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WO2020164869A1 - Verfahren zur bekämpfung von luftzielen mittels lenkflugkörpern - Google Patents

Verfahren zur bekämpfung von luftzielen mittels lenkflugkörpern Download PDF

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Publication number
WO2020164869A1
WO2020164869A1 PCT/EP2020/051436 EP2020051436W WO2020164869A1 WO 2020164869 A1 WO2020164869 A1 WO 2020164869A1 EP 2020051436 W EP2020051436 W EP 2020051436W WO 2020164869 A1 WO2020164869 A1 WO 2020164869A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
guided missile
charge
target
air
air target
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Ceased
Application number
PCT/EP2020/051436
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Aubrey SIMON
Fakhree MAJIET
Jean TERBLANCHE
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Denel Dynamics A Division Of Denel Soc Ltd
Rheinmetall Denel Munition Pty Ltd
Original Assignee
Denel Dynamics A Division Of Denel Soc Ltd
Rheinmetall Denel Munition Pty Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Denel Dynamics A Division Of Denel Soc Ltd, Rheinmetall Denel Munition Pty Ltd filed Critical Denel Dynamics A Division Of Denel Soc Ltd
Publication of WO2020164869A1 publication Critical patent/WO2020164869A1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • F41H11/02—Anti-aircraft or anti-guided missile or anti-torpedo defence installations or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/224—Deceiving or protecting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/04—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of armour-piercing type
    • F42B12/10—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of armour-piercing type with shaped or hollow charge
    • F42B12/14—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of armour-piercing type with shaped or hollow charge the symmetry axis of the hollow charge forming an angle with the longitudinal axis of the projectile
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/20—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type
    • F42B12/201—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type characterised by target class
    • F42B12/205—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect of high-explosive type characterised by target class for attacking aerial targets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/02—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect
    • F42B12/36—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information
    • F42B12/56—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the warhead or the intended effect for dispensing materials; for producing chemical or physical reaction; for signalling ; for transmitting information for dispensing discrete solid bodies
    • F42B12/58—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles
    • F42B12/60—Cluster or cargo ammunition, i.e. projectiles containing one or more submissiles the submissiles being ejected radially

Definitions

  • the invention relates to a method for combating air targets by means of guided missiles with the features of the preamble of claim 1.
  • the invention relates to the combat and defense against air targets, namely threats from the air such as e.g. Mortars, Cruise Missiles or Precision Guide Bombs (PGMs), in particular through ground-based defense devices in the form of surface-to-air guided missiles, which act against the air targets.
  • Air targets can for example be missiles with a warhead, the warhead having an explosive charge.
  • guided missiles for combating ground targets, in particular battle tanks, with a shaped charge as a warhead, whereby the strongly protected front of the battle tank is not attacked, but the guided missile flies over the battle tank at a low altitude and then the shaped charge from above onto the less protected areas, like the top of the armored turret, ejects.
  • Such designs are known from EP 1 767 893 and US Pat. No. 5,932,833.
  • the guided missile is not directed to a direct hit on the target, but to an overflight at a defined distance from the target.
  • the shaped charge is used to achieve unspecific damage to the battle tank. There is no explicit aim to convert existing explosive masses.
  • This type of missile control is comparatively simple, since the absolute speed of the main battle tank is negligible relative to the high speed of the missile (for example in the range up to Mach 2 to 3).
  • the main battle tank is to be seen as a static target.
  • These known guided missiles and methods fail for highly dynamic air targets with comparable speeds. Such systems are referred to as "overfly top attack” systems and are used against ground-based battle tanks.
  • the guided missile From DE 35 29 987 a guided missile for combating ground targets when flying over is known.
  • the guided missile has a shaped charge.
  • DE 27 41 984 discloses a shaped charge warhead, the shaped charge being able to assume different angles to the path tangent of the missile.
  • a guided missile with a pivotable shaped charge in a warhead is known.
  • the warhead is in the missile tiltable from the starting position into an inclined position.
  • the warhead is directed against the rear parts of the target in the direction of flight.
  • a search sensor system e.g. a search radar
  • a reflection characteristic and a trajectory curve of the air target there are extensive databases for this purpose, which are integrated into target acquisition systems and can serve as an aid in fighting.
  • the invention is therefore based on the object of specifying a method and thus a type of control with which highly dynamic and hardened air targets can be successfully combated in three-dimensional space.
  • the method is used to combat an air target by means of a guided missile, the guided missile being launched after the detection of the air target and being steered onto a course to combat the air target, a flight path of the air target being determined.
  • a guided missile is used with a shaped charge arranged transversely to the main axis of the missile.
  • the missile main axis is formed by a longitudinal axis.
  • the longitudinal axis is directed in the direction of flight.
  • the guided missile is designed in particular as a rocket. It's at least one Shaped charge present in the guided missile. This shaped charge is essentially oriented in such a way that the shaped charge needle can emerge laterally from the missile, in particular perpendicular to the main axis of the missile.
