DE1936820C1 - Zielverfolgungsgerät für Luftfahrzeuge - Google Patents
Zielverfolgungsgerät für LuftfahrzeugeInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Zielverfolgungsgerät für Luftfahr
zeuge mit einem Trägheitsnavigations- und Feuersteuerungsradar
gerät und mit einem Koordinatenwandler, der auf das Radargerät
und den Eigenkurs zur Umwandlung der Radarpolarkoordinaten der
Zielposition in kartesische Koordinaten in demjenigen Koordina
tensystem anspricht, in dem der Navigator eigene Positionsdaten
erzeugt.
Das Zielen und Abfeuern von Geschoßen und Projektilen von einer
manövrierenden Waffenplattform für Bordzwecke, beispielsweise
von einem Militärflugzeug, bedingt eine Berechnung und einen
Vergleich der vorhergesagten Flugbahn des Zielobjektes und des
Geschoßes, damit die erforderlichen Steueränderungen bestimmt
werden, die an die Steuerung der Waffenplattform angelegt werden.
Eine derartige Feuersteuerungstechnik verwendet üblicherweise
die Sichtlinienentfernung zum Zielobjekt und die Richtungswin
kelkomponenten der Sichtlinienrichtung, wie sie durch ein Radar
system bestimmt werden. Bei einer derartigen Anwendung kann das
Radarsystem vorzugsweise ein Verfolgungssystem sein, bei dem die
Radarantennen-Einstellachse mittels eines Servosystems oder an
derweitig praktisch in Koinzidenz mit der Sichtlinie zum Ziel
objekt gehalten wird.
Die so durch das Radargerät ermittelte Zielpositionsinformation
wird in Polarkoordinaten der Antenne ausgedrückt, die relativ
zu der Plattform, auf der sie befestigt ist, rotiert, wobei
die Plattform selbst wiederum relativ zum Inertialraum rotieren
kann. Somit erfordert die Berechnung vorhergesagter, zukünftiger
Zielpositionen unter Anwendung von Ableitungen nach der Zeit oder
Verhältnisänderungsdaten die Differentiation einer Vektorgröße,
die in einem rotierenden Koordinatensystem gemessen wird. Eine
derartige Berechnung hat die Berechnung von Kreuzprodukten von
Winkelgeschwindigkeiten eingeschlossen. Auch verstärkt ein der
artiger Differentiationsvorgang den Störungsgehalt der Signale
(wie dies wohlbekannt ist), so daß eine Tiefpaßfilterung zur
Dämpfung derartiger Störungen erforderlich ist. Die Vorhersage
von Zielbeschleunigungen (gewöhnlich als Vorhersage zweiter
Ordnung bekannt) wurde bisher für die meisten Bordsysteme auf
grund der Störungsprobleme nicht angewandt.
Die bekannte Glättungstechnik bei der Abfeuersteuerungs-Vorher
sageberechnung unter Verwendung eines Verfolgungsradars bewirkte
eine Vektorfilterung mittels Meß-Wendekreiseln an der Radarenten
ne. Eine derartige Technik dient dem Glätten oder Ausgleichen
der Zielpositions- und Meßwendekreiseldaten, die durch das Radar
gerät erhalten werden. Da derartige Positions- und Meßwende
kreiseldaten die Auswirkung sowohl der eigenen Bewegung als auch
der Zielbewegung beinhalten, bringt ein derartiges Glätten oder
Ausgleichen ein Nachhängen der eigenen Daten mit sich. Mit an
deren Worten, das Radarverfolgungsfilter liegt in der Verfol
gungsschleife und führt so ein Filternachhinken in der Verfol
gungsschleife in Form von Feuersteuerungsfehlern ein und neigt
dazu, die Verfolgungsstabilität des Piloten zu verringern. Auch
trägt die Verwendung derartiger Meßwendekreisel infolge der
ihnen eigenen Schwellwerte und Nicht-Linearitäten der Arbeits
weise und infolge der Ausgangsgeräuschpegel derartiger Vorrich
tungen zu Winkelfehlern bei. Die tatsächliche Ausführung derartiger
Kreiselfilter mittels Vorrichtungen, die Instrumenten
servosysteme mit begrenzter Genauigkeit und begrenztem dyna
mischen Verhalten einschließen, bringt zusätzliches Geräusch
und zusätzliche Fehler mit sich. Derartige Geräuschpegel ver
hindern im allgemeinen die Anwendung einer Vorhersagetechnik
zweiter Ordnung und begrenzen somit die theoretisch erreich
baren Genauigkeiten.
Die zur Zeit verwendeten Verfolgungsradarvorrichtungen er
fordern ein hochdynamisches Verhalten, um die Manöver des
Flugkörpers zu stabilisieren, wodurch sie das Radargerät an
wendungsfähiger für ECM-Ausrüstung und -Technik machen.
Da die Geschwindigkeiten von Militärflugzeugen ständig ansteigen,
ist es erforderlich, die Waffen derartiger Flugzeuge bei wei
teren Entfernungen und reduzierten Reaktionszeiten abzufeuern.
Derartige weitere Entfernungen in Verbindung mit zulässigen
Entfernungsfehlern definieren somit die zulässigen Winkel
steuerungsfehler mit geringeren Größen. Derartige kleinere
zulässige Winkelsteuerungsfehler erfordern somit größere Ge
nauigkeiten als diejenigen, die mittels der bekannten Meßwen
dekreiseltechnik erreichbar sind und führen dazu, daß das zeit
liche Nacheilen der Daten der eigenen Bewegung (der Bewegung
des Flugzeuges) infolge der Verwendung des Radarvorhersagefil
ters in der Regelschleife für die Gesamtgeometrie untragbar wird.
Auch führt die Notwendigkeit erhöhter Genauigkeit dazu, daß anstelle
der mehr angenäherten Methoden der Abfeuersteuerungsberechnung
für Geschoße mit kurzer Entfernung auf manövrierende Ziele nun
die Verwendung von Vorhersagetechniken zweiter Ordnung treten
muß.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die vorstehend ge
nannten Nachteile der bekannten Geräte zu vermeiden und ausge
glichene Zieldaten für die Anwendung einer Vorhersage zweiter
Ordnung ohne Verwendung von Kreiselfiltern zu erzeugen.
Erfindungsgemäß wird dies dadurch erreicht, daß Datenverarbei
tungsvorrichtungen zur Zielpositionvorhersage vorgesehen sind,
die auf die Zielpositionsausgangssignale in kartesischen Koordi
naten des Koordinatenwandlers und auf Ausgangssignale der Eigen
geschwindigkeit in kartesischen Koordinaten des Navigators zur
Berechnung der geglätteten oder ausgeglichenen Zielgeschwindig
keitsdaten in kartesischen Koordinaten ansprechen.
