DE3348136C2 - Method for determining the ballistic trajectory (flight path) of a projectile, and a device for carrying out the method - Google Patents
Method for determining the ballistic trajectory (flight path) of a projectile, and a device for carrying out the methodInfo
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
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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
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- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G3/00—Aiming or laying means
- F41G3/12—Aiming or laying means with means for compensating for muzzle velocity or powder temperature with means for compensating for gun vibrations
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des An
spruches 1 und eine Vorrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 4.
Die gattungsgemäßen Maßnahmen sind aus der DE-OS 30 13 405 bekannt.
Darin ist vorgesehen, an die Flugkörper-Abschußanlage Informationen
zu übermitteln über die Ablage eines ungelenkten Projektils vom
vorgesehenen Zielobjekt bzw. über das Verhalten des Zielobjektes.
Gemäß diesen Informationen soll ohne das Erfordernis eines Nach
richtens der Abschußeinrichtung die im Projektil abgespeicherte
Information für die Projektil-Selbstlenkung so beeinflußt werden,
daß beim nachfolgend gestarteten Projektil jedenfalls eine bessere
Zielannäherung erreicht wird bzw. bei einem Projektil mit Zielsuchein
richtung die Zielannäherungsphase durch Vorweg-Berücksichtigung
der Zielbewegung verkürzt wird.
Gattungsähnliche Maßnahmen sind aus der DE-OS 22 52 627 insofern
bekannt, als dort mit bordeigenen Mitteln Abweichungen des tat
sächlichen Flugverhaltens eines Projektils von der abschußbedingt
vorgegebenen Flugbahn ermittelt werden, um das Flugverhalten nach
Maßgabe dieser Abweichungen und in Hinblick auf die angestrebte
Flugbewegung beeinflussen zu können. So ist vorgesehen, beispielsweise
die Brenn-Zeitdauer eines Starttriebwerkes an Bord des Projektiles
zu messen und nach Maßgabe der Schwankung der tatsächlichen Brenndauer
um die vorgesehene Brenndauer aerodynamische Bremsmittel wirksam
werden zu lassen, um die gegebenen Abweichungen von dem vorgegebenen
zeitlichen Flugverhalten beispielsweise zu kompensieren. Voraus
setzung für diese Beeinflussung des Flugverhaltens ist also die
Vergleichsmöglichkeit mit einer vorgegebenen Flugbahn, d. h. im Falle
eines ballistisch verschossenen Projektiles das Bekanntsein von
Abschußelevation und Abschußladung an Bord des Projektils. Denn
wenn die aus den Abschußgegebenheiten resultierende Soll-Flugbahn
an Bord des Projektiles nicht durch Vorgabe bekannt ist, kann die
in dieser Vorveröffentlichung beschriebene Parameter-Beeinflussung
zur Sicherstellung der vorgegebenen Mindest-Flugleistung gar nicht
erfolgen. Da über Mittel zur bordautonomen Bestimmung der aktuellen
Abschuß-Flugbahn in jener Vorveröffentlichung nichts ausgesagt ist,
ist davon auszugehen, daß das Projektil stets unter konstanten Rand
bedingungen gestartet wird bzw. daß die aktuellen Startgegebenheiten
vor dem Start extern in das Projektil eingegeben werden, wie es
(vgl. unten) bisher allgemein üblich war.
Insbesondere bezieht vorliegende Erfindung sich auf mit Zielsuch
einrichtungen zur Zielverfolgung ausgestattete, endphasengelenkte
Artillerie-Projektile, wie sie etwa im Beitrag von Peter J. George
in WEHRTECHNIK 3/79 Seiten 19, 22 und 24 bis 27, näher beschrieben
sind. Solche Projektile werden typischerweise hülsenlos und ohne
Eigenantrieb verschossen, so daß sie zunächst eine rein ballistische
Flugbahn beschreiben, die durch die Treibladungs-Nummer (also durch
die Abschußgeschwindigkeit) und durch die Waffenrohr-Elevation
gegeben ist.
Nach dem Durchgang durch das ballistische Apogäum steuern solche
Projektile in eine gegenüber der Horizontalen gering geneigte, ge
streckte Zielsuch-Flugbahn ein, aus der heraus nach Auffassen eines
Zielobjektes in einen Zielkollisionskurs umgesteuert wird. Wie in
der Stammanmeldung, "Verfahren zur Zielansteuerung eines Projektils
und Vorrichtung zum Ausüben des Verfahrens", näher dargelegt, ist
es zweckmäßig, nicht gleich bei Zielauffassung in den Kollisionskurs
umzusteuern, sondern diese Umsteuerung möglichst lange zu verzögern.
