ES2920528T3

ES2920528T3 - Procedure for launching a guided missile from a carrier platform and guided missile

Info

Publication number: ES2920528T3
Application number: ES21162240T
Authority: ES
Inventors: Peter Gerd Fisch
Original assignee: Diehl Defence GmbH and Co KG
Current assignee: Diehl Defence GmbH and Co KG
Priority date: 2020-03-14
Filing date: 2021-03-12
Publication date: 2022-08-05
Anticipated expiration: 2041-03-12
Also published as: DE102020001703A1; EP3882564B1; EP3882564A1

Abstract

La invención se refiere a un procedimiento para lanzar un avión de dirección (2) de un roller, nick y eje de codicia de una plataforma de transportista (1), por lo que el avión de dirección (2) dos pares de órganos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) Para generar momentos de rollo, nick y codicia, por los cuales los órganos de remo (3a, 3b, 4a, 4b) de cada pareja están dispuestos frente a la extensión del fuselaje (5) del avión de dirección (2) y una. Tiene control de vuelo. Dispositivo (6) para controlar la alineación de los dos pares de órganos de timón (3a, 3b, 4a, 4b). Antes de dejar caer de la plataforma portadora (1) o inmediatamente después de dejar caer de la plataforma portadora (1) con la entrada de la aeronave de dirección en un campo de flujo (7) de la plataforma portadora (1) hay un contraste en los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) cada pareja por medio del dispositivo de control de vuelo (6) de tal manera que la resistencia del flujo, que experimenta la aeronave de dirección (2) después de caer en el campo de flujo (7) de la plataforma portadora (1), aumenta en comparación con una resistencia al flujo que la aeronave de dirección (2) experimentaría (2) si los órganos de remo (3a, 3b, 4a, 4b) estuvieran en una posición cero en la que las superficies de los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) La entrada de los vuelos está en una posición cero (l) de la aeronave de dirección (L) (L) (L) 2) extender. Después de dejar el campo de flujo (7) de la plataforma de transportista (1), los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) no están pagados por medio del dispositivo de control de vuelo (6) de tal manera que el avión de dirección (2) se dirige hacia un objetivo. La invención aún afecta a un avión de dirección configurado para llevar a cabo el procedimiento (2). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)The invention relates to a method for launching a steering plane (2) from a roller, nick and greed shaft of a carrier platform (1), whereby the steering plane (2) has two pairs of rudder members (3a, 3b, 4a, 4b) To generate moments of roll, nick and greed, whereby the rowing members (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair are arranged in front of the fuselage extension (5) of the steering plane (2) and one. It has flight control. Device (6) to control the alignment of the two pairs of rudder members (3a, 3b, 4a, 4b). Before dropping from the carrier platform (1) or immediately after dropping from the carrier platform (1) with the entry of the steering aircraft into a flow field (7) of the carrier platform (1) there is a contrast on the rudder members (3a, 3b, 4a, 4b) each pair by means of the flight control device (6) in such a way that the flow resistance, which the steering aircraft (2) experiences after falling into the flow field (7) of the carrier platform (1), increases compared to a flow resistance that the steering aircraft (2) would experience (2) if the rowing members (3a, 3b, 4a, 4b) were in a zero position in which the surfaces of the rudder members (3a, 3b, 4a, 4b) The input of the flights is at a zero position (l) of the direction aircraft (L) (L) (L) 2 ) to extend. After leaving the flow field (7) of the carrier platform (1), the rudder members (3a, 3b, 4a, 4b) are not paid by means of the flight control device (6) in such a way that the steering plane (2) is heading towards a target. The invention still concerns a steering aircraft configured to carry out the method (2). (Automatic translation with Google Translate, without legal value)

Description

DESCRIPCIÓNDESCRIPTION

Procedimiento para lanzar un misil guiado desde una plataforma portadora y misil guiadoProcedure for launching a guided missile from a carrier platform and guided missile

La invención se refiere a un procedimiento para lanzar un misil guiado que puede guiarse con respecto a un eje de balanceo, cabeceo y guiñada que comprende dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada desde una plataforma portadora y a un misil dirigido de este tipo. Un procedimiento de este tipo se conoce, por ejemplo, por el documento US 2018/356188 A1.The invention relates to a method for launching a guided missile that can be guided with respect to a roll, pitch and yaw axis comprising two pairs of rudder elements for generating roll, pitch and yaw moments from a carrier platform and to a missile. directed of this type. Such a method is known, for example, from US 2018/356188 A1.

Los misiles suelen estar controlados por timones con respecto a la dirección de vuelo. A este respecto, los timones se controlan mediante un dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que el misil asuma la dirección de vuelo requerida y pueda dirigirse rápidamente hacia un objetivo específico. Para evitar daños en una plataforma portadora durante el lanzamiento de un misil guiado desde la plataforma portadora, se conoce bloquear mecánicamente la máquina del timón o los actuadores para los timones de tal modo que los timones se mantengan en una posición neutra, que no genera ningún par.Missiles are usually controlled by rudders with respect to the direction of flight. In this regard, the rudders are controlled by a flight regulation device in such a way that the missile assumes the required direction of flight and can be quickly directed towards a specific target. To prevent damage to a carrier platform during the launch of a guided missile from the carrier platform, it is known to mechanically lock the rudder machine or the actuators for the rudders in such a way that the rudders are held in a neutral position, which does not generate any pair.

Por el documento US 3 355 130 A se conoce un misil guiado con cuatro timones. Con respecto al mecanismo de accionamiento, el misil guiado está construido de tal modo que puede evitarse un denominado “squeeze mode” (modo de apriete) en el que dos pares de timones dispuestos respectivamente de manera opuesta se controlan de tal modo que un par genera un momento de balanceo en un sentido y el otro par genera un momento de balanceo en el otro sentido. Dicho de otro modo, el misil guiado está configurado de tal modo que se impiden las posiciones de timón que llevan a fuerzas opuestas.From US 3 355 130 A a guided missile with four rudders is known. With regard to the drive mechanism, the guided missile is constructed in such a way that a so-called “squeeze mode” can be avoided, in which two pairs of respectively oppositely arranged rudders are controlled in such a way that one pair generates a rolling moment in one direction and the other pair generates a rolling moment in the other direction. In other words, the guided missile is configured in such a way that rudder positions leading to opposing forces are prevented.

El documento KR 10 2 136 266 B1 hace referencia a un procedimiento para calcular y ejecutar una orden de desplazamiento del ala de frenado sin maniobra para reducir la velocidad de vuelo de un misil guiado.Document KR 10 2 136 266 B1 relates to a method for calculating and executing a no-maneuver braking wing displacement command to reduce the flight speed of a guided missile.

En el caso de misiles guiados con un peso reducido, durante el lanzamiento o desacoplamiento de los mismos desde una plataforma portadora, por ejemplo, desde su compartimento para armas o desde un carril de lanzamiento, al entrar en el campo de flujo generado por la plataforma portadora o en el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora puede ocurrir que se desvíe por el campo de flujo y colisione con la plataforma portadora. Esto puede producir no sólo daños en la plataforma portadora, sino en particular también daños del misil guiado.In the case of low-weight guided missiles, during launch or undocking of the missile from a carrier platform, for example from its weapons bay or from a launch rail, by entering the flow field generated by the platform carrier or in the prevailing flow field below the carrier platform, it may deviate through the flow field and collide with the carrier platform. This can cause not only damage to the carrier platform, but in particular also damage to the guided missile.

Por tanto, el objetivo de la invención es proporcionar un procedimiento para lanzar un misil guiado desde una plataforma portadora, que permita una salida segura del misil guiado desde la plataforma portadora.Therefore, the object of the invention is to provide a method for launching a guided missile from a carrier platform, which allows a safe departure of the guided missile from the carrier platform.

Este objetivo se alcanza mediante un procedimiento según las características de la reivindicación 1. El procedimiento para lanzar un misil guiado que puede guiarse con respecto a un eje de balanceo, cabeceo y guiñada desde una plataforma portadora, que presentaThis object is achieved by a method according to the features of claim 1. The method for launching a guided missile that can be guided with respect to a roll, pitch and yaw axis from a carrier platform, which has

- dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón de cada par con respecto al eje longitudinal del misil guiado enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje del misil guiado, y- two pairs of rudder elements for generating roll, pitch and yaw moments, the rudder elements of each pair being arranged with respect to the longitudinal axis of the guided missile facing each other on the circumference of the fuselage of the guided missile, and

- un dispositivo de regulación del vuelo para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón, - a flight regulation device to control the orientation of the two pairs of rudder elements,

comprende las etapas de procedimiento de:It includes the procedural steps of:

a) por medio del dispositivo de regulación del vuelo, desviar los elementos de timón de cada par en sentido opuesto antes del lanzamiento desde la plataforma portadora o directamente tras el lanzamiento desde la plataforma portadora con la entrada del misil guiado en un campo de flujo de la plataforma portadora de tal modo que una resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado tras el lanzamiento en el campo de flujo de la plataforma portadora, esté aumentada con respecto a una resistencia al flujo, que experimentaría el misil guiado si los elementos de timón de cada par se encontraran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de cada par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal del misil guiado, ya) by means of the flight control device, deflect the rudder elements of each pair in the opposite direction before launch from the carrier platform or directly after launch from the carrier platform with entry of the guided missile into a flow field of the carrier platform in such a way that a flow resistance, which the guided missile experiences after launch in the flow field of the carrier platform, is increased with respect to a flow resistance, which the guided missile would experience if the rudder elements of each pair will be in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements of each pair, which influence the direction of flight, extend parallel to the longitudinal axis of the guided missile, and

b) tras abandonar el campo de flujo de la plataforma portadora, por medio del dispositivo de regulación del vuelo, desviar los elementos de timón de cada par de tal modo que el misil guiado se guíe hacia un objetivo.b) after leaving the flow field of the carrier platform, by means of the flight regulation device, deflect the rudder elements of each pair in such a way that the guided missile is guided towards a target.

