DE3229474C2

DE3229474C2 - Steuervorrichtung eines Flugkörpers

Info

Publication number: DE3229474C2
Application number: DE3229474A
Authority: DE
Inventors: Frederick A. Springfield Va. Behrens; John H. Annandale Va. Hunton; Charles H. Thurber Jun.
Original assignee: E Systems Inc
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1981-08-12
Filing date: 1982-08-06
Publication date: 1986-11-20
Also published as: US4530476A; GB2104853B; IL66512A; DE3229474A1; KR890000530B1; KR840001090A; CA1200300A; TR21930A; GB2104853A

Abstract

Ein Verfahren und ein System zum Führen einer Waffenladung auf ein Ziel mittels eines ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeuges weisen eine Führungsanlage zum Erzeugen von Kurvenflug durch Einprägen einer Gierbewegung, sowie ein System zum In-Stellung-Bringen und Starten bzw. Abschießen sowie für Verpackung und Aufstellen des Flugzeuges auf.

Description

Somit begrenzt die Verwendung eines Vertikal-Kreisels zum Erzeugen einer Roll-Referenz des Flugzeugs auf relativ kleine Absturzwinkel verbunden mit unvermeidlich größeren Verfehlwahrscheinlichkeiten aufgrund vergrößerter Distanzen wegen der Geometrie solcher Absturz- bzw. Bodenannäherungsflüge. Dabei stellt die Blockierung durch die Geländeausbildung ebenfalls eine wesentliche Möglichkeit dar. Wenn das wahre Nadir erreicht ist, kann der Vertikal-Kreisel nicht mehr den Rollwinkel messen, und die Rollschleifenschaltung des Führungssystems kann unstabil werden.

Ein weiteres Problem ergibt sich aus der Sensorgenauigkeit. Es ist zur allgemeinen Praxis geworden, extrem genaue Sensoren zu verwenden, um eine Verbindung der Ungenauigkeiten der Rollkompensationsschaltung und des Vertikal-Kreisels zu vermeiden.

Eine weitere Schwierigkeit bei der Verwendung eines entfalibaren, ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeuges ergibt sich aus der Notwendigkeit für die schnelle Vorbereitung und den schnellen Aufbau, wenn das Flugzeug sich an der gewünschten Startstelle befindet Zu den hierbei auftretenden Schwierigkeiten gehören die Notwendigkeit zum Bereithalten von Brennstoff, einer Ladung und einer Startrakete getrennt voneinander und von dem Flugzeug aus Sicherheitsgründen.

Der Erfindung Hegt daher die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1 so auszubilden, daß die Steuerung in der Endphase des Fluges bei geringem Steuerungsaufwaiid verbessert wird.

Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Mit der Steuervorrichtung nach der Erfindung wird erreicht, daß die Treffgenauigkeit des vorzugsweise entfaltbaren. Ferngesteuerten oder programmierbaren Flugkörpers merklich dadurch verbessert wird, daß aufgrund von Gierkorrekturen während der Endphase des Zielanfluf es ein Kurvenflug aufgrund von Rollen vermieden wird.

Ferner läßt sich mit der Steuervorrichtung nach der Erfindung der Einsatz einer kostspieligen und komplexen Roll-Kompensationsschaltung vermeiden. Es sind weniger empfindliche Sensoren als bei den üblichen Systemen rait durch Rollen initiiertem Kurvenflug erforderlich, und teure Komponenten wie Vertikal-Kreisel erübrigen sich.

Die Erfindung und vorteilhafte Einzelheiten der Erfindung sind im folgenden anhand schematischer Zeichnungcn an einem Ausführungsbeispiel mit weiteren Einzelheiter näher erläutert. Es zeigt

F i g. 1 eine perspektivische Ansicht einer Ausführung des Systems nach der Erfindung;

F i g. 2 bis 4 perspektivische Ansichten, welche das Verfahren beim Entladen des Flugzeuges und Autstellen auf einer Startrampe illustrieren;

F i g. 5 eine perspektivische Teilansicht, die das Zusammenpassen des Basisteils einer Verpackungskiste für Flugzeuge mit der Startrampe deutlich macht;

Fig.6 eine Querschnittsdarstellung einer Kiste, in welcher das Flugzeug gemäß der Erfindung verpackt ist;

F i g. 7 eine Seitenansicht eines Flugzeuges nach der Erfindung;

Fig.8 eine Teildraufsicht auf das Flugzeug nach Fig. 7;

F i g. 9 eine Unteransicht der Kiste nach der Erfindung;

Fig. 10 eine teilweise geschnittene Seitenansicht der Kiste nach der Erfindung, wobei das in Fig.7 und 8 dargestellte Flugzeug darin verpackt gezeigt ist;

F i g. 11 eine Draufsicht auf die Kiste nach der Erfindung mit entfernter Deckplatte und dem darin verpackten Flugzeug gemäß F i g. 7 und 8;

Fig. 12 bis 16 das Verfahren zum Entfalten der einzelnen Teile des Flugzeugs bzw. zum Versetzen in startfertigen Zustand gemäß F i g. 7und 8;

Fig. 17 eine perspektivische Teilansicht des Flugzeuges nach der Erfindung, wobei das Einsetzen einer Waffenladung und eines Brennstofftankes dargestellt sind, und

Fig. 18 ein funktionales Blockdiagramm der Führungsanlage für die Endphase des Fluges gemäß der Erfindung.

