DE3227627B3

DE3227627B3 - Aircraft with a radar system

Info

Publication number: DE3227627B3
Application number: DE19823227627
Authority: DE
Inventors: Roger Voles
Original assignee: EMI Ltd
Current assignee: EMI Ltd
Priority date: 1981-07-21
Filing date: 1982-07-21
Publication date: 2007-10-18
Anticipated expiration: 2002-07-22
Also published as: GB8406786D0; FR2860884A1; GB2414861B; GB2414861A

Abstract

Luftfahrzeug mit einem Radarsystem, dadurch gekennzeichnet, daß eine im wesentlichen ebene Antennenanordnung an einer unteren Seite einer Tragfläche so angeordnet ist, daß sie sich während des Fluges quer zum Rumpf des Fahrzeugs erstreckt und ein Ansprechschema in Form eines Strahles erzeugt, der im Azimut schmaler als in der Höhe ist, und daß der Antennenanordnung eine Schaltung zugeordnet ist, um ein Radarsignal auszusenden oder zu empfangen.aircraft with a radar system, characterized in that a in Essentially planar antenna arrangement on a lower side of a wing is arranged so that they while the flight extends across the fuselage of the vehicle and a response scheme in the form of a beam narrower in azimuth than in the Height is, and that the Antenna arrangement is associated with a circuit to a radar signal to send or receive.

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug mit einem Radarsystem und insbesondere Radarsysteme, die in einem in der Endphase gelenkten Sekundärgeschoß verwendet werden.The The invention relates to an aircraft with a radar system and in particular Radar systems used in a final stage steered secondary projectile become.

Es sind Infrarotsensoren bekannt, jedoch wird deren Wirksamkeit im Betrieb durch Wolken oder Nebel, insbesondere bei Anwendung im Luftraum begrenzt. Im Gegensatz dazu ist bei Verwendung von Radarfrequenzen dieses Problem verhältnismäßig unwichtig, und daher werden vorzugsweise bei Lenkungs- oder Überwachungssystemen von Luftfahrzeugen Radarsysteme eingesetzt. Ein hierfür benutztes bekanntes Radarsystem enthält eine ebene Antennenanordnung, die zur Erleichterung der Abtastung kardanisch gelagert ist, und die gesamte Anordnung befindet sich normalerweise in der Nase des Fahrzeuges und ist durch eine Kuppel geschützt. Ein komplizierter mechanischer Aufbau dieser Art ist verhältnismäßig teuer, und die Kuppel, die bei Wellenlängen von Millimetern dünner als 1,5 mm sein sollte, kann kaum ausreichend robust konstruiert werden. Ferner ist im Falle eines Sekundärgeschosses der verfügbare Raum für ein Radarsystem der oben beschriebenen Art ziemlich begrenzt, und daher könnte ein solches System die Wirksamkeit einer ebenfalls in der Nase angeordneten geformten Ladung beeinträchtigen.It Infrared sensors are known, but their effectiveness in Operation through clouds or fog, especially when used in the airspace limited. In contrast, when using radar frequencies this problem is relatively unimportant, and therefore are preferred in steering or monitoring systems used by aircraft radar systems. A used for this contains known radar system a planar antenna arrangement, which facilitates the scanning gimbaled, and the entire assembly is located usually in the nose of the vehicle and is through a dome protected. One complicated mechanical structure of this kind is relatively expensive and the dome, at wavelengths thinner by millimeters than 1.5 mm, can hardly be designed sufficiently robust. Furthermore, in the case of a secondary storey the available one room for a radar system of the type described above quite limited, and therefore could such a system the effectiveness of a likewise arranged in the nose affect shaped cargo.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein verbessertes Radarsystem für ein Luftfahrzeug zu schaffen, bei dem die oben beschriebenen Schwierigkeiten weitgehend vermieden werden.Of the The present invention is based on the object, an improved Radar system for to create an aircraft in which the difficulties described above be largely avoided.

Die gestellte Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß eine im wesentlichen ebene Antennenanordnung an einer unteren Seite einer Tragfläche so angeordnet ist, daß sie sich während des Fluges quer zum Rumpf des Fahrzeuges er streckt und ein Ansprechschema in Form eines Strahles erzeugt, der im Azimut schmaler als in der Höhe ist, und daß der Antennenanordnung eine Schaltung zugeordnet ist, um ein Radarsignal auszusenden oder zu empfangen.The Asked object is according to the invention solved by that one arranged substantially planar antenna array on a lower side of a support surface is, that you during the Flight across the fuselage of the vehicle he stretches and a response scheme generated in the form of a beam that is narrower in azimuth than in height, and that the Antenna arrangement is associated with a circuit to a radar signal to send or receive.

Vorzugsweise handelt es sich bei dem Luftfahrzeug um ein in der Endphase gelenktes Sekundärgeschoß.Preferably If the aircraft is an end-of-the-line vehicle Secondary projectile.

Mit einer Anordnung dieser Art ist es möglich, einen nach vorn gerichteten Strahlenfächer zu erzeugen, der eine verhältnismäßig große Breite in der Höhe (etwa 30°) und eine geringe Breite im Azimuth (etwa 4°) besitzt.With an arrangement of this kind, it is possible a forward facing ray fan to produce a relatively large width in height (about 30 °) and a small width in azimuth (about 4 °).

Bei einer Ausführungsform der Erfindung ist die Antennenanordnung auf den Flügeln des Fahrzeugs angebracht. Der Flügel selbst kann eine im wesentlichen rechteckige Form oder eine davon abweichende Form besitzen, wobei die Antennenanordnung an einen im wesentlichen rechteckigen Bereich des Flügels angepaßt ist. Im Betrieb des Systems können die Antennen fest in bezug auf den Rumpf angeordnet sein, wobei die Abtastung des resultierenden Strahlenfächers über dem Boden durch geeignete Manövrierung des Fahrzeugs erfolgt. Stattdessen kann die Abtastung aber auch durch Bewegung der Flügel in bezug auf den Rumpf des Fahrzeuges bewirkt werden.at an embodiment The invention relates to the antenna arrangement on the wings of the Vehicle attached. The wing itself may be a substantially rectangular shape or one of them have different shape, the antenna arrangement to a is adapted substantially rectangular area of the wing. In operation of the system can the antennas are fixedly arranged with respect to the hull, wherein the scanning of the resulting fan beam above the ground by suitable maneuvering of the vehicle. Instead, the sampling can also be done by movement of the wings be effected with respect to the hull of the vehicle.

Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung kann die Antenne an zwei keinen Auftrieb erzeugenden Elementen angeordnet werden, die sich entlang einer gemeinsamen Achse beiderseits der Nase des Fahrzeuges erstrecken und während des Horizontalfluges in einer im wesentlichen horizontalen Ebene liegen. Der Nasenteil des Fahrzeugs kann um die Achse des Rumpfes drehbar sein und mit Rotorblättern versehen werden, die diese Drehung bewirken, wenn das Fahrzeug sich entlang seiner Flugspur vorwärtsbewegt, und auf diese Weise wird eine wiederholte Abtastung des vor dem Fahrzeug befindlichen Gesichtsfeldes erreicht.at another embodiment According to the invention, the antenna can generate at two buoyancy Elements are arranged, which are along a common Axle extend on both sides of the nose of the vehicle and during the horizontal flight lie in a substantially horizontal plane. The nose part the vehicle may be rotatable about the axis of the fuselage and with rotor blades be provided, which cause this rotation when the vehicle is moving along his flight track, and in this way, a repeated scan of the before Vehicle located visual field reached.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen näher erläutert. In der Zeichnung stellen dar:The Invention will now be described with reference to the drawing embodiments explained in more detail. In of the drawing represent:

1a ein Sekundärgeschoß im Flug mit einem von einem darin angebrachten Radar erzeugten Strahlenfächer; 1a a secondary projectile in flight with a fan beam generated by a radar mounted therein;

1b die Form des erzeugten Strahlenfächers; 1b the shape of the generated fan of rays;

2a und 2b eine Draufsicht und eine Seitenansicht eines Sekundärgeschosses mit einem festen Flügel in der ausgefahrenen Lage und 2a and 2 B a top view and a side view of a secondary storey with a fixed wing in the extended position and

2c und 2d in einer Stirnansicht den Flügel in verstauter und ausgefahrener Lage; 2c and 2d in an end view of the wing in stowed and extended position;

3 einen Seitenschnitt des Sekundärgeschosses mit der Flügelanordnung in der verstauten Lage; 3 a side section of the secondary story with the wing assembly in the stowed position;

4a bis 4c eine Draufsicht, eine Seitenansicht und eine Stirnansicht der Flügelanordnung und 4a to 4c a plan view, a side view and an end view of the wing assembly and

4d Querschnittsdarstellungen durch die Flügelanordnung; 4d Cross-sectional views through the wing assembly;

5a, b und c einen Teilquerschnitt eine Draufsicht und eine Teilansicht einer Lageranordnung zum Ausfahren des Flügels; 5a , b and c is a partial cross-sectional plan view and a partial view of a bearing assembly for extending the wing;

6 einen Seitenquerschnitt der Verriegelungsanordnung für die Flügelanordnung, die Schwanzflosse und die Schwanzebenen; 6 a side cross section of the locking arrangement for the wing assembly, the Caudal fin and the tail planes;

7a eine Ansicht der Flügelunterseite mit der daran angebrachten Antennenanordnung; 7a a view of the wing base with the attached antenna assembly;

7b die gemeinsame Einspeisung für die Antennenanordnung; 7b the common feed for the antenna arrangement;

7c eine einzelne Untergruppe der Antennenanordnung; 7c a single subset of the antenna array;

8a und 8b verschiedene konforme Nasenantennen; 8a and 8b different conform nose antennae;

8c die räumliche Verteilung der Strahlungselemente auf der Nase; 8c the spatial distribution of the radiation elements on the nose;

8d eine gemeinsame Speiseanordnung für die Nasenantenne; 8d a common food arrangement for the nose antenna;

8e eine ebene Nasenantenne; 8e a flat nose antenna;

9a eine aufgeteilte Flügelanordnung und 9a a split wing arrangement and

9b und 9c eine entsprechende Draufsicht und Stirnansicht auf die Flügelanordnung in verstauter Lage; 9b and 9c a corresponding plan view and end view of the wing assembly in a stowed position;

10 ein Sekundärgeschoß mit einer kreuzförmigen Anordnung der Flügel; 10 a secondary projectile with a cross-shaped arrangement of the wings;

11 ein Sekundärgeschoß mit einer besonderen Steuerungsart für das Rollen und den Anstellwinkel; 11 a secondary floor with a special control mode for rolling and angle of attack;

12 eine Anordnung mit einem unterteilten Flügel; 12 an arrangement with a divided wing;

13 eine schwenkbare Flügelanordnung; 13 a pivotable wing assembly;

14a u. 14b ein Sekundärgeschoß mit an keinen Auftrieb erzeugenden Elementen angebrachten Antennen; 14a u. 14b a secondary floor with antennas attached to no lift generating elements;

15 eine Ausführungsform für eine konforme Nasenantenne, die um die Achse des Rumpfes drehbar ist; 15 an embodiment for a conformal nose antenna which is rotatable about the axis of the trunk;

16a b. 16c Beispiele für lineare Radarantennenanordnungen, die an einem Flügel oder dergl. angebracht werden und 16a b. 16c Examples of linear radar antenna arrays attached to a wing or the like, and

17 ein Radarsystem für eine solche Antenne. 17 a radar system for such an antenna.

