DE19805850C1 - Lenkflugkörper - Google Patents

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Lenkflugkörper zur Bekämpfung fliegender Ziele, wobei der Lenkflugkörper einen Infrarot-Suchkopf sowie eine Sprengladung trägt und durch ein Triebwerk antreibbar ist.

Herkömmliche Lenkflugkörper, die mit einem Infrarot- Suchkopf versehen sind (z. B. Stinger) weisen aufgrund der konstruktionsbedingten Eigenschaften der verwendeten Triebwerke ein stark variables Geschwindigkeitsprofil v(t) auf. Bei Proportionalnavigation bleibt daher auch in der Endphase der Zielannäherung, in welcher die Drehge­ schwindigkeit der Sichtlinie vom Suchkopf des Lenkflug­ körpers zum Ziel bereits sehr klein geworden ist, der Kollisionspunkt mit dem zu bekämpfenden Ziel, z. B. einem mit konstanter Geschwindigkeit fliegenden Flugzeug, nicht raumfest. Dies hat jedoch auf die Trefferwahrscheinlich­ keit keine besondere Auswirkung, da durch fortlaufende, entsprechende Lenkkorrekturen der dem Suchkopf nachge­ schalteten Lenkeinrichtung das Verfolgen und Treffen des Zieles auch bei sich fortlaufend verändernder Flugkörper­ geschwindigkeit immer gewährleistet ist. Es bestand daher auch von hier her keinerlei Anlaß, die Triebwerkskon­ struktion derartiger, mit einem Infrarot-Suchkopf verse­ hener Lenkflugkörper dahingehend zu ändern, daß das bis­ herige stark variable Geschwindigkeitsprofil v(t) in ir­ gendeiner Weise verändert wurde.

Die DE C 42 01 572 beschreibt eine Flugkörperlenkung, bei welcher an das Geschwindigkeits-Profil des Lenkflugkör­ pers - im Gegensatz zu der bisher beschriebenen Such­ kopflenkung - gewisse Anforderungen gestellt werden. Sie weist nämlich ein veränderbares, adaptierbares Flugkör­ per-Geschwindigkeits-Profil auf. Die Flugkörperlenkung erfolgt dabei nach dem Verfahren der Zieldeckungslenkung, worunter eine optische Deckung verstanden wird, bei wel­ cher der Flugkörper auf einer vom Lenkstand zum Ziel wei­ senden Linie gehalten wird. In der genannten Schrift wird ein Flugkörper mit einer bestimmten Auswahl des an sich variablen Antriebsprofils eingesetzt, während die Feuer­ leitung ein Ziel auswählt, dessen Geschwindigkeit und Entfernung fortlaufend erfaßt, und dann entscheidet, welches Antriebsprofil zur Bekämpfung verwendet wird. Da­ bei werden insbesondere Ziele in großer Entfernung mit einer hohen Flugkörper-Geschwindigkeit, Ziele in kurzer Entfernung mit einer niedrigen Flugkörper-Geschwindigkeit bekämpft.

Die meisten herkömmlichen Lenkflugkörper sind jedoch mit den oben genannten Infrarot-Suchköpfen zur Verfolgung des sich bewegenden Zieles versehen. Für Flugkörper mit derartigen Lenkverfahren wurden bereits Störmaßnahmen entwickelt, mit denen die Infrarot-Suchköpfe während des Fluges außer Betrieb gesetzt werden können, und die un­ ter der Bezeichnung DIRCM (= directed infrared counter measures, z. B. das in der Schrift 197 38 875.2 näher er­ läuterte Verfahren FLASH) bekannt geworden sind. Bei und nach einer derartigen, wirksamen Störung kann der Infra­ rot-Suchkopf die an sich wegen der genannten, fort laufen­ den Änderung des Kollisionspunktes auch weiterhin notwen­ digen Korrektursignale nicht mehr bestimmen, so daß sich eine fortlaufend größer werdende Abweichung der Flugbahn des Flugkörpers von der eigentlich erforderlichen ergibt. Erfolgt die Störung dabei nicht erst in einem bereits sehr kleinen Abstand vom Kollisionspunkt, sondern schon etwas früher, so wird infolgedessen der Flugkörper, der ja mit fortlaufend sich ändernder Geschwindigkeit fliegt, den sich entsprechend ebenfalls fortlaufend ändernden Kollisionspunkt und damit sein Ziel nicht mehr treffen, so daß eine wirksame Bekämpfung des Zieles nicht mehr möglich ist.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, einen Lenk­ flugkörper mit Infrarot-Suchkopf-Lenkung dahingehend aus­ zugestalten, daß die Wirkung der genannten DIRCM-Stör­ maßnahmen bei der Zielverfolgung einen möglichst ge­ ringen Einfluß auf die Trefferwahrscheinlichkeit ausübt.

