EP1286128A1 - Satellit gesteuerte Artillerierakete mit Seitenschubkorrektur - Google Patents

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EP1286128A1 EP02018702A EP02018702A EP1286128A1 EP 1286128 A1 EP1286128 A1 EP 1286128A1 EP 02018702 A EP02018702 A EP 02018702A EP 02018702 A EP02018702 A EP 02018702A EP 1286128 A1 EP1286128 A1 EP 1286128A1
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rocket
ogive
correction unit
artillery
artillery rocket
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Bernhard Trosky
Harald Wich
Lutz Lehmann
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Diehl Defence GmbH and Co KG
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Diehl Munitionssysteme GmbH and Co KG
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    • 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
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/661—Steering by varying intensity or direction of thrust using several transversally acting rocket motors, each motor containing an individual propellant charge, e.g. solid charge
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data

Definitions

  • the invention relates to an artillery rocket according to the preamble of the claim 1.
  • the generic artillery rocket is known from DE 4325218 C2. It deals is about an MLRS1 missile, which is used to increase coverage with Canards Is provided; by their buoyancy on the ogive of the rocket structure to be able to stretch the descending branch of the ballistic trajectory. So that the fault budget does not increase incompatible, the rocket with a satellite navigation system to correct the current trajectory in Equipped with the given target coordinates. The orbit correction takes place dynamically by variable employment of the Canards, depending on the in the course the rolling motion of the rocket in space currently just taken position. Since for a stable trajectory the control of the Canards always the constant rotation the missile must be tracked, but the control effort is considerably and functionally critical. In addition, the space requirement for the installation of the drive means for the constant change of Canardangnagnaric and the on-board energy requirement for this very considerably.
  • a pre-launch temping of a time fuse in the tip The rocket giveaway initiated over the finish area, also in the ogive located gas generator for filling a coaxial along the system axis extending through the payload space within the rocket shell Blähschlauches, the paraxial with the increase in its diameter rod-shaped submunitions packed around it from the inside radially outward presses against the rocket shell and this breaks along predetermined breaking points to the Submunition stack laterally deploy.
  • the present invention is the technical Underlying the problem, which stored at the user in the depot MLRS-1 artillery rockets with as simple as possible, technologically Risk-free interventions to increase performance with a view to more precise delivery to undergo the submunitions.
  • the transverse thrust unit is with an at least single-layer wreath of respect the rocket longitudinal axis radially acting miniaturized pyrotechnic reaction elements fitted.
  • a navigation device In front of it in the Ogive is a navigation device.
  • the navigation in the sense of tracking the actually flown actual and at least one course correction for the final approach directly to the given one Delivery coordinates are preferably via a conical in the approximately Outer surface of the Ogive recessed winding antenna for receiving the Signals from navigation satellites.
  • the current roll position in space which is the impulse direction to perform a given change in direction of the rocket flight by means of a specific the reaction elements not yet consumed in previous corrections determined, is particularly reliable within the course correction unit and in terms of apparatus little expensive in such a known manner by means of a with the rocket rotating, responsive to the earth's magnetic field magnetic sensor to record the periodicity of the time course of its signal amplitude, because it is not dependent on brightness and therefore especially weather independent is working.
  • a microprocessor for the comparison to be made repeatedly during the flight of actual and nominal position and for the direction-selective triggering of Transverse response elements for performing identified correction requirements also has the capacity, when reaching the target position easily above the finish area, the signal for igniting the gas generator for deployment to generate the submunition.
  • the sketched in axial longitudinal section foremost section of an artillery rocket 11th includes the ogive 13, with a detonator 12 in its tip, until the transition to the hollow cylindrical shell 14 of the rocket body.
  • a payload space 15 for axially parallel stacked submunitions extends in itself even into the rear region of the ogive 13 inside. Coaxially through the payload space 15 passes through a tube 16, the over a gas pipe 17 to a pyrotechnic gas generator 18 directly behind the igniter 12 is connected. The gas generator 18 can be initiated by the igniter 12.
