DE3300709A1 - Flugkoerper zum bekaempfen von luftzielen - Google Patents
Flugkoerper zum bekaempfen von luftzielenInfo
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Description
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-A-
Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugkörper zum Bekämpfen
von Luftzielen gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruches 1 .
Es ist bekannt, derartige Flugkörper mit einem aktiven, semiaktiven oder passiven optischen Zielsuchkapf auszurüsten,
mit dem die Ablage des zu bekämpfenden Luftzieles von der Flugrichtung des Flugkörpers gemessen und in
einer Auswerteschaltung in Steuersignale für Steuerorgane des Flugkörpers umgewandelt wird, mit denen der Flugkörper
auf einen Kollisionskurs mit dem Luftziel geführt wird. Die Flugkörper selbst sind entweder selbstgetriebene Flugkörper,
z.B. mit einem Feststofftriebwerk, oder nicht angetriebene ballistische Flugkörper, üblicherweise werden
jedoch nur relativ aufwendige und daher teure selbstgetriebene Flugkörper mit einer Suchkopfsteuerung versehen.
Bei nicht selbstgetriebenen Flugkörpern, z.B. Geschossen, begnügt man sich in der Regel mit einem optischen Annäherungszünder,
wie er etwa aus der DE-AS 10 72 518 bekannt ist.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, für einen Flugkörper der infrage stehenden Art eine einfach und billig
zu realisierende Suchkopfsteuerung anzugeben, mit der trotzdem
eine hohe Trefferwahrscheinlichkeit erzielt wird.
Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung durch die im kennzeichnenden
Teil des ersten Patentanspruchs angegebenen Merkmale gelöst.
Gemäß diesen Merkmalen wird eine einfache Konstruktion des Empfängers in Form einer Zeile aus einer Vielzahl von
Empfangszellen angegeben, wobei die geometrische Zuordnung zwischen Empfänger und Steuerorganen eine feste Zuordnung
hat. Bei der zeitlichen Zuordnung von verarbeitetem Eingangssignal zu der Steuereinheit wird gegebenenfalls der
Verlauf der vorausgegangenen Korrekturmanöver berücksichtigt. In Verbindung mit der Rotation des Flugkörpers kann dieser
einfach auf einen Kollisionskurs mit dem Ziel gebracht
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COPY /
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werden.
werden.
Der Empfänger weist z.B. eine Zeile von ladungsgekoppelten Speicherzellen (CCD) auf, deren Empfangssignale in der
Auswerteschaltung gespeichert und bei jeder Umdrehung des Flugkörpers mit den gespeicherten Signalen verglichen werden.
Sollte hier eine Zielablage erfaßt werden, d.h. das Ziel auf anderen Speicherzellen abgebildet werden als bei
vorherigen Umdrehungen des Flugkörpers, so werden die Steuer organe so betätigt, daß der Flugkörper wieder auf einen
Kollisionskurs zurückgeführt wird. Als Steuerorgs.ne können
z.B. schnellarbeitende Spoiler oder andere Störkörper verwendet werden, die über eine schnellschwingende Spule
nach Art eines Lautsprechers betätigt werden.
Der Flugkörper kann je nach dem verwendeten Lenkgesetz z.B. auf einfache Weise in Art einer Proportionalnavigation
auf Kollisionskurs mit dem Flugziel gebracht werden, wobei der Ablagewinkel zwischen Flugrichtung des Flugkörpers und
Ziel jeweils konstant gehalten wird. Ebenso kann auch die zeitliche Aufeinanderfolge der dem Ziel zuzuordnenden
EmpfangsSignaIe bei den Umdrehungen des Flugkörpers zur
Berechnung der Steuersignale für das Steuerorgan heran gezogen werden .
Die Erfindung kann durch die einfache Konstruktion des Suchkopfes und der Steuerorgane auch bei kleinen Flugkörpern
verwendet werden, so z.B. bei Flugabwehrgranaten. Die Trefferwahrscheinlichkeit wird durch die Erfindung
wesentlich erhöht.
Weitere Vorteile und Ausgestaltungen der Erfindung gehen aus den Unteransprüchen in Verbindung mit der nachfolgenden
Beschreibung hervor, in der ein Ausführungsbeispiel der Er-
findung anhand der Zeichnung näher erläutert ist. In der
Zeichnung stellen dar:
Figur 1 eine teilweise geschnittene Teilansicht eines Flugkörpers mit einem optischen Suchkopf gemäß
der Erfindung;
Figur 2 ein Blockschaltbild für eine Empfänger- und Auswerteschaltung
des Flugkörpers gemäß Figur 1;
Figur 3 eine schematische Teilansicht eines Empfängers in vergrößertem Maßstab;
Figur 4 ein Diagramm der Ausgangssignale des Empfängers gemäß Figur 3;
Figur 5 eine schematische Darstellung des Zielanfluges von Flugkörpern gemäß der Erfindung aus unterschiedlichen
Positionen in Richtung auf ein Flugziel.
In Figur 1 ist von einem nicht selbstgetriebenen Flugkörper 1 nur ein Teil des Buges dargestellt. Der Flugkörper rotiert
in Richtung des Pfeiles P um seine Längsachse 2. Der Flugkörper hat z.B. die Ausmaße einer üblichen Flugabwehrgranate
und rotiert mit einer annähernd konstanten Drehgeschwindigkeit bis zu 1000 Umdrehungen pro Minute.
Der Flugkörper trägt an seiner Spitze eine zentrische Sammeloptik 3, 'in deren Brennebene ein linienförmiger
Empfänger 4 angeordnet ist. Der Empfänger 4 besteht aus einer Vielzahl linear aneinandergereihter Empfangszellen 5
aus ladungsgekoppelten Speichern (CCD); ein Teilausschnitt dieses linienförmigen Empfängers ist in Figur 3 dargestellt,
in der vier Empfangszellen mit den Kennzahlen n,
n+1, n+2 und n+3 bezeichnet sind. Der linienförmige Empfänger
erstreckt sich etwa von der Längsachse 2 des Flugkörpers in der Brennebene der Sammcloptik längs eines Radius
des Flugkörpers nach außen, wobei die Längsausdehnung des Empfängers 4 den Suchwinkel oc des Suchkegels gegenüber
der Flugkörperlängsachse 2 bestimmt.
Am Bug des Flugkörpers ist ferner ein parallel zur Flugrichtung angeordneter Steuerstift vorgesehen, der in Ruhestellung
mit der Flugkörpermantelfläche abschließt, der jedoch mit Hilfe einer nur schematisch dargestellten■Spulenanordnung
7 in rascher Folge intermittierend in seiner Längsrichtung bewegt werden kann, so daß er bei Betätigung aus
der Mantelfläche des Flugkörpers hinausragt und auf den Flugkörper durch die angreifenden Luftkräfte ein Steuermoment
ausübt. Durch die Anbringung des Steuerstiftes am Bug des Flugkörpers sind auch bei kleinen Amplituden
des Steuerstiftes die auf den Flugkörper ausgeübten Lenkmomente
ausreichend, um den Flugkörper längs eines bestimmten Kurses zu führen.
Der Empfänger 4 und der Steuerstift 6 sind, wie in Figur dargestellt, über eine Auswerteschaltung 8 miteinander verbunden,
in der die Signale der einzelnen Empfangszellen 5 des Empfängers 4 für die Zielerfassung und die Steuerung
des Flugkörpers ausgewertet werden. Wie in dieser Figur 2 angedeutet, ist es möglich, mehrere derartiger linien förmiger
Empfänger zu benutzen, so z.B. einen Empfänger 4a für den sichtbaren Bereich des Lichtes und einen Empfänger 4b
für den Infrarot-Anteil. Beide Empfänger sind in gleicher Weise aufgebaut.
Wenn von dem Suchkopf ein Ziel 9 erfaßt wird, wie dieses schematisch in den Figuren 1 und 3 dargestellt ist, so
wird bei jeder Umdrehung des Flugkörpers dieses Ziel -*v
jjuu/υα
in diesem Falle ein Flugzeug, je nach dem Suchwinkel auf einer bestimmten Empfangszelle, z.B. in diesem Falle auf
der Empfangszelle (n+2) abgebildet. Das Ausgangssignal
des Empfängers 4 im Bereich der Empfangszellen (n) bis (n+3) ist in Figur 4 dargestellt, aus der hervorgeht, daß
die Empfangszelle (n+2) ein hier schematisch angedeutetes Stufensignal liefert , während die benachbarten Empfangszellen keine Ausgangssignale liefern. Dieses Ausgangssignal
des Empfängers wird in der Auswerteschaltung 8 abgespeichert und kann, da es eine Aussage über den Winkel zwischen Flugrichtung
des Flugkörpers und Ziel gibt, zur Steuerung des Flugkörpers benutzt werden.
Die hier gewählte Darstellung ist auch für den Fall gültig, daß das Zielbild nicht nur eine Empfangszelle 5, sondern
mehrere benachbarte Empfangszellen überdeckt. Auch in diesem Falle ist das Ausgangssignal eindeutig der Zielablage
zuzuordnen.
In Figur 5 sind zur Erläuterung eines mit dem beschriebenen Suchkopf möglichen Lenkverfahrensmehrere Flugkörper 1a, 1b
und 1c dargestellt, die sich im Anflug auf ein Flugzeug 9 befinden. Die Flugkörper 1a, 1b und 1c sind jeweils in
zwei Positionen A und B dargestellt; das Flugzeug 9 ist ebenfalls in zwei Positionen C und D dargestellt, wobei
das Flugzeug die Position C einnimmt, wenn die Flugkörper die Position A haben und sich in der Position B befindet,
wenn die Flugkörper in der Position B befindlich sind.
Als Lenkverfahren wird für den dargestellten Fall die ProporLionalnavigation verwendet. Bewegen sich Flugkörper
und Ziel jeweils geradlinig und mit gleichbleibenden Geschwindigkeiten, wobei jedoch die Geschwindigkeit des Flugkörpers
größer sein muß als die des Flugzeuges, so kann ein Kollisionskurs dadurch bestimmt werden, daß der Ziel-
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winkel, d.h. der Winkel zwischen Flugrichtung des Flugkörpers und Verbindungslinxe zwischen Flugkörper und Ziel
konstant gehalten wird. Voraussetzung für diese Proportional navigation ist, daß die geradlinigen Wege von Flugkörper
und Ziel in einer Ebene liegen.
In Figur 5 ist für den mittleren Flugkörper 1b der Zielwinkel ^ 1 in der Position A gleich groß wie der Zielwinkel
(P 2 in der Position B. Setzt der Flugkörper 1b seinen geradlinigen Flug fort, so wird es an dem Punkt T
zur Kollision zwischen Flugkörper 1b und Flugzeug 9 kommen. Eine Steuerung des Flugkörpers ist in diesem Falle nicht
notwendig.
Für den Flugkörper 1a ist der Zielwinkel ψ2 in der Position
B kleiner als der Zielwinkel γ-Ί in der Position A. Wie oben erläutert, kann der Zielwinkel durch den optischen
Suchkopf des Flugkörpers erfaßt werden. Entsprechend den Signalen der einzelnen Empfangszellen wird dann der Flugkörper
1a in der Zeichnung gesehen nach rechts gesteuert, um die Bedingung zu erhalten, daß der Zielwinkel γ-2 so
verändert wird, daß er-einen Winkel Ύ* annimmt, welcher die Flugbahn des gesteuerten Flugkörpers auf Kollisionskurs
mit dem Ziel 9 bringt.
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Bei dem Flugkörper 1c in Position A ist der Zielwinkel T? 2
in der Position B größer als der Zielwinkel ^1 in der
Position A. Dementsprechend wird der Flugkörper aufgrund der Signale des Suchkopfempfängers in der Figur nach links
gesteuert, um einen Zielwinkel oy * herbeizuführen, welcher
zur Kollision mit dem Ziel 9 führt.
Zur Steuerung des Flugkörpers wird der dem Empfänger stan.
zugeordnete Steuerstift entsprechend periodisch ausgefahren. 35
Der Zeitpunkt und die Häufigkeit der Betätigung des Steuerstiftes richtet sich nach den Empfangssignalen, die in der
Auswerteschaltung 8 in Steuersignale für den Steuerstift
umgewandelt werden.
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Durch die starre azimutale Zuordnung zwischen Sensorfenster und Lenkachse können Richtungskorrekturen in der durch die Bewegungsrichtung
des Flugkörpers und die Sichtlinie aufgespannten Ebene ausgeführt und damit auch bei anfänglich windschiefem Verlauf der
Bahnen von Flugziel und Flugkörper eine Flugrichtung des Flugkörpers herbeigeführt werden, die schließlich in einer Ebene mit
der Bahn des Flugzieles liegt.
Selbstverständlich sind auch andere Lenkverfahren möglich.
So kann z.B. das angegebene Proportionalnavigations-Verfahren
noch dahingehend verfeinert werden, daß nicht nur der Zielwinkel , sondern auch dessen zeitliche Änderung in
bezug zu der Drehgeschwindigkeit des Flugkörpers gemessen wird. Auch wenn das Lenkverfahren gemäß Figur 5 nur in
einer Ebene angegeben ist, so lassen sich auch dann, wenn die Wege von Flugkörper und Flugziel windschief sind,
Steuersignale ableiten, die zu einem Treffer führen. Hierzu kann z.B. die zeitliche Aufeinanderfolge der Empfangssignale während der Umdrehungen des Flugkörpes herange-
zogen werden. Wird die zeitliche Aufeinanderfolge z.B.
kürzer, so kann daraus z.B. ein Steuersignal "NACH OBEN" umgewandelt werden. Wird dementsprechend die zeitliche Aufeinanderfolge
der Empfangssignale im Laufe der Umdrehungen größer, so führt dieses zu einem Steuersignal "NACH UNTEN".
) Der Flugkörper kann auf diese Weise schnell in eine Flugrichtung
gebracht werden, die dann wieder in einer Ebene mit dem Weg des Flugzieles liegt.
Der beschriebene optische Suchkopf kann bei drallstabilisierten Projektilen in einfacher Weise realisiert werden.»
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Es genügt hierzu ein optischer Sensor mit einem schmalen azimutalen Fenster, welcher bei jeder Umdrehung des Flugkörpers
den Zielwinkel bzw. dessen zeitliche Änderung feststellt und gleichzeitig einem azimutal starr zugeordneten
Steuerorgan die entsprechenden Steuerkommandos erteilt.
Hierbei handelt es sich demnach um eine Flugkörper-autarke Zielnachsteuerung. Benötigt werden hierzu ausschließlich
die Informationen über die azimutale bzw. seitliche Ziellage relativ zur Flugrichtung des Flugkörpers. Ein einziges
Steuerorgan , das, auf den Flugkörper bezogen, in nur einer Querachse wirkt, ist für die Steuerung ausreichend. Informationen
von außen werden nicht benötigt, Konstanz und Kenntnis der Werte von Flugkörpergeschwindigkeit und Drall
des Flugkörpers sind für die Nachsteuerungsfunktion nicht erforderlich. Anstelle des beschriebenen Steuerstiftes
können auch andere Steuerorgane verwendet werden, so z.B. Impulsladungen oder andere Störkörper, die nicht impulsförmig
, sondern nach einer bestimmten, auf die Drehgeschwindigkeit des Flugkörpers bezogenen Funktion betätigt
werden.
Auch wenn im vorhergehenden ein optischer Suchkopf mit einem passiven Empfänger beschrieben worden ist, so ist
einzusehen, daß auch semiaktive bzw. aktive Suchköpfe verwendet werden können. Als aktive Elemente, die zur Zielbestrahlung
dienen, können z.B. Laserdioden verwendet werden. Der Empfänger , dessen geometrische Zuordnung zu dem
Steuerorgan und die Verarbeitung der Empfangssignale bleiben von der Ausführung des Suchkopfes jedoch unberührt.
Kurskorrekturen für den Flugkörper brauchen selbstverständlich nicht bei jeder Umdrehung des Flugkörpers zi
erfolgen. In der Auswerteschaltung können z.B. die Empfangs'
signale jeweils über mehrere Umdrehungen gespeichert oder summiert werden, um erst bei einer eine Schwelle übersteigenden
Zielablage eine Kurskorrektur vorzunehmen.
Al - Leerseite -
Claims (8)
1. Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen, der einen optischen Suchkopf mit einer Suchkopfoptik und einem
Empfänger, eine mit dem Suchkopfempfänger verbundene
Auswerteschaltung für die Empfangssignale und von der Auswerteschaltung beaufschlagbare Steuerorgane
aufweisen, gekennzeichnet durch folgende Merkmale:
a. der Flugkörper (1) bzw. der Suchkopfempfänger (4) mit
den Steuerorganen (6) rotiert mit annähernd konstanter Drehgeschwindigkeit um die Flugkörper-Längsachse (2);
b. der Suchkopfempfänger (4) ist aus einer Vielzahl
linear aneinandergereihter Empfangszellen (5, n, n+1, n+2, n+3) zusammengesetzt, so daß bei der Flugkörperdrehunq
im Raum ein Suchbereich linienförmig abgetastet wird ;
c. alle Empfangszellen (5) sind mit der Auswerteschaltung
(6) verbunden, in der ein Vergleich der Empfangssignale
aller Empfangszellen im Laufe der Umdrehungen des Flugkörpers
(1) ausgeführt wird;
d. die Steuerorgane (6) weisen eine feste geometrische Zu Ordnung zu dem Empfänger (5) auf und werden in Abhängigkeit
der Vergleichssignale intermittierend betätigt.
2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
der Empfänger eine linienförmige Anordnung von ladungsgekoppelten strahlungserapfindlichen Speicherzellen (5) ist.
3. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche/ dadurch gekennzeichnet, daß das Steuerorgan ein impulsartig aus
dem Flugkörper (1) ausfahrbarer Störkörper , insbesondere ein Steuerstift (6) ist.
4. Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Störkörper (6) am Bug des Flugkörpers (1) angeordnet
ist.
5. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Sammeloptik (3) des optischen
Suchkopfes an der Flugkörperspitze angeordnet ist, daß die optische Achse der Sammeloptik (3) mit der Flugkörperlängsachse
(2) zusammenfällt , und daß der linienförmige Empfänger (4) in einer die Flugkörperlängsachse (2)
schneidenden Linie' innerhalb der Brennebene der Sammeloptik
angeordnet ist.
6. Flugkörper nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß
der linienförmige Empfänger (4) sich nur in einer Richtung von der Flugkörperlängsachse weg erstreckt.
7. Flugkörper nach einem der. vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der optische Suchkopf (3, 4, 8) mehrere
linienförmige Empfänger (4a, 4b) aufweist, die für verschiedene Spektralbereiche empfindlich sind.
COPY ] §AQ ORIGINAL
8. Flugkörper nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der optische Suchkopf (3, 4, 8) einen
aktiven Zielsensor aufweist.
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Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19833300709 DE3300709C2 (de) | 1983-01-11 | 1983-01-11 | Rotierender Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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DE19833300709 DE3300709C2 (de) | 1983-01-11 | 1983-01-11 | Rotierender Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
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DE3300709A1 true DE3300709A1 (de) | 1984-07-12 |
DE3300709C2 DE3300709C2 (de) | 1985-12-19 |
Family
ID=6188057
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19833300709 Expired DE3300709C2 (de) | 1983-01-11 | 1983-01-11 | Rotierender Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen |
Country Status (1)
Country | Link |
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