DE2332158A1

DE2332158A1 - Leitsystem fuer flugzeugabwehrraketen

Info

Publication number: DE2332158A1
Application number: DE2332158A
Authority: DE
Inventors: Gunnar Sten Gustav Eckerstroem; Sven Willner Eriksson
Original assignee: Bofors AB
Current assignee: Saab Bofors AB
Priority date: 1972-06-26
Filing date: 1973-06-25
Publication date: 1974-01-17
Also published as: NO134968C; FR2191092A1; BE801380A; SE364360B; JPS4959591A; FR2191092B1; US3900175A; CH574093A5; NL7308851A; NO134968B; GB1441127A; IT985758B

Description

DR.-ING. RICHARD GLAWE - DIPL-ING. KLAUS DELFS - DIPL-PHYS. DR. WALTER MOLL MÖNCHEN HAMBURG MÖNCHEN

8MDNCHEN26 2HAMBURG52

POSTFACH 37 WAITZSTR. 12 LIEBHERRSTR. 20 Ta. (0411) 89 22

TEL. (0811) 22 65 48 TaEX 21 29 21 spez TaEX 52 25 05 jpez

IHRZEICHEN IHRENACHRICHTVOM UNSERZEICHEN MÜNCHEN

BETRIFFT:

Aktiebolaget Bofors, Bofors, Schweden Leitsystem für Flugzeugabwehrraketen

Die Erfindung betrifft ein Leitsystem für Flugzeugabwehrraketen, bei dem die Abschußvorrichtung für die Ratete nahe neben der Peilvorrichtung angeordnet ist und mit dieser ein Ganzes bildet oder mit dieser so gekoppelt ist, daß die Ratete in einer Richtung gestartet wird, die im wesentlichen parallel zur Richtung der Visierlinie der Peilvorrichtung im Moment des Startens ist, und bei der die gestartete Rakete dadurch zum Ziel hin geleitet wird, daß die Visierlinie der Peilvorrichtung zum Ziel hin nachgeführt wird und die Abweichung der Rakete von der Ziellinie bestimmt und als Funktion dieser Abweichung Steuersignale erzeugt werden und die Steuersignale der Steuerung oder den Flugsteuermitteln der Rakete zugeführt werden, die in Abhängigkeit von den Steuersignalen die Flugrichtung der Rakete so abändern, daß diese entlang der jeweils zum Ziel zeigenden Vi-

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sierlinie fliegt.

Anhand von Fig. 1 wird der Grundbetrieb eines solchen Flugzeugabwehrraketenleitsystems beschrieben. In dieser ist schematisch eine Gegenabschußvorrichtung 1 in Form eines Abschußrohres für die geleitete Rakete 2 gezeigt. In diesem Beispiel bildet die Abschußvorrichtung mit der Peilvorrichtung 3, die ein optisches Zielgerät umfaßt, ein Ganzes. Die Anordnung aus der Abschußvorrichtung 1 und der Peilvorrichtung 3 ist auf einem Ständer 4 oder einer ähnlichen Unterlage in einer solchen Weise befestigt, daß die Visierlinie S der Peilvorrichtung 3 sowohl in der Höhe als auch in der Seite gedreht werden kann, während die Peilrichtung der Abschußvorrichtung 1 im wesentlichen parallel zur Visierlinie S bleibt. Die Figur zeigt, wie eine Bedienungsperson ein Ziel M mit Hilfe der Peilvorrichtung eingefangen hat und den durch I bezeichneten Moment, in dem die Visierlinie S der Peilvorrichtung auf das Ziel M zeigt. In diesem Moment wird die Rakete 2 in Richtung ihrer Visierlinie abgefeuert. Nach dem Abfeuern der Rakete führt die zielende Bedienungsperson die Visierlinie S so nach, daß sie stets auf das Ziel M zielt, was bedeutet, daß die Richtung der Visierlinie S sich ändert, wenn sich das Ziel M entlang seines Flugweges bewegt. Mit Hilfe einer speziellen Ausrüstung wird die Abweichung der abgefeuerten Rakete 2 von der Visierlinie S kontinuierlich bestimmt, und es werden die Abweichung darstellenden Signale erzeugt. Diese Signale werden der Steuerung oder den Flugsteuermitteln der Rakete 2 zugeführt, die als Folge dieser Steuersignale die Flugrichtung der Rakete so ändern, daß die Abweichung der Rakete von der Visierlinie vermindert wird und die Rakete entlang der Visierlinie fliegt, die ständig auf das Ziel zeigt. Auf diese Weise fliegt die Rakete auf einer gekrümmten Bahn zum Ziel.

Aus dem Vorhergehenden ist ersichtlich, daß ein solches Flugzeug abwehrr&ketensystern ein System zur Bestimmung der Abweichung

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der Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung der die Abweichung darstellenden Steuersignale für die Flugsteuermittel der Rakete erfordert. Für diesen Zweck sind verschiedene Arten solcher Vorrichtungen bekannt.

