EP3156756B1 - Lenkflugkörper und verfahren zum herstellen eines lenkflugkörpers - Google Patents

Lenkflugkörper und verfahren zum herstellen eines lenkflugkörpers Download PDF

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EP3156756B1
EP3156756B1 EP16186326.1A EP16186326A EP3156756B1 EP 3156756 B1 EP3156756 B1 EP 3156756B1 EP 16186326 A EP16186326 A EP 16186326A EP 3156756 B1 EP3156756 B1 EP 3156756B1
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EP
European Patent Office
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support structure
guided missile
missile
filler material
warhead
Prior art date
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EP16186326.1A
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English (en)
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EP3156756A1 (de
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Dieter Wagner
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MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
MBDA Deutschland GmbH
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/72—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the material
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a guided missile. Furthermore, the invention relates to a method for producing a guided missile. Finally, the invention relates to a collection of elements from which a guided missile can be produced.
  • Guided missiles are known from the prior art.
  • the individual components of a guided missile must be designed so that they are resistant to all environmental factors that affect them.
  • heat influences, vibration influences, sound effects and electromagnetic influences must be considered individually in each component of the guided missile.
  • Most of the components are housed in their own enclosures, which protect the actual components from these influences.
  • the components are subsequently combined in a carrier structure, the carrier structure itself providing additional protection.
  • the missile is surrounded by an outer shell that provides further protection.
  • the publication DE 10 2011 109 693 B3 describes a structural component for an operational missile system comprising a metal foam body.
  • the object is achieved by a missile according to claim 1, comprising a support structure.
  • a seeker head and / or a warhead and / or a sensor module and / or an electronics and / or a drive and steering module is attached to the support structure. Furthermore, it is envisaged that all Gaps of the support structure are completely filled with a filler.
  • the guided missile is characterized in that the filler material is a fast-setting foam material which fully cures in less than five minutes. Under interstices, all subvolumes are to be regarded within a volume encompassed by the carrier structure, which are not provided with components of the guided missile. This means, in particular, that the entire volume encompassed by the carrier structure is filled up either with components of the guided missile or with the filling material by introducing filling material.
  • the support structure is refillable, so that the missile is always a full-volume missile regardless of the modules used.
  • external influences such as in particular heat influences, sound influences, electromagnetic influences or vibration influences.
  • the missile is thus easy and inexpensive to manufacture and at the same time has a high robustness against external influences.
  • warhead and sensor module are alternatively used.
  • a missile with warhead can act on a target, while a missile with a sensor module can undertake a reconnaissance flight.
  • For the invention is therefore irrelevant whether a warhead or a sensor module are present.
  • the filling material is a complete housing for the warhead and / or the sensor module and / or the electronics. There are no further housing for the electronics or the warhead and / or the sensor module mandatory, so that the missile is very weight-saving composable.
  • the production of the warhead and / or the sensor module and / or the electronics is simplified, since no attention must be paid to the protection against external influences.
  • the filling material are the warhead and / or the sensor module and / or the electronics protected from external influences.
  • the support structure has a first end and a second end. Furthermore, the support structure preferably has structural elements which connect the first end and the second end.
  • the support structure advantageously represents a frame on which said modules of the missile are arranged.
  • the seeker head is attached to the first end.
  • the seeker head is mounted at the first end on the opposite side of the support structure from the second end.
  • the seeker head forms a termination of the missile at the first end of the support structure.
  • the drive and steering module is attached to the second end of the support structure.
  • the drive and steering module is attached to the second end on the opposite side of the first end of the support structure.
  • the drive and steering module advantageously forms a conclusion of the missile at the second end of the support structure.
  • the warhead and / or the sensor module and / or the electronics of the missile is advantageously mounted between the first end and the second end.
  • the warhead and / or the sensor module and / or the electronics are arranged on the said structural elements of the carrier structure.
  • all intermediate spaces between the first end and the second end of the carrier structure are filled with the filling material.
  • the filling material in particular a full-volume missile is realized.
  • components arranged between the first end and the second end it is not necessary for components arranged between the first end and the second end to have their own housing or their own protective measures against external influences.
  • An outer skin of the guided missile is formed in particular between the first end and the second end of the carrier structure by the filling material.
  • the outer skin of the guided missile between the first end and the second end of the support structure is additionally formed by an outer surface of the structural elements.
  • the filling material is curable foam material.
  • the foam material can be introduced into all intermediate spaces of the carrier structure in a simple manner and with little effort. At the same time, the foam material can be brought into different shapes.
  • the foam material is very versatile, all interstices of the support structure can be filled and at the same time an outer skin of the missile is arbitrarily malleable. Due to the hardening property of the foam material a fully voluminous and rigid missile is available after curing. The cured foam material also allows protection of the components of the missile against external influences.
  • the support structure includes a wiring of the missile.
  • the support structure comprises a complete wiring of the missile.
  • the guided missile preferably comprises an interface.
  • the interface is arranged in particular on the support structure.
  • a mechanical and electrical connection to a weapon carrier can be produced via the interface.
  • the invention further relates to a collection of elements according to claim 11.
  • the collection of elements comprises a support structure as well as a seeker head and / or a Electronics and / or a warhead and / or a sensor module and / or a drive and steering module and a filler. It is provided that the seeker head, the warhead, the sensor module, the electronics and / or the drive and steering module are attachable to the support structure. Furthermore, it is provided that with the filling material all intermediate spaces of the support structure are completely refillable.
  • the filling material here is a fast-curing foam material, which cures completely in less than five minutes. In this way, in particular a guided missile as described above can be manufactured.
  • the collection of elements may advantageously comprise a plurality of different elements.
  • the collection of elements may include a variety of different support structures, seekers, electronics, warheads, and / or drive and steering modules.
  • the collection of elements may include a variety of different fillers. This makes it possible, according to the modular principle, to assemble a guided missile adapted to a specific mission. In this case, the production of the missile by the possibility of assembling the individual components and the subsequent surrounding at least the support structure with a filler material is very simple and low in effort.
  • the collection of elements advantageously additionally comprises a shape for inserting at least the support structure.
