DE3524925A1 - Verfahren zum ansteuern eines zieles - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des An­ spruches 1.

Ein solches Verfahren ist aus der US-PS 36 95 555 für ein endphasen­ lenkbares Artillerieprojektil oder aus der GB-PS 1 605 007 für ein Projektil in der Bauform eines zielsuchenden Torpedos bekannt. Ins­ besondere bezieht die Erfindung sich aber auf endphasenlenkbare Projektile, wie sie aus DEFENSE ELECTRONICS, Heft Juni 1984, Seite 102, als Submunition bekannt sind.

Steuerungstechnisch einfachste Verhältnisse für die Manövrierbarkeit eines solchen Projektils ergeben sich, wenn einem gekreuzten Paar von Heck-Steuerrudern ein ebenso gekreuztes Paar von gegenüber den Ruderflächen wesentlich größeren Gleitflügeln zugeordnet ist. Da der Abschuß bzw. Start der Projektile aus konstruktiven Gründen nicht mit ausgefahrenen Rudern und Gleitflächen erfolgen kann, anderer­ seits eine Kaliberbegrenzung für die Auslegung des Projektils und der Raumbedarf für den Gefechtskopf und die Zielsuchsteuerungsein­ richtungen nicht den notwendigen Raum für das Einklappen großer Gleitflügel verfügbar machen, während die wünschenswerte große aero­ dynamische Gleitflugleistung mit nur kleinen Gleitflügeln nicht erreichbar ist, muß man sich bei Projektilen der für vorliegende Erfindung bevorzugt in Betracht gezogenen Art mit horizontalen Gleit­ flügeln begnügen.

Wie unten anhand der Fig. 1 näher erläutert, ist wegen Fehlens vertikal orientierter Gleitflächen die Manövrierbarkeit in Gier-Richtung (also in seitlicher Verschwenkung der Projektil-Längsachse) aus einer aktuell gegebenen Fluglage heraus überaus beschränkt. Zur Ansteuerung eines seitlich abliegenden Zieles ist deshalb eine Ver­ schwenkung des Auftriebsvektors aus der Vertikalen in Richtung auf das seitlichvoraus abliegende Ziel erforderlich, was eine entsprechend starke Rollbewegung des Projektils um seine Längsachse bedingt. Weil ein solches Projektil aber keinen strömungsdynamisch symmetrischen Körper darstellt, hat jede Veränderung der Roll-Lage Rückwirkungen auf andere aerodynamische Einflüsse und somit unerwünschte Rück­ wirkungen auf das Flugverhalten. Diese Rückwirkungen sind nicht linear, und besonders stark bei großen Rollwinkeln; was überaus großen Regelungsaufwand für die Ansteuerung der einzelnen flugkritischen Komponenten bedingt, um ein vorgegebenes Manöver flugstabil durch­ führen zu können. Beim Übergang aus rascher Gleitflugbewegung in eine steile Abstiegsbahn zur Ansteuerung eines akquirierten Zieles sind aber besonders harte Kursmanöver erforderlich, die leicht aus dem stabilen Flugverhalten herausführen können; so daß die Projektil­ bewegung der Steuerung dann nicht mehr gehorcht und das Ziel verfehlt werden kann.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, das gattungsgemäße Ansteuerungsverfahren derart abzuwandeln, daß sich auch bei Vorhandensein nur eines horizontalen Gleitflächen­ paares am Projektil harte Giermanöver zur raschen Zielansteuerung durchführen lassen, ohne Gefahr zu laufen, daß das Flugverhalten dadurch instabil wird, das Projektil sich also nicht mehr oder jeden­ falls nicht mehr im wünschenswerten Zeitverhalten ins Ziel einsteuern läßt.

Diese Aufgabe wird bei einem Verfahren gattungsgemäßer Art im wesent­ lichen dadurch gelöst, daß die Maßnahmen gemäß dem kennzeichnenden Teil des Anspruches 1 getroffen werden; d.h. die resultierende aero­ dynamische Flügelkraft wird im Sinne einer Minimierung des Rollwinkels in die Gier-Zielrichtung verschwenkt.

Diese Lösung beruht auf der Erkenntnis, daß die seitliche Zielan­ steuerung aus der Such-Gleitflugbahn heraus ohnehin mit einer Abstiegs­ bewegung verbunden ist; daß es also nicht unbedingt erforderlich ist, den aufwärtsgerichteten Vektor des während der Gleitflugbahn gegebenen Auftriebs auch noch bei der Querneigungs-Giersteuerung beizubehalten. Stattdessen wird durch entsprechend gegensinnige Ansteuerung der horizontalen Heckruder die Gleitflächen-Anströmung so umgelenkt, daß sich ein aerodynamischer Abtrieb auf das Projektil auswirkt. Die dann noch erforderliche Querneigung (Rollbewegung) zur Giereinsteuerung der Flugrichtung auf das anzuvisierende Ziel ist klein, insbesondere sehr viel kleiner als beim Verschwenken eines beibehaltenen Auftriebsvektors. Damit sind trotz harter Gier­ manöver nur geringe Rollwinkel erforderlich; und da geringere Roll­ winkel nur sehr geringe Rückwirkungen auf das Flug- und Steuerungsver­ halten des Projektiles haben, ist dessen Manövrierung weniger kritisch, ist also der Aufwand für die erforderlichen Regelungs- und Steuerungs­ einrichtungen eines auch in der Endphase des Abstieges manövrierbaren Projektils wesentlich geringer. Vorteilhaft bei der erfindungsgemäßen Lösung ist darüberhinaus, daß der Übergang aus der Gleitflugbahn in die Abstiegsbahn infolge Übergang von Auftrieb auf Abtrieb sehr viel steiler einsetzen kann. Das ist insbesondere bei großer horizontaler Annäherungsgeschwindigkeit an das Ziel von Bedeutung, um nicht über die Position des Zieles hinauszufliegen und dieses deshalb zu ver­ fehlen, wenn keine harten Wendemanöver möglich sind.

Andererseits erfolgt ein Übergang von Auftrieb auf Abtrieb nicht oder nur verzögert, wird also jedenfalls zunächst der Auftrieb beibe­ halten, wenn entweder das anzusteuernde Ziel ohnehin schon fast voraus, also unter nur geringem Gierwinkel, ausgemacht wurde oder aber wenn, bei zu frühem Umschalten auf Abtrieb, die Gefahr besteht, daß die nun durchsackende Flugbahn nicht mehr zur Überbrückung eines noch großen Zielabstandes ausreicht.

Auch wenn das Ziel bei großem momentan gegebenem Abstand Fluchtbe­ wegungen ausführt, kann es zweckmäßig sein, trotz Zielauffassung zunächst noch den Auftrieb, also die Gleitbahn beizubehalten, bis der Abstand für optimalen Übergang in eine steile Abstiegsbahn hin­ reichend verringert ist. Die entsprechenden Umsteuerungs-Kriterien lassen sich ohne weiteres aus den Informationen wie Zielabstand und Sichtlinienneigung bzw. Sichtliniendrehwinkelgeschwindigkeit ableiten, die ohnehin vom Suchkopf bzw. von der ihm nachgeschalteten Steuerungseinrichtung für die Kollisionskurs- Steuerung (Proportional­ navigation in der Endflugphase) an Bord des Projektils gewonnen und ausgewertet werden.

Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und, auch unter Berücksichtigung der Darlegungen in der Zusammen­ fassung, aus nachstehender Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche stark abstrahiert und nicht ganz maßstabsgerecht skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels in Ausübung der erfindungsgemäßen Maßnahmen.

Es zeigt:

Fig. 1 in Seitenansicht ein gleitfähiges und steuerbares Projektil mit auf die Horizontalebene beschränkten Gleitflächen

Fig. 2 in rückwärtiger Ansicht ein Projektil gemäß Fig. 1 bei der Ansteuerung eines seitlich voraus aufgefaßten Zieles, unter Darstellung des Rollvorganges für das Einschwenken in die seitliche Ablagerichtung für den Fall konventioneller Auftriebssteuerung und für den Fall erfindungsgemäßer Abtriebssteuerung, und

Fig. 3 eine Vertikalebene durch die Gleitflugbahn des Projektils und die Position des von ihm akquirierten Zieles.

Das in Fig. 1 in Seitenansicht skizzierte Projektil 1 ist mit ge­ kreuzten, also paarweise horizontal und vertikal orientierten Steuer­ rudern 2, 3 und mit einem Paar nur horizontal sich erstreckender, im Querschnitt angenähert symmetrischer Gleitflächen 4 ausgestattet. Aus einer gegensinnigen Anstellung z.B. der horizontalen Steuerruder 2 resultiert eine Rollbewegung 5 um die Projektil-Längsachse 6. Gleich­ sinnige Anstellkomponenten der Horizontal-Ruder 2 in die in Fig. 1 voll ausgezogen dargestellte Richtung bewirken eine Anströmung 7 der Gleitflächen 4, aus der ein Auftrieb 8 des Projektils 1, der zum Erdmittelpunkt hin gerichteten Schwerkraft entgegen, resultiert; und bei der es sich somit um die normale Betriebsweise für einen etwa parallel zum Zielgebiet 15 orientierten Gleitflug des Projektils 1 handelt. Dagegen führt eine Anstellung beider horizontaler Ruder 2 in die in Fig. 1 gestrichelt angedeute Winkelrichtung zu einer Anströmung 7′ der Gleitflächen 4, woraus ein Abtrieb 9 des Projektils 1, also eine aerodynamische Unterstützung der Bewegungskomponente in Richtung der Erdanziehung und damit ein steiles Eintauchen aus einer Gleitbahn 18 in eine Sturz-Abstiegsbahn 19 (Fig. 3) resultiert. Über die Anstellung der horizontalen Steuerruder 2 ist also eine Nickbewegung 10 des Projektils 1 um die Querachse 11 durch seinen Schwerpunkt 12 steuerbar.

Für starke Gierbewegungen 13 um die Schwerpunkts-Hochachse 14 reicht die relativ kleine Fläche der vertikalen Steuerruder 3 und die aus der seitlichen Anblasung des schmalen Rumpfes des Projektils 1 resultierende Querkraft nicht aus, da diese nicht aerodynamisch durch gleich orientierte Anströmungsflächen (also durch Flügel quer zu den Horizontalflächen 4) unterstützt werden.

Für Kursänderungen (Gierbewegungen 13) ist es deshalb - wie als solches aus der konventionellen Flugzeug-Steuerung bekannt - erforder­ lich, das Projektil 1 mittels der Ruder 2 in eine Querneigung zu rollen, also eine Rollbewegung 5 durchzuführen, bis die Horizontal­ flächen 4 auch hinreichende Neigungskomponenten in vertikaler Richtung aufweisen; dann führt die Anströmung 7, also der nun entsprechend seitlich geneigte Vektor des Auftriebes 8, zu einem im wesentlichen wieder über die Horizontalruder 2 gesteuerten Kurvenflug; bis die Längsachse 6 die neue Flugrichtung eingenommen hat und die Roll­ bewegung 5 deshalb wieder bis in die normale Horizontallage rück­ gängig gemacht werden kann.

Diesem konventionellen Manöver einer Querneigung zur Durchführung größerer seitlicher Kursänderungen entspricht die Darstellungsfolge in Fig. 2 oben. Im in Fig. 2 oben links dargestellten Zeitpunkt (dem die Darstellung in Fig. 3 entspricht) faßt das in rückwärtiger Ansicht skizzierte Projektil 1 aus seiner momentanen Gleitbahn 18 heraus über dem Zielgebiet 15 mittels seines verschwenkbaren Such­ kopfes 16 (Fig. 1) seitlich voraus ein zu bekämpfendes Ziel 17 auf. Während zur Ansteuerung des Zieles 17 die Nickbewegung 10 in der Horizontalebene (gemäß Darstellung in Fig. 1) durch die Ansteuerung der Horizontalruder 2 erfolgt - vorzugsweise im Interesse möglichst steilen Zielanfluges mit verzögerter Nickbewegung 10, wie im einzelnen in der GB-OS 21 34 632 der Anmelderin näher dargestellt -, bedarf bei konventionellem Querneigungs-Manöver die seitliche Kurskorrektur gemäß oberer Darstellung in Fig. 2 einer faßt 180° betragenden Roll­ bewegung 5; um nämlich im Zuge des Zielanfluges den auf der Gleitbahn 18 noch senkrecht nach oben gerichteten Vektor des Auftriebs 8 in Richtung auf das anzusteuernde Ziel 17 zu verschwenken, wie durch den Pfeil für den verschwenkten Auftrieb 8′ in Fig. 2 rechts hinten (jenseits der Ebene der Darstellung des Projektils 1 links oben) angedeutet.

Wenn dagegen zur Zielansteuerung die Horizontalruder 2 auf Abtrieb 9 umgestellt werden, wie bei der unteren Manöverdarstellung in Fig. 2 zum Ausdruck gebracht, bedarf es für die Gierbewegung aus der momentanen Gleitbahn 18 heraus einer gegensinnigen Querneigung, also einer gegensinnigen Rollbewegung 5′ des Projektils 1. Da nun die maßgebliche Beschleunigungskomponente für die Annäherung an das Ziel 17, nämlich der Abtrieb 9, bereits die zutreffende Orientierung aufweist, ist der für die Endphasenlenkung erforderliche Gegen-Rollwinkel 5′ - wie sich auch aus der symbolischen Darstellung in Fig. 2 ergibt - zwangsläufig wesentlich geringer, als der Rollwinkel 5 bei der kon­ ventionellen Querneigung unter Beibehaltung des Auftriebes 8. Der verringerte erforderliche Winkel der Rollbewegung 5′ bedeutet aber, wie einleitend erwähnt, ein besseres Manövrierverhalten des Projektils 1 und damit einen besser beherrschbaren und doch auch rascheren Übergang aus der Gleitbahn 18 in die Abstiegsbahn 19; was insbesondere dann wichtig ist, wenn der horizontale Zielabstand 20 (quer zur Darstellebene der Fig. 2; vgl. Fig. 3) bei Zielauffassung und Um­ steuerung auf Abtrieb 9 nur noch relativ gering ist, also aus hoher Gleitfluggeschwindigkeit des Projektils 1 heraus harte Giermanöver zur Änderung der Flugrichtung auf das Ziel 17 hin erforderlich werden.

Andererseits ist es zweckmäßig, bei Zielauffassung jedenfalls zunächst noch die Anstellung der Horizontalruder 2 für Auftrieb 8 beizube­ halten (also in der vom Suchkopf 16 geführten Steuerungseinrichtung 21 für die Anstellung der Horizontalruder 2 noch nicht gleich auf Ab­ triebs-Querneigung umzuschalten), wenn der Zielabstand 20 noch sehr groß ist bzw. sich aufgrund einer Fluchtbewegung 22 des Zieles 17 nicht oder jedenfalls nur relativ wenig verringert. Denn in diesen Fällen ist für eine später möglichst steile (munitionstechnisch also möglichst wirksame) Abstiegsbahn 19 zunächst noch eine Fort­ setzung des raschen Gleitfluges in der Bahn 18, zur Verringerung des Zielabstandes 20, wünschenswert.

Die Flugkörper-Bewegung längs der Gleitbahn 18 bedarf aber zur Kompen­ sation der Erdanziehung eines aerodynamischen Auftriebes 8. Das Projektil 1 würde also aus einer anfänglichen Gleitbahn 18 durchsacken und das Ziel 17 nur im flachen Anflug oder gar nicht mehr erreichen können, wenn - trotz gegebener Zielauffassung mittels des Suchkopfes 16 - der horizontale Abstand 20 für den gewünschten Verlauf der unter Abtrieb 9 einzuschlagenden Abstiegsbahn 19 noch zu groß ist.

Desgleichen ist eine Umsteuerung auf Abtrieb 9 nicht, bzw. erst in der allerletzten Phase der Abtiegsbahn 19 - also stark verzögert -, erforderlich, wenn das aufgefaßte Ziel 17 (gemäß Fig. 3) nahezu in der Vertikalebene durch die momentane Gleitbahn 18 liegt, also nur eine geringe Gier-Kurskorrektur und dementsprechend nur eine geringe Rollbewegung 5 bei beibehaltener vektorieller Richtung des Auftriebes 8 erforderlich ist.

Claims (4)

1. Verfahren zum Ansteuern eines seitlich voraus ausgemachten Zieles aus der Gleitflugbahn eines, mit einem Suchkopf, mit Steuerrudern und mit horizontalen Gleitflächen ausgestatteten, Projektiles heraus unter Durchführung einer Rollbewegung für das Giermanöver, dadurch gekennzeichnet, daß zum Übergang aus der Gleitflugbahn in eine Giermanöver-Ab­ stiegsbahn die Steuerruder von Auftrieb auf Abtrieb umgestellt werden.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn der Zielablage-Gierwinkel unter Abtrieb einen betragsmäßig jedenfalls nicht wesentlich größeren, gegensinnigen, Rollwinkel für das Giermanöver bedingt, als unter Beibehaltung des Gleitflug-Auf­ triebs.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn ein vorgebbarer horizontaler Zielabstand unterschritten ist.

4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn ein vorgebbarer vertikaler Zielabstand noch nicht unterschritten ist.