Lenkflugkörper und Verfahren zum Lenken eines Lenkflugkörpers

Beschreibung

[0001] Die vorliegende Erfindung betrifft einen Lenkflugkörper. Außerdem betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Lenken eines Lenkflugkörpers. Der Lenkflugkörper ist insbesondere ein Integral-Flugkörper.
In der Regel wird ein Integral-Flugkörper in der unteren Abfangschicht, das bedeutet unterhalb von vorzugsweise 30 Kilometern Flughöhe, zur Bekämpfung von Zielen benutzt, in der die Luftdichte groß genug ist, um den Flugkörper aerodynamisch zu steuern und die geforderte Querbeschleunigung mit aerodynamischen Auftrieb zu gewährleisten.
In der oberen Abfangschicht werden zweistufige oder auch mehrstufige Flugkörper verwendet, die eine Antriebsstufe und eine Wirkstufe, auch Kill Vehicle genannt, umfassen. Hierbei wird nach dem Abwurf der Antriebsstufe das Kill Vehicle mit Querschubdüsen (DACS = Divert Attitude Control System) in ein vorgegebenes Ziel gelenkt. Ein DACS setzt sich zusammen aus vier Düsen im Schwerpunkt des Flugkörpers, die die geforderte Querbeschleunigung aufbringen, und aus mindestens vier Düsen am Heck oder auch an der Spitze des Kill Vehicles, die die Lage des Kill Vehicles kontrollieren.
Ein Integral-Flugkörper, der verzugsweise in der unteren Abfangschicht eingesetzt wird, benutzt in der Regel die aerodynamischen Steuerflächen, um den Flugkörper relativ zur Anströmung anzustellen und zu trimmen. Durch diese Anstellung des Flugkörpers wird ein Auftrieb erzeugt, so dass der Flugkörper gelenkt werden kann. Ein anderer Lenkflugkörper ist beispielsweise aus der FR 2 684 723 A1 bekannt. Ein Lenkflugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 ist aus der DE 199 49 640 und der US 2,822,755 A bekannt.
Bei größeren Abfanghöhen nimmt mit abnehmender Luftdichte die aerodynamische Wirksamkeit immer weiter ab, und der Flugkörper kann die geforderte Querbeschleunigung nicht mehr aufbringen und trifft nicht mehr. Unter günstigen Bedingungen sind Treffer mit Querschubtrimmung und aerodynamischem Auftrieb bis zu 30 km Höhe möglich, was somit auch den Einsatzbereich für einen Integral-Flugkörper in der Höhe begrenzt.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, einen Lenkflugkörper bereitzustellen, der bei einfacher und kostengünstiger Herstellung einen großen Einsatzbereich aufweist. Die Lösung der Aufgabe erfolgt durch die Merkmale des unabhängigen Anspruchs 1.

[0002] Weiterhin betrifft die Erfindung gemäß unabhängigem Anspruch 7 ein Verfahren zum Steuern eines Lenkflugkörpers nach einem der Ansprüche 1 - 6, wobei der Lenkflugkörper eine Längsachse aufweist und einen ersten Antrieb sowie einen zweiten Antrieb umfasst. Durch den ersten Antrieb ist ein erster Schub entlang der Längsachse und durch den zweiten Antrieb ein zweiter Schub senkrecht zu der Längsachse erzeugbar. Das Verfahren umfasst erfindungsgemäß die folgenden Schritte: Zunächst wird der erste Antrieb aktiviert. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass der erste Antrieb ein Triebwerk ist, das mehrmals aktivierbar ist. Besonders bevorzugt ist der erste Antrieb ein Doppelimpulstriebwerk. Der erfindungsgemäße Schritt des Aktivierens des ersten Antriebs ist insbesondere ein letztmaliges Aktivieren des Triebwerks oder des Doppelimpulstriebwerks. Anschließend wird der Lenkflugkörper durch zumindest partielles Aktivieren des zweiten Antriebs ausgerichtet. Das Ausrichten folgt bevorzugt einer vorgegebenen Lenkvorschrift, die eine Richtung vorgibt, in die der Lenkflugkörper zu fliegen hat.