La invención se basa en el conocimiento de que si bien con un bloqueo mecánico pueden evitarse desviaciones no deseadas de los elementos de timón, sin embargo, un bloqueo mecánico también supone una carga de peso adicional para un misil guiado, que puede tener un efecto negativo en su alcance máximo, en particular cuando el misil guiado carece de propulsión.The invention is based on the knowledge that while undesired deflections of the rudder elements can be prevented with a mechanical lock, however, a mechanical lock also places an additional weight load on a guided missile, which can have a negative effect. at its maximum range, particularly when the guided missile lacks propulsion.

Además la invención se basa en el conocimiento de que la probabilidad de causar daños en la plataforma portadora y/o en el misil guiado poco después de lanzar el misil guiado desde la plataforma portadora, producidos por momentos de balanceo, cabeceo o guiñada no deseados, aumenta en el caso de los misiles guiados con un peso reducido, como por ejemplo menos de 50 kg, en comparación con los misiles (guiados) más pesados, ya que por su peso están expuestos al campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora durante un periodo de tiempo más largo después de un lanzamiento.Furthermore, the invention is based on the knowledge that the probability of causing damage to the carrier platform and/or the guided missile shortly after launching the guided missile from the carrier platform, caused by moments of unwanted roll, pitch or yaw, increases for guided missiles with a low weight, such as less than 50 kg, compared to heavier (guided) missiles, since their weight exposes them to the field of flow that prevails below the carrier platform for a longer period of time after a launch.

La invención se basa además en la consideración de que puede reducirse el riesgo de daños en la plataforma portadora y/o el misil guiado, cuando el misil guiado puede abandonar el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora lo más rápido posible, es decir, que el periodo de tiempo o también la fase de tiempo, en el que tras su lanzamiento el misil guiado se encuentra en el campo de flujo producido por la plataforma portadora, también sea lo más corto posible.The invention is further based on the consideration that the risk of damage to the carrier platform and/or the guided missile can be reduced, when the guided missile can leave the flow field prevailing below the carrier platform as quickly as possible, that is to say, that the period of time or also the time phase, in which after its launch the guided missile is in the flow field produced by the carrier platform, is also as short as possible.

Estas desventajas o estos riesgos pueden evitarse mediante el procedimiento según la invención. Mediante la desviación en sentido opuesto de los elementos de timón de los dos pares por medio del dispositivo de regulación del vuelo antes del lanzamiento desde la plataforma portadora o directamente tras el lanzamiento desde la plataforma portadora con la entrada del misil guiado en el campo de flujo de la plataforma portadora según la etapa de procedimiento a) se frena el misil guiado en el campo de flujo, mientras que la plataforma portadora sigue volando. De este modo, el misil guiado abandona el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora antes que en una posición de “no frenado” de los dos pares de elementos de timón, es decir, en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de los dos pares, que influyen en la dirección de vuelo, se extenderían paralelas al eje longitudinal del misil guiado o, dicho de otro modo, en el sentido del flujo, con lo que se acorta, y así, se reduce, el periodo de tiempo, en el que pueden producirse colisiones.These disadvantages or these risks can be avoided by the method according to the invention. By deflecting the rudder elements of the two pairs in opposite directions by means of the flight control device before launch from the carrier platform or directly after launch from the carrier platform with entry of the guided missile into the flow field of the carrier platform according to method step a), the guided missile is braked in the flow field while the carrier platform continues to fly. In this way, the guided missile leaves the flow field below the carrier platform earlier than in an "unbraked" position of the two pairs of rudder elements, that is, in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements of the two pairs, which influence the direction of flight, would extend parallel to the longitudinal axis of the guided missile or, in other words, in the direction of flow, thus shortening it, and thus reduces the period of time in which collisions can occur.

Preferiblemente los elementos de timón de los dos pares se desvían en sentido opuesto de tal modo que no se generan momentos aerodinámicos o, dicho de otro modo, además de un aumento de la resistencia no actúan fuerzas que varíen la dirección de vuelo. Así se consigue que un misil guiado pueda sacarse del campo de flujo de la plataforma portadora de manera segura y sin riesgo de colisión mediante el control correspondiente de los dos pares de elementos de timón por medio de su dispositivo de regulación del vuelo.Preferably, the rudder elements of the two pairs are deflected in the opposite direction in such a way that no aerodynamic moments are generated, or, in other words, in addition to an increase in drag, no forces act that vary the direction of flight. Thus it is achieved that a guided missile can be taken out of the flow field of the carrier platform safely and without risk of collision by corresponding control of the two pairs of rudder elements by means of their flight control device.

Una forma de realización ventajosa prevé que los elementos de timón de los dos pares en la etapa de procedimiento a) se desvíen en sentido opuesto por medio del dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que no se produzca una variación en la dirección de vuelo.An advantageous embodiment provides that the rudder elements of the two pairs in method step a) are deflected in opposite directions by means of the flight control device in such a way that no change in the direction of flight occurs.

Para la generación de momentos de balanceo, cabeceo y guiñada los elementos de timón pueden hacerse pivotar al menos en parte sobre un eje radial, también denominado eje de pivote, con respecto al fuselaje del misil guiado. En el presente documento, por desviación en sentido opuesto se entiende que uno de los dos elementos de timón de un par está desviado en el sentido horario y el otro de los dos elementos de timón en sentido antihorario con respecto a la posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de cada par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal del misil guiado. Para evitar variaciones en la dirección de vuelo está previsto que los ángulos, por los que están desviados los elementos de timón de los dos pares con respecto a la posición cero en sentido opuesto, tengan la misma magnitud, es decir, que cada elemento de timón de los dos pares esté desviado por el mismo ángulo.For the generation of roll, pitch and yaw moments the rudder elements can be pivoted at least in part about a radial axis, also called a pivot axis, with respect to the fuselage of the guided missile. As used herein, by offset in the opposite direction is meant that one of the two rudder elements of a pair is offset clockwise and the other of the two rudder elements is offset counterclockwise from the zero position, in the that the surfaces of the rudder elements of each pair, which influence the direction of flight, extend parallel to the longitudinal axis of the guided missile. To avoid variations in the direction of flight, provision is made for the angles by which the rudder elements of the two pairs are deviated from the zero position in the opposite direction to have the same magnitude, i.e. each rudder element of the two pairs is offset by the same angle.

En el presente documento, por plataforma portadora se entiende en particular una aeronave, como un avión o un dron. El lanzamiento del misil guiado puede producirse mediante la eyección desde un compartimento para armas de la plataforma portadora o mediante el desacoplamiento de un dispositivo de lanzamiento fijado a la plataforma portadora, como un carril de lanzamiento. Se supone que plataforma portadora y el misil guiado se mueven en la misma dirección de vuelo inmediatamente después de su lanzamiento desde la plataforma portadora.In this document, by carrier platform is meant in particular an aircraft, such as a plane or a drone. Launch of the guided missile can occur by ejection from a carrier platform weapons bay or by uncoupling from a launch device attached to the carrier platform, such as a launch rail. The carrier platform and the guided missile are assumed to move in the same direction of flight immediately after launch from the carrier platform.

El dispositivo de regulación del vuelo está configurado de tal modo que los elementos de timón de los dos pares puedan controlarse de tal modo que sea posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado, con lo que es posible dirigir el misil guiado a lo largo de una trayectoria deseada, en particular hasta un objetivo. Para ello puede recurrirse a datos de una memoria de datos del dispositivo de regulación del vuelo, que contiene información con respecto a una misión deseada del misil guiado. También es posible una recepción de datos externos como desde la o una plataforma portadora a través de un dispositivo de recepción correspondiente, por ejemplo una antena prevista en el misil guiado y una electrónica correspondiente. Sin embargo, de manera conveniente el misil guiado está dotado de un dispositivo de rastreo por radar o un dispositivo de rastreo óptico, generándose a partir de la información registrada a través de un sistema de sensores datos o señales para el dispositivo de regulación del vuelo.The flight control device is configured in such a way that the rudder elements of the two pairs can be controlled in such a way that a roll, pitch and yaw movement of the guided missile is possible, whereby it is possible to steer the guided missile at along a desired path, in particular to a target. For this purpose, use can be made of data from a data memory of the flight control device, which contains information regarding a desired mission of the guided missile. External data reception is also possible, such as from the or a carrier platform via a corresponding receiving device, for example an antenna provided on the guided missile and corresponding electronics. However, the guided missile is expediently provided with a radar tracking device or an optical tracking device, data or signals for the flight control device being generated from the information recorded by a sensor system.

En una forma de realización de la invención está previsto que como tarde tras un periodo de tiempo de un segundo, en particular como tarde tras un periodo de tiempo de medio segundo, de manera particularmente preferida como tarde tras un periodo de tiempo de 250 milisegundos, el dispositivo de regulación del vuelo finalice con el control de la orientación de los dos pares de elementos de timón según la etapa de procedimiento a) y continúe con el control según la etapa de procedimiento b). Para ello, en una forma de realización, el misil guiado está dotado de un temporizador que está conectado al dispositivo de regulación del vuelo mediante circuito. El temporizador está configurado para detectar un lanzamiento del misil guiado desde la plataforma portadora y para retransmitir una señal después de que transcurra un periodo de tiempo específico después de detectar el lanzamiento al dispositivo de regulación del vuelo, que libera el control según la etapa de procedimiento b). En caso de que la plataforma portadora sea por ejemplo un avión de combate, en el que el misil guiado en una fase de transporte está dispuesto por debajo de una superficie portadora del avión de combate, puede partirse del hecho de que después de transcurrir un periodo de tiempo de como máximo 250 milisegundos después del lanzamiento el misil guiado, a una distancia de 10 m, medida desde la superficie portadora, y con respecto a la dirección de vuelo de la plataforma portadora, se encuentra por detrás del avión de combate y así haya abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora. In one embodiment of the invention, it is provided that at the latest after a time period of one second, in particular at the latest after a time period of half a second, particularly preferably at the latest after a time period of 250 milliseconds, the flight control device ends with the control of the orientation of the two pairs of rudder elements according to method step a) and continues with the control according to method step b). To do this, in one embodiment, the guided missile is provided with a timer that is connected to the flight regulation device by means of a circuit. The timer is configured to detect a launch of the guided missile from the carrier platform and to retransmit a signal after a specified period of time elapses after detecting the launch to the flight regulation device, which releases the control according to method step b). If the carrier platform is, for example, a fighter aircraft, in which the guided missile is arranged in a transport phase below a carrier surface of the fighter aircraft, it can be assumed that after a period of time of at most 250 milliseconds after launch the guided missile, at a distance of 10 m, measured from the carrier surface, and with respect to the direction of flight of the carrier platform, is behind the fighter aircraft and so has left the flow field prevailing below the carrier platform.

La invención se refiere además a un misil guiado con dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón de cada par con respecto al eje longitudinal del misil guiado enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje del misil guiado, y con un dispositivo de regulación del vuelo para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón, que está configurado para la realización de una o varias de las etapas de procedimiento mencionadas anteriormente.The invention further relates to a guided missile with two pairs of rudder elements for generating roll, pitch and yaw moments, the rudder elements of each pair being arranged with respect to the longitudinal axis of the guided missile facing each other on the circumference of the fuselage of the guided missile, and with a flight regulation device for controlling the orientation of the two pairs of rudder elements, which is configured to carry out one or more of the aforementioned method steps.

El procedimiento según la invención es particularmente adecuado para misiles guiados con dos pares de elementos de timón, distribuidos en forma de “X” o en forma de “+” por la circunferencia del fuselaje del misil guiado y, en particular, están dispuestos en la zona trasera del misil guiado. Los elementos de timón de los dos pares están dispuestos preferiblemente a la misma altura axial con respecto al eje longitudinal del misil guiado en el fuselaje. En la forma de “+”, al contrario que la forma de “X”, los cuatro elementos de timón de los dos pares están distribuidos uniformemente por la circunferencia, por tanto, cada eje radial, con respecto al cual puede pivotar un elemento de timón, encierra con cada uno de los dos ejes radiales adyacentes en cada caso el mismo intervalo angular de 90°. En el caso de una forma de “X”, un eje radial encierra con los dos ejes radiales adyacentes al mismo en cada caso un intervalo angular diferente, encerrando cada eje radial de los cuatro elementos de timón siempre los mismos intervalos angulares diferentes con sus ejes radiales adyacentes en cada caso. En un misil guiado de este tipo, de manera específica puede provocarse un “modo de apriete” de lo contrario no deseado mediante la desviación en sentido opuesto de los elementos de timón para generar un efecto de frenado después del lanzamiento desde una plataforma portadora. En comparación con un misil guiado con sólo un par de elementos de timón, mediante la desviación en sentido opuesto puede alcanzarse un mayor efecto de frenado porque, en este caso, cuatro, en lugar de sólo dos, superficies que influyen en la dirección de vuelo contribuyen a un aumento de la resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado en el campo de flujo de la plataforma portadora. El “modo de apriete” no deseado en sí mismo mientras se dirige un misil guiado hacia un objetivo, que debido a la generación de fuerzas opuestas afecta a la posibilidad de maniobra o guiado de un misil guiado, se utiliza conscientemente en la fase de lanzamiento, es decir, en el periodo de tiempo, en el que el misil guiado está expuesto al campo de flujo por debajo de la plataforma portadora, para evitar maniobras no deseadas que pudieran guiar el misil guiado hacia la plataforma portadora, y para sacar rápidamente el misil guiado del campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora en vuelo.The method according to the invention is particularly suitable for guided missiles with two pairs of rudder elements, distributed in an "X" shape or in a "+" shape around the circumference of the fuselage of the guided missile and, in particular, are arranged on the rear area of the guided missile. The rudder elements of the two pairs are preferably arranged at the same axial height with respect to the longitudinal axis of the guided missile in the fuselage. In the “+” shape, unlike the “X” shape, the four rudder elements of the two pairs are evenly distributed around the circumference, thus each radial axis, about which a rudder element can pivot rudder, encloses with each of the two adjacent radial axes in each case the same angular interval of 90°. In the case of an "X" shape, a radial axis encloses with the two radial axes adjacent to it in each case a different angular interval, each radial axis of the four rudder elements always enclosing the same different angular intervals with their axes. adjacent radials in each case. In such a guided missile, specifically, an otherwise undesirable "squeeze mode" may be caused by deflection of the rudder elements in the opposite direction to generate a braking effect after launch from a carrier platform. Compared to a guided missile with only one pair of rudder elements, a higher braking effect can be achieved by deflecting in the opposite direction, because in this case four, instead of just two, surfaces influence the direction of flight they contribute to an increase in flow resistance, which the guided missile experiences in the flow field of the carrier platform. The undesired “squeeze mode” in itself while steering a guided missile towards a target, which due to the generation of opposing forces affects the maneuverability or guidance of a guided missile, is consciously used in the launch phase , that is, in the period of time, in which the guided missile is exposed to the flow field below the carrier platform, to avoid unwanted maneuvers that could guide the guided missile towards the carrier platform, and to quickly remove the guided missile from the prevailing flow field below the carrier platform in flight.

Además, el procedimiento según la invención puede utilizarse preferiblemente para misiles guiados, que presentan un ala dispuesta en el lado superior de su fuselaje y en particular en el centro con respecto a la longitud total del fuselaje. A este respecto, el lado superior de un fuselaje puede considerarse aquel lado en el que el ala se sitúa arriba en una dirección de vuelo horizontal del misil guiado. Con respecto al eje longitudinal del fuselaje, el ala se extiende con simetría lateral más allá del fuselaje. Un ala de este tipo, cuyo eje longitudinal se extiende al menos durante una fase de vuelo del misil guiado hacia un objetivo transversalmente, es decir, en perpendicular al eje longitudinal del misil guiado, confiere al misil guiado elevadas fuerzas de sustentación, con lo que puede aumentarse el alcance máximo o la distancia de vuelo máxima. Sin embargo, este tipo de ala tiene el inconveniente de que directamente tras el lanzamiento del misil guiado puede hacer que el misil guiado, prácticamente de manera pasiva, se empuje hacia la plataforma portadora y por tanto se dañe. Por medio del procedimiento según la invención, mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón y el efecto de frenado generado de este modo puede hacerse que el misil guiado no se encuentre tanto tiempo en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora y así puede reducirse el periodo de tiempo para posibles colisiones o el riesgo de colisión.Furthermore, the method according to the invention can preferably be used for guided missiles, which have a wing arranged on the upper side of their fuselage and in particular in the center with respect to the total length of the fuselage. In this connection, the upper side of a fuselage can be considered as that side where the wing is located above in a horizontal flight direction of the guided missile. With respect to the longitudinal axis of the fuselage, the wing extends laterally symmetrically beyond the fuselage. Such a wing, the longitudinal axis of which extends at least during one flight phase of the guided missile towards a target transversely, i.e. perpendicular to the longitudinal axis of the guided missile, imparts high lift forces to the guided missile, whereby The maximum range or the maximum flight distance can be increased. However, this type of wing has the drawback that directly after the launch of the guided missile it can cause the guided missile, practically passively, to be pushed towards the carrier platform and thus to be damaged. By means of the method according to the invention, by deflecting the two pairs of rudder elements in opposite directions and the resulting braking effect, it can be ensured that the guided missile does not spend as much time in the flow field below the carrier platform and thus the period of time for possible collisions or the risk of collision can be reduced.

En el caso de misiles guiado, en los que el ala puede pivotar entre una posición, en la que se extiende a lo largo del eje longitudinal del fuselaje, y una posición, en la que se extiende transversalmente al eje longitudinal del fuselaje, puede estar previsto que el dispositivo de regulación del vuelo esté configurado de tal modo que sólo después de detectar que abandona el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora se produzca un pivotado del ala de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. De este modo durante una fase de lanzamiento, es decir, el periodo de tiempo, en el que el misil guiado todavía se encuentra en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora, pueden evitarse las fuerzas de sustentación producidas por el ala, con un efecto negativo con respecto a posibles colisiones con la plataforma portadora. Dicho de otro modo: en su “posición longitudinal” el ala, con respecto a su “posición transversal” no presenta ninguna envergadura, es decir, no sobresale lateralmente del fuselaje, o sólo presenta una envergadura reducida, es decir, sobresale lateralmente del fuselaje, aunque no tanto como en comparación con su “posición transversal”. En caso de que el misil guiado esté dotado de un temporizador como el descrito anteriormente, puede estar previsto que el dispositivo de regulación del vuelo esté configurado para, tras la recepción de la señal retransmitida por el temporizador, además del control de los elementos de timón según la etapa de procedimiento b), provocar el pivotado del ala de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. Para ello, el dispositivo de regulación del vuelo puede estar conectado de manera operativa, por ejemplo mediante circuito, a un accionamiento pivotante del ala. In the case of guided missiles, in which the wing can pivot between a position, in which it extends along the longitudinal axis of the fuselage, and a position, in which it extends transversely to the longitudinal axis of the fuselage, it can be provided that the flight adjustment device is configured in such a way that only after detecting that it leaves the flow field prevailing below the carrier platform, the wing pivots from its "longitudinal position" to its "transversal position". . In this way during a launch phase, i.e. the period of time, in which the guided missile is still in the flow field below the carrier platform, the lift forces produced by the wing can be avoided, with a negative effect with respect to possible collisions with the carrier platform. In other words: in its "longitudinal position" the wing, with respect to its "transverse position" does not have any span, that is, it does not protrude laterally from the fuselage, or it only has a reduced span, that is, it protrudes laterally from the fuselage , although not as much as compared to its "transverse position". In the event that the guided missile is equipped with a timer as described above, provision may be made for the flight regulation device to be configured to, after receiving the signal retransmitted by the timer, in addition to controlling the rudder elements according to method step b), causing the wing to pivot from its "longitudinal position" to its "transverse position". For this, the flight control device can be operatively connected, for example by means of a circuit, to a pivoting drive of the wing.

Además, el procedimiento según la invención puede utilizarse de manera particularmente práctica con misiles guiados con un peso de menos de 50 kg, en particular de menos de 30 kg. En particular los misiles ligeros, también denominados misiles ultraligeros, se benefician del aumento de la resistencia al flujo mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón, porque de este modo puede compensarse al menos en parte la desventaja del menor peso con respecto a misiles con un mayor peso en cuanto al periodo de tiempo para la salida del campo de flujo de la plataforma portadora.Furthermore, the method according to the invention can be used in a particularly practical way with guided missiles weighing less than 50 kg, in particular less than 30 kg. In particular, light missiles, also called ultralight missiles, benefit from the increased flow resistance by deflecting the two pairs of rudder elements in opposite directions, because the disadvantage of lower weight can thus be at least partially compensated. with respect to missiles with a greater weight in terms of the time period for exit from the flow field of the carrier platform.

El uso del procedimiento según la invención también es adecuado para misiles guiados con una longitud de menos de 1,5 m. Precisamente en el caso de misiles guiados pequeños y así a menudo también ligeros, o misiles guiados con un volumen relativamente grande con un peso relativamente pequeño y una densidad reducida, un campo de flujo que prevalece por debajo de una plataforma portadora tiene un mayor efecto con respecto a una desviación involuntaria en comparación con los misiles grandes y pesados. Este efecto desventajoso puede reducirse al menos mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón.The use of the method according to the invention is also suitable for guided missiles with a length of less than 1.5 m. Precisely in the case of small and thus often also light guided missiles, or guided missiles with a relatively large volume with a relatively low weight and low density, a prevailing flux field below a carrier platform has a greater effect with regarding inadvertent drift compared to large and heavy missiles. This disadvantageous effect can be reduced at least by deflecting the two pairs of rudder elements in opposite directions.

Preferiblemente el procedimiento según la invención también es adecuado para misiles guiados sin propulsión que debido a la falta de propulsión requieren de un periodo de tiempo más largo para, tras un lanzamiento, salir del campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora.Preferably, the method according to the invention is also suitable for unpowered guided missiles which, due to lack of power, require a longer period of time to exit the flow field prevailing below the carrier platform after a launch.

El dispositivo de regulación del vuelo del misil guiado puede presentar un dispositivo de control, estando configurado el dispositivo de control preferiblemente como dispositivo de procesamiento de datos analógico y/o digital. Por ejemplo el dispositivo de control está configurado como microcontrolador, FPGA, DSP, etc. El dispositivo de control está configurado en particular mediante programas y/o mediante circuitos, para ajustar los elementos de timón. El ajuste puede entenderse como control, en particular como regulación.The flight control device of the guided missile can have a control device, the control device preferably being designed as an analog and/or digital data processing device. For example the control device is configured as a microcontroller, FPGA, DSP, etc. The control device is configured in particular by programs and/or by circuits, to adjust the rudder elements. Adjustment can be understood as control, in particular as regulation.

El dispositivo de control está configurado en particular según la tecnología de datos para, en un primer estado operativo, ajustar los elementos de timón de tal modo que el misil guiado esté controlado en una dirección de vuelo, en particular en una dirección de vuelo teórica, presentando o experimentando el misil guiado una resistencia al flujo de vuelo.The control device is configured in particular according to data technology in order, in a first operating state, to adjust the rudder elements in such a way that the guided missile is controlled in a direction of flight, in particular in a theoretical direction of flight, the guided missile presenting or experiencing a resistance to the flow of flight.

El dispositivo de control está configurado en particular según la tecnología de datos para, en un segundo estado operativo, ajustar los elementos de timón de tal modo que el misil guiado esté controlado en la misma dirección de vuelo, en particular en la misma dirección de vuelo teórica y, a este respecto, presente una resistencia al flujo de frenado o la experimente.The control device is configured in particular according to data technology in order, in a second operating state, to adjust the rudder elements in such a way that the guided missile is controlled in the same direction of flight, in particular in the same direction of flight theoretical and, in this respect, presents a resistance to braking flow or experiences it.

Está previsto que, en particular suponiendo la misma velocidad de vuelo, la resistencia al flujo de frenado sea mayor que la resistencia al flujo de vuelo. Así, la diferencia entre el primer y el segundo estado operativo radica en que, aunque los elementos de timón se ajustan para que el cambio sea direccionalmente neutro, la resistencia al flujo experimentada por el misil guiado es diferente, siendo la resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado en el segundo estado operativo mayor que la resistencia al flujo como resistencia al flujo de vuelo en el primer estado operativo. La resistencia al flujo se refiere en particular en cada caso a la misma velocidad de vuelo.It is envisaged that, in particular assuming the same flight speed, the braking flow resistance will be greater than the flight flow resistance. Thus, the difference between the first and second operational states is that, although the rudder elements are adjusted so that the change is directionally neutral, the flow resistance experienced by the guided missile is different, with flow resistance being resistance to the braking flow in the second operating state greater than the flow resistance as the flight flow resistance in the first operating state. The flow resistance refers in particular in each case to the same flight speed.

Se propone que el primer estado operativo esté configurado como estado operativo de vuelo y que el segundo estado operativo esté configurado como estado operativo de lanzamiento. El estado operativo de lanzamiento se activa en particular mediante programas y/o datos. El estado operativo de lanzamiento está presente cuando el misil guiado se encuentra en una fase de lanzamiento, en particular, cuando el misil guiado se encuentra en el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora. El estado operativo de vuelo después de la fase de lanzamiento del misil guiado, en particular, cuando ha abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora, está presente en una fase de vuelo.It is proposed that the first operating state is configured as a flight operating state and the second operating state is configured as a launch operating state. The launch operating state is activated in particular by programs and/or data. The launch operational state is present when the guided missile is in a launch phase, in particular when the guided missile is in the prevailing flow field below the carrier platform. The operational state of flight after the launch phase of the guided missile, in particular, when it has left the flow field prevailing below the carrier platform, is present in a flight phase.

A este respecto se considera que mediante el segundo estado operativo se estabiliza el misil guiado al salir/lanzarse desde la plataforma portadora y que así se mejora el comportamiento de separación de la plataforma portadora. Una salida segura del misil guiado se favorece al menos o sólo es posible mediante el frenado del misil guiado mediante el aumento de la resistencia al flujo en el estado operativo de lanzamiento en comparación con el estado operativo de vuelo. El estado operativo de lanzamiento funciona de manera similar a un paracaídas de frenado, por así decirlo, el avión pasa por delante del misil guiado. Así, el misil guiado puede abandonar rápidamente el campo de flujo del avión. Así, en particular, los misiles guiados pequeños con un volumen relativamente grande y un peso relativamente pequeño y una densidad reducida pueden frenarse fuera del campo cercano del avión y de este modo evitan una colisión con el avión.In this connection, it is considered that the second operating state stabilizes the guided missile when leaving/launching from the carrier platform and thus improves the separation behavior of the carrier platform. A safe exit of the guided missile is at least promoted or only possible by braking the guided missile by increasing the flow resistance in the launch operating state compared to the flight operating state. The launch operational state works similarly to a braking parachute, so to speak, the aircraft passes in front of the guided missile. Thus, the guided missile can quickly leave the flow field of the aircraft. Thus, in particular, small guided missiles with a relatively large volume and a relatively small weight and low density can be slowed down outside the near field of the aircraft and thus avoid a collision with the aircraft.

Preferiblemente la dirección de vuelo está configurada como dirección de vuelo neutra y/o como dirección de vuelo rectilínea. En particular mediante los dos pares de elementos de timón, un momento de cabeceo total y un momento de guiñada total del misil guiado se ponen a cero al menos en el estado operativo de lanzamiento.The flight direction is preferably configured as a neutral flight direction and/or as a straight flight direction. In particular, by means of the two pairs of rudder elements, a total pitching moment and a total yaw moment of the guided missile are set to zero at least in the launch operating state.

El misil guiado presenta un primer par de elementos de timón. Preferiblemente los elementos de timón del primer par están dispuestos enfrentados entre sí en la circunferencia del misil guiado. Está previsto que en el estado operativo de lanzamiento los elementos de timón del primer par estén colocados en sentido opuesto. De este modo se genera un primer momento de balanceo y al mismo tiempo una mayor resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado. The guided missile has a first pair of rudder elements. Preferably the rudder members of the first pair are arranged to face each other on the circumference of the guided missile. It is planned that in the operational state of launch the rudder elements of the first pair are placed in opposite directions. This creates a first rolling moment and at the same time a higher flow resistance as braking flow resistance.

Además el misil guiado presenta un segundo par de elementos de timón. Los elementos de timón del segundo par están dispuestos enfrentados en la circunferencia del misil guiado. Preferiblemente los elementos de timón del primer y del segundo par están distribuidos regularmente en el sentido de rotación con respecto al misil guiado. Está previsto que en el estado operativo de lanzamiento los elementos de timón del segundo par estén colocados en sentido opuesto. De este modo se genera un segundo momento de balanceo y al mismo tiempo una mayor resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado. Preferiblemente el momento de balanceo total, formado a partir del primer momento de balanceo y del segundo momento de balanceo, es cero. Alternativa o adicionalmente, el primer y el segundo momento de balanceo son en sentido opuesto, de modo que no se genera ningún momento de balanceo aerodinámico. Como alternativa adicional en el estado operativo de lanzamiento el momento de balanceo total puede ser diferente de cero.In addition, the guided missile has a second pair of rudder elements. The rudder elements of the second pair are arranged opposite each other on the circumference of the guided missile. Preferably the rudder elements of the first and second pair are regularly distributed in the direction of rotation with respect to the guided missile. It is provided that in the launch operating state the rudder elements of the second pair are positioned in opposite directions. This creates a second rolling moment and at the same time a higher flow resistance as braking flow resistance. Preferably the total rolling moment, formed from the first rolling moment and the second rolling moment, is zero. Alternatively or additionally, the first and second roll moments are in opposite directions, so that no aerodynamic roll moment is generated. As a further alternative in the launch operating state the total rolling moment may be different from zero.

En una configuración preferida el misil guiado presenta una carga explosiva de uso militar. Se prefiere particularmente que el misil guiado presente una masa de menos de 50 kg, preferiblemente menos de 40 kg y en particular menos de 30 kg. En particular se trata de un misil ligero.In a preferred configuration, the guided missile has an explosive charge for military use. It is particularly preferred that the guided missile has a mass of less than 50 kg, preferably less than 40 kg and in particular less than 30 kg. In particular it is a light missile.

En una configuración el misil guiado está configurado como misil sin propulsión. En particular el misil guiado está implementado como bomba planeadora. Sin embargo, también puede estar previsto que el misil guiado presente una propulsión.In one configuration the guided missile is configured as a non-propelled missile. In particular the guided missile is implemented as a glide bomb. However, provision can also be made for the guided missile to have a drive.

Otro objeto de la invención se refiere a una plataforma portadora, presentando la plataforma portadora al menos un misil guiado, como se describió anteriormente o según una de las reivindicaciones anteriores. En particular la plataforma portadora puede asumir un estado de lanzamiento, estando dispuesto el misil guiado directamente adyacente a la plataforma portadora y/o en su campo de flujo y asumiendo el estado operativo de lanzamiento. Another object of the invention relates to a carrier platform, the carrier platform having at least one guided missile, as described above or according to one of the preceding claims. In particular, the carrier platform can assume a launch state, with the guided missile being arranged directly adjacent to the carrier platform and/or in its flow field and assuming the operational launch state.

En una configuración del procedimiento los elementos de timón, en una fase de lanzamiento del misil guiado desde la plataforma portadora, pueden ponerse en un “modo de apriete”. El “modo de apriete” se caracteriza preferiblemente por que menos un aumento de la resistencia al flujo no se genera momentos de guiñada totales ni momentos de cabeceo totales aerodinámicos, es decir, el misil guiado asume o conserva la dirección de vuelo, en particular la dirección de vuelo rectilínea.In one configuration of the method the rudder elements, in a phase of launching the guided missile from the carrier platform, can be put into a "tightening mode". The "squeeze mode" is preferably characterized in that minus an increase in flow resistance no aerodynamic total yaw moments and total pitch moments are generated, i.e. the guided missile assumes or retains the direction of flight, in particular the direction of flight. straight flight direction.

En una alternativa o un perfeccionamiento del procedimiento, los elementos de timón se ajustan de tal modo que el misil guiado se controla en una dirección de vuelo rectilínea como dirección de vuelo y presenta una resistencia al flujo de frenado aumentada.In an alternative or further development of the method, the rudder elements are adjusted in such a way that the guided missile is controlled in a straight-line flight direction as the direction of flight and has an increased braking flow resistance.

En una alternativa o un perfeccionamiento adicional del procedimiento el misil guiado está configurado según una de las reivindicaciones anteriores o como se describió anteriormente, activándose el estado operativo de lanzamiento en la fase de lanzamiento y manteniéndose por ejemplo por un periodo de tiempo de 250 milisegundos. En particular el estado operativo de lanzamiento se activa como tarde durante el lanzamiento y permanece activado todo el tiempo al menos hasta que el misil guiado se encuentre detrás de la plataforma portadora.In an alternative or further refinement of the method, the guided missile is configured according to one of the preceding claims or as described above, the launch operating state being activated in the launch phase and maintained for a time period of 250 milliseconds, for example. In particular, the launch operating state is activated at the latest during launch and remains activated all the time at least until the guided missile is behind the carrier platform.

Se prefiere particularmente que la fase de lanzamiento esté presente cuando el misil guiado se encuentra en el campo de flujo de la plataforma portadora y/o cuando el misil guiado asume una distancia con respecto a la plataforma portadora de menos de 20 m, preferiblemente menos de 10 m.It is particularly preferred that the launch phase is present when the guided missile is in the flow field of the carrier platform and/or when the guided missile assumes a distance from the carrier platform of less than 20 m, preferably less than 10m

En una posible configuración el “modo de apriete” y/o el estado operativo de lanzamiento ya está ajustado cuando el misil guiado abandona la plataforma portadora. Alternativamente el misil guiado abandona primero la plataforma portadora y a continuación se ajusta el “modo de apriete” y/o el estado operativo de lanzamiento, cuando el misil guiado todavía se encuentra en la fase de lanzamiento.In one possible configuration the "squeeze mode" and/or the launch operational state is already set when the guided missile leaves the carrier platform. Alternatively the guided missile first leaves the carrier platform and then the "squeeze mode" and/or launch operational state is set, when the guided missile is still in the launch phase.

La descripción proporcionada hasta ahora de configuraciones ventajosas de la invención incluye numerosas características, algunas de las cuales se reproducen en varias de las reivindicaciones dependientes. Sin embargo, de manera conveniente las características también pueden considerarse individualmente y combinarse para formar otras combinaciones útiles, en particular al referirse a las reivindicaciones, de modo que una sola característica de una reivindicación dependiente puede combinarse con una sola, varias o todas las características de otra reivindicación dependiente. Además, cada una de estas características puede combinarse individualmente y en cualquier combinación adecuada tanto con el procedimiento según la invención como con el misil guiado según la invención. Por tanto, las características del procedimiento también deben considerarse como características del misil guiado correspondiente formulado objetivamente, y las características funcionales del misil guiado también deben considerarse como características del procedimiento correspondiente.The description provided so far of advantageous embodiments of the invention includes numerous features, some of which are reproduced in several of the dependent claims. However, features may conveniently also be considered individually and combined to form other useful combinations, in particular when referring to the claims, so that a single feature of a dependent claim may be combined with one, several or all of the features of another dependent claim. Furthermore, each of these features can be combined individually and in any suitable combination both with the method according to the invention and with the guided missile according to the invention. Therefore, the characteristics of the method must also be considered as characteristics of the corresponding objectively formulated guided missile, and the functional characteristics of the guided missile must also be considered as characteristics of the corresponding method.

Las propiedades, características y ventajas descritas anteriormente de la presente invención, y la forma en que se logran, se harán más claras y se entenderán más fácilmente en relación con la siguiente descripción de los ejemplos de realización, que se explicarán con más detalle en relación con los dibujos. Los ejemplos de realización sirven para explicar la invención y no limitan la invención a la combinación de características indicadas en los mismos, incluidas las características funcionales. Además, las características adecuadas de cualquier ejemplo de realización también pueden considerarse explícitamente de forma aislada para este fin, eliminarse de un ejemplo de realización, introducirse en otro ejemplo de realización para complementarlo, y/o combinarse con cualquiera de las reivindicaciones.The above described properties, characteristics and advantages of the present invention, and the manner in which they are achieved, will become clearer and more easily understood in connection with the following description of the exemplary embodiments, which will be explained in more detail in connection with with the drawings. The exemplary embodiments serve to explain the invention and do not limit the invention to the combination of features recited therein, including functional features. In addition, suitable features of any exemplary embodiment may also be explicitly considered in isolation for this purpose, deleted from one exemplary embodiment, introduced in another exemplary embodiment to supplement it, and/or combined with any of the claims.

Muestran:They show:

La figura 1, una representación muy esquemática de una plataforma portadora cuando se lanza un misil guiado como ejemplo de realización de la invención;FIG. 1 is a very schematic representation of a carrier platform when launching a guided missile as an embodiment of the invention;

Las figuras 2a, 2b, una representación muy esquemática, tridimensional de una zona parcial del misil guiado en un estado operativo de vuelo a modo de ejemplo y en un estado operativo de lanzamiento a modo de ejemplo;FIGS. 2a, 2b show a highly schematic, three-dimensional representation of a partial region of the guided missile in an exemplary flight operating state and in an exemplary launching operating state;

Las figuras 3a, 3b, una representación muy esquemática de una vista en planta de una zona parcial de un misil guiado a modo de ejemplo con un ala en el lado superior de su fuselaje durante una fase de lanzamiento y una fase de vuelo. FIGS. 3a, 3b are a highly schematic representation of a plan view of a partial region of an exemplary guided missile with a wing on the upper side of its fuselage during a launch phase and a flight phase.

La figura 1 muestra en una representación muy esquemática una plataforma portadora 1 en forma de avión con un misil guiado 2, estando representado el misil guiado 2 en tres fases diferentes, concretamente la fase de transporte TP, es decir, antes del lanzamiento, la fase de lanzamiento AP, en la que el misil guiado 2 se encuentra en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora 1, y la fase de vuelo FP, en la que el misil guiado 2 se guía hacia un objetivo.FIG. 1 shows in a very schematic representation a carrier platform 1 in the form of an aircraft with a guided missile 2, the guided missile 2 being represented in three different phases, namely the transport phase TP, i.e. before launch, the phase launch phase AP, in which the guided missile 2 is located in the flow field below the carrier platform 1, and the flight phase FP, in which the guided missile 2 is guided towards a target.

El misil guiado 2 está configurado como misil ligero y/o con una masa menor de 50 kg. El misil guiado 2 porta una carga explosiva, en particular una carga explosiva de uso militar para destruir objetivos militarse particularmente duros. El misil guiado 2 está configurado como misil pasivo y/o sin propulsión.The guided missile 2 is configured as a light missile and/or with a mass of less than 50 kg. The guided missile 2 carries an explosive charge, in particular an explosive charge for military use to destroy particularly hard military targets. Guided missile 2 is configured as a passive and/or non-propelled missile.

Mientras que el misil guiado 2 se encuentre dentro de o en la plataforma portadora, está en una fase de transporte TP o hay una fase de transporte. Por ejemplo el misil guiado 2 está dispuesto en una zona de carga y/o zona de munición, como un compartimento para armas, de la plataforma portadora 1. En la fase de transporte TP, el misil guiado 2 se lleva a la zona del objetivo por medio de la plataforma portadora 1.As long as the guided missile 2 is inside or on the carrier platform, it is in a transport phase TP or there is a transport phase. For example, the guided missile 2 is arranged in a cargo area and/or ammunition area, such as a weapons compartment, of the carrier platform 1. In the transport phase TP, the guided missile 2 is brought to the target area via carrier platform 1.

En la fase de lanzamiento AP el misil guiado 2 se lleva desde la plataforma portadora 1 al espacio de vuelo libre. Por ejemplo se lanza el misil guiado 2. Así, la fase de lanzamiento AP se extiende desde el lanzamiento del misil guiado 2 hasta el momento en el que el misil guiado 2 ha abandonado un campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1. Alternativa o adicionalmente la fase de lanzamiento AP se extiende hasta el momento en el que el misil guiado 2 se encuentra en la dirección de vuelo F detrás de la plataforma portadora 1 y/o en el que el misil guiado 2 ha asumido una distancia de al menos 10 m con respecto a la plataforma portadora 1. En la fase de lanzamiento AP existe el riesgo de que el misil guiado 2 se desvíe por el campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1 y en el peor de los casos se guíe (pasivamente) contra la plataforma portadora 1. Así, en la fase de lanzamiento AP debe garantizarse que no se produzca una colisión.In the launch phase AP the guided missile 2 is carried from the carrier platform 1 into free flight space. For example guided missile 2 is launched. Thus, the AP launch phase extends from the launch of guided missile 2 to the moment when guided missile 2 has left a flow field 7 prevailing below the carrier platform 1. Alternatively or additionally the launch phase AP is extended until the moment when the guided missile 2 is in the direction of flight F behind the carrier platform 1 and/or when the guided missile 2 has assumed a distance of at least 10 m with respect to the carrier platform 1. In the launch phase AP there is a risk that the guided missile 2 will be diverted by the flow field 7 prevailing below the carrier platform 1 and in the worst of cases is guided (passively) against carrier platform 1. Thus, in the AP launch phase it must be ensured that a collision does not occur.

Tras finalizar la fase de lanzamiento y al inicio de la fase de vuelo FP siguiente el misil guiado 2 se encuentra detrás de la plataforma portadora 1 y/o está separado de la plataforma portadora 1 más de 10 m o más de 20 m, de modo que el misil guiado 2 vuele independientemente de la plataforma portadora 1 y/o en el espacio de vuelo libre, en particular que planee.After the end of the launch phase and at the start of the next FP flight phase, the guided missile 2 is behind the carrier platform 1 and/or is separated from the carrier platform 1 by more than 10 m or more than 20 m, so that the guided missile 2 flies independently of the carrier platform 1 and/or in free flight space, in particular hovers.

Las figuras 2a, 2b muestran una parte, en el presente documento la parte trasera, del misil guiado 2, concretamente en un posible estado operativo de vuelo (figura 2a), en el que el misil guiado 2 se guía en una trayectoria deseada hacia un objetivo, y en un estado operativo de lanzamiento (figura 2b).Figures 2a, 2b show a part, here the rear part, of the guided missile 2, namely in a possible operational flight state (figure 2a), in which the guided missile 2 is guided on a desired trajectory towards a target, and in a launch operational state (FIG. 2b).

El misil guiado 2 presenta una pluralidad de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, concretamente, dos pares de elementos de timón, concretamente 3a, 3b y 4a, 4b, que están dispuestos de manera controlable en un fuselaje 5 del misil guiado 2 en la parte trasera. El fuselaje 5 presenta una forma con simetría de rotación, en particular cilíndrica o en forma de cigarro. También es concebible que el fuselaje presente una sección transversal angular, por ejemplo en forma de rectángulo o más en general en forma de polígono.The guided missile 2 has a plurality of rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b, namely two pairs of rudder elements, namely 3a, 3b and 4a, 4b, which are controllably arranged in a fuselage 5 of the guided missile. 2 in the rear. The fuselage 5 has a rotationally symmetrical shape, in particular cylindrical or cigar-shaped. It is also conceivable that the fuselage has an angular cross-section, for example in the form of a rectangle or more generally in the form of a polygon.

Además el misil guiado 2 presenta un dispositivo de regulación del vuelo 6 para controlar la orientación de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b. El dispositivo de regulación del vuelo 6 está configurado de tal modo que los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b puedan controlarse de tal modo que sea posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado, con lo que el misil guiado puede dirigirse a lo largo de una trayectoria deseada, en particular hasta un objetivo. El dispositivo de regulación del vuelo 6 puede comprender un dispositivo de control configurado como dispositivo de procesamiento de datos digital o analógico, que puede implementar el control de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b a través de una regulación u otra estrategia de control. Furthermore, the guided missile 2 has a flight control device 6 for controlling the orientation of the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b. The flight control device 6 is configured in such a way that the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b can be controlled in such a way that a roll, pitch and yaw movement of the guided missile is possible, whereby the guided missile it can be directed along a desired path, in particular to a target. The flight regulation device 6 can comprise a control device configured as a digital or analog data processing device, which can implement the control of the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b through regulation or another control strategy. control.

Los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están dispuestos por pares, formando los elementos de timón 3a, 3b un primer par y los elementos de timón 4a, 4b un segundo par. Los elementos de timón 3a, 3b están dispuestos a la misma altura axial con respecto al eje longitudinal L del misil guiado 2 en el fuselaje 5 y están desplazados 180° entre sí en el sentido de rotación. Los elementos de timón 4a, 4b del segundo par están dispuestos a la misma altura axial que los elementos de timón 3a, 3b del primer par y desplazados entre sí también 180° en el sentido de rotación. En el sentido de rotación los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están dispuestos de tal modo que forman una forma de “X”. Para la generación de momentos de balanceo, cabeceo y guiñada los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b pueden pivotar al menos en parte en cada caso sobre un eje radial A con respecto al fuselaje 5 del misil guiado 2 por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6, con lo que puede influirse en la dirección de vuelo del misil guiado 2.The rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are arranged in pairs, the rudder elements 3a, 3b forming a first pair and the rudder elements 4a, 4b a second pair. The rudder elements 3a, 3b are arranged at the same axial height with respect to the longitudinal axis L of the guided missile 2 in the fuselage 5 and are offset by 180° relative to each other in the direction of rotation. The rudder elements 4a, 4b of the second pair are arranged at the same axial height as the rudder elements 3a, 3b of the first pair and also offset from each other by 180° in the direction of rotation. In the direction of rotation the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are arranged such that they form an "X" shape. For the generation of roll, pitch and yaw moments, the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b can pivot at least partially in each case about a radial axis A with respect to the fuselage 5 of the guided missile 2 by means of the mounting device. flight regulation 6, whereby the direction of flight of the guided missile 2 can be influenced.

En la fase de transporte TP el ajuste de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b no es relevante y así, en principio, puede elegirse libremente. En la fase de lanzamiento AP el misil guiado 2 se encuentra en un estado operativo de lanzamiento, como se representa a modo de ejemplo en la figura 2b. En la fase de vuelo FP el misil se encuentra en un estado operativo de vuelo, como se representa a modo de ejemplo en la figura 2a.In the transport phase TP the setting of the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b is not relevant and can thus be freely chosen in principle. In the launch phase AP, the guided missile 2 is in an operational launch state, as shown by way of example in FIG. 2b. In the flight phase FP, the missile is in an operational flight state, as shown by way of example in FIG. 2a.

En un posible estado operativo de vuelo, como se representa en la figura 2a, los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están orientados de tal modo que el misil guiado 2 se encuentra en una dirección de vuelo rectilínea como dirección de vuelo. A este respecto, los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b se colocan por el dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que se implementa una velocidad de vuelo máxima y/o una resistencia al flujo de vuelo mínima. En este caso, los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de los dos pares se encuentran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de los pares, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2. Para guiar el misil guiado 2, en particular en una trayectoria deseada, hacia un objetivo, los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b pueden controlarse por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que es posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado 2; esto se produce mediante el pivotado correspondiente de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b sobre su respectivo eje radial A. En el presente documento el misil guiado 2 está dotado de un dispositivo de rastreo, por ejemplo un dispositivo de rastreo por radar o un dispositivo de rastreo óptico, generándose a partir de su información registrada a través de un sistema de sensores datos o señales para el dispositivo de regulación del vuelo 6.In a possible flight operating state, as shown in FIG. 2a, the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are oriented such that the guided missile 2 is in a straight-line flight direction as the flight direction. In this connection, the rudder elements 3a, 3b and 4a, 4b are positioned by the flight control device 6 in such a way that a maximum flight speed and/or a minimum flight flow resistance is implemented. In this case, the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the two pairs are in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the pairs, which influence the direction of flight, extend parallel to the longitudinal axis L of the guided missile 2. In order to guide the guided missile 2, in particular on a desired trajectory, towards a target, the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b can be controlled by means of of the flight control device 6 in such a way that a roll, pitch and yaw movement of the guided missile 2 is possible; this occurs by corresponding pivoting of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b about their respective radial axis A. Herein the guided missile 2 is provided with a tracking device, for example a radar tracking device or an optical tracking device, generating data or signals from its registered information through a system of sensors for the flight regulation device 6.

En el estado operativo de lanzamiento, como se representa en la figura 2b, los dos pares de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b se encuentran en un “modo de apriete”. En el “modo de apriete” los respectivos elementos de timón 3a, 3b y/o 4a, 4b se ponen en una combinación direccionalmente neutra de las desviaciones de timón para el misil guiado 2. Las desviaciones de timón son en sentido opuesto de tal modo que no actúan fuerzas hacia fuera, a excepción de una resistencia, producida por la resistencia al flujo de frenado.In the launch operating state, as shown in Fig. 2b, the two pairs of rudder members 3a, 3b, 4a, 4b are in a "tightening mode". In the "tighten mode" the respective rudder elements 3a, 3b and/or 4a, 4b are put into a directionally neutral combination of the rudder offsets for the guided missile 2. The rudder offsets are in the opposite direction thereby that no forces act outwards, except for a resistance, produced by the resistance to the braking flow.

Una salida segura del misil guiado 2 se favorece al menos o sólo es posible mediante el frenado del misil guiado 2, que así puede abandonar rápidamente el campo de flujo 7 de la plataforma portadora 1. El “modo de apriete” actúa de manera similar a un paracaídas de frenado. Por así decirlo, la plataforma portadora 1 pasa por delante del misil guiado 2. Así, en particular, los misiles guiados 2 pequeños y ligeros con un peso reducido, aunque a este respecto fuerzas de sustentación relativamente grandes, como se describe en este caso, pueden frenarse fuera del campo cercano de la plataforma portadora 1 y de este modo evitan una colisión.A safe exit of the guided missile 2 is at least promoted or only possible by braking the guided missile 2, which can thus quickly leave the flow field 7 of the carrier platform 1. The "squeeze mode" acts similarly to a braking parachute. As it were, the carrier platform 1 passes in front of the guided missile 2. Thus, in particular, small and light guided missiles 2 with a low weight, although in this respect relatively large lifting forces, as described in this case, they can be braked outside the near field of the carrier platform 1 and thus avoid a collision.

En el presente documento los pares de los elementos de timón 3a, 3b o 4a, 4b se desvían en sentido opuesto antes o directamente tras el lanzamiento del misil guiado 2 desde la plataforma portadora 1, concretamente de tal modo que menos un aumento de la resistencia no se genere momentos aerodinámicos, es decir, el misil guiado 2 sigue volando en línea recta. O dicho de otro modo: con respecto a una posición cero de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2, como se muestra en la figura 2a, y en la que el misil guiado 2 no realiza ninguna maniobra de guiado, en el estado operativo de lanzamiento mostrado en la figura 2b las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, que influyen en la dirección de vuelo, han pivotado sobre sus ejes radiales de tal modo que las superficies que influyen en la dirección de vuelo ya no se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2, aunque no se produce ninguna maniobra de guiado ni ninguna variación en la dirección de vuelo del misil guiado 2.Herein the pairs of the rudder elements 3a, 3b or 4a, 4b are deflected in the opposite direction before or directly after the launch of the guided missile 2 from the carrier platform 1, specifically in such a way that less an increase in drag no aerodynamic moments are generated, that is, guided missile 2 continues to fly in a straight line. Or put another way: with respect to a zero position of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b, in which the surfaces of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b, which influence the direction of flight , extend parallel to the longitudinal axis L of the guided missile 2, as shown in Figure 2a, and in which the guided missile 2 does not perform any guidance maneuver, in the launch operational state shown in Figure 2b the surfaces of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b, which influence the direction of flight, have pivoted about their radial axes in such a way that the surfaces influencing the direction of flight no longer extend parallel to the longitudinal axis L of the missile Guided Missile 2, although there is no guidance maneuver or variation in the direction of flight of Guided Missile 2.

En la figura 2b el elemento de timón 3a ha pivotado en sentido antihorario sobre su eje radial A y el elemento de timón 3b ha pivotado en el sentido horario sobre su eje radial A. El elemento de timón 4a ha pivotado en sentido antihorario sobre su eje radial A y el elemento de timón 4b ha pivotado en el sentido horario sobre su eje radial A. Para evitar variaciones en la dirección de vuelo está previsto que los ángulos, por los que están desviados los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b con respecto a la posición cero en sentido opuesto, tengan la misma magnitud.In figure 2b the rudder element 3a has pivoted counterclockwise about its radial axis A and the rudder element 3b has pivoted clockwise about its radial axis A. The rudder element 4a has pivoted counterclockwise about its axis radial axis A and the rudder element 4b has pivoted clockwise about its radial axis A. To avoid variations in the direction of flight it is provided that the angles by which the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b are offset with respect to the zero position in the opposite direction, have the same magnitude.

Puede estar previsto que el pivotado de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b en el estado operativo de lanzamiento con respecto a un estado operativo de vuelo y/o su posición cero se seleccione de tal modo que no se produzcan momentos de guiñada totales ni momentos de cabeceo totales adicionales, aunque sí diferentes momentos de balanceo totales. La fase de lanzamiento AP puede configurarse de manera particularmente segura cuando además no se generan momentos de balanceo totales, sino sólo se aumenta la resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado. It can be provided that the pivoting of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b in the launch operating state with respect to a flight operating state and/or their zero position is selected such that yaw moments do not occur. no additional total pitching moments, but different total rolling moments. The launch phase AP can be configured particularly safely if, in addition, no total rolling moments are generated, but only the flow resistance is increased as braking flow resistance.

