DE3338191A1 - Lenkverfahren fuer flugkoerper - Google Patents
Lenkverfahren fuer flugkoerperInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/22—Homing guidance systems
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf ein Lenkverfahren für Flugkör
per die durch einen Laserleitstrahl geführt werden, wobei das
Ziel von einer Bodenstation mittels eines Lasers beleuchtet
und die Entfernung gemessen wird.
Es ist schon ein Lenkverfahren in einem kooperativen System
(Bodenstation-Flugziel) bekanntgeworden, bei dem vom Flugziel
aus dessen Position bestimmt werden soll. Bei Laserleitstrahl
verfahren war bisher die Entfernungsbestimmung Flugkörper-
Ziel nicht möglich und daher werden an die Flugkörper-Manöve
rierfähigkeit wesentlich höhere Anforderungen gestellt, was
wieder zu einem erhöhten Lenk- und Steueraufwand führte.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Lenk
verfahren zu entwickeln mit dem der Flugkörper ohne eine aktive
Entfernungsmessung bzw. Entfernungsmeßeinrichtung zur Zielrich
tung auch noch die Zielentfernung automatisch feststellen kann.
Diese Aufgabe wird in zuverlässiger Weise durch die im An
spruch 1 niedergelegten Maßnahmen gelöst. In der Beschreibung
ist ein Ausführungsbeispiel erläutert und in den Figuren der
Zeichnung schematisch dargestellt. Durch die vorgeschlagenen
Maßnahmen wird nun generell das Lenkgesetz wesentlich verbessert
ohne daß im Flugkörper hierfür eine aktive Entfernungsmeßein
richtung erforderlich ist. Es zeigt
Fig. 1 eine Schemaskizze über die Lage : Bodenstation zu
Flugkörper und Ziel,
Fig. 2 ein Frequenzdiagramm,
Fig. 3 ein Schaltschema des Zielbeleuchtungsgerätes,
Fig. 4 ein Schaltschema der Flugkörperempfangseinrich
tung innerhalb des Lenkkopfes.
Von einer Abschußanlage 14 einer Bodenstation 10 wird mit einem
Leitstrahllaser 11, der im gezeigten Beispiel gleichzeitig der
Laserentfernungsmesser ist, ein Flugkörper 15 auf das beleuchte
te Ziel 17 abgeschossen. Dem Flugkörper-Zielsuchkopf 16 wird nun
die Zielentfernung dadurch übermittelt, daß von der Bodenstation
10 aus mittels der Laserentfernungsmessers die Zielentfernung
gemessen wird, während das Ziel beleuchtet ist. Der Laserstrahl,
der, wie bereits erwähnt, sowohl Beleuchtungs- als auch Entfer
nungsmeßstrahl ist, enthält eine bestimmte Modulationsfrequenz.
Zur Verdeutlichung dieser Möglichkeiten trägt der Laserstrahl
in der Zeichnung die Bezugszeichen 12 und 13, wobei mit 13 der
Strahl eines zusätzlichen Beleuchtungslasers bezeichnet ist.
Ist nun der Zielbeleuchtungsstrahl gleichzeitig auch der Ent
fernungsmeßstrahl, so ist es vorteilhaft, wenn eine zweite Modu
lationsfrequenz, die kleiner als die erste ist, dem Strahl 12
aufgegeben wird, um so einen größeren Eindeutigkeitsbereich für
die Laserentfernungsmessung von der Bodenanlage bzw. Bodensta
tion zum Ziel bei gleichzeitiger hoher Entfernungsauflösung
zu erhalten.
Der Flugkörper 15 seinerseits enthält einen hochstabilen Refe
renzoszillator der gleichen Frequenz, der beim Abschuß mit dem
ebenfalls hochstabilen Sendeoszillator 24 a phasensynchronisiert
ist. Die feste Phase zwischen Sendeoszillazot 24 a bzw. 24 b und
Referenzoszillator 35 bzw. 36 wird dabei beim Abschuß auf einen
derartigen Wert eingestellt, daß die momentane Phasendifferenz
zwischen Empfangssignal und Referenzoszillator im Flugkörper 15
am Zielort 17 einen festen vorbekannten Wert erhält. Die Phasen
differenz am Abschußort ist damit eine Funktion der Zielentfer
nung. Dieser feste vorbekannte Wert der Phasendifferenz am Ziel
ort ist der Flugkörperelektronik vorher eingegeben, so daß diese
die Entfernung zwischen Flugkörper und Ziel bestimmen kann.
In der Fig. 2 ist das Prinzip schematisch gezeigt. Die Phasen
differenz Δϕ ist proportional zur Entfernung und gibt daher
automatisch dem Flugkörper seine Entfernung zum Ziel bekannt.
Hierbei ist die vorbekannte Phasendifferenz am Zielort auf
"Null" angesetzt worden. Selbstverständlich ist auch ein anderer
Wert denkbar.
In der Fig. 3 ist der gerätemäßige Aufbau eines Ausführungsbei
spiels mit zwei Sendeoszillatoren 24 a, 24 b gezeigt, bei dem der
Laserentfernungsmesser gleichzeitig auch der Beleuchtungsstrahl
ist. Der Laserentfernungsmesser 11 setzt sich aus dem Laser 20,
dem Modulator 21 und der Sendeoptik 22 zusammen, in der eine Em
pfangsoptik 23 integriert ist, d. h. Sendeoptik und Empfangsoptik
bilden eine Einheit. Zur besseren Verdeutlichung sind jedoch
beide Optiken 22, 23 getrennt gezeichnet. Der Laserentfernungsmeß-
und Zielbeleuchtungsstrahl 12 ist mit den Frequenzen ν 1, ν 2
moduliert. Ein Frequenzgenerator 28 a, 28 b liefert nun diese Fre
quenzen welche über die Phasenshifter bzw. Sendeoszillatoren 24 a,
24 b einer Addiereinheit 27 zugeführt werden. Diese Frequenzen
werden einmal der Addiereinheit direkt zugeleitet (vom Frequenz
generator) und außerdem noch einem - jeder Frequenz zugeordne
ten - Phasendetektor 25 bzw. 26. Von der Addiereinheit 27 werden
die linear überlagerten Signale dem Modulator 21 eingegeben.
Über die Empfangsoptik 23 wird der vom Ziel 17 rückgestreute
Empfangsstrahl 12 a entsprechend seiner Modulationsfrequenzen
von den entsprechenden Phasendetektoren 25, 26 aufgenommen und
gesondert der Einheit 29 für die Entfernungsauswertung einge
geben. Das Ergebnis der fortlaufend durchgeführten Zielentfer
nungsmessung wird den beiden Phasenshiftern 24 a, 24 b zugeführt,
welche die entsprechenden Phasenverschiebungen zwischen den bei
den Modulationsfrequenzen des Sendestrahls 12 und der beiden
Referenzoszillatoren 35, 36 im Flugkörper 15 in der vorbeschrie
benen Weise einstellen. In dem Zeitpunkt des Abschusses wird
von dem Frequenzgenerator 28 a, 28 b eine Synchronisiereinrichtung
bzw. Synchronisierende-Einrichtung 18 für die beiden Refe
renz-Oszillatoren 35, 36 des Flugkörpers 15 angesteuert. Eine
entsprechende Synchronisier-Empfangseinrichtung 40 im Flugkör
per 15 nimmt diese Synchronisiersignale beim Abschuß auf
und synchronisiert die besagten Referenzoszillatoren, die damit
einen phasenstarren Gleichlauf mit den Oszillatoren 24 a, 24 b
aufweisen.
In der Fig. 4 ist das entsprechend dem vorbeschriebenen Aus
führungsbeispiel aufgebaute Schaltschema der Flugkörper-Empfangs
elektronik dargestellt. Hierbei ist mit 30 die Empfangsoptik
bezeichnet von der die Signale empfangen und einmal an die Band
filter ν 1, ν 2 geleitet werden und zum andernmal den Einheiten
zur Leitstrahlauswertung 33 und Flugkörpersteuerung 34. Den vor
genannten Bandfiltern sind entsprechende Phasendetektoren 37, 38
zugeordnet, denen außerdem die Signale der von einer Empfangssyn
chronisiereinrichtung 40 angesteuerten Referenzoszillatoren 35, 36
zugeführt werden. Die Ausgangssignale dieser Detektoren 37, 38
gehen in die Entfernungsmeßauswertung 39 ein.
Claims (6)
1. Lenkverfahren für Flugkörper der durch einen Laserleitstrahl
geführt wird wobei das Ziel von einer Bodenstation mittels
eines Laserentfernungsmessers beleuchtet und die Entfernung
gemessen wird, dadurch gekennzeichnet, daß der
von dem Leitstrahllaser (11) der Bodenstation (10) in einer
bestimmten Modulationsfrequenz ausgesendete Laserstrahl (12, 13)
vom Empfänger (30) des Lenkflugkörpers (15) detektiert wird,
wobei der Sender (11) sowie der Empfänger (30) mit je einem
phasensynchronisierten und quarzstabilisierten Oszillator
(24, 24 b; 35, 36) versehen sind und zwischen jeweils dem Sende-
(24 a, 24 b) und Referenzoszillator (35, 36) eine feste, der ge
messenen Zielentfernung entsprechende Phasenverschiebung ein
gestellt ist, so daß die Phasendifferenz am Zielort (17) immer
auf einem bestimmten Wert gehalten wird und daß die momentane
Phasendifferenz am Flugkörper zwischen Referenzoszillator und
Empfangssignal von der Flugkörperelektronik (41) gemessen und
zur Bestimmung der Entfernung zwischen Ziel (17) und Flugkör
per (15) verarbeitet werden.
2. Lenkverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß zur Überbrückung der Beschleunigungsphase des Lenk
flugkörpers (15) dessen Referenzoszillator (35, 36) eine Schal
tung ohne mechanischen Schwinger aufweist.
3. Lenkverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß zur Überbrückung der Beschleunigungsphase dem Re
ferenzoszillator (35, 36) während der Ausstoßphase mittels HF
oder optisch ein Zeitsignal übermittelt wird.
4. Lenkverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich
net, daß dem Laserleitstrahl (12, 13) eine zweite, deutlich
niedrigere Modulationsfrequenz aufgegeben wird und dem Flug
körper (15) ein zweiter, ebenfalls phasensynchronisierter Re
ferenzoszillator mit der 2. Modulationsfrequenz beigegeben ist.
5. Lenkverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet, daß der Laserleitstrahl
(12, 13) direkt zur Entfernungsmessung verwendet wird.
6. Lenkverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, daß bei sich während des
Flugkörperfluges ändernder Zielentfernung die Phasen des oder
der Sendeoszillatoren (24 a, 24 b) der Zielentfernungsänderung
entsprechend nachgeregelt werden, so daß auch am neuen Zielort
die vorbekannten Phasendifferenzen erhalten werden.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19833338191 DE3338191A1 (de) | 1982-10-21 | 1983-10-20 | Lenkverfahren fuer flugkoerper |
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19823238896 DE3238896C1 (en) | 1982-10-21 | 1982-10-21 | Semi-active guidance method for missiles |
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Publication Number | Publication Date |
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DE3338191A1 true DE3338191A1 (de) | 1988-02-04 |
DE3338191C2 DE3338191C2 (de) | 1988-07-28 |
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ID=25805232
Family Applications (1)
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DE19833338191 Granted DE3338191A1 (de) | 1982-10-21 | 1983-10-20 | Lenkverfahren fuer flugkoerper |
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Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3338191A1 (de) |
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- 1983-10-20 DE DE19833338191 patent/DE3338191A1/de active Granted
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Also Published As
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DE3338191C2 (de) | 1988-07-28 |
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Legal Events
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