Es ist im allgemeinen erwünscht, daß ein Radarsystem bei Verwendung beispielsweise im Leitsystem eines in der Endphase gelenkten Sekundärgeschosses in der Lage ist, ein Ziel innerhalb eines annähernd kreisförmigen Bereiches auf dem Boden – in der Regel mit einem Radius von 500 m – zu suchen und ein Ziel in einer Entfernung von wenigstens 1 km zu erfassen. Das Sekundärgeschoss selbst ist üblicherweise aerodynamisch geformt, so daß es gleitet und seine Höhe während einer Suchphase aufrechterhält, bis das Ziel identifiziert worden ist und ein Depressionswinkel von etwa 45° vorhanden ist. Das Sekundärgeschoss tritt dann in seine Endphase ein und geht in einen steileren Abstieg über, um auf das Ziel zuzusteuern.It is generally desirable the existence Radar system when used for example in the control system of an in the final phase steered secondary projectile is able to target within an approximately circular area on the floor - in usually with a radius of 500 m - to search and a destination in a distance of at least 1 km. The secondary storey itself is common aerodynamically shaped so that it slides and its height while maintains a search phase, until the target has been identified and a depression angle of about 45 ° present is. The secondary storey then enters its final phase and goes into a steeper descent to towards the destination.

In der schematischen Seitenansicht gemäß 1a ist dargestellt, daß die Abtastung des Zielbereichs (500 m im Radius) während des Suchbetriebs mit einem einzigen Überstreichen eines Strahlenfächers in Azimutrichtung möglich ist, der in der Höhe einen Winkel von etwa 30° besitzt. Ferner hat der Erfinder herausgefunden, daß ein System dieser Art einen brauchbaren Erfassungsbereich und eine brauchbare Auflösung besitzt, insbesondere wenn die Apertur der Antenne ausreichend groß ist. Beispielsweise hat sich eine lineare Antennenanordnung mit einer Apertur von 500 m Breite insbesondere als geeignet über einen. weiten Bereich von Arbeitsfrequenzen erwiesen. Bei 9,4 GHz, 35 GHz und 94 GHz hat der resultierende Strahlenfächer beispielsweise eine Breite im Azimut von 4,4° bzw. 1,1° und 0,44°.In the schematic side view according to 1a It is shown that the scanning of the target area (500 m in radius) during the search operation is possible with a single sweep of a fan of rays in the azimuth direction, which has an angle of about 30 ° in height. Further, the inventor has found that a system of this type has a useful detection range and resolution, especially if the aperture of the antenna is sufficiently large. For example, a linear antenna arrangement with an aperture of 500 m width has been found to be suitable in particular. wide range of working frequencies. At 9.4 GHz, 35 GHz and 94 GHz, for example, the resulting fan beam has a width in the azimuth of 4.4 ° and 1.1 ° and 0.44 °, respectively.

Es können natürlich auch anders bemessene Antennenanordnungen verwendet werden, jedoch wurde gefunden, daß im allgemeinen eine Antenne, die benötigt wird, um einen Strahlenfächer zu erzeugen, bei brauchbarem Erfassungsbereich und brauchbarer Auflösung eine Apertur erfordert, die breiter ist als der körperliche Durchmesser von üblichen in der Endphase gelenkten Sekundärgeschossen (beispielsweise besitzen verhältnismäßig große Sekundärgeschosse Durchmesser in der Größenordnung von 80–100mm).It can Naturally also different sized antenna arrangements are used, but has been found that in the In general, an antenna needed to add a fan beam produce, with usable detection range and usable resolution one Aperture requires, which is wider than the physical diameter of usual in the final phase steered secondary projectiles (For example, have relatively large secondary floors Diameter in the order of magnitude from 80-100mm).

Es sei bemerkt, daß bei Verwendung eines Strahlenfächers dieser Art die Abtastung verhältnismäßig langsam mit einem einzelnen Schwenk oder einer kleinen Anzahl von Schwenks bewirkt werden kann, und dies erfordert ein kompliziertes Abtastsystem, wie es bisher verwendet wurde.It be noted that at Use of a fan of light This type of sampling relatively slow with a single pan or a small number of pans can be effected, and this requires a complicated scanning system, as it was previously used.

Bei dem in 2 schematisch dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist die zur Erzeugung des Strahlenfächers dienende Antennenanordnung an der im wesentlichen ebenen Unterseite des Flügels 10 des Sekundärgeschosses befestigt. Aus der Draufsicht in 2a ist ersichtlich, daß der Flügel eine Spannweite von etwa 500 mm besitzt, so daß bei einer Betriebsfrequenz von 9,4 GHz ein Strahlenfächer erzeugt wird, dessen azimutale Breite etwa 4,4° beträgt. Um einen Strahl zu bilden, der in der Höhe eine Breite von etwa 30° besitzt, kann die Antennenanordnung eine wirksame Apertur von etwa 2λ haben (wobei λ die Wellenlänge der verwendeten Strahlung ist), und bei Projektion auf die Ebene des Flügels entspricht dies einer Antennenbreite von etwa 4λ bei einem Depressionswinkel von 30° in Bezug auf den Flügel. Daher hat gemäß 2a ein Flügel mit den oben genannten Abmessungen vorzugsweise eine Tiefe C von etwa 120 mm (für λ = 30 mm).At the in 2 schematically illustrated embodiment of the invention is serving to generate the fan beam antenna arrangement on the substantially flat bottom of the wing 10 attached to the secondary storey. From the top view in 2a it can be seen that the wing has a span of about 500 mm, so that at an operating frequency of 9.4 GHz, a fan beam is generated whose azimuthal width is about 4.4 °. To form a beam that has a width of about 30 ° in height, the An antenna array having an effective aperture of about 2λ (where λ is the wavelength of the radiation used), and when projected to the plane of the wing, this corresponds to an antenna width of about 4λ at a depression angle of 30 ° with respect to the wing. Therefore, according to 2a a wing of the above dimensions preferably has a depth C of about 120 mm (for λ = 30 mm).

Bei diesem Ausführungsbeispiel der Erfindung ist ein einzelner Flügel 10 drehbar um eine Achse X an der Unterseite 11 des Rumpfes 12 des Sekundärgeschosses gelagert und kann vor dem Abschuß in Längsrichtung des Rumpfes verstaut werden, was in 2c dargestellt ist. Nach dem Abschuß kann der Flügel um einen Winkel von 90° gedreht und dann in der ausgefahrenen Lage verriegelt werden, was in 2d dargestellt ist, und dann wird ein Strahlenfächer vom Sekundärgeschoss nach vorn entlang der Fluglinie gerichtet. Durch Anordnung des Flügels unterhalb des Rumpfes in der beschriebenen Weise werden Interferenzstörungen des Strahlenfächers durch Reflexion vom Rumpf kleingehalten. Wenn ferner beispielsweise der mittlere Depressionswinkel von der Mitte des Radarstrahls während der Suchphase etwa 25° in bezug auf die Horizontale beträgt und das Sekundärgeschoss relativ zur Horizontalen mit einem Winkel von etwa 5° aufsteigt, dann bleibt der obere "Rand" des Strahlenfächers 15° unterhalb der Unterseite des Rumpfes 12, wenn wie zuvor der Strahlenfächer in der Höhe 30° Breite besitzt.In this embodiment of the invention is a single wing 10 rotatable about an axis X at the bottom 11 of the hull 12 stored on the secondary floor and can be stowed in the longitudinal direction of the fuselage before firing, which in 2c is shown. After firing, the wing can be turned through an angle of 90 ° and then locked in the extended position 2d is shown, and then a fan beam is directed from the secondary floor forward along the airline. By arranging the wing below the fuselage in the manner described interference interference of the fan beam by reflection from the fuselage are kept small. Further, for example, if the mean depression angle from the center of the radar beam during the search phase is about 25 ° with respect to the horizontal and the secondary floor rises at an angle of about 5 ° relative to the horizontal, then the top "edge" of the fan beam will remain 15 ° below the bottom of the hull 12 if, as before, the fan beam has a height of 30 °.

Ein Beispiel für eine feste Flügelanordnung der oben beschriebenen Art ist in 3 bis 7 dargestellt. Wie zuvor beträgt die Flügelspannweite 500 mm, die Länge des Rumpfes 650 mm und der Durchmesser 100 mm. Der Flügel ist bei diesem Ausführungsbeispiel so bemessen, daß er ausreichend Auftrieb erzeugt, um einen Gleitbereich zwischen 3 und 5 km zu ermöglichen, wenn das Geschoss aus einer Höhe von 500 m in Marsch gesetzt wird. Die an der Unterseite des Flügels befestigte Antenne ist in der Lage, ein Ansprechschema zu erzeugen, das eine Höhenerfassung von etwa 26° und eine Breite im Azimut von etwa 4,4° bei etwa 10 GHz ergibt, das nach vorn mit einem Winkel θ_s in der Höhe von etwa 60° zeigt. Wie in 1b dargestellt ist, bestreicht der Strahl dann aus einer Höhe von 500 m einen Bereich auf dem Boden mit einer Länge von etwa 1 km.An example of a fixed wing arrangement of the type described above is shown in FIG 3 to 7 shown. As before, the wing span is 500 mm, the length of the fuselage 650 mm and the diameter 100 mm. The vane in this embodiment is sized to provide sufficient lift to allow a sliding range of between 3 and 5 km when the bullet is set in motion from a height of 500 m. The antenna mounted on the underside of the wing is capable of producing a response scheme that provides a height detection of about 26 ° and an azimuth of about 4.4 ° at about 10 GHz, forward with an angle θ _s at a height of about 60 °. As in 1b is shown, then sweeps the beam from a height of 500 m, an area on the ground with a length of about 1 km.

