DE19949640A1

DE19949640A1 - Verfahren und Vorrichtung zum schnellen Umwenden eines Bewegungskörpers in einem fluiden Medium

Info

Publication number: DE19949640A1
Application number: DE19949640A
Authority: DE
Inventors: Wayne K Schroeder
Original assignee: Lockheed Corp; Lockheed Martin Corp
Current assignee: Lockheed Martin Corp
Priority date: 1998-10-30
Filing date: 1999-10-07
Publication date: 2000-05-25
Also published as: GB9922083D0; FR2785381B1; GB2343425A; GB2343425B; US6308911B1; FR2785381A1; IL132444A0

Abstract

Die Erfindung betrifft allgemein das Feld der Manövriersteuerung eines Bewegungskörpers (z. B. eines Flugkörpers oder eines Schwimmkörpers), der sich durch ein fluides Medium bewegt. Die Erfindung verwendet Schubkräfte des Flugkörpers und axiale aerodynamische Kräfte darauf als primären Mechanismus zum Ändern der Flugbahn des Flugkörpers im Gegensatz zu aerodynamischen Normalkräften (d. h. senkrecht zur Längsachse des Flugkörpers). Gemäß einem ersten Aspekt biete die Erfindung ein Verfahren zum Ändern der Bewegungsrichtung eines Bewegungskörpers auf eine gewünschte Richtung, die in dem Inertialbezugssystem des Bewegungskörpers gemessen wird, wobei der Bewegungskörper einen Körper mit einer Nase, eine momenterzeugende Steuereinrichtung und eine axiale Vortriebseinrichtung hat. Das Verfahren beinhaltet das Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten, und das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als primären Mechanismus, um die Geschwindigkeit des Bewegungskörpers in die gewünschte Bewegungsrichtung zu drehen oder umzuwenden. Gemäß einem zweiten Aspekt bietet die Erfindung ein Flugkörpersteuersystem, das das Verfahren gemäß dem ersten Aspekt implementiert. In einem dritten Aspekt wird ein Flugkörpersteuersystem per Software simuliert, in der das Verfahren gemäß erstem Aspekt implementiert ist.

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG 1. FELD DER ERFINDUNG

Die Erfindung betrifft allgemein das Feld der Manövriersteuerung eines Bewegungskörpers (z. B. eines Flugkörpers oder eines Schwimmkörpers), der sich durch ein fluides Medium bewegt, und insbesondere eine Manövrierstrategie, die eine schnelle Umwend fähigkeit verbessert.

2. BESCHREIBUNG DES STANDES DER TECHNIK

Fig. 1 zeigt einen herkömmlichen Bewegungskörper 50, der zur Bewegung durch ein fluides Medium, z. B. Luft, Wasser und Plasma, in der Lage ist. Bei dem dargestellten Bewegungskörper 50 handelt es sich um einen Flugkörper, der dazu ausgestaltet ist, sich durch die Luft zu bewegen. Obwohl die hierin beschriebene Erfindung in erster Linie mit Bezugnahme auf ein Flugkörpersystem offenbart ist, soll die Erfindung nicht auf solche Bewegungs körper beschränkt sein. Die Erfindung wird im Zusammenhang mit einem Flugkörpersystem zu Zwecken der Klarheit und um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern offenbart. Für Fachleu te, die von der Offenbarung der Erfindung profitieren, wird offensichtlich sein, daß sich die Lehren der vorliegenden Erfindung auf andere Bewegungskörper anwenden oder übertragen lassen, die zur Bewegung durch fluide Medien in der Lage sind, z. B. auf eine Torpedo, das sich durch Wasser bewegt.

Das in Fig. 1 dargestellte Flugkörpersystem 50 kann als ein länglicher Körper 100 beschrieben werden, der sich durch ein fluides Medium, typischerweise die Erdatmosphäre, fortbewegt. Der Flugkörper 100 hat einen vorderen Abschnitt 102 und einen hinteren Abschnitt 104, die durch den Schwerpunkt 105 des Flugkörpers 100 voneinander getrennt werden, wobei der vordere Abschnitt 102 eine Steuereinrichtung 110 aufweist. Flugkörper steuereinrichtungen können grundsätzlich eingeteilt werden in vordere aerodynamische Steuereinrichtungen, z. B. Entenflügel, vordere Vortriebs-Steuereinrichtungen, z. B. Steuertriebwerke, hintere aerodynamische Steuereinrichtungen, z. B. Leitwerkflossen, und hintere Vortriebs-Steuereinrichtungen, z. B. eine Schubvektor steuerung. Für Fachleute, die von der Offenbarung der vor liegenden Erfindung profitieren, ist es daher offensichtlich, daß andere Steuereinrichtungen als die in Fig. 1 gezeigten möglich sind und sogar bevorzugt sein können, abhängig von der speziellen Anwendung des Flugkörpersystems 50. Beispielsweise kann die vordere Steuereinrichtung 110, ein Satz von Steuertriebwerken in der dargestellten Ausführungsform, stattdessen auch durch Entenflügel realisiert werden. Es können auch mehrere Steuer einrichtungen in Kombination verwendet werden.

Gewisse Aspekte der Manövrierbarkeit von Flugkörpern werden typischerweise durch Winkelangaben ausgedrückt. Fig. 2 stellt die typischerweise von Fachleuten zur Beschreibung von Flugkör permanövern verwendeten Bezeichnungen dar. Die Bezeichnungen werden meist in bezug auf ein Inertialkoordinatensystem definiert, das relativ zur Erde feststehend ist. Eine Achse in diesem Koordinatensystem ist eine "Inertialachse". Der Einfachheit halber wird eine einzelne Längsneigungsebene verwendet, um die Bezeichnungen zu definieren, obwohl Fachleute erkennen, daß unter Umständen mehr als eine Ebene relevant sein kann. Der Winkel 200 zwischen der Nase 215 des Flugkörpersystems 50 und der Inertial achse 205 wird als Längsneigungswinkel bezeichnet. Der Winkel 210 zwischen der Nase 215 des Flugkörpers 50 und dem Geschwindig keitsvektor 220 des Flugkörpers wird als Anstellwinkel bezeich net. Der Winkel 225 zwischen dem Geschwindigkeitsvektor 220, d. h. Betrag und Richtung der Flugkörperbewegung, und der Inertialachse 205 wird als Flugbahnwinkel bezeichnet. Wie in Fig. 2 gezeigt, ist bei Längsneigungswinkelmanövern der Längsneigungswinkel 200 die Summe des Anstellwinkels 210 und des Flugbahnwinkels 225.

Flugkörper sind typischerweise auf ein Ziel gerichtet. Dieses Ziel kann in Form eines Satzes von Inertialkoordinaten oder als ein physikalisches Objekt oder eine Kombination aus beiden vorliegen. Wenn der Flugkörper beim Abschuß feststehend ist, d. h. nicht aus der Bewegung abgeschossen wird, ist sein anfänglicher Flugbahnwinkel 225 mit der Nase des Flugkörpers ausgerichtet oder gleich seinem Steigungswinkel 200. Wenn der Flugkörper in der Luft abgeschossen wird, übernimmt der anfängliche Flugbahnwinkel des Flugkörpers den Flugbahnwinkel des Trägerflugzeugs und durch den Abschußmechanismus bedingte Bewegungen. Der anfängliche Flugbahnwinkel 225 ist typischerweise nicht gleich dem Flugbahn winkel, der gewünscht ist, um das Ziel zu erreichen. Der Flugkörper muß manövriert werden, um seinen momentanen Flugbahn winkel 225 auf den gewünschten Flugbahnwinkel zu ändern.

Typischerweise machen sich Flugkörpersysteme für die Manövrierung aerodynamische Kräfte zunutze. In der Atmosphäre übersteigt bei Höhen von weniger als etwa 20 km die durch Aerodynamik erzielbare Kraft den Betrag der seitlichen Steuerkraft, die in den Flugkör per eingebaut werden kann. Deswegen besteht der Hauptzweck des Steuerungsmechanismus darin, ein Moment zu erzeugen, um die Nase des Flugkörpers zu drehen, um den Anstellwinkel 210 hervor zurufen. Der Anstellwinkel 210 wiederum erzeugt eine Beschleuni gung senkrecht zum Flugkörper, die eine Drehung des Flugbahnwin kels 225 des Flugkörpers zur Folge hat. Um die benötigten aerodynamischen Kräfte und Momente zur Manövrierung in der herkömmlichen Weise zu liefern, muß eine entsprechende Flugkör pergeschwindigkeit aufrechterhalten werden.