Ein einfaches solches System uafaßt ein optisches Zielgerät, durch das die Bedienungsperson das Ziel und die abgeschossene Rakete beobachten kann, und welches ein Fadenkreuz oder ähnliche in dem Blickfeld des Zielgerätes sichtbare Richtmittel besitzt, die einerseits die Visierlinie anzeigen, wodurch der Beobachter die Visierlinie immer auf das sich bewegende Ziel gerichtet halten kann, und welches andererseits zwei orthogonale Richtungen senkrecht zur Visierlinie anzeigt, und zwar normalerweise die horizontale und die vertikale Richtung, wodurch der Beobachter die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in diesen beiden Richtungen abschätzen kann. Ferner sind zwei Signalgeneratoren vorgesehen, die durch einen Steuerhebel oder ähnliche von Hand durch den Beobachter zu bedienende Mittel in Betrieb gesetzt werden und zwei den Abweichungen der Rakete von der Visierlinie in horizontaler und vertikaler Richtung, die von dem Beobachter festgestellt worden sind, entsprechende Signale erzeugen. Diese beiden Steuersignale werden der Rakete über geeignete übertragungsmittel zugeführt, beispielsweise über Drahtfunk-, eine Funkverbindung oder eine Laserfunkbrücke, wodurch die Flugsteuermittel der Rakete gesteuert werden.

Es ist auch ein automatisches System bekannt, welches ähnlich der oben beschriebenen Weise arbeitet, welches eine Peilvorrichtung mit Photodetektoren und optischen Mitteln zur Erzeugung eines Bildes der Rakete oder von einer Lichtquelle auf der Rakete auf den Photodetektoren besitzt. Die optischen Mittel und die Photodetektoren sind so angeordnet, daß sie so zusammenwirken, daß die die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in horizontaler und vertikaler Richtung darstellenden Signale als Ausgangssignale der Photodetektoren erzeugt werden. Ein solches System ist beispielsweise in den US-PS 2 930 894 und 2 942 118 beschrieben.

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Ein komplizierteres System für denselben Zweck ist das sogenannte Leitstrahllenkungssystem, bei dem die Peilvorrichtung mit einem Strahlungssender zusammenwirkt, der einen elektromagnetischen Leitstrahl in Richtung der Visierlinie aussendet. Dieser Leitstrahl wird in der Weise erzeugt, daß in einer Ebene senkrecht zur Mittelachse des Strahles, d.h. senkrecht zur Visierlinie, durch den Strahl ein vorbestimmtes Strahlungsmuster erzeugt wird, welches sich sehr oft in einer vorbestimmten Weise relativ zur Visierlinie bewegt. Auf der Rakete ist ein Strahlungsdetektor vorgesehen, der die Strahlung von dem Leitstrahl auffängt und ein elektrisches Ausgangssignal erzeugt, welches abhängig ist von dem speziellen Strahlungsmuster auf dem Leitstrahl, und die vorbestimmte Bewegung dieses Strahlungsmusters relativ zur Visierlinie ist abhängig von der Stellung der Rakete relativ zur Visierlinie, und von dem Signalverarbeitungsschaltungen die Abweichungen der Rakete von der Visierlinie in zwei orthogonalen Richtungen, allgemein der horizontalen und der vertikalen Richtung repräsentierende Signale ableiten können. Diese Signale werden zur Lenkung der Rakete verwendet. Der Leitstrahl in einem solchen System kann aus einer Rundfunkstrahlung oder einer Radarstrahlung oder einer Strahlung im Lichtfrequenzbereich bestehen, wobei in letzterem Fall der Strahl oft aus einem Laserstrahl besteht. Leitstrahllenkungssysteme verschiedener Arten sind beispielsweise in den US-PS 3 025 024, 3 398 918 und 3 513 315 beschrieben.

Es ist erkennbar, daß unabhängig von der bestimmten Art des zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung der diese Abweichung darstellenden Signale zur Steuerung des Fluges der Rakete verwendeten Systems die Abweichung der Rakete in zwei vorbestimmten, orthogonalen Richtungen relativ zur Visierlinie, allgemein^der horizontalen und in der vertikalen Richtung bestimmt wird. Wenn die die horizontale und die vertikale Abweichung der Rakete von der Visierlinie repräsentierenden Signale in der Rakete zur Steuerung

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ihres Fluges verwendet werden, muß die Rakete offensichtlich wissen, welche Richtung die horizontale und welche die vertikale Richtung ist. Das kann dadurch gelöst werden, daß ein Gyroskop in der Rakete montiert wird, welches immer die tatsächliche vertikale Richtung anzeigt und damit auch die dazu senkrechte horizontale Ebene, wodurch die Flugsteuerungsmittel der Rakete die Flugrichtung der Rakete in der horizontalen Richtung als Antwort auf das die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in horizontaler Richtung darstellende Signal und die Flugrichtung der Rakete in der vertikalen Ebene durch die Längsachse der Rakete als Antwort auf das die Abweichung der Rakete in vertikaler Richtung von der Visierlinie darstellende Signal steuern.