  • the course of the guided missile is chosen such that the course of the guided missile is anti-parallel to the flight path of the air target during the flyby, the guided missile flies past the air target in an anti-parallel manner at a specified distance, with a position of an explosive charge on the detection of the air target Air target is determined, the shaped charge being ignited as a function of the position of the explosive charge, with the shaped charge triggering the explosive charge of the air target.
  • a BLU-109 air target is a hardened penetration warhead that is used for free-falling bombs, but also for guided bombs or guided missiles.
  • a simplification of the structure of the guided missile is achieved in that a rolling movement of the guided missile is carried out, the exit direction of the shaped charge being aligned in the direction of the flight path of the air target.
  • the shaped charge cannot be pivoted with respect to the main axis of the missile. This means that there is no installation space for wasted a mechanical device.
  • the structure of the guided missile is simplified.
  • the shaped charge is aligned in that the guided missile is steered around all three axes (pitch, yaw, roll) by means of several pairs of movable wings or steering flaps.
  • the rolling movement of the guided missile is used to align the shaped charge; no directional mechanics are required within the guided missile, which saves installation space and complexity.
  • a ground-based target acquisition system is used to acquire data on the air target and the trajectory of the air target, the type of the air target and thus a position of an explosive charge of the air target, namely in particular a position of a warhead of the air target, being determined using the data by means of a target type database.
  • the typical top-to-bottom structure of an aerial target is:
  • the guided missile flies at supersonic speed.
  • the guided missile is highly dynamic and can be aligned accordingly at its own high speed, for example Mach 2 to 3, due to the control by means of several pairs of movable steering flaps. This is particularly beneficial when using the Guided missile is fought against an air target flying at supersonic speed.
  • the guided missile is preferably designed as a surface-to-air guided missile, the surface-to-air guided missile being launched from the ground.
  • the surface-to-air guided missile is launched from the ground, in particular mostly vertically from a battery of surface-to-air guided missiles.
  • the surface-to-air guided missile is guided on a course to combat the air target.
  • the surface-to-air guided missile flies towards the air target, but instead of aiming for a frontal collision, the surface-to-air guided missile flies past the target at a small but fixed, predetermined distance anti-parallel to the flight path of the target.
  • the guided missile can embark on an anti-parallel course that lies below the course of the air target, with the shaped charge being aligned accordingly upwards.
  • the anti-parallel course of the guided missile can be selected in such a way that the anti-parallel course of the guided missile lies laterally to the course of the air target, the shaped charge being directed laterally to the air target.
  • FIG. 1 shows a schematic, partially sectioned illustration of a surface-to-air steering body in the form of a rocket with an explosive charge arrangement and an air target to be combated
  • FIG. 2 shows the first explosive charge arrangement from FIG. 1 in a schematic, sectional representation
  • 3 shows the first explosive charge arrangement according to FIGS. 1 and 2 in a schematic, longitudinal and cross-sectional representation
  • a surface-to-air steering body 1 in the form of a rocket 1 with a filling 2 and a head 3 and several wings 4 is shown.
  • the wings 4 are circumferentially spaced apart in a rear area and in a front area.
  • Eight wings 4 are preferably provided. It is conceivable that there are also fewer than eight, for example three, four or six wings.
  • the rocket 1 now has an explosive charge arrangement 5.
  • the explosive charge arrangement 5 has a shaped charge 7 and optionally a fragmentation charge 8.
  • the explosive charge arrangement 5 does not have to be arranged on the head of the rocket 1, but is in particular arranged in a central fuselage area of the rocket 1.
  • the explosive charge arrangement 5 is designed in such a way that the shaped charge 7 and the fragmentation charge 8 can emerge from the rocket 1 in a lateral direction and can act.
  • a transverse direction to the longitudinal axis of the rocket 1 is referred to here as a lateral direction.
  • the shaped charge 7 and the fragmentation charge 8 act essentially in the radial direction relative to the longitudinal axis of the missile 1, i.e. also radial to the direction of flight of the rocket 1.
  • the method serves to combat an air target 6 by means of a guided missile 1.
  • the air target 6 has a warhead 6a with an explosive charge 6a.
  • the guided missile 1 is launched after the detection of the air target 6 and steered on a course to combat the air target 6.
  • a position of an explosive charge 6a on the air target 6 is determined.
  • a trajectory of the air target 6 is calculated.
  • the course of the guided missile 1 is selected in such a way that the course of the guided missile 1 is anti-parallel, ie offset in the opposite direction to the flight path of the air target 6 when it flies by, wherein the guided missile 1 flies past the air target 6 in an anti-parallel manner at a specified distance
  • the shaped charge 7 arranged transversely, in particular perpendicular to the missile main axis, is ignited as a function of the position of the explosive charge 6a, with the shaped charge 7 triggering the explosive charge 6a of the air target 6.
  • a hollow charge jet H is indicated here by an arrow.
  • the hollow charge jet H emerges here at high speed (for example up to 10 km / s).
  • the distance between the guided missile 1 and the air target 6 is preferably only small, and is preferably in the range of less than 10 m.
  • the method enables the aerial target 6 to be completely destroyed, leaving only small fragments which no longer cause damage.
  • the effect of the shaped charge 7 can be supported by the fragmentation charge 8.
  • the shaped charge 7 and the fragmentation charge 8 are arranged inside the shell 2 of the missile 1.
