DE3347412A1

DE3347412A1 - Verfahren zum navigieren eines fluggeraetes und anordnung zur durchfuehrung des verfahrens

Info

Publication number: DE3347412A1
Application number: DE19833347412
Authority: DE
Inventors: Albert Dipl.-Ing. 7906 Blaustein Simianer
Original assignee: Licentia Patent Verwaltungs GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1983-12-29
Filing date: 1983-12-29
Publication date: 1985-07-11
Anticipated expiration: 2003-12-30
Also published as: DE3347412C2

Description

Beschreibung
Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes und Anordnung zur DurchfUhrung des Verfahrens Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes bei dessen Zielanflug auf ein Radarzielobjekt mit Hilfe eines Doppler-Bordradargerätes sowie eine Anordnung zur Durchführung des Verfahrens. Als Fluggerät kommt beispielsweise ein Luft-Boden-Flugkörper zur Panzerwagenbekämpfung in Betracht, im Prinzip aber auch jede andere Art von JWuftfahrzëugen, insbesondere bei deren Lenkung nach einem Homing-Verfahren auf einen Bodenzielpunkt. Der Bodenzielpunkt kann somit auch ein Navigationssender bzw. eine passive Navigationsbake mit einem Radarreflektor sein.
Bei einem navigierenden Flugkörper G zeigt der Geschwindigkeitsvektor Vg aus flugmechanischen Gründen nicht stets ifl Richtung der Flugkörperlängsachse g, sondern hat gegenüber dieser einen Anstellwinkel D. Es wird als Sichtlinie LOS die Verbindungsgerade zwischen G und dem angesteuerten Ziel bezeichnet und als Vorhaltwinkel S derjenige Winkel, um den von LOS abweicht; der Winkel zwischen g und LOS wird Schielwinkel F genannt.
Bild 1 zeigt das Richtungsdreibein aus Vg, , LOS und g als perspektivische Darstellung. Ein Zielsuchkopf an Bord anr, direkt nur den Schielwinkel F messen. Er ist also in der Lage festzustellen, ob die Flugkörperlängsachse zum Ziel zeigt oder um welchen Winkel sie davon abweicht, nicht aber, ot der Flegvektor Vg zum Ziel gerichtet ist. Würde man bei der Navigation nach dem Zielrichtungskurs (undekurveverfahren), bei der der Flugkörper stets in der momentanen Blickrichtung zum Ziel fliegen soll, die Längsachse g von G zum Ziel ausrichten, so würde ein wegen des Schrerefeldes und wegen Wind und bei Kurvenflug erforderlicher Anstellwinkel D der Längsachse g gegen die Flugbahn nicht geduldet werden. Die Folge wäre Instabilität, große Treffehler oder gar Absturz.
Deshalb verwendet man häufig auch bei der genannten Aufgabe die Proportionalnavigation (PN), die dann aber ein raumfestes Richtungsbezugssystem benötigt; in der Regel wird ein Kreiselsystem verwendet. Be der PN wird die Drehung der Sichtlinie LOS gegenüber dieser raumfesten Referenz als Maß für die Reaktion benutzt, so daß bei der Bestimmung der Richtung der LOS gegen diese Referenz der Anstellwinkel D zwischen Vg und g unbeachtlich wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Anordnung der gattungsgem!ßen Art anzugeben mit dem der Anstellwinkel D und damit der Vorhaltwinkel S ermittelbar sind, um damit eine Navigation nach dem Zielrichtungskurs (Hundekurve-Verfahren) durchzufUhrens ohne daß eine Lagereferanz benötigt wird.
Die kennzeichnenden Merkmale der Erfindung sind dem ennzeichnenden Teil des Patentaspruchs 1 bzw des Patent anspruchs 4 entnehmbar. Die weiteren Unteransprüche betreffen vorteilhafte Ausgestaltungen de Erfindung Die Anwendung der Erfindung ist somit insbesondere bei Luft-Boden-Homing-Aufgaben vorteilhaft, bei den ein Flugkörper mit bordeigenen Mitteln auf ein auf der Erdoberfläche stehendes oder im Verhältnis zur Fluggeschwindigkeit des Fluggerätes langsam bewegendes Ziel gelenkt werden soll. Gegenüber dem Proportionalnavigationsverfahren ergibt sich hierbei der Vorteil, daß Lagekreisel zur Bildung eines Endphasenrichtungssystems nicht erfordert lich sind; Lagekreisel bestehen bekanntlich aus relativ teueren Kreiselsystemen, die zudem Verzeugszeiten bedingen, da sie anfänglich erst hochlaufen müssen, ehe sie die Lagereferanz abgeben können.
Das Verfahren zur Ermittlung des Anstellwinkels D wird mit Bild 2 erklärt. Die Antennenkeule eines Doppierradargerätes möge sich um den Winkel Fm gegen g auslenken lassen. Ein kreisförmiger Schwenk der Keule um die G-Längsachse mit Fm zeichnet im Raum einen Kegel und auf dem Gelände eine Ellipse. Wenn die Flugrichtung mit der Achse übereinstimmt, erhält man bei diesem Schwenk für das vom Boden reflektiert Empfangssignal stets die selbe Dopplerverschiebung der Frequenz (unabhängig von der Geländeform!), woraus sich die momentane Annäherungsgeschwindigkeit Ve an die Ellipsenpunkte leicht errechnen läßt, wie dies z.B. bei Skolnik, Introduction to Radar Systems, 1962, beschrieben ist.
Wenn aber der Vektor Vg von der Flugkörperlängsachse g um den Winkel D abweicnt, dann bleibt die gemessene Annäherungsgeschwindigkeit während eines Kreisschwenks der Antenne nicht mehr konstant. Es ergibt sich in derjenigen Richtung die größte Annäherungsgeschwindigkeit Vemax, wo der Winkel zwischen Vg und der Radarseelenachse am geringsten wird. Dieses Ereignis tritt stets in der Ebene auf, die durch g und Vg aufgespannt wird (Anstellebene).
Mit Bild 2 ist diese Situation dargestellt. Es ist Vemax = Vg . cos (Fm-D) Vemin = . cos (Fm+D).
Die Differenz beider Geschwindigkeiten ist nach dem Additionstheorem #Ve = 2 . Vg . sin Fm . sin D.
Daraus findet sich D aus #Ve sin D = 2 . Vg . sin Fm Wenn man für Vg den Wert Vemax nimmt, 30 macht man in der Regel einen Fehler unter 1/5 Grad. Da D aber nur auf etwa 1° genau benötigt wird, ist er tolerierbar.
Eine praktische Formel zur Bestimmung von D lautet somit (mit sin(D)# D) #Ve D = 2Vemax . sin(Fm) Der Anstellwinkel D liegt in der Anstellebene von g aus gesehen in der Richtung, in der Vemax gefunden wurde.
Der Winkel, der zwischen der Anstellebene und der durch LOS und g aufgespannten Ebene (der Sichtebene) ist damit ebenfalls bekannt und heißt Wv.
Bild 3 zeigt die Verhältnisse in Bezug auf die durch LOS und g aufgespannte Sichtebene. Da F, D und Wv bekannt sind, kann z.B. durch mehrfache Anwendung des Cosinussatzes für den Vorhaltwinkel S die Beziehung bergeleitet werden cos S = cosD.cosF+sinD.sinF.cosWv, womit der gesuchte momentane Vorhaltwinkel S ermittelt ist.
Für die Zielrichtungsnavigation wird als Information neben dem momentanen Wert des Vorhaltwinkels S auch der Winkel Wr benötigt, der diejenige Ebene durch S kennzeichnet, in der die Längsachse g entsprechend dem verwendeten Navigationsgesetz gedreht werden muß. Das ist diejenige Ebene (Reaktionsebene), die durch g und sein Lot aufgespannt wird, das in der Vorhaltebene liegt.
Mit Hilfe des Cosinussatzes und des Pytagoras-Satzes läßt sich für Wr folgende Beziehung ableiten: Somit sind der momentane Vorhaitwinkel S und die Reaktionsebene bestimmt.
Für kleine Winkel ist tan α#α, so daß man oft schreiben kann: Wenn Vemax und Vemin mit der StandardaDweichung #v bestimmt werden1 so gilt nach dem Fehlerfortpflanzungsgesetz für die Standardabweichung #D von D #v . #2 #D # 2.Vemax.sin Fm Beispielsweise findet sich mit Vemax = 200 m/s und 5 = 1 m/s bei Fm = 15° # 45' Wenn Fm auf 30' genau bestimmbar ist (#Fm = 30'), findet sich bei W = O (d.h. LOS, g und Vg in einer Ebene) für v die Standardabweichung #S von S

Claims

Patentansprüch 1. Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes (z. B. Flugkörpers oder Luftfahrzeuges) bei dessen Zielanflug auf ein Radarzielobjekt mit Hilfe eines Doppler-Bordradargerätes, dadurch gekennzeichnet, daß bei Anwendung des sog. Hundekurven-Navigationsverfahrens der Vorhaltwinkel S, der zwischen dem Geschwindigkeitsvektor Vg des Fluggerätes G und der Sichtlinie LOS(momentane Verbindungsgerade zwischen G und Ziel) liegt, dem Wert Null angenähert wird und daß zu seiner bordseitigen Bestimmung folgende Maßnahmen getroffen sind: a) der Radarstrahl des Doppler-Radargerätes wird entlang dem Mantel eines zur Längsachse g des Fluggerates symmetrischen Kegels geschwenkt, b) aus der Dopplerverschiebung werden Betrag und mantellinie der größten (Vemax) und der kleinsten (Vemin) Annäherungsgeschwindigkeit be- stimmt und der Betrag des Anstellwinkels D ensprechend der Formel Vemax - Vemin 2 . Vg - sin Fm ermittelt, wobei Fm der Öffnungswinlcel (Winkel des Kegelmantels gegen g) des Kgels ist und Vg die Flugkörpergeschwindigkeit, c) der Vorhaltwinkel S wird dann entsprechend der Formel cos S = cos-D D cos F + sin D . sin F . cos Wv bestimmt, wobei F der Schielwinkel ist (Winkel zwischen g und der Sichtlinie LOS) und Wv der Winkel zwischen der Sichtebene (aufgespannt von g und LOS) und Vemax-Ebene, die von g und der Mantellinie aufgespannt wird, bei der Vemax festgestellt wurde.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß anstelle von Vg in der Gleichung des Merkmals b) des Patentanspruchs 1 mit Vemax gearbeitet wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch seine Verwendung bei der Endphasenlenkung militärischer Flugkörper oder Geschosse.
4. Anordnung zur Durchführung des Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß ß an ein Doppler-Radargerät ein Navigationsrechner angeschlossen ist, dessen Aufbau nach Maßgabe der in den genannten Ansprüchen angegebenen Gleichungen getroffen ist und daß an den Ausgang des Rechners die Steuermittels des Fluggerätes, beispielsweise solche nach Art eines Autopiloten, angeschlossen sind.