  • the mold with the inserted carrier structure can be filled with the filling material.
  • an outer skin of the missile can be determined by the contour of the shape.
  • the mold allows the complete filling of gaps of the support structure with the filler material.
  • the filling material can be held in its intended position with the mold until the filling material has hardened.
  • the filler material is a fast-setting foam material that cures completely in less than five minutes, more preferably in less than one minute.
  • the invention relates to a method for producing a guided missile according to claim 13.
  • the method comprises the following steps: First, provision is made of a support structure and a seeker head and / or a warhead and / or a sensor module and / or an electronics and / or a drive and steering module. Subsequently, attaching the seeker head, the warhead, the sensor module, the electronics and / or the drive and steering module to the support structure. Finally, the interstices of the support structure are completely filled with a filling material, wherein the filling material is a fast-curing foam material, which cures completely in less than five minutes. In this way, a guided missile can advantageously be manufactured as described above.
  • the step of filling the carrier structure with the filling material comprises the following steps: First, at least the carrier structure is inserted into a mold. With the shape of a particular contour of the outer skin of the missile is specified. Then the mold is filled up with the filling material. In this way, in particular, a filling of all intermediate spaces of the carrier structure with the filling material takes place. The next step is hardening of the filling material.
  • the filling material is advantageously a curable foam material, in particular a rapidly curable foam material, which cures completely in less than five minutes, more preferably in less than one minute.
  • the mold is removed.
  • the shape dictates the contour of the outer skin of the missile.
  • the mold allows the filling of all intermediate spaces of the carrier structure with the filling material.
  • the support structure preferably has an interface.
  • the steering missile can be mounted on a weapon carrier via the interface.
  • the interface advantageously allows both an electrical and a mechanical connection.
  • FIG. 1 shows a guided missile 1 according to an embodiment of the invention.
  • the guided missile 1 comprises a support structure 2, which serves as a carrier for all other components of the missile 1 is used.
  • the support structure 2 has a first end 11 and a second end 12.
  • the first end 11 and the second end 12 are connected by structural elements 13.
  • the support structure 2 is cylindrical in the illustrated embodiment of the missile 1, wherein the first end 11 and the second end 12 each correspond to an end face of the cylinder.
  • the structural elements 13 connect on the one hand the first end 11 to the second end 12, on the other hand, a connection of the individual structural elements 13 is present with each other.
  • the support structure 2 has an interface 14, via which a connection to a weapon carrier can be produced.
  • the steering missile 1 is mechanically connected to the weapon carrier via interface 14.
  • a seeker 4 of the missile 1 is mounted at the first end 11.
  • a drive and steering module 6 (see. FIG. 2 ) appropriate.
  • a warhead 3 and an electronics 5 is mounted between the first end 11 and the second end 12.
  • a sensor module can be attached.
  • the guided missile 1 is intended for a reconnaissance flight.
  • a wiring 8 is provided, with the electronics 5, the seeker 4, the warhead 3 and the drive and steering module 6 (see. FIG. 2 ) are electrically connected to each other.
  • the electronics 5 can issue control commands to all components of the guided missile 1 in order to ensure safe and reliable operation of the guided missile 1.
  • the steering missile 1 is electrically connected to the weapon carrier via the interface 14.
  • the seeker 4 may be an infrared seeker, a TV seeker, a radar seeker, a 3D seeker, and / or a mixed seeker.
  • the warhead may in particular be a penetrator, a shaped charge, a fragmentation charge or a gas charge. It is also possible to dispense with a charge and to use a sensor module, in which case the guided missile 1 has only a reconnaissance function and no active function.
  • the electronics 5 may be a GPS system, a low precision inertial navigation system, a high precision inertial navigation system, or a combination of GPS and Inertialnavigationssystem, wherein the Inertialnavigationssystem can each have a low or high precision.
  • a power supply can be included in the electronics as well as in the steering module.
  • the drive and steering modules 6 can in particular be such modules for a short range, for a medium range or for a high range.
  • various carrier structures 2 may be provided, the different carrier structures 2 permitting connection to different weapon carriers.
  • the guided missile 1 also has a filling material 10. With the filling material 10, all intermediate spaces of the support structure 2, in particular all interspaces between the first end 11 and the second end 12, filled.
  • the filling material 10 is for this purpose advantageously a curable foam, wherein the foam between the first end 11 and the second end 12 can be introduced, so that the foam between the first end 11 and the second end 12 of the support structure 2 hardens, whereby all spaces between the support structure. 2 between the first end 11 and the second end 12 are filled with the filling material 10.
  • the filling material 10 thus represents a protection at least of the warhead 3 and the electronics 5 from external influences.
  • the warhead 3 and the electronics 5 need no additional protective measures to protect these components from external influences. On the one hand, this simplifies the manufacture of the electronics 5 and of the warhead 3 and, on the other hand, permits a reduction in the weight of the guided missile 1.
  • An outer skin 9 of the guided missile 1 at least in the region of the carrier structure 2 is advantageously formed by the filling material 10.
  • the outer skin 9 is additionally formed by an outer surface of the structural elements 13.
  • a shape of the outer skin 9 can be fixed differently, so that by applying the filling material 10, the outer skin 9 can be adapted to different conditions on the guided missile 1.
  • the different conditions may in particular be those with regard to buoyancy, drag coefficient, in particular the air brakes, wings or stub wings.
  • FIG. 2 schematically shows a method for producing a guided missile 1, in particular of the guided missile 1 as in FIG. 1 shown.
  • a collection of elements is used, the collection of elements comprising a plurality of support structures 2, warheads 3, seekers 4, electronics 5, and / or drive and steering modules 6.
  • the individual elements can be used as they are related to FIG. 1 have been described.
  • the inventive method is divided into several steps.
  • a first step provision is made of a carrier structure 2.
  • the selection of a carrier structure 2 from the collection of elements takes place, wherein the carrier structure 2 is selected, in particular, according to a weapon carrier, with which the guided missile 1 to be manufactured is to be used.
  • the individual carrier structures 2 from the collection of elements are adapted to different weapon carrier systems.
  • an attachment 200 of the seeker 4 After providing 100 of the support structure 2 is an attachment 200 of the seeker 4, the electronics 5, the drive and steering module 6 and in particular the warhead 3. As described above, instead of the warhead 3, an additional sensor module are used to a guided missile 1 for To receive educational purposes.
  • the mounting step 200 advantageously also includes a test of the missile 1 so that faulty components can be identified. Since no filling material 10 has yet been introduced at this point in time, it is easy to remove individual components, in particular defective components, and optionally to replace them with functioning components.
  • filling 300 of spaces between the carrier structure 2 with a filling material takes place.
  • at least the support structure 2 is inserted into a mold 7, the mold 7 completely enclosing the support structure 2.
  • the mold 7 is filled with the filling material 10.
  • the filling material 10 is for this purpose in particular a hardenable foam material, so that the filling material 10 can be easily introduced into all spaces between the first end 11 and the second end 12 of the support structure 2.
  • the filling material 10 is held in the mold 7 until the filling material 10 is completely cured. This is advantageously after a maximum of five minutes, especially after a maximum of one minute, the case.
  • an annealing step takes place in which the filling material 10 is kept above a predefined temperature for a predefined time. In this way maximum strength is achieved.
  • a contour of the outer skin 9 of the guided missile 1 can be predetermined with the form 7.
  • the collection of elements comprises a plurality of different shapes 7, wherein during the filling step 300 a shape 7 adapted to the mission of the guided missile 1 is selected.
  • the guided missile 1 After removing the mold 7, the guided missile 1 is completed and ready for use. It can be seen that the guided missile 1 can be manufactured quickly and optimally adapted to the mission by the modular design. In addition, it is ensured by the filling material 10 that all components of the guided missile 1 are protected against external influences.
  • the invention eliminates the need for component housings.
  • complicated support structures and the manufacture of an outer shell are simplified by the simple application of the filling material, in particular the curable foam.
  • the individual components of the guided missile 1 are protected from all environmental influences by the enveloping foam as filling material.
  • a full-volume structure is created so that the guided missile 1 is very stable is trained.
  • no cavities are present within the guided missile 1, particularly preferably within the carrier structure 2.
  • a final contour of the outer skin 9 of the guided missile 1 is determined by the contour of the mold 7, in which the filling with the filling material 10 takes place.
  • the outer skin 9 is determined by the inner surface of the mold 7.

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Description

  • Die vorliegende Erfindung betrifft einen Lenkflugkörper. Weiterhin betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Herstellen eines Lenkflugkörpers. Schließlich betrifft die Erfindung eine Kollektion von Elementen, aus denen ein Lenkflugkörper herstellbar ist.
  • Lenkflugkörper sind aus dem Stand der Technik bekannt. Derzeit müssen die einzelnen Komponenten eines Lenkflugkörpers so ausgelegt werden, dass sie gegen alle Umwelteinflüsse, die auf sie wirken, resistent sind. Somit müssen insbesondere Wärmeeinflüsse, Vibrationseinflüsse, Schalleinflüsse und elektromagnetische Einflüsse in jeder Komponente des Lenkflugkörpers einzeln berücksichtigt werden. Meist werden die Komponenten in eigenen Gehäusen untergebracht, die die eigentlichen Komponenten vor diesen Einflüssen schützen. Die Komponenten werden anschließend in einer Trägerstruktur zusammengefasst, wobei die Trägerstruktur selbst einen zusätzlichen Schutz aufbaut. Zuletzt wird der Flugkörper mit einer Außenhülle umgeben, die einen weiteren Schutz bietet.
  • Die Druckschrift DE 10 2011 109 693 B3 beschreibt eine Strukturkomponente für ein operationelles Flugkörpersystem, welche einen Metallschaumkörper umfasst.
  • Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung einen Lenkflugkörper bereitzustellen, der bei einfacher und kostengünstiger Herstellung und Montage gegen äußere Umwelteinflüsse geschützt ist. Es ist weiterhin Aufgabe der Erfindung ein Verfahren anzugeben, mit dem ein derartiger Lenkflugkörper kostengünstig und aufwandsarm fertigbar ist.
  • Gelöst wird die Aufgabe durch die Merkmale der unabhängigen Ansprüche. Somit wird die Aufgabe gelöst durch einen Lenkflugkörper nach Anspruch 1, der eine Trägerstruktur umfasst.
  • Dabei ist vorgesehen, dass an der Trägerstruktur ein Suchkopf und/oder ein Gefechtskopf und/oder ein Sensormodul und/oder eine Elektronik und/oder ein Antriebs- und Lenkmodul angebracht ist. Weiterhin ist vorgesehen, dass alle Zwischenräume der Trägerstruktur vollständig mit einem Füllmaterial aufgefüllt sind. Der Lenkflugkörper ist dadurch gekennzeichnet, dass das Füllmaterial ein schnellaushärtendes Schaummaterial ist, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet. Unter Zwischenräume sind sämtliche Teilvolumina innerhalb eines von der Trägerstruktur umspannten Volumens anzusehen, die nicht mit Komponenten des Lenkflugkörpers versehen sind. Dies bedeutet insbesondere, dass durch das Einbringen von Füllmaterial das gesamte von der Trägerstruktur umspannte Volumen entweder mit Komponenten des Lenkflugkörpers oder mit dem Füllmaterial aufgefüllt ist. Somit ist es ermöglicht, den Lenkflugkörper aus einzelnen Komponenten zusammenzusetzen. Mit dem Füllmaterial ist die Trägerstruktur auffüllbar, sodass der Lenkflugkörper unabhängig von den verwendeten Modulen stets ein vollvolumiger Flugkörper ist. Dazu ist insbesondere vorgesehen, dass mit dem Füllmaterial äußere Einflüsse, wie insbesondere Wärmeinflüsse, Schalleinflüsse, elektromagnetische Einflüsse oder Vibrationseinflüsse gedämpft sind. Der Lenkflugkörper ist somit einfach und kostengünstig zu fertigen und weist gleichzeitig eine hohe Robustheit gegen äußere Einflüsse auf. Vorteilhafterweise werden Gefechtskopf und Sensormodul alternativ verwendet. So kann ein Lenkflugkörper mit Gefechtskopf auf ein Ziel einwirken, während ein Lenkflugkörper mit einem Sensormodul einen Aufklärungsflug unternehmen kann. Für die Erfindung ist daher unerheblich, ob ein Gefechtskopf oder ein Sensormodul vorhanden sind.
