DE4325218A1 - Artillerie-Rakete - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Artillerie-Rakete gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.

Eine solche Rakete ist in der westlichen Welt als die MLRS- Basisrakete zum ballistischen Verbringen von Submunitions- Gefechtsköpfen über ein vorgegebenes Zielgebiet eingeführt. Azimut und Elevation des Stau- und Startbehälters der Ra­ kete bestimmen bei ihrem Ausstoß, auf den eine kurze Boost- Phase zur Beschleunigung in eine ballistische Flugbahn folgt, Richtung und Distanz zum Zielgebiet, über dem ein flugbahnabhängig programmierter Zeitzünder einen Gasgenera­ tor zum Ausstoßen des Submunitions-Gefechtskopfes aus der Trägerrakete zündet. Systembedingte Fehler, insoweit sie überhaupt quantitativ erfaßbar sind, können nur vor dem Ra­ ketenstart berücksichtigt werden; wie etwa ein fertigungs­ bedingter individueller Abgangsfehler der jeweiligen Rakete oder die momentanen Boden-Querwindeinflüsse, die mittels einer Sonde gemäß DE-OS 41 20 367 ermittelbar sind. Aber auch solche Störgrößen-Berücksichtigung ist fehleranfällig, und Störeinflüsse beim Durchfliegen der ballistischen Bahn nach dem Start können gar nicht mehr berücksichtigt werden. Daraus resultiert eine gewisse Ungenauigkeit bei der Abgabe der Nutzlast über dem vorbestimmten Zielgebiet, die inso­ fern hinnehmbar ist, als es sich bei der eingeführten Nutz­ last um Streumunition (Bomblets und Streuminen) handelt. Gerade deshalb ist allerdings der Einsatz dieser eingeführ­ ten ballistisch fliegenden Artillerie-Rakete in verzahnten Konfliktgebieten kaum vertretbar, weil es dort auf sehr präzise Bekämpfung definierter Zielgebiete ankommt.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung des­ halb die Aufgabe zugrunde, eine Rakete gattungsgemäßer Art unter Beibehaltung der eingeführten Systemkomponenten in ihrer Präzision zu steigern.

Diese Aufgabe ist bei einer gattungsgemäßen Rakete dadurch gelöst, daß sie gemäß den Merkmalen des Patentanspruches 1 ausgestattet ist.

Nach dieser Lösung wird die Rakete mit einem Flugregler ausgestattet, dessen technischer Aufwand vergleichsweise gering gehalten bleiben kann, weil er aus einem präzisen Funknavigationssystem gestützt wird, das nicht nur eine Re­ ferenz für die aktuellen Bahnkoordinaten, sondern insbeson­ dere auch für Ort bzw. Zeitpunkt der Nutzlastabgabe lie­ fert.

Um nicht nur ohne wesentliche Eingriffe in das eingeführte MLRS-System, sondern auch ohne gravierende Eingriffe in die Struktur der Basisrakete diese Präzisionssteigerung zu er­ reichen, arbeitet der Flugregler auf ein Stellsystem, das vor dem Gefechtskopf im vorderen Bereich der Ogive unterge­ bracht ist, ohne das nutzbare Volumen für den Gefechtskopf spürbar einzuschränken. Die Raktenauslegung im Bereiche ihres Raketenmotors bleibt also völlig unbeeinflußt, indem die Ruder, auf die der Flugregler arbeitet, als vergleichs­ weise stark in Raketen-Längsrichtung gestreckte Canards ausgelegt sind. Deren geringe Spannweite ermöglicht die Un­ terbringung im Stau- und Startkontainer der Rakete, ohne auf konstruktiv aufwendige Klappmechanismen zurückgreifen zu müssen. Wenn die Canard-Ruder nach Durchfliegen des bal­ listischen Apogäums aus ihrer anfänglichen neutralen Stel­ lung angestellt werden, um vom Flugregler ermittelte Bahn­ korrekturen für das zuverlässige Erreichen der vorgegebenen Zielkoordinaten zu ermöglichen, ergibt sich dadurch ein zu­ sätzlicher aerodynamischer Auftrieb, der zu einer Streckung der Bahnkurve und dadurch zusätzlich zur Präzisionssteige­ rung auch noch zu einer wesentlichen Reichweitensteigerung führt, so daß die daraus resultierende Senkung der logisti­ schen Kosten den höheren Ausstattungsaufwand der Basisra­ kete weit überkompensiert.

Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und, auch unter Berücksichtigung der Darlegungen in der Zusammenfassung, aus nachstehender Be­ schreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche nicht ganz maßstäblich und stark abstra­ hiert skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels zur erfindungsgemäßen Lösung. In der Zeichnung zeigt:

Fig. 1 in unterbrochener Darstellung, teilweise als Axial-Längsschnitt, eine mit satellitennaviga­ tionsgestütztem Flugregler für die Ansteuerung von Canard-Rudern ausgestattete Rakete,

Fig. 2 im Blockschaltbild eine stark vereinfachte Lenk­ schleife für eine typische Steuerung der erfin­ dungsgemäß ausgestatteten Rakete nach Fig. 1 und

Fig. 3 das Flugbahnprofil über der Reichweite in Abhän­ gigkeit von der Startelevation der Rakete mit einer Flugbahn-Beeinflussung etwa gemäß Fig. 2.

Bei der Basis-Rakete 11 des in der westlichen Welt einge­ führten MLRS-Artillerieraketensystems (auch als mittleren Artillerieraketensystem MARS bezeichnet) handelt es sich (was infolge der unterbrochenen Darstellung der Fig. 1 vi­ suell nicht in Erscheinung tritt) um einen sehr schlanken, also im Verhältnis zu seinem Durchmesser sehr langen Flug­ körper. Mittels seines sich etwa über die rückwärtige Hälfte der Flugkörper-Länge erstreckenden Feststoff-Rake­ tenmotors 12 wird die Rakete 11 unmittelbar nach ihrem Aus­ stoß aus dem Stau- und Startbehälter in der Größenordnung von knapp zwei Sekunden lang beschleunigt, um dann an­ triebslos auf ballistischer Bahn über das vorbestimmte Zielgebiet zu fliegen und dort ihre Wirkkörper (Bomblets, Abwurfminen oder endphasenlenkende Submunitionsflugkörper) durch seitliches Aufbrechen der Raketenhülle abzuliefern.

Um dieses vorbestimmte Zielgebiet zuverlässiger zu errei­ chen, ist die Rakete 11 erfindungsgemäß mit einem aktiven Inertial-Flugbahnsteuersystem 13 ausgestattet, dem beim Start eine Sollflugbahn in die Zielkoordinaten vorgegeben wird und das dadurch beim Anflug auf das Zielgebiet Fehler­ einflüsse korrigieren kann, die insbesondere auf Abgangs­ störungen und auf störende Windeinflüsse zurückgehen, wel­ che bei unkorrigiertem Flug zu einem Versatz der ballisti­ schen Flugbahn 14 (Fig. 3) führen. Das aktive Flugbahnsteu­ ersystem 13 dagegen ermöglicht eine Lagehaltung und Lagere­ gelung während der gesamten Flugmission unter Feststellung etwaiger Abweichungen von der Sollflugbahn und Korrektur aufgetretener Fehler mittels des Flugreglers 15, der mit der Information über die Regelabweichung 16 (Fig. 2) zu de­ ren Kompensation auf ein Stellsystem 17 an der Rakete 11 einwirkt. Um das Stellsystem 17 für definierte Bewegungen im Raum ansteuern zu können, ist die Rakete 11 ferner mit einem Roll-Lagesensor 18 zur Beaufschlagung des Flugreglers 15 ausgestattet. Ein Initialisierungsrechner 19 überträgt unmittelbar vor dem Start der Rakete 11 in den Flugregler 15 die vorgegebenen Sollwerte hinsichtlich Flugbahn und Ab­ lieferungspunkt sowie die aktuellen Istwerte hinsichtlich Betriebsgrößen wie Startkoordinaten und Startelevation e sowie aktuelle Störgrößen wie fertigungsbedingte Fehl­ weisung beim Start aus dem Behälter und aktuelle Querwind­ stärke.

Die Einbindung eines funkgestützten Navigationssystemes wie ibs. eines Global Positioning System- (GPS-)Empfängers 20 in die Funktion des Flugbahnsteuersystemes 13 mit dem Iner­ tial-Flugregler 15 erlaubt es, für die Initiierung des Gas­ generators 21 zum seitlichen Ausstoß der Nutzlast den Zünd­ punkt hinsichtlich der Zeitspanne ab dem Start der Rakete 11 und/oder hinsichtlich der Ortskoordinaten des von der Flugbahn 14 erreichten Zielgebietes sehr genau zu bestimmen und damit eine hohe Präzision bei der definierten Nutzlast- Ablieferung zu erzielen, wie sie mit einer autonomen Lauf­ zeitsteuerung ab Raketenstart nicht erreichbar wäre.