Denn daraus resultiert dann eine steilere Zielannäherung und damit
eine verbesserte Wirkung des im Projektil mitgeführten Gefechtskopfes.
Um diese Verzögerungsspanne zwischen Auffassen des zu bekämpfenden
Zielobjektes und Umsteuerung in den Zielkollisionskurs zu optimieren,
sind Kenntnisse über den aktuellen Verlauf der zur Reichweiten-Ver
größerung nur flach geneigten, gestreckten Zielsuchflugbahn erforderlich,
insbesondere hinsichtlich des Zeitpunktes und der räumlichen Lage
des ballistischen Apogäums, aus dem in die gestreckte Bahn umgesteuert
wird. Um die vor Eintritt in die lineare Suchflugbahn gegebene,
abschußbedingte ballistische Flugbahn an Bord des Projektils auszu
werten, ist es aus der millitärischen Praxis bekannt, manuell am
abzuschießenden Projektil vor der Einführung in das Waffenrohr
Kennwerte über dessen Elevation und über die vorgesehene Treibladungs-
Nummer - oder aber direkt die aus diesen Parametern und der vorge
gebenen linear-gestreckten Zielsuch-Flugbahn berechenbare Reich
weite zum theoretischen Bahn-Endpunkt - einzugeben. Das jedoch ist
umständlich und zumal unter Gefechtsbedingungen überaus fehlerträchtig.
Die in der einleitend erwähnten Vorveröffentlichung vorgesehene
Informationsrückkopplung ist im Rahmen vorliegenden Problemkreises
ohne praktische Bedeutung, da einerseits jedes abgeschossene, mit
einer Zielsucheinrichtung ausgestattete Projektil ein Ziel autark
angreift, also eine informationsbestimmende Zielablage gegeben
ist; während andererseits eine Information über das Bewegungsverhalten
eines bestimmten Zielobjektes
eine funktionell aufwendige Zielaufschaltung eines bestimmten Projektils
auf ein bestimmtes Zielobjekt bedingt, aber daraus noch keine Kenntnisse
über den Übergang von der ballistischen Bahnkurve zur gestreckten
Zielsuch-Bahnkurve gewonnen werden können.
In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe
zugrunde, ohne das Erfordernis manueller Dateneingabe über die Abschuß
gegebenheiten an Bord des Projektils auch die ballistische, also
die tatsächliche anfängliche Flugbahn zwischen dem Abschuß und dem
Übergang in die gestreckte Zielsuchbahn ermitteln zu können, um
eine Informations-Grundlage für die Extrapolation der Zielsuchflugbahn
und damit für die Optimierung einer zeitlichen Verzögerung bei der
Ansteuerung eines einmal aufgefaßten Zielobjektes gewinnen zu können.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß im wesentlichen dadurch gelöst,
daß das Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1 bzw. die
Vorrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 4 nach dem Kenn
zeichnungsteil des jeweiligen Anspruches ausgelegt sind.
Die erfindungsgemäße Lösung beruht also auf der Erkenntnis, daß
die rein ballistische Flugbahn nicht nur durch Abschuß-Elevation
und Abschuß-Treibladungsnummer, also durch geschütz-spezifische
Daten, sondern auch durch Mündungsgeschwindigkeit und Apogäums-Zeit
punkt (also auch tatsächliche, flugbedingte Daten) eindeutig bestimmt
ist. Diese flugbedingten Daten lassen sich an Bord des Projektils
selbst ermitteln, woraus deshalb die gesuchten Flugbahn-Informationen
für die Optimierung des Zielangriffes an Bord des Projektils während
der Zielsuchfunktion zur Verfügung stehen, ohne zuvor geschütz-spezi
fische Informationen manuell eingegeben haben zu müssen.
Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale
und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus nachstehender Beschreibung
von in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche ver
einfacht dargestellten Prinzipskizzen zu der erfindungsgemäßen Lösung.
Es zeigt
Fig. 1 die gesamte Flugbahn eines ballistisch verschossenen
und dann in eine flach geneigte, gestreckte Zielsuch
bahn umgesteuerten Projektils, dargestellt über
dem zurückgelegten Weg in der Zielgebietsebene,
Fig. 2 in gegenüber Fig. 1 vergrößerter Detaildarstellung
die mit Einsetzen der Zielsuchphase beginnende
Flug-Endphase,
Fig. 3 im Blockschaltbild die wesentlichen funktionellen
Einflußnahmen auf die Projektil-Steuerung in der
Flug-Endphase gemäß Fig. 2 und
Fig. 4 im Blockschaltbild eine Vorrichtung zu einer bord
seitigen Ermittlung der ballistischen Abschuß-Flug
bahn des Projektils zur Gewinnung von Informationen
für die Endphasen-Steuerung gemäß Fig. 2.
Das in Fig. 1 skizzierte Projektil 21 soll ein hülsenloses
Artillerie-Geschoß darstellen, welches mit Steuerungsschal
tungen und Steuerungsmitteln für eine Endphasenlenkung und
mit einer eingebauten Zielsucheinrichtung zur Erhöhung der
Treffergenauigkeit ausgestattet ist.
Das Projektil 21 wird aus einem Waffenrohr 22 abgeschossen.
Die rein ballistische Abschuß-Flugbahn 23 ergibt sich aus
der Elevation w 1 des Waffenrohres 22 und damit der Orientie
rung des Projektils 21 gegenüber der Horizontalen am Abschuß
ort z 1 unter Berücksichtigung der Strömungsgeometrie des Pro
jektils 21 - einschließlich der Gegebenheiten der wie darge
stellt alsbald nach dem Abschuß ausgeklappten Steuer-Ruder 24 -;
und aus der Abschuß- oder Mündungsgeschwindigkeit v 1 des Pro
jektils 21. Letztere wiederum ist durch die Nummer # (also die An
zahl) der Abschuß-Treibladungen bestimmt, die für die Anfangs
beschleunigung des Projektils 21 hinter diesem im Waffenrohr 22
angeordnet und gezündet werden. Für eine rein ballistische
Flugbahn 23 gäbe sich somit ein ballistischer Auftreffpunkt z 3.
Zum Erzielen einer größeren Kampfreichweite des Projektils 21
ist dessen Einsteuerung in eine nicht-ballistische, linear-ge
streckte Flugbahn 25 vorgesehen. Dafür werden, nach Durchflie
gen des Apogäums 26 der Höhe h 2 über dem Orte z 2, programmge
steuert Flugstabilisierungs- und Steuerungsmaßnahmen mittels
der Ruder 24 eingeleitet und Auftriebs-Flügel 27 (vlg. Fig. 2)
ausgefahren. Aus den eingespeicherten Vorgabedaten für die
Selbststeuerung längs der gestreckten Flugbahn 25 und den
abschußbedingten ballistischen Flugdaten ergäbe sich ein
vorverlegter Auftreffpunkt z 11 des Projektils 21 in einem
entsprechend weiter entfernten Zielgebiet.
Die Neigung w 25 (Fig. 2) der aus der ballistischen Flugbahn 23
herausgesteuerten, angenähert linearen Flugbahn 25 beträgt
typisch 20° gegenüber der Horizontalen. Daraus würde im vor
verlegten Ziel-Auftreffpunkt z 11 ein Auftreffbahnwinkel w 11
in der Größenordnung von ebenfalls 20° resultieren, was aber
einen ungünstigen Wirkungswinkel hinsichtlich der Gefechts
ladung im Projektil 21 darstellen würden. Deshalb erfolgt ein
Anflug des zu bekämpfenden Zielobjektes 28 im tatsächlichen
Zielpunkt z 8 mit gegenüber der gestreckten Flugbahn 25 ver
steilerter Zielanflugbahn 29 unter einem tatsächlichen Ziel
bahnwinkel w 8, der wenigstens doppelt so groß wie der Auf
treffbahnwinkel w 11 im Falle unbeeinflußter gestreckter Flug
bahn 25 ist und bevorzugt in der Größenordnung von 45° liegt;
damit ist stark verbesserte Wirkung der Gefechtsladung im Pro
jektil 21 gegenüber dem zu bekämpfenden Zielobjekt 28 sicher
gestellt.
Die sogenannte Flug-Endphase beginnt mit Unterschreiten einer
vorprogrammierten Zielsuchhöhe h 4, die gemäß der in das Pro
jektil 21 eingebauten Zielsuch- und Zielverfolgungseinrich
tung 30 vorgegeben ist und im Falle einer Millimeterwellen-
Radarzielsucheinrichtung 30 beispielsweise in der Größenord
nung zwischen 650 m und 700 m liegt; jetzt wird jene Ziel
sucheinrichtung 30 (Fig. 3) eingeschaltet. Aufgrund ihres
konstruktionsbedingt beschränkten Nickwinkels gegenüber dem
Flugwinkel des Projektils 21 und der etwas steileren Bahn
richtung der gestreckten Flugbahn 25 nach unten ergibt sich
ein Zielauffaß-Begrenzungswinkel w 6 von beispielsweise 35°
(Fig. 2); weshalb aus der Position des Suchbeginn-Ortes z 4
heraus nur Zielobjekte 28 erfaßt werden können, die jenseits
des nächstliegenden Auffaßortes z 6 liegen. Etwaige Zielob
jekte jenseits des vorverlegten Auftreffpunktes z 11 der ge
streckten Flugbahn 25 können aus dieser heraus in der Regel
nicht angegriffen werden, weil das eine Richtungsumkehr des
Flugbahnwinkels w 25 erfordern würde, was in der Regel auf
grund der hohen einwirkenden Beschleunigungen aus Gründen
der mechanischen Stabilität des Projektils 21 und der darin
eingebauten Einrichtungen unzulässig wäre.
Wenn das von der Zielsucheinrichtung 30 aufgefaßte, zu be
kämpfende Zielobjekt 28 direkt in Zielverfolgungsansteuerung
angegriffen würde, würde sich eine Zielverfolgungsbahn 31
einstellen, die zwar aus der gestreckten Flugbahn 25 nach
unten abweichen würde, aber immer noch einen zu kleinen und
deshalb wirkungsmäßig ungünstigen Auftreffbahnwinkel w 31 er
geben würde.
Deshalb ist vorgesehen, auch nach Auffassen des zu bekämpfen
den Zielobjektes 28 das Projektil 21 derart zu steuern, daß
seine Gier-Richtung zwar sofort im Zielauffaß-Punkt z 5 in
Richtung auf das Zielobjekt 28 geändert wird, während aber
die aktuelle gestreckte Flugbahn 25 zunächst noch beibehal
ten bleibt.
Der verzögerte Zeitpunkt t 7 für eine Nickwinkeländerung zum
Abweichen aus der gestreckten Flugbahn 25 wird nach Maßgabe
der Annäherung an das Zielobjekt 28, unter Berücksichtigung
der theoretischen End-Flugzeit bis zum linear vorverlegten
Auftreffpunkt z 11 der gestreckten Flugbahn 25 und der ange
strebten Zielanflugbahn 29, an Bord des Projektils 21 als
Verzögerungs- oder Restflugzeitspanne t 5. . .t 7 ermittelt. Zum
Zeitpunkt t 7 werden dann zunächst die Zielverfolgung und die
Regelung für die bisherige Beibehaltung der Projektilbahn-
Neigung w 25 vorübergehend aufgetrennt und eine nicht-geregel
te Umsteuerung auf einen steileren Nickwinkel vorgenommen;
woraufhin die Fluglageregelung nach Maßgabe dieses steiler
vorgegebenen Bahnauftreffwinkels w 8, unter Berücksichtigung
erneut eingeschalteter Zielverfolgung mittels der Zielsuch
einrichtung 30, wieder in Betrieb genommen wird.
Für diese in Fig. 2 als Höhen-Weg-Diagramm dargestellten
Flugphasen zur Bekämpfung des Zielobjektes 28 unter optima
lem Zielbahn-Auftreffwinkel w 8 ist an Bord des Projektils 21
eine Zeitsteuerschaltung 32 (Fig. 3) vorgesehen. Diese be
stimmt die Abhängigkeit von der Zeit t und damit aufgrund
der bekannten Daten der ballistischen und der gestreckten
Flugbahnen 23-25 den Zeitpunkt t 4, da die Grenzhöhe h 4 für
den Beginn der Zielsuche unterschritten, also die Zielsuch
einrichtung 30 in Betrieb gesetzt wird. Bei Zielerfassung
zum Zeitpunkt t 5 liefert die Zielsucheinrichtung 30 Nach
führ-Steuerungsinformationen über die horizontale Zielab
lage 33 und über die vertikale Zielablage 34, jeweils bezo
gen auf die momentane räumliche Orientierung des Projektils 21
in seiner Anstellung gegenüber der gestreckten Flugbahn 25.
Die horizontale Zielablage-Information 33 dient sogleich
als Steuerinformation für eine Gier-Zielnachführregelung 35.
In einer einfachen Flugbahnextrapolations-Recheneinrichtung 36
wird wie erwähnt der Zeitpunkt t 7 bestimmt, da durch die
Einleitung des Nickmanövers die gestreckte Flugbahn 25 zum
Übergang in die steilere Zielanflugbahn 29 verlassen werden
soll.
Nach Ermittlung der Zeitpunkt-Information (t 7) und Übergabe
an die Zeitsteuerschaltung 32 liefert diese bei Eintreten
des Zeitpunktes t 7 an die Nickregelungseinrichtung 37 eine
Information, aufgrund derer der Nickregelkreis zunächst zur
Umsteuerung in die steilere Zielanflugbahn 29 aufgetrennt
wird; um nach erneutem Erreichen stabilen Flugzustandes die
Regelungseinrichtung 37 wieder in Betrieb zu setzen - nämlich
nun mit dem neuen Bahnrichtungs-Sollwert w 8 unter Berücksich
tigung der Nachführ-Steuerung von der erneut aufgeschalteten
Zielsucheinrichtung 30. Durch entsprechende Ansteuerung der
Stellglieder für die Steuer-Ruder 24 aus dem Gier-Zielnach
führregler 35 und der Nickregelungseinrichtung 37 erfolgt
eine Endphasenlenkung gemäß der Zielanflugbahn 29 bis Auf
treffen in den Zielpunkt z 8.
Für die Kennwerte der aktuellen Daten über die zunächst bal
listische Flugbahn 23 und danach gestreckte Flugbahn 25 zur
Bestimmung des Zeitpunktes t 7 der Nickwinkeländerung, sowie
für die ebenfalls aus den Bahndaten abgeleitete Bestimmung
des Zeitpunktes t 4 für den Beginn der Flugendphasen-Zielsu
che, ist ein Speicher 38 vorgesehen. In diesen werden vor
dem Abschuß-Zeitpunkt t 1 (Fig. 1) - oder alsbald danach und
jedenfalls vor dem Übergang in die gestreckte Flugbahn 25
nach Erreichen des Apogäums-Zeitpunktes t 2 - die die balli
stische Flugbahn 23 des Projektils 21 bestimmenden Abschuß
daten eingegeben, die dem Elevations-Winkel w 1 und der Mün
dungsgeschwindigkeit v 1 des Projektils 21 entsprechen. Zu
sammen mit im Speicher 38 projektiltypisch vorgegebenen Kenn
werten läßt sich also daraus durch einen Navigationsrechner
54 das h-t-Flugbahnbild (wie es in Fig. 1 und Fig. 2 unter
Berücksichtigung der Zeitkoordinaten t über dem Ort z dar
gestellt ist) bestimmen, wonach die beschriebenen Such- und
Steuerungsvorgänge von der Zeitsteuerschaltung 32 ausgelöst
werden können.
Die aktuellen Elevations- und Geschwindigkeitsdaten w 1, v 1,
oder direkt die daraus errechenbare Entfernung z 1. . .z 11, wer
den üblicherweise mittels extern zugänglicher Stellelemente
am zu verschießenden Projektil 21 vor dessen Laden in das
Waffenrohr 22 nach Maßgabe dessen Neigung w 1 und nach Maß
gabe der zuzuführenden Treibladungen eingestellt. Diese Hand
habung ist aber sehr anfällig gegen nichtreproduzierbare
Fehlvorgaben, insbesondere unter Gefechtsgegebenheiten.
Deshalb kann vorgesehen sein, diese für die Flugbahnen 23-25
und somit für den zeitlichen Ablauf der Steuerungseingriffe
aus der Zeitsteuerschaltung 32 maßgeblichen Ausgangsdaten,
ohne das Erfordernis einer manuellen Einstellung, unmittel
bar nach dem Abschuß des Projektils 21 an Bord selbst zu be
stimmen und in den Speicher 38 einzuspeisen.
Zur Ermittlung der Mündungs- oder Austrittsgeschwindigkeit v 1
sind in Richtung des Geschwindigkeitsvektors und damit in
Längsrichtung des Projektiles 21 gegeneinander um eine de
finierte Strecke 39 versetzt in der Projektil-Wandung 40
zwei Austritts-Sensoren 41, 42 angeordnet, die auf das Ver
lassen des Waffenrohres 22 durch dessen Mündung ansprechen.
Bei den Sensoren 41, 42 kann es ohne sich um optoelektronische
Aufnehmer handeln, die auf den Sprung in der Umgebungshellig
keit bei Austritt aus dem Waffenrohr 22 ansprechen, oder be
vorzugt einfach um Spulenanordnungen, die infolge der Feld
änderung an der Waffenrohr-Mündung Austrittssignale t 41, t 42
liefern.
Bei oder infolge Abschusses des Projektils 21 im Waffenrohr 22
wird eine Leistungsquelle 44 aktiviert, beispielsweise durch
Ansteuerung aus einem Beschleunigungssensor 45. Bei der Lei
stungsquelle 44 kann es sich um eine aktivierbare Batterie,
deren elektrochemische Komponenten nun miteinander zur Wirkung
gebracht werden, handeln; oder beispielsweise um einen thermo
elektrischen oder piezoelektrischen Generator, der aufgrund
des Temperaturunterschiedes hinter und vor dem rückwärtigen
Ende des Projektils 21 bzw. aufgrund dessen Anfangsbeschleu
nigung elektrische Leistung in die Signalverarbeitungsschal
tung (gemäß Fig. 3 und Fig. 4) liefert. Entscheidende ist,
daß bei Austritt aus dem Waffenrohr 22 jedenfalls bereits
die elektrische Leistung zur Verfügung steht, die eine Zeit
meßschaltung 46 (beispielsweise eine Zählschaltung für äqui
distante Impulse) benötigt, um die Zeitspanne t 41. . .t 42 zu
ermitteln. Da die Einbau-Strecke 39 konstruktiv vorgegeben,
also bekannt ist, genügt es für die Ermittlung der Abschuß
geschwindigkeit v 1 aus jener Zeitspanne t 41 . .t 42, anstelle
eines Rechners einen Tabellen- oder Zuordnungsspeicher 47
vorzusehen. Diesem könnte eine entsprechende Zuordnungs
matrix 48 nachgeschaltet sein, mittels der die Geschwindig
keitsinformation als Treibladungs-Nummer # ausgedrückt wür
de, wie sie bei der Artillerie üblicher ist, als der Zah
lenwert über die Abschußgeschwindigkeit v 1 des Projektils 21.
Zur zeitabhängigen oder wegabhängigen Bestimmung der balli
stischen Flugbahn 23 ist neben der Mündungsgeschwindigkeit v 1
an sich Kenntnis der Abschuß-Elevation w 1 erforderlich; die
aufgrund der tatsächlichen Gegebenheiten beim Abfeuern ei
nes Geschützes zwar meßtechnisch bestimmbar wäre - aber die
se Information wird an Bord des abgeschossenen Projektils 21
benötigt, um wie in Zusammenhang mit Fig. 3 beschrieben den
Endpunkt 11 zu bestimmen und daraus den Zeitpunkt für die
Steuerungsvorgänge für verzögerte und dadurch steilere
Zielanflugbahn 29 abzuleiten. In Erkenntnis der Tatsache,
daß für eine vorgegebene Mündungsgeschwindigkeit v 1 des Pro
jektils 21 auch der Zeitpunkt t 2 dessen Durchganges durch
das Apogäum 26 die rein ballistische Flugbahn 23 bestimmt,
ist deshalb an Bord des Projektils 21 zusätzlich ein Apo
gäumsdetektor 49 vorgesehen. Der besteht aus einem Druck
sensor 50, welcher ein Signal über den zeitlichen Verlauf
der ersten Zeitableitung des Druckverlaufes aufgrund der
Flugbahn-Höhe h liefert; oder/und aus einem Beschleunigungs
sensor 51, welcher als Ausgangssignal unmittelbar eine Be
schleunigungsinformation oder aber die zweite zeitliche Ab
leitung des Höhenverlaufes der ballistischen Flugbahn 23
liefert. Diesen Sensoren 50 und/oder 51 ist (wenigstens) ein
Nullindikator 52 nachgeschaltet, der ein Signal (t 2) an die
Zeitmeßschaltung 46 liefert, wenn die ballistische Flugbahn 23
(Fig. 1) im Apogäum 26 ihr Höhen-Maximum über die Zeit t bzw.
über dem Weg z durchläuft.
Die Zeitspanne t 1 (bzw. mit hinreichender Genauigkeit t 41
oder t 42). . .t 2 stellt also den zweiten notwendigen Kennwert
zur Bestimmung des theoretischen Verlaufes der rein balli
stischen Flugbahn 23 dar. Zusammen mit der schon ermittelten
Information entsprechend der aktuellen Treibladungs-Nummer #
läßt sich also über eine weitere Tabellen- oder Dekodier
matrix 53 an Bord des Projektils 21 der zugehörige Wert der
Abschuß-Elevation w 1 ermitteln, bzw. die Matrixeingangsin
formation direkt zur Bahnbestimmung auswerten.
Diese Informationen (v 1, t 2) - die den maßgeblichen Kennda
ten (w 1, #) für die Beschreibung der ballistischen Flugbahn 23
entsprechen - werden, wie in Zusammenhang mit Fig. 3 erläu
tert, im Speicher 38 zwischengespeichert, um daraus über ei
nen Navigationsrechner 54 den theoretischen Auftreff-Zeit
punkt t 11 des Projektils 21 im vorverlegten Bahn-Endpunkt z 11
zu bestimmen. Aus diesen nur bei Ausbleiben der Zielauffas
sung eintretenden Auftreff-Zeitpunkt t 11 wird dann an Bord
des Projektils 21, wie in Zusammenhang mit Fig. 2 und Fig. 3
erläutert, mittels der Recheneinrichtung 36 extropoliert, wel
che Verzögerungs-Zeitspanne t 5. . .t 7 nach Zielerfassung (t 5
über z 5) bis zur verzögerten Nickwinkel-Änderung vorzugeben
ist, um die hinsichtlich des Auftreff-Bahnwinkels w 8 wesent
lich verbesserte da steilere Zielanflugbahn 29 von der Zeit
steuerschaltung 32 aus dann einzuleiten.
Diese Zeitpunkt-Ermittlungen und Flugbahn-Übergänge sind bei
vergleichweise geringem Aufwand an Bord des Projektils 21
überaus exakt und reproduzierbar sicherstellbar, da an Bord
des Projektils 21 für die Kombination der Flugbahnen 23-25
wie beschrieben ohnehin ein Apogäumsdetektor 49 (Fig. 4) vor
handen ist. Denn im Apogäum 26 verläuft die erst danach zu
verlassende ballistische Abschuß-Flugbahn 23 vorübergehend
horizontal; und auch die Fluglage des Projektils 21 der Durch
gang durch das Apogäum 26 ist praktisch horizontal oder je
denfalls nur um einen geringen (und dabei vorgegebenen, al
so bekannten) Flug-Anstellwinkel der Horizontalen gegenüber
abweichend. Zum Apogäums-Zeitpunkt t 2 kann also die momentane
Orientierung des Projektils 21 im Raum als horizontale Re
ferenzlage für die Funktion der Nickregelungseinrichtung 37
(zum Steuern längs der Bahnen 25 und 29) übernommen werden,
beispielsweise durch Nullsetzen eines kreiselstabilisierten
Lage-Referenzsystems und eine Nickgeschwindigkeits-Integra
tors, wie in Fig. 3 durch einen Nicklage-Referenzgeber 55
symbolisch berücksichtigt. Die für die Treffergenauigkeit
maßgebliche Endphasen-Steuerung längs der gestreckten Bahn 25
erfolgt also überaus präzise, weil zuvor, nämlich unmittel
bar vor Verlassen der ballistischen Abschußbahn 23, der für
den Bahnwinkel w 25/11 maßgebliche Nick-Referenzwert aus den
tatsächlichen Fluggegebenheiten des Projektils 21 selbst
gewonnen wurde.
Claims (5)
1. Verfahren zum Bestimmen der ballistischen Flugbahn eines end
phasengelenkten, mit Zielsucheinrichtung ausgestatteten Projektils,
insbesondere eines seine Flugendphase selbststeuernden Artillerie-
Geschosses,
dadurch gekennzeichnet,
daß an Bord des Projektils während und nach dessen Abschuß aus
einem Waffenrohr die Mündungsgeschwindigkeit und die Zeitspanne
zwischen Abschuß und Apogäums-Durchgang des Projektils gemessen
werden, die bei vorgegebenen ballistischen Kennwerten des Projektils
ein Maß für die Abschuß-Treibladungsnummer und für den Abschuß-
Elevationswinkel darstellen und deshalb die tatsächlich gegebene
ballistische Abschuß-Flugbahn des Projektils vor Ansteuerung
in eine schwach geneigte, gestreckte Zielsuch-Flugbahn nach
Apogäums-Durchgang bestimmen.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß zur Bestimmung der Mündungs-Geschwindigkeit und damit der
Treibladungs-Nummer eine Zeitspanne gemessen wird, die zwischen
den Austritts-Zeitpunkten zweier längs des Projektils in definiertem
Abstand gegebener Punkte liegt, wenn das abgeschossene Projektil
das Waffenrohr verläßt; während zur Bestimmung der Abschuß-Ele
vation zusätzlich zur so ermittelten Mündungs-Geschwindigkeit
die Zeitspanne gemessen wird, die zwischen einem Zeitpunkt der
Fortbewegung des Projektils im Waffenrohr und dem Zeitpunkt
verstreicht, da die ballistische Abschuß-Flugbahn des Projektils
ihr Höhen-Maximum durchläuft.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß aus den an Bord des Projektils bestimmten Abschuß-Daten
und dem vorgegebenen Flugverhalten beim Übergang des Projektils
aus seiner ballistischen Abschuß-Flugbahn durch das Apogäum
in die vorgegebene gestreckte Zielsuch-Flugbahn deren theoretischer
Aufschlagpunkt als Zeitpunkt dessen Erreichens durch das Projektil
bestimmt wird, und daß die verbleibende Zeitspanne bis zum Erreichen
des Aufschlagpunktes ein Maß für die Optimierung einer Verzögerungs
zeitspanne zwischen Auffassen eines anzugreifenden Zielobjektes
und Übergang aus der Such-Flugbahn in die Kollisions-Flugbahn
zum Ziel ist.
4. Vorrichtung zur Berücksichtigung von Kennwerten einer ballistischen
Abschuß-Flugbahn (23) in einem Speicher (38) eines Navigations
rechners (54) an Bord eines längs einer schwach geneigten, ge
streckten Zielsuch-Flugbahn (25) selbststeuernden Projektils
(21), zum Ausüben des Verfahrens nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,
daß an Bord des Projektils (21) eine Zeitmeßschaltung (43) zum
Messen der Zeitspanne (t 41. . . t 42), die zwischen dem Austreten
zweier längs des Projektils (21) um eine definierte Strecke
(39) gegeneinander versetzter Sensoren (41, 42) aus der Mündung
eines Abschuß-Waffenrohres (22) verstreicht, vorgesehen ist,
an die zur Bestimmung der Apogäums-Zeitspanne (t 1/t 41. . .t 2)
ein Apogäums-Detektor (49) angeschlossen ist, wobei von diesen
Zeitspannen abhängige Informationen als die ballistischen Abschuß-
Bahnkennwerte in den Speicher (38) übermittelbar sind.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,
daß einem Apogäums-Detektor (49) ein Nicklage-Referenzgeber
(55) nachgeschaltet ist, der bei Apogäums-Durchgang eine Hori
zontalen-Referenzinformation in eine Nickelregelungseinrichtung
(37) übergibt.
Priority Applications (1)
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---|---|---|---|
DE19833348136 DE3348136C2 (en) | 1983-02-04 | 1983-02-04 | Method for determining the ballistic trajectory (flight path) of a projectile, and a device for carrying out the method |
Applications Claiming Priority (2)
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---|---|---|---|
DE19833303763 DE3303763A1 (de) | 1983-02-04 | 1983-02-04 | Verfahren zur zielansteuerung eines projektils und zum bestimmen dessen ballistischer flugbahn sowie vorrichtungen zum ausueben der verfahren |
DE19833348136 DE3348136C2 (en) | 1983-02-04 | 1983-02-04 | Method for determining the ballistic trajectory (flight path) of a projectile, and a device for carrying out the method |
Publications (1)
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ID=25808048
Family Applications (1)
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DE (1) | DE3348136C2 (de) |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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DE102007060567A1 (de) * | 2007-12-15 | 2009-06-18 | Junghans Microtec Gmbh | Sicherungseinrichtung für einen Zünder eines Geschosses |
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1983
- 1983-02-04 DE DE19833348136 patent/DE3348136C2/de not_active Expired
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US7980179B2 (en) | 2007-12-15 | 2011-07-19 | Junghans Microtec Gmbh | Safety and arming unit for a fuze of a projectile |
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