Es zeigen:
Fig. 1 ein Diagramm der Geometrie eines beispielsweisen
Problem einer Feuersteuerung, das durch ein Bord
feuersteuerungssystem gelöst werden soll,
Fig. 2 ein Blockdiagramm eines Systems, in dem der Erfin
dungsgedanke verwirklicht wurde und das geeignet
ist, das Feuersteuerproblem der Fig. 1 zu lösen,
Fig. 3 eine schematische Anordnung in Form eines Block
diagramms eines der Ziel-Entfernungsänderungsrech
ner der Fig. 2,
Fig. 4 eine schematische Anordnung in Form eines Block
diagramms eines der Zielbeschleunigungsrechner der
Fig. 2,
Fig. 5 ein vereinfachtes Blockdiagramm, das die Anwendung
des Berechnungskonzepts zweiter Ordnung der Fig. 4
zur Steuerung der Entfernungsverfolgungseinheit eines
Verfolgungsradars veranschaulicht und
Fig. 6 ein Blockdiagramm eines bevorzugten Ausführungsbeispiels
der Erfindung, bei dem das Konzept sowohl zur Ent
fernungsverfolgungs- als auch zur Winkelverfolgungs
steuerung eines Verfolgungsradars und zur Waffen
systemvorhersage und -steuerung der Waffenplattform
verwendet wird, die ein derartiges Verfolgungsradar
gerät oder ein äquivalentes Gerät benützt.
In den Figuren geben gleiche Bezugszeichen gleiche Teile
wieder.
Es wird nun auf Fig. 1 Bezug genommen, die ein Diagramm der
Geometrie eines beispielsweisen Abfeuerungsteuerungsproblems
veranschaulicht, das durch ein Bordabfeuersteuerungssystem
gelöst werden soll.
Fig. 1 zeigt ein Vektordiagramm der Geometrie eines bei
spielsweisen Feuersteuerungsproblems, das mit Hilfe eines
Bordradarfeuersteuerungssystem gelöst werden soll, bei dem
die Richtung und die Entfernung zu dem Ziel durch den Vektor
R angezeigt wird. Die zukünftige Position eines von dem
waffentragenden Flugkörper (von dem das Ziel beobachtet
wird) abgefeuerten Geschosses zum vorhergesagten Geschoß-
Auftreffzeitpunkt ist gleich der Vektorsumme zweier Produkte:
Die Faktoren des ersten Produkts sind der Waffenflugkörper-
Geschwindigkeitsvektor VA und die Geschoßauftreffzeit T. Die
Faktoren des zweiten Produkts sind der relative Geschwindig
keitsvektor VO des Geschosses und die Geschoßflugzeit Tf.
Die zukünftige Position des Zieles bei einem derartigen Auf
treffen ist gleich der Vektorsumme der Zielentfernung R und
des Produkts des Zielgeschwindigkeitsvektors VT und dem Auf
treffzeitintervall T. Der senkrechte Abstand E von der Ge
schoßbahn zu der vorhergesagten Zielposition stellt den vor
hergesagten Fehlabstand dar. Das Verhältnis eines derartigen
Fehlabstandes zu der vorhergesagten Auftreffentfernung längs
der Richtung des Waffenplattform-Geschwindigkeitsvektors
zeigt einen Steuerungswinkelfehler an, der durch kompensie
rendes Ändern der Flugbahnrichtung der Waffenplattform korri
giert wird (d. h. durch Ändern der Richtung des Geschwindig
keitsvektors VA, um E auf Null zu reduzieren).
Die Parameter VO und Tf für ein gegebenes Geschoß oder eine
gegebene andere Waffe und die taktischen Angaben (wie Vor
haltungskollision, Zielverfolgung usw.) sind im allgemeinen
bekannt oder berechnet und in den Daten enthalten, die in
einem ballistischen Rechner für die Berechnung von Steuer
kontrollsignalen gespeichert oder in diesem erzeugt werden.
Der Parameter VT ist im allgemeinen nicht bekannt und muß
aus anderen gemessenen Daten, beispielsweise dem Geschwindig
keitsvektor VA des eigenen Flugzeugs und der Änderungsge
schwindigkeit des Zielentfernungsvektors R zur Verwendung
beider Vorhersagerechnung von VTT bestimmt werden. Eine der
artige Bestimmung kann genauer und wirkungsvoller dann ge
schehen, wenn alle derartigen Vektorgrößen in einem gemein
samen nichtrotierenden kartesischen Koordinatensystem, aufge
löst und mittels der in Fig. 2 gezeigten Anordnung verarbei
tet werden.
Es wird nun auf Fig. 2 Bezug genommen, die ein System ver
anschaulicht, das den Erfindungsgedanken verkörpert. Es ist
ein automatischer Trägheitsnavigator 10 vorgesehen, der auf
der Waffenplattform angebracht werden kann und der zur Be
stimmung des Waffenplattform-Geschwindigkeitsvektors VA in
Form der aufgelösten Komponenten desselben in einem kartesi
schen Koordinatensystem VAN dient, das über ein Zeitinter
vall des Angriffs auf ein Ziel praktisch nicht rotierend
ist. Ferner ist eine Entfernungsbestimmungsvorrichtung vorhanden,
beispielsweise ein Verfolgungsradargerät 11 oder ein ähnli
cher Sensor, der für die Feststellung des Abstands und der Rich
tung des Zieles (d. h. des Entfernungsvektors R) dient. In
anderen Worten die Zielpositionsdaten liegen in Polarkoordi
naten vor, wobei das Koordinatensystem der Antenne des Ver
folgungsradargeräts 11 verwendet wird. Das Antennensteuer
system des Verfolgungsradargerätes spricht auf Signale an,
die die Schlinger- und Drehbewegung der Waffenplattform ange
ben, die von einer Trägheitsplatform des Trägheitsnavigators
10 dargestellt wird und zwar zur räumlichen Stabilisierung
des Antennensystems gegen Schlinger- und Drehmanöver der Waf
fenplattform, so daß die Antenne nur in azimutaler Richtung
relativ zur Ausrichtung der Trägheitsplattform des Trägheitsnavigators
10 rotiert werden zu braucht.
Der Aufbau, die Anordnung und Wirkungsweise von Trägheits
navigatorsystemen ist in der Technik wohlbekannt und bei
spielsweise in folgenden USA-Patentschriften angegeben:
3 282 188 (N. F. Parker), 3 269 024 (J. J. Fischer und ande
re), 2 993 267 (J. M. Slater u. ä.). Deshalb ist der Naviga
tor 10 der Einfachheit halber nur in Blockform gezeigt.
Die berechneten Zielpositions-Ausgangswerte (R, ζ und η) des
Radargerätes 11 werden dem Polarkoordinatenkonverter 12 zu
geführt, der auch auf das Waffenflugkörperkurssignal ψ
zur Umsetzung in das kartesische Koordinatensystem (RN, RE
und RZ) anspricht, wie es von dem Trägheitsnavigator 10 ver
wendet wird. Eine derartige Umsetzung bedingt eine Multipli
kation der skalaren Entfernungsgröße R mit geeigneten Rich
tungskosinussen, wie dies bekannt ist, und wird gewöhnlich
durch digitale Berechnungstechnik nach Umsetzung der inte
ressierenden Parameter durchgeführt. Eine derartige Umwand
lung kann vereinfacht werden, wenn die Waffenplatform-Schlin
ger- und Drehbewegungsdaten (ϕ und θ) zusätzlich verwendet
werden.
Die Zielentfernungskomponenten (RN, RE und RZ), wie sie durch
den Koordinatenumsetzer 12 in Form kartesischer Koordinaten
abgegeben werden, werden zusammen mit in gleicher Weise auf
gelösten Komponenten der Waffenplattformgeschwindigkeit
(VAN, VAE und VAZ) von einem Vorhersagerechner 13 zur Be
rechnung der geglätteten oder ausgeglichenen Komponenten
der Zielträgheitsgeschwindigkeit (VTN, VTE und VTZ) verwen
det. Ein derartiges Gerät zur Berechnung jeder dieser aus
geglichenen Zielgeschwindigkeitskomponenten besteht aus glei
chen Integriervorrichtungen mit geschlossener Schleife, einer
Anordnung, von denen eine representativ näher in Fig. 3 ge
zeigt ist.
Die Fig. 3 veranschaulicht in Blockdiagrammform eine der
drei gleichen Integriervorrichtungen mit geschlossener
Schleife, die die Vorhersageberechnungsvorrichtungen 13
der Fig. 2 enthalten und auf die beobachtete Entfernung R
des Zieles ansprechen, das längs einer vorgewählten Achse
eines vorgewählten kartesischen Koordinatensystems aufge
löst ist, und ferner auf die Geschwindigkeit VA der Waffen
plattform ansprechen, die längs der gleichen vorgewählten
Achse des gleichen Koordinatensystems der aufgelösten Ziel
entfernung aufgelöst ist, um eine ausgeglichene Zielge
schwindigkeitskomponente VT abzugeben, die längs der glei
chen Achse wie die genannte aufgelöste Zielentfernung und
die aufgelöste Plattformgeschwindigkeit aufgelöst ist, und
zwar gemäß der folgenden Formel:
wobei t = Konstante für Nacheilzeit erster
Ordnung und
s = Laplace Operator.
s = Laplace Operator.
In einer derartigen Anordnung der Fig. 3 ist ein Signal
integrator 15 mit einem ersten Eingang 16 vorgesehen, der
auf eine Komponente VAN einer Beobachtergeschwindigkeit VA
aufgelöst längs der vorgewählten Koordinate N (des karte
sischen Koordinatensystems N, E, Z) anspricht und ferner
einen zweiten Eingang 17 besitzt. Ferner ist eine Signal
summiervorrichtung 18 vorgesehen, die ein Ausgangssignal
VTN abgibt, das die geglättete oder ausgeglichene und auf
gelöste Zielgeschwindigkeitskomponente anzeigt, wobei der
erste Eingang 19 der Signalsummiervorrichtung auf ein Signal
anspricht, das den Wert der beobachteten Entfernung R
des Zieles aufgelöst längs der N Koordinate angibt, und wo
bei der zweite Eingang 20 der Summiervorrichtung 18 an einen
Ausgang des Signalintegrators 15 angeschlossen ist. Der
Eingang 17 des Integrators 15 ist an den Ausgang der Summier
vorrichtung 18 angeschlossen, so daß der Integrator 15 und
die Summiervorrichtung 18 in Form einer negativen Rückkopp
lung zusammenwirken. Eine derartige negative Rückkopplungs
beziehung kann dadurch erzielt werden, daß man eine Signal
inverterstufe entweder innerhalb der Summiervorrichtung 18
oder in dem Integrator 15 vorsieht, wie dies allgemein be
kannt ist. Es muß jedoch darauf geachtet werden, daß das
Eingangssignal an dem ersten Eingang bei jedem dieser Ele
mente die richtige Richtung aufweist.
Die Beziehung des Ausgangswertes der Summiervorrichtung 18
zu den kombinierten Eingängen, wie sie an die Anordnung der
Fig. 3 angelegt werden, kann aus einer Untersuchung des Ver
haltens der geschlossenen Schleife an jedem dieser Eingänge
bestimmt werden:
Ist
Ist
VTN = VTN(RN) + VTN(VAN) (2)
was anzeigt, daß VTN gleich ist der Summe der aufgetrennten
Komponenten, davon als entsprechende Funktionen von VAN bzw.
RN. Betrachtet man die Funktion VTN(VAN):
Somit ist:
Dies ist die Darstellung eines einfachen Nacheilens erster
Ordnung, wobei die Zeitkonstante (t) hierfür umgekehrt pro
portional zu dem Integratorverstärkungsfaktor K ist.
Betrachtet man die Funktion VTN(RN):
So ist
Dies ist eine Differentiation (was durch das freie "s"
dividiert durch K angezeigt wird) verbunden mit einer ähnli
chen Nacheilung erster Ordnung, wie bei Gleichung (3). Demge
mäß wird der RN-Eingang auf den Faktor K in Fig. 3 bezogen:
Da die rechten Seiten der Gleichungen (4) und (7) gemeinsame
Nenner besitzen, können die Ausdrücke in Gleichung (2) einge
setzt werden:
wobei N = die zeitliche Ableitung der Änderung von
R durch N
t = Nacheilzeitkonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator
t = Nacheilzeitkonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator
Mit anderen Worten, die Anordnung nach Fig. 3 dient dazu,
einen in erster Ordnung gefilterten Ausdruck für die Zielge
schwindigkeitskomponente VTN zu erzeugen, wobei diese gefil
terte Komponente ferner definiert ist als die algebraische
Komponentensumme der aufgelösten Beobachtergeschwindigkeit
VTN und der Änderungsgeschwindigkeit der Entfernung N.
Die drei geglätteten oder kompensierten Komponenten (VTN,
VTE und VTZ) der Zielgeschwindigkeit VT, aufgelöst in dem
nichtrotierenden kartesischen Koordinatensystem (N, E, Z),
können dann einer weiteren Verarbeitung unterworfen werden,
beispielsweise einer Kalman-Filterung (falls erwünscht),
mittels der Filterverarbeitungsvorrichtung 14 in Fig. 2, wo
durch sich gefilterte Zielgeschwindigkeitskomponenten V'TN,
V'TE und V'TZ ergeben. Eine zusätzliche Verarbeitung kann
vorgesehen werden, um ausgeglichene oder geglättete Komponenten
der Zielbeschleunigung (aTN, aTE und aTZ) für die
Anwendung in einer Vorhersageberechnung zweiter Ordnung
der Zielposition an einem gewählten zukünftigen Waffenauf
treffpunkt zur Zeit T zu erzeugen. Eine derartige Verarbei
tung zum Erhalten der geglätteten Komponenten der Zielbe
schleunigung kann in der gleichen Weise durchgeführt wer
den, wie dies in Fig. 3 bei der Berechnung der geglätteten
Komponenten der Zielgeschwindigkeit durchgeführt wurde, wie
dies näher aus Fig. 4 hervorgeht.
In Fig. 4 ist in Blockdiagrammform eine Anordnung zur Be
rechnung einer beispielsweisen der geglätteten Komponenten
der Zielbeschleunigung (aTN), aufgelöst in dem interessieren
den nichtrotierenden kartesischen Koordinatensystem, gezeigt,
wobei die entsprechenden Komponenten der Entfernung (KRN) und
der Waffenplattformgeschwindigkeit (VAN) verwendet werden.