[0003] Durch das Ausrichten wird insbesondere eine Wirkrichtung des ersten Antriebs verändert, so dass der Lenkflugkörper eine Richtungsänderung vollführt.
Die Unteransprüche haben vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung zum Inhalt. Bevorzugt ist der Lenkflugkörper ausschließlich durch den ersten Antrieb und den zweiten Antrieb lenkbar. Somit ist bevorzugt vorgesehen, dass der Lenkflugkörper lediglich mit dem ersten Schub und dem zweiten Schub lenkbar ist. Dabei ist der zweite Schub insbesondere für eine Rotation des Lenkflugkörpers um den Schwerpunkt des Lenkflugkörpers verwendbar. Der erste Schub wiederum ist insbesondere für eine translatorische Beschleunigung des Schwerpunktes des Lenkflugkörpers verwendbar.
Vorteilhafterweise weist der zweite Antrieb einen vordefinierten Abstand zu einem Schwerpunkt des Lenkflugkörpers auf. Außerdem ist bevorzugt vorgesehen, dass der zweite Antrieb eine Wirkrichtung innehat, die einen vordefinierten Winkel zu der Längsachse des Lenkflugkörpers einnimmt, wobei der vordefinierte Winkel insbesondere 90° oder im Wesentlichen 90° beträgt. Dies erlaubt, mit dem zweiten Antrieb eine Rotation des Lenkflugkörpers um den Schwerpunkt auszuführen. Somit ist der Lenkflugkörper ausrichtbar. Für eine optimale Lenkbarkeit des Lenkflugkörpers ist der vordefinierte Abstand möglichst groß, insbesondere so groß wie möglich, zu wählen.
In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst der zweite Antrieb Schubdüsen, die insbesondere kartesisch angeordnet sind. Vorzugsweise umfasst der zweite Antrieb vier Schubdüsen, die kranzförmig um die Längsachse orientiert sind. Besonders bevorzugt sind die Querschubdüsen regelmäßig um den Umfang des Lenkflugkörpers angeordnet. Es ist vorgesehen, dass eine minimale Betriebsdauer des zweiten Antriebs zumindest einer maximalen Betriebsdauer des ersten Antriebs entspricht. Somit ist sichergestellt, dass der zweite Antrieb während einer gesamten Betriebsdauer des ersten Antriebs aktivierbar ist. Da der zweite Antrieb bevorzugt zum Ausrichten und damit Lenken des Lenkflugkörpers verwendet wird, ist somit sichergestellt, dass der Lenkflugkörper während der Betriebsdauer des ersten Antriebs lenkbar ist. Die Betriebsdauer des ersten Antriebs ist insbesondere eine Betriebsdauer zwischen einem letztmaligen Aktivieren und einem letztmaligen Deaktivieren des ersten Antriebs.

[0004] Der erste Antrieb ist insbesondere ein Doppelimpulstriebwerk. Die minimale Betriebsdauer des zweiten Antriebs entspricht daher zumindest einer maximalen Betriebsdauer eines zweiten Impulses des Doppelimpulstriebwerks.

[0005] Schließlich ist vorteilhafterweise vorgesehen, dass durch Ansteuerung des zweiten Antriebs die Längsachse derart zu einem Geschwindigkeitsvektor des Lenkflugkörpers ausrichtbar ist, dass der erste Schub des ersten Antriebs eine vordefinierte Querbeschleunigung senkrecht zu dem Geschwindigkeitsvektor erzeugt. Da durch das Ausrichten des Lenkflugkörpers eine Richtung des ersten Schubs von der Richtung einer aktuellen Geschwindigkeit des Lenkflugkörpers abweicht, ist der erste Schub in eine Längsschubkomponente und in eine Querschubkomponente zerlegbar.

[0006] Für das erfindungsgemäße Verfahren ist insbesondere vorgesehen, dass die folgenden Schritte zusätzlich zu den bereits genannten Schritten ausgeführt werden. Zunächst wird eine Querbeschleunigung senkrecht zu einem Geschwindigkeitsvektor des Lenkflugkörpers festgelegt. Dabei ist vorgesehen, dass der Lenkflugkörper die festgelegte Querbeschleunigung einnehmen soll. Die Querbeschleunigung wird bevorzugt von einem übergeordneten Navigationssystem festgelegt, wobei das Navigationssystem den Lenkflugkörper insbesondere zu einem zu bekämpfenden Ziel lenkt. Anschließend wird die Längsachse des Lenkflugkörpers relativ zu dem Geschwindigkeitsvektor des Lenkflugkörpers ausgerichtete, indem der zweite Antrieb zumindest partiell aktiviert wird. Als Ergebnis der Ausrichtung erzeugt der erste Antrieb den ersten Schub derart, dass die festgelegte Querbeschleunigung erreicht wird. Ob der erste Schub die festgelegte Querbeschleunigung erzeugt, ist insbesondere durch Zerlegung eines den ersten Schub darstellenden Vektors in eine Längsschubbeschleunigung und in eine Querschubbeschleunigung feststellbar.