  • the Gas evolution then inflates the tube 16 and thereby presses the load the payload space 15 radially against the shell 14 of the rocket structure until it Predetermined breaking points ruptures, with which the submunitions transverse to the longitudinal axis 19 of the Rocket 11 are deployed.
  • the ogive 13 will be right before the remaining payload space 15 separated to her after emptying here, from the dividing plane 22 ago in the slightly conically tapered interior of the ogive 18th pushed in, an additional, axially thick annular bulkhead 21 as Mounting floor for the functional elements for navigation and course influencing to be able to install.
  • This also serves, after installation, the two sub-Ogiven 13a, 13b on both sides of the parting plane 22 back together coaxially to push.
  • the annular bulkhead 21 carries the course correction unit 20 in front of a frustoconical shear unit 23 and a wiring board 24. These internals are arranged or formed annularly, so that as outlined the gas pipe 17 from the igniter 12 and the gas generator 18 concentrically through the bulkhead 21 through to the connection of the Blähschlauches 16 in the payload space 15 may extend.
  • the shear unit 23 is provided with a ring of - if necessary, as outlined, distributed over several mutually adjacent transverse planes - reaction elements 25 equipped on the basis of pyrotechnic reaction. They can like sketched be installed in a radial orientation. It can be structurally more advantageous but be, the small engines (ie the reaction elements 25) parallel to the axis stack and connect to the windrow channels, which are after a deflection then open in the radial direction through the shell to respond in the shear thrust pulse trigger.
  • the direction in which a change in course is caused depends on it in which spatial direction the outgoing direction of the still unused and is now momentarily oriented to be activated reaction element 25.
  • This current spatial position is determined by the fact that by means of a on the board 24th contained, preferably magnetically responsive roll position sensor 27 in the Due to the rolling motion of the rocket 11 periodically detecting the Earth magnetic field is registered.
  • This periodicity represents the inverse of the duration one revolution of the rocket 11 about its longitudinal axis 19, so that within this Period each angle of rotation with respect to a spatial reference direction with sufficient accuracy can be interpolated in time.
  • Signal processor 28 which also contains the navigation data from a satellite receiver 29 conditioned, which is connected to a winding antenna 30, which in a flat circumferential recess 31 in the front part of the ogive 13 is inserted.
  • a memory at the signal processor 28 are the coordinates of the target area for the current mission, ie for the deployment of the submunition, given. This specification is quasi-continuous with data on the currently reached position, taking into account the instantaneous trajectory of the rocket 11, compared. Such data is transmitted via the navigation satellite receiver 29 won to the orbit correction in the direction of the given target coordinates if necessary with regard to the system - fixed orientation of the still available reaction elements - just matching spatial position of the rocket 11 initiate at least one of the reaction elements 25.
  • circuit board 24 with a power supply 32 (preferably a activatable battery with electronic voltage converter circuit) for the Operation of the described additional components equipped.
  • a Zündverteilscrien 33 supplies the initialization connection from the signal processor 28 the still functional, currently released the reaction elements 25 for a certain course influence.
  • the igniter 12 is no longer timed, but it is triggered via a firing line 34 from the signal processor 28, when the rocket 11, the predetermined target position for the application of submunitions has reached.