  • the fact that the hollow charge 7 and the fragmentation charge 8 act transversely to the longitudinal direction 1 of the rocket 1 means that air targets 6 can be fought very well as they fly past. In particular, 6 missiles can
  • the hollow charge 7 and the fragmentation charge 8 are each assigned a separate explosive 9, 10.
  • the shaped charge 7 and the fragmentation charge 8 have
  • the explosive 9 has a greater detonation speed than the explosive 10.
  • Both explosives 9, 10 are ignited by means of an igniter (not shown) at the base of the hollow charge 7.
  • Shaped charge jet exit completely before the fragmentation charge 8 detonates and emerges. In this way an interaction between the two detonations can be avoided.
  • the shaped charge 7 has a metal insert 11 in the form of a shaped charge cone 11.
  • the shaped charge cone 11 preferably has copper.
  • the axis of symmetry (not shown) of the shaped charge cone 11 is aligned in the radial direction of the rocket 1.
  • the shaped charge cone 11 thus points in the radial direction to the inner circumferential surface of the cylindrical casing 2.
  • the fragmentation charge 8 has a plurality of fragment fragments 12.
  • the splinter fragments 12 are preferably made of steel or tungsten.
  • the fragment fragments 12 are arranged between the casing 2 and the corresponding explosive 10. Viewed in the axial direction, the shaped charge 7 is arranged in the center of the fragment charge 8.
  • the fragmentation charge 8 surrounds the shaped charge 7.
  • the explosive charge arrangement 5 is characterized in that the fragmentation charge 8 is arranged near a head end 13 of the hollow charge 7.
  • the fragment fragments 12 are arranged between the explosive 10 and the casing 2 of the rocket 1.
  • the fragmentation charge 8 has a preferably circular passage 14 for the shaped charge 7.
  • the splinters 12 cover an angular range of preferably 135 ° of the circumference of the rocket 1.
  • the fragment fragments 12 are arranged in an annular cylinder segment with an opening angle of 135 °, for example. No splinter fragments 12 are arranged in the area of the passage 14.
  • the explosive 10 is arranged in a cylinder segment, the cylinder segment likewise having the same opening angle as the cylinder ring segment of the fragmentation charge 8.
  • the explosive 10 also has a passage 15, the hollow charge 7 with the corresponding explosive 9 being arranged within the passage 15.
  • the explosive 9 is arranged within a housing 16.
  • the shaped charge cone 11 is arranged within the housing 16.
  • the space between the shaped charge cone 11 and the housing 16 is filled with the explosive 9.
  • the housing 16 has a cylindrical area which engages in the passage 15.
  • the passage 15 is designed to match the outer circumference of the housing 16.
  • the housing 16 tapers like a pot outside of the passage 15 up to the igniter, which is not shown in detail.
  • the housing is made in particular from aluminum. This arrangement of the fragmentation charge 8 enables a relatively large effective area to be generated.
  • the individual fragment fragments 12 are each preferably arranged in further individual housings (not shown in detail). Individual explosive charges of the fragment fragments 12 are thereby separated from one another.
  • the fragment fragments 12 can thus be designed with their own explosive charge, which is arranged within the individual housing. These explosive charges can detonate on impact on the air target 6. The explosive charge of the fragment fragments 12 can likewise trigger ignition of the explosive charge 6a of the target in a targeted manner, as a result of which the air target 6 is completely destroyed.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bekämpfung eines Luftziels (6) mittels eines Lenkflugkörpers (1), wobei der Lenkflugkörper (1) nach dem Erkennen des Luftziels (6) gestartet wird und auf einen Kurs zur Bekämpfung des Luftziels (6) gelenkt wird, wobei eine Flugbahn des Luftziels (6) bestimmt wird. Hochdynamische und gehärtete Luftziele (6) können im dreidimensionalen Raum erfolgreich dadurch bekämpft werden, dass ein Lenkflugkörper (1) mit einer quer zur Flugkörperhauptachse angeordneten Hohlladung (7) verwendet wird, wobei der Kurs des Lenkflugkörpers (1) derart gewählt wird, dass der Kurs des Lenkflugkörpers (1) anti-parallel zur Flugbahn des Luftziels (6) beim Vorbeiflug liegt, wobei der Lenkflugkörper (1) in einer festgelegten Distanz anti-parallel an dem Luftziel (6) vorbeifliegt, wobei bei der Erkennung des Luftziels (6) eine Position einer Explosivladung (6a) am Luftziel (6) bestimmt wird, wobei die Hohlladung (7) in Abhängigkeit von der Position der Explosivladung (6a) gezündet wird, wobei mit der Hohlladung (7) die Explosivladung (6a) des Luftziels (6) aus gelöst wird.

Description

„Verfahren zur Bekämpfung von Luftzielen mittels Lenkflugkörpern“
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Bekämpfung von Luftzielen mittels Lenkflugkörpern mit den Merkmalen des Oberbegriffes des Patentanspruchs 1.
