EP3882564B1 - Verfahren zum abwerfen eines lenkflugkörpers von einer trägerplattform und lenkflugkörper - Google Patents

Verfahren zum abwerfen eines lenkflugkörpers von einer trägerplattform und lenkflugkörper Download PDF

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EP3882564B1
EP3882564B1 EP21162240.2A EP21162240A EP3882564B1 EP 3882564 B1 EP3882564 B1 EP 3882564B1 EP 21162240 A EP21162240 A EP 21162240A EP 3882564 B1 EP3882564 B1 EP 3882564B1
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EP
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guided missile
guided
flight
rudder
missile
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EP21162240.2A
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EP3882564A1 (de
Inventor
Peter Gerd Fisch
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Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl Defence GmbH and Co KG
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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
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the invention relates to a method for dropping a guided missile that can be steered about a roll, pitch and yaw axis, comprising two pairs of control elements for generating roll, pitch and yaw moments from a carrier platform and such a guided missile.
  • a guided missile that can be steered about a roll, pitch and yaw axis, comprising two pairs of control elements for generating roll, pitch and yaw moments from a carrier platform and such a guided missile.
  • Such a procedure is eg U.S. 2018/356188 A1 famous.
  • Missiles are often controlled via rudders in relation to the direction of flight.
  • the rudders are controlled via a flight control device in such a way that the missile assumes the requested flight direction and can fly quickly to a specified target.
  • a guided missile with four rudders is known.
  • the actuators of the guided missile are designed in such a way that a so-called “squeeze mode" can be avoided, in which two pairs of rudders arranged opposite one another are controlled in such a way that one pair generates a roll moment in one direction and the other pair generates a roll moment in one direction generated in the other direction.
  • the missile is designed to discourage rudder positions that result in opposing forces.
  • the KR 10 2 136 266 B1 deals with a method for calculating and executing a non-maneuvering braking wing offset command to reduce the airspeed of a guided missile.
  • the invention is based on the finding that although unwanted deflections of rudder organs can be avoided with a mechanical lock, a mechanical lock also means an additional weight load for a guided missile, which can have a disadvantageous effect on its maximum range, especially if the guided missile is designed without a drive is.
  • the invention is based on the knowledge that the likelihood of damage to the carrier platform and/or guided missile caused by unwanted rolling, pitching or yawing moments shortly after the missile has been dropped from the carrier platform, in the case of guided missiles with a low weight, such as less than 50 kg , is increased compared to heavier (guided) missiles, since, due to their weight, they are exposed to the flow field prevailing below the carrier platform for a longer period of time after being dropped.
  • the invention is also based on the consideration that the risk of damage to the carrier platform and/or guided missile can be reduced if the guided missile can leave the flow field prevailing below the carrier platform as quickly as possible, the period of time or also the time phase in which the guided missile is in the flow field caused by the carrier platform when it is dropped, i.e. it is as short as possible.
  • the rudder elements of the two pairs are preferably deflected in opposite directions in such a way that no aerodynamic moments are generated or, to put it another way, no forces that change the direction of flight become effective apart from an increased drag force.
  • An advantageous embodiment provides that the rudder elements of the two pairs are deflected in opposite directions in method step a) by means of the flight control device such that no change in flight direction is brought about.
  • the rudder elements can be pivoted at least partially about a radial axis, also called the pivot axis, relative to the fuselage of the guided missile.
  • deflection in opposite directions is understood to mean that one of the two rudder elements of a pair is deflected clockwise and the other of the two rudder elements anti-clockwise relative to the zero position, in which the surfaces of the rudder elements of each pair that influence the direction of flight extend parallel to the longitudinal axis of the guided missile.
  • the angles by which the rudder elements of the two pairs are deflected in opposite directions relative to the zero position are equal in amount, i.e. each rudder element of the two pairs is deflected by the same amount of angle.
  • a carrier platform is understood to mean, in particular, an aircraft, such as an airplane or a drone.
  • the guided missile can be dropped by being ejected from a weapons bay of the carrier platform or by decoupling from a launch device attached to the carrier platform, such as a launch rail. It is assumed that the carrier platform and the guided missile move in the same direction of flight immediately after their release from the carrier platform.
  • the flight control device is designed such that the control elements of the two pairs can be controlled in such a way that a roll, pitch and yaw movement of the guided missile is possible, as a result of which the guided missile can be guided along a desired trajectory, in particular to a target.
  • data from a data memory of the flight control device which contains information about a desired mission of the guided missile, can be used.
  • a receipt of external data such as from the or a carrier platform via a corresponding receiving device, z. B. provided in the missile antenna and associated electronics is possible.
  • the guided missile is expediently equipped with a radar seeker or an optical seeker, data or signals for acting on the flight control device being generated from the information detected by them via a sensor system.
  • the flight control device controls the alignment of the two pairs of rudder elements in accordance with method step a ) ended and the control continues in accordance with method step b).
  • the guided missile is equipped with a timer that is connected to the flight control device in terms of circuitry. The timer is set up to sense a drop of the guided missile from the carrier platform and to forward a signal to the flight control device after a predetermined period of time has elapsed after sensing the drop, which signal enables control in accordance with method step b).
  • the carrier platform is a fighter aircraft, in which the guided missile is arranged under a wing of the fighter aircraft during a transport phase, it can be assumed that after a maximum period of 250 milliseconds after the launch of the missile, it will be at a distance of 10 m, measured from the wing, and in relation to the flight direction of the carrier platform is located behind the combat aircraft and has thus left the flow field prevailing under the carrier platform.
  • the invention further relates to a guided missile with two pairs of control elements for generating roll, pitch and yaw moments, the control elements of each pair being arranged opposite one another on the circumference of the fuselage of the guided missile in relation to the longitudinal axis of the guided missile, and with a flight control device for controlling the Alignment of the two pairs of rudder organs, which is set up to carry out one or more of the aforementioned method steps.
  • the method according to the invention is particularly suitable for missiles having two pairs of control surfaces distributed in an "X" or "+” shape around the periphery of the missile's fuselage and located in particular in the tail region of the missile.
  • the control elements of the two pairs are preferably arranged on the fuselage at the same axial height in relation to the longitudinal axis of the guided missile.
  • the four rudder organs of the two pairs are distributed evenly around the circumference, each radial axis about which a rudder organ can be pivoted, so closes with each of the two adjacent radial axes the same angular range of 90°.
  • each radial axis of the four rudder organs always includes the same different angular ranges with their respective adjacent radial axes.
  • an otherwise undesirable "squeeze mode" can be brought about in a targeted manner by deflecting the rudder elements in opposite directions in order to produce a braking effect after being jettisoned from a carrier platform.
  • a higher braking effect can be achieved by deflecting in opposite directions, since here four - instead of only two - surfaces influencing the direction of flight contribute to an increase in the flow resistance that the guided missile experiences in the flow field of the carrier platform.
  • the inherently undesirable "squeeze mode" during guidance of a guided missile in the direction of a target which, due to the generation of mutually opposing forces, leads to impairments in the maneuverability or steerability of a guided missile, is in the release phase, i.e. in the period of time in which the missile is exposed to the flow field below the carrier platform, is deliberately used to prevent undesired maneuvers that could direct the missile towards the carrier platform and to quickly bring the missile outside of the flow field prevailing below the flying carrier platform.
  • the method according to the invention can also preferably be used for guided missiles which have a wing arranged on the upper side of their fuselage and, in relation to the overall length of the fuselage, in particular in the center.
  • the top of a fuselage can be viewed as the side on which the wing is at the top in a horizontal flight direction of the guided missile.
  • the wing extends laterally symmetrically beyond the fuselage relative to the longitudinal axis of the fuselage.
  • Such a wing whose longitudinal axis extends at least during a flight phase of the guided missile in the direction of a target transversely, i.e. perpendicular to the longitudinal axis of the guided missile, gives the guided missile high lift forces, as a result of which the maximum range or flight distance can be increased.
  • the flight control device is set up in this way that the wing pivots from its "longitudinal position" into its "transverse position” only after sensing that it has left the flow field prevailing below the carrier platform.
  • the wing In its "longitudinal position" the wing has no wingspan compared to its "transverse position", i.e. it does not protrude laterally beyond the fuselage, or it only has a reduced wingspan, i.e. it protrudes laterally beyond the fuselage, but not as far as compared to its "transverse position”.
  • the flight control device is set up, after receiving the signal forwarded by the timer, in addition to controlling the rudder elements according to method step b), pivoting the wing from its "longitudinal position” into its “transverse position " to effect.
  • the flight control device can be operatively connected to a pivoting drive of the wing, e.g. connected in terms of circuitry.
  • the method according to the invention can be used particularly practically in the case of guided missiles with a weight of less than 50 kg, in particular less than 30 kg.
  • the lightest missiles also known as ultra-light missiles
  • the method according to the invention can also be used for guided missiles with a length of less than 1.5 m.
  • a flow field prevailing below a carrier platform has a stronger effect in terms of unintentional deflection compared to large and heavy missiles.
  • This disadvantageous effect can at least be reduced by deflecting the two pairs of rudder organs in opposite directions.
  • the method according to the invention is preferably also suitable for guided missiles designed without a drive, which, due to a lack of drive, require a longer period of time to get out of the flow field prevailing under the carrier platform after being dropped.
  • the flight control device of the guided missile can have a control device, the control device preferably being in the form of an analog and/or digital data processing device.
  • the control device is designed as a microcontroller, FPGA, DSP, etc.