Eine Ausführung des Systems zum ϊη-Stellung-Bringen eines Flugzeuges gemäß der Erfindung ist perspektivisch in F i g. 1 dargestellt,worin ein Lastkraftwagen 20 oder ein anderes zweckentsprechendes Radfahrzeug mit einem Stauraum für mehrere Verschlage oder Kisten 22 für je ein entfaltbares unbemanntes programmierbares Flugzeug aufweist. Der Lastkraftwagen 20 kann einen Speicher 24 für elektrische Kabel, eine Progranunvorrichtung und dgl. aufweisen. Mit 26 ist ein Ladegeschirr bezeichnet, das für das Handhaben der Kisten 22 mitgeführt wird.

Der Lastkraftwagen 20 kann farner Startmittel einschließlich einer Plattform 27 aufweisen, die an ihren äußeren Enden durch konventionell faltbare oder teleskopierbare hydraulische Stützen 28 abstützbar ist Diese Plattform 27 kann zur Unterstützung einer Startrampe 30 dienen, an der eine Basisplatte 32 gleitbar angebracht werden kann.

An der Basisplatte 32 ist ein Flugzeug 34 zum Starten von der Startrampe 30 gehalten. Auf diese Weise kann das verpackte Flugzeug gemäß der Erfindung schnell mittels des Lastkraftwagens zu einem erwünschten Startplatz in Stellung gebracht werden, indem eine Kiste auf die Startrampe geladen wird, die Kistenplatten oder -wände entfernt werden, das Flugzeug aufgestellt, getankt, bewaffnet und programmiert wird und die Basisplatte der Kiste zusammen mit dem Flugzeug gestartet bzw. abgeschossen wird. Wie im folgenden detaillierter beschrieben ist, fällt die Basisplatte 32 vom Plugzeug 34 herunter, sobald der Start vollendet ist, und das Flugzeug setzt seinen Flug einem programmierbaren Flugregler folgend fort

Das Verfahren zum Aufstellen und Start-Vorbereiten des Flugzeuges kl besser anhand der F i g. 2 bis 5 verständlich, in denen gleiche Bauteile mit gleichen Bezjgszahlen entsprechend ri g. 1 versehen sind. Wie in F i g. 2 gezeigt, besteht der erste Schritt zur Vorbereitung des Starts darin, die Plattform 27 von ihrem Speicherplatz längs der Seite 36 des Lastkraftwagens in eine im wesentlichen horizontale Position zu bringen. Die Stützen 28 an den äußeren Ecken der Plattform 27 können für die Abstützung nach unten geschwenkt werden. Durch diese Aktion wird die Startrampe 30 in eine für das Starten des Flugzeuges 34 zweckmäßig geneigte Posi· tion gebracht. Die Startrampe 30 und ihre Stützstreben 38 sind zweckmäßig steif mit der Plattform 27 verbunden, und keine zusätzliche Abstützung ist erforderlich. Die Startrampe t r.'det eine Unterlage, auf welcher das Flugzeug aufgerichtet, betankt, bewaffnet und programmiert wird, und im Transportzustand liegt die Startrampe mit ihren Stützstreben auf den in Kisten

verpackten Flugzeugen, wenn der Lastkraftwagen 20 auf Transportfahrt ist.

Der nächste Schritt besteht im Schwenken der beiden Türen 40 am Ende des Lastkraftwagens 20 in Offenstellung längs der Seitenwände 36 des Lastkraftwagens, so daß der Zugang zum Speicher 24 an der Rückseite des Lastkraftwagens freigemacht und außerdem Raum für das Schwenken des Auslegers 42 des Ladegeschirrs 26 geschaffen wird.

Das Handhaben der Kiste 22 mit dem darin verpackten Flugzeug kann mit konventionellen Mitteln erfolgen, und im gezeigten Ausführungsbeispiel wird die Kiste 22 durch Anheben des Auslegers 42 aus der in F i g. 2 gezeigten Stellung in die in Fig. 1, 3 und 4 gezeigte Stellung bewirkt. Ein Block mit Flaschenzug und Haken 44 kann längs der Länge des Auslegers 42 verfahren werden. Somit kann der Ausleger 42 in Position über eine Kiste 22 geschwenkt und der Haken 44 an einer üblichen Aufnahme 46 auf der Deckseite der Kiste 22 angehakt werden. Der Ausleger 42 kann dann aus der in F i g. 3 gezeigten Stellung in Pfeilrichtung mit dem verpackten Flugzeug um 90° in die Position gemäß F i g. 4 geschwenkt werden.

Die Startrampe ist vorzugsweise so gestaltet, wie in Fig. 5 gezeigt ist Die Startrampe kann danach mit einer breiten ebenen Fläche 50 auf jeder Seite einer T-förmig gestalteten, erhabenen Schiene 52 versehen sein. Die ebenen Flächen 50 dienen zum Kontakt mit den Unterflächen 54 der Basisplatte 32 einer Kiste und schaffen seitliche Stabilität für die Basisplatte 32 während des Startens. Wie detaillierter in den F i g. 6 und 9 gezeigt ist, ist die Basisplatte 32 der Kiste 22 vorzugsweise mit einem T-förmigen Schlitz 56 versehen.

Aus der Kistenstellung gemäß F i g. 4 kann der Schlitz 56 der Kiste mit seinem vorderen Ende mit den T-förmigen Flanschen 52 der Startrampe in Fluchtung gebracht werden, und die Kiste 22 kann in eine Position auf der Startrampe 30 abgesenkt werden, wobei sie auf den Flächen 50 der Startrampe aufliegt. In dieser Position kann die Kiste geringfügig vorgeschoben werden, und ein üblicher Befestiger wie ein Anschlag 58 kann in Anschlagstellung gebracht werden, um ein Zurückgleiten der Kiste 22 von der Startrampe zu verhindern.

In den Fig. 7 und 8 ist eine Ausführung eines Flugzeuges gemäß der Erfindung dargestellt Nach diesen Figuren umfaßt das Flugzeug ein Nasentei! 70, ein langgestrecktes Mittelteil 72 und ein Schwanzteil 74. Das Mittelteil 72 ist vorzugsweise rohrförmig gestaltet Das Nasenteil 70 ist aerodynamisch gestaltet und enthält die Führungsanlage und deren Flugregler einen Sensor, eine Wafferiaufnahme. eine Brennstofftankaufnahme und eine luftgekühlte Brennkraftmaschine 76 mit innerer Verbrennung, an der ein üblicher Schubpropeller 78 montiert ist Wie in F i g. 7 gezeigt ist, hat der Schubpropeüer nur einen einzigen Flügel bzw. ein einziges Blatt Der einflügelige Propeller wurde deshalb als vorteilhaft befunden, weil Verzögerungen beim Anbringen des Propellers an der Maschine umgangen werden. Während ein zweiflügeliger Propeller verwendet werden könnte, müßte ein solcher zweiflügeliger Propeller bei der Ausführung nach den F i g. 7 und 8 von der Maschine 76 abgenommen werden, solange das Flugzeug in der Kiste verpackt ist und für das Starten wieder angebracht wenden.

Seitlich von dem Nasenteil 70 des Flugzeuges erstrekken sich ein Paar Flügel 80 mit bewegbaren Leitwerken 82 an ihren äußeren Enden. Von jedem Flügel 80 hängt ein Seitenkrafterzeuger 84 herunter, der wie im folgenden noch beschrieben ist, bei Betrieb des Flugzeuges während der Endphase des Zielanfluges zu einem Drehen desFlugzeuges durch Gieren eingesetzt wird. Die Waffenladung 118 kann in das Nasenteil 70 durch Entfernen einer Schraubkappe 86 oder eines anderen geeigneten Deckels für eine Aussparung mit der Waffenladung eingesetzt werden.

Aus den F i g. 7 und 8 ist ferner ersichtlich, daß das Schwanzteil 74 eine vertikale Stabilisierungsflosse 88 aufweist, von der zwei horizontale Stabilisierungsflossen 90 seitlich wegragen. Die vertikale Stabilisierungsflosse 88 ist mit einem beweglichen Seitenruder 92 versehen, während die horizontalen Stabilisierungsflossen mit Höhenrudern 94 ausgerüstet sind.

Die Ruder 92,94 und Leitwerke 82 bilden hinsichtlich der Kipp- und Gierebene des Flugzeuges asymmetrische Steuerflächen. Sie sind mittels Servomotoren verstellbar, wobei die Asymmetrie aus dem Flächenunterschied zwischen Seitenruder 92 einerseits und den Höhenleitwerken 82,94 andererseits folgt

Dieses in den F i g. 7 und 8 dargestellte Flugzeug kann in eine Kiste 22 gemäß Fig. 1 verpackt sein, wie es in den F i g. 6,10 und 11 dargestellt ist. Gemäß F i g. 6 kann die Basisplatte 32 die Kiste 22 mit einer üblichen, konventionellen Stütze % zum Abstützen des Flugzeuges auf dem Basisteil 32 und zu dessem Halten in Position während des Starts ausgerüstet sein. Wie die I-1 g. b und 10 zeigen, weist die Basisplatte 32 eine Aussparung 98 zur Aufnahme einer Rakete auf, die sich von der Rückseite der Basisplatte 32 im wesentlichen längs deren Längsachse nach vorne erstreckt

Wie deutlicher aus Fig. 10 zu ersehen ist, kann die Schraubkappe 86 für die Aussparung 100 zur Aufnahme der Waffenladung 118 entfernt werden, um diese in das Nasenteil 70 des Flugzeuges einzuführen. Wie früher beschrieben, kann das Nasenteil 70 auch eine Aussparung 102 für einen Brennstofftank 120, einen Sensor 104 und eine Fuhrungsaniage 106 aufnehmen.

Der Sensor 104, die Fuhrungsaniage 106 und die Brennkraftmaschine 76 werden zum Anlassen mit elektrischer Energie mittels eines Schnellschlußstcckcrs 108 an der hintersten Stelle des Flugzeuges versorgt Wie später noch im einzelnen erläutert ist kann der Stecker 108 auch zum Programmieren des Flugreglers in der Führungsanlage 106 unmittelbar vor dem Start des Flugzeuges dienen.

Die Anordnung des Flugzeuges in der Kiste 22 ist am besten anhand der F i g. 6.10 und 11 zu erläutern.

Sobald sich eine Kiste an Ort und Stelle auf der Startrampe befindet werden die aufrechten Seitenplattcn 60 gemäß F i g. 6 und die aufrechten Stirnplatten 62 _t-imäß Fig.4 weggenommen. Die Seiten- und Stirnplattcn können von der Deckplatte 64 getrennt und von der Basisplatte 32 getrennt oder als Einheit mit Hilfe des Auslegers 42 und der daran angebrachten Hebevorrichtung weggenommen werden. Es können übliche Schnellverbinder 66 dazu verwendet werden, die verschiedenen Platten der Kiste zusammenzufügen. Bei der in F i g. 6 gezeigten bevorzugten Ausführung findet das schnelle Kuppeln bzw. Lösen der Befestiger 66, weiche die Seitenplatten mit der Basisplatte verbinden, beispielsweise durch eine Vierteldrehung statt worauf die Einheit aus den übrigen Platten der Kiste als Ganzes von der Basisplatte 32 abgehoben werden kann. Bei einer zweiten Ausführung (nicht gezeigt) sind die Deckplatte und die Seitenplatten als zusammenhängende Einheit aus einem feuchtigkritsundurchlässigen Werkstoff hergestellt und mit einer Dichtung versehen, mit

welcher diese Einheit gegenüber der Basisplatte abgedichtet ist.

Das Aufstellen des Flugzeuges nach Entfernen der Deck-, Seiten- und Stirnplatten der Kiste 22 IaBt sich am besten anhand der Fig. Il bis 15 verstehen. Wie in Fig. 12 gezeigt ist,sind die Flügel 80des Flugzeuges im wesentlichen längs des Flugzeuges verstaut. Aufgrund de neuartigen Anordnung gemäß Fig. 13 können die Flügel in einer von der endgültigen Montageposition entfernten Position verstaut sein.

Wie die F i g. 13 und 14 zeigen, kann jeder Flügel 80 ein Scharnier 109 und einen in den Flügel hinein sich erstreckenden Zylinder 110 aufweisen. Dieser Zylinder 110 paßt zu einer Aussparung 112 im Nasenteil 70 des Flugzeuges. Eine elastische Schnur bzw. Fangschnur 116 ist mit dem entfernten Ende 114 des Zylinders 110 verbunden und erstreckt sich aus dem Ende des Zylinders 110 in die Aussparung 112. Somit kann der gesamte Flügel geringfügig aUi tier in F i g. 12 gezeigten Position angehoben werden, in eine Position normal zur Längsachse des Flugzeuges gebracht werden und dann der Zylinder 110 in die Aussparung 112 eingesteckt werden. Die Elastizität der Fangschnur 116 dient nicht nur zum Halten des Flügels in Position sondern auch zur Führung, welche das schnelle Zusammenfügen des Flügels mit dem Flugzeug begünstigt.

Sobald die Flügel in der in F i g. 14 gezeigten Position sind, können sie um die Achse des Zylinders 110 in horizontale Position gemäß Fig. 15 geschwenkt werden. In dieser horizontalen Position können die Seitenkrafterzcüger 84 aus der in Fig. 14 gestrichelt und Fig. 15 durchgezogen gezeichneten Lage in die gestrichelte Lage gemäß F i g. 15 gebracht werden.

Anstelle einer einfachen Scharnieranordnung nach F i g. 14 kann die Verbindung zwischen den Seitenkrafterzeugem 84 und den Flügeln 80 auch von der Bauart sein, wie sie für die Verbindung zwischen Flüge! und Flugzeug anhand der Fig. 12 und 13 beschrieben wurde. Es können zweckmäßige Verriegelungsvorrichtungen verwendet werden, um die Seitenkrafterzeuger 84 in ihren heruntergeklappten Positionen zu halten.

Wie in Fig. 14 gezeigt ist, können die horizontalen Stabilisierungsflossen des Schwanzteiles aus der Verpackungsstellung in die in den Fig.7 und 15 (dort gestrichelt) gezeigte Position heruntergeschwenkt werden.

Sobald das Flugzeug ausgepackt und aufgerichtet worden ist, kann die Schraubkappe 86 entfernt und die Waffenladung 118 aus dem entfernten Speicher in das Nasenteil 70 gemäß Fig. 16 eingesetzt werden. Ferner kann gemäß Fig. 16 ein entfernbarer Brennstofftank 120 aus dem entfernten Speicher in die Aussparung 102 im Nasenteil 70 eingesetzt werden, um das Flugzeug mit einer vorbestimmten Menge von Brennstoff zu betanken.

Wenn das Flugzeug betankt ist, kann es mittels eines vom Lastkraftwagen gemäß F i g. 1 ausgehenden Kabels über den Schnellschlußstecker 108 gemäß Fig. 10 mit elektrischer Energie versorgt werden. Gleichzeitig können übliche Diagnosen betreffend die Avionik im Flugzeug über den gleichen Stecker mittels anderer Kabel durchgeführt werden, welche eine Verbindung zu üblichen Einrichtungen im Lastkraftwagen herstellen. Zu dieser Zeit, aber nicht notwendig in Reihenfolge, wird der Flugregler der Führungsanlage des Flugzeuges in üblicher Weise programmiert und dann die Flugzeugmaschine in Vorbereitung des Starts angelassen. Dann kann das vom Lastkraftwagen herkommende Speisekabel entfernt werden, so daß das Flugzeug auf der Basisplatte 32 der Kiste 22 startfertig für den Abschuß von der Startrampe 30 gemäß F i g. 1 ist.

Das Einsetzen einer konventionellen Feststoffrakete aus einem entfernten Speicherraum in die Aussparung 98 der Basisplatte der Kiste 22 und die Zündung der Feststoffrakete verursachen den Start der Basisplatte 32 mit dem Flugzeug von der Startrampe. Vorzugsweise brennt die Rakete aus, bevor die Basisplatte 32 die

ίο Startrampe verläßt, und die Basisplatte 32 wird vom Flugzeug in üblicher Weise getrennt, um unter Schwerkrafteinwirkung herabzufallen, so daß das Flugzeug in propellergetriebenem, vom Flugregler der Führungsanlage gesteuerten Flug verbleibt.

Das Flugzeug fliegt während der Anfangsphase des Fluges unter Regelung des Flugreglers, wobei eine übliche Führungsanlage zur Annäherung an das Zielgebiet dient. Sobald die angestrebte Nähe eines Zieles erreicht ist, kann das Flugzeug zürn »Buininelii« in einer vorbe stimmten Höhe mittels eines üblichen Station haltenden Manövers veranlaßt werden. Wenn auch nicht erforderlich, so ist doch davon auszugehen, daß das Flugzeug in der Anfangsphase seines Fluges in der üblichen Weise Kurven fliegt, nämlich durch eine Rollbewegung veran laßt, und zwar teilweise unterstützt durch die Seiten krafterzeuger. Sobald das Flugzeug das gewünschte Zielgebiet erreicht hat. wird der Sensor für elektromagnetische Energie in der Nase des Flugzeuges aktiviert, um das Vorhandensein eines Zieles aufzuspüren. Die Führungsanlage ist so programmiert, daß sie in vorbestimmter Weise auf das Verlieren eines Ziels reagiert, d. h. einen Einsatzabbruch oder ein Bummeln bzw. zielloses Umherfliegen verursacht, und ist so gestaltet, daß sie das Flugzeug auf das Erfassen von ausgestrahlter

Energie hin auf das Ziel führt.

In der End-Bodenannäherungsphase bzw. Absturzphase des Fluges des Flugzeuges äst das Flugzeug so eingerichtet, daß es nur in Gierbewegung Kurven fliegt. Wie anhand der Fi g. 18 erläutert wird, kann der Rich tungssensor 104 im Nasenteil des Flugzeuges in üblicKr Weise Azimutsignale AZ und Elevationssignale EL abgeben. Diese Rohdaten können in einer üblichen Flugverhaltens-Kompensationsschaltung 130 mit Informationen kombiniert werden, die von einem Giergeschwin- digkeits- Kreisel 134 und einem Kippgeschwindigkeits-Kreisel 136 abgegeben werden, um LOS AZ- und LOS fL-Signale zu erzeugen. Das Signal LOS AZ repräsentiert die wahre Sichtlinie zum Ziel bezüglich des Flugzeug-Geschwindigkeitsvektors. In ähnlicher Weise wer- den der Kippgeschwindigkeits-Kreisel 136 und das EL-Signal dazu verwendet, das LOS £Z.-Signal zu errechnen, welches die Zielsichtlinie bezüglich dem Flugzeugoeschwindigkeitsvektor repräsentiert-

Beide Signale LOS AZ und LOS EL werden im Diffe-

rentiator 140 differenziert, um die LOS-Geschwindigkeits-Daten zu ermitteln, welche für ein proportional wirkendes Führungssystem erforderlich sind, bei welchem die Geschwindigkeitsänderung der Azimut-Sichtlinien-Signale und der Elevations-Sichtlinien-Signale auf Null gehalten werden, um das Ziel zu treffen.

Gemäß F i g. 18 enthält ein Führungs-Programmgerät 142 die Logik zum Beginnen und Abbrechen des End-Zielanfluges, zum Oberwachen des Zustandes der Ausgangssignale des Sensors 104 und zum Obermitteln der Kipp- and Giersignale PC und YC zum üblichen dreiachsigen Autopilot 144. Ein üblicher Rollgeschwindigkeits-Kreisel 146 und ein Höhensensor 148, ein Führungssensor 149 und ein Angriffswinkelsensor 150 über-

mitteln ebenfalls Eingangssignale an den Autopiloten 144.

Während des Zielanfluges wird die Drossel der Maschine zweckmäßig auf Leerlauf eingestellt, und das Flugzeug kann beliebige Geschwindigkeit bzw. Lage einnehmen, weiche die Sichtlinien-Geschwindigkeitssignale, welche vom Differentiator 140 geliefert werden, auf Null bringen. Die drei orthogonalen Geschwindigkeits-Kreisel i34, 136 und 146 werden auf den Geschwindigkeitsvektor des »tauchenden Flugzeuges« in gleicher Weise ausgerichtet wie der Sensor 104. Die Ausrichtung der Gier- und Kipp-Geschwindigkeitssensoren auf den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges ergibt Geschwindigkeitsdaten, die unmittelbar von der Flugzeug-Stabilisierschaltung in dem drei-achsigen Autopilot 144 ohne Differentiation oder Höhenkompensation, die bei Verwendung eines Vertikal-Kreisels erforderlich wäre, ausgenützt werden können.

Darüberhinaus beschränkt die Verwendung eines Gcschwindigkeitj· Kreisels in der Ruiiscnaitung zum Aufrechterhalten einer Rollgeschwindigkeit von Null des Flugzeuges um seinen Geschwindigkeitsvektor das Flugzeug nicht auf einen Flugzustand mit Rollverhalten Null, d. h. mit auf die Horizontale ausgerichteten Flügelebenen. Während bei Verwendung eines Vertikal-Kreisels zur Aufrechterhaltung eines Rollflugverhaltens die Flügel in jedem Augenblick auf ein bestimmtes Niveau ausgi -ichtet werden müssen, ist es gemäß der Erfindung möglich, daß das Flugzeug seinen Rollwinkel unter Aufrechterhalten einer Rolländerungsgeschwindigkeit von Null ändern kann, um auf direktestem Wege das Ziel unabhängig von Änderungen der Anfangsgeometrie und des Windes in der Anfangsphase des Angriffes zu erreichen. Zusätzlich ermöglicht die Verwendung eines Rollgeschwindigkeits-Kreisels eine Führung, die unempfindlich gegenüber dem jeweiligen Flugzustand ist, so daß der Zielanflug in seiner Endphase in vertikalem oder sogar übergekipptem Zustand erfolgen kann. Somit wird eine größere Trefferwahrscheinlichkeit erhalten.

Zusätzlich zur Rollrate Null kann derAutopilot 144 eine kurzzeitige Kipp- und Gierdämpfung über innere Stabilisierungsschleifen vorsehen, wobei diese die Kippgeschwindigkeits- und Giergeschwindigkeitssignale für die Servomotoren, welche die Steuerflächen des Flugzeuges antreiben, auf Null zu setzen trachten.

Um minimale gegenseitige Beeinflussung sicherzustellen, wird die Nul!-Rollraten-Schaltung dazu verwendet, lediglich die Höhenleitwerke 82 der Flügel zu aktivieren, und die Kipp- und Gierschaltungen werden dazu benutzt, die Steuereinrichtungen für die Höhenleitwerke 94 und die Seitenruder 92 zu beaufschlagen. Es ist wünschenswert, daß die Gier-/Roll-Koppelung des Flugzeuges so gering wie möglich gehalten ist, weil jede Regelschleife die andere Regelschleife im Bestreben, ihre eigenen Fehlersignale auf Null zu setzen, stört Solche Störungen können zu einer übermäßigen Servobewegung führen.

Die Erzeugung einer Seitenkraft während eines Giermanövers kann in der Praxis mit vertikalen Tragflügelprofilen 84 erreicht werden, deren Fläche das 0,2- bis 0,5-fache der Flügelfläche des Flugzeuges entspricht Dies erzeugt eine Seitenkraft von mindestens 1,0 g, was als ausreichend empfunden wurde. Die Profile 84 sind im Betrieb nicht verstellbar.