[0007] Außerdem ist besonders bevorzugt vorgesehen, dass das Verfahren mit folgenden zusätzlichen Schritten ausgeführt wird: Zunächst wird ein Anstellwinkel zwischen Längsachse und Geschwindigkeitsvektor bestimmt, der notwendig ist, damit der erste Schub des ersten Antriebs die festgelegte Querbeschleunigung erzeugt. Dies ist insbesondere durch trigonometrische Berechnung möglich, da der erste Schub des ersten Antriebs und die Querbeschleunigung bekannt sind. Anschließend wird der zweite Antrieb zumindest partiell aktiviert, so dass der Lenkflugkörper den bestimmten Anstellwinkel einnimmt. Dies erfolgt insbesondere durch eine passende Regelung des zweiten Antriebs.
Der Lenkflugkörper ist insbesondere zusätzlich derart ausgestaltet, dass dieser eine aerodynamische Steuereinheit aufweist. Daher ist es dem Lenkflugkörper insbesondere möglich, zwischen aerodynamischer Lenkung und Lenkung durch Zusammenspiel von erstem Antrieb und zweitem Antrieb zu wechseln.
Bei der Bekämpfung von TBMs (Tactical Ballistic Missiles) versucht man das Ziel mit einem Direkttreffer zu zerstören, um die notwendige Zerstörungsenergie aufzubringen. Ein Direkttreffer gegen schnelle und/oder manövrierende TBMs setzt eine hohe Agilität des Flugkörpers voraus. Diese wird erreicht durch die Verwendung einer Querschubeinheit vor dem Schwerpunkt (ACS = Attitude Control System) - für das neue Lenkkonzept vorzugsweise 4 kartesisch angeordnete Querschubdüsen. Durch die hohe Dynamik der Querschubdüsen und die Vermeidung des Allpassverhaltens (Einbau der Düsen vor dem Schwerpunkt) kann die Zeitkonstante des Flugkörpers soweit verbessert werden, dass ein Direkttreffer möglich ist. Die notwendige Querbeschleunigung, um den Flugkörper zum Direkttreffer zu führen, wird jedoch auch beim Einsatz der Querschubdüsen (ACS) größtenteils durch den aerodynamischen Auftrieb des Flugköpers erzielt (im Gegensatz zu einem Kill Vehicle mit einem DACS).

[0008] Die Erfindung wird nun anhand der beigefügten Zeichnungen detailliert beschrieben. In den Zeichnungen ist:

Figur 1

eine schematische Darstellung eines Lenkflugkörpers gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung,

Figur 2

eine schematische Darstellung des Lenkflugkörpers gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfindung während eines ersten Lenkvorgangs,

Figur 3

eine schematische Darstellung des Lenkflugkörpers gemäß dem Ausführungsbeispiel der Erfindung während eines zweiten Lenkvorgangs, und

Figur 4

eine schematische Darstellung wirkenden Kräfte bei Ausführen des zweiten Lenkvorgangs.

[0009] Figur 1 zeigt schematisch einen Lenkflugkörper 1 gemäß der Erfindung. Der Lenkflugkörper 1 weist eine Längsachse 2 auf, um die sich der Lenkflugkörper zylinderförmig erstreckt. Durch einen ersten Antrieb 3 und einen zweiten Antrieb 4 ist der Lenkflugkörper 1 antreibbar und/oder lenkbar.
Der erste Antrieb 3 ist bevorzugt ein Triebwerk, insbesondere ein Raketentriebwerk. Auch ist vorgesehen, dass der erste Antrieb 3 ein Doppelimpulstriebwerk ist, das mehrmals aktivierbar und deaktivierbar ist. Der zweite Antrieb 4 umfasst eine Vielzahl von Querschubdüsen, die kranzförmig um die Längsachse 2 angeordnet sind. Dabei weisen die Querschubdüsen des zweiten Antriebs 4 einen vordefinierten Abstand zu dem Schwerpunkt 5 des Lenkflugkörpers 1 auf. Eine Wirkrichtung der Querschubdüsen ist jeweils senkrecht zu der Längsachse 2 orientiert, wobei die Wirkrichtung insbesondere von der Längsachse 2 weg weist. Dadurch ist mit dem zweiten Antrieb 4 eine Rotationsbewegung des Lenkflugkörpers 1 um den Schwerpunkt 5 erzeugbar.
Insbesondere ist der erste Antrieb 3 an einem Ende des Lenkflugkörpers 1 angebracht. An einem gegenüberliegenden Ende ist bevorzugt eine Wirkeinheit 7 des Lenkflugkörpers 1 vorgesehen. Der Schwerpunkt 5 liegt insbesondere zwischen dem zweiten Antrieb 4 und dem ersten Antrieb 3.