  • the control device is designed in particular in terms of programming and/or circuitry to set the rudder organs.
  • the setting can be understood as a check, in particular as a control or regulation.
  • the control device is designed in particular in terms of data technology to set the control elements in a first operating state such that the guided missile is steered in a flight direction, in particular in a desired flight direction, with the guided missile having or experiencing an in-flight flow resistance.
  • the control device is designed in particular in terms of data technology to set the rudder elements in a second operating state so that the guided missile is steered in the same flight direction, in particular in the same target flight direction, and has or experiences a braking flow resistance.
  • the braking flow resistance is designed to be greater than the flight flow resistance--particularly assuming the same flying speed.
  • the difference between the first and the second operating state is that the rudder organs are adjusted in such a way that the change is direction-neutral, but the flow resistance experienced by the guided missile is different, with the flow resistance being greater than braking flow resistance in the second operating state than the flow resistance as the flight flow resistance in the first operating state.
  • the flow resistance refers in particular to the same flight speed.
  • the first operating state is in the form of a flight operating state and the second operating state is in the form of a jettisoning operating state.
  • the release operating state is in particular program-related and/or data-related activated.
  • the operating state for dropping occurs when the guided missile is in a dropping phase, in particular when the guided missile is located in the flow field prevailing below the carrier platform.
  • the flight operating state is in a flight phase after the launch phase of the guided missile, in particular when it has left the flow field prevailing below the carrier platform.
  • the guided missile is stabilized by the second operating state when departing/takeoff from the carrier platform and the separation behavior from the carrier platform is thereby improved.
  • a safe departure of the guided missile is at least supported or made possible in the first place by braking the guided missile by increasing the flow resistance in the drop operating state compared to the flight operating state.
  • the release mode has a similar effect to a braking parachute, with the aircraft flying past the guided missile, so to speak.
  • the guided missile can thus quickly leave the aircraft's flow field.
  • small guided missiles with a relatively large volume, relatively low weight and low density can be decelerated in this way from the near field of the aircraft and in this way avoid a collision with the aircraft.
  • the flight direction is preferably designed as a neutral flight direction and/or as a straight flight direction.
  • the two pairs of control elements set a total pitching moment and a total yaw moment of the guided missile to zero, at least in the launch operating state.
  • the guided missile has a first pair of control surfaces.
  • the control elements of the first pair are preferably arranged opposite one another on the periphery of the guided missile. Provision is made for the rudder elements of the first pair to be set in opposite directions in the jettisoning operating state. In this way, a first rolling moment and at the same time an increased flow resistance are generated as braking flow resistance.
  • the guided missile has a second pair of control elements.
  • the control elements of the second pair are arranged opposite one another on the circumference of the guided missile.
  • the control elements of the first and second pair are regularly distributed in the direction of rotation around the guided missile.
  • the rudder elements of the second pair are employed in opposite directions in the jettisoning operating state. In this way, a second roll moment and at the same time an increased one Flow resistance generated as braking flow resistance.
  • the total rolling moment which is formed from the first rolling moment and the second rolling moment, is preferably zero.
  • the first and the second roll moment are in opposite directions, so that no aerodynamic roll moment is generated.
  • the total roll moment may be non-zero in the jettison mode.
  • the guided missile has an explosive charge for military use. It is particularly preferred that the guided missile has a mass of less than 50 kg, preferably less than 40 kg and in particular less than 30 kg. In particular, it is a very light missile.
  • the guided missile is designed as an unpowered missile.
  • the guided missile is implemented as a glide bomb.
  • the guided missile has a drive.
  • a further object of the invention relates to a carrier platform, the carrier platform having at least one guided missile as described above or according to one of the preceding claims.
  • the carrier platform can assume a jettisoning state, with the guided missile being arranged directly adjacent to the carrier platform and/or in its flow field and assuming the jettisoning operating state.
  • control elements can be put into a "squeeze mode" in a phase of dropping the guided missile from the carrier platform.
  • the "squeeze mode” is preferably characterized in that, apart from an increase in drag, no aerodynamic total yaw moments and total pitching moments are generated, ie the guided missile assumes or maintains the flight direction, in particular the straight flight direction.
  • the rudder elements are adjusted in such a way that the guided missile is steered in a straight flight direction as the flight direction and has an increased braking flow resistance.
  • the guided missile is designed according to one of the preceding claims or as previously described, with the release operating state being activated in the release phase and remaining set for a period of 250 milliseconds, for example.
  • the dropping mode is activated at the latest when dropping and remains continuously activated at least until the guided missile is behind the carrier platform.
  • the launching phase occurs when the guided missile is in the flow field of the carrier platform and/or when the guided missile is at a distance of less than 20 m, preferably less than 10 m, from the carrier platform.
  • the "squeeze mode" and/or the release mode is already set when the guided missile leaves the carrier platform.
  • the guided missile first leaves the carrier platform and then the "squeeze mode" and/or the release operating state is set if the guided missile is still in the release phase.
  • the figure 1 shows a highly schematic representation of a carrier platform 1 in the form of an aircraft with a guided missile 2, the guided missile 2 in three different phases, namely the transport phase TP, i.e. before the launch, the launch phase AP, in which the guided missile 2 is in the flow field below the carrier platform 1 is located, and flight phase FP, in which the guided missile 2 is guided to a target, is shown.
  • transport phase TP i.e. before the launch
  • the launch phase AP in which the guided missile 2 is in the flow field below the carrier platform 1 is located
  • flight phase FP in which the guided missile 2 is guided to a target
  • the guided missile 2 is designed as a lightest missile and/or has a mass of less than 50 kg.
  • the guided missile 2 carries an explosive device, in particular a military explosive device for destroying particularly hard military targets.
  • the guided missile 2 is designed as a passive and/or unpowered missile.
  • the guided missile 2 is in or on the carrier platform, it is in a transport phase TP or there is a transport phase.
  • the guided missile 2 is arranged in a loading area and/or ammunition area, such as a weapons bay, of the carrier platform 1 .
  • the guided missile 2 is flown to a target area by means of the carrier platform 1 .
  • the guided missile 2 is brought out of the carrier platform 1 into free flight space.
  • the guided missile 2 is dropped.
  • the dropping phase AP thus extends from the dropping of the guided missile 2 up to the point in time at which the guided missile 2 is under the carrier platform 1 ruling has left flow field 7.
  • the release phase AP extends until the point in time at which the guided missile 2 is located behind the carrier platform 1 in flight direction F and/or at which the guided missile 2 is at a distance of at least 10 m from the carrier platform 1.
  • the release phase AP there is a risk that the guided missile 2 will be deflected by the flow field 7 prevailing below the carrier platform 1 and, in the worst case, will be directed (passively) against the carrier platform 1 . In the release phase AP it must therefore be ensured that no collision occurs.
  • the guided missile 2 is located behind the carrier platform 1 and/or is more than 10 m or more than 20 m away from the carrier platform 1, so that the guided missile 2 is independent of the carrier platform 1 and/or flies, in particular glides, in the free flight space.
  • the Figures 2a, 2b show a part, in this case the rear part, of the guided missile 2 in a possible flight operating state ( Figure 2a ) in which the missile 2 is guided on a desired trajectory towards a target, and in a launch mode ( Figure 2b ).
  • the guided missile 2 has a plurality of control elements 3a, 3b, 4a, 4b, more precisely, two pairs of control elements, namely 3a, 3b and 4a, 4b, which are controllably arranged on a fuselage 5 of the guided missile 2 at the rear.
  • the body 5 has a rotationally symmetrical, in particular cylindrical or cigar-shaped shape. It is also conceivable that the fuselage has an angular cross section, for example in the form of a rectangle or more generally in the form of a polygon.
  • the guided missile 2 has a flight control device 6 for controlling the orientation of the control elements 3a, 3b and 4a, 4b.
  • the flight control device 6 is designed in such a way that the control elements 3a, 3b, 4a, 4b can be controlled in such a way that a roll-pitch-yaw movement of the guided missile is possible, as a result of which the guided missile is guided along a desired trajectory, in particular to a target can.
  • the flight control device 6 can comprise a control device designed as a digital or analog data processing device, which can implement the control of the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b via a control, regulation or another control strategy.
  • the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are arranged in pairs, with the rudder elements 3a, 3b forming a first pair and the rudder elements 4a, 4b forming a second pair.
  • the control elements 3a, 3b are arranged at the same axial height in relation to the longitudinal axis L of the guided missile 2 on the fuselage 5 and are offset from one another by 180° in the direction of rotation.
  • the rudder elements 4a, 4b of the second pair are arranged at the same axial height as the rudder elements 3a, 3b of the first pair and are also offset by 180° with respect to one another in the direction of rotation.
  • the rudder members 3a, 3b and 4a, 4b are arranged in such a way that they form an "X" shape.
  • the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b can be pivoted at least partially about a radial axis A in relation to the fuselage 5 of the guided missile 2 by means of the flight control device 6 in order to generate roll-pitch yaw moments, as a result of which the flight direction of the guided missile 2 can be influenced.
  • the setting of the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b is not relevant and can therefore in principle be freely selected.
  • the guided missile 2 is in a dropping operating state, as is the case in FIG Figure 2b is shown.
  • the missile is in a flight operating state, such as that shown in FIG Figure 2a is shown.
  • the control elements 3a, 3b and 4a, 4b are aligned so that the guided missile 2 is in a straight flight direction as the direction of flight.
  • the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are adjusted by the flight control device 6 in such a way that a maximum flight speed and/or a minimum flight flow resistance is implemented.
