DE4401315B4

DE4401315B4 - Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur

Info

Publication number: DE4401315B4
Application number: DE4401315A
Authority: DE
Inventors: Franz Dr. Kohler; Jens Dr.rer.nat. Seidensticker
Original assignee: Oerlikon Contraves GmbH
Current assignee: Rheinmetall Soldier Electronics GmbH
Priority date: 1994-01-19
Filing date: 1994-01-19
Publication date: 2006-03-09
Anticipated expiration: 2014-01-20
Also published as: DE4401315A1

Abstract

Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von bereits existierenden, jedoch bisher ungelenkten Raketen (R) mit einem Raketenkörper (2) mittels einer Einrichtung (E) zur Flugbahnkorrektur, bei der nach dem Anzünden eines Treibstoffes ein Ausstoss durch Düsen (11) an der Oberfläche der Einrichtung (E) erfolgt, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (E) zur Flugbahnkorrektur aus mehreren Modulen (5) besteht, welche um den Raketenkörper (2) angeordnet sind, wobei jedes Modul (5) zumindest einen Thruster (7) mit entsprechender Zündelektronik (10), eine Kammer (9) für Treibstoff (8) mit anschliessender Düse (11) und anteilig eine Empfangs- und Signalverarbeitungselektronik (13) für GPS-Signale aufweist und die Module zu der nachträglichen auf die Rakete aufzubringende Einrichtung (E) verbunden sind.

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von bereits existierenden, jedoch von bisher ungelenkten Raketen mit einem Raketenkörper mittels einer zusätzlichen Einrichtung zur Flugbahnkorrektur, bei der nach dem Anzünden eines Treibstoffes ein Ausstoss durch Düsen an der Oberfläche der Einrichtung erfolgt.

Unter einer Rakete wird ein durch Rückstoß angetriebener Flugkörper verstanden, der im einfachsten Fall ein vorne geschlossener, hinten offener länglicher Behälter ist, der alle Mittel für die Erzeugung eines Antriebsstrahls (Energie und Masse) mit sich führt.

Insbesondere bei Raketenwaffen werden ungelenkte oder gelenkte Flugkörper mit Raketenantrieb zum Transport von Gefechtsköpfen verwendet. Die ungelenkten Raketenwaffen haben geringere Treffgenauigkeit als aus Rohrwaffen verschossene Geschosse; sie werden deshalb in der Regel nur gegen Flächenziele eingesetzt. Ungelenkte Raketen werden von Truppenverbänden der Raketenartillerie als Boden-Boden-Waffen oder von Jagdbombern oder Erdkampfflugzeugen als Luft-Boden-Waffen aus Mehrfachraketenwerfern in Salven bis zu 40 Einzelraketen verschossen.

Aus der nachveröffentlichten DE 42 34 878 C2 ist beispielsweise ein Verfahren zur autonomen Lagesteuerung von Lenkflugkörpern, welche von einem Trägerflugzeug gestartet werden, bekannt, wobei in einen Rechner des Lenkflugkörpers bereits am Boden Informationen über seine augenblickliche Lage und über Flug- und Zieldaten eingegeben werden und die in den Rechner eingegebenen Anfangsdaten durch Änderungswerte von der Trägheitsnavigation und weiteren Navigationshilfsmitteln laufend ergänzt und zur Durchführung einer autonomen Flugführung und Selbstlenkung des Flugkörpers weiter gerechnet werden. Beispielsweise kann hierfür das Satelliten-Navigationssystem GPS verwendet werden.

Aus der DE 931 267 ist ferner ein Verfahren zur Beeinflussung der Bahn eines bewegten Körpers bekannt, dem zwecks Stabilisierung beim Starten oder während der Bewegung eine Drallbewegung erteilt wird. Die Bahnbeeinflussung geschieht durch die Anwendung von Steuerimpulsen, die kurzzeitig sind im Vergleich zur Drallumlaufzeit des Körpers. Dabei können die Steuerimpulse auch durch den Rückstoss eines ausströmenden Mediums, wie Luft, Gas und dgl. ausgeübt werden. Eine Ermittlung der Flugbahnabweichung findet nicht statt.

Eine Vorrichtung der o.g. Art ist aus der US 5 131 602 bekannt. Dort wird über ein Satellitensystem, welches beispielsweise ein GPS-System beinhaltet, die Flugbahn eines Projektils beobachtet. Entsprechend einer festgestellten Abweichung von einer Sollflugbahn können durch Korrekturmodule und Steuereinrichtungen Flugbahnänderungen vorgenommen werden. Diese Steuereinrichtung kann beispielsweise Thruster, die radial um den Umfang des Projektils angeordnet sind, oder alternativ Motoren zur Kontrolle von Leitwerken beinhalten.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zu schaffen, wodurch bisher ungelenkte Raketen nach dem Abschuß in ihrer Flugbahn korrigiert werden können und damit die Treffgenauigkeit drastisch erhöht wird.