[0010] Zur aerodynamischen Steuerung weist der Lenkflugkörper 1 aerodynamische Steuereinheiten 6 auf, die ebenfalls bevorzugt kranzförmig um die Längsachse 2 orientiert sind. Die aerodynamischen Steuereinheiten 6 sind vorteilhafterweise Steuerflächen, die an dem Ende des Lenkflugkörpers 1 angebracht sind, an dem auch der erste Antrieb 3 vorgesehen ist.

[0011] Insgesamt ist der Lenkflugkörper 1 daher auf unterschiedliche Arten steuerbar. Dabei ist vorgesehen, dass ein Steuerkonzept ab Erreichen einer vordefinierten Flughöhe geändert wird. So ist insbesondere vorgesehen, den Lenkflugkörper 1 unterhalb der vordefinierten Flughöhe aerodynamisch zu steuern, wie dies in Figur 2 gezeigt ist. Oberhalb der vordefinierten Flughöhe wird der Lenkflugkörper 1 insbesondere durch ein Zusammenspiel von erstem Antrieb 3 und zweitem Antrieb 4 gesteuert. Dies ist in den Figuren 3 und 4 gezeigt.

[0012] Figur 2 zeigt den Lenkflugkörper 1 aus Figur 1 während eines Fluges mit aerodynamischer Lenkung. Durch die aerodynamischen Steuereinheiten 6 ist der Lenkflugkörper 1 derart steuerbar, dass die Längsachse 2 um einen Anstellwinkel 10 aus der horizontalen Ebene verdrehbar ist. Auf diese Weise wird eine Auftriebskraft 20 erzeugt, die eine Lenkung des Lenkflugkörpers 1 erlaubt. Der Auftriebskraft 20 wirkt eine Gewichtskraft 30 des Lenkflugkörpers 1 entgegen. Weiterhin wirkt eine Vortriebskraft 40 auf den Schwerpunkt 5 des Lenkflugkörpers 1 ein, der eine Widerstandskraft 50 entgegenwirkt. Solange der erste Antrieb 3 abgeschaltet ist, sind alle genannten Kräfte nahezu gleich groß, so dass sich der Lenkflugkörper 1 in einem nahezu stationären Flug befindet. Der stationäre Flug wird dabei lediglich durch den Luftwiderstand abgebremst. Jedoch ist der Lenkflugkörper auch ohne aktiven ersten Antrieb 3 lenkbar.

[0013] Figur 3 zeigt den Lenkflugkörper 1 aus Figur 1 während eines Fluges mit Lenkung durch Aktivierung des ersten Antriebs 3 und des zweiten Antriebs 4. Eine solche Lenkung erfolgt insbesondere dann, wenn die aerodynamische Wirkung der aerodynamischen Steuereinheiten 6 für eine Lenkung des Lenkflugkörpers 1 nicht mehr ausreicht. Zur Lenkung wird der Anstellwinkel 10 durch Aktivieren des zweiten Antriebs 4 erzeugt. Dies geschieht dadurch, dass der durch den zweiten Antrieb 4 erzeugte zweite Schub 200 eine Rotationsbewegung des Lenkflugkörpers 1 um den Schwerpunkt 5 bewirkt. Die Rotation bedingt daher eine Verdrehung der Längsachse 2 des Lenkflugkörpers 1 gegenüber einem aktuellen Geschwindigkeitsvektor 300 des Lenkflugkörpers 1 um den Anstellwinkel 10.
Gleichzeigt ist vorgesehen, dass der erste Antrieb 3 einen ersten Schub 100 erzeugt. Da der erste Schub 100 durch das beschriebene Ausrichten des Lenkflugkörpers 1 mittels des zweiten Antriebs 4 nun von der Richtung des Geschwindigkeitsvektors 300 abweicht, wird eine auf den Schwerpunkt 5 wirkende Querbeschleunigung 400 erzeugt, die den Lenkflugkörper 1 lenkt. Die Querbeschleunigung 400 wird insbesondere derart erzeugt, dass diese gleich groß wie eine Soll-Querbeschleunigung ist. Die Soll-Querbeschleunigung ist eine Querbeschleunigung, die der Lenkflugkörper 1 einnehmen soll und wird insbesondere von einem Navigationssystem vorgegeben, das den Lenkflugkörper 1 zu einem Ziel lenkt. Ein beispielhafter Lenkvorgang ist in Figur 4 gezeigt.
Figur 4 zeigt schematisch das Zustandekommen der Lenkung aus Figur 3. Durch das Aufbringen des Anstellwinkels 10 wird ein Vektor des ersten Schubs 100 um den Anstellwinkel 10 relativ zu dem Geschwindigkeitsvektor 300 gedreht. Daher lässt sich der erste Schub 100 in die Querbeschleunigung 400 und in eine Längsbeschleunigung 500 zerlegen. Die Längsbeschleunigung 500 erfolgt in Richtung des Geschwindigkeitsvektors 300, dient also dazu, die Fluggeschwindigkeit des Lenkflugkörpers 1 zu erhöhen. Die Querbeschleunigung 400 hingegen erfolgt senkrecht zu dem Geschwindigkeitsvektor 300 und dient daher zur Richtungsänderung des Lenkflugkörpers 1. Somit ist der Lenkflugkörper 1 auch ohne aerodynamische Steuereinheiten 6 vollständig lenkbar. Gemäß der Erfindung ist der Lenkflugkörper 1 ein Integral-Flugkörper der durch ein Triebwerk als erster Antrieb 3 und eine Querschubeinheit als zweiter Antrieb 4 angetrieben wird. Durch die Verwendung eines neuen Lenkkonzepts kombiniert mit Auslegungsanpassungen für das Triebwerk, d.h. den ersten Antrieb 3, und die Querschubeinheit, d.h. den zweiten Antrieb 4, kann die Abfanghöhe erheblich gesteigert werden. Die technischen Voraussetzungen, die der Lenkflugkörper 1 für das neue Lenkkonzept erfüllen muss, sind:

• Der Lenkflugkörper 1 muss im Endgame, d.h. im Endanflug auf das Ziel, bis zum Treffer angetrieben fliegen. Der Antrieb erfolgt insbesondere durch das Triebwerk, d.h. durch den ersten Antrieb 3.
• Die Querschubeinheit, d.h. der zweite Antrieb 4, muss eine Betriebsdauer haben, die der Antriebsdauer des Triebwerks im Endgame entspricht. Bekannte Integral-Flugkörper der unteren Abfangschicht besitzen in der Regel ein Doppelimpulstriebwerk, dessen zweiter Impuls variabel gezündet werden kann. Ein derartiges Doppelimpulstriebwerk ist auch in dem Lenkflugkörper 1 als erster Antrieb 3 vorhanden. Simulationstechnische Untersuchungen haben ergeben, dass der zweite Impuls mindestens fünf Sekunden lang sein soll, und auch die Querschubeinheit eine entsprechende Betriebsdauer haben soll. Mit diesen Voraussetzungen kann der Integral-Flugkörper auch in großer Höhe, in denen die aerodynamische Wirksamkeit verschwindend gering ist, noch gelenkt und gesteuert werden.

[0014] Für den als Integral-Flugkörper ausgebildeten Lenkflugkörper 1 ist vorgesehen, dass dieser mittels der aerodynamischen Steuereinheiten 6 lenkbar ist. Dabei wird bevorzugt eine aerodynamische Wirksamkeit der aerodynamischen Steuereinheiten 6 wiederholend überprüft. Die Überprüfung ist beispielsweise eine Abschätzung der Luftdichte anhand einer erfassten Flughöhe des Integral-Flugkörpers.
Wird im Endgame die aerodynamische Wirksamkeit zu klein, so wird die Regelung, insbesondere die der Lenkung des Integral-Flugkörpers, dahin gehend geändert, dass mit den Querschubdüsen nur noch die Lage des Flugkörpers geregelt wird.

[0015] Dadurch, dass der Flugkörper angetrieben fliegt, kann er gegenüber dem Geschwindigkeitsvektor so ausgerichtet werden, dass die Schubkomponente senkrecht zu dem Geschwindigkeitsvektor der geforderten Querbeschleunigung entspricht.

[0016] Für dieses neue Lenkkonzept muss das eigentliche Lenkgesetz nicht geändert werden, solange es eine Soll-Querbeschleunigung, d.h. insbesondere eine vom Integral-Flugkörper einzunehmende Querbeschleunigung, liefert. Aus der geforderten Soll-Querbeschleunigung a_soll, der Masse des Integral-Flugkörpers und des Schubs des Triebwerks wird im Geschwindigkeitskoordinatensystem der notwendige Anstellwinkel beispielsweise wie folgt bestimmt:

[0017] Mit einer Lageregelung mit entsprechender Dynamik wird der Schubbedarf der Querschubeinheit, d.h. insbesondere der Querschubdüsen, bestimmt. Durch die erzeugte Kraft der Querschubdüsen wird der Flugkörper so ausgerichtet, dass die Querkomponente des Schubes der geforderten Querbeschleunigung entspricht.

