DE2445478A1 - Verfahren und vorrichtung zur autonomen zielselektion - Google Patents
Verfahren und vorrichtung zur autonomen zielselektionInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
DORNIER GMBH
Friedrichshafen
Friedrichshafen
Reg. 2391
Verfahren und Vorrichtung zur autonomen Z ie lse le kt ion
Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur autonomen Zielselektion durch weitreichende, Mit einer Fernlenkung und einem Zielsuchkopf ausgerüstete Lenkflugkörper, die
in einer Vielzahl auf mehrere Ziele, insbesondere einer Vielzahl von See- und bzw. oder Luftzielen angesetzt sind.
Bei größeren Ansammlungen von beispielsweise gegnerischen
Schiffseinheiten, insbesondere bei Landungsoperationen gilt es, die in einem relativ engen Seegebiet operierenden Schiffsziele
abzuwehren. Wegen der hohen Gefährdung werden hierzu u. a. auch unbemannte Flugkörper eingesetzt, wobei der Anflug weitreichender
Flugkörper in das Zielgebiet z.B. mittels Trägheitslenkung erfolgt
Für die Endphase des Anfluges und für die Zielverfolgung werden am besten und sichersten die an sich bekannten Verfahren der
autonomen aktiven und passiven Zielsuchlenkung angewandt. Während
der Abwehr eines aus vielen einzelnen Schiffszielen bestehenden gegnerischen Verbandes besteht die Gefahr, daß die anfliegenden
Lenkflugkörper durch ihre Zielsuchköpfe in überwiegender Anzahl
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auf das bzw. die Ziele gelenkt werden, die sich von ihrer Umgebung
mit dem größten elektromagnetischen Kontrast (z.B. stärkstes
Rückstrahlecho, intensivste JR-Strahlung oder größter optischer
Kontrast) abzeichnen. Daraus würde sich ein für das Treffen eines Zieles mehr als notwendiger Überbeschuß ergeben (overkill-Gefahr).
Aus der Praxis sind unbemannte Lenkflugkörper bekannt, die
mittels Trägheit3lenkung in ihr Zielgebiet geführt werden und dort
mit den Verfahren der automatischen Zielsuchlenkung (homing guidance
systems) die Zielverfolgung bis zum Treffen des Zieles fortführen. Problematisch und bisher nicht zufriedenstellend gelöst ist dabei
die Zielzuweisung der einzelnen Flugkörper auf Mehr fachziele, weil sie während ihrer Anflugphase mit einem gewissen Fehlerkorridor in
das Zielgebiet gelangen, in dem eine Vielzahl von Land-, See- und Luftzielen (z.B. Panzer, Schiffseinheiten, Flugzeuge) operiert.
Auch ist aus der deutschen Patentschrift Nr. 977 370 ein Verfahren zur Sarame!lenkung von unbemannten Flugkörpern bekannt,
die mit einem Zielsuchkopf ausgerüstet sind, bei denen der Zielsuchkopf zunächst bis zum Auffaßzeitpunkt seines Zieles auf einen
vorauseilenden und von einer Fernlenkstelle aus geleiteten Pfadfinder-Flugkörper
anspricht, um dann im Auffaßgebiet selbsttätig seine Zielauswahl und -verteilung vorzunehmen. Nachteilig ist hier,
daß die Flugkörper von einem ihnen vorauseilenden Le itflugkörper
abhängig sind, der selbst von einer Fernlenkstelle geleitet wird.
Ein Ausfall des Leitflugkörpers, der Fernlenkstelle oder der Kommunikation
zwischen beiden kann dabei zur FUhrungslosigkeit der in
ein Zielgebiet zu leitenden Flugkörper führen.
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Davon ausgehend war es Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, mittels derer eine Vielzahl von
unbemannten autonom gelenkten Flugkörpern in ein Zielgebiet gelenkt
werden können, das in seiner Umgebung hochgradig störaktiv ist und dadurch gegen deren Zielanflug abgeschirmt wird. Damit
sollte jeweils nur ein Flugkörper durch autonome Zielselektion auf ein Ziel treffen, d. h. ein Treffen mehrerer Flugkörper auf nur
ein Ziel vermieden werden.
Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst,
daß bei einer gemeinsamen Ablaufkoordinate für den Anflug der Flugkörper,
bei der in an sich bekannter Weise die Umschaltung von der Anflugphase auf Zielselektion bzw. Zielsuchlenkung erfolgt, eine
Zielregistrierphase zwischengeschaltet wird, während der der Zielsuchkopf
eines jeden anfliegenden Flugkörpers zunächst über seinen gesamten azimutalen Schwenkwinkelbereich geschwenkt wird, und wobei
beim Empfang bzw. Auffassen eine s Zielsignals durch eine Suchelektronik über einen zusätzlichen an sich bekannten Winkelencoder
xjeweiligey
dervim Augenblick des Signalempfangs bzw. der Signalauffassung anliegende
Azimutschwenkwinkel des Suchkopfes und der Kurswinkel des Flugkörpers in einen Speicher eines Bord- und Navigationsrechners
übertragen und gespeichert wird und daß die Suchelektronik eines jeden anfliegenden Flugkörpers nach der Zielregistrierphase über
die Zielverteilung aus einer bestimmten Anflugrichtung und Anflugkoordinate
informiert ist, wobei die Zielselektion vorzugsweise von der Mitte einer beliebigen Zielverteilung ausgeht. In der weiteren
Ausbildung sieht die Erfindung vor, daß der Winkelencoder auf der azimutalen Schwenkachse des Suchkopfes angeordnet ist. Vorteilhafterweise
arbeitet der Winkelencoder digital.
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Die mit der Erfindung erzielbaren Vorteile bestehen insbesondere darin, daß der Anflug und die Zielselektion der einzelnen
Flugkörper auf ihre Ziele elektronisch stumm und störsicher ist. Damit sind sowohl aktive als auch passive Zielsuchköpfe anwendbar.
Ferner entfällt ein koordinierender Funkverkehr zwischen den einzelnen gleichzeitig auf ein Zielgebiet zufliegenden Flugkörper,
wobei sie dadurch zugleich von einen.äußeren Funkleitverfahren unabhängig
sind. Äußere Zielmarkierungen durch Beleuchter oder eine
Beobachtungsstation im Zielgebiet für die Zielzuweisung werden nicht benötigt. Schließlich wird damit die Gefahr eines Überbeschusses
auf ein oder nur wenige Ziele weitgehend abgebaut.
Vor dem Start eines Flugkörperverbandes erhält jeder Flugkörper
ein festgelegtes Zielselektionsprogramm, mit dessen Hilfe
jeder einzelne Flugkörper das ihm im Zielgebiet von seinem Suchkopf zugewiesene bzw. ausgewählte Ziel ansteuert. Dabei wird dieses
oder ein anderes Zielselektionsprogramm als Unterprogramm während
der Zielselektionsphase im Bordrechner eines jeden Flugkörpers
zur Zielzuordnung abgerufen. Die Zielzuweisung selbst erfolgt
dann durch dieses Unterprogramm, in dem der Suchkopf eines jeden Flugkörpers nach der Zielregistrierphase auf das vorbestimmte Ziel
eingewiesen wird und das Ziel erneut auffaßt. Zum Beispiel steuert
Flugkörper Nr. 1 aus der vorgegebenen Anflugrichtung auf ein in
Schwenkwinkel 0 des Sensors befindliches Ziel 1; Flugkörper Nr. 2 auf ein vom Schwenkwinkel 0 um einen Winkel CC - nach Steuerbord
versetztes Ziel Nr. 2; Flugkörper Nr. 3 auf ein vom Schwenkwinkel 0 um einen Winkel oi nach - Steuerbord versetztes Ziel
Nr. 3; Flugkörper Nr. 4 auf ein vom Schwenkwinkel 0 um einen Winkel
oC 3 nach Backbord versetztes Ziel Nr. 4 usw. Das individuelle
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— 5 —
Ansteuern der einzelnen Flugkörper geschieht mittels ihres Suchkopfes
.