Da in einem Flugzeugabwehrraketensystem der oben beschriebenen Art die Rakete in Richtung der auf das Ziel weisenden Visierlinie und damit unter einem Höhenwinkel, der sich von einem Abschuß zum anderen ändert, abgefeuert wird, muß zur Anzeige der tatsächlichen vertikalen Richtung in der abgefeuerten Rakete ein sogenanntes Vertikaleinstellgyroskop (vertical-seeking geoscope) verwendet werden. Das ist ein Gyroskop, welches sich bei der Freigabe beim Abschuß der Rakete automatisch in die richtige vertikale Richtung einstellt und fortdauernd diese vertikale Richtung unabhängig von den Bewegungen der Rakete im Raum anzeigt. Alternativ dazu wäre es auch möglich, ein herkömmliches Richtungsbezugsgyrosfcop zu verwenden, welches vor dem Abschuß der Rakete, d.h. bei dem Einsetzen der Rakete in der mit der Peilvorrichtung gekoppelten Abschußvorrichtung, durch Servomotoren gedreht wird, die als Funktion der Drehung der Peilvorrichtung und der Abschußvorrichtung während der Zielsuche und Zielverfolgung vor dem Abschießen der Rakete so gesteuert werden, daß die Bezugsrichtung des Gyroskops immer vertikal gehalten wird, solange die Rakete in der Abschußvorrichtung sitzt. Beim Abschiessen der Rakete wird das Gyroskop mit seiner Bezugsrichtung in der Vertikalen ausgelöst und zeigt dann fortwährend die mögliche

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vertikale Richtung in der abgefeuerten Rakete an.

Ein solches oben beschriebenes Gyroskop zur Anzeige der tatsächlichen vertikalen Richtung in der abgefeuerten Rakete ist jedoch verhältnismäßig kompliziert, und es ist daher erwünscht, das System so abzuändern, daß auch ein einfacheres Gyroskop in der Rakete verwendet werden kann. Die einzelnen Komponenten und Ausrüstungsteile in der Rakete sollen so einfach und billig wie möglich gemacht werden, um Größenabmessungen und das Gewicht der Rakete und damit auch die Kosten der Rakete, die den Verbrauchsteil in dem Flugzeugabwehrraketensystem darstellt, zu verringern.

Es ist Aufgabe der Erfindung, ein Richtsystem für ein Flugzeugabwehrraketensystem der oben beschriebenen Art zu schaffen, bei dem ein einfaches Gyroskop als Richtungsbezugssystem in der Rakete verwendet werden kann.

Diese Aufgabe wird durch ein Richtsystem der anfangs beschriebenen Art gelöstf/'dem gemäß der Erfindung ein einfaches Richtungsbezugsgyroskop verwendet wird, welches vor dem Abfeuern der Rakete, d.h. vor dem Positionieren in der an der Peilvorrichtung angekoppelten Abschußvorrichtung in der Rakete blockiert bleibt mit seiner Bezugsrichtung senkrecht zur Längsachse der Rakete, d.h. senkrecht zur Abschußrichtung und damit zur Visierlinie, und welches in einer Ebene parallel zu der durch die Visierlinie und das Azimuth oder die Hochachse der Visierlinie liegt, d.h. in der vertikalen Ebene durch die Longitudinalachse der Rakete, wenn angenommen wird, daß die Peilvorrichtung in der Hochachse der Visierlinie vertikal angeordnet ist. Wird die Rakete abgefeuert, dann wird das Gyroskop in dieser Position ausgeklinkt und hält während des darauffolgenden Fluges der Rakete die Bezugsrichtung parallel zu der Richtung, die es während des Abfeuerns der Pakete hatte. Das Seitenruder oder die Flugsteuermittel der Rakete werden dann wie üblich so beeinflußt, daß sie die Flugrichtung der Rakete in der Referenzebene senk-

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recht zu der Referenzrichtung des Gyroskops, im folgenden als Hochebene bezeichnet, als Antwort auf das Hochsteuersignal beeinflussen, und die Flugrichtung der Rakete in der Ebene durch die Longitudinalachse der Rakete senkrecht zur Hochebene, die im folgenden als Steigungsebene bezeichnet wird, als Antwort auf ein Steigungssteuersignal beeinflußt. Die Hochebene der Rakete versucht immer parallel zur Referenzebene zu bleiben, die senkrecht zur Referenzrichtung des Gyroskops im Moment des Abfeuerns steht und die parallel zur Visierlinie und der Hochachse der Visierlinie im Moment des Abfeuerns war.

