DE2204261C1 - - Google Patents
Info
- Publication number
- DE2204261C1 DE2204261C1 DE2204261A DE2204261A DE2204261C1 DE 2204261 C1 DE2204261 C1 DE 2204261C1 DE 2204261 A DE2204261 A DE 2204261A DE 2204261 A DE2204261 A DE 2204261A DE 2204261 C1 DE2204261 C1 DE 2204261C1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- height
- signal
- target
- missile
- simulated
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/224—Deceiving or protecting means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Erkennung
von der Tarnung eines Zieles dienenden und seitlich und in
der Höhe gegenüber diesem versetzt angeordneten passiven
Störern (Düppeln) mit Hilfe eines aktiven Suchkopfes eines
Flugkörpers.
Nach nicht zum Stande der Technik gehörenden Verfahren und
Einrichtungen wird zur Unterscheidung eines Zieles, bei
spielsweise eines Schiffes, gegenüber passiven Störern von
einem Flugkörper mit aktivem Suchkopf, wie ihn beispiels
weise die US-Patentschrift 36 18 096 zeigt, zusätzlich
zu der Zielsuche in der Azimutebene ständig der Elevations
winkel zwischen der z. B. horizontalen Flugbahn des Flug
körpers und der Verbindungslinie zwischen Flugkörper und
dem mit dem Suchkopf momentan erfaßten Ziel gemessen. So
bald dieser Winkel von Null abweicht und im Gegenuhrzeiger
sinn gesehen positiv wird, wird das Suchverfahren abgebro
chen und auf ein neues Ziel eingestellt.
Die Messung des Elevationswinkels erfolgt bei den hier be
trachteten Flugkörpern z. B. mittels einer Radarpeilung. Da
es aus technischen Gründen nicht möglich ist, einen Radar
peilstrahl mit dem Öffnungswinkel Null Grad zu erzeugen und
dies auch gar nicht erwünscht ist, da dann auch kleine, nicht
zu berücksichtigende Ziele erfaßt würden und damit ein erheb
lich höheres Grundrauschen verbunden wäre, wird zur Peilung
eine scharf gebündelte Radarkeule mit einer gewissen Keulen
breite herangezogen. Innerhalb dieser Radarkeule sind je
doch die Poyntingschen Vektoren unterschiedlich, so daß die
Empfindlichkeit der Winkelmessung in Richtung der Symmetrie
achse der Radarkeule am größten ist und zum Rand abfällt.
Bei einem erfaßten Ziele, das am Rand der Radarkeule liegt,
ist jedoch ein ungünstiges Verhältnis zwischen Nutzsignal
und Störsignal gegeben. Hinzu kommen noch die durch Refe
renzsysteme des Flugkörpers hervorgerufenen Fehler, z. B.
Nullpunktsfehler und/oder Driften von in Inertial
systemen verwendeten Kreiselgeräten.
Aus diesen Gründen ist mit einer derartigen Winkelmessung
eine Unschärfe verbunden, die dazu führt, daß eine Unter
scheidung eines in Seite und Höhe von einem Ziel versetzten
passiven Störers von dem Ziel erst in geringer Entfernung
von diesem möglich gemacht wird. Die Auswertung dieses "Ele
vationskriteriums" durch die Bordlogik des Flugkörpers ist
damit erst nach einer gewissen Flugzeit und dann nur inner
halb eines für den Verwendungszweck zu langen Flugzeit zu
erhalten.
In dem nutzbaren Entfernungsbereich für die Winkelmessung,
der etwa 4 km vor dem Ziel beginnt, müßte die Zielsuche
unterbrochen werden, wenn festgestellt wird, daß der Flug
körper bisher einen passiven Störer verfolgt hat. Nach einer
erneuten Zielsuche und Einstellung der Zielsuchkopfes auf
das neu gefundene Ziel muß der Flugkörper entsprechend der
Winkelablage des neuen Zieles in bezug zu seiner Flugbahn
querbeschleunigt werden, um ihn auf einen Kollisionskurs
mit dem Ziel zu bringen. Da die passiven Störer im allgemei
nen mehrere hundert Meter seitlich von dem eigentlichen Ziel
ausgesetzt werden, sind jedoch in den meisten Fällen die
notwendigen Querbeschleunigungen nicht mehr aufzubringen, so
daß der Flugkörper das echte Ziel verfehlt.
Es ist daher anzustreben, die passiven Störer rechtzeitig
und eindeutig zu erkennen, d. h. sie vom Ziel zu trennen, um
eine Einlenkung des Flugkörpers auf den Kollisionskurs früh
zeitig zu ermöglichen und so die Trefferwahrscheinlichkeit
für das echte Ziel zu maximieren.
Demzufolge ist es Aufgabe der Erfindung, unter Beibehaltung
des bisherigen Zielanfluges in Höhe und in der Azimutebene
ein Verfahren zur Erkennung von der Tarnung eines Zieles
dienenden und seitlich und in der Höhe gegenüber diesem ver
setzt angeordneten passiven Störern mit Hilfe eines aktiven
Suchkopfes zu schaffen, bei dem die gemessene Ablage des
momentan vom Suckopf erfaßten Zieles in der Elevationsebene
dahingehend ausgewertet wird, daß die Unterscheidung zwischen
echtem Ziel und passiven Störern
erfolgt und auch aus großen Entfernungen des Flug
körpers zum Ziel möglich und eindeutig wird.
Diese Aufgabe ist für ein Verfahren der oben genannten Art
gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß bei Verwendung
eines rollagestabilisierten Flugkörpers, der das Ziel auf
einer Flugbahn in einer vorgegebenen Höhe anfliegt und in
der Azimutebene nach einem aktiven Zielsuchlenkverfahren
in das Ziel gelenkt wird, mit einem zusätzlichen aktiven
Zielsuchlenkverfahren in der Elevationsebene ein simulier
tes Höhensignal für den Flugkörper gebildet wird, welches
mit einem aus der um einen konstanten Betrag vergrößerten
vorgegebenen Höhe abgeleiteten Höhensignal verglichen wird,
und daß das Zielsuchlenkverfahren des Flugkörpers in der
Azimutebene auf das bisher erfaßte Ziel abgebrochen und auf
ein neues zu suchendes Ziel eingestellt wird, wenn das si
mulierte Höhensignal das abgeleitete Höhensignal übersteigt.
Die Winkelmessung des genannten Verfahrens, der
ein ungefiltertes Signal mit einem erheblich größeren Stör
signal - als Nutzsignalinhalt in Verbindung mit den erwähn
ten systembedingten Fehlern zugrundegelegt ist, wird gemäß
der Erfindung durch ein Zielsuchlenkverfahren in der Eleva
tionsebene ersetzt, bei dem das von dem Suchkopf in der Ele
vationsebene empfangene Signal erst gefiltert und dann ge
mäß einem dem Zielsuchlenkverfahren zugrundeliegenden Lenk
gesetz aufbereitet wird. Da hierbei die oben erwähnten
durch Referenzsysteme des Flugkörpers hervorgerufenen Fehler
nicht eingehen, ist die Unschärfe bei der Erkennung der pas
siven Störer vermieden.
Dieses Höhensignal, das dem Flugkörper eine Einlenkung seiner
Flugbahn in der Höhe auf das erfaßte Ziel simuliert,
greift jedoch nicht in das eigentliche Lenkverfahren ein,
so daß sich der Flugkörper weiterhin auf seiner Flugbahn
mit der vorgegebenen Höhe bewegt. Es wird jedoch mit einem
Höhensignal verglichen, das aus der um einen konstanten Be
trag vergrößerten vorgegebenen Höhe abgeleitet ist. Über
schreitet nun das simulierte Höhensignal dieses abgeleitete
Höhensignal, so bedeutet dieses, daß sich das vom Suchkopf
des Flugkörpers momentan erfaßte Ziel außerhalb eines ge
wissen Bereiches oberhalb der Azimutebene befindet, in dem
ein echtes Ziel nicht mehr vorhanden sein kann. Bei dem er
wähnten Kriterium ist es demnach sicher, daß das momentan
erfaßte Ziel ein passiver Störer ist, und die bisherige
Zielsuche abgebrochen werden muß.
Da außerdem der Flugkörper seine Flugbahn in der vorgege
benen Höhe mit nur geringen durch aerodynamische Störkräfte
bedingten Schwankungen verfolgt, ist es möglich, den kon
stanten Betrag, um den die vorgegebene Höhe zur Auswertung
des genannten Kriteriums vergrößert wird, sehr klein zu hal
ten. Hieraus ist ersichtlich, daß im Vergleich zu der Ent
fernung zwischen Flugkörper und Ziel die Flugstrecke des
Flugkörpers sehr gering ist, die er zwischen der simulier
ten Höhenauslenkung und dem Schnittpunkt seiner derart simu
lierten Flugbahn mit der um den konstanten Betrag vergrößerten
vorgegebenen Höhe zurücklegt. Damit ist eine rasche
und in Verbindung mit dem oben Erwähnten auch aus großen
Zielentfernungen mögliche Erkennung der passiven Störer ge
geben.