Eine Signalsummiervorrichtung 18 besitzt einen ersten Eingang
19, der auf das aufgelöste Entfernungssignal RN anspricht,
sowie einen zweiten Eingang 20, der an einen Ausgang einer
ersten Signalintegratorschaltung 15 mit einem Summiereingang
gekoppelt ist. Eine Klemme 16 des Summiereingangs spricht auf
die aufgelöste Waffenplattform-Geschwindigkeit VAN an. Ferner
ist ein zweiter Integrator 23 mit einem Eingang vorgesehen, der
mit dem Ausgang der Summiervorrichtung 18 verbunden ist. Der
Summiereingang des ersten Integrators 15 ist ferner mit dem Ein
gang und einem Ausgang des zweiten Integrators 23 verbunden.
Die Integratoren 15 und 23 sind derart angeordnet, daß sie mit
der Summiervorrichtung 18 in negativer Rückkopplung zusammen
arbeiten, um Ausgangssignale zweiter Ordnung zu erhalten, die
mathematisch in ähnlicher Weise abgeleitet werden können, wie
dies in Verbindung mit der Beschreibung des einfachen Integrators
der Fig. 3 für Signale erster Ordnung erklärt wurde. Der Eingang
zum ersten Integrator 15 von dem Eingang des zweiten Integrators
23 (Ausgang der Summiervorrichtung 18) dient als ein Dämpfungs
eingang, um einen Klingeleffekt zweiter Ordnung
zu vermeiden, wie dies nachstehend noch eingehender erläu
tert wird. Deshalb ist ein derartiger Eingang geeignet be
zogen (tD) durch eine Unter- oder Übersetzerstufe 22, um
den gewünschten Dämpfungsgrad zu erzielen.
Die Beziehung des Ausgangswertes der Summiervorrichtung 18
zu den kombinierten Eingängen, wie sie an die Anordnung der
Fig. 4 angelegt werden, ergibt sich aus einer Untersuchung
des Verhaltens der geschlossenen Schleife für jeden derarti
gen Eingang:
Es ist
Es ist
aTN = aTN(KRN) + aTN(VAN) (9)
was anzeigt, daß eine derartige Komponente der aufgelösten
Zielbeschleunigung (aTN) gleich ist der Summe der aufge
trennen Komponenten derselben als entsprechende Funktionen
von VAN bzw. RN. Betrachtet man die Funktion aTN(VAN):
Nach Umordnung ergibt sich:
Dieser letzte Ausdruck ist, wie erkenntlich, die Ableitung
der eigenen Geschwindigkeit (wie dies durch das freie "s"
angezeigt wird), gekoppelt mit einem Filterausdruck zweiter
Ordnung. Ein derartiger Filterausdruck zweiter Ordnung be
wirkt ein Glätten dort, wo K so gewählt ist, daß es dem
Quadrat einer interessierenden oberen Grenzfrequenz ent
spricht und wo der Ausdruck TD so gewählt ist, daß ein ge
wünschter Dämpfungsgrad eines derartigen Ausdrucks zweiter
Ordnung erzielt wird, wie das in der Filtertechnik bekannt
ist.
Betrachtet man die zweite Funktion aTN(RN) der Gleichung
(9) so ergibt sich:
Nach Umordnung erhält man:
Werden die Gleichungen (12) und (15) in die Gleichung (9)
eingesetzt, so ergibt sich:
Wo die Verarbeitung der Beschleunigungskomponenten gemäß
Gleichung (16) durch Filterverarbeitungsvorrichtungen 14
der Fig. 2 durchgeführt werden, enthalten die Eingänge zu
einer derartigen Vorrichtung notwendigerweise RN, RE und RZ
(Ausgänge vom Element 12) zusätzlich zu den veranschaulich
ten Eingängen VTN, VTE und VTZ.
Da die gefilterten Geschwindigkeits- und Beschleunigungs
komponenten der Zielbewegung derart gefiltert oder ge
glättet wurden, daß sie ein Nacheilen der fahrzeugeigenen
Daten oder eine Destabilisierung der Flugzeugmanöver-Waffen
steuerschleife vermeiden, kann eine stärkere Filterung er
folgreich für ein stärkeres Glätten oder Ausgleichen der
Zielvorhersage angewendet werden. Obleich beispielweise die
Ausgangswerte für die Geschwindigkeitskomponente vom Vorhersage
rechner 13 der Fig. 2 derart beschrieben wurden, daß sie zwangs
läufig nach erster Ordnung gefiltert sind und die Beschleu
nigungskomponentenausgangswerte der Filterverarbeitungsvorrichtung 14 nach zweiter
Ordnung gefiltert wurden, und zwar mit weiteren nicht
linearen Filtern, beispielsweise einer Kalman- oder ande
ren digitalen Filterung über die Vorrichtung 14, wird das Kon
zept der Erfindung nicht hierauf beschränkt. Eine Filterung
zweiter Ordnung kann bei der Erzeugung der Geschwindigkeits
komponenten VTN, VTE und VTZ genauso verwendet werden wie
bei der Erzeugung der Beschleunigungskomponenten aTN, aTE
und aTZ. Andererseits kann eine nichtlineare Filterung
ausschließlich bei der Erzeugung der Geschwindigkeits- und
Beschleunigungskomponente angewendet werden, um eine ge
trennte und weitere Filterung derartiger Komponenten zu um
gehen.
Obgleich derartige Beschleunigungskomponenten bei der Vor
hersage zweiter Ordnung in einem Abfeuersteuerungsrechner
nützlich sind, können derartige Daten auch beispielsweise
in der Zielentfernungsverfolgungseinheit eines trägheits
stabilisierten Verfolgungsradargeräts 11 der Fig. 2 verwendet wer
den. Eine derartige beispielsweise Verwendung derartiger Da
ten ist in vereinfachter Form für den Fall einer einzigen Ach
se in Fig. 5 dargestellt.
Fig. 5 zeigt ein Verfolgungsradargerät 11, beispielsweise
ein Winkelverfolgungsmonopulsradargerät, dessen Summenkanal
ausgangswert des Empfängers 30 mit einer Zielentfernungsver
folgungseinheit 31 desselben zusammenwirkt. Die Anord
nung und das Zusammenwirken eines Monopulsempfängers mit
einem Entfernungsverfolgungsgerät ist in der Technik be
kannt und etwas näher beschrieben in der USA-Patentschrift
3 177 484 für ein Positionsanzeige
system. Die gedämpfte doppelt integrierende Berechnungs
schleife der Fig. 4 ist um die Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 geschlossen, wobei der
Ausgang des Integrators 15 als ein berechnetes Entfernungs
eingangssignal an die Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 angelegt wird und der Entfernungs
fehler- oder Steuerausgangswert der Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 als Eingang der
Klemme 24 des doppelt integrierenden Rechners zugeführt
wird. Eine Differenz zwischen dem Entfernungssignaleingangswert
am Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 vom Empfänger 30 und dem berechneten Entfer
nungseingangswert für denselben vom Doppelintegrator ergibt,
wie dies in der Servotechnik allgemein bekannt ist, ein
Differenzausgangssignal rε mit bestimmten Eigenschaften unter
bestimmten Umständen. Bei einer Zielverfolgung beispielsweise,
wo die Winkelverfolgungssteuerungen des Monopulsradars die
Radarausrichtungsachse in Richtung des Zieles halten, neigt
der Entfernungsfehler oder -ausgang der Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 für den ste
tigen Zustand in Richtung Null; ändert sich jedoch die radiale
Entfernung des Zieles mit Beschleunigung (z. B. wenn sich die
Entfernungsgeschwindigkeit selbst ändert), dann gibt der Zielentfernungsverfolgungseinheits-
Fehler oder -ausgang die radiale Beschleunigung des Zieles
bezogen auf den stetigen Zustand an.