Ein Ausführungsbeispiel ist nachfolgend beschrieben und
durch Skizzen erläutert:
Fig. 1 zeigt ein Blockdiagramm für eine autonome Zielselektion
Fig. 1 zeigt ein Blockdiagramm für eine autonome Zielselektion
von Flugkörpern,
Fig. 2 zeigt ein Anflugschema eines Flugkörperverbandes auf einen
Fig. 2 zeigt ein Anflugschema eines Flugkörperverbandes auf einen
Das in Fig. 1 dargestellte Blockdiagramm 1 stellt die
schematische Anordnung von einzelnen Komponenten dar, die ein Flugkörper zur automatischen Zielselektion an Bord mitführt. Danach
wird zur Lenkung eines Flugkörpers während seines Anfluges in ein Zielgebiet die Tr äghe its lenkung angewandt. Die während des Fluges
innerhalb des Flugkörpers auftretenden Trägheitskräfte werden laufend gemessen. Aus diesen so gewonnenen Meßwerten werden die für
die Navigation des Flugkörpers erforderlichen Parameter wie augenblicklicher
Standort, Geschwindigkeit, zurückgelegter Weg, Entfernung
und Richtung zum Zielgebiet abgeleitet. Dabei erfolgt die Fremdausrichtung über einen nordsuchenden Kreisel 2, dessen Werte
in eine aus drei Rahmen, drei Kreisel mit zwei Freiheitsgraden und zwei Beschleunigungsmessern bestehende Plattform 3 fließen.
χ y
einen Navigationsrechner 4, der zugleich Speicher für Programme,
Bahnführungssignale, Zielselektion, Zielauffassung und Kompensation
ist. Zugleich wird darin ein Signal γ der aus der Plattform
3 abgegebenen und in einen nachgeschalteten Flugregler 5 für die Lagewinkel φ , F t y , eingespeisten drei Signale verarbeitet.
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Diese in den Flugkörper 5 eingehenden Signale bewirken die Lenkdynamik
fUr die Ruder des Flugkörpers, wobei daraus ein Signal χ
dem Suchkopf 6 für dessen Zielauffassung und Zielsuchlenkung zugeführt wird. Vom Suchkopf 6 werden wiederum einerseits Signale
für den Sichtlinienwinkel fr und die Sichtliniendrehgeschwindigkeit
& dem Flugregler 5, andererseits ein Signal für den Schwenkwinkel
d des Suchkopfes 6 über einen auf dessen azimutalen Schwenkachse (in der Fig. nicht dargestellt) angeordneten Winkelencoder
7 dem Navigationsrechner 4 rückgeführt. Vom Flugregler
bzw. Flugkörper wiederum werden Signale für die während des Fluges am Flugkörper auftretenden Dreh- und Translationsbeschleunigung
6^v* cw , at- und b , b , b der Plattform 3 zugeführt, wohin
χ y ζ χ y ζ
zugleich auch vom Navigationsrechner 4 Konpensationssignale C gelangen
.
Nach dem Start der Flugkörper und während ihres Anfluges
in ihr Zielgebiet (siehe Fig. 2) werden alle aus den in den einzelnen Flugkörpern installierten Komponenten in Form von Signalen anfallenden
Werte mit dem vorgewählten und als Sollwert geltenden Flugprogramm bzw. untereinander laufend verglichen. Dadurch wird
die vorgegebene Flugbahn von Start bis Ziel des Flugkörpers optimal eingehalten, so daß nach Erreichen des Zielgebietes und nach
der Zielauffassung eines jeden Flugkörpers die Zielselektion und der daraus abgeleitete individuelle Zielanflug sichergestellt ist.
Aus dem in Fig. 2 ersichtlichen Anflugscheaa 8 ist ein Flugkörperverband
9 auf einen für eine Landungsoperation gegen einen Küstenstreifen 10 bereitgestellten Schiffsverband 11 angesetzt.
Die einzelnen Flugkörper werden von den längs der Küste 12 in
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unterschiedlicher Entfernung installierten Startbasen 13 gestartet
und fliegen auf Grund ihres eingegebenen Flugprogramines zunächst
in Richtung eines Sammelpunktes 14 in dem sie sich zu dem Flugkörperverband
9 formieren und sich so in Ilaupf t anf lugricht ung 15 zunächst bis zu einer gemeinsamen Ablaufkoordinate 16 bewegen.
Ist diese erreicht, so wird der Suchkopf 6 eines jeden Flugkörpers
automatisch eingeschaltet. Dabei sucht zunächst jeder Flugkörper bzw. sein Suchkopf über seinen gesamten Schwenkwinkelbereich.
Ist ein Ziel aufgefaßt, so wird die Lage des Zieles in Form der
Daten für den jeweiligen Schwenkwinkel und des jeweiligen Kurswinkels
des Flugkörpers im Navigationsrechner .4 (Fig. 1) gespeichert. Haben alle anfliegenden Flugkörper ihre Ziele aufgefaßt
bzw. registriert, so wählt jeder Flugkörper nach einem vor seinem Start eingegebenen Programm für die Zielselektion sein individuelles
Ziel aus und fliegt es an.
