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Verfahren zur Bekämpfung von Luftzielen mittels
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eines Luft-Luft-Flugkörpers Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur
Bekämpfung von Luftzielen mittels eines Luft-Luft-Flugkörpers, der entsprechend
dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation ins Ziel geführt wird.
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Luft-Luft-Flugkörper verwenden zur Lenkung durchweg das Lenkgesetz
der Proportionalnavigation (vgl. hierzu etwa Journal Guidance and Control, Band
4, Nr. 1 Jan/Feb.1981, S. 78 bis 85). Hierbei wird über eine im vorderen Teil des
Flugkörpers vorgesehene Meßeinrichtung die Drehgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel
vermessen und anschließend der Flugkörper mit einer quer zur Bahn gerichteten Beschleunigung
beaufschlagt, die proportional zur gemessenen Drehgeschwindigkeit der Sichtlinie
ist. Auf diese Weise fliegt der Flugkörper eine Trajektorie, bei der die Drehgeschwindigkeit
der Sichtlinie auf Null geregelt wird. Ist dies der Fall, so befindet sich der Flugkörper
auf Kollisionskurs.
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Der Proportionalitätsfaktor ("N-avigationsfaktor"), der der Verstärkung
in einem Regelkreis entspricht, kann hierbei von der momentanen Geschwindigkeit
und Höhe abhängig sein, da sich die Beschleunigungsfähigkeit des Flugkörpers mit
Höhe und Geschwindigkeit ändert.
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Es sind deshalb Varianten der Proportionalnavigation bekannt, bei
denen derartige Abhängigkeiten so weit wie möglich durch Variation der Größe des
Navigations-
faktors kompensiert wern, beispielsweise durch Implementierung
einer empirischen Funktion in Abhängigkeit von der Flugzeit des Flugkörpers.
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Bei einer weiteren bekannten Variante wird die Beschleunigung des
Flugkörpers nicht quer zur Bahnrichtung, sondern quer zur Sichtlinie berechnet.
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Bei all diesen dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation folgenden
Verfahren ist die maximal erzielbare Reichweite dadurch gegeben, daß.bei einem Schuß
aus dieser Enfernung der Flugkörper gegen Ende des Fluges noch eine bestimmte Mindestgeschwindigkeit
besitzen muß.
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Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs
genannten Art so auszubilden, daß die Reichweite eines vorgegebenen Luft-Luft-Flugkörpers
wesentlich vergrößert wird.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der Flugkörper
zum Zwecke einer Vergrößerung seiner Reichweite in einer ersten Flugphase auf eine
unter vorgegebenem Winkel schräg nach oben gerichtete Flugbahn gebracht wird und
diese Flugbahn bis zum Ablauf einer vorgegebenen Zeitdauer beibehält, ehe er dann
in einer zweiten Flugphase dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation folgend ins
Ziel geführt wird.
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Das Abfeuern eines Flugkörpers unter einem schräg nach oben gerichteten
Winkel ist aus anderem Zu-
sammenhang an sich bereits bekannt. So
ist durch die DE-OS 29 32 428 ein Verfahren zur Bekämpfung von Bodenzielen durch
gelenkte Flugkörper mit Hilfe einer Ortungseinrichtung und Kommandolenkung bekannt,
wobei der Flugkörper überhöht abgeschossen wird und in Zielnähe auf einen gelenkten
Kurs einschwenkt. Dadurch soll bei der Erfaßbarkeit von nur zwei Zielkoordinaten
(Azimut und Entfernung) eine erhöhte Treffsicherheit und ein besonders für Panzer
geeigneterer Beschuß von oben erreicht werden.
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Es ist weiterhin durch die DE-OS 1 406 539 bereits bekannt, einen
gegen Tiefflieger einsetzbaren zielsuchenden Flugkörper überhöht abzuschicßcn r
um Hindernisse zu umgehen, die eine direkte Zielerfassung erschweren. Hierbei schwenkt
der Flugkörper dann, wenn sein Zielsuchkopf das Ziel erfaßt hat, in einen durch
die Proportionalnavigation bestimmten, gelenkten Kurs ein.
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Im Gegensatz zu diesen bekannten Verfahren befaßt sich die Erfindung
mit dem Problem, die Reichweite eines Luft-Luft-Flugkörpers zu vergrößern. Die erfindungsgemäß
vorgesehene erste Flugphase (in der sich der Flugkörper während einer bestimmten
Zeitdauer auf einer schräg nach oben gerichteten Flugbahn befindet) dient bei dem
erfindungsgemäßen Verfahren weder dem Zweck, das Ziel von oben zu treffen, noch
eine einwandfreie Zielerfassung vor Übergang zur Proportionalnavigation zu gewährleisten.