Die Verwendung des oben beschriebenen einfachen Gyroskops in der Rakete bewirkt einige Schwierigkeiten in der Lenkung der Rakete, wenn man in herkömmlicher Weise die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der horizontalen und vertikalen Richtung bestimmt und ein Hochsteuersignal erzeugt, welches die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der Horizontalrichtung repräsentiert, und ein Steigungssteuersignal, welches die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der vertikalen Richtung repräsentiert. Die Gründe für diese Schwierigkeiten liegen darin, daß während der Lenkung der abgefeuerten Rakete zu dem sich bewegenden Ziel die Visierlinie sich offenbar aus ihrer Richtung im Moment des Abfeuerns sowohl im Azimuth als auch im Höhenwinkel dreht. Diese Drehung der Visierlinie bewirkt, daß die Horizontalrichtung relativ zur Visierlinie mehr und mehr von der Giersteuerebene der Rakete, wie sie durch das Gyroskop in der Rakete bestimmt wird, abweicht. Dasselbe gilt für die vertikale Richtung relativ zur Visierlinie, die auch von der Steigungssteuerebene der Rakete, wie sie durch das Gyroskop in der Rakete bestimmt wird, abweicht. Daher können die Abweichungen der Rakete von der Visierlinie in der horizontalen und der vertikalen Richtung repräsentierende Signale nicht für die Steuerung des Fluges der Rakete in der Hochebene und der Steigungsebene in der Weise verwendet werden, wie sie durch das Gyroskop in der Rakete bestimmt werden, da dieses zur Folge hätte, daß die Rakete eine schraubenförmige Flugbahn um die

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Visierlinie verfolgen würde. Diese schraubenförmige Flugbahn könnte im unglücklichen Fall divergent verlaufen, so daß sich die Rakete mehr und mehr von der Visierlinie entfernt anstatt näher an die Visierlinie herangeführt zu werden.

Weitere Merkmale und Zweckmäßigkeiten der Erfindung ergeben sich aus der Beschreibung eines Ausführungsbeispieles im Zusammenhang mit den Figuren. Von den Figuren zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung zur Erläuterung des Grundprinzips eines Riehtsystems für Flugabwehrraketen; und

Fig. 2 eine geometrische Darstellung zur Erläuterung der geometrischen Verhältnisse bei einem Richtsystem gemäß der Erfindung.

Die Bezugszeichen in Fig. 2 haben die folgenden Bedeutungen, wobei der Index ο die Werte der verschiedenen Größen im Moment des Abschießens der Rakete kennzeichnet:

0 ist die Position der Peilvorrichtung und der Abschußvorrichtung;

M ist das Ziel;

fxj r Ya r ^z■ J ist ein erdfestes Koordinatensystem, dessen Ursprung in der Peilvorrichtung liegt und dessen z.-Achse nach unten zeigt und mit der Azimuth-Hochachse der Visierlinie zusammenfällt. Zur Vereinfachung und zur Erleichterung der Beschreibung wird angenommen, daß die Hochachse der Visierlinie vertikal liegt und daß folglich auch die z--Achse vertikal liegt, wodurch die χ--Achse und die y.-Achse in der Horizontalebene liegen. Es ist jedoch zu beachten, daß die Diskussionen und Berechnungen im folgenden unabh ängig von dieser Annahme zutreffen, d.h. unabhängig davon, ob die Pei!vorrichtung mit ihrer Hochachse genau vertikal ausgerichtet ist oder nicht;

R ist der Richtungsvektor von der Peilvorrichtung zum Ziel;

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X, Y sind die Richtungswinkel des Zielvektors R in dem erdfesten Koordinatensystem fx·, y_j, z.j;

χ , y_r/ ζ J ist das Zielgerät-feste Koordinatensystem, dessen Ursprung in der Peilvorrichtung liegt, dessen χ -Achse mit der Visierlinie zusammenfällt und dessen y -Achse in derselben Ebene wie die x.- und y.-Achsen des erdfesten Koordinatensystems liegt, d.h. im Fall der obigen Annahme in der horizontalen Ebene. Es ist zu beachten, daß die Visierlinie mit dem Zielvektor R zusammenfällt, da die Visierlinie permanent au f das Ziel zeigt, und daß folglich die y_r-Achse die Steighöhen- oder Steigungsachse der Visierlinie bildet. Es wird ferner angenommen, daß die Winkelabweichung der Rakete von der Visierlinie klein ist;

A ist die Ebene, die durch die Visierlinie (Zielvektor R) und die Hochachse der Peilvorrichtung (y -Achse) im Moment des Abfeuerns (was durch den Index ο angedeutet wird) für die Rakete definiert wird;

B ist die Ebene senkrecht zur Visierlinie (Zielvektor R) und enthält die y -Achse und die ζ -Achse zu einem späteren Zeitpunkt nach dem Abfeuern der Rakete;
y . ist die Schnittlinie zwischen den Ebenen A und B; Ϋ ist der Winkel zwischen der y -Achse und der Schnittlinie y .