Obwohl es denkbar ist, daß das Höhensignal ähnlich wie in
der Azimutebene als simuliertes Lenkkommando für Steueror
gane des Flugkörpers angegeben wird, hat es sich als zweck
mäßig und vorteilhaft erwiesen, daß das simulierte Höhen
signal als Höhe über Grund angegeben wird, und mit der
um einen konstanten Betrag vergrößerten vorgegebenen Höhe
verglichen wird.
Weiterhin ist es vorteilhaft, daß das simulierte Höhensi
gnal gemäß einem Proportional-Navigations-Verfahren gebil
det wird, da in diesem Fall das Grundrauschen aus dem vom
Suchkopf abgegebenen Signal günstig herausgefiltert werden
kann. Zudem brauchen bei dem Proportional-Navigations-Ver
fahren nicht zusätzlich Anfangsbedingungen für die gemes
sene Ablage des Zieles, in die wiederum systembedingte Feh
ler beispielsweise des Inertialsystems eingehen, verarbeitet
zu werden.
Die Bildung des simulierten Höhensignals erfolgt gemäß
einer weiteren Ausführungsform der Erfindung analog dem
Lenksignal in der Azimutebene, so daß der Flugkörper in der
Azimutebene nach einem Proportional-Navigations-Verfahren
gelenkt und ihm in der Elevationsebene ein Höhensignal si
muliert wird, das nach demselben Verfahren abgeleitet ist.
Um das beschriebene Verfahren auszuführen, ist gemäß der
Erfindung bei einer Einrichtung zur Erkennung von der Tarnung
eines Zieles dienenden und seitlich sowie in der Höhe gegen
über diesem versetzt angeordneten passiven Störern (Düppeln)
mit Hilfe eins aktiven,
Suchkopfes eines Flugkörpers vorgesehen,
daß bei Verwendung eines roll
lagestabilisierten Flugkörpers, der das Ziel auf einer
Flugbahn mit vorgegebener und mittels eines Höhenreglers
gehaltenen Höhe anfliegt,
ein weiterer
Höhenkreis vorgesehen ist, der die einem wahrgenommenen
Ziel zugeordneten Ausgangssignale des Suchkopfes zur Bil
dung eines simulierten Höhensignals in der Elevationsebene
nach einem Lenkgesetz auswertet,
und daß ferner ein Vergleicher
vorgesehen ist, der das simulierte Höhensignal mit einem
aus der um einen konstanten Betrag vergrößerten vorgegebe
nen Höhe abgeleiteten Höhensignal vergleicht und einen Ab
bruch der Zielsuchlenkung in der Azimutebene und eine Einstel
lung auf ein neues Ziel veranlaßt, wenn das simulierte
Höhensignal das abgeleitete Höhensignal übersteigt. Dabei ist es wie
derum zweckmäßig, daß das simulierte Höhensignal die
Höhe über Grund ist.
Vom Aufbau der gesamten Lenkeinrichtung des Flugkörpers
gesehen ist ein Vorteil darin zu sehen, wenn der zusätz
liche Höhenkreis analog dem Gierkreis aufgebaut ist. Arbei
tet der Gierkreis nach einem Proportional-Navigations-Ver
fahren, so enthält demnach gemäß einer bevorzugten Aus
führungsform der Erfindung der zusätzliche Höhenkreis Ein
richtungen zur Bildung des simulierten Höhensignals ge
mäß einem Proportional-Navigations-Verfahren.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist anhand der Zeich
nung näher erläutert. Hierbei ist angenommen, daß der
Flugkörper in der Azimutebene nach einem Proportional-Na
vigations-Verfahren gelenkt wird, bei dem für den Flugkör
per in Zielnähe nur geringe Querbeschleunigungen aufzu
bringen sind und so die Trefferwahrscheinlichkeit erhöht
wird. Die Figuren stellen im einzelnen dar:
Fig. 1a und Fig. 1b schematisch eine nicht maßstabsgerechte Sei
tenansicht und eine Aufsicht eines Zielanflugs
eines Flugkörpers zur Verdeutlichung
des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Erkenn
nung von zur Tarnung eines Zieles diendenden
und seitlich und in der Höhe gegenüber diesem
versetzt angeordneten passiven Störern von
einem rollagestabilisierten und mit einem aktiven
Suchkopf versehenen Flugkörper aus;
Fig. 2 ein Blockschaltbild einer Zielsuchlenkeinrichtung
eines Flugkörpers, der mit einer Einrichtung ge
mäß der Erfindung zur Erkennung von zur Tarnung
eines Zieles dienenden passiven Störern ausge
rüstet ist;
Fig. 3 die logisches Diagramm zur Verdeutlichung der Ver
fahrensschritte bei einem Verfahren gemäß der Er
findung.