Bei der Querschnittsdarstellung des Geschosses in 3 ist die Flügelanordnung 100 an der Unterseite des Rumpfes 120 mittels eines Befestigungsmechanismus 130 angebracht, der – wie nachfolgend noch erläutert wird – die Drehung des Flügels um 90° aus der dargestellten verstauten Lage, in der sich der Flügel in Längsrichtung des Rumpfes erstreckt, in die ausgefahrene Lage erleichtert, in der der Flügel quer zum Rumpf verläuft. In üblicher Weise enthält der Rumpf 120 eine Gyro-Einheit 121, eine elektronische Verarbeitungseinheit 122 für die Radar- und Systemkontrolle, eine Stromversorgung 123 und einen vorn im Rumpf angebrachten geformten Gefechtskopf 124. Der Rumpf enthält ferner einen Haupthochfrequenzkopf 125, der die Flügelantenne speist und einen Monoimpuls-Hochfrequenzkopf 126, dessen Zweck später noch näher erläutert wird.In the cross-sectional view of the projectile in 3 is the wing arrangement 100 at the bottom of the fuselage 120 by means of a fastening mechanism 130 attached, which - as will be explained below - the rotation of the wing by 90 ° from the illustrated stowed position in which the wing extends in the longitudinal direction of the fuselage, facilitated in the extended position in which the wing is transverse to the fuselage. In the usual way, the hull contains 120 a gyro unit 121 , an electronic processing unit 122 for radar and system control, a power supply 123 and a molded warhead mounted in the front of the fuselage 124 , The trunk further includes a main high frequency head 125 Feeding the wing antenna and a mono pulse high frequency head 126 whose purpose will be explained later.

Das Sekundärgeschoss wird im Flug mittels einer vertikalen Schwanzflosse 127 und zwei nicht dargestellten Schwanzebenen manövriert, die sich in der ausgefahrenen Lage zu beiden Seiten des Rumpfes erstrecken. Die Flossen werden im Flug durch einen Servoantrieb 128 im hinteren Ende des Rumpfes gesteuert und befinden sich in der verstauten Lage in geschlitzten Hohlräumen des Rumpfes 120. Ein gemeinsamer Mechanismus zur Verriegelung der Schwanzflosse und der Schwanzebenen in der verstauten Lage wird nachfolgend anhand von 6 beschrieben. Die Flügelanordnung ist in 4a–4c in Draufsicht, Seitenansicht und Stirnansicht und in den 4d und 4e als Querschnitt entlang der Linien XX und YY dargestellt.The secondary storey becomes in flight by means of a vertical caudal fin 127 and maneuvering two tail planes, not shown, which extend in the extended position to either side of the fuselage. The fins are in flight by a servo drive 128 controlled in the rear end of the fuselage and are in the stowed position in slotted cavities of the fuselage 120 , A common mechanism for locking the tail fin and tail planes in the stowed position will be described below with reference to FIGS 6 described. The wing assembly is in 4a - 4c in plan view, side view and front view and in the 4d and 4e shown as a cross section along the lines XX and YY.

Ein mittlerer Teil des Flügels, der durch den gestrichelten Bereich in 4a dargestellt ist, trägt eine rechteckförmige Lagerplatte 131 aus einer Aluminiumlegierung, die in dem Teilquerschnitt von 5a sichtbar ist. Die Flügelanordnung 100 befindet sich in der verstauten Lage. Ein erstes zylindrisches Lagerelement 132 ist fest an der Platte 131 gelagert und um die Achse eines zweiten, komplementären Lagerelementes 133 drehbar, das fest am Rumpf des Sekundärgeschosses angebracht ist. Ein Kugelkäfig 134 erlaubt eine Drehung des Lagerelements 132 (und damit auch der Flügelanordnung) relativ zum Rumpf. Die Flügelanordnung ist nachgiebig in Richtung auf die ausgefahrene Lage durch eine Zugfeder 135 vorgespannt, die in der Draufsicht von 5b sichtbar ist. Die Zugfeder ist mit ihrem einen Ende am Lagerelement 133 befestigt und greift mit ihrem anderen Ende an einem Stift 136 an, der auf der Flügelanordnung befestigt ist. Der Stift 136 kann sich in einem gekrümmten Schlitz 137 in Abhängigkeit von der Wirkung der Zugfeder bewegen und wird in der ausgefahrenen Lage durch eine Klinke 138 arretiert, die in der Teilansicht von 5c erkennbar ist.A middle part of the wing, indicated by the dashed area in 4a is shown, carries a rectangular bearing plate 131 from an aluminum alloy, which in the partial cross section of 5a is visible. The wing arrangement 100 is in the stowed location. A first cylindrical bearing element 132 is stuck to the plate 131 stored and about the axis of a second, complementary bearing element 133 rotatable, which is fixedly attached to the hull of the secondary storey. A ball cage 134 allows a rotation of the bearing element 132 (and thus the wing assembly) relative to the fuselage. The wing assembly is yielding in the direction of the extended position by a tension spring 135 biased in the top view of 5b is visible. The tension spring is with its one end on the bearing element 133 attached and grasps with its other end at a pin 136 attached to the wing assembly. The pencil 136 can be in a curved slot 137 depending on the action of the tension spring move and is in the extended position by a pawl 138 locked in the partial view of 5c is recognizable.

Um wie zuvor erläutert die Flügelanordnung in der verstauten Lage gegen die vorspannende Wirkung der Feder zu halten, ist ein gemeinsamer Verriegelungsmechanismus für die Flügelan ordnung, die Schwanzflosse und die Schwanzebenen vorgesehen, und dies ist in der Seitenansicht des hinteren Teils des Sekundärgeschosses in 6 dargestellt. Der Verriegelungsmechanismus 150 enthält einen drehbar am Rumpf des Sekundärgeschosses gelagerten Hebel 151 mit Vorsprüngen 152 und 153, die in der verstauten Lage jeweils in Ausnehmungen N_F und N_W in der Schwanzflosse bzw. der Flügelanordnung ruhen, um diese in der verstauten Lage zu halten. Der Verriegelungsmechanismus besitzt zwei nicht dargestellte ähnliche Vorsprünge, die in Schlitze der Schwanzebenen eingreifen, um diese ebenfalls in der verstauten Lage zu halten. Ein Explosionsmotor 156 bringt den Verriegelungsmechanismus zurück in die Lage 150', um gleichzeitig die Flügelanordnung, die Schwanzflosse und die Schwanzebenen freizugeben, so daß diese ihre entsprechenden ausgefahrenen Positionen einnehmen. Ein Motor 157 dient zur Steuerung der Schwanzflosse im Flug in Abhängigkeit von Steuersignalen der Servosteuerung.As previously discussed, to maintain the wing assembly in the stowed position against the biasing action of the spring, a common locking mechanism is provided for the wing assembly, tail fin and tail planes, and this is in the side view of the rear portion of the secondary bullet in FIG 6 shown. The locking mechanism 150 includes a rotatably mounted on the hull of the secondary projectile lever 151 with projections 152 and 153 , the rest in the stowed position respectively in recesses N _F and N _W in the caudal fin or the wing assembly to keep them in the stowed position. The locking mechanism has two similar projections, not shown, which engage in slots of the truing planes to keep them also in the stowed position. An explosion engine 156 brings the locking mechanism back into position 150 ' to simultaneously release the wing assembly, tail fin, and tail planes to assume their corresponding extended positions. An engine 157 Used to control the caudal fin in flight in response to control signals from the servo control.

Aus den 4a und 4b ist ersichtlich, daß die Flügelanordnung 100 eine Spannweite von 500 mm besitzt und ihre Breite zwischen 100 mm in der Mitte bis 80 mm an den Spitzen beträgt. Das in 4c bis 4e dargestellte Flügelprofil besitzt einen Anstellwinkel von 0°, da aerodynamische Studien gezeigt haben, daß damit ein optimales Gleitverhalten erzielt werden kann. Wie zuvor erwähnt wurde, erzeugt der Flügel einen ausreichenden Auftrieb, um einen Gleitbereich zwischen 3 und 5 km bei einer Freigabe aus einer Höhe von 500 m zu gewährleisten.From the 4a and 4b it can be seen that the wing assembly 100 has a span of 500 mm and its width is between 100 mm in the middle to 80 mm at the tips. This in 4c to 4e wing profile shown has an angle of attack of 0 °, as aerodynamic studies have shown that this optimum sliding behavior can be achieved. As previously mentioned, the wing generates sufficient lift to provide a sliding range of between 3 and 5 kilometers when released from a height of 500 meters.

Der Flügel besteht aus einem Schaum hoher Dichte (etwa 0,25 g/cc und trägt ein Antennenpaneel P aus 1/16'' RT Duroid, das in die Unterseite eingesetzt ist. Aus den Querschnittsdarstellungen von 4d und 4e ist ersichtlich, daß das Paneel P in seinen Abmessungen an die Abmessungen der Flügelunterseite angepaßt ist. Das Antennenpaneel P trägt eine Antennenanordnung in Form einer gedruckten Schaltung, und ein weiteres Paneel F, das den Azimut-Leistungsteiler trägt, ist an der der Unterseite abgekehrten Seite des Paneels P angebracht, um der Antennenanordnung Hochfrequenz zuzuführen. Das Zuführungspaneel besteht ebenfalls aus 1/16'' RT Duroid und ist nahe der ablaufenden Kante des Flügels angebracht. Der Azimut-Leistungsteiler ist mit dem in 3 dargestellten Hochfrequenzkopf 125 gekoppelt. 7a zeigt eine Draufsicht auf die Unterseite des Flügels und veranschaulicht die Ausbildung der Antennenanordnung selbst und der Leistungsteiler, die die Strahlung auf die Antennenanordnung verteilen.The wing is made of a high density foam (about 0.25 g / cc) and carries a 1/16 "RT Duroid antenna panel P inserted into the underside 4d and 4e It can be seen that the panel P is adapted in its dimensions to the dimensions of the wing base. The antenna panel P carries an antenna assembly in the form of a printed circuit, and another panel F carrying the azimuth power divider is attached to the underside of the panel P to provide high frequency to the antenna assembly. The feeder panel is also 1/16 "RT Duroid and is located near the edge of the wing. The azimuth power divider is with the in 3 shown high-frequency head 125 coupled. 7a shows a plan view of the underside of the wing and illustrates the formation of the antenna assembly itself and the power dividers, which distribute the radiation to the antenna assembly.

Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel enthält die Anordnung 24 identische Unteranordnungen E₁, E₂₄, von denen jede sechs strahlende Elemente in Form von näherungsgekoppelten Fleckenresonatoren R enthält, die als Mikrostreifen auf das Paneel P gedruckt sind. Die Fleckenradiatoren sind etwa rechteckförmig (mit einer Seitenlänge von 9,5 mm), und die Untergruppen besitzen entlang der Achse y des Flügels einen Abstand von 20 mm, und dieser Abstand reicht aus, um die Zuführungsleitungen L₁ ... L₂₄ unterzubringen, die sich längs der jeweils eine Untergruppe bildenden Radiatoren erstrecken.In the illustrated embodiment, the arrangement includes 24 identical subassemblies E ₁ , E ₂₄ , each of which contains six radiating elements in the form of proximity-coupled patch resonators R printed on the panel P as microstrips. The spot radiators are approximately rectangular (9.5 mm side), and the subgroups are 20 mm apart along the y axis of the blade, and this spacing is sufficient to accommodate the feed lines L ₁ ... L ₂₄ . which extend along each of a subgroup-forming radiators.