Die Anordnung in Fig. 5 ist natürlich sehr vereinfacht. So
ist beispielsweise die tatsächlich berechnete Entfernung Rc
zu berechnen als die Quadratwurzel der Summe der Quadrate
der Entfernungskomponenten, bestimmt in dem vorgewählten
trägheitsstabilisierten kartesischen Koordinatensystem. Ob
gleich die schematische Anordnung die Zielentfernung- und
Beschleunigungskomponenten zur Steuerung der Zielentfernungsverfolgungseinheit 31 berech
net, verwendet eine derartige Anordnung doch nicht derarti
ge Zielbeschleunigungskomponenten zur Reduzierung von Ver
folgungsfehlern in den Winkelverfolgungssteuerungen des Ver
folgungsradargeräts 11; diese zusätzliche Leistung ist in Fig. 6
veranschaulicht.
Fig. 6 zeigt in Blockdiagrammform ein bevorzugtes Ausfüh
rungsbeispiel des Erfindungsgedankens, bei dem eine Radar
verfolgung kombiniert wird mit der Vorhersageberechnung, die
Vorhersageausdrücke erster und zweiter Ordnung erzeugt und
eine verbesserte Stabilisierung des Radars in Trägheits
koordinaten bezüglich Flugzeugmanövern bewirkt. Es ist ein
gegen Schlingern trägheitsstabilisiertes Bereichs- und Win
kelverfolgungsradargerät 11 vorgesehen, das Ausgangssignale er
zeugt, die den Entfernungsverfolgungsfehler rε i und die Win
kelverfolgungsfehler εk und εj angeben. Entfernungsfehlerauflösungsvorrichtungen,
die auf eine Gruppe berechneter
Zielpositionsdaten ζT, ηT und ri in Form berechneter träg
heitsstabilisierter Polarkoordinaten ansprechen, sind vorge
sehen, um die Radarverfolgungsfehlerausgangssignale relativ
zu dem genannten vorgewählten trägheitsstabilisierten karte
sischen Koordinatensystem aufzulösen; ein zugeordnetes Träg
heitsnavigatorsystem 10 erzeugt aufgelöste Plattformgeschwin
digkeitsdaten (VGN, VGE und ) für das eigene Flugzeug. Der
artige Auflösevorrichtungen beinhalten einen Entfernungsfeh
lerauflöser 32 und Mulitpliziervorrichtungen 33 und 34 zur
Berechnung der aufgelösten Entfernungsfehlerkomponenten
rε N, rε E und rε Z gemäß den folgenden Beziehungen:
rε Z = -rε isinηTcosζT + rε jsinζTsinηT + rε KcosηT
rε N = rε Xcosψ' - rε Ysinψ'
rε E = rε Xsinψ' + rε Ycosψ' (17)
wobei
rε X = rε icosζTcosηT - rε jsinζTcosηT + rε KsinηT
rε Y = rε isinζT + rε jcosζT
Ein derartiges Berechnungsschema kann entweder analog oder di
gital oder hybrid ausgeführt werden, je nach Wunsch, wie dies
in der Rechnertechnik bekannt ist.
Es sind auch Doppelintegrierrückkopplungsvorrichtungen vorge
sehen, die auf die aufgelösten Verfolgungsfehler rε N, rε E und
rε Z zur Berechnung der Komponenten RN, RE und RZ für die Ziel
position ansprechen und die in dem vorgewählten trägheitssta
bilisierten kartesischen Koordinatensystem (des Navigations
systems 10) aufgelöst sind. Drei getrennte, aber gleichartige
Berechnungskanäle werden verwendet, einer für jede Entfernungs
fehlerkomponente. Der erste Kanal besitzt einen ersten Inte
grator 15, der mit dem Eingang bzw. Ausgang eines zweiten In
tegrators 23 verbunden ist, wobei Verstärkungs- oder
Dämpfungsvorrichtungen 22 an dem Dämpfungseingang zum ersten
Integrator 15 eingeschaltet sind, in ähnlicher Weise wie
es in Verbindung mit der Beschreibung der Fig. 4 erläutert
wurde. Das gemeinsame Eingangssignal rε N für jeden Integra
tor 23 und die Verstärkungs- oder Dämpfungsvorrichtung 22
(in Fig. 6) ist das rε N-Ausgangssignal des
Koordinatenwandlers 32. Da der zweite und dritte Kanal 36
bzw. 37 der Doppelintegriervorrichtung in ähnlicher Weise
aufgebaut und angeordnet ist wie der erste Kanal und zwar
für die Verarbeitung von rε E bzw. rε Z sind die entsprechen
den Elemente in Fig. 6 lediglich in Blockform gezeigt.
Ein Zielpositionsrechner 38 spricht auf das Kurssignal ψ'
und die Quer- oder Drehamplitude ν an (wie sie durch det
Trägheitsnavigator 10 bestimmt werden), sowie auf die umge
wandelten Zielentfernungskomponenten RN, RE und RZ (berech
net durch die Doppelintegrierrückkopplungsvorrichtung) und
berechnet ferner die stabilisierten Polarkoordinaten ζT,
ηT und ri der berechneten Zielposition bezogen auf das eige
ne Fahrzeug (zur Steuerung des Radargeräts 11) gemäß dem folgenden
Gleichungssatz:
ri = rXcosζTcosηT + rYsinζT - rZsinηTcosζT
rj = rXsinζTcosηT + rYcosζT + rZsinζTsinηT = 0
rk = rXsinηT + rZcosηT = 0 (18)
Die simultanen Gleichungen (2) werden iterativ für rj = 0
und rk = 0 durch Austauschen von ηT und ζT gelöst. Nach
dieser Lösung richtet sich die Radarverfolgungssichtlinie
auf die vorhergesagte Zielposition aus und ri entspricht dann
der richtigen Schrägentfernung. Die Entfernungskomponenten
rX, rY und rZ ergeben sich ebenfalls aus einer derartigen Be
rechnung. Ein derartiger Datensatz wird von dem Verfolgungs
radargerät 11 verwendet, bei dem die Radarentfernungsverfolgungs-
und Winkelverfolgungsschleifen derart um ein trägheitsstabili
siertes Vorhersagesystem zweiter Ordnung in kartesischen
Koordinaten geschlossen ist und bei dem eine Filterung zweiter
Ordnung der Zieldaten bewirkt wird, ohne entweder die Be
wegungsdaten des eigenen Fahrzeugs zu filtern oder Nacheil
fehler in die Waffenmanövriersteuerschleifen des eigenen
Fahrzeugs einzuschleusen. Ferner wird eine Vorhersage zwei
ter Ordnung für eine verbesserte Radarwinkelverfolgung an
gewendet, und zwar ohne die Verwendung von das erfolgreiche
Funktionieren begrenzenden Meßwendekreiseln.