Die Erfindung betrifft die Bekämpfung und Abwehr von Luftzielen, nämlich Bedrohungen aus der Luft wie z.B. Mörsern, Cruise Missiles oder Precision Guides Bombs (PGMs) durch insbesondere bodengestützte Abwehreinrichtungen in Form von Boden-Luft-Lenkflugkörpern, welche gegen die Luftziele zur Wirkung kommen. Luftziele können beispielsweise Raketen mit einem Gefechtskopf sein, wobei der Gefechtskopf eine Explosivladung aufweist.
Boden-Luft-Lenkflugkörper zur Abwehr von Bedrohungen aus der Luft sind grundsätzlich bekannt. Sie verwenden als Gefechtskopf zumeist eine Sprengladung, die in der Nähe des Luftziels gezündet wird und dann durch die Druckwelle und entstehende Lragmente auf das Luftziel wirken soll. Dies ist für ungeschützte bzw. leicht geschützte Luftziele wie Llugzeuge oder Drohnen erfolgreich, versagt jedoch bei geschützten bzw. gehärteten Zielen wie z.B. Mörsern.
Bei der Vernichtung von Altmunition ist es bekannt, diese durch Zündung einer zusätzlich installierten Hohlladung zur Explosion zu bringen. Dabei besitzt die Hohlladung genügend kinetische Energie, die Hülle der Altmunition zu durchdringen und anschließend die Explosivmasse im Inneren zu zünden, wodurch die Altmunition detoniert.
Weiter bekannt sind Lenkflugkörper zur Bekämpfung von Bodenzielen, insbesondere Kampfpanzern, mit einer Hohlladung als Gefechtskopf, wobei nicht die stark geschützte Front des Kampfpanzers bekämpft wird, sondern der Lenkflugkörper den Kampfpanzer in geringer Höhe überfliegt und die Hohlladung dann von oberhalb auf die weniger geschützten Bereiche, wie die Oberseite des Panzerturms, ausstößt. Solche Ausgestaltungen sind aus der EP 1 767 893 und der US 5,932,833 bekannt. Bei dieser Überflugbekämpfung wird der Lenkflugkörper nicht zu einem direkten Treffer des Ziels geleitet, sondern zu einem Überflug in definierter Distanz zum Ziel. Bei dieser Überflugbekämpfung wird die Hohlladung eingesetzt, um unspezifische Schäden am Kampfpanzer zu erzielen. Es wird nicht explizit das Umsetzen vorhandener Explosivmassen angestrebt. Diese Art der Flugkörpersteuerung ist vergleichsweise einfach, da die absolute Geschwindigkeit des Kampfpanzers relativ zur hohen Geschwindigkeit des Flugkörpers (beispielsweise im Bereich bis Mach 2 bis 3) zu vernachlässigen ist. Der Kampfpanzer ist hiermit als statisches Ziel anzusehen. Für hochdynamische Luftziele mit vergleichbaren Geschwindigkeiten versagen diese bekannten Lenkflugkörper und Verfahren. Solche Systeme werden als„overfly- top-attack“-Systeme bezeichnet und gegen bodengebundene Kampfpanzer eingesetzt.
Aus der DE 35 29 987 ist ein Lenkflugkörper zur Bekämpfung von Bodenzielen beim Überfliegen bekannt. Der Lenkflugkörper weist eine Hohlladung auf.
Aufgrund der starken Richtungscharakteristik der Hohlladung ist es bekannt, die Austrittsrichtung der Hohlladungsnadel gegenüber der Hauptachse des Lenkflugkörpers und damit gegenüber der Flugrichtung zu variieren.
Die DE 27 41 984 offenbart einen Hohlladungsgefechtskopf, wobei die Hohlladung unterschiedliche Winkel zur Bahntangente des Flugkörpers einnehmen kann.
Aus der EP 1 328 769 ist ein Lenkflugkörper mit einer Hohlladung bekannt, wobei durch gezielte Steuerung einer mehrteiligen Hohlladungszündung eine Richtungskorrektur in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit des Lenkflugkörpers erfolgen kann. Dieser Lenkflugkörper wird gegen Kampfpanzer eingesetzt.
Aus der DE 35 25 546 ist ein Lenkflugkörper mit einer schwenkbaren Hohlladung in einem Gefechtskopf bekannt. Der Gefechtskopf ist im Flugkörper aus der Ausgangslage in eine geneigte Lage kippbar. Wenn der Lenkflugkörper das Bodenziel überflogen hat, wird der Gefechtskopf gegen die in Flugrichtung hinteren Teile des Zieles gerichtet.
Diese Lenkflugkörper sind komplex aufgebaut oder benötigen viel Raum, der bei begrenztem Platzangebot eines Lenkflugkörpers üblicherweise nicht zur Verfügung steht.
Bei der Bekämpfung von Bedrohungen aus der Luft ist es ebenfalls bekannt, aus den Daten einer Suchsensorik (z.B. eines Suchradars), wie beispielsweise einer Rückstrahlcharakteristik und einer Flugbahnkurve des Luftziels auf den spezifischen Bedrohungstyp zu schließen. Dazu existieren umfangreiche Datenbanken, die in Zielerfassungssysteme eingebunden werden und als Hilfestellung bei der Bekämpfung dienen können.