  • Die Unteransprüche haben bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung zum Inhalt.
  • Bevorzugt ist vorgesehen, dass zumindest der Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik von dem Füllmaterial umgeben sind. Insbesondere ist vorgesehen, dass der Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik vollständig von dem Füllmaterial umgeben sind. Somit stellt das Füllmaterial ein vollständiges Gehäuse für den Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik dar. Es sind keine weiteren Gehäuse für die Elektronik oder den Gefechtskopf und/oder das Sensormodul zwingend notwendig, sodass der Lenkflugkörper sehr gewichtssparend zusammensetzbar ist. Gleichzeitig ist die Fertigung des Gefechtskopfs und/oder des Sensormoduls und/oder der Elektronik vereinfacht, da hier kein Augenmerk auf den Schutz vor äußeren Einflüssen gerichtet werden muss. Durch das Füllmaterial sind der Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik vor äußeren Einflüssen geschützt.
  • Bevorzugt weist die Trägerstruktur ein erstes Ende und ein zweites Ende auf. Weiterhin weist die Trägerstruktur bevorzugt Strukturelemente auf, die das erste Ende und das zweite Ende verbinden. Somit stellt die Trägerstruktur vorteilhafterweise einen Rahmen dar, an dem die genannten Module des Lenkflugkörpers angeordnet sind.
  • Besonders vorteilhaft ist der Suchkopf an dem ersten Ende angebracht. Insbesondere ist der Suchkopf an dem ersten Ende auf der dem zweiten Ende gegenüberliegenden Seite der Trägerstruktur angebracht. Somit bildet der Suchkopf einen Abschluss des Lenkflugkörpers an dem ersten Ende der Trägerstruktur.
  • Ebenso ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass das Antriebs- und Lenkmodul an dem zweiten Ende der Trägerstruktur angebracht ist. Besonders vorteilhaft ist das Antriebs- und Lenkmodul an dem zweiten Ende auf der dem ersten Ende gegenüberliegenden Seite der Trägerstruktur angebracht. Somit bildet das Antriebs- und Lenkmodul vorteilhafterweise einen Abschluss des Lenkflugkörpers an dem zweiten Ende der Trägerstruktur.
  • Der Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik des Lenkflugkörpers ist vorteilhafterweise zwischen dem ersten Ende und dem zweiten Ende angebracht. Insbesondere ist der Gefechtskopf und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik an den genannten Strukturelementen der Trägerstruktur angeordnet.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind mit dem Füllmaterial alle Zwischenräume zwischen dem ersten Ende und dem zweiten Ende der Trägerstruktur aufgefüllt. Somit ist insbesondere ein vollvolumiger Lenkflugkörper realisiert. Gleichzeitig ist es nicht notwendig, dass Komponenten, die zwischen dem ersten Ende und dem zweiten Ende angeordnet werden, ein eigenes Gehäuse oder eigene Schutzmaßnahmen gegenüber äußeren Einflüssen aufweisen müssen.
  • Eine Außenhaut des Lenkflugkörpers ist insbesondere zwischen dem ersten Ende und dem zweiten Ende der Trägerstruktur durch das Füllmaterial gebildet. Besonders vorteilhaft ist die Außenhaut des Lenkflugkörpers zwischen dem ersten Ende und dem zweiten Ende der Trägerstruktur zusätzlich durch eine Außenfläche der Strukturelemente gebildet. Durch das Aufbringen des Füllmaterials ist vorteilhafterweise vorgesehen, dass eine Form der Außenhaut frei wählbar ist. Somit ist eine Form der Außenhaut des Lenkflugkörpers an spezifische Bedürfnisse anpassbar.
  • Das Füllmaterial ist aushärtbares Schaummaterial. Das Schaummaterial ist einfach und aufwandsarm in sämtliche Zwischenräume der Trägerstruktur einbringbar. Gleichzeitig lässt sich das Schaummaterial in unterschiedliche Formen bringen. Somit ist das Schaummaterial sehr vielseitig einsetzbar, wobei sämtliche Zwischenräume der Trägerstruktur auffüllbar sind und gleichzeitig eine Außenhaut des Lenkflugkörpers beliebig formbar ist. Durch die aushärtende Eigenschaft des Schaummaterials ist nach dem Aushärten ein vollvolumiger und starrer Lenkflugkörper vorhanden. Das ausgehärtete Schaummaterial erlaubt außerdem einen Schutz der Komponenten des Lenkflugkörpers vor äußeren Einflüssen.
  • Weiterhin ist bevorzugt vorgesehen, dass die Trägerstruktur eine Verkabelung des Lenkflugkörpers enthält. Besonders vorteilhaft umfasst die Trägerstruktur eine vollständige Verkabelung des Lenkflugkörpers. Somit können einzelne Komponenten des Lenkflugkörpers in einem Baukastenprinzip an die Trägerstruktur angebunden werden, wobei die Trägerstruktur bereits eine vollständige Verkabelung für alle denkbaren Alternativen des Lenkflugkörpers umfasst. Die Herstellung und Montage des Lenkflugkörpers ist somit vereinfacht.
  • Der Lenkflugkörper umfasst bevorzugt eine Schnittstelle. Die Schnittstelle ist insbesondere an der Trägerstruktur angeordnet. Über die Schnittstelle ist eine mechanische und elektrische Verbindung zu einem Waffenträger herstellbar.