Bezugszeichenliste

[0018] 

1

Lenkflugkörper

2

Längsachse des Lenkflugkörpers

3

erster Antrieb

4

zweiter Antrieb

5

Schwerpunkt des Lenkflugkörpers

6

aerodynamische Steuereinheit

7

Wirkeinheit

10

Anstellwinkel

20

Auftriebskraft

30

Gewichtskraft

40

Vortriebskraft

50

Widerstandskraft

100

erster Schub des ersten Antriebs

200

zweiter Schub des zweiten Antriebs

300

Geschwindigkeitsvektor des Lenkflugkörpers

400

Querbeschleunigung

500

Längsbeschleunigung

Ansprüche

1. Lenkflugkörper (1), aufweisend eine Längsachse (2) und umfassend zumindest einen ersten Antrieb (3), mit dem ein erster Schub (100) entlang der Längsachse (2) erzeugbar ist, und einen zweiten Antrieb (4), mit dem ein zweiter Schub (200) senkrecht zu der Längsachse (2) erzeugbar ist, wobei der Lenkflugkörper (1) eingerichtet ist, den zweiten Antrieb (4) bei aktiviertem ersten Antrieb (3) derart anzusteuern, dass der Lenkflugkörper (1) lenkbar ist, wobei der Schwerpunkt (5) des Lenkflugkörpers (1) zwischen dem ersten Antrieb (3) und dem zweiten Antrieb (4) liegt und dass durch Ansteuerung des zweiten Antriebs (4) die Längsachse (2) derart zu einem Geschwindigkeitsvektor (300) des Lenkflugkörpers (1) ausrichtbar ist, dass der erste Schub (100) des ersten Antriebs (3) eine vordefinierte Querbeschleunigung (400) senkrecht zu dem Geschwindigkeitsvektor (300) erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass der erste Antrieb (3) ein Doppelimpulstriebwerk ist, wobei eine minimale Betriebsdauer des zweiten Antriebs (4) zumindest einer maximalen Betriebsdauer eines zweiten Impulses des Doppelimpulstriebwerks entspricht, und dass das Doppelimpulstriebwerk mehrmals aktivierbar und deaktivierbar ist.

2. Lenkflugkörper (1) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Lenkflugkörper (1) allein durch den ersten Antrieb (3) und den zweiten Antrieb (4) lenkbar ist.

3. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Antrieb (3) einen vordefinierten Abstand zu dem Schwerpunkt (5) des Lenkflugkörpers aufweist.

4. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der zweite Antrieb (4) Schubdüsen umfasst, die bevorzugt kartesisch angeordnet sind.

5. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine minimale Betriebsdauer des zweiten Antriebs (4) zumindest einer maximalen Betriebsdauer des ersten Antriebs (3) entspricht, insbesondere entspricht die Betriebsdauer des zweiten Antriebs (4) der des ersten Antriebs (3).

6. Lenkflugkörper (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Betriebsdauer des zweiten Antriebs (4) der Betriebsdauer des zweiten Impulses des Doppelimpulstriebwerks entspricht.

7. Verfahren zum Steuern eines Lenkflugkörpers (1) nach einem der Ansprüche 1 - 6, wobei der Lenkflugkörper eine Längsachse (2) aufweist und einen ersten Antrieb (3) umfasst, durch den eine erster Schub (100) entlang der Längsachse (2) erzeugbar ist und einen zweiten Antrieb (4) umfasst, durch den ein zweiter Schub (200) senkrecht zu der Längsachse (2) erzeugbar ist, wobei der Schwerpunkt (5) des Lenkflugkörpers (1) zwischen dem ersten Antrieb (3) und dem zweiten Antrieb (4) liegt, wobei der erste Antrieb (3) ein Doppelimpulstriebwerk ist, wobei eine minimale Betriebsdauer des zweiten Antriebs (4) zumindest einer maximalen Betriebsdauer eines zweiten Impulses des Doppelimpulstriebwerks entspricht, und wobei das Doppelimpulstriebwerk mehrmals aktivierbar und deaktivierbar ist, umfassend die Schritte:

- Aktivieren des ersten Antriebs (3),

- Ausrichten des Lenkflugkörpers (1) durch zumindest partielles Aktivieren des zweiten Antriebs (4), insbesondere parallel zum Betrieb des ersten Antriebs (3)

- Festlegen einer Querbeschleunigung (400) senkrecht zu einem Geschwindigkeitsvektor (300) des Lenkflugkörpers (1), die der Lenkflugkörper (1) einnehmen soll, und

- Ausrichten der Längsachse (2) des Lenkflugkörpers (1) relativ zu dem Geschwindigkeitsvektor (300) des Lenkflugkörpers (1) durch zumindest partielles Aktivieren des zweiten Antriebs (4), insbesondere parallel zum Betrieb des ersten Antriebs (3), so dass der erste Schub (100) des ersten Antriebs die festgelegte Querbeschleunigung (400) erzeugt.

8. Verfahren nach Anspruch 7, umfassend die zusätzlichen Schritte:

- Bestimmen eines Anstellwinkels (10) zwischen Längsachse (2) und Geschwindigkeitsvektor (300), der notwendig ist, damit der erste Schub (100) des ersten Antriebs (3) die festgelegte Querbeschleunigung (400) erzeugt, und

- zumindest partielles Aktivieren des zweiten Antriebs (4), insbesondere parallel zum Betrieb des ersten Antriebs (3), derart, dass der Lenkflugkörper (1) den bestimmten Anstellwinkel (10) einnimmt.

Claims

1. Guided missile (1), having a longitudinal axis (2) and comprising at least a first drive (3), by means of which a first thrust (100) can be generated along the longitudinal axis (2), and a second drive (4), by means of which a second thrust (200) can be generated perpendicular to the longitudinal axis (2), the guided missile (1) being set up to actuate the second drive (4) when the first drive (3) is activated in such a way that the guided missile (1) can be guided, the centre of gravity (5) of the guided missile (1) being positioned between the first drive (3) and the second drive (4), and in such a way that by actuating the second drive (4) the longitudinal axis (2) can be orientated with respect to a velocity vector (300) of the guided missile (1) in such a way that the first thrust (100) of the first drive (3) generates a predefined transverse acceleration (400) perpendicular to the velocity vector (300), characterised in that the first drive (3) is a double pulse engine, a minimum operating duration of the second drive (4) corresponding to at least a maximum operating duration of the second pulse of the double pulse engine, and in that the double pulse engine can be activated and deactivated repeatedly.

2. Guided missile (1) according to claim 1, characterised in that the guided missile (1) can be guided purely by the first drive (3) and the second drive (4).

3. Guided missile (1) according to either of the preceding claims, characterised in that the second drive (4) is at a predefined distance from the centre of gravity (5) of the guided missile.

4. Guided missile (1) according to any of the preceding claims, characterised in that the second drive (4) comprises thrust nozzles, which are preferably arranged in a Cartesian manner.

5. Guided missile (1) according to any of the preceding claims, characterised in that a minimum operating duration of the second drive (4) corresponds to at least a maximum operating duration of the first drive (3), the operating duration of the second drive (4) in particular corresponding to that of the first drive (3).

6. Guided missile (1) according to any of the preceding claims, characterised in that the operating duration of the second drive (4) corresponds to the operating duration of the second pulse of the double pulse engine.

7. Method for controlling a guided missile (1) according to any of claims 1 - 6, wherein the guided missile has a longitudinal axis (2) and comprises a first drive (3), by means of which a first thrust (100) can be generated along the longitudinal axis (2), and a second drive (4), by means of which a second thrust (200) can be generated perpendicular to the longitudinal axis (2), the centre of gravity (5) of the guided missile (1) being positioned between the first drive (3) and the second drive (4), the first drive (3) being a double pulse engine, a minimum operating duration of the second drive (4) corresponding to at least a maximum operating duration of the second pulse of the double pulse engine, and the double pulse engine being able to be activated and deactivated repeatedly, comprising the steps of:

- activating the first drive (3),

- orientating the guided missile (1) by at least partially activating the second drive (4), in particular in parallel with operating the first drive (3) ,

- establishing a transverse acceleration (400), perpendicular to a velocity vector (300) of the guided missile (1), to be adopted by the guided missile (1), and

- orientating the longitudinal axis (2) of the guided missile (1) relative to the velocity vector (300) of the guided missile (1) by at least partially activating the second drive (4), in particular in parallel with operating the first drive (3), in such a way that the first thrust (100) of the first drive generates the established transverse acceleration (400) .

8. Method according to claim 7, comprising the additional steps of:

- determining an angle of attack (10), between the longitudinal axis (2) and the velocity vector (300), which is required for the first thrust (100) of the first drive (3) to generate the established transverse acceleration (400), and

- at least partially activating the second drive (4), in particular in parallel with operating the first drive (3), in such a way that the guided missile (1) adopts the determined angle of attack (10).

Revendications

1. Missile guidé (1), présentant un axe longitudinal (2) et comprenant au moins un premier propulseur (3), au moyen duquel une première poussée (100) peut être générée le long de l'axe longitudinal (2), et un second propulseur (2), au moyen duquel une seconde poussée (200) peut être générée perpendiculairement à l'axe longitudinal (2), le missile guidé (1) étant configuré pour commander le second propulseur (4), lorsque le premier propulseur (3) est activé, de telle manière que le missile guidé (1) peut être guidé, le centre de gravité (5) du missile guidé (1) se trouvant entre le premier propulseur (3) et le second propulseur (4) et que la commande du second propulseur (4) permet d'orienter l'axe longitudinal (2) par rapport à un vecteur de vitesse (300) du missile guidé (1) de telle manière que la première poussée (100) du premier propulseur (3) génère une accélération transversale (400) prédéfinie perpendiculairement au vecteur de vitesse (300), caractérisé en ce que le premier propulseur (3) est un groupe moteur à double impulsion, une durée de fonctionnement minimale du second propulseur (4) correspondant au moins à une durée de fonctionnement maximale d'une seconde impulsion du groupe moteur à double impulsion, et en ce que le groupe moteur à double impulsion peut être activé et désactivé plusieurs fois.

2. Missile guidé (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le missile guidé (1) peut être guidé uniquement par le premier propulseur (3) et le second propulseur (4) .

3. Missile guidé (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le second propulseur (4) présente un écart prédéfini par rapport au centre de gravité (5) du missile guidé.

4. Missile guidé (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le second propulseur (4) comprend des tuyères de poussée, qui sont disposées de préférence de manière cartésienne.

5. Missile guidé (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'une durée de fonctionnement minimale du second propulseur (4) correspond au moins à une durée de fonctionnement maximale du premier propulseur (3), la durée de fonctionnement du second propulseur (4) correspondant en particulier à celle du premier propulseur (3).

6. Missile guidé (1) selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la durée de fonctionnement du second propulseur (4) correspond à la durée de fonctionnement de la seconde impulsion du groupe moteur à double impulsion.

7. Procédé de commande d'un missile guidé (1) selon l'une des revendications 1 à 6, dans lequel le missile guidé présente un axe longitudinal (2) et comprend un premier propulseur (3), au moyen duquel une première poussée (100) peut être générée le long de l'axe longitudinal (2) et comprend un second propulseur (4), au moyen duquel une seconde poussée (200) peut être générée perpendiculairement à l'axe longitudinal (2), le centre de gravité (5) du missile guidé (1) se trouvant entre le premier propulseur (3) et le second propulseur (4), le premier propulseur (3) étant un groupe moteur à double impulsion, une durée de fonctionnement minimale du second propulseur (4) correspondant au moins à une durée de fonctionnement maximale d'une seconde impulsion du groupe moteur à double impulsion, et le groupe moteur à double impulsion pouvant être activé et désactivé plusieurs fois, comprenant les étapes consistant à :

- activer le premier propulseur (3),

- orienter le missile guidé (1) au moyen de l'activation au moins partielle du second propulseur (4), en particulier parallèlement au fonctionnement du premier propulseur (3)

- définir une accélération transversale (400) perpendiculaire à un vecteur de vitesse (300) du missile guidé (1), que le missile guidé (1) doit adopter, et

- orienter l'axe longitudinal (2) du missile guidé (1) par rapport au vecteur de vitesse (300) du missile guidé (1) au moyen de l'activation au moins partielle du second propulseur (4), en particulier parallèlement au fonctionnement du premier propulseur (3), de sorte que la première poussée (100) du premier propulseur génère l'accélération transversale (400) définie.

8. Procédé selon la revendication 7, comprenant les étapes supplémentaires consistant à :

- déterminer un angle d'incidence (10) entre l'axe longitudinal (2) et le vecteur de vitesse (300), ledit angle d'incidence étant nécessaire pour que la première poussée (100) du premier propulseur (3) génère l'accélération transversale (400) définie, et

- activer au moins partiellement le second propulseur (4), en particulier parallèlement au fonctionnement du premier propulseur (3), de telle manière que le missile guidé (1) adopte l'angle d'incidence (10) déterminé.

Zeichnung