Ausgehend von einem Lenkflugkörper der eingangs näher ge­ nannten Art, erfolgt die Lösung dieser Aufgabe mit den im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches angegebenen Merkmalen.

Erfindungsgemäß wird also vorgeschlagen, das Triebwerk des Lenkflugkörpers derart auszulegen, daß nach einer (möglichst kurzen) Beschleunigungsphase eine Marschphase mit möglichst konstanter Geschwindigkeit folgt, wobei sich diese Marschphase bis zu dem am weitesten entfern­ ten, zu bekämpfenden Ziel, d. h. also möglichst weit er­ streckt. Mit einem derart ausgelegten Triebwerk, das eine quasi konstante Geschwindigkeit über den größten Teil der Flugzeit aufweist, ist dann gewährleistet, daß ein Lenkflugkörper mit Infrarot-Suchkopf, der z. B. mit der üblichen Proportionalnavigation oder einer anderen, die Sichtliniendrehgeschwindigkeit minimierenden und eben­ falls zur Kollision führenden Navigation auf ein sich mit konstanter Geschwindigkeit bewegendes Flugziel gelenkt wurde, sich bereits frühzeitig in der Endphase des Zielanfluges, d. h. sich ebenso wie das Ziel auf einer ge­ raden Bahnkurve befindet, wobei beide Geraden sich im dann raumfesten Kollisionspunkt schneiden und Ziel und Flugkörper dort, wie beabsichtigt, gleichzeitig eintref­ fen. Dies bedeutet aber, daß auch nach einer Störung oder Zerstörung des Suchkopfes durch DIRCM sich der Lenk­ flugkörper immer noch auf der gleichen, ungeänderten Bahn befindet. Die weiteren erfindungsgemäßen Einrichtungen gewährleisten, daß der nunmehr "blinde" Lenkflugkörper auf eben dieser Flugbahn weiterfliegt und damit - trotz der an sich erfolgreichen DIRCM-Störmaßnahme - sein Ziel immer noch erfolgreich bekämpft.

Im folgenden wird die Erfindung anhand der Zeichnung nä­ her erläutert; es zeigen

Fig. 1 einen Vergleich der Geschwindigkeitsprofile eines herkömmlichen und des erfindungsgemäßen Lenkflugkörpers,

Fig. 2 ein schematisches Flugbahndiagramm mit der Be­ kämpfung eines Zieles mit einem Lenkflugkörper variabler bzw. konstanter Geschwindigkeit,

Fig. 3 eine schematische Darstellung des erfindungsgemäßen Lenkflugkörpers und seiner Einrichtungen,

Fig. 4 ein schematisches Diagramm mit der Sichtlinien­ drehgeschwindigkeit des Flugkörpers als Funktion der Zeit, und

Fig. 5 ein schematisches Diagramm mit der gemessenen und nach einer DIRCM-Störung extrapolierten Sichtliniendreh­ geschwindigkeit des Flugkörpers als Funktion der Zeit.

In Fig. 1 ist als dünne Linie das Geschwindigkeitsdia­ gramm eines herkömmlichen Lenkflugkörpers 2 mit variablem Geschwindigkeitsprofil dargestellt, wobei die Zeit an der Abszisse und die Geschwindigkeit an der Ordinate abgetra­ gen sind. Ein solcher herkömmlicher Lenkflugkörper 2, der meistens mit einem Infrarot-Suchkopf 4 ausgestattet ist, weist, wie das Diagramm erkennen läßt, praktisch keine Phase konstanter Fluggeschwindigkeit auf. Bei Verwendung einer Proportionalnavigation, welche derart Lenksignale proportional zur Sichtliniendrehgeschwindigkeit ds/dt (4a) des Flugkörpers 2 erzeugt, daß diese Sichtlinien­ drehgeschwindigkeit sich dem Wert 0 annähert, bleibt da­ her der Kollisionspunkt A, B . . . mit dem zu bekämpfenden Ziel 1 nicht raumfest, so daß fortlaufend Lenkkorrektu­ ren erforderlich sind. Wird in diesem Fall die Funktion des Infrarot-Suchkkopfes 4 durch eine der bekannten Störmaßnahmen zum Ausfall gebracht, kann das Ziel 1 nicht mehr wirksam bekämpft werden.

Fig. 2 zeigt zu zwei verschiedenen Zeitpunkten t₁, t₂ ein zu bekämpfendes Flugzeug 1, welches sich hier der Einfachheit halber mit konstanter Geschwindigkeit fortbe­ wegt, wie es in der Realität z. B. bei Transportflugzeugen zumeist der Fall ist. Zu denselben Zeitpunkten t₁, t₂ ist ein Lenkflugkörper 2 des Standes der Technik eingezeich­ net, wobei dieser Lenkflugkörper 2 die Strecke zwischen den beiden Zeitpunkten t₁ und t₂ mit abnehmender Ge­ schwindigkeit zurücklegt. Man sieht, daß bei Beibehal­ tung der konstanten Geschwindigkeit v (t₁) die Kollision mit dem zu bekämpfenden Ziel 1 auf der Flugbahn 13 am Ort A erfolgen würde. Da jedoch die Geschwindigkeit des Lenk­ flugkörpers 2 fortlaufend abnimmt und im Zeitpunkt t₂ den Wert v (t₂) erreicht hat, hat sich dieser Kollisionspunkt A auf der Flugbahn des Ziels 1 nach weiter vorne verla­ gert; die Kollision würde bei ab jetzt (t = t₂) konstan­ ter Geschwindigkeit auf der Flugbahn 13b und nunmehr in Punkt B erfolgen. Wäre der Infrarot-Suchkopf 4 des Lenk­ flugkörpers 2 bei t₁ also durch eine DIRCM-Störung ausge­ fallen, so hätte der Lenkflugkörper 2 keine Möglichkeit gehabt, der sich verändernden Zielposition zu folgen; die Wahrscheinlichkeit, daß der Lenkflugkörper 2 trotzdem zufällig genau in die "richtige" Richtung fliegen und sein Ziel 1 immer noch treffen könnte, ist vernachlässig­ bar klein, es sei denn, die DIRCM-Störung hätte erst so spät stattgefunden, daß sich der Lenkflugkörper 2 be­ reits in unmittelbarer Nähe des Ziels 1, d. h. kurz vor dem Treffer befunden hätte.

Fig. 1 zeigt schematisch zum Vergleich mit dem Geschwin­ digkeitsdiagramm des herkömmlichen Lenkflugkörpers 2 als dicke Linie das Geschwindigkeitsdiagramm eines Lenkflug­ körpers 3, der gemäß der Erfindung mit einem Triebwerk 7 versehen ist, das derart ausgelegt ist, daß sich an eine möglichst kurze Start- und Beschleunigungsphase 10 eine Marschphase 11 mit möglichst konstanter Marschgeschwin­ digkeit v_M (12) anschließt, wobei sich diese Marschphase 11 bis zu dem am weitesten entfernten, zu bekämpfenden Ziel 1, d. h. also möglichst weit erstreckt. Man sieht, daß die Startbeschleunigung bei dem erfindungsgemäßen Lenkflugkörper 3 größer ist als bei dem Lenkflugkörper 2 des Standes der Technik, und daß die Marschphase 11 mit konstanter Marschgeschwindigkeit 12 des Lenkflugkörpers 3 früher als die maximale Geschwindigkeit des Lenkflugkör­ pers 2 erreicht wird und sehr viel länger andauert. Erst nach Brennschluß des Triebwerks 7 verlangsamt sich die Fluggeschwindigkeit infolge der dann nicht mehr kompen­ sierten aerodynamischen Reibungskräfte. Bei diesem Ver­ gleich wurde davon ausgegangen, daß der insgesamt zur Verfügung stehende Treibstoff für beide Lenkflugkörper 2 und 3 etwa gleich groß ist, und daß lediglich der Massendurchsatz und damit die Schubkraft als Funktion der Zeit beim erfindungsgemäßen Lenkflugkörper 3 derart er­ folgt, daß sich das beschriebene gewünschte Flugprofil ergibt.

Dieser erfindungsgemäße Lenkflugkörper 3 und seine Flug­ bahn 13 ist in Fig. 2 ebenfalls eingezeichnet. Würde der Infrarot-Suchkopf 4 des Lenkflugkörpers 3 bei t₁ durch eine DTRCM-Störung ausfallen, so hätte der Lenkflugkörper 3 zwar ebenfalls keine Möglichkeit, die Zielposition wei­ ter zu verfolgen. Wegen der konstanten Geschwindigkeit v (t₁) = v (t₂) = v_M würde die Kollision mit dem zu bekämp­ fenden Ziel 1 aber auf der Flugbahn 13a, der direkten Fortsetzung der Flugbahn 13 und damit immer noch auf der gleichen Flugbahn, also immer noch am Ort A erfolgen.

Die weitere erfindungsgemäße Schutzeinrichtung 20 ge­ währleistet, daß der nach einer erfolgreichen DIRCM- Störmaßnahme nunmehr "blinde" Lenkflugkörper 3 auf eben dieser Flugbahn 13a weiterfliegt und damit trotzdem sein Ziel 1 erfolgreich bekämpft. Diese Schutzeinrichtung 20 weist eine Überwachungseinrichtung 21, eine Hilfs- Lenkeinrichtung 22 und einen Flugbahnspeicher 23 auf, die miteinander sowie mit dem Infrarot-Suchkopf 4 und der dem Infrarot-Suchkopf 4 nachgeschalteten Lenk- und Steuere­ lektronik 5 des Lenkflugkörpers 3 verbunden sind.

Die Überwachungseinrichtung 21, mit welcher der Infrarot- Suchkopf 4 vorschlagsgemäß versehen wird, stellt die wirksame Störung durch eine DIRCM-Maßnahme fest. Dies kann z. B. durch Feststellung einer Überschreitung eines vorher festgelegten Grenzwertes der empfangenen IR-Strah­ lung, der irreversiblen Zerstörung des Detektors des Infrarot-Suchkopfes 4 oder einer irreversiblen Fehlfunk­ tion der Detektorelektronik erfolgen. Ist dies der Fall, so übergibt die Lenk- und Steuerelektronik 5 erfindungs­ gemäß nunmehr der Hilfs-Lenkeinrichtung 22 die Kontrolle über die Flugkörperlenkung.

Diese Hilfs-Lenkeinrichtung 22 muß gewährleisten, daß die Flugbahn 13a des Lenkflugkörper 3 auch weiterhin un­ geändert bleibt, d. h. also daß die Flugbahn 13 weiter beibehalten wird, damit der Lenkflugkörper 3 den raumfe­ sten Kollisionspunkt A erreichen wird und so das Ziel 1 wirksam bekämpft. Hierzu wird erfindungsgemäß ein Flug­ bahnspeicher 23 herangezogen, in welchem fortlaufend die Ablagesignale 4a des Infrarot-Suchkopfes 4, d. h. der Win­ kels zwischen Flugkörperachse 3a und Suchkopf-Sichtlinie 1a zum Ziel 1 bzw. die Sichtliniendrehgeschwindigkeit ds/dt (4a) und die daraus abgeleiteten Lenkkommandos 5a als Funktion der Zeit t gespeichert werden (Fig. 4). Be­ fand sich der Lenkflugkörper 3 - wie oben angenommen - in der Endphase des Zielanfluges, also aufgrund seiner konstanten Marschgeschwindigkeit 1 2 auf der geraden Flug­ bahn 13, so sind die bis zu diesem Zeitpunkt abgespei­ cherten Ablagesignale 4a (Fig. 4) und damit auch die Lenkkommandos 5a konstant bzw. gleichförmig, und zwar derart, daß der Einfluß der Schwerkraft gerade kompen­ siert wird. Bei einem nicht-rollenden Lenkflugkörper 3 z. B. bleiben dann die Steuerflächen 6 im gleichen An­ stellwinkel stehen, bzw. werden in gleichen Zeitabständen immer wieder kurzzeitig aus ihrer Nullstellung herausge­ lenkt. Letzteres geschieht auch bei einem rollenden Lenk­ flugkörper 3, z. B. jeweils nach einer ganzen oder halben Umdrehung.

Die Hilfs-Lenkeinrichtung 22 stellt nun mit den im Flug­ bahnspeicher 23 gespeicherten Daten fest, wie sich Abla­ ge- und Lenksignale 4a, 5a bis zur Feststellung der DIRCM-Störung zum Zeitpunkt t₁ entwickelt haben. Blieben diese - bis auf unvermeidliche statistische Schwankungen - konstant, so generiert die Hilfs-Lenkeinrichtung 22 auch weiterhin bis zur Kollision dieselben Ablage- und Lenksignale 4a, 5a wie diejenigen kurz vor bzw. zum Zeit­ punkt t₁ (Fig. 5).

Um auch bei einer relativ frühzeitigen DIRCM-Störung das Ziel 1 noch wirksam bekämpfen zu können, wird folgende Vorgehensweise vorgeschlagen. Befand sich der Lenkflug­ körper 3 noch nicht in der oben beschriebenen Endphase, sondern erst in der Phase des Einschwingens des Lenkflug­ körpers 3 auf die gerade End-Anflugbahn, wobei also die Sichtliniendrehgeschwindigkeit ds/dt fortlaufend abnimmt, so extrapoliert die Hilfs-Lenkeinrichtung 22 die gespei­ cherten Ablagesignale 4a entsprechend in die Zukunft (in Fig. 5 als 4b dick eingezeichnet) und generiert die ent­ sprechenden Lenksignale 5b.

Die erfindungsgemäße Auslegung des Triebwerkes 7 stellt also eine Art Härtungsmaßnahme oder Abwehrmaßnahme gegen die unter der Bezeichnung DIRCM bekannten Störmaßnahmen dar; der damit ausgestattete Lenkflugkörper 3, der im we­ sentlichen mit konstanter Marschgeschwindigkeit fliegt, kann auch nach einer erfolgreichen DIRCM-Störmaßnahme, d. h. ohne Infrarot-Suchkopf 4 durch Beibehaltung seiner bisherigen Flugrichtung den dann raumfesten Kollisions­ punkt A mit dem zu bekämpfenden Ziel 1 mit hoher Wahr­ scheinlichkeit erreichen. Dies gilt insbesondere dann, wenn der Lenkflugkörper 3 zum Zeitpunkt t₁ der DIRCM-Stör­ maßnahme sich bereits innerhalb einer "Blindreichweite" vom Ziel 1 entfernt befindet. Diese kann dadurch definiert werden, daß außerhalb dieser Blin­ dreichweite trotz der oben beschriebenen Maßnahmen zum "blinden Geradeaus-Weiterfliegen" die unvermeidlichen Störfaktoren wie z. B. Winde und Turbulenzen der durchflo­ genen Atmosphäre, restliche Unregelmäßigkeiten des Trieb­ werkschubs, Exaktheit der beabsichtigten Wirkungen des Ausschlages der Steuerflächen 6, usw., bereits zu einer so großen Zielablage geführt haben, daß z. B. der Annähe­ rungszünder des Sprengkopfes nicht mehr sicher anspricht, d. h. keine zuverlässige Bekämpfung des Ziels 1 mehr mög­ lich ist.

Claims (2)

1. Lenkflugkörper zur Bekämpfung fliegender Ziele, wobei der Lenkflugkörper einen Infrarot-Suchkopf mit nachgeschalteter Lenk- und Steuerelektronik aufweist sowie eine Sprengladung trägt und durch ein Triebwerk antreibbar ist, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das Triebwerk (7) derart ausgelegt ist, daß der Lenkflugkörper (3) nach einer möglichst kurzen Be­ schleunigungsphase (10) in der sich anschließenden Marsch­ phase (11) mit möglichst konstanter Marschgeschwindigkeit (12) fliegt, wobei sich diese Marschphase (11) bis zu dem am weitesten entfernten zu bekämpfenden Ziel (1) erstreckt, und daß der Lenkflugkörper (3) eine Schutzeinrichtung (20) aufweist, welche nach einer Störung des Infrarot-Suchkopfes (4) durch eine DIRCM-Maßnahme die Lenkung übernimmt und den Lenkflugkörper (3) auf einer extrapolierten Flugbahn (13a), welche die Flugbahn (13) bis zum Zeitpunkt der DIRCM-Störung fortsetzt, weitersteuert.

2. Lenkflugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schutzeinrichtung (20) eine Überwachungseinrich­ tung (21), eine Hilfs-Lenkeinrichtung (22) und einen Flug­ bahnspeicher (23) aufweist, die miteinander sowie mit dem Infrarot-Suchkopf (4) und der Lenk- und Steuerelektronik (5) des Lenkflugkörpers (3) verbunden sind, wobei die Überwachungseinrichtung (21) die wirksame Störung des In­ frarot-Suchkopfes (4) durch eine DIRCM-Maßnahme fest­ stellt und in diesem Fall die Kontrolle über die Flugkör­ perlenkung der dem Infrarot-Suchkopf (4) nachgeschalteten Lenk- und Steuerelektronik (5) entzieht und der Hilfs- Lenkeinrichtung (22) übergibt, welche die im Flugbahnspei­ cher (23) fortlaufend als Funktion der Zeit gespeicherten Ablagesignale (4a) des Infrarot-Suchkopfes (4) und die von der Lenk- und Steuerelektronik (5) daraus bis zum Zeit­ punkt der DIRCM-Störung abgeleiteten Lenkkommandos (5a) analysiert, die Ablagesignale (4a) entsprechend in die Zu­ kunft extrapoliert und aus diesen Ablagesignalen (4b) die entsprechenden Lenksignale (5b) generiert, die den Lenk­ flugkörper (3) auf ebendieser Flugbahn (13a) weitersteu­ ern.