Im Stand der Technik fehlt es an Lösungen, mit denen hochdynamische und gehärtete Luftziele im dreidimensionalen Raum erfolgreich bekämpft werden können.
Der Erfindung hegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und damit eine Bekämpfungsart anzugeben, mit denen hochdynamische und gehärtete Luftziele im dreidimensionalen Raum erfolgreich bekämpft werden können.
Diese der Erfindung zugrunde hegende Aufgabe wird nun durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruches 1 gelöst.
Das Verfahren dient zur Bekämpfung eines Luftziels mittels eines Lenkflugkörpers, wobei der Lenkflugkörper nach dem Erkennen des Luftziels gestartet wird und auf einen Kurs zur Bekämpfung des Luftziels gelenkt wird, wobei eine Flugbahn des Luftziels bestimmt wird. Erfindungsgemäß wird ein Lenkflugkörper mit einer quer zur Flugkörperhauptachse angeordneten Hohlladung verwendet. Die Flugkörperhauptachse ist dabei durch eine Längsachse gebildet. Die Längsachse ist dabei in Flugrichtung gerichtet. Der Lenkflugkörper ist insbesondere als Rakete ausgebildet. Es ist mindestens eine Hohlladung im Lenkflugkörper vorhanden. Diese Hohlladung ist im Wesentlichen so orientiert, dass die Hohlladungsnadel seitlich aus dem Flugkörper, insbesondere senkrecht zur Flugkörperhauptachse austreten kann.
Der Kurs des Lenkflugkörpers wird derart gewählt, dass der Kurs des Lenkflugkörpers anti-parallel zur Flugbahn des Luftziels beim Vorbeiflug liegt, wobei der Lenkflugkörper in einer festgelegten Distanz anti-parallel an dem Luftziel vorbeifliegt, wobei bei der Erkennung des Luftziels eine Position einer Explosivladung am Luftziel bestimmt wird, wobei die Hohlladung in Abhängigkeit von der Position der Explosivladung gezündet wird, wobei mit der Hohlladung die Explosivladung des Luftziels ausgelöst wird. Damit wir die zweidimensionale Uberflugbekämpfung von Kampfpanzern aus dem Stand der Technik erweitert und auf die Bekämpfung von Luftzielen übertragen. Hierdurch ist es möglich, auch nicht-statische Luftziele zu bekämpfen, beispielsweise Luftziele, die selber mit einer Geschwindigkeit von Mach 2-3 fliegen. Im Ergebnis führt die Detonation der Explosivladung des Luftziels zu einer vollständigen Zerstörung des Luftziels, wodurch nur sehr kleine Fragmente zurückbleiben. Diese Fragmente sind dann nicht mehr geeignet, wesentliche Schäden am bedrohten Objekt anzurichten; dies ist ein wesentlicher Vorteil gegenüber nur einer Beschädigung / Unschädlichmachung des Luftziels, beispielsweise durch Außerkraftsetzen des Zünders der Bedrohung.
Weiterhin ist es hiermit möglich, mittels einer relativ kleinen Hohlladung in einem leichten und agilen Lenkflugkörper auch wesentlich größere und gehärtete Luftziele erfolgreich zu bekämpfen. Beispielsweise können Luftziele der BLU-109 Klasse bekämpft werden. Ein BLU-109-Luftziel ist ein gehärteter Penetrationsgefechtskopf, der für freifallende Bomben aber auch für gelenkte Bomben oder Lenkflugkörpern eingesetzt wird.
Eine Vereinfachung des Aufbaus des Lenkflugkörpers ist dadurch erzielt, dass eine Rollbewegung des Lenkflugkörpers ausgeführt wird, wobei die Austrittsrichtung der Hohlladung in Richtung der Flugbahn des Luftziels ausgerichtet wird. In bevorzugter Ausgestaltung ist die Hohlladung in Bezug zur Flugkörperhauptachse nicht schwenkbar. Hierdurch wird kein Bauraum für eine mechanische Vorrichtung verschwendet. Der Aufbau des Lenkflugkörpers ist vereinfacht. Die Hohlladung wird dadurch ausgerichtet, dass der Lenkflugkörper mittels mehrerer Paare beweglicher Flügel oder Lenkklappen um alle drei Achsen (Nicken, Gieren, Rollen) gesteuert wird. Es wird die Rollbewegung des Lenkflugkörpers ausgenutzt, um die Hohlladung auszurichten, es ist keine Richtmechanik innerhalb des Lenkflugkörpers vonnöten, was Bauraum und Komplexität einspart.
Vorzugsweise werden mittels eines bodengestützten Zielerfassungssystems Daten über das Luftziel und die Flugbahn des Luftziels erfasst, wobei anhand der Daten mittels einer Zieltypendatenbank der Typ des Luftziels und damit eine Position einer Explosivladung des Luftziels, nämlich insbesondere eine Position eines Gefechtskopfes des Luftziels, festgelegt wird.
Der typische Aufbau eines Luftziels von der Spitze zum Boden gesehen ist:
a) ein zumeist kleiner Bereich für den Zünder bzw. den Suchkopf und b) ein größerer Bereich mit Gefechtskopf bestehend aus Explosivmaterial sowie
c) anschließend ein kleiner Bereich für Antrieb und Steuerung.