Das Waffensteuersystem nach Fig. 6 besitzt auch Waffensteuer
vorrichtungen für die Steuerung der Waffenflugzeugleitung
und die Waffenabfeuerung und umfaßt einen Feuersteuerungs-
und Auslöserechner 39, der mit einem ballistischen Rechner
40 zusammenarbeitet, um Steuersignale (εY und εZ) und Ab
feuersignale (rg) für Verwendung in einem
Anzeigegerät 41 zu erzeugen, sowie eine automatische Flugsteuerung 42 und
Bombenauslösevorrichtung 43. Zusätzlich zu den Zielpositions
daten in Polarkoordinaten ζT, ηT und ri, wie sie durch das
Verfolgungsradargerät 11 erzeugt werden, gibt der Zielpositions
rechner 38 einen zweiten Ausgangsdatensatz (rX, rY und rZ)
ab, der in dasjenige Koordinatensystem (X, Y, Z) umgewandelt
ist, das von dem Feuersteuerungsrechner 39 verwendet wird.
Der Rechner 39 verwendet die relative Geschwindigkeits- oder
Zielentfernungsänderung umgewandelt in das Waffen
rechner- (X, Y, Z) -Koordinatensystem, wie beispielsweise
(VTX - VGX), (VTY - VGY) und (VTZ + ). Jede dieser Kompo
nenten stellt die Geschwindigkeitsdifferenz zwischen der
Waffenplattformgeschwindigkeit VG (bestimmt durch den Träg
heitsnavigator 10) und der Zielgeschwindigkeit VT (berech
net in den Doppelintegrierrückkopplungsvorrichtungen) dar.
Im einzelnen sind Signalkombiniervorrichtungen 118, 218 und
318 vorgesehen, die auf eine entsprechende der Komponenten
des Trägheitsplattformgeschwindigkeitsausgangssignals des
Navigationssystems 10 ansprechen, welche in dem vorgewählten
trägheitsstabilisierten kartesischen Koordinatensystem auf
gelöst sind und welche ferner ansprechen auf einen entspre
chenden der Ausgangswerte (VTN, VTE und VTZ), einer ersten
Integrierstufe der Doppelintegriervorrichtung zur Erzeugung
von Signalen, die die Zielentfernungsänderungsgeschwindig
keit (VTN - VGN), (VTE - VGE) und (VTZ + ) angeben. Die Sig
nale für die relativen Zielgeschwindigkeits- oder Zielent
fernungsänderungsgeschwindigkeiten werden dann
aufgelöst oder umgewandelt mittels eines Koordinatenumwand
lers 44, der auf das Kurssignal ψ' des eige
nen Fahrzeugs anspricht, und zwar in das Koordinatensystem
des Fahrzeugs, wie es von dem Feuersteuerungsrechner 39
verwendet wird.
Beispielsweise zeigt das Ausgangssignal des Integrators 23
des ersten Kanals die erste Ableitung von RN nämlich VTN an,
wobei das Ausgangssignal um eine erste Ableitung höher als
das Ausgangssignal RN des Integrators 15 ist. Das differen
tielle Kombinieren der umgewandelten Zielgeschwindigkeit,
der Komponente VTN und der entsprechend umgewandelten Ge
schwindigkeitskomponente VGN des eigenen Fahrzeugs mittels
differentiellen Signalkombiniervorrichtungen 118 erzeugt
somit die Zielentfernungsänderungsgeschwindigkeits
komponente (VTN - VGN).
Das Entfernungs- und Winkelverfolgungsradargerät 11 wurde
als eine Anordnung mit Entfernungs- und Winkelverfolgung
unter Verwendung einer geschlossenen Schleife beschrieben;
bei dieser Anordnung wurde eine Vorhersage zweiter Ordnung
mittels einer Doppelintegriervorrichtung angewendet, wobei
die Winkelverfolgungsschleifen durch zusammengeschaltete
Schalter 44a und 44b gemäß Fig. 6 geschlossen wurden. Der
Erfindungsgedanke ist jedoch nicht auf ein derartiges Win
kelverfolgungsgerät mit geschlossener Schleife begrenzt
und das System kann auch in einem anderen optischen Modus
durch Schalten der Schalter 44a und 44b in einen zweiten
Zustand betrieben werden, wobei ein Pilot unter optischer
Zuhilfenahme eines Anzeigeschirmes eines Anzeigegeräts 41 von Hand Korrektur
eingangssignale für die Azimut- und Elevationsverfolgung
mittels Potentiometern 45 und 46 zur Verwendung in Vorher
sagevorrichtungen zweiter Ordnung einstellen kann.
Es wurden somit verbesserte Vorrichtungen zum Bestimmen
der Komponenten einer Zielbewegung erläutert, ohne daß Re
chenfehler in die Bewegungsdaten des eigenen Fahrzeugs
eingehen, wodurch eine verbesserte Genauigkeit in Feuer
steuerungssystemen, die diese Daten verwenden, erreicht
wird. Es wird eine Verwendung bei Vorhersagen höherer Ord
nung für noch weitere Verbesserungen der Feuersteuerge
nauigkeiten erzielt, während dabei die Verwendung von Meß
wendekreiseln vermieden wird. Ferner können infolge des
trägheitsstabilisierten Koordinatensystems, wie es für die
Radarstabilisierung verwendet wird, niedrigere dynamische
Sichtlinien-Verhalten in den Radarsystemen benützt werden, wo
durch die Anfälligkeit des Systems gegenüber feindlichen
elektronischen Gegenmaßnahmen verringert wird.
Claims (11)
1. Zielverfolgungsgerät für Luftfahrzeuge mit einem Trägheits
navigations- und Feuersteuerungsradargerät und mit einem
Koordinatenwandler, der auf das Radargerät und den Eigenkurs
zur Umwandlung der Radarpolarkoordinaten der Zielposition
in kartesische Koordinaten in demjenigen Koordinatensystem
anspricht, in dem der Navigator eigene Positionsdaten erzeugt,
dadurch gekennzeichnet, daß Datenverarbei
tungsvorrichtungen (13) zur Zielpositionvorhersage vorgesehen
sind, die auf die Zielpositionsausgangssignale (RN, RE, RZ)
in kartesischen Koordinaten des Koordinatenwandlers (12) und
auf Ausgangssignale der Eigengeschwindigkeit (VAN, VAE, VAZ)
in kartesischen Koordinaten des Navigators zur Berechnung
der geglätteten oder ausgeglichenen Zielgeschwindigkeitsdaten
in kartesischen Koordinaten ansprechen.
2. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Datenverarbeitungsvorrichtungen
(13) für die Zielpositionsvorhersage Integriervorrichtungen
(15) mit geschlossener Schleife umfassen, die auf die Ziel
positionsdaten (R) und die Eigengeschwindigkeitsdaten (VA)
ansprechen, um aufgelöste Komponenten der Zielgeschwindigkeits
daten (VT) gemäß dem Ausdruck
zu erzeugen, wobei
t = Nacheil-Filterzeitkonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator.
zu erzeugen, wobei
t = Nacheil-Filterzeitkonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator.
3. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Datenverarbeitungsvorrichtungen
(13) erste Signalsummiervorrichtungen (18) besitzen, deren
erster Eingang (19) mit einer Komponente der Zielentfernung
(R), aufgelöst längs einer vorgewählten Koordinate des Koordi
natensystems, beschickt wird und deren zweiter Eingang (20)
mit den Integriervorrichtungen (15) verbunden ist, deren
erster Eingang mit einer Komponente der Eigengeschwindigkeit
(VA), aufgelöst nach einer vorgewählten Koordinate, beschickt
wird und deren zweiter Eingang (17) mit dem Ausgang der Sig
nalsummiervorrichtungen (18) verbunden ist, wobei das Aus
gangssignal der Signalsummiervorrichtungen (18) die geglättete
oder ausgeglichene Zielgeschwindigkeit angibt.
4. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 3, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Integriervorrichtungen (15) und
die Signalsummiervorrichtungen (18) in negativer Rückkopplung
zusammenarbeiten.
5. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch T, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Datenverarbeitungsvorrichtung
(13) eine geglättete oder ausgeglichene Trägheitsbeschleuni
gungskomponente (aT) eines beobachteten Zieles, aufgelöst längs
einer vorgewählten Koordinate eines kartesischen Koordinaten
systems, unter Einsatz von Integriervorrichtungen (15) mit ge
schlossener Schleife berechnet, die auf die beobachtete Ent
fernung (R) des Zieles, aufgelöst nach einer vorgewählten
Koordinate des Koordinatensystems und die Eigengeschwindigkeit
(VA), aufgelöst längs der gewählten Koordinate, ansprechen, um
eine geglättete oder ausgeglichene Zielbeschleunigungskomponente
gemäß dem folgenden Ausdruck zu erzeugen:
wobei K = Integrationsverstärkungsfaktorkonstante
TD = Dämpfungskonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator.
wobei K = Integrationsverstärkungsfaktorkonstante
TD = Dämpfungskonstante erster Ordnung
s = Laplace Operator.
6. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Vorrichtungen zum Berechnen der
geglätteten oder ausgeglichenen Trägheitsbeschleunigungs
komponente enthalten: erste Integriervorrichtungen (15) mit
einem ersten Eingang (16), dem eine Komponente der Eigen
geschwindigkeit, aufgelöst längs der vorgewählten Koordinate,
zugeführt wird, und mit einem zweiten und dritten Eingang,
Signalsummiervorrichtungen (18), die geglättete oder ausge
glichene Zielbeschleunigungskomponente angeben und die einen
ersten Eingang (19) zum Empfang eines die beobachtete Ziel
entfernung, aufgelöst längs der vorgewählten Koordinate, an
gebendes Signal empfängt und die einen zweiten Eingang (20)
besitzen, der an den Ausgang der ersten Signalintegriervor
richtungen (15) angeschlossen ist, sowie zweite Signalinte
griervorrichtungen (23) mit einem auf das Ausgangssignal
der Signalsummiervorrichtungen (18) ansprechenden Eingang (24),
wobei die zweiten und dritten Eingänge der ersten Signalinte
griervorrichtungen (15) mit dem Ausgang bzw. mit dem Eingang
der zweiten Signalintegriervorrichtungen (23) verbunden sind
und die ersten und zweiten Signalintegriervorrichtungen (15, 23)
und die Signalsummiervorrichtungen (18) in negativer Rück
kopplung zusammenarbeiten.
7. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 6, dadurch gekenn
zeichnet, daß Zielpositionsberechnungsvorrichtungen
(38) vorgesehen sind, die auf die von den Datenverarbeitungs
vorrichtungen (13) berechnete Zielgeschwindigkeit zur weiteren
Berechnung der Polarkoordinaten der genannten Zielposition
ansprechen, wobei das Radargerät (11) mit den berechneten
Zielpositionsdaten in Polarkoordinaten beschickt wird.
8. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 7, dadurch gekenn
zeichnet, daß ein Trägheitsnavigatorsystem (10)
zur Trägheitsstabilisierung der berechneten Zielpositions
daten vorgesehen ist.
9. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 8, dadurch gekenn
zeichnet, daß das Trägheitsnavigatorsystem (10)
sowohl eine Schlingerstabilisation für das Radargerät (11)
als auch eine Dreh- und Versetzungsstabilisation für die
berechneten Zielpositionsdaten in Polarkoordinaten bewirkt.
10. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 8 oder 9, dadurch ge
kennzeichnet, daß das Trägheitsnavigatorsystem
(10) Ausgangssignale (VGN, VGE, -) erzeugt, die die Platt
formgeschwindigkeit, aufgelöst in dem vorgewählten kartesi
schen Koordinatensystem, angibt und daß Signalkombiniervor
richtungen (118, 218, 318) vorgesehen sind, die auf die
aufgelösten Geschwindigkeitsausgangssignale des Trägheits
navigatorsystems (10) und die Ausgangssignale der Signal
integriervorrichtungen (23) zur Erzeugung von die berechnete
Zielgeschwindigkeit, aufgelöst in dem vorgewählten kartesischen
Koordinatensystem, anzeigenden Signalen ansprechen.
