DE2915123C1 - Punktzielverteidigungssystem für Marinefahrzeuge - Google Patents

Punktzielverteidigungssystem für Marinefahrzeuge

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Description

Die Erfindung betrifft ein Punktzielverteidigungssystem mit den Merkmalen des Oberbegriffes von Anspruch 1.
Allgemein besteht für Marinefahrzeuge der Bedarf eines Punkt­ zielverteidigungssystems, welches radargelenkte Abwehrraketen verwendet, die angreifende Flugzeuge oder Raketen bzw. Ge­ schosse abfangen und zerstören, wobei ein solches System zu­ sätzlich dazu verwendet werden soll, am Boden bzw. an der Was­ seroberfläche befindliche Ziele, beispielsweise andere Schiffe, zu erfassen und zu verfolgen sowie auch Navigationshilfen zu geben.
Mit fortschreitender Entwicklung von Flugzeugen und Raketen oder Geschossen und wirkungsvoller Angriffstaktiken ist es immer schwieriger geworden, eine zufriedenstellende Lösung des Problems einer zuverlässigen Luftverteidigung gegen Flugzeuge und Raketen zu schaffen. Insbesondere dann, wenn ein sogenann­ tes Punktziel-Verteidigungssystem für Schiffe oder Marinefahr­ zeuge bereitgestellt werden soll, ist es gegenwärtig notwendig, daß die Fähigkeit moderner Flugzeuge und Raketen in Rechnung gestellt wird, mit hoher Geschwindigkeit in sehr geringen Höhen anzufliegen. Weiter ist es notwendig, daß ein entsprechendes Verteidigungssystem dann zufriedenstellend arbeitet, wenn ein Marinefahrzeug entweder unter dem gleichzeitig geführten oder in rascher Folge geführten Angriff einer Anzahl von Flugzeugen oder Raketen steht. In derartigen Situationen muß das Luftver­ teidigungssystem eine wirkungsvolle Erfassung und Verfolgung sicherstellen, gleichgültig, wie groß die Anzahl der angreifen­ den Flugzeuge oder Raketen ist und auf welchem Wege die Flug­ zeuge oder Raketen anfliegen.
Es ist allgemein bekannt, daß unkontrollierbare Störeffekte auftreten, wenn ein Schiffsradar dazu verwendet wird, Flugzeu­ ge oder Raketen zu erfassen, welche über die Meeroberfläche hinweg unter geringem Höhenwinkel anfliegen, was nahezu stets entweder eine Verminderung des Entfernungsbereichs, in dem an­ fliegende Ziele erfaßt werden können, oder einen Fehler bezüg­ lich des Höhenwinkels, unter dem ein Zielobjekt auftritt, oder aber beide Störeffekte verursacht. Es ist daher gegenwärtig eine leicht durchzuführende und wirkungsvolle Taktik moderner Flugzeuge und Raketen, in extremem Tiefflug anzugreifen, wobei die Wirksamkeit bekannter radargesteuerter Punktziel-Verteidi­ gungssysteme minimal ist. Somit ist es eine Tatsache, daß be­ kannte Radarlenksysteme nicht immer erfolgreich eingesetzt werden können und daß verbesserte Radarlenksysteme, beispiels­ weise solche mit einem aktiven Lenksystem innerhalb der Ab­ fangrakete, erforderlich sind, um den angestrebten hohen Grad von Wirksamkeit erreichen zu können.
Eine weitere grundlegende Schwierigkeit bei der Schaffung ei­ nes Punktziel-Verteidigungssystems für Marinefahrzeuge ergibt sich aus der Tatsache, daß die Reaktionszeit (nämlich der Zeit­ zwischenraum zwischen Erfassung eines angreifenden Flugzeugs oder einer Rakete und dem Abschuß einer Abfangrakete in Rich­ tung auf das Flugzeug oder die angreifende Rakete) bei einem solchen System extrem kurz sein muß, um allen möglichen Bedro­ hungen begegnen zu können. Eine kurze Reaktionszeit bedingt eine Verminderung der Gewichte und der Größen der Bauteile des Systems, beispielsweise der Radaranlage und der Abfangraketen.
Der Faktor, welcher die Reaktionszeit begrenzt, ist in erster Linie die Zeit, welche nach Erfassung eines Zielobjektes erfor­ derlich ist, um eine Abfangrakete tatsächlich auf den Treff­ punkt hin auf den Weg zu bringen. Ungünstigerweise sind herkömm­ liche Abschußtechniken, bei welchen Abfangraketen auf Abschuß­ rampen angeordnet sind, die so ausgebildet sind, daß sie die Ab­ fangrakete zielend auf ihre anfänglich gewünschte Flugbahn aus­ richten, im Betrieb zu langsam und für kleine Schiffe oder Ma­ rinefahrzeuge zu schwer. Weiter können bekannte Abschußeinrich­ tungen praktisch nicht so angeordnet werden, daß sie ein in alle Richtungen gehendes Schußfeld besitzen. Das bedeutet, daß sehr wahrscheinlich zu Beginn des Fluges nach dem Abschuß, wenn die auf die Steuerflächen einer Abfangrakete wirkenden aerodynami­ schen Kräfte noch recht klein sind, heftige Steuerbewegungen erforderlich sind, um die Abfangrakete auf die richtige Flug­ bahn in Richtung auf eine angreifende Rakete zu bringen. Ein derartiges Manöver bedingt selbstverständlich einen extrem ho­ hen Treibstoffverbrauch und ist, soweit es überhaupt möglich ist, zu vermeiden.
Ein Punktzielverteidigungssystem der eingangs erwähnten Art ist aus der Veröffentlichung "Das Grob-Fein-Leitstrahl-Steuerungs­ system" von G. Guanella, Raketentechnik und Raumfahrtforschung, Heft 4/58, Seiten 109 bis 116 (siehe insbesondere Seite 109, Abb. 1) bekannt. Dieses System ist nur zur Fernlenkung jeweils einer auf ein einzelnes Zielobjekt gerichteten Abwehr­ rakete ausgebildet, wobei durch Radargeräte einer Bodenstation Positionsinformationssignale entsprechend dem Zielobjekt und Positionsinformationssignale entsprechend der Abwehrrakete ge­ wonnen werden und die Rechen- und Steuereinrichtungen aus die­ sen Signalen zur Abwehrrakete hin übertragene Lenkbefehlssignale für einen Fernlenkbetrieb eines einzigen Typs erzeugen woraus sich der Nachteil ergibt, daß der Fernlenkbetrieb nicht an die besonderen Betriebsbedingungen unmittelbar nach dem Abschuß der Abwehrrakete sowie für den Fall in geringer Höhe anfliegen­ der Zielobjekte angepaßt werden kann. Die Reaktionszeit des be­ kannten Punktzielverteidigungssystems ist überdies beschränkt.
Demgemäß soll durch die Erfindung die Aufgabe gelöst werden, ein Punktzielverteidigungssystem mit den Merkmalen des Oberbe­ griffes von Anspruch 1 so auszugestalten, daß ein Verteidigung gegen eine Mehrzahl in rascher Folge angreifender Zielobjekte oder gegen eine Mehrzahl gleichzeitig angreifender Zeilobjekte möglich ist, von denen mindestens eines sich in geringer Höhe befindet bzw. in extremem Tiefflug angreift.
Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil von An­ spruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.
Es zeigt sich, daß das hier angegebene Punktzielverteidigungs­ system für Marinefahrzeuge besonders geeignet ist und daß durch die Bildung der Lenkbefehlssignale nach einem vorbestimmten Pro­ gramm eine ausgewählte Abwehrrakete sehr rasch bereits mit vor­ eingestellter Leitwerksanordnung auf einen bewußt zunächst nicht auf das Zielobjekt hinweisenden Weg gebracht werden kann, der­ art, daß bei gestaffelter Durchführung der Programme eine Abwehr gegen eine Mehrzahl angreifender Zielobjekte in beliebiger tak­ tischer Situation möglich ist.
Jede der Abwehrraketen wird vertikal gestartet, bevor die Ra­ ketenmotoren gezündet werden oder voll in Betrieb gehen, um ein in alle Richtungen gehendes Schußfeld für sämtliche Abwehr­ raketen zu verwirklichen.
Ein Punktzielverteidigungssystem der hier vorgeschlagen Art für Wasserfahrzeuge oder Marinefahrzeuge besitzt beispielweise folgende Merk­ male:
  • a) Es ist eine Pulsradaranlage mit Verfolgung während der Abtastung vorgesehen, welche einen Richtstrahl aussen­ det, der in Azimutrichtung mechanisch und in Richtung des Höhenwinkels elektronisch verschwenkt wird, so daß eine Mehrzahl fliegender Zielobjekte oder am Boden be­ findlicher Ziele erfaßt und verfolgt werden kann, wo­ bei die Frequenz der durch die Radareinrichtungen aus­ gesendeten Impulse entsprechend einem vorgegebenen Programm verändert wird, um die nachteiligen Störeffek­ te aufgrund der Wasseroberfläche bzw. des Bodens zu be­ seitigen;
  • b) ferner ist eine Radarsteuereinheit vorgesehen, welche selektiv auf Befehlssignale einer Bedienungsperson oder auf Signale der Pulsradareinrichtung anspricht und eine Änderung der Abtastung durch den Richtstrahl des Puls­ radars in Abhängigkeit von der taktischen Situation bewirkt und eine solche Verarbeitung der Ausgangssigna­ le des Empfängers der Pulsradareinrichtung herbeiführt, daß Eingangssignale für ein Steuerrechenwerk bereitge­ stellt werden;
  • c) die Signale der Pulsradareinrichtung werden als Ein­ gangssignale in das Steuerrechenwerk eingegeben, wel­ ches entsprechend programmiert ist, so daß eine Unter­ scheidung zwischen Zielobjekten, welche eine Bedrohung darstellen und Signalen aufgrund anderer Zielobjekte getroffen wird und Steuersignale erzeugt werden, welche entweder eine Verfolgung irgendwelcher Zielobjekte ver­ anlassen, welche eine Bedrohung darstellen und welche weiter verursachen, daß eine oder mehrere der Abfang­ raketen in Richtung auf solche Zielobjekte abgefeuert werden oder aber eine Navigation des betreffenden Was­ serfahrzeugs oder Marinefahrzeugs ermöglichen und un­ terstützen;
  • d) schließlich ist eine Anzahl von Abfangraketen vorgese­ hen, welche abgefeuert werden können und welche jeweils ein aktives Radarlenksystem enthalten, wobei die Raketen vertikal abgefeuert werden, so daß sich eine kurze Reak­ tionszeit ergibt und ein Abfangen von Flugzeugen oder Ra­ keten möglich ist, welche in beliebiger Höhe über Grund oder über der Wasseroberfläche anfliegen. Auch kann die betreffende Abfangrakete auf ein Bodenziel oder ein auf der Wassroberfläche liegendes Ziel abgefeuert werden.
Zweckmäßige Ausgestaltungen und Weiterbildungen sind Gegenstand der Ansprüche 2 bis 4. Nachfolgend wird ein Ausfüh­ rungsbeispiel zum besseren Verständnis in allen Einzelheiten an­ hand der Zeichnung beschrieben. Es stellen dar:
Fig. 1 eine Skizze zur Erläuterung der verschiedenen Betriebsweisen des hier vorgeschlagenen Systems unter Zugrundelegung unterschiedlicher takti­ scher Situationen,
Fig. 1A eine Skizze entsprechend einem Vertikalschnitt im Raum, welcher die Richtcharakteristik eines Radarsystems für Schiffe verdeutlicht,
Fig. 1B und 1C Diagrammdarstellungen der ausgesendeten Hoch­ frequenzimpulse eines auf einem Schiff befind­ lichen Radarsystems der hier vorgeschlagenen Art,
Fig. 2 eine schematische Abbildung der verschiedenen Bauteile der Radarentennenanordnung für ein auf einem Schiff befindliches Radarsystem der hier angegebenen Art,
Fig. 3 ein Blockschaltbild der wichtigsten Bauteile der Radarsteuereinheit des angegebenen Systems,
Fig. 3A ein vereinfachtes Blockschaltbild der Speise­ schaltung für den Sender des Schiffs-Radarsy­ stems,
Fig. 3B und 3C vereinfachte Blockschaltbilder des Monopuls­ empfängers des Schiffs-Radarsystems,
Fig. 4 eine schematische Abbildung einer Abfangrakete für das hier angegebene Punktziel-Verteidigungs­ system,
Fig. 4A und 4B vereinfachte Blockschaltdiagramme des Suchkopfes der Rakete nach Fig. 4 mit einem vereinfachten Blockschaltbild für den Empfänger und den Signal­ verarbeitungsteil des Suchkopfes,
Fig. 4C ein vereinfachtes Blockschaltbild der phasenge­ führten Regelschleife in der Signalformerschal­ tung des Empfängers und Signalverarbeitungsteils nach den Fig. 4A und 4B,
Fig. 5 und 5A Abbildungen von Betätigungsantrieben für die Abfangrakete und von Teilen solcher Betätigungs­ antriebe und
Fig. 6A und 6B Skizzen der Bauteile des Abfangraketen-Feuer­ standes des hier vorgeschlagenen Systems.
Vor einer ins einzelne gehenden Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispieles des hier angegebenen Punktziel-Verteidi­ gungssystems und der wichtigsten Bauteile eines derartigen Sy­ stems erscheint es zweckmäßig, einige der Steuerkonzeptionen aufzuzählen, auf welchen die Konstruktion des vorliegenden Sy­ stems und seiner Bauteile beruht. Nachdem das hier beschriebene Verteidigungssystem in erster Linie als Punktziel-Verteidigungs­ system auf Wasserfahrzeugen oder Marinefahrzeugen gegen angrei­ fende Flugzeuge oder angreifende Raketen eingesetzt wird, welche in außerordentlich geringer Höhe operieren können und in zweiter Linie eine Verwendung gegen andere Bedrohungen sowie eine Ver­ wendung als Navigationshilfe vorgesehen ist, sind die folgenden Funktionen in das beschriebene System eingebaut.
  • 1. Nachdem der Entfernungsbereich, in welchem extrem niedrig fliegende Flugzeuge oder Raketen von dem auf dem Schiff befindlichen Radarsystem erfaßt werden können, in erster Linie von der Frequenz und den Be­ triebsbedingungen für das Radarsystem abhängig ist, beispielsweise von dem Zustand des Meeres oder dem Vorhandensein von Landmassen und nachdem ferner eine Möglichkeit vorgesehen sein muß, eine große Anzahl gleichzeitig angreifender Flugzeuge oder Raketen zu erfassen und zu verfolgen, wird ein im X-Band arbei­ tendes Radarsystem mit frequenzmäßiger Beweglichkeit und mittlerer Leistung verwendet, wobei eine Verfol­ gungs- und Abtasttechnik oder "Track-While-Scan"- Technik auf der Seite des auf dem Schiff befindlichen Radarsystems eingesetzt wird.
  • 2. Nachdem unter beliebigen Betriebsbedingungen eine Mehrzahl angreifender Flugzeuge oder Raketen getrof­ fen werden muß, wird in den Suchköpfen der Abfang­ raketen des Systems jeweils ein aktives Radarlenksystem installiert.
  • 3. Nachdem ein Treffer normalerweise innerhalb einer vergleichsweise kurzen Zeit erzielt werden muß, be­ steht die Notwendigkeit, eine extrem kurze Reaktions­ zeit zu verwirklichen, worunter das Zeitintervall zwi­ schen der Erfassung eines angreifenden Flugzeugs oder einer angreifenden Rakete und dem Abschuß einer Ab­ fangrakete in Richtung auf das Angreiferflugzeug oder die Angreiferrakete zu verstehen ist.
  • 4. Nachdem das hier vorgeschlagene Verteidungssystem auf kleinen Wasserfahrzeugen montiert werden soll, auf welchen der Raumbedarf kritisch ist, wird das hier angegebene System nicht nur zur Erfassung und Verfolgung von angreifenden Flugzeugen und Raketen, sondern auch zur Erfassung und Verfolgung anderer Wasserfahrzeuge oder am Boden befindlicher Fahrzeuge eingesetzt und zusätzlich als Navigationshilfe für das Wasserfahrzeug verwendet, auf welchem das System installiert ist.
In Fig. 1 ist eine angenommene taktische Situation gezeigt, an­ hand welcher die allgemeinen Merkmale des hier vorgeschlagenen Punktziel-Verteidigungssystems erläutert werden sollen. Zur Er­ zielung einer besseren Übersichtlichkeit sind die Bezugslinien, von welchen aus die Höhenwinkel der dargestellten fliegenden Zielobjekte gemessen werden, in unterschiedlichen Ebene verlau­ fend dargestellt. Die Fig. 1A bis 1C beinhalten Diagramme, welche die Wirkungsweise eines Radarsystems auf dem Marinefahr­ zeug oder Wasserfahrzeug 100 gemäß Fig. 1 für das in dieser Zeichnungsfigur gezeigte Verteidigungssystem erläutern. Die apparativen Einrichtungen, welche zur Verwirklichung des vor­ geschlagenen Verteidigungssystems vorgesehen sind, werden nach­ folgend in Einzelheiten beschrieben.
Auf dem Fahrzeug oder Schiff 100 sind also eine Radarantennen­ anordnung 102, eine Feuerleitstation 104 und ein Raketenfeuer­ stand 106 montiert, welche in geeigneter Weise miteinander ver­ bunden sind, um das vorgeschlagene Punktziel-Verteidigungs­ system zu verwirklichen.
Die Radarantennenanordnung 102 ist an entsprechendem Ort des Schiffes 100 auf einem Podest (nicht näher bezeichnet) befe­ stigt, wobei sich die Anordnung vorzugsweise nahe der Feuer­ leitstation 104 befindet, um die Längen der Verbindungen zwi­ schen der Radarantennenanordnung 102 und der Feuerleitstation 104 zu verringern. Die umlaufenden Antennen (in Fig. 1 nicht gezeigt) können eine kontinuierliche Abtastbewegung in Azimut­ richtung (vorliegend ein Umlauf in der Sekunde) durchführen.
Eine der umlaufenden Antennen (nachfolgend als die Radarantenne bezeichnet) ist eine planare Anordnung von Antennenelementen, welche elektronisch eine Abtastbewegung in Richtung des Höhen­ winkels durchführt. Es sei bemerkt, daß die Abtastbewegung be­ züglich des Höhenwinkels in Abhängigkeit von Steuersignalen er­ folgt, welche von der Feuerleitstation 104 bereitgestellt wer­ den, wobei eine Modifizierung durch Signale von Stellungsfüh­ lern des Schiffes 100 geschieht, nämlich von Fühlern bezüglich der Roll- und Stampfbewegungen des Schiffes, wobei diese Fühler nicht gezeigt sind. Während also die Radarantenne eine konti­ nuierliche Abtastbewegung in Azimutrichtung durchführt, kann der Höhenwinkel des Richtstrahles der Antenne relativ zu einer ge­ eigneten Bezugsebene oder Bezugsrichtung, beispielsweise der Ebene entsprechend dem Horizont des Radarsystems, entsprechend einem gewünschten Programm verändert werden, um eine Überprü­ fung in drei Dimensionen durchzuführen, und zwar (i) bezüglich fliegender Zielobjekte, etwa bezüglich eines angreifenden Flug­ zeugs 110 oder einer angreifenden Rakete 108, unter einem belie­ bigen Höhenwinkel innerhalb eines gewählten Höhenwinkelbereiches, (ii) bezüglich auf der Wasseroberfläche befindlicher Zielobjekte, etwa bezüglich eines Schiffes 112 oder einer Boje 114, oder (iii) bezüglich anderer Zielobjekte, beispielsweise einer Landmasse 116. Ein Beispiel eines Suchprogrammes, welches sich auf die Er­ fassung angreifender Raketen in geringer Höhe konzentriert, er­ möglicht auch die Erfassung anderer Arten von Zielobjekten, wie sich in der nachfolgenden Tabelle I feststellen läßt:
Aus Tabelle I ist zu ersehen, daß innerhalb jeder der aufeinan­ derfolgenden Gruppen von zehn vollständigen Azimutabtastungen der Radarantenne, von welchen jede innerhalb einer Sekunde durch­ geführt wird, der Richtstrahl 1A (Fig. 1A) während fünf azimu­ talen Abtastphasen wirksam ist, während jeder der übrigen Richt­ strahlen (die Richtstrahlen 2A, 3A, 4A, 5A und S gemäß Fig. 1) während einer azimutalen Abtastphase wirksam sind. Aus Fig. 1A ist abzuschätzen, daß der Richtstrahl 1A in Richtung des Höhen­ winkels eine Strahlöffnung von annähernd 4° besitzt. Die anderen Richtstrahlen, nämlich die Strahlen S, 2A, 3A, 4A und 5A, be­ sitzen eine Strahlöffnung mit Bezug auf den Höhenwinkel und eine Richtung der Mittelachse bezüglich des Höhenwinkels wie in Fig. 1A angegeben. Es sei hier bemerkt, daß das Suchprogramm, wie es in Tabelle I angegeben ist, im Rahmen der hier vorgeschlage­ nen Maßnahmen selbstverständlich verändert werden kann.
Die in Tabelle I mit "Pulswiederholungsfrequenz" bezeichnete Zeile macht deutlich, daß bei Erzeugung der Richtstrahlen 1A, 2A, 3A, 4A und 5A jeweils eine gestaffelte oder abgesetzte Puls­ wiederholungsfrequenz wirksam ist. Wie bekannt, bewirkt ein Staffeln oder Absetzen der Pulswiederholungsfrequenz in Dopp­ lerradarsystemen eine Vermeidung sogenannter Blindgeschwindig­ keiten oder Blindfrequenzen und ermöglicht die Unterscheidung zwischen Mehrfachechosignalen und Echosignalen aufgrund inte­ ressierender Zielobjekte. Die mit "Wellenform" bezeichnete Zei­ le von Tabelle I zeigt, daß immer dann, wenn die Richtstrahlen 1A, 2A, 3A, 4A und 5A erzeugt werden, jeder abgestrahlte Im­ puls aus jeweils zwei im wesentlichen gleichen Unterimpulsen (wie in Fig. 1B gezeigt) zusammengesetzt wird und daß immer dann, wenn der Richtstrahl S ausgesendet wird, jeder abge­ strahlte Impuls aus einem verhältnismäßig langen Unterimpuls und einem verhältnismäßig kurzen Unterimpuls besteht. Schließ­ lich ist der nachfolgenden Tabelle II zu entnehmen, daß die Frequenzen der ausgesendeten Signale immer dann geändert wer­ den, wenn der Azimutwinkel des Richtstrahlen sich um eine Win­ kelgröße ändert, welche der halben Strahlbreite gleich ist.
Tabelle II
Frequenz (MHz)
Frequenzverschiedenheit zwischen den Unterimpulsen und die Fre­ quenzbeweglichkeit zwischen der Aussendung von Impulsgruppen sowie der Höhenwinkel des Richtstrahles 1A bewirken eine Ver­ minderung der Einflüsse von Reflexionen von der Gewässerober­ fläche oder Meeresoberfläche. Wird also angenommen, daß
  • a) die Strahlbreite des Richtstrahles 1A in Azimutrich­ tung annähernd 2° ist, daß
  • b) die Pulswiederholungsfrequenz zwischen 7 kHz und 6,3 kHz gestaffelt ist und daß
  • c) die Abtastgeschwindigkeit in Azimutrichtung 360°/Sek. beträgt, so gilt für die Aussendung des Richtstrah­ les 1A:
    • 1. Die Hauptstrahlungskeule des Richtstrahles 1A ist in Richtung des Höhenwinkels so weit ange­ hoben, daß die Meeresoberfläche angestrahlt wird und von der Meeresoberfläche reflektierte Echo­ signale können nur über Seitenstrahlungskeulen oder Nebenstrahlungskeulen des betreffenden Richtstrahls empfangen werden;
    • 2. Selbst ein in geringer Höhe anfliegendes kleines Zielobjekt, beispielsweise die in Fig. 1 einge­ zeichnete angreifende Rakete 108, wird innerhalb der Hauptstrahlungskeule des Richtstrahles 1A durch eine Anzahl (annähernd minimal 16 bis 18) von aufeinanderfolgenden Impulsen bestrahlt, während sich der Richtstrahl in Azimutrichtung bewegt;
    • 3. die elektrische Weglänge für Echosignale, welche von der Meeresoberfläche reflektiert werden, än­ dert sich von Unterimpuls zu Unterimpuls und von Pulsgruppe zu Pulsgruppe.
Hieraus folgt, daß selbst unter ungünstigsten Bedingungen, d. h., wenn das Meer ruhig genug ist, um eine Spiegelreflexion zuzulas­ sen, folgendes gilt:
  • a) Die Amplitude von Echosignalen (manchmal als Mehr­ fachwegsignale bezeichnet) von in geringer Höhe flie­ genden Zielobjekten nach Reflexion an der Meeresober­ fläche ist niedriger als die Amplitude von Echosignalen, welche unmittelbar von dem Zielobjekt reflektiert wor­ den sind (diese Signale werden manchmal als Direktweg­ signale bezeichnet) und
  • b) der Phasenunterschied zwischen den Direktwegsignalen und den Vielfachwegsignalen ändert sich von Unter­ impuls zu Unterimpuls und von ausgesendeter Impuls­ gruppe zu Impulsgruppe, so daß es unwahrscheinlich ist, daß zwischen derartigen Signalen eine vollstän­ dig destruktive Störwechselwirkung während einer be­ stimmten azimutalen Abtastung auftritt.
Es sei bemerkt, daß die Verfolgung verschiedener Zielobjekte mög­ licherweise erreicht werden kann, ohne daß das Suchmuster gemäß Tabelle I verändert wird. Das Intervall zwischen aufeinanderfol­ genden Überprüfungen und Ergänzungen (Aufdatierungen) der Ver­ folgungsinformation für ein bestimmtes Zielobjekt wäre aller­ dings abhängig von dem Höhenwinkel, unter welchem das Zielob­ jekt erscheint. Das bedeutet, daß dann, wenn die Verfolgung ei­ nes erfaßten Zielobjektes ohne eine Veränderung der Suchcharak­ teristik nach Tabelle I erfolgen soll, die Verfolgungsinforma­ tion für ein erfaßtes Zielobjekt innerhalb des Richtstrahles 1A in Intervallen von zwei Sekunden auf den neuesten Stand zu brin­ gen oder aufzudatieren wären, während diese Intervalle für ein erfaßtes Zielobjekt innerhalb irgend eines anderen Richtstrah­ les zehn Sekunden wären.
Während in bestimmten taktischen Situationen geringerer Bedeu­ tung die Zeitintervalle zwischen dem Aufdatieren oder Auf-den- neuesten-Stand-bringen der Verfolgungsinformation in der soeben angegebenen Weise dimensioniert werden können, ergibt es sich, daß in entscheidenden taktischen Situationen, beispielsweise dann, wenn ein erfaßtes Zielobjekt nicht identifiziert ist oder wenn ein Angriff tatsächlich von einem Flugzeug oder einer Rake­ te geführt wird, das Intervall zwischen aufeinanderfolgenden Auf­ datierungen der Verfolgungsinformation so kurz wie möglich zu wählen ist. Eine Möglichkeit dieses Ziel zu erreichen und den Suchbetrieb bezüglich weiterer Zielobjekte aufrecht zu erhalten, besteht darin, das Suchprogramm gemäß Tabelle I jedesmal dann zu unterbrechen, wenn der Azimutwinkel eines erfaßten Zielobjek­ tes annähernd erreicht ist, so daß der Richtstrahl auf die Hö­ henwinkeleinstellung für das betreffende Zielobjekt während je­ der Azimutabtastung hingesteuert wird, bis die Bestrahlung des Zielobjektes erreicht ist. Danach würde der Richtstrahl selbst­ verständlich bezüglich der Höhenwinkeleinstellung wieder zurück­ gesteuert, um das Suchprogramm fortzusetzen. Aus Vorstehendem ergibt sich ohne weiteres, daß das Intervall zwischen aufeinander­ folgenden Aufdatierungen oder aktuellen Ergänzungen der Verfol­ gungsinformation bezüglich eines erfaßten Zielobjektes vorlie­ gend eine Sekunde betnüge, gleichgültig, unter welchem Höhen­ winkel das Zielobjekt erscheint. Bei einer solchen Modifizierung des Suchprogramms wäre es außerordentlich unwahrscheinlich, daß ein erfaßtes Zielobjekt verloren ginge, selbst wenn dieses Ziel­ objekt heftige Ausweichmanöver mit hoher Geschwindigkeit aus­ führte.
Vorliegend wird ein Ein-Sekunden-Intervall zwischen aufeinander­ folgenden Aufdatierungen der Verfolgungsinformation einer Ab­ fangrakete betrachtet. Immer dann also, wenn eine Abfangrakete gestartet ist, um einer bestimmten anfänglichen Flugbahn zu fol­ gen, wird die Position dieser Rakete relativ zu dem Wasserfahr­ zeug, von welchem aus die Rakete gestartet ist, kontinuierlich berechnet. Um im mittleren Flugbahnbereich Lenkinformationen zu der Abfangrakete zu übertragen, wird der Richstrahl geöffnet, um die Toleranz bezüglich des Höhenwinkels der Abfangrakete zu berücksichtigen. Die Richstrahlöffnung geschieht nur während zwei sehr kurzen Intervallen entsprechend einem sehr kleinen Bruchteil (weniger als 10%) einer Antennenverweilzeit (azimu­ täle Strahlbreite von 2° dividiert durch Abtastgeschwindigkeit von 360° je Sekunde). Um dann während der Flugphase im mittleren Abschnitt der Flugbahn Befehlssignale in vernünftigen Abständen zu der Abfangrakete zu übertragen, ist vorliegend vorgesehen, daß das Suchprogramm während jeder Azimutabtastung bei der be­ treffenden errechneten Azimutstellung während der Flugphase im mittleren Flugbahnabschnitt unterbrochen wird.
Es können andere taktische Situationen auftreten, bei welchen das durch Tabelle I gekennzeichnete Suchprogramm keiner Modifi­ zierung bedarf, um eine geeignete Verfolgungsinformation zu er­ halten. Ist beispielsweise einmal ein erfaßtes Zielobjekt als ein nichtfeindliches, eigenes Fahrzeug oder Flugzeug identifi­ ziert oder konnte ein erfaßtes Zielobjekt als eine Navigations­ hilfe identifiziert werden, so ist es nicht erforderlich, die Intervalle zwischen aufeinanderfolgenden Aufdatierungen der Ver­ folgungsinformation zu verkürzen.
Es sei nun wieder auf Fig. 1 Bezug genommen. Die angreifende Rakete 108 fliegt von dem mit AM bezeichneten Erfassungspunkt aus direkt auf das Marinefahrzeug oder Schiff 100 zu und folgt dabei einer entsprechend bezeichneten Flugbahn. Der Höhenwinkel EL (AM), unter welchem die angreifende Rakete 108 erscheint, ist in der gewählten Darstellung kleiner als 4°. Die angreifende Ra­ kete 108 wird dann entweder von dem Richtstrahl 1A oder von dem Richtstrahl S (Fig. 1A) bestrahlt. Es ergibt sich weiter, daß offensichtlich der tatsächliche Höhenwinkel bezüglich der an­ greifenden Rakete 108 von dem Schiff 100 aus nicht sehr genau gemessen werden kann.
In Fig. 1 ist weiter eine Abfangrakete 118 gezeigt, welche von dem Marinefahrzeug oder Schiff 100 gestartet wurde und in der gewählten Darstellung gerade in die Endphase des Fluges in Rich­ tung auf die angreifende Rakete 108 eintritt. Die Abfangrakete wird nachfolgend genauer beschrieben. Es sei hier zunächst fest­ gestellt, daß die Abfangrakete 118 in der Endphase ihres Fluges unter der Steuerung eines aktiven Radarsuchkopfes steht. Dieser Suchkopf enthält hier einen Pulsradarsender und einen Monopuls­ empfänger mit einer gemeinsamen, kardanisch gelagerten Antenne zur Verfolgung der angreifenden Rakete 108, derart, daß in an sich gebräuchlicher Weise die Sichtlinienfehlergröße zwischen der Abfangrakete 118 und der angreifenden Rakete 108 bestimmt wird. Diese Größe wird dann zur Steuerung der Flugbahn der Ab­ fangrakete 118 auf den Abfangpunkt hin verwendet, an welchem ein Gefechtskopf der Abfangrakete 118 gezündet wird, um die an­ greifende Rakete 108 zu zerstören. Es sei bemerkt, daß in der hier beispielsweise beschriebenen taktischen Situation die Flug­ bahn der Abfangrakete 118 in der Endphase von oben auf die an­ greifende Rakete 108 herabführt. Dieser Flugbahnverlauf ver­ größert den Streifwinkel oder Einfallswinkel des Richtstrahls von der Abfangrakete 118 in solchem Maße, daß Mehrfachwegfe­ flexionen von der angreifenden Rakete 108 her unabhängig vom Zustand der Meeresoberfläche wenig Einfluß haben.
Die ersten Flugphasen der Abfangrakete 118 sind als Startphase und Flugphase im mittleren Flugbahnabschnitt zu bezeichnen. In der erstgenannten Flugphase wird die Abfangrakete 118 entspre­ chend den Befehlssignalen der Feuerleitstation 104 zunächst aus den vorhandenen Abfangraketen der Raketenabschußeinrich­ tung 106 ausgewählt und dann gestartet, was vorliegend pneuma­ tisch erfolgt, wobei die Startrichtung zunächst senkrecht zur Ebene des Decks des Schiffes 100 verläuft. Nachdem die Abfang­ rakete 118 von dem Marinefahrzeug 100 freigekommen ist, wird der in der Zeichnung nicht dargestellte Raketenmotor der Ab­ fangrakete 118 gezündet. Nachdem der Raketenmotor gezündet ist, wird die Abfangrakete 118 zunächst auf die Flugbahn entspre­ chend der Flugphase im mittleren Flugbahnabschnitt ausgerich­ tet, was entweder durch Leitschaufeln im Auslaß des Raketen­ motors oder durch Leitwerkflügel in Abhängigkeit von Befehls­ signalen der Feuerleitstation 104 geschehen kann, wobei die Be­ fehlssignale vor dem Raketenabschuß in einem an Bord befindli­ chen Rechner gespeichert sind. Es sei bemerkt, daß in einfacher Weise bestimmte Faktoren kompensiert werden können, etwa eine Neigung des Schiffsdecks beim Start oder Stärke und Richtung des augenblicklichen Windes, indem die der Abfangrakete 118 zu­ zuführenden Befehlssignale vor Raketenabschuß modifiziert wer­ den.
Es ist ferner festzustellen, daß die Abfangrakete 118 während der Flugphase im mittleren Flugbahnabschnitt bezüglich des Azimutwinkels gegenüber der Flugbahn der angreifenden Rakete 108 versetzt ist, was durch den Winkel AZ (Versatz) deutlich gemacht ist. Dieser Versatz ermöglicht eine Unterbrechung der Suchcharakteristik während jeder Abtastung zur Aufdatierung der Verfolgungsinformation sowohl bezüglich der Abfangrakete 118 als auch bezüglich der angreifenden Rakete 108. Bei maximaler Empfangsgeschwindigkeit der Verfolgungsinformation bezüglich beider Raketen kann die bestmögliche Abschätzung von Fehlern der Flugbahn der Abfangrakete 118 und der Ausrichtung der kar­ danisch aufgehängten Antenne in dieser Rakete an Bord des Marine­ fahrzeugs oder Schiffes 100 durchgeführt werden. Befehlssignale zur Verkleinerung des Fehlers auf ein Minimum werden dann der Abfangrakete 118 übersandt.
Es sei hier erwähnt, daß es möglich sein kann, beispielsweise, wenn sich ein angreifendes Flugzeug oder eine angreifende Rake­ te in niedriger Höhe über eine Landmasse hinweg nähert, erst die Entfernung zum Erfassungspunkt sehr kurz ist. In diesem Falle kann die soeben erwähnte Flugphase im Bereich des mittle­ ren Bahnabschnittes nicht durchgeführt werden, weil die zur Ver­ fügung stehende Zeit hierzu nicht ausreicht. Wenn daher bei dem hier vorgeschlagenen Luftverteidigungssystem eine Zielobjekt­ erfassung in verhältnismäßig geringer Entfernung erfolgt, so werden nur die Startphase und die Endphase gesteuert. Das be­ deutet, daß die Ausrichtung der kardanisch gehalterten Antenne in der ausgewählten Abfangrakete vor dem Abschuß eingestellt wird und kein Versatzwinkel gesteuert wird. Ähnliche Bedingun­ gen herrschen selbstverständlich für die zweite Abfangrakete, wenn ein sogenanntes "Schuß-Beobachtung-Schuß"-Verfahren gegen ein angreifendes Flugzeug oder eine angreifende Rakete einge­ setzt wird, welches bzw. welche zunächst in verhältnismäßig großer Entfernung erfaßt wird.
Zur Vervollständigung der Beschreibung der in Fig. 1 als Bei­ spiel gewählten taktischen Situation sei die Bedeutung des Richt­ strahles S näher erläutert. Man erkennt aus Fig. 1, daß der für Manöver des Marinefahrzeugs 100 bereitstehende Raum durch die Landmasse 116 und die Boje 114 begrenzt ist, welche ein Unter­ wasserhindernis bestimmter Art kennzeichnet. Weiter stellt ein in verhältnismäßig großer Entfernung liegendes Schiff 112, wel­ ches vorliegend als feindliches Schiff angenommen sei, eine Be­ drohung dar. Aus Fig. 1C ist zu entnehmen, daß jeder über den Richtstrahl S ausgesendete Impuls aus zwei Unterimpulsen je­ weils unterschiedlicher Frequenz und Länge zusammengesetzt ist. Weiter erkennt man aus den Tabellen I und II, daß die Pulswie­ derholungsfrequenz bei Aussendung des Richtstrahles S 2,33 kHz beträgt und daß die Frequenzverschiedenheit von Impuls zu Impuls in derselben Weise vorhanden ist, wie im Richtstrahl 1A. Diese Parameter dehnen den unzweideutigen Entfernungsbereich aus, kon­ zentrieren den größeren Leistungsanteil innerhalb jedes Impulses auf einen Unterimpuls, so daß der Erfassungs-Entfernungsbereich erweitert wird, bewirken eine präzisere Entfernungsmessung be­ züglich Zielobjekten in geringerer Entfernung und verhindern schließlich die Einflüsse des Meeroberflächenechos. Hieraus er­ gibt sich, daß die Genauigkeit der Entfernungsmessung bezüglich an der Oberfläche befindlicher Zielobjekte in großer Entfernung, beispielsweise die Entfernungsmessung bezüglich des Schiffes 112, und auch bezüglich an der Oberfläche befindlicher Zielobjekte in geringer Entfernung, beispielsweise bezüglich der Boje 114 und Punkten der Landmasse 116, den Umständen entsprechend ge­ wählt werden kann. Es liegt auf der Hand, daß an sich gebräuch­ liche Filtertechniken eingesetzt werden können, um nur solche Echosignale, welche von dem engeren Unterimpuls jedes Impulses abgeleitet sind, bei der Entfernungsmessung von Zielobjekten wie der Boje 114 oder Punkten der Landmasse 116 zu verwerten.
Bevor speziell auf Fig. 2 Bezug genommen wird, sei bemerkt, daß zur Vereinfachung der Beschreibung und Darstellung die Ele­ mente der Radarantennenanordnung 102 in solcher Weise darge­ stellt sind, daß die Funktionsmerkmale dieser Elemente und nicht so sehr ihre körperlichen Merkmale dargestellt werden. Diese Darstellungsweise rechtfertigt sich aus der Annahme, daß die baulichen Einzelheiten der verschiedenen Elemente der Radar­ antennenanordnung 102 und die Art und Weise der Beschaltung und Anordnung für den Fachmann beim Fortschritt der Erläuterungen zu Fig. 2 verständlich werden.
Unter Berücksichtigung des Vorstehenden ergibt sich aus Fig. 2, daß in der Radarantennenanordnung 102 zwei Antennen vorgesehen sind, nämlich eine planare Antennenelementreihe 201 und eine Freund-Feind-Kennungsantenne 203. Die Antennen sind innerhalb einer gemeinsamen Abdeckung oder einem Radom 207 untergebracht, welcher auf einer rotierenden Plattform 209 befestigt ist. Die Plattform ist mittels nicht näher bezeichneter Lager gegenüber einem Podest drehbar gelagert und abgestützt, wobei in Fig. 2 Teile des Podestes mit 211 bezeichnet sind. Im Betrieb wird die Plattform 209 mittels eines Azimut-Antriebsmotors 213 über einen Plattformantriebsmechanismus 215 beispielsweise an sich bekannter Konstruktion kontinuierlich in Umdrehung versetzt. Es ergibt sich also, daß bei einer Umdrehungsgeschwindigkeit von einer Umdrehung je Sekunden die planare Antennenelementreihe 201 und die Freund-Fein-Kennungsantenne 203 jeweils eine vollstän­ dige Azimutabtastung von 360° in einer Sekunde durchführen.
Die planare Antennenelementanordnung oder -reihe 201 ist vor­ liegend eine Anordnung von 1792 Dipolelementen, welche nicht dargestellt sind und aufgeteilt zwischen 28 identischen, hori­ zontal orientierten Streifenleitungsschaltungen (nicht darge­ stellt) liegen, welche in Vertikalrichtung gestapelt sind. Je­ de der 28 Streifenleitungsschaltungen ist wiederum mit einem der Dipolelemente verbunden, welche so angeordnet sind, daß sie eine horizontal polarisierte Strahlung im X-Band (8,6 GHz bis 9,4 GHz) abgeben. Die planare Antennenelementreihe oder -anord­ nung 201 kann daher aus 64 Spalten von Dipolelementen und 28 Reihen von Dipolelementen aufgebaut sein. Wird eine entsprechen­ de Abstufung der Hochfrequenzenergie vorgenommen, welche den Dipolelementen zugeführt wird, so erhält man winkelmäßige Aus­ dehnungen (in beiden Richtungen) der Richtstrahlen bei den ver­ schiedenen Höhenwinkeln. Diese Dimensionen betragen in Azimut­ richtung 2° und in Richtung des Höhenwinkels programmierbare Werte von 4° bis 15°. Die Richtstrahlen werden durch geeignete Steuerphasenschieber (im allgemeinen hier nicht dargestellte gebräuchliche digitale Phasenschieber) erzeugt und ausgerichtet, wobei die Phasenschieber in der Schaltung zu den Dipolelementen und den Streifenleitungsschaltungen liegen. Die Richtstrahlen 5, 1A, 2A und 3A sind gebündelt und unterscheiden sich nur be­ züglich ihres Höhenwinkels. Die Richtstrahlen 4A und 5A sind bezüglich des Höhenwinkels defokussiert.
Die Steuersignale für die Phasenschieber werden von Phasenschie­ bertreibern 217 abgeleitet. Vorliegend sind 28 derartige Trei­ ber vorgesehen, wobei jeder die Phasenschieber innerhalb einer Zeile beaufschlagt. Die einzelnen Phasenschiebertreiber wiederum werden durch die Signale eines Serien-Parallel-Umsetzers 219 ge­ speist. Vorliegend handelt es sich um 28 Register, welche je­ weils eine solche Kapazität besitzen, daß sie ein Digitalwort zu speichern vermögen, das letztlich die Einstellungen der Pha­ senschieber in jeder Zeile kennzeichnet. Die Register in den Serien-Parallel-Umsetzern werden in Serienverfahren über eine Schleifringanordnung 221 von einer Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) her beschrieben oder geladen.
Ist die Fläche der planaren Antennenelementreihe 201 so geneigt, daß ihre Blickrichtung gegenüber der rotierenden Plattform 209 einen Winkel von 15° einschließt, so ergibt sich sogleich, daß in Abwesenheit von Stampf- oder Rollbewegungen des Schiffes 100 (Fig. 1) der Richtstrahl der planaren Antennenelementreihe 201 leicht und rasch elektronisch gegenüber dem Radarhorizont zu ei­ ner Abtastbewegung von minus 30° bis plus 60° veranlaßt werden kann. Diese Möglichkeit gestattet dann auch die Kompensation von Stampf- und Rollbewegungen des Marinefahrzeugs oder Schiffes 100 einfach dadurch, daß die von der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) ausgegebenen Digitalwörter entsprechend der Lage aufgrund des Stampfens oder Rollens des Schiffes 100 modifiziert werden.
Zuvor wurde bereits angemerkt, daß die planare Antennenelement­ anordnung 201 in einem Monopulsradar eingesetzt wird. Bei der­ artigen Radarsystemen ist es üblich, die auszusendenden Signale von einem Radarsender 311 über einen Zirkulator 223 und eine Recheneinheit 225 der planaren Antennenelementreihe oder Anord­ nung 201 zuzuleiten. Empfangene Signale, nämlich die Summensig­ nale und die Höhenwinkel-Differenzsignale werden dann in der dargestellten Weise von der planaren Antennenelementreihe 201 zu einem Monopuls-Radarempfänger 313 (Fig. 3) geleitet. Ent­ sprechende Drehkupplungen 227 und 229 ermöglichen das Verdrehen der gesamten Radarantennenanordnung 102 in Azimutrichtung.
Es ist festzustellen, daß die Verwendung einer elektronischen Abtastung in Höhenwinkelrichtung eine hochgenaue Messung des Höhenwinkels ermöglicht, unter welchem ein erfaßtes Zielobjekt erscheint (mit Ausnahme eines Zielobjektes, welches entweder von dem Richtstrahl 1A oder dem Richtstrahl S erfaßt wird). Wird angenommen, daß ein Zielobjekt im Summenkanal des Monopulsradar­ empfängers 313 (Fig. 3) während einer bestimmten Azimutabta­ stung festgestellt wird, wenn beispielsweise der Richtstrahl 3A entsprechend dem Suchprogramm nach Tabelle I ausgesendet wird, so ergibt sich folgendes. Zum Zeitpunkt der Erfassung wird der tatsächliche Azimutwinkel des Zielobjektes bestimmt, indem in geeigneter Weise die Ausgangssignale eines Aufnehmers 230 eines Antennenträgerstellungsanzeigers 231 sowie eines Fühlers 305 (Fig. 3) miteinander kombiniert werden, der auf die Geradaus­ richtung des Schiffes anspricht. Gleichzeitig wird auch eine et­ waige Gleichgewichtsabweichung im Höhenwinkeldifferenzkanal des Monopuls-Radarempfängers gemessen. Diese Signale werden in der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) gespeichert und bilden Befehls­ signale für die nächstfolgende Azimutabtastung, wenn sich die Abtastrichtung dem tatsächlichen Azimutwinkel des zuvor erfaßten Zielobjektes nähert (wobei festzustellen ist, daß dann Richt­ strahl 1A ausgesendet wird, wenn das Suchprogramm nach Tabelle I befolgt wird), um a) zu bewirken, daß Richtstrahl 3A ausgesen­ det wird, ferner b) eine Änderung des Höhenwinkels des Richt­ strahles 3A herbeizuführen, um das Höhenwinkeldifferenzsignal zu Null werden zu lassen und c) nach Abtastung bezüglich des zuvor erfaßten Zielobjektes wieder zu dem augenblicklich verfolg­ ten Suchprogramm zurückzukehren).
Von den oben gemachten Ausführungen ist erinnerlich, daß der Höhenwinkel der Mittellinie der Summen-Richtcharakteristik des Richtstrahles 1A nicht kleiner als die Hälfte der Strahlbreite dieses Richtstrahles sein kann. Es ergibt sich dann, daß, falls der Höhenwinkel, unter welchem ein erfaßtes Zielobjekt erscheint, kleiner als dieser Minimalwinkel ist, fast ausnahmslos ein Un­ gleichgewicht in den Höhenwinkeldifferenzkanälen auftritt. Wäh­ rend ein solches Ungleichgewicht nicht in der soeben beschrie­ benen Weise zu Null gemacht werden kann, um den Höhenwinkel ei­ nes erfaßten Zielobjektes mit der für das Monopulsverfahren eigentümlichen Genauigkeit zu bestimmen, ist es im vorliegenden Falle nicht wesentlich, diesen Höhenwinkel zu bestimmen. Solange bekannt ist, daß ein erfaßtes Zielobjekt sich in der Summenricht­ charakteristik des Richtstrahles 1A befindet, kann die Sichtli­ nie einer Antenne (planare Antennenelementreihe 407AA nach Fig. 4) innerhalb der Abfangrakete 118 (Fig. 1 und 4) mit aus­ reichend hohen Genauigkeit so ausgerichtet werden, daß die Ab­ fangrakete gestartet und im Abfangpunkt ein erfolgreicher Tref­ fer erzielt werden kann.
Wird das Zielobjekt innerhalb des Richtstrahles S allein erfaßt, so bereitet der Zustand in dem Höhenwinkeldifferenzkanal keine Sorge. Es sei angemerkt, daß in dem soeben beschriebenen Verfah­ ren etwaige Einflüsse von Gierbewegungen des Fahrzeugs oder Schiffes 100 nach Fig. 1 ausgeglichen werden, so daß die wahre Azimutstellung eines erfaßten Zielobjektes durch bekannte Zen­ trierungstechniken hochgenau bestimmt wird.
Die Freund-Feind-Kennungsantenne 203 ist vorzugsweise so mon­ tiert, daß die Mittellinie ihres Richtstrahles parallel zur Sichtlinie der planaren Antennenelementreihe 201 verläuft, wo­ bei Abfragesignale und Antwortsignale in der dargestellten Weise über Drehkupplungen 233 und 235 geführt werden.
In Fig. 3 ist die Feuerleitstation 104 dargestellt. Man er­ kennt, daß das wesentliche Bauteil dieser Feuerleitstation eine Radarsteuereinheit 301 ist. Diese Einheit empfängt verschiedene Zustandsmeldesignale von den Bauteilen der Radarantennenanord­ nung 102 (Fig. 1 und 2) sowie Fühlerelementen (auf Roll- und Stampfbewegungen des Schiffes ansprechende Fühler 303 und ein auf die Geradausrichtung des Schiffes ansprechender Fühler 305) sowie auch Befehlssignale von einem Bedienungspult 307. In Reaktion auf die verschiedenen Zustandsmeldesignale werden Befehlssignale und Steuersignale in der Radarsteuereinheit 301 solchermaßen erzeugt, daß a) eine in Verbindung mit Fig. 3A näher beschriebene Anregungsschaltung 309 ausgelöst wird, wel­ che wiederum Hochfrequenzsignale, auch im vorliegenden Beispiel entsprechend dem Programm gemäß Tabelle II) für den Sender 311 und Lokaloszillatorsignale geeigneter Frequenz für den Mono­ puls-Radarempfänger 313 erzeugt; daß ferner b) Phasenschieber­ befehlssignale für die Phasenschiebertreiber 217 (Fig. 2) er­ zeugt werden, um das gewünschte Abtastprogramm auch unter Be­ rücksichtigung von Stampf- und Rollbewegungen des Schiffes 100 nach Fig. 1 zu verwirklichen, wobei dieses Abtastprogramm bei­ spielsweise das in Tabelle I gekennzeichnete Programm mit den zuvor für erfaßte Zielobjekte diskutierten Modifikationen sein kann; daß weiter c) die Informationen von dem Antennenträger- Stellungsanzeiger 231 (Fig. 2) und dem Schiffrichtungsfühler 305 kombiniert werden, um die wahre Azimutrichtung des Richt­ strahles entweder der planaren Antennenelementreihe 201 ( Fig. 2) oder der Freund-Feind-Kennungsantenne 203 zu bestimmen; fernerhin daß d) Steuersignale für eine Signalverarbeitungs­ einrichtung 315 erzeugt werden, welche auf die Ausgangssignale des Monopuls-Radarempfängers 313 anspricht; daß weiterhin e) Freund-Feind-Kennungs-Abfragebefehlssignale für einen IFF-Trans­ ponder erzeugt und Antwortsignale verarbeitet werden; daß schließ­ lich f) Steuer- und Informationssignale für ein Wiedergabegerät 319 erzeugt und bereitgestellt werden; und daß schließlich g) geeignete Befehlssignale für die Raketenabschußstation 106 ( Fig. 1) gebildet werden, um eine Abfangrakete auszuwählen und zu starten.
Es ist bemerkenswert, daß die Radarsteuereinheit 301 ein digi­ taler Vielzweckrechner sein kann. Beispielsweise ist ein Rech­ ner verwendbar, welcher unter der Bezeichnung Raytheon Data Systems RDS-500 auf dem Markt ist.
Der Sender 311 kann gebräuchlicher Art sein. Vorzugsweise han­ delt es sich aber um eine Wanderwellenröhre der Type 751-H, welche als Leistungsverstärker und deren Modulationssignale von der Anregungsschaltung 309 bezogen werden.
Die Signalverarbeitungseinrichtung 315 entspricht vorzugsweise der in der US-Patentschrift 3 875 391 angegebenen Schaltung.
Bevor auf Fig. 3A im einzelnen eingegangen wird, sei nebenbei bemerkt, daß an sich bekannte Leistungsaufteiler in der Zeich­ nung einfach als Punkte im Schaltungsweg für die verschiedenen Hochfrequenzsignale versinnbildlicht sind, wobei Pfeile die Ein­ gänge und Ausgänge dieser Leistungsaufteiler bezeichnen. Es ist davon auszugehen, daß der Fachmann für die einzelnen Hochfre­ quenzsignale die jeweils geeigneten Leistungsaufteiler wählt.
Bei Berücksichtigung des Vorstehenden ersieht man aus Fig. 3A, daß die Anregungsschaltung 309 ihrerseits eine Schaltung zur Er­ zeugung sowohl der kodierten Sendersignale nach den Fig. 1B und 1C sowie gemäß Tabelle II als auch zur Erzeugung der erfor­ derlichen Lokaloszillatorsignale enthält, welche in jedem der beiden Empfangskanäle des Monopuls-Radarempfängers 313 (Fig. 3) benötigt werden.
Die in Fig. 3A unten rechts gezeigten Schaltungsteile sind so ausgebildet, daß eine Auswahl einer bestimmten von zehn vorge­ gebenen, jeweils einen Frequenzabstand von 40 MHz aufweisenden Frequenzen innerhalb des Frequenzbandes von 7440 MHz bis 7800 MHz getroffen wird. Hierzu ist eine Gruppe von Kristall­ oszillatoren 320 (es ist ein gesonderter Kristalloszillator ent­ sprechend einer Teilerzahl jeder der Frequenzen nach Tabelle II vorgesehen) über einen Wähler 322 mit einer Frequenzvervielfa­ chungsschaltung 324 verbunden, welche Signale im C-Band erzeugt. Die Schalter des Wählers 322 werden durch Steuersignale ge­ steuert, welche von der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) bezo­ gen werden. Ferner wird ein Steuersignal der Radarsteuereinheit 301 in der dargestellten Weise auch zu einer Schaltung 326 zur Bereichsüberstreichung geführt, wobei der Ausgang dieser Schal­ tung zu einem Treiberverstärker 327 gelangt, um schließlich die Frequenz eines im C-Band arbeitenden, spannungsgesteuerten Os­ zillators 328 zu steuern. Dieser Oszillator wird nachfolgend mitunter einfach als VCO-Oszillator 328 bezeichnet. Ein Teil des Ausgangssignales des spannungsgesteuerten Oszillators 328 erreicht über einen 90°-Phasenschieber 329 einen Phasendetek­ tor 325. Als zweites Eingangssignal zum Phasendetektor 325 wird von der Frequenzvervielfachtungsschaltung 324 ein Signal zuge­ führt.
Der Fachmann erkennt, daß die Frequenzmultipliziereinrichtung 324 als Bezugsfrequenzgenerator dient, um die Frequenz des span­ nungsgesteuerten Oszillators 328 mittels einer phasengeführten Regelschleife oder PLL-Regelung zu regeln, wobei die Schleife den Phasendetektor 325, den Treiberverstärker 327, den span­ nungsgesteuerten Oszillator 328 und den 90°-Phasenschieber 329 enthält. Die erforderliche Frequenzbewegung oder -umstellung wird dadurch verwirklicht, daß zunächst der spannungsgesteuerte Oszillator 328 mit seiner Frequenz in den Bereich der gewünsch­ ten Frequenz vermittels eines Steuersignales abgesenkt wird, das von der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) über die bereichsüber­ streichende Schaltung 326 und den Treiberverstärker 327 dem spannungsgesteuerten Oszillator 328 zugeführt wird. Ein identi­ sches Steuersignal der Radarsteuereinheit 301 erreicht die Schalter des Wählers 322, so daß der entsprechende Kristall­ oszillator aus der Kristalloszillatorgruppe 320 ausgewählt wird. Um die Phasenkopplung zwischen dem spannungsgesteuerten Oszillator 328 und dem Ausgangssignal der Frequenzmultiplizier­ einrichtung 324, welches durch die Frequenz des jeweils ausge­ wählten Kristalloszillators der Oszillatorgruppe 320 bestimmt ist, zu erreichen, senkt die Schaltung 326 die Frequenz des spannungsgesteuerten Oszillators 328 in denjenigen Bereich ab, in welchem die phasengeführte Regelschleife einrastet, so daß der Einfangbereich für die Phasenkopplung eingeengt wird. Ein Tast- und Haltekreis (nicht dargestellt) innerhalb des Treiber­ verstärkers 327 spricht auf eine Phasenkopplung an, was durch das Ausgangssignal des Phasendetektors 325 gemeldet wird und stellt den spannungsgesteuerten Oszillator 328 so ein, daß er die betreffende Frequenz abgibt, die durch die Ausgangsspannung der Schaltung 326 gewählt oder bestimmt wird. Der Tast- und Haltekreis sperrt also die Schaltung 326, nachdem eine Einra­ stung bezüglich der Phase erreicht ist.
Das Ausgangssignal des im C-Band arbeitenden spannungsgesteuer­ ten Oszillators 328 wird in den Mischer 330 eingegeben und be­ wirkt so die Erzeugung der in Tabelle II aufgeführten X-Band- Frequenzen in der zu beschreibenden Weise. Es sei hier nebenbei angemerkt, daß dasselbe Ausgangssignal des spannungsgesteuerten Oszillators 328 das erste Lokaloszillatorsignal für die beiden Empfangskanäle des Monopuls-Radarempfängers 313 (Fig. 3) bil­ det, wobei dieses Signal in der Zeichnung und manchmal auch in der nachfolgenden Beschreibung mit LO(1) gekennzeichnet ist. Nachdem die Frequenzen im ersten und im zweiten Unterimpuls je­ des ausgesendeten Impulses und auch jedes empfangenen Impulses, wie aus Tabelle II ersichtlich, um 400 MHz verschieden sind, ergibt sich, daß eine Heterodynüberlagerung der Ausgangsschwin­ gung LO(1) des Oszillators 328 mit den Unterimpulsen jedes empfangenen Impulses zu zwei verschiedenen Zwischenfrequenzsig­ nalen führt. Es kann dann eine geeignete Filterung vorgesehen werden, um die beiden Zwischenfrequenzsignale jeweils unter­ schiedlichen Kanälen des Monopuls-Radarempfängers 313 nach Fig. 3 zuzuteilen.
Die Anregungsschaltung 309 enthält weiter einen eine Frequenz von 42,8 MHz aufweisenden, kristallgesteuerten Oszillator 331, einen eine Frequenz von 60 MHz aufweisenden, kristallgesteuer­ ten Oszillator 332, einen kristallgesteuerten Oszillator 333 mit einer Frequenz von 1120 MHz und einen kristallgesteuerten Oszillator 334 mit einer Frequenz von 1520 MHz. Sämtliche der soeben genannten Oszillatoren sind an sich bekannter Bauart und in der nachfolgend angegebenen Weise so ausgebildet und angeord­ net, daß jeweils erste und zweite Unterimpulse mit Frequenzen von 1180 MHz bzw. 1580 MHz erzeugt werden können. Die Ausgangs­ signale des 42,8 MHz darbietenden, kristallgesteuerten Oszilla­ tors 331 werden aufgespalten, wobei ein Teil als ein Lokalos­ zillatorsignal LO4 den Monopuls-Radarempfänger 313 (Fig. 3) erreicht und ein anderer Teil in den Mischer 335 eingegeben wird. Das 42,8 MHz-Signal wird in dem Mischer 335 mit einem 60 MHz-Signal des entsprechenden, kristallgesteuerten Oszilla­ tors 332 heterodynüberlagert, wodurch ein 17,2 MHz-Bezugssignal entsteht, das ebenfalls dem Monopuls-Radarempfänger 313 aus Gründen zugeführt werden, die im einzelnen unter Bezugnahme auf Fig. 3C eine Erläuterung erfahren. Auch die Ausgangssig­ nale des 1120 MHz darbietenden, kristallgesteuerten Oszilla­ tors 333 und des kristallgesteuerten Oszillators 334 mit der Frequenz von 1520 MHz werden in der dargestellten Weise aufge­ spalten und Teile der Signale gelangen zu dem Monopuls-Radar­ empfänger 313 als Lokaloszillatorsignale LO(2) bzw. LO(3).
Die Anregungsschaltung 309 enthält weiter einen eine Frequenz von 1180 MHz darbietenden spannungsgesteuerten Oszillator 336, welcher nachfolgend einfach als Oszillator 336 bezeichnet wird, sowie einen eine Frequenz von 1580 MHz darbietenden spannungs­ gesteuerten Oszillator 337, welcher nachfolgend ebenfalls ver­ einfachend als Oszillator 337 bezeichnet wird. Das Ausgangs­ signal des Oszillators 336 wird in der dargestellten Weise auf­ gespalten und ein Teil gelangt zu dem Mischer 338, in welchem dieser Signalanteil mit einem Teil des Signales heterodynüber­ lagert wird, welches von dem 1120 MHz darbietenden kristallge­ steuerten Oszillator 333 abgegeben wird, um ein Ausgangssignal von 60 MHz bereitzustellen. Das 60 MHz-Signal vom Ausgang des Mischers 338 wird einem Quadraturphasendetektor 339 zugeführt, in welchem eine Untersuchung unter Verwendung eines Bezugssig­ nals durchgeführt wird, das erhalten wird, indem ein Teil des Ausgangssignales des 60 MHz-Kristalloszillators 332 herbeige­ führt wird. Das Ausgangssignal des Quadraturphasendetektors 339 gelangt über ein Tiefpaßfilter (nicht dargestellt) und einen ebenfalls nicht dargestellten Schleifenverstärker zu dem Oszil­ lator 336 um schließlich dessen Frequenz zu steuern. Der Fach­ mann erkennt nun, daß die soeben erwähnten Bauteile einen PLL- Regelkreis oder eine phasengekoppelte Schleife bilden, um die Frequenz des Oszillators 336 auf diejenige des kristallgesteuer­ ten Oszillators 332, nämlich auf 60 MHz festzulegen.
Die Ausgangsfrequenz des Oszillators 337 wird in entsprechender Weise gesteuert. Ein Teil des Ausgangssignales des Oszillators 337 gelangt also zu dem Mischer 341 und wird hier mit einem Teil des 1520 MHz darbietenden kristallgesteuerten Oszillators 334 heterodynüberlagert, so daß als Ausgangssignal ein solches mit einer Frequenz von 60 MHz entsteht. Dieses 60 MHz-Signal wird dem Quadraturphasendetektor 342 vermittelt, in welchem die Phase unter Verwendung eines Bezugssignales untersucht wird, das von dem 60 MHz darbietenden kristallgesteuerten Oszillator 332 bezogen wird. Das Ausgangssignal des Phasendetektors 342 er­ reicht über ein Tiefpaßfilter (nicht dargestellt) und einen Schleifenverstärker (ebenfalls nicht dargestellt) den Oszilla­ tor 337 um die Frequenz dieses Bauteiles zu regeln.
Die Ausgangssignale der Oszillatoren 336 und 337 werden auch in der in der Zeichnung wiedergegebenen Weise einem Paar von Schal­ tern 343 bzw. 344 zugeleitet, die durch Steuersignale gesteuert werden, welche die Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) bereitstellt. Um jeweils erste und zweite Unterimpulse mit Frequenzen von 1180 MHz bzw. 1580 MHz zu bilden, wählt die Radarsteuereinheit 301 abwechslungsweise über die Schalter 343 und 344 die Ausgangs­ signale entweder vom Oszillator 336 oder vom Oszillator 337 aus. Die gewählte Frequenz wird über den Verstärker 345 dem Mischer 330 mitgeteilt, in welchem eine Heterodynüberlagerung des be­ treffenden Signales mit dem Ausgangssignal des C-Band-Oszilla­ tors 328 erfolgt, um die Sendefrequenzen zu bilden, welche in Tabelle II aufgeführt sind. Mit den Schaltern 343 und 344 sind, wie aus Fig. 3A hervorgeht, Belastungen 346 bzw. 347 verbun­ den, welche in Abhängigkeit von Steuersignalen der Radarsteuer­ einheit 301 abwechselnd die Hochfrequenzenergie der Oszillatoren 336 und 337 absorbieren. Schließlich wird ein Schalter 348, der eine nicht eingezeichnete Belastung enthält, ebenfalls durch Steuersignale der Radarsteuereinheit 301 gesteuert und dient in bestimmtem Maße zur Impulsformung und auch dazu, während der Impulszwischenräume eine Weitergabe der kontinuierlichen Signale der Anregungsschaltung 309 zu dem Sender 311 zu verhin­ dern.
Bevor auf die Fig. 3B und 3C im Detail eingegangen wird, sei bemerkt, daß Leistungsaufteiler beispielsweise an sich bekann­ ter Bauart auch hier einfach durch Punkte in den Leitungswegen der verschiedenen Hochfrequenzsignale versinnbildlicht sind und Pfeile jeweils die Eingänge und Ausgänge dieser Leistungsauftei­ ler kennzeichnen. Der Fachmann wird dann die jeweils geeignete Bauart von Leistungsaufteilern für die einzelnen Hochfrequenz­ signale wählen. Weiter sei bemerkt, daß der Monopuls-Radar­ empfänger 313 zwei Kanäle aufweist, von welchen der eine Kanal dem Unterimpuls geringerer Frequenz gemäß Tabelle II zugeordnet ist, während der andere Kanal dem Unterimpuls höherer Frequenz nach Tabelle II entspricht. Der Buchstabe "L" in Verbindung mit einer Bezugszahl dient zur Kennzeichnung von Bauteilen in dem der niedrigeren Frequenz zugeordneten Kanal, während der Buch­ stabe "H" in Verbindung mit einer Bezugszahl ein entsprechendes Bauteil in dem der höheren Frequenz zugeordneten Kanal bezeich­ net.
Aus Fig. 3B geht hervor, daß der Monopuls-Radarempfänger 313 das Monopuls-Summenkanalsignal (Σ) von dem Zirkulator 223 (siehe Fig. 2) und das Höhenwinkel-Differenzkanalsignal (Δ) von der Drehkupplung 229 (siehe Fig. 2) empfängt. Das Summen­ signal (Σ) und das Differenzsignal (Δ) werden in geeignete Signale im L-Band heruntergesetzt, indem eine Heterodynüberla­ gerung in den Mischer 351 (Σ) bzw. 351 (Δ) mit dem Lokal­ oszillatorsignal LO(1) der Anregungsschaltung 309 (Fig. 3A) durchgeführt wird. Das im L-Band auftretende Summenkanalsignal erfährt eine Frequenzaufspaltung in ein 1180 MHz-Signal und ein 1580 MHz-Signal, indem es durch ein 1180 MHz-Bandpaßfilter 352L und ein 1580 MHz-Bandpaßfilter 352H geführt wird. Die Signale von 1180 und 1580 MHz werden in 60 MHz-Zwischenfrequenzsignale umgesetzt, indem sie in Mischern 353L bzw. 353H mit einem 1120 MHz- Lokaloszillatorsignal LO(2) bzw. 1520 MHz-Lokaloszillator signal LO(3) der Anregungsschaltung 309 (siehe Fig. 3A) ge­ mischt werden. Nach entsprechender Verstärkung in Zwischenfre­ quenzverstärkern 354L bzw. 354H werden die 60 MHz-Summenkanal­ signale durch die Summierverstärker 355L bzw. 355H geleitet.
Auch die Differenzkanalsignale werden frequenzmäßig in zwei ge­ sonderten Kanälen aufgespalten, indem die Signale durch ein 1180 MHz-Bandpaßfilter 356L und ein 1580 MHz = Bandpaßfilter 356H geführt werden. Daraufhin werden die Signale wieder auf 60 MHz- Zwischenfrequenzsignale heruntergesetzt, indem eine Heterodyn­ überlagerung in den Mischern 357L bzw. 357H mit dem 1120 MHz- Lokaloszillatorsignal LO(2) bzw. dem 1520 MHz-Lokaloszillator­ signal LO(3) der Anregungsschaltung 309 erfolgt, wie aus Fig. 3B ohne Weiteres zu entnehmen ist. Die 60 MHz-Differenz­ kanalsignale vom Ausgang der Mischer 357L bzw. 357H werden durch Zwischenfrequenzverstärker 358L bzw. 358H verstärkt, be­ vor sie in 17,2 MHz-Zwischenfrequenzsignale herabgesetzt wer­ den, indem eine Heterodynüberlagerung in Mischern 359L bzw. 359H mit dem 42,8 MHz-Lokaloszillatorsignal LO(4) der Anre­ gungsschaltung 309 vorgenommen wird. Es sei bemerkt, daß das 42,8 MHz-Lokaloszillatorsignal (4) die Mischer 359L und 359H über einen Schalter 360 erreicht. Dieser Schalter wird durch ein Signal der Radarsteuereinheit 301 gesteuert und dient zur Sperrung der Summenkanalinformation, wenn sich das Radarsystem im Erfassungsbetrieb befindet. Die 17,2 MHz-Differenzkanalsig­ nale erreichen über 17,2 MHz-Bandpaßfilter 361L bzw. 361H die Summierverstärker 355L und 355H, in welchen sie im Frequenz­ multiplexverfahren mit den entsprechenden Frequenzen im Summen­ kanal kombiniert werden. Das 60 MHz-Summenkanalsignal und das 17,2 MHz-Differenzkanalsignal, welche von dem 1180 MHz-Signal im L-Band abgeleitet worden sind, werden also in dem Summier­ verstärker 355L miteinander kombiniert, während das 60 MHz-Sum­ menkanalsignal und das 17,2 MHz-Differenzkanalsignal, welche von dem 1580 MHz-Signal im L-Band abgeleitet worden sind, eine Kombination in dem Summierverstärker 355H erfahren. Eine Fre­ quenzmultiplexverarbeitung der Summeninformation und der Diffe­ renzinformation für jede der dualen Frequenzen in gemeinsame Kanäle hinein ermöglicht eine gemeinsame Verarbeitung der Sum­ meninformation und der Differenzinformation durch breitbandige Schaltungen zur automatischen Verstärkungsgewinnregelung, so daß die Einflüsse relativer Phasenänderungen und Amplitudenänderun­ gen kleinstmöglich gehalten werden und auch die Fehler bei der Höhenwinkelmessung minimal bleiben.
Die im Frequenzmultiplexverfahren kombinierten Signale vom Aus­ gang der Summierverstärker 355L und 355H werden in eine automa­ tische Verstärkungsgewinnregelung aufweisende Verstärker 362L bzw. 362H eingegeben, welche den dynamischen Bereich des Mono­ puls-Radarempfängers 313 regeln.
Betrachtet man nun Fig. 3C, so erkennt man, daß die Summensig­ nale und die Differenzsignale für jede der dualen Frequenzen wieder getrennt werden, indem sie in der dargestellten Weise durch 60 MHz-Bandpaßfilter 363L und 363H bzw. 17,2 MHz-Bandpaß­ filter 364L und 364H geführt werden. Die Summensignale und Diffe­ renzsignale werden hierauf im Zeitmultiplexverfahren weiterver­ arbeitet, indem die Differenzkanalsignale über Verzögerungslei­ tungen 365L bzw. 365H geleitet werden. Die Zeitmultiplexverar­ beitung ermöglicht eine gemeinsame Analog-/Digitalumsetzung der Summenkanalsignale und der Differenzkanalsignale. Es sei hier bemerkt, daß die Verzögerungsleitungen 365L und 365H duale Ver­ zögerungsleitungen sind, d. h. die Verzögerungsleitungen 365L und 365H erzeugen beide Verzögerungen von 7,0 Mikrosekunden und 21,0 Mikrosekunden, wobei die richtige Verzögerung jeweils durch Schalter 366L bzw. 366H ausgewählt wird und die Schalter wiederum durch Signale gesteuert werden, welche von der Radar­ steuereinheit 301 (siehe Fig. 3) zur Verfügung gestellt werden. Der Grund für die duale Verzögerung oder doppelt vorgesehene Verzögerung ist, daß ein Entfernungsbereichsfenster von 7 Mikro­ sekunden im Verfolgungsbetrieb verwendet wird und das System in der Lage sein muß, zwei Zielobjekte innerhalb derselben Ein­ stellung des Antennenrichtstrahles zu verfolgen. Ist also der Entfernungsunterschied zweier verfolgter Zielobjekte geringer als 7,0 Mikrosekunden entsprechend etwa 1170 m, so wird die 21,0 Mikrosekunden-Verzögerung verwendet und die 7,0 Mikrose­ kundenverzögerungsleitung wird für alle anderen Entfernungsun­ terschiede von Zielobjekten zur Wirkung gebracht.
Die Summenkanalsignale für jede der dualen Frequenzen werden in Signale von 17,2 MHz herabgesetzt, indem sie eine Heterodyn­ überlagerung in Mischern 367L bzw. 367H mit dem von der Anre­ gungsschaltung 309 bereitgestellten 42,8 MHz-Lokaloszillator signal LO(4) erfahren, um die nachfolgende Verarbeitung im Videobereich zu vereinfachen. Das 42,8 MHz-Lokaloszillatorsig­ nal LO(4) erreicht die Mischer 367L bzw. 367H über den Schal­ ter 360, so daß die Differenzkanalinformation gesperrt werden kann, wenn sich das System schon erwähnten Erfassungs- oder Suchbetrieb befindet. Die 17,2 MHz-Summenkanalsignale und -Dif­ ferenzkanalsignale für jede der dualen Frequenzen werden mitein­ ander nach Zeitmultiplexverarbeitung in Summierverstärkern 368L und 368H kombiniert.
Vor einer Beschreibung der Quadraturdetektorkreise ist noch fest­ zustellen, daß die 60 MHz-Summenkanalsignale in jedem Frequenz­ kanal (L bzw. H) jeweils Videodetektoren 369L bzw. 369H zuge­ führt werden. Das Signalpaar entspricht der Summenkanalinfor­ mation auf jeder der beiden Frequenzen des Sendefrequenzpaares. Im oberflächennahen Betrieb haben, wie oben angedeutet, die bei­ den zusammenhängend ausgesendeten Impulse eine Impulsbreite von 4,1 Mikrosekunden bzw. 0,1 Mikrosekunden, wobei der erstgenannte Wert für weite Entfernungen und geringe Auflösung verwendet wird, während der zweite Wert für kurze Entfernungen und hohe Auflösung eingesetzt wird. Die Ausgangssignale der Videodetekto­ ren 369L und 369H gelangen zu einem Schalter 370, welcher dazu dient, entweder die kurze oder die lange Wellenform in Abhängig­ keit von einem Steuersignal auszuwählen, welches von der Radar­ steuereinheit 301 (Fig. 3) zur Verfügung gestellt wird. An den Schalter 370 schließt sich ein Umhüllungsdetektor und logarith­ mischer Verstärker 371 an, dessen Ausgangssignale im wesentli­ chen Videodaten sind, die zu der Anzeigeeinrichtung 319 (Fig. 3) weitergeleitet werden.
Die im Zeitmultiplexverfahren verarbeiteten Summenkanalsignale und Differenzkanalsignale werden einem Paar von Quadratur-Detek­ torschaltungen 372L und 372H zugeführt. Der Fachmann erkennt, daß die Quadratur-Detektorschaltungen 372L und 372H ein Paar nicht dargestellter Phasendetektoren enthalten, welche phasen­ mäßig um 90° verschoben mit dem 17,2 MHz-Bezugssignal gespeist werden, da von der Anregungsschaltung 309 (Fig. 3A) bezogen wird. In den Quadratur-Detektorschaltungen 372L und 372H sind weiter ebenfalls nicht dargestellte Tiefpaßfilter enthalten, welche die Komponenten der Lokaloszillatorfrequenz und anderer Frequenzen höherer Ordnung entfernen- und außerdem sind Gleich­ stromverstärker vorgesehen, welche als Treiber und zur Einstel­ lung des Verstärkungsgewinns dienen. Diese Bauteile sind sämt­ lich beispielsweise an sich bekannter Bauart. Die in Phase lie­ genden Signalanteile (I) und die um 90° phasenverschobenen Sig­ nalanteile (Q) vom Ausgang der Quadratur-Detektorschaltungen 372L und 372H werden relativ zueinander verzögert, indem die Signalkomponente Q der Quadratur-Detektorschaltung 372L durch eine Verzögerungsleitung 373 geführt wird, welche eine Verzöge­ rung von 300 Nanosekunden einführt, während die Signalkomponen­ ten I und Q vom Ausgang der Quadratur-Detektorschaltung 372H durch eine 700 Nanosekunden Verzögerung einführende Verzöge­ rungsleitung 374 bzw. eine 1,3 Mikrosekunden Verzögerung ein­ führende Verzögerungsleitung 375 geführt werden. Die im Zeit­ multiplexverfahren verarbeiteten Signalkomponenten I und Q wer­ den zu der in Fig. 3 gezeigten Signalverarbeitungsschaltung 315 geführt, in welcher eine Umwandlung in digitale Form mittels eines einzigen, nicht dargestellten Analog-/Digitalumsetzers erfolgt, bevor die Signale einer Weiterverarbeitung zugeführt werden.
Bezugnehmend auf Fig. 4 sei zunächst erwähnt, daß verschiedene Vereinfachungen vorgenommen sind, um eine bessere Übersichtlich­ keit zu erzielen. Beispielsweise sind die Verbindungen zwischen den verschiedenen Baueinheiten nicht eingezeichnet und auch die mechanischen Details, etwa Befestigungskonstruktionen für die Baueinheiten, sind weggelassen. Jedenfalls ist aus Fig. 4 zu erkennen, daß die dargestellte Abfangrakete 118 ein heckgesteuer­ tes Gerät ist, wobei die Lenkung entweder mittels Leitschaufeln oder Umlenkschaufeln 401A und 401B im Abgasstrahl des Raketen­ motors 402 oder vermittels Leitwerksflügeln 403A und 403B er­ folgt, was in Abhängigkeit von Lenksignalen geschieht, welche Stelltrieben 404A und 404B zugeführt werden (es versteht sich, daß ein weiteres Paar von Leitschaufeln oder Umlenkschaufeln und ein weiteres Paar von Leitwerksflügeln sowie ein weiteres Paar von Stelltrieben vorgesehen sind, um eine kreuzförmige An­ ordnung von Lenkelementen zu bilden, doch sind diese Einzelteile in der gewählten Darstellung nicht sichtbar). Die Steuersignale für die Stelltriebe 404A und 404B werden vor dem Abschuß oder Start über ein Speisekabel 405 zugeführt und werden nach dem Start vermittels eines Suchkopfs und Autopiloten 407 bereitge­ stellt. Es genügt hier festzustellen, daß der Suchkopf und der Autopilot 407 unter anderem ein Pulsdopplerradar mit Monopuls­ empfänger zur Verwendung während der Endphase des Fluges ent­ halten. Der nach rückwärts gerichtete Empfänger und Dekodierer 406 kommt im mittleren Abschnitt der Flugbahn zum Einsatz, um Zielobjekt-Positionssignale abzuleiten, welche von dem Schiff 100 (Fig. 1) zur nach rückwärts gerichteten Antenne 406A der Abfangrakete gesendet werden. Diese Signale werden dann schließ­ lich im Suchkopf und Autopiloten 407 in Steuersignale für die Stelltriebe 404A und 404B sowie für eine kardanisch aufgehängte Antennenanordnung 407A umgewandelt, welche sich unterhalb eines Radoms oder einer Kappe 408 befindet. Die kardanisch gehalterte Antennenanordnung 407A wird so betätigt, daß ihre Sichtlinie oder ihr Richtstrahl auf die angreifende Rakete 108 (Fig. 1) weist. (Wie zuvor bemerkt, werden, wenn kein mittlerer Abschnitt der Flugbahn der Abfangrakete 118 zu durchfliegen ist, die Steuersignale für die anfängliche Ausrichtung der planaren Antennenelementreihe 407AA vor dem Start oder Abschuß über das Speisekabel 407 zugeführt.
Eine Batterie 409, ein Zünder 110, ein Gefechtskopf 111 und Trägheitsgeräte 112, welche beispielsweise sämtlich an sich be­ kannter Bauart sein können, befinden sich ebenfalls in der Ab­ fangrakete 118. Die erwähnten Bauteile ermöglichen eine Lenkung der Abfangrakete 118 auf der gewünschten Flugbahn.
Nunmehr seien die Fig. 4A und 4B näher betrachtet. Die we­ sentlichsten Bauteile des Suchkopfes und Autopiloten 407, wel­ che in diesen Zeichnungsfiguren wiedergegeben sind, umfassen einen Monopulsempfänger und Signalverarbeiter 413RP, einen Hauptoszillator 4130, einen Rechner und Autopiloten 413CA, eine Synchronisationsschaltung 414, einen Sender 415 und einen Zir­ kulator 416. Der Fachmann erkennt sogleich, daß die zuvor auf­ gezählten, wichtigsten Bauteile in ihrer Schaltungsverbindung gemäß den erwähnten Zeichnungsfiguren ein Pulsradarsystem dar­ stellen, bei welchem die Teile des Suchkopfes und Autopiloten 407 den Teilen bekannter halbaktiver Radarlenksysteme entspre­ chen. Das bedeutet, daß die Teile des Suchkopfes und Autopiloten 407, falls gewünscht, während des Fluges der Abfangrakete 118 als raketenseitige Teile eines halbaktiven Radarlenksystems be­ trieben werden können, wobei die von dem nach rückwärts gerich­ teten Empfänger und Dekodierer 406 (Fig. 4) abgeleiteten Sig­ nale, welche von der Radarantennenanordnung 102 (Fig. 1) her empfangen werden, dazu dienen können, die erforderlichen Steuer­ signale für die Stelltriebe 404A und 404B (Fig. 4) für die kar­ danisch gehalterte Antennenanordnung 407A (Fig. 4) und auch die erforderlichen Steuersignale für den Hauptoszillator 413O abzu­ leiten, so daß ein erfolgreiches Abfangen oder Treffen eines Zielobjektes, etwa der angreifenden Rakete 108 (Fig. 1) möglich ist.
Es sei kurz erwähnt, daß der Monopulsempfänger und Signalver­ arbeiter 413RP auf ein Summensignal anspricht, welches mittels einer nicht dargestellten Monopuls-Recheneinheit üblicher Bau­ art in der kardanisch gehalterten Antennenanordnung 407A ( Fig. 4) gebildet ist und über den Zirkulator 416 zugeführt wird. Weiter nimmt der Monopulsempfänger und Signalverarbeiter 413RP von der erwähnten Monopuls-Recheneinheit zwei Differenzsignale auf. Die soeben erwähnten drei Hochfrequenzsignale sind in Fig. 4A mit Σ bzw. ΔAz bzw. ΔEl bezeichnet, was bedeutet, daß es sich hier um Summensignale bzw. Azimutwinkeldifferenzsignale bzw. Höhenwinkeldifferenzsignale handelt.
In dem Monopulsempfänger und Signalverarbeiter 413RP werden die Signale ΔAz, ΔEl und Σ durch Begrenzer 417 1 bzw. 417 2 bzw. 417 3 geführt und in Mischer 418 1 bzw. 418 2 bzw. 418 3 eingegeben, in welchen jeweils eine Heterodynüberlagerung mit einem Lokal­ oszillatorsignal f(LO) des Hauptoszillators 413O und eine Herabsetzung auf eine Zwischenfrequenz von 31 MHz durchgeführt wird. Die so erhaltenen Zwischenfrequenzsignale werden nachfol­ gend durch Verstärker 419 1 bzw. 419 2 bzw. 419 3 verstärkt und über Blindschalter 420 1 bzw. 420 2 bzw. 420 3 geführt, welche mittels eines Steuersignals der Synchronisationsschaltung 414 betätigt werden, um den Monopulsempfänger und Signalverarbeiter 413RP außer Betrieb zu setzen, wenn der Sender 415 in Betrieb ist. Die Zwischenfrequenzsignale vom Ausgang der Blindschalter 420 1, 420 2 und 420 3 werden mittels der Verstärker 421 1, 421 2 und 421 3 abermals verstärkt und dann durch schmalbandige Kri­ stallfilter 423 1 bzw. 423 2 bzw. 423 3 geleitet. Die Filter haben ein Band von 1 kHz. Das Summenkanalsignal von dem Blindschal­ ter 420 3 erfährt eine Aufspaltung in zwei Kanäle, welche nach­ folgend als Schmalbandsummenkanal bzw. Breitbandsummenkanal be­ zeichnet werden. Das Schmalbandsummenkanal ist dasjenige, wel­ ches durch den schmalbandigen 1 kHz-Kristallfilter 423 3 geführt wird. Das Breitbandsummenkanalsignal durchläuft nach Verstärkung in dem Verstärker 421 4 ein breitbandigeres 10 kHz-Kristallfil­ ter 424. Nach geeigneter nochmaliger Verstärkung in den Verstär­ kern 425 1 bis 425 4 werden die gefilterten Zwischenfrequenzsigna­ le in eine Zeitmultiplexschaltung 426 eingegeben, in welcher sie in Abhängigkeit von einem von der Synchronisationsschaltung 414 bezogenen Signal MUX auf einem einzigen Kanal vereinigt werden.
Bevor in der Beschreibung fortgefahren wird, sei bemerkt, daß das Breitband-Summenkanalsignal während des Suchbetriebes (vor­ stehend oft auch als Erfassungsbetrieb bezeichnet) des Such­ kopfes und Autopiloten 407 Verwendung findet, während das Schmalband-Summenkanalsignal während des Verfolgungsbetriebes maßgeblich ist. Weiter ist festzustellen, daß der Hauptoszilla­ tor 413O neben dem Lokaloszillatorsignal f(LO) auch ein Sig­ nal f(T) für den Sender 415 bereitstellt. Die Frequenz des letztgenannten Signales unterscheidet sich dann bei Verfolgung eines Zielobjektes, beispielsweise der angreifenden Rakete 108 nach Fig. 1 von der Frequenz des Lokaloszillatorsignals um ei­ nen Betrag gleich der Mittenfrequenz (vorliegend MHz) auf den Zwischenfrequenzkanälen im Monopulsempfänger und Signalverarbei­ ter 413RP zuzüglich der Dopplerverschiebung aufgrund der Rela­ tivgeschwindigkeit zwischen der angreifenden Rakete 108 und der Abfangrakete 118. Diese Dopplerverschiebung wird in dem Mono­ pulsempfänger und Signalverarbeiter 413RP in der nachfolgend zu beschreibenden Weise selbsttätig bestimmt. Es mag hier die Feststellung genügen, daß bei Verfolgung eines Zielobjektes die Frequenz des Lokaloszillatorsignales f(LO) auf dem richti­ gen Frequenzwert konstant gehalten wird, um jedwede Dopplerver­ schiebung zu kompensieren.
Die im Zeitmultiplexverfahren verarbeiteten Signale am Ausgang der Zeitmultiplexschaltung 426 werden durch einen Verstärker 427 mit automatischer Verstärkungsgewinnregelung geführt, wo­ durch der dynamische Bereich des Monopulsempfängers und Signal­ verarbeiters 413RP geregelt wird, und erreichen dann einen Schal­ ter 428, der ein Demultiplexsignal DEMUX von der Synchronisations­ schaltung 414 empfängt. Während eines Suchbetriebes bewirkt der Schalter 428, daß nur das Breitband-Summenkanalsignal zu dem Leistungsaufteiler 429 gelangt. Ein erster Anteil des Breitband- Summenkanalsignals erreicht in der dargestellten Weise vom Aus­ gang des Leistungsaufteilers 429 über einen Verstärker 430 ei­ nen Detektor 431 mit automatischer Verstärkungsgewinnregelung. Das Ausgangssignal des Detektors 431 wird über den Schalter 432 in den Verstärker 427 mit automatischer Verstärkergewinnrege­ lung eingegeben, wie aus Fig. 4A ersichtlich ist. Der Schalter 432 wird in einer nachfolgend noch genauer beschriebenen Art und Weise durch ein Steuersignal der Synchronisationsschaltung 414 gesteuert.
Ein zweiter Anteil des Breitband-Summenkanalsignals vom Ausgang des Leistungsaufteilers 429 fließt über einen Verstärker 433 zu einem nicht näher bezeichneten Quadraturdemodulator, welcher einen sozusagen in Phase arbeitenden Detektor 434I und einen so­ zusagen mit Phasenquadratur arbeitenden Detektor 434Q enthält. Ein Paar elektrisch aufeinander senkrecht stehender Bezugssig­ nale, welche durch Beaufschlagung eines Quadratur-Hybridkopplers 436 mit dem Ausgangssignal eines 31 MHz-Bezugsoszillators 435 erhalten werden, erreicht in der dargestellten Weise ebenfalls die Phasendetektoren 434I und 434Q. Die Ausgangssignale der bei­ den Phasendetektoren 434I und 434Q werden in Verstärker 437I bzw. 437Q und von dort in den Rechner und Autopiloten 413CA ein­ gegeben. Wenn ein phasenmäßiges Einrasten zwischen dem Breit­ band-Summenkanalsignal und dem 31 MHz-Bezugssignal des Oszilla­ tors 435 erzielt ist, nimmt das Ausgangssignal des Phasendetek­ tors 434I ein Maximum an und daher wird ein Teil des Ausgangs­ signales des Phasendetektors 434I einem Vergleicher 438 zuge­ führt, der ein nicht dargestelltes Tiefpaßfilter enthält, um ein die Phaseneinrastung in der phasengeführten Regelschleife anzeigendes Signal für den Rechner und Autopiloten 413CA be­ reitzustellen, wenn die Amplitude des Ausgangssignales des Pha­ sendetektors 437I eine bestimmte Bezugsgleichspannung übersteigt.
Sobald der Rechner und Autopilot 413CA ein die Phaseneinrastung anzeigendes Signal empfängt, liefert er ein "Bezeichnungsfrei­ gabe"-Signal an die Schleifenformerschaltung 439. In Abwesenheit einer Phaseneinrastung ist das Ausgangssignal des Phasendetek­ tors 434Q nach Größe und Vorzeichen eine Anzeige des Unterschie­ des zwischen dem Breitband-Summenkanalsignal und dem 31 MHz-Be­ zugssignal und ist daher als Dopplerfehlersignal zu bezeichnen. Das Dopplerfehlersignal wird in der dargestellten Weise zusam­ men mit anderen, noch genauer zu betrachtenden Signalen der PLL- Schleifenformerschaltung 439 zugeführt, so daß ein Dopplerfehler- Steuersignal gebildet werden kann, das den Hauptoszillator 413O erreicht und letztlich die Lokaloszillatorfrequenz f(LO) ändert, bis das Dopplerfehlersignal zu Null wird. Einzelheiten der PLL- Formerschaltung 439 werden weiter unten erläutert. An dieser Stelle sei nur bemerkt, daß diese Schaltung bewirkt, daß der Erfassungsbereich der Phasenkopplungsschleife ausgedehnt wird, so daß dieser Bereich nicht auf die Eigenschaften des Phasen­ detektors 434Q festgelegt ist.
Während des Suchbetriebes werden die I- und Q-Daten von dem nicht näher bezeichneten Quadraturdemodulator, vorliegend Video­ signale mit einer Bandbreite von 5 kHz, einer in dem Rechner und Autopiloten 413CA befindlichen schnellen Fourier-Transfor­ mations-Spektrumsanalysierschaltung (nicht gezeigt) zugeleitet. Eine solche Spektrumsanalysierschaltung ist bekanntermaßen ana­ log einer Filterreihe und bestimmt die Dopplerfrequenz aufgrund eines Zielobjektes, beispielsweise des Flugzeugs 110 (Fig. 1) mit einer Frequenzauflösung von 200 Hz. Der Rechner und Auto­ pilot 413CA teilt seine Abschätzung der Zielobjektfrequenz auf­ grund der Auswertung in der raschen Fourier-Transformations- Spektrumsanalysierschaltung (nicht dargestellt) der Schleifen­ formerschaltung 439 in Gestalt eines Signales mit, welches als Zielobjektbezeichnung zu benennen ist. Der Verstärkungsgewinn in der Phasenkopplungsregelschleife und die Schleifenformung sind so gewählt, daß ein phasenmäßiges Einrasten auftritt, wenn die zielobjektbedingte Frequenz innerhalb eines Bereiches von 200 Hz der bezeichneten Frequenz nahekommt.
Gleichzeitig mit der Übermittlung des Zielobjektbezeichnungssig­ nales an die Schleifenformerschaltung 439 übermittelt der Rech­ ner und Autopilot 413CA ein Betriebsweisenauswahlsignal an die Synchronisationsschaltung 414, die ihrerseits ein Signal ACQ/­ TRK erzeugt, das bewirkt, daß der Suchkopf und Autopilot 407 von dem Suchbetrieb auf den Verfolgungsbetrieb umgeschaltet wird. Das Signal ACQ/TRK gelangt in der dargestellten Weise zu der Zeitmultiplexschaltung 426 und dem Schalter 432. In dem Verfolgungsbetrieb leitet die Zeitmultiplexschaltung 426 die Schmalband-Summenkanalsignale und die Schmalband-Differenzkanal­ signale über den automatische Verstärkungsgewinnregelung auf­ weisende Verstärker 427 zu dem Schalter 428 in solcher Weise, daß bei jedem weiteren Taktimpuls der Synchronisationsschaltung 414 die Schmalband-Summenkanalsignale dargeboten werden. Der er­ ste Taktimpuls entspricht also dem Schmalband-Summenkanalsignal und der vierte Taktimpuls entspricht dem Azimutwinkel-Differenz­ kanalsignal. In Abhängigkeit von dem Demultiplexsignal der Syn­ chronisationsschaltung 414 läßt der Schalter 428 alternierend die Schmalband-Summenkanaldaten zu dem Leistungsaufteiler 429 und die Differenzkanaldaten zu dem Verstärker 440 durch. Der Leistungsaufteiler 429 spaltet das Schmalband-Summenkanalsignal auf und gibt einen ersten Teil dieses Signales an den nicht näher bezeichneten, jedoch oben bereits beschriebenen, Quadraturdemodu­ lator weiter, während ein zweiter Teil des aufgespalteten Signa­ les in der dargestellten Weise an den Verstärker 430 geliefert wird. Das Differenzkanalsignal von 31 MHz auf der Ausgangsseite des Verstärkers 440 wird in einen Mischer 441 eingespeist, in welchem eine Herabsetzung auf eine geeignete Videofrequenz vor­ genommen wird, indem eine Heterodynüberlagerung mit dem Schmal­ band-Summenkanalsignal in einer noch zu beschreibenden Weise durchgeführt wird. Das Schmalband-Summenkanalsignal vom Ausgang des Verstärkers 430 wird durch ein 4 kHz-Kristallfilter 442 weiter durch eine Phasentrimmerschaltung 443 und einen Verstär­ ker 444 geführt, bevor die Eingabe in den Mischer 441 erfolgt. Man erkennt nun, daß, nachdem die Schmalband-Summenkanaldaten von dem Verstärker 430 aufgrund der erforderlichen Zeitmulti­ plexverarbeitung und Demultiplexverarbeitung die Gestalt eines Impulses haben, beim Durchgang dieser Daten durch das 4 kHz- Kristallfilter 442 ein gewisses Einschwingen auftritt. Aufgrund eben dieses Impulseinschwingens wird erreicht, daß am Mischer 441 das Schmalband-Summenkanalsignal gegenwärtig bleibt, während über den Schalter 428 das Differenzkanalsignal angeschaltet wird. Die Phasentrimmerschaltung 443 dient dazu, den erforderlichen Phasenabgleich bzw. die Anpassung zwischen dem Summenkanal und den Differenzkanälen aufrecht zu erhalten. Die Summenkanaldaten vom Ausgang des Mischers 441 werden über einen Verstärker 445 geleitet und dem Schalter 446 zugeführt. Die Steuerung des Schalters 446 geschieht durch die Demultiplex-Steuersignale der Synchronisationsschaltung 414 in solcher Weise, daß die Azimut­ winkel-Differenzsignale über den Verstärker 447 und die Höhen­ winkel-Differenzsignale über den Verstärker 448 den Rechner und Autopiloten 413CA erreichen, wo eine Umwandlung in Gierstellungs- bzw. Neigungsfehlersignale erfolgt, um die notwendigen Steuer­ signale für die Stelltriebe 404A und 404B (Fig. 4) sowie für die kardanisch gehalterte Antennenanordnung 407A ableiten zu können.
Es sei hier nebenbei darauf aufmerksam gemacht, daß im Verfol­ gungsbetrieb der Schalter 432 so eingestellt ist, daß das Aus­ gangssignal von dem für die automatische Verstärkungsgewinnrege­ lung vorgesehenen Detektor 431 zur Steuerung des Verstärkers 427 dient. Nachdem das Eingangssignal für den Detektor 449 von der Phasentrimmerschaltung 443 bezogen wird, kann man sich den Im­ puls-Einschwingeffekt, welcher zuvor erwähnt wurde, zunutze ma­ chen, so daß sich dem Detektor 449 praktisch ein kontinuierli­ ches Signal darbietet.
Die soeben erwähnte Methode des Herabsetzens der Differenzkanal­ daten bietet einen gewissen Vorteil gegenüber bekannten Verfah­ ren, bei welchen ein Bezugssignal von dem Bezugsoszillator (vor­ liegend dem Hauptoszillator 413O der phasengekoppelten Regel­ schleife bezogen wurde, um die Differenzkanalsignale nach ab­ wärts umzusetzen. In einer wechselnden Umgebung kann also ein VGPO-Störsender oder ein "Velocity Gate Pull Off"-Störsender be­ wirken, daß in der phasengekoppelten Regelschleife die Phasen­ sperrung oder Phasenkopplung aufgebrochen wird, wobei dann der Bezugsoszillator nicht richtig eingestellt ist, um die Diffe­ renzkanalsignale nach abwärts umzusetzen, wodurch sich Verfol­ gungsfehler oder sogar ein Verlieren des Zieles ergeben können, während bei der hier vorgeschlagenen Konstruktion das Schmal­ band-Summenkanalsignal zum Abwärtsumsetzen der Differenzkanal­ daten dient, so daß derartige Störungen oder ein Verlieren des verfolgten Zieles nicht auftreten kann.
Es sei nunmehr auf Fig. 4C Bezug genommen. Die Formerschaltung 439 der PLL-Regelschaltung erhält von dem Rechner und Autopilo­ ten 413CA sowohl das Zielbezeichnungssignal als auch das Be­ zeichnungsfreigabesignal. Das Zielbezeichnungssignal ist eine Spannung, welche zunächst der zu erwartenden Dopplerfrequenz aufgrund eines Zielobjektes, beispielsweise des Flugzeugs 110 nach Fig. 1 entspricht, wobei diese Frequenz durch die Radar­ steuereinheit 301 (Fig. 3) errechnet wird. Das Signal wird dem Suchkopf und Autopiloten 407 (Fig. 4A) über das Versorgungska­ bel 405 vor dem Abschuß der Rakete zugeführt. Das Zielbezeich­ nungssignal wird dann durch ein Signal aufdatiert oder auf neuesten Stand gebracht, welches von einem nicht dargestellten Spektrumsanalysator zur raschen Fourier-Transformation inner­ halb des Rechners und Autopiloten 413CA (Fig. 4A) abgeleitet wird und bewirkt, daß eine Einstellung der phasengekoppelten Regelschleife (in Fig. 4A dargestellt, jedoch nicht näher be­ zeichnet, auf einen Bereich innerhalb 200 Hz der Dopplerfrequenz Saufgrund des Zielobjektes vorgenommen wird. Aus der Zeichnung ist zu entnehmen, daß das Zielobjektbezeichnungssignal über ei­ nen Schalter 451 in einen Verstärker 452 und einen Speicherkon­ densator C1 eingespeist wird. Der Schalter 451 wird durch das Bezeichnungsfreigabesignal gesteuert, welches in der Weise wirk­ sam ist, daß der Schalter 451 geöffnet wird, sobald der Rechner und Autopilot 413CA von dem Vergleicher 438 (Fig. 4B) das die phasenmäßige Einrastung anzeigende Signal empfängt.
Das Ausgangssignal des Verstärkers 452 überträgt sich über ei­ nen die Widerstände R2 und R3 enthaltenden Spannungsteiler zu dem Verstärker 453. Die Widerstandswerte der Widerstände R2 und R3 sind so gewählt, daß ein Versatz des Verstärkungsgewinns des Verstärkers 453 entsteht, welcher durch die Rückkopplungswider­ stände R8 und R9 bestimmt ist. Der Verstärkungsgewinn auf dem Wege durch den Verstärker 452 und den Widerstand R2 ist Eins und daher sind die an dem Verstärker 453 anstehenden Spannun­ gen VDES identisch mit denjenigen Spannungen, welche in dem Speicherkondensator C1 gespeichert sind. Das zweite Eingangs­ signal zu dem Verstärker 453 ist das Dopplerfehlersignal, das über den Verstärker 437 (Fig. 4) von dem Phasendetektor 434Q (Fig. 4) bezogen wird.
Das Dopplerfehlersignal gelangt in der aus Fig. 4C ersichtli­ chen Weise über die Widerstände R4 und R5 zu dem Speicherkon­ densator C2 sowie zu dem Verstärker 454. Die Spannung an dem Verbindungspunkt zwischen den Widerständen R6 und R7 liefert eine Rückkopplungsspannung für den Verstärker 454. Auch hier ist der Verstärkungsgewinn durch den Verstärker 454 und den Widerstand R8 gleich Eins und daher ist die an dem Verstärker 453 anstehende Spannung VERR identisch der Spannung, welche in den Speicherkondensator C2 gespeichert ist. Der Verstärker 453 liefert eine Ausgangsspannung VD (oder das Dopplerfehlersteuer­ signal), welche die algebraische Summe der beiden Eingangsspan­ nungen VDES und VERR ist und diese Spannung gelangt zu dem Hauptoszillator 413O (Fig. 4A) um die Lokaloszillatorfrequenz f(LO) zu ändern und schließlich das Dopplerfehlersignal zu Null zu machen.
Nachdem der Widerstand R1 zwischen dem Ausgang des Verstärkers 453 und dem Speicherkondensator C1 liegt, bewirkt jedwede Span­ nungsdifferenz zwischen diesen Scha 30187 00070 552 001000280000000200012000285913007600040 0002002915123 00004 30068ltungspunkten einen Strom­ fluß durch den Widerstand R1, bis das Gleichgewicht zwischen den Schaltungspunkten wiederhergestellt ist. Wird das Bezeich­ nungsfreigabe-Spannungssignal dem Schalter 451 zugeführt, so bildet sich innerhalb der Schleifenformerschaltung 439 eine Schleife vermittels des Widerstandes R1. Die auf diese Weise hergestellte innere Schleife zwingt den Phasendetektor 434Q zum Betrieb um seinen Nullpunkt (Ausgangsspannungen sind Null).
In Fig. 5 ist der Stelltrieb 404A dargestellt. Er enthält ei­ nen Motor 501 mit Korbrotor, eine Permanentmagnetanordnung 503, ein Untersetzungsgetriebe 505 und eine Leitwerksflächenwelle 507, welche in der dargestellten Weise als Einheit befestigt und gehaltert sind. Der Stelltrieb 404 ist an einer Platte 509 festgeschraubt, welche ein Viertel des Heckabschnittes der Ab­ fangrakete 118 darstellt. Die Platte 509, welche am Außenmantel 510 der Rakete festgeschraubt ist, trägt ein Halteteil 523, wel­ ches weiter unten genauer betrachtet werden soll. Der Stell­ trieb 404A ist konzentrisch in dem Ringraum untergebracht, wel­ cher sich zwischen der Innenfläche des Raketenmantels 510 und der Außenfläche des Auslaßkanals 511 des Raketenmotors ergibt und demgemäß ist der Stelltrieb 404A in minimaler Höhe ausge­ führt, um unerwünschte Vorsprünge in dem Raketenmantel 510 zu vermeiden. Eine Schicht 512 zur thermischen Isolation überla­ gert die Wand des Auslaßkanals 511 des Raketenmotors, um diesen Auslaßkanal vor Zerstörung zu schützen. Die thermische Isolation 512 weist in der dargestellten Gestalt eine nicht näher bezeich­ nete Verdickung auf, welche in der Isolationsschicht vorgesehen ist und eine Düse im Auslaßkanal 511 des Raketenmotors darstellt.
Der den Korbrotor aufweisende Motor 501 ist in einem Aluminium­ gehäuse 521 untergebracht, das an der Platte 509 festgeschraubt ist. In dem Motor 501 findet ein Korbrotor 513 niedrigen Träg­ heitsmomentes und zur Erzeugung eines hohen Drehmomentes Verwen­ dung. Dieser Rotor ist an einer einstückigen Hohlwelle 415 ange­ ordnet, die ihrerseits durch zwei für hohe Drehzahl bestimmte Lager 515 abgestützt ist. Die Lager 515 sitzen in inneren, sta­ tionären, nicht näher bezeichneten Bauteilen, zu welchen ein hochfestes Stahlrohr 516 gehört, das die äußeren Laufringe (nicht näher bezeichnet) der Lager 515 umfaßt. Die erwähnte stillstehende, zusammengesetzte Konstruktion (nicht näher be­ zeichnet) ist von einem konzentrischen Zylinder 517 aus bestimm­ tem Werkstoff, vorliegend magnetischem Stahl, umgeben, welcher eine hohe magnetische Permeabilität und hohe magnetische Sätti­ gungsinduktionswerte aufweist. Der Zylinder 517 bildet daher die magnetische Rückleitung und vervollständigt den magnetischen Schließungskreis zwischen den nicht dargestellten Polen des Mo­ tors über den Luftspalt (ebenfalls nicht bezeichnet)und den Korb­ rotor 513. Eine koaxiale Bürstenanordnung 519, welche in einem Phenolkunststoffring 513 untergebracht ist, liegt insgesamt kon­ zentrisch zwischen dem Zylinder 517 und dem Stahlrohr 516.
Die tatsächliche Länge des Motors 501 wird dadurch ohne eine Verringerung der effektiven Motorlänge verringert, daß die nicht näher bezeichneten Wickelköpfe jeweils am Ende des Korbrotors 513 gefaltet werden. Die am offenen Ende des Rotors befindlichen Wickelköpfe werden nach aufwärts gefaltet und die am abgestütz­ ten Ende des Korbrotors 513 befindlichen Wickelköpfe werden nach abwärts gefaltet. Die Verwendung eines Korbrotors 513 ist zweckmäßig, da hierdurch der Raum innerhalb des Korbrotors 513 für andere Zwecke als lediglich diejenigen der magnetischen Rückleitung zur Verfügung steht, wie dies bei üblichen Motoren der Fall ist. Die federbelastete koaxiale Bürstenanordnung 519 und ein Kommutator 529 können also innerhalb der Korbrotors 513 in der aus Fig. 5 ersichtlichen Weise untergebracht werden.
Der erforderliche elektrische Kontakt zu der Bürstenanordnung 519 bzw. dem Kommutator 529 wird durch eine Leitung 520 herge­ stellt, welche sich von der Bürstenanordnung 519 durch eine nicht näher bezeichnete Bohrung in dem Phenolkunststoff 518 zu einem Auslaß erstreckt, welcher in Gestalt einer nicht näher bezeichne­ ten Bohrung auf der Unterseite des Motors 501 vorgesehen ist. Die Leitung 520 ist zu einem nicht dargestellten Antriebsverstär­ ker geführt.
Das Untersetzungsgetriebe 505, welches als harmonisches Antriebs- Untersetzungsgetriebe abgebildet ist, kann ein unter der Bezeich­ nung 7319020 von der Firma United Shoe Machinery Corporation, ICON Division, Woburn, Massachusetts, Vereinigte Staaten von Amerika, in den Handel gebrachtes Getriebe sein und erzeugt ein hohes Untersetzungsverhältnis zwischen dem Motor 501 und der Welle 507 des Leitwerkflügels. Kurz gesagt enthält das harmoni­ sche Antriebs-Untersetzungsgetriebe 505 drei wesentliche Teile, welche vorliegend nicht dargestellt sind, nämlich einen Wellen­ generator, ein kreisförmiges Keilelement und ein dynamisches Keilelement. Der Wellengenerator hat die Gestalt eines ellipti­ schen Hohlkörpers aus Titan, auf welchen ein in besonderer Weise ausgebildetes Lager mit einem flexiblen äußeren Laufring aufge­ zogen ist. Ein flexibles Keilement oder Zahnelement ist über den äußeren Laufring des Lagers gezogen. Der Wellengenerator ist mit dem Motor 501 gekuppelt und wandelt die Drehbewegung des Motors in eine entsprechende elliptische Bewegung des flexiblen Zahn­ ringes oder Keilwellenelementes um. Das kreisförmige Keilwellen­ element besitzt eine innere Zahnung und ist an dem Gehäuse 521 befestigt und dient zur Übertragung der in das flexible Keil­ wellenelement eingeführten Kräfte auf das Gehäuse 521. Das dy­ namische Keilwellenelement ist ein bewegliches inneres. Keil­ element, welches fest auf der Welle 507 des Leitwerksflügels sitzt. Die gewünschte Untersetzung bestimmt sich aus der Anzahl der Zähne des dynamischen Keilwellenelements im Vergleich zur Anzahl der Zähne des flexiblen Keilwellenelementes.
Die Leitwerksflügelwelle 507 ist auf der Seite des Leitwerksflü­ gels durch ein Duplex-Kugellager 520a abgestützt. Dieses Lager überträgt die Schubkräfte aufgrund der aerodynamischen Kräfte an dem Leitwerksflügel 403A über das Halteteil 523 und die Platte 509 auf den Mantel 510 der Rakete. Es sei hier nebenbei bemerkt, daß in der Zeichnung zwar nur ein einziges Duplex-Kugellager zur Vereinfachung der Darstellung gezeigt ist, daß aber praktisch an dieser Stelle ein Paar von Duplex-Kugellagern eingesetzt wird. Das Duplex-Kugellager 520a nimmt auch die axialen Schub­ kräfte der Welle 507 aufgrund von Manövern der Abfangrakete 518 auf. Ein weiterer Kugellagersatz 524 befindet sich am inneren Ende der Leitwerksflügelwelle 507 und wirkt den Biegemomenten entgegen, welche auf die Leitwerksflügelwelle 507 auf grund der Anströmung der Leitwerksflügel einwirken, so daß die Kräfte auf­ genommen werden, welche durch die hohen aerodynamischen Kräfte über den Leitwerksflügel in die Welle eingeführt werden. Am in­ neren Ende ist die Leitwerksflügelwelle 507 im Durchmesser schwächer gehalten, da hier die Spannungen geringer werden, so daß die Leitwerksflügelwelle 507 ohne weiteres durch den mit Korbrotor ausgestatteten Motor 501 hindurchgeführt werden kann. Die Leitwerksflügelwelle 507 ist von dem Motor 501 derart ge­ trennt, daß keine durch den Leitwerksflügel eingeführte Momente die Motorlagerung 515 belasten. Der Leitwerksflügel 403A ist an der Welle 507 in geeigneter Weise befestigt, beispielsweise durch einen nicht näher bezeichneten Splint oder Bolzen.
Ein Rückkopplungselement (nicht bezeichnet), welches ein auf einem Kreisbogen angeordnetes Kunststoffpotentiometer 525 (nach­ folgend manchmal auch einfach als Potentiometer 525 bezeichnet) und einen Schleifkontakt 526 enthält, liefert eine Positions­ information für die Steuerung des Stelltriebs 404A. Der Schleif­ kontakt 526 ist an dem nicht näher bezeichneten, flexiblen Keil­ wellenelement befestigt und das Potentiometer 525 ist an dem Gehäuse 521 des Stelltriebs gehaltert, wie aus Fig. 5 entnehm­ bar ist. Das Potentiometer 525 besitzt zwei nicht im einzelnen gezeigte Spuren, von denen die erste die Gestalt eines Wider­ standselementes hat, das eine Mittelanzapfung und zwei Endan­ schlüsse besitzt. Die Mittelanzapfung ist geerdet, während eine positive Spannung an den einen Endanschluß und eine negative Spannung an den anderen Endanschluß gelegt ist. Die zweite Spur des Potentiometers 525 hat die Gestalt eines durchgehenden Me­ tallstreifens. Der Schleifkontakt 526 besitzt zwei nicht be­ zeichnete Arme, welche elektrisch miteinander in Verbindung stehen. Der erste Kontaktarm des Schleifkontaktes 526 hat mit der nicht dargestellten Widerstandselementspur des Potentiome­ ters 525 Berührung und empfängt eine Spannung, welche proportio­ nal zum Stellungswinkel der Leitwerksflügelwelle 507 ist. Das Vorzeichen dieser Spannung signalisiert die Richtung relativ zu einer Nullstellung der Leitwerksflügelwelle. Der zweite Kontakt­ arm des Schleifkontaktes 526 überträgt diese Spannung über die zweite Spur des Potentiometers 527, welche, wie gesagt, ein durchgehender Metallstreifen ist, zu einer nicht bezeichneten Abnahmeklemme des Potentiometers 525.
Aus Fig. 5 ist weiterhin zu entnehmen, daß an der Leitwerks­ flügelwelle 507 ein Antriebsseil 530 festgelegt ist, welches über ein Spannschloß 531 mit der die Leitschaufel 401A tragen­ den Welle 532 Verbindung hat. Die Welle 532 ist über ein Paar von Duplex-Kugellagern 533 und 534 gegenüber dem Halteteil 523 abgestützt. Eine Abschlußkappe 535 ist mittels einer Schraube 536 an der Welle 532 befestigt und hält die Laufringe des Kugel­ lagers 533 nieder. Ein Bund 537 an der Welle 532 dient zum Fest­ halten der Laufringe des Kugellagers 534. Eine Abdichtung zwi­ schen der Leitschaufel 401A und dem Halteteil 523 wird durch eine nicht näher bezeichnete Nut in dem Halteteil hergestellt. In dieser Nut befindet sich ein O-Ring 538, welcher als gegen­ über heißen Gasen beständige Dichtung ausgebildet ist.
Das Antriebsseil 530 zwischen den Wellen 507 und 532 bildet vorliegend eine unmittelbare mechanische 1 : 1-Kupplung zwischen den Wellen. Wird also beispielsweise dem Stelltrieb 404A von dem Suchkopf und Autopiloten 407 (Fig. 4A) der Befehl gegeben, den Leitwerksflügel 403A um 10° zu verschwenken, so ergibt sich eine entsprechende 10°-Verschwenkung der Leitschaufel 401A. Man er­ kennt nun, daß die Leitschaufeln 401A und 401B (Fig. 4) im Ab­ gasstrahl des Raketenmotors 402 (es sei bemerkt, daß ein weiteres Paar von Leitschaufeln vorgesehen ist, so daß sich eine kreuz­ förmige Steuerflächenanordnung ergibt) bewirken, daß die erfor­ derlichen Lenkkräfte zur anfänglichen Lenkung des Fluges der Ab­ fangrakete 118 ausgeübt werden, bis die Abfangrakete 118 eine ausreichende Geschwindigkeit aufgenommen hat, so daß die Leit­ werksflügel 403A und 403B (Fig. 4) wirksam werden. Die Leit­ schaufeln 401A und 401B sind bei der hier beschriebenen Ausfüh­ rungsform derart sich auflösend abgebildet, daß dann, wenn der Flug der Abfangrakete 118 durch die Leitwerksflügel 403A und 403B (Fig. 4) gesteuert wird, wenig wenn überhaupt noch etwas von den Leitschaufeln 401A und 401B vorhanden ist.
Eine Untersuchung von Fig. 5A zeigt, daß das Permanentmagnet­ system 550 des einen Korbrotor besitzenden Motors 401 (Fig. 5) vorliegend vier radial fluchtende, kreisbogenförmige Permanent­ magneten 503 (nachfolgend einfach als Magneten 503 bezeichnet) enthält. Nebenbei sei angemerkt, daß zwar vorliegend die Magne­ ten 503 als massive Bauteile dargestellt sind, daß sie jedoch ebenso laminiert ausgeführt werden können. Die Magneten 503 sind aus Samarium-Kobalt gefertigt und haben die Gestalt von Hohl­ zylindersektoren. Magnete dieser Art sind von der Firma Raytheon Microwave and Power Tuve Division, Waltham, Massachusetts, Ver­ einigte Staaten von Amerika, zu beziehen. Die Mittelachsen der einzelnen Sektoren liegen auf dem Umfang eines Kreises vom Ra­ dius R2 um das Zentrum des Magnetfeldsystems 550. Polstücke 551 sind beispielsweise in bekannter Art an den Innenflächen der Permanentmagnete 503 befestigt oder festgekittet. Jedes der Pol­ stücke 551 ist im Querschnitt sichelmondförmig und besitzt einen Außenradius von R1 entsprechend dem Radius der nach innen wei­ senden Fläche des Magnet-Hohlzylindersektors und einen Innen­ radius R3 in Anpassung an den Rotor des Motors 501. Jedes der Polstücke 551 erstreckt sich über einen Winkel A bezogen auf die Mitte des Magnetsystems 550 und ist aus einem Werkstoff ge­ fertigt, welcher eine hohe Permeabilität besitzt. Es sei er­ wähnt, daß zwar das hier gezeigte Permanentmagnetsystem 550 aus vier Permanentmagneten 503 aufgebaut ist, praktisch aber auch eine andere gerade Zahl von Magneten gewählt werden kann, was von der Motordrehzahl und dem gewünschten Drehmoment abhängig ist. Benachbarte Magneten 503 sind entgegengesetzt polarisiert und jeder der Magneten 503 ist an einem gemeinsamen Gehäuse 552 aus magnetisierbarem Werkstoff, vorliegend magnetischem Stahl, befestigt, wobei das Gehäuse die Permanentmagneten 503 trägt und abstützt und als Rückholleitungsweg im magnetischen Schlies­ sungskreis zwischen benachbarten Permanentmagneten 503 wirksam ist. Der magnetische Kreis wird schließlich durch den konzentri­ schen Zylinder 517 (siehe Fig. 5 und 5A) vervollständigt.
Würde man den Radius R2 zu Null werden lassen, so daß R1 = R3 gilt, so ergäben sich keine Polstücke 551 und unter idealen Be­ dingungen ergibt sich als Induktion im Luftspalt zwischen den Permanentmagneten 503 und dem Rotor 513' (Fig. 5A):
hierin bedeuten:
Bg = die Induktion im Luftspalt in Gauss
Gm = die Induktion im Magnet 503 in Gauss
Am = die Fläche des Magneten 503 in cm2 und
Ag = die Fläche des Luftspaltes in cm2
Nachdem für den Motorbetrieb ein Luftspalt unumgänglich ist, können die Magneten 503 nicht bei ihrer Remanenzinduktion be­ trieben werden, sondern müssen bei einem niedrigeren Wert ar­ beiten, der durch den Schnittpunkt zwischen der Luftspaltkenn­ linie und der Entmagnetisierungskurve der Magneten 503 bestimmt wird. Ein zusätzlicher Verlust des Flusses im Luftspalt beruht auf einer starken magnetischen Streuung. Wie bekannt, hat die Verwendung eiserner Polstücke die Wirkung einer Vergrößerung der Fläche Am des Magneten und dadurch, daß Am größer als die Fläche Ag des Luftspaltes gemacht wird, kann theoretisch eine Luftspaltinduktion erhalten werden, welche größer als die Re­ manenzinduktion der Magneten 503 ist.
Versuche an einem Paar von Magneten konstanten Durchmessers zeigten, daß für einen konstanten Luftspalt bei Reduzierung der Magnetlänge L die Induktion im Luftspalt rascher abfällt als dies geschähe, wenn nur die Endmagnetisierungskurve des Magneten und ihre Verschneidung mit der Luftspaltkennlinie be­ rücksichtigt würde. Der rasche Abfall der Luftspaltinduktion ist den Streuflußwegen niedrigen magnetischen Widerstandes zu­ zuschreiben, welche um den Magnet herum existieren, d. h. von einer Stirnfläche über die Ränder des Magneten zur Stirnfläche oder Polfläche entgegengesetzter Polarität. Wenn eiserne Pol­ stücke an die Magneten angesetzt werden, so ist der Streufluß noch ausgeprägter, da das Eisen magnetisch isotrop ist und einen Austritt von Kraftlinien auf den Seiten der Polstücke ermöglicht, wodurch der Fluß im Luftspalt entsprechend vermin­ dert wird.
In dem hier vorgeschlagenen Magnetsystem 550 ist die Induktion im Luftspalt dadurch optimal gehalten, daß sichelmondförmige Polstücke 551 verwendet werden, bei denen die Seiten der Pol­ stücke 551 in Richtung der Tiefenabmessung nicht vorhanden sind. Durch Vermeidung von Seitenflächen der Polstücke 551 wird die Länge der Streuflußwege aufgrund des anisotropen Verhaltens der Magnete 503 selbst verlängert und außerdem wird der magneti­ sche Widerstand der Streuflußwege wegen der Verminderung der Querschnittsfläche für den Streufluß heraufgesetzt. Werden also die Magneten 503 so gestaltet, daß sie kreisbogenförmig sind, wobei der Radius kleiner als der Radius des Korbrotors des Mo­ tors 501 (Fig. 5) ist, so bewirken die Magneten 503 eine Ab­ schirmung ihrer Polstücke 551, wodurch der Einfluß magnetischer Streuflußwege verringert wird und eine höhere Induktion im Luft­ spalt zwischen den Magneten 503 und dem Rotor 513 des Motors er­ reicht wird.
Das Magnetsystem 550 enthält in der aus Fig. 5A ersichtlichen Weise auch den konzentrischen Zylinder 517, wobei die Rotor­ wicklung 513' in entsprechender Weise zwischen den Polstücken 551 und dem genannten Zylinder 517 gelegen ist. Wie zuvor er­ wähnt, ist der konzentrische Zylinder 517 aus magnetisierbarem Werkstoff, etwa aus Stahl, hergestellt und besitzt eine hohe magnetische Permeabilität. Der konzentrische Zylinder 517 bil­ det also die magnetische Rückleitung, über welche der Fluß von einem Polstück 551 durch die Windungen 513 des Rotors hindurch und über den konzentrischen Zylinder 517 zu dem benachbarten Polstück 551 gelangen kann.
Fig. 6 zeigt Einzelheiten der Raketenabschußstation 106 mit einer Anzahl von vorliegend 24 Raketenbehältern 600 1, 600 2 . . . 600 24, welche in der dargestellten Weise so angeordnet sind, daß die Raketenbehälter 600 1 bis 600 12 auf der Steuerbordseite des Schiffes 100 gelegen sind, während die Raketenbehälter 600 13 bis 600 24 auf der Backbordseite liegen. Jeder der Raketenbehäl­ ter 600 1 bis 600 24 enthält eine in Fig. 6 nicht dargestellte Rakete, welche sich auf einer pneumatischen Abschußrampe (eben­ falls nicht dargestellt, jedoch weiter unten im einzelnen im Zusammenhang mit Fig. 6A beschrieben) befindet. Die Raketen­ behälter 600 1 bis 600 24 empfangen Befehlssignale, vorliegend ein Raketenauswahlsignal, ein Flugmodus-Auswahlsignal, Ein­ stellsignale zur anfänglichen Antennenausrichtung und Start­ signale, wobei diese Signale von der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) über Kabel 603 und 604, eine Anschlußeinheit 602 so­ wie ein Kabel 601 bezogen werden. Die Anschlußeinheit 602 ist zur Vereinfachung der Installation vorgesehen, so daß keine Leitungen von Backbord nach Steuerbord des Schiffes 100 gezo­ gen werden müssen. Es sei hier nebenbei bemerkt, daß zwar in Fig. 6 nur Verbindungen zwischen den Kabelsträngen 603 und 604 einerseits und den innenliegenden Raketenbehältern 600 1 bis 600 24 eingezeichnet sind, daß aber praktisch jeder der Raketen­ behälter 600 1 bis 600 12 mit dem Kabel 604 und jeder der Raketen­ behälter 600 13 bis 600 24 mit dem Kabelstrang 603 Verbindung hat. Um weiter die erforderlichen Kabel zwischen den Raketenbehältern 600 1 bis 600 24 einerseits und der Radarsteuereinheit 301 ( Fig. 3) zu vermindern, werden zu den Raketenbehältern jeweils identische Befehls- und Ausrichtsignale übertragen. Das Raketen­ auswahlsignal von der Radarsteuereinheit 301 wird jedoch so co­ diert, daß nur der nach rückwärts orientierte Empfänger und De­ kodierer 406 (Fig. 4) der ausgewählten Rakete reagiert. Die Radarsteuereinheit 301 nach Fig. 3 liefert ferner über nicht dargestellte Kabel ein analoges Zündsignal zu dem jeweils aus­ gewählten Raketenbehälter. Dieses Zündsignal, bewirkt die Zün­ dung eines Sprengbolzens (nicht dargestellt, doch weiter unten im Zusammenhang mit Fig. 6A näher beschrieben), welcher sich in der pneumatischen Abschußrampe (ebenfalls nicht dargestellt) befindet.
Fig. 6A zeigt beispielsweise eine Ausführungsform des Raketen­ behälters, vorliegend des Raketenbehälters 600 1. In dem Behäl­ ter befindet sich eine Rakete 610 und eine pneumatische Ab­ schußrampe 611, welche nachfolgend einfach als Abschußrampe be­ zeichnet wird. Zwischen der Rakete 610 und der Abschußrampe 611 ist eine Leitschiene 612 angeordnet, welche mit einem nicht dar­ gestellten Schlitz oder einer Nut versehen ist, welche in der Mitte der Leitschiene eingeformt ist und zu nachfolgend ange­ gebenen Zwecken dient. Die Flanken der Führungsschiene 612 be­ sitzen C-förmige Schlitze (nicht dargestellt), welche in die Schiene eingeformt sind und in welche entsprechend geformte Führungsarme (ebenfalls nicht zeichnerisch wiedergegeben) ein­ greifen, die an der Rakete 610 vorgesehen sind.
Die pneumatische Abschußrampe 611 enthält einen aus Metall ge­ fertigten Hohlzylinder 613, einen Kolben 614, einen Absorber­ block oder Dämpfer 615 und einen Füllblock 616. Letzterer ist ein ringförmiges Metallteil, vorliegend aus Stahl, welches mit einem eingeformten Füllkanal 617 und einem Auslaßkanal 618 ver­ sehen ist. Der Füllkanal 617 ist über ein nicht dargestelltes Ventil mit einem ebenfalls nicht wiedergegebenen Luftkompressor an Bord des Schiffes 100 (Fig. 1) verbunden. Ein Dichtungsring 619 befindet sich in der dargestellten Weise zwischen dem Füll­ block 616 und dem Kolben 614. Ein weiterer Dichtungsring 620 ist zwischen dem Metallzylinder 613 und dem Füllblock 616 vor­ gesehen und wird mittels nicht dargestellter Schrauben zusam­ mengepreßt, welche den Metallzylinder 613 und den Füllblock 616 miteinander verbinden. Auf dem Füllblock 616 befindet sich ein Sprengbolzen 621, welcher unter der Modellnummer 10630-1 von der Firma Holex Incorporated, 2751 San Juan Road, Hollister, Kalifornien, Vereinigte Staaten von Amerika, bezogen werden kann. Der Sprengbolzen 621 ist in eine nicht näher bezeichnete Gewin­ debohrung des Füllblockes 616 eingeschraubt. Der Füllblock 616 ist in an sich bekannter Weise, beispielsweise mittels nicht dargestellter Schrauben an einem Podest 622 befestigt, wobei ein Dichtungsring 623 zwischengelegt ist, welcher in der dar­ gestellten Weise zwischen dem Füllblock 616 und dem Podest 622 eingespannt ist.
Ein Schubarm 624, welcher durch einen nicht bezeichneten Schlitz sowohl des Metallzylinders 613 als auch der Führungsschiene 612 reicht, greift an einem Gegenlager 625 der Rakete 610 an und befindet sich am oberen Ende des Kolbens 614. Ein federbelaste­ ter Stift (nicht dargestellt), welcher ebenfalls am oberen Ende des Kolbens 614 vorgesehen ist, steht an dem Schubarm 624 an und dient den nachfolgend erläuterten Zwecken.
Im Betrieb stützt sich der Kolben 614 zunächst gegen den Füll­ block 616 ab und wird mittels des Sprengbolzens 621 festgehal­ ten, welcher auch den Dichtungsring 619 zusammenpreßt. Die Ra­ kete 610 wird an die Führungsschiene 612 angesetzt und in dem Raketenbehälter 600 1 nach abwärts geschoben, bis das Gegenlager 625 der Rakete 610 den Schubarm 624 berührt. Das nicht darge­ stellte Ventil, welches zwischen den Füllkanal 617 und den Luft­ kompressor (nicht dargestellt) eingeschaltet ist, wird geöffnet und der Kolben 614 beaufschlagt. Sobald ein Zündsignal von der Radarsteuereinheit 301 (Fig. 3) empfangen wird, wird der Spreng­ bolzen 621 an der Bruchlinie 626 durchtrennt, so daß der Kolben 614 zusammen mit der damit gekuppelten Rakete freigegeben wird. Die Reaktionskraft der verdichteten Luft, welche sich aus dem Kolben 614 in den Metallzylinder 613 ausdehnt, beschleunigt den Kolben 614 und die Rakete 610 nach aufwärts. Ein Paar eine ge­ ringe Reibung bewirkender Kolbenringe 627 befindet sich an je­ dem Ende des Kolbens 614, so daß sich der Kolben 614 frei in dem Zylinder verschieben kann. Ein zusätzlicher, nicht darge­ stellter Dichtungsring ist zwischen dem unterem Paar eine ge­ ringe Reibung bewirkender Kolbenringe 627 vorgesehen. Am Ende des Kolbenhubes wird das nicht näher bezeichnete Kolbenoberteil an dem Dämpferblock 615 abgefangen, welcher hier die Gestalt eines Bleiblockes hat. Der Dämpferblock 615 besitzt eine nicht näher bezeichnete Ausnehmung, welche dazu dient, den Schubarm 624 aufzunehmen, wobei der Schubarm drehbar an dem Kolben 614 angelenkt ist. Sobald der Schubarm 624 in die nicht näher be­ zeichnete Ausnehmung des Dämpferblockes 615 gedrängt ist, wird der erwähnte federbelastete Bolzen innerhalb des Kolbens 614 ausgelöst und hält den Schubarm 624 in der Ausnehmung des Dämpferblockes fest, um eine mögliche Beschädigung der Rakete 610 zu vermeiden. Durch Zusammendrückung des Blei-Dämpfer­ blockes 615 wird der Kolben 614 abgebremst und der Restdruck im Zylinder 613 wird über den Auslaßkanal 618 abgelassen.
Der Raketenbehälter 600 1 kann für eine neuerliche Verwendung vorbereitet werden, indem der nun zusammengedrückte Dämpfer­ block 615 und der verbrauchte Sprengbolzen 621 aus der pneuma­ tischen Abschußrampe 611 entnommen und durch entsprechende neue Teile ersetzt werden. Danach wird der durchstoßbare Deckel 627 auf der Oberseite des Raketenbehälters 600 1 ersetzt. Es sei hier darauf hingewiesen, daß die nicht näher bezeichneten Sei­ ten des Raketenbehälters 600 1 aus Bienenwaben-Aluminium-Ver­ bundmaterial gefertigt sind, um das Gewicht der Raketenbehäl­ ter zu vermindern und daß die pneumatische Abschußrampe etwa mittels Schrauben (nicht dargestellt) starr auf einer Seite des Behälters befestigt ist. Aufgrund dieser Seitenbefestigung also kann ein zweiter Deckel (nicht dargestellt) auf die Unterseite des Raketenbehälters 600 1 gesetzt werden, wodurch ein Behältnis für die Rakete 610 und die pneumatische Abschußrampe 611 ent­ steht, die in dieser Weise gut transportiert und gelagert wer­ den können.
Die hier vorgeschlagene Einrichtung beinhaltet also die Schaf­ fung beliebiger Punktabwehrsysteme für Schiffe unter Verwendung nahezu beliebiger Radarsysteme zur Erfassung und Verfolgung von Luftzielen und Bodenzielen, wobei eine Abfangrakete vertikal ge­ startet wird, um erfaßte Zielobjekte zu treffen. Mechanische Einzelheiten des hier vorgeschlagenen Systems können in viel­ fältiger Weise abgewandelt werden.

Claims (4)

1. Punktzielverteidigungssystem, bei welchem eine Radaranlage periodisch Positionsinformationssignale von Zielobjekten inner­ halb eines sich um das Fahrzeug erstreckenden Bereiches bildet und Lenkbefehlssignale zu fernlenkbaren Abwehrraketen übermit­ telt, die einen Empfänger und Dekodierer für die Lenkbefehls­ signale und eine Leitwerksanordnung zur Lageänderung um die Gier-, Nick- und Rollachse während des Fluges enthalten, und bei welchem ferner Rechen- und Steuereinrichtungen vorgesehen sind, welche zum einen auf die Positionsinformationssignale entspre­ chend ausgewählter Zielobjekte und zum anderen auf Informations­ signale ansprechen, welche von der Position einer Abwehrrakete während des Fluges abhängig sind, dadurch gekennzeichnet, daß eine Mehrzahl vertikal abschießbarer Abwehrraketen mit nach dem Start zündbarem Raketenmotor vorgesehen ist und daß die In­ formationssignale, welche von der Position einer Abwehrrakete während des Fluges abhängig sind, den Rechen- und Steuereinrich­ tungen in Gestalt eines Programms zuführbar sind, welches
  • a) eine aus der Mehrzahl fernlenkbarer Abwehrrakten für den Abschuß auswählt und den Abschuß der ausgewählten Abwehrrakete steuert;
  • b) eine anfängliche Einstellung der Leitwerksanordnung der ausgewählten aus der Mehrzahl von Abwehrraketen vor der Zündung des Raketenmotors befiehlt, um die Abwehrrakete auf einen ersten Abschnitt der Flugbahn in Richtung auf ein gewähltes Zielobjekt hin zu brin­ gen und
  • c) das Radarsystem periodisch so steuert, daß Positions­ informationssignale bezüglich des ausgewählten Ziel­ objektes abgeleitet und Lenkbefehlssignale zu der im Flug befindlichen Abwehrrakete auf einem zweiten Ab­ schnitt der Flugbahn übertragen werden.
2. Punktverteidigungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Leitwerksanordnung jeder der fernlenkbaren Abwehrraketen einen Satz bewegbarer Leitschaufeln im Abgasstrom des Raketenmotors, ferner einen Satz bewegbarer aerodynamischer Steuerflächen sowie Betätigungsantriebe enthält, welche auf die Lenkbefehlssignale der Rechen- und Steuereinrichtung anspreche, um die bewegbaren Leitschaufeln und die bewegbaren aerodynami­ schen Steuerflächen entsprechend den Lenkbefehlssignalen einzu­ stellen.
3. Punktverteidigungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß die Einstellung des Satzes bewegbarer Leitschau­ feln eine anfängliche Flugbahn der ausgewählten Abwehrrakete nach Zündung ihres Raketenmotors bestimmt, wobei diese anfäng­ liche Flugbahn in vorbestimmtem Maße von der unmittelbaren Sichtlinie zum ausgewählten Zielobjekt hin abweicht.
4. Punktverteidigungssystem nach Anspruch 2 oder 3, dadurch ge­ kennzeichnet, daß der Satz bewegbarer aerodynamischer Steuer­ flächen die Flugbahn der ausgewählten Abwehrrakete nach dem bzw. einem anfänglichen Flugbahnabschnitt bestimmt.
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6527222B1 (en) * 2001-09-18 2003-03-04 Richard T. Redano Mobile ballistic missile detection and defense system
US6666401B1 (en) * 2003-01-08 2003-12-23 Technology Patents, Llc Missile defense system with dynamic trajectory adjustment
US7104496B2 (en) * 2004-02-26 2006-09-12 Chang Industry, Inc. Active protection device and associated apparatus, system, and method
US7066427B2 (en) * 2004-02-26 2006-06-27 Chang Industry, Inc. Active protection device and associated apparatus, system, and method
US7178427B2 (en) * 2004-08-26 2007-02-20 Honeywell International, Inc. Motor driven harmonic drive actuator having an interposed output mechanism
US8130137B1 (en) 2005-07-26 2012-03-06 Lockheed Martin Corporation Template updated boost algorithm
US7504982B2 (en) * 2005-12-06 2009-03-17 Raytheon Company Anti-Missile system and method
US7548194B2 (en) * 2006-03-14 2009-06-16 Raytheon Company Hostile intention assessment system and method
US7511252B1 (en) * 2006-05-09 2009-03-31 Lockheed Martin Corporation Multihypothesis threat missile propagator for boost-phase missile defense
US8134103B2 (en) * 2006-12-27 2012-03-13 Lockheed Martin Corporation Burnout time estimation and early thrust termination determination for a boosting target
US8063347B1 (en) * 2009-01-19 2011-11-22 Lockheed Martin Corporation Sensor independent engagement decision processing
US10365359B2 (en) * 2016-05-06 2019-07-30 Raytheon Company Ambiguous radar range resolution using range lookup table
US20210094703A1 (en) * 2019-05-30 2021-04-01 Launch On Demand Corporation Launch on demand

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3568954A (en) * 1966-04-04 1971-03-09 William C Mccorkle Jr Directional control-automatic meteorological compensation (d.c.-automet) inertial guidance system for artillery missiles
FR2165695B1 (de) * 1970-04-30 1976-02-06 Hawker Siddeley Dynamics Gb
US4096153A (en) * 1977-01-21 1978-06-20 American Home Products Corporation Arylene-bis-tetrazole-5-carboxamides

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
DE-Z: "Das Grob-Fein-Leitstrahl-Steuerungssystem",G.Guanella, Raketentechnik und Raumfahrtforschung , Heft 4/58, S. 109 bis 116 *

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