  • Die Erfindung betrifft weiterhin eine Kollektion von Elementen nach Anspruch 11. Die Kollektion von Elementen umfasst eine Trägerstruktur sowie einen Suchkopf und/oder eine Elektronik und/oder einen Gefechtskopf und/oder ein Sensormodul und/oder ein Antriebs- und Lenkmodul sowie ein Füllmaterial. Dabei ist vorgesehen, dass der Suchkopf, der Gefechtskopf, das Sensormodul, die Elektronik und/oder das Antriebs- und Lenkmodul an der Trägerstruktur anbringbar sind. Weiterhin ist vorgesehen, dass mit dem Füllmaterial alle Zwischenräume der Trägerstruktur vollständig auffüllbar sind. Das Füllmaterial ist hierbei ein schnellaushärtendes Schaummaterial, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet. Auf diese Weise ist insbesondere ein Lenkflugkörper wie zuvor beschrieben fertigbar. Es ist ersichtlich, dass die Kollektion von Elementen vorteilhafterweise eine Vielzahl von unterschiedlichen Elementen umfassten kann. Insbesondere kann die Kollektion von Elementen eine Vielzahl von unterschiedlichen Trägerstrukturen, Suchköpfen, Elektroniken, Gefechtsköpfen und/oder Antriebs- und Lenkmodulen umfassen. Außerdem kann die Kollektion von Elementen eine Vielzahl von unterschiedlichen Füllmaterialien umfassen. Somit ist ermöglicht, nach dem Baukastenprinzip einen Lenkflugkörper zusammenzusetzen, der an eine spezifische Mission angepasst ist. Dabei ist die Fertigung des Lenkflugkörpers durch die Möglichkeit des Zusammensetzens der einzelnen Komponenten und des anschließenden Umgebens zumindest der Trägerstruktur mit einem Füllmaterial sehr einfach und aufwandsarm.
  • Die Kollektion von Elementen umfasst vorteilhafterweise zusätzlich eine Form zum Einlegen zumindest der Trägerstruktur. Dabei ist die Form mit der eingelegten Trägerstruktur mit dem Füllmaterial füllbar. Somit kann durch die Kontur der Form eine Außenhaut des Lenkflugkörpers festgelegt werden. Außerdem ermöglicht die Form das vollständige Auffüllen von Zwischenräumen der Trägerstruktur mit dem Füllmaterial. Gleichzeitig ist mit der Form das Füllmaterial so lange in seiner vorgesehenen Position haltbar, bis das Füllmaterial ausgehärtet ist. Hierbei ist das Füllmaterial ein schnellaushärtendes Schaummaterial, das in weniger als fünf Minuten, besonders bevorzugt in weniger als einer Minute, vollständig aushärtet.
  • Die Erfindung betrifft schließlich ein Verfahren zum Herstellen eines Lenkflugkörpers nach Anspruch 13.
  • Das Verfahren umfasst die folgenden Schritte: Zunächst erfolgt ein Bereitstellen einer Trägerstruktur sowie eines Suchkopfs und/oder eines Gefechtskopfs und/oder eines Sensormoduls und/oder einer Elektronik und/oder eines Antriebs- und Lenkmoduls. Anschließend erfolgt ein Anbringen des Suchkopfs, des Gefechtskopfs, des Sensormoduls, der Elektronik und/oder des Antriebs- und Lenkmoduls an der Trägerstruktur. Schließlich werden die Zwischenräume der Trägerstruktur mit einem Füllmaterial vollständig aufgefüllt, wobei das Füllmaterial ein schnellaushärtendes Schaummaterial ist, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet. Auf diese Weise ist vorteilhafterweise ein Lenkflugkörper wie zuvor beschrieben fertigbar.
  • Besonders bevorzugt umfasst der Schritt des Auffüllens der Trägerstruktur mit dem Füllmaterial die folgenden Schritte: Zunächst wird zumindest die Trägerstruktur in eine Form eingelegt. Mit der Form ist insbesondere eine Kontur der Außenhaut des Lenkflugkörpers vorgegeben. Anschließend wird die Form mit dem Füllmaterial aufgefüllt. Auf diese Weise erfolgt insbesondere ein Füllen sämtlicher Zwischenräume der Trägerstruktur mit dem Füllmaterial. Als nächster Schritt erfolgt ein Aushärten des Füllmaterials. Dazu ist das Füllmaterial vorteilhafterweise ein aushärtbares Schaummaterial, insbesondere ein schnellaushärtbares Schaummaterial, das in unter fünf Minuten, besonders bevorzugt in unter einer Minuten, vollständig aushärtet. Schließlich erfolgt ein Entfernen der Form. Somit gibt die Form die Kontur der Außenhaut des Lenkflugkörpers vor. Gleichzeitig erlaubt die Form das Füllen sämtlicher Zwischenräume der Trägerstruktur mit dem Füllmaterial.
  • Die Trägerstruktur weist bevorzugt eine Schnittstelle auf. Über die Schnittstelle ist der Lenkflugkörper an einem Waffenträger montierbar. Dazu erlaubt die Schnittstelle vorteilhafterweise sowohl eine elektrische als auch eine mechanische Verbindung.
  • Die Erfindung wird nun anhand von Ausführungsbeispielen unter Zuhilfenahme der beigefügten Zeichnungen detailliert beschrieben. In den Zeichnungen ist:
    • Figur 1
    eine schematische Abbildung eines Lenkflugkörpers gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, und
    Figur 2
    eine schematische Abbildung eines Verfahrens zum Herstellen eines Lenkflugkörpers gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
  • Figur 1 zeigt einen Lenkflugkörper 1 gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. Der Lenkflugkörper 1 umfasst eine Trägerstruktur 2, die als Träger für sämtliche weiteren Komponenten des Lenkflugkörpers 1 dient. Die Trägerstruktur 2 weist ein erstes Ende 11 und ein zweites Ende 12 auf. Das erste Ende 11 und das zweite Ende 12 sind durch Strukturelemente 13 verbunden. Insbesondere ist die Trägerstruktur 2 in dem gezeigten Ausführungsbeispiel des Lenkflugkörpers 1 zylinderförmig aufgebaut, wobei das erste Ende 11 und das zweite Ende 12 jeweils einer Stirnfläche des Zylinders entsprechen. Die Strukturelemente 13 verbinden einerseits das erste Ende 11 mit dem zweiten Ende 12, wobei andererseits eine Verbindung der einzelnen Strukturelemente 13 untereinander vorhanden ist. Weiterhin weist die Trägerstruktur 2 eine Schnittstelle 14 auf, über die eine Verbindung zu einem Waffenträger herstellbar ist. Dazu wird über Schnittstelle 14 der Lenkflugkörper 1 mit dem Waffenträger mechanisch verbunden.
