DE3924352C1 - Flugkörper zur Bekämpfung von Bodenzielen - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugkörper zur Bekämp­ fung von Bodenzielen nach dem Oberbegriff des Anspruches 1.

Aus der DE 34 38 305 A1, von der die Erfindung ausgeht, ist ein unbemanntes Fluggerät für die Bekämpfung von Bodenzielen, d. h. insbesondere von gepanzerten Verbänden, bekannt, das insbesondere als sogenannte Kampfdrohne ausgebildet ist. Mit diesem unbemannten Fluggerät ist es möglich, Ziele, die im Detektionskorridor des unbemannten Fluggerätes liegen, nach­ einander zu bekämpfen, indem entsprechend der Anzahl Ge­ fechtsladungen Bodenziele durch ausstoßbare oder direkt zünd­ bare Ladungen bekämpft werden. Eine Ausstoßeinrichtung ver­ bringt die Gefechtsladung auf eine über der Flughöhe des Fluggerätes liegende Höhe. Eine zur Bekämpfung eines Zieles ausgewählte Gefechtsladung ist über eine Ausstoßladung aus einem Behälter des Flugkörpers ausstoßbar und wird dann über einen Fallschirm stabilisiert. Die Gefechtsladung führt am Fallschirm eine kreisende Bewegung aus. Eine Detektionsein­ richtung der Gefechtsladung löst bei Zielerfassung die Ge­ fechtsladung aus. Ein derartiges unbemanntes Fluggerät ist eine ideale Waffenplattform mit den Vorteilen einer sicheren Detektion der Bodenziele aufgrund der relativ geringen Flug­ geschwindigkeit des Fluggerätes in der Größenordnung zwischen 250 und 350 km/h bei einer durchschnittlichen Angriffs-Flug­ höhe von ca. 70 m. Es ist bekannt, daß bei sehr niedriger Flughöhe des unbemannten Fluggerätes eine hohe Akquisitions­ wahrscheinlichkeit der aus dem unbemannten Fluggerät auszu­ stoßenden Gefechtsladung erreicht wird, wenn die Gefechtsla­ dung aus dieser niedrigen Flughöhe des Fluggerätes auf eine größere Höhe verbracht wird. Dadurch wird eine größere Zeit­ spanne für die aerodynamische Stabilisierung der ausgestoße­ nen detonationsfähigen Gefechtsladung erzielt, so daß die an­ schließende Detektion von Bodenzielen bei einem größeren nutzbaren Suchradius gegeben ist. Daraus resultiert eine ge­ wünschte Trefferwahrscheinlichkeit. Einerseits sollte also die Zeitspanne für die aerodynamische Stabilisierung der Ge­ fechtsladung groß sein, andererseits sollte jedoch die Stabi­ lisierung und Detektion von Bodenzielen so zeitsparend wie möglich erfolgen, um eine Bekämpfung des unbemannten Flugge­ rätes bzw. der aus dem Fluggerät ausgestoßenen Gefechtsladung vom Bodenziel aus, die beispielsweise durch Maschinenwaffen des Bodenzieles erfolgen könnte, zu vermeiden.

Die DE-GM 87 11 921 zeigt eine Submunition mit einem Brems- bzw. Stabilisierungsschirm, einem Fallschirm sowie eine da­ zwischen angeordnete Trenneinrichtung.

Aus der DE-GM 86 31 741 bzw. der DE 33 46 406 C2 sind Submu­ nitionen bekannt, bei denen die Ausstoßeinrichtungen an der Submunition selbst angeordnet sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein unbemanntes Fluggerät zur Bekämpfung von Bodenzielen zu schaffen, wobei die Gefechtsladung aus einem relativ niedrig fliegenden Flug­ gerät ausgebracht und auf eine optimale, über dieser Flughöhe liegende Höhe verbracht wird, um eine ausreichende Zeitspanne für die aerodynamische Stabilisierung der Gefechtsladung und für die Detektion von Bodenzielen zu gewährleisten, wobei diese Zeitspanne andererseits möglichst kurz sein soll, um eine Lokalisierung des unbemannten Fluggerätes bzw. der aus dem Fluggerät ausgestoßenen Gefechtsladung zu verhindern.

Die Erfindung löst diese Aufgabe entsprechend den kennzeich­ nenden Merkmalen des Anspruches 1.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind den Unteran­ sprüchen zu entnehmen.

Der Stabilisierungsschirm der Stabilisierungseinrichtung wird dabei direkt und unmittelbar von der Ausstoßeinrichtung wäh­ rend der Verbringung der Gefechtsladung auf eine über der Flughöhe des Fluggerätes liegenden Höhe aufgespannt, während der Rotationsfallschirm in dieser Ansteigphase zusammengefal­ tet bleibt. Da der Stabilisierungsschirm im Vergleich zum Ro­ tationsfallschirm nur eine kleine Spannfläche aufweist, wird die Gipfelhöhe der Flugbahn der Gefechtsladung vergleichs­ weise schnell erreicht bzw. überschritten, so daß die Ge­ fechtsladung vom Bodenziel kaum bzw. nicht oder zu spät er­ kannt wird. Während der Abtrennung der Ausstoßeinrichtung von der Gefechtsladung, bei der eine, einen Stabilisierungsschirm und einen Rotationsfallschirm aufweisende Stabilisierungsein­ richtung verwendet wird, wird während der Ansteigphase vor Erreichen der Gipfelhöhe der Stabilisierungsschirm aufge­ spannt, während der Rotationsfallschirm in einer dafür vorge­ sehenen Aufnahme verbleibt. Auf diese Weise wird während der Ansteigphase eine Rotation der Gefechtsladung verhindert, was sich auf die Bahnstabilität der Gefechtsladung positiv aus­ wirkt. In besonders vorteilhafter Weise ist dadurch auch die Zeitspanne, die benötigt wird, um mit der Gefechtsladung die Gipfelhöhe der Flugbahn zu erreichen bzw. zu überschreiten, auf ein Minimum reduziert.

Nach dem Erreichen der Gipfelhöhe wird vorzugsweise während der Absinkphase der mit der Gefechtsladung verbundenen, die Zielsucheinrichtung in eine Rotation versetzende Rotationsfallschirm aufgespannt und der Stabilisierungsschirm mittels einer zweiten Trenneinrichtung vom Rotationsfallschirm abgetrennt. Die Gipfelhöhe kann demnach in relativ kurzer Zeit erreicht bzw. überschritten werden, so daß die Detektion der Gefechtsladung bzw. des unbemannten Fluggerätes, aus dem die Gefechtsladung ausgestoßen worden ist, erschwert ist. Durch die Abtrennung des Stabilisierungsschirmes vom Rotationsfallschirm während der Absinkphase der Gefechtsladung wird nicht nur die Angriffsfläche der Gefechtsladung reduziert, sondern gleichzeitig auch der in der Absinkphase nur noch einen Ballast darstellende Stabilisierungsschirm beseitigt.

Als Ausstoß- bzw. Antriebseinrichtung wird vorzugsweise eine in Ausstoßrichtung der Gefechtsladung vor der Gefechtsladung angeordnete Ausstoßeinrichtung verwendet. Hierbei kann als Ausstoßeinrichtung ein Gasgenerator mit symmetrisch angeordneten Ausblasöffnungen verwendet werden. Es ist jedoch auch möglich, daß als Ausstoßeinrichtung die mittels der ersten Trenneinrichtung erfolgt, wird der Stabilisierungsschirm aufgespannt. Das erfolgt - wie ausgeführt wurde - während der Ansteigphase der Flugbahn der Gefechtsladung.

Zwischen dem Stabilisierungsschirm und dem Rotationsfallschirm ist vorzugsweise eine zweite Trenneinrichtung vorgesehen. Mit dieser zweiten Trenneinrichtung ist es möglich, den Stabilisierungsschirm vom Rotationsfallschirm abzutrennen. Das erfolgt insbes. nach Überschreiten der Gipfelhöhe der Flugbahn der Gefechtsladung, d. h. während der Absinkphase der Gefechtsladung. Mit Hilfe des Rotationsfallschirmes wird die an ihm hängende Gefechtsladung während der Absinkphase in eine Drehung versetzt, so daß es mit der sich mit dem Rotationsfallschirm mitdrehenden Zielsucheinrichtung möglich ist, das Bodenziel bzw. eine Anzahl Bodenziele zu detektieren und die Gefechtsladung mit der erforderlichen Trefferwahrscheinlichkeit zum Bodenziel zu lenken.

Die erste und/oder die zweite Trenneinrichtung weisen vorzugsweise ein zugehöriges Zeitsteuerglied auf. Dabei kann es sich, wie bereits ausgeführt wurde, um eine zeitlich gesteuerte Trennschraube handeln.

Als besonders zweckmäßig und vorteilhaft hat es sich erwiesen, wenn die Ausstoßeinrichtung in Ausstoßrichtung der Gefechtsladung vor der Gefechtsladung angeordnet ist. Hierbei kann die Ausstoßeinrichtung einen Gasgenerator mit Ausblasöffnungen aufweisen. Die Ausblasöffnungen einer derartigen Ausstoßeinrichtung sind in Bezug auf die Gefechtsladung vorzugsweise symmetrisch angeordnet. Die Ausstoßeinrichtung kann jedoch auch ringförmig angeordnete, simultan zündbare Impulstriebwerke bzw. ein ringförmig ausgebildetes Impulstriebwerk mit Düsen aufweisen. Bei einem Fluggerät der zuletzt genannten Art sind die Düsen in Bezug auf die Gefechtsladung vorzugsweise symmetrisch angeordnet.

Die Ausstoßeinrichtung kann auch einen Raketenmotor aufweisen. Ein solcher Raketenmotor ist an sich bekannt, so daß es sich erübrigt, hierauf detailliert einzugehen.

Das Konzept des Ausstoßes der Gefechtsladung bzw. der einzelnen Submunitionen ist also dadurch gekennzeichnet, daß die Antriebs- bzw. Ausstoßeinrichtung für den Ausstoß der Submunition, die insbes. eine zielsuchende, projektilbildende Panzerabwehrsubmunition sein kann, in Ausstoßrichtung vor der Submunition angeordnet ist. Die Antriebs- bzw. Ausstoßeinrichtung kann hierbei - wie bereits ausgeführt worden ist - bestehen aus:

• 1. einem Gasgenerator mit symmetrisch angeordneten Ausblasöffnungen, oder
• 2. ringförmig angeordneten und simultan zündbaren Impulstriebwerken, oder
• 3. einem ringförmig ausgebildeten Impulstriebwerk mit symmetrisch angeordneten Düsen.

Die Ausblasöffnungen bzw. die Düsen sind hierbei entgegen der Ausstoßrichtung geneigt angeordnet, so daß eine Komponente der Schubkraft entgegen der Ausstoßrichtung wirksam ist. Durch eine solche Anordnung der Antriebs- bzw. Ausstoßeinrichtung wird es in vorteilhafter Weise möglich, ein Verbringungskonzept mit einem Ausstoß der Gefechtsladung nach oben zu realisieren. Dadurch ist es in besonders vorteilhafter Weise möglich, das die Gefechtsladung enthaltende Fluggerät in geringer Flughöhe fliegen zu lassen.

Das zur Anwendung gelangende Verbringungskonzept sieht also die Verbringung von z. B. Panzerabwehrsubmunitionen mit einem unbemannten Fluggerät in ein Zielgebiet vor, in dem sich z. B. zu bekämpfende Panzer aufhalten. Die Panzer werden dann alternativ mit ausgestoßenen Submunitionen oder direkt durch im Fluggerät beim Überflug gezündete Submunitionen bekämpft. Die Zündung im Überflug verlangt, daß vor der Submunition keine größeren Einbauten vorhanden sind, da diese die Ausbildung des Projektiles stören und damit die Leistung der Submunition erheblich vermindern würden. Das bedeutet jedoch, daß der konventionelle Einbau von Ausstoßladungen in Flugrichtung hinter der Submunition nicht möglich ist. Ein Einbau seitlich des Ausstoßrohres ist aufgrund der Größe des Fluggerätes nicht möglich. Somit wäre mit herkömmlichen Ausstoßkonzepten mit Treibladung, Gasgenerator o. dgl. systembedingt nur ein Ausstoß der Submunitionen nach unten möglich. Der Ausstoß nach unten erfordert jedoch aufgrund der notwendigen Absinkhöhe bis zur Stabilisierung der Submunition eine relativ große Flughöhe des Fluggerätes beim Ausstoß der Submunition. In einer solchen großen Flughöhe wäre das Fluggerät jedoch leicht vom feindlichen Panzer aus zu erfassen und durch Bordwaffen des zu bekämpfenden Panzers zu bekämpfen. Außerdem erfordert die begrenzte Reichweite des im Fluggerät vorhandenen Hauptsensors eine niedrige Flughöhe beim Zielanflug.

Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung des schematisch gezeichneten Funktionsablaufes der Bekämpfung eines Bodenzieles mit dem erfindungsgemäßen unbemannten Fluggerät.

Die Figur zeigt ein unbemanntes Fluggerät 10 zur Bekämpfung eines Bodenzieles 12. Das unbemannte Fluggerät, bei dem es sich insbes. um eine sog. Kampfdrohne handeln kann, weist mindestens eine detonationsfähige Gefechtsladung 15 auf, die mittels einer Ausstoßeinrichtung 16 aus dem unbemannten Fluggerät 10 ausgestoßen wird. Um bestmöglich unerkannt zu bleiben, fliegt das unbemannte Fluggerät 10 in einer relativ niedrigen Flughöhe in Bezug zum Bodenziel 12.

Mit Hilfe der Ausstoßeinrichtung 16, bei der es sich insbes. um einen Raketenmotor handeln kann, wird die detonationsfähige Gefechtsladung 14 auf eine über der Flughöhe des unbemannten Fluggerätes 10 liegende Höhe verbracht. Die Flugbahn der detonationsfähigen Gefechtsladung 14, ausgehend vom unbemannten Fluggerät 10, ist durch die strichlierte Linie 18 angedeutet. Die Flugbahn 18, weist eine solche Gipfelhöhe 20 auf, daß einerseits eine ausreichende Suchhöhe der Gefechtsladung 14 erzielt wird, und daß andererseits die Verweil- bzw. Erkennungsdauer der Gefechtsladung 14 entlang der Flugbahn 18 möglichst gering ist.

In einer ersten Stellung über dem unbemannten Fluggerät 10, die durch die Bezugsziffer 22 bezeichnet ist, wird die detonationsfähige Gefechtsladung 14 mit Hilfe der Ausstoßeinrichtung 16 vom Fluggerät 10 entlang der Flugbahn 18, d. h. in der Aufsteigphase auf eine größere Höhe verbracht. Mit der Bezugsziffer 24 ist eine zweite Stellung schematisch dargestellt, in welcher die Ausstoßeinrichtung 16 mit Hilfe einer (nicht gezeichneten) ersten Trenneinrichtung von der Gefechtsladung 14 getrennt wird. Gleichzeitig mit dieser Trennung der Ausstoßeinrichtung 16 von der Gefechtsladung 14 wird eine Stabilisierungseinrichtung 26, die einen Stabilisierungsschirm 28 und einen Rotationsfallschirm 30 aufweist, derartig betätigt, daß der Stabilisierungsschirm 28 aufgespannt wird, während der Rotationsfallschirm 30 in dieser durch die geschwungene Klammer angedeutete Ansteigphase 32 in einer dafür vorgesehenen (nicht gezeichneten) Aufnahme verbleibt. Mit der Bezugsziffer 34 ist in der Ansteigphase 32 eine dritte Stellung der detonationsfähigen Gefechtsladung 14 schematisch dargestellt, in der die Ausstoßeinrichtung 16 von der detonationsfähigen Gefechtsladung 14 abgetrennt worden ist, und in der der mit der detonationsfähigen Gefechtsladung 14 verbundene Stabilisierungsschirm 28 aufgespannt ist.

Sobald die am Stabilisierungsschirm 28 hängende Gefechtsladung 14 die Gipfelhöhe 20 der Flugbahn 18 überschritten hat, so daß die mit der geschwungenen Klammer 36 angedeutete Absinkphase der Gefechtsladung 14 stattfindet, wird mit Hilfe des Stabilisierungsschirmes 28 der Rotationsfallschirm 30 aus der oben erwähnten (nicht gezeichneten) Aufnahme herausgezogen. Das ist in der auf die vierte Stellung 38 der detonationsfähigen Gefechtsladung 14 folgenden fünften Stellung 40 angedeutet. In dieser fünften Stellung 40 ist der Stabilisierungsschirm 28 vom Rotationsfallschirm 30 getrennt. Die Trennung des Stabilisierungsschirmes 28 vom Rotationsfallschirm 30 erfolgt mit Hilfe einer (nicht gezeichneten) zweiten Trenneinrichtung. Der Rotationsfallschirm 30 ist im aufgespannten, in der fünften Stellung 40 gezeichneten Zustand dazu vorgesehen, die detonationsfähige Gefechtsladung 14 bzw. eine Zielsucheinrichtung 42 in Rotation zu versetzen, was durch den gebogenen Pfeil 44 schematisch angedeutet ist. Die Zielsucheinrichtung 42 überstreicht somit ein Zielgebiet 46, das durch eine schraffierte Fläche angedeutet ist. Wenn sich das Bodenziel 12 innerhalb des Zielgebietes 46 befindet, wird dies von der Zielsucheinrichtung 42 detektiert, wonach die detonationsfähige Gefechtsladung 14 zum Bodenziel 12 gelenkt wird.

In der Figur ist ein unbemanntes Fluggerät 10 in Form einer sog. Kampfdrohne schematisch dargestellt, die zu ihrem Antrieb mit einem heckseitigen Propeller 48 ausgebildet ist. Die Ausstoßeinrichtung 16 ist als Raketenmotor ausgebildet, der Rückstoßdüsen 50 aufweist.

Claims (10)

1. Flugkörper zur Bekämpfung von Bodenzielen mit mindestens einer Gefechtsladung und einer zuge­ ordneten Ausstoßeinrichtung mit der die Gefechts­ ladung auf eine, über der Flughöhe des Flugkörpers liegenden Höhe verbracht werden kann, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen der, an der Gefechtsladung (14) angeordneten Ausstoßeinrichtung (16) und der Gefechtsladung (14) selbst eine Stabilisierungseinrichtung, bestehend aus einem Stabilisierungsschirm (26) und einem Rotationsfall­ schirm (30) angeordnet ist, und daß zur Abtrennung der Ausstoßeinrichtung (16) von der Gefechtsladung (14) zwischen der Ausstoßeinrichtung (16) und dem Stabilisierungsschirm (28) der Stabilisierungseinrichtung eine erste Trenneinrichtung vorgesehen ist.

2. Fluggerät nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem Stabilisierungsschirm (28) und dem Rotationsfallschirm (30) eine zweite Trenneinrichtung vorgesehen ist.

3. Fluggerät nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die erste und/oder die zweite Trenneinrichtung ein Zeitsteuerglied aufweisen.

4. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßeinrichtung (16) in Ausstoßrichtung der Gefechtsladung (14) vor der Gefechtsladung (14) angeordnet ist.

5. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßeinrichtung (16) einen Gasgenerator mit Ausblasöffnungen aufweist.

6. Fluggerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausblasöffnungen in Bezug auf die Gefechtsladung (14) symmetrisch angeordnet sind.

7. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßeinrichtung (16) ringförmig angeordnete, simultan zündbare Impulstriebwerke aufweist.

8. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßeinrichtung (16) ein ringförmig ausgebildetes Impulstriebwerk mit Düsen aufweist.

9. Fluggerät nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Düsen in Bezug auf die Gefechtsladung (14) symmetrisch angeordnet sind.

10. Fluggerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausstoßeinrichtung (18) einen Raketenmotor aufweist.