbau gewährleistet wird.

Die Erfindung löst diese Aufgabe, indem sie bei einem solchen Flugkörper vorsieht, daß nur die Tragflächen als derart gehalterte Flächen ausgebildet sind, daß der Durchmesser der Luftschraube des Propellerantriebs so bemessen ist, daß diese im Inneren des Transportbe­ hälters frei drehbar ist und daß der Flugkörper wenig­ stens zwei in Umfangsrichtung gegeneinander versetzt angeordnete und mit entsprechenden Führungsschienen des Transportbehälters zusammenwirkende Führungskörper aufweist, die jeweils an den Enden eines zur Flug­ körperlängsachse symmetrischen, starr mit dem Flug­ zeugrumpf verbundenen Seitenleitwerks angeordnet sind und deren rückwärtige Verlängerungen lösbar mit einer Halterung für das Raketentriebwerk verbindbar sind.

Durch die erfindungsgemäß vorgesehene Art der Trag­ flügelentfaltung wird vermieden, daß die Tragflächen­ spitzen zur Entfaltung in Flugrichtung bewegt werden können. Eine solche Bewegung in Vorwärtsrichtung müßte die durch die hohe Startbeschleunigung bedingte Massenträgheit der Tragflächen überwinden und würde sehr große Stellkräfte erfordern, was leicht zu Störungen in der Entfaltungsmechanik führen könnte.

Durch die nach der Erfindung vorgesehenen Entfaltungs­ bewegungen werden die zur Flügelentfaltung erforder­ lichen Stellkräfte auf ein Minimum reduziert, so daß die zugehörige Entfaltungsmechanik einfach und daher weniger störanfällig aufgebaut sein kann. Zwar ist es, wie bereits ausgeführt, im Zusammenhang mit Raketen bzw. Geschossen bekannt, diese Trag- oder Steuerflächen vorzusehen, die in der Abfeuereinrichtung zusammenge­ faltet am Flugkörper anliegen und die sich nach dem Verlassen der Einrichtung selbsttätig in der vorstehend angegebenen Weise entfalten. Aufgrund der völlig anderen aerodynamischen Bedingungen, die bei derartigen Flugkörpern vorliegen, unterscheiden sich diese Flächen jedoch wesentlich von den Tragflächen des erfindungs­ gemäßen Flugkörpers, die im Marschflug im Zusammen­ wirken mit einem Propellertriebwerk den erforderlichen Auftrieb sicherstellen müssen.

Dadurch, daß der Flugkörper nach der Erfindung wenig­ stens zwei, in Umfangsrichtung gegeneinander versetzt angeordnete Führungskörper aufweist, ergibt sich nicht nur eine exakte und sichere Führung des Flugkörpers im Inneren des Transportbehälters während der Startphase, sondern es ist zugleich möglich, die mit den Führungs­ körpern zusammenwirkenden Führungsschienen in relativ großem Abstand zum Flugkörper anzuordnen, ohne daß die Genauigkeit der Führung beeinträchtigt wird. Die Führungsschienen können dadurch z. B. in den Wänden des Transportbehälters oder aber auch in diagonal gegenüber­ liegenden Kanten angeordnet werden, wodurch der im Innern des Transportbehälters zur Verfügung stehende Raum erheblich vergrößert wird. Letzteres ist von besonderem Vorteil im Zusammenhang mit der weiterhin erfindungsgemäßen Maßnahme, den Durchmesser der Luftschraube des Propellerantriebs so zu bemessen, daß diese im Innern des Transportbehälters frei drehbar ist. Dieser Durchmesser wird somit ausschließlich durch die vorgegebenen Abmessungen des Transportbehälters begrenzt und kann, da der volle Querschnitt des Transportbehälters zur Verfügung steht, die für den nötigen Vortrieb erforderliche Größe aufweisen, ohne daß die Luftschraube im Transportbehälter zusammengefaltet untergebracht sein muß. Dadurch aber ist es möglich, das Propellertriebwerk bereits im Transportbehälter zu starten und es so bereits in der Startphase mit für den Vortrieb zu benutzen. Es ergibt sich auf diese Weise ein reibungsloser Übergang vom Raketenstart in den Marschfluß.

Indem gemäß der Erfindung die Führungskörper unmittelbar an den Enden eines zur Flugkörperlängsachse symmetrischen Seitenleitwerks angeordnet sind, wird der Aufbau eines derartigen Flugkörpers erheblich vereinfacht und sein Gewicht, da keine separaten Halterungen für die Führungs­ körper erforderlich sind, reduziert.