Zur Lösung dieser Aufgabe führt, dass die Einrichtung zur Flugbahnkorrektur aus mehreren Modulen besteht, welche um den Raketenkörper angeordnet sind, wobei jedes Modul zumindest einen Thruster mit entsprechender Zündelektronik, eine Kammer für Treibstoff mit anschliessender Düse (11) und anteilig eine Empfangs- und Signalverarbeitungselektronik für GPS-Signale aufweist und die Module zu der nachträglichen auf die Rakete aufzubringende Einrichtung verbunden sind.

Im gewählten Ausführungsbeispiel ist an vier Module gedacht, die, um 90° versetzt, sich auf dem Raketenkörper in Schwerpunktsnähe befinden.

Ein Anbringen dieser Module wird durch Spannbänder ermöglicht, welche die Module verbinden. Damit werden die Module quasi auf den Raketenkörper aufgeschnallt. Beim Raketensystem MARS passen die Module bevorzugt in Lücken in den Führungsschienen im Raketenwerfer, d.h. Verlängerungen der Gleitstücke.

Jedes Modul beinhaltet zumindest einen Thruster zur Erzeugung eines quer zur Raketen wirkenden Korrekturimpulses, d.h. eines quer zur Rakete wirkenden Schubes. Dabei ist in einer Kammer ein entsprechender Treibstoff vorgesehen, dem eine Anzündelektronik zugeordnet ist. An die Kammer schlie ßen Düsen an, welche den Strahl so umlenken, daß ein quer zur Rakete wirkender Schub erzeugt wird.

Ferner ist in den Modulen eine Empfangselektronik und Signalverarbeitungselektronik integiert. Die Module sind elektrisch gekoppelt. Die Empfangselektronik dient vor allem dem Empfang der GPS-Signale, wobei über die Signale die Überwachung der Flugbahn der ungelenkten Rakete erfolgt. Eine Antenne für die GPS-Signale ist bevorzugt in dem Spannband integriert.

Mit Hilfe einer GPS-Navigation (Global Prositioning System) werden Positionswerte der Rakete ermittelt und mit einer Sollflugbahn verglichen. Daraus wird ein Korrektursignal für die Einrichtung zur Flugbahnkorrektur berechnet. Das Korrektursignal wird aus dem Zeitpunkt nach dem Start der Rakete und einer Rollwinkelposition gebildet. Eine Rolllage der um den Raketenkörper angeordneten Thruster wird autonom, beispielsweise radiometrisch oder magnetisch ermittelt.

Für die Ermittlung des Korrekturimpulses ist vor allem der Zeitpunkt nach dem Start und die Rollwinkelposition der Rakete wichtig. Die vier Module werden zeitverzögert so gezündet, dass ein resultierender Gesamtkorrekturimpuls in der gewünschten Richtung erfolgt. Die jeweilige Rollage der Korrekturmodule wird dabei autonom ermittelt, d.h. radiometrisch, magnetisch oder mit Kreiseln.

Das Korrektursignal spricht dann an dem Raketenkörper einen Thruster zur Erzeugung eines quer zum Raketenkörper wirkenden Schubs (Korrekturimpuls) an. Das Wesentliche der vorliegenden Erfindung liegt somit in der Kombination einer Impulssteuerung und GPS-Navigation also einer Zusatzausstattung für bereits bestehende, ungelenkte Raketen. Das Verfahren kann prinzipiell für jede bestehende ungelenkte Rakete angewendet werden, beispiels- weise für das Raketensystem MARS. Durch dieses Verfahren werden nicht nur die systematischen sondern zusätzlich die zufälligen Ablagen (Streuung) der Raketen reduziert.