11. Zielverfolgungsgerät nach Anspruch 10, dadurch gekenn
zeichnet, daß die Rechenvorrichtungen (38) für die
Zielposition auch berechnete Zielpositionsdaten, aufgelöst in
einem zusätzlichen Koordinatensystem, abgeben und daß Waffen
steuerrechenvorrichtungen (39, 40) vorgesehen sind, die die
Daten in dem zusätzlichen Koordinatensystem verwenden und auf
Signale des Trägheitsnavigatorsystems (10) der Rechenvorrich
tungen (38) für die Zielposition und die Signalkombiniervor
richtungen (118, 218, 318) ansprechen.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US04/747,781 US4128837A (en) | 1968-07-22 | 1968-07-22 | Prediction computation for weapon control |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1936820C1 true DE1936820C1 (de) | 2001-09-06 |
Family
ID=25006608
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1936820A Expired - Lifetime DE1936820C1 (de) | 1968-07-22 | 1969-07-19 | Zielverfolgungsgerät für Luftfahrzeuge |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4128837A (de) |
DE (1) | DE1936820C1 (de) |
GB (1) | GB1528739A (de) |
IT (1) | IT1061607B (de) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4179696A (en) * | 1977-05-24 | 1979-12-18 | Westinghouse Electric Corp. | Kalman estimator tracking system |
FR2445534A1 (fr) * | 1978-12-29 | 1980-07-25 | Thomson Csf | Dispositif de telemetrie radar air-sol pour systeme de conduite de tir aeroporte et systeme de conduite de tir comportant un tel dispositif |
US4320287A (en) * | 1980-01-25 | 1982-03-16 | Lockheed Electronics Co., Inc. | Target vehicle tracking apparatus |
US4449041A (en) * | 1980-10-03 | 1984-05-15 | Raytheon Company | Method of controlling antiaircraft fire |
NL8203445A (nl) * | 1982-09-03 | 1984-04-02 | Hollandse Signaalapparaten Bv | Wapen-vuurleidingssysteem voor een voer- of vaartuig. |
US4502650A (en) * | 1982-09-22 | 1985-03-05 | General Dynamics, Pomona Division | Augmented proportional navigation in third order predictive scheme |
US4494202A (en) * | 1982-09-22 | 1985-01-15 | General Dynamics, Pomona Division | Fourth order predictive, augmented proportional navigation system terminal guidance design with missile/target decoupling |
US4456862A (en) * | 1982-09-22 | 1984-06-26 | General Dynamics, Pomona Division | Augmented proportional navigation in second order predictive scheme |
US4492352A (en) * | 1982-09-22 | 1985-01-08 | General Dynamics, Pomona Division | Noise-adaptive, predictive proportional navigation (NAPPN) guidance scheme |
US4647759A (en) * | 1983-07-07 | 1987-03-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Fire control apparatus for a laser weapon |
US5467682A (en) * | 1984-08-27 | 1995-11-21 | Hughes Missile Systems Company | Action calibration for firing upon a fast target |
US4634946A (en) * | 1985-10-02 | 1987-01-06 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for predictive control of a dynamic system |
US4783744A (en) * | 1986-12-08 | 1988-11-08 | General Dynamics, Pomona Division | Self-adaptive IRU correction loop design interfacing with the target state estimator for multi-mode terminal handoff |
US4825055A (en) * | 1987-09-30 | 1989-04-25 | Pollock Eugene J | Error-free integration pointing and tracking |
NL8703113A (nl) * | 1987-12-23 | 1988-03-01 | Hollandse Signaalapparaten Bv | Rondzoekradarsysteem. |
DE3816053C1 (de) * | 1988-05-11 | 1989-12-07 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8012 Ottobrunn, De | |
US5140329A (en) * | 1991-04-24 | 1992-08-18 | Lear Astronics Corporation | Trajectory analysis radar system for artillery piece |
US5214433A (en) * | 1992-06-17 | 1993-05-25 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Two-stage target tracking system and method |
NL1005755C2 (nl) * | 1997-04-08 | 1998-10-09 | Hollandse Signaalapparaten Bv | Inrichting voor het besturen van radaruitzendingen voor een stelsel van antennes op een beweegbaar platform. |
GB0005594D0 (en) * | 2000-03-09 | 2000-12-20 | British Aerospace | A ballistics fire control solution process and apparatus for a spin or fin stabilised projectile |
SG131749A1 (en) * | 2002-09-03 | 2007-05-28 | Singapore Tech Aerospace Ltd | A method and system for predicting ballistic time-of-flight and range of an unguided weapon |
US20040114785A1 (en) | 2002-12-06 | 2004-06-17 | Cross Match Technologies, Inc. | Methods for obtaining print and other hand characteristic information using a non-planar prism |
US7081951B2 (en) * | 2003-10-09 | 2006-07-25 | Cross Match Technologies, Inc. | Palm print scanner and methods |
US20050195102A1 (en) * | 2004-03-05 | 2005-09-08 | Vaman Dhadesugoor R. | Real time predictive trajectory pairing (RTPTP) algorithm for highly accurate tracking of ground or air moving objects |
US7071867B2 (en) * | 2004-06-25 | 2006-07-04 | The Boeing Company | Method, apparatus, and computer program product for radar detection of moving target |
US7187320B1 (en) * | 2004-08-27 | 2007-03-06 | Lockheed Martin Corporation | Matched maneuver detector |
DE102005023739A1 (de) * | 2005-05-17 | 2006-12-07 | Krauss-Maffei Wegmann Gmbh & Co. Kg | Verfahren zur Ermittlung einer Feuerleitlösung |
US20070033098A1 (en) * | 2005-08-05 | 2007-02-08 | International Business Machines Corporation | Method, system and storage medium for creating sales recommendations |
US7917255B1 (en) | 2007-09-18 | 2011-03-29 | Rockwell Colllins, Inc. | System and method for on-board adaptive characterization of aircraft turbulence susceptibility as a function of radar observables |
TWI348555B (en) * | 2007-10-30 | 2011-09-11 | Univ Nat Taiwan | Target detection device and its detection method |
US8681041B2 (en) * | 2011-03-22 | 2014-03-25 | Raytheon Company | System, method, and filter for target tracking in cartesian space |
JP5634355B2 (ja) * | 2011-08-29 | 2014-12-03 | 株式会社東芝 | 目標追跡システムとそのプログラム及び方法、角度追跡装置とそのプログラム及び方法、目標追跡装置とそのプログラム及び方法 |
US10782097B2 (en) * | 2012-04-11 | 2020-09-22 | Christopher J. Hall | Automated fire control device |
US9223017B2 (en) * | 2012-05-30 | 2015-12-29 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for enhanced awareness of obstacle proximity during taxi operations |
US10209035B2 (en) * | 2012-09-13 | 2019-02-19 | Christopher V. Beckman | Non-lethal probe for target control |
US9140784B1 (en) * | 2013-02-27 | 2015-09-22 | Lockheed Martin Corporation | Ballistic missile debris mitigation |
US9297886B1 (en) | 2013-03-12 | 2016-03-29 | Lockheed Martin Corporation | Space time adaptive technique for suppression of spaceborne clutter |
US10942013B2 (en) * | 2018-08-31 | 2021-03-09 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | Guidance, navigation and control for ballistic projectiles |
CN109780933B (zh) * | 2018-12-20 | 2021-02-09 | 北京恒星箭翔科技有限公司 | 一种单兵制导火箭动态目标预测导引方法 |
CN111609753B (zh) * | 2020-06-01 | 2022-07-08 | 中光智控(北京)科技有限公司 | 一种扳机控制方法及系统 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3232103A (en) * | 1960-12-08 | 1966-02-01 | Alan M Schneider | Navigation system |
US3982246A (en) * | 1961-02-20 | 1976-09-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | General method of geometrical passive ranging |
US3290992A (en) * | 1964-01-15 | 1966-12-13 | Bofors Ab | Smoothing filter for a fire control system |
-
1968
- 1968-07-22 US US04/747,781 patent/US4128837A/en not_active Expired - Lifetime
-
1969
- 1969-05-23 IT IT37353/69A patent/IT1061607B/it active
- 1969-07-19 DE DE1936820A patent/DE1936820C1/de not_active Expired - Lifetime
- 1969-07-21 GB GB36651/69A patent/GB1528739A/en not_active Expired
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
NICHTS ERMITTELT * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT1061607B (it) | 1983-04-30 |
GB1528739A (en) | 1978-10-18 |
US4128837A (en) | 1978-12-05 |
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