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Abstract

Die in den Depots des Bedarfsträgers gelagerten MLRS1-Artillerieraketen (11) lassen sich technologisch unkritisch einer Leistungssteigerung im Sinne wesentlich verbesserter Ablieferungspräzision unterziehen, indem die Ogive (13) vorübergehend abgeschnitten wird, um in sie hinein und somit in den vordersten, hinter dem Zünder (12) gelegenen Bereich des ursprünglichen Nutzlastraumes (15), das pyrotechnische Auswurfsystem umgebend, einen ringförmigen Montage-Spant (21) für eine Querschubeinheit (23) mit umlaufend radial abblasenden Reaktionselementen (25) einzubauen, die lageabhängig individuell von einer ebenfalls dort montierten, satellitengestützten Kurs-Korrektureinheit (20) ausgelöst werden können. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine Artillerierakete gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
Die gattungsgemäße Artillerierakete ist aus der DE 4325218 C2 bekannt. Es handelt sich um eine MLRS1-Rakete, die zur Reichweitensteigerung mit Canards ausgestattet ist; um durch deren Auftriebswirkung an der Ogive der Raketenstruktur den absteigenden Ast der ballistischen Flugbahn strecken zu können. Damit dabei der Fehlerhaushalt nicht unverträglich ansteigt, ist die Rakete mit einem Satelliten-Navigationssystem zum Korrigieren der aktuellen Flugbahn in Hinblick auf die vorgegebenen Zielkoordinaten ausgestattet. Die Bahnkorrektur erfolgt flugdynamisch durch variable Anstellung der Canards, je nach der im Zuge der Rollbewegung der Rakete im Raum momentan gerade eingenommenen Lage. Da für eine stabile Flugbahn die Ansteuerung der Canards stets der ständigen Rotation der Rakete nachgeführt werden muß, ist der Steuerungsaufwand allerdings erheblich und entsprechend funktionskritisch. Außerdem ist der Raumbedarf für den Einbau der Antriebseinrichtungen zur ständigen Veränderung der Canardanstellung und der an Bord vorzuhaltende Energiebedarf dafür ganz erheblich.
Eine gegenüber der Rakete des Artillerieraketensystems MLRS 1 abgewandelte Version ist in der DE 37 39 370 A1 beschrieben. Derartige Raketen werden aus einem Startrohr ausgestoßen und unmittelbar nach Rohrverlassen über ein kurzzeitig aktives Raketentriebwerk in eine aerodynamisch stabilisierte, relativ flach verlaufende ballistische Flugbahn beschleunigt, längs der sie eine schwache Rollbewegung zur Kompensation von abgangsbedingten Störeinflüssen vollführen. Eine vor dem Abschuß eingegebene Tempierung eines Zeitzünders in der Spitze der Raketenogive initiiert, über dem Zielgelände angekommen, einen ebenfalls in der Ogive gelegenen Gasgenerator zum Füllen eines koaxial längs der Systemachse durch den Nutzlastraum innerhalb der Raketenhülle hindurch sich erstreckenden Blähschlauches, der mit dem Anwachsen seines Durchmessers achsparallel stangenförmig darum herum gepackte Submunitionen von innen radial nach außen gegen die Raketenhülle drückt und diese längs Sollbruchstellen aufbricht, um die Submunitions-Stapel seitlich auszubringen.
So sehr sich das seit Jahren beim Bedarfsträger eingeführte System MLRS 1 auch grundsätzlich bewährt hat, bleibt doch problematisch, ob innerhalb der am Zünder vorgegebenen Flugzeitspanne tatsächlich das avisierte Zielgelände zum Abwerfen der Submunition erreicht wurde. Denn während die beim Abschuß anzutreffenden Umwelteinflüsse in die Berechnung der Zeitvorgabe durch eine Waffenleitanlage noch eingespeist werden können, wirken durch Unregelmäßigkeiten im Betrieb des Raketenmotors und danach im Freiflug je nach Windstärke, Windrichtung und Luftdruck zahlreiche nicht vorab schon bei der Flugzeit-Vorgabe berücksichtigbare Kräfte nicht nur bremsend, sondern insbesondere auch ablenkend auf den Raketenkörper ein. Das führt wegen Verzögerungseffekten und Abweichungen von der vorgegebenen Flugbahn zu transversalen und lateralen Ablieferungsfehlern aus der vorgegebenen Zielposition heraus und deshalb zu einer Beeinträchtigung der Systemleistung des Raketenträgers für die Submunition.
