DE2445488A1 - Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem zielsuch- und verfolgungssensor - Google Patents
Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem zielsuch- und verfolgungssensorInfo
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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
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
- F42C13/00—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation
- F42C13/02—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation operated by intensity of light or similar radiation
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
DORNIER GMBH
Priedrichshafen
Priedrichshafen
Reg. 2392
Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem Zielsuch- und Verfolgungssensor
Die Erfindung betrifft einen Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem Zielsuch- und Verfolgungssensor für Lenkflugkörper.
Aus der Praxis sind Suchköpfe bekannt, mit denen damit ausgerüstete Flugkörper ein Ziel zunächst auffassen, verfolgen und
den Flugkörper auf das Ziel lenken. Diese Suchköpfe tragen im allgemeinen kardanisch bewegbare Sensoren, die teils für die Ortung
und Verfolgung eines Zieles, teils, bei Erreichen desselben, für die Auslösung eines im Flugkörper mitgeführten Sprengsatzes dienen. Diese Ortungs- und Annäherungssensoren arbeiten dabei unter
Ausnutzung der elektromagnetischen Wellenausbreitung aktiv und bzw.
oder passiv (z. B. Radar, JR u.a.) und sind in den Suchköpfen jeweils voneinander getrennt, aber miteinander koordinierend verbunden eingebaut. Ein derartiger zusätzlich im Suchkopf angeordneter Annäherungssensor registriert kontinuierlich die Annäherung
des Flugkörpers an sein Ziel, wobei er bei bzw. nach Erreichen
desselben die Zündung des Sprengsatzes auslöst. Dabei werden zur Registrierung der Annäherung bzw. der Entfernung Flugkörper - Ziel
u.a. die Doppler-Frequenzverschiebung und Laufzeit sowie die vom
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Ziel abgestrahlte JR-Intensität ausgenutzt. Von diesen voneinander
jetrennt arbeitenden Annäherungssensoren werden also alle jene
Informationen erfaßt und verarbeitet, die auch vom Suchkopf bzw. deren Sensor für die Ortung und Lenkung des Flugkörpers direkt
oder indirekt verwendet werden.
Davon ausgehend war es Aufgabe der Erfindung, den Suchkopf
bzw. den darin für die Ortung und Lenkung des Flugkörpers angeordneten Sensor zugleich als Annäherungssensor zu verwenden und
den bislang zusätzlich eingebauten Annäherungssensor dadurch einzusparen .
Erfindungsgemäß wird die gestellte Aufgabe dadurch gelöst,
daß der Zielsuch- und Verfolgungssensor zugleich als Annäherungssensor für eine im Suchkopf oder Flugkörper integrierte an sich
bekannte Zündvorrichtung ausgebildet ist, wobei die von dem Annäherungssensor während der Zielortung und Zielverfolgung erfaßten
Informationen gleichzeitig zur Lenkung und Auslösung der Zündvorrichtung
benutzt werden und wobei entweder ein von einem Nachführwinkel oder ein von einer Winkelgeschwindigkeit des Suchkopfes
erreichter oder überschrittener Wert als Auslösekriterium verwendet wird. In der weiteren Ausbildung sieht die Erfindung vor, daß die
Werte für den Nachführwinkel und die Winkelgeschwindigkeit des
Suchkopfes gleichzeitig als Auslösekriterium verwendet werden. Vorteilhafterweise werden die Werte für den Nachführwinkel und
die Winkelgeschwindigkeit bei Verlieren eines Zieles aus dem Auffaßwinkel
des Sensors zur Selbstzerstörung des Flugkörpers verwendet .
Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbesondere darin, daß der bislang im Suchkopf zusätzlich eingebaute und
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gesondert angeordnete Ännäherungssensor entfällt. Er wird dadurch
ersetzt, daß die während der Ortung und Verfolgung eines Zieles von dem ohnehin im Suchkopf dazu angeordneten Sensor empfangenen
Lenk-Informationen bzw. die daraus resultierenden Signale für die
Lenkung des Flugkörpers zugleich als Auslösekriterium für den von in ihm mitgeführten Sprengsatz verwendet «erden.
Auf Grund der kardanischen Aufhängung des Zielsuch- und Lenksensors, wodurch entweder die Steuerung oder die Bewegung
oder die Bewegungs änderung <les Sensors zur Steuerung des Flugkörpers
verwendet werden, kann der Sensor in Bezug auf die Flugkörperachse um einen bestimmten Nachführwinkel gedreht werden.
Dieser Winkel hat eine endliche Größe. Bewegt sich z. B. das zu verfolgende Ziel aus dem Gesichtsfeld bzw. Auffaßwinkel des Sensors,
so kann dieser wegen der endlichen Größe des Winkel nicht beliebig weit folgen. Dadurch gerät das Ziel außerhalb des Auffaßwinkels
des Sensors und es geht ihm verloren. Der Flugkörper kann sich jetzt selbst zerstören, weil er sein Ziel nicht mehr findet.
Dabei wird als Indikator für seine Zerstörung das Erreichen eines Maximalwinkels verwendet. Fliegt dagegen der Flugkörper ein Ziel
an ohne es zu treffen, so wird am Ende der Anflugphase der Grenzwert dieses Winkels überschritten. Dieses Überschreiten wird als
Information dazu verwendet, daß der Flugkörper in unmittelbarer Zielnähe ist. Diese Information ist aber zugleich die Auslöseinformation
für die Zündvorrichtung und des im Flugkörper mitgeführten Sprengsatzes. Der Suchkopf bzw. der darin integrierte
Sensor folgt der innerhalb seines Auffaßwinkels liegenden Sichtlinie Flugkörper-Ziel nur mit einer endlichen Geschwindigkeit.
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Ist beispielsweise die Bewegung der Sicht linie gegenüber der Winkelgeschwindigkeit des Suchkopfes bzw. Sensors größer, so bewegt
sich das Ziel aus dem Bereich seines Auffaßwinkels bzw. seinem Gesichtsfeld ohne daß der Höchstwert des Nachführwinkels erreicht
ist. Diese Situation ist dann gegeben, wenn das Ziel während seiner Verfolgung durch den Flugkörper stark manöveriert und während
seiner Annäherung an das Ziel kurz vor Erreichen desselben. In beiden Fällen erfolgt dadurch die Auslösung der Zündvorrichtung und
damit des Sprengsatzes. Das heißt, daß entweder der Maximalwert des NachfUhrwinkels oder das Überschreiten der maximalen Winkelgeschwindigkeit des Suchkopfes bzw. des darin integrierten Sensors
oder beide Werte zugleich für die Auslösung eines von einen Flugkörper mitgeführten Sprengsatzes verwendet werden.
Ein Ausführungsbeispiel ist nachfolgend beschrieben und durch eine Skizze erläutert:
Die Figur zeigt einen Flugkörper 1 im Anflug auf ein Flugzeug als Ziel 2, dem er sich auf der Flugbahn 3 bis in unmittelbare Nähe genähert hat. Der Flugkörper 1 trägt an seiner Stirnseite einen Suchkopf 4 mit einem darin kardanisch gelagerten und
dadurch schwenk- und drehbaren Sensor 5 für die Ortung und Verfolgung des Zieles 2. Der Sensor 5 ist zugleich als Annäherungssensor ausgebildet und kann in seiner kardanischen Lagerung (in
der Fig. nicht dargestellt) um einen Nachführwinkel β gedreht
bzw. geschwenkt werden. Wegen der endlichen Groß· dieses Winkels
kann der Sensor 5 einem aus seinem Gesichtsfeld bzw. Auffaßwinkel (X. sich entfernendes Ziel 2 nicht mehr weiter folgen. Das Ziel 2
ist dadurch für den anfliegenden Flugkörper 1 verloren. Dieser
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durch das Nachführen des Sensors 5 erreichte und konstruktiv vorgegebene Maximalwinkel ß MOV gilt als Indikator für den dabei erzeugten Auslöseimpuls zur Zündung eines im Flugkörper 1 mitgeführten Sprengsatzes (in der Figur nicht dargestellt^ Der gleiche Effekt wird ausgelöst, wenn der Flugkörper 1 sein Ziel 2 verfehlt.
Dadurch wird am Ende der Anflugphase der Grenzwert dieses Nachführwinkels β überschritten und das dabei ausgelöste Signal gilt als
Information, als ob der Flugkörper sein Ziel erreicht oder sich in dessen unmittelbarer Nähe befindet. Die Zündvorrichtung bzw. der
Sprengsatz wird ausgelöst.
Auf Grund einer endlichen Winkelgeschwindigkeit uf nit der der
Sensor 5 um den Nachfuhrwinkel J® einer innerhalb seines Auffaßwinkels d liegenden Sicht linie 6 (Flugkörper-Ziel) folgt, kann
das Ziel 2 aus dem Auffaßwinkel CC verschwinden, ohne daß der Nachführwinkel P einen MaximaIwinkel ß _.„„ erreicht hat. Das kann
j
j max
bei der Zielverfolgung der Fall sein, während der das Ziel stark
manöveriert und bei Annäherung des Flugkörpers kurz vor Erreichen
des Zieles. Die Winkelgeschwindigkeit Uf des Sensors 5 erreicht
eine gleichfalls konstruktiv bedingte Maximal-Winke!geschwindigkeit Uf--av oder überschreitet dieselbe.
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2445A88
Danach ergibt sich folgendes Schema für die Aus löse -kriterien:
Aus löse-
krlterium |
bei
Zielanflug |
bei
Zielannäherung |
Ziel ist außer
Auffaßwinkel |
Nachführ
winkel f- |
keine
Auslösung |
Auslösung
wenn J°> P max |
Auslösung
wenn A7> «a* |
Winkelge
schwindig keit Uf- |
keine
Auslösung |
Auslösung
wenn ^ ^ max |
Auslösung
wenn ^>^max |
f tür |
keine
Auslösung |
Auslösung wenn /V/ max u'/od- LJ"^. UT max |
Auslösung
wenn /^/max u-/° |
18. September 1974
KJ 1
6098 U/0655
Claims (1)
- Reg. 2392Patentansprüche :1.) Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem Zielsuch- und Verfolgungssensor für Lenkflugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß der Zielsuch- und Verfolgungssensor (5) zugleich als Annäherungssensor für eine im Suchkopf (4) oder Flugkörper (1) integrierte an sich bekannte Zündvorrichtung ausgebildet ist, wobei die von dem Annäherungssensor während der Zielortung und Zielverfolgung erfaßten Informationen gleichzeitig zur Lenkung und Auslösung der Zündvorrichtung benutzt werden und wobei entweder ein von einem Nachführwinkel (P) oder ein von einer Winkelgeschwindigkeit ( or) des Suchkopfes (4) erreichter oder überschrittener Wert als Auslösekriterium verwendet wird.2. Suchkopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Werte für den Nachführwinkel ( β ) und die Winkelgeschwindigkeit (OT) des Suchkopfes (4) gleichzeitig als Auslösekriterium verwendet werden.3. Suchkopf nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Werte für den Nachführwinkel (J0) und die Winkelgeschwindigkeit (UX ) bei Verlieren eines Zieles (2) aus dem Auffaßwinkel ( cL ) des Sensors (5) zur Selbstzerstörung des Flugkörpers (1) verwendet werden.18. Sepftember 1974 KJ 10/Hr/ke6098 14/0655Le ers e i te
Priority Applications (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19742445488 DE2445488A1 (de) | 1974-09-24 | 1974-09-24 | Suchkopf mit aktiv und bzw. oder passiv arbeitendem zielsuch- und verfolgungssensor |
FR7525284A FR2286365A1 (fr) | 1974-09-24 | 1975-08-05 | Tete chercheuse avec capteur a fonctionnement actif ou passif pour la recherche et la poursuite des cibles |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
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Publications (1)
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---|---|
DE2445488A1 true DE2445488A1 (de) | 1976-04-01 |
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Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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DE (1) | DE2445488A1 (de) |
FR (1) | FR2286365A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4576346A (en) * | 1983-05-11 | 1986-03-18 | Bodenseewerk Geratetechnic GmbH | Seeker head for a target seeking missile |
DE3617487C1 (en) * | 1986-05-24 | 1990-03-01 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Warhead detonator for guided missile - compares radius vector valve with threshold signal as target is approached |
EP0752573A2 (de) * | 1995-07-06 | 1997-01-08 | Raytheon Company | Zündungsanlage für Flügkörper |
Families Citing this family (1)
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---|---|---|---|---|
US4575260A (en) * | 1984-05-10 | 1986-03-11 | Halliburton Company | Thermal conductivity probe for fluid identification |
Family Cites Families (3)
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GB1298931A (en) * | 1957-04-16 | 1972-12-06 | Emi Ltd | Improvements relating to predicting devices |
FR1203886A (fr) * | 1958-07-04 | 1960-01-21 | Aeronautique Soc Ind | Mécanisme autodirecteur à détection optique, notamment pour mobiles du type des engins spéciaux |
-
1974
- 1974-09-24 DE DE19742445488 patent/DE2445488A1/de active Pending
-
1975
- 1975-08-05 FR FR7525284A patent/FR2286365A1/fr active Granted
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EP0752573A3 (de) * | 1995-07-06 | 1999-06-30 | Raytheon Company | Zündungsanlage für Flügkörper |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2286365B1 (de) | 1978-06-23 |
FR2286365A1 (fr) | 1976-04-23 |
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