DE19753752C1 - Vorrichtung und Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers - Google Patents
Vorrichtung und Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen FlugkörpersInfo
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- F41G3/142—Indirect aiming means based on observation of a first shoot; using a simulated shoot
Description
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zur
Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers, insbeson
dere einer Rakete und/oder eines Rohrwaffenprojektils.
Der Einsatz von ballistischen Flugkörpern, wie z. B. ungelenkten Raketen
und Rohrwaffen, gewinnt wieder zunehmend an Bedeutung. Zur präzisen
Ablieferung einer Rakete oder eines Rohrwaffenprojektils, z. B. von einem
Luftfahrzeug aus, ist es notwendig, daß die Ballistik und der Auftreffpunkt
ermittelt werden. Der Auftreffpunkt ist von einer Vielzahl von Parametern ab
hängig, wie beispielsweise Lage, Position und Bewegungszustand des Sy
stems, von dem aus der ballistische Flugkörper abgeliefert wird. Daneben
beeinflussen Windverhältnisse und weitere Kenngrößen, die sich auf die
Rakete bzw. die Rohrwaffe selbst beziehen, den Auftreffpunkt.
Zur Bestimmung des Auftreffpunkts sind mehrere Verfahren bekannt. Bei
spielsweise kann die Bestimmung der Ballistik dadurch erfolgen, daß
ballistische Koeffizienten bzw. Parameter zuvor bestimmt und im Bord
rechner des Luftfahrzeugs in Form von ballistischen Tabellen abgelegt
werden. Entsprechend dem momentanen Systemzustand erfolgt dann im
Einsatz ein Polynomfit bzw. ein direktes Auslesen der Tabellenwerte.
Dieses Verfahren erlaubt aber nur den Einsatz gemäß den vorher bestimm
ten Koeffizienten, da sich der Polynomfit auf diese Eingangswerte abstützt,
bzw. ein direktes Auslesen nur diese Werte ergibt. Zusätzlich werden die
benötigten Speicherkapazitäten sehr groß und es ergeben sich selbst bei
entsprechend feiner Auslegung der Datenmatrix nur quantisierte Lösungen.
Durch die quantisierten Lösungen ist das Ergebnis oftmals sehr ungenau.
Darüber hinaus ist die Bestimmung der Koeffizienten sehr aufwendig. Ein
weiterer Nachteil liegt darin, daß die Einsatzszenarien komplett erfaßt sein
müssen. Bei einem unvorhergesehenen Einsatzszenario sind entsprechende
neue ballistische Tabellen notwendig, was einen hohen zeitlichen Aufwand
zur Vorbereitung des Einsatzes erfordert.
Beispielsweise zeigt die US 4,494,198 ein Waffensteuerungssystem mit
einem Computer, der einen ersten Speicher mit Konvertierungsdaten für
Schuß-Entfernungen und einen zweiten Speicher mit
Korrekturkoeffizienten, die zu verschiedenen Munitionstypen gehören,
aufweist. Auf einem Display wird eine ballistische Standardreichweite
angegeben. Diese wird mit einem Korrekturfaktor kombiniert, um eine
korrigierte ballistische Reichweite zu liefern.
In der US 4,111,382 ist ein Gerät zur Steuerung ballistischer Flugkörper
beschrieben, in dem die nominale Trajektorie mit dem aktuellen
Flugparametern verglichen wird, die durch ein inertiales Führungssystem
erhalten werden. Über eine Korrektur wird ein genauer ballistischer Flug
erreicht.
