EP2101139A2 - Lenkflugkörper - Google Patents

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EP2101139A2
EP2101139A2 EP09002986A EP09002986A EP2101139A2 EP 2101139 A2 EP2101139 A2 EP 2101139A2 EP 09002986 A EP09002986 A EP 09002986A EP 09002986 A EP09002986 A EP 09002986A EP 2101139 A2 EP2101139 A2 EP 2101139A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
unit
guided missile
shell
designed
Prior art date
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Granted
Application number
EP09002986A
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English (en)
French (fr)
Other versions
EP2101139A3 (de
EP2101139B1 (de
Inventor
Peter Gerd Fisch
Michael Dr. Gross
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.)
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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Publication date
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Publication of EP2101139A3 publication Critical patent/EP2101139A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2101139B1 publication Critical patent/EP2101139B1/de
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Anticipated expiration legal-status Critical

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    • 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
    • F42B15/10—Missiles having a trajectory only in the air

Definitions

  • the invention relates to a guided missile, which is equipped with a sensor unit, with a drive unit and with a payload unit.
  • a guided missile is typically assembled from a number of different prefabricated units.
  • the various units each of which has specific functions assigned to it, are each manufactured - in part by different manufacturers - as separate fuselage sections which are only assembled during final assembly to form the final guided missile.
  • separate body sections for example, the sensor or target search unit, optionally with control electronics, the drive unit and the payload unit, which carries an active system such as an explosive charge manufactured.
  • the fuselage sections representing these units are usually assembled with suitable coupling means during final assembly. As is known, older missiles can be modernized by replacing these individual units due to this design.
  • the object of the invention is to provide a guided missile of the type mentioned, which allows the most flexible adaptation to currently required conditions of use.
  • a missile with a sensor unit, with a drive unit and with a payload unit, wherein the outer contour forming, along a longitudinal direction extending missile shell is included, which is adapted to receive the sensor unit, the drive unit and the payload unit, and wherein at least two of the units are mounted side by side in the longitudinal direction.
  • the invention proceeds from the consideration that replacement of the sensor unit, the drive unit and / or the payload unit with an alternative variant should be possible as quickly as possible for the best possible satisfaction of the mission requirements imposed on a guided missile.
  • the invention recognizes that the hitherto known design of a guided missile, according to which the individual units are manufactured as fuselage sections, does not offer this possibility. Because the change of such a unit manufactured as a fuselage section can only be made within narrow limits, since otherwise a change in the overall flight mechanical design would result. In particular, the mass and the overall center of gravity would no longer correspond to the original design data. The required adaptation of aerodynamics would de facto require the creation of a new guided missile.
  • the invention now starts from the consideration that the highest possible flexibility of the guided missile can be achieved with respect to its adaptation to a wide variety of deployment scenarios, by detaching from the hitherto customary construction of a guided missile from individual fuselage sections. This is done in a surprising manner in that a the outer contour of the missile forming, is provided along a longitudinal direction extending missile shell, which is designed to receive the individual units. By this measure, it is now possible to design the individual units outside the conditional by the aerodynamics of the missile tight rules. In a certain, located inside the missile shell cargo volume, the individual units with variant-specific differing dimensions and masses can be assembled into an overall arrangement without this would have significant changes in the aerodynamics of the missile result.
  • the overall center of gravity of the guided missile can be maintained, although the individual variants of the respective unit differ from one another in their total mass or in their mass distribution. Because it can, for example, the mass of a unit, such as the payload unit, in a mass of another unit, such as the drive unit, be relocated. In this way, both the total mass of the missile and its remains Overall focus essentially unchanged, regardless of an exchange of individual units.
  • the guided missile described has compared to a conventional missile on a much higher modularity, which can be supported in particular by standardized interfaces within the overall system. With the specified missile can thus be highly flexible response to different mission requirements or use scenarios.
  • the described high modularity missile may be designed as a light and small missile of less than 2 meters in length and with a total mass of less than about 70 kg.
  • Such small missiles are currently usually designed for a narrow purpose. Changes in the payload lead directly to a re-interpretation in terms of aerodynamics and the scheme.
  • the mission profiles can not be varied in terms of the most intelligent approach possible.
  • the drive units of such current missile are designed only for a more or less direct attack on the target.
  • various effective systems can now be used, for example, as payload units. These may include, for example, directional and non-directional warheads of different strengths, as well as non-lethal action systems. These active systems are naturally different in terms of geometry, mass and center of gravity, so that their replacement in conventional missiles has not been possible.
  • a light guided missile can also be handled manually if necessary, and can be steered autonomously to the destination by taking advantage of the nature of the terrain using sensors or GPS.
  • GPS stands for a satellite-based global positioning system.
  • a mission abort or a mission change by the operator can still be made possible during the flight, if, for example by means of the sensor in the missile a higher value target has been detected or if it is recognized after launch that the attack is not meaningful.
  • the drive unit and the payload unit are mounted side by side in the missile shell.
  • This embodiment makes sense, since it is often necessary to use different active systems for different deployment scenarios or goals.
  • the active systems are different from each other in terms of their geometries and masses.
  • the specific arrangement of the payload unit next to the drive unit makes it possible to integrate the different variants in the missile without its overall center of gravity would change. For example, a correspondingly large warhead is needed to combat an armored vehicle.
  • Non-lethal agents are smaller and lighter.
  • the overall center of gravity of the guided missile does not differ, or only insignificantly, as a function of the payload. Effects of the still existing mass differences can be easily compensated for example by a flight controller.
  • the drive unit usually occupies the majority of the length of a missile, in addition to the drive unit, the overall length of the missile is reduced by the arrangement of the payload unit. Despite compared to a conventional missile complex geometry of the presently described missile builds compact overall.
  • the arrangement of the payload unit next to the drive unit also offers the advantage of an undisturbed effective direction.
  • a hollow charge used as a payload does not need to first strike through its own sensor unit or sensor system, which is arranged in front of the payload unit in the case of a conventional guided missile in the longitudinal direction.