  • the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the two pairs are here in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the pairs that influence the direction of flight extend parallel to the longitudinal axis L of the guided missile 2.
  • the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b can be controlled by the flight control device 6 in such a way that a roll-pitch-yaw movement of the guided missile 2 is possible - This is caused by appropriate pivoting of the rudder members 3a, 3b, 4a, 4b about their respective radial axis A.
  • the guided missile 2 is equipped with a viewfinder, for example a radar viewfinder or an optical viewfinder, data or signals for acting on the flight control device 6 being generated from the recorded information via a sensor system.
  • the two pairs of control elements 3a, 3b, 4a, 4b are in a "squeeze mode".
  • the respective rudder elements 3a, 3b and/or 4a, 4b are brought into a combination of rudder deflections that is direction-neutral for the guided missile 2.
  • the rudder deflections are deflected in opposite directions in such a way that no outward forces are effective, except for a resistance force, based on the braking flow resistance .
  • a safe departure of the guided missile 2 is at least supported or made possible in the first place by the deceleration of the guided missile 2, which can thus quickly leave the flow field 7 of the carrier platform 1.
  • the "Squeeze Mode" works similar to a drogue parachute.
  • the carrier platform 1 thus flies past the guided missile 2, so to speak.
  • Specially small and light guided missiles 2 with low weight but relatively high lift forces - as described here - can thus be braked out of the near field of the carrier platform 1 and thus avoid a collision.
  • the pairs of rudder elements 3a, 3b or 4a, 4b are deflected in opposite directions before or immediately after the missile 2 is dropped from the carrier platform 1 in such a way that no aerodynamic moments are generated apart from an increase in resistance, so the missile 2 continues to fly straight ahead .
  • the rudder element 3a is pivoted counterclockwise about its radial axis A and the rudder element 3b is pivoted clockwise about its radial axis A.
  • the rudder element 4a is pivoted counterclockwise about its radial axis A and the rudder element 4b is pivoted clockwise about its radial axis A.
  • the angles by which the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b are deflected in opposite directions relative to the zero position are equal in magnitude.
  • the pivoting of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b in the jettisoning operating state in relation to a flight operating state and/or their zero position is selected such that no additional total yaw moments and total pitching moments, but different total rolling moments occur.
  • the ejection phase AP can be designed to be particularly safe if, in addition, no total rolling moments are generated, but only the flow resistance is increased as braking flow resistance.
  • a central portion of a guided missile 2 is shown in a highly schematic plan view.
  • the guided missile 2 is equipped with a pivotable wing 9 which is arranged on the upper side of the fuselage 5 and in relation to the overall length of the fuselage 5 in the middle.
  • the wing 9 is between a position in which it extends along the longitudinal axis L of the fuselage 5 ( Figure 3a ), and a position in which it extends transversely to the longitudinal axis L of the fuselage 5 ( Fig.3b ), pivotable.
  • the two pairs of rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b arranged in an "X" shape in the rear area of the guided missile 2 are already deflected in opposite directions before they are ejected from the carrier platform 1 in such a way that the flow resistance that the guided missile 2 after being dropped in the flow field of the carrier platform 1, is increased compared to a flow resistance which the guided missile 2 would experience if the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the pair were in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements influencing the direction of flight are located 3a, 3b, 4a, 4b of the pair extend parallel to the longitudinal axis L of the guided missile 2.
  • the control elements 3a, 3b, 4a, 4b are deflected by means of the flight control device 6 in such a way that the guided missile 2 is guided in the direction of a target.
  • the wing 9 With the exit from the flow field 7 prevailing below the carrier platform, the wing 9 is moved from its "longitudinal position" ( Figure 3a ) into its “lateral position” ( Figure 3b ) is pivoted, the control elements 3a, 3b, 4a, 4b are aligned by the flight control device in such a way that the guided missile 2 is guided in the direction of a target.
  • the guided missile 2 is for this purpose with a timer 8, as in the Figures 2a, 2b shown equipped, which is connected to the flight control device 6 circuitry.
  • the timer 8 is set up to sense the ejection of the guided missile 2 from the carrier platform 1 and to transmit a signal to the flight control device 6 after a predetermined period of time has elapsed, in this case 250 milliseconds, after the ejection has been sensed. After the period of time has elapsed, the flow field prevailing under the carrier platform 1 is considered to have left and the flight control device 6 begins to receive the signal from the timer 8 the control of the control elements 3a, 3b, 4a, 4b in such a way that the guided missile 2 is guided on a desired trajectory in the direction of a target.
  • the signal has the effect that the jettisoning mode is ended by the flight control device 6 and the flying mode is started.
  • the flight control device is set up so that when the signal from the timer 8 is received, the wing 9 is pivoted from its “longitudinal position” into its “transverse position”.
  • the flight control device 6 is operatively connected to a pivoting drive of the wing 9 .

Landscapes

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Abwerfen eines um eine Roll-, Nick- und Gierachse lenkbaren Lenkflugkörpers umfassend zwei Paar Ruderorgane zur Erzeugung von Roll-, Nick- und Giermomenten von einer Trägerplattform und einen solchen Lenkflugkörper. Ein solches Verfahren ist z.B. aus US 2018/356188 A1 bekannt.
  • Flugkörper werden in Bezug auf die Flugrichtung oftmals über Ruder gesteuert. Dabei werden die Ruder über eine Flugregelungseinrichtung so angesteuert, dass der Flugkörper die angeforderte Flugrichtung einnimmt und schnell zu einem angegebenen Ziel fliegen kann. Zur Vermeidung von Beschädigungen einer Trägerplattform während des Abwerfens eines Lenkflugkörpers von der Trägerplattform ist es bekannt, die Rudermaschine bzw. die Stellantriebe für die Ruder mechanisch so zu verriegeln, dass die Ruder in einer neutralen, keine Drehmomente erzeugenden Position gehalten werden.
  • Aus der US 3 355 130 A ist ein Lenkflugkörper mit vier Rudern bekannt. Der Lenkflugkörper ist von der Aktorik so aufgebaut, dass ein so genannter "Squeeze Mode" vermieden werden kann, bei dem zwei Paare aus jeweils gegenüberliegend angeordneten Rudern so angesteuert werden, dass das eine Paar ein Rollmoment in eine Richtung und das andere Paar ein Rollmoment in die andere Richtung generiert. Anders gesagt, ist der Lenkflugkörper so ausgestaltet, dass Ruderpositionen, die zu entgegengesetzten Kräften führen, unterbunden sind.
  • Die KR 10 2 136 266 B1 beschäftigt sich mit einem Verfahren zum Berechnen und Ausführen eines nicht-manövrierenden, bremsenden Flügelversatzbefehls zur Reduzierung der Fluggeschwindigkeit eines Lenkflugkörpers.
  • Bei Lenkflugkörpern mit geringem Gewicht kann es beim Abwerfen oder Abkoppeln derselben von einer Trägerplattform, z.B. aus deren Waffenschacht oder von einer Startschiene, beim Eintritt in das von der Trägerplattform erzeugte Strömungsfeld bzw. in das unterhalb der Trägerplattform herrschende Strömungsfeld passieren, dass dieser durch das Strömungsfeld umgelenkt wird und mit der Trägerplattform kollidiert. Hierdurch kann es nicht nur zu Beschädigungen an der Trägerplattform, sondern insbesondere auch zu Beschädigungen des Lenkflugkörpers kommen.
  • Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zum Abwerfen eines Lenkflugkörpers von einer Trägerplattform anzugeben, welches einen sicheren Abgang des Lenkflugkörpers von der Trägerplattform erlaubt.
  • Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren gemäß den Merkmalen von Patentanspruch 1 gelöst. Das Verfahren zum Abwerfen eines um eine Roll-, Nick- und Gierachse lenkbaren Lenkflugkörpers von einer Trägerplattform, welcher
    • zwei Paare Ruderorgane zur Erzeugung von Roll-, Nick- und Giermomenten aufweist, wobei die Ruderorgane jedes Paares bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers einander gegenüberliegend am Umfang des Rumpfes des Lenkflugkörpers angeordnet sind, und
    • eine Flugregelungseinrichtung zur Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare Ruderorgane aufweist,
    umfasst die Verfahrensschritte:
    1. a) gegensinniges Ausschlagen der Ruderorgane jedes Paares mittels der Flugregelungseinrichtung vor dem Abwurf von der Trägerplattform oder unmittelbar nach dem Abwurf von der Trägerplattform mit dem Einritt des Lenkflugkörpers in ein Strömungsfeld der Trägerplattform derart, dass ein Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper nach dem Abwurf im Strömungsfeld der Trägerplattform erfährt, erhöht ist gegenüber einem Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper erfahren würde, wenn sich die Ruderorgane jedes Paares in einer Nullstellung befinden würden, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane jedes Paares parallel zur Längsachse des Lenkflugkörpers erstrecken, und
    2. b) nach Verlassen des Strömungsfelds der Trägerplattform Ausschlagen der Ruderorgane jedes Paares mittels der Flugregelungseinrichtung derart, dass der Lenkflugkörper in Richtung eines Ziels gelenkt wird.
  • Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass mit einer mechanischen Verriegelung zwar ungewollte Ausschläge von Ruderorganen vermeidbar sind, eine mechanische Verriegelung jedoch auch eine zusätzliche Gewichtsbelastung für einen Lenkflugkörper bedeutet, die sich nachteilig auf dessen maximale Reichweite auswirken kann, insbesondere wenn der Lenkflugkörper antriebslos ausgebildet ist.
