EP1090266B1 - Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele - Google Patents

Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele Download PDF

Info

Publication number
EP1090266B1
EP1090266B1 EP99939953A EP99939953A EP1090266B1 EP 1090266 B1 EP1090266 B1 EP 1090266B1 EP 99939953 A EP99939953 A EP 99939953A EP 99939953 A EP99939953 A EP 99939953A EP 1090266 B1 EP1090266 B1 EP 1090266B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
flight
engine
thruster
missile according
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP99939953A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1090266A1 (de
Inventor
Roland Gauggel
Michael Arnold
Reinhard KRÜGER
Norbert TRÄNAPP
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH filed Critical LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Publication of EP1090266A1 publication Critical patent/EP1090266A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1090266B1 publication Critical patent/EP1090266B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means

Definitions

  • the present invention relates to a missile for combat fixed and / or moving targets with a seeker head, one in Direction of flight behind this arranged active cargo, one in the direction of flight an engine arranged behind the active charge, such as a solid-state starting engine with side outlet nozzles, one in the direction of flight behind the Engine arranged steering section, the steering section controllable Has wings, such as side and / or tail flights, and a steering device, and a marching engine located at the rear.
  • Such a missile is known, for example, from DE 196 26 075 C1.
  • the known missile is shown in cross section in FIG. 2 and comprises in Direction of flight a seeker head 1, a warhead 2, an engine 3 with lateral jet nozzles 32, a central module 4 with a rudder control system for Airfoils 42 and a marching engine 5 with gas pipe 52 and one Launch engine 6.
  • This known missile is characterized by the Central module with a rudder setting system for folding or folding the Wing out, with a first engine in the longitudinal direction in front of the Central module and a second engine in the longitudinal direction behind the Central module is arranged, which is an adjustment of the thrust profiles or energy distribution to a special mission profile, in particular thanks to timed ignition of the engines.
  • Auxiliary engines that can be connected to missiles and to increase the performance of the Missiles contribute, for example, in EP 0 227 211 A1, DE 38 72 773 T2 and US 4,364,530, disclosed. These known auxiliary engines are used only for acceleration used during an approach phase and repelled in flight.
  • a bayonet lock in a missile is disclosed, for example, in GB 2130690 A.
  • a disadvantage of the prior art is that a distinction is made in principle between missiles that are either man-portable or can be fired from a weapon platform. This Differentiation can be made primarily on the different capacities, namely return the different firing range of the respective guided missile.
  • the object of the present invention is therefore the missile of the generic type to develop further that it can be used in a variety of ways, namely on the one hand as a man-portable and on the other hand as a missile platform that can be fired with an enlarged firing area, which results in greater flexibility at the battle site and significant cost savings leads.
  • the march engine by means of a first quick release, such as a manually operated bayonet catch or the like, is releasably connected to the steering section, and between the steering section and the March engine by means of at least one second quick release, such as one manually operable bayonet lock or the like, if necessary, at least one additional engine can be used.
  • a first quick release such as a manually operated bayonet catch or the like
  • At least part of the wings of the Steering section to influence the pressure point position and / or the aerodynamic forces and moments optionally, to adapt to different mission requirements, such as the Insert or remove the at least one additional engine that changes the center of gravity, and / or Trim buoyancy properties, foldable, swiveling, windable and / or is designed to be displaceable.
  • the wings of the Steering section when inserting the additional engine in particular for adaptation the pressure point of the steering device to the by inserting the Additional engine axially shifted center of gravity of the missile at least are partially adjustable, in particular axially displaceable.
  • the adjustment can be done by mechanical coupling of the wings containing steering section via a mechanical identifier of the second Quick lock to the additional engine.
  • a further preferred embodiment of the invention is thereby characterized in that the active charge as an interchangeable active charge cartridge in an active cargo compartment is housed, the active cargo compartment preferably can be opened and closed manually.
  • the active charge cartridge for Center of gravity correction at the latest after the in Flight direction behind the engine, at least partially in Flight direction is axially displaceable to the rear.
  • the invention also provides that the active charge cartridge at and / or after burning off the solid fuel of the solid start engine in the space originally provided for the solid fuel is displaceable.
  • In the direction of flight can be at the rear end of the marching engine Launch engine to be arranged.
  • the invention is therefore based on the surprising finding that a Additional engine, even at short notice and in adaptation to the respective Battle situation on site, simply between a steering section and a March engine can be used or removed from there to either one platform-launchable missile or a man-portable missile receive.
  • Another preferred embodiment of the invention provides that one in Adaptation to the desired mission also the respective active charge cartridge Can swap location quickly by placing it in a cargo section is interchangeably housed.
  • the exact position of the active charge cartridge can also be increased according to the invention a focus adjustment.
  • a missile according to the invention comprises in Flight direction a seeker head 100, an active cargo compartment 101 for a Active charge cartridge 102, a solid-state starting engine 103, a steering section 104 with controllable wings 105a, 105b on a steering device 106 Via quick-release fasteners 109a, 109b, 109a ', 109b', additional engine can be used 108 and a marching engine 107 with a launch engine 110.
  • the Missile according to Figure 1a with the charge cartridge 102 and the Additional engine 108 in the installed operating position is for firing a weapon platform, such as those attached to tanks, suitable.
  • the active charge cartridge 102 can, as shown in FIG. 1a by the arrows A symbolized, manually removed from the active cargo compartment 101 and by a other active charge cartridge 102 ', see Figure 1b, are replaced.
  • the auxiliary engine 108 can from the missile due to Quick release 109a, 109a 'to the steering section 104 and the Quick-release fastener 109b, 109b 'can be expanded to the marching engine 107, so that the marching engine 197 directly to the steering section 104 via the Quick release fastener 109a, 109b can be attached as shown in Figure 1b.
  • the expansion of the auxiliary engine 108 naturally results in a Center of gravity shift, for example by a longitudinal shift of the Wings 105a can be counteracted, that is, the distance between the forward side of the wings 105 and the solid takeoff engine 103, is from the distance a for that shown in Figure 1a Missile, which is to be closed by a platform, on the in the figure 1b distance a 'shown for a missile carrying a man.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Description

Die gegenwärtige Erfindung betrifft einen Flugkörper zur Bekämpfung feststehender und/oder beweglicher Ziele mit einem Suchkopf, einer in Flugrichtung hinter diesem angeordneten Wirkladung, einem in Flugrichtung hinter der Wirkladung angeordneten Triebwerk, wie einem Feststoff-Starttriebwerk mit seitlichen Auslaßdüsen, einem in Flugrichtung hinter dem Triebwerk angeordneten Lenkabschnitt, wobei der Lenkabschnitt steuerbare Tragflächen, wie Seiten- und/oder Heckflügen, und eine Lenkeinrichtung aufweist, und einem am Heck angeordneten Marschtriebwerk.
Solch ein Flugkörper ist, beispielsweise, aus der DE 196 26 075 C1 bekannt. Der bekannte Flugkörper ist in Figur 2 im Querschnitt dargestellt und umfaßt in Flugrichtung einen Suchkopf 1, einen Gefechtskopf 2, ein Triebwerk 3 mit seitlichen Strahldüsen 32, ein Zentralmodul 4 mit einem Ruderstellsystem für Tragflächen 42 und ein Marsch-Triebwerk 5 mit Gasleiterrohr 52 sowie ein Abschußtriebwerk 6. Dieser bekannte Flugkörper zeichnet sich dabei durch das Zentralmodul mit einem Ruderstellsystem zum Falten oder Klappen der Tragflächen aus, wobei ein erstes Triebwerk in Längsrichtung vor dem Zentralmodul und ein zweites Triebwerk in Längsrichtung hinter dem Zentralmodul angeordnet ist, was eine Anpassung der Schubprofile beziehungsweise Energieverteilung an ein spezielles Missionsprofil, insbesondere durch zeitlich getaktet Zündung der Triebwerke, ermöglicht.
Ferner sind eine Reihe von konstruktiven Ausführungen von klappbaren oder faltbaren Flügeln bekannt, durch die zu Transportzwecken der benötigte Raumbedarf erheblich reduziert werden kann. So ist, beispielsweise, aus der DE 38 38 737 C2 ein Flugkörper bekannt, bei dem mittels eines Zugstückes ein Gleitflügelhalter aus einer Transportstellung in eine Flugstellung schwenkbar ist. Aus der DE 39 18 244 C2 ist andererseits ein Flugkörper bekannt, der einen lamellenförmigen Fächer als Flügel verwendet.
Außerdem ist es bekannt, die Aerodynamik von Flugkörpern über einen Spoiler zu regulieren, wie, beispielsweise, in der DE 42 39 589 A1 offenbart.
Hilfstriebwerke, die an Flugkörper anschließbar sind und zu einer Leistungserhöhung der Flugkörper beitragen, sind in der EP 0 227 211 A1, DE 38 72 773 T2 und US 4,364,530, beispielsweise, offenbart. Diese bekannten Hilfstriebwerke werden nur zur Beschleunigung während einer Anflugphase verwendet und im Flug abgestoßen.
Femer ist es aus der US 4,348,956 bekannt, modulare Flugkörper vorzusehen, wobei insbesondere zwischen einem Gefechtskopf und einem Raketenmotor eine lösbare Verbindung vorgesehen sein kann.
Ein Bajonettverschluß in einem Flugkörper ist, beispielsweise, in der GB 2130690 A offenbart.
Nachteilig am Stand der Technik ist jedoch, daß prinzipiell zwischen Flugkörpern unterschieden wird, die entweder manntragbar oder von einer Waffenplattform verschießbar sind. Diese Unterscheidung läßt sich vornehmlich auf das unterschiedliche Leistungsvermögen, nämlich den unterschiedlichen Schußbereich der jeweiligen Lenkflugkörper, zurückführen.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, den gattungsgemäßen Flugkörper derart weiterzuentwickeln, daß er vielfältiger einsetzbar ist, nämlich einerseits als manntragbarer und andererseits als waffenplattformverschießbarer Flugkörper mit vergrößertem Schußbereich, was zu einer höheren Flexibilität am Gefechtsort und einer erheblichen Kosteneinsparung führt.
Diese Aufgabe wird erfmdungsgemäß dadurch gelöst, daß das Marschtriebwerk mittels eines ersten Schnellverschlusses, wie eines manuell bedienbaren Bajonettverschlusses oder dergleichen, mit dem Lenkabschnitt lösbar verbunden ist, und zwischen dem Lenkabschnitt und dem Marschtriebwerk mittels mindestens eines zweiten Schnellverschlußes, wie eines manuell bedienbaren Bajonettverschlusses oder dergleichen, bedarfsweise zumindest ein Zusatztriebwerk einsetzbar ist.
Dabei ist es gemäß der Erfindung bevorzugt, daß zumindest ein Teil der Tragflächen des Lenkabschnitts zur Beeinflussung der Druckpunktlage und/ oder der aerodynamischen Kräfte und Momente wahlweise, in Anpassung an verschiedene Missionsanforderungen, wie beim Einfügen oder Entnehmen des zumindest einen schwerpunktsverändemden Zusatztriebwerk, und/oder Trimmauftriebseigenschaften, klappbar, schwenkbar, wickelbar und/oder verschiebbar ausgestaltet ist.
Erfindungsgemäß wird dabei vorgeschlagen, daß die Tragflächen des Lenkabschnitts beim Einsetzen des Zusatztriebwerks insbesondere zur Anpassung des Druckpunktes der Lenkeinrichtung an den durch das Einsetzen des Zusatztriebwerks axial verschobenen Schwerpunkt des Flugkörpers zumindest zum Teil verstellbar, insbesondere axial verschiebbar, sind.
Bevorzugt ist dabei ferner, daß die Verstellung zumindest eines Teils der Tragflächen beim Einsetzen des Zusatztriebwerks automatisch erfolgt.
Die Verstellung kann durch mechanische Kopplung des die Tragflächen enthaltenden Lenkabschnitts über eine mechanische Kennung des zweiten Schnellverschlusses zum Zusatztriebwerk erfolgt.
Eine weitere bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, daß die Wirkladung als auswechselbare Wirkladungspatrone in einem Wirkladungsabteil untergebracht ist, wobei das Wirkladungsabteil vorzugweise manuell öffnen- und schließbar ist.
Dabei kann vorgesehen sein, daß die Wirkladungspatrone zur Schwerpunktskorrektur, spätestens nach vollständigem Abbrennen des in Flugrichtung dahinter angeordneten Triebwerks, zumindest teilweise in Flugrichtung axial nach hinten verschiebbar ist.
Die Erfindung sieht dabei auch vor, daß die Wirkladungspatrone beim und/oder nach Abbrennen des Festtreibstoffes des Feststoff-Starttriebwerks in den ursprünglich für den Festtreibstoff vorgesehenen Raum verschiebbar ist.
In Flugrichtung kann am hinteren Ende des Marschtriebwerks ein Abschußtriebwerk angeordnet sein.
Der Erfindung liegt somit die überraschende Erkenntnis zugrunde, daß ein Zusatztriebwerk, selbst kurzfristig und in Anpassung an die jeweilige Gefechtssituation vor Ort, einfach zwischen einen Lenkabschnitt und ein Marschtriebwerk einsetzbar oder von dort entfembar ist, um entweder einen plattformverschießbaren Flugkörper oder einen manntragbaren Flugkörper zu erhalten.
Dabei ist es vorteilhaft, wenn insbesondere die Schwerpunktsverschiebung aufgrund des Einsatzes beziehungsweise Nicht-Einsatzes des Zusatztriebwerks durch ein erfindungsgemäßes Verschieben der Tragflächen ausgeglichen wird.
