DE3300709C2 - Rotierender Flugkörper zum Bekämpfen von Luftzielen - Google Patents

Abstract

Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugkörper (1) zur Bekämpfung von Luftzielen (9). Mit der Erfindung wird für einen rotierenden, z. B. drallstabilisierten Flugkörper (1) ein optischer Suchkopf (3, 4, 8) vorgeschlagen, der eine Sammeloptik (3) und einen in der Brennebene der Sammeloptik angeordneten linienförmigen Empfänger (4) aufweist, welcher aus einer Vielzahl von aneinandergereihten Empfangszellen (5) besteht. Das Ziel (9) wird je nach Zielwinkel auf einer ganz bestimmten Empfangszelle bzw. auf mehreren Empfangszellen abgebildet, die dann ein entsprechendes Ausgangssignal abgeben. Der Flugkörper weist zudem ein Steuerorgan (6) auf, das in fester geometrischer Zuordnung zu dem Empfänger angeordnet ist. Empfänger und Steuerorgan sind über eine Auswerteschaltung (8) miteinander verknüpft, die dem Steuerorgan entsprechend den Empfangssignalen des Empfängers (4) Steuersignale übermittelt, um den Flugkörper auf einen Kollisionskurs mit dem Ziel zu führen. Die Erfindung kann auch bei kleinen Flugkörpern, z. B. drallstabilisierten Flugabwehrgranaten verwendet werden.

Description

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die Strahlung eines Zieles auf diesen Fotodetektor ge- Lenkgesetz ζ. B. auf einfache Weise in Art einer Propor-

Ienkt Befindet sich das Ziel direkt in Blickrichtung, so tionalnavigation auf Kollosionskurs mit dem Flugziel

erscheint kein Signal, ansonsten ein periodisches Wech- gebracht werden, wobei der Ablagewinkel zwischen

selsignal, das nach Verstärkung zur Ansteuerung von Flugrichtung des Flugkörpers und Ziel jeweils konstant

elektromagnetisch betätigten Spoilern verwendet wird, 5 gehalten wird. Ebenso kann auch die zeitliche Aufeinan-

die aus dem Flugkörpergehäuse in die umgebende Luft- derfolge der dem Ziel zuzuordnenden Empfangssignale

strömung periodisch ausgefahren werden können. Die bei den Umdrehungen des Flugkörpers zur Berechnung

Ausfahrlänge der Spoiler wird hierbei durch die Ampli- der Steuersismale für das Steuerorgan herangezogen

tude des periodischen Signals bestimmt Dieser bekann- werden.

te optische Zielsuchkopf ist ähnlich wie derjenige ge- ίο Die Erfindung kann durch die einfache Konstruktion

maß der oben erv/ähnten DE-PS 10 87 910 kleinbauend, des Suchkopfes und der Steuerorgane auch bei kleinen

jedoch nur dann einzusetzen, wenn die Flugrichtung des Flugkörpern verwendet werden, so z. B. bei Flugab-

Flugkörpers bzw. der Rakete bereits direkt auf das Ziel wehrgranaten. Die Trefferwahrscheinlichkeit wird

gerichtet ist Hier treffen demnach die gleichen Nachtei- durch die Erfindung wesentlich erhöht

Ie zu, die oben zu der DE-PS 10 87 910 erwähnt worden 15 Weitere Vorteile und Ausgestaltungen der Erfindung

sind. gehen aus den Unteransprüchen in Verbindung mit der

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen nachfolgenden Beschreibung hervor, in der ein Ausfüh-

kleinkaübrigen rotierenden Flugkörper zum Bekämp- rungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung nä-

fen von Luftzielen der in Rede stehenden Art anzuge- her erläutert ist In der Zeichnung stellt dar

ben, bei dem die Zielerfassung und Zielverfolgung mit 20 F i g. 1 eine teilweise geschnittene Teilansicht eines

einem geringen apparativen Aufwand möglich ist, bei Flugkörpers mit einem optischen S^hkopf gemäß der

dem die hierfür notwendigen Elemente nur ein geringes Erfindung,

Gewicht aufweisen und mit dem Luftziele auch mit Vor- F i g. 2 ein Blockschaltbild für eine Empfänger- und

halt angeflogen werden können. Diese Aufgabe ist ge- Auswerteschaltung des Flugkörpers gemäß F i g. 1,

maß der Erfindung durch die im kennzeichenden Teil 25 Fig.3 eine schematische Teilansicht eines Empfän-

des ersten Patentanspruchs angegebenen Merkmale ge- gers in vergrößertem Maßstab,

löst F i g. 4 ein Diagramm der Ausgangssignale des Emp-

Demgemäß ist bei dem Flukörper ein Sensor aus ei- fängers gemäß F i g. 3,

ner Vielzahl von radial angeordneten Empfangszellen F i g. 5 eine schematische Darstellung des Zielanfluvorgesehen, von denen jede einem Ablagewinkel in ei- 30 ges von Flugkörpern gemäß der Erfindung aus unterner definierten Radialebene, d. h. meridional zugeordnet schiedlichen Positionen in Richtung auf ein Flugziel,
ist. Der Sensor, der gemeinsam mit der Auswerteschal- In F i g. 1 ist von einem nicht selbstgetriebenen Flugtung einen Suchkopf bildet, rotiert fest mit dem Flug- körper 1 nur ein des Buges dargestellt Der Flugkörper körper. Das Ziel wird auf den einzelnen Empfangszellen rotiert in Richtung des Pfeiles P um seine Längsachse 2. punktförmig erfaßt eine bildliche Darstellung wird 35 Der Flugkörper hat z. B. die Ausmaße einer üblichen nicht vorgenommen. Die Auswerteschaltung führt einen Flugabwehrgranate und rotiert mit einer annähernd Vergleich der Sensorsignale im Hinblick auf deren zeit- konstanten Drehgeschwindigkeit bis zu 1000 Urndreliche Aufeinanderfolge der Zieldurchgänge und auf die hungen pro Minute.

Änderung des Ablagewinkels zwischen Flugkörper- Der Flugkörper trägt an seiner Spitze eine zerarische

längsachse '>.nd Zielrichtung aus und betätigt die Steuer- 40 Sammeloptik 3, in deren Brennebene ein linienförmiger

organe in Abhängigkeit des Vergleichsergebnisses zy- Empfänger 4 angeordnet ist. Der Empfänger 4 besteht

klisch intermittierend. aus einer Vielzahl linear aneinandergereihter Emp-

Der optische Suchkopf aus Eingangsoptik, Sensor fangszellen 5 aus ladungsgekoppelten Speichern (CCD); und Auswerteschaltung ist ohne großen apparativen ein Teilausschnitt dieses linienförmigen Empfängers ist Aufbau und mit geringem Gewicht zu realisieren, so daß 45 in F i g. 3 dargestellt, in der vier Empfan<?szellen mit den der Einsm in kleinkalibrigen Flugabwehrgranaten Kennzahlen π, λ+1,λ+2 und n+3 bezeichnet sind. Der möglich ist. Durch die Auswertung der Sensorsignale irr. linienförmige Empfänger erstreckt sich etwa von der Hinblick auf die bei der Zielerfassung und Zielverfol- Längsachse 2 des Flugkörpers in der Brennebene der gung beteiligten Empfangszellen und auf die zeitliche Sammeloptik längs eines Radius des Flugkörpers nach Aufeinanderfolge der Ssnsorsignale kann der Flugkör- 50 außen, wobei die Längsausdehnung des Empfängers 4 per auf einen Kollosionskurs mit dem Ziel gebracht den Suchwinkel Λ/des Suchkegels gegenüber der Flugwerden, uid zwar auch dann, wenn das Ziel sich quer körperlängsachse 2 bestimmt.

oder windschief in bezug zu der Flugkörperlängsachse Am Bug des Flugkörpers ist ferner ein parallel zur

bewegt. flugrichtung angeordneter Steuerstift vorgesehen, der

Der Sensor weist z. B. eine Zeile von ladungsgekop- 55 in Ruhestellung mit der Flugkörpermantelfläche abpelten Speicherzellen (CCD) auf, deren Empfangssigna- schließt, der jedoen mit Hilfe einer nur scheniatisch dar-Ie in der Auswerteschaltung gespeichert und bei jeder gestellten Spulenanordnung 7 in rascher Folge intermit-Umdrehung des Flugkörpers mit den gespeicherten Si- tierend in seiner Längsrichtung bewegt werden kann, so gnalen verglichen werden. Sollte hier eine Zielablage daß er bei Betätigung aus der Mantelfläche des Flugkörerfaßt werden, d. h. das Ziel auf anderen Speicherzellen 60 pers hinausragt und auf den Flugkörper durch die anabgebildet werden als bei vorherigen Umdrehungen des greifenden Luftkräfte ein Steuermoment ausübt. Durch Flugkörpers, so werden die Steuerorgane so betätigt, die Anbringung des Steuerstiftes am Bug des Flugkördaß der Flugkörper wieder auf einen Kollosionskurs pers sind auch bei kleinen Amplituden des Steuerstifter zurückgeführt wird. Als Steuerorgane können z. B. die auf den Flugkörper ausgeübten Lenkmomente ausschnellarbeitende Spoiler oder andere Störkörper ver- 65 reichende, um den Flugkörper längs eines bestimmten wendet werden, die über eine schnellschwingende Spule Kurses zu führen,
nach Art eines Lautspmhers betätigt werden. Der Empfänger 4 und der Steuerstift 6 sind, wie in

Der Flugkörper kann je nach dem verwendeten Fig.2 dargestellt, über eine Auswerteschaltung 8 mit-

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einander 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 F i g. 2 angedeutet, ist es möglich, mehrere derartiger linienförmiger Empfänger zu benutzen, so z. B. einen Empfänger 4a für den sichtbaren Bereich des Lichtes und einen Empfänger 4i> 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 Fig. 1 und 3 dargestellt ist,so wird bei jeder Umdrehung des Flugkörpers dieses Ziel, 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)b'is (n + 3) ist in F i g. 4 dargestellt, aus der hervorgeht, daß die Empfangszelle (n + 2) ein hier schematisch angedeutetes Stut'ensignai iiefci i, 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 Fig.5 sind zur Erläuterung eines mit dem beschriebenen Suchkopf möglichen Lenkverfahrens mehrere Flugkörper la, Ib und Ic dargestellt, die sich im Anflug auf ein Flugzeug 9 befinden. Die Flugkörper la, 1 b und 1 c 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 Proportionalnavigation verwendet. Bewegen sich Flugkörper und Ziel 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 Zielwinkel, d. h. der Winkel zwischen Flugrichtung des Flugkörpers und Verbindungslinie zwischen Flugkörper und Ziel konstant gehalten wird. Voraussetzung für diese Proportionalnavigation ist, daß die geradlinigen Wege von Flugkörper und Ziel in einer Ebene liegen.

In F i g. 5 ist für den mittleren Flugkörper 16 der Zielwinkel φ 1 in der Position A gleich groß wie der Zielwinkel φ 2 in der Position B. Setzt der Flugkörper 1 b seinen geradlinigen Flug fort, so wird es an dem Punkt T zur Kollosion zwischen Flugkörper \b und Flugzeug 9 kommen. Eine Steuerung des Flugkörpers ist in diesem Falle nicht notwendig.

Für den Flugkörper la ist der Zielwinkel ψ2 in der Position B kleiner als der Zielwinkel ψ 1 in der Position A. Wie oben erläutert, kann der Zielwinkel durch den optischen Suchkopf des Flugkörpers erfaßt werden. Entsprechend den Signalen der einzelnen Empfangszel-Sen wird dann der Flugkörper la in der Zeichnung gesehen nach rechts gesteuert, um die Bedingung zu erhalten, daß der Zielwinkel ψ 2 so verändert wird, daß er einen Winkel ip * annimmt, welcher die Flugbahn des gesteuerten Flugkörpers auf Kollosionskurs mit dem Ziel 9 bringt.

Bei dem Flugkörper Ic in Position A ist der Ziclwinkel η 2 in der Position B größer als der Zielwinkel η 1 in der Position A. Dementsprechend wird der Flugkörper aufgrund der Signale des Suchkopfempfängers in der Figur nach links gesteuert, um einen Zielwinkel η * herbeizuführen, welcher zur Kollosion mit dem Ziel 9 führt.

Zur Steuerung des Flugkörpers wird der dem Empfänger starr zugeordnete Steuerstift entsprechend periodisch ausgefahren. 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.

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 de: Flugkörpers gemessen wird. Auch wenn das Lenkverfahren gemäß F i g. 5 nur in einer Ebene angegeben ist, so lassen sich auch dann, wenn die Wege von Flugkörper und Flagziel windschief sind, Steuersignale ableiten, die zu einem Treffer führen. Hierzu kann z. B. die zeitliche Aufeinanderfolge der Empfangssignale während der Umdrehungen des Flugkörpers herangezogen werden. Wird die zeitliche Aufeinanderfolge z. B. kürzer, so kann daraus z. B. ein Steuersignal »NACH OBEN« umgewandelt werden. Wird entsprechend 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. 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 Nachsteuerungfunktion 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 Such-

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kopf mit einem massiven 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 Ausfüllung des Suchkopfes jedoch unberührt.

Kurskorrekturen für den Flugkörper brauchen selbstverständlich nicht hei jeder Umdrehung des Flugkörpers zu erfolgen. In der Auswerteschaltung können z. B. die Empfangssignale jeweils über mehrere Umdrehungen gespeichert oder summiert werden, um erst bei einer eine Schwelle übersteigenden Zielablage eine Kurskorrektur vorzunehmen.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

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Claims (9)

33 OO 709 fängszellen (5) Teil eines aktiven Zielsuchkopfes Patentansprüche: smc*-

1. Rotierender Flugkörper, insbesondere kleinkaübrige Flugabwehrgranate, zum Bekämpfen von 5

Luftzielen, der einen Sensor mit einer Eingangsoptik . . rotierenden

mit einem zur Flugkörperlängsachse im wesentli- Die Erfindung bezieht sich au!einer°^tie™^den

chen konzentrischen Auffaßbereich, eine mit dem Flugkörper, msbesondere eine Heintahbng^Luftab

Sensor verbundene Auswerteschaltung für die Sen- wehrgranate. zum Bekämpfen von Luftzielen gemall

sorsignale und von der Auswerteschaltung beauf- io dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1

schlagbareSteuerorganeaufweistdieineinerräum- Aus der deutschen Patentschrift IJ⁰^⁹¹⁰ '"eine

lieh festen Zuordnung zu dem Sensor angeordnet drallstabilisierte kleinkahbrige Rakete "e^nnt cie in

sind, eekennzeichnetdurch folgende Merk- der Endanflugphase autonom auf das Ziel gesteuert

male ^{ekennzeicnneiaur 6} _werden kann. Dieser Flugkörper weist als Sensor einen

15 einzigen Infrarotempfänger auf, dessen optische Achse

, ,. einen kleinen Schielwinkel gegenüber der Flugkörper-

a) der Sensor (4) weist als Empfänger eine Vielzahl iäng_sachse einnimmt und somit das Zielgebiet in einem Αίβο-von radial angeordneten Empfangszellen engen Kreisring abtastet Solange sich das anzufliegen-(5) auf, von denen jede einem Ablagewinkei des _{de ziel mnerna}ib der schmalen Kreisringfläche befindet, Zieles (T) von der Flugkörperlängsachse (2) in ^ _{stimmt d}j_e Flugrichtung der Rakete mit der Zielrichtung einer definierten Radiaiebene zugeordnet ist, überein In diesem Falle wird das Ziei von dein inirarot- und die alle mit der Auswerteschaltung (6) zur _{sensor n}i_cnt aufgefaßt Wird hingegen die Zielablage so Bestimmung des Ablagewinkels des Zieles (T? in _{ß daß das zie}j _im A_Uffa3bereich des Infrarotempbezug zur Flugkörperlängsachse (2) verbunden ^g_6n erscheint, so wird mit Hilfe einer Impulsladung sind; 25 _auf die Rakete eine Querkraft erzeugt, die die Rakete

b) die Auswerteschaltung (8) führt einen Vergleich _wied_er in Zielrichtung lenkt

der Ausgangssignale der Empfangszellen (5) im _Ej_ne derartige Steuerung in der Endanflugphase des

Hinblick auf deren zeitliche Aufeinanderfolge Flugkörpers auf das Ziel ist nur dann wirkungsvoll,

bei der Rotation des Flugkörpers (1) und auf die _{wenn die} Flugrichtung der Rakete bereits direkt auf das

Änderung des Ablagewinkels zwischen Längs- _{3Q ziel ger}i_chtet ist, d h. nur dann, wenn das Ziel keine

achse (2) des Flugkörpers (1) und Zielrichtung _{oder nur eine ger}j_nge Quergeschwindigkeit in bezug zu

aus; der Raketenlängsachse aufweist Damit ist der Einsatz-

c) die Steuerorgane (6) werden in Abhängigkeit bereich einer derartigen Rakete beschränkt Insbesonvon dem Vergleichs-jrgebnis der Auswerte- dere ist der Anflug eines Zieles mit Hufe einer proporschaltung (8) zyklisch intermittierend betätigt. _{3J tionalen} Navigation, d.h. mit Vorhalt nicht möglich.

ebenso können bewegte Ziele und solche, deren F!ug-

2 Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekenn- richtung windschief gegenüber der Flugrichtung des zeichnet daß die Empfangszellen (5) ladungsgekop- Flugkörpers verläuft, nicht getroffen werden.

pelte strahlungsempfindliche Speicherzellen in Ii- In der US-PS 41 93 688 ist ein nic-.H rotierender Flug-

nienförmiger Anordnung (4) sind. 40 körper beschrieben, der einen optischen Suchkopf mit

3 Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch einer aus mehreren Sensorelementen zusammengesetzgekennzeichnet daß als Steuerorgane impulsartig ten Sensorzeile aufweist Ein Porro-Prisma im Suchkopf aus dem Flugkörper (1) ausfahrbare Störkörper, ins- wird in schneller Rotation gehalten, wodurch das erfaßbesondere Störstifte (6) vorgesehen sind. te Ziel rotierend abgetastet und z. B. auf einem Monitor

4 Flugkörper nach Anspruch 3, dadurch gekenn- 45 in einem Lenkstand abgebildet wird. Der Flugkörper zeichnet daß lediglich ein einziger Steuerstift (6) wird dann von einem Lenkschützen in das Ziel gelenkt, vorgesehen ist Hierzu sind am Flugkörper Steuerorgane vorgesehen,

5 Flugkörper nach einem der vorhergehenden die in fester geometrischer Zuordnung zu der Sensor-Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuer- zeile des Suchkopfes angeordnet sind. Der Flugkörper organe (6) am Bug des Flugkörpers (1) angeordnet 50 weist zudem eine interne Auswerteschaltung auf, die _sind aus den Sensorsignalen Richtung und Größe der Wm-

6. Flugkörper nach einem der vorhergehenden kelablage des Zieles von der Visierlinie des Suchkopfes Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Emp- bestimmt. Im Prinzip wäre es möglich, auch die Lenkung fängszellen in einer die Flugkörperlängsachse (2) des Flugkörpers flugkörperintern vorzunehmen, schneidenden Linie in der Brennebene der an der 55 In beiden Fällen ist jedoch der Aufwand fur den Such-Flugkörperspitze gelegenen Eingangsoptik (3) ange- kopf und auch die Auswerteschaltung sehr hoch. Der ordnet sind. rotierende Suchkopf hat ein relativ hohes Gewicht, so

7. Flugkörper nach Anspruch 6, dadurch gekenn- daß dessen Einsatz in kleinkalibrigen Flugabwehrgranazeichnet, daß die linienförmig angeordneten Emp- ten praktisch nicht möglich ist Außerdem muß zur Ausfängszeilen (5) sieh nur in einer Richtung von der eo wertung der Sensorsignal die jeweilige Winkelposition Flugkörperlängsachse (2) weg erstrecken. des Suchkopfes in bezug zu dem Flugkörper bestimmt

8. Flugkörper nach einem der vorhergehenden werden.

Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Sensor Aus der US-PS 40 13 245 ist ein optischer Suchkopf

(4,5) mehrere Gruppen (4a, 4b) von radial angeord- für einen rotierenden Flugkörper bekannt, der einen

neten Empfangszellen aufweist, die für verschiedene 65 Fotodetektor mit auf einer Hälfte strahlenförmig und

Spektralbereiche empfindlich sind. auf der anderen Hälfte halbkreisförmig angeordneten

9 Flugkörper nach einem der vorhergehenden Bereichen aus fotoempfindlichen und nichtfotoempfind-

Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Emp- liehen Zellen aufweist. Über eine Eingangsoptik wird