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Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren soll der Flugkörper vielmehr durch
die erste Flugphase in eine größere Höhe gelangen, in der er durch die verringerte
Luftdichte auf eine kleinere aerodynamische Widerstandskraft trifft, so daß er eine
größere Geschwindigkeit erreicht bzw.
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seine Geschwindigkeit nach dem Ausbrennen des Flugkörper-Antriebes
langsamer abnimmt.
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Eingehende Rechner-Simulationen haben ergeben, daß die Reichweite
eines Luft-Luft-Flugkörpers beträchtlich gesteigert werden kann, wenn der Flugkörper
nach dem Feuern nicht unmittelbar -dem Lenkgesetz der Proportionalnavigations folgend
- den Kollisionskurs zum Ziel einschlägt, sondern wenn er zunächst in einer ersten
Flugphase auf eine mit vorgegebenem Winkel schräg nach oben gerichtete Flugbahn
gebracht wird und diese für eine vorgegebene Zeitdauer beibehält.
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Die erste Flugphase besteht somit aus einer nach oben gerichteten
Flugbahn, die durch den Bahnelevationswinkel und die Dauer der ersten Flugphase
eindeutig definiert ist. Diese zwei Parameter sind vor Beginn des Flugkörperfluges
geeignet zu wählen.
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Der Winkel der Flugbahn sowie die Zeitdauer der ersten Flugphase werden
in Abhängigkeit von folgenden, zum Zeitpunkt des Feuerns des Flugkörpers vorhandenen
Daten ermittelt und vorgegeben:
- Entfernung zwischen Flugkörper-Trägerflugzeug
und Ziel, - Höhe und Geschwindigkeit des Zieles, - Höhe und Geschwindigkeit des
Flugkörper-Trägerflugzeuges, - relative Flugrichtung von Flugkörper-Trägerflugzeug
und Ziel.
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Wenngleich die Zusammenhänge zwischen diesen Parametern verhältnismäßig
komplex sind, so daß die im Einzelfall für die Ermittlung von Winkel und Zeitdauer
zugrunde gelegte Abhängigkeit für den jeweiligen Luft-Luft-Flugkörper im einzelnen
zu entwickeln ist, so lassen sich doch einige grundsätzliche Zusammenhänge in vereinfachter
Form anhand der in der Zeichnung veranschaulichten Diagramme aufzeigen.
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Die Diagramme gemäß Fig. 1 bis Fig. 6 wurden mittels Simulation am
Digitalrechner erstellt, wobei typische Daten eines Flugkörpers zugrundegelegt und
der Einfachheit halber angenommen wurde, daß das den Flugkörper feuernde Trägerflugzeug
und das Ziel direkt aufeinander zufliegen.
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Fig. 1 zeigt die maximale Reichweite des Flugkörpers als Funktion
des Elevationswinkels während der ersten Flugphase, wobei als Parameter die Dauer
der ersten
Flugphase (0, 10, 20 bzw. 30 sec.) gewählt ist.
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Zugrundegelegt ist hierbei ein Schuß von 6000 m Höhe (mit Anfangsmachzahl
.9) auf ein mit Mach = .9 in 6000 m Höhe fliegendes Ziel.
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Während bei einem konventionellen Schuß (bei dem der Flugkörper sogleich
nach dem Feuern dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation folgt) eine Reichweite
von etwa 40 km gegeben ist, ergibt im Falle der Fig. 1 eine erste Flugphase von
20 sec mit einem Elevationswinkel von 50 ° eine Reichweite von ca. 180 km.
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Fig. 2 veranschaulicht dieselbe Abhängigkeit, jedoch ffir den Fall,
daß der Abschuß von 100 m Höhe (mit AnEangsmachzahl .9) auf ein in 10 km Ilöhe mit
Mach r .9 fliegendes Ziel erfolgt. Hier vergrößert sich die Reichweite bei einem
Abschuß unter etwa 70 o und einer Zeitdauer der ersten Flugphase von 20 sec auf
ca. 120 km (gegenüber etwa 30 km beim konventionellen Schuß).
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Wie bereits erwähnt, ist die maximal erzielbare Reichweite dadurch
definiert, daß bei einem Schuß aus dieser Entfernung gegen Ende des Fluges eine
bestimmte Mindestgeschwindigkeit unterschritten wird. Die Fig. 3 bis 6 zeigen, wie
beim erfindungsgemäßen Verfahren die Mindestgeschwindigkeit erst zu einem späteren
Zeitpunkt unterschritten wird, was bedeutet, daß der Flugkörper länger fliegen und
somit größere Reichweiten erzielen kann.