  • the payload unit is laterally offset transversely to the longitudinal direction relative to the sensor unit.
  • At least one of the units is designed as an exchangeable module.
  • the modular design allows easy replacement of the different variants of the units provided in each case.
  • the different variants with uniform interfaces electrical and / or mechanical nature so that both an easy installation in the missile as well as an easy replacement of two modules results.
  • it can also be provided to provide the modules with interfaces to one another, so that, if appropriate, a plurality of units can be easily assembled.
  • the exchangeable modules are designed and arranged in the steering body shell such that the position of the overall center of gravity remains substantially constant in a module exchange.
  • the individual units may be designed so that a displacement relative to the guided missile shell and with respect to further units, in particular in the longitudinal direction, is made possible.
  • the units may be selected as a whole so that they differ in terms of their geometry and mass variant-specific, but have a uniform mass distribution and uniform mass to the group required in each case.
  • the sensor unit is preferably designed as an electro-optical, infrared radar or ladar seeker, in particular a modular design.
  • the seeker head can be designed both as a rigid and as with respect to the guided missile shell movable seeker.
  • the guided missile is thus able, depending on the selection of the corresponding sensor unit, to directly detect and approach the target or to execute a predetermined target approach by detecting terrain-specific properties.
  • the sensor unit can also be equipped with GPS navigation, so that a satellite-based mission is also possible.
  • the sensor unit is further advantageously designed remotely controllable.
  • the guided missile can in particular be guided manually by an operator to the destination or be retrieved in the event of a mission abort.
  • the guided missile For the own coverage of the guided missile it may be necessary to be able to fly at low altitude during the entire mission. This is also necessary, for example, to combat a hidden between street canyons goal. If the guided missile o-per Schl over long periods at low altitudes, a drive system is necessary, the throughout the flight duration Thrust supplies. In order to achieve the necessary firing times, a design of the engine may be necessary.
  • a turbine engine a solid propulsion engine or a gel engine are advantageously provided as different variants of the propulsion unit.
  • a microturbine engine may be provided, as it is known, for example from model making.
  • a so-called forehead burner engine is particularly suitable for small missile dimensions.
  • the drive unit is to be arranged approximately centrally, since essentially the flight characteristics of the guided missile are determined by the drive unit.
  • This embodiment also offers the possibility to design the fuel reduction during the flight so that this changes the overall center of gravity only insignificantly.
  • a turbine engine is provided as the drive unit, it is expedient to include a fuel module which can be connected to the turbine engine, the missile shell being designed to receive the fuel module close to the center of gravity. This ensures that the aerodynamics of the guided missile is not influenced by a shift of the overall center of gravity by the consumption of fuel during the flight, which is taken from the focus arranged fuel module.
  • the engine structure of the solid fuel engine made of a fiber composite material, in particular of a carbon fiber reinforced plastic.
  • the payload unit is in particular a hollow charge unit or a so-called HPMW unit. If the shaped charge unit is arranged next to the drive unit and thus next to the sensor unit, then this unit has an unrestricted effective direction in the longitudinal direction of the guided missile.
  • the H IgH ower- P M can be used icro- W ave unit, which by means of high-energy microwave radiation in particular can be used to destroy electronic components at the destination.
  • the missile shell is preferably made of a fiber composite material, in particular of a carbon fiber reinforced plastic. As a result, in turn, the total mass of the missile can be significantly reduced. This also increases its potential applications.
  • a fiber composite material By choosing a fiber composite material, the components of the missile are optimized with regard to a high power-to-weight ratio. The tenacity and the specific stiffness of such a material is large. In particular, in terms of stiffness offer the carbon fiber reinforced plastics. Incidentally, a fiber composite material is to be preferred, since due to the favorable shaping properties and complex geometries for the guided missile shell are to be realized. If a fiber composite material is also used for the engine structure, then the engine and, in general, the guided missile has a deliberate, good-natured behavior in the event of a fire or shelling. This so-called IM (insensitive ammunition) property, in particular, largely avoids chain reactions to stored ammunition or stored weapons.
  • IM insensitive ammunition
  • Such surface geometries are to be avoided, wherein surfaces are at an angle of approximately 90 ° to each other.
  • Such geometries reflect radiation incident on the principle of a "cat's eye” in the direction of the transmitter.
  • the drive unit is equipped in such a way that it is located substantially inside the guided missile shell.
  • the missile shell further preferably has a receiving space for the longitudinally displaceable recording of the units.
  • the missile is designed in a favorable embodiment as a so-called light-weight missile and has a total mass of less than 70 kg, in particular between 50 and 60 kg on.
  • the guided missile has a total length of less than 2 m.
  • the guided missile shell is advantageously designed for fastening wings produced in modular design.
  • Various variants of the wings make it possible to respond flexibly to different mission orders.
  • the wings are designed retractable.
  • Fig. 1 is schematically shown in a cross section a guided missile 1, which has a the outer contour forming missile shell 3.
  • the individual units 5, 7 and 8 are each manufactured in modular construction in application-specific variants and designed by means of standard interfaces for a rapid exchange within the missile shell 3.
  • a tail 9 which is designed as a part of the missile shell 3.
  • the sensor unit 5 is located in the tip of the guided missile 1 and is designed as an infrared seeker, which is designed to be movable relative to the missile shell 3.
  • an infrared seeker head for example, a specific terrain shape can be detected and from this the guided missile 1 can be kept on a desired target approach.
  • the inside of the missile body 3 arranged in a receiving space 10 drive unit 7 is formed as a solid fuel engine 11, in particular as a so-called front burner.
  • a solid fuel engine 11 in particular as a so-called front burner.
  • the drive unit 7 and the payload unit 8 are arranged side by side in the receiving space 10 with respect to the longitudinal direction 4.
  • the payload unit 8 is presently designed, for example, as a shaped charge. One recognizes the forwardly directed free direction of action for the shaped charge. Compared to a conventional missile, it is not necessary first to penetrate the sensor system 5.
  • the geometry of the payload unit 8 with respect to the overall center of gravity can be changed symmetrically in the longitudinal direction 4.
  • a shift of the individual center of gravity, for example, the payload unit 8 be compensated by a correspondingly oppositely directed displacement of the individual center of gravity of the drive unit 7. The same applies to the individual masses.
  • the steering missile 1 shown has a compared to conventional missiles with individual fuselage sections a much higher flexibility in terms of variant-specific configurations of the individual units.
  • the guided missile 1 can be adapted specifically to different deployment scenarios or mission orders by appropriate selection of the desired variants of the individual units.
  • the sensor unit 5 further has a remote control module 13, which allows a user-specific control of the guided missile 1.
  • Fig. 2 is opposite Fig. 1 Slightly modified guided missile 1 'shown in a partially transparent representation.
  • the guided missile 1 ' now has a rigid seeker head 15 at its tip as the sensor unit 5.
  • this is designed as a radar seeker and serves a direct target approach.
  • a turbine engine 16 is used, which comprises two known from the model microturbines.
  • the guided missile 1 ' is thus designed for a longer flight with low speed and low altitude.
  • the guided missile 1 ' carries an HPMW unit which is not intended to destroy electronic components lethally at the destination.
  • a fuel module 17 is further attached, which supplies the fuel supply for the turbine engine 16. Due to the fact that the fuel module 17 is arranged approximately in the vicinity of the overall center of gravity of the guided missile 1 ', the overall center of gravity of the guided missile 1' does not change or only insignificantly changes due to the fuel consumption during the flight.
  • Fig. 3 is in a plan view of the guided missile 1, for example according to Fig. 1 shown. It can now be seen that in the missile shell 3 wings 19 are used to improve the flight characteristics of the missile 1. At the end of the missile 1 turn the tail 9 is visible.
  • the missile shell 3 is designed to minimize a Radarnizstrahlqueritess.
  • the missile shell 3 is configured overall with a complex geometry and has in detail individual facets 20, which indeed cause a reflection of an incoming target detection radiation, but largely a reflection back to the transmitter is avoided.
  • surfaces are avoided by this facet-like configuration, which form an angle of approximately 90 ° to each other.
  • the missile shell 3 is made of a carbon fiber reinforced plastic, this is extremely light and difficult to ignite even in the case of fire or shelling.
  • Fig. 4 is a frontal view of the missile 1 according to Fig. 1 shown. It can now be seen that the tail 9 is formed by two mutually inclined fins, which are made as part of the missile shell 3. It further recognizes the wings 19 and the individual facets 20 of the missile shell. 3

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Abstract

Es wird ein Lenkflugkörper (1,1') mit einer Sensoreinheit (5), mit einer Antriebseinheit (7) und mit einer Nutzlasteinheit (8) angegeben, wobei eine die Außenkontur bildende, sich entlang einer Längsrichtung (4) erstreckende Flugkörperhülle (3) umfasst ist, die zur Aufnahme der Sensoreinheit (5), der Antriebseinheit (7) und der Nutzlasteinheit (8) ausgebildet ist, und wobei wenigstens zwei der Einheiten (5,7,8) in Längsrichtung (4) nebeneinander anbringbar sind. Der Lenkflugkörper (1,1') zeichnet sich gegenüber herkömmlichen Lenkflugkörpern durch eine erhöhte Modularität und somit durch eine erhöhte Flexibilität hinsichtlich verschiedener Einsatz-Szenarien aus.

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Lenkflugkörper, welcher mit einer Sensoreinheit, mit einer Antriebseinheit und mit einer Nutzlasteinheit ausgestattet ist.
  • Ein Lenkflugkörper wird typischerweise aus einer Anzahl verschiedener, vorgefertigter Einheiten zusammengebaut. Die verschiedenen Einheiten, denen jeweils spezifische Funktionen zugeordnet sind, werden dabei - teils von unterschiedlichen Herstellern - jeweils als separate Rumpfabschnitte hergestellt, die erst bei der Endmontage zu dem endgültigen Lenkflugkörper montiert werden. Als solche separate Rumpfabschnitte werden beispielsweise die Sensor- oder Zielsucheinheit, gegebenenfalls mit Steuerelektronik, die Antriebseinheit und die Nutzlasteinheit, die ein Wirksystem wie beispielsweise eine Sprengladung trägt, gefertigt. Die diese Einheiten repräsentierenden Rumpfabschnitte werden bei der Endmontage in der Regel mit geeigneten Kopplungsmitteln zusammengefügt. Bekanntermaßen können aufgrund dieser Bauweise auch ältere Lenkflugkörper durch den Austausch einzelner dieser Einheiten modernisiert werden.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, einen Lenkflugkörper der eingangs genannten Art anzugeben, der eine möglichst flexible Anpassung an momentan geforderte Einsatzbedingungen erlaubt.
  • Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch einen Lenkflugkörper mit einer Sensoreinheit, mit einer Antriebseinheit und mit einer Nutzlasteinheit, wobei eine die Außenkontur bildende, sich entlang einer Längsrichtung erstreckende Flugkörperhülle umfasst ist, die zur Aufnahme der Sensoreinheit, der Antriebseinheit und der Nutzlasteinheit ausgebildet ist, und wobei wenigstens zwei der Einheiten in Längsrichtung nebeneinander anbringbar sind.
  • Die Erfindung geht in einem ersten Schritt von der Überlegung aus, dass für eine möglichst optimale Befriedigung der an einem Lenkflugkörper gestellten Missionsanforderungen möglichst kurzfristig ein Austausch der Sensoreinheit, der Antriebseinheit und/oder der Nutzlasteinheit mit einer alternativen Variante möglich sein sollte.
  • In einem zweiten Schritt erkennt die Erfindung, dass die bisher bekannte Bauweise eines Lenkflugkörpers, gemäß der die einzelnen Einheiten als Rumpfabschnitte gefertigt sind, diese Möglichkeit nicht bietet. Denn die Änderung einer solchen als ein Rumpfabschnitt gefertigten Einheit kann nur in engen Grenzen erfolgen, da sich ansonsten eine Änderung der gesamten flugmechanischen Auslegung ergeben würde. Insbesondere würden die Masse und der Gesamtschwerpunkt nicht mehr den ursprünglichen Auslegungsdaten entsprechen. Durch die erforderliche Anpassung der Aerodynamik würde de facto ein neuer Lenkflugkörper geschaffen werden müssen.