Weitere Vorteile, Merkmale und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungsbeispiele sowie anhand der Zeichnung; diese zeigt in
1 eine perspektivische Ansicht einer Rakete mit einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur;
2 eine vergrößert und teilweise geschnitten dargestellte Seitenansicht eines Teils der Rakete gemäß 1;
3 einen Querschnitt durch die Rakete gemäß 2.
In 1 ist eine Rakete R dargestellt, bei der ein Gefechtskopf 1 von einem rohrförmigen Raketenkörper 2 zu einem gewünschten Ziel transportiert wird. Der Raketenkörper 2 beinhaltet im wesentlichen Treibstoff für ein Raketentriebwerk, dessen Ausstoß aus einer Öffnung 3 erfolgt. Nahe der Öffnung 3 sind dem Raketenkörper 2 noch Stabilisierungsflügel 4 zugeordnet.
Erfindungsgemäß ist dem Raketenkörper 2 eine Einrichtung E zu einer Flugbahnkorrektur aufgesetzt. Diese Einrichtung E besteht aus vier gleich ausgebildeten Modulen 5, die um 90° versetzt zueinander um den Raketenkörper 2 angeordnet sind. Zu ihrer Halterung sind Spannbänder 6 vorgesehen, so daß die Module 5 in einer gewünschten Lage am Raketenkörper 2 gehalten werden. Bevorzugt wird in zumindest ein Spannband eine nicht näher gezeigte Antenne für Navigationssignale integriert.
Gemäß 2 enthält jedes der Module 5 einen Thruster 7 zur Erzeugung eines quer zur Rakete wirkenden Korrekturimpulses. Der Thruster 7 beinhaltet dabei einen entsprechenden Treibstoff 8 in einer Kammer 9, wobei dieser Kammer 9 eine Anzündelektronik 10 zugeordnet ist.
Beim Anzünden des Treibstoffes 8 erfolgt ein Ausstoß durch gekrümmte Düsen 11, wobei die Krümmung den Strahl um fast 90° umlenkt. Insofern wird ein Schub etwa radial zum Raketenkörper 2 bewirkt.
Im bevorzugten Ausführungsbeispiel befinden sich in jedem Modul zwei Thruster 7, deren Ausstoß gegeneinander erfolgt, so daß die entsprechenden Düsen 11 in einem gemeinsamen Düsenraum 12 angeordnet sind.
Im Modul 5 befindet sich des weiteren eine Elektronik 13, die als Empfangselektronik und als Signalverarbeitungselektronik ausgebildet ist. Ferner sind als Energiespeicher für die elektronischen Elemente des Moduls 5 Batterien 14 vorgesehen. Die Empfangselektronik 13 ist für den Empfang von GPS-Signalen (Global Positioning System) ausgelegt.
Das Verfahren zur Flugbahnkorrektur funktioniert folgenderweise:
Bei der Rakete R handelt es sich um eine ungelenkte Rakete, bei der jedoch mittels der Einrichtung E eine Flugbahnkorrektur vorgenommen werden kann. Hierzu ist die Einrichtung E auf den Flugkörper 2 geschnallt. Vor dem Abfeuern der Rakete wird die Signalverarbeitungselektronik initialisiert, und die Koordinaten des Treffpunktes und des Abschußpunktes werden zur Ermittlung der Sollflugbahn der Auswerteelektronik eingegeben.
Nach dem Abfeuern der Rakete können anhand einer GPS-Navigation, d.h. anhand von GPS-Positionswerten Abweichungen der Istflugbahn von einer Sollflugbahn festgestellt und daraus die zu erwartende Zielablage extrapoliert werden.
Sobald eine Abweichung festgestellt ist, wird ein Korrektursignal berechnet, welches aus dem Zeitpunkt nach dem Start und der Rollwinkelposition für die Anzündung des Thrusters 7 besteht. Je früher die Zündung erfolgt, desto größer ist die Wirkung der Korrektur. Die jeweilige Rollage der Module 5 wird dabei autonom ermittelt und zwar beispielsweise radiometrisch oder magnetisch.

Claims

Vorrichtung zur Flugbahnkorrektur von bereits existierenden, jedoch bisher ungelenkten Raketen (R) mit einem Raketenkörper (2) mittels einer Einrichtung (E) zur Flugbahnkorrektur, bei der nach dem Anzünden eines Treibstoffes ein Ausstoss durch Düsen (11) an der Oberfläche der Einrichtung (E) erfolgt, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (E) zur Flugbahnkorrektur aus mehreren Modulen (5) besteht, welche um den Raketenkörper (2) angeordnet sind, wobei jedes Modul (5) zumindest einen Thruster (7) mit entsprechender Zündelektronik (10), eine Kammer (9) für Treibstoff (8) mit anschliessender Düse (11) und anteilig eine Empfangs- und Signalverarbeitungselektronik (13) für GPS-Signale aufweist und die Module zu der nachträglichen auf die Rakete aufzubringende Einrichtung (E) verbunden sind.
Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß eine Antenne für GPS-Signale in zumindest einem Spannband (6) integriert ist, mittels welchem die Module (5) auf den Raketenkörper (2) geschnallt sind.