  • Weiterhin geht die Erfindung von der Erkenntnis aus, dass die Wahrscheinlichkeit durch ungewollte Roll-, Nick- oder Giermomente Beschädigungen an Trägerplattform und / oder Lenkflugkörper kurz nach dem Abwerfen des Lenkflugkörpers von der Trägerplattform hervorzurufen, bei Lenkflugkörpern mit geringem Gewicht, wie beispielsweise unter 50 kg, gegenüber gewichtsmäßig schwereren (Lenk-)Flugkörpern erhöht ist, da sie gewichtsbedingt nach einem Abwurf für eine längere Zeitspanne dem unterhalb der Trägerplattform herrschenden Strömungsfeld ausgesetzt sind.
  • Die Erfindung geht weiter von der Überlegung aus, dass die Gefahr von Beschädigungen an Trägerplattform und/oder Lenkflugkörper, reduzierbar ist, wenn der Lenkflugkörper das unterhalb der Trägerplattform herrschende Strömungsfeld möglichst zügig verlassen kann, die Zeitspanne oder auch Zeitphase, in welcher sich der Lenkflugkörper nach seinem Abwurf in dem durch die Trägerplattform bedingten Strömungsfeld befindet, also möglichst kurz ist.
  • Diese Nachteile bzw. Gefahren können durch das erfindungsgemäße Verfahren umgangen werden. Durch das gegensinnige Ausschlagen der Ruderorgane der zwei Paare mittels der Flugregelungseinrichtung vor dem Abwurf von der Trägerplattform oder unmittelbar nach dem Abwurf von der Trägerplattform mit dem Einritt des Lenkflugkörpers in das Strömungsfeld der Trägerplattform entsprechend Verfahrensschritt a) wird der Lenkflugkörper im Strömungsfeld abgebremst, wohingegen die Trägerplattform weiterfliegt. Hierdurch tritt der Lenkflugkörper gegenüber einer "nicht bremsenden" Stellung der zwei Paare Ruderorgane, d.h. bei einer Nullstellung, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane der zwei Paare parallel zur Längsachse des Lenkflugkörpers oder, anders ausgedrückt, in Anströmungsrichtung erstrecken würden, zeitlich früher aus dem Strömungsfeld unterhalb der Trägerplattform heraus, wodurch die Zeitspanne, in welcher Kollisionen auftreten können, verkürzt und damit reduziert ist.
  • Die Ruderorgane der zwei Paare sind vorzugsweise derart gegensinnig ausgeschlagen, dass keine aerodynamischen Momente erzeugt oder, anders ausgedrückt, außer einer erhöhten Widerstandskraft keine flugrichtungsändernden Kräfte wirksam werden. Damit wird erreicht, dass ein Lenkflugkörper sicher und ohne Kollisionsgefahr aus dem Strömungsfeld der Trägerplattform durch entsprechende Ansteuerung der zwei Paare von Ruderorganen mittels seiner Flugregelungseinrichtung verbringbar ist.
  • Eine vorteilhafte Ausführungsform sieht vor, dass die Ruderorgane der zwei Paare in Verfahrensschritt a) derart mittels der Flugregelungseinrichtung gegensinnig ausgeschlagen sind, dass keine Flugrichtungsänderung bewirkt wird.
  • Die Ruderorgane sind zur Erzeugung von Roll-Nick-Giermomenten zumindest teilweise um eine radiale Achse, auch Verschwenkachse genannt, bezogen auf den Rumpf des Lenkflugkörpers verschwenkbar. Unter gegensinnigem Ausschlagen wird vorliegend verstanden, dass eines der beiden Ruderorgane eines Paares im Uhrzeigersinn und das andere der beiden Ruderorgane entgegen dem Uhrzeigersinn ausgeschlagen ist bezogen auf die Nullstellung, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane jedes Paares parallel zur Längsachse des Lenkflugkörpers erstrecken. Zur Vermeidung von Flugrichtungsänderungen ist vorgesehen, dass die Winkel, um welche die Ruderorgane der zwei Paare bezogen auf die Nullstellung gegensinnig ausgeschlagen sind, betragsmäßig gleich sind, d.h. jedes Ruderorgan der beiden Paare ist um den betragsmäßig gleichen Winkel ausgeschlagen.
  • Unter einer Trägerplattform wird vorliegend insbesondere ein Luftfahrzeug, wie beispielsweise ein Flugzeug oder eine Drohne verstanden. Der Abwurf des Lenkflugkörpers kann durch Auswerfen aus einem Waffenschacht der Trägerplattform oder durch Abkoppeln von einer an der Trägerplattform befestigten Startvorrichtung, wie beispielsweise einer Startschiene erfolgen. Es wird davon ausgegangen, dass sich Trägerplattform und Lenkflugkörper unmittelbar nach dessen Abwurf von der Trägerplattform in die gleiche Flugrichtung bewegen.
  • Die Flugregelungseinrichtung ist so ausgebildet, dass die Ruderorgane der zwei Paare so ansteuerbar sind, dass eine Roll-Nick-Gier-Bewegung des Lenkflugkörpers möglich ist, wodurch der Lenkflugkörper entlang einer gewünschten Flugbahn, insbesondere zu einem Ziel, geführt werden kann. Hierfür können Daten aus einem Datenspeicher der Flugregelungseinrichtung, der Informationen zu einer gewünschten Mission des Lenkflugkörpers enthält, herangezogen werden. Auch ein Empfang von externen Daten wie beispielsweise von der oder einer Trägerplattform über eine entsprechende Empfangseinrichtung, z. B. eine im Lenkflugkörper vorgesehene Antenne und zugehörige Elektronik, ist möglich. Zweckmäßigerweise ist der Lenkflugkörper jedoch mit einem Radarsucher oder einem optischen Sucher ausgestattet, wobei aus deren erfassten Informationen über eine Sensorik Daten bzw. Signale zur Beaufschlagung der Flugregelungseinrichtung erzeugt werden.
  • In einer Ausführungsform der Erfindung ist vorgesehen, dass spätestens nach einer Zeitspanne von einer Sekunde, insbesondere spätestens nach einer Zeitspanne von einer halben Sekunde, besonders bevorzugt spätestens nach einer Zeitspanne von 250 Millisekunden die Flugregelungseinrichtung die Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare von Ruderorganen entsprechend Verfahrensschritt a) beendet und mit der Ansteuerung entsprechend Verfahrensschritt b) fortfährt. Hierfür ist der Lenkflugkörper in einer Ausführungsform mit einem Timer ausgerüstet, der mit der Flugregelungseinrichtung schaltungstechnisch verbunden ist. Der Timer ist zur Sensierung eines Abwurfs des Lenkflugkörpers von der Trägerplattform und zur Weiterleitung eines Signals nach Ablauf einer vorgegebenen Zeitspanne nach der Sensierung des Abwurfs an die Flugregelungseinrichtung eingerichtet, welches die Ansteuerung entsprechend Verfahrensschritt b) freigibt. Handelt es sich bei der Trägerplattform beispielsweise um ein Kampfflugzeug, bei welchem der Lenkflugkörper in einer Transportphase unter einer Tragfläche des Kampfflugzeuges angeordnet ist, kann davon ausgegangen werden, dass sich nach Ablauf einer Zeitspanne von maximal 250 Millisekunden nach Abwurf der Lenkflugkörper in einem Abstand von 10 m, gemessen von der Tragfläche aus, und bezogen auf die Flugrichtung der Trägerplattform hinter dem Kampfflugzeug befindet und damit das unter der Trägerplattform herrschende Strömungsfeld verlassen hat.