Bei einem weiteren bekannten Verfahren zur Bestimmung der Ballistik
und Ermittlung des Auftreffpunkts wird aus den aktuellen Systemparame
tern ein Modell mit 3 Freiheitsgraden erstellt. Um eine hinreichende Ge
nauigkeit zu erzielen ist es dabei aber notwendig, am Eingang der Berech
nung Korrekturfaktoren einzuführen. Insbesondere für kompliziertere Kör
per, wie z. B. Raketen, sind eine Vielzahl von Korrekturfaktoren innerhalb
des Modells erforderlich. Die Bestimmung der Korrekturfaktoren ist sehr
aufwendig und erlaubt wie bei dem oben beschriebenen Verfahren nur ei
nen Einsatz aus diskreten Systemzuständen. Insbesondere bei einer Rakete,
die von einem Hubschrauber aus abgefeuert wird, ergeben sich größere
Störterme durch den Abwind des Rotors, die durch entsprechende Korrek
turfaktoren im 3-Freiheitsgrad-Integrationsmodell ebenfalls nur quantisiert
korrigiert werden können.
Um die Genauigkeit zu erhöhen, wurde versucht, die Ballistik und damit
den Auftreffpunkt mittels eines Modells mit sechs Freiheitsgraden zu be
stimmen. Bei diesem Verfahren wird aufgrund von sechs waffenspezifi
schen Kenngrößen die Flugbahn und der Auftreffpunkt bestimmt.
Das Verfahren ist jedoch sehr zeitintensiv und erfordert eine sehr hohe Rechner
leistung. Somit führt dieses Verfahren im Einsatz bei aktuellen Systemzu
ständen zu zeitlichen Verzögerungen und damit zu erheblichen Unge
nauigkeiten, insbesondere beim Einsatz in Luftfahrzeugen, wie z. B.
Kampfflugzeugen oder Hubschraubern.
Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die oben diskutierten
Nachteile zu überwinden und eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Be
stimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers zu schaffen,
mit dem in verschiedenen Flugzuständen der Auftreffpunkt schnell und mit
hoher Präzision bestimmt werden kann.
Diese Aufgabe wird gelöst durch die Vorrichtung gemäß Patentanspruch 1
und das Verfahren gemäß dem unabhängigen Patentanspruch 9. Weitere
vorteilhafte Merkmale, Ausgestaltungen und Details der Erfindung erge
ben sich aus den abhängigen Ansprüchen, der Beschreibung und den
Zeichnungen.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Bestimmung des Auftreffpunkts
eines ballistischen Flugkörpers, wie z. B. einer Rakete und/oder eines
Rohrwaffenprojektils, umfaßt mindestens einen Speicher für spezifische
Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers; eine Auswertestufe, die in Ab
hängigkeit von den spezifischen Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers
und von aktuell zugeführten Systemparametern Steuersignale erzeugt; eine
Anzeige- und/oder Steuereinrichtung, die die Steuersignale empfängt, zur
Anzeige eines aus den Systemparametern bestimmten Auftreffpunkts
und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung, wobei in der Aus
wertestufe aus den aktuellen Systemparametern ein zugehöriges Modell
der Trajektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugbar ist, das in minde
stens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, wobei
die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der
Anzahl der Freitheitsgrade in der zweiten Phase ist.
Dadurch kann ohne die zwingende quantisierte Vorgabe von diskreten Pa
rametern in allen Flugzuständen der Auftreffpunkt mit erhöhter Präzision
angezeigt und/oder mit einem zuvor ausgewählten Zielpunkt zur Deckung
gebracht werden. Eine Vorberechnung der Parameter entfällt, was den
Aufwand verringert und den Einsatz in allen möglichen Szenarien ohne
aufwendige Vorbereitungen erlaubt. Auch bei Neueinführung von anderen
ballistischen Flugkörpern bzw. Waffen wird Vorbereitungszeit eingespart,
da lediglich die neuen Waffenkenngrößen benötigt werden.
Das erfindungsgemäße Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts ei
nes ballistischen Flugkörpers umfaßt die folgenden Schritte:
Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers in einem Speicher;
Übergabe von aktuellen Systemparametern, wie z. B. Lage und Bewe gungszustand des Abliefersystems, Wind oder dergleichen, an eine Auswertestufe und Bestimmung eines Auftreffpunkts;
und Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballistischen Flugkörper,
wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen System parametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils ei nem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers in einem Speicher;
Übergabe von aktuellen Systemparametern, wie z. B. Lage und Bewe gungszustand des Abliefersystems, Wind oder dergleichen, an eine Auswertestufe und Bestimmung eines Auftreffpunkts;
und Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballistischen Flugkörper,
wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen System parametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils ei nem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
Das erfindungsgemäße Verfahren bietet die o. g. Vorteile und bleibt auch
bei Neueinführung von anderen Waffen unverändert und damit voll tauglich.