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Fig. 3 veranschaulicht die Machzahl des Flugkörpers als Funktion der
Flugzeit, wobei als Parameter die Dauer der ersten Flugphase (0, 5, 10 bzw. 15 sec)
gewählt ist. Zugrundegelegt ist ein Schuß von 100 m Höhe mit Anfangsmachzahl .9
und Anfangselevation 60 ° auf ein in 10 km Höhe mit Mach .9 fliegendes Ziel in einer
Entfernung von 32 km.
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Bei einer Dauer der ersten Flugphase von 0 sec folgt der Flugkörper
einer Flugbahn, bei der das Ziel nach 45 sec getroffen wird, wobei gerade eine Machzahl
von 1 unterschritten wird (dies soll in diesem Beispiel die Mindestgeschwindigkeit
sein). Die Entfernung von 32 km ist für diesen Fall also die maximal erzielbare
Reichweite.
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Wird dagegen eine erste Flugphase mit einer Zeitdauer von 15 sec gewählt,
so beträgt die Machzahl zum Zeitpunkt, in dem das Ziel getroffen wird,noch ca. 1.5;
der Flugkörper wurde also nicht von der maximalen Schußentfernung gefeuert.
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Fig. 4 zeigt (für die der Fig. 3 zugrundeliegenden Daten ) die Flugbahn
(Flughöhe) von Flugkörper und Ziel in Abhängigkeit von der Horizontalentfernung.
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Als Parameter ist auch in dieser Figur die Zeitdauer der ersten Flugphase
gewählt. Das Ziel wird in allen Fällen in einer Horizontalentfernung (vom Abschußpunkt)
von 20 km getroffen.
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Fig. 5 zeigt die Machzahl des Flugkörpers als Funktion der Flugzeit
bei einem Schuß von 100 m
Höhe (mit Anfangsmachzahl .9 und Anfangselevation
60 0) auf ein in 10 km Höhe mit Mach .9 in einer Entfernung von 100 km fliegendes
Ziel, wobei die Dauer der ersten Flugphase 20 sec beträgt.
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Der Flugkörper trifft das Ziel und hat hierbei noch nicht einmal seine
Mindestgeschwindigkeit unterschritten. Die maximale Reichweite hat sich damit gegenüber
dem ersten Beispiel mehr aLs verdreifacht.
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Fig. 6 veranschaulicht für die auch bei Fig. 5 zugrundegelegten Daten
die Flugbahn von Flugkörper und Ziel in Abhängigkeit von der Horizontalentfernung.
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Wie insbesondere aus den Fig. 1 und 2 hervorgeht, ist die erzielbare
Reichweite stark vom Bahnelevationswinkel und von der Zeitdauer der ersten Flu(pl1ase
abhängig Bei einer technischen Realisierung des Verfahrens ist daher darauf zu achten,
daß zum einen die Berechnung eines geeigneten Flugbahnwinkels und der Zeitdauer
der ersten Flugphase mittels eines ausreichend genauen Algorithmus erfolgt und daß
zum andern die vorgegebenen Daten, insbesondere der errechnete Flugbahnwinkel, mit
ausreichender Genauigkeit eingehalten werden.
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Hierzu erscheinen insbesondere zwei Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen
Verfahrens zweckmäßig: Bei der einen Variante wird nach Vorgabe von Sollwerten des
Winkels und der Zeitdauer der ersten
Flugphase das Flugkörper-Trägerflugzeug
entsprechend diesem Winkel nach oben ausgerichtet, der Flugkörper beim Erreichen
dieses Flugbahn-Sollwinkels gefeuert und der Sollwert der Zeitdauer der ersten Flugphase
in Abhängigkeit einer Abweichung des Flugbahn-Istwinkels vom Flugbahn Sollwinkel
so modifiziert, daß dieselbe Reichweite erzielt wird. Ist beispielsweise der Istwinkel
der Flugbahn größer als der Sollwinkel, so wird die Zeitdauer der ersten Flugphase
verkleinert und umgekehrt.
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Bei einer zweiten für eine technische Realisierung in Betracht kommenden
Variante werden nach Vorgabe von Sollwerten des Winkels und der Zeitdauer der ersten
Flugphase diese Werte an das Lacxeregelungssystem des Flugkörpers übertragen, dann
wird das Flugkörper-Trägerflugzeug entsprechend diesem Winkel nach oben ausgerichtet,
der Flugkörper etwa beim Erreichen dieses Flugbahn-Sollwlnkels gefeuert und anschließend
durch sein Lageregeluncjssystem auf den Flugbahn-Sollwinkel gesteuert.