DE3347412C2

DE3347412C2 - Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens

Info

Publication number: DE3347412C2
Application number: DE3347412A
Authority: DE
Inventors: Albert Dipl Ing Simianer
Original assignee: Deutsche Aerospace AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1983-12-29
Filing date: 1983-12-29
Publication date: 1993-09-30
Anticipated expiration: 2003-12-30
Also published as: DE3347412A1

Description

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. Ein solches Verfahren bzw. eine Anordnung zum Ausführen eines solchen Verfahrens sind aus der DE 26 36 062 A1 bereits bekannt.

Die bekannte Anordnung weist eine Zielsuchlenkvorrichtung auf, die dazu dient, einen Flugkörper, welcher von einer Kommandostelle ferngelenkt in Zielnähe gebracht wurde, selbsttätig ins Ziel zu steuern. Die Zielsuchlenkvorrichtung weist dazu einen Doppler- Radarsuchkopf mit einer kardanisch bewegbaren Antenne mit ausgeprägter Richtcharakteristik und mit hohem Antennengewinn auf. Mit Hilfe dieser Radarantenne wird das Ziel durch einen Abtastvorgang auf aktive, semiaktive oder passive Weise geortet und durch ständiges Nachführen der Antenne im Auffaßbereich festgehalten. Die Ablage der Empfangsrichtung der auf das Ziel gerichteten Antenne von der Flugkörperlängsachse, bzw. deren Änderung, wird zur Erzeugung eines Lenkbefehls ausgenutzt. Ferner kann mit dem Radarsuchkopf die Annäherung bzw. Entfernung zwischen dem Flugkörper und dem Ziel durch Messung der Dopplerfrequenzverschiebung bzw. der Laufzeit der vom Ziel reflektierten Wellen bestimmt werden. Die Annäherungs- oder Entfernungsangabe wird hierbei zur Zündung des Sprengsatzes verwendet.

Als Fluggerät kommt beispielsweise ein Luft-Boden-Flugkörper zur Panzerwagenbekämpfung in Betracht, im Prinzip aber auch jede andere Art von Luftfahrzeugen, 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 V_g aus flugmechanischen Gründen nicht stets in 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 V_g von LOS abweicht; der Winkel zwischen g und LOS wird Schielwinkel F genannt.

Bild 1 zeigt das Richtungsdreibein aus V_g, LOS und g als perspektivische Darstellung. Ein Zielsuchkopf an Bord kann 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, ob der Flugvektor V_g zum Ziel gerichtet ist. Würde man bei der Navigation nach dem Zielrichtungskurs (Hundekurve-Verfahren), 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 Schwerefeldes 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. Bei 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 V_g und g unbeachtlich wird.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Anordnung der eingangs genannten Art anzugeben, mit dem der Anstellwinkel D und damit der Vorhaltwinkel S ermittelbar sind, um damit eine Navigation nach dem Zielrichtungskurs (Hundekurve-Verfahren) durchzuführen, ohne daß eine Lagereferenz benötigt wird.

Die kennzeichnenden Merkmale der Erfindung sind dem kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 bzw. des Patentanspruchs 4 entnehmbar. Die weiteren Unteransprüche betreffen vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.

Die Anwendung der Erfindung ist somit insbesondere bei Luft-Boden-Homing-Aufgaben vorteilhaft, bei denen 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 erforderlich sind; Lagekreisel bestehen bekanntlich aus relativ teueren Kreiselsystemen, die zudem Verzugszeiten bedingen, da sie anfänglich erst hochlaufen müssen, ehe sie die Lagereferenz abgeben können.

Das Verfahren zur Ermittlung des Anstellwinkels D wird mit Bild 2 erklärt. Die Antennenkeule eines Dopplerradargerätes möge sich um den Winkel Fm gegen g auslenken lassen. Ein kreisförmiges 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 reflektierte 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, Seite 72 beschrieben ist.

Wenn aber der Vektor Vg von der Flugkörperlängsachse g um den Winkel D abweicht, 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=Vg · cos (Fm+D).

Die Differenz beider Geschwindigkeiten ist nach dem Additionstheorem

ΔVe=2 · Vg · sin Fm · sin D.

Daraus findet sich D aus

Wenn man für Vg den Wert Vemax nimmt, so 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)

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 hergeleitet 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 g kennzeichnet, in der die Längsachse g entsprechtend 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 Pythagoras-Satzes läßt sich für Wr folgende Beziehung ableiten:

Somit sind der momentane Vorhaltwinkel S und die Reaktionsebene bestimmt.

Für kleine Winkel ist tanα≈α, so daß man oft schreiben kann:

Wenn Vemax und Vemin mit der Standardabweichung σ_v bestimmt werden, so gilt nach dem Fehlerfortpflanzungsgesetz für die Standardabweichung σ_D von D

Beispielsweise findet sich mit Vemax=200 m/s und σ_v=1 m/s bei Fm=15°

σ_D45′.

Wenn Fm auf 30′ genau bestimmbar ist (σ_Fm=30′), findet sich bei W_v=0 (d.h. LOS, g und Vg in einer Ebene) für die Standardabweichung σ_S von S

Claims

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 Vorhaltewinkel 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 Fluggerätes symmetrischen Kegels geschwenkt,
b) aus der Doppelverschiebung werden Betrag und Mantellinie der größten (Vemax) und der kleinsten (Vemin) Annäherungsgeschwindigkeit bestimmt und der Betrag des Anstellwinkels D entsprechend der Formel ermittelt, wobei Fm der Öffnungswinkel (Winkel des Kegelmantels gegen g) des Kegels ist und Vg die Flugkörpergeschwindigkeit,
c) der Vorhaltwinkel S wird dann entsprechend der Formel cos S = cos D · cos F + sin D · sin F · cos Wvbestimmt, 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 zum Ermitteln des Betrags des Anstellwinkels D die Flugkörpergeschwindigkeit Vg gleich der größten Annäherungsgeschwindigkeit Vemax gesetzt wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch seine Verwendung bei der Endphasenlenkung militärischer Flugkörper oder Geschosse.

4. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß an ein Doppler-Radargerät ein Navigationsrechner angeschlossen ist, durch welchen der Anstellwinkel D und der Vorhaltwinkel S ermittelt wird, und daß an den Ausgang des Rechners die Steuermittel des Fluggerätes, beispielsweise solche nach Art eines Autopiloten, angeschlossen sind.