Diese Verteilung dieser typischen Bereiche ist durch die Zielerfassung und die Kopplung mit einer Zieltypendatenbank im konkreten Einzelfall der Bekämpfung bekannt und wird vom bodengestützten Zielerfassungssystem dem Flugkörper übermittelt. Zwecks Umsetzung der Explosivladung des Luftziels durch die Hohlladungsnadel muss diese auf den Bereich mit dem Gefechtskopf wirken. Daher wird die Zündung der Hohlladung des Flugkörpers derart gesteuert, dass die Hohlladung auf den Gefechtskopf wirken kann und hierdurch die Explosivladung des Luftziels umsetzen kann.
Eine frühzeitige Bekämpfung ist dadurch ermöglicht, dass der Lenkflugkörper mit Überschallgeschwindigkeit fliegt. Der Lenkflugkörper ist hochdynamisch und kann bei eigener hoher Geschwindigkeit, beispielsweise Mach 2 bis 3, aufgrund der Steuerung mittels mehrerer Paare beweglicher Lenkklappen entsprechend ausgerichtet werden. Dies ist besonders vorteilhaft, wenn mit dem Lenkflugkörper ein mit Überschallgeschwindigkeit fliegendes Luftziel bekämpft wird.
Der Lenkflugkörper ist vorzugsweise als Boden-Luft-Lenkflugkörper ausgestaltet, wobei der Boden-Luft-Lenkkörper vom Boden aus gestartet wird. Der Boden-Luft-Lenkflugkörper wird vom Boden, insbesondere zumeist senkrecht aus einer Batterie von Boden-Luft-Lenkflugkörpern gestartet. Nach dem Start wird der Boden-Luft-Lenkflugkörper auf einen Kurs zu Bekämpfung des Luftziels gelenkt. Der Boden-Luft-Lenkflugkörper fliegt nach dem Start dem Luftziel entgegen, wobei jedoch nicht ein frontaler Zusammenstoß angestrebt wird, sondern der Boden-Luft-Lenkflugkörper in einer kleinen, aber festgelegten, vorbestimmten Distanz anti-parallel zur Flugbahn des Luftziels an diesem vorbeifliegt.
Der Lenkflugkörper kann einen anti-parallelen Kurs einschlagen, der unterhalb des Kurses des Luftziels hegt, wobei die Hohlladung dabei entsprechend nach oben ausgerichtet ist. Alternativ kann der anti-parallele Kurs des Lenkflugkörpers derart gewählt werden, dass der anti-parallele Kurs des Lenkflugkörpers seitlich zu dem Kurs des Luftziels hegt, wobei die Hohlladung dabei in seitlicher Richtung zum Luftziel gerichtet ist.
Es gibt nun eine Vielzahl von Möglichkeiten, das erfindungsgemäße Verfahren auszugestalten und weiterzubilden. Hierfür darf zunächst auf die dem Patentanspruch 1 nachgeordneten Patentansprüche verwiesen werden. Im Folgenden werden bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung anhand der Zeichnung und der dazugehörigen Beschreibung näher erläutert. In der Zeichnung zeigt:
Fig.1 in einer schematischen, teilweise geschnittenen Darstellung ein Boden- Luft-Lenkkörper in Form einer Rakete mit einer Sprengladungsanordnung und ein zu bekämpfendes Luftziel,
Fig.2 in einer schematischen, geschnittenen Darstellung die erste Sprengladungsanordnung aus Fig. 1, Fig.3 in einer schematischen, längs- und quergeschnittenen Darstellung die erste Sprengladungsanordnung gemäß Fig. 1 und 2,
In Fig. 1 ist ein Boden-Luft-Lenkkörper 1 in Form einer Rakete 1 mit einer Flülle 2 und einem Kopf 3 sowie mehreren Flügeln 4 dargestellt. Die Flügel 4 sind umfänglich beabstandet jeweils in einem hinteren Bereich und in einem vorderen Bereich angeordnet. Vorzugsweise sind acht Flügel 4 vorgesehen. Es ist denkbar, dass auch weniger als acht, beispielsweise drei, vier oder sechs Flügel vorhanden sind.
Die Rakete 1 weist nun eine Sprengladungsanordnung 5 auf. Die Sprengladungsanordnung 5 weist eine Hohlladung 7 und optional eine Splitterladung 8 auf. Die Sprengladungsanordnung 5 muss nicht am Kopf der Rakete 1 angeordnet sein, sondern ist insbesondere in einem mittleren Rumpfbereich der Rakete 1 angeordnet. Die Sprengladungsanordnung 5 ist derart ausgebildet, dass die Hohlladung 7 und die Splitterladung 8 in einer seitlichen Richtung aus der Rakete 1 austreten und wirken können. Mit seitlicher Richtung ist hier eine Querrichtung zur Längsachse der Rakete 1 bezeichnet. Die Hohlladung 7 und die Splitterladung 8 wirken dabei im Wesentlichen in Radialrichtung relativ zur Längsachse der Rakete 1, d.h. auch radial zur Flugrichtung der Rakete 1.