Es wird insbesondere wieder auf Fig. 1 Bezug genommen und erläutert, daß eine von einer Steuereinrichtung wie der vorderen Steuereinrichtung 110 erzeugte Kraft ein Moment des oder ein Drehmoment auf den Flugkörper 100 um den Schwerpunkt 105 des Flugkörpers 100 erzeugt. Unterhalb einer Höhe von etwa 20 km liegt die Hauptquelle für eine transversale Beschleunigung eines Flugkörpers in der aerodynamischen Kraft, die aus dem Anstell winkel des Flugkörpers 100 resultiert. Flugsteuereinrichtungen, z. B. die vorderen Steuertriebwerke 110, werden durch Steuerungs prozesse kontrolliert, die in Computereinrichtungen kodiert sind und ausgeführt werden, die von dem Flugkörpersystem getragen werden, um Momente und Kräfte zu erzeugen und diesen Anstell winkel zu erreichen.

Fig. 3 ist ein schematisches Blockdiagramm eines Flugkörper steuersystems 301 für das herkömmliche Flugkörpersystem 50 aus Fig. 1. Der Block 300 repräsentiert das physikalische System, d. h. den Flugkörper, und beinhaltet Beschreibungen aller Untersysteme des Bewegungskörpers einschließlich beispielsweise Steuerungen, Vortrieb- und Inertialmeßsysteme wie auch die aerodynamische Konfiguration. Das Flugkörperführungssteuersystem 310 bestimmt eine gewünschte kinematische Flugbahn, indem eine dynamische Antwort veranlaßt wird, die zu einer Änderung der Flugkörperflugbahn führt. Die gemessene dynamische Antwort des Flugkörpers ist als Rückkopplungssignal 305 gezeigt. Dieses Signal enthält beispielsweise Kodierungen der Rotations-, Translationsgeschwindigkeiten, Beschleunigungen und der Aus richtung im Inertialsystem. Allgemein ausgedrückt, beinhaltet die Autopilot-Steuereinheit 325 einen Steuerungsprozeß, der die Differenzen zwischen gewünschten Antworten des Flugkörpers, z. B. Geschwindigkeiten, Beschleunigungen und Höhen, und den gemessenen Antworten verwendet, um einen Satz von Abweichungssignalen 320 zu definieren, die die Steuereinheit verwendet, um Steuerbefehle 330 für die Betätigung der Steuereinrichtung, z. B. einen Steuer triebwerksschub, der Teil der Flugkörperdynamik und -kinematik 300 ist, zu kodieren.

Die zum Betrieb einer Flugsteuereinrichtung benötigte Energie ist unter Betriebsgesichtspunkten sehr wertvoll. Ein Flugkörper kann nur einen begrenzten Betrag an Energie mitführen, z. B. Energie, die in Raketentreibstoff, Batterien, etc. gespeichert ist. Unter strategischen Gesichtspunkten kann daher eine Veränderung der Energiemenge, die zur Verfügung gestellt werden kann, die Reichweite und Leistungsfähigkeit des Flugkörpers gegen ein Ziel verändern. Unter taktischen Gesichtspunkten wird soviel Energie wie möglich gespart, so daß das Flugkörpersystem vom Zeitpunkt seiner Abfeuerung bis zum Zeitpunkt, zu dem es das Ziel erreicht, seine Manövrierfähigkeit behält. Die zum Betrieb der Flugsteuer einrichtung benötigte Energie stellt daher einen wichtigen Gesichtspunkt des Designs sowohl im Hinblick auf die physikali sche Struktur des Flugkörpers als auch auf seinen Betrieb dar.

In der Luft abgeschossene Flugkörper werden typischerweise in eine nach vorne gerichtete Richtung gehalten, in der die Nase des Flugkörpers mit der Nase des Trägerflugzeugs ausgerichtet ist. Ein Flugkörper, der in der Lage ist, seine Flugbahn umzukehren, d. h. eine 180°-Drehung auszuführen, schafft die Fähigkeit, ein sich von hinten näherndes Flugzeug zu zerstören, bevor dies in Feuerreichweite auf das Trägerflugzeug kommen kann. Ein Kampfvor teil bietet sich auch in einer Vorbeiflug-Situation, wo ein feindliches Flugzeug das sich in entgegengesetzter Richtung bewegende Trägerflugzeug passiert. Wenn der Flugkörper schnell genug umwenden kann, kann das feindliche Flugzeug dem Angriff nicht entkommen. Die für das Manöver benötigte Zeit, die Geschwindigkeit des Flugkörpers nach dem Manöver und der Wenderadius oder die Entfernung, um die der Flugkörper von seiner gewünschten Bahn abweicht, ist daher bei der Begegnung von überlebensentscheidender Bedeutung.

Eine Anwendung, bei der ein unmittelbares Bedürfnis für eine verbesserte Effizienz der Manövrierbarkeit gegeben ist, besteht für aus der Luft abgeschossene Abfangflugkörper. Die intuitive Vorgehensweise zum Umkehren eines aus der Luft abgeschossenen Abfangflugkörpers basierend auf einer herkömmlichen Manövrier steuerung ist eine gleichmäßige Wendung unter hoher Beschleuni gung. Das Flugkörpersystem wendet eine Steuerkraft an, um die Nase des Flugkörpersystems in einen gewünschten Anstellwinkel zu drehen, um eine aerodynamische Normalkraft zu erreichen, die eine seitliche Beschleunigungskomponente zum Drehen des Geschwindig keitsvektors des Flugkörpers und daher seines Flugbahnwinkels zur Folge hat. Während dieses Manövers ist eine nach vorne gerichtete Geschwindigkeit notwendig, um die aerodynamische Kraft zu erzeugen und einen Anstellwinkel aufrechtzuerhalten. Der Anstellwinkel ist typischerweise begrenzt, um parasitäre Widerstandseffekte von aerodynamischen Axialkräften zu reduzie ren, um die Stabilität des Flugkörpers während des ausgeführten Manövers aufrechtzuerhalten und um die aerodynamische Belastung unterhalb der Festigkeitsgrenze des Flugkörpers zu halten.

Fig. 4 stellt die ersten 1,25 Sekunden einer beispielhaften Flugbahn des Flugkörpers 50 aus Fig. 1 dar, der das andauernde Manöver in der vertikalen Ebene durchführt. Die Ausrichtung des Flugkörpersystems 50 in bezug auf das Inertialsystem ist in Abständen von 0,25 Sekunden während des Manövers gezeigt. Wie aus Fig. 4 ersichtlich ist, benötigt dieses Manöver einen großen Wendedurchmesser oder Wendekreis. Fig. 5 ist ein Graph der Gesamtgeschwindigkeit des Flugkörpers als Funktion der x- Inertialachse oder der zurückgelegten Wegstrecke für die ersten 5 Flugsekunden des Manövers aus Fig. 4, was die in entgegen gesetzter Richtung zu der gewünschten Manöverrichtung aufgewende te Energie veranschaulicht.

Ein Flugkörpersystem, das speziell für solche anforderungsreichen Manöver entwickelt worden ist, ist die Python 4, die von Rafael Industries hergestellt und von der Israelischen Regierung verkauft wird und in Fig. 6 in Draufsicht gezeigt ist. Die Python 4 hat 21 Steuerflächen, um diese Leistungsfähigkeit zu erreichen - eine übermäßig hohe Anzahl von Steuerflächen für ein Flugkörpersystem, was es teuer in der Herstellung und in der Wartung schwer handhabbar macht. Ein Grund für die Komplexität des Designs der Python 4 liegt in den Anforderungen der Im plementierung des intuitiven Ansatzes zur Umwendung der Orientie rung des Flugkörpers wie oben beschrieben und in Fig. 4 dargestellt. Das russische AA-11 Flugkörpersystem, das in Fig. 7 gezeigt ist, setzt ebenfalls diesen intuitiven Ansatz ein, um die Orientierung des Flugkörpersystems zu ändern, um eine 180°-Wende auszuführen.

Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eines oder mehrere der oben beschriebenen Probleme zu überwinden oder zumindest deren nachteiligen Effekte zu reduzieren.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Gemäß einem ersten Aspekt verwendet die Erfindung Schubkräfte des Flugkörpersystems und axiale aerodynamische Kräfte darauf als primären Mechanismus zum Ändern der Flugbahn des Flugkörpers im Gegensatz zu der aerodynamischen Normalkraft (d. h. senkrecht zur Längsachse des Flugkörpers). Gemäß diesem ersten Aspekt ist die Erfindung auf ein Verfahren zum Ändern der Bewegungsrichtung eines Bewegungskörpers gerichtet, der sich durch ein fluides Medium bewegt, auf eine gewünschte Richtung, die in dem Inertial bezugssystem des Bewegungskörpers gemessen wird, wobei der Bewegungskörper einen Körper mit einer Nase, eine momenterzeugen de Steuereinrichtung und eine axiale Vortriebseinrichtung hat.

Das Verfahren beinhaltet das Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten, und das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als primären Mechanismus, um die Geschwin digkeit des Bewegungskörpers in die gewünschte Bewegungsrichtung umzukehren.

In einem zweiten Aspekt schafft die Erfindung einen Bewegungs körper, der dazu ausgestaltet ist, das Verfahren gemäß dem ersten Aspekt auszuführen.

In einem dritten Aspekt wird gemäß der Erfindung ein Flugkörper steuersystem per Software simuliert, das das Verfahren gemäß dem ersten Aspekt der Erfindung realisiert.

KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Andere Ziele und Vorteile der Erfindung werden beim Lesen der folgenden detaillierten Beschreibung und bei Bezugnahme auf die Zeichnungen deutlich werden, in denen:

Fig. 1 und 2 verschiedene Konzepte für die Steuerung der Ausrichtung eines Flugkörpersystems in einem Inertial bezugssystem darstellen;

Fig. 3 ein herkömmliches Flugkörpersteuersystem für das Flugkörpersystem aus Fig. 1 darstellt, das dazu verwendet werden kann, um ein herkömmliches Manöver mit hoher Beschleunigung nach Fig. 4 auszuführen;

Fig. 4 die Flugbahn für ein herkömmliches Manöver mit lang andauernder hoher Beschleunigung darstellt, das zur Neuausrichtung eines Flugkörpersystems wie in den Fig. 1 bis 3 gezeigt verwendet wird;

Fig. 5 ein Graph der Geschwindigkeit des Flugkörpersystems aus Fig. 4 im Inertialbezugssystem ist;

Fig. 6 und 7 Flugkörpersysteme nach dem Stand der Technik zeigen, die ein herkömmliches Manöver nach Fig. 4 mit hoher Beschleunigung ausführen;

Fig. 8 die Flugbahn eines Flugkörpersystems darstellt, das gemäß einer Ausführungsform eines ersten Aspekts der vorliegenden Erfindung betrieben wird;

Fig. 9A-9E das in Fig. 8 dargestellte Manöver graphisch mit dem Manöver nach Fig. 4 vergleichen, wobei die Figuren insbesondere zeigen:

- Fig. 9A die Änderung der Flugbahnen als Funktion der zu ihrer Ausführung benötigten Strecke dar stellt;
- Fig. 9B die Flugbahnen des herkömmlichen und des erfindungsgemäßen Manövers für die ersten 5 Flug sekunden vergleicht;
- Fig. 9C den Gesamtgeschwindigkeitsbetrag als Funktion der Wegstrecke für die ersten 5 Flug sekunden darstellt;
- Fig. 9D die Geschwindigkeitskomponenten für jedes der Manövrierverfahren zeigt; und
- Fig. 9E die aerodynamischen Axialkräfte dar stellt, die zur Unterstützung des Abfangens der Anfangsgeschwindigkeit des Bewegungskörpers verwendet werden;

Fig. 10 die Schubkraft durch die Steuereinrichtung der vor liegenden Erfindung als Funktion der Zeit der Manöver der Fig. 4 und 8 für die Zeitdauer vergleicht, die der Flugkörper benötigt, um durch die vertikale Ma növrierebene zurückzukehren;

Fig. 11 eine bestimmte Ausführungsform eines Flugkörpersystems darstellt, mit der die vorliegende Erfindung realisiert werden kann;

Fig. 12A-12C Auftragungen des Anstellwinkels gegen die Neu tralpunktsposition in Längsrichtung und die Schwer punktsposition als Funktion der Machzahl, des Steuer triebwerksteuerbefehls gegen den Anstellwinkel und des aerodynamischen Moments gegen den Anstellwinkel für das Flugkörpersystem aus Fig. 11 zeigen;

Fig. 13 einen Autopiloten darstellt, der zur Steuerung eines hochmanövrierfähigen Bewegungskörpers verwendet werden kann, um das Manöver aus Fig. 8 in einem zweiten Aspekt der Erfindung auszuführen;

Fig. 14 einen herkömmlichen Autopiloten darstellt, wie er für das Flugkörpersystem aus den Fig. 1 bis 3 eingesetzt werden kann, der aber auch zur Ausführung des Manövers aus Fig. 8 verwendet werden kann; und

Fig. 15A-15D verschiedene Parameter des Manövers aus Fig. 8 mit denen des Manövers aus Fig. 4 vergleichen, wobei in den Figuren insbesondere:

- Fig. 15A den Verlauf der Anstellwinkel über die ersten 3,5 Sekunden des Fluges vergleicht;
- Fig. 15B den Transversalbeschleunigungsbela stungsfaktor, den ein Flugkörper erfährt, der die jeweiligen Manöver ausführt, für die ersten 3,5 Flugsekunden vergleicht;
- Fig. 15C den Gesamtgeschwindigkeitsbetrag als Funktion des Flugkörperlängsneigungswinkels für die jeweiligen Manöver über die ersten 5 Flugse kunden vergleicht; und
- Fig. 15D den Betrag der horizontalen Inertialge schwindigkeit als Funktion der Wegstrecke, die für das jeweilige Manöver zurückgelegt wird, ver gleicht.

Während im Rahmen der Erfindung verschiedene Modifikationen und alternative Formen möglich sind, sind in den Zeichnungen und in der detaillierten Beschreibung bestimmte Ausführungsformen beispielhaft dargestellt. Dies ist jedoch so zu verstehen, daß die Beschreibung der speziellen Ausführungsformen nicht dazu dienen soll, die Erfindung auf die beschriebenen speziellen Ausführungsformen zu beschränken, sondern daß die Erfindung alle Abwandlungen, Äquivalente und Alternativen umfaßt, die in den Bereich der Erfindung, wie sie in den angefügten Patentansprüchen definiert ist, fallen.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG SPEZIELLER AUSFÜHRUNGSFORMEN

Im folgenden werden beispielhafte Ausführungsformen der Erfindung beschrieben. Aus Gründen der Klarheit und Übersichtlichkeit werden nicht alle Merkmale der tatsächlichen Ausführung in dieser Beschreibung erläutert. Es ist natürlich davon auszugehen, daß bei der Ausführung einer tatsächlichen Ausführungsform viele realisierungsspezifische Entscheidungen getroffen werden müssen, um die speziellen Ziele des Konstrukteurs, wie etwas das Erfüllen von systembezogenen und kommerziellen Randbedingungen, getroffen werden müssen, die von der einen zu der anderen Realisierung variieren können. Ferner ist leicht zu erkennen, daß solche Entwicklungsarbeiten, auch wenn sie komplex und zeitaufwendig sein können, lediglich Routineaufgaben für Fachleute darstellen, denen die Offenbarung der vorliegenden Erfindung zur Verfügung steht.