  • In einem dritten Schritt geht die Erfindung nun von der Überlegung aus, dass sich eine möglichst hohe Flexibilität des Lenkflugkörpers bezüglich seiner Anpassung an verschiedenste Einsatz-Szenarien erreichen lässt, indem sich von dem bisher üblichen Aufbau eines Lenkflugkörpers aus einzelnen Rumpfabschnitten gelöst wird. Dies geschieht in überraschender Weise dadurch, dass eine die Außenkontur des Lenkflugkörpers bildende, sich entlang einer Längsrichtung erstreckende Flugkörperhülle vorgesehen ist, die zur Aufnahme der einzelnen Einheiten ausgebildet ist. Durch diese Maßnahme wird es nun möglich, die einzelnen Einheiten außerhalb der durch die Aerodynamik des Lenkflugkörpers bedingten engen Regeln auszugestalten. In einem gewissen, im Inneren der Flugkörperhülle befindlichen Ladevolumen können die einzelnen Einheiten mit sich variantenspezifisch unterscheidenden Abmessungen und Massen zu einer Gesamtanordnung zusammengefügt werden, ohne dass dies maßgebliche Änderungen hinsichtlich der Aerodynamik des Lenkflugkörpers zur Folge hätte. Sind dabei wenigstens zwei der Einheiten in Längsrichtung nebeneinander anbringbar, so kann der Gesamtschwerpunkt des Lenkflugkörpers beibehalten werden, obschon sich die einzelnen Varianten der jeweiligen Einheit in ihrer Gesamtmasse bzw. in ihrer Massenverteilung voneinander unterscheiden. Denn es kann beispielsweise die Masse einer Einheit, wie beispielsweise der Nutzlasteinheit, in eine Masse einer anderen Einheit, wie beispielsweise der Antriebseinheit, umgelagert werden. Auf diese Weise bleibt sowohl die Gesamtmasse des Lenkflugkörpers als auch dessen Gesamtschwerpunkt unabhängig von einem Austausch einzelner Einheiten im Wesentlichen unverändert.
  • Die aerodynamische Auslegung des Lenkflugkörpers bleibt somit erhalten. Gewisse Änderungen des Flugverhaltens, bedingt durch ein geändertes Massenträgheitsmoment, können bei Bedarf leicht durch angepasste Reglereinstellungen kompensiert werden.
  • Der beschriebene Lenkflugkörper weist gegenüber einem herkömmlichen Lenkflugkörper eine erheblich höhere Modularität auf, die insbesondere durch standardisierte Schnittstellen innerhalb des Gesamtsystems unterstützt werden kann. Mit dem angegebenen Lenkflugkörper kann somit hochflexibel auf unterschiedliche Missionsanforderungen bzw. Einsatz-Szenarien reagiert werden.
  • Der beschriebene, eine hohe Modularität aufweisende Lenkflugkörper kann insbesondere als ein leichter und kleiner Lenkflugkörper mit einer Länge von weniger als 2 m und mit einer Gesamtmasse von weniger als etwa 70 kg ausgelegt sein. Derartige kleine Flugkörper sind derzeit in aller Regel auf einen eng umrissenen Einsatzzweck ausgelegt. Änderungen in der Zuladung führen unmittelbar zu einer Neuauslegung in Bezug auf die Aerodynamik und die Regelung. Die Missionsprofile können hinsichtlich eines möglichst intelligenten Anfluges nicht variiert werden. Die Antriebseinheiten derartiger heutiger Lenkflugkörper sind nur für einen mehr oder weniger direkten Angriff auf das Ziel ausgelegt. Durch die hohe Modularität des angegebenen Lenkflugkörpers können nun beispielsweise als Nutzlasteinheiten verschiedene Wirksysteme zum Einsatz kommen. Diese können beispielsweise gerichtete und ungerichtete Sprengköpfe unterschiedlicher Stärke, wie auch nichtletale Wirksysteme umfassen. Diese Wirksysteme sind naturgemäß unterschiedlich hinsichtlich Geometrie, Masse und Schwerpunkt, so dass deren Austausch bei herkömmlichen Lenkflugkörpern nicht möglich gewesen ist.
  • Darüber hinaus kann ein leichter Lenkflugkörper gegebenenfalls bei Bedarf auch manuell gehandhabt werden und unter Ausnutzung der Geländebeschaffenheit sensor- oder GPS-gestützt autonom ins Ziel gelenkt werden. GPS steht dabei für ein satellitengestütztes Global-Positioning-System. Ebenfalls kann ein Missionsabbruch oder eine Missionsänderung durch den Bediener noch während des Fluges ermöglicht werden, wenn beispielsweise mittels der Sensorik im Lenkflugkörper ein höherwertiges Ziel entdeckt wurde oder wenn nach Abschuss erkannt wird, dass der Angriff nicht sinnvoll ist.
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung sind die Antriebseinheit und die Nutzlasteinheit nebeneinander in der Flugkörperhülle anbringbar. Diese Ausgestaltung bietet sich an, da häufig verschiedene Wirksysteme bei unterschiedlichen Einsatz-Szenarien oder Zielen eingesetzt werden müssen. Die Wirksysteme sind dabei hinsichtlich ihrer Geometrien und Massen zueinander verschieden. Die spezifische Anordnung der Nutzlasteinheit neben der Antriebseinheit ermöglicht es jedoch, die verschiedenen Varianten in den Lenkflugkörper zu integrieren, ohne dass sich dessen Gesamtschwerpunkt ändern würde. Beispielsweise wird zur Bekämpfung eines gepanzerten Fahrzeuges ein entsprechend großer Gefechtskopf benötigt. Nicht letale Wirkmittel hingegen sind eher kleiner und leichter.