Ferner ist diese Art der Anbringung der Führungskörper insbesondere dann von Vorteil, wenn wie bereits erwähnt, der Flugkörper im Transportbehälter so angeordnet ist, daß die Enden des Seitenleitwerks und damit die Führungskörper in diagonal gegenüberliegenden Kanten des Transportbehälters geführt werden. Der Flugkörper ist in dieser Lage optimal gegenüber Drehungen um seine Längsachse gesichert, zu denen er sonst bei laufendem Propellertriebwerk aus Gründen der Drehmomenterhaltung neigen würde. Das Drehmoment des Propellertriebwerks und der Luftschraube wird so auf sehr einfache und wirkungsvolle Weise kompensiert, ohne daß zu hohe Belastungen an den Befestigungspunkten der Führungs­ schienen auftreten.

Weitere Vorteile im Hinblick auf eine Vereinfachung und Gewichtsersparnis, aber auch hinsichtlich einer stabilen Fluglage des Flugkörpers ergeben sich dadurch, daß erfindungsgemäß die Führungskörper zugleich als Aufnehmer für eine lösbare Halterung des in diesem Fall extern angeordneten Raketentriebwerks dienen. Das Raketentriebwerk kann dadurch ohne großen Aufwand nach Beendigung der Startphase abgeworfen werden, wodurch sich eine erhebliche Gewichts- und damit Treibstoff­ ersparnis ergibt. Zugleich wird durch diese Art der Halterung ein Zusammenfügen des Flugkörpers aus einzelnen Moduln möglich, wobei das Raketentriebwerk jederzeit im Transportbehälter montiert bzw. ausgetauscht werden kann.

Insgesamt eröffnen die erfindungsgemäß vorgesehenen Maßnahmen eine Vielzahl von Möglichkeiten, durch die ein derartiger Flugkörper an die während jeder einzelnen Phase seiner Mission auftretenden speziellen Anforderungen mit möglichst einfachen Mitteln optimal angepaßt werden kann. So trägt die in weiterer Ausgestaltung der Erfindung vorgesehene Ausbildung des Flugkörpers als sogenannter Kreuzflügler, bei dem die Tragflächen Bestandteil der Kreuzflügelanordnung sind, einerseits zur weiteren Vereinfachung des erfindungsgemäßen Flugkörpers bei, da hierdurch separates Höhenleitwerk überflüssig wird. Zugleich aber ergibt sich daraus auch eine erhöhte Wendigkeit des Flugkörpers und insbesondere eine verbesserte Steuerbarkeit im Endanflug.

In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung weist der Flugkörper Tragflächen auf, die jeweils etwa in der Hälfte ihrer Spannweite geteilt sind. Der innere Tragflächenteil ist dabei starr mit dem Rumpf des Flugkörpers verbunden, während der äußere Teil im Transportbehälter nach unten bzw. nach oben umklappbar ist. Neben der platzsparenden Unterbringung im Transport­ behälter hat diese Flügelkonfiguration noch den Vorteil, daß die starr am Flugkörperrumpf befestigten Tragflächen­ teile mit Hilfe von an diesen angeordneten Lenkein­ richtungen, auch bereits in der Startphase eine gewisse Ruderwirksamkeit ermöglichen.

Ferner gestattet diese Konfiguration in weiterer Ausge­ staltung der Erfindung eine besonders einfache, dabei aber im Hinblick auf die auftretenden Beanspruchungen stabile Art der Halterung für das Raketentriebwerk. Eine weitere Verbesserung der Flugeigenschaften in der Startphase läßt sich noch dadurch erzielen, daß diese Halterung die Form gekreuzter Stabilisatorflächen besitzt. Zugleich wird durch diese Anordnung die durch das Raketentriebwerk bedingte Schwerpunktwanderung kompensiert.

In einer anderen Ausführungsform sind bei dem erfindungs­ gemäßen Flugkörper die Tragflächen jeweils als Ganzes an den Flugkörperrumpf in Vorwärtsrichtung anklappbar. Ihre Entfaltungsbewegung verläuft dabei so, daß die Entfaltung allein aufgrund der auftretenden Trägheits­ kräfte, also automatisch, bewirkt wird und keine weiteren Hilfsmittel hierfür erforderlich sind.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, einen Teil der Tragflächen abwerfbar am Flugkörper zu haltern. Vor dem Zielanflug, d. h. der eigentlichen Angriffsphase, wird dabei der größere Teil der Tragflächen abgeworfen. Auf diese Weise ist nicht nur eine höhere Geschwindigkeit beim Zielanflug erreichbar, sondern es wird zugleich auch die Anfälligkeit des Flugkörpers gegenüber Windböen und damit gegenüber äußeren Störeinflüssen erheblich vermindert.