Eine vergrößerte Ansicht einer Unteranordnung mit der zugeordneten Zuführungsleitung ist in 7c dargestellt. Die Zuführungsleitung wird bei diesem Ausführungsbeispiel am Ende eingespeist und besteht ebenfalls aus einem auf das Antennenpaneel aufgedruckten Mikrostreifen. Durch geeignete Wahl der relativen Abstände in Längsrichtung der Zuführungsleitung (entlang der Achse x) kann die Phasenverteilung über dem Flügel zugeschnitten werden, um ein Ansprechschema der gewünschten Breite in der Höhe (etwa 26° gemäß 1b) zu erzeugen, das in der Höhe einen Winkel θ_s von etwa 60° bildet. Ferner ist es möglich, ein Ansprechschema zu erzeugen, das verhältnismäßig gleichmäßig über Winkeln ist, die den Winkel θ = 60° überschreiten, um eine gute Bestrahlung des Zielbereichs in der Endphase zu erlauben, wenn das Sekundärgeschoss in den Senkflug übergeht. Der Abstand der Elemente auf dem Flügel beträgt z.B. etwa 12 mm.An enlarged view of a subassembly with the associated feed line is shown in FIG 7c shown. The feed line is fed in the end in this embodiment and also consists of a microstrip printed on the antenna panel. By suitable choice of the relative distances in the longitudinal direction of the feed line (along the axis x), the phase distribution over the wing can be tailored to provide a response scheme of the desired width in height (about 26 ° in FIG 1b ), which forms an angle θ _s of about 60 ° in height. Further, it is possible to create a response scheme that is relatively uniform over angles exceeding the angle θ = 60 ° to allow good exposure of the target area in the final phase as the secondary floor goes into descent. The distance of the elements on the wing is for example about 12 mm.

Der Azimut-Leistungsteiler enthält eine gemeinsame Zuleitung mit 24 Wegen, die in 7b dargestellt ist und ebenfalls aus Mikrostreifen besteht, die auf das Zuführungspaneel gedruckt sind. Jedes der Glieder 1 bis 24 der gemeinsamen Zuführung ist über das Zuführungspaneel F mit einer entsprechenden Zuführungsleitung L₁ ... L₂₄ verbunden. Der Eingang I ist mit dem Haupthochfrequenzkopf 125 (3) verbunden.The azimuth power divider contains a common feeder with 24 ways in 7b is shown and also consists of microstrip printed on the Zuführpaneel. Each of the links 1 to 24 the common feed is connected via the feed panel F with a corresponding feed line L ₁ ... L ₂₄ . The input I is with the main high frequency head 125 ( 3 ) connected.

Der Antennengewinn der oben beschriebenen Anordnung, bei der Verluste in der Zuführung berücksichtigt sind, beträgt etwa 20 dB.Of the Antenna gain of the arrangement described above, in the losses in the feeder considered are, is about 20 dB.

Es sei bemerkt, daß auch andere Zuführungsanordnungen verwendet werden können. Insbesondere kann jede Höhenzuführung aus einer gemeinsamen 6-Wege-Zuführung bestehen, die unmittelbar mit den eine jeweilige Untergruppe bildenden Fleckenresonatoren verbunden ist. Die Azimut-Zuführung kann andererseits einen in der Mitte eingespeisten Leistungsteiler enthalten, der sich entlang des Zuführungspaneels erstreckt. Sowohl die gemeinsame Zuführung als auch die mittlere Zuführung können aus Mikrostreifen bestehen. Stattdessen können auch am Ende eingespeiste Höhen- oder Azimut-Leistungsteiler aus Mikrostreifen verwendet werden. Ferner können anstelle von Fleckenradiatoren auch Schlitzradiatoren zur Bildung der Antennengruppe verwendet werden.It be noted that too other delivery arrangements can be used. In particular, each height feed can be off a common 6-way feeder exist directly with the respective subgroup forming patch resonators connected is. The azimuth feeder on the other hand can be a power divider fed in the middle included, which extends along the feed panel. Either the common feeder as well as the middle feeder can out Microstrip exist. Instead, can also be fed in the end Altitude or azimuth power divider be used out of microstrip. Further, instead of spot radiators, too Slot radiators are used to form the antenna array.

Obwohl ein einzelner Flügel der oben beschriebenen Art in Längsrichtung eines verhältnismäßig großen Sekundärgeschosses mit einer Länge von 650 mm und einem Durchmesser von 100 mm verstaut werden kann, ist dies nicht möglich bei einem verhältnismäßig kleinen Sekundärgeschoss mit einer Länge von 400 mm und einem Durchmesser von 80 mm. In diesem Falle kann der Flügel in zwei Teile 20 und 21 unterteilt werden, die getrennt drehbar am Rumpf 22 gelagert sind und nebeneinander an der Unterseite des Rumpfes 22 verstaut werden können, was in 9 dargestellt ist. Gemäß 9a verbleibt die Gesamtspannweite der Flügel im ausgefahrenen Zustand jedoch bei 500 mm, während die Breite jedes Flügels nur 40 mm beträgt, was ausreicht, um einen Strahlenfächer mit der optimalen Breite in der Höhe (30° in diesem Falle) bei Betriebsfrequenzen bis herunter zu 35 GHz zu erzeugen.Although a single wing of the type described above in the longitudinal direction of a relatively large secondary projectile with a length of 650 mm and a diameter of 100 mm This is not possible with a relatively small secondary storey with a length of 400 mm and a diameter of 80 mm. In this case, the wing can be in two parts 20 and 21 divided, which are separately rotatable on the fuselage 22 are stored and side by side at the bottom of the fuselage 22 can be stowed in what 9 is shown. According to 9a however, the overall span of the wings in the extended state remains at 500 mm, while the width of each wing is only 40 mm, which is sufficient to have a fan beam with the optimum width in height (30 ° in this case) at operating frequencies down to 35 GHz to create.

Mit festen Flügelanordnungen der oben beschriebenen Art, d.h. bei Anordnungen, bei denen der Flügel in einer festen Lage am Rumpf des Sekundärgeschosses ausgefahren ist, wird die Abtastung des Strahlenfächers im Azimut während der Suchphase durch geeignetes Manövrieren des Sekundärgeschosses beim Flug bewirkt. Beispielsweise wird eine "Twist- and Steer-Technik" (manchmal auch als "Roll- and Steer-Technik" bezeichnet) verwendet, wobei das Sekundärgeschoss um eine Achse des Rumpfes rollt, um eine Abtastung des Radarstrahls im Azimut zu bewirken und in Abhängigkeit von empfangenen Radarinformationen in Richtung auf das Ziel gelenkt wird. Zunächst wird ein verhältnismäßig weiter Schwenk (vorzugsweise von + 22 1/2°) im Azimut ausgeführt, jedoch nach Lokalisierung des Ziels wird. das Sekundärgeschoss in Richtung auf dieses gelenkt, und damit kann das Ausmaß der Abtastung reduziert werden.With fixed wing arrangements of the type described above, i. in arrangements where the wing in a fixed position on the fuselage of the secondary projectile, becomes the scan of the fan of rays in azimuth during the search phase by suitable maneuvering of the secondary projectile effected during the flight. For example, a "twist and steer technique" (sometimes referred to as "roll and steer technique") is used, wherein the secondary storey rolls around an axis of the fuselage to make a scan of the radar beam in Azimuth effect and depending from received radar information directed towards the destination becomes. First will be a relatively further Pivoting (preferably + 22 1/2 °) in azimuth, however after localization of the target becomes. the secondary storey directed towards this, and with that can the extent of Scanning can be reduced.

Eine Abtastung der Antenne über einen verhältnismäßig weiten Abtastwinkel wird nur für eine oder zwei Abtastungen erforderlich, nachdem ein geeignetes Ziel lokalisiert worden ist. Für dieses Manöver wird vorzugsweise ein "Fassrollen" verwendet, wobei das Sekundärgeschoss 360° um eine Achse gedreht wird, die parallel zur Längsachse des Körpers aber versetzt zu dieser verläuft. Eine Steuerung des Rollens wird in diesem Falle durch geeignete Einstellung der Neigung der Schwanzebenen bewirkt.A Scanning the antenna over a relatively wide Scanning angle is only for one or two scans required after a suitable one Target has been located. For this maneuver Preferably, a "barrel rolls" is used, wherein the secondary storey 360 ° around An axis is rotated parallel to the longitudinal axis of the body though offset to this runs. A control of rolling is in this case by appropriate adjustment causes the inclination of the tail planes.

Nachdem das Sekundärgeschoss in eine Position manövriert worden ist, in der das Ziel einen Depressionswinkel von etwa 45° einnimmt, wird die Einleitung der Endphase bewirkt, bei der ein Übergang in einen verhältnismäßig steilen Abstieg er- folgt. Das Ziel kann dann unter Verwendung einer Empfangsantenne verfolgt werden, die dem halbkugelförmigen Nasenteil des Sekundärgeschosses entspricht, wobei die Antenne auf dem Flügel als Sendeantenne zur Bestrahlung des Zielbereiches verwendet wird. Durch geeignete Einspeisung der Antenne kann ein Monoimpulsbetrieb erreicht werden, um Messungen sowohl der Entfernung als auch des Winkelfehlers (im Azimut oder in der Höhe) in Abhängig- keit von der verwendeten Antennenform zu gewinnen. Die Monoim- pulstechnik ist beispielsweise beschrieben in "Introduction to Radar Systems" Skolnik International Student Edition, Seiten 176 bis 179 McGraw Hill.After this the secondary storey maneuvered into a position in which the target has a depression angle of about 45 °, the initiation of the final phase is effected, at which a transition in a relatively steep Descent follows. The target can then be tuned using a receive antenna be tracked, the hemispherical nose part of the secondary story corresponds, with the antenna on the wing as a transmitting antenna for irradiation of the target area is used. By suitable feed of the Antenna can be achieved a mono pulse operation to take measurements both the distance and the angle error (in azimuth or in height) dependent on to gain from the antenna shape used. The mono-pulse technique is described, for example, in "Introduction to Radar Systems" Skolnik International Student Edition, pages 176-179 McGraw Hill.

Gemäß 8a kann die Antennenanordnung in der hori- zontalen Ebene des Sekundärgeschosses liegen, um eine Monoimpuls-Verfolgung im Azimut zu ermöglichen, oder die Antennenanordnung kann gemäß 8b in der vertikalen Ebene liegen, um eine Monoimpulsverfolgung in der Höhe zu ermöglichen. Die die Antenne bildenden Elemente können aus näherungsgekoppelten Fleckenradiatoren aus Mikrostreifen bestehen, die beispielsweise entweder parallel oder in Reihe eingespeist werden. Stattdessen können auch direkt gekoppelte Radiatoren verwendet werden.According to 8a For example, the antenna arrangement may lie in the horizontal plane of the secondary projectile to enable azimuth monopulse tracking, or the antenna arrangement may be arranged in accordance with 8b lie in the vertical plane to allow for mono-pulse tracking in height. The elements forming the antenna may consist of proximity-linked microstrip patch radiators, for example fed either in parallel or in series. Instead, directly coupled radiators can be used.

Um ein Antennenansprechschema zu erzeugen, das entlang der Achse des Sekundärgeschosses weist, ist es erforderlich, Phasenverschiebungen bei entsprechenden Elementen einzuführen, um dadurch die Krümmung der Nase zu berücksichtigen. 8c zeigt einen Schnitt durch den Nasenteil in der horizontalen Ebene, und die Antennenanordnung enthält bei diesem Ausführungsbeispiel 6 Elemente E'₁ ...E'₆, die auf der Nase in gleichmäßigen Abständen entlang der y-Achse verteilt sind, die senkrecht zur Längsachse (x) des Rumpfes verläuft. Der Durchmesser der Nase beträgt 100 mm, und der Abstand d der Elemente (entlang der Achse y) beträgt 15 mm. Für eine parallele Einspeiseanordnung sind die Phasenverschiebungen gegeben durch

um einen nach vorwärts ge richteten Strahl zu erzeugen, wobei h der Abstand des jeweiligen Elementes entlang der x-Achse von der Mitte der Nase ist, und unter diesen Umständen sind die Elemente E_1' bis E_6' entsprechenden Phasen von 203,2°, 64,2°, 6,8°, 6,8°, 64,2° und 203,2° bei einer Frequenz von 10 GHz ausgesetzt. Die Antenne kann zum Senden und/oder zum Empfang dienen.In order to generate an antenna response scheme that is along the axis of the secondary projectile, it is necessary to introduce phase shifts to corresponding elements, thereby taking into account the curvature of the nose. 8c shows a section through the nose portion in the horizontal plane, and the antenna assembly in this embodiment includes 6 elements E ' ₁ ... E' ₆ , which are distributed on the nose at equal intervals along the y-axis, which is perpendicular to the longitudinal axis ( x) of the trunk runs. The diameter of the nose is 100 mm, and the distance d of the elements (along the axis y) is 15 mm. For a parallel feed arrangement, the phase shifts are given by

to produce a forwardly directed beam, where h is the distance of the respective element along the x-axis from the center of the nose, and under these circumstances the elements E _{1 '} to E _{6' are} corresponding phases of 203.2 ° , 64.2 °, 6.8 °, 6.8 °, 64.2 ° and 203.2 ° at a frequency of 10 GHz. The antenna can be used for transmission and / or reception.

8d zeigt einen gemeinsamen Leistungsteiler zur Speisung einer vertikalen Anordnung an ihrem Mittelpunkt für Monoimpulsbetrieb. Der Teiler enthält geeignete Verzögerungsvorrichtungen oder Phasenschieber zur Erzielung der gewünschten Phasenverteilung. Die hybride Verbindung HJ kann auf das Antennensubstrat selbst aufgedruckt werden, wobei dann getrennte Kabel die Summen- und Differenzsignale zum Hochfrequenzkopf 126 in 3 führen würden, oder stattdessen könnten getrennte Antennenhälften vorgesehen werden, wobei die hybride Verbindung auf dem Hochfrequenzkopf angebracht wird. 8d shows a common power divider for feeding a vertical array at its midpoint for mono-pulse operation. The divider includes suitable delay devices or phase shifters to achieve the desired phase distribution. The hybrid connection HJ can be printed on the antenna substrate itself, with separate cables then adding the sum and difference signals to the RF head 126 in 3 instead, separate antenna halves could be provided, with the hybrid connection mounted on the RF head.

Es kann erwünscht sein, gekreuzte horizontale und vertikale konforme Antennenanordnungen zu verwenden, um ein Maß des Winkelfehlers sowohl in der Höhe als auch im Azimut zu gewinnen.It can be desired be crossed horizontal and vertical conformal antenna arrangements too use a measure of Angular error both in height to win as well as in azimuth.

Bei einer anderen; in 8e dargestellten Anordnung ist eine ebene Antennenanordnung auf einem ebenen Substrat innerhalb der Nase angeordnet. Wiederum kann eine gemeinsame oder eine Reihenspeiseanordnung verwendet werden. Es ist wahrscheinlich, daß die konformen und ebenen Nasenantennen der oben beschriebenen Art bei einer Betriebsfrequenz von 10 GHz einen Gewinn von etwa 9 bis 12 dB besitzen.With another; in 8e As shown, a planar antenna array is disposed on a planar substrate within the nose. Again, a common or row feed arrangement can be used. It is likely that the conformal and planar nose antennas of the type described above have a gain of about 9 to 12 dB at an operating frequency of 10 GHz.

Die oben beschriebenen Anordnungen beziehen sich auf eine Monoimpuls-Verfolgung. Durch geeignete Speisung der Nasenantenne kann jedoch auch ein schielendes Ansprechschema erzeugt werden, das konisch durch eine Spin-Bewegung des schnell niedergehenden Sekundärgeschosses um seine Rumpfachse abgetastet werden kann, wenn dieses auf das Ziel lossteuert. Stattdessen kann auch nur der Nasenteil des Rumpfes in Drehung versetzt werden. Die Mittel, mit denen dies erreicht wird, werden später anhand von 15 beschrieben. Stattdessen kann eine Zielverfolgung unter Verwendung eines an der Nase befestigten Radiometers oder IR-Suchers erreicht werden, und bei einem anderen Ausführungsbeispiel kann ein Radar vorgesehen werden, um drei oder vier feste Nadelstrahlen zu erzeugen, um eine Verfolgung in der Endphase unter Verwendung der bekannten sequentiellen Technik der Leitstrahldrehung zu erlauben. Dann ist eine Spinbewegung des Sekundärgeschosses nicht erforderlich.The above-described arrangements relate to mono-pulse tracking. However, by proper feeding of the nose antenna, a squint response scheme can be created which can be scanned conically by a spin motion of the rapidly descending secondary projectile about its fuselage axis as it approaches the target. Instead, only the nose part of the trunk can be rotated. The means by which this is achieved will be described later on 15 described. Instead, target tracking may be accomplished using a nose-mounted radiometer or IR finder, and in another embodiment radar may be provided to generate three or four fixed needle beams to provide end-to-end tracking using the known sequential ones To allow the technique of guiding jet rotation. Then a spin movement of the secondary projectile is not required.

Die Nasenantenne kann sowohl zum Senden als auch zum Empfangen verwendet werden, und bei einem weiteren Ausführungsbeispiel ist es möglich, die Flügelantennenanordnung im Monoimpulsbetrieb arbeiten zu lassen, indem sie zentral unter Verwendung einer Hybridverbindung eingespeist wird, wobei in der Endphase ein Maß für den Winkelfehler im Azimut des Ziels gewonnen wird.The Nose antenna can be used both for sending and for receiving be, and in a further embodiment, it is possible to Wing antenna array to operate in mono-pulse mode, by centrally under Use of a hybrid compound is fed, wherein in the Final phase a measure of the angle error in the azimuth of the target.

Die oben beschriebene "Twist and Steer-Steuerung" ist in der Ausführung verhältnismäßig einfach, sie hat jedoch den Nachteil, daß die Funktion des Lenkens des Sekundärgeschosses in Richtung auf das Ziel bewirkt, daß der Strahlenfächer sich vom Ziel fortbewegt.The described above "Twist and Steer Control " in the execution relatively easy, However, it has the disadvantage that the function of steering the secondary storey towards the target causes the fan of rays to become away from the destination.

Bei einer anderen Technik wird eine zusätzliche vertikale Tragfläche 25 vorgesehen, um eine kreuzförmige Anordnung zu bilden, die in 10a und 10b in Vorderansicht bzw. Draufsicht dargestellt ist. Diese zusätzliche Tragfläche trägt keine Antenne und wird in Verbindung mit der Schwanzebene oder dem Seitenruder lediglich zum Lenken des Flugkörpers verwendet, um eine azimutale Abtastung ohne Rollen zu bewirken. Der Flügel und die Tragfläche sind am Rumpf des Flugkörpers so angebracht, daß sie um versetzte, zueinander orthogonale Drehpunkte 26 und 27 gedreht werden können und vor dem Abschuß entlang der Seiten des Rumpfes verstaut werden können. Im ausgefahrenen Zustand wird die vertikale Tragfläche in Verbindung mit dem Seitenruder zum Lenken des Flugkörpers verwendet, was den Vorteil hat, daß bei Feststellung eines Ziels der Flugkörper in die gewünschte Richtung zeigt und der Flugkörper während des Lenkens in der horizontalen Fluglage verbleibt.Another technique becomes an additional vertical wing 25 provided to form a cross-shaped arrangement in 10a and 10b is shown in front view and top view. This additional wing carries no antenna and is used in conjunction with the plane of the tail or rudder merely to steer the missile to effect an azimuthal scan without rolling. The wing and the wing are mounted on the fuselage of the missile so as to be offset, mutually orthogonal fulcrums 26 and 27 can be rotated and stowed along the sides of the fuselage before firing. When extended, the vertical wing is used in conjunction with the rudder to steer the missile, which has the advantage that when a target is detected the missile is pointing in the desired direction and the missile remains in horizontal attitude during steering.

Es sei bemerkt, daß ein Luftfahrzeug (z.B. ein in der Endphase gelenktes Sekundärgeschoss) bei Verwendung einer "Twist and Steer-Steuerung" insbesondere auf Rollen ansprechen sollte, und dies kann unter Verwendung der an dem Fahrzeug angebrachten Flossen erreicht werden.It be noted that a Aircraft (e.g., a final-stage guided secondary projectile) Using a "twist and Steer Control "in particular should respond to roles, and this can be done using the can be achieved on the vehicle attached fins.

Bei einer anderen Ausführungsform der Erfindung, die in 11 dargestellt ist, wird ein verbessertes Ansprechen auf Rollen erreicht, indem die Steuerung von den Schwanzebenen entfernt und stattdessen die Flügel 15, 16 jeweils mit einem bewegbaren Endteil 17 bzw. 18 versehen sind.In another embodiment of the invention, which in 11 For example, an improved roll response is achieved by removing the control from the sink planes and instead the wings 15 . 16 each with a movable end part 17 respectively. 18 are provided.

Bei einer solchen Anordnung kann die Steuerung des Rollens durch gegensinnige Drehung der bewegbaren Flügelteile erzielt werden, während die Steuerung des Auftriebs durch gleichsinnige Drehung bewirkt wird. Aus 11 ist ersichtlich, daß die äußeren zwei Drittel jedes Flügels bewegbar sind, jedoch hängt die tatsächliche Unterteilung von die Gesamtabmessungen betreffenden Überlegungen ab und könnte im Prinzip jeden Wert bis hinauf zu 1 haben.In such an arrangement, the control of the rolling by opposing rotation of the movable wing parts can be achieved, while the control of the buoyancy is caused by the same direction rotation. Out 11 It can be seen that the outer two-thirds of each blade are movable, but the actual subdivision depends on considerations relating to overall dimensions and could, in principle, have any value up to 1.

Während der Suchphase kann der Flugkörper ein Rollen um etwa ein Radian in etwa einer Sekunde erfordern. Da die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugkörpers vorzugsweise in der Größenordnung von 200 m/s beträgt, folgt daraus, daß bei einem Fahrzeug mit einer gesamten Flügelspannweite von 0,5 m die inkrementale Flügelsteigung etwa 0,06° beträgt (d.h. 0,25m × 1 Radian/200m). Die differenzielle Steigung zwischen den bewegbaren Flügelteilen beträgt dann nur etwa 0,12°, was eine vernachlässigbare Wirkung auf die Form und die Richtung des Strahlenfächers bedeutet, der von der Antennenanordnung erzeugt wird, die sich quer über die gesamte Unterseite der beiden Flügel 15, 16 erstreckt.During the search phase, the missile may require rolling about one radian in about one second. Since the forward velocity of the missile is preferably on the order of 200 m / s, it follows that for a vehicle with a total wing span of 0.5 m, the incremental wing pitch is about 0.06 ° (ie 0.25m × 1 radian / 200m). The differential slope between the movable wing portions is then only about 0.12 °, which means a negligible effect on the shape and direction of the fan beam generated by the antenna assembly extending across the entire underside of the two wings 15 . 16 extends.

Es sei bemerkt, daß in der Praxis die tatsächlich erforderliche differenzielle Steigung zur Erzielung eines Rollens bei 1 rad/sec etwas kleiner als 0,12° aufgrund der Tatsache sein würde, daß der Flügel aus drei ebenen Abschnitten besteht, wobei die Steigung korrekt nur an zwei Positionen über der Spannweite ist.It should be noted that, in practice, the actually required differential slope for achieving a roll at 1 rad / sec would be slightly less than 0.12 ° due to the fact that the wing consists of three flat sections, with the stair is correct only at two positions above the span.

Während der Endphase, wenn der Flugkörper zur Annäherung an das festgestellte Ziel absteigt, kann es erwünscht sein, dem Fahrzeug eine Spinbewegung bis zu 10 Umdrehungen während der letzten 100 Flugmeter zu erteilen. In diesem Falle würde die erforderliche inkrementale Flügelsteigung, die zur Erzielung der Drehung erforderlich ist, etwa 9° (d.h. 0,25 m × 2π rad/10 m) entsprechend einer differenziellen Steigung von 18° betragen. Da dies insofern zu einer verhältnismäßig guten Vorwärtsbestrahlung von den "aufgestellten" Abschnitten der Antenne führt, wird ein Konusleitsystem ausführbar, und es ist dann möglich, auf die konforme Nasenantenne der zuvor beschriebenen Art zu verzichten. Da in der Endphase verhältnismäßig große differenzielle Steigungswinkel verwendet werden, erfolgt vorzugsweise die Bemessung der Flugzelle und der Antennenanordnung so, daß die bewegbaren Abschnitte 17, 18 des Flügels um eine Achse R-R rotieren, die in der Tiefe des Flügels unmittelbar oberhalb der Lage des Phasenzentrums der Antennenanordnung liegt. Natürlich können auch andere Verfahren zur Verfolgung eines Ziels in der Endphase angewendet werden. Es könnte wie zuvor beschrieben eine im Monoimpulsbetrieb oder mit konischer Abtastung arbeitende konforme Nasenantenne verwendet werden.During the final phase, as the missile descends to approach the identified target, it may be desirable to spin the vehicle up to 10 turns during the last 100 meters of flight. In this case, the required incremental blade pitch required to achieve rotation would be about 9 ° (ie, 0.25 m × 2π rad / 10 m) corresponding to a differential slope of 18 °. Since this results in a relatively good forward irradiation from the "erected" sections of the antenna, a cone guidance system is feasible, and it is then possible to dispense with the conformal nose antenna of the type described above. Since comparatively large differential lead angles are used in the final phase, the design of the flight cell and the antenna arrangement is preferably carried out such that the movable sections 17 . 18 of the wing to rotate about an axis RR, which lies in the depth of the wing immediately above the position of the phase center of the antenna array. Of course, other methods can be used to track a goal in the final phase. As described above, a monospam or conical scan compliant nose antenna could be used.

Die oben beschriebene Anordnung ist zwar insbesondere bei in der Endphase gelenkten Sekundärgeschossen anwendbar, jedoch können bewegbare Flügelabschnitte zur Erzielung einer Radarabtaststeuerung auch bei anderen Formen von mit Flügeln versehenen Fahrzeugen angewendet werden.The Although the arrangement described above is particularly in the final phase steered secondary projectiles applicable, however, can movable wing sections to achieve a Radarabtaststeuerung in other forms from with wings provided vehicles are applied.

Nach Beschreibung einer festen Flügelanordnung werden nachfolgend andere Anordnungen anhand von 12 bis 15 beschrieben.After description of a fixed wing assembly, other arrangements will be described below with reference to FIG 12 to 15 described.

Bei dem Ausführungsbeispiel gemäß 12 wird die azimutale Abtastung in der Suchphase durch Schwenken eines einzelnen Flügels 30 bewirkt, der wiederum drehbar an der Unterseite des Rumpfes 31 um einen Azimutwinkel von ± 22 1/2° relativ zur Achse des Rumpfes gelagert ist. Aus der Zeichnung ist ersichtlich, daß die Schwenkung in der Ebene des Flügels erfolgt, der bei diesem Beispiel eine Tiefe von 40 mm besitzt und für einen Betrieb bei Frequenzen bis herunter zu etwa 35 GHz geeignet ist.In the embodiment according to 12 For example, the azimuthal sampling in the search phase is done by panning a single vane 30 which in turn rotates at the bottom of the fuselage 31 is mounted at an azimuth angle of ± 22 1/2 ° relative to the axis of the fuselage. From the drawing it can be seen that the pivoting takes place in the plane of the wing, which in this example has a depth of 40 mm and is suitable for operation at frequencies down to about 35 GHz.

Die zuvor beschriebenen Anordnungen mit einem oder zwei im wesentlichen ebenen, an der Unterseite des Sekundärgeschosses angeordneten Flügeln neigen zu einer Instabilität während des Fluges und können eine aktive Stabilisierung fordern. Wenn die Abtastung des Strahlenfächers durch Manövrierung des Sekundärgeschosses erfolgt, würde zur Erzielung der Stabilisation ein geeigneter Flächenwinkel der Flügel verwendet werden. Bei einer Anordnung dieser Art würde ein Mechanismus vorgesehen, um den Flächenwinkel festzulegen, wenn der Flügel sich in die ausgefahrene Lage dreht. Zusätzlich könnte die Neigung der Hauptachse jedes Flügels in bezug auf die Achse des Rumpfes eingestellt werden, um sicherzustellen, daß die richtige Antennenapertur in Strahlrichtung vorhanden ist. Die strahlenden Elemente der Antenne werden so bemessen, daß sie mit den erwarteten Neigungen der Flügel in Einklang stehen. Stattdessen kann auch eine Schwenkflügelanordnung der inThe previously described arrangements with one or two substantially level, tilted at the bottom of the secondary floor arranged wings to an instability while of the flight and can call for active stabilization. If the scanning of the fan beam through maneuvering of the secondary storey done, would to achieve stabilization a suitable surface angle the wing be used. In an arrangement of this kind would be a Mechanism provided to set the area angle when the wing itself turns into the extended position. In addition, the inclination of the main axis could every wing be adjusted with respect to the axis of the fuselage to ensure that the correct antenna aperture is present in the beam direction. The radiant Elements of the antenna are sized to match the expected slopes the wing to be consistent. Instead, also a swing wing assembly the in

13a dargestellten Art verwendet werden, bei der getrennte Flügel 40, 41, von denen jeder seine eigene Antennenanord nung besitzt, die während abwechselnder Impulse des Radars in Betrieb sind, beiderseits des Rumpfes 42 so angeordnet sind, daß sie in der horizontalen Ebene für eine Abtastbewegung schwenkbar sind. Diese Anordnung erlaubt eine Anbringung entweder in der Mitte oder an der Oberseite des Rumpfes, und diese Ausbildung sorgt für eine größere Stabilität während des Fluges, obwohl die Radarfunktion eine gewisse Verschlechterung aufgrund der verminderten Antennenapertur und möglicher Reflektionen vom Rumpf erfahren kann. Um eine größere Stabilität zu erzielen, kann der Flächenwinkel der Flügel in Abhängigkeit vom Schwenkwinkel verändert werden. 13a shown type used in the separate wing 40 . 41 each of which has its own antenna arrangement operating during alternating pulses of the radar, on either side of the fuselage 42 are arranged so that they are pivotable in the horizontal plane for a scanning movement. This arrangement allows mounting either in the center or at the top of the fuselage, and this design provides greater stability during flight, although the radar function may experience some degradation due to the reduced antenna aperture and possible reflections from the fuselage. To achieve greater stability, the surface angle of the wings can be changed depending on the tilt angle.

Die Flügel können zurückgefaltet werden, so daß sie in Längsrichtung des Rumpfes verlaufen und entweder zentral gemäß 13b und 13c oder oberhalb des Rumpfes gemäß 13d verstaut werden können. Da in diesem Falle jeder Flügel eine verhältnismäßig kleine Spannweite von 250 mm besitzt, wird das Verstauen erleichtert.The wings can be folded back so that they run in the longitudinal direction of the fuselage and either centrally according to 13b and 13c or above the trunk according to 13d can be stowed. Since in this case each wing has a relatively small span of 250 mm, the stowage is facilitated.

Da die auf den Flügeln angeordneten Antennen unabhängig arbeiten, besitzen ihre jeweiligen Strahlenfächer eine verhältnismäßig breite azimutale Streuung, und dies führt zu einer Verminderung des Zielerfassungsbereiches um einen Faktor von etwa √2 und zu einem verminderten Signal/Störfleckverhältnis von etwa 3dB.There those on the wings arranged antennas independently work, their respective fan-beams have a relatively wide azimuthal scattering, and this leads to a reduction of the target detection range by a factor from about √2 and at a reduced signal / clutter ratio of about 3dB.

Wenn im Betrieb das Ziel festgestellt worden ist, werden die Flügel allmählich in Richtung auf ihre Vorwärtslage zurückgeführt, jedoch kurz (um etwa die halbe azimutale Strahlbreite) vor der extremen fluchtenden Lage angehalten. Da die Antennen bei abwechselnden Radarimpulsen arbeiten, wirkt das System dann als sequentielles Leitstrahldrehungsradar, das zur Lenkung des Sekundärgeschosses in Richtung auf das Ziel geeignet ist.If In operation, the target has been determined, the wings are gradually in Direction to their forward position returned, however short (about half the azimuthal beam width) before the extreme alignment Location stopped. As the antennas at alternating radar pulses work, the system then acts as a sequential beacon rotation radar, that to the steering of the secondary projectile is suitable towards the destination.

Bei den bisher beschriebenen Anordnungen war die Antennenanordnung an die Flügel des Flugkörpers angepaßt, jedoch ist es auch möglich, die Antennenanordnung an nicht der Auftriebserzeugung dienenden Elementen in Form von Flossen anzubringen, die sich vom Rumpf des Flugkörpers in einer gemeinsamen Ebene erstrecken aber näher an der Nase angeordnet sind wie beispielsweise in 14a und 14b. Diese Figuren zeigen Sekundärgeschosse mit einer Länge von 650 mm bzw. 400 mm und Flossen 50, 51 mit einer Länge von 200 mm, so daß die Gesamtspannweite 500 mm beträgt.In the arrangements described so far, the antenna arrangement has been adapted to the wings of the missile, but it is also possible, the antenna assembly to not the lift generation serving members in the form of fins extending from the fuselage of the missile in a common plane but are arranged closer to the nose such as in 14a and 14b , These figures show secondary projectiles with a length of 650 mm or 400 mm and fins 50 . 51 with a length of 200 mm, so that the total span is 500 mm.

Vor dem Ausfahren können die Flossen zurückgefaltet werden, so daß sie flach am Rumpf 52 anliegen, oder sie können auch in Schlitze eintauchen, die sich in Längsrichtung des Rumpfes erstrecken.Before deploying, the fins can be folded back so that they are flat on the hull 52 abutment, or they can also dive into slots that extend in the longitudinal direction of the fuselage.

Obwohl jede Flosse in der ausgefahrenen Lage gemäß 14a und 14b verriegelt ist, ist sie frei drehbar um eine Längsachse B gelagert, die sich nahe dem vorderen Flossenrand befindet. Auf diese Weise sind die Flössen verstellbar, aber nicht in der Lage Auftrieb zu erzeugen, was andererseits zu einer Instabilität des Flugkörpers führen könnte. Wie im Falle einer Antennenanordnung, die den Flügeln eines Sekundärgeschosses angepaßt ist, kann eine den Flossen angepaßte Anordnung der oben beschriebenen Art verwendet werden, um das Terrain im Azimut während des Suchbetriebs abzutasten. Da ferner die Flossen in der Nähe des Stirnendes des Sekundärgeschosses angeordnet sind, ist es ferner möglich, sie zur Abtastung in der Endphase zu verwenden, indem das gesamte Sekundärgeschoß um die Achse seines Rumpfes gedreht wird.Although each fin in the extended position according to 14a and 14b is locked, it is freely rotatably supported about a longitudinal axis B, which is located near the front fin edge. In this way, the rafts are adjustable, but unable to generate buoyancy, which in turn could lead to instability of the missile. As in the case of an antenna assembly adapted to the wings of a secondary projectile, a fin-adapted arrangement of the type described above may be used to scan the terrain in azimuth during seek operation. Further, since the fins are arranged near the front end of the secondary projectile, it is also possible to use them for scanning in the final phase by rotating the entire secondary projectile about the axis of its trunk.

Bei einer anderen Ausführungsform wird die Abtastung in der Endphase dadurch bewirkt, daß das Radar auf eine kon forme Nase der oben anhand der 8a bis 8c beschriebenen Art geschaltet wird. Eine konforme Nasenantenne dieser Art erzeugt einen Strahlenfächer, der nach vorn von dem Sekundärgeschoß gerichtet ist, und die Abtastung kann entweder durch eine Spinbewegung des schnell absteigenden Sekundärgeschosses um die Achse seines Rumpfes beim Aufsuchen des Ziels oder durch Verwendung einer Monoimpulsabtastung bewirkt werden. Da die Entfernung des Ziels beträchtlich geringer als beim Suchbetrieb ist, reicht eine verhältnismäßig kurze Antennenapertur aus. Wie zuvor können bei einer weiteren Anordnung drei oder vier feste Nadelstrahlen erzeugt werden, um die Zielsuche mittels der bekannten Technik der sequentiellen Leitstrahldrehung zu bewirken. In diesem Falle ist keine Spinbewegung des Sekundärgeschosses erforderlich und bei noch weiteren Ausführungsbeispielen könnte zur Abtastung in der Endphase in der Nase ein Radiometer oder ein IR-Sucher installiert werden.In another embodiment, the scanning in the final phase is effected by the radar on a kon forme nose of the above based on the 8a to 8c type is switched. A conformal nose antenna of this type generates a fan of rays directed forward from the secondary projectile, and scanning may be effected either by spin movement of the rapidly descending secondary projectile about the axis of its hull when seeking the target, or by using a monopulse scan. Since the distance of the target is considerably less than in the search mode, a relatively short antenna aperture is sufficient. As before, in another arrangement three or four fixed needle beams may be generated to effect the target search by the known technique of sequential beacon rotation. In this case, no spin movement of the secondary projectile is required, and in still further embodiments, a radiometer or an IR finder could be installed in the nose for final-stage scanning.

Wenn einstellbare Flossen verwendet werden, kann die Abtastung in der Suchphase wie zuvor entweder durch Manövrierung des Rumpfes des Sekundärgeschosses oder stattdessen durch Bewegung der Flossen relativ zu diesem bewirkt werden. Stattdessen können die Flossen in einem wiederholten Abtastbetrieb verwendet werden, wobei dann die Nase 61 in 15a und 15b mit dem Hauptteil des Rumpfes 62 durch ein Lager gekuppelt ist, das eine freie Drehung um die Achse des Rumpfes erlaubt. Rotorblätter 63 sind an der Nase angebracht, um eine solche Drehung zu bewirken, wenn der Flug des Sekundärgeschosses fortschreitet, und vorzugsweise dreht sich die Nase mit einer Geschwindigkeit von einer Umdrehung pro Sekunde, wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit etwa 200 m/sec beträgt, wobei während des Suchbetriebes eine wiederholte azimutale Abtastung erfolgt. Diese Kupplungsanordnung kann auch zur Erleichterung der Abtastung in der Endphase verwendet werden, indem entweder die Flossenantenne oder die konforme Nasenantenne benutzt wird, obwohl die Drehgeschwindigkeit vorzugsweise zehnmal so hoch sein sollte wie beim Suchbetrieb. Dies kann durch Erhöhung der Steigung der an der Nase angeordneten Rotorblätter bewirkt werden.If adjustable fins are used, scanning in the search phase may be effected, as before either by maneuvering the fuselage of the secondary projectile, or instead by moving the fins relative thereto. Instead, the fins can be used in a repeated sampling operation, in which case the nose 61 in 15a and 15b with the main part of the hull 62 coupled by a bearing that allows a free rotation about the axis of the trunk. rotor blades 63 are attached to the nose to effect such rotation as the flight of the secondary projectile progresses, and preferably the nose rotates at a rate of one revolution per second when the forward speed is about 200 m / sec, during the seek operation repeated azimuthal scanning takes place. This clutch assembly can also be used to facilitate end-of-scan sampling by using either the fin antenna or the conformal nose antenna, although the rotational speed should preferably be ten times as high as in seek mode. This can be done by increasing the pitch of the nose blades.

Statt der anhand der 3 bis 7 beschriebenen Fleckenresonatoren kann eine konforme lineare Antennenanordnung auf dem Flügel oder der Flosse die schematisch in den 16a, b und c dargestellte Form aufweisen. Die strahlenden Elemente E₁ ... E_n in 16a können beispielsweise auf Mikrostreifen gedruckt werden und durch eine geeignete Anordnung von Übertragungsleitungen T₁ ... T_n eingespeist werden, die ebenfalls aus Mikrostreifen oder einem dielektrischen Leiter bestehen können. Die in 16b deutlicher dargestellte Anordnung enthält acht strahlende Elemente. 16 c zeigt eine am Ende eingespeiste Anordnung, bei der die strahlenden Elemente E_1' ... E_n' aus Mikrostreifen oder streifenförmigen Schlitzradiatoren gebildet werden, und die Einspeisung F kann beispielsweise über einen dielektrischen Leiter oder über einen metallischen Wellenleiterstreifen erfolgen.Instead of using the 3 to 7 described patch resonators, a conformal linear antenna arrangement on the wing or fin schematically in the 16a , b and c have shown shape. The radiating elements E ₁ ... E _n in 16a For example, they may be printed on microstrips and fed through a suitable array of transmission lines T ₁ ... T _n , which may also be microstrip or dielectric conductor. In the 16b more clearly shown arrangement contains eight radiating elements. 16 c shows an end-fed arrangement in which the radiating elements E _{1 '} ... E _{n' are} formed of microstrip or strip-shaped slot radiators, and the feed F can be made for example via a dielectric conductor or via a metallic waveguide strip.

Wenn verhältnismäßig hohe Arbeitsfrequenzen verwendet werden (94 GHz), beträgt die Breite der Flügelantenne in Verbindung mit einer Strahlbreite in der Höhe von etwa 30° nur 13 mm (d, h. 4λ = 4 × 3,2 mm), was wesentlich weniger ist als die Tiefe der meisten von ihrem Aufbau her und aerodynamisch stabilen Flügeln. Dieser Überschuß an Flügelfläche kann dazu verwendet werden, die Entfernungsfeststellung des Systems zu verbessern. Bei einer Ausführungsform wird dieses dadurch bewirkt, daß zwei lineare Antennenanordnungen verwendet werden, die über der Tiefe des Flügels hintereinander angeordnet sind. Jede Anordnung hat eine Breite von 8λ, und dies führt zu der Erzeugung von zwei Strahlenfächern mit einer Breite von jeweils 15° in der Höhe (bei einer Depression von 30°) die aneinander angrenzen, um eine Gesamterfassung von 30° in der Höhe zu be wirken. Im Betrieb werden die Antennenanordnungen abwechselnd eingespeist, was zu einer Erhöhung des Systemgewinns von 6 dB und zu einer Erhöhung der Zielerfassungsentfernung von 40 führt. Bei einer Anordnung dieser Art unter Verwendung von zwei Antennenanordnungen besitzt der Flügel eine Tiefe von wenigstens 16λ (d. h. 51 mm bei 94 GHz), was eine praktische Auslegung auch für verhältnismäßig kleine Sekundärgeschosse darstellt. Bei einer anderen Ausführungsform wird eine einzelne Antennenapertur mit einer Breite von 16λ verwendet, und hierdurch wird ein Strahl mit einer Breite von 7 1/2° in der Höhe erzeugt. Vier getrennte Strahlen mit jeweils 7 1/2° Breite können erzeugt werden, um die gewünschte 30°-Höhenerfassung zu erhalten, indem ein Strahlenformer, z. B. eine Butler-Matrix benutzt wird.When relatively high operating frequencies are used (94 GHz), the width of the wing antenna in conjunction with a beam width at the height of about 30 ° is only 13 mm (d, i.e. 4λ = 4 × 3.2 mm), which is substantially less as the depth of most of their construction and aerodynamically stable wings. This excess wing area can be used to improve the system's range finding. In one embodiment, this is accomplished by using two linear antenna arrays arranged one behind the other over the depth of the blade. Each array has a width of 8λ, and this results in the creation of two fan beams each 15 ° in height (at 30 ° of depression) which adjoin one another to provide a total 30 ° height detection Act. In operation, the antenna arrangements are alternately fed, resulting in a Increasing the system gain by 6 dB and increasing the target acquisition distance by 40 leads. In an arrangement of this type using two antenna arrays, the vane has a depth of at least 16λ (ie, 51 mm at 94 GHz), which is a practical design even for relatively small secondary floors. In another embodiment, a single antenna aperture having a width of 16λ is used, and thereby a beam having a width of 7 1/2 ° in height is produced. Four separate beams, each 7 1/2 ° wide, can be generated to obtain the desired 30 ° height detection by using a beamformer, e.g. B. a Butler matrix is used.

Die oben beschriebenen linearen Antennenanordnungen können in Verbindung mit einem Radarsystem bekannter Art entsprechend dem Blockschaltbild von 17 benutzt werden.The linear antenna arrangements described above can be used in conjunction with a radar system of known type according to the block diagram of FIG 17 to be used.

Signale, die ein Maß für ein Ziel darstellen und von einer Radarschaltung dieser Art erzeugt werden, dienen zur Steuerung des Servoantriebs zu den Schwanzflächen, um das Sekundärgeschoß beim Flug auf das Ziel zu lenken. Durch Duplizierung des Systems kann dieselbe Antenne sowohl für den Empfänger und den Sender verwendet werden, obwohl stattdessen wie zuvor beschrieben, eine zusätzliche Antenne, die konform über die Nase des Sekundärgeschosses verteilt ist, vorgesehen werden kann, um einen Nadelstrahl zu erzeugen, der unter einem geeigneten Winkel geneigt ist. Wenn das Radar durch Bewegung der Flügel oder Flossen des Flugkörpers relativ zum Rumpf abgetastet wird, ist es erforderlich, daß sich der Nadelstrahl synchron bewegt, und dies kann durch Drehung der Nase wie oben beschrieben erreicht werden. Jede Antenne kann aber sowohl als Sender als auch als Empfängerbenutzt werden.signals which is a measure of a goal represented by a radar circuit of this type, Serve to control the servo drive to the tail areas the secondary projectile during the flight to steer towards the goal. By duplicating the system can be the same Antenna for both the recipient and the transmitter, although instead as described above, an additional antenna, the compliant about the nose of the secondary story is distributed, can be provided to produce a needle beam, which is inclined at a suitable angle. If the radar by movement the wing or fins of the missile relative is scanned to the fuselage, it is necessary that the Needle beam moves synchronously, and this can be done by turning the nose as described above. Every antenna can be both used as transmitter as well as receiver become.

Die oben beschriebenen Anordnungen zeigen ein Radarsystem, das insbesondere bei in der Endphase gelenkten Sekundärgeschossen angewendet werden kann. Die Erfindung kann jedoch auch bei anderen Flugkörpern eingesetzt werden, z. B. bei einem "Parawing-Flugkörper". In diesem Falle wird die Radarantenne im Flügel und der geformten Ladung angeordnet, und das Radar- und Steuergerät wird unterhalb des Flügels mittels einer Steuerstange aufgehängt, die dazu dient, den Flugkörper durch Verschiebung seines Schwerpunktes zu lenken. Stattdessen kann eine Autogyro-Anordnung verwendet werden. Andere Ausführungsformen und Anwendungen der Erfindungsind möglich, insbesondere sei hervorgehoben, daß die Flügel keine längliche Form besitzen müssen. Sie können beispielsweise auch eine Deltaform aufweisen, wobei die Antennenanordnung an den länglichen Bereich in Richtung zur ablaufenden Kante angepaßt ist.The arrangements described above show a radar system, in particular be applied in the final phase steered secondary projectiles can. However, the invention can also be used in other missiles be, for. B. in a "parawing missile". In this case will the radar antenna in the wing and the shaped charge arranged, and the radar and control unit is below of the grand piano Suspended by a control rod, which serves to the missile by displacement to direct his focus. Instead, an autogyro arrangement be used. Other embodiments and applications of the invention are possible, in particular it should be emphasized that the wing no oblong Have to possess form. You can for example, also have a delta shape, wherein the antenna arrangement to the elongated one Range is adapted towards the running edge.

Claims

Aircraft with a radar system, characterized that one arranged substantially planar antenna array on a lower side of a support surface is, that you during the Flight extends across the fuselage of the vehicle and a response scheme in the form of a beam narrower in azimuth than in the Height is, and that the Antenna arrangement is associated with a circuit to a radar signal to send or receive.

Aircraft according to claim 1, characterized that the Antenna assembly is mounted on the underside of a wing, which is located at Horizontal flight extends along a horizontal axis that is transverse runs to the hull, and that the vehicle while of the flight for scanning the generated by the antenna assembly Response schemes in azimuth about Maneuverable in the field of vision is to be able to capture a goal in it.

Aircraft according to claim 2, characterized that the wing is rotatably mounted on the underside of the vehicle body so that it in the longitudinal direction stowable and for the hull the flight is extendable across the fuselage.

Aircraft according to claim 3, characterized that the wing in horizontal flight a rotary motion can be dispensed to the of response scheme generated in the azimuth above the antenna array Scan the field of vision and capture a target in it.

Aircraft according to one of Claims 2 to 4, characterized that this Vehicle another wing owns, which are during the horizontal flight along a vertical axis extends to the steering of the vehicle towards the in Visual field captured To facilitate the goal.

Aircraft according to claim 1, characterized that the Antenna array at the corresponding lower sides of two wings is arranged, and that the wing rotatable on opposite Side of the vehicle body are stored so that they stowed in the longitudinal direction of the hull and for extend the flight across the fuselage on opposite sides are.

Aircraft according to claim 6, characterized in that each wing in horizontal flight a rotational movement about a corresponding vertical axis can be dispensed and the underside of each wing carries a corresponding antenna arrangement for generating a corresponding fan beam, and that the rotational movement of the wings is executable to the corresponding fan beams in azimuth to scan over the field of vision.

Aircraft according to claim 7, characterized that in the Operation a circuit with each antenna array is detachable, if the wings perform the rotation.

Aircraft according to one of Claims 1 to 8, characterized that control means are provided to the vehicle when this in level flight detects a goal has, at a selectable flight angle towards the goal to move and that means to track the goal while of the flight under the selectable Flight angle are provided.

Aircraft according to claim 9, characterized that the Target tracking means comprise a further antenna, which on the Nose of the vehicle body attached and attached to an area of Nose adapted is, and that produces another forward fan beam, and that the Nose during of the flight under the selectable Angle of flight about the longitudinal axis of the fuselage is rotatable to scan the other fan beam.

Aircraft according to claim 9, characterized that the Target tracking means comprise a further antenna, which on the Attached to the nose of the vehicle and adapted to a surface of the nose, and that means provided for feeding the further antenna arrangement for mono-pulse operation are to the target tracking during of the flight under the selectable To effect flight angles.

Aircraft according to claim 11, characterized in that that the further antenna arrangement a group of radiating elements contains located in the horizontal or vertical plane of the vehicle body extend and produce corresponding vertical or horizontal fan beams.

Aircraft according to claim 9, characterized that the Target tracking means comprise a group of radiating elements, which is mounted in a common plane in the nose of the vehicle body are and produce a forward fan beam.

Aircraft according to claim 1, characterized that the Antenna assembly is mounted on a lower wing surface of the vehicle, that she extends in flight transverse to the vehicle body, with corresponding End parts of the wing around a common axis of the wing are rotatable to maneuver the vehicle during flight.

Aircraft according to claim 14, characterized that the End parts of the wing are rotatable in the opposite sense to horizontal flight to cause a rolling movement of the vehicle about an axis that is longitudinal of the vehicle body extends to the fan beam in azimuth above a Scanning visual field and capture a target in it, without significant the shape of the fan of light to impair.

Aircraft according to claim 15, characterized in that that this is able to meet a target captured in horizontal flight under a selectable Approach angle.

Aircraft according to claim 16, characterized in that that one the end parts in Uhrzeugersinn around the axis of the wing and the other end part rotatable counterclockwise about the axis of the wing is to the vehicle during of the flight under the selectable Angle of flight to cause a rotation about the longitudinal axis of the fuselage, wherein the antenna assembly attached to an end portion generates a fan beam, the over the field of view is scanned to a captured during the horizontal flight goal to pursue.

Aircraft according to claim 17, characterized in that that one another antenna is attached to the nose part of the vehicle body, to create another forward response scheme, wherein the nose part during flight at the selectable flight angle about the longitudinal axis the fuselage rotates to the more response scheme above the Sensing field of view and recorded during a horizontal flight goal to pursue.

Aircraft with a radar system, characterized that one Antenna array at corresponding areas of two no buoyancy are attached to generating elements that during the Flight on opposite sides of the vehicle body along extending in a common plane axes that the antenna arrangements while generate corresponding response schemes in the form of fan beams of the flight, which extend from the vehicle forward, and that a circuit is provided for transmitting and receiving a radar signal.

Aircraft according to claim 19, characterized that the no buoyancy generating elements rotatably mounted on the fuselage so they are longitudinal stowable and during the hull of the flight are perpendicular to the fuselage extendable.

Aircraft according to claim 19 or 20, characterized in that the elements extend horizontally along a common horizontal axis, and in that the vehicle can be manoeuvered during the flight to scan response patterns in azimuth across the field of view is to capture a goal in it.

Aircraft according to claim 20, characterized that the Elements for horizontal flight for designed a rotational movement about corresponding vertical axes they are alternately perform the rotation to corresponding fan beams in the Azimuth: over to scan the field of view and to capture a target in it.

Aircraft according to claim 20, characterized that the no buoyancy generating elements on a nose portion of the fuselage are appropriate, and that the Nose part during the horizontal flight about the longitudinal axis of the fuselage is rotatable about the corresponding fan beams in azimuth above the Scanning facial field and capture a target in it.

Aircraft according to claim 19, characterized that this is capable of taking a selectable Angle of flight towards one during the Horizontal flight captured Aim to fly, and that this is also able to while of the flight under the selectable Angle a rotation about the longitudinal axis to execute the hull, around the corresponding fan beams above the Scanning visual field for target tracking.

Aircraft according to claim 23, characterized that this is capable of taking a selectable Angle of flight towards one during the Horizontal flight captured Goal to fly, and that the Nose part during this flight is able to turn around the longitudinal axis of the fuselage, around the corresponding fan of rays above the To scan the field of view and thereby pursue the goal.

Aircraft according to claim 19, characterized that this is capable of taking a selectable Flight angle in the direction of the sighted target to fly that this a further antenna arrangement, which on a surface of the Nose of the vehicle body is fitted in adaptation to their shape, to create another response scheme, and that the nose when flying under the selectable Angle of flight about the longitudinal axis of the Fuselage is rotatable to scan the other scheme over the field of view and pursue the goal.

Aircraft according to claim 19, characterized that this is capable of taking a selectable Angle of flight towards a target detected during horizontal flight to fly that this a further antenna assembly includes, at the nose of the vehicle body is attached and attached to a surface adapted to the nose is to generate another response scheme, and that means provided for feeding the further antenna arrangement for mono-pulse operation are in order to of the flight under selectable Angle of flight to track the target.

Aircraft according to one of the preceding claims, characterized characterized in that consists of a directed in the final phase secondary projectile.