  • Wird die Nutzlasteinheit demnach im Gesamtschwerpunkt angeordnet, so differiert die Gesamtschwerpunktlage des Lenkflugkörpers nicht oder nur unwesentlich in Abhängigkeit der Nutzlast. Auswirkungen der trotzdem vorhandenen Masseunterschiede können beispielsweise von einem Flugregler leicht kompensiert werden.
  • Da die Antriebseinheit in aller Regel den überwiegenden Teil der Länge eines Lenkflugkörpers einnimmt, wird durch die Anordnung der Nutzlasteinheit neben der Antriebseinheit zudem die Baulänge des Lenkflugkörpers reduziert. Trotz gegenüber einem herkömmlichen Lenkflugkörper komplexer Geometrie baut der vorliegend beschriebene Lenkflugkörper insgesamt kompakt.
  • Die Anordnung der Nutzlasteinheit neben der Antriebseinheit bietet zudem den Vorteil einer ungestörten Wirkrichtung. So braucht beispielsweise eine als Nutzlast eingesetzte Hohlladung nicht erst die eigene Sensoreinheit bzw. Sensorik durchzuschlagen, die bei einem herkömmlichen Lenkflugkörper in Längsrichtung vor der Nutzlasteinheit angeordnet ist. Vorliegend hingegen ist die Nutzlasteinheit quer zur Längsrichtung gegenüber der Sensoreinheit seitlich versetzt.
  • Zweckmäßigerweise ist wenigstens eine der Einheiten als ein austauschbares Modul ausgebildet. Dabei gestattet die Modulbauweise einen leichten Austausch der verschiedenen Varianten der jeweils vorgesehenen Einheiten. Insbesondere können hierbei die verschiedenen Varianten mit einheitlichen Schnittstellen elektrischer und/oder mechanischer Art versehen sein, so dass sich sowohl ein leichter Einbau in den Lenkflugkörper als auch ein leichter Austausch zweier Module ergibt. Insbesondere kann es auch vorgesehen sein, die Module mit Schnittstellen zueinander zu versehen, so dass gegebenenfalls auch mehrere Einheiten leicht zusammengefügt werden können.
  • Bevorzugterweise sind die austauschbaren Module derart ausgebildet und in der Lenkkörperhülle derart anordenbar, dass die Lage des Gesamtschwerpunktes bei einem Modulaustausch im Wesentlichen konstant bleibt. Beispielsweise können die einzelnen Einheiten so ausgestaltet sein, dass eine Verschiebung gegenüber der Lenkflugkörperhülle und gegenüber weiteren Einheiten, insbesondere in Längsrichtung, ermöglicht ist. Auch können für verschiedene, wiederkehrende Einsatz-Szenarien die Einheiten insgesamt so gewählt sein, dass sie sich zwar variantenspezifisch hinsichtlich ihrer Geometrie und Masse unterscheiden, jedoch zu der jeweils benötigten Gruppe zusammengestellt eine einheitliche Masseverteilung sowie einheitliche Masse aufweisen.
  • Je nach Missionsauftrag ist die Sensoreinheit bevorzugt als ein, insbesondere in Modulbauweise gefertigter, elektrooptischer, Infrarot- Radar- oder Ladar-Suchkopf ausgebildet. Der Suchkopf kann dabei sowohl als starrer als auch als bezüglich der Lenkflugkörperhülle beweglicher Suchkopf ausgebildet sein. Der Lenkflugkörper ist somit in der Lage, je nach Auswahl der entsprechenden Sensoreinheit das Ziel direkt zu detektieren und anzufliegen oder durch Erfassung geländespezifischer Eigenschaften einen vorgegebenen Zielanflug auszuführen. Insbesondere kann die Sensoreinheit auch mit einer GPS-Navigation ausgestattet sein, so dass auch eine satellitengestützte Mission ermöglicht ist.
  • Für einen Missionsabbruch bei Erkennen eines übergeordneten Ziels oder im Falle eines Fehlabschusses ist die Sensoreinheit weiter vorteilhaft fernsteuerbar ausgebildet. Durch eine derartige Fernsteuerbarkeit kann der Lenkflugkörper insbesondere durch eine Bedienperson manuell ins Ziel geführt werden oder im Falle eines Missionsabbruchs zurückgeholt werden.
  • Zur eigenen Deckung des Lenkflugkörpers ist es gegebenenfalls notwendig, während der gesamten Mission in geringer Höhe fliegen zu können. Auch ist dies notwendig, um beispielsweise ein zwischen Häuserschluchten verborgenes Ziel zu bekämpfen. Falls der Lenkflugkörper über längere Zeit in geringen Höhen o-perieren soll, ist ein Antriebssystem nötig, das während der gesamten Flugdauer Schub liefert. Um die erforderlichen Brennzeiten zu erreichen, ist gegebenenfalls eine Auslegung des Triebwerks notwendig.
  • Je nach Missionsauftrag und insbesondere in Abhängigkeit von der zurückzulegenden Flugstrecke und der gewünschten Fluggeschwindigkeit sind als verschiedene Varianten der Antriebseinheit vorteilhafterweise ein Turbinentriebwerk, ein Feststofftriebwerk oder ein Geltriebwerk vorgesehen. Insbesondere für einen leichten Lenkflugkörper kann ein Mikroturbinen-Triebwerk vorgesehen sein, wie es beispielsweise aus dem Modellbau bekannt ist. Als ein Feststofftriebwerk bietet sich insbesondere bei kleinen Flugkörperabmessungen ein so genanntes Stirnbrenner-Triebwerk an.
  • Bevorzugt ist die Antriebseinheit in etwa zentral anzuordnen, da durch die Antriebseinheit im Wesentlichen die Flugeigenschaften des Lenkflugkörpers bestimmt werden. Diese Ausgestaltung bietet zudem die Möglichkeit, die Treibstoffreduzierung während des Fluges so auszugestalten, dass sich hierdurch der Gesamtschwerpunkt nur unwesentlich verändert.