Eine weitere bevorzugte Ausführungsform der Erfindung sieht vor, daß man in Anpassung an die gewünschte Mission auch die jeweilige Wirkladungspatrone vor Ort schnell austauschen kann, indem dieselbe in einem Wirkladungsabteil auswechselbar untergebracht ist.
Dabei kann auch die genaue Position der Wirkladungspatrone erfindungsgemäß zu einer Schwerpunktsanpassung eingesetzt werden.
Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Bcschreibung, in der zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand von schematischen Zeichnungen im einzelnen erläutert sind. Dabei zeigt:
Figur 1a
einen plattformverschießbaren Flugkörper im Querschnitt, der durch Entnahme eines Zusatztriebwerks zu einem manntragbaren Flugkörper umgebaut werden kann;
Figur 1b
den manntragbaren Flugkörper, der durch Umbauen des in Figur 1a gezeigten Flugkörpers entstanden ist, im Querschnitt; und
Figur 2
einen bekannten Flugkörper im Querschnitt.
Wie Figur 1a zu entnehmen ist, umfaßt ein erfindungsgemäßer Flugkörper in Flugrichtung einen Suchkopf 100, ein Wirkladungsabteil 101 für eine Wirkladungspatrone 102, ein Feststoff-Starttriebwerk 103, einen Lenkabschnitt 104 mit steuerbaren Tragflächen 105a, 105b an einer Lenkeinrichtung 106, ein über Schnellverschlüsse 109a, 109b, 109a', 109b', einsetzbares Zusatztriebwerk 108 und ein Marschtriebwerk 107 mit einem Abschußtriebwerk 110. Der Flugkörper gemäß Figur 1a mit der Wirkladungspatrone 102 und dem Zusatztriebwerk 108 in eingebauter Betriebsstellung ist zum Verschießen von einer Waffenplattform, wie sie beispielsweise an Panzern angebracht sind, geeignet.
Erfordert es die Gefechtssituation jedoch, beispielsweise aufgrund geographischer Gegebenheiten, daß der in Figur 1a angedeutete Flugkörper umgehend einem Soldaten eines Spähtrupps zur Verfügung gestellt wird, so kann ein Umbau wie folgt vor Ort vonstatten gehen: Die Wirkladungspatrone 102 kann, wie in Figur 1a durch die Pfeile A symbolisiert, manuell aus dem Wirkladungsabteil 101 entfernt und durch eine andere Wirkladungspatrone 102', siehe Figur 1b, ersetzt werden.
Das Zusatztriebwerk 108 kann aus dem Flugkörper aufgrund des Schnellverschlusses 109a, 109a' zum Lenkabschnitt 104 und des Schnellverschlusses 109b, 109b' zum Marschtriebwerk 107 ausgebaut werden, damit das Marschtriebwerk 197 direkt an den Lenkabschnitt 104 über den Schnellverschluß 109a, 109b angebracht werden kann, wie in Figur 1b gezeigt.
Durch den Ausbau des Zusatztriebwerks 108 kommt es selbstverständlich zu einer Schwerpunktsverschiebung, der beispielsweis durch eine Längsverschiebung der Tragflächen 105a entgegengewirkt werden kann, das heißt der Abstand zwischen der in Flugrichtung liegenden Vorderseite der Tragflächen 105 und dem Feststoff-Starttriebwerk 103, wird von dem Abstand a für den in Figur 1a gezeigten Flugkörper, der von einer Plattform zu verschließen ist, auf den in den Figur 1b dargestellten Abstand a' für einen manntragenden Flugkörper erhöht.
Zudem kann sowohl im Falle des Flugkörpers gemäß Figur 1a als auch des Flugkörpers gemäß Figur 1b beim Abbrand eine Schwerpunktskorrektur stattfinden, insbesondere beim Abbrand des Feststoff-Triebwerks 103 durch axiales Verschieben der Wirkladungspatrone 102, 102' in Flugrichtung nach hinten.

Claims (9)

  1. Flugkörper zur Bekämpfung feststehender und/oder beweglicher Ziele mit einem Suchkopf,
    einer in Flugrichtung hinter diesem angeordneten Wirkladung,
    einem in Flugrichtung hinter der Wirkladung angeordneten Triebwerk, wie einem Feststoff-Starttriebwerk mit seitlichen Auslaßdüsen,
    einem in Flugrichtung hinter dem Triebwerk angeordneten Lenkabschnitt, wobei der Lenkabschnitt steuerbare Tragflächen, wie Seiten- und/oder Heckflügel, und eine Lenkeinrichtung aufweist, und
    einem am Heck angeordneten Marschtriebwerk,
    dadurch gekennzeichnet, daß
    das Marschtriebwerk (107) mittels eines ersten Schnellverschlußes (109a,109b), wie eines manuell bedienbaren Bajonettverschlusses oder dergleichen, mit dem Lenkabschnitt (104) lösbar verbunden ist; und
    zwischen dem Lenkabschnitt (104) und dem Marschtriebwerk (107) mittels mindestens eines zweiten Schnellverschlusses (109a, 109a', 109b, 109b'), wie eines manuell bedienbaren Bajonettverschlusses oder dergleichen, bedarfsweise zumindest ein Zusatztriebwerk (108) einsetzbar ist.
  2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
    zumindest ein Teil der Tragflächen (105a) des Lenkabschnitts (104) zur Beeinflussung der Druckpunktlage und/oder der aerodynamischen Kräfte und
    Momente wahlweise, in Anpassung an verschiedene Missionsanforderungen, wie beim Einfügen oder Entnehmen des zumindest einen schwerpunktsverändernden Zusatztriebwerks (108) und/oder Trimmauftriebseigenschaften, klappbar, schwenkbar, wickelbar und/oder verschiebbar ausgestaltet ist.
  3. Flugkörper nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Tragflächen (105a) des Lenkabschnitts (104) beim Einsetzen des Zusatztriebwerks (108) insbesondere zur Anpassung des Druckpunktes der Lenkeinrichtung (106) an den durch das Einsetzen des Zusatztriebwerks (108) axial verschobenen Schwerpunkt des Flugkörpers zumindest zum Teil verstellbar, insbesondere axial verschiebbar, sind.
  4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Verstellung zumindest eines Teils der Tragflächen (105a) beim Einsetzen des Zusatztriebwerks (108) automatisch erfolgt.
  5. Flugkörper nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Verstellung durch mechanische Kopplung des die Tragflächen (105a, 105b) enthaltenden Lenkabschnitts (104) über eine mechanische Kennung des zweiten Schnellverschlusses (109a, 109a') zum Zusatztriebwerk (108) erfolgt.
  6. Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Wirkladung als auswechselbare Wirkladungspatrone (102, 102') in einem Wirkladungsabteil (101) untergebracht ist, wobei das Wirkladungsabteil (101) vorzugweise manuell öffnen- und schließbar ist.
  7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Wirkladungspatrone (102, 102') zur Schwerpunktskorrektur, spätestens nach vollständigem Abbrennen des in Flugrichtung dahinter angeordneten Triebwerks (103), zumindest teilweise in Flugrichtung axial nach hinten verschiebbar ist.
  8. Flugkörper nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß
    die Wirkladungspatrone (102, 102') beim und/oder nach Abbrennen des Festtreibstoffes des Feststoff-Starttriebwerks (103) in den ursprünglich für den Festtreibstoff vorgesehenen Raum verschiebbar ist.
  9. Flugkörper nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß
    in Flugrichtung am hinteren Ende des Marschtriebwerks (107) ein Abschußtriebwerk (110) angeordnet ist.
EP99939953A 1998-06-26 1999-06-25 Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele Expired - Lifetime EP1090266B1 (de)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19828645A DE19828645C1 (de) 1998-06-26 1998-06-26 Flugkörper zur Bekämpfung feststehender und/oder beweglicher Ziele
DE19828645 1998-06-26
PCT/DE1999/001863 WO2000000781A1 (de) 1998-06-26 1999-06-25 Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1090266A1 EP1090266A1 (de) 2001-04-11
EP1090266B1 true EP1090266B1 (de) 2002-09-18

Family

ID=7872186

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP99939953A Expired - Lifetime EP1090266B1 (de) 1998-06-26 1999-06-25 Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele

Country Status (5)

Country Link
US (1) US6462322B1 (de)
EP (1) EP1090266B1 (de)
CA (1) CA2336051A1 (de)
DE (2) DE19828645C1 (de)
WO (1) WO2000000781A1 (de)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7012233B2 (en) * 2002-06-19 2006-03-14 Lockheed Martin Corporation Thrust vectoring a flight vehicle during homing using a multi-pulse motor
DE102008014257B4 (de) 2008-03-13 2009-12-03 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Lenkflugkörper
RU2518126C2 (ru) * 2012-09-25 2014-06-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Конструкторское бюро машиностроения" Управляемая ракета в транспортно-пусковом контейнере
DE102013006812B4 (de) * 2013-04-19 2015-01-15 Mbda Deutschland Gmbh Lenkflugkörper sowie Wirksystem, umfassend den Lenkflugkörper
CN112824820A (zh) * 2019-11-21 2021-05-21 北京恒星箭翔科技有限公司 一种40毫米火箭筒用反低小慢目标防空导弹系统及拦截方法
CN113551565B (zh) * 2021-09-18 2021-11-30 中国科学院力学研究所 一种级间段气动保形的固体火箭及分离方法

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1086153B (de) * 1958-10-10 1960-07-28 Boelkow Entwicklungen Kg Ringfoermiges Kupplungsglied fuer Flugkoerper
DE1800776C3 (de) * 1968-10-03 1975-12-11 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen RückstoBgetrlebener Flugkörper
US4327885A (en) * 1971-10-06 1982-05-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Thrust augmented rocket
DE2201130A1 (de) * 1972-01-11 1973-07-19 Clemens Scheitz Feststoffstufenrakete mit gastechnischer abschussanlage
US4348956A (en) 1980-08-29 1982-09-14 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Artillery shell comprising two sections having complementary coupling members for connecting the sections together
US4364530A (en) 1980-09-08 1982-12-21 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Propulsion/control modular booster
IL79864A (en) * 1985-11-25 1994-05-30 Hughes Aircraft Co Detachable mechanism for creating a directed thrust for an aeronautical vehicle
US4844380A (en) 1985-11-25 1989-07-04 Hughes Aircraft Company Detachable thrust vector mechanism for an aeronautical vehicle
FR2613824B1 (fr) * 1987-04-10 1993-05-28 Lacroix E Tous Artifices Roquette autopropulsee et dispositif pyrotechnique de lancement incorporant celle-ci
DE3838737C2 (de) * 1987-09-08 1996-05-30 Diehl Gmbh & Co Submunitions-Flugkörper
DE3918244A1 (de) * 1989-06-05 1990-12-06 Diehl Gmbh & Co Von einem flugkoerper wegklappbarer fluegel
US5020436A (en) 1989-07-24 1991-06-04 General Dynamics Corp., Air Defense Systems Div. Booster retarding apparatus
FR2658284B1 (fr) * 1990-02-09 1994-05-27 Thomson Brandt Armements Systeme d'assemblage de troncons d'engins tels que missiles, munitions, etc..
DE4239589A1 (de) * 1992-11-25 1994-05-26 Deutsche Aerospace Vorrichtung zum Steuern von Flugkörpern mit einem aerodynamisch wirkenden Steuerkörper
DE19626075C1 (de) * 1996-06-28 1998-01-15 Buck Chem Tech Werke Flugkörper zur Bekämpfung beweglicher Ziele

Also Published As

Publication number Publication date
WO2000000781B1 (de) 2000-02-24
WO2000000781A1 (de) 2000-01-06
CA2336051A1 (en) 2000-01-06
DE59902770D1 (de) 2002-10-24
DE19828645C1 (de) 1999-11-18
US6462322B1 (en) 2002-10-08
WO2000000781A9 (de) 2000-08-03
EP1090266A1 (de) 2001-04-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE19740888C2 (de) Verfahren zum autonomen Lenken eines drallstabilisierten Artilleriegeschosses und autonom gelenktes Artilleriegeschoß zur Durchführung des Verfahrens
DE2935044C2 (de)
DE10212653B4 (de) Lenkwaffen-Startvorrichtung und Verfahren zum Starten von Lenkwaffen
DE3048617A1 (de) Gefechtskopf mit sekundaerkoerpern als nutzlast
DE3301873A1 (de) Flugkoerper
EP1399706B1 (de) Artillerie-projektil mit austauschbarer nutzlast
EP1090266B1 (de) Flugkörper zur bekämpfung feststehender und/oder beweglicher ziele
DE102008014257B4 (de) Lenkflugkörper
EP0151676A2 (de) Geschoss mit einem Nutzlastteil und einem Antriebsteil
DE60302281T2 (de) Waffe, die eine Rakete enthält, und die an einem Tarnkappen-Flugzeug montiert ist, und Waffensystem, das ein Tarnkappen-Flugzeug und eine solche Waffe enthält
EP2567184B1 (de) Geschoss mit einem flügelleitwerk
EP0259535A2 (de) Leitwerk mit entfaltbaren Flügeln
DE3529897C2 (de)
DE2635676A1 (de) Leitwerk fuer raketen
EP4051978B1 (de) Waffenrohr
DE102007048073A1 (de) Verfahren zum Verbringen von Sonarbojen in ein Zielgebiet und Flugkörper zur Durchführung dieses Verfahrens
DE1944152A1 (de) Munition,bestehend aus einem Abschussrohr und einem darin befindlichen Flugkoerper
DE3726735B3 (de) Rakete mit variablem Tragwerk
DE10226515B3 (de) Mörsergranate
DE1578079C (de) Mehrstufige Feststoffrakete
DE19806066B4 (de) Flugkörper gegen Reaktivpanzerung
DE19509346C2 (de) Leitwerkstabilisierter Flugkörper
DE3148170C2 (de) Hohlladungsmunition mit herausschiebbarem Abstandsdorn
DE1949031A1 (de) Vorrichtung zum Verbinden von Startraketen mit einem rueckstossgetriebenem Flugkoerper
DE3149595A1 (de) Aerodynamische bremseinrichtung fuer flugkoerper, insbesondere raketen

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20001122

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB IT

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

17Q First examination report despatched

Effective date: 20011119

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAG Despatch of communication of intention to grant

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB IT

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20020918

REF Corresponds to:

Ref document number: 59902770

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20021024

ET Fr: translation filed
PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20030619

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20050610

Year of fee payment: 7

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20050613

Year of fee payment: 7

Ref country code: DE

Payment date: 20050613

Year of fee payment: 7

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20060625

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20060630

Year of fee payment: 8

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070103

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20060625

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

Effective date: 20070228

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20060630

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20070625