Ein Aspekt der Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern der Ausrichtung eines Bewegungskörpers, der sich durch ein fluides Medium bewegt. Wie zuvor bemerkt, wird die Erfindung im Zusammen hang mit einem Flugkörpersystem beschrieben, ist aber nicht darauf beschränkt. Insbesondere betrifft die Erfindung in einer Ausführungsform ein Verfahren zum Ändern der Bewegungsrichtung eines Bewegungskörpers, der sich durch ein fluides Medium bewegt, auf eine gewünschte Bewegungsrichtung, die in dem Inertialbezugs system des Flugkörpers gemessen wird, wobei der Bewegungskörper einen Körper mit einer Nase, eine momenterzeugende Steuer einrichtung, und eine axiale Vortriebseinrichtung aufweist. Das Verfahren beinhaltet das Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten, und das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als Primärmechanismus zum Umwenden der Geschwindigkeit des Bewegungskörpers auf die gewünschte Bewe gungsrichtung.

Der Ausdruck "gewünschte Bewegungsrichtung", wie er hierin verwendet wird, bezieht sich auf die durch den Flugbahnwinkel, der erwünscht ist, um das anvisierte Ziel zu erreichen, definier te Richtung. Die charakteristischen Eigenschaften des erfindungs gemäßen Verfahrens sind leicht unterscheidbar für Änderungen des Flugbahnwinkels, die vom Betrag größer als 60° sind. Daher beziehen sich die Ausdrücke "Ändern der Bewegungsrichtung" und "Ausrichten auf eine gewünschte Bewegungsrichtung" auf die erforderlichen Manöver zum Umwenden für eine Differenz zwischen dem gewünschten Flugbahnwinkel und dem aktuellen Flugbahnwinkel von 60° oder mehr. Diese Manöver sind zu unterscheiden von "Kurskorrekturen", die ausgeführt werden, wenn ein gewünschter Flugbahnwinkel erreicht ist. In ähnlicher Weise bezieht sich der Ausdruck "im wesentlichen Ausrichten der Nase des Bewegungs körpers in die gewünschte Bewegungsrichtung" darauf, daß die Nase des Bewegungskörpers veranlaßt wird, sich in die gewünschte Bewegungsrichtung zu wenden, unabhängig von der aktuellen Bewegungsrichtung. Der Ausdruck "im wesentlichen" bezieht sich in diesem Zusammenhang auf das Erreichen von Winkeln, die innerhalb von 20% des gewünschten Flugbahnwinkels liegen. Ferner bezieht sich der Ausdruck "Nase" des Bewegungskörpers auf den Bereich des Bewegungskörpers, der letztlich auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten ist. Daher muß die "Nase" des Bewegungskörpers nicht in allen Ausführungsformen das bezeichnen, was man intuitiv als die Nase identifizieren würde. Der Ausdruck "primärer Mechanismus" wie er hier verwendet wird soll den größten, oder wesentlichsten Beitrag zum Umwenden oder Ändern des Flugbahnwinkels des Bewegungskörpers bezeichnen.

Das Verfahren zur Steuerung der Ausrichtung des Flugkörpersystems kann in einer Vielzahl von alternativen Ausführungsformen realisiert werden. Zum Beispiel kann Schub angewendet werden, bevor oder nachdem der Bewegungskörper teilweise oder vollständig gedreht ist. Mithin kann die axiale Vortriebseinrichtung eingeschaltet werden, bevor die Nase im wesentlichen in die gewünschte Bewegungsrichtung ausgerichtet ist, solange der Betrieb fortgesetzt wird, nachdem im wesentlichen eine Aus richtung auf die gewünschte Bewegungsrichtung erreicht ist. Ferner kann das Anwenden des gesteuerten Moments es einschließen, eine Bewegung mit niedriger Variation des Neutralpunkts als Funktion des Anstellwinkels des Flugkörpersystems zu bewirken, unterstützt durch das aerodynamische Drehmoment des Bewegungs körpers, und/oder eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungs körpers zu bewirken. Ferner kann die Anwendung des gesteuerten Moments es einschließen, die Neuausrichtung mit einer Vortriebs einrichtung zu dämpfen und/oder die Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung zu initiieren.

Fig. 8 illustriert eine Ausführungsform dieses Aspekts der Erfindung, worin der Bewegungskörper ein Flugkörper und das fluide Medium die Erdatmosphäre ist. Dieser Aspekt der Erfindung verwendet den Schub des Flugkörpersystems und axiale aerodyna mische Kräfte darauf als primären Mechanismus zum Ändern der Flugbahn des Flugkörpersystems im Gegensatz zur aerodynamischen Normalkraft des Flugkörpersystems. Die Steuerkraft dreht die Nase des Flugkörpersystems schnell und im wesentlichen ausgerichtet auf die gewünschte Flugbahnrichtung, während der Betrag des in Bewegungsrichtung angewendeten Schubs maximiert wird. Fig. 8 stellt den Geschwindigkeitsvektor des Flugkörpersystems dar, das ein Manöver gemäß der Erfindung in einer vertikalen Ebene ausführt. Fachleute werden aufgrund der Offenbarung erkennen, daß das Manöver in irgendeiner Ebene und nicht etwa nur in der vertikalen Ebene, die in diesen Simulationsergebnissen darge stellt ist, ausgeführt werden kann.

In den Fig. 9A-9E sind verschiedene Aspekte des erfindungs gemäßen Verfahrens, dessen Flugbahn in Fig. 8 illustriert ist, mit denen des herkömmlichen Verfahrens aus Fig. 4 verglichen. Insbesondere zeigt:

- Fig. 9A einen Vergleich der ersten 1,25 Sekunden der beiden Flugbahnen für den gleichen Flugkörper, der eine 180°-Wende ausführt, wodurch die Vorteile der Erfindung in bezug auf die benötigte Zeit und den Wenderadius illustriert werden;
- Fig. 9B einen Vergleich der Flugbahnen für das herkömmliche und das erfindungsgemäße Manöver für die ersten 5 Flugsekun den zeigt und, in der durchgezogenen Linie, den Vorteil der Erfindung über den herkömmlichen Ansatz in bezug auf die Wegstrecke, den engeren Wenderadius und die Anfangshöhe zu der neuen Bewegungsbahn illustriert;
- Fig. 9C die erzielten Vorteile in bezug auf den Gesamt geschwindigkeitsbetrag als Funktion der Wegstrecke für die ersten 5 Flugsekunden und folglich die verbesserte Aus nutzung der verfügbaren Energie illustriert, die dadurch gewonnen wird, daß Schubkräfte im wesentlichen in der gewünschten Manövrierrichtung angewendet werden;
- Fig. 9D die Geschwindigkeitskomponenten für die Manövrier verfahren zeigt, um die vorteilhafte, effizientere Ver wendung des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers auf die gewünschte Bewegungsrichtung zu illustrieren; und
- Fig. 9E die aerodynamischen Axialkräfte darstellt, die konstruktiv eingesetzt werden, um die Anfangsgeschwindigkeit des Flugkörpers abzufangen, im Gegensatz zu dem parasitären Widerstandseffekten, die herkömmlich auftreten.

Während des Manövers wird der Betrag der Geschwindigkeit des Bewegungskörpers klein. Dies ist, im Gegensatz zu herkömmlichen Verfahren, in der vorliegenden Erfindung nicht nachteilig für die Manövrierfähigkeit. Wegen der Verwendung des Raketenantriebs- Schubprofils bei der Ausführung der Erfindung kann die Effizienz der Umwendung weiter verbessert werden, indem die Zündung des Raketenantriebs verzögert wird, bis ein Teil der Drehung des Flugkörpers bereits stattgefunden hat. Das liegt daran, daß alle Energieaufwendung in einer Richtung weg von der gewünschten Flugrichtung vermieden werden soll.

Die vorliegende Erfindung ist in einem zweiten Aspekt auf einen Bewegungskörper gerichtet, mit dem das Manöver aus Fig. 8 ausgeführt werden kann. Fig. 11 zeigt eine bestimmte Aus führungsform eines Flugkörpersystems 1100, mit der die vor liegende Erfindung in ihren verschiedenen Aspekten ausgeführt werden kann. Das Flugkörpersystem 1100 hat einen Schwerpunkt 1105 und weist einen Körper 1110 mit einer Nase 1115, eine moment erzeugende Steuereinrichtung 1120, und eine axiale Vortriebs einrichtung 1125 auf. Das Manöver aus Fig. 8 ändert die Bewegungsrichtung des Flugkörpersystems 1100, das sich durch ein fluides Medium bewegt, auf eine gewünschte Bewegungsrichtung gemessen in dem Inertialbezugssystem des Flugkörpersystems. Das Manöver aus Fig. 8 beinhaltet in dieser Ausführungsform die Auslösung der momenterzeugenden Steuereinrichtung 1120, um die Nase 1115 im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten, und das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung 1125 als Primärmechanismus, um die Geschwindigkeit des Flugkör persystems in die gewünschte Bewegungsrichtung zu wenden.

Aus der obigen Diskussion lassen sich Abwandlungen dieser speziellen Ausführungsform ableiten. Zum Beispiel ist die momenterzeugende Steuereinrichtung 1120 ein Steuersystem mit Vortriebstriebwerk, aber kann in alternativen Ausführungsformen auch als irgendeine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodyna mische Steuereinrichtung und eine hintere Vortriebseinrichtung ausgeführt sein. Das Vortriebssteuertriebwerk-Steuersystem ist daher eine beispielhafte Einrichtung zur Erzeugung eines Impulses. In ähnlicher Weise weist die in Fig. 11 dargestellte axiale Vortriebseinrichtung 1125 ein Raketentriebwerk auf und ist eine beispielhafte Einrichtung zum axialen Vortrieb des Bewe gungskörpers 1100.

Aus dieser Beschreibung lassen sich auch leicht Abwandlungen der Ausführung des Manövers aus Fig. 8 mit dem Flugkörpersystem 1100 aus Fig. 11 ableiten. Die Betätigung der momenterzeugenden Steuereinrichtung 1120 kann die Betätigung eines Vortriebs- Steuertriebwerks-Steuersystems, was im wesentlichen die Aus richtung der Nase 1115 mit der gewünschten Bewegungsrichtung mit einer Vortriebseinrichtung einleitet, und/oder die Dämpfung der Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung beinhalten. Die Anwendung der axialen Vortriebseinrichtung 1125 kann die Betätigung eines Raketentriebwerks und in einigen Fällen das Verzögern von dessen Zündung beinhalten, bis der Körper 1100 teilweise oder vollständig gedreht ist. Die Ausrichtung der Nase 1115 kann durch eine aerodynamische angefachte aperiodische Längsbewegung des Flugkörpersystems und/oder einen Schiebewinkel unterstützt werden, eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion des Anstellwinkels des Flugkörpersystems, und/oder eine niedrige Variation der aerodyna mischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Flugkörpersystems. Die Anwendung der axialen Vortriebseinrichtung 1125 als Primärmechanismus zur Umwendung der Flugkörpersystemge schwindigkeit kann auch durch aerodynamische Axialkräfte unterstützt werden.

In einer Abwandlung dieser Ausführungsform weist das Flugkörper system 1100 einen Körper 1110 mit 20 cm (8 Zoll) Durchmesser, 365 cm (12 Fuß) Länge mit aerodynamischen Neutralpunkteigen schaften und Schwerpunkteigenschaften, die weiter unten disku tiert werden, auf. Der Bewegungskörper 1100 dieser bestimmten Ausführungsform wiegt beim Abschuß 140 kg (308 Pounds). Ein Schubprofil mit voller Kraft von 5400 kg (12 000 Pounds) Schub für 2,5 Sekunden wird für das Raketentriebwerk verwendet. Der Flugkörper 1100 wird in einer Höhe von 6100 m (20 000 Fuß) mit einer anfänglichen Intertialgeschwindigkeit von 284,5 m/s (933,57 Fuß/Sekunde), oder Mach 0,90, abgeschossen, was typische Bedingungen darstellt, in der die Erfindung angewendet werden kann. Das Schubprofil ist nicht optimiert. Die Leistungsfähigkeit kann durch ein ideales Schubprofil verbessert werden, und die Anwendung der Erfindung ist nicht auf ein bestimmtes Schubprofil, z. B. volle Kraft, Dauerschub, Impulsbetrieb etc., beschränkt.

Der erfindungsgemäße Ansatz verwendet die zur Verfügung stehende Steuerungsenergie in effizienterer Weise. Fig. 10 zeigt einen Graph des durch die Steuereinrichtung gelieferten Schubs als Funktion der Zeit für den erfindungsgemäßen Ansatz (durchgezogene Linie) und den herkömmlichen Ansatz (gestrichelte Linie) für die Zeitdauer, die der Flugkörper benötigt, um durch die vertikale Manöverebene zurückzukehren. Für einen Steuertriebwerkstreib stoff, der sich durch einen spezifischen Impuls von 251 Sekunden auszeichnet, wird in dem erfindungsgemäßen Ansatz 1,4 kg (3,1 Pounds) Steuertriebwerkstreibstoff verbraucht, während mit dem herkömmlichen Ansatz 5,3 kg (11,7 Pounds) Steuertriebwerks treibstoff verbraucht wird.

Da ein Manöver, das gemäß der Erfindung ausgeführt wird, Bereiche mit kleinen Geschwindigkeitsbeträgen durchläuft, kann eine Vortriebs-Steuereinrichtung in vorteilhafter Weise eingesetzt werden, um das Verfahren auszuführen. Die Vortriebseinrichtung kann im vorderen Bereich des Flugkörpers als Umlenksteuer triebwerke oder im hinteren Bereich des Flugkörpers als Schub lenksteuerung oder als Ablenktriebwerke in verschiedenen Ausführungsformen angeordnet sein. Für die dargestellte Aus führungsform ist die Vortriebseinrichtung eine vordere Steuer triebwerkssteuereinrichtung.

Da nur ein begrenzter Betrag an Steuerungskraft in dem Bewegungs körper untergebracht werden kann, ist es nützlich, aerodynamische Oberflächen zu konstruieren, um den Betrag der benötigten Steuerungskraft zu reduzieren. Daher kann in der Mitte des Bewegungskörpers eine Flügelfläche angeordnet sein, die den Gesamteffekt hat, den Abstand zwischen dem Punkt, bei dem die zusammengefaßten aerodynamischen Kräfte wirken - als Neutralpunkt bekannt - und dem Punkt, um den der Flugkörper sich dreht - bekannt als Schwerpunkt - zu reduzieren. Es ist wünschenswert, die Variation in der axialen Position des Neutralpunkts klein zu halten, da der Flugkörper unterschiedliche Machzahlen und Anstellwinkel während seines Fluges und während des Manövers erfährt. Eine Gestaltung kann als eine mit niedriger Neutral punktvariation angesehen werden, wenn die Bewegung des Neutral punkts für den anfänglichen 90°-Anstellwinkel geringer als 3 Kaliber- oder Durchmesserabstände ist.

Das Flugkörpersystem aus Fig. 11 erreicht diese Konstruktions ziele und die Position des aerodynamischen Neutralpunkts als Funktion des Anstellwinkels des Flugkörpers und der Machzahl und die Schwerpunktspositionen beim Abschuß und bei Erschöpfen des Raketentriebwerks oder "Ausbrennen". Eine in dieser Weise gestaltete Konstruktion reduziert den Betrag des aerodynamischen Moments, das die Steuereinrichtung während der ersten 90° der Drehung des Manövers überwinden muß, indem der aerodynamische Dreharm klein gemacht ist. Fig. 12A illustriert, wie die mit einer Konstruktion dieses Typs verbundenen nicht-linearen aerodynamischen Momente das Manöver unterstützen können, indem im Anfangsbereich des Manövers aerodynamische Momente geliefert werden, um die Erhöhung der Drehgeschwindigkeit (herkömmlicher weise als instabil betrachtet) zu unterstützen und um am Ende des Manövers aerodynamische Momente zu liefern, die helfen, die Manöverbewegung zu dämpfen oder "abzufangen". Fig. 12B illu striert, wie die von einem Autopiloten, der die vorliegende Erfindung realisiert, gelieferte Steuersignale einen Schub im wesentlichen in einer Richtung vorgeben, um die Drehung für Anstellwinkel größer als 90° abzufangen. Fig. 12C illustriert auch, wie die mit einer Konstruktion dieses Typs verbundenen nicht-linearen aerodynamischen Momente das Manöver unterstützen können, indem zu Beginn des Manövers aerodynamische Momente geliefert werden, um die Drehgeschwindigkeit zu erhöhen (herkömm lich als instabil betrachtet), und am Ende des Manövers aerodyna mische Momente zu liefern, um zu helfen, das Manöver zu dämpfen.