En el ejemplo de realización mostrado en las figuras 3a y 3b se muestra una zona parcial central de un misil guiado 2 en una vista en planta muy esquemática. El misil guiado 2 está dotado de un ala 9 pivotante que está dispuesta en el lado superior del fuselaje 5 y en el centro con respecto a la longitud total del fuselaje 5. A este respecto, el ala 9 puede pivotar entre una posición, en la que se extiende a lo largo del eje longitudinal L del fuselaje 5 (figura 3a), y una posición, en la que se extiende transversalmente al eje longitudinal L del fuselaje 5 (figura 3b). Está previsto que los dos pares de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b dispuestos en la zona trasera del misil guiado 2 en forma de “X” ya antes de su lanzamiento desde la plataforma portadora 1 se hayan desviado en sentido opuesto de tal modo que la resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado 2 tras el lanzamiento en el campo de flujo de la plataforma portadora 1, se haya aumentado con respecto a una resistencia al flujo, que experimentaría el misil guiado 2, si los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b del par se encontraran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b del par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2. Tras abandonar el campo de flujo 7 de la plataforma portadora 1 se produce una desviación de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que el misil guiado 2 se desvía hacia un objetivo. Al abandonar el campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora, por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 el ala 9 se hace pivotar de su “posición longitudinal” (figura 3a) a su “posición transversal” (figura 3b), los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b se orientan mediante el dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que el misil guiado 2 se desvía hacia un objetivo. Para ello, el misil guiado 2 está dotado de un temporizador 8, como se muestra en las figuras 2a, 2b, que está conectado al dispositivo de regulación del vuelo 6 mediante circuito. El temporizador 8 está configurado para detectar el lanzamiento del misil guiado 2 desde la plataforma portadora 1 y para retransmitir al dispositivo de regulación del vuelo 6 una señal después de que transcurra un periodo de tiempo específico, en este caso 250 milisegundos, después de detectar el lanzamiento. Después de que transcurra el periodo de tiempo se considera que se ha abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1 y el dispositivo de regulación del vuelo 6 comienza con la recepción de la señal del temporizador 8 con el control de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de tal modo que el misil guiado 2 se guía en una trayectoria deseada hacia un objetivo. La señal hace que se finalice el estado operativo de lanzamiento por el dispositivo de regulación del vuelo 6 y se inicie el estado operativo de vuelo. Al mismo tiempo, el dispositivo de regulación del vuelo está configurado para, al recibir la señal del temporizador 8, hacer pivotar el ala 9 de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. Para ello, el dispositivo de regulación del vuelo 6 está unido de manera operativa con un accionamiento pivotante del ala 9.In the exemplary embodiment shown in FIGS. 3a and 3b, a central partial region of a guided missile 2 is shown in a highly schematic plan view. The guided missile 2 is provided with a pivoting wing 9 which is arranged on the upper side of the fuselage 5 and in the center with respect to the entire length of the fuselage 5. In this regard, the wing 9 can pivot between a position, in the which extends along the longitudinal axis L of the fuselage 5 (figure 3a), and a position, in which it extends transversely to the longitudinal axis L of the fuselage 5 (figure 3b). It is foreseen that the two pairs of rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b arranged in the rear area of the guided missile 2 in the form of "X" already before its launch from the carrier platform 1 have been deflected in the opposite direction in such a way. such that the flow resistance, which the guided missile 2 experiences after launch in the flow field of the carrier platform 1, has been increased with respect to a flow resistance, which the guided missile 2 would experience, if the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the pair will be in a zero position, in which the surfaces of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b of the pair, which influence the direction of flight, extend parallel to the longitudinal axis L of the guided missile 2. After leaving the flow field 7 of the carrier platform 1, the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b are deflected by the flight control device 6 in such a way that the guided missile 2 drifts towards a target. Leaving the flow field 7 prevailing below the carrier platform, by means of the flight regulation device 6 the wing 9 is pivoted from its "longitudinal position" (figure 3a) to its "transverse position" (figure 3b ), the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b are oriented by the flight control device in such a way that the guided missile 2 is diverted towards a target. For this, the guided missile 2 is provided with a timer 8, as shown in figures 2a, 2b, which is connected to the flight regulation device 6 by means of a circuit. The timer 8 is configured to detect the launch of the guided missile 2 from the carrier platform 1 and to retransmit to the flight regulation device 6 a signal after a specific period of time elapses, in this case 250 milliseconds, after detecting the launch. launch. After the time period has elapsed, it is considered that the flow field prevailing below the carrier platform 1 has been abandoned and the flight regulation device 6 starts with the reception of the signal from the timer 8 with the control of the rudder elements 3a, 3b, 4a, 4b such that the guided missile 2 is guided on a desired trajectory towards a target. The signal causes the launch operating state to be terminated by the flight regulation device 6 and the flight operating state to be started. At the same time, the flight regulation device is configured to, on receiving the signal from the timer 8, pivot the wing 9 from its "longitudinal position" to its "transverse position". For this, the flight control device 6 is operatively connected to a pivot drive of the wing 9.

Lista de símbolos de referenciaReference symbol list

1 plataforma portadora1 carrier platform

2 misil guiado2 guided missile

3a, 3b elementos de timón del primer par3a, 3b rudder elements of the first pair

4a, 4b elementos de timón del segundo par4a, 4b rudder elements of the second pair

5 fuselaje5 fuselage

6 dispositivo de regulación del vuelo6 flight regulation device

7 campo de flujo7 flow field

8 temporizador8 timer

9 ala9 wing

TP fase de transporteTP transport phase

AP fase de lanzamientoAP launch phase

FP fase de vueloFP phase of flight

L eje longitudinalL longitudinal axis

A eje radial to radial axis

Claims

1. Method for launching a guided missile (2) that can be guided with respect to a roll, pitch and yaw axis from a carrier platform (1), presenting the guided missile (2)

- two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) for generating roll, pitch and yaw moments, the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair being arranged with respect to the longitudinal axis ( L) of the guided missile (2) facing each other in the circumference of the fuselage (5) of the guided missile (2), and

- a flight regulation device (6) to control the orientation of the two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b),

which includes the procedural steps of

a) by means of the flight regulation device (6), deflect the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair in the opposite direction before launching from the carrier platform (1) or directly after launching from the carrier platform (1) with the entry of the guided missile into a flow field of the carrier platform (1) such that the flow resistance experienced by the guided missile (2) after launch in the flow field of the carrier platform (1), is increased with respect to a resistance to flow, which the guided missile (2) would experience if the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair were in a zero position, in in which the surfaces of the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of the pairs, which influence the direction of flight, extend parallel to the longitudinal axis of the guided missile (2), and b) after leaving the field of flow of the carrier platform (1), by means of the flight regulation device (6), diversion ar the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair in such a way that the guided missile (2) is guided towards a target.

Method according to claim 1, characterized in that the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair in method step a) are deflected in the opposite direction by means of the flight control device (6). in such a way that there is no variation in the direction of flight.

Method according to claim 1 or 2, characterized in that at the latest after a time period of one second, in particular at the latest after a time period of half a second, the flight control device (6) ends with the control of the orientation of the two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) according to method step a) and continues with the control according to method step b).

4. Guided missile (2) with

- two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) to generate roll, pitch and yaw moments, the rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b) of each pair being arranged with respect to the longitudinal axis of the guided missile (2) facing each other on the circumference of the fuselage (5) of the guided missile (2), and

- a flight regulation device (6) to control the orientation of the two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b), characterized in that the flight regulation device (6) is configured to carry out a procedure according to one or more of the preceding claims.

5. Guided missile (2) according to claim 4, characterized by two pairs of rudder elements (3a, 3b, 4a, 4b), which are arranged in the form of "X" or in the form of "+" on the circumference of the fuselage (5).

Guided missile (2) according to one of claims 4 or 5, characterized by a wing (9) arranged on the upper side of the fuselage (5) and in particular in the center with respect to the total length of the fuselage (5) .

Guided missile (2) according to claim 6, characterized in that the wing (9) can be pivoted between a position, in which it extends along the longitudinal axis (L) of the fuselage (5), and a position , in which it extends transversely to the longitudinal axis (L) of the fuselage (5).

Guided missile (2) according to one of claims 4 - 7, characterized by a weight of less than 50 kg.

Guided missile (2) according to one of claims 4 - 8, characterized by a length of less than 1.5 m.

Guided missile (2) according to one of Claims 4 - 9, characterized in that it is configured as a guided missile (2) without a drive.

Guided missile (2) according to one of claims 4 - 10, characterized by a timer, which is connected to the flight control device (6) via a circuit.

12. Guided missile (2) according to claim 11, characterized in that the timer is configured to detect a launch of the guided missile (2) from a carrier platform (1) and to retransmit a signal after a specific period of time has elapsed after detecting the launch to the flight regulation device (6), which releases the control according to the method step b).