Das gesamte Flugbahnsteuersystem 13 einschließlich elektri­ scher Energieversorgung 22 und Stellsystem 17 ist in die vordere Sektion der Ogive der Rakete 11 zwischen Gefechts­ kopf und Gasgenerator 21 im Raum unmittelbar hinter dem vorderen Spant 23 integriert und beansprucht dort nur einen minimalen Nutzlastraum im Vergleich zur herkömmlichen Aus­ stattung der MLRS-Basisrakete 11. Der vordere Haupt-Spant 23, der die Gasgenerator-Sektion mit der Gefechtskopfhülle verbindet, bleibt so in seiner Form und Funktion vollstän­ dig erhalten, wird aber als integraler Bestandteil in die strukturelle Realisierung des zusätzlich eingebauten Flug­ bahnsteuersystemes 13 einbezogen, vor allem hinsichtlich der Lagerung des Stellsystemes 17 (s. unten). Hinter diesem schließen sich der Flugregler 15 samt Inertialpaket (bestehend aus Nick- und Gierraten-Kreiseln, Roll-Lagesen­ sor 18, Navigations-Empfänger 20, und Datenverarbeitung) sowie die Energieversorgung 22 in der konisch sich aufwei­ tenden Sektion der Ogive an.

Der Realisierungs-Aufwand für den Inertial-Flugregler 15 kann trotz erhöhter Anforderungen an die Abliefergenauig­ keit vergleichsweise gering gehalten werden, da er während des Fluges der Rakete 11 mit genauen Ist-Positionskoordina­ ten aus dem GPS-Empfänger 20 aktualisiert wird und auch die aktuelle Fluggeschwindigkeit stets sehr genau aus den GPS- Informationen (Positionsänderung über der Systemzeitdiffe­ renz) ermittelbar ist.

Die am Heck der Rakete 11 sich nach dem Verlassen des Startkanisters ausstellenden Stabilisierungsflossen 24 ste­ hen für eine Umrüstung zu Rudern für die Flugbahnbeeinflus­ sung nicht ohne weiteres zur Verfügung, weil dafür in ihrem Anlenkungsbereich in die Konstruktion und somit auch in die Funktion des Raketen-Motors 12 eingegriffen werden müßte. Deshalb wird der mechanisch hoch beanspruchbare Bereich hinter dem vorderen Haupt-Spant 23 in der Ogive der Rakete 11 für die Stellsystem-Lagerung gewählt, wodurch sich die Realisierung der Steuer-Ruder 25 als Canards ergibt. Diese greifen mit Wellenstümpfen 26 in die Ogiven-Hülle 27 radial bezüglich der Raketen-Längsachse 28 hinein und sind dort jeweils vor einem Stellgetriebe 29 auf einem Zapfen 30 ge­ lagert, der von der rohrförmigen Innenstruktur 31 im Ge­ fechtskopf-Bereich der Rakete 11 gehaltert ist.

Im Interesse guten Regelverhaltens und hoher Dynamik sind für das Stellsystem 17 vier unabhängig voneinander ansteu­ erbare Ruder 25 orthogonal zueinander vorgesehen, und damit vier Servoantriebe 32, die zwischen den Stellgetrieben 29 und einem zusätzlich eingebauten Zwischenspant 33 auf der rohrförmigen Innenstruktur 31 vor dem Elektronikteil mon­ tiert sind. Diese Auslegung erlaubt den Einbau kleiner Stellmotore für die Realisierung hoher Stellsystemdynamik für die Nick- und Giersteuerung zusätzlich zur Roll-Lagebe­ einflussung der Rakete 11. Eine besonders hohe Zuverlässig­ keit auch nach langer Lagerzeit verspricht ein potentiome­ terfreier Servorantrieb 32 gemäß DE-PS 35 01 156. Für das Stellgetriebe 29 ist wegen der definierten und störungs­ freien Hubbegrenzung eine Einrichtung nach der DE-OS 40 19 482 zu bevorzugen.

Die rückwärtigen, sich erst nach dem Start federbelastet aufstellenden Stabilisierungsklappen 24 sind ohne Anstel­ lung montiert. Auch die Canard-Ruder 25 weisen beim mög­ lichst drallfreien Start noch keine Anstellung auf, um wäh­ rend und nach der Boost-Phase zunächst die ungestörte bal­ listische Bahn 14 (in Fig. 3 links) zu durchfliegen. Die würde allerdings je nach der von der Elevation e abhängigen Höhe h des Bahn-Apogäums 34 zu einer nur beschränkt vari­ ierbaren und bei zu steilem Start sogar reduzierten Reich­ weite R führen. Wenn jedoch die Ruder 25 nach Erreichen des Apogäums 34 vom Flugbahnsteuersystem 13 angestellt werden, um korrigierend in die Bahn einzugreifen, dann wird die ur­ sprünglich ballistische Flugbahn 14 verlassen, weil die Auftriebswirkung der nun angestellten Ruder 25 zu einer ge­ streckten Bahn 14′ und damit zu einer Vergrößerung der Di­ stanz d auf etwa die doppelte Reichweite 2R führt (Fig. 3). Längs dieser fliegt dann die Rakete 11 aufgrund des aerody­ namischen Auftriebes der Canard-Ruder 25 mit nahezu kon­ stantem Gleitwinkel genau über das koordinatenmäßig vorge­ gebene Zielgebiet.

Die radiale Abmessung der Canard-Ruder 25 im konisch sich verjüngenden Ogiven-Bereich vor dem Gefechtskopf bedingt keine teueren Klappflügel, weil die lichte Weite des Lager- und Startkontainers zur Aufnahme hinreichend ausladender Canard-Flügel ausreicht. Während der Boost-Phase ist das Stellsystem 17 noch nicht aktiv. Danach ist die Rakete 11 auf mehrfache Schallgeschwindigkeit beschleunigt, was aber für die Canard-Ruder 25 unproblematisch ist, weil diese ja nicht erst ausgeklappt werden müssen, sondern schon spiel­ frei in ihrer Funktionsstellung gehaltert sind. Die im Ver­ gleich zur Gesamtlänge der Rakete 11 geringe Länge der Ca­ nard-Ruder 25 bei hoher Pfeilung ihrer Vorderkanten stellt sicher, daß selbst bei hohen Anstellwinkeln zum Übergang von der ballistischen Bahn 14 in die gestreckte Bahn 14′ ein Strömungsabriß nicht zu befürchten ist, sondern stabile und reproduzierbare aerodynamische Verhältnisse beibehalten bleiben.

So liefert die höhere Ablieferungs-Präzision dieses an sich als ballistische Rakete eingeführten Waffensystems zugleich in wünschenswerter Weise eine ganz erhebliche Reichweiten­ steigerung. Das ermöglicht es, den Werfer in sicherere Po­ sitionen in größerem Abstand hinter die Front zurückzuneh­ men und dennoch mit dem gleichen Werfer-Azimutschwenk auf­ grund der wesentlich vergrößerten Reichweite einen Sektor mit längerer Sehne im Frontbereich zu überdecken. Daraus wiederum resultiert, daß der seitliche Abstand zwischen einzelnen Werfern vergrößert werden kann, ohne daß Lücken in der Fronterfassung auftreten. Somit sind für vergleich­ bare Leistungen wegen der höheren Ablieferungsgenauigkeit nicht nur weniger Raketen 11 erforderlich, sondern auch we­ niger Starteinrichtungen, was die höheren Ausstattungsko­ sten einer solchen präziseren und reichweitengesteigerten Artillerierakete 11 ohne weiteres rechtfertigt.

Claims (9)

1. Artillerie-Rakete (11) mit einem Motor (12) für ihren Start in eine ballistische Flugbahn (14) über ein vor­ gegebenes Zielgebiet, über dem die Nutzlast freizuge­ ben ist, dadurch gekennzeichnet, die Rakete (11) mit einem Flugregler (15) für die Steuerung eines Ruder-Stellsystemes (17) ausgestattet ist, der aus einem Navigations-Empfänger (20) mit ak­ tuellen Ortskoordinaten aktualisierbar ist.

2. Rakete nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein drallfreier Start der Rakete (11) vorgesehen ist und dem Flugregler (15) ein Roll-Lagesensor (18) aufgeschaltet ist.

3. Rakete nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugregler (15) samt Ruder-Stellsystem (17), Navigations-Empfänger (20), Lagesensor (18) und Ener­ gieversorgung (22) in der Hülle (27) der Raketen-Ogive vor dem Gefechtskopf angeordnet ist.

4. Rakete nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Stellsystem (17) samt Stellgetriebe (29) für Ruder (25) zwischen dem vorderen Haupt-Spant (23) der Raketenstruktur und einem zusätzlich eingesetzten Zwi­ schenspant (33) montiert ist.

5. Rakete nach einem der vorangehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß mehrere Canard-Ruder (25) vorgesehen sind.

6. Rakete nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Ruder (25) mit Wellenstümpfen (26) in die Hülle (27) radial bezüglich ihrer Längsachse (28) ein­ greifen.

7. Rakete (nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß mehrere unabhängig voneinander einstellbare Ruder (25) mit eigenen Stellgetrieben (29) vorgesehen sind.

8. Rakete nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß in der Startphase eine Übergabe von Zielkoordina­ ten an den Flugregler (15) und von Startkoordinaten an den Navigations-Empfänger (20) aus einem Initialisie­ rungsrechner (19) zusätzlich zu aktuellen Störgrößen­ informationen vorgesehen ist.

9. Rakete nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugregler (15) dafür ausgelegt ist, erst nach dem Durchfliegen des Apogäums (34) der ballistischen Start-Flugbahn (14) durch Anstellen der Ruder (25) aus der anfänglich neutralen Stellung in eine gestreckte Bahn (14′) wesentlich vergrößerter Reichweite (2R) mit nahezu konstantem Gleitwinkel überzugehen.