Bei dem kombinierten Verfahren kann annähernd verzögerungsfrei
zu jedem eingenommen Zustand des Waffensystems die zugehörige Tra
jektorie genau bestimmt werden. Das Verfahren kann in allen Flugzu
standsbereichen durchgeführt werden und ermöglicht eine hohe Zielge
nauigkeit, ohne daß eine Vorgabe quantisierter Lösungen von vorherseh
baren Flugzuständen notwendig ist.
Das Untermodell der ersten Phase hat bevorzugt 6 Freiheitsgrade und das
Untermodell der zweiten Phase hat bevorzugt 3 Freiheitsgrade. Vorteil
hafterweise wird bei kontinuierlich veränderlichen Systemzuständen zu
jedem Zeitpunkt eine dazugehörige Trajektorie bestimmt und ein dazuge
höriger Auftreffpunkt angezeigt bzw. auf ein zuvor festgelegtes Ziel ein
gestellt. Die erste Phase der Trajektorie ist bevorzugt ca. 1/50 bis ca. ½ der
gesamten Trajektorie, insbeson
dere bevorzugt ca. 1/20 der gesamten Trajektorie. Vorteilhafterweise liegt
das Ende der ersten Phase bei oder nach dem Ende der Einschwingphase
des ballistischen Flugkörpers bzw. der Brennphase einer abzuliefernden
Rakete. Die erste Phase des Modells endet vorteilhafterweise bei oder nach
dem Austritt des ballistischen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete, aus
dem Rotorabwindbereich eines Hubschraubers.
Vorteilhafterweise ist die erfindungsgemäße Zielvorrichtung an einen
Stellantrieb einer Abliefervorrichtung gekoppelt, um das Steuersignal
dorthin zu senden, so daß der Auftreffpunkt des abzuliefernden ballisti
schen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung
gebracht wird. Die Anzeigevorrichtung kann ein Display z. B. in einer
Frontscheibe oder in einem Pilotenhelm sein, wobei der den aktuellen Sy
stemparametern entsprechende Auftreffpunkt und ein zuvor gewählter
Zielpunkt kontinuierlich angezeigt werden.
Vorteilhafterweise sind an der Zielvorrichtung Mittel zur Eingabe von
Korrekturwerten für die Systemparameter vorgesehen, die zur Erhöhung
der Genauigkeit des Auftreffpunkts dienen. Bevorzugt ermöglichen die
Eingabemittel wahlweise eine multiplikative und/oder additive Änderung
der Systemparameter, wobei sich die Korrekturwerte vorteilhafterweise auf
die Systemparameter Seitenwind und/oder Rotorabwind beziehen.
Vorteilhafterweise sind an der Zielvorrichtung Mittel zur Auswahl des
Betriebszustands bzw. des Modells, insbesondere in Abhängigkeit vom
jeweiligen Typ des ballistischen Flugkörpers und vom Ziel, vorgesehen,
wobei bevorzugt die Freiheitsgrade, insbesondere drei und sechs, beliebig
kombinierbar sind.
Ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung wird nachfolgend anhand der Fig. 1 und 2
beispielhaft beschrieben, wobei in
Fig. 1 eine bevorzugte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vor
richtung und ihre Einbindung in ein Gesamtsystem schematisch
dargestellt ist, und in
Fig. 2 ein Ablaufdiagramm der Steuersignalerzeugung schematisch
dargestellt ist.
Fig. 1 zeigt als bevorzugte Ausführungsform der Erfindung eine Zielvor
richtung in einem Hubschrauber, der mit Raketen und Rohrwaffen bestückt
ist. Die Vorrichtung hat einen Speicher 1, in dem Waffenparameter bzw.
spezifische Kenngrößen der mitgeführten ballistischen Flugkörper abge
legt sind. Dazu gehören beispielsweise die Massen und die Bremskoeffi
zienten bzw. Windwiderstände der Raketen bzw. Rohrwaffenprojektile, die
zeit- bzw. richtungsabhängig sein können, oder auch die Trägheitsmomen
te der jeweiligen Flugkörper. Der Datenspeicher 1 ist mit einer Aus
wertestufe 2 verbunden, die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenn
größen der Raketen bzw. der Rohrwaffen und von weiteren Systempara
metern Steuersignale erzeugt. Die Auswertestufe 2 liegt in Form einer
Zentralrecheneinheit vor, die die Steuersignale an eine Anzeigeeinrichtung
3 bzw. an ein Display übergibt. Die aktuellen Systemparameter bzw. -daten
werden von Sensoren 11, 12, 13 gemessen oder von Rechen- bzw.
Navigationseinheiten ermittelt und an die Auswertestufe 2 übertragen.
Die aktuellen Systemparameter beinhalten beispielsweise die Lage und die
Position des Hubschraubers, Windgeschwindigkeiten bzw. Seitenwind,
Rotorabwind, Zielentfernung, usw.
Ein Eingabegerät 5, 6 das manuell bedient werden kann, ist ebenfalls mit
der Auswertestufe 2 verbunden. Über das Eingabegerät 5, 6 kann der
Betriebszustand gewählt werden und es können Korrekturfaktoren einge
geben werden. Bei der Auswahl des Betriebszustands erfolgt z. B. eine
Auswahl zwischen Luft/Luft- und Luft/Boden-Betriebsart, Rakete oder
Rohrwaffe.
Die aktuellen Systemdaten bzw. Systemparameter werden der Auswerte
stufe 2 im Betrieb ständig zugeführt. In Abhängigkeit von den zugeführ
ten waffenspezifischen Kenndaten, den Systemparametern und den über
das Eingabegerät 5 eingegebenen Auswahlparametern für die Betriebsart
wird in der Auswertestufe 2 ein Gesamtmodell der Trajektorie gebildet.
Das Display 3 ist über Signalleitungen mit der Auswertestufe 2 verbun
den. Steuersignale, die in der Auswertestufe 2 entsprechend dem Ge
samtmodell der Trajektorie erzeugt werden, steuern das Display 3 bzw.
einen Stellmotor 4.
Fig. 2 zeigt schematisch ein Ablaufdiagramm der Modellerzeugung und
der Steuersignalerzeugung in der Auswertestufe 2. Dabei werden in einer
ersten Stufe die Signale, die die waffenspezifischen Kenndaten enthalten,
und die Signale, die die Systemparameter enthalten, in einer Trefferlagen
einstelleinheit verändert, falls Korrekturen notwendig sind. Die Treffer
lageneinstelleinheit und die dazugehörige Trefferlageneinstellfunktion
werden weiter unten genauer beschrieben. Nach Durchlaufen der Treffer
lageneinstelleinheit wird aus den Systemdaten und Waffenparametern das
Modell der Trajektorie erzeugt.
Für den Fall, daß eine Rakete zum Einsatz ausgewählt wurde, wird für die
erste Phase der Gesamttrajektorie der Rakete ein 6-Freiheitsgrad-Modell
erzeugt. Wahlweise kann aber auch ein korrigiertes 3-Freiheitsgrad-Modell
für die erste Phase der Trajektorie erzeugt werden, z. B. wenn eine beson
ders hohe Geschwindigkeit zur Modellerstellung notwendig ist. In der er
sten Phase der Trajektorie, die die Startphase der Rakete darstellt, ist nor
malerweise eine relativ hohe Anzahl von Freiheitsgraden vorgesehen, da in
dieser Phase der Einfluß von Störparametern am größten ist. So findet bei
spielsweise in der Brennphase der Rakete ein Einschwingen statt, das in
dem 6-Freiheitsgrad-Modell mit berücksichtigt wird. Weiterhin befindet
sich die Rakete in der Startphase im Abwindbereich des Hauptrotors des
Hubschraubers. Je nach den erzeugten Abwindgeschwindigkeiten, die
wiederum vom Flugzustand und vom Gewicht des Hubschraubers abhän
gen, wird die Flugbahn bzw. Trajektorie der Rakete beeinflußt. Ein starker
Abwind in der Startphase der Rakete bewirkt, daß der tatsächliche Auf
treffpunkt weiter vom Hubschrauber entfernt ist als der ermittelte Auf
treffpunkt, da sich die Rakete in den Abwind dreht und diese somit in ihrer
Lage gegenüber der Horizontalen leicht angestellt wird. Darüber hinaus
bestehen weitere Störungen durch Verwirbelungen und horizontale Ab
windkomponenten, die die Flugbahn und damit den tatsächlichen Auf
treffpunkt der Rakete beeinflussen. Dabei nimmt auch die Wirklänge einen
Einfluß auf die tatsächliche Flugbahn der Rakete, wobei die Wirklänge der
Teil der Flugbahn der Rakete ist, die im Rotorabwindbereich liegt.
Um die Trajektorie zu bestimmen und Signale zu erzeugen, die den tat
sächlichen Auftreffpunkt wiedergeben, der bei einem Abfeuern der Rakete
aktuell entstehen würde, muß deshalb für die Störungen durch den Rotor
eine sogenannte Downwash-Korrektur durchgeführt werden. Dabei werden
geometrische Korrekturen, Blattschlag des Rotors, Abschattungseffekte
und Swirl-Korrekturen mit einbezogen. Da die Wirklänge u. a. von der
Stellung bzw. Elevation des Stellantriebs 4 abhängig ist, wird der jewei
lige Elevationswinkel erfaßt und in die Wirklängenkorrektur mit einbezo
gen.
Der momentane Seitenwind wird ebenfalls erfaßt und in Form von Signa
len an die Auswertestufe 2 übergeben. Diese Signale werden in Form von
Seitenwindtermen in die nachfolgende Modellerstellung mit einbezogen.
Durch Einbeziehung der Korrektur-Terme in das 6-Freiheitsgrade-Modell
gibt dieses erstellte Modell die Trajektorie der ersten Phase der Flugbahn
der Rakete mit sehr großer Genauigkeit wieder.
Die erste Phase der Trajektorie, die durch das erste Modell mit 6 Freiheits
graden wiedergegeben wird, endet mit der Brennphase der Rakete. Zu die
sem Zeitpunkt hat sich die Rakete eingeschwungen und es erfolgt nun die
Erstellung eines zweiten Modells für die anschließende zweite Phase der
Trajektorie. Hierfür wird ein Modell mit 3 Freiheitsgraden verwendet. Die
Erstellung des 3-Freiheitsgrad-Modells ist mit sehr viel weniger Zeitauf
wand zu bewerkstelligen. Die Ergebnisse bzw. Trajektoriewerte des 6-
Freiheitsgrad-Modells der ersten Phase dienen als Eingangswerte für die
Bestimmung der zweiten Phase der Trajektorie mittels des 3-Freiheitsgrad-
Modells.
Durch die Unterteilung des Gesamtmodells der Trajektorie in zwei Phasen
mit jeweils einem Untermodell mit unterschiedlichen Freiheitsgraden wird
einerseits die Genauigkeit des ermittelten Auftreffpunkts stark erhöht, da
erhebliche Störungen zu Beginn der Flugphase mit einbezogen werden,
und andererseits wird nur ein geringer Zeitaufwand für die Bestimmung
des Auftreffpunkts benötigt. In der zweiten Phase ermöglicht das Modell
mit nur 3 Freiheitsgraden eine ausreichende Genauigkeit, da diese Phase
glatter ist und Störungen sich weniger stark auf die Gesamttrajektorie
auswirken. Bei durchschnittlicher Einsatzentfernung von ungelenkten Ra
keten entfällt ca. 1/20 der Trajektoriebestimmung auf das 6-Freiheitsgrad-
Modell, während die restlichen ca. 19/20 auf das 3-Freiheitsgrad-Modell
entfallen. Dadurch kann auch mit den heute als flugfähig qualifizierten
Prozessoren eine schnelle und genaue Ziel- bzw. Auftreffpunktbestim
mung durchgeführt werden.
Entsprechend dem aus den beiden Modellen erzeugten Gesamtmodell wird
nun vom Prozessor das Steuersignal erzeugt, das an das Display 3 wei
tergegeben wird. Somit wird auf dem Display 3 kontinuierlich der aus
den zusammengesetzten Untermodellen erzeugte Auftreffpunkt angezeigt.
Der Pilot oder Schütze hat entweder vorher ein Ziel festgelegt oder trifft
nun die Zielauswahl. Wenn der im Display erzeugte Auftreffpunkt mit
dem ausgewählten Zielpunkt zur Deckung kommt und der Pilot die Frei
gabe gegeben hat, wird die Rakete gestartet.
Bei einem ausgewählten Zielpunkt werden auch an die Stellmotoren 4
der Raketen Steuersignale übergeben. In Abhängigkeit von diesen Steuer
signalen wird der Stellantrieb bzw. Stellmotor 4 so bewegt, daß der durch
die erfindungsgemäß kombinierte Ballistik ermittelte Auftreffpunkt mit
dem ausgewählten Zielpunkt zur Deckung kommt.
Bei bestimmten Flugsituationen und Einsatzszenarien kann unter Umstän
den die Genauigkeit durch eine noch schnellere Trajektoriebestimmung
erhöht werden. Bei bestimmten Betriebsarten, wie z. B. beim Abfeuern
von Rohrwaffenprojektilen, hat der Rotorabwind einen wesentlich ge
ringeren Einfluß auf die Flugbahn als beispielsweise im Falle einer Rakete.
Bei bestimmten Szenarien kann daher eine sehr hohe Rechengeschwin
digkeit Priorität besitzen. In diesem Fall erfolgt die Erzeugung der Steuer
signale auf der Grundlage der Trajektoriebestimmung mittels des 3-Frei
heitsgrad-Modells für alle Phasen der Flugbahn des Projektils. Die Aus
wahl der jeweiligen Betriebsart erfolgt manuell über die Bedieneinheit 5.
Nachfolgend werden die oben erwähnte Trefferlageneinstelleinheit und die
Trefferlageneinstellfunktion näher beschrieben, die Bestandteil einer be
vorzugten Ausführungsform der Erfindung ist. Die Trefferlageneinstell
einheit 6 ist Teil der Bedieneinheit 5, 6 und erlaubt es dem Schützen
oder Piloten, gewünschte Trefferlagenänderungen einzugeben. Dies ist
beispielsweise notwendig, wenn beim Schießen eine Abweichung des
zuvor mittels der kombinierten Ballistik ermittelten Auftreffpunkts vom
tatsächlichen Auftreffpunkt festgestellt wird. Um derartige Abweichungen
zu korrigieren, wird der von der Auswertestufe an die Stellmotore 4 der
Launcher abgegebene Steuerungsbefehl verändert. Dazu werden be
stimmte Eingabeparameter auf der Eingangsseite des Modells so verstellt,
daß die anschließende, auf diesen Parametern beruhende Modellerstellung
die gewünschte Trefferlage und das zugehörige Stellkommando ausgibt.
Durch die Veränderung von Parametern auf der Eingabeseite der Auswer
testufe hat eine gewünschte korrigierte Trefferlage für alle Entfernungen
und Bedingungen Gültigkeit. Dabei sind die Downwash- bzw. Rotorab
windgeschwindigkeiten zur Weitenkorrektur und die Seitenwindterme zur
Seitenkorrektur der Trefferlage besonders geeignet. Dies gilt sowohl für
den Luft/Boden-Modus als auch für den Luft/Luft-Modus. Es können also
durch ein an Bord befindliches Eingabegerät sensitive Systemparameter
verändert werden, um den ermittelten Auftreffpunkt zu korrigieren. Dabei
erfolgt die Veränderung der Systemparameter durch die Trefferlagenein
stellfunktion auf der Eingabeseite der Auswertestufe je nach Anforderung
multiplikativ und/oder additiv.
Durch die Trefferlageneinstelleinheit und -funktion wird die Möglichkeit
geschaffen, die ermittelte Trefferlage in Schußweite und seitlicher Ablage
zu beeinflussen bzw. zu korrigieren, wodurch der ermittelte Auftreffpunkt
optimiert wird. Diese Eingabemöglichkeit ist beim Einschießen von gro
ßem Vorteil, aber auch im Fall von nicht verfügbaren oder gestörten Daten
der Sensoren 11, 12, 13, bei einem Los falsch laborierter Rohrwaffen-
Munition oder auch bei nicht optimal funktionierenden Raketenmotoren.
Durch die Trefferlageneinstellfunktion kann beispielsweise eine tatsächli
che Abbrennzeit der Rakete, die aufgrund langer Lagerung von den Spezi
fikationswerten abweicht, für nachfolgende Abfeuerungen korrigiert wer
den, um somit das veränderte Schubverhalten auszugleichen.
Durch die vorliegende Erfindung kann für jeden momentanen Systemzu
stand ein Auftreffpunkt bestimmt werden. Es muß nicht auf diskrete Sy
stemzustände zurückgegriffen werden, wie im Fall der Ermittlung des
Auftreffpunkts durch mitgeführte Tabellen. Somit kann für sich kontinu
ierlich verändernde Systemzustände zu jedem Zeitpunkt ohne notwendige
Interpolationen ein Auftreffpunkt ermittelt und angezeigt werden bzw. eine
Stelleinrichtung auf das vorgewählte Ziel gerichtet werden. Weiterhin
kann der Auftreffpunkt auch in unvorhergesehenen Einsatzszenarien er
mittelt werden, ohne daß aufwendige Vorbereitungen, z. B. hinsichtlich
Flughöhen etc., und entsprechende Programmierungen notwendig sind.
Somit wird der Einsatzbereich erhöht und es wird eine ständige Einsatzbe
reitschaft gewährleistet. Durch die aus zwei Untermodellen kombinierte
Ballistik wird die Treffergenauigkeit wesentlich erhöht, wobei gleichzeitig
eine Verzögerung der Steuersignale und der damit verbundenen Anzeige-
bzw. Stelleinrichtungen gegenüber den aktuellen Systemzuständen ver
mieden wird.
Claims (19)
1. Vorrichtung zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines balli
stischen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete und/oder eines Rohr
waffenprojektils, umfassend:
mindestens einen Speicher (1) für spezifische Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers;
eine Auswertestufe (2), die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers und von aktuell zuge führten Systemparametern Steuersignale erzeugt;
eine Anzeige- und/oder Steuereinrichtung (3, 4), die die Steuer signale empfängt, zur Anzeige eines aus den Systemparametern bestimmten Auftreffpunkts, und/oder zur Steuerung einer Abliefer vorrichtung,
wobei in der Auswertestufe (2) ein zugehöriges Modell der Tra jektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugbar ist, das in minde stens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
mindestens einen Speicher (1) für spezifische Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers;
eine Auswertestufe (2), die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers und von aktuell zuge führten Systemparametern Steuersignale erzeugt;
eine Anzeige- und/oder Steuereinrichtung (3, 4), die die Steuer signale empfängt, zur Anzeige eines aus den Systemparametern bestimmten Auftreffpunkts, und/oder zur Steuerung einer Abliefer vorrichtung,
wobei in der Auswertestufe (2) ein zugehöriges Modell der Tra jektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugbar ist, das in minde stens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
das Untermodell der ersten Phase 6 oder 3 Freiheitsgrade und das Unter
modell der zweiten Phase 3 Freiheitsgrade hat.
3. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die erste Phase 1/20 der gesamten Trajektorie
beträgt.
4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die erste Phase des Modells bei oder nach dem
Ende der Einschwing- oder Brennphase einer abzuliefernden Rakete endet.
5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß sie an einen Stellantrieb (4) einer Abliefer
vorrichtung gekoppelt ist, um den Auftreffpunkt des abzuliefernden balli
stischen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung
zubringen.
6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
gekennzeichnet durch Mittel (6) zur Eingabe von Korrektur
werten für die Systemparameter zur Erhöhung der Genauigkeit des Auf
treffpunkts, wobei wahlweise eine multiplikative und/oder additive Ände
rung der Systemparameter erfolgt.
7. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
gekennzeichnet durch Mittel (5) zur Auswahl des Betriebs
zustands.
8. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß die Anzeigevorrichtung ein Display ist, wobei
der den aktuellen Systemparametern entsprechende Auftreffpunkt und ein
zuvor gewählter Zielpunkt kontinuierlich anzeigbar ist.
9. Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballisti
schen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete und/oder eines Rohrwaffen
projektils, mit den Schritten:
Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkör pers in einem Speicher;
Übergabe von aktuellen Systemparametern an eine Auswertestufe und Bestimmung eines Auftreffpunkts;
Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballisti schen Flugkörper,
wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen System parametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballisti schen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkör pers in einem Speicher;
Übergabe von aktuellen Systemparametern an eine Auswertestufe und Bestimmung eines Auftreffpunkts;
Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballisti schen Flugkörper,
wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen System parametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballisti schen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.
10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß
das Untermodell der ersten Phase 6 oder 3 Freiheitsgrade und das Unter
modell der zweiten Phase 3 Freiheitsgrade hat.
11. Verfahren nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeich
net, daß bei kontinuierlich veränderlichen Systemzuständen zu jedem
Zeitpunkt das Modell der Trajektorie gebildet wird und ein entsprechender
Auftreffpunkt des ballistischen Flugkörpers angezeigt und/oder auf ein zu
vor festgelegtes Ziel eingestellt wird.
12. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch ge
kennzeichnet, daß die erste Phase bei 1/30 bis ca. 1/10 der gesamten
Trajektorie beendet wird.
13. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch ge
kennzeichnet, daß die erste Phase bei oder nach dem Ende der Ein
schwing- oder Brennphase einer abzuliefernden Rakete beendet wird.
14. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 13, dadurch ge
kennzeichnet, daß die erste Phase bei oder nach dem Austritt des ballisti
schen Flugkörpers aus dem Rotorabwindbereich eines Hubschraubers be
endet wird.
15. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 14, dadurch ge
kennzeichnet, daß das Steuersignal an einen Stellantrieb einer Abliefer
vorrichtung gesendet wird, um den Auftreffpunkt des abzuliefernden balli
stischen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung
zu bringen.
16. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 15, dadurch ge
kennzeichnet, daß zur Korrektur eine multiplikative und/oder additive
Änderung der Systemparameter erfolgt.
17. Verfahren nach einem der Ansprüch 9 bis 16, dadurch ge
kennzeichnet, daß zur Korrektur die Systemparameter Seitenwind und/oder
Downwash verändert werden.
18. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 17, dadurch ge
kennzeichnet, daß ein Betriebszustand und/oder das Modell in
Abhängigkeit vom jeweiligen Typ des ballistischen Flugkörpers und vom
Ziel manuell oder automatisch gewählt werden, wobei die Freiheitsgrade 3
und 6 beliebig kombinierbar sind.
19. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 18, dadurch ge
kennzeichnet, daß über die Steuersignale ein Display angesteuert wird,
wobei der den aktuellen Systemparametern entsprechende Auftreffpunkt
zusammen mit einem zuvor gewählten Zielpunkt kontinuierlich angezeigt
wird.
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
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