  • Wird als Antriebseinheit ein Turbinentriebwerk vorgesehen, so ist zweckmäßigerweise ein mit dem Turbinentriebwerk verbindbares Kraftstoffmodul umfasst, wobei die Flugkörperhülle zur schwerpunktnahen Aufnahme des Kraftstoffmoduls ausgebildet ist. Hierdurch wird erreicht, dass durch den Verbrauch an Kraftstoff während des Fluges, der dem schwerpunktnah angeordneten Kraftstoffmodul entnommen wird, die Aerodynamik des Lenkflugkörpers nicht durch eine Verlagerung des Gesamtschwerpunkts beeinflusst wird.
  • Für einen extrem leichten Lenkflugkörper ist es zweckmäßig, die Triebwerksstruktur des Feststofftriebwerks aus einem Faserverbundwerkstoff, insbesondere aus einem mit Kohlefasern verstärkten Kunststoff, auszuführen. Hierdurch kann die Gesamtmasse des Lenkflugkörpers deutlich reduziert werden. Wie bereits erwähnt, können verschiedene, sowohl letale als auch nichtletale Nutzlasteinheiten für den Lenkflugkörper vorgesehen sein. Als Nutzlasteinheit bietet sich insbesondere eine Hohlladungseinheit oder eine sogenannte HPMW-Einheit an. Ist die Hohlladungs-Einheit neben der Antriebseinheit und somit neben der Sensoreinheit angeordnet, so hat diese eine uneingeschränkte Wirkrichtung in Längsrichtung des Lenkflugkörpers. Als Alternative kann die High-Power-Micro-Wave-Einheit eingesetzt werden, die mittels hochenergetischer Mikrowellenstrahlung insbesondere zu einer Zerstörung von Elektronikkomponenten am Zielort eingesetzt werden kann.
  • Auch die Flugkörperhülle ist bevorzugt aus einem Faserverbundwerkstoff, insbesondere aus einem mit Kohlefaser verstärkten Kunststoff gefertigt. Hierdurch lässt sich wiederum die Gesamtmasse des Lenkflugkörpers deutlich reduzieren. Auch dies erhöht seine Einsatzmöglichkeiten.
  • Durch die Wahl eines Faserverbundwerkstoffes werden die Komponenten des Lenkflugkörpers hinsichtlich eines hohen Leistungsgewichtes optimiert. Die Reißlängen und die spezifische Steifigkeit eines solchen Werkstoffes ist groß. Insbesondere hinsichtlich der Steifigkeit bieten sich dabei die kohlefaserverstärkten Kunststoffe an. Im Übrigen ist ein Faserverbundwerkstoff zu bevorzugen, da aufgrund der günstigen Formgebungseigenschaften auch komplexe Geometrien für die Lenkflugkörperhülle zu realisieren sind. Wird auch für die Triebwerksstruktur ein Faserverbundwerkstoff verwendet, so besitzt das Triebwerk und insgesamt der Lenkflugkörper ein gewolltes gutmütiges Verhalten im Falle eines Brandes oder eines Beschusses. Durch diese so genannte IM-(Insensitive-Munition) Eigenschaft werden insbesondere Kettenreaktionen an eingelagerter Munition oder eingelagerten Waffen weitestgehend vermieden.
  • Dadurch, dass die einzelnen Einheiten des Lenkflugkörpers innerhalb einer Flugkörperhülle angeordnet sind, kann diese zur Minimierung eines Rückstrahlquerschnitts für elektromagnetische Strahlung, insbesondere hinsichtlich einer Radardetektion ausgebildet sein. Bei einem herkömmlichen Lenkflugkörper, der aus einzelnen Rumpfabschnitten zusammengebaut ist, kann eine solche Tarnung nicht erfolgen. Hingegen eignet sich die einheitlich ausgestaltete Flugkörperhülle, die die äußere Hülle des Lenkflugkörpers bildet, zur Ausbildung einer solchen Tarneigenschaft. Dies geschieht beispielsweise dadurch, dass die Flugkörperhülle durch eine Anzahl von Facetten gebildet ist, wobei die Facetten zwar zu einer Reflektion einer ankommenden Zielerfassungsstrahlung führen, jedoch eine Rückstrahlung in Richtung des die Zielerfassungsstrahlung emittierenden Senders vermieden ist. Insbesondere sind derartige Flächengeometrien zu vermeiden, wobei Flächen in einem Winkel von etwa 90° zueinander stehen. Derartige Geometrien reflektieren nach dem Prinzip eines "Katzenauges" auftreffende Strahlung in Richtung des Senders. Zur Erhöhung der Tarneigenschaften ist insbesondere die Antriebseinheit derart ausgestattet, dass sich diese im Wesentlichen innerhalb der Lenkflugkörperhülle befindet.
  • Zur Erhöhung der Modularität und Flexibilität des Lenkflugkörpers weist die Flugkörperhülle weiter bevorzugt einen Aufnahmeraum zur in Längsrichtung verlagerbaren Aufnahme der Einheiten auf. Wie erwähnt, ist der Flugkörper in einer günstigen Ausgestaltung als ein so genannter Leichtflugkörper ausgestaltet und weist eine Gesamtmasse von weniger als 70 kg, insbesondere zwischen 50 und 60 kg, auf. Der Lenkflugkörper hat hierbei insbesondere eine Gesamtlänge von weniger als 2 m.
  • Um die Flexibilität des Lenkflugkörpers hinsichtlich unterschiedlicher Einsatz-Szenarien und Missionsaufträgen weiter zu erhöhen, ist vorteilhafterweise die Lenkflugkörperhülle zur Befestigung von in Modulbauweise gefertigten Tragflächen ausgebildet. Durch verschiedene Varianten der Tragflächen kann flexibel auf verschiedene Missionsaufträge reagiert werden. Zweckmäßigerweise sind dabei die Tragflächen einziehbar ausgestaltet.
  • Ausführungsbeispiele der Erfindung werden anhand einer Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigen:
    • Fig. 1
    schematisch einen Querschnitt durch einen Lenkflugkörper mit einer die Außenkontur bildenden Flugkörperhülle,
    Fig. 2
    schematisch in teilweise transparenter Darstellung eine alternative Ausgestaltung eines Lenkflugkörpers gemäß Fig. 1,
    Fig. 3
    eine Aufsicht auf den Lenkflugkörper gemäß Fig. 1 und
    Fig. 4
    eine Frontalansicht des Lenkflugkörpers gemäß Fig. 1.
  • In Fig. 1 ist schematisch in einem Querschnitt ein Lenkflugkörper 1 dargestellt, der eine die Außenkontur bildende Flugkörperhülle 3 aufweist. Die aus einem mit Kohlefasern verstärkten Kunststoff gefertigte Flugkörperhülle 3 erstreckt sich entlang einer Längsrichtung 4 und ist zur Aufnahme einer Sensoreinheit 5, einer Antriebseinheit 7 und einer Nutzlasteinheit 8 ausgebildet. Die einzelnen Einheiten 5,7 und 8 sind jeweils in Modulbauweise in einsatzspezifischen Varianten gefertigt und mittels Standardschnittstellen für einen raschen Austausch innerhalb der Flugkörperhülle 3 ausgebildet. Am Ende des Lenkflugkörpers 1 befindet sich zur Flugstabilisierung ein Leitwerk 9, welches als ein Teil der Flugkörperhülle 3 ausgebildet ist.
  • Die Sensoreinheit 5 befindet sich in der Spitze des Lenkflugkörpers 1 und ist als ein Infrarot-Suchkopf ausgebildet, der beweglich gegenüber der Flugkörperhülle 3 ausgebildet ist. Mittels eines derartigen Infrarot-Suchkopfes kann beispielsweise eine spezifische Geländeform erkannt und daraus der Lenkflugkörper 1 auf einem gewünschten Zielanflug gehalten werden.
  • Die im Inneren der Flugkörperhülle 3 in einem Aufnahmeraum 10 angeordnete Antriebseinheit 7 ist als ein Feststofftriebwerk 11, insbesondere als ein so genannter Stirnbrenner, ausgebildet. Durch die Integration der Antriebseinheit 7 in das Innere der Flugkörperhülle 3 werden rückstrahieffiziente Flächen vermieden, die beispielsweise zu einer Erhöhung des erkennbaren Radarquerschnitts führen. Die Flugkörperhülle 3 ist insgesamt zu einer Minimierung eines Radarrückstrahlquerschnittes ausgelegt.
  • Die Antriebseinheit 7 und die Nutzlasteinheit 8 sind im Aufnahmeraum 10 bezüglich der Längsrichtung 4 nebeneinander angeordnet. Die Nutzlasteinheit 8 ist vorliegend beispielsweise als eine Hohlladung ausgebildet. Man erkennt die nach vorne gerichtete freie Wirkrichtung für die Hohlladung. Gegenüber einem herkömmlichen Lenkflugkörper muss nicht erst die Sensorik 5 durchschlagen werden.
  • Es wird ersichtlich, dass durch die Anordnung der Nutzlasteinheit 8 neben der Antriebseinheit 7 eine Geometrie- und Massenvariation beider Einheiten möglich ist, ohne dass sich der Gesamtschwerpunkt S des Lenkflugkörpers 1 verändert. Beispielsweise kann die Geometrie der Nutzlasteinheit 8 bezüglich des Gesamtschwerpunktes symmetrisch in Längsrichtung 4 verändert werden. Auch kann eine Verschiebung des Einzelschwerpunkts, beispielsweise der Nutzlasteinheit 8, durch eine entsprechend gegengerichtete Verschiebung des Einzelschwerpunkts der Antriebseinheit 7 kompensiert werden. Gleiches gilt auch für die Einzelmassen.
  • Der gezeigte Lenkflugkörper 1 weist eine gegenüber herkömmlichen Lenkflugkörpern mit einzelnen Rumpfabschnitten eine wesentlich höhere Flexibilität hinsichtlich variantenspezifischer Ausgestaltungen der einzelnen Einheiten auf. Der Lenkflugkörper 1 kann spezifisch an verschiedene Einsatz-Szenarien oder Missionsaufträge durch entsprechende Auswahl der gewünschten Varianten der Einzeleinheiten angepasst werden.
  • Die Sensoreinheit 5 weist weiter ein Fernsteuermodul 13 auf, welches eine benutzerspezifische Ansteuerung des Lenkflugkörpers 1 erlaubt.
  • In Fig. 2 ist ein gegenüber Fig. 1 etwas abgewandelter Lenkflugkörper 1' in teilweise transparenter Darstellung gezeigt. Gegenüber dem Lenkflugkörper 1 gemäß Fig. 1 weist der Lenkflugkörper 1' an seiner Spitze als Sensoreinheit 5 nunmehr einen starren Suchkopf 15 auf. Beispielsweise ist dieser als ein Radar-Suchkopf ausgestaltet und dient einem direkten Zielanflug. Anstelle des Feststofftriebwerks 11 gemäß Fig. 1 ist in den Flugkörper 1' ein Turbinentriebwerk 16 eingesetzt, welches zwei aus dem Modellbau bekannte Mikroturbinen umfasst. Der Lenkflugkörper 1' ist damit für einen längeren Flugeinsatz mit geringer Geschwindigkeit und in geringer Flughöhe konzipiert. Als Nutzlasteinheit 8 trägt der Lenkflugkörper 1' eine HPMW-Einheit, die nicht letal am Zielort elektronische Komponenten zerstören soll. Etwa in der Nähe des Gesamtschwerpunktes ist weiter ein Kraftstoffmodul 17 angebracht, welches den Kraftstoffvorrat für das Turbinentriebwerk 16 liefert. Dadurch, dass das Kraftstoffmodul 17 etwa in der Nähe des Gesamtschwerpunkts des Lenkflugkörpers 1' angeordnet ist, verändert sich durch den Kraftstoffverbrauch während des Fluges der Gesamtschwerpunkt des Lenkflugkörpers 1' nicht bzw. nur unwesentlich.
  • Die Flugkörperhüllen des Lenkflugkörpers 1 und des Lenkflugkörpers 1' sind identisch.
  • In Fig. 3 ist in einer Aufsicht der Lenkflugkörper 1 beispielsweise gemäß Fig. 1 gezeigt. Man erkennt nun, dass in die Flugkörperhülle 3 Tragflächen 19 zur Verbesserung der Flugeigenschaften des Lenkflugkörpers 1 eingesetzt sind. Am Ende des Lenkflugkörpers 1 wird wiederum das Leitwerk 9 ersichtlich.
  • Es wird weiter erkennbar, dass die Flugkörperhülle 3 zur Minimierung eines Radarrückstrahlquerschnitts ausgebildet ist. Hierzu ist die Flugkörperhülle 3 insgesamt mit einer komplexen Geometrie ausgestaltet und weist im Detail einzelne Facetten 20 auf, die zwar eine Reflektion einer ankommenden Zielerfassungsstrahlung bewirken, wobei jedoch weitgehend eine Reflektion zurück zum Sender vermieden ist. Insbesondere sind durch diese facettenartige Ausgestaltung Flächen vermieden, die zueinander einen Winkel von etwa 90° bilden.
  • Dadurch, dass die Flugkörperhülle 3 aus einem kohlefaserverstärkten Kunststoff gefertigt ist, ist dieser extrem leicht und auch im Falle eines Brandes oder eines Beschusses nur schwer entzündbar.
  • In Fig. 4 ist eine Frontalansicht des Lenkflugkörpers 1 gemäß Fig. 1 dargestellt. Man erkennt nun, dass das Leitwerk 9 durch zwei gegeneinander geneigte Flossen gebildet ist, die als Teil der Flugkörperhülle 3 gefertigt sind. Man erkennt weiter die Tragflächen 19 sowie die einzelnen Facetten 20 der Flugkörperhülle 3.
    • Bezugszeichenliste
    • 1,1'
    Lenkflugkörper
    3
    Flugkörperhülle
    4
    Längsrichtung
    5
    Sensoreinheit
    7
    Antriebseinheit
    8
    Nutzlasteinheit
    9
    Leitwerk
    11
    Feststofftriebwerk
    10
    Aufnahmeraum
    13
    Fernsteuermodul
    15
    Suchkopf, starr
    16
    Turbinentriebwerk
    17
    Kraftstoffmodul
    19
    Tragflächen
    20
    Facetten
    S
    Gesamtschwerpunkt

Claims (15)

  1. Lenkflugkörper (1,1') mit einer Sensoreinheit (5), mit einer Antriebseinheit (7) und mit einer Nutzlasteinheit (8),
    dadurch gekennzeichnet,
    dass eine die Außenkontur bildende, sich entlang einer Längsrichtung (4) erstreckende Flugkörperhülle (3) umfasst ist, die zur Aufnahme der Sensoreinheit (5), der Antriebseinheit (7) und der Nutzlasteinheit (8) ausgebildet ist, wobei wenigstens zwei der Einheiten in Längsrichtung (4) nebeneinander anbringbar sind.
  2. Lenkflugkörper (1,1') nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Antriebseinheit (7) und die Nutzlasteinheit (8) nebeneinander in der Flugkörperhülle (3) anbringbar sind.
  3. Lenkflugkörper (1,1') nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Nutzlasteinheit (8) im Gesamtschwerpunkt (S) angeordnet ist.
  4. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass wenigstens eine der Einheiten (5, 7, 8) als ein austauschbares Modul ausgebildet ist.
  5. Lenkflugkörper (1,1') nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die austauschbaren Module derart ausgebildet und in der Lenkkörperhülle (3) derart anordenbar sind, dass die Lage des Gesamtschwerpunktes (S) bei einem Modulaustausch im Wesentlichen konstant bleibt.
  6. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Sensoreinheit (5) als ein, insbesondere in Modulbauweise gefertigter, elektrooptischer, Infrarot-, Radar- oder Ladar-Suchkopf ausgebildet ist.
  7. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Sensoreinheit (5) eine GPS-Navigation umfasst und/oder fernsteuerbar ausgebildet ist.
  8. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Antriebseinheit (7) als ein, insbesondere in Modulbauweise gefertigtes, Turbinen-, Feststoff- oder Geltriebwerk ausgebildet ist und/oder dass die Antriebseinheit (7) in etwa zentral angeordnet ist.
  9. Lenkflugkörper (1,1') nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass als Antriebseinheit (7) das Turbinentriebwerk (16) vorgesehen ist, dass ein mit dem Turbinentriebwerk (16) verbindbares Kraftstoffmodul (17) umfasst ist, und dass die Flugkörperhülle (3) zur schwerpunktnahen Aufnahme des Kraftstoffmoduls (17) ausgebildet ist.
  10. Lenkflugkörper (1.1') nach einem der Ansprüche 8 oder 9,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Triebwerksstruktur des Feststofftriebwerks (11) aus einem Faserverbundwerkstoff, insbesondere aus einem mit Kohlefasern verstärkten Kunststoff, ausgeführt ist.
  11. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Nutzlasteinheit (8) als eine, insbesondere in Modulbauweise gefertigte, Hohlladungs- oder HPMW-Einheit ausgebildet ist.
  12. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Flugkörperhülle (3) aus einem Faserverbundwerkstoff, insbesondere aus einem mit Kohlefaser verstärkten Kunststoff, gefertigt ist und/oder dass die Flugkörperhülle (3) zur Minimierung eines Rückstrahlquerschnitts für elektromagnetische Strahlung, insbesondere hinsichtlich einer Radardetektion, ausgebildet ist.
  13. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Flugkörperhülle (3) einen Aufnahmeraum (10) zur in Längsrichtung verlagerbaren Aufnahme der Einheiten (5, 7, 8) umfasst.
  14. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass er eine Gesamtmasse von weniger als 70 kg, insbesondere zwischen 50 und 60 kg, aufweist.
  15. Lenkflugkörper (1,1') nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Lenkflugkörperhülle (3) zur Befestigung von in Modulbauweise gefertigten, insbesondere einziehbaren, Tragflächen (19) ausgebildet ist.
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