Es ist zu erkennen, daß bei Verwendung des oben beschriebenen einfachen Richtungsbezugsgyroskops in der Rakete das Gyroskop im Moment des Abschießens der Rakete in einer Position, in der seine Referenzrichtung mit der ζ _Achse zusammenfällt, freigegeben wird und folglich die Ebene A senkrecht dazu als seine Referenzebene definiert, weswegen die Hochsteuerebene der abgefeuerten Rakete immer parallel zur Ebene A während des ganzen Flugs der Rakete verbleibt. Wird dann die Abweichung der Rakete von der Visierlinie wie in herkömmlicher Weise in den horizontalen und vertikalen Richtungen bestimmt, dann wird die Abweichung der Rakete von der Visierlinie zu einem späteren Zeitpunkt offensichtlich nicht in der Hochsteuerebene A der Rakete sondern

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- 10 - ΙΟ- - ι ν,

stattdessen in Richtung der horizontalen y -Achse bestimmt, die nicht länger in der Ebene A liegt. Wird die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in einem Koordinatensystem bestimmt, welches in einer Ebene senkrecht zur Visierlinie liegt und eine erste Achse immer horizontal und eine zweite Achse immer vertikal hat, dann wird folglich die Azimuth- oder Hochabweichung der Rakete von der Visierlinie in der Richtung der y -Achse bestimmt, während auf der anderen Seite die resultierende Hochsteuerung der Rakete in der Richtung y , stattfindet, die in der Hochsteuerebene A der Rakete liegt. Der entsprechende Vorgang ist zu beobachten bei der Bestimmung der Abweichung der Rakete in vertikaler Richtung von der Visierlinie und in der resultierenden Steigungssteuerung der Rakete. Es ist erkennbar, daß dieser Vorgang eine unrichtige Steuerung des Fluges der Rakete bewirkt, und dieser Fehler in der Steuerung des Fluges der Rakete wird je größer, je mehr die Visierlinie in ihrem Azimuth und ihrer Steighöhe von der ursprünglichen Richtung im Moment des Abfeuerns der Rakete abweicht. Diese unrichtige Steuerung des Raketenfluges bewirkt, daß die Rakete in einer schraubförmigen Bahn um die Visierlinie fliegt und daß, wenn der Fehler hinreichend groß ist, d.h. wenn die Winkelabweichung zwischen der y -Richtung und der y ,-Richtung groß genug wird, die schraubenförmige Flugbahn der Rakete um die Visierlinie divergent wird, wodurch die Rakete sich von der Visierlinie entfernt.

Gemäß der Erfindung wird dieses Problem dadurch ausgeschaltet, daß die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in einem orthogonalen Koordinatensystem bestimmt wird, welches in einer Ebene senkrecht zur Visierlinie liegt und seinen Ursprung in der Visierlinie hat und welches im Moment des Abfeuerns der Rakete eine erste Achse parallel zur Steighöhe oder Steigungsebene der Visierlinie hat, d.h. parallel zu der y -Achse in Fig. 2 liegt, die aber räch dem Abfeuern der Rakete um einen Winkel 'f' uir die Visierlinie gedreht wird, so daß die erste Achse des Koordinatensystems immer in der Hochsteuerebene A der Rakete

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liegt, d.h. parallel zur Richtung y . in Fig. 2. Es ist zu beachten, daß der Winkel γ während des Fluges der Rakete in Abhängigkeit von der kontinuierlichen Bewegung der Visierlinie von seiner Richtung beim Abfeuern abweicht und daß folglich das Koordinatensystem zur .Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie kontinuierlich um die Visierlinie während der Nachführung der Rakete zum Ziel hin gedreht werden muß.

Die für die Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung der entsprechenden Gier- und Steigungssteuerungssignale für die Flugsteuerungsmittel in der Rakete verwendete Drehung des Koordinatensystems kann auf verschiedene Weise bewerkstelligt werden, die zuerst von der Art des verwendeten Systems zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie abhängen. In einem einfachen System der oben beschriebenen Art, bei dem eine einfache optische Peilvorrichtung mit einem Fadenkreuz oder ähnlichen in dem Blickfeld des Peilgerätes sichtbaren Richtmitteln und durch die Bedienungsperson des Peilgerätes von Hand zu betätigende Signalgeneratoren verwendet werden, kann die Erfindung dadurch realisiert werden, daß das Fadenkreuz oder die entsprechenden in dem Blickfeld der Peilvorrichtung sichtbaren Richtmittel relativ zur Peilvorrichtung um die Visierlinie um den Winkel ψ gedreht werden. Das bedeutet natürlich, daß das Fadenkreuz oder die entsprechenden Richtmittel um den Winkel ψ relativ zu den horizontalen und vertikalen Richtungen im Blickfeld der Peilvorrichtung gekippt werden. Das kann die Bedienungsperson irritieren, weshalb es vorteilhaft sein kann, das Fadenkreuz oder die entsprechenden Richtmittel relativ zu der Peilvorrichtung festzulassen, so daß es immer die horizontale und vertikale Richtung im Blickfeld anzeigt, wobei dann die Bedienungsperson in herkömmlicher Weise die Abweichung der Rakete von der Visier linie in der horizontalen und der vertikalen Richtung jeweils feststellt und mit Hilfe von von Hand zu betätigenden Signalgeneratoren die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der horizontalen und der vertikalen Richtung repräsentierende

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Signale erzeugt. Diese Signale werden nachfolgend in die gewünschten Gier- und Steighöhensteuersignale für die Flugsteuermittel der Rakete umgewandelt unter Verwendung der üblichen Koordinatentransformationsschaltungen, die die folgenden Rechnungen ausführen:

s = x cos ί| - y sin <-f

h = χ sin ψ + γ cos Cf- , '

worin s das gewünschte Giersteuersignal für die Flugsteuermittel der Rakete, h das gewünschte Steigungssteuersignal für die Flugsteuermittel der Rakete, χ das die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in horizontaler Richtung repräsentierende Signal und y das die Abweichung der Rakete von der Visierlinie in vertikaler Richtung repräsentierende Signal sind.