18. September 1974
KJ 10/Krf/
KJ 10/Krf/
9814/0653
Claims (1)
- Reg. 2391Patentansprüche :1.) Verfahren und Vorrichtung zur autonomen Zielselektion durch weitreichende, mit einer Fernlenkung und einen Zielsuchkopf ausgerüstete Lenkflugkörper, die in einer Vielzahl auf mehrere Ziele, insbesondere einer Vielzahl von See- und bzw. oder Luftzielen angesetzt sind, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer gemeinsamen Ablaufkoordinate (16) für den Anflug der Flugkörper, bei der in an sich bekannter Weise die Umschaltung von der Anflugphase auf Zielselektion bzw. Zielsuchlenkung erfolgt, eine ZieIregistrierphase zwischengeschaltet wird, während der der Zielsuchkopf (6) eines jeden anfliegenden Flugkörpers zunächst über seinen gesamten azimutalen Schwenkwinkelbereich ( ά ) geschwenkt wird und wobei beim Empfang bzw. Auffassen eines Zielsignals durch eine Suchelektronik über einen zusätz-jililiehen an sich bekannten Winkelencoder (7) der7im Augenblick des Signalempfanges bzw. der Signalauffassung anliegende Azimutschwenkwinkel (^) des Suchkopfes (6) und der Kurswinkel ((Jt1 αλ/ γ ) des Flugkörpers in einen Speicher eines Bord- und Navigationsrechners (4) übertragen und gespeichert wird und daß die Suchelektronik eines jeden anfliegenden Flugkörpers nach der Zielregistrierphase über die Zielverteilung aus einer bestimmten Anflugrichtung und Anflugkoordinate informiert ist, wobei die Zielselektion vorzugsweise von der Mitte einer beliebigen Zielverteilung ausgeht.6098U/06532. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkelencoder (7) auf der azimutalen Schwenkachse des Suchkopfes (6) angeordnet ist.3. Vorrichtung nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Winkelencoder (7) digital arbeitet.18. September 1974
KJ 10/Hr/ke6098 1 A/0653
Priority Applications (2)
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---|---|---|---|
DE19742445478 DE2445478C3 (de) | 1974-09-24 | 1974-09-24 | Verfahren zur autonomen Zielselektion |
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DE19742445478 DE2445478C3 (de) | 1974-09-24 | 1974-09-24 | Verfahren zur autonomen Zielselektion |
Publications (3)
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DE2445478B2 DE2445478B2 (de) | 1977-11-17 |
DE2445478C3 DE2445478C3 (de) | 1979-08-23 |
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ID=5926551
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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GB (1) | GB1478267A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US10514240B1 (en) | 1981-10-02 | 2019-12-24 | The Boeing Company | Multiple wire guided submissile target assignment logic |
Families Citing this family (4)
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---|---|---|---|---|
DE2841748C1 (de) * | 1978-09-26 | 1996-07-04 | Bodenseewerk Geraetetech | Suchkopf, insbesondere zur automatischen Zielverfolgung |
DE3041076C1 (de) * | 1980-10-31 | 1996-08-22 | Nord Systemtechnik | Verfahren zur Lenkung von mehreren Waffen auf einen Zielhaufen |
US5253823A (en) * | 1983-10-07 | 1993-10-19 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Guidance processor |
US20230349670A1 (en) * | 2022-04-29 | 2023-11-02 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | Guidance kit with variable angular offset for undetected ground suppression and methods thereof |
-
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- 1974-09-24 DE DE19742445478 patent/DE2445478C3/de not_active Expired
-
1975
- 1975-08-04 GB GB3249775A patent/GB1478267A/en not_active Expired
Cited By (2)
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US10514240B1 (en) | 1981-10-02 | 2019-12-24 | The Boeing Company | Multiple wire guided submissile target assignment logic |
USRE49911E1 (en) | 1981-10-02 | 2024-04-09 | The Boeing Company | Multiple wire guided submissile target assignment logic |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2445478C3 (de) | 1979-08-23 |
DE2445478B2 (de) | 1977-11-17 |
GB1478267A (en) | 1977-06-29 |
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