DE3238896C1 - Semi-active guidance method for missiles - Google Patents

Semi-active guidance method for missiles

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DE3238896C1 DE19823238896 DE3238896A DE3238896C1 DE 3238896 C1 DE3238896 C1 DE 3238896C1 DE 19823238896 DE19823238896 DE 19823238896 DE 3238896 A DE3238896 A DE 3238896A DE 3238896 C1 DE3238896 C1 DE 3238896C1
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Abstract

The invention relates to a semi-active guidance method for missiles having a target homing head, the target being illuminated from a ground station by means of a laser beam which is locked to the target, the target direction from the missile being determined from the measurement of the laser radiation scattered back from the target to the missile homing head, and being used for guidance of the missile, the target range being entered automatically into the passive target homing head, without any dedicated range finding device, for missile guidance. <IMAGE>

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein halbaktives Lenkverfahren für Flugkörper mit einem Suchkopf, wobei das Ziel von einer Bo­ denstation aus mittels eines zielnachgeführten Laserstrahls beleuchtet, die Zielrichtung vom Flugkörper aus durch Vermes­ sung der vom Ziel auf den Flugkörpersuchkopf zurückgestreuten Laserstrahlung bestimmt und zur Lenkung des Flugkörpers ver­ wendet wird.The invention relates to a semi-active steering method for missiles with a seeker head, the target of a Bo the station by means of a target-tracking laser beam illuminated, the target direction from the missile through Vermes solution from the target back to the missile seeker head Determines laser radiation and ver to control the missile is applied.

Derartige bekannte Lenkverfahren haben den Nachteil, daß im Flugkörper nur die Zielrichtung, nicht aber die Entfernung zwi­ schen Ziel und Flugkörper bekannt ist. Daher kann hier nur ein einfaches, zielentfernungsunabhängiges Lenkgesetz angewendet werden, was an die Flugkörper-Manövrierfähigkeit wesentlich höhere Anforderungen stellt und zu einem erhöhten Lenk- und Steueraufwand führt.Such known steering methods have the disadvantage that in Missile only the target direction, but not the distance between target and missile is known. Therefore, only one can simple, distance-independent steering law applied become essential to the missile maneuverability makes higher demands and leads to increased steering and Tax expense leads.

Die nun naheliegende Verbesserung, die Entfernungen Bodensta­ tion - Ziel und Bodenstation - Flugkörper von der Bodenanlage aus zu messen, durch Differenzbildung die Entfernung dem Flug­ körper zu übermitteln, ist ungenau und sehr aufwendig und hat sich in der Praxis nicht bewährt.The obvious improvement, the distances Bodensta tion - target and ground station - missile from the ground system from measuring the distance to the flight by forming the difference Body transmission is imprecise and very complex and has has not proven itself in practice.

Auch die andere naheliegende Verbesserung, nämlich den Flug­ körper selbst mit einem Zielverfolgungs- und Zielmeßgerät aus­ zustatten, ist außerordentlich aufwendig, da ein kompliziertes und aufwendiges Lasersystem an Bord des Flugkörpers benötigt wird.The other obvious improvement, namely the flight body itself with a target tracking and target measuring device to grant is extremely complex, since it is a complicated one and complex laser system on board the missile becomes.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein halbaktives Lenkverfahren zu entwickeln, mit dem der passive Zielsuchkopf ohne eigene Entfernungsmessung bzw. Entfernungsmeßeinrichtung zur Zielrichtung auch noch die Zielentfernung zusätzlich und automatisch feststellen kann.The present invention is based on the object to develop semi-active steering with which the passive Target seeker without own distance measurement or distance measuring device to the target direction also Can also determine target distance automatically.

Diese Aufgabe wird in überraschend einfacher und präziser Weise durch die im Anspruch 1 niedergelegten Maßnahmen gelöst. In der Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel erläu­ tert und in den Figuren der Zeichnung graphisch dargestellt. Es zeigtThis task becomes surprisingly simple and precise Way through the measures laid down in claim 1  solved. An exemplary embodiment is explained in the description tert and graphically represented in the figures of the drawing. It shows

Fig. 1 eine Schemaskizze über die Lagen: Bodenstation - Flugkörper - Ziel, Fig. 1 is a schematic sketch of the layers: earth station - missiles - target

Fig. 2 ein Frequenzdiagramm, Fig. 2 is a frequency diagram,

Fig. 3 ein Zahlenbeispiel für die auftretenden Ent­ fernungen und Modulationsfrequenzen, Fig. 3 distances, a numerical example for the existing Ent and modulation frequencies,

Fig. 4 ein Schaltschema der Bodenstation, Fig. 4 is a circuit diagram of the ground station,

Fig. 5 ein Schaltschema der Flugkörperelektronik. Fig. 5 is a circuit diagram of the missile electronics.

Dem Flugkörper-Zielsuchkopf 15 wird die Zielentfernung dadurch übermittelt, daß von der Bodenstation 10 aus mittels eines Ent­ fernungsmessers, vorzugsweise eines Laserentfernungsmessers 11 a die Zielentfernung gemessen wird, während das Ziel mittels eines Zielbeleuchtungsgerätes 11 b mit einem Laserstrahl 12 b gleichzeitig beleuchtet wird, der zwei in der Frequenz benach­ barte Modulationsfrequenzen ν 1 und ν 2 enthält. Dieser Beleuch­ tungsstrahl 12 b kann nun der durch einen Laser im Zielbe­ leuchtungsgerät 11 b ausgesendete Strahl oder vorzugsweise bei Verwendung eines Laserentfernungsmessers der von diesem und dem Zielbeleuchtungsgerät 11 b gemeinsam benutzte, vom Laser 20 aus­ gesendete Laserstrahl 12 a sein, der dann mit dem Laserstrahl 11 a identisch ist. Eine der beiden Frequenzen - z. B. n 1 - wird nun durch einen Phasenschieber 24 der Bodenstation 10 beziehungs­ weise des Zielbeleuchtungsgerätes 11 b derart beeinflußt, daß am Zielort die Phasendifferenz der beiden Modulationsfrequen­ zen immer auf einem festen, in der Flugkörperelektronik vorher eingegebenen bekannten Wert gehalten wird. The missile homing head 15 is transmitted to the target distance in that by means of a Ent fernungsmessers, preferably a laser rangefinder 11 is a target distance measured while the target by means of a target illumination device 11 b b with a laser beam 12 is illuminated simultaneously from the ground station 10 from which contains two modulation frequencies ν 1 and ν 2 which are adjacent in frequency. This Ligh ting beam 12 b can now be formed by a laser in the desti leuchtungsgerät 11 b emitted beam or, preferably, by using a laser rangefinder, the used of the latter and the target illumination device 11 b together by the laser 20 of transmitted laser beam 12 a be, which then with the laser beam 11 a is identical. One of the two frequencies - e.g. B. n 1 - is now influenced by a phase shifter 24 of the ground station 10, as the target lighting device 11 b so that the phase difference of the two modulation frequencies is always kept at a fixed, previously entered in the missile electronics known value at the destination.

Die vom Ziel 13 auf den Flugkörper 14 zurückgestreute Laser­ strahlung 17 wird vom Suchkopf 15 aufgefangen und durch die Flugkörperelektronik 16 ausgewertet. Diese ist eine Einrichtung zur Messung der Phasendifferenz der beiden Modulationsfrequen­ zen. Da diese Differenz proportional mit der Entfernung vom Ziel verläuft, ergibt sich aus ihr unmittelbar die Entfernung zwischen Flugkörper und Ziel.The laser radiation 17 scattered back from the target 13 onto the missile 14 is captured by the seeker head 15 and evaluated by the missile electronics 16 . This is a device for measuring the phase difference between the two modulation frequencies. Since this difference is proportional to the distance from the target, the distance between the missile and the target results directly from it.

In der Fig. 2 ist das Prinzip schematisch gezeigt; die Phasen­ differenz Δϕ wächst proportional mit der Entfernung und gibt daher automatisch dem Flugkörper seine Entfernung zum Ziel be­ kannt. Der Abstand der beiden Modulationsfrequenzen wird zweck­ mäßigerweise so gewählt, daß der Eindeutigkeitsbereich R E = c/l( ν 1 - ν 2 ) der Entfernungsmessung etwa so groß wie die maximale Auffaßreichweite des Zielsuchkopfes ist.The principle is shown schematically in FIG. 2; the phase difference Δϕ increases proportionally with the distance and therefore automatically gives the missile its distance to the target. The distance between the two modulation frequencies is expediently chosen such that the uniqueness range R E = c / l ( ν 1 - ν 2 ) of the distance measurement is approximately as large as the maximum detection range of the target seeker.

Bei Verwendung eines Laserentfernungsmessers 11 a zur Messung der Entfernung zwischen Bodenstation 10 und Ziel 13 wird zweckmäßigerweise das bekannte Phasenmeßverfahren angewendet. Wegen der in der Regel weit größeren Entfernung zwischen Bo­ denstation und Ziel im Vergleich zur Auffaßreichweite des Flugkörpersuchkopfes 15 muß hier ein Eindeutigkeitsbereich der Phasenmessung entsprechend größer sein, d. h. die Modula­ tionsfrequenz ν 3 des vom Laserentfernungsmessers ausgesendeten Entfernungsmeßstrahls 12 a muß entsprechend niedriger sein als der Abstand der beiden Modulationsfrequenzen ν 1 und ν 2. Dassel­ be läßt sich erreichen, wenn man die Modulationsfrequenz als Differenz zweier entsprechend benachbarter Frequenzen ν 2, ν 3 darstellt. In diesem Fall kann als Laserstrahl der Frequenz n 2 der zur Zielbeleuchtung verwendete Laserstrahl 12 b verwendet werden. Zweckmäßigerweise faßt man dann den Entfernungsmesser 11 a und den Zielbeleuchter 11 b zu einem gemeinsamen Gerät mit einem gemeinsamen Laser 20 zusammen. Die Fig. 4 zeigt hierfür ein Zahlenbeispiel. When using a laser rangefinder 11 a to measure the distance between the ground station 10 and the target 13 , the known phase measurement method is expediently used. Because of the usually much greater distance between the bo station and the target compared to the detection range of the missile search head 15 , a unambiguity range of the phase measurement must be correspondingly larger here, ie the modulation frequency ν 3 of the distance measuring beam 12 a emitted by the laser rangefinder must be correspondingly lower than the distance of the two modulation frequencies ν 1 and ν 2 . This can be achieved if the modulation frequency is represented as the difference between two corresponding adjacent frequencies ν 2 , ν 3 . In this case, the laser beam 12 b used for target illumination can be used as the laser beam of frequency n 2 . Appropriately, one then summarizes the range finder 11 a and the target illuminator 11 b to a common device with a common laser 20 . FIG. 4 shows an example of this number.

Die Entfernungsoptiken von Laserentfernungsmesser 11 a und Such­ kopf 15 empfangen alle 3 Modulationsfrequenzen, von denen je­ doch jeweils höchstens zwei zur Entfernungsbestimmung benö­ tigt werden. Die eingangs erwähnte Teilaufgabe der Zielrich­ tungsbestimmung von der Bodenstation 10 und vom Flugkörper 15 aus erfordert jedoch keine bestimmte Modulationsfrequenz. Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung sieht vor, daß im Laser­ entfernungsmesser 11 a und im Suchkopf 15 alle drei Modulations­ anteile der empfangenen Laserstrahlung zur Zielrichtungsbestim­ mung ausgewertet werden, wodurch das Signal-Rauschverhältnis der Empfänger und damit ihre Wirksamkeit verbessert werden.The distance optics of laser rangefinder 11 a and search head 15 receive all 3 modulation frequencies, of which a maximum of two are required to determine the distance. However, the above-mentioned partial task of determining the target direction from the ground station 10 and from the missile 15 does not require a specific modulation frequency. A further embodiment of the invention provides that in the laser range finder 11 a and in the search head 15 all three modulation portions of the received laser radiation for the direction determination are evaluated, whereby the signal-to-noise ratio of the receivers and thus their effectiveness are improved.

In der Fig. 4 ist der gerätemäßige Aufbau der Bodenstation 10 eines Ausführungsbeispiels gezeigt, bei dem als Entfernungs­ messer 11 a ein Laserentfernungsmesser verwendet wird. Der zur Zielnachführung gehörende Teil ist der Einfachheit halber weg­ gelassen. Der Laserentfernungsmesser 11 a setzt sich aus dem Laser 20, dem Modulator 21 und der Sendeoptik 22 zusammen, mit der wiederum eine Empfangsoptik 23 integriert ist, d. h. Sende­ optik 22 und Empfangsoptik 23 bilden eine Einheit. Zur besseren Verdeutlichung sind jedoch beide Optiken getrennt gezeichnet. Der auf das Ziel 13 gerichtete Laserstrahl ist als Entfer­ nungsmeßstrahl 12 a mit den Frequenzen ν 2, ν 3 moduliert und im Sinne als Beleuchtungsstrahl 12 b mit den Frequenzen ν 1, ν 2. Ein Frequenzgenerator 28 liefert nun diese Frequenzen, wobei die Frequenz ν 1 über einen Phasenschieber 24 der Addiereinheit 27 zugeführt wird. Die Frequenzen n 2, ν 3 werden einmal der Ad­ diereinheit 27 vom Frequenzgenerator 28 direkt zugeleitet und außerdem noch einem - jeder Frequenz zugeordneten - Phasende­ tektor 25 bzw. 26 als Referenzsignale. Von der Addiereinheit 27 werden die linear überlagerten Signale dem Modulator 21 einge­ geben und dadurch dem auf das Ziel 13 gerichteten Laserstrahl 12 a, 12 b aufgeprägt. Über die Empfangsoptik 23 wird der zur Bo­ denstation zurückgestreute Empfangsstrahl entsprechend seiner Modulationsfrequenzen von den entsprechenden Phasendetektoren 25 und 26 aufgenommen und gesondert der Einheit 29 für die Entfernungsmeßauswertung eingegeben. Die hier festgestellte Zielentfernung wird über den Phasenschieber 24 in der bereits beschriebenen Weise dem Beleuchtungsstrahl 12 b so aufgeprägt, daß die Phasendifferenz ν 1 - ν 2 am Zielort einem bestimmten Wert entspricht. Dieser Wert kann z. B. Null oder π/4 oder ein anderer, für die Flugkörperelektronik 16 günstiger Wert sein. Somit ist der passive Zielsuchkopf 15 des Flugkörpers 14 in die Lage versetzt, zusätzlich zur Zielrichtung auch noch die Zielentfernung direkt festzustellen.In FIG. 4 the device practical structure of the ground station 10 is shown an embodiment is used in which as the distance measurer 11 a a laser rangefinder. The part belonging to the target tracking has been omitted for the sake of simplicity. The laser rangefinder 11 a is composed of the laser 20 , the modulator 21 and the transmission optics 22 , with which in turn a reception optics 23 is integrated, ie transmission optics 22 and reception optics 23 form a unit. For better clarification, however, both optics are drawn separately. The laser beam aimed at the target 13 is modulated as a distance measuring beam 12 a with the frequencies ν 2 , ν 3 and in the sense of an illumination beam 12 b with the frequencies ν 1 , ν 2 . A frequency generator 28 now supplies these frequencies, the frequency ν 1 being fed to the adding unit 27 via a phase shifter 24 . The frequencies n 2 , ν 3 are fed directly to the ad dier unit 27 by the frequency generator 28 and also a phase detector 25 and 26 assigned to each frequency as reference signals. From the adding unit 27 , the linearly superimposed signals are given to the modulator 21 and thereby impressed on the laser beam 12 a , 12 b directed at the target 13 . Via the receiving optics 23 the received beam backscattered to the bo denstation is picked up according to its modulation frequencies by the corresponding phase detectors 25 and 26 and entered separately into the unit 29 for the distance measurement evaluation. The target distance determined here is impressed on the illuminating beam 12 b via the phase shifter 24 in the manner already described so that the phase difference ν 1 - ν 2 at the target location corresponds to a certain value. This value can e.g. B. zero or π / 4 or another value that is favorable for the missile electronics 16 . The passive target seeker head 15 of the missile 14 is thus able to determine the target distance in addition to the target direction.

In der Fig. 5 ist der gerätemäßige Aufbau der Flugkörperelek­ tronik 16 dargestellt. Die Empfangsoptik 31 richtet die Em­ pfangsstrahlung 17 auf die richtungsempfindliche Detektorein­ heit 32. Deren Signale werden der Einheit 33 für die Bestim­ mung der Zielrichtung sowie zwei Bandfiltern 34 und 35 zur Trennung der beiden Modulationsfrequenzen ν 1 und ν 2 zugeführt. Mit der Modulationsfrequenz ν 2 als Referenz wird vom Phasen­ detektor 36 die Phasendifferenz ν 1 und ν 2 bestimmt und der Einheit 37 für die Entfernungsmeßauswertung eingegeben. Aus Entfernungs- und Zielrichtung berechnet schließlich der Lenkkommandorechner 38 die einzelnen Lenkkommandos für die Flugkörpersteuerung 39.In FIG. 5, the device structure of the moderate Flugkörperelek is shown electronics sixteenth The receiving optics 31 directs the receiving radiation 17 to the direction-sensitive detector unit 32 . Their signals are supplied to the unit 33 for the determination of the target direction and two bandpass filters 34 and 35 for separating the two modulation frequencies ν 1 and ν 2 . With the modulation frequency ν 2 as a reference, the phase difference 36 determines the phase difference ν 1 and ν 2 and enters the unit 37 for the distance measurement evaluation. Finally, the steering command computer 38 calculates the individual steering commands for the missile control 39 from the distance and target direction.

Durch das Einstellen der festen Phasenlage mit Bezug auf den Zielort und nicht auf den Ort der Bodenanlage ergibt sich eine Entfernungsmessung Flugkörper zum Ziel durch die passive Mes­ sung der Phasenlage der vom erleuchteten Ziel ausgehenden Streustrahlung, und somit wird ohne ein aktives Entfernungsmeß­ verfahren im Flugkörper diese automatisch erhalten, wodurch eine wesentliche Verbesserung des Flugkörperlenkgesetzes er­ zielt wird.By setting the fixed phase position with reference to the Destination and not on the location of the floor system results in one Distance measurement of missiles to the target by passive measurement Solution of the phase position of the starting from the illuminated target Scattered radiation, and thus without an active distance measurement procedures in the missile receive them automatically, whereby a significant improvement in the Missile Guidance Act is aimed.

Claims (6)

1. Halbaktives Lenkverfahren für Flugkörper mit einem Ziel­ suchkopf, wobei das Ziel von einer Bodenstation aus mittels eines zielnachgeführten Laserstrahls beleuchtet, die Ziel­ richtung vom Flugkörper aus durch Vermessung der vom Ziel auf den Flugkörpersuchkopf zurückgestreuten Laserstrahlung bestimmt und zur Lenkung des Flugkörpers verwendet wird, dadurch gekennzeichnet, daß mittels eines Entfernungsmessers (11 a) die Zielentfernung gemessen wird und der das Ziel beleuchtende Laserstrahl (12 b) zwei in der Frequenz benachbarte Modulationsfrequenzen enthält, von denen eine gemäß der Zielentfernung mittels eines Pha­ senschiebers (24) so korrigiert wird, daß am Zielort die Phasendifferenz der beiden Modulationsfrequenzen immer auf einem vorherbestimmten Wert gehalten wird, und daß von der Flugkörperelektronik (16) die Phasendifferenz der vom Ziel zum Suchkopf zurückgestreuten Modulationsfrequenzen gemes­ sen, daraus die Entfernung zwischen Ziel (13) und Flugkör­ per (15) ermittelt und dieser Wert zur Anwendung eines Lenkgesetzes zur Flugkörperlenkung verwendet wird.1. Semi-active steering method for missiles with a target seeker head, the target being illuminated from a ground station by means of a laser beam that is aimed at, the target direction from the missile being determined by measuring the laser radiation scattered back from the target onto the missile seeker head and being used for guiding the missile, thereby characterized in that the target distance is measured by means of a range finder ( 11 a) and the laser beam ( 12 b) illuminating the target contains two modulation frequencies which are adjacent in frequency, one of which is corrected according to the target distance by means of a phase shifter ( 24 ) so that at the destination, the phase difference of the two modulation frequencies is always kept at a predetermined value, and that the phase difference of the modulation frequencies scattered back from the target to the seeker head is measured by the missile electronics ( 16 ), from which the distance between the target ( 13 ) and the missile is determined ( 15 ) t and this value is used to apply a missile guidance law. 2. Lenkverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich­ net, daß als Entfernungsmesser (11 a) ein Laserentfernungs­ messer nach dem Phasenmeßprinzip verwendet wird. 2. Steering method according to claim 1, characterized in that a laser range finder is used as a range finder ( 11 a) according to the phase measurement principle. 3. Lenkverfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch ge­ kennzeichnet, daß zur Entfernungsmessung und zur Zielbeleuchtung derselbe Laser (20) verwendet wird.3. Steering method according to claim 1 or 2, characterized in that the same laser ( 20 ) is used for distance measurement and for target illumination. 4. Lenkverfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch ge­ kennzeichnet, daß dem Zielbeleuchtungsstrahl (12 b) eine dritte Modulationsfrequenz mit kleinerem Fre­ quenzabstand aufgeprägt wird und daß mittels dieser und einer der beiden anderen Modulationsfrequenzen der das Ziel beleuchtende Laserstrahl (12 b) direkt zur Entfernungs­ messung verwendet wird.4. Steering method according to one of claims 1 to 3, characterized in that the target illuminating beam (12 b) has a third modulation frequency smaller Fre quenzabstand is impressed, and in that by means of this and one of the two different modulation frequencies of the target illuminating laser beam (b 12) is used directly for distance measurement. 5. Lenkverfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch ge­ kennzeichnet, daß an der Bodenstation (10) zur Zielverfolgung der bei der Zielentfernungsmessung nicht benutzte Modulationsanteil des das Ziel beleuchtenden La­ serstrahls (12 b) verwendet wird.5. Steering method according to one of claims 1 to 4, characterized in that at the ground station ( 10 ) for target tracking of the modulation portion of the laser beam illuminating the target which is not used in the target distance measurement ( 12 b) is used. 6. Lenkverfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch ge­ kennzeichnet, daß im Flugkörpersuchkopf (15) zur Zielrichtungsbestimmung auch der bei der Zielentfernungs­ messung nicht benutzte Modulationsanteil der im Suchkopf (15) empfangenen Laserstrahlung (17) verwendet wird.6. Steering method according to one of claims 1 to 5, characterized in that in the missile seeker head (15) and which is at the target distance measurement unused modulation component of the received in the search head (15) of laser radiation (17) used for target direction determination.
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