DE3442598C2 - Leitsystem für Flugkörper - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Leitsystem zur Benutzung an Bord eines Flugkörpers mit einem Sucher, der einen Strahl nach einem ein Ziel enthaltenden Bereich sendet, und mit einem Komparator, der die Eigenschaften des ausgesandten Strahles mit denen eines reflektierten Strahles vergleicht, um ein Signal zu liefern, welches die Lage des Flugkörpers anzeigt.

Die meisten Leitsteuerverfahren beruhen auf Kardansystemen oder schweren, durch Massenkraft stabilisierten Suchern. Die in Verbindung mit den kardangelagerten Anordnungen benutzten Geschwindigkeitskreisel oder Positionierungskreiselgeräte sind sehr komplex und teuer, während die momentstabilisierten Sucher der großen Massenkräfte wegen keine hohen Abtastgeschwindigkeiten zulassen.

Die DE-OS 28 55 951 betrifft ein Verfahren zur navigatorischen Lenkung von Flugkörpern durch Abtastung des Geländes mit Hilfe von Strahlen, wobei in Bündeln einanderzugeordnete Laserstrahlen vom Flugkörper zum darunterliegenden Gelände ausgesendet und die reflektierten Laserstrahlen wieder empfangen werden, wobei mindestens zwei Laserstrahlen innerhalb eines Bündels nacheinander gleiche Geländeelemente abtasten. Es wird hierbei die Rollgeschwindigkeit des Flugkörpers gemessen, und die Messung beruht auf einer Korrelationsberechnung, das heißt auf einer Messung der Zeitdifferenz zwischem Empfang der Strahlen. Hierdurch wird zwar eine Anzeige der Rollgeschwindigkeit des Flugkörpers geliefert, jedoch läßt dieses bekannte Verfahren keine direkte Messung des Rollagewinkels zu.

Die DE 32 48 518 A1 betrifft einen Breitstrahl-Radarsucher mit Winkelbestimmung durch Verwenden der Winkelmessungsfähigkeit eines Radarsystems, wie zum Beispiel eines Monopulsradars. Ein Ziel wird durch ein externes Zielgerät bestimmt, daß die Lage des bestimmten Zieles festlegt. Der Radarsucher empfängt die Richtungsinformation und richtet seine Antenne in die angegebene Richtung und mißt die winkelmäßige Verschiebung jeglicher Ziele im Radarstrahl bezüglich der Antennenrichtung. Die gemessene winkelmäßige Verschiebung wird mit einer vorbestimmten Auflösung verglichen, um zu bestimmen, ob das bestimmte Ziel ermittelt wurde, so daß eine Verfolgungsbetriebsweise beginnen kann.

Die EP 33 283 A2 betrifft ein Flugkörperleitsystem, bei dem ein Beschleunigungsmesser benutzt wird, um die infolge der Rollbewegung verursachte Beschleunigung festzustellen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein gattungsgemäßes Leitsystem zu schaffen, das ohne Kreiselgeräte die gewünschten Informationen liefert, und die eingangs erwähnten Nachteile vermeidet.

Gelöst wird die gestellte Aufgabe durch die im Kennzeichnungsteil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmalen, das heißt, dadurch, daß Mittel vorgesehen sind, die den Strahl auf der Mantelfläche eines Kegels führen. Durch die vorliegende Erfindung wird eine Rollstabilisierung, die einen wesentlichen Teil des Führungs- und Steuersystems bildet nur durch Benutzung einer Entfernungsmeßeinrichtung bewirkt, die den Boden unter dem Flugkörper abtastet. Die im Flugkörper vorgesehene Empfangselektronik mißt die Phasendifferenz zwischen einem reflektierten Echosignal und dem abgestrahlten Signal, wodurch ein Rollpositionierungswinkel geliefert wird, und diese Information kann dazu benutzt werden, die Rollage des Flugzeugs zu ändern, bis die Querachse des Suchers in einer Vertikalebene liegt.

Der Zielanflug auf ein Ziel erfolgt bei der Erfindung unter Benutzung eines bordeigenen Suchers zum Auffinden des Zieles. Die Fähigkeit des Suchers, die Entfernung zu messen, wird ausgenutzt, um die Rollage des Flugkörpers zu bestimmen, und hieraus wird eine Stabilisierung abgeleitet. Voraussetzung dafür ist, daß der einzige vom Sucher erzeugte Strahl eine chronische Abtastung bewirkt.

Zweckmäßige Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Ansprüchen 2 und 3.

Nachstehend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 Ein Diagramm, welches die Flugbahn eines bis in die Endphase geführten Flugzeuges erkennen läßt,

Fig. 2 eine schematische Darstellung, die veranschaulicht, auf welche Weise ein Zielsuchgerät an Bord eines Flugkörpers eine Abtastung durchführt, und wie hierdurch eine Rollsteuerung des Flugkörpers ermöglicht wird.

Fig. 3-8 Blockschaltbilder, welche die Funktionen veranschaulichen, die durch ein Steuer- und Leitsystem an Bord des Flugkörpers durchgeführt werden.

Fig. 9 und 10 Blockschaltbild eines Leitfilters und eines Stabilisierungsfilters, die in dem Leitsystem Anwendung finden.

Die folgende Beschreibung bezieht sich auf eine in der Endphase gesteuerte Lenkbombe mit einem Zielsuchgerät, das eine Entfernungsmeßfunktion umfaßt. Dies ist jedoch für die Erfindung nicht beschränkend, und die Erfindung ist auch für andere Zwecke anwendbar, insbesondere für andere Arten von Waffen, beispielsweise für Luft-Luft-Lenk-Flugkörper und so weiter. Es wird die Benutzung eines Radar-Zielsuchgerätes beschrieben, jedoch können andere Suchgeräte möglicherweise in Verbindung mit gewissen Hilfs-Entfernungsmeßgeräten benutzt werden, wenn das Suchgerät einen solchen Entfernungsmesser nicht aufweist. Wenn eine Entfernungsmeßfunktion nicht verfügbar ist, dann ist die Erfindung dennoch anwendbar, obgleich es dann erwünscht sein kann, die Flugkörpergeschwindigkeit oder die Bombengeschwindigkeit abzuschätzen, wozu gewisse andere Vorrichtungen erforderlich sind, beispielsweise ein einprogrammiertes Wissen der Flugkörper-Charakteristik und eine Abruftabelle, und wenn die Bombe oder der Flugkörper bezüglich der Rollachse stabilisiert ist, dann können gewisse Bezugsgeräte erforderlich sein, beispielsweise ein Rollkreisel.

Eine Entfernungsmeßfunktion ist zweckmäßig, da dann die Rollsteuerung, die Neigungssteuerung und die Seitensteuerung und Stabilisierung und die Basisbewegungs- Suchentkopplung vorgesehen werden können, ohne daß Kreisel und/oder andere auf Massenkraft ansprechende Vorrichtungen erforderlich wären. Die Verminderung der Gesamtzahl von Kreiseln, die sonst erforderlich wären, ist jedoch sehr nützlich. So kann beispielsweise, wie beschrieben, die Rollsteuerung dadurch durchgeführt werden, daß der Bodenbereich gemessen wird, und wenn dies unzweckmäßig ist, und wenn keine anderen geeigneten festen Bezugspunkte vorhanden sind, die den Boden ersetzen könnten (dies könnte der Fall sein bei einem Luft-Luft-Flugkörper) dann kann ein getrenntes Rollsteuersystem erforderlich sein. Die Merkmale der Erfindung können aber dennoch angewandt werden, beispielsweise für die Lagestabilisierung und/oder für die Zielsuchentkopplung.

Das beschriebene System bewirkt eine Roll-Lagesteuerung. Es können jedoch Modifikationen getroffen werden, um eine Rollgeschwindigkeitssteuerung zu erlangen, wie dies für den Fachmann klar ist. Die in der Endphase geführte Lenkbombe ist im einzelnen nicht dargestellt und umfaßt einen aktiven Radar-Zielflugkopf mit einer Sende-Empfangs-Antenne, die gegenüber dem Bombenkörper so bewegt werden kann, daß gewisse Abtastmuster abgetastet werden können, wie dies weiter unten beschrieben wird. Die Bombe weist außerdem entfaltbare Flugsteueroberflächen auf, und es ist ein elektronisches Steuer- und Leitsystem vorgesehen, um den Radar-Zielflugkopf zu steuern und auf der Basis von Signalen, die von dem Zielflugkopf geliefert werden, kann die Endphase des Fluges der Bombe gesteuert werden.

Gemäß Fig. 1 ist die Bombe in der Endphase gelenkt, weil nach dem Start an der Stelle A die Bombe über den größten Teil ihres Fluges ungelenkt fliegt und einfach einer ballistischen Flugbahn B folgt. Nach Ablauf einer gewissen Zeitdauer nach dem Start, wenn beispielsweise die Bombe die Stelle C erreicht hat, dann macht eine an Bord befindliche Steuerelektronik den Radarzielkopf aktiv und führt alle erforderlichen einleitenden Verfahren durch, die dem Zielflugkopf zugeordnet sind. Der Zielkopf wird dann veranlaßt einen festen Sendestrahl zu erzeugen, der längs der Rollachse der Bombe nach vorn gerichtet ist. An einer gewissen Stelle nach Beginn der Abwärtsbewegung der Bombe nach dem Boden, beispielsweise an der Stelle D beginnt der Zielflugkopf ein Bodenechosignal vom Boden zu empfangen, aus dem die Steuerelektronik eine Entfernungsmessung bis zum Boden ableiten kann. Die Flugsteueroberflächen der Bombe werden dann entfaltet und die Lenkphase des Fluges beginnt. Die erste Aufgabe, die während dieser Lenkphase durchgeführt wird, ist die Roll-Lagerstabilisierung der Bombe. Dies wird dadurch bewirkt, daß die Parabol-Antenne des Zielflugkopfes veranlaßt wird, sich so zu bewegen, daß der Sendestrahl ein sogenanntes "Conscan"-Muster abtastet, d. h. eine Bewegung rund um den Umfang eines Konus, der sich nach vorn um die Rollachse 1 der Bombe 2 gemäß Fig. 2 erstreckt. An der Stelle, an der der Sendestrahl den Boden schneidet, bewegt er sich auf einem ovalen geometrischen Ort, der um den Punkt zentriert ist, an der die Rollachse 1 den Boden schneidet. Wenn sich der Sendestrahl so bewegt, dann wird das Entfernungssignal, welches durch die Steuerung gebildet wird, dadurch geliefert, daß die Phase dieses Entfernungssignals mit der Phase eines Signals verglichen wird, welches die Lage des Radar-Parabolspiegels relativ zum Bombenkörper angibt.

Nachdem einmal die Roll-Lagestabilisierung erreicht ist, beispielsweise zur Zeit da die Bombe die Stelle E in Fig. 1 erreicht hat, beginnt sich die Parabol- Antenne des Radar-Zielflugkopfes so zu bewegen, daß ein komplexeres Konusabtastmuster abgetastet wird, welches die vorherige relativ schnelle Spitzwinkel- Konusbewegung umfaßt (beispielsweise bei 100 Hz und mit einem Halbkonuswinkel von etwa 1°), der eine langsamere Weitwinkelbewegung überlagert ist, beispielsweise mit 5 Hz und einem 5° Halbkonuswinkel). Hierdurch wird der Bombe ein Signal geliefert, welches zur Messung des Neigungswinkels benutzt werden kann und die Möglichkeit schafft, den Flugkörper aus seiner ballistischen Flugbahn herauszuziehen und auf einen weniger steilen absteigenden Pfad mit beispielsweise 45° gegen den Boden zu leiten, wodurch der Bereich der Bombe vergrößert und der Raum für eine Zielerfassung vergrößert wird, wobei der gewünschte Suchpfad, beispielsweise an der Stelle F gemäß Fig. 1 beginnt. Der Zielflugkopf wird dann veranlaßt, ein geeignetes Zielsuchabtastmuster abzutasten, welches im vorliegenden Falle ein lineares Raster ist, wodurch eine etwa rechteckige Bodenfläche vor der Bombe bedeckt wird. Erforderlichenfalls kann die Suchphase einen Mehrstufenprozeß umfassen, wobei beispielsweise breitere Rasterabtastungen Anwendung finden, bei denen sich bewegende Ziele gesucht werden (und beim Fehlen eines sich bewegenden Zieles irgendwelche feste Ziele ermittelt werden), wobei dann möglicherweise eine weitere Abtastung über einen kleineren Bereich durchgeführt wird.

Nachdem ein Ziel, beispielsweise die Stelle D erreicht hat, bewirkt die Zielflugkopf- und Leitelektronik den üblichen Zielflug, d. h. der Radarstrahl führt ein spitzes Konus-Abtastmuster durch, welches, wie anfänglich mit 100 Hz und einem spitzen Halbwinkel von 1° durchgeführt wird, der in der Sichtlinie des Ziels zentriert ist, während die Bombe gemäß einer gewählten Proportional-Navigation nach dem Aufprall hin gesteuert wird. Im Hinblick auf eine beste Wirksamkeit gegen gewisse Ziele wird das Gesetz vorzugsweise so gewählt, daß ein absteigender Pfad auf das Ziel hin so gewählt wird, daß dieser wenigstens eine vorbestimmte minimale Steilheit besitzt.

Die jeweiligen Funktionen von Roll-Lagestabilisierung, Fluglagestabilisierung, Zielnachführung und Führung nach dem Auftreffziel werden durch die Steuerung und die Leitelektronik an Bord der Bombe durchgeführt. Die Steuer- und Leitelektronik wird in Verbindung mit den Flußdiagrammen beschrieben, die die Funktionen veranschaulichen, welche bei den jeweiligen "Schleifen" auftreten. Fig. 3 stellt das Diagramm für die Roll-Lagesteuerung der Bombe dar. In dieser Figur stellt der Block 30 den Zielflugkopf oder die Suchvorrichtung mit den zugeordneten Schaltungen dar, die Entfernungsmeßsignale und Zielsichtlinien-Fehlersignale liefern. Zur Roll-Steuerung wird nur die Entfernungsmeßfunktion benutzt. Die drei Haupt-Such-Abtast-Moden, d. h. die anfängliche 100 Hz Konusabtastung, die Rasterabtastung und die End-100-Hz-Konusabtastung werden durch die drei Abtastblöcke 31, 32 bzw. 33 dargestellt, die mit Suchantriebsmotoren 34 über einen Dreistellungsschalter 35 verbunden sind. Die Ausgänge der Antriebsmotore 34 stellen die Suchkardangeschwindigkeiten relativ zum Bombenkörper in Gearrichtung und in Neigungsrichtung dar, d. h. Ψ_G bzw. _G. Der Block 36 stellt die wirksame Integration dieser Geschwindigkeiten dar, was durch die Suchvorrichtung durchgeführt wird, um Gear- und Neigungskardanwinkel Ψ_G und _G zu liefern, die den Suchachsenwinkel relativ zum Bombenkörper repräsentieren.

Soweit es die Rollsteuerung anbetrifft, ist die Arbeitsweise identisch während der anfänglichen und der abschließenden Konusabtast-Arbeitsweise. Die Konusabtastfrequenz ω_SCAN und die Phase Φ_SCAN laufen vom Antrieb 31 (oder 32) zum Roll-Lagedemodulator 37, wo sie mit Frequenz und Phase der Bodenbereichs-Echosignale verglichen werden (welche Signale sich ändern, wenn die Suchvorrichtung um eine geneigte Rollachse der Bombe die Abtastung vornimmt, wie dies unter Bezugnahme auf Fig. 2 beschrieben wurde). Für eine richtig bezüglich der Roll-Lage orientierte Bombe, d. h. mit der Such- Kardan-Neigungsachse in einer vertikalen Ebene wird der Maximalbereich gemessen, wenn die Suchvorrichtung in einer maximalen Höhe befindlich ist, während der minimale Bereich auftritt, wenn die Suchvorrichtung sich an ihrer maximalen unteren Stellung relativ zur Bombenrollachse befindet. Eine Differenz in der Frequenz zwischen dem Entfernungs-Echosignal und ω_SCAN liefert ein Maß der Bombenrollgeschwindigkeit, während die Differenz in der Phase zwischen dem Entfernungs-Echosignal und R_SCAN den Roll-Lagewinkel liefert. Dieser gemessene Roll-Lagewinkel ist der Ausgang, wenn das Signal R_M vom Demodulator 37 und die Differenz zwischen ihm und einem Soll-Rollwinkel durch die Abweichungsstufe 38 als Roll- Lagerfehlersignal ε_Φ geliefert wird. Dieses Fehlersignal läuft in eine herkömmliche Schleife (Formgebungsstufe 39, Steuerflächenantrieb 40, Bombenkörper oder Flugzeugzelle 41), und es wird zunächst die Rollgeschwindigkeit vermindert, und dann das Rollen überhaupt stillgesetzt, und dann wird die Rollachse orientiert und dann wird die Roll-Lage des Bombenkörpers stabilisiert aufrechterhalten. Der Soll-Rollwinkel kann einen kleinen festen Vorspannwert umfassen, um jeden erwarteten Phasenfehler im System zu berücksichtigen, insbesondere im Demodulator 37.

Während des Rasterabtastbetriebes der Suchvorrichtung wird die Rollstabilisierung wiederum durch den Demodulator 37 auf der Basis von Bereichsmeßsignalen von der Suchvorrichtung aufrechterhalten, obgleich zusätzlich eine Abschätzung der Bombengeschwindigkeit erforderlich ist. Wenn die Suchvorrichtung eine Abtastung im Azimut vornimmt, dann vermindert sich die gemessene Entfernung von einem ersten Wert bis zu einem Minimum, während sich der Strahl von einem Ende der Rasterlinie nach einer Stelle bewegt, an der sich der Strahl nach dem anderen Ende der Rasterlinie bewegt. Der Bereich R ist annähernd

Dabei ist h die minimale Abstandsmessung während der Zeilenabtastung, d. h. die Entfernung gegenüber Boden, wo der Strahl in einer vertikalen Ebene liegt, Φ_M ist der Winkel zwischen der Vertikalebene, die die Bombe einschließt und der Ebene, die den Strahl enthält, wenn sie in der Mitte der Azimut-Abtastung befindlich ist, d. h. der Bombenrollwinkel Ψ_G ist der augenblickliche Azimutwinkel des Strahles relativ zu seiner Mittelstellung. Demgemäß wird:

Dieser Ausdruck wird angenähert durch den vereinfachten Ausdruck:

Daraus folgt,

Der Roll-Lage-Demodulator 37 erlangt Φ_M durch Lösung der Gleichung (1), wobei die Werte R und benutzt werden, die die Suchvorrichtung liefert, und Ψ_G und _G die von dem Raster-Abtastantrieb 32 geliefert werden, und eine Abschätzung _M der Bombengeschwindigkeit, und diese Abschätzung wird durch den Computerblock 42 erlangt, während die Geschwindigkeits- und Entfernungsgeschwindigkeitsmessungen R und durch die Suchervorrichtung und von Werten der Neigungsbeschleunigung ₂ geliefert werden, die im Massenmittelpunkt der Bombe gemessen werden, und außerdem die gemessene Bombenkörperneigungslage Diese Werte ₂ und werden dem Computerblock 42 durch eine getrennte, später zu beschreibende Meßvorrichtung geliefert. Der Rollwinkel wird wiederum der Differenzstufe 48 zugeführt, aber es kann sein, daß der vorgeschriebene Phasenfehler im Demodulator 37 nunmehr von jenem unterschiedlich ist, der während der einleitenden Konusabtastphase erwartet wurde. Wenn dies so ist, wird in geeigneter Weise geändert.

Möglicherweise wird der vorbestimmte Phasenfehler in der Rasterabtastung Null, so daß auch zu Null werden kann und ε_Φ=Φ_M.

Während des abschließenden Konus-Abtastbetriebes ist die Rollstabilisierungsfunktion genau die gleiche wie beim anfänglichen Konus-Abtastbetrieb mit dem einzigen Unterschied, daß möglicherweise der vom Demodulator 37 vorhergesehene Phasenfehler unterschiedlich ist und demgemäß ein entsprechend unterschiedlicher Wert des Phasenbedarfs der Ausweichungsstufe 38 zugeführt werden muß.

Die Rollsteuerfunktion erfordert einige geringfügige Annäherungen. Da jedoch die Rollwinkelgenauigkeit nur innerhalb gewisser zulässiger Grenzen liegen muß, beispielsweise innerhalb ±5°, wie dies gewöhnlich gefordert wird, ist die beschriebene Funktion gewöhnlich zufriedenstellend. Dabei ist zu berücksichtigen, daß die beschriebenen Verfahren absolut korrekt nur für eine glatte flache Bodenoberfläche sind. Bodenungleichförmigkeiten haben den größten Effekt während des Rasterabtastbetriebs. Sie können bis zu einem gewissen Grade dadurch abgeschwächt werden, daß die Bereichsmessungen über gewisse kurze gewählte Zeitperioden von etwa 0,2 Sekunden auf einen Durchschnittswert gebracht werden. Die Wirkung einer Bodenneigung gegenüber der Suchachse würde einen Rollfehler einführen, aber selbst wenn das so ist, so ist doch die Bedeutung dieses Fehlers auf die Zielgenauigkeit normalerweise klein.

Fig. 4 veranschaulicht die Funktionen, die als Teil der Neigungslage-Steuerung durchgeführt werden, welche von der Leitelektronik durchgeführt wird. Wie Fig. 3 so ist auch Fig. 4 ein zusammengesetztes Diagramm mit Kombinationen von Blöcken, die jeweils relevant sind für drei Neigungsleitmoden oder Stufen. Das heißt, während der Stufe unmittelbar nach Roll-Lagestabilisierung, wenn die 5 Hz Weitwinkelkonusabtastung mit dem überlagerten 100 Hz Spitzwinkelabtastbetrieb durchgeführt wird, während der Rasterabtaststufe, und zuletzt während der abschließenden 100-Hz- Konusabtastung oder Führung nach der Zielstufe. Drei Leitvorgänge werden ausgeführt. Zunächst muß die Neigungslage so gesteuert werden, daß die Bombe von ihrer ballistischen Bahn in die gewünschte Zielsuchbahn bei einem Winkel von beispielsweise 45° gegenüber der Horizontalen abgelenkt wird. Dann muß eine normale Autopilot-Funktion durchgeführt werden, bei der die Neigungslage stabilisiert wird und zunächst der Zielsuchpfad eingehalten wird und dann gemäß den Forderungen, die das Ziel liefert, muß das Auftreff-Navigationssystem wirksam werden. Da die Zielkopfantenne bzw. die Suchantenne nicht im Raum orientiert ist, muß drittens die Leitelektronik das Suchgerät von der Bombenkörperbewegung oder der "Grund"-Bewegung entkoppeln, d. h. es muß die Zielsichtlinie im Raum stabilisiert werden.

Die zweite und dritte Stufe wird auch in Bezug auf die Gearebene durchgeführt, und die Mittel zur Durchführung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung der neigungsebenen Stabilisierung (mit entsprechenden Modifikationen, wie sie für den Fachmann klar sind - so ist z. B. keine Schwerkraftkompensation in der Gearebene erforderlich).

Es werden zwei Sensorvorrichtungen für die Neigungssteuerung benutzt und die Suchvorrichtung (durch ihre Fehlerdetektor- und Entfernungsfunktionen) und zwei Beschleunigungsmesser sind vorgesehen. Wie bei Fig. 3 werden die Stufen gesteuerten Fluges repräsentiert durch Dreistellungsschalter, und zu dieser Zeit zwei von ihnen, die jeweils repräsentieren:

- die anfängliche 5 Hz Konusabtastperiode
- die Rasterabtastsuchstufe
- die abschließende 100 Hz Konusabtastung, die während des vollen Leitvorganges durchgeführt wird.

Die Fig. 5 und 6 sind jeweils der Fig. 4 identisch mit der Ausnahme, daß bei ihnen die Funktionsblöcke und die jeweiligen Flußpfade, die jeweils den ersten zwei der drei erwähnten Stufen zugeordnet sind, in dicken Linien ausgezogen sind. Die Fig. 7 und 8 sind ebenfalls der Fig. 4 gleich, und diese Figuren zeigen in dick ausgezogenen Linien die Blöcke und Pfade, die für die dritte Stufe (abschließende Konusabtastung) relevant sind. Die Fig. 7 bezieht sich jedoch auf die Funktion der Führung des Suchgerätes, um die Zielsichtlinie aufrechtzuerhalten, während Fig. 8 sich auf die Bombenleitfunktion bezieht.

Anfänglich (Fig. 5) wird die Suchvorrichtung mit 5 Hz und einem 5° Halbwinkel mit einer langsamen Konusabtastung betrieben (der die 100 Hz Konusabtastung für die Rollsteuerung überlagert ist) und die Ausgänge der Suchentfernungsmeßfunktion werden von dem Neigungs­ lage-Demodulator zusammen mit den Neigungsabtast­ geschwindigkeiten benutzt, um zwei Anzeigen der Lage des Körpers zu erreichen. Die erste ist eine "Messung", die auf den wesentlichen Unterschieden beruht, die im Meßbereich an den oberen und unteren Punkten der Abtastung erlangt werden. Die Bombe ist an dieser Stelle rollstabilisiert und die Neigungs­ achse der Suchvorrichtung ist vertikal, und demgemäß entsprechen die oberen und unteren Punkte in der Ab­ tastung den Extremwerten der Strahlablenkung in der Längsneigung. Die gemessene Bombenlage ist natür­ lich digital, weil eine endliche Zeit für die Ab­ tastung erforderlich ist. Der zweite Ausgang, der durch den Längsneigungs-Demodulator erlangt wird, ist eine abgeschätzte Längsneigungslage _M, und dies ist eine Modifikation des gemessenen Wertes, um die Längs­ neigungsgeschwindigkeit des Körpers während der Ab­ tastung in Betracht zu ziehen und diese zu glätten. Die Endabschätzung _M wird von der Soll-Lage subtra­ hiert, d. h. von der 45° Ziel-Suchlage, und die Diffe­ renz wird benutzt, um Höhenablenkungen zu erzeugen und um die Lage des Flugkörpers zu stabilisieren.

Wie in Verbindung mit der Beschreibung nach Fig. 3 er­ wähnt, wird eine Messung der Lage des Körpers durch den Computerblock 42 benötigt, um die Bombengeschwindigkeit zu berechnen und um diese bei der Rollstabilisation, in den Filterstufen und zu einer Veränderung der Formge­ bungsfunktionen zu benutzen. Die Abschätzung _M kann nicht benutzt werden, da sie abgeleitet wird unter Benutzung von einer Körpergeschwindigkeitsinformation, die ihrerseits abgeschätzt wird, wobei die berechnete Geschwindigkeit benutzt wird. Stattdessen wird der gemessene Wert benutzt.

Die angenäherte Gleichung für die Lösung der Flugkörperlage ist durch die folgende Beziehung gegeben:

Dabei entsprechen Maximalwerte und Minimalwerte den Extremwerten der Azimut-Komponente der Abtastung.

Das Ansprechen der auf die Forderung nach Längsneigungslagestabilisierung wird durch Benutzung eines Geschwindigkeits-Autopiloten verbessert, wobei eine Geschwindigkeitsrückführung durch zwei Beschleunigungsmesser 51 erlangt wird. Beim Fehlen eines Null-Abgleichs des Instrumentes können die beiden Beschleunigungsmesser eine Information über die seitliche Beschleunigung und die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers liefern. Eine Fehlanpassung im Nullabgleich und die Skalierungsfaktoren müssen jedoch kompensiert werden, und dies wird in einer Dreistufen-Beobachtungsschaltung durchgeführt, nämlich im Stabilisierungsfilter 52. Dieses Filter, das eine Abschätzung der Bombengeschwindigkeit als Eingang erfordert, umfaßt eine Schwerkraftkompensation und liefert Berechnungen sowohl der Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers als auch der Geschwindigkeit längs des Flugpfades.

Zu Beginn der Ziel-Such-Phase (Fig. 6) wird der Eingang von der Neigungslage-Sollschleife mit ihrem letzten Wert (Block 53) eingefroren. Dies ergibt eine Verbindung für jede Abweichung, die in den Höhenservos oder den Beschleunigungsmessern besteht, und hierdurch wird der Geschwindigkeits-Autopilot unterstützt in der Beibehaltung der Bombenneigungslage am Anfangswert.

Um die Gearachse hält der Geschwindigkeits-Autopilot den Gierwinkel konstant, so daß beim Abdriften der Bombe bei Seitenwind die Rastermusterabtastung eine seitliche Verschiebung bei jedem Höhenschritt feststellt.

An der Stelle der Zielfeststellung während der vorausgehenden Phase wurde die Sucherachse in der Zielposition angehalten. Nun wird die abschließende 100 Hz Konusabtastung eingeleitet und der Sucher stellt den Fehler zwischen der Sucherachse und der wirklichen Zielsichtlinie in klassischer, konischer Abtastmanier fest. Wie aus Fig. 7 ersichtlich, wird dieser Fehler benutzt, um das Sucherkardan so einzustellen, daß eine Verfolgung des Ziels erreicht wird, und danach wird nach der Formgebung ein Maß für die wirkliche Zielsichtliniengeschwindigkeit geliefert (_s).

Um dem Sucherkardan ein Soll-Geschwindigkeitssignal relativ zum Bombenkörper zu liefern, muß die Bewegung der Bombe entkuppelt werden, da der Sucher nicht auf Raumkoordinaten bezogen ist und dies geschieht durch Subtraktion der berechneten Flugkörpergeschwindigkeit (Ausgang des Stabilisierungsfilters 53) von der gemessenen Geschwindigkeit in der Sichtlinie. Das Ergebnis, dem der 100-Hz-Konus- Abtastantrieb zugefügt wird, liefert das Antriebssignal für die Sucherabschwächer.

Demgemäß wird die Sucherbewegung durch einen berechneten Korrekturausdruck stabilisiert und, obgleich die Stabilisierung nicht perfekt ist, werden diese Fehler kontinuierlich auf den neuesten Stand gebracht. Noch wichtiger ist es, daß der Stabilisierungseingang durch die Unzulänglichkeiten nicht beeinträchtigt wird - er wird aus den Flugkörper-Beschleunigungseingängen berechnet und ist völlig von der Sucherbewegung getrennt.

Die Bombenleitschleife während der Endleitphase (Fig. 8) benutzt eine proportionale Navigation (PN), um ein günstiges Verhalten gegenüber sich bewegenden Zielen zu gewährleisten, und es erfolgt eine Vorspannung in der Höhe, um den Abflugwinkel nach dem Ziel hin steiler zu machen. Die PN-Gleichung _F = k_S erfordert die Sichtliniengeschwindigkeit als Eingang; das gemessene Sichtliniengeschwindigkeitssignal kann beträchtliche Rauschkomponenten enthalten, die dieses Signal als Leiteingang ungeeignet machen. Dieses Rauschen wird in einem Leitfilter 54 (Fig. 8) ausgefiltert, das eine Lage-Beobachtungstechnik benutzt, um eine neue Berechnung der Sichtliniengeschwindigkeit zu erzeugen, wobei eine Beschleunigung des Flugkörpers und des Kardanwinkels zugelassen wird (nicht aber der Kardangeschwindigkeit, und diese Messung bleibt abgeglichen) und außerdem eine Berechnung der Flugkörpergeschwindigkeit, die aus dem Stabilisierungsfilter erlangt wird. Je nach Auftreten und Anteil des Rauschens, der im Sichtliniengeschwindigkeitssignal erwartet wird, kann das Filter 53 nicht notwendig sein, oder es könnte ersetzt werden durch ein Bandpaßfilter im relativ tiefen Bereich.

Die berechnete Sichtliniengeschwindigkeit _s multipliziert mit der PN-Konstanten ergibt die Soll-Flugpfadgeschwindigkeit, und dieses Signal tritt in die Autopilotschleife ein, in dem der Flugpfad und die Flugkörpergeschwindigkeit berechnet werden, die zur Stabilisierung der Bewegung erforderlich sind. Diese Geschwindigkeiten werden aus dem Stabilisierungsfilter abgenommen, das während dieser Stufe R als dichte Annäherung an V_M benutzt.

Der Geschwindigkeitsabgleich und die Sollbegrenzung werden in die Formgestaltungsstufen eingebaut.

Das Gier PN weist keine Geschwindigkeitsvorspannung auf, aber in anderer Beziehung ist die Gierschleife identisch.

Ein Blockschaltbild für das Stabilisierungsfilter 52 ist in Fig. 10 dargestellt, wo ℓ₁ der Abstand zwischen zwei dargestellten Beschleunigungsmessern ist. Die Flugkörpergeschwindigkeit bewirkt, daß eines der Beschleunigungsmesser einen höheren Ausgang erhält, wobei beide Beschleunigungsmesser gleiche Ausgänge bei Änderungen der Flugkörpergeschwindigkeit liefern. In dieser Schaltung werden Mißanpassungen im Hinblick auf Vorspannungen und Skalierungsfaktoren kompensiert.

Claims (3)

1. Leitsystem zur Benutzung an Bord eines Flugkörpers mit einem Sucher (30), der einen Strahl nach einem ein Ziel enthaltenden Bereich sendet und mit einem Komparator (37), der die Eigenschaften des ausgesandten Strahles mit denen eines reflektierten Strahles vergleicht, um ein Signal zu liefern, welches die Lage des Flugkörpers anzeigt, gekennzeichnet durch Mittel (31, 34, 36), die eine konische Abtastung des Strahls bewirken.

2. Leitsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Sucher (30) kardanisch gelagert ist und relativ zum Flugkörper antreibbar ist, daß eine Steuereinrichtung Sichtlinienfehlersignale vom Sucher empfängt und den Antrieb so steuert, daß eine Sichtlinie nach dem Ziel aufrechterhalten und eine Bodenbewegungskopplung des Suchers beibehalten wird, wobei erste und zweite Paare von Beschleunigungsmessern Steuereingänge der Steuervorrichtung liefern, die jeweils die Fahrzeuggeschwindigkeit in der Gierebene und der Längsneigungsebene an verschiedenen Stellen des Flugkörpers anzeigen.

3. Leitsystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die die Geschwindigkeit des Flugkörpers angebenden Signale zusammen mit dem Ausgang eines Abtastzielsuchers benutzt werden, um eine Leitinformation zu liefern, die sich auf die Geschwindigkeit des Flugkörpers, auf den Flugpfad des Flugkörpers und die Zielliniengeschwindigkeit bezieht und eine Proportional-Navigation des Flugkörpers ermöglicht.