  • An dem ersten Ende 11 ist ein Suchkopf 4 des Lenkflugkörpers 1 angebracht. An dem zweiten Ende 12 ist ein Antriebs- und Lenkmodul 6 (vgl. Figur 2) angebracht. Zwischen dem ersten Ende 11 und dem zweiten Ende 12 ist ein Gefechtskopf 3 sowie eine Elektronik 5 angebracht. Alternativ zu dem Gefechtskopf 3 kann ein Sensormodul angebracht werden. In diesem Fall ist der Lenkflugkörper 1 für einen Aufklärungsflug vorgesehen. Weiterhin ist vorgesehen, dass innerhalb der Trägerstruktur 2 eine Verkabelung 8 vorhanden ist, mit der die Elektronik 5, der Suchkopf 4, der Gefechtskopf 3 und das Antriebs- und Lenkmodul 6 (vgl. Figur 2) elektrisch miteinander verbindbar sind. Somit kann die Elektronik 5 Steuerbefehle an sämtliche Komponenten des Lenkflugkörpers 1 ausgeben, um einen sicheren und zuverlässigen Betrieb des Lenkflugkörpers 1 sicherzustellen. Weiterhin wird über die Schnittstelle 14 der Lenkflugkörper 1 mit dem Waffenträger elektrisch verbunden.
  • Bei dem Suchkopf 4 kann es sich insbesondere um einen Infrarotsuchkopf, um einen TV-Suchkopf, um einen Radarsuchkopf, 3D Suchkopf und/oder um einen gemischten Suchkopf handeln. Bei dem Gefechtskopf kann es sich insbesondere um einen Penetrator, um eine Hohlladung, um eine Splitterladung oder um eine Gasladung handeln. Auch kann auf eine Ladung verzichtet und ein Sensormodul verwendet werden, wobei in diesem Fall der Lenkflugkörper 1 lediglich eine Aufklärungsfunktion und keine Wirkfunktion hat. Bei der Elektronik 5 kann es sich insbesondere um ein GPS-System, um ein Inertialnavigationssystem mit geringer Präzision, um ein Inertialnavigationssystem mit hoher Präzision oder um eine Kombination von GPS und Inertialnavigationssystem handeln, wobei das Inertialnavigationssystem jeweils eine niedrige oder eine hohe Präzision aufweisen kann. Eine Stromversorgung kann sowohl in der Elektronik als auch im Lenkmodul inkludiert werden. Bei den Antriebs- und Lenkmodulen 6 kann es sich insbesondere um solche Module für eine kurze Reichweite, für eine mittlere Reichweite oder für eine hohe Reichweite handeln. Schließlich können verschiedene Trägerstrukturen 2 vorgesehen sein, wobei die verschiedenen Trägerstrukturen 2 eine Anbindung an unterschiedliche Waffenträger erlaubt. Es ist somit ersichtlich, dass der Lenkflugkörper 1 gemäß einem Baukastenprinzip aus unterschiedlichen Modulen zusammengesetzt werden kann, sodass auf einfache und kostengünstige Art und Weise eine große Variation von verschiedenen Lenkflugkörpern 1 herstellbar ist. Besonders vorteilhaft kann die Herstellung des Lenkflugkörpers 1 kurz vor dem eigentlichen Einsatz des Lenkflugkörpers 1 erfolgen, sodass bis kurz vor dem Einsatz entschieden werden kann, welche Lenkflugkörperkonfiguration für die aktuell anstehende Mission am vielversprechendsten ist.
  • Der Lenkflugkörper 1 weist außerdem ein Füllmaterial 10 auf. Mit dem Füllmaterial 10 sind sämtliche Zwischenräume der Trägerstruktur 2, insbesondere sämtliche Zwischenräume zwischen dem ersten Ende 11 und dem zweiten Ende 12, aufgefüllt. Das Füllmaterial 10 ist dazu vorteilhafterweise ein aushärtbarer Schaum, wobei der Schaum zwischen das erste Ende 11 und das zweite Ende 12 einbringbar ist, sodass der Schaum zwischen dem ersten Ende 11 und dem zweiten Ende 12 der Trägerstruktur 2 aushärtet, wodurch sämtliche Zwischenräume der Trägerstruktur 2 zwischen dem ersten Ende 11 und dem zweiten Ende 12 mit dem Füllmaterial 10 aufgefüllt sind. Das Füllmaterial 10 stellt somit einen Schutz zumindest des Gefechtskopf 3 und der Elektronik 5 vor äußeren Einflüssen dar. Somit benötigt der Gefechtskopf 3 sowie die Elektronik 5 keine zusätzlichen Schutzmaßnahmen, um diese Komponenten vor äußeren Einflüssen zu schützen. Dies vereinfacht einerseits die Herstellung der Elektronik 5 sowie des Gefechtskopfs 3 und erlaubt andererseits eine Reduktion eines Gewichts des Lenkflugkörpers 1.
  • Eine Außenhaut 9 des Lenkflugkörpers 1 zumindest im Bereich der Trägerstruktur 2 ist vorteilhafterweise durch das Füllmaterial 10 gebildet. Besonders vorteilhaft ist die Außenhaut 9 zusätzlich durch eine Außenfläche der Strukturelemente 13 gebildet.
  • Durch das Bilden der Außenhaut 9 durch das Füllmaterial 10 ist eine Form der Außenhaut 9 unterschiedlich festlegbar, sodass durch das Aufbringen des Füllmaterials 10 die Außenhaut 9 an unterschiedliche Voraussetzungen an den Lenkflugkörper 1 angepasst werden kann. Bei den unterschiedlichen Voraussetzungen kann es sich insbesondere um solche hinsichtlich Auftrieb, Luftwiderstandsbeiwert, insbesondere der Luftbremsen, Flügel oder Stummelflügel handeln.
  • Figur 2 zeigt schematisch ein Verfahren zum Herstellen eines Lenkflugkörpers 1, insbesondere des Lenkflugkörpers 1 wie in Figur 1 gezeigt. Dazu kommt insbesondere eine Kollektion von Elementen zum Einsatz, wobei die Kollektion von Elementen eine Vielzahl von Trägerstrukturen 2, von Gefechtsköpfen 3, von Suchköpfen 4, von Elektroniken 5 und/oder von Antriebs- und Lenkmodulen 6 umfasst. Dazu können die einzelnen Elemente verwendet werden, wie sie mit Bezug auf Figur 1 beschrieben wurden.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren unterteilt sich in mehrere Schritte. In einem ersten Schritt erfolgt ein Bereitstellen 100 einer Trägerstruktur 2. Dabei erfolgt insbesondere die Auswahl einer Trägerstruktur 2 aus der Kollektion von Elementen, wobei die Trägerstruktur 2 insbesondere nach Vorgabe eines Waffenträgers ausgewählt wird, mit dem der zu fertigende Lenkflugkörper 1 zu verwenden ist. Somit sind die einzelnen Trägerstrukturen 2 aus der Kollektion von Elementen an unterschiedliche Waffenträgersysteme angepasst.
  • Nach dem Bereitstellen 100 der Trägerstruktur 2 erfolgt ein Anbringen 200 des Suchkopfs 4, der Elektronik 5, des Antriebs- und Lenkmoduls 6 und insbesondere des Gefechtskopfs 3. Wie zuvor beschrieben kann anstatt des Gefechtskopfs 3 ein zusätzliches Sensormodul verendet werden, um einen Lenkflugkörper 1 zum Zwecke der Aufklärung zu erhalten. Der Schritt des Anbringens 200 umfasst vorteilhafterweise außerdem einen Test des Lenkflugkörpers 1, sodass fehlerhafte Komponenten identifiziert werden können. Da zu diesem Zeitpunkt noch kein Füllmaterial 10 eingebracht ist, lassen sich einzelne, insbesondere defekte, Komponenten leicht entfernen und gegebenenfalls durch funktionierende Komponenten austauschen.
  • In einem letzten Schritt erfolgt ein Auffüllen 300 von Zwischenräumen der Trägerstruktur 2 mit einem Füllmaterial. Dazu wird zumindest die Trägerstruktur 2 in eine Form 7 eingelegt, wobei die Form 7 die Trägerstruktur 2 vollständig umschließt. Anschließend wird die Form 7 mit dem Füllmaterial 10 aufgefüllt. Das Füllmaterial 10 ist dazu insbesondere ein aushärtbares Schaummaterial, sodass das Füllmaterial 10 leicht in sämtliche Zwischenräume zwischen dem ersten Ende 11 und dem zweiten Ende 12 der Trägerstruktur 2 eingebracht werden kann. Anschließend wird das Füllmaterial 10 so lange in der Form 7 gehalten, bis das Füllmaterial 10 vollständig ausgehärtet ist. Dies ist vorteilhafterweise nach maximal fünf Minuten, insbesondere nach maximal einer Minute, der Fall. Zuletzt erfolgt besonders vorteilhafterweise ein Temperschritt, bei dem das Füllmaterial 10 für einen vordefinierten Zeitpunkt über einer vordefinierten Temperatur gehalten wird. Auf diese Weise wird eine maximale Festigkeit erreicht.
  • Mit der Form 7 ist gleichzeitig eine Kontur der Außenhaut 9 des Lenkflugkörpers 1 vorgebbar. Somit ist bevorzugt vorgesehen, dass die Kollektion von Elementen eine Vielzahl von unterschiedlichen Formen 7 umfasst, wobei während dem Schritt des Auffüllens 300 eine an die Mission des Lenkflugkörpers 1 angepasste Form 7 ausgewählt wird.
  • Nach dem Entfernen der Form 7 ist der Lenkflugkörper 1 fertiggestellt und einsatzbereit. Es ist ersichtlich, dass der Lenkflugkörper 1 durch die Baukastenbauweise schnell und an die Mission optimal angepasst gefertigt werden kann. Außerdem ist durch das Füllmaterial 10 sichergestellt, dass sämtliche Komponenten des Lenkflugkörpers 1 gegen äußere Einflüsse geschützt sind.
  • Zusammengefasst wird durch die Erfindung die Notwendigkeit der Komponentengehäuse ersetzt. Somit werden komplizierte Trägerstrukturen und das Fertigen einer Außenhülle durch das einfache Aufbringen des Füllmaterials, insbesondere des aushärtbaren Schaums, vereinfacht. Dies bedeutet, dass die einzelnen Komponenten des Lenkflugkörpers 1 durch den umhüllenden Schaum als Füllmaterial vor allen Umwelteinflüssen geschützt sind. Zusätzlich wird eine vollvolumige Struktur geschaffen, sodass der Lenkflugkörper 1 sehr stabil ausgebildet ist. Insbesondere sind innerhalb des Lenkflugkörpers 1, besonders bevorzugt innerhalb der Trägerstruktur 2, keine Hohlräume vorhanden. Eine endgültige Kontur der Außenhaut 9 des Lenkflugkörpers 1 wird durch die Kontur der Form 7 bestimmt, in der das Auffüllen mit dem Füllmaterial 10 stattfindet. Somit wird die Außenhaut 9 durch die innere Oberfläche der Form 7 bestimmt.
  • Das erfindungsgemäße Fertigungsverfahren bietet die folgenden Vorteile:
    • Komponenten:
      • Schutz der Komponenten vor Vibrationseinflüssen, Wärmeeinflüssen, Schalleinflüssen und elektromagnetischen Einflüssen
      • Wegfall von aufwendigen Komponentengehäusen
      • einfache Gestaltung der Komponenten, insbesondere der Elektroniken, die als einfache Platinen ausgeführt sein können
      • Gewichtsersparnis
    • Trägerstruktur:
      • Versteifung der Trägerstruktur durch vollvolumige Ausschäumung mit dem Füllmaterial
      • Schutz des Flugkörpers vor Vibrationseinflüssen, Wärmeeinflüssen, Schalleinfüssen und elektromagnetischen Einflüssen
      • vereinfachte Trägerstruktur
      • Gewichtsersparnis
    • Außenhülle:
      • Schutz des Flugkörpers vor äußeren Umwelteinflüssen wie Wärme und Feuchtigkeit
      • einfache Gestaltung der Aerodynamik
      • komplexe Oberflächenformen können einfach und kostengünstig hergestellt werden
      • Gewichtsersparnis
    • Fertigungsverfahren:
      • schnell
      • kostengünstig
      • wenig Werkzeuge
      • sehr hohe Genauigkeit aufgrund der Form, in der das Füllmaterial eingebracht wird
    Bezugszeichenliste
    • 1
    Lenkflugkörper
    2
    Trägerstruktur
    3
    Gefechtskopf
    4
    Suchkopf
    5
    Elektronik
    6
    Antriebs- und Lenkmodul
    7
    Form
    8
    Verkabelung
    9
    Außenhaut
    10
    Füllmaterial
    11
    erstes Ende
    12
    zweites Ende
    13
    Strukturelement
    14
    Schnittstelle zum Waffenträger

Claims (15)

  1. Lenkflugkörper (1) umfassend eine Trägerstruktur (2), wobei an der Trägerstruktur (2) ein Suchkopf (4) und/oder ein Gefechtskopf (3) und/oder ein Sensormodul und/oder eine Elektronik (5) und/oder ein Antriebs- und Lenkmodul (6) angebracht ist, wobei alle Zwischenräume der Trägerstruktur (2) vollständig mit einem Füllmaterial (10) aufgefüllt sind, wobei das Füllmaterial (10) ein schnellaushärtendes Schaummaterial ist, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet.
  2. Lenkflugkörper (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest der Gefechtskopf (3) und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik (5), insbesondere vollständig, von dem Füllmaterial (10) umgeben sind.
  3. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerstruktur (2) ein erstes Ende (11) und ein zweites Ende (12) aufweist, wobei Strukturelemente (13) das erste Ende (11) und das zweite Ende (12) verbinden.
  4. Lenkflugkörper (1) nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Suchkopf an dem ersten Ende (11) auf der dem zweiten Ende (12) gegenüberliegenden Seite der Trägerstruktur (2) angebracht ist.
  5. Lenkflugkörper (1) nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, dass das Antriebs- und Lenkmodul (6) an dem zweiten Ende (12) auf der dem ersten Ende (11) gegenüberliegenden Seite an der Trägerstruktur (2) angebracht ist.
  6. Lenkflugkörper (1) nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Gefechtskopf (3) und/oder das Sensormodul und/oder die Elektronik (5) zwischen dem ersten Ende (11) und dem zweiten Ende (12) der Trägerstruktur (2) angebracht ist.
  7. Lenkflugkörper (1) nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass mit dem Füllmaterial (10) alle Zwischenräume zwischen dem ersten Ende (11) und dem zweiten Ende (12) der Trägerstruktur (2) aufgefüllt sind.
  8. Lenkflugkörper (1) nach einem der Ansprüche 3 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass eine Außenhaut (9) des Lenkflugkörpers (1) zwischen dem ersten Ende (11) und dem zweiten Ende (12) durch das Füllmaterial (10) und insbesondere einer Außenfläche der Strukturelemente (13), gebildet ist.
  9. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Trägerstruktur (2) eine Verkabelung (8) des Lenkflugkörpers (1) enthält.
  10. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Schnittstelle (14), die insbesondere an der Trägerstruktur (2) angebracht ist, wobei über die Schnittstelle (14) eine mechanische und elektrische Verbindung zu einem Waffenträger herstellbar ist.
  11. Kollektion von Elementen, umfassend eine Trägerstruktur (2), sowie einen Suchkopf (4) und/oder eine Elektronik (5) und/oder einen Gefechtskopf (3) und/oder ein Sensormodul und/oder ein Antriebs- und Lenkmodul (6), sowie ein Füllmaterial (10), wobei der Suchkopf (4), der Gefechtskopf (3), das Sensormodul, die Elektronik (5) und/oder das Antriebs- und Lenkmodul (6) an der Trägerstruktur (2) anbringbar ist, und wobei mit dem Füllmaterial (10) alle Zwischenräume der Trägerstruktur (2) vollständig auffüllbar sind, wobei die Kollektion dazu konfiguriert ist, einen Lenkflugkörper (1) gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche zu fertigen, wobei das Füllmaterial (10) ein schnellaushärtendes Schaummaterial ist, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet.
  12. Kollektion von Elementen nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine Form (7) zum Einlegen zumindest der Trägerstruktur (2), wobei die Form (7) mit der eingelegten Trägerstruktur (2) mit dem Füllmaterial (10) auffüllbar ist.
  13. Verfahren zum Herstellen eines Lenkflugkörpers (1) umfassend die Schritte:
    - Bereitstellen (100) einer Trägerstruktur (2), sowie eine Suchkopfs (4) und/oder eines Gefechtskopfs (3) und/oder eines Sensormoduls und/oder einer Elektronik (5) und/oder eines Antriebs- und Lenkmoduls (6),
    - Anbringen (200) des Suchkopfs (4), des Gefechtskopfs (3), des Sensormoduls, der Elektronik (5) und/oder des Antriebs- und Lenkmoduls (6) an der Trägerstruktur (2), und
    - vollständiges Auffüllen (300) von allen Zwischenräumen der Trägerstruktur (2) mit einem Füllmaterial (10), wobei das Füllmaterial (10) ein schnellaushärtendes Schaummaterial ist, welches in weniger als fünf Minuten vollständig aushärtet.
  14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt des Auffüllens (300) umfasst:
    - Einlegen zumindest der Trägerstruktur (2) in eine Form (7),
    - Füllen der Form (7) mit dem Füllmaterial (10),
    - Aushärten des Füllmaterials (10) und
    - Entfernen der Form (7).
  15. Verfahren nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass anhand der Form (7) eine Kontur der Außenhaut (9) des Lenkflugkörpers (1) zumindest um die Trägerstruktur (2) festlegbar ist.
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