  • Die Erfindung betrifft weiterhin einen Lenkflugkörper mit zwei Paar Ruderorganen zur Erzeugung von Roll-, Nick- und Giermomenten, wobei die Ruderorgane jedes Paares bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers einander gegenüberliegend am Umfang des Rumpfes des Lenkflugkörpers angeordnet sind, und mit einer Flugregelungseinrichtung zur Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare Ruderorgane, welcher eingerichtet ist zur Durchführung eines oder mehrerer der zuvor erwähnten Verfahrensschritte.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren ist besonders geeignet für Lenkflugkörper mit zwei Paaren von Ruderorganen, die in "X"-Form oder in "+" Form am Umfang des Rumpfes des Lenkflugkörpers verteilt sind und insbesondere im Heckbereich des Lenkflugkörpers angeordnet sind. Die Ruderorgane der zwei Paare sind vorzugsweise in der gleichen axialen Höhe bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers am Rumpf angeordnet. In der "+"-Form sind im Gegensatz zur "X"-Form die vier Ruderorgane der beiden Paare gleichmäßig um den Umfang verteilt, jede radiale Achse, um welche ein Ruderorgan verschwenkbar ist, schließt also mit jeder der beiden benachbarten radialen Achsen jeweils den gleichen Winkelbereich von 90° ein. Im Fall einer "X"-Form schließt eine radiale Achse mit den ihr beiden benachbarten radialen Achsen jeweils einen unterschiedlichen Winkelbereich ein, wobei jede radiale Achse der vier Ruderorgane stets die gleichen unterschiedlichen Winkelbereiche mit ihren jeweils benachbarten radialen Achsen einschließt. Bei einem derartigen Lenkflugkörper kann gezielt ein sonst unerwünschter "Squeeze Mode" durch das gegensinnige Ausschlagen der Ruderorgane herbeigeführt werden zur Erzeugung eines Bremseffekts nach dem Abwerfen von einer Trägerplattform. Im Vergleich zu einem Lenkflugkörper mit nur einem Paar von Ruderorganen kann durch das gegensinnige Ausschlagen ein höherer Bremseffekt erzielt werden, da hier vier - anstelle von nur zwei - flugrichtungsbeeinflussenden Flächen zu einer Erhöhung des Strömungswiderstandes, welchen der Lenkflugkörper im Strömungsfeld der Trägerplattform erfährt, beitragen. Der an und für sich unerwünschte "Squeeze Mode" während einer Führung eines Lenkflugkörpers in Richtung auf ein Ziel, der aufgrund der Erzeugung einander entgegenwirkender Kräfte zu Beeinträchtigungen der Manövrierfähigkeit bzw. Lenkfähigkeit eines Lenkflugkörpers führt, wird in der Abwurfphase, also in der Zeitspanne, in welcher der Lenkflugkörper dem Strömungsfeld unterhalb der Trägerplattform ausgesetzt ist, bewusst eingesetzt, um unerwünschten Manövern, die den Lenkflugkörper in Richtung Trägerplattform lenken könnten, vorzubeugen und um den Lenkflugkörper rasch außerhalb des unterhalb der fliegenden Trägerplattform herrschenden Strömungsfelds zu bringen.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren ist weiterhin bevorzugt anwendbar für Lenkflugkörper, welche einen an der Oberseite ihres Rumpfes und bezogen auf die Gesamtlänge des Rumpfes insbesondere mittig angeordneten Flügel aufweisen. Die Oberseite eines Rumpfes kann dabei als die Seite angesehen werden, bei welcher sich der Flügel in einer Horizontalflugrichtung des Lenkflugkörpers oben befindet. Der Flügel erstreckt sich bezogen auf die Längsachse des Rumpfes seitlich symmetrisch über den Rumpf hinaus. Ein solcher Flügel, dessen Längsachse sich zumindest während einer Flugphase des Lenkflugkörpers in Richtung eines Ziels quer, also senkrecht zur Längsachse des Lenkflugkörpers erstreckt, verleiht dem Lenkflugkörper hohe Auftriebskräfte, wodurch die maximale Reichweite bzw. Flugstrecke erhöhbar ist. Nachteilig an einem solchen Flügel ist jedoch, dass er unmittelbar nach dem Abwurf des Lenkflugkörpers dazu führen kann, dass der Lenkflugkörper - quasi passiv - in Richtung der Trägerplattform gedrückt und dadurch beschädigt werden kann. Mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens kann durch das gegensinnige Ausschlagen der zwei Paare von Ruderorganen und dem damit erzeugten Bremseffekt bewirkt werden, dass der Lenkflugkörper sich nicht so lange im Strömungsfeld unterhalb der Trägerplattform befindet und damit die Zeitspanne für etwaige Kollisionen reduziert bzw. die Kollisionsgefahr verringert ist.
  • Bei Lenkflugkörpern, bei welchen der Flügel zwischen einer Stellung, in der er sich entlang der Längsachse des Rumpfes erstreckt, und einer Stellung, in der er sich quer zur Längsachse des Rumpfes erstreckt, verschwenkbar ist, kann vorgesehen sein, dass die Flugregelungseinrichtung so eingerichtet ist, dass erst nach dem Sensieren des Verlassens des unterhalb der Trägerplattform herrschenden Strömungsfelds ein Verschwenken des Flügels von seiner "Längsstellung" in seine "Querstellung" erfolgt. Dadurch können sich während einer Abwurfphase, also dem Zeitraum, in dem sich der Lenkflugkörper noch im Strömungsfeld unterhalb der Trägerplattform befindet, durch den Flügel bedingte, sich hinsichtlich etwaiger Kollisionen mit der Trägerplattform negativ auswirkende Auftriebskräfte vermieden werden. Anders ausgedrückt: In seiner "Längsstellung" weist der Flügel gegenüber seiner "Querstellung" keine Flügelspannweite auf, ragt also seitlich nicht über den Rumpf hinaus, oder weist nur eine reduzierte Flügelspannweite auf, ragt also seitlich zwar über den Rumpf hinaus, jedoch nicht so weit wie im Vergleich zu seiner "Querstellung". Ist der Lenkflugkörper mit einem zuvor beschriebenen Timer ausgerüstet, kann vorgesehen sein, dass die Flugregelungsrichtung dazu eingerichtet ist, nach Empfang des vom Timer weitergeleiteten Signals neben der Ansteuerung der Ruderorgane entsprechend Verfahrensschritt b) das Verschwenken des Flügels von seiner "Längsstellung" in seine "Querstellung" zu bewirken. Hierzu kann die Flugregelungseinrichtung mit einem Verschwenkantrieb des Flügels wirkverbunden, z.B. schaltungstechnisch verbunden sein.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren ist zudem besonders praktisch anwendbar bei Lenkflugkörpern mit einem Gewicht von weniger als 50 kg, insbesondere von weniger als 30 kg. Speziell Leichtestflugkörper, auch Ultraleichtflugkörper genannt, profitieren von der Erhöhung des Strömungswiderstands durch das gegensinnige Ausschlagen der zwei Paare von Ruderorganen, da hierdurch der Nachteil des geringeren Gewichts gegenüber Flugkörpern höheren Gewichtes hinsichtlich der Zeitspanne des Austretens aus dem Strömungsfelds der Trägerplattform zumindest teilweise kompensierbar ist.
  • Auch für Lenkflugkörper mit einer Länge von weniger als 1,5 m bietet sich die Verwendung des erfindungsgemäßen Verfahrens an. Gerade bei kleinbauenden und damit oftmals auch gewichtsmäßig leichten Lenkflugkörpern bzw. Lenkflugkörpern mit relativ großem Volumen bei relativ kleinem Gewicht und geringer Dichte wirkt sich ein unterhalb einer Trägerplattform herrschendes Strömungsfeld stärker hinsichtlich einer unbeabsichtigten Umlenkung aus im Vergleich zu groß- und schwerbauenden Flugkörpern. Dieser nachteilige Effekt kann zumindest reduziert werden durch das gegensinnige Ausschlagen der zwei Paare von Ruderorganen.
  • Das erfindungsgemäße Verfahren ist bevorzugt auch für antriebslos ausgebildete Lenkflugkörper geeignet, welche aufgrund mangels Antriebs eine längere Zeitspanne benötigen, um nach einem Abwurf aus dem unter der Trägerplattform herrschenden Strömungsfeld heraus zu kommen.
  • Die Flugregelungseinrichtung des Lenkflugkörpers kann eine Kontrolleinrichtung aufweisen, wobei die Kontrolleinrichtung vorzugsweise als eine analoge und/oder digitale Datenverarbeitungseinrichtung ausgebildet ist. Beispielsweise ist die Kontrolleinrichtung als Mikrokontroller, FPGA, DSP etc. ausgebildet. Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere programmtechnisch und/oder schaltungstechnisch ausgebildet, die Ruderorgane einzustellen. Die Einstellung kann als Kontrolle, insbesondere als Steuerung oder Regelung, verstanden werden.
  • Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere datentechnisch ausgebildet, in einem ersten Betriebszustand die Ruderorgane so einzustellen, dass der Lenkflugkörper in eine Flugrichtung, insbesondere in eine Soll-Flugrichtung, gesteuert ist, wobei der Lenkflugkörper einen Flugströmungswiderstand aufweist bzw. einen solchen erfährt.
  • Die Kontrolleinrichtung ist insbesondere datentechnisch ausgebildet, in einem zweiten Betriebszustand die Ruderorgane so einzustellen, dass der Lenkflugkörper in die gleiche Flugrichtung, insbesondere in die gleiche Soll-Flugrichtung, gesteuert ist und dabei einen Bremsströmungswiderstand aufweist bzw. einen solchen erfährt.
  • Es ist vorgesehen, dass - insbesondere bei angenommener gleicher Fluggeschwindigkeit - der Bremsströmungswiderstand größer als der Flugströmungswiderstand ausgebildet ist. Somit liegt der Unterschied zwischen dem ersten und dem zweiten Betriebszustand darin, dass die Ruderorgane zwar so eingestellt werden, dass die Änderung richtungsneutral ist, jedoch der Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper erfährt, unterschiedlich ausgebildet ist, wobei der Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand in dem zweiten Betriebszustand größer als der Strömungswiderstand als Flugströmungswiderstand in dem ersten Betriebszustand ist. Der Strömungswiderstand bezieht sich insbesondere jeweils auf die gleiche Fluggeschwindigkeit.
  • Es wird vorgeschlagen, dass der erste Betriebszustand als ein Flugbetriebszustand und der zweite Betriebszustand als ein Abwurfbetriebszustand ausgebildet ist. Der Abwurfbetriebszustand wird insbesondere programmtechnisch und/oder datentechnisch aktiviert. Der Abwurfbetriebszustand liegt vor, wenn sich der Lenkflugkörper in einer Abwurfphase befindet, insbesondere, wenn sich der Lenkflugkörper im unterhalb der Trägerplattform herrschenden Strömungsfeld befindet. Der Flugbetriebszustand liegt zeitlich nach der Abwurfphase des Lenkflugkörpers, insbesondere, wenn er das unterhalb der Trägerplattform herrschende Strömungsfeld verlassen hat, in einer Flugphase vor.