Ein Flugkörper 1 mit einem aktiven Suchkopf 2 fliegt über
der Meeresoberfläche 3 ein Ziel 4, in diesem Falle ein
Schiff, auf einer vorgegebenen Flugbahn F an. Wie in der
Fig. 1a gezeigt, verläuft die Flugbahn in weiterer Entfer
nung von dem Ziele 4 in der vorgegebenen Höhe Z₀₁ und
schwenkt dann in eine Flugbahn mit der vorgegebenen Höhe Z₀₂
ein. Es sei angenommen, daß von dem Schiff 4 in Seite und
Höhe versetzt passive Störer, sog. Düppel 5 und 6, ausge
setzt sind, die eine vom Suchkopf 2 des Flugkörpers 1 aus
gesendete Radarstrahlung reflektieren können. Sinn dieser
passiven Störer 5 und 6 ist es, daß der Flugkörper aus ei
ner Flugbahn F in der Azimutebene, vgl. die Fig. 1b, auf
Flugbahnen F′ bzw. F′′ ausgelenkt wird, die zu einer Kolli
sion mit den passiven Störern 5 bzw. 6, nicht jedoch mit
dem eigentlichen Ziel 4 führen.
Zur Lenkung des Flugkörpers 1 in Azimut und Elevation sei
auf die Fig. 2 verwiesen. In einer Programmschaltung 11
ist die in der Höhe vorgegebene Flugbahn des Flugkörpers 1
mit den Festwerten Z₀₁ und Z₀₂ gespeichert. Außerdem wird
ständig die tatsächliche Höhe des Flugkörpers über der
Meeresoberfläche mittels eines Höhenmessers 12 gemessen.
Dessen Ausgangssignal ZH wird gemeinsam mit dem Ausgangssi
gnal der Programmschaltung 11 einem Höhenregler 13 aufge
schaltet, der aus diesen Eingangssignalen gemeinsam mit aus
einer Trägheitskette gelieferten Referenzsignalen ZR gemäß
einer Funktion H (Z₀₁, Z₀₂, ZR) ein Lenkkommanodo η* bildet.
Zur Lenkung des Flugkörpers 1 im Azimut Y sendet der Such
kopf 2 ständig eine gebündelte Radarstrahlung auf ein ausge
wähltes Ziel, in diesem Falle entweder das Schiff 4 bzw.
die passiven Störer 5 bzw. 6. Die gemessene Ablage des
wahrgenommenen Zieles wird in einem Seitenkanal 21 des Such
kopfes 2 in ein Winkelgeschwindigkeitssignal εY umgewandelt
und in einem Navigationsrechner 22 mit weiteren hier nicht
interessierenden Parametern nach einem Lenkgesetz f (εy, . . .)
verknüpft. In dem Navigationsrechner 22 wird daraus ein Be
schleunigungssignal E3Y derart gebildet, daß die Lenkung
des Flugkörpers im Azimut nach einem Proportional-Naviga
tions-Verfahren erfolgt. Das Signal E3Y wird danach einem
Gierregler 23 aufgeschaltet und hier ein Lenkkommando ζ*
transformiert.
Zur Rollagestabilisierung des Flugkörpers wird von einem
Rollagesensor 38 die momentane Winkellage ϕ des Flugkörpers 1
bzw. eine daraus abgeleitete Größe um seine Längsachse ei
nem Rollregler 32 aufgeschaltet, der gemäß einer Funktion R
(ϕ) ein Lenkkommando ξ* bildet.
Die drei Lenkkommandos η*, ζ* und ξ* werden in einer An
kopplungsschaltung 33 in Stellkommandos σ₁, σ₂, σ₃ und σ₄
für vier Rudermaschinen RM₁, RM₂, RM₃ und RM₄ umgeformt.
Hier sei noch darauf hingewiesen, daß die zur Lenkung des
Flugkörpers 1 erforderlichen Rückführungen für den Nick-,
Gier- und Rollregler in der Fig. 2 nicht dargestellt sind.
Zur frühzeitigen Unterscheidung zwischen dem echten Ziel 4
und den passiven Störern 5 und 6 wird in einem dem Seiten
kanal 21 des Suchkopfes 2 analogen Höhenkanal 41 ein Winkel
geschwindigkeitssignal εz gebildet. Dieses wird in einem
weiteren dem Navigationsrechner 22 analogen Navigationsrech
ner 42 unter Berücksichtigung hier ebenfalls nicht interes
sierender Parameter nach einem Lenkgesetz f (εz, . . .) zu
einem Beschleunigungssignal E3Z umgeformt. Da aus Gründen
des Aufbaues des Suchkopfes dieses Signal E3Z noch mit dem
Signal E3Y verknüpft ist, wird in einer Entkopplungsschal
tung 43 eine durch das Symbol (E3Z×E3Y) symbolisierte Ent
kopplung dieser beiden Signale vorgenommen, so daß am Ausgang
der Entkopplungsschaltung 43 lediglich ein von der Eleva
tionskoordinate Z sowie den hier nicht interessierenden Para
metern abhängiges Beschleunigungssignal E3Z* anliegt. Dieses
Signal E3Z* ist hier ebenfalls aus dem Meßsignal des Such
kopfes 2 gemäß einem Proportional-Navigations-Verfahren ab
geleitet.
In einem Höhenkreissimulator 44 wird das Beschleunigungssi
gnal E3Z* gemäß einer Funktion H (E3Z*) zu einem Höhensi
gnal Zsi aufbereitet, wobei es zweckmäßig ist, daß dieses
Signal direkt eine Höhenangabe über der Meeresoberfläche an
gibt, die - wie zur Funktionsweise der Schaltung noch später
zu erklären ist - allerdings simuliert ist. Auch in diesem
Höhenkreis sind Rückführungen - beispielsweise vom Ausgang
des Höhensimulators 44 zum Eingang des Navigationsrechners 42
nicht gezeigt.
Das Höhensignal Zsi wird in einen Vergleicher 45 eingegeben,
an dessen zweitem Eingang ein weiteres Höhensignal Zm an
liegt. Das Signal Zm ist die in einem Summierer 46 gebildete
Summe eines der vorgegebenen Höhe Z₀₁ bzw. Z₀₂ entsprechen
den, aus der Trägheitskette des Höhenreglers 13 abgeleiteten
Referenzsignal ZR und einer einem konstanten Betrag ΔZ
entsprechenden Höhenangabe. Das Ausgangssignal des Verglei
chers 45, in dem die Differenz (Zm-Zsi) gebildet wird, wird
an eine hier nicht dargestellte Flugkörperlogik weiterge
leitet. Derartige Vergleicher sind beispielsweise in der
US-Patentschrift 30 46 676 beschrieben, vgl. insbesondere
die Fig. 7.
Die Wirkungsweise der beschriebenen Einrichtung ist nun
folgende:
Es sei angenommen, daß der Flugkörper sich in dem Punkt A
seiner Flugbahn F mit Hilfe seines Suchkopfes 2 auf ein
Ziel, in diesem Fall den passiven Störer 6 eingestellt hat,
d. h. er würde in der Azimutebene eine Flugbahn gemäß F′′,
vgl. Fig. 1b, verfolgen. Aus der vom Suchkopf 2 des Flug
körpers 1 gemessenen Ablage des erfaßten passiven Störers 6
wird nun in der oben beschriebenen Weise in dem Höhen
kreis 41, 42, 43, 44 gemäß dem Proportional-Navigations-Ver
fahren ein Höhensignal Zsi gebildet. Würde dieses Höhen
signal in die Lenkung des Flugkörpers eingreifen, so würde
der Flugkörper 1 aus seiner Flugbahn mit der vorgegebenen
Höhe Z₀₁ ausweichen und in der Elevationsebene eine neue
Flugbahn FA, si eingeschlagen, die ihn auf einen ansteigenden
Kurs bis zur Kollision mit dem wahrgenommenen passiven
Störer 6 führen würde. Da jedoch das Höhensignal Zsi nicht
in die Lenkung des Flugkörpers eingreift, verfolgt der
Flugkörper 1 weiterhin seine Flugbahn F in der vorgegebenen
Höhe Z₀₁. Die simulierte Flugbahn FA, si wird jedoch stän
dig in dem Vergleicher 45 mit einer fiktiven Flugbahn FV
verglichen, die in der Höhe um den Betrag Z gegenüber der
Flugbahn F mit der vorgegebenen Höhe Z₀₁ versetzt ist. So
bald sich die jeweils simulierten Flugbahnen FA, si und FV
im Punkte B schneiden, wird im Vergleicher 45 die Differenz
Zm-Zsi zu O bestimmt. Zu diesem Zeitpunkt gibt der Ver
gleicher 45 ein Ausgangssignal an die Flugkörperlogik ab,
die daraufhin dem Suchkopf den Befehl erteilt, das Ziel
suchverfahren abzubrechen und ein neues Ziel aufzusuchen.
Stellt sich der Suchkopf 2 des Flugkörpers 1 beispielsweise
im Punkte C auf ein neues Ziel, hier den weiteren passiven
Störer 5 ein, so wird wiederum in der eben beschriebenen
Weise in dem Höhenkreis 41, 42, 43 und 44 des Suchkopfes eine
simulierte Flugbahn FC, si des Flugkörpers in der Elevations
ebene errechnet. Sobald diese simulierte Flugbahn FC, si die
fiktive Flugbahn FV in dem Punkte D schneidet, wird erneut
die Zielsuche unterbrochen. Darauf stellt sich der Zielsuch
kopf auf ein neues Ziel, in dem gezeichneten Fall auf das
echte Ziel, das Schiff 4 ein und verfolgt dieses mit der
jetzt vorgegebenen Höhe Z₀₂ bis zur Kollision nach dem
Proportional-Navigations-Verfahren, das in dem Gierkreis 21,
22 und 23 gebildet wird.
Die Zielsuche ist zur Verdeutlichtung noch einmal in der
Fig. 3 mit Hilfe eines logischen Diagrammes erläutert. In
dem zusätzlichen hier lediglich mit Z bezeichneten Höhen
kreis, bestehend aus 41, 42 und 43, wird aus der Ablage des
wahrgenommenen Zieles nach dem Proportional-Navigations-Ver
fahren ein Beschleunigungssignal E3Z* abgeleitet und in dem
Höhenkreissimulator 44 zu einer Höhenangabe Zsi umgeformt.
Diese wird im Vergleicher 45 mit der um den Betrag ΔZ ver
größerten Höhe ZR verglichen. Ist die simulierte Höhe klei
ner, so wird von der Flugkörperlogik entschieden, daß der
Flugkörper nach einer Zeitverzögerung weiterhin auf das
wahrgenommene Ziel gelenkt werden soll.
Wird die simulierte Höhe jedoch größer als die abgeleitete
Höhe Zm, so wird die Zielsuche abgebrochen und ein Befehl
zur erneuten Zielsuche an den aktiven Suchkopf 2 gegeben,
bis ein Ziel gefunden ist. Danach wird durch die Flugkör
perlogik der Suchkopf auf das neue Ziel eingestellt und
der Flugkörper auf Kollisionskurs gebracht.
Aus dem Beschriebenen geht hervor, daß mit einem Verfah
ren und einer Einrichtung zur Erkennung von der Tarnung
eines Zieles dienenden passiven Störern gemäß der Erfin
dung eine Möglichkeit gegeben ist, die passiven Störer
schon frühzeitig, d. h. aus großen Entfernungen von einem
echten Ziel zu unterscheiden. Um den Flugkörper aus dieser
Entfernung auf einen neuen Kollisionskurs mit dem echten
Ziel zu bringen, sind lediglich geringe Querbeschleuni
gungen notwendig, so daß die Trefferwahrscheinlichkeit
maximal wird.