Das Verfahren dient zur Bekämpfung eines Luftziels 6 mittels eines Lenkflugkörpers 1. Das Luftziel 6 weist einen Gefechtskopf 6a mit einer Explosivladung 6a auf. Der Lenkflugkörper 1 wird nach der Erkennung des Luftziels 6 gestartet und auf einen Kurs zur Bekämpfung des Luftziels 6 gelenkt. Bei der Erkennung des Luftziels 6 wird eine Position einer Explosivladung 6a am Luftziel 6 bestimmt.
Es wird eine Flugbahn des Luftziels 6 berechnet. Der Kurs des Lenkflugkörpers 1 wird derart gewählt, dass der Kurs des Lenkflugkörpers 1 anti-parallel, d.h. versetzt entgegengerichtet zur Flugbahn des Luftziels 6 beim Vorbeiflug liegt, wobei der Lenkflugkörper 1 in einer festgelegten Distanz anti-parallel an dem Luftziel 6 vorbeifliegt
Die quer, insbesondere senkrecht zur Flugkörperhauptachse angeordnete Hohlladung 7 wird in Abhängigkeit von der Position der Explosivladung 6a gezündet, wobei mit der Hohlladung 7 die Explosivladung 6a des Luftziels 6 ausgelöst wird. Ein Hohlladungstrahl H ist hier durch einen Pfeil angedeutet. Der Hohlladungstrahl H tritt hierbei mit hoher Geschwindigkeit (beispielsweise bis zu 10 km/s) aus. Der Abstand des Lenkflugkörpers 1 zum Luftziel 6 ist vorzugsweise nur gering, und liegt vorzugsweise im Bereich von weniger als 10m. Das Verfahren ermöglicht es, dass das Luftziel 6 vollständig zerstört wird und nur kleine Fragmente verbleiben, die keinen Schaden mehr anrichten. Die Wirkung der Hohlladung 7 kann durch die Splitterladung 8 unterstützt werden. Die Hohlladung 7 und die Splitterladung 8 sind innerhalb der Hülle 2 der Rakete 1 angeordnet. Dadurch, dass die Hohlladung 7 und die Splitterladung 8 quer zur Längsrichtung 1 der Rakete 1 wirken, können hierdurch sehr gut Luftziele 6 im Vorbeiflug bekämpft werden. Insbesondere können als Luftziele 6 Raketen im seitlichen Vorbeiflug bekämpft werden.
Der Hohlladung 7 und der Splitterladung 8 ist jeweils ein separater Sprengstoff 9, 10 zugeordnet. Die Hohlladung 7 und die Splitterladung 8 weisen
Sprengstoffe 9, 10 auf, wobei der Sprengstoff 9 der Hohlladung 7 zeitlich schneller detoniert als der Sprengstoff 10 der Splitterladung 8. Der Sprengstoff 9 weist eine größere Detonationsgeschwindigkeit als der Sprengstoff 10 auf.
Beide Sprengstoffe 9, 10 werden mittels eines nicht dargestellten Zünders am Fuß der Hohlladung 7 gezündet. Durch die unterschiedlichen
Detonationsgeschwindigkeiten der Sprengstoffe 9, 10 kann der
Hohlladungsstrahl (nicht dargestellt) vollkommen austreten, bevor die Splitterladung 8 detoniert und austritt. Dadurch kann eine Wechselwirkung zwischen den beiden Detonationen vermieden werden.
Die Hohlladung 7 weist eine Metalleinlage 11 in Form eines Hohlladungskegels 11 auf. Der Hohlladungskegel 11 weist vorzugsweise Kupfer auf. Die Symmetrieachse (nicht dargestellt) des Hohlladungskegels 11 ist in Radialrichtung der Rakete 1 ausgerichtet. Der Hohlladungskegel 11 weist somit in Radialrichtung auf die Innenumfangsfläche der zylindrischen Hülle 2. Die Splitterladung 8 weist mehrere Splitterfragmente 12 auf. Die Splitterfragmente 12 sind bevorzugt aus Stahl oder Wolfram ausgeführt. Die Splitterfragmente 12 sind zwischen der Hülle 2 und dem entsprechenden Sprengstoff 10 angeordnet. In Axialrichtung gesehen ist die Hohlladung 7 mittig zur Splitterladung 8 angeordnet. Die Splitterladung 8 umgibt die Hohlladung 7.
Die Sprengladungsanordnung 5 zeichnet sich dadurch aus, dass die Splitterladung 8 nahe eines Kopfendes 13 der Hohlladung 7 angeordnet ist. Die Splitterfragmente 12 sind zwischen dem Sprengstoff 10 und der Hülle 2 der Rakete 1 angeordnet. Die Splitterladung 8 weist dabei einen vorzugsweise kreisförmigen Durchgang 14 für die Hohlladung 7 auf. Die Splitter 12 decken dabei einen Winkelbereich von vorzugsweise 135° des Umfangs der Rakete 1 ab. Die Splitterfragmente 12 sind dabei in einem ringförmigen Zylindersegment mit einem Öffnungswinkel von beispielsweise 135° angeordnet. Im Bereich des Durchgangs 14 sind keine Splitterfragmente 12 angeordnet. Der Sprengstoff 10 ist in einem Zylindersegment angeordnet, wobei das Zylindersegment ebenfalls den gleichen Öffnungswinkel wie das Zylinderringsegment der Splitterladung 8 aufweist. Der Sprengstoff 10 weist ebenfalls einen Durchgang 15 auf, wobei innerhalb des Durchgangs 15 die Hohlladung 7 mit dem entsprechenden Sprengstoff 9 angeordnet ist.