  • Es ist dabei eine Überlegung, dass durch den zweiten Betriebszustand der Lenkflugkörper beim Abgang/Start von der Trägerplattform aus stabilisiert wird und dadurch das Trennverhalten von der Trägerplattform verbessert wird. Ein sicherer Abgang des Lenkflugkörpers wird zumindest unterstützt bzw. überhaupt erst ermöglicht, durch das Abbremsen des Lenkflugkörpers durch Erhöhung des Strömungswiderstands in dem Abwurfbetriebszustand im Vergleich zu dem Flugbetriebszustand. Der Abwurfbetriebszustand wirkt ähnlich wie ein Bremsfallschirm, das Flugzeug fliegt damit sozusagen am Lenkflugkörper vorbei. Der Lenkflugkörper kann damit schnell das Strömungsfeld des Flugzeugs verlassen. Insbesondere kleine Lenkflugkörper mit relativ großem Volumen bei relativ kleinem Gewicht und geringer Dichte können so aus dem Nahfeld des Flugzeugs heraus gebremst werden und vermeiden auf diese Weise eine Kollision mit dem Flugzeug.
  • Bevorzugt ist die Flugrichtung als eine Neutralflugrichtung und/oder als eine Geradeausflugrichtung ausgebildet. Insbesondere wird durch die zwei Paare von Ruderorganen ein Gesamtnickmoment und ein Gesamtgiermoment des Lenkflugkörpers zumindest im Abwurfbetriebszustand auf Null gesetzt.
  • Der Lenkflugkörper weist ein erstes Paar Ruderorgane auf. Die Ruderorgane des ersten Paars sind vorzugsweise einander gegenüberliegend am Umfang des Lenkflugkörpers angeordnet. Es ist vorgesehen, dass die Ruderorgane des ersten Paars in dem Abwurfbetriebszustand gegensinnig angestellt sind. Auf diese Weise wird ein erstes Rollmoment und zugleich ein erhöhter Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erzeugt.
  • Weiterhin weist der Lenkflugkörper ein zweites Paar Ruderorgane auf. Die Ruderorgane des zweiten Paars sind gegenüberliegend am Umfang des Lenkflugkörpers angeordnet. Vorzugsweise sind die Ruderorgane des ersten und des zweiten Paars in Umlaufrichtung um den Lenkflugkörper regelmäßig verteilt. Es ist vorgesehen, dass die Ruderorgane des zweiten Paars indem Abwurfbetriebszustand gegensinnig angestellt sind. Auf diese Weise wird ein zweites Rollmoment und zugleich ein erhöhter Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erzeugt. Vorzugsweise ist das Gesamtrollmoment, welches aus dem ersten Rollmoment und dem zweiten Rollmoment gebildet wird, Null. Alternativ oder ergänzend sind das erste und das zweite Rollmoment gegensinnig so dass kein aerodynamisches Rollmoment erzeugt wird. Als weitere Alternative kann das Gesamtrollmoment in dem Abwurfbetriebszustand ungleich Null sein.
  • Bei einer bevorzugten Ausgestaltung weist der Lenkflugkörper einen Sprengsatz für einen militärischen Einsatz auf. Es ist besonders bevorzugt, dass der Lenkflugkörper eine Masse von weniger als 50 kg, vorzugsweise weniger als 40 kg und insbesondere weniger als 30 kg aufweist. Insbesondere handelt es sich um einen Leichtestflugkörper.
  • Bei einer Ausgestaltung ist der Lenkflugkörper als ein antriebsloser Flugkörper ausgebildet. Insbesondere ist der Lenkflugkörper als eine Gleitbombe realisiert. Es kann aber auch vorgesehen sein, dass der Lenkflugkörper einen Antrieb aufweist.
  • Ein weiterer Gegenstand der Erfindung betrifft eine Trägerplattform, wobei die Trägerplattform mindestens einen Lenkflugkörper aufweist, wie dieser zuvor beschrieben wurde bzw. nach einem der vorhergehenden Ansprüche. Insbesondere kann die Trägerplattform einen Abwurfzustand einnehmen, wobei der Lenkflugkörper unmittelbar benachbart zu der Trägerplattform und/oder in dessen Strömungsfeld angeordnet ist und den Abwurfbetriebszustand einnimmt.
  • Bei einer Ausgestaltung des Verfahrens können die Ruderorgane in einer Abwurfphase des Lenkflugkörpers aus der Trägerplattform in einen "Squeeze Mode" gesetzt werden. Der "Squeeze Mode" zeichnet sich vorzugsweise dadurch aus, dass außer einer Strömungswiderstandserhöhung keine aerodynamischen Gesamtgiermomente und Gesamtnickmomente erzeugt werden, der Lenkflugkörper also die Flugrichtung, insbesondere die Geradeausflugrichtung einnimmt oder beibehält.
  • Bei einer Alternative oder Weiterbildung des Verfahrens werden die Ruderorgane so eingestellt, dass der Lenkflugkörper in eine Geradeausflugrichtung als Flugrichtung gesteuert ist und einen erhöhten Bremsströmungswiderstand aufweist.
  • Bei einer weiteren Alternative oder Weiterbildung des Verfahrens ist der Lenkflugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche bzw. wie diese zuvor beschrieben wurde, ausgebildet, wobei der Abwurfbetriebszustand in der Abwurfphase aktiviert wird und beispielsweise über einen Zeitraum von 250 Millisekunden eingestellt bleibt. Insbesondere ist der Abwurfbetriebszustand spätestens beim Abwurf aktiviert und bleibt durchgängig aktiviert mindestens bis der Lenkflugkörper hinter der Trägerplattform ist.
  • Es ist besonders bevorzugt, dass die Abwurfphase vorliegt, wenn sich der Lenkflugkörper in dem Strömungsfeld der Trägerplattform befindet und/oder wenn der Lenkflugkörper einen Abstand zur Trägerplattform von weniger als 20 m, vorzugsweise weniger als 10 m einnimmt.
  • Bei einer möglichen Ausgestaltung ist der "Squeeze Mode" und/oder der Abwurfbetriebszustand bereits eingestellt, wenn der Lenkflugkörper die Trägerplattform verlässt. Alternativ hierzu verlässt der Lenkflugkörper zunächst die Trägerplattform und nachfolgend wird der "Squeeze Mode" und/oder der Abwurfbetriebszustand eingestellt, wenn sich der Lenkflugkörper noch in der Abwurfphase befindet.
  • Die bisher gegebene Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die teilweise in einigen abhängigen Ansprüchen zu mehreren zusammengefasst wiedergegeben sind. Die Merkmale können jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachtet und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammengefasst werden, insbesondere bei Rückbezügen von Ansprüchen, sodass ein einzelnes Merkmal eines abhängigen Anspruchs mit einem einzelnen, mehreren oder allen Merkmalen eines anderen abhängigen Anspruchs kombinierbar ist. Außerdem sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination sowohl mit dem erfindungsgemäßen Verfahren als auch mit dem erfindungsgemäßen Lenkflugkörper kombinierbar. So sind Verfahrensmerkmale auch als Eigenschaften des entsprechenden Lenkflugkörpers gegenständlich formuliert zu sehen und funktionale Merkmale des Lenkflugkörpers auch als entsprechende Verfahrensmerkmale.
  • Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile dieser Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden klarer und deutlicher verständlich in Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele, die im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. Die Ausführungsbeispiele dienen der Erläuterung der Erfindung und beschränken die Erfindung nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. Außerdem können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit einem beliebigen der Ansprüche kombiniert werden.
  • Es zeigen:
    • Figur 1
    eine stark schematisierte Darstellung einer Trägerplattform bei Abwurf eines Lenkflugkörpers als ein Ausführungsbeispiel der Erfindung;
    Figuren 2a, 2b
    eine stark schematisierte, dreidimensionale Darstellung eines Teilbereichs des Lenkflugkörpers in einem beispielhaften Flugbetriebszustand und in einem beispielhaften Abwurfbetriebszustand;
    Figuren 3a, 3b
    eine stark schematisierte Darstellung einer Draufsicht auf einen Teilbereich eines beispielhaften Lenkflugkörpers mit einem Flügel auf seiner Rumpfoberseite während einer Abwurfphase und einer Flugphase.
  • Die Figur 1 zeigt in einer stark schematisierten Darstellung eine Trägerplattform 1 in Form eines Flugzeugs mit einem Lenkflugkörper 2, wobei der Lenkflugkörper 2 in drei unterschiedlichen Phasen, nämlich Transportphase TP, also vor dem Abwurf, Abwurfphase AP, in welchem sich der Lenkflugkörper 2 im Strömungsfeld unterhalb der Trägerplattform 1 befindet, und Flugphase FP, in welcher der Lenkflugkörper 2 auf ein Ziel gelenkt wird, dargestellt ist.
  • Der Lenkflugkörper 2 ist als ein Leichtestflugkörper und/oder mit einer Masse kleiner als 50 kg ausgebildet. Der Lenkflugkörper 2 trägt einen Sprengsatz, insbesondere einen militärischen Sprengsatz zum Zerstören von insbesondere harten militärischen Zielen. Der Lenkflugkörper 2 ist als ein passiver und/oder antriebsloser Flugkörper ausgebildet.
  • Solange sich der Lenkflugkörper 2 in oder an der Trägerplattform befindet, ist dieser in einer Transportphase TP bzw. liegt eine Transportphase vor. Beispielsweise ist der Lenkflugkörper 2 in einem Ladebereich und/oder Munitionsbereich, wie einem Waffenschacht, der Trägerplattform 1 angeordnet. In der Transportphase TP wird der Lenkflugkörper 2 mittels der Trägerplattform 1 zu einer Zielgegend geflogen.
  • In der Abwurfphase AP wird der Lenkflugkörper 2 aus der Trägerplattform 1 in den freien Flugraum gebracht. Beispielsweise wird der Lenkflugkörper 2 abgeworfen. Die Abwurfphase AP erstreckt sich somit vom Abwurf des Lenkflugkörpers 2 bis zu dem Zeitpunkt, an dem der Lenkflugkörper 2 ein unter der Trägerplattform 1 herrschendes Strömungsfeld 7 verlassen hat. Alternativ oder ergänzend erstreckt sich die Abwurfphase AP bis zu dem Zeitpunkt, an dem sich der Lenkflugkörper 2 in Flugrichtung F hinter der Trägerplattform 1 befindet und/oder an dem der Lenkflugkörper 2 einen Abstand von mindestens 10 m zur Trägerplattform 1 eingenommen hat. In der Abwurfphase AP besteht die Gefahr, dass der Lenkflugkörper 2 durch das unterhalb der Trägerplattform 1 herrschende Strömungsfeld 7 umgelenkt und im schlimmsten Fall (passiv) gegen die Trägerplattform 1 gelenkt wird. In der Abwurfphase AP muss somit sichergestellt werden, dass keine Kollision erfolgt.
  • Nach Beendigung der Abwurfphase und zu Beginn der anschließenden Flugphase FP befindet sich der Lenkflugkörper 2 hinter der Trägerplattform 1 und/oder ist mehr als 10 m bzw. mehr als 20 m von der Trägerplattform 1 beabstandet, so dass der Lenkflugkörper 2 unabhängig von der Trägerplattform 1 und/oder in dem freien Flugraum fliegt, insbesondere gleitet.
  • Die Figuren 2a, 2b zeigen einen Teil, vorliegend das Heckteil, des Lenkflugkörpers 2 und zwar in einem möglichen Flugbetriebszustand (Figur 2a), in welchem der Lenkflugkörper 2 auf einer gewünschten Flugbahn in Richtung auf ein Ziel gelenkt wird, und in einem Abwurfbetriebszustand (Figur 2b).
  • Der Lenkflugkörper 2 weist eine Mehrzahl von Ruderorganen 3a, 3b, 4a, 4b, genauer gesagt, zwei Paare von Ruderorganen, nämlich 3a, 3b und 4a, 4b auf, welche steuerbar an einem Rumpf 5 des Lenkflugkörpers 2 heckseitig angeordnet sind. Der Rumpf 5 weist eine rotationssymmetrische, insbesondere zylinderförmige oder zigarrenförmige Form auf. Denkbar ist auch, dass der Rumpf einen eckigen Querschnitt, beispielsweise in Form eines Rechtecks oder allgemeiner in Form eines Polygonzugs aufweist.
  • Ferner weist der Lenkflugkörper 2 eine Flugregelungseinrichtung 6 zur Steuerung der Ausrichtung der Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b auf. Die Flugregelungseinrichtung 6 ist so ausgebildet, dass die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b so ansteuerbar sind, dass eine Roll-Nick-Gier-Bewegung des Lenkflugkörpers möglich ist, wodurch der Lenkflugkörper entlang einer gewünschten Flugbahn, insbesondere zu einem Ziel, geführt werden kann. Die Flugregelungseinrichtung 6 kann eine als eine digitale oder analoge Datenverarbeitungseinrichtung ausgebildete Kontrolleinrichtung umfassen, welche die Kontrolle der Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b über eine Steuerung, Regelung oder eine andere Kontrollstrategie umsetzen kann.
  • Die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b sind paarweise angeordnet, wobei die Ruderorgane 3a, 3b ein erstes Paar und die Ruderorgane 4a, 4b ein zweites Paar bilden. Die Ruderorgane 3a, 3b sind in der gleichen axialen Höhe bezogen auf die Längsachse L des Lenkflugkörpers 2 am Rumpf 5 angeordnet und in Umlaufrichtung zueinander um 180° versetzt. Die Ruderorgane 4a, 4b des zweiten Paares sind in der gleichen axialen Höhe angeordnet wie die Ruderorgane 3a, 3b des ersten Paares und zueinander in Umlaufrichtung ebenfalls um 180° versetzt. In Umlaufrichtung sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b so angeordnet, dass sie eine "X"-Form bilden. Die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b sind zur Erzeugung von Roll-Nick-Giermomenten zumindest teilweise jeweils um eine radiale Achse A bezogen auf den Rumpf 5 des Lenkflugkörpers 2 mittels der Flugregelungseinrichtung 6 verschwenkbar, wodurch die Flugrichtung des Lenkflugkörpers 2 beeinflussbar ist.
  • In der Transportphase TP ist die Einstellung der Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b nicht von Relevanz und somit prinzipiell frei wählbar. In der Abwurfphase AP befindet sich der Lenkflugkörper 2 in einem Abwurfbetriebszustand, wie dieser beispielhaft in der Figur 2b dargestellt ist. In der Flugphase FP befindet sich der Flugkörper in einem Flugbetriebszustand, wie dieser beispielhaft in der Figur 2a dargestellt ist.
  • In einem möglichen Flugbetriebszustand, wie dieser in der Figur 2a dargestellt ist, sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b so ausgerichtet, dass sich der Lenkflugkörper 2 in einer Geradeausflugrichtung als Flugrichtung befindet. Dabei sind die Ruderorgane 3a, 3b sowie 4a, 4b durch die Flugregelungseinrichtung 6 so angestellt, dass eine maximale Fluggeschwindigkeit und/oder ein minimaler Flugströmungswiderstand umgesetzt ist. Die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b der beiden Paare befinden sich hier in einer Nullstellung, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b der Paare parallel zur Längsachse L des Lenkflugkörpers 2 erstrecken. Um den Lenkflugkörper 2 - insbesondere auf einer gewünschten Flugbahn - in Richtung auf ein Ziel zu lenken, sind die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b mittels der Flugregelungseinrichtung 6 so ansteuerbar, dass eine Roll-Nick-Gier-Bewegung des Lenkflugkörpers 2 möglich ist - dies wird durch entsprechende Verschwenkung der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b um ihre jeweilige radiale Achse A bewirkt. Vorliegend ist der Lenkflugkörper 2 mit einem Sucher, beispielsweise einem Radarsucher oder einem optischen Sucher, ausgestattet, wobei aus dessen erfassten Informationen über eine Sensorik Daten bzw. Signale zur Beaufschlagung der Flugregelungseinrichtung 6 erzeugt werden.
  • In dem Abwurfbetriebszustand, wie dieser in der Figur 2b dargestellt ist, befinden sich die zwei Paar Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b, in einem "Squeeze Mode". In dem "Squeeze Mode" werden die jeweiligen Ruderorgane 3a, 3b und/oder 4a, 4b in eine für den Lenkflugkörper 2 richtungsneutrale Kombination der Ruderausschläge gebracht. Die Ruderausschläge sind so entgegengesetzt ausgeschlagen, dass keine Kräfte nach außen wirksam werden, außer einer Widerstandskraft, begründet durch den Bremsströmungswiderstand.
  • Ein sicherer Abgang des Lenkflugkörpers 2 wird durch das Abbremsen des Lenkflugkörpers 2, der damit schnell das Strömungsfeld 7 der Trägerplattform 1 verlassen kann, zumindest unterstützt bzw. überhaupt erst ermöglicht. Der "Squeeze Mode" wirkt ähnlich wie ein Bremsfallschirm. Die Trägerplattform 1 fliegt damit sozusagen am Lenkflugkörper 2 vorbei. Speziell kleine und leichte Lenkflugkörper 2 mit geringem Gewicht, aber dabei relativ hohen Auftriebskräften - wie hier beschrieben - können so aus dem Nahfeld der Trägerplattform 1 heraus gebremst werden und vermeiden derart eine Kollision.
  • Die Paare der Ruderorgane 3a, 3b bzw. 4a, 4b werden vorliegend vor oder unmittelbar nach dem Abwurf des Lenkflugkörpers 2 von der Trägerplattform 1 gegensinnig ausgeschlagen und zwar so, dass außer einer Widerstandserhöhung keine aerodynamischen Momente erzeugt werden, der Lenkflugkörper 2 also weiterhin geradeaus fliegt. Oder anders ausgedrückt: Gegenüber einer Nullstellung der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b parallel zur Längsachse L des Lenkflugkörpers 2 erstrecken, wie es in Figur 2a gezeigt ist und in welcher der Lenkflugkörper 2 kein Lenkmanöver ausführt, sind in dem in Figur 2b gezeigten Abwurfbetriebszustand die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b derart um ihre radialen Achsen verschwenkt, dass sich ihre flugrichtungsbeeinflussenden Flächen zwar nicht mehr parallel zur Längsachse L des Lenkflugkörpers 2 erstrecken, dennoch aber kein Lenkmanöver bzw. keine Flugrichtungsänderung des Lenkflugkörpers 2 bewirkt wird.
  • In der Figur 2b ist das Ruderorgan 3a gegen den Uhrzeigersinn um seine radiale Achse A und das Ruderorgan 3b im Uhrzeigersinn um seine radiale Achse A verschwenkt. Das Ruderorgan 4a ist gegen den Uhrzeigersinn um seine radiale Achse A und das Ruderorgan 4b im Uhrzeigersinn um seine radiale Achse A verschwenkt. Zur Vermeidung von Flugrichtungsänderungen ist vorgesehen, dass die Winkel, um welchen die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b bezogen auf die Nullstellung gegensinnig ausgeschlagen sind, betragsmäßig gleich sind.
  • Es kann vorgesehen sein, dass die Verschwenkung der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b im Abwurfbetriebszustand gegenüber einem Flugbetriebszustand und/oder ihrer Nullstellung so gewählt ist, dass keine zusätzlichen Gesamtgiermomente und Gesamtnickmomente, jedoch unterschiedliche Gesamtrollmomente auftreten. Besonders sicher kann die Abwurfphase AP gestaltet werden, wenn zudem keine Gesamtrollmomente erzeugt werden, sondern nur der Strömungswiderstand als Bremsströmungswiderstand erhöht wird.
  • In dem in den Fig. 3a und 3b gezeigten Ausführungsbeispiel ist ein mittlerer Teilbereich eines Lenkflugkörpers 2 in einer stark schematisierten Draufsicht gezeigt. Der Lenkflugkörper 2 ist mit einem verschwenkbaren Flügel 9 ausgestattet, der auf der Oberseite des Rumpfes 5 und bezogen auf die Gesamtlänge des Rumpfes 5 mittig angeordnet ist. Der Flügel 9 ist dabei zwischen einer Stellung, in der er sich entlang der Längsachse L des Rumpfes 5 erstreckt (Fig. 3a), und einer Stellung, in der er sich quer zur Längsachse L des Rumpfes 5 erstreckt (Fig.3b), verschwenkbar. Es ist vorgesehen, dass die im Heckbereich des Lenkflugkörpers 2 in "X"-Form angeordneten beiden Paare von Ruderorganen 3a, 3b, 4a, 4b bereits vor ihrem Abwurf von der Trägerplattform 1 derart gegensinnig ausgeschlagen sind, dass der Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper 2 nach dem Abwurf im Strömungsfeld der Trägerplattform 1 erfährt, erhöht ist gegenüber einem Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper 2 erfahren würde, wenn sich die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b des Paares in einer Nullstellung befinden würden, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b des Paares parallel zur Längsachse L des Lenkflugkörpers 2 erstrecken. Nach Verlassen des Strömungsfelds 7 der Trägerplattform 1 erfolgt ein Ausschlagen der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b mittels der Flugregelungseinrichtung 6 derart, dass der Lenkflugkörper 2 in Richtung eines Ziels gelenkt wird. Mit dem Verlassen des unterhalb der Trägerplattform herrschenden Strömungsfelds 7 wird mittels der Flugregelungseinrichtung 6 der Flügel 9 von seiner "Längsstellung" (Fig. 3a) in seine "Querstellung" (Fig. 3b) verschwenkt, die Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b werden durch die Flugregelungseinrichtung so ausgerichtet, dass der Lenkflugkörper 2 in Richtung auf ein Ziel gelenkt wird. Der Lenkflugkörper 2 ist für diese Zwecke mit einem Timer 8, wie in den Figuren 2a, 2b gezeigt, ausgerüstet, der mit der Flugregelungseinrichtung 6 schaltungstechnisch verbunden ist. Der Timer 8 ist zur Sensierung des Abwurfs des Lenkflugkörpers 2 von der Trägerplattform 1 und zur Weiterleitung eines Signals nach Ablauf einer vorgegebenen Zeitspanne, vorliegend 250 Millisekunden, nach der Sensierung des Abwurfs an die Flugregelungseinrichtung 6 eingerichtet. Nach Ablauf der Zeitspanne gilt das unter der Trägerplattform 1 herrschende Strömungsfeld als verlassen und die Flugregelungseinrichtung 6 beginnt mit Empfang des Signals des Timers 8 mit der Ansteuerung der Ruderorgane 3a, 3b, 4a, 4b derart, dass der Lenkflugkörper 2 auf einer gewünschten Flugbahn in Richtung eines Ziels gelenkt wird. Das Signal bewirkt, dass der Abwurfbetriebszustand durch die Flugregelungseinrichtung 6 beendet und der Flugbetriebszustand gestartet wird. Gleichzeitig ist die Flugregelungseinrichtung dazu eingerichtet, dass bei Empfang des Signals des Timers 8 der Flügel 9 von seiner "Längsstellung" in seine "Querstellung" verschwenkt wird. Hierzu ist die Flugregelungseinrichtung 6 mit einem Verschwenkantrieb des Flügels 9 wirkverbunden.
    • Bezugszeichenliste
    • 1
    Trägerplattform
    2
    Lenkflugkörper
    3a, 3b
    Ruderorgane des ersten Paars
    4a, 4b
    Ruderorgane des zweiten Paars
    5
    Rumpf
    6
    Flugregelungseinrichtung
    7
    Strömungsfeld
    8
    Timer
    9
    Flügel
    TP
    Transportphase
    AP
    Abwurfphase
    FP
    Flugphase
    L
    Längsachse
    A
    radiale Achse

Claims (12)

  1. Verfahren zum Abwerfen eines um eine Roll-, Nick- und Gierachse lenkbaren Lenkflugkörpers (2) von einer Trägerplattform (1), wobei der Lenkflugkörper (2) aufweist
    - zwei Paare Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) zur Erzeugung von Roll-, Nick- und Giermomenten, wobei die zwei Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares bezogen auf die Längsachse (L) des Lenkflugkörpers (2) einander gegenüberliegend am Umfang des Rumpfes (5) des Lenkflugkörpers (2) angeordnet sind, und
    - eine Flugregelungseinrichtung (6) zur Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b),
    umfassend die Verfahrensschritte
    a) gegensinniges Ausschlagen der Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares mittels der Flugregelungseinrichtung (6) vor dem Abwurf von der Trägerplattform (1) oder unmittelbar nach dem Abwurf von der Trägerplattform (1) mit dem Einritt des Lenkflugkörpers in ein Strömungsfeld der Trägerplattform (1) derart, dass der Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper (2) nach dem Abwurf im Strömungsfeld der Trägerplattform (1) erfährt, erhöht ist gegenüber einem Strömungswiderstand, den der Lenkflugkörper (2) erfahren würde, wenn sich die Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares in einer Nullstellung befinden würden, in welcher sich die flugrichtungsbeeinflussenden Flächen der Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) der Paare parallel zur Längsachse des Lenkflugkörpers (2) erstrecken, und
    b) nach Verlassen des Strömungsfelds der Trägerplattform (1) Ausschlagen der Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares mittels der Flugregelungseinrichtung (6) derart, dass der Lenkflugkörper (2) in Richtung eines Ziels gelenkt wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares in Verfahrensschritt a) derart mittels der Flugregelungseinrichtung (6) gegensinnig ausgeschlagen sind, dass keine Flugrichtungsänderung bewirkt wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass spätestens nach einer Zeitspanne von einer Sekunde, insbesondere spätestens nach einer Zeitspanne von einer halben Sekunde, die Flugregelungseinrichtung (6) die Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) entsprechend Verfahrensschritt a) beendet und mit der Ansteuerung entsprechend Verfahrensschritt b) fortfährt.
  4. Lenkflugkörper (2) mit
    - zwei Paar Ruderorganen (3a, 3b, 4a, 4b) zur Erzeugung von Roll-, Nick- und Giermomenten, wobei die Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b) jedes Paares bezogen auf die Längsachse des Lenkflugkörpers (2) einander gegenüberliegend am Umfang des Rumpfes (5) des Lenkflugkörpers (2) angeordnet sind, und
    - einer Flugregelungseinrichtung (6) zur Ansteuerung der Ausrichtung der zwei Paare Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b), dadurch gekennzeichnet, dass die Flugregeleinrichtung (6) zur Durchführung eines Verfahrens nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche eingerichtet ist.
  5. Lenkflugkörper (2) nach Anspruch 4,
    gekennzeichnet durch
    zwei Paar Ruderorgane (3a, 3b, 4a, 4b), die in "X"-Form oder in "+"-Form am Umfang des Rumpfes (5) angeordnet sind.
  6. Lenkflugkörper (2) nach einem der Ansprüche 4 oder 5,
    gekennzeichnet durch
    einen an der Oberseite des Rumpfes (5) und bezogen auf die Gesamtlänge des Rumpfes (5) insbesondere mittig angeordneten Flügel (9).
  7. Lenkflugkörper (2) nach Anspruch 6,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flügel (9) zwischen einer Stellung, in der er sich entlang der Längsachse (L) des Rumpfes (5) erstreckt, und einer Stellung, in der er sich quer zur Längsachse (L) des Rumpfes (5) erstreckt, verschwenkbar ist.
  8. Lenkflugkörper (2) nach einem der Ansprüche 4 - 7,
    gekennzeichnet durch
    ein Gewicht von weniger als 50 kg.
  9. Lenkflugkörper (2) nach einem der Ansprüche 4 - 8,
    gekennzeichnet durch
    eine Länge von weniger als 1,5 m.
  10. Lenkflugkörper (2) nach einem der Ansprüche 4 - 9,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass er als ein antriebsloser Lenkflugkörper (2) ausgebildet ist.
  11. Lenkflugkörper (2) nach einem der Ansprüche 4 - 10,
    gekennzeichnet durch
    einen Timer, der mit der Flugregelungseinrichtung (6) schaltungstechnisch verbunden ist.
  12. Lenkflugkörper (2) nach Anspruch 11,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Timer zur Sensierung eines Abwurfs des Lenkflugkörpers (2) von einer Trägerplattform (1) und zur Weiterleitung eines Signals nach Ablauf einer vorgegebenen Zeitspanne nach der Sensierung des Abwurfs an die Flugregelungseinrichtung (6) eingerichtet ist, welches die Ansteuerung entsprechend Verfahrensschritt b) freigibt.
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