Claims (8)
1. Verfahren zur Erkennung von der Tarnung eines Zieles
dienenden und seitlich sowie in der Höhe gegenüber diesem
versetzt angeordneten passiven Störern (Düppeln) mit
Hilfe eines aktiven Suchkopfes eines Flugkörpers, dadurch gekenn
zeichnet, daß bei Verwendung eines rollagestabi
lisierten Flugkörpers (1), der das Ziel (4) auf einer
Flugbahn (F) in einer vorgegebenen Höhe (Z₀₁, Z₀₂) an
fliegt und in der Azimutebene (Y) nach einem aktiven
Zielsuchlenkverfahren in das Ziel (4) gelenkt wird, mit
einem zusätzlichen aktiven Zielsuchlenkverfahren in der
Elevationsebene (Z) ein simuliertes Höhensignal (Zsi)
für den Flugkörper (1) gebildet wird, welches mit einem
aus der um einen konstanten Betrag (ΔZ) vergrößerten
vorgegebenen Höhe (Z₀₁, Z₀₂) abgeleiteten Höhensignal
(Zm) verglichen wird, und daß das Zielsuchlenkverfahren
des Flugkörpers (1) in der Azimutebene (Y) auf das bis
her erfaßte Ziel (5, 6) abgebrochen und auf ein neues zu
suchendes Ziel (4) eingestellt wird, wenn das simulierte
Höhensignal (Zsi) das abgeleitete Höhensignal (Zm) übersteigt.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekenn
zeichnet, daß das simulierte Höhensignal (Zsi)
als Höhe über Grund angegeben wird und mit der um
einen konstanten Betrag (ΔZ) vergrößerten vorgegebenen
Höhe (Z₀₁, Z₀₂) verglichen wird.
3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekenn
zeichnet, daß das simulierte Höhensignal (Zsi)
analog dem Lenksignal in der Azimutebene (Y) gebildet
wird.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche 1
bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß
das simulierte Höhensignal (Zsi) gemäß einem Propor
tional-Navigations-Verfahren gebildet wird.
5. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem
der vorhergehenden Ansprüche 1 bis 4 zur Erken
nung von der Tarnung eines Zieles dienenden und seitlich
sowie in der Höhe gegenüber diesem versetzt angeordne
ten passiven Störern (Düppeln) mit Hilfe eines akti
ven
Suchkopfes eines Flugkörpers, dadurch gekennzeich
net, daß bei Verwendung eines rollagestabilisierten
Flugkörpers (1), der das Ziel (4) auf einer Flugbahn
(F) mit vorgegebener und mittels eines Höhenreglers
(13) gehaltenen Höhe (Z₀₁, Z₀₂) anfliegt,
ein weiterer
Höhenkreis (41, 42, 43, 44) vorgesehen ist, der die
einem wahrgenommenen Ziel (4, 5, 6) zugeordneten Aus
gangssignale des Suchkopfes (2) zur Bildung eines si
mulierten Höhensignals (Zsi) in der Elevationsebene (Z)
nach einem Lenkgesetzt (f (εz, . . .)) auswertet,
und daß ferner ein Vergleicher (45) vorgesehen ist,
der das simulierte Höhensignal (Zsi) mit einem aus
der um einen konstanten Betrag (ΔZ) vergrößerten vor
gegebenen Höhe (Z₀₁, Z₀₂, ZR) abgeleiteten Höhensignal
(ZM) vergleicht und einen Abbruch der Zielsuchlenkung in der
Azimutebene (Y) und eine Einstellung auf ein neues
Ziel (4) veranlaßt, wenn das simulierte Höhensignal
(Zsi) das abgeleitete Höhensignal (Zm) übersteigt.
6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekenn
zeichnet, daß das simulierte Höhensignal (Zsi)
die Höhe über Grund ist.
7. Einrichtung nach einem der Ansprüche 5 und 6, dadurch
gekennzeichnet, daß der zusätzliche
Höhenkreis (41, 42, 43, 44) analog dem Gierkreis (21, 22,
23) aufgebaut ist.
8. Einrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche 5
bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der
zusätzliche Höhenkreis (41, 42, 43, 44) Einrichtungen (21,
22) zur Bildung des simulierten Höhensignals (Zsi) ge
mäß einem Proportional-Navigations-Verfahren enthält.