Für ein Verständnis der Endphase des Fluges des Flugzeuges (Zielanflug) ist wesentlich, daß das flugzeug eine Änderung des Rollzustandes ohne Veränderung der Rollgeschwindigkeit erfahren kann und darf. Beispielsweise erzeugt eine Veränderung des Kipp- bzw. Nickwinkels des Flugzeuges vor dem Gieren einen RoII-Flugzustand bezüglich des Horizonts, d. h. die Flügel befinden sich nicht auf gleichbleibendem Niveau, wobei jedoch das Flugzeug nicht eine Veränderung seiner Rollgeschwindigkeit erfährt. Bei Kurvenfliegen durch Gieren ist somit die Notwendigkeit zum Korrigieren von Kipp- und Gier-Fehlersignalen aufgrund der Rota tion des Flugzeuges um seine Längsachse vermieden.

Das beschriebene System ist in vielerlei Hinsicht vorteilhaft.

Beispielsweise ist die Führungsanlage des Flugzeuges weniger aufwendig, weil ein Vertikal-Kreisel vermieden ist. Zusätzlich sorgt die Anwendung eines »Proportional«-Führungssystems beim Zielanflug für eine größere Trefferwahrscheinlichkeit selbst bei Verwendung ungenauer Sensoren. Sofern der aktuelle Sensorfehler relativ konstant ist, sorgt das Aufrechterhalten einer Ge schwindigkeitsänderung Nuii tür einen Treffer.

Das System nach der Erfindung ist außerdem einzigartig sicher, weil das Flugzeug, sein Brennstoff, seine Waffenladung und sein Raketenantrieb voneinander getrennt gespeichert sind.

Das System ist schnell in Stellung bringbar und die neuartige Kisten- und Startrampenanordnung sorgt für ein schnelles Aufstellen für den Start bzw. Abschuß. Die Konstruktion des Flugzeuges minimiert den Speicherraum und ferner die Aufstellungszeit für das Flugzeug.

Hierzu 5 Blatt Zeichnungen

Claims

1 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß Steuerflächen Patentansprüche: (82) an den Flügeln (80) des Flugkörpers unabhängig von den Seiten- und Höhenrudern (92,94) am Heck

1. Steuervorrichtung eines unbemannten Flugkör- von den Steuersignalen beaufschlagt werden,
pers zur einmaligen Verwendung mit Mitteln (20,30) 5

zum schnellen In-Stellung-Bringen und Starten des

Flugkörpers, einem Sensor (104) für elektromagnetische Energie und einer Steuerungsanlage (106) zum

Führen des Flugkörpers auf eine elektromagnet!- Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung eines sehe Energie ausstrahlendes Ziel, dadurch ge- ίο unbemannten Flugkörpers zur einmaligen Verwendung kennzeichnet, daß der Flugkörper (34) zur ho- mit den Merkmalen des Oberbegriffs des Anspruchs 1.
rizontalen Ebene durch den Schwerpunkt (Gierebe- Einmal verwendbare, ferngesteuerte oder programne) asymmetrisch angeordnete Steuerflächen (82,92, mierbare Flugkörper sind bekannt (z.B. DE-OS 94) aufweist und daß die Steuerungsanlage (106) so 29 04 749). Solche Flugkörper sind allgemein so gestalausgebildet ist, daß in der Endanflugsphase die Roll- 15 tet, daß sie zu einem vorbestimmten Gebiet hinfliegen, geschwindigkeit im wesentlichen auf den Wert Null ein feindliches Bodenziel aufspüren und darauf niedergehalten wird und daß die einzelnen Steuersignale gehen, wobei üblich von dem Ziel ausgestrahlte elektrojeweils voneinander unabhängigen Steuerflächen magnetische Energie für die Führung des Flugzeuges zugeordnet werden. ausgenutzt wird. Da dei-artige Flugkörper eine hohe

2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, gekenn- 20 Flug-Tüchtigkeit erfordern, müssen sie in üblicher Flugzeichnet. <3u?ch einen programmierbaren Flugregler zeugkonstruktion ausgeführt werden.

und eine Signalverarbeitungsschaltung für die Sen- Bei derEndphasen-Führung eines solchen Flugzeuges

sorsignale. ermitteln gewöhnlich Sensoren für die elektromagneti-

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, da- sehe Strahlung die Winkel und/oder Winkelgeschwindurch gekennzeichnet, daß der Sensor (104) für elek- 25 digkeiten zwischen den Zielen und der Längsachse sotromagnetische Energie vorne im Flugkörper zum wohl in der Kippebene als auch in der Gierebene. Kipp-Erzeugen von Fehlersignalen· untergebracht und fehler werden gewöhnlich durch Drehen des Flugzeuausgebildet ist, welche die Abweichung zwischen der ges in der Kjppebene korrigiert, wobei das Höhenruder Längsachse des Flugkörpers und der Sichtlinie zum sowohl bei »Folge-« als auch bei »Proportional-« Fühelektromagnetische Energie ausstrahlenden Ziel in 30 rungssystemen eingesetzt werden. Es entsteht dabei eider Kipp- und Gierebene repräsentieren und daß die ne minimale Bewegungr.kopplung in der Gierebene, Führungslage zur Flugregelung des Flugkörpers ab- weil ein Flugzeug allgemein um die Kippebene symmehängig von den vom Sensor tjgegebenen Signalen trisch ist, d. h, gleich große Steuerflächen auf beiden ausgebildet ist. Seiten der Längsachse den Flugzeuges aufweist

4. Steuervorrichtung nach / aspruch 3, dadurch 35 Ein konventionelles Flugzeug kann jedoch normalergekennzeichnet, daß die Fehlersignale maximal bei weise nicht ausreichende Sehenkräfte erzeugen, um den einer Winkelabweichung zwischen 7 und 10 Winkel- Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges in der Giergraden liegen. ebene zu verändern. Es ist daher erforderlich, das Flug-

5. Flugzeug nach einem der Ansprüche 2 bis 4, zeug um seine Längsachse in Richtung der Kurve zu dadurch gekennzeichnet, daß die Führungsanlage in 40 rollen und die Horizontalkomponente des Hubvektors der ersten Flugphase auf den programmierbaren der Flugzeugflügel auszunutzen, um das Flugzeug in der Flugregler und in der Endphase des Flugs auf die die Gierebene zu drehen. Wenn ein Sensor am Rumpf des Sensorsignale verarbeitende Signalverarbeitungs- Flugzeuges angeordnet ist, schafft jegliche Rollbeweschaltung reagiert. gung um die Längsachse c es Flugzeuges merkliche Feh-

6. System nach einem der Ansprüche 2 bis 5, da- 45 Ier sowohl bezüglich des Kipp- und des Gierwinkels als durch gekennzeichnet, daß ein Programmspeicher auch bezüglich der Kipp- und Gierwinkelgeschwindigmit einem Schnellschuß-Stecker zur Verbindung mit keiten. Solche Fehler können signifikante Größe erreieinem der Führungsanlage (106) zugeordneten Flug- chen und zu Polaritätsverichiebungen führen, welche zu regler des Flugkörpers (34) an einem zum Transport Schwingungen, Divergenzen und letztlich zum Verfehdes Flugkörpers dienenden Kraftfahrzeug (20) vor- a/ len der Operation führen können. Aus diesen Gründen gesehen ist. ist es erforderlich, eine Roll-Kompensationsschallung

7. System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, da- einzusetzen, um aus den vom Flugzeug aus gemessenen durch gekennzeichnet, daß der Sensor Azimut- und Winkeln und Winkelgeschwindigkeiten die Kipp- und Elevations-Fehlersignale abgibt, daß die Führungs- Gierwinkel sowie deren Geschwindigkeitsveränderunanlage für die Geschwindigkeitsänderung der Azi- 55 gen als Funktion der Rollgeschwindigkeit oder -ändertiut- und der Elevations-Fehlersignale repräsentati- rung oder hinsichtlich des Verhaltens des Flugzeuges ve Signale erzeugt, daß ein Führungsprogramm-Ge- ausgehend von nivellierten Flügeln oder bei horizontarät (142) die genannten Signale eingegeben erhält lern Flug zu errechnen. Selbst unter Verwendung einer und Kipp· sowie Gier-Steuersignale erzeugt, daß ein Rollkompensationsschaltung schafft der Zeitverzug, der Höhensensor (148) zum Erzeugen eines Höhensteu- 60 notwendig durch das Rollen des Flugzeuges zum Korriersignales, ein Angriffswinkel-Sensor, Roll-, Kipp- gieren der Gierfehler erzeugt wird, eine größere Fehlcr-Giergeschwindigkeitskreisel zum Erzeugen der ent- Wahrscheinlichkeit beim Kurvenfliegen als erwünscht,
sprechenden Geschwindigkeitssteuersignale und ein Eine andere Schwierigkeit bei konventionellen Systcdreiachsiger Autopilot (144) vorgesehen sind, wel- men ergibt sich aus der Problematik des Einsatzes eines eher auf die genannten Steuersignale zum Verstellen 65 Vertikal-Kreisels. Vertikal-Kreisel sind sehr aufwendig, der Steuerflächen (82, 92, 94) des Flugkörpers ein- Bekanntlich werden Vertikal-Kreisel weniger empfindwirkt, lieh, wenn sie sich dem Fußpunkt der kardanischen Auf-

8. Steuervorrichtung nach einem der Ansprüche 1 hängung bzw. der wahren Vcrtikalrichtung annähern.