Bei Verwendung einer Leitstrahllenkung der oben beschriebenen Art kann die Erfindung äußerst einfach dadurch realisiert werden, daß der übertragene Richtstrahl um den Winkel y um seine Mittelachse gedreht wird, die mit der Visierlinie zusammenfällt. Für Funk- und Radarfrequenzleitstrahlen kann diese Drehung durch Rotation der Sendeantennen für den Leitstrahl bewerkstelligt werden, während die Drehung bei einem Richtstrahl im Lichtfrequenzbereich mit Hilfe optischer Elemente in dem Richtstrahlsender bewerkstelligt wird, beispielsweise durch sogenannte Dove-Prismen (dove prisms), die den optischen Strahl um seine Mittelachse drehen.

Zur Realisierung der Erfindung ist es offensichtlich notwendig, den Wert des Winkels ·\ zu berechnen. Aus Fig. 2 können für die Einheitsvektoren die folgenden Gleichungen be stimmt werden:

\ α λ
y , . ζ = 0 (z liegt senkrecht ar Ebene A) (2)

Λ Α Λ

y _K = y„ cos ·.{· + z„ sin u .

clD IC jV

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ORlGiNAL

Die Lösung dieses Gleichungssystems liefert den folgenden Ausdruck für

sinY _A sin (X - X)

tg-f = 2 2 (3) .

sinY sin Y_Q cos (X - X_Q) + cosY cosY_o

Dieser Ausdruck (3) für den Wert des Winkels if ist genau und kann offensichtlich in der Pei!vorrichtung berechnet werden, da alle Richtungswinkel Y, Y_Q, X und X_Q für die Visierlinie in der Peilvorrichtung mit Hilfe geeigneter Wandler oder Sensoren einer Art, die von der Ausführung der verwendeten Peilvorrichtung abhängt, gemessen werden können.

Der Ausdruck (3) für den Wert des Winkels t/ ist verhältnismäßig kompliziert und verlangt einen ziemlich komplizierten Rechner für seine Berechnung. Daher wäre es besser, einen einfacheren Ausdruck für die Berechnung des Wertes des Winkels £/ zu verwenden, so daß ein kleinerer und einfacherer Computer für diesen Zweck in der Peilvorrichtung verwendet werden könnte.

Die vorliegende Erfindung liefert einen solchen einfacheren Ausdruck für die Berechnung des Wertes des Winkels cf. Dieser Ausdruck ist zwar nicht ganz exakt, aber für die in der Praxis auftretenden Werte der Winkel Y, Y , X, X ergeben sich Werte für den Winkel <f, die sehr wenig von den durch den Ausdruck (3) erhaltenen genauen Werten abweichen.

Zu dem einfacheren Ausdruck für die Berechnung des Wertes des Winkels cf gelangt man durch Betrachten der allgemeinen Bewegungsgleichungen für die Rakete. Mit einem raketenfesten Koordinatensystem mit seinem Ursprung im Schwerpunkt der Rakete, dessen x-Achse mit der Längsrichtung der Rakete und der positiven Richtung in der Flugrichtung der Rakete zusammenfällt, dessen y-Achse positiv nach rechts und dessen z-Achse positiv nach unten zeigt, und einem bodenparallelen Koordinatensystem mit seinem Ursprung im Schwerpunkt der Rakete und seinen Achsen parallel

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zu den Achsen des erdfesten Koordinatensystems C^x-i / Υ·\ > ^z-i wie es in Fig. 2 verwendet wird, wird es möglich, die folgende Bezieh ung für die Neigungswinkel der Rakete in dem erdparallelen Koordinatensystem zu formulieren:

.U₁ = ^_x + X₁ sin Y₁ (4) ,

worin X- , Y- , λ^. die Neigungswinkel der Rakete in dem erdparallelen Koordinatensystem, tf.' die Winkelgeschwindigkeit der Rakete in dem raketenfesten Koordinatensystem um die x-Achse, d.h. die Longitudinalachse der Rakete darstellen und ein Punkt über dem Zeichen die zeitliche Ab leitung der entsprechenden Größe bezeichnet.

Wenn die Rakete drehstabilisiert ist, dann ist a,* = 0, wodurch der Ausdruck (4) reduziert wird auf

u>_x = - X₁ sin Y₁ (5) .

unter Verwendung der in Fig. 2 gezeigten Winkel folgt für Gleichung (5)

^ = X sin Y (6) .

Nimmt man an, daß der Steighöhenwinkel Y der Visierlinie unverändert bleibt nach dem Abfeuern der Rakete, d.h. Y=Y, dann erhält man durch Integration der Gleichung (6)

Ψ = (X - X₀) sin Y₀ (7) .

Gemäß der Erfindung wird dieser Ausdruck (7) für den Wert des Winkels ^ als Näherung für den genauen Ausdruck (3) verwendet.

Zur Kontrolle der Genauigkeit dieser Näherung wurden die Werte des Winkels f mit einem elektronischen Rechner einmal nach dem Ausdruck (3) und einmal nach dem Näherungsausdruck (7) für einen gegebenen Bereich von Werten der Eingangswinkel Y, Y , X und X_Q

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berechnet. Es hat sich gezeigt, daß die Differenz zwischen den Werten des Winkels γ nach dem exakten Ausdruck (3) und nach dem Näherungsausdruck (7) maximal 2,5 beträgt, wenn der Steighöhenwinkel Y der Visierlinie im Moment des Abfeuerns nicht größer als 45° ist, daß der Steigh öhenwinkel der Visierlinie sich nicht mehr als 15° während der Flugzeit der Rakete ändert und daß die Variation des Azemuthwinkels (X - X) der Visierlinie 45° während der Flugzeit der Rakete nicht überschreitet. Aber auch ziemlich weit außerhalb dieses Wertebereiches bleibt die Abweichung zwischen dem Wert des genauen Ausdruckes (3) und dem des Näherungsausdruckes (7) verhältnismäßig klein.

Folglich wird gemäß der Erfindung vorzugsweise der oben gegebene einfache Ausdruck (7) zur Berechnung des Wertes des Winkels ψ verwendet. Es ist erkennbar, daß dieser Ausdruck mit einer sehr einfachen Rechenschaltung berechnet werden kann und daß nur der Steighöhenwinkel Y der Visierlinie im Moment des Abfeuerns und die Variation des Azemuthwinkels (X - X_Q) der Visierlinie während des Fluges der Rakete gemessen verden müssen.

Die baulichen Einzelheiten des Richtsystems gemäß der Erfindung sind nicht im einzelnen erläutert worden, denn diese hängen offensichtlich stark von der baulichen Ausführung da: in dem System zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie verwendeten Peilvorrichtung, beispielsweise einem verwendeten Leitstrahllenkungssystem ab. Die praktische Ausführung ist für einen Fachmann anhand der vorhergehenden Beschreibung der Erfindung, insbesondere bei Verwendung des Näherungsausdruckes (7) für den Wert des Winkels <y möglich. '

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Claims

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Patentansprüche

M.' Richtsystem für eine Flugabwehrrakete, die von einer Abschußvorrichtung abgefeuert werden kann, mit einer Peilvorrichtung, die eng mit der Abschußvorrichtung verbunden wird und eine Visierlinie hat, die um eine Azimuthachse und eine Steighöhenachse senkrecht zur Azimuthachse drehbar ist, und die während der Führung der abgeschossenen Rakete auf ein Ziel hin zu dem Ziel zeigt, wobei die Abschußvorrichtung mit der Peilvorrichtung so gekoppelt ist, daß die Abschußrichtung im wesentlichen parallel zur Visierlinie im Moment des Abschießens der Rakete liegt, und mit Mitteln zur Bestimmung der Abweichung der abgeschossenen Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung von die Abweichung repräsentierenden Signalen und mit Flugsteuermitteln in der Rakete, die auf diese Signale ansprechen und die Flugrichtung der Rakete so beeinflussen, daß diese entlang der Visierlinie fliegt, dadurch gekennzeichnet, daß die Rakete ein Richtungsbezugsgyroskop enthält, welches vor dem Abschuß der Rakete in einer vorbestimmten Position relativ zur Rakete blockiert ist, in dem die Bezugsrichtung (z ) des Gyroskops senkrecht zu der Ebene (A), parallel zu der Steighöhenachse (y ) der Visierlinie und zu der Abschußrichtung der Abschußvorrichtung ist, und welches in einer vorbestimmten Position relativ zur Rakete beim Abschuß derselben ausgelöst wird, daß die Flugsteuermittel in der Rakete die Flugrichtung der Rakete in einer Hochebene senkrecht zu der Bezugsrichtung des Gyroskops als Antwort auf ein Hochsteuersignal und die Richtung des Raketenfluges in einer Steigungsebene, die sich durch die Longitudinalachse der Rakete erstreckt und senkrecht zu der Hochebene liegt, als Antwort auf ein Steigungssteuersignal beeinflussen können, und

daß die Mittel zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie die Abweichung der Rakete von der Visierlinie

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in einem orthogonalen Koordinatensystem bestimmen können, welches in einer Ebene senkrecht zur Visierlinie liegt und seinen Koordinatenursprung in der Visierlinie hat, und ein Hochsteuersignal für die Flugsteuermittel der Rakete proportional zur Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der Richtung einer ersten Achse des Koordinatensystems und ein Steigungssteuersignal für die Flugsteuermittel der Rakete proportional zur Abweichung der Rakete von der Visierlinie in der Richtung einer zweiten Achse des Koordinatensystems erzeugen können,

wobei das Koordinatensystem nach dem Abschuß der Rakete um die Visierlinie um einen Winkel (f in Abhängigkeit von der Variation der Richtung der Visierlinie gedreht wird, so daß die erste Koordinatenachse (y , ) des Koordinatensystems im wesent-

SLD

liehen parallel zu der Ebene (A) bleibt, die senkrecht zur Bezugsrichtung (z ) des Gyroskops im Moment des Abfeuerns der Rakete liegt.
2. Richtsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Koordinatensystem um die Visierlinie um einen Winkel Ψ gedreht wird, der durch die folgende Gleichung bestimmt wird:

sin Y_n sin (X - X)
^{gY =} sin Y sin Y_Q cos (X - X_Q) + cos Y cos Y_Q

worin X der Richtungswinkel der Visierlinie um ihre Azimuthachse, X der Wert des Winkels X im Moment des Abschusses, Y der Richtungswinkel der Visierlinie um ihre Steighöhenachse und Y der Wert des Winkels Y im Abschußmoment sind.
3. Richtsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Koordinatensystem um die Visierlinie um einen Winkel ψ gedreht wird, der durch die folgende Gleichung bestimmt wird:

<T = (X - X_o) sin Y₀

worin X der Richtungswinkel der Visierlinie um ihre Azimuthachse, X₀ der Wert des Winkels X im Moment des Abschusses und

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Y der Wert des Richtungswinkels der Visierlinie um ihre Steighöhenachse im Moment des Abschusses sind.
4. Richtsystem nach einem der Ansprüche 1-3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zielvorrichtung ein optisches Suchgerät aufweist und

die Mittel zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung der die Abweichung repräsentierenden Signale ein in dem Suchgerät vorhandenes und in dem Blickfeld sichtbares Fadenkreuz zur Anzeige der Position der Visierlinie und zweier orthogonaler Richtungen senkrecht zur Visierlinie aufweisen, wobei eine der Richtungen parallel zur Steigh öhenachse der Visierlinie liegt, daß von Hand betätigbare Signalgeneratoren zur Erzeugung eines ersten die Abweichung der Rakete von der Visierlinie, die von der Bedienungsperson des Suchgerätes in der einen Richtung von dem Fadenkreuz angezeigt wird, repräsentierenden Signales und eines zweiten Signales, welches die Abweichung der Rakete von der Visierlinie, die durch die Zielgerätbedienungsperson abgeschätzt wird in der zweiten Richtung, die durch das Fadenkreuz angezeigt wird, repräsentiert, und Mittel zur Übertragung der ersten und zweiten Signale zu den Flugsteuermitteln der Rakete als das Hochsteuersignal und das Steigungssteuersignal aufweisen

und daß Mittel zur Drehung des Fadenkreuzes um die Visierlinie um den Winkel cj> nach dem Abschuß der Rakete vorgesehen sind.
5. Richtsystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß in der Zielvorrichtung signalverarbextende Mittel vorgesehen sind zum Empfang der ersten und zweiten Signale und zum Ableiten eines Hochsteuersignales s und eines Steigungssteuersignales h aus denselben für die Flugstellmittel der Rakete gemäß den Gleichungen

s=x cos ν - y sin qh = χ sin c_r + γ cos ^.,

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worin χ der Wert des ersten Signales und y der Wert des zweiten Signales ist.
6. Richtsystem nach einem der Ansprüche 1 - 3, dadurch gekennzeichnet, daß

die Mittel zur Bestimmung der Abweichung der Rakete von der Visierlinie und zur Erzeugung von Steuersignalen für die Flugsteuermittel der Rakete, die die Abweichung repräsentieren, einen Leitstrahl aussendende Mittel, die an der Peilvorrichtung zur Übertragung eines elektromagnetischen Leitstrahles in Richtung der Visierlinie vorgesehen sind, und einen in der Rakete vorgesehenen Empfänger mit einem Strahlungsdetektor, der auf den Leitstrahl zur Erzeugung eines elektrischen Ausgangssignales in Abhängigkeit von der von dem Strahlungsdetektor empfangenen Strahlung und auf das Ausgangssignal ansprechende Signalverarbeitungsschaltungen zur Erzeugung eines Hochsteuersignales und eines Steigungssteuersignales für die Flugsteuermittel der Rakete, welches die Abweichung der Rakete von der Zentralachse des Leitstrahles in zwei orthogonalen Richtungen innerhalb des Leitstrahles senkrecht zur Zentralachse des Leitstrahles repräsentiert , und

in dem Leitstrahlsender vorgesehene Mittel zur Drehung des Leitstrahles um seine zentrale Achse um einen Winkel (f aufweisen.

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