Die Erfindung betrifft ein Aktivierungsverfahren gemäß dem Oberbegriff
des Patentanspruchs 1.The invention relates to an activation method according to the preamble
of claim 1.
Über einen Lenkdraht ferngelenkte, rückstoßgetriebene Flugkörper für den
Boden/Boden-Einsatz, z. B. zum Bekämpfen von gepanzerten Fahrzeugen,
werden gemäß der Zeitschrift "Soldat und Technik", 1973, Heft 12, S. 670
vom Start an vorzugsweise nach dem sog. Zieldeckungsverfahren gelenkt,
bei welchem während des Zielanfluges die optische Achse eines
Zielgerätes der Lenkanlage dauernd auf das Ziel ausgerichtet ist und mit
Hilfe einer Lichtquelle am Heck des Flugkörpers sein jeweiliger Ort bzw.
seine Abweichung von der gewünschten Flugbahn festgestellt wird, um den
Flugkörper durch Lenksignale in seiner Flugbahn zu korrigieren. Da der
Gefechtskopfzünder mittels einer im Flugkörper angeordneten
Abstandssensorik erst in einem bestimmten (vorgegebenen) Abstand vom
Bodenziel "Fahrzeug o. dgl." ausgelöst werden soll, stellt sich das
Problem, die Abstandssensorik gegen unbeabsichtigtes vorheriges
Ansprechen zu sichern. Beispielsweise müssen beim Flug in Bodennähe
Fehlaktivierungen des Gefechtskopfes durch natürliche oder künstliche
Reflektoren im Zielvorfeld (Bodenstruktur, Flugkörperschwingungen,
Detonationen, Strahlung u. dgl.) ausgeschlossen werden.Recoil-driven missiles for the
Floor / floor use, e.g. B. for fighting armored vehicles,
according to the magazine "Soldat und Technik", 1973, Issue 12, p. 670
from the start preferably guided by the so-called target coverage process,
in which the optical axis of a
Target device of the steering system is constantly aligned with the target and with
With the help of a light source at the rear of the missile, its respective location or
its deviation from the desired trajectory is determined by the
Correct missile by steering signals in its trajectory. Since the
Warhead detonator arranged in the missile
Distance sensors only at a certain (specified) distance from
Ground target "vehicle or the like" that should be triggered
Problem, the distance sensors against the unintended previous
Secure response. For example, when flying near the ground
Warhead false activation by natural or artificial
Reflectors in the apron (ground structure, missile vibrations,
Detonations, radiation and. Like.) are excluded.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, bei einem Verfahren der
eingangs genannten Art sicherzustellen, daß die Aktivierung des
Gefechtskopfzünders auf einen vorbestimmten Abstand des Flugkörpers vom
Bodenziel beschränkt ist.The invention is therefore based on the object in a method of
ensure that the activation of the
Warhead at a predetermined distance from the missile
Soil target is limited.
Diese Aufgabe ist für ein gattungsgemäßes Aktivierungsverfahren mit dem
kennzeichnenden Merkmal des Patentanspruchs 1 gelöst. Demnach wird der
Zeitpunkt der Aktivierung des Gefechtskopfzünders von der
(Boden-)Lenkanlage aus mittels eines Signals bestimmt, welches die
Wirkung der Abstandssensorik einschränkt. Diese gemäß Anspruch 2 in
einfacher Weise erreichbare Wirkungseinschränkung,
nach Anspruch 3 vorzugsweise über eine bestimmte Flugzeit (Sperrzeit),
kann erforderlichenfalls bis zu einer generellen Sperre der
Abstandssensorik gehen, um ggf. den Gefechtskopf erst durch den
Aufschlag am Bodenziel zu zünden. Folglich ist die Funktion der
Abstandssensorik je nach Situation vor dem Abschuß des Flugkörpers oder
auch während seines Fluges den vorgefundenen Gefahrenverhältnissen für
einen wirksamen Einsatz des Flugkörpers anpaßbar.This task is for a generic activation process with the
characterizing feature of claim 1 solved. Accordingly, the
Activation of the warhead from the
(Floor) steering system determined by means of a signal which the
The effect of the distance sensors is restricted. This according to claim 2 in
Impact limitation that can be achieved in a simple manner,
according to claim 3 preferably over a certain flight time (blocking time),
can if necessary up to a general lock of the
Distance sensors go to the warhead if necessary through the
Ignite impact at the ground target. Hence the function of
Distance sensors depending on the situation before the launch of the missile or
even during his flight the dangerous conditions found for
an effective use of the missile adaptable.
Nachfolgend werden die Erfindung und deren Ausgestaltungen anhand eines
Ausführungsbeispiels weiter erläutert. Dabei zeigt die Zeichnung in
Fig. 1 ein Blockschaltbild einer Anlage zur drahtgebundenen Lenkung
eines Flugkörpers auf ein Bodenziel und in
Fig. 2 den Flugkörper schematisch in Bezug auf elektrische
Signalverarbeitungsmittel.The invention and its refinements are explained in more detail below using an exemplary embodiment. The drawing in FIG. 1 shows a block diagram of a system for wire-guided guidance of a missile to a ground target, and in FIG. 2 the missile schematically with respect to electrical signal processing means.