Fig. 13 illustriert einen Autopiloten, der eingesetzt werden kann, um einen Bewegungskörper gemäß der vorliegenden Erfindung zu steuern, d. h. das Manöver aus Fig. 8 auszuführen. Die Autopilot-Steuereinheit erhält von dem Führungssteuersystem ein Befehlssignal, das den Betrag und die Richtung der gewünschten Flugbahn repräsentiert. Dieses Signal wird in ein Steuersignal für ein vorderes Steuertriebwerk umgewandelt, indem die in Fig. 13 dargestellte Steuerungslogik verwendet wird. Wie von Fachleuten, die die Offenbarung der vorliegenden Erfindung erkennen, ohne weiteres erkannt wird, können die Verstärkungs faktoren dieses Steuerungskreises eingestellt werden, um das Verhalten der Steuereinheit zu verändern. Die Verstärkungs faktoren für das erfindungsgemäße Steuersystem werden so gewählt, um eine schnelle Ausrichtung des Flugkörpers zu erreichen, die im wesentlichen mit dem gewünschten Flugbahnwinkel übereinstimmt. Dieses Kriterium ignoriert die Beschränkungen von herkömmlich angewendeten Anstellwinkel- und Stabilitätsforderungen.

Zum Vergleich wird eine Steuereinheit für den herkömmlichen Ansatz zum Wenden eines Flugkörpers entworfen. Die Autopilot- Steuereinheit empfängt einen Steuerbefehl von einem Führungs steuersystem, der den Betrag und die Richtung des gewünschten Flugbahnwinkels repräsentiert. Dieses Signal wird unter Ver wendung der Steuerungslogik, die in Fig. 14 dargestellt ist, in ein Steuersignal für ein vorderes Steuertriebwerk umgewandelt. Wie Fachleuten bekannt ist, können die Verstärkungsfaktoren in diesem Steuerungssystem eingestellt werden, um das Verhalten der Steuerungseinheit zu verändern. Ein Ansatz eines herkömmlichen Autopiloten geht dahin, den gewünschten Flugbahnwinkel in einen Befehl für einen Anstellwinkel umzuwandeln. Der Anstellwinkelbe fehl wird typischerweise begrenzt, um die Effekte von schädlichen Widerstand zu reduzieren und die Stabilität des Flugkörpers aufrechtzuerhalten.

Bei Einleitung des Manövers erhalten sowohl der herkömmliche Autopilot aus Fig. 14 als auch der erfindungsgemäße Autopilot aus Fig. 13 einen Befehl, der eine gewünschte Flugbahn in entgegengesetzter Richtung zu der anfänglichen Flugbahn wieder spiegelt. Jeder Autopilot antwortet gemäß dem gewünschten Verhalten, für das er konstruiert ist. Beide Autopiloten geben eine Steuerkraft und ein resultierendes Moment vor, um den Flugkörper zu drehen, um den Winkel zwischen der anfänglichen Flugbahn und der gewünschten Flugbahn zu erniedrigen. Der herkömmliche Autopilot begrenzt den Winkel zwischen der Flugkör pernase und dem Flugkörpergeschwindigkeitsvektor, um die Quelle der seitlichen aerodynamischen Kraft zum Wenden aufrecht zu erhalten, die Effekte von schädlichem Widerstand zu reduzieren und die Stabilität aufrechtzuerhalten. Fig. 15A zeigt den zeitlichen Verlauf des Anstellwinkels für den erfindungsgemäßen Ansatz (durchgezogene Linie) und den herkömmlichen Ansatz (gestrichelte Linie), was die drastisch unterschiedlichen Flugbereiche der beiden Ansätze illustriert. Bei dem erfindungs gemäßen Ansatz tritt während einer kurzen Zeitperiode im wesentlichen Rückwärtsflug auf, während der die aerodynamische Axialkraft und der Schub verwendet werden, um die Geschwindigkeit des Flugkörpers abzufangen und umzukehren. Der herkömmliche Ansatz verwendet eine im wesentlichen gleichmäßige Drehung, während die Geschwindigkeit des Flugkörpers und die aerodynami sche Belastung beibehalten werden. Ein wesentliches Merkmal der Erfindung besteht darin, daß Anstellwinkel von mehr als 90° für Angriffe in der rückwärtigen Hemisphäre erreicht werden können. Fig. 15B zeigt den transversalen Beschleunigungslastfaktor für die beiden Manövrierverfahren und illustriert, daß der Betrag und die Dauer der Belastung für den erfindungsgemäßen Ansatz geringer ist.

Ein wesentliches Leistungsfähigkeitsmerkmal ist die effizientere Verwendung der Energie gerichtet auf die Bewegungsrichtung. Bei dem herkömmlichen Manöver wird Energie aufgrund von schädlichem Widerstand und aufgrund der langen Manöverdauer verschwendet. Fig. 15C zeigt die Geschwindigkeit des herkömmlichen und des erfindungsgemäßen Ansatzes als Funktion der Längsneigungslage und illustriert, daß das erfindungsgemäße Manöver die Flugkörperge schwindigkeit nicht wesentlich verändert, bis er im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung gerichtet ist, während der herkömmliche Ansatz durch Erhöhen der Flugkörpergeschwindigkeit in einer Richtung weg von der gewünschten Manöverrichtung Energie verbraucht.

Da die Flugkörpergeschwindigkeit ein guter Indikator für die Flugkörperenergie oder -effizienz der axialen Vortriebseinrich tung ist, ist der Betrag der Horizontalgeschwindigkeit in Fig. 15B als Funktion der Wegstrecke für die ersten 5 Flugsekun den für den Flugkörper, der die erfindungsgemäße Wendung ausführt, und den Flugkörper, der eine Wendung nach einem herkömmlichen Ansatz ausführt, gezeigt. Sowohl in bezug auf die höhere Geschwindigkeit als auch auf die benötige zurückgelegte Wegstrecke zeigt der erfindungsgemäße Ansatz einen klaren Vorteil über den herkömmlichen Ansatz. Bei dem herkömmlichen Ansatz legt der Flugkörper bei dem Manöver in den ersten 5 Sekunden eine Wegstrecke von 2085 m (6841,8 Fuß) zurück und hat zu dieser Zeit eine Gesamtgeschwindigkeit mit dem Betrag von 686,9 m/s (2253,6 Fuß/Sekunde). Der erfindungsgemäße Ansatz ermöglicht es dem Flugkörper, sich in den ersten 5 Sekunden um eine Wegstrecke von 2490 m (8171,6 Fuß/Sekunde) zu bewegen und zu diesem Zeitpunkt eine Gesamtgeschwindigkeit mit dem Betrag von 801,3 m/s (2628,8 Fuß/Sekunde) zu haben. Das bedeutet einen Verbesserungs faktor von 1,19 für die zurückgelegt Wegstrecke und einen Faktor von 1,17 in der erreichten Geschwindigkeit in dem gewählten Flugzeitintervall.

Gemäß der Erfindung ist in einem dritten Aspekt auch vorgesehen, daß die Erfindung dazu eingesetzt werden kann um das Verhalten des Bewegungskörpers, der gemäß dem ersten und dem zweiten Aspekt wie oben beschrieben manövriert, zu simulieren. Es ist im Stand der Technik wohlbekannt, das Verhalten von herkömmlichen Flugkörpersystemen wie das in Fig. 1 gezeigte Flugkörpersystem 100 mit Computerprogrammen zu simulieren. Insbesondere enthält das Computerprogramm ein Modell des Steuersystems des Flugkörpers und seines Verhaltens. Das Modell umfaßt eine Anzahl von kodierten Instruktionen auf einem maschinenlesbaren Medium, z. B. einer Speichereinrichtung, einer Floppy Disk oder einer Fest platte, die den Betrieb des Steuersystems simulieren, wenn sie von einem Computer ausgeführt werden, z. B. einem Personalcompu ter, einem Großcomputer nach dem Time-Sharing-Verfahren. In diesem Aspekt der Erfindung würden Computersoftwaremodelle das Flugkörpersteuerungssystem, wie das oben gemäß dem ersten und zweiten Aspekt der Erfindung diskutierte, modellieren.

Diese Manövrierstrategie hat in ihren verschiedenen Ausführungs formen zahlreiche Vorteile über die herkömmlichen Techniken, darunter:

- der Bewegungskörper besitzt eine erhöhte Energie, wenn das Ziel erreicht wird, insbesondere bei Angriffen der rückwär tigen Hemisphäre;
- ein verminderter Wenderadius für das Manöver;
- ein verbesserter Zeitablauf bei Nahkampfbegegnungen;
- ein verbesserter Zeitablauf zum "Blicken" in die Richtung des Ziels;
- ermöglicht das Abfangen in Nahkampfsituationen, was herkömm liche Manöver nicht gestatten;
- bietet effizientere Ausnutzung der Steuerungs- und der axialen Vortriebsenergie;
- Anwendung von Luftwiderstand als konstruktive Kraft anstelle einer schädlichen Widerstandskraft; und
- eine verbesserte Reichweite für Angriffe in der rückwärtigen Hemisphäre.

Die oben beschriebenen besonderen Ausführungsformen dienen nur zur Illustration, da die Erfindung mit unterschiedlichen aber gleichwirkenden Mitteln, die Fachleuten anhand der hier gegebenen Lehren, offensichtlich sind, ausgeführt werden kann. Ferner sollen die Einzelheiten der hier gezeigten Konstruktionen, die nicht in den folgenden Ansprüchen definiert sind, nicht als Beschränkungen aufgefaßt werden. Es ist daher offensichtlich, daß die besonderen Ausführungsformen, die oben beschrieben wurden, abgewandelt oder modifiziert werden können und daß alle solchen Abwandlungen innerhalb des Bereichs der Erfindung liegen sollen. Demgemäß soll der beanspruchte Schutz durch die nachfolgenden Patentansprüche bestimmt werden.

Claims

1. Verfahren zum Ändern der Bewegungsrichtung eines Bewegungs körpers, der sich durch ein fluides Medium bewegt, in eine gewünschte Bewegungsrichtung, die in dem Inertialbezugs system des Bewegungskörpers gemessen wird, wobei der Bewegungskörper einen Körper mit einer Nase, eine moment erzeugende Steuereinrichtung, und eine axiale Vortriebs einrichtung aufweist, wobei das Verfahren umfaßt:
Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten; und
Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als Primärmecha nismus, um die Geschwindigkeit des Bewegungskörpers auf die gewünschte Bewegungsrichtung umzuwenden.

2. Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Bewegungskörper ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend Flugkörper und Torpedos.

3. Verfahren nach Anspruch 2, wobei das fluide Medium ausge wählt aus der Gruppe umfassend die Erdatmosphäre, Wasser und ein Plasma.

4. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die momenterzeugende Steuereinrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend eine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodynamische Steuereinrichtung, und eine hintere Vortriebs-Steuereinrich tung.

5. Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Betätigen der moment erzeugenden Steuereinrichtung das Betätigen eines Vortriebs- Steuertriebwerkssteuersystems umfaßt.

6. Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung das Betreiben eines Raketentriebwerks umfaßt.

7. Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung beinhaltet, deren Zündung zu verzögern, bis der Körper teilweise gedreht ist.

8. Verfahren nach Anspruch 7, wobei die Verzögerung der Zündung der axialen Vortriebseinrichtung weiterhin beinhaltet, daß die Zündung verzögert wird, bis der Körper vollständig gedreht ist.

9. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Ausrichtung der Nase durch die aerodynamische Drehbewegung des Bewegungskörpers unterstützt wird.

10. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Ausrichtung der Nase unterstützt wird durch eine niedrige Variation der aerodyna mischen Neutralpunktsbewegung als Funktion des Anstell winkels des Bewegungskörpers.

11. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Ausrichtung der Nase unterstützt wird durch eine niedrige Variation der aerodyna mischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungskörpers.

12. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Anwendung der axialen Vortriebseinrichtung zum Umwenden der Bewegungskörperge schwindigkeit durch aerodynamische Axialkraft unterstützt wird.

13. Verfahren nach Anspruch 1, wobei das Betätigen der moment erzeugenden Steuereinrichtung umfaßt, die Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung mit einer Vortriebseinrichtung einzuleiten.

14. Verfahren nach Anspruch 13, wobei das Betätigen der moment erzeugenden Steuereinrichtung zur Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung das Dämpfen der Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung beinhaltet.

15. Bewegungskörper, der zur Bewegung durch ein fluides Medium in der Lage ist, wobei der Bewegungskörper umfaßt:
einen Körper mit einer Nase;
eine momenterzeugende Steuereinrichtung;
eine axiale Vortriebseinrichtung; und
ein Steuersystem mit einem Autopiloten, der in der Lage ist, die Bewegungsrichtung des Bewegungskörpers auf eine ge wünschte Bewegungsrichtung gemessen in dem Inertialbezugs system des Bewegungskörpers zu ändern, wobei der Autopilot mit einem Verfahren implementiert ist, das die folgenden Schritte ausführt:
Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten; und
Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als Primärmecha nismus, um die Geschwindigkeit des Bewegungskörpers auf die gewünschte Bewegungsrichtung umzuwenden.

16. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei der Bewegungskörper ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend Flugkörper und Torpedos.

17. Bewegungskörper nach Anspruch 16, wobei das fluide Medium ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend die Erdatmosphäre, eine Wassermenge und ein Plasma.

18. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die momenterzeugende Steuereinrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend eine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodynamische Steuereinrichtung und eine hintere Vortriebs-Steuereinrich tung.

19. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die momenterzeugende Steuereinrichtung ein Vortriebssteuertriebwerk-Steuersystem aufweist.

20. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die axiale Vor triebseinrichtung ein Raketentriebwerk aufweist.

21. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei das Betätigen der axialen Vortriebseinrichtung bei dem implementierten Verfahren die Verzögerung von deren Zündung bis der Körper teilweise gedreht ist beinhaltet.

22. Bewegungskörper nach Anspruch 21, wobei das Verzögern der Zündung der axialen Vortriebseinrichtung in dem implemen tierten Verfahren ferner die Verzögerung der Zündung beinhaltet, bis der Körper vollständig gedreht ist.

23. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die Ausrichtung der Nase in dem implementierten Verfahren durch die aerodynami sche Drehbewegung des Bewegungskörpers unterstützt wird.

24. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die Ausrichtung der Nase in dem implementierten Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion des Anstellwinkels des Bewegungskörpers unterstützt wird.

25. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die Ausrichtung der Nase in dem angegebenen Verfahren durch die eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungskörpers unterstützt wird.

26. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei die Anwendung der axialen Vortriebseinrichtung zum Umwenden der Bewegungs körpergeschwindigkeit in dem implementierten Verfahren durch aerodynamische Axialkraft unterstützt wird.

27. Bewegungskörper nach Anspruch 15, wobei das Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung in dem implementierten Verfahren umfaßt, die Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung mit einer Vortriebs einrichtung einzuleiten.

28. Bewegungskörper nach Anspruch 27, wobei das Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung zur Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung in dem implementierten Verfahren das Dämpfen der Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung umfaßt.

29. Bewegungskörper, der zur Bewegung durch ein fluides Medium in der Lage ist, wobei der Bewegungskörper umfaßt:
einen Körper mit einer Nase;
eine momenterzeugende Einrichtung;
eine axiale Vortriebseinrichtung; und
eine Einrichtung zum Ändern der Bewegungsrichtung des Bewegungskörpers auf eine gewünschte Bewegungsrichtung gemessen in dem Inertialbezugssystem des Bewegungskörpers, wobei in die Einrichtung zum Ändern der Bewegungsrichtung ein Verfahren implementiert ist, das die folgenden Schritte ausführt:
Betätigen der momenterzeugenden Einrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurich ten; und
Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung, um die Geschwin digkeit des Bewegungskörpers auf die gewünschte Bewegungs richtung zu wenden.

30. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei der Bewegungskörper ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend Flugkörper und Torpedos.

31. Bewegungskörper nach Anspruch 30, wobei das fluide Medium ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend die Erdatmosphäre, eine Wassermenge und ein Plasma.

32. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die momenterzeugende Einrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend eine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodynamische Steuereinrichtung und eine hintere Vortriebs-Steuereinrich tung.

33. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die momenterzeugende Einrichtung ein Vortriebssteuertriebwerk-Steuersystem aufweist.

34. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die axiale Vor triebseinrichtung ein Raketentriebwerk aufweist.

35. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung des Bewegungskörpers in dem implementierten Verfahren das Verzögern von deren Zündung beinhaltet, bis der Körper teilweise gedreht ist.

36. Bewegungskörper nach Anspruch 35, wobei das Verzögern der Zündung der axialen Vortriebseinrichtung des Bewegungs körpers in dem implementierten Verfahren weiter das Ver zögern der Zündung beinhaltet, bis der Körper vollständig gedreht ist.

37. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die Ausrichtung der Nase bei dem implementierten Verfahren durch die aerodynami sche Drehbewegung des Bewegungskörpers unterstützt wird.

38. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die Ausrichtung der Nase in dem implementierten Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion des Anstellwinkels des Bewegungskörpers unterstützt wird.

39. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei die Ausrichtung der Nase in dem implementierten Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungskörpers unterstützt wird.

40. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung des Bewegungskörpers zur Umwendung der Geschwindigkeit des Bewegungskörpers bei dem implementierten Verfahren durch aerodynamische Axialkraft unterstützt wird.

41. Bewegungskörper nach Anspruch 29, wobei das Betätigen der momenterzeugenden Einrichtung bei dem implementierten Verfahren beinhaltet, daß die Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung mit einer Vortriebseinrichtung eingeleitet wird.

42. Bewegungskörper nach Anspruch 41, wobei das Betätigen der momenterzeugenden Einrichtung zur Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung bei dem implementierten Verfahren das Dämpfen der Nauausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung beinhaltet.

43. Computerlesbares Medium mit kodierten Instruktionen, die, wenn sie von einem Computer ausgeführt werden, die Steuerung eines durch ein fluides Medium sich bewegenden Bewegungs körpers simulieren, wobei der Bewegungskörper einen Körper mit einer Nase, einen Autopiloten, eine momenterzeugende Steuereinrichtung und eine axiale Vortriebseinrichtung aufweist, um die Richtung des Bewegungskörpers auf eine gewünschte Bewegungsrichtung, die in dem Inertialbezugs system des Bewegungskörpers gemessen wird, zu ändern, wobei das Verfahren aufweist:
Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung, um die Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung auszurichten; und
Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als Primärmecha nismus zum Umwenden der Geschwindigkeit des Bewegungskörpers in die gewünschte Bewegungsrichtung.

44. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei der Bewe gungskörper aus der Gruppe umfassend Flugkörper und Torpedos ausgewählt ist.

45. Computerlesbares Medium nach Anspruch 44, wobei das fluide Medium aus der Gruppe umfassend die Erdatmosphäre, eine Wasser und ein Plasma ausgewählt ist.

46. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die moment erzeugende Steuereinrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend eine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodynamische Steuereinrichtung und eine hintere Vortriebs- Steuereinrichtung.

47. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die moment erzeugende Steuereinrichtung ein Vortriebs-Steuertriebwerk- Steuersystem aufweist.

48. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die Anwen dung der axialen Vortriebseinrichtung das Betreiben eines Raketentriebwerks umfaßt.

49. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung bei dem implementierten Verfahren die Verzögerung von deren Zündung, bis der Körper teilweise gedreht ist, beinhaltet.

50. Computerlesbares Medium nach Anspruch 49, wobei das Ver zögern der Zündung der axialen Vortriebseinrichtung bei dem implementierten Verfahren ferner die Verzögerung der Zündung beinhaltet, bis der Körper vollständig gedreht ist.

51. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die Aus richtung der Nase bei dem implementierten Verfahren durch die aerodynamische Drehbewegung des Bewegungskörpers unterstützt wird.

52. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die Aus richtung der Nase bei dem implementierten Verfahren durch die niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunkts bewegung als Funktion des Anstellwinkels des Bewegungs körpers unterstützt wird.

53. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die Aus richtung der Nase bei dem implementierten Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunkts bewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungskörpers unterstützt wird.

54. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei die Anwen dung der axialen Vortriebseinrichtung zum Umwenden der Bewegungskörpergeschwindigkeit bei dem implementierten Ver fahren durch aerodynamische Axialkraft unterstützt wird.

55. Computerlesbares Medium nach Anspruch 43, wobei das Betäti gen der momenterzeugenden Steuereinrichtung bei dem im plementierten Verfahren umfaßt, die Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung mit einer Vortriebseinrichtung einzuleiten.

56. Computerlesbares Medium nach Anspruch 55, wobei das Betäti gen der momenterzeugenden Steuereinrichtung zur Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungs richtung in dem Verfahren das Dämpfen der Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung umfaßt.

57. Computerlesbares Medium zur Verwendung in einem sich durch ein fluides Medium bewegenden Bewegungskörper, der einen Körper mit einer Nase, einen Autopiloten, eine moment erzeugende Steuereinrichtung und eine axiale Vortriebs einrichtung aufweist, wobei das computerlesbare Medium mit Instruktionen kodiert ist, die durch einen Autopiloten ausführbar sind, um die Richtung des Bewegungskörpers auf eine gewünschte Bewegungsrichtung gemessen in dem Inertial bezugssystem des Bewegungskörpers zu ändern, wobei das Verfahren aufweist:
Betätigen der momenterzeugenden Steuereinrichtung zum Ausrichten der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung; und
Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung als Primärmecha nismus zur Umwendung der Geschwindigkeit des Bewegungs körpers auf die gewünschte Bewegungsrichtung.

58. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei der Bewe gungskörper ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend Flugkör per und Torpedos.

59. Computerlesbares Medium nach Anspruch 58, wobei das fluide Medium ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend die Erdatmo sphäre, Wasser und ein Plasma.

60. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei die moment erzeugende Steuereinrichtung ausgewählt ist aus der Gruppe umfassend eine vordere aerodynamische Steuereinrichtung, eine vordere Vortriebs-Steuereinrichtung, eine hintere aerodynamische Steuereinrichtung und eine hintere Vortriebs- Steuereinrichtung.

61. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei das Betäti gen der momenterzeugenden Steuereinrichtung ein Vortriebs steuertriebwerk-Steuersystem aufweist.

62. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung das Betätigen eines Raketentriebwerks aufweist.

63. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei das Anwenden der axialen Vortriebseinrichtung bei dem Verfahren die Verzögerung von deren Zündung, bis der Körper teilweise gedreht ist, beinhaltet.

64. Computerlesbares Medium nach Anspruch 63, wobei das Ver zögern der Zündung der axialen Vortriebseinrichtung bei dem Verfahren ferner die Verzögerung der Zündung beinhaltet, bis der Körper vollständig gedreht ist.

65. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei die Aus richtung der Nase bei dem Verfahren durch die aerodynamische Drehbewegung des Bewegungskörpers unterstützt wird.

66. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei die Aus richtung der Nase bei dem Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion des Anstellwinkels des Bewegungskörpers unterstützt wird.

67. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei die Aus richtung der Nase bei dem Verfahren durch eine niedrige Variation der aerodynamischen Neutralpunktsbewegung als Funktion der Machzahl des Bewegungskörpers unterstützt wird.

68. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei die Anwen dung der axialen Vortriebseinrichtung zum Umwenden der Bewegungskörpergeschwindigkeit bei dem Verfahren durch aerodynamische Axialkraft unterstützt wird.

69. Computerlesbares Medium nach Anspruch 57, wobei das Betäti gen der momenterzeugenden Steuereinrichtung bei dem Ver fahren umfaßt, die Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungsrichtung mit einer Vortriebseinrich tung einzuleiten.

70. Computerlesbares Medium nach Anspruch 69, wobei das Betäti gen der momenterzeugenden Steuereinrichtung zur Ausrichtung der Nase im wesentlichen auf die gewünschte Bewegungs richtung bei dem Verfahren das Dämpfen der Neuausrichtung mit einer Vortriebseinrichtung umfaßt.