Zwar ist es etwa aus der EP 0 418 636 A2 bekannt, bei einem drallstabilisierten Projektil eine Bahnkorrektur mittels Querschub-Aggregaten je nach deren momentaner Wirkrichtung im Raum durchzuführen. Der Querschub führt bei Einwirkung durch den aerodynamischen Schwerpunkt des Projektils zu einem Flugbahn-Querversatz und bei aus der Schwerpunkts-Querschnittsebene heraus versetzter Einwirkung je nach momentaner räumlicher Lage des Projektils durch Verkippen der Längsachse zu einer Nick- oder zu einer Gier-Bewegung mit entsprechenden Flugbahnänderungen. Aber solche Korrekturmaßnahmen bedürfen, um dabei die Zielauffassung nicht zu verlieren, eines Suchkopfes mit einem Algorithmus zur aktiven oder passiven Zielverfolgung für eine zielorientierte Bahnkorrektur. Das ist eine sehr kostspielige Technologie; und eine solche Zielkontaktierung ist regelmäßig gar nicht realisierbar, wenn es sich wie im Falle des Verbringens von Bomblets um einen Flächenziel-Einsatz ohne definierten bzw. sensorisch erfaßbaren Zielpunkt handelt.
In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt vorliegender Erfindung die technische Problemstellung zugrunde, die beim Bedarfsträger im Depot lagernden MLRS-1-Artillerieraketen mit möglichst einfach realisierbaren, technologisch risikofreien Eingriffen einer Leistungssteigerung in Hinblick auf präzisere Ablieferung der Submunitionen unterziehen zu können.
Zur Lösung dieser Aufgabe kommt eine Ausstattung mit Querschub-Aggregaten entsprechend EP 0 418 636 A2 nicht in Betracht, weil dafür Eingriffe in die Raketenstruktur erforderlich wären, die zu einem beschaffungsrechtlich neuen Gerät führen würden. Da es nicht um eine Reichweitensteigerung geht, kommt erfindungsgemäß auch der mechanische und steuerungstechnische Aufwand für eine Canard-Steuerung nicht in Betracht. Statt dessen wird die Aufgabe in Realisierung der Merkmalskombination des Hauptanspruches gelöst, wonach die vorderste Sektion des Lastraums der Rakete, wo die Hülle sich schon aus der hohlzylindrischen Struktur zur Ogive verjüngt, abgetrennt und von Submunitionen geleert wird. Von der Trennstelle aus wird ein zusätzlicher Spant als axial dicker ringscheibenförmiger Montage- oder Zwischenboden für eine Kurs-Korrektureinheit samt Querschubeinheit unter rückwärtig verbleibendem axialem Überstand in das Innere der konisch sich verjüngenden Ogive eingeschoben und mit dem Schnittrand der Ogive vernietet. Auf den dann also rückwärtig noch mit etwa halber Höhe ringförmig aus der Ogive vorstehenden Spant wird schließlich die an die Schnittebene nach rückwärts sich anschließende Raketenhülle genietet, womit die Rakete wieder in ihrer ursprünglichen äußeren Konfiguration einsatzfähig ist.
Die Querschubeinheit ist mit einem wenigstens einlagigen Kranz von bezüglich der Raketen-Längsachse radial wirkenden miniaturisierten pyrotechnischen Reaktionselementen ausgestattet. Davor in der Ogive liegt eine Navigationseinrichtung. Die Navigation im Sinne einer Verfolgung der tatsächlich geflogenen Istbahn und wenigstens einer Kurskorrektur zum schließlichen Anfliegen direkt der vorgegebenen Ablieferungskoordinaten erfolgt vorzugsweise über eine in die etwa konische Außenmantelfläche der Ogive eingelassene Wickelantenne zum Empfang der Signale von Navigationssatelliten.