Der Sprengstoff 9 ist dabei innerhalb eines Gehäuses 16 angeordnet. Der Hohlladungskegel 11 ist innerhalb des Gehäuses 16 angeordnet. Der Raum zwischen dem Hohlladungskegel 11 und dem Gehäuse 16 ist mit dem Sprengstoff 9 gefüllt. Das Gehäuse 16 weist einen zylindrischen Bereich auf, der in den Durchgang 15 eingreift. Der Durchgang 15 ist entsprechend passend zum Außenumfang des Gehäuses 16 ausgebildet. Bis zum nicht näher dargestellten Zünder verjüngt sich das Gehäuse 16 topfartig außerhalb des Durchgangs 15. Das Gehäuse ist insbesondere aus Aluminium gefertigt. Durch diese Anordnung der Splitterladung 8 kann ein relativ großer Wirkbereich erzeugt werden. Die einzelnen Splitterfragmente 12 sind jeweils bevorzugt in weiteren Einzelgehäusen (nicht näher dargestellt) angeordnet. Einzelne Sprengladungen der Splitterfragmente 12 sind hierdurch voneinander getrennt. Die Splitterfragmente 12 können so mit einer eigenen Sprengladung ausgeführt sein, die innerhalb der Einzelgehäuse angeordnet ist. Diese Sprengladungen können beim Auftreten auf das Luftziel 6 detonieren. Durch die Sprengladung der Splitterfragmente 12 kann ebenfalls eine Zündung der Explosivladung 6a des Ziels gezielt ausgelöst werden, wodurch das Luftziel 6 vollständig zerstört wird.
Bezugszeichenliste :
1 Boden-Luft-Lenkflugkörper/Rakete
2 Hülle
3 Kopf
4 Flügel
5 Sprengladungsanordnung
6 Luftziel
6a Gefechtskopf des Luftziels / Explosivladung des Luftziels 7 Hohlladung
8 Splitterladung
9 Sprengstoff
10 Sprengstoff
11 Hohlladungskegel
12 Splitterfragment
13 Kopfende
14 Durchgang
15 Durchgang
16 Gehäuse
H Hohlladungsstrahl

Claims

Patentansprüche :
1. Verfahren zur Bekämpfung eines Luftziels (6) mittels eines Lenkflugkörpers (1), wobei der Lenkflugkörper (1) nach dem Erkennen des Luftziels (6) gestartet wird und auf einen Kurs zur Bekämpfung des Luftziels (6) gelenkt wird, wobei eine Flugbahn des Luftziels (6) bestimmt wird, dadurch gekennzeichnet, dass ein Lenkflugkörper (1) mit einer quer zur Flugkörperhauptachse angeordneten Hohlladung (7) verwendet wird, wobei der Kurs des Lenkflugkörpers (1) derart gewählt wird, dass der Kurs des Lenkflugkörpers (1) anti-parallel zur Flugbahn des Luftziels (6) beim Vorbeiflug hegt, wobei der Lenkflugkörper (1) in einer festgelegten Distanz anti-parallel an dem Luftziel (6) vorbeifliegt, wobei bei der Erkennung des Luftziels (6) eine Position einer Explosivladung (6a) am Luftziel (6) bestimmt wird, wobei die Hohlladung (7) in Abhängigkeit von der Position der Explosivladung (6a) gezündet wird, wobei mit der Hohlladung (7) die Explosivladung (6a) des Luftziels (6) ausgelöst wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Rollbewegung des Lenkflugkörpers (1) ausgeführt wird, wobei die Austrittsrichtung der Hohlladung (7) in Richtung der Flugbahn des Luftziels (6) ausgerichtet wird.
3. Verfahren nach einem vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mittels eines bodengestützten Zielerfassungssystem Daten über das Luftziel (6) und die Flugbahn des Luftziels (6) erfasst werden, wobei anhand der Daten mittels einer Zieltypendatenbank der Typ des Luftziels (6) und damit eine Position einer Explosivladung (6a) des Luftziels (6), nämlich insbesondere eine Position eines Gefechtskopfes (6a), festgelegt wird.
4. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Lenkflugkörper (1) mit Überschallgeschwindigkeit fliegt.
5. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mit dem Lenkflugkörper (1) ein mit Überschallgeschwindigkeit fliegendes Luftziel (6) bekämpft wird.
6. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Lenkflugkörper (1) als Boden-Luft-Lenkflugkörper (1) ausgestaltet ist, wobei der Boden-Luft-Lenkkörper (1) vom Boden aus gestartet wird.
7. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Lenkflugkörper (1) eine Splitterladung (8) aufweist.
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