Gemäß Fig. 1 soll von einer Abschußanlage 1 aus ein mit einem
Gefechtskopf versehener, rückstoßgetriebener Flugkörper 2 im
Boden/Boden-Einsatz über einen Lenkdraht 3 zu einem zu zerstörenden
Bodenziel 4 gelenkt werden. Dazu wird von einem Schützen ein
Infrarot-Goniometer 5 mit einem Visier 6 entsprechend der Visierlinie
6.1 auf das Bodenziel 4 ausgerichtet, um den Flugkörper 2 relativ zur
Visierlinie 6.1 zu orten. Aus dem jeweils vom Goniometer 5 vermessenen
Abstandswinkel zwischen der räumlichen Fluglage des Flugkörpers 2 und
der Visierlinie 6.1 wird mittels einer Ortungselektronik 7 die
entsprechende metrische Ablage (Abstand des Flugkörpers von der
Visierlinie) ermittelt und an einem Lenk-/Kommandorechner 8
weitergegeben. Dieser vermittelt entsprechende Korrektursignale
(Lenkbefehle), welche über einen Munitions-Verteilerkasten 9 der
Abschußanlage 1 und von dieser über den Lenkdraht 3 dem Flugkörper 2
bzw. dessen Bordelektronik 10 (Fig. 2) für die Steuerung seines
Strahlruders 11 zugeführt werden.
According to Fig. 1 / bottom tray is to be routed via a steering wire 3 to a target to be destroyed bottom 4 of a firing plant 1 from a provided with a warhead, rebound driven missile 2 in the soil. For this purpose, a shooter aligns an infrared goniometer 5 with a sight 6 in accordance with the sight line 6.1 on the ground target 4 in order to locate the missile 2 relative to the sight line 6.1 . From the distance angle measured by the goniometer 5 between the spatial flight position of the missile 2 and the sight line 6.1 , the corresponding metric offset (distance of the missile from the sight line) is determined by means of location electronics 7 and passed on to a steering / command computer 8 . This conveys corresponding correction signals (steering commands), which are supplied to the launching system 1 via an ammunition distribution box 9 and from there via the steering wire 3 to the missile 2 or its on-board electronics 10 ( FIG. 2) for controlling its jet vane 11 .
Zur Auslösung des Gefechtskopfes ist der Flugkörper 2 mit einer üblichen
optronischen Abstandssensorik 12 ausgerüstet, welche den Abstand des
Flugkörpers 2 vom Bodenziel 4 ermittelt und den Gefechtskopf bzw. dessen
Zünder 13 über eine Zündelektronik 14 erst bei einem vorbestimmten
Abstand aktivieren soll. Um dies sicherzustellen, ist die
Abstandssensorik 12 gegenüber dem Gefechtskopf-Zünder 13 bzw. der
Zündelelektronik 14 während des Zielanfluges des Flugkörpers 2 im
Zielvorfeld mittels eines Signals unwirksam geschaltet, welches über
eine nach Maßgabe einer (gemessenen oder geschätzten) Zielentfernung und
Fluggeschwindigkeit vorbestimmte Flugzeit (Sperrzeit) wirksam ist, also
in einem entsprechenden Entfernungsbereich vom Bodenziel 4. Zu diesem
Zweck ist bei der bodenseitigen Lenkanlage zwischen dem
Lenk-/Kommandorechner 8 und Munitions-Verteilerkasten 9 ein Koppelmodul
15 (sog. Adapterkasten) geschaltet, welchem entweder durch eine manuell
betätigbare Eingabeeinheit 16 oder über einen im Visier 6 des
Goniometers 5 integrierten Abstandssensor die Entfernung zum Bodenziel 4
eingegeben wird. Vom Koppelmodul 15 wird ein dieser Entfernung
entsprechendes Signal über den Informationsweg "Verteilerkasten 9
- Abschußanlage 1 - Lenkdraht 3" einem der Zündelektronik 14
vorgeschalteten Empfangs-, Speicher- und Signalverarbeitungsmodul 17
des Flugkörpers 2 vermittelt, welches ein entsprechendes Signal zum
Sperren der Zündelektronik 14 erzeugt, und zwar nach einer vorbestimmten
Weg-/Zeit-Funktion in Kenntnis des Flugverhaltens bzw. der vom Start an
pro Zeiteinheit zurückgelegten Flugstrecke des Flugkörpers 2. Durch
dieses Sperrsignal wird das Signal der Abstandssensorik 12 in der
Zündelektronik 14 unterdrückt, solange der vorbestimmte
Aktivierungs-Abstand des Flugkörpers 2 vom Bodenziel 4 nicht erreicht
ist.To trigger the warhead, the missile 2 is equipped with a customary optronic distance sensor 12 , which determines the distance of the missile 2 from the ground target 4 and is only intended to activate the warhead or its detonator 13 via an ignition electronics 14 at a predetermined distance. In order to ensure this, the distance sensor system 12 is deactivated with respect to the warhead detonator 13 or the firing electronics 14 during the target approach of the missile 2 in the apron by means of a signal which is based on a (measured or estimated) target distance and flight speed predetermined flight time ( Blocking time) is effective, i.e. in a corresponding distance from ground target 4 . For this purpose, a coupling module 15 (so-called adapter box) is connected in the bottom steering system between the steering / command computer 8 and ammunition distribution box 9 , which either by a manually operable input unit 16 or via a distance sensor integrated in the sight 6 of the goniometer 5 Distance to ground target 4 is entered. The coupling module 15 transmits a signal corresponding to this distance via the information path “junction box 9 - launch system 1 - steering wire 3 ” to a reception, storage and signal processing module 17 of the missile 2 connected upstream of the ignition electronics 14 , which module generates a corresponding signal for locking the ignition electronics 14 , namely according to a predetermined path / time function in knowledge of the flight behavior or the flight distance traveled by the missile 2 per unit of time from the start. This blocking signal suppresses the signal from the distance sensor system 12 in the ignition electronics 14 as long as the predetermined activation distance of the missile 2 from the ground target 4 has not been reached.