Um durch das Abwerfen eines Teils der Tragflächen Probleme bezüglich eines veränderten Neutralpunktes zu kompensieren, ist es in diesem Zusammenhang von Vorteil, den Tragflächen eine Pfeilung in Vorwärtsrichtung zu geben.

In einer anderen Ausführungsform des Flugkörpers nach der Erfindung ist vorgesehen, den Rumpf dieses Flugkörpers in zwei Hälften trennbar auszubilden. Vor Beginn des Zielanflugs kann dadurch der rückwärtige, mit dem Propellerantrieb und den Tragflächen ausgerüstete Rumpfteil z. B. durch Absprengen vom vorderen Rumpfteil getrennt werden und, falls gewünscht, in vorteilhafter Weise mit einem separaten Leitwerk sowie einem separaten, nach der Trennung startbaren Antrieb versehene Rumpfteil fliegt, mit nunmehr höherer Anflug­ geschwindigkeit und verminderter Böenempfindlichkeit, das Ziel an und wird dabei zerstört. Durch diese Maßnahme wird die Trefferwahrscheinlichkeit erhöht.

Im folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt

Fig. 1 eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugkörpers in Schrägansicht während der La­ gerung im Transportbehälter,

Fig. 2 eine zweite Ausführungsform des erfindungsge­ mäßen Flugkörpers in Schrägansicht, ebenfalls im Transportbehälter,

Fig. 3 einen Längsschnitt durch die Anordnung gemäß Fig. 2,

Fig. 4 einen Schnitt gemäß IV - IV durch die Anord­ nung nach Fig. 3,

Fig. 5 eine schematische Darstellung des Ablaufs der Entfaltungsbewegung der Tragflächen bei dem Flugkörper nach Fig. 2,

Fig. 6 eine Darstellung der Startphase des Flugkörpers nach Fig. 2,

Fig. 7 eine Abwandlung des Flugkörper nach Fig. 1,

Fig. 8, 9 eine weitere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugkörpers.

In den Figuren sind gleiche Bauteile mit den gleichen Bezugs­ zeichen versehen.

In einem Lager- und Transportbehälter 1, der eine frontseitige, durch hier nicht dargestellte Klappen zu verschließende Start­ öffnung 2 aufweist und zugleich als Abschußvorrichtung dient, ist ein unbemannter Flugkörper angeordnet.

Dieser wird in seiner Position im Transportbehälter 1 durch zwei Führungskörper 3, 4 fixiert, die an den Enden eines zur Flugkör­ perlängsachse symmetrischen Seitenleitwerks 5 angeordnet sind und in entsprechenden Führungsschienen 6, 7 des Transportbehälters 1, laufen. Die Führungsschienen 6, 7 sind dabei in zwei diagonal ge­ genüberliegenden Kanten des Transportbehälters 1 angeordnet und bestehen aus einfachen Winkelprofilen. Der Flugkörper nimmt im Transportbehälter 1 dabei eine gegenüber seiner späteren Flug­ lage um 45° um seine Längsachse gedrehte Position ein.

Die Tragflächen des Flugkörpers sind jeweils etwa in der Hälfte ihrer Spannweite in Längsrichtung geteilt, wobei die jeweils in­ neren Tragflächenteile 8, 9 starr mit dem Rumpf 10 des Flugkörpers verbunden sind. Die äußeren Tragflächenbereiche 11, 12 sind mittels nur teilweise sichtbarer, über hier nicht dargestellte Federn be­ aufschlagter Scharniere 13, 14 jeweils um eine zur Flugkörperlängs­ achse parallele Achse schwenkbar und in ihrer Endlage durch einen Verriegelungsmechanismus 15 fixierbar. In den starr angeordneten Tragflächenbereichen 8 und 9 sind die Höhenruder 16, 17 des Flug­ körpers untergebracht.

Die im Innern des Rumpfes 10 untergebrachten elektronischen Leit­ und Steuerungseinrichtungen sowie der für die Nutzlast vorgesehene Raum sind in dieser und den folgenden Figuren nicht mit dargestellt.

Zum Antrieb des Flugkörpers nach erfolgtem Start ist ein hier nicht dargestelltes Kolbentriebwerk vorgesehen, das auf eine heckseitig angeordnete Luftschraube 18 wirkt. Der Durchmesser der Luftschrau­ be 18 ist so gewählt, daß diese im Innern des Transport­ behälters 1 frei drehbar ist. Das Kolbentriebwerk wird mittels eines fest im Transportbehälter 1 installierten, nach dem Start in diesem verbleibenden elektrischen Startmotor 19 gestartet, dessen Ritzel 20 mit einem auf der Propellerachse angeordneten Zahnkranz 21 zusammenwirkt.

Zur Bereitstellung der erforderlichen Anfangsbeschleunigung in der Startphase ist ein Raketentriebwerk 22 vorgesehen. Dieses ist hinter dem Rumpf 10 des Flugkörpers, koaxial zur Luftschrau­ be 18, angeordnet und über eine sich nach dem Start selbsttätig vom Flug­ körper lösende Halterung mit diesem verbunden. Bei dem hier darge­ stellten Ausführungsbeispiel besteht die Halterung aus zwei ge­ kreuzten Stabilisatorflächen 23, 24, die jeweils in einer Ebene mit den inneren Tragflächenbereichen 8, 9 bzw. dem Seitenleit­ werk 5 verlaufen. An ihren Enden weisen die Stabilisatorflächen rohrförmige Ansätze 25, 26, 27, 28 auf, die sich an den rückwär­ tigen Verlängerungen der Führungskörper 3, 4 bzw. an entsprechen­ den Ansätzen 29, 30 der inneren Tragflächenbereiche 8, 9 abstützen. Die Ansätze 29, 30 sind dazu an ihren rückwärtigen Enden halb­ kugelförmig ausgebildet und greifen in entsprechend geformte Lager­ schalen der Ansätze 25 und 27.

Vor dem Abschuß des Flugkörpers aus dem Lager- und Transportbe­ hälter 1 wird zunächst über den elektrischen Startmotor 19, das Ritzel 20 und den Zahnkranz 21 das die Luftschraube 18 antreibende Kolbentriebwerk gestartet. Der eigentliche Start des Flugkörpers erfolgt durch Zünden des Raketentriebwerks 22, das sich über die Ansätze 25 bis 28 der Halterung an den Führungskörpern 3 und 4 sowie den Ansätzen 29 und 30 der Tragflächen am Flugkörper ab­ stütz und dadurch seinen Schub auf diesen überträgt. Der Flugkörper wird auf diese Weise in Vorwärtsrichtung aus dem Transportbe­ hälter 1 beschleunigt, wobei er durch die in den Führungs­ schienen 6, 7 gleitenden Führungskörper 3, 4 seitlich geführt wird.

Unmittelbar nach dem Verlassen das Transportbehälters 1 be­ ginnt der Entfaltungsvorgang der Tragflächen. Dieser wird da­ durch eingeleitet, daß die vorher an den Wänden des Transport­ behälters 1 anliegenden äußeren Tragflächenbereiche 11, 12 unter dem Druck der federbelasteten Scharniere 13, 14 jeweils um eine parallel zur Längsachse des Flugkörpers verlaufende Achse nach oben/bzw. unten verschwenkt werden. Bei Erreichen ihrer End­ stellung, in der die Tragflächen zusammen mit dem Seitenleit­ werk 5 eine Kreuzflügelanordnung bilden, rastet der Verriege­ lungsmechanismus 15 ein und fixiert die Tragflächenbereiche 8, 9 in dieser Position. Bereits vor Erreichen dieser Lage können, falls erforderlich, über die an den inneren, starr mit dem Rumpf 10 verbundenen Tragflächenbereichen 8, 9 angeordneten Höhenruder 16, 17 erste Korrekturen der Fluglage durchgeführt werden.

Nach dem Ausbrennen des Raketentriebwerks 22, d. h. wenn dessen Schub geringer als der Vortrieb des Propellerantriebs wird, löst sich die Halterung des Raketentriebwerks selbsttätig vom Flugkör­ per und fällt zu Boden. Der weitere Vortrieb erfolgt nunmehr über die von Anfang an mitlaufende Luftschraube 18.

Die in den Fig. 2 bis 4 dargestellte alternative Ausführungs­ form des erfindungsgemäßen Flugkörpers ist in einem Lager- und Transportbehälter 31 untergebracht, der im wesentlichen demjeni­ gen der Fig. 1 entspricht, insbesondere hinsichtlich seiner äu­ ßeren Abmessungen. Die Tragflächen 32, 33 dieses Flugkörpers, die bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel ein sogenanntes S-Schlag-Profil aufweisen, sind jeweils als ganzes um schräg zu den drei Hauptachsenrichtungen des Flugkörpers verlaufende Achsen schwenkbar. Die Schwenkachsen werden dabei durch die Bolzen 34 bzw. 35 realisiert, die in der Unterseite des Rumpfes 36 des Flugkörpers drehbar gelagert gelagert sind und unter einem Winkel von etwa 45° schräg nach vorn und nach unten ragen. Diese Bolzen 34, 35 sind starr mit der jeweiligen Tragfläche 32, 33 verbunden bzw. fest in diese eingelassen.

Die Führungskörper sind bei dem hier dargestellten Ausführungsbeispiel in die Enden des Seitenleitwerks 37 in Form von länglichen Verstärkungselementen integriert. Über die am Heck des Flugkörpers angeordnete Luftschraube 38 greift eine flächig ausgebildete, gabelförmige Halterung 39 für das Raketentriebwerk 40. Diese Halterung 39, die die rückwärtige Verlängerung des Seitenleitwerks 37 bildet, stützt sich an der Hinterkante des Seitenleitwerks 37 bzw. der Führungskörper ab und ist über zwei Scherbolzen 41, 42 mit diesem verbunden.

Die Starteinrichtung für das Kolbentriebwerk, bestehend aus fest in den Transportbehälter eingebautem elektrischem Startmotor 43, Ritzel 44 sowie Zahnkranz 45, entspricht im wesentlichen der Anordnung nach Fig. 1; abweichend davon ist in diesem Fall jedoch zusätzlich ein fest an der Halterung 39 für das Raketentriebwerk 40 angeordnetes Startergetriebe 46 vorgesehen.

Der Transportbehälter 31, in dem der vorstehend beschriebene Flugkörper gelagert und transportiert und aus dem heraus er gestartet wird, weist an zwei diagonal gegenüberliegenden Kanten Führungsschienen 47, 48 auf, deren Profil der Form der Enden des Seitenleitwerks 37 angepaßt ist.

Im vorderen Teil des Transportbehälters 31 sind an der unteren Führungsschiene 48 zusätzlich Führungskulissen 49, 50 vorgese­ hen, an denen entlang die Vorderkanten der Tragflächen 32, 33 beim Verlassen des Transportbehälters 31 gleiten.

Der Transportbehälter 31 wird an seinem vorderen Ende durch die Klappen 51, 52 und an seinem rückwärtigen Ende durch die Klappe 53 verschlossen. Die letztgenannte Klappe 53 erlaubt es, während der Lagerung im Transportbehälter den Flugkörper zu Wartungsar­ beiten so weit nach rückwärts zu verlagern, daß sowohl das Trieb­ werk als auch der für die Nutzlast vorgesehene Raum von außen zugänglich werden.

Die Startphase dieses Flugkörpers ist in den Fig. 5 und 6 dar­ gestellt. Fig. 6 zeigt dabei zugleich, daß der äußerst geringe Platzbedarf des erfindungsgemäßen Flugkörpers es erlaubt, eine größere Anzahl derartiger Flugkörper - im dargestellten Fall 24 Flugkörper - zu einer Batterie 54 zusammenzufassen und auf einem Transportfahrzeug 55 zum vorgesehenen Abschußort zu transportieren. Der Start der einzelnen Flugkörper erfolgt dann sukzessive in vor­ gegebener Reihenfolge.

Der erste Teil der Startphase verläuft analog wie bei dem Flug­ körper nach Fig. 1, d. h. es wird zunächst das Kolbentriebwerk ge­ startet und dann, bei bereits mitdrehender Luftschraube 38, das Raketentriebwerk 40. Dabei werden zugleich die zwischen Flug­ körper und Transportbehälter bestehenden Systemanschlüsse für Flug­ führung, Energie und Elektronik getrennt.

Während der Flugkörper, angetrieben zunächst durch Luftschraube und Raketentriebwerk, in den Führungsschienen 47, 48 des Trans­ portbehälters gleitet, leiten die Führungskulissen 49 und 50 be­ reits die Entfaltungsbewegung der Tragflächen 32, 33 ein. Un­ mittelbar nach Verlassen des Transportbehälters 31 bewirkt die Massenträgheit der Tragflächen ihre vollständige Entfaltung. Die Tragflächen 32, 33 schwenken um die durch die Bolzen 34 bzw. 35 verlaufende jeweilige Schwenkachse nach rückwärts in ihre Endstellung. Die Flügelenden wandern dabei jeweils auf einem angenäherten Viertelkreis aus der Vorwärtsrichtung in ihre seit­ liche Position, wobei die Tragflächen durch gleichzeitige Drehung um ihre Längsachse aus der vorher geneigten Stellung in die hori­ zontale Lage übergehen.

Bei nachlassendem Schub des Raketentriebwerks 40 tritt an den Scherbolzen 41, 42 eine verstärkte Zugbelastung auf. Diese führt schließlich, in hinreichendem Abstand von der Startvorrichtung, zum Lösen der Halterung 39 und damit zum Abwerfen des Raketen­ triebwerks 40. Der Flugkörper wird nunmehr bis zum Erreichen sei­ nes Ziels ausschließlich über die Luftschraube 18 angetrieben.

Bei dem in Fig. 7 dargestellten Flugkörper ist vorgesehen, daß Teilbereiche 60, 61 der Tragflächen 62, 63 lösbar mit dem Flug­ körperrumpf 64 verbunden sind. Diese Teilbereiche 60, 61, die den flächenmäßig größeren Bereich der Tragflächen 62, 63 umfassen, werden vor Beginn des eigentlichen Zielanflugs abgeworfen, so daß nur noch die Tragflächenbereiche 65 und 66 am Flugkörper­ rumpf 64 verbleiben und die Manövrierbarkeit des Flugkörpers sicher­ stellen. Zur Vermeidung von Schwierigkeiten, die aus der Verlage­ rung des Flugkörperneutralpunktes beim Abwerfen der Tragflächen­ teile 60, 61 resultieren könnten, sind sowohl die Tragflächen 62, 63 als auch die nach dem Abwerfen am Flugkörper verbleibenden Trag­ flächenbereiche 65, 66 mit einer Pfeilung in Vorwärtsrichtung ver­ sehen.

Bei der in Fig. 8 dargestellten weiteren Ausführungsform des er­ findungsgemäßen Flugkörpers verlaufen Transport, Abschuß und Übergang in den Marschflug analog zu den Flugkörpern nach den Fig. 1 bis 7.

Abweichend von diesen ist der Flugkörper nach Fig. 8 mit ei­ nem in etwa in der Flugkörpermitte trennbaren Rumpf versehen. Dabei sind die Tragflächen 72, 73, die entweder wie die Trag­ flächen 8, 9, 11, 12 des Flugkörpers nach Fig. 1 oder aber wie die Tragflächen 31, 32 des Flugkörpers nach Fig. 2 ausgebildet sein können, mit dem rückwärtigen Rumpfteil 70 verbunden. Dieser trägt außerdem das Propellertriebwerk mit der Luftschraube 74. Der vordere Rumpfteil 71 weist ein separates Leitwerk 75 auf, das als Kreuzflügelanordnung ausgebildet ist. Ferner ist dieser Rumpfteil mit einem an der Trennstelle angeordneten Raketen­ triebwerk 76 versehen.

Das Abtrennen des rückwärtigen Rumpfteils 70, erfolgt, kurz vor Beginn des Zielanflugs, durch ferngesteuertes Absprengen und es ergibt sich die in Fig. 9 dargestellte Konstellation. Das Rake­ tentriebwerk 76 des vorderen Rumpfteils 71 wird gezündet und dieser Teil steuert, mit der Nutzlast und der Zielsuchelektronik versehen, das Ziel an. Der rückwärtige Teil 70 hat seine Funk­ tion als Träger erfüllt und stürzt entweder im Feindgebiet ab oder aber kann durch Fernsteuerung zum Ausgangsort zurückgeholt und erneut verwendet werden.

Claims (14)

1. Unbemannter, aus einem Lager- und Transportbehälter zu startender und in einer in diesem angeordneten Führungsschiene gehalterter Flugkörper nach Art einer Drohne, mit einem Raketentriebwerk für die Startphase und einem Propellerantrieb für den Marschflug sowie mit beweglichen, sich erst nach dem Verlassen des Transportbehälters entfaltenden Flächen, bei dem diese so am Flugkörperrumpf gehaltert sind, daß ihre Entfaltung Bewegungskompo­ nenten in rückwärtiger und/oder seitlicher Richtung folgt, dadurch gekennzeichnet, daß nur die Trag­ flächen als derart gehalterte Flächen (8, 9, 11, 12, 32, 33) ausgebildet sind, daß der Durchmesser der Luftschraube (18, 38) des Propellerantriebs so bemessen ist, daß diese im Innern des Transportbe­ hälters (1, 31) frei drehbar ist und daß der Flug­ körper wenigstens zwei in Umfangsrichtung gegenein­ ander versetzt angeordnete und mit entsprechenden Führungsschienen (6, 7, 47, 48) des Transportbehälters zusammenwirkende Führungskörper (3, 4) aufweist, die jeweils an den Enden eines zur Flugkörperachse symmetrischen, starr mit dem Flugkörperrumpf verbundenen Seitenleitwerks (5) angeordnet sind und deren rückwärtige Verlängerungen lösbar mit einer Halterung für das Raketentriebwerk (22, 40) verbindbar sind.

2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungskörper (3, 4) in das Seitenleitwerk (37) integriert sind.

3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Führungskörper (3, 4) bei Anordnung des Flugkörpers in einem Transportbehälter (1) mit rechteckigem Querschnitt in diagonal gegenüberliegende Kanten des Transportbehälters (1) geführt werden.

4. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflächen (8, 9, 11, 12, 32, 33) derart am Flugkörperrumpf (10) angeordnet sind, daß sie zusammen mit dem Seitenleitwerk (5, 37) eine Kreuzflügelanordnung bilden.

5. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflächen (8, 9, 11, 12) jeweils etwa in der Hälfte ihrer Spannweite in Längsrichtung geteilt sind und die jeweils äußeren Tragflächenbereiche (11, 12) an den Trennstellen um parallel zur Flugkörperlängsachse verlaufende Achsen schwenkbar und an den Rumpf (10) des Flugkörpers anklappbar sind.

6. Flugkörper nach den Ansprüchen 4 und 5, dadurch gekennzeichnet, daß die inneren, starr mit dem Flugkörperrumpf (10) verbundenen Tragflächenteile (8, 9) rückwärtige Ansätze (29, 30) aufweisen, die ebenfalls mit der Halterung des Raketentriebwerks (22) lösbar zusammenwirken.

7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Halterung des Raktentriebwerks (22) die Form gekreuzter Stabilisatorflächen (23, 24) aufweist, wobei sich die Stabilisatorflächen in rückwärtiger Verlängerung der Tragflächen (8, 9, 11, 12) bzw. des Seitenleitwerks (5) erstrecken.

8. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Tragflächen (32, 33) jeweils um eine in Vorwärtsrichtung unter einem Winkel zu den drei Hauptachsenrichtungen des Flugkörpers verlaufende Achse derart schwenkbar gelagert sind, daß sie mit nach vorn weisenden, angenähert vertikal stehenden Flügelenden in Vorwärtsrichtung an den Rumpf (36) des Flugkörpers anklappbar sind.

9. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß Teilbereiche (60, 61) der Tragflächen (62, 63) lösbar mit dem Flugkörperrumpf (64) verbunden und vor Beginn des Zielanflugs abwerfbar sind.

10. Flugkörper nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl die Tragflächen (62, 63) als auch die nach dem Abwerfen der Teilbereiche (60, 61) der Tragflächen am Flugkörper verbleibenden Tragflächenbereiche (65, 66) eine Pfeilung in Vorwärtsrichtung aufweisen.

11. Flugkörper nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Luftschraube (18, 38) am rückwärtigen Ende des Flugkörpers vor dem Raketen­ triebwerk (22, 40) angeordnet ist.

12. Flugkörper nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Rumpf des Flugkörpers in einen vorderen und einen rückwärtigen Rumpfteil (70, 71) trennbar ist, wobei die Tragflächen (72, 73) mit dem rückwärtigen Rumpfteil (70) verbunden sind.

13. Flugkörper nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere Rumpfteil (71) ein separates Leitwerk (75) aufweist.

14. Flugkörper nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß der vordere Rumpfteil (71) mit einem nach der Trennung der beiden Rumpfteile (70, 71) startbaren Raketentriebwerk (76) versehen ist.