Die momentane Roll-Lage im Raum, welche die Impulsrichtung zum Durchführen einer vorgegebenen Richtungsänderung des Raketenflugs mittels einer bestimmten der noch nicht bei früheren Korrekturen verbrauchten Reaktionselemente bestimmt, ist innerhalb der Kurs-Korrektureinheit besonders zuverlässig und dabei apparativ wenig aufwendig in als solcher bekannter Weise mittels eines mit der Rakete rotierenden, auf das Erdmagnetfeld ansprechenden Magnetsensors über die Periodizität des zeitlichen Verlaufes von dessen Signalamplitude zu erfassen, weil der nicht helligkeitsabhängig und somit insbesondere auch wetterunabhängig arbeitet.
Ein Mikroprozessor zum während des Fluges wiederholt vorzunehmenden Vergleich von Ist- und Sollposition und für die richtungsselektive Auslösung von Querschub-Reaktionselementen zum Durchführen von festgestellten Korrekturerfordernissen hat problemlos auch die Kapazität, bei Erreichen der Sollposition über dem Zielgelände das Signal für das Zünden des Gasgenerators zum Ausbringen der Submunition zu generieren.
Bezüglich weiterer Vorteile sowie zusätzlicher Abwandlungen und Weiterbildungen wird außer auf die weiteren Ansprüche auch auf nachstehende Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche abstrahiert aber angenähert maßstabsgerecht skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels zur erfindungsgemäßen Lösung Bezug genommen. In der Zeichnung zeigt:
Fig. 1
im abgebrochenen Axial-Längsschnitt die an der Spitze mit einem Zünder ausgestattete Ogive einer Artillerierakete bis zum Übergang in ihre hohlzylindrische Struktur und
Fig. 2
die in die Ogive eingebauten Korrektureinheiten gemäß der Querschnittsangabe II-II in Fig. 1.
Die im Axial-Längsschnitt skizzierte vorderste Sektion einer Artillerierakete 11 umfaßt die Ogive 13, mit einem Zünder 12 in ihrer Spitze, bis zum Übergang in die hohlzylindrische Hülle 14 des Raketenkörpers. Ein Nutzlastraum 15 für achsparallel gestapelte Submunitionen (in der Zeichnung nicht berücksichtigt) erstreckt sich an sich noch bis in den rückwärtigen Bereich der Ogive 13 hinein. Koaxial durch den Nutzlastraum 15 hindurch verläuft ein Schlauch 16, der über ein Gasrohr 17 an einen pyrotechnischen Gasgenerator 18 direkt hinter dem Zünder 12 angeschlossen ist. Der Gasgenerator 18 ist vom Zünder 12 initiierbar. Die Gasentwicklung bläht dann den Schlauch 16 auf und drückt dadurch die Beladung des Nutzlastraumes 15 radial gegen die Hülle 14 der Raketenstruktur, bis sie an Sollbruchstellen aufreißt, womit die Submunitionen quer zur Längsachse 19 der Rakete 11 ausgebracht werden.
Dieser Ablieferungsvorgang bei Ankunft über dem Zielgebiet wird herkömmlicher Weise durch einen tempierbaren Zünder 12 ausgelöst. Wie eingangs dargelegt, führen jedoch zahlreiche nicht im voraus hinreichend genau bekannte Umwelteinflüsse dazu, daß die Rakete 11 ihr vorgegebenes Zielgebiet häufig bei Ablauf der voreingestellten Zeitverzögerung gar nicht erreicht hat, weil ihr Flug verlangsamt oder aus der Sollrichtung abgelenkt wurde. Deshalb ist ein Ausbringen der Submunition präzise über dem vorgegebenen Zielgebiet mittels einer reinen Zeitsteuerung grundsätzlich nicht hinreichend gesichert.
Um diesbezüglich Abhilfe zu schaffen, wird erfindungsgemäß der vorderste, hinter dem Zünder 12 und Gasgenerator 18 gelegene Abschnitt des Nutzlastraumes 15 von Submunitionen befreit, um hier eine Kurs-Korrektureinheit 20 mit Querschubeinheit 23 unterzubringen. Dafür wird die Ogive 13 unmittelbar vor dem verbleibenden Nutzlastraum 15 abgetrennt, um ihr nach dem Entleeren hier, von der Trennebene 22 her in das leicht konisch sich verjüngende Innere der Ogive 18 hineingeschoben, einen zusätzlichen, axial dicken ringförmigen Spant 21 als Montageboden für die Funktionselemente zur Navigation und Kursbeeinflussung einbauen zu können. Der dient auch dazu, nach dem Einbau die beiden Teil-Ogiven 13a, 13b beiderseits der Trennebene 22 wieder koaxial auf Stoß zusammenzufügen. Die hier bündig zusammenstoßenden Stirnflächen beiderseits der Trennebene 22 sind dann radial auf den Spant 21 geschraubt oder genietet, womit die ursprüngliche Raketenkontur wieder hergestellt ist. Die vorstehend sogenannte rückwärtige Teil-Ogive 13b ist der vor der hohlzylindrischen Hülle 14 sich anschließende Teil der Raketenstruktur, bis in den hinein der Nutzlastraum 15 sich nach Einbau des Spantes 21 nun nur noch erstreckt.
Zum Zünder 12 hin gelegen trägt der ringförmige Spant 21 die Kurs-Korrektureinheit 20 vor einer kegelstumpfförmigen Querschubeinheit 23 und einer Verdrahtungsplatine 24. Auch diese Einbauten sind ringförmig angeordnet oder ausgebildet, damit sich wie skizziert das Gasrohr 17 vom Zünder 12 bzw. dem Gasgenerator 18 her konzentrisch durch den Spant 21 hindurch bis zum Anschluß des Blähschlauches 16 im Nutzlastraum 15 erstrecken kann.
Die Querschubeinheit 23 ist mit einem Kranz von - erforderlichenfalls, wie skizziert, auf mehrere voreinander gelegene Querebenen verteilten - Reaktionselementen 25 auf der Basis pyrotechnischer Reaktion ausgestattet. Die können wie skizziert in radialer Orientierung eingebaut sein. Konstruktiv vorteilhafter kann es aber sein, die kleinen Triebwerke (also die Reaktionselemente 25) achsparallel zu stapeln und an Schwadenkanäle anzuschließen, die sich nach einer Umlenkung dann in radialer Richtung durch die Hülle öffnen, um als Reaktion den Querschub-Impuls auszulösen.
In welcher Richtung dadurch eine Kursänderung hervorgerufen wird, hängt davon ab, in welcher Raumrichtung die Abgangsrichtung des noch unverbrauchten und nun zu aktivierenden Reaktionselementes 25 momentan orientiert ist. Diese aktuelle räumliche Lage wird dadurch festgestellt, daß mittels eines auf der Platine 24 enthaltenen, vorzugsweise magnetisch ansprechenden Roll-Lagesensors 27 die im Zuge der Rollbewegung der Rakete 11 periodisch wiederkehrende Erfassung des Erdmagnetfeldes registriert wird. Diese Periodizität stellt den Kehrwert der Dauer einer Umdrehung der Rakete 11 um ihre Längsachse 19 dar, so daß innerhalb dieser Periode jeder Drehwinkel in Bezug auf eine räumliche Referenzrichtung mit hinreichender Genauigkeit zeitlich interpoliert werden kann. Das erfolgt in einem Signalprozessor 28, der außerdem die Navigationsdaten aus einem Satellitenempfänger 29 aufbereitet, der an eine Wickelantenne 30 angeschlossen ist, die in eine flache umlaufende Einsenkung 31 im vorderer Teil der Ogive 13 eingelegt ist.
In einen Speicher beim Signalprozessor 28 sind die Koordinaten des Zielgebietes für die aktuelle Mission, also für das Ausbringen der Submunition, vorgegeben. Diese Vorgabe wird quasi-kontinuierlich mit Daten zur aktuell erreichten Position, unter Berücksichtigung der momentanen Flugbahnrichtung der Rakete 11, verglichen. Solche Daten werden über den Navigations-Satellitenempfänger 29 gewonnen, um zur Bahnkorrektur in Richtung auf die vorgegebenen Zielkoordinaten erforderlichenfalls bei - hinsichtlich der systemfesten Orientierung der noch verfügbaren Reaktionselemente - gerade passender räumlicher Lage der Rakete 11 wenigstens eines der Reaktionselemente 25 zu initiieren.
Außerdem ist die Platine 24 mit einer Energieversorgung 32 (vorzugsweise einer aktivierbaren Batterie mit elektronischer Spannungswandlerschaltung) für den Betrieb der beschriebenen zusätzlichen Komponenten ausgestattet. Eine Zündverteilschaltung 33 liefert die Initialisierverbindung vom Signalprozessor 28 zu den noch funktionsbereiten, aktuell freizugebenden der Reaktionselemente 25 für eine bestimmte Kursbeeinflussung. Der Zünder 12 wirkt nicht mehr zeitgesteuert, sondern er wird über eine Zündleitung 34 aus dem Signalprozessor 28 getriggert, wenn die Rakete 11 die für das Ausbringen der Submunitionen vorgegebene Sollposition erreicht hat.
Die in den Depots des Bedarfsträgers gelagerten MLRS1-Artillerieraketen 11 lassen sich also erfindungsgemäß, technologisch unkritisch, einer Leistungssteigerung im Sinne wesentlich verbesserter Ablieferungspräzision unterziehen, indem die Ogive 13 vorübergehend abgeschnitten wird, um in sie hinein und somit in den vordersten, hinter dem Zünder 12 gelegenen Bereich des ursprünglichen Nutzlastraumes 15, das pyrotechnische Auswurfsystem umgebend, einen ringförmigen Montage-Spant 21 für eine Querschubeinheit 23 mit umlaufend radial wirkenden kleinen Reaktionselementen 25 in Form von Impulstriebwerken (mit pyrotechnischem Abstoßen einer Masse 26) oder von Raketentriebwerken einzubauen, die lageabhängig individuell von einer ebenfalls dort montierten, navigationssatellitengestützten Kurs-Korrektureinheit 20 ausgelöst werden können.

Claims (5)

  1. Artillerierakete (11) mit von einem Satellitenempfänger (29) angesteuerter Kurs-Korrektureinheit (20), dadurch gekennzeichnet, daß ein Spant (21) im Bereich des bis in die Ogive (13) reichenden Nutzlastraumes (15) mit der Kurs-Korrektureinheit (20) und mit einer Querschubeinheit (23) ausgestattet ist.
  2. Artillerierakete nach dem vorangehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, daß ein ringförmiger Spant (21) über einen Teil seiner axialen Stärke von einer Trennebene (22) her in die vordere Teil-Ogive (13a) eingeschoben ist und auch der abschließenden Verbindung beider Teil-Ogiven (13a - 13b) miteinander dient:
  3. Artillerierakete nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurs-Korrektureinheit (20) von einem Roll-Lagesensor (27) und einem Navigationssatelliten-Empfänger (29) angesteuert ist und die Querschubeinheit (23) ansteuert, die einen wenigstens einlagigen Kranz von lageabhängig individuell aktivierbaren Reaktionselementen (25) aufweist.
  4. Artillerierakete nach dem vorangehenden Anspruch, dadurch gekennzeichnet, daß die Reaktionselemente (25) kleine Raketen- oder Impulstriebwerke sind, die parallel zur Längsachse der Ogive eingebaut sind aber über Umlenk-Kanäle radial abblasen.
  5. Artillerierakete nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Zünder (12) von der Kurs-Korrektureinheit (20) zum Initiieren eines Gasgenerators (18) ansteuerbar ist, an den ein Blähschlauch (16) zum seitlichen Ausbringen von Submunitionen koaxial durch den Spant (21) mit seinen Kurs-Korrektur- und Querschubeinheiten (20, 23) hindurch angeschlossen ist.
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