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2204261A DE2204261C1 (de) | 1972-01-29 | 1972-01-29 | |
US05/329,229 US5501413A (en) | 1972-01-29 | 1973-01-16 | Method and device for recognizing decoys serving to disguise a target with the aid of an active search head |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2204261A DE2204261C1 (de) | 1972-01-29 | 1972-01-29 | |
US05/329,229 US5501413A (en) | 1972-01-29 | 1973-01-16 | Method and device for recognizing decoys serving to disguise a target with the aid of an active search head |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2204261C1 true DE2204261C1 (de) | 1992-04-09 |
Family
ID=25762638
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2204261A Expired - Lifetime DE2204261C1 (de) | 1972-01-29 | 1972-01-29 |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5501413A (de) |
DE (1) | DE2204261C1 (de) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2314273B (en) * | 1996-06-17 | 2000-09-27 | Spes | The use of TCET in the prophylaxis and treatment of allergies |
US6845938B2 (en) | 2001-09-19 | 2005-01-25 | Lockheed Martin Corporation | System and method for periodically adaptive guidance and control |
US6877691B2 (en) * | 2002-03-12 | 2005-04-12 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | High altitude stripping for threat discrimination |
US7228261B2 (en) * | 2003-08-13 | 2007-06-05 | The Boeing Company | Methods and apparatus for testing and diagnosis of weapon control systems |
WO2007015698A2 (en) * | 2004-08-25 | 2007-02-08 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | Method and apparatus for efficiently targeting multiple re-entry vehicles with multiple kill vehicles |
US8115148B1 (en) * | 2009-05-27 | 2012-02-14 | Lockheed Martin Corporation | Method for targeting a preferred object within a group of decoys |
US8358238B1 (en) | 2009-11-04 | 2013-01-22 | Lockheed Martin Corporation | Maneuvering missile engagement |
US9140784B1 (en) * | 2013-02-27 | 2015-09-22 | Lockheed Martin Corporation | Ballistic missile debris mitigation |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3724783A (en) * | 1952-07-01 | 1973-04-03 | Us Navy | Discriminatory missile guidance system |
US3712563A (en) * | 1963-12-04 | 1973-01-23 | Us Navy | Automatic path follower guidance system |
-
1972
- 1972-01-29 DE DE2204261A patent/DE2204261C1/de not_active Expired - Lifetime
-
1973
- 1973-01-16 US US05/329,229 patent/US5501413A/en not_active Expired - Lifetime
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
NICHTS ERMITTELT * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5501413A (en) | 1996-03-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2204261C1 (de) | ||
DE19939935A1 (de) | Verfahren zur Bestimmung der Relativbewegung zwischen Flugkörper und Ziel | |
DE2650380A1 (de) | Verfahren zur endphasenlenkung von ballistischen geschossen | |
EP2482025B1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Abwehren eines angreifenden Flugkörpers | |
DE3442598A1 (de) | Leitsystem | |
DE3323685A1 (de) | Einrichtung zur bekaempfung von bodenzielen aus der luft | |
DE69931216T2 (de) | Flugbahnbefehlssteuerung mit neuronalem netzwerk | |
DE3733962A1 (de) | Verfahren zur automatischen zielklassifizierung durch land- und wasserkampffahrzeuge sowie einrichtung zur durchfuehrung des verfahrens | |
DE3013405C2 (de) | Verfahren zum Vermeiden des Nachrichtens von Abschußgeräten für ballistische Flugkörper | |
DE69913490T2 (de) | Verfahren und system zum lenken eines flugkörpers | |
DE3707888C2 (de) | ||
DE2126690A1 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Selbst lenkung von Unterwasser Projektilen | |
DE2829239C1 (de) | Verfahren und Anordnung zur Erkennung eines anfliegenden Hubschraubers zum Zweck einer Abwehraktion | |
EP1014028B1 (de) | Lenk,- Navigations- und Regelsystem für Flugkörper | |
DE3715909C1 (de) | Zielanflugverfahren | |
DE2445478C3 (de) | Verfahren zur autonomen Zielselektion | |
DE102020001155A1 (de) | Steuerungsverfahren für einen Flugkörperradarsensor eines Flugkörpers, Flugkörpersteuereinheit und Flugkörper | |
DE2627183C2 (de) | Einrichtung zur Bekämpfung von Bodenzielen an einem fliegenden Waffenträger | |
DE1548415B2 (de) | Ortung und leitverfahren fuer flugkoerper | |
DE102010005198B4 (de) | Flugkörper und Verfahren zum Erfassen eines Ziels | |
DE3347412C2 (de) | Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens | |
DE19942139A1 (de) | Flugkörper-Missionseinheit | |
EP0401693B1 (de) | Verfahren zum Verbessern der Treffergenauigkeit eines gesteuerten Flugkörpers | |
DE4002063A1 (de) | Navigationssystem und Verfahren zur Navigation | |
DE4018198C2 (de) | Lenkverfahren für Geschosse und Anordnungen zur Durchführung des Verfahrens |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8100 | Publication of the examined application without publication of unexamined application | ||
8308 | Other granted patents | ||
8320 | Willingness to grant licences declared (paragraph 23) | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |