DE3024908A1 - Doppelgesteuertes rollgeschoss - Google Patents
Doppelgesteuertes rollgeschossInfo
- Publication number
- DE3024908A1 DE3024908A1 DE19803024908 DE3024908A DE3024908A1 DE 3024908 A1 DE3024908 A1 DE 3024908A1 DE 19803024908 DE19803024908 DE 19803024908 DE 3024908 A DE3024908 A DE 3024908A DE 3024908 A1 DE3024908 A1 DE 3024908A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- error signal
- signal
- target
- output signal
- error
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/222—Homing guidance systems for spin-stabilized missiles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/008—Combinations of different guidance systems
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
- F41G7/2286—Homing guidance systems characterised by the type of waves using radio waves
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
- F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
- F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01S—RADIO DIRECTION-FINDING; RADIO NAVIGATION; DETERMINING DISTANCE OR VELOCITY BY USE OF RADIO WAVES; LOCATING OR PRESENCE-DETECTING BY USE OF THE REFLECTION OR RERADIATION OF RADIO WAVES; ANALOGOUS ARRANGEMENTS USING OTHER WAVES
- G01S13/00—Systems using the reflection or reradiation of radio waves, e.g. radar systems; Analogous systems using reflection or reradiation of waves whose nature or wavelength is irrelevant or unspecified
- G01S13/86—Combinations of radar systems with non-radar systems, e.g. sonar, direction finder
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles
- G05D1/108—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles animated with a rolling movement
Description
Doppeltgesteuertes Rollgeschoß
Die vorliegende Erfindung betrifft GeschoßSteuerungen und insbesondere
ein Rollgeschoß-Suchersystem mit einem passiven und einem aktiven Sucherteil. Eine Auswahllogik ist vorgesehen, die
während des Flugs vom aktiven auf den passiven Teil oder umgekehrt schaltet.
Die vorliegende Erfindung schafft ein Rollgeschoß-Suchersystem mit einem auf dem rollenden Flugkörper befindlichen ersten Empfänger,
der Energie in einem ersten spektralen Strahlungsbereich von einem in Frage kommenden Ziel aufnimmt und ein erstes
Ausgangssignal abgibt, einem auf dem Flugkörper befindlichen
zweiten Empfänger, der Energie aus einem zweiten spektralen Strahlungsbereich von dem gleichen Ziel aufnimmt und ein zweites
Ausgangssignal abgibt, und mit einer Signalverarbeitungseinrichtung, die betrieblich dem ersten und dem zweiten Empfänger
zugeordnet ist und das erste sowie das zweite Ausgangssignal von diesem aufnimmt, um aus dem ersten Ausgangssignal ein erstes
Fehlersignal und aus dem zweiten Ausgangssignal ein zweites
Fehlersignal zu erzeugen, wobei Mittel vorgesehen sind, die entsprechend einer vorgewählten Logik kontinuierlich zwischen
dem ersten und dem zweiten Fehlersignal wählen.
Die vorliegende Erfindung soll anhand der beigefügten Zeichnung ausführlich beschrieben werden.
130063/0436
Fig. 1 ist eine schematisierte Darstellung eines Doppelsuchersystems in einem
rollenden Flugkörper;
Fig. 2 ist eine Aufrißdarstellung eines Zweimoden-Rollflugkörpers in einer Vektordarstellung
bezüglich eines zugehörigen Ziels;
Fig. 3 ist eine Azimuthdarstellung des Geschosses
und des Ziels der Fig. 2;
Fig. 4 ist eine Endansicht des Geschosses und des Ziels der Fig. 2;
Fig. 5 ist eine ebene Endansicht des Rollflugkörpers der Fig. 2;
Fig. 6 ist ein Flußdiagramm der Schaltlogik für das Zweimoden-Suchsystem der Fig. 1;
Fig. 7 ist ein Blockschaltbild des Zweimodensystems, bei dem für jede Mode ein eigener
Rückkoppelzweig sowie unabhängige elektrische
HF- und IR-Zielrichtungen vorliegen;
Fig. 8 ist ein Blockschaltbild des Zweimodensystems mit
separaten Rückkoppelzweigen, wobei jedoch die elektrische Zielrichtung des jeweils nichtgewählten
Suchers der elektrischen Zielrichtung des angewählten Suchers nachläuft; und
Fig. 9 ist ein Blockschaltbild des Zweimodensystems, bei dem beide Moden sich eine gemeinsame Rückkoppelschleife
teilen.
Der Sucher für ein zielsuchendes Geschoß spielt eine wesentliche Rolle, da er dasjenige Mittel ist, mit dem das Ziel zuerst
erfaßt und dann vom Geschoß bis zum Abfangpunkt verfolgt
130063/0435
ORIGINAL INSPECTED
wird. Während der Verfolgung muß der Sucher dem Geschoßsystem Informationen liefern, die zum Lösen des klassichen Proportionalnavigationssystems
erforderlich sind. Weiterhin leitet der Sucher Informationen ab, die dem Geschoßzünder zugeführt werden
können, um beim oder nahe am Abfangpunkt den Gefechtskopf zu zünden.
Ein zielsuchender Sucher muß jedoch in einer Vielzahl unter- |
schiedlicher Umgebungen arbeiten können. Er ist einer großen I Anzahl von Störungen und Gegenmaßnahmen ausgesetzt - beispielsweise
unzureichende Zielkennzeichnungen, Störungen ("clutter", j "spill-over"), Hintergrundstörungen usw., die die Empfänger- ;
empfindlichkeit beeinträchtigen, Mehrfachziele in dichter Formation
und maximale Sichtweite bei minimaler Zielkennzeichnung, so daß die Zielerfassung und die Verfolgung bei schlechtem Störbzw.
Rauschabstand durchgeführt werden müssen.
Diese Umstände führen für den Sucher zu einer Vielzahl erwünschter
Eigenschaften, die einander oft entgegenstehen. Es gibt daher kein einzelnes Suchersystem, d»ß in allen möglichen Betriebsbedingungen eine optimale Geschoßführung aufrechterhalten oder
sie wenigstens approximieren kann. Während man aus reflektierter elektromagnetischer Energie brauchbare Fehlersignale auf
große Entfernungen erzielen kann, erhält man mit passiver Infrarotauswertung ein genaueres Fehlersignal bei kurzer Entfernung.
Weiterhin zeigen unterschiedliche Energiesucher auch abhängig von Parameter wie dem Abstand zwischen Geschoß und Ziel,
den herrschenden Klimabedingungen und der Art des vorliegenden Ziels sehr unterschiedliche Eigenschaften. Zusätzlich decken
Gegenmaßnahmen selten eine größere Anzahl von Bändern des elektromagnetischen Spektrums ab. Diese Gesichtspunkte gelten gleichermaßen
für ein rollendes Geschoß, d.h. ein Geschoß, das absichtlich in einen Rollzustand versetzt wird. Die Arbeitsweise
130063/0435
QRlGiNAL INSPECTED
und Steuerung von rollenden Geschossen ist aus dem Stand der Technik bekannt und in den US-PSn 3 333 790 und 3 351 303 beschrieben.
Die Fig. 1 zeigt ein Blockschaltbild für ein Zweimoden-Suchersystem
für einen Rollenflugkörper, d.h. einen Sucher, der Zielinformationen
für mehr als einen spektralen Strahlungsbereich liefert. In der dargestellten speziellen Anordnung nimmt der
Sucher vom Ziel reflektierte elektromagnetische Energie und/ oder vom Ziel emittierte Infrarotenergie auf. Das System besteht
prinzipiell aus einem im wesentlichen zylindrischen Geschoßkörper 10, an dessen Nase ein halbkugelförmiger, für IR-Strahlung
durchlässiger Dom 12 angeordnet ist.Zwei HF-Antennen 14, 16,wie beispielsweise teleskopartige dielektrische Polystyrolstäbe,
sind diametral gegenüber am vorderen Ende des Geschoßkörpers 10 angeordnet. Hinter dem Dom 12 ist ein Drehinagnet^
gyroskop 18 mit (nicht gezeigten) optischen Elementen angeordnet, die IR-Strahlung aufnehmen. «
Die von den HF-Antennen 14, 16 aufgenommenen Signale werden den Mikrowellenmischern 20 bzw. 22 zugeführt, die ein Hilfsoszillator
24 ansteuert. Ein Phasenschieber 26, der Signale aus einem Demodulator 28 aufnimmt, sowie ein Relativwinkelfühler 30
sind zwischen dem Hilfsoszillator 24 und dem Mischer 20 zu einem
Phasenschiebernetzwerk angeordnet. Die AusgangsSignaIe der
Mischer 20, 22 gehen zu einem Phasenkomparator 32, der über eine HF-Signalverarbeitungsstufe 23 an einen Modulator 34 angeschlossen
ist. Der Modulator 34 ist an einen Bezugssignalgenerator
36 angeschlossen, der auch den Demodulator 28 speist.
Das Signal aus dem IR-Detektor- und Fehlerfühler 38, der starr
auf dem Drehmagnetgyroskop 18 sitzt, wird einer IR-Signalverarbeitungseinheit
39 zugeführt. Ein Signalwahl-Logikechalter
130063/0435
ORiGiNAL INSPECTED
302A908
mit drei AuswahlStellungen schaltet entweder das IR-Fehlersignal
aus dem IR-Detektor- und Fehlerfühler 38 oder das HF-Fehlersignal aus dem Modulator 34 auf einen Verstärker 42, der auf
einen Kreiseldrehantrieb 44 und einen Demodulator 46 arbeitet, der auch Signale aus dem Bezugssignalgenerator 36 aufnimmt. Das
Ausgangssignal des Domodulators 46 wird auf einen Servomotor 48 gegeben, der die Steuerflächen 50, 52 des Geschosses antreibt.
Die IR-Signalverarbeitungsstufe 39 und die HF-Signalverarbeitungsstufe
23 sind weiterhin auf einen FehlerSignalwähler 37 geschaltet, der bestimmt, welche Signalverarbeitungsstufe, wenn
Überhaupt, auf den Wechselspannungsverstärker 42 arbeitet, der
seinerseits den Kreiseldrehantrieb 44 ansteuert.
Im Betrieb nimmt das in Fig. 1 gezeigte System vom Ziel reflektierte
HF-Signale und vom Ziel kommende IR-Signale auf und wählt
nach einer vorprogrammierten Logik im Fehlersignalwähler 37 zwischen diesen Signalen, um das Geschoß auf das Ziel zu lenken.
Dabei ist die Auswahllogik so getroffen, daß sie fortwährend das beste Signal sucht und das jeweils nicht benutzte Signal im
Fehlersignalwähler 37 fortwährend aufwertet bzw. aktualisiert,
um eine sofortige Umschaltung zu ermöglich. Der Fehlersignalwähler
37 bestimmt die Amplituden der Signale aus den beiden Suchern und vergleicht sie mit vorgewählten Schwellwerten, um
zu bestimmen, ob das jeweilige Fehlersignal eine ausreichende
Wiedergabetreue ("fidelity") hat.
Die Fig. 2 zeigt nun einen Rollflugkörper 54 im Seitenriß bezüglich
eines Ziels 56. Das Ziel 56 bewegt sich in einer mit dem Vektor T ..angegebenen Richtung, während der Vektor der' Bewegungsgeschwindigkeit
des Geschosses mit ^f bezeichnet ist. Der SichtlinienvektofrΦ vom Geschoß zum Ziel verläuft zwischen
dem Geschoß $4 und dem Ziel 56. Der Xnderungevektor ff der Sichtlinie
zwischen Geschoß und Ziel sowie der Xnderungsvektor J
der GeschoBgeechWindj^keit verlaufen jeweils unter 90° zum Vek-
'"". v .1340*3/0436
w- ■ .· x
ORIGINAL INSPECTED
tor 6" bzw. T . Die elektrische Zielrichtung des IR-Suchers und
die elektrische Zielrichtung des HF-Suchers sind mit dem Vektor I bzw. dem Vektor R dargestellt.
Eine Azimuthdarstellung des gleichen Geschosses mit Ziel wie
in Fig. 2 ist in der Fig. 3 mit den gleichen Symbolen und Bezugszeichen dargestellt. Die Fig. 4 ist eine Stirnansicht des
gleichen Geschosses mit Ziel, wobei das Geschoß in der mit dem j Pfeil angedeuteten Richtung rollt.
Wie die Fig. 1 zeigt, befinden die HF-Antennen 14, 16 sich am
vorderen Ende des Geschoßkörpers 10 in einer einzigen Ebene diametral gegenüber. Diese Ebene ist in Fig. 5 als Ebene (a)
gezeigt. Hat das Geschoß zwei Steuerflächen, liegen diese unter einem Winkel von 90° zur Antennenebene (a) in der Ebene (b) der
Fig. 5. Auch hier rollt das Geschoß in der mit dem Pfeil gezeigten Richtung.
Die mechanische oder elektrische Nachführung erfolgt mit einer oder mehrerer Rückkoppelschleifen im Zweimodensucher, der auf
Fehlersignale arbeitet, die aus der IR- oder der HF-Energie abgeleitet sind. Die gewählten Fehlersignale, die Informationen
hinsichtlich der Größe und Richtung der änderung der Sichtlinie Geschoß-Ziel enthalten, werden dann zur Erzeugung von Steuersignalen
für die Steuerflächen des Geschosses ausgewertet, so daß eine Proportionalnavigation gewährleistet ist und das Geschoß
das Ziel schließlich durch Nachführung abfängt.
Der Winkel G zwischen der Sichtlinie Geschoß-Ziel und der Geschoßrichtung
("missile boresight") wird kontinuierlich entlang der Winkelfühlebene (a) der Fig. 5 gemessen. Da das Geschoß
rollt, verläuft dieser gemessene Fehler sinusförmig. Die Lenkrichtung des Geschosses wird in die Fehlerfühlebene des Geschos-
130063/0^5
ORIGINAL INSPECTED
302A908
ses gelegt, da die Lenksteuerfühlebene (b) der Fig. 5 mit dem Geschoß rollt und unter einem Winkel von 90° zur Fehlerfühlebene
(a) liegt. Zur Zielverfolgung aus der IR-Energie werden
das Ausgangssignal des IR-Suchers und der diesem zugeordneten Elektronik verwendet. Dieses Ausgangssignal enthält eine Sinusspannung,
deren Amplitude proportional der änderung der Sichtlinie zwischen Geschoß und Ziel und deren Phase proportional
dem Winkel zwischen der Elevations- und der AziKUthkomponente j des Sichtlinienänderungsvektors sind. Die Frequenz der Sinus- !
spannung bestimmt sich aus der Eigendrehung des Drehmagneten
Um das Ziel im HF-Betrieb zu verfolgen, werden die Antennen 14,
16 sowie deren Elektronik verwendet. Das Ausgangssignal der Antennen ist ebenfalls eine Sinusspannung, deren Amplitude proportional
dem Änderungsvektor der Sichtlinie' Sucher-Ziel und
deren Phase proportional dem Winkel zwischen der Elevations- und der Azimuthkomponente des Änderungsvektors der Sichtlinie ist.
Die Frequenz dieser Sinusspannung entspricht der Rollgeschwindigkeit des Geschosses.
Die Wahl zwischen dem IR-Fehlersignal oder dem HF-Fehlersignal
zur Geschoßlenkung läßt sich während oder vor dem Flug treffen
und basiert auf einem optimierten oder fast optimierten Satz von Regeln, die sich aus der jeweiligen Anwendung des Geschosses
bestimmen. Die zur Durchführung dieser Wahl erfolgte Entscheidung basiert auf Informationen wie dem Stör- bzw. Rauschabstand,
der Fehlersignalamplitude, den spektralen Frequenzeigenschaften und dergleichen.
Diese Umschaltlogik ist ein wesentlicher Aspekt des Zweimodensuchers.
Nicht nur weist dieser Zweimodensucher eine IR- und eine HF-Betriebsart auf; weiterhin kann die HF-Betriebsart
zwei Submoden, nämlich eine EchoVerfolgung ("skin tracking")
und einen passiven Betrieb, d.h. Zielanflug im Störfall ("home
130063/0435
ORIGINAL INSPECTED
on jam") aufweisen. Das Hauptziel dieser ümschaltlogik ist die Auswahl der Betriebsart bezüglich eines vorgewählten Schwellwerts,
die die bestmögliche Abfangleistung für das Geschoß gewährleistet. Diese Auswahl sollte nicht nur den Fall des freien
Himmels ("clear sky"), sondern auch alle sinnvoll zu erwartenden Gegenmaßnahmen in Betracht ziehen.
Die Fig. 6 zeigt als Flußdiagramm ein Beispiel einer grundsätzlichen
ümschaltlogik aufgrund von Eingangsinformationen aus sowohl dem IR- als dem .HF-Betrieb in beiden Untermoden. Diese
Eingangsinformation ist unter anderem ein Infrarot-AGC-Signal
82, ein HF-Echoverfolgungs-AGC-Signal 84 und ein HF-Passiv(ELOGM)
AGC-Signal 86. Diese Signale 82, 84, 86 werden auf separate Schwellwert-Entscheidungselemente 88, 90 bzw. 92 gegeben. Wie
in der Fig. 6 symbolisch gezeigt, fragt das Entscheidungselement 88: "Ist der IR-Störabstand größer oder gleich dem (vorgewählten)
Schwellwert?". Entsprechend fragen die Entscheidungselemente 90, 92: "Ist der Störabstand*aus der HF-Echoverfolgung
größer oder gleich dem vorgewählten Schwellwert?" bzw. "Ist der Störabstand für den passiven HF-Betrieb größer
oder gleich dem (vorgewählten) Schwellwert?". Die Entscheidungselemente 88, 90, 92 sind auf die UND-Glieder 96, 98, 100 geschaltet,
die entsprechend den Ja/Nein-Entscheidungen aus den Entscheidungselementen arbeiten. Das dargestellte Entscheidungskriterium zeigt, daß der Störabstand in einer potentiellen Betriebsart
einen vorgewählten Schwellwert übersteigen muß, um auswertbar zu sein. Eine Gewichtung ist vorgesehen derart, daß
zunächst der IR-Betrieb, dann der HF-Echoverfolgungsbetrieb und
zuletzt der passive HF-Betrieb gewählt werden. Liegt also das IR-AGC-Signal 82 über dem Schwellwert, bestimmt das Entscheidungselement
88, den IR-Modus auszuwerten, wie im Block 94 symbolisch gezeigt. Liegt das IR-AGC-Signal unter dem Schwellwert,
gibt das Element 88 diese Information an das UND-Glied 96,
130063/043S
. J ?!·. ■.. QBiGiNAL-INSPECTED
das auch gegebenenfalls eine positive Meldung aus dem Entscheidungselement
90 erhält. Bei einer Nein-Entscheidung des Elements 88 und gleichzeitig einer JaHEntscheidung aus dem Element 90 am
UND-Glied 96 schaltet das Glied durch und es wird die Entscheidung getroffen, die HF-Echoverfolgung auszuwerten, wie im Block
97 gezeigt. Treffen die Elemente 88, 90 die Entscheidung "Nein" und das Entscheidungselement 92 die Entscheidung "Ja", schaltet
das UND-Glied 98 durch und es ist dann die Entscheidung getroffen worden, den passiven HF---Betrieb zu benutzen, wie durch den
Block 102 dargestellt. Entscheiden die Elemente 88, 90, 92 allesamt "Nein", schalten die Ausgangssignale das UND-Glied 100
durch, so daß der symbolisch mit dem Block 104 gezeigte führungslose Betrieb benutzt wird. In diesem Fall vollzieht das
Geschoß keine Zielverfolgung, sondern fliegt ballistisch und sucht, wie der Block 106 zeigt, weiter nach einem Ziel.
Für die in der Fig. 6 gezeigten Präferenzen gibt es mehrere Gründe. Bevorzugt wird im IR-Betrieb gearbeitet, da die Führung
infolge der sauberen Erscheinung des IR-Ziels genauer ist
und das IR-Ziel passiv erscheint, d.h. nicht durch Gegenmaßnahmen
beeinträchtigt wird; d.h. das Ziel erhält keine positive Anzeige, wann oder womit Gegenmaßnahmen zu ergreifen sind
(mit Ausnahme von Täuschzielfackeln ("Flare decoys")). Vermutlich lassen sich jedoch derartige Täuschziele durch eine besser
durchgearbeitete Entscheidungslogik erkennen und ausblenden.
Das gewählte Signal kann dann zu der der Rollgeschwindigkeit des Geschosses entsprechenden Frequenz gewandelt werden, wenn es
dies nicht bereits besitzt. Nach dieser Umwandlung wird das Signal auf das Ftihrungssystem gegeben, in dem die Signalamplitude
vor der übergabe an den Steuerteil des Geschosses geformt wird. Schließlich liegt im Steuerteil der auf die Steuerflächen
des Geschosses zu gebende Lenkbefehl als periodische Funktion
130063/0435
"original inspected
vor, deren Grundkomponente eine Sinuswelle mit der Frequenz der Rollgeschwindigkeit des Geschosses ist. Die Amplitude des Befehlssignals
ist proportional zur änderung der Sichtlinie zwischen GeschoB und Ziel, während die Signalphase derart ist, daß
die mittlere Änderung des Geschoßgeschwindigkeitsvektors die gleiche Richtung hat wie die Änderung der Sichtlinie zwischen
GeschoB und Ziel.
Zum Zusammenschalten des IR- und des HF-Systems gibt es mehrere Möglichkeiten. Die Fig. 7 (ein vereinfachtes Funktionsdiagramm
bestimmter Schaltelemente, die ausführlicher in Fig. 1 gezeigt
sind) zeigt eine solche Anordnung, bei der zwei separate geschlossene Schleifen vorliegen, d.h. eine Schleife im HF-Sucher,
der mit dem HF-Fehlersignalzweig geschlossen ist, und eine Schleife im IR-Sucher, die mit dem IR-Fehlersignalzweig
geschlossen ist. Beide Schleifen werden gleichzeitig geschlossen, wobei die Signalwahllogik das gewünschte Fehlersignal
(entweder IR oder HF) wählt. Im HF-Suchteil der Fig. 7 wird σ auf einen Summierer 60 gegeben, der auch ein Signal entsprechend
der HF-Zielrichtung aus dem HF-Sucher vom HF-Sucherrückkoppelzweig
62 erhält, das aus dem HF-Suchervorwärtszweig 64
stammt. Weiterhin wird β auf einen Summierer 66 im IR-Teil des
Suchers gegeben, der einen ähnlichen Vorwärtszweig 68 und den Rückkoppelzweig 70 aufweist. Bezüglich der Fig. 1 stellt der
Summierer 60 den Ausgang des Mischers 20 mit dem Signal aus dem Phasenschieber 26 verknüpft dar. Der Vorwärtszweig 64 des HF-Suchers
enthält den Weg vom Mischer 20 über den Phasenvergleicher 32,die HF-Signalverarbeitungsstufe 33 und den Modulator
34 zum HF-Ausgangsteil des Signalwahl-Logikschalters 40 auf. In der Fig. 7 ist eine mögliche Ausführung für den HF-Rückkoppelzweig
62 gezeigt (vergl. auch die Fig. 8,9) . Das Ausgangssignal des Vorwärtszweiges 64 im HF-Sucher geht auf einen
Demodulator 82, dann über einen Integrator 84 und einen Modulator 86 auf den Summierer 60. Diese Schaltungen arbeiten auf
130063/0436
dem Fachmann bekannte Weise und brauchen daher hier nicht ausführlich
in ihrer Funktion beschrieben werden. Der Summierer 66 ist eine funktioneile Darstellung der (nicht gezeigten) optischen
Elemente, die Teil des Drehmagnetgyroskops 18 sind. Der Vorwärtszweig 68 des IR-Suchers enthält den Weg vom Kreisel 18
über den IR-Detektor-Fehlerfühler 38 und die IR-SignalVerarbeitungsstufe
39 zum IR-Ausgangsteil des Signalwahl-Logikschalters
40 auf. Der Rückkoppelzweig des IR-Suchers enthält
den Weg über den Verstärker 42 zum Drehantrieb 44 für den Kreisel auf. Das Drehmagnetgyroskop 72 befindet sich zwischen dem
Rückkoppelzweig 70 des IR-Suchers und dem Summierer 66. Das HF-Fehlersignal
und das IR-Fehlersignal werden beide auf einen Umschalter
74 gegeben, der eines von ihnen zur Durchschaltung auf den Steuerteil des Geschosses auswählt.
Alternativ kann ein der gewählten Betriebsart entsprechender Kreis geschlossen werden, wobei der andere Sucher kontinuierlich
als offener Kreis arbeitet, und zwar mit dem Fehlersignal aus dem geschlossenen Kreis, wie die Fig. 8 zeigt. Dies läßt
sich im wesentlichen erreichen, indem man im HF-Sucher-Rückkoppelzweig und im IR-Sucher-Rückkoppelzweig zwei Positionsschalter 76 bzw. 78 vorsieht und sie parallelschaltet. Wie die
Fig. 7 stellt die Fig. 8 ein vereinfachtes Funktionsdiagramm der Schaltungselemente dar, die ausführlicher in Fig. 1 gezeigt
und oben erläutert sind.
Die Fig. 9 zeigt eine weitere Alternative, in der die IR- und HF-Nachfuhrzweige einen Teil des IR-Grundsystems teilen. Wie in
den Fig. 7 und 8 ist die Fig. 9 ein vereinfachtes Funktionsdiagramm der in der Fig. 1 gezeigten Schaltungselemente. Insbesondere
teilen die beiden Zweige sich das Drehmagnetgyroskop und dessen Elektronik, so daß eine Integration im Rückkoppelzweig
des KF-Sucher-Nachführkreises erfolgt. In dieser Konfi-
130063/0435
302A908
guration teilen sich beide Betriebsformen einen einzigen IR-Rückkoppelzweig
80. Die Signalwahllogik bestimmt, ob das IR- oder das HF-System das Fehlersignal auf den Rückkoppelzweig
gibt. Im IR-Betrieb ist die HF-Sucher-Nachführschleife offen und das Drehmagnetgyroskop des IR-Suchers dient zur Einstellung
der elektrischen Zielrichtung des HF-Suchers.
Das prinzipielle Ergebnis jeder der oben erläuterten Konfigurationen
ist, daß man entweder die Betriebsart Infrarot oder die Betriebsart Hochfrequenz zur Erzeugung eines Fehlersignals
verwenden kann, die elektrische Zielrichtung der jeweils anderen Betriebsart jedoch fortwährend aufwertet mit entweder dem
Fehlersignal aus der gewählten Betriebsart, wie in Fig. 8 und 9 gezeigt, oder durch unabhängige Zielverfolgung in der Eigenbetriebsart,
obgleich diese zu dieser Zeit nicht die für die tatsächliche Geschoßführung gewählte Betriebsart ist. Auf diese
Weise erhält man das beste Fehlersignal für den Geschoßlenkbefehl, das fortwährend aufgewertet wird, to daß sich die Leistung
des Geschosses gegenüber dem bzw. den Zielen optimieren
läßt. Bei den beiden letzteren Verfahren sind im Idealfall die elektrische IR- und die elektrische HF-Zielrichtung identisch;
infolge normaler Systemungenauigkeiten tritt aber immer eine Differenz ungleich null auf. Indem man sowohl den IR-Sucher
als auch den HF-Sucher gemeinsam mit den Steuerflächen des Geschosses
rollen läßt, erhält man eine Führung in einer Ebene periodisch über eine 360° Drehung um die Rollachsen. Auf diese
Weise läßt sich der apparative Aufwand für die zur Führung und Lenkung des Rollgeschosses erforderlichen Einrichtungen erheblich
reduzieren und deren Komplexität verringern. Diese Vereinfachungen ergeben sich hauptsächlich aus dem Umstand, daß nur
ein Führungskanal von der Antenne zu den Steuerflächen erforderlich
ist.
130063/0435
- 1
Andere Vorteile dieses auf zwei Betriebsarten beruhenden Konzepts mit IR- und HF-Zielverfolgungssuchern in einer rollenden
Zelle sind die Wetterunabhängigkeit der Geschoßführuna mit hoher
Treffgenauigkeit, der Wegfall des klassischen Mehrfachzielproblems,
eine erhöhte Widerstandsfähigkeit gegen elektronische
Gegenmaßnahmen, der Wegfall von IR/FF-Domverträglichkeitsproblemen,
die Nutzung des mit nur einem Kanal arbeitenden Führungs- und Steuersystems für das rollende Geschoß, eine hohe
Zuverlässigkeit und geringere Kosten durch geringeren mechanischen Aufwand und geringere Kosten für den Führungsteil in Geschoß durch die Mehrfachausnutzung vorhandener appartiver
Systemteile.
Zuverlässigkeit und geringere Kosten durch geringeren mechanischen Aufwand und geringere Kosten für den Führungsteil in Geschoß durch die Mehrfachausnutzung vorhandener appartiver
Systemteile.
Dieses Konzept einer in zwei Betriebsarten arbeitenden rollenden Geschoßzelle ist nicht auf taktische Geschosse beschränkt,
bei denen ein Ziel abgefangen werden soll, sondern läßt sich
für beliebige Flugzeuge, Geschosse, Raketen oder Raumfahrzeuge unabhängig von .der durchflogenen Atmosphäre anwenden und kann zwei oder mehr Arten elektronischer Energie für die Flugkörperführung nutzen. Nachdem die Systemparameter für ein rollendes Geschoß für zwei Betriebsarten der Führung angegeben worden
sind, läßt sich nach entsprechenden Verfahrensweisen ein mit
weiteren Betriebsarten arbeitendes System unter Verwendung
von drei oder mehr Suchern an einer einzigen rollenden Zelle
aufbauen.
für beliebige Flugzeuge, Geschosse, Raketen oder Raumfahrzeuge unabhängig von .der durchflogenen Atmosphäre anwenden und kann zwei oder mehr Arten elektronischer Energie für die Flugkörperführung nutzen. Nachdem die Systemparameter für ein rollendes Geschoß für zwei Betriebsarten der Führung angegeben worden
sind, läßt sich nach entsprechenden Verfahrensweisen ein mit
weiteren Betriebsarten arbeitendes System unter Verwendung
von drei oder mehr Suchern an einer einzigen rollenden Zelle
aufbauen.
130083/0435
Leerseite
Claims (10)
- 7 73 3 Forsyth Boulevard, Pierre Laclede Center,St. Louis, Missouri 63106, V. St. A.Patentansprüche1J Suchersyscem für Rollflugkörper, gekennzeichnet durch (a) eine auf dem Rollflugkörper angeordnete erste Empfangseinrichtung,die Energie in einem ersten spektralen Strahlungsbereich von einem Ziel aufnimmt und ein erstes Ausgangssifnal erzeugt, (b) eine auf dem Rollflugkörper angeordnete zweite Empfangseinrichtung, die Energie in einem zweiten spektralen Strahlungsbereich von dem gleichen voraussichtlichen Ziel aufnimmt und ein zweites
Ausgangssignal aufnimmt, und (c) eine betrieblich der ersten
und der zweiten Empfangseinrichtung zugeordnete Signalverarbeitungseinrichtung, die das erste und das zweite Ausgangssignal aufnimmt und aus dem ersten Ausgangssignal ein erstes Fehlersignal und aus dem zweiten Ausgangssignal ein zweites Fehlersignal erzeugt und Mittel enthält, um ständig zwischen dem
ersten und dem zweiten Fehlersignal nach einer vorgewählten130083/0435Logik zu wählen. - 2. Suchersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtung zusätzlich Mittel aufweist, um das von der Fehlersignal-Wahleinrichtung jeweils nicht ausgewählte Fehlersignal ständig aufzuwerten.
- 3. Suchersystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Aufwerten des Fehlersignals das gewählte Fehlersignal zum Aufwerten des nicht ausgewählten Fehlersignals verwendet.
- 4. Suchersystem nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet,daß die Einrichtung für das nicht ausgewählte Fehlersignal mindestens einen Rückkoppelzweig enthält.
- 5. Suchersystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlersignal-Aufwerteinrichtung einen Rückkoppelzweig für das gewählte und das nichtgewählte Fehlersignal gemeinsam enthält.
- 6. Suchersystem nach einem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Empfangseinrichtung aktiv die von einem voraussichtlichen Ziel reflektierte Strahlung empfängt und die zweite Empfangseinrichtung passiv von dem gleichen voraussichtlichen Ziel abgegebene Strahlung aufnimmt.
- 7. Suchersystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die aktive erste Empfangseinrichtung mindestens zwei Antennen zum Empfang reflektierter elektromagnetischer Energie und die passive zweite Empfangseinrichtung eine Sucheinrichtung zur Aufnahme der vom voraussichtlichen Ziel abgegebenen Infrarotstrahlung aufweist.1300G3/0435
- 8. Suchersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Empfangseinrichtung (a) eine auf dem Rollflugkörper angeordnete erste Antenne, die von dem voraussichtlichen Ziel die Energie im ersten spektralen Strahlungsbereich aufnimmt, und (b) eine zweite Antenne aufweist, die auf dem Rollflugkörper angeordnet ist, um ebenfalls Energie in dem ersten spektralen Strahlungsbereich vom voraussichtlichen Ziel aufzunehmen, und daß die Signalverarbeitungseinrichtung (c) einen ersten Mikrowellenmischer, der an die erste Antenne angeschlossen ist und das erste Ausgangssignal aufnimmt, (d) einen zweiten Mikrowellenmischer, der an die zweite Antenne angeschlossen ist, um ebenfalls das erste Ausgangssignal aufzunehmen,(e) ein Phasenschiebernetzwerk mit einem an den ersten Mikrowellenmischer angeschlossenen Phasenschieber, der die Phase des ersten Ausgangssignals im ersten Mikrowellenmischer verschiebt,(f) einen betrieblich an den Phasenschieber und an den zweiten Mikrowellenmischer angeschlossenen Oszillator, (g) einen an den ersten und den zweiten Mikrowellenmischer angeschlossenen Phasenkomparator, der deren Ausgangssignale aufnimmt, (h) eine HF-Signalverarbeitungsschaltung der Fehlersignal-Wahleinrichtung, die an den Phasenkomparator angeschlossen ist und dessen Ausgangssignal übernimmt, (i) einen an die HF-Signalverarbeitungsschaltung angeschlossenen und dessen Ausgangssignal übernehmenden Modulator, der zusätzlich an die Fehlersignal-Wahleinrichtung und an das Phasenschiebernetzwerk angeschlossen ist, sowie (j) eine an die Fehlersignal-Wahleinrichtung und an das Phasenschiebernetzwerk angeschlossene Schaltungseinrichtung aufweist, die die gewählten Fehlersignale aufnimmt und zur Steuerung des Rollflugkörpers verarbeitet.
- 9. Suchersystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltungseinrichtung einen an die Fehlersignal-Wahleinrichtung angeschlossenen und deren Ausgangssignal übernehmenden130063/0435Verstärker sowie einen auf den Verstärker folgenden Demodulator aufweist.
- 10. Suchersystem nach einem der vorgehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet/ daß die Fehlersignal-Wahleinrichtung einen Schalter, einen betrieblich an den Schalter angeschlossenen Fehlersignalwähler, der den Schalter steuert, eine an den Feh- j lersignalwähler angeschlossene erste SignalVerarbeitungsstufe, j die das erste Fehlersignal auf den Fehlersignalwähler gibt, so-; wie eine zweite Signalverarbeitungsstufe aufweist, die an den Fehlersignalwähler angeschlossen ist und das zweite Fehlersignal auf den Fehlersignalwähler gibt.130063/0435ORIGINAL INSPECTED
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US04/722,104 US4264907A (en) | 1968-04-17 | 1968-04-17 | Rolling dual mode missile |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3024908A1 true DE3024908A1 (de) | 1982-01-21 |
DE3024908C2 DE3024908C2 (de) | 1985-08-14 |
Family
ID=24900521
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3024908A Expired DE3024908C2 (de) | 1968-04-17 | 1980-07-01 | Zielsuchsystem für einen eine Rollbewegung ausführenden Flugkörper |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4264907A (de) |
BE (1) | BE884081A (de) |
CA (1) | CA1141011A (de) |
CH (1) | CH639493A5 (de) |
DE (1) | DE3024908C2 (de) |
FR (1) | FR2485474A1 (de) |
GB (1) | GB2079559B (de) |
NL (1) | NL183905C (de) |
SE (1) | SE444229B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3522154A1 (de) * | 1985-06-21 | 1987-01-02 | Diehl Gmbh & Co | Suchzuender-submunition |
Families Citing this family (63)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6114984A (en) * | 1975-12-19 | 2000-09-05 | Northrop Grumman Corporation | Interferometric doppler guidance system |
US10488157B1 (en) * | 1976-06-02 | 2019-11-26 | Raytheon Company | Dual mode seeker |
US10539396B1 (en) * | 1976-06-02 | 2020-01-21 | Raytheon Company | Dual mode seeker |
FR2474686B1 (fr) * | 1980-01-29 | 1986-04-04 | Europ Propulsion | Systeme d'auto-guidage simplifie pour engin du type obus ou roquette |
US4347996A (en) * | 1980-05-22 | 1982-09-07 | Raytheon Company | Spin-stabilized projectile and guidance system therefor |
US6150974A (en) * | 1982-05-17 | 2000-11-21 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Infrared transparent radar antenna |
US5039029A (en) * | 1982-07-01 | 1991-08-13 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Missile orientation monitor |
FR2531202B1 (fr) * | 1982-07-27 | 1986-11-14 | Telecommunications Sa | Systeme passif d'autoguidage pour engin |
FR2531231A1 (fr) * | 1982-07-28 | 1984-02-03 | Telecommunications Sa | Procede de guidage passif pour engin |
US5232182A (en) * | 1982-10-27 | 1993-08-03 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Autonomous system for initializing synthetic aperture radar seeker acquisition |
US4541591A (en) * | 1983-04-01 | 1985-09-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Guidance law to improve the accuracy of tactical missiles |
DE3317232A1 (de) * | 1983-05-11 | 1984-11-15 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH, 7770 Überlingen | Suchkopf fuer zielsuchende flugkoerper |
US4522355A (en) * | 1983-05-31 | 1985-06-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Apparatus for scanning a rotating gyroscope |
SE456036B (sv) * | 1983-07-05 | 1988-08-29 | Bofors Ab | Sett och anordning for att styra en ur en kanon utskjutbar projektil mot ett mal |
US4575260A (en) * | 1984-05-10 | 1986-03-11 | Halliburton Company | Thermal conductivity probe for fluid identification |
US5182564A (en) * | 1984-07-26 | 1993-01-26 | The Boeing Company | Guidance apparatus with dual mode sensor |
US4779821A (en) * | 1985-05-07 | 1988-10-25 | Allied Signal Inc. | Small vehicle roll control and steering |
EP0205794B1 (de) * | 1985-05-23 | 1990-08-29 | Contraves Ag | Rundsuchsystem zur Raum-/Luftraumüberwachung |
EP0238662A1 (de) * | 1985-10-04 | 1987-09-30 | GREENE, Benny Allan | Optische anordnung |
DE3542052A1 (de) * | 1985-11-28 | 1987-06-04 | Diehl Gmbh & Co | Zweiachsen-stelleinrichtung eines flugkoerpers |
US5341142A (en) * | 1987-07-24 | 1994-08-23 | Northrop Grumman Corporation | Target acquisition and tracking system |
US5341143A (en) * | 1987-07-24 | 1994-08-23 | Northrop Grumman Corporation | Hierarchical tracker and method |
US6952179B1 (en) * | 1988-01-26 | 2005-10-04 | Bae Systems Electronics Limited | Radar system |
US5128874A (en) * | 1990-01-02 | 1992-07-07 | Honeywell Inc. | Inertial navigation sensor integrated obstacle detection system |
US6231003B1 (en) * | 1990-03-12 | 2001-05-15 | The Boeing Company | Apparatus for defending a vehicle against an approaching threat |
US5307077A (en) * | 1990-12-14 | 1994-04-26 | Hughes Missile Systems Company | Multi-spectral seeker antenna |
IL102973A0 (en) * | 1991-09-04 | 1993-02-21 | Westinghouse Electric Corp | Optically multiplexed dual line of sight flir system |
US6768456B1 (en) | 1992-09-11 | 2004-07-27 | Ball Aerospace & Technologies Corp. | Electronically agile dual beam antenna system |
US5651512A (en) * | 1995-09-28 | 1997-07-29 | Hughes Electronics | Missile tracking system with a thermal track link |
US6145784A (en) * | 1997-08-27 | 2000-11-14 | Trw Inc. | Shared aperture dichroic active tracker with background subtraction |
US6343766B1 (en) | 1997-08-27 | 2002-02-05 | Trw Inc. | Shared aperture dichroic active tracker with background subtraction |
US6060703A (en) * | 1998-06-29 | 2000-05-09 | Alliant Defense Electronics Systems, Inc. | Coaxial unfocused optical sensor for dual mode seekers |
US6262800B1 (en) * | 1999-03-05 | 2001-07-17 | Lockheed Martin Corporation | Dual mode semi-active laser/laser radar seeker |
US6252559B1 (en) | 2000-04-28 | 2001-06-26 | The Boeing Company | Multi-band and polarization-diversified antenna system |
US6919840B2 (en) * | 2002-11-21 | 2005-07-19 | Alliant Techsystems Inc. | Integration of a semi-active laser seeker into the DSU-33 proximity sensor |
US7183966B1 (en) * | 2003-04-23 | 2007-02-27 | Lockheed Martin Corporation | Dual mode target sensing apparatus |
US6910657B2 (en) * | 2003-05-30 | 2005-06-28 | Raytheon Company | System and method for locating a target and guiding a vehicle toward the target |
US6806823B1 (en) * | 2003-10-20 | 2004-10-19 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Passive radar detector for dualizing missile seeker capability |
US6889934B1 (en) * | 2004-06-18 | 2005-05-10 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for guiding munitions |
JP5032312B2 (ja) * | 2004-07-02 | 2012-09-26 | トラックマン・アクティーゼルスカブ | 発射された発射体の実際の方向と、所定の方向と、の間の偏差を、測定する方法及び装置 |
US7520464B1 (en) * | 2005-01-04 | 2009-04-21 | Lockheed Martin Corporation | Spinning threat roll bearing estimator |
US7834300B2 (en) * | 2005-02-07 | 2010-11-16 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | Ballistic guidance control for munitions |
WO2007089243A2 (en) * | 2005-02-07 | 2007-08-09 | Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. | Optically guided munition control system and method |
US10393870B2 (en) | 2005-03-03 | 2019-08-27 | Trackman A/S | Determination of spin parameters of a sports ball |
US7395987B2 (en) * | 2005-07-26 | 2008-07-08 | Honeywell International Inc. | Apparatus and appertaining method for upfinding in spinning projectiles using a phase-lock-loop or correlator mechanism |
DE102006007142B4 (de) * | 2006-02-16 | 2014-12-18 | Mbda Deutschland Gmbh | Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers |
IL177527A (en) * | 2006-08-16 | 2014-04-30 | Rafael Advanced Defense Sys | Missile survey targets |
US7504993B2 (en) * | 2006-10-12 | 2009-03-17 | Agilent Technolgoies, Inc. | Coaxial bi-modal imaging system for combined microwave and optical imaging |
GB2450075A (en) * | 2007-03-08 | 2008-12-17 | Selex Sensors & Airborne Sys | Tracking device for guiding a flight vehicle towards a target |
IL186114A (en) * | 2007-09-20 | 2013-08-29 | Rafael Advanced Defense Sys | Bullet to Kill equipped with a rocket cruiser |
CN101403593B (zh) * | 2008-11-04 | 2012-08-22 | 北京航空航天大学 | 基于横滚/偏摆结构的两轴捷联平台光轴超半球稳定方法 |
US7786418B2 (en) * | 2008-11-21 | 2010-08-31 | Raytheon Company | Multimode seeker system with RF transparent stray light baffles |
KR102267575B1 (ko) | 2009-01-29 | 2021-06-22 | 트랙맨 에이/에스 | 레이더 및 촬상 요소를 포함하는 조립체 |
US8581161B2 (en) * | 2010-10-01 | 2013-11-12 | Raytheon Company | Seeker with a molded dichroic mirror |
EP2605036B1 (de) | 2011-12-16 | 2019-10-23 | Trackman A/S | Verfahren und Sensor zur Bestimmung einer Auftreffrichtung einer auftreffenden Strahlung |
US8502128B1 (en) * | 2012-09-15 | 2013-08-06 | Raytheon Company | Dual-mode electro-optic sensor and method of using target designation as a guide star for wavefront error estimation |
IL233924B (en) * | 2014-08-03 | 2019-08-29 | Israel Aerospace Ind Ltd | Protective dome for a dual-mode electromagnetic detection system |
US10892832B2 (en) * | 2014-11-11 | 2021-01-12 | Teledyne Scientific & Imaging, Llc | Moving platform roll angle determination system using RF communications link |
US9683814B2 (en) * | 2015-03-16 | 2017-06-20 | Raytheon Company | Multi-function radio frequency (MFRF) module and gun-launched munition with active and semi-active terminal guidance and fuzing sensors |
US10353064B2 (en) * | 2016-05-26 | 2019-07-16 | Decisive Analytics Corporation | Method and apparatus for detecting airborne objects |
US10379214B2 (en) | 2016-07-11 | 2019-08-13 | Trackman A/S | Device, system and method for tracking multiple projectiles |
US10444339B2 (en) | 2016-10-31 | 2019-10-15 | Trackman A/S | Skid and roll tracking system |
US10989791B2 (en) | 2016-12-05 | 2021-04-27 | Trackman A/S | Device, system, and method for tracking an object using radar data and imager data |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4009393A (en) * | 1967-09-14 | 1977-02-22 | General Dynamics Corporation | Dual spectral range target tracking seeker |
DE2437222B2 (de) * | 1974-08-01 | 1977-11-03 | Saab-Scania AB, Linköping (Schweden) | Vorrichtung zur zielueberpruefung und zum abschalten der zielverriegelung in der selbsttaetigen, stoereinfluessen unterworfenen und mit relativ breitem sichtfeld arbeitenden zielsuchlenkung einer lenkwaffe |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3312970A (en) * | 1941-06-27 | 1967-04-04 | Rca Corp | Pulse echo recognition systems |
US2842760A (en) * | 1953-05-06 | 1958-07-08 | Haller Raymond And Brown Inc | Object locating apparatus |
US3108270A (en) * | 1954-12-23 | 1963-10-22 | North American Aviation Inc | Interlocked radar and infrared detector system |
US2968718A (en) * | 1957-01-28 | 1961-01-17 | Crosby Lab Inc | Signal selector |
US3165749A (en) * | 1958-09-15 | 1965-01-12 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Microwave transmissive optical radiation reflectors |
US3351303A (en) * | 1960-05-17 | 1967-11-07 | Gen Dynamics Corp | Missile control system |
US3242485A (en) * | 1964-03-30 | 1966-03-22 | Barnes Eng Co | Infrared acquisition aid for a tracking system |
US3832711A (en) * | 1964-04-13 | 1974-08-27 | Raytheon Co | Guidance system |
US3501762A (en) * | 1964-11-25 | 1970-03-17 | North American Rockwell | Multisensor correlation apparatus |
US3689922A (en) * | 1966-03-23 | 1972-09-05 | Us Air Force | Radar system logic circuit |
US3527429A (en) * | 1968-03-15 | 1970-09-08 | Gen Dynamics Corp | Body motion decoupler |
US3924233A (en) * | 1969-04-10 | 1975-12-02 | Us Navy | Active-passive target detection system |
US4085910A (en) * | 1972-04-12 | 1978-04-25 | Northrop Corporation | Dual mode optical seeker for guided missile control |
US3897918A (en) * | 1974-02-27 | 1975-08-05 | Us Navy | Interferometric rolling missile body decoupling guidance system |
US4157544A (en) * | 1977-10-21 | 1979-06-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Hybrid terminal assist landing |
-
1968
- 1968-04-17 US US04/722,104 patent/US4264907A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-06-18 GB GB8019984A patent/GB2079559B/en not_active Expired
- 1980-06-24 SE SE8004648A patent/SE444229B/sv not_active IP Right Cessation
- 1980-06-25 CA CA000354775A patent/CA1141011A/en not_active Expired
- 1980-06-27 FR FR8014409A patent/FR2485474A1/fr active Granted
- 1980-06-27 NL NLAANVRAGE8003750,A patent/NL183905C/xx not_active IP Right Cessation
- 1980-06-30 BE BE1/9869A patent/BE884081A/fr not_active IP Right Cessation
- 1980-07-01 CH CH506080A patent/CH639493A5/fr not_active IP Right Cessation
- 1980-07-01 DE DE3024908A patent/DE3024908C2/de not_active Expired
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4009393A (en) * | 1967-09-14 | 1977-02-22 | General Dynamics Corporation | Dual spectral range target tracking seeker |
DE2437222B2 (de) * | 1974-08-01 | 1977-11-03 | Saab-Scania AB, Linköping (Schweden) | Vorrichtung zur zielueberpruefung und zum abschalten der zielverriegelung in der selbsttaetigen, stoereinfluessen unterworfenen und mit relativ breitem sichtfeld arbeitenden zielsuchlenkung einer lenkwaffe |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3522154A1 (de) * | 1985-06-21 | 1987-01-02 | Diehl Gmbh & Co | Suchzuender-submunition |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3024908C2 (de) | 1985-08-14 |
CH639493A5 (fr) | 1983-11-15 |
NL8003750A (nl) | 1982-01-18 |
FR2485474A1 (fr) | 1981-12-31 |
GB2079559A (en) | 1982-01-20 |
CA1141011A (en) | 1983-02-08 |
SE444229B (sv) | 1986-03-24 |
NL183905C (nl) | 1989-02-16 |
GB2079559B (en) | 1985-01-16 |
FR2485474B1 (de) | 1983-07-08 |
NL183905B (nl) | 1988-09-16 |
BE884081A (fr) | 1980-12-30 |
SE8004648L (sv) | 1981-12-25 |
US4264907A (en) | 1981-04-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3024908A1 (de) | Doppelgesteuertes rollgeschoss | |
DE2321118C3 (de) | Sende-Empfangs-Anlage für kohärentes Licht mit optischen Phasenschiebern zur Strahlausrichtung | |
EP0406877A2 (de) | Verfahren zur Extraktion von Bewegungsfehlern eines ein kohärentes Abbildungsradarsystem mit führenden Trägers aus Radar-Rohdaten und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens | |
EP0406879B1 (de) | Verfahren zur Extraktion von Bewegungsfehlern eines ein kohärentes Abbildungsradarsystem mitführenden Trägers aus Radar-Rohdaten und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens | |
DE2802492A1 (de) | Zielverfolgungssystem | |
DE2845783A1 (de) | Verfolgungssystem fuer ein bewegliches ziel | |
DE3731036A1 (de) | Radar mit großem Augenblicks-Feldwinkel und hohem Augenblicks-Winkelauflösungsvermögen, insbesondere für ein Flugkörper-Zielsuchgerät | |
DE3442598C2 (de) | Leitsystem für Flugkörper | |
DE2813189C2 (de) | Verfahren zur präzisen Flugführung und Navigation | |
DE2830502A1 (de) | Steuervorrichtung fuer flugkoerper | |
DE1431262C3 (de) | Fernlenksystem für einen um seine Längsachse drallstabilisierten Flugkörper | |
DE1466105A1 (de) | Radaranordnung zum UEberwachen der Fluglage von Flugzeugen in Formationsflug | |
EP0100979B1 (de) | Halbaktives Leitsystem für einen zielsuchenden, lenkbaren Flugkörper | |
DE1262376B (de) | Doppler-Radarsystem mit einer Einrichtung zum Aussenden von Funkwellen einer Vielzahl verschiedener Frequenzen | |
DE977943C (de) | Anordnung zur Auswertung und/oder Anzeige von Ortungsdaten in einem Ortungsgeraet | |
DE1766149A1 (de) | Radarverfahren zur fruehzeitigen Mehrfachziel-Aufloesung | |
DE2227648C3 (de) | Radarrichtgerät, nämlich bordeigene Flugzeug-Radaranlage, zur Suchortung und Entfernungsmessung mittels Entfernungsmeßfenster | |
DE1259970C2 (de) | Impulsradargeraet fuer Luftfahrzeuge zur Bodenabstandsueberwachung | |
DE977804C (de) | Verfahren zur Fernlenkung eines Koerpers gegen ein sich bewegendes Ziel | |
DE3220175A1 (de) | Verfahren und einrichtung zur akustischen korrelationspeilung | |
DE1428739B2 (de) | ||
DE2316496C3 (de) | Zielverfolgungsradargerät mit Ausstrahlung frequenzunterschiedlicher Teilimpulse und Korrelationsauswertung | |
DE1298587C2 (de) | Impulsradargeraet mit einer Rechenschaltung zum Verbessern seiner winkelmaessigen Zielaufloesegenauigkeit | |
DE1951416A1 (de) | Rueckstrahlortungsempfaenger | |
DE977464C (de) | Lenkverfahren fuer sich selbsttaetig bewegende Koerper mit mindestens einer Zielsuchlenkphase |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: HUGHES MISSILE SYSTEMS CO. (A DELAWARE CORP.), CAN |
|
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |