DE3529277C2

DE3529277C2 -

Info

Publication number: DE3529277C2
Application number: DE19853529277
Authority: DE
Inventors: Hermann Dr. 8016 Feldkirchen De Woerrlein
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1985-08-16
Filing date: 1985-08-16
Publication date: 1988-04-21
Also published as: DE3529277A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Leitverfahren für Flugkörper oder Projektile ohne Rollagereferenz unter Verwendung eines linear polarisierten Strahls elektromagnetischer Energie oder eines reinen Kommandoverfahrens, gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to a guidance method for missiles or projectiles without roll position reference using a linearly polarized beam electromagnetic energy or a pure command procedure, according to the generic term of claim 1.

Ein solches Verfahren ist aus der DE-PS 26 58 167 bekannt. Aus der DE-AS 21 49 729 ist ein Verfahren zur Ausbildung von gefächerten Leitstrahlen bekanntgeworden. Die Ausbildung eines Doppel-Leitstrahls mit dem die genannten Geschoßklassen stabil geführt werden können und die Geschosse auf eine Leitstrahlrichtung zusammengeführt werden, ist mit den Ausfüh rungsformen gemäß der vorgenannten Druckschrift nicht möglich.Such a method is known from DE-PS 26 58 167. From the DE-AS 21 49 729 is a process for the formation of fanned guide beams known. The formation of a double beacon with which the mentioned floor classes can be stably managed and the floors to be merged into one beacon direction is with the exec Not possible in accordance with the aforementioned publication.

Allgemein wird die Ablage des Lenkflugkörpers von einer Sollrichtung im Raum mit optischen, optronischen oder radartechnischen Geräten vermessen und beispielsweise mittels einer Regelschleife in die Nähe Null ge bracht. Die Ablagenmessung geschieht entweder durch den Flugkörper selbst, was allgemein als Leitstrahlverfahren bezeichnet wird oder die Messung geschieht von der Abschußanlage aus und wird dann zum Flugkörper zwecks Korrektur der Flugbahn über eine optische oder elektrische Nachrichtenverbindung übertragen. Dies wird allgemein als Kommandolen kung bezeichnet. Bei der Ablage handelt es sich um zwei bezüglich der Sollrichtung (z. B. Leitstrahlrichtung) laterale Komponenten, die bei spielsweise als Ablage in x- und y-Richtung in einem kartesischen System oder als Radius und Winkel in einem Polarsystem dargestellt werden. Das Problem ist jedoch, daß bei allen rollenden Flugkörpern die Ablageinfor mation allein für die Lenkung nicht ausreicht. Vielmehr müssen dem Flugkörper die Begriffe "oben" und "unten" oder "links" bzw. "rechts" durch eine bordeigene Lagereferenz fortlaufend mitgeteilt werden, damit die Lenkregelschleife geschlossen werden kann.In general, the storage of the guided missile is measured from a desired direction in space with optical, optronic or radar technology devices and, for example, brought close to zero by means of a control loop. The position measurement is either done by the missile itself, which is generally referred to as a beacon method, or the measurement is carried out from the launch system and is then transmitted to the missile for the purpose of correcting the trajectory via an optical or electrical communication link. This is commonly referred to as command kung. The tray is two components that are lateral with respect to the desired direction (e.g. guide beam direction), which are represented, for example, as a tray in the x and y directions in a Cartesian system or as a radius and angle in a polar system. The problem, however, is that the Ablageinfor mation alone is not sufficient for the steering with all rolling missiles. Rather, the missile must be continuously informed of the terms "above" and "below" or "left" or "right" by an on-board position reference so that the steering control loop can be closed.

Bisher ist es bei Flugkörpern üblich, diese Lagereferenz durch Kreisel oder eine Inertialplattform zu schaffen. Solche Einrichtungen sind aber nicht immer einsetzbar, weil beispielsweise beim Abschuß eine zu hohe Schockwirkung auf das verwendete Gerät ausgeübt wird. Zur Lösung dieses Problems wurde beispielsweise in der DE-OS 30 24 842 vorgeschlagen, eine Vielzahl von am Geschoßbug angeordneten Impulskartuschen anzuordnen. Aber auch diese Lösung ist noch zu aufwendig und nicht in allen Fällen verwendbar.So far it has been common for missiles to use this position reference by means of gyros or to create an inertial platform. Such facilities are, however not always usable because, for example, too high a shot Shock effect is exerted on the device used. To solve this Problems were proposed, for example, in DE-OS 30 24 842, one Arrange a large number of pulse cartridges arranged on the projectile bow. But this solution is still too complex and not in all cases usable.

Es ist bekannt, die Polarisationsrichtung eines von der Abschußanlage ausgehenden Strahls elektromagnetischer Energie als Rollagereferenz heranzuziehen. Zu diesem Zweck wird von der Abschußanlage ein linear polarisierter Strahl in Richtung des Flugkörpers abgestrahlt. Am Heck teil des Flugkörpers befindet sich ein Empfänger für diesen Strahl mit einer linear polarisierten Empfangsantenne bzw. im optronischen Fall ein Detektor mit vorgeschaltetem linearen Polarisationsfilter. Die Amplitude des empfangenen Signals ist dann sinusförmig vom Rollwinkel und damit von der Zeit abhängig. Da im Flugkörper keine Phasenreferenz vorhanden ist, steht nur der Betrag der empfangenen Amplitude ohne Vorzeichen zur Verfügung. Auf diese Weise kann gemessen werden, wann eine bestimmte Bezugsebene im Flugkörper in einer gegebenen Orientierung zur Polarisa tionsebene steht, z. B. wann die Polarisationsrichtung der Emp fangsantenne bzw. des Detektors senkrecht zur einfal lenden Polarisation, z. B. horizontal im Raum ist. Unge löst bleibt hierbei jedoch das Problem einer 180°-Viel deutigkeit. Das heißt, es entsteht die gleiche Anzeige im Flugkörper, wenn er sich in der Nullage befindet und wenn er, bezogen auf diese Nullage, auf dem Kopf steht. Aber auch hier ist noch die Zweideutigkeit der Null durchgangsanzeige gegeben. Zur Behebung dieser Zweideu tigkeit sind verschiedene Verfahren bekannt, wie z. B. das Mitzählen der Umdrehungen, was eine Markierung der Ausgangslage beim Abschuß erfordert oder die Ausnutzung der Parallaxe zwischen Abschußrohr und Lenkeinrichtung, was ebenfalls nicht die geforderte Zuverlässigkeit in vollem Umfang erbringt.It is known the direction of polarization of one of the launch system outgoing beam of electromagnetic energy as a roll position reference to use. For this purpose the launcher becomes a linear polarized beam emitted towards the missile. At the stern part of the missile is a receiver for this beam a linearly polarized receiving antenna or in the optronic case Detector with an upstream linear polarization filter. The amplitude the received signal is then sinusoidal from the roll angle and thus depending on the time. Because there is no phase reference in the missile , only the amount of the received amplitude is unsigned Available. In this way it can be measured when a certain Reference plane in the missile in a given orientation to the Polarisa tion level stands, e.g. B. when the direction of polarization of the emp catch antenna or the detector perpendicular to the incident lumbar polarization, e.g. B. is horizontal in the room. Approx however, the problem of a 180 ° range remains solved clarity. This means that the same display is created in the missile when it is in the zero position and if he is upside down in relation to this zero position. But here, too, the ambiguity is zero continuity indicator given. To resolve this ambiguity activity various methods are known, such as. B. counting the revolutions, which is a marking of the Starting position at the launch requires or exploitation the parallax between the launch tube and the steering device, which also does not have the required reliability in fully.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Leitver fahren der eingangs genannten Art zu schaffen, bei dem der Einfluß der Rollage bei der Geschoß- bzw. Flugkör perlenkung auf rein elektrischer bzw. optronischer Ba sis eliminiert wird.The invention has for its object a Leitver to create driving of the type mentioned at the beginning the influence of the rollage on the projectile or missile pearl control on a purely electrical or optronic Ba sis is eliminated.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Maßnahmen gelöst. In den Unteransprüchen sind vorteil hafte Ausgestaltungen angegeben und in der nachfolgen den Beschreibung sind Ausführungsbeispiele erläutert, deren Verständlichkeit durch die Figuren der Zeichnung ergänzt wird. Es zeigtThis object is shown by the claim 1 Measures solved. In the subclaims are advantageous stipulated configurations and in the follow The description explains exemplary embodiments, their intelligibility through the figures of the drawing is added. It shows

Fig. 1 ein Diagramm des empfangenen Signals als Funktion des Rollwinkels; Fig. 1 is a diagram of the received signal as a function of the roll angle;

Fig. 2 ein Schema eines farbig codierten optischen Leitstrahls; Fig. 2 is a diagram of a color-coded optical beacon;

Fig. 3 ein Schema eines farbig codierten Doppelleit strahls; Figure 3 is a schematic of a color coded double guide beam.

Fig. 4 eine Darstellung zur Entstehung von Summen- und Differenzdiagramm bei Amplituden-Monopulsradar; Figure 4 illustrates the formation of sum and difference pattern in amplitude monopulse radar.

Fig. 5 eine Darstellung zur Entstehung eines Diffe renzdiagramms mit zwei Nullstellen; Fig. 5 is an illustration of the emergence of a diffe rence diagram with two zeros;

Fig. 6 ein Monopulsdiagramm zur Flugkörperlenkung bei einem Kommandoverfahren. Fig. 6 is a diagram for monopulse missile guidance in a command procedure.

Der erfindungsgemäße Gedanke beruht darauf, daß zur Übertragung der Rollageninformation ein liniear polari sierter Strahl elektromagnetischer Energie verwendet wird und daß zunächst kein befriedigender Weg zu finden ist, die genannte 180°-Zweideutigkeit aufzulösen. Hier zu wird nun bei einem Leitstrahlverfahren vorgeschla gen, zwei Leitstrahlen zu generieren, welche zunächst richtungsmäßig versetzt sind und welche in jedem Fall dem Flugkörper, ob die Zweideutigkeit nun "richtig er raten" worden ist oder nicht, eine stabile Führung ge währleisten. Zur weiteren Beschreibung werden diese beiden Leitstrahlen als Leitstrahl L 1 bzw. Leitstrahl L 2 bezeichnet.The idea of the invention is based on the fact that a linearly polarized beam of electromagnetic energy is used to transmit the rollage information and that initially no satisfactory way can be found to resolve the 180 ° ambiguity mentioned. Here is now proposed in a beacon process to generate two beacons, which are initially offset in terms of direction and which in any case, the missile, whether the ambiguity "he guessed" or not, ensure a stable guidance ge. For further description, these two guide beams are referred to as guide beam L 1 and guide beam L 2 .

Beim Abschuß wird der Flugkörper in die Mitte zwischen diese beiden Leitstrahlen gezielt. Bei jeder Umdrehung (Rollbewegung) des Flugkörpers werden zwei Maxima und zwei Nullstellen der linear polarisierten, empfangenen Strahlung gemessen (Fig. 1). Eine geeignete Schaltung im Flugkörper, vorzugsweise eine PLL, wird verwendet, um die Frequenz zu halbieren, d. h. um im Flugkörper eine Sinusschwingung - im folgenden Referenzschwingung genannt - zu erzeugen, die frequenzgleich und phasen starr mit der Rollbewegung verkettet ist. Durch die ge nannte Frequenzhalbierung kann man sich ebenfalls die genannte 180°-Zweideutigkeit entstanden denken. Somit gibt es bei Abschuß einer Mehrzahl von Flugkörpern (im Mittel 50% der Flugkörper) solche, bei denen die Fre quenzteilung mit der richtigen Phasenlage erfolgt und im Mittel ebenso viele Flugkörper, bei denen bei der Frequenzteilung ein 180°-Fehler hereingebracht worden ist. Die Grundidee ist nun, die Flugkörper der ersten Kategorie im Leitstrahl L 1 und die Flugkörper der zwei ten Kategorie zunächst im Leitstrahl L 2 zu führen. Durch unterschiedliche und vorzugsweise zueinander orthogonale Modulation in den Leitstrahlen L 1 bzw. L 2 wird den Flugkörpern mitgeteilt, in welchem der beiden Leitstrahlen sie sich befinden. Auf diese Weise erfährt der Flugkörper, ob der genannte 180°-Fehler gemacht worden ist oder nicht. Mit dieser Information ist nun ein unterschiedliches weiteres Vorgehen möglich. Entwe der kann jetzt der 180°-Fehler gegebenenfalls korri giert werden und der Flugkörper durch einen entspre chenden Lenkimpuls in die nun bekannte "richtige Rich tung" gebracht werden oder die weitere, im Anschluß an die bislang beschriebene Vorlenkphase einsetzende Hauptlenkphase kann dann vom "richtigen" Leitstrahl, z. B. vom Leitstrahl L 1 ausgehen. Eine andere Möglich keit ist, die Leitstrahlen L 1 und L 2, ähnlich wie bei den bekannten Grob-Fein-Leitstrahl-Steuerungssystemen, als Grobleitstrahlen zu verstehen, in deren Mitte sich ein Feinleitstrahl zur eigentlichen genauen Führung be findet. Eine weitere Möglichkeit ist, den oder die Flugkörper nach Auflösung der Zweideutigkeit per Kom mandolenkung oder mit einem beliebigen anderen bekann ten Lenkverfahren zu führen. Alle diese Möglichkeiten existieren auch dann, wenn mehrere Flugkörper, z. B. beim "ripple fire" quasi gleichzeitig in der gleichen Richtung geführt werden müssen.At launch, the missile is aimed in the middle between these two beacons. With each revolution (roll movement) of the missile, two maxima and two zeros of the linearly polarized, received radiation are measured ( FIG. 1). A suitable circuit in the missile, preferably a PLL, is used to halve the frequency, ie to generate a sinusoidal oscillation - hereinafter referred to as the reference oscillation - in the missile, which is frequency-locked and phase-locked to the rolling motion. Due to the mentioned frequency halving, one can also imagine the 180 ° ambiguity mentioned. Thus, when a plurality of missiles are fired (on average 50% of the missiles), those in which the frequency division is carried out with the correct phase position and on average as many missiles in which a 180 ° error has been brought in during frequency division. The basic idea is now to guide the missiles of the first category in the beacon L 1 and the missiles of the second category in the beacon L 2 . Through different and preferably mutually orthogonal modulation in the guide beams L 1 and L 2 , the missiles are informed in which of the two guide beams they are located. In this way, the missile finds out whether the 180 ° error mentioned has been made or not. With this information, a different, further procedure is now possible. Either the 180 ° error can now be corrected, if necessary, and the missile can be brought into the now known "correct direction" by a corresponding steering impulse, or the further main steering phase that begins after the previously described forward steering phase can then be "correct""Guide beam, e.g. B. start from the guide beam L 1 . Another possibility is to understand the beacons L 1 and L 2 , similar to the known coarse-fine beacon control systems, as coarse beacons, in the middle of which there is a fine beacon for the actual precise guidance. A further possibility is to guide the missile or missiles by command steering or by any other known steering method after the ambiguity has been resolved. All of these possibilities also exist when several missiles, e.g. B. the "ripple fire" must be performed almost simultaneously in the same direction.

Im Rahmen der Erfindung bietet sich eine spezielle Lö sung an, wenn zu jeder Zeit nur ein einziger Flugkörper zu führen ist. Dann kann nämlich der 180°-Fehler im Flugkörperreferenzkreis bestehen bleiben, der Flugkör per erkennt, wie oben erklärt, anhand der Modulation, welcher Leitstrahl für ihn Gültigkeit hat und reagiert im folgenden aufgrund interner Korrelationsbildung mit dieser Modulation nur noch auf die für ihn richtige Mo dulation, d. h. auf den für ihn richtigen Leitstrahl. Die besondere Möglichkeit bei der Führung nur eines einzigen Flugkörpers ist nun, die beiden Leitstrahlen wie die Messer einer Schere während des Fluges, d. h. nach erfolgter Synchronisation im Flugkörper bzw. beim Übertritt von der Vor- zur Hauptlenkphase "im Raum zu sammenzuklappen", d. h. in die gleiche Richtung zu brin gen und damit den Flugkörper, egal wie die Phasenlage der Referenz ist, in - äußerlich gesehen - einem Strahl zum Ziel zu führen.In the context of the invention, a special Lö solution if only one missile at a time is to be managed. Then the 180 ° error in The missile reference circle remains, the missile per, as explained above, using the modulation, which beacon is valid and reacts for him in the following due to internal correlation formation this modulation only on the right Mo for him dulation, d. H. on the right guide beam for him. The special possibility of managing only one single missile is now, the two beacons like a pair of scissors in flight, d. H. after synchronization in the missile or at Transition from the pre-steering phase to the main steering phase in the room collapse ", i.e. to bring in the same direction gen and thus the missile, no matter how the phase position the reference is, seen from the outside, in a ray to lead to the goal.

Das gleiche Konzept kann man ohne jeden Leitstrahl bei reinen Kommandoverfahren verwenden, indem man per Kom mando alle Flugkörper, welche per Zufall den 180°-Feh ler nicht gemacht haben, zunächst in die Raumrichtung A lenkt und alle anderen Flugkörper in die etwas andere, typischerweise um die Bündelung der Antenne versetzte Raumrichtung B lenkt. Im weiteren Verlauf muß von der Abschußanlage aus gemessen werden, welche Flugkörper in die Richtung B eingependelt sind und diesen muß ein Kommando zur Korrektur der Referenzphase gegeben wer den. Im weiteren Flug, d. h. während der nun einsetzen den Hauptlenkphase kann dann jeder Flugkörper in die "richtige" Richtung A gelenkt werden. Als Alternative kann man auch ein Verfahren wählen, bei dem die "rich tige" Richtung eine neue Richtung C ist, welche dann zweckmäßigerweise in der Mitte zwischen A und B liegen sollte. Ebenso, wie oben erklärt, kann man bei der Kom mandolenkung eines einzelnen Flugkörpers beide Richtun gen A und B während des Fluges zusammenklappen und in die gewünschte Richtung bringen.The same concept can be used without any beacon in command-only procedures, by commanding all missiles that did not make the 180 ° error by accident first to steer in the direction of space A and all other missiles in the slightly different, typically directs spatial direction B offset by the bundling of the antenna. In the further course, it must be measured from the launch system which missiles have leveled out in direction B and these must be given a command to correct the reference phase. In the further flight, ie during the main steering phase, each missile can then be directed in the "correct" direction A. As an alternative, you can also choose a method in which the "correct" direction is a new direction C , which should then expediently lie in the middle between A and B. Similarly, as explained above, when commanding a single missile, both directions A and B can be folded up during the flight and brought in the desired direction.

Selbstverständlich sind nach dem gleichen Prinzip auch gemischte Verfahren, z. B. Leitstrahlverfahren in der Vorlenkphase und Kommandoverfahren in der Hauptlenk phase realisierbar.Of course, according to the same principle mixed processes, e.g. B. beacon in the Forward steering phase and command procedure in the main steering phase realizable.

Zur Veranschaulichung wird das erfindungsgemäße Verfah ren im folgenden an einfachen Beispielen aufgezeigt.The method according to the invention is used for illustration Ren shown below using simple examples.

Den Leitstrahl kann man als Schnittlinie von zwei zu einander senkrechten Leitebenen verstehen (Fig. 2). Die eine Leitebene des Leitstrahls L 1 möge von links unten nach rechts oben verlaufen, die andere Leitebene des Leitstrahls L 2 von rechts unten nach links oben. In einem optischen System kann die Richtung durch die Far be des Leitstrahls codiert werden. Beispielsweise soll der Leitstrahl L 1 links oberhalb der Leitebene die Far be Rot erhalten, unterhalb dieser Ebene die dazu kom plementäre Farbe Grün, der Leitstrahl L 2 rechts ober halb seiner Leitebene die Farbe Gelb und auf der entge gengesetzten Seite die Komplementärfarbe Blau.The guide beam can be understood as the intersection of two guide planes perpendicular to each other ( Fig. 2). One guide plane of the guide beam L 1 may run from the bottom left to the top right, the other guide plane of the guide beam L 2 from the bottom right to the top left. In an optical system, the direction can be encoded by the color of the beacon. For example, the guide beam L 1 should receive the color be red on the left above the guide plane, the complementary color green below this level, the guide beam L 2 on the right above its guide plane the color yellow and on the opposite side the complementary color blue.

Befände sich der zu führende Flugkörper genau auf der Leitstrahlachse, so käme in seinem Empfänger die Misch farbe Weiß zustande. Empfängt der Flugkörper beispiels weise mehr Grün als Rot und mehr Gelb als Blau, so hat er in der Fig. 2 eine Ablage, die rechts vom Leitstrahl einzuordnen ist. Handelt es sich dabei um einen Flug körper mit einer (per Zufall) richtigen Rollagerefe renz, so wird die Ablage richtig erkannt und es wird der Flugkörper zur Mitte des Leitstrahls zurückgeführt. Handelt es sich jedoch um einen Flugkörper mit einem 180°-Fehler in der Referenz, so wird die Ablage vom Leitstrahl der Fig. 2 durch die einsetzende Regelung weiter vergrößert, d. h. im gegebenen Beispiel wird der Flugkörper nach rechts gedrängt. Rechts neben diesem Leitstrahl, welcher in der weiteren Beschreibung die Funktion des Leitstrahls L 1 annimmt, wartet nun im Raum erfindungsgemäß der Leitstrahl L 2 auf die ihm zufallen den Flugkörper. Die hierzu nötige Codierung der Leit ebenen der Leitstahlen L 1 a bzw. L 2 a ist aus der Fig. 3 zu entnehmen. Der Flugkörper wird beim Abschuß in die Mitte zwischen den beiden Leitstrahlen L 1 und L 2 ge schossen. Ohne den 180°-Fehler interpretiert der Flug körper beispielsweise die Farbe Gelb mit einer Reaktion nach links unten, d. h. in Richtung zur Leitebene des Leitstrahls L 2. Im anderen Fall, d. h. mit dem 180°-Feh ler kommt die entgegengesetzte Reaktion, d. h. Lenkung nach rechts oben, in Richtung zur Leitebene des Leit strahls L 2 a zustande. In jedem Fall wird der Flugkörper von einem der beiden Leitstrahlen L 1 oder L 2 stabil aufgefangen. Man erkennt, daß beide Strahlen gleichwer tig sind und daß man ganz einfach von zweierlei Flug körpern reden könnte, die sich entweder in A oder in B stabil führen lassen.If the missile to be guided were exactly on the beacon axis, the mixed color of white would arise in its receiver. If the missile receives, for example, more green than red and more yellow than blue, it has a deposit in FIG. 2 which is to be classified to the right of the guide beam. If this is a missile with a (randomly) correct roll position reference, the deposit is recognized correctly and the missile is returned to the center of the beacon. If, however, it is a missile with a 180 ° error in the reference, the offset from the guide beam of FIG. 2 is further increased by the control which begins, ie in the given example the missile is pushed to the right. To the right of this guide beam, which in the further description assumes the function of guide beam L 1 , the guide beam L 2 is now waiting in space for the missile to fall towards it. The coding of the control levels of the control steels L 1 a and L 2 a required for this can be seen in FIG. 3. The missile is shot in the middle between the two beacons L 1 and L 2 ge. Without the 180 ° error, the missile interprets, for example, the color yellow with a reaction to the bottom left, ie in the direction of the guide plane of the guide beam L 2 . In the other case, ie with the 180 ° error, the opposite reaction, ie steering to the top right, towards the control level of the guide beam L 2 a occurs . In any case, the missile is stably caught by one of the two guide beams L 1 or L 2 . It can be seen that the two beams are equivalent and that one could easily speak of two types of flying bodies that can be guided either in A or in B in a stable manner.

Zur weiteren Erklärung der Flugkörperzusammenführung ist anzunehmen, daß beide Leitstrahlen unterschiedlich, vorzugsweise orthogonal zueinander zeitlich moduliert sind. In der einfachsten Weise kann eine derartige Mo dulation durch schnelles, alternierendes Schalten ver wirklicht werden, wobei der Strahl L 1 eingeschaltet ist, wenn L 2 ausgeschaltet ist und umgekehrt.For a further explanation of the missile merging, it can be assumed that both guide beams are modulated in time, preferably orthogonally to one another. In the simplest way, such a modulation can be realized by rapid, alternating switching, the beam L 1 being switched on when L 2 is switched off and vice versa.

Bei dem Verfahren zur gleichzeitigen Lenkung mehrerer Flugkörper kann man die beiden Modulationen z. B. durch verschiedene relative Einschaltdauer, z. B. 40% und 60% voneinander unterscheiden. Beispielsweise wird der Leitstrahl L 1 zu 40% und der Leitstrahl L 2 zu 60% der Zeit eingeschaltet. Empfängt der Flugkörper dann die Modulation mit 60% Einschaltdauer - und daher die vor stehend gegebene Empfehlung, die beiden Leitstrahlen um eine Bündelungsbreite der Antenne bzw. der optischen Leitstrahlvorrichtung zu versetzen - so weiß er, daß er dem Leitstrahl L 2 zugeordnet ist. Je nach der gewählten Systemauslegung kann nun entweder eine Korrektur der Phase des Referenzoszillators und gleichzeitig ein vor programmierter Schub in die nun bekannte Richtung des "richtigen" Leitstrahls L 1 erfolgen, wobei dann dieser Leitstrahl L 1 die weitere Führung bis zum Ziel über nimmt, oder es kann eine Umschaltung von den Grobleit strahlen L 1 und L 2 auf einen in der Mitte befindlichen Feinleitstrahl erfolgen. Bei der Lenkung eines einzigen Flugkörpers kann, wie oben bereits beschrieben, auf die Korrektur des 180°-Fehlers verzichtet werden und es ge nügt ferner, die Modulationen der beiden Leitstrahlen L 1 und L 2 nicht überlappend, z. B. jede zu 50% der Zeit aufzuprägen. Die einfachste Realisierung eines Korrela tors im Flugkörper besteht dann aus einem Schalter, ähnlich einem Entfernungstor, welcher im Rhythmus und in der Phasenlage der einfallenden Modulation synchro nisiert wird. Ist die Synchronisierung erfolgt, d. h. nach erfolgter Stabilisierung des Flugkörpers in einer der beiden Richtungen A oder B, können dann die beiden Leitstrahlen, die ja zeitlich ineinander verschachtelt sind und daher nicht miteinander interferieren können, räumlich in der gleichen Richtung zusammengeführt wer den, wobei der Flugkörper aufgrund seiner Synchronisie rung während der Vorlenkphase in der nun anschließenden Hauptlenkphase nur auf die Ablageinformation des "für ihn wahren" Leitstrahls L 1 oder L 2 "hört".In the method for the simultaneous guidance of several missiles, the two modulations can, for. B. by different relative duty cycle, e.g. B. 40% and 60% different from each other. For example, the guide beam L 1 is switched on at 40% and the guide beam L 2 at 60% of the time. If the missile then receives the modulation with a 60% duty cycle - and therefore the recommendation given above to move the two guide beams by a bundling width of the antenna or the optical guide beam device - then it knows that it is assigned to the guide beam L 2 . Depending on the selected system design, either a correction of the phase of the reference oscillator and at the same time a pre-programmed thrust in the now known direction of the "correct" guide beam L 1 can take place, this guide beam L 1 then taking over the further direction to the target, or it can be switched from the coarse guide beams L 1 and L 2 to a fine guide beam located in the middle. When steering a single missile, as already described above, the correction of the 180 ° error can be dispensed with and it is also sufficient that the modulations of the two guide beams L 1 and L 2 do not overlap, e.g. B. Imprint each 50% of the time. The simplest implementation of a correlator in the missile then consists of a switch, similar to a range gate, which is synchronized in the rhythm and phase of the incident modulation. Once the synchronization has taken place, i.e. after the missile has been stabilized in one of the two directions A or B , the two guide beams, which are nested in time and therefore cannot interfere with one another, can be spatially merged in the same direction, whereby the Missile due to its Synchronisie tion during the pre-steering phase in the now following main steering phase only "listens" to the storage information of the "true for him" beacon L 1 or L 2 .

Vornehmlich wird aber zur Realisierung des Erfindungs gedankens an die Stelle der Lichtstrahlen beliebige Leitstrahlen elektromagnetischer Energie, z. B. aus einem Laser oder aus einer Mikrowellenquelle treten. An die Stelle der Farbe tritt eine unterschiedliche Fre quenz oder, bei gleicher Trägerfrequenz, eine verschie dene Wahl der Modulationsfunktionen, wobei diese Modu lation die Amplitude und oder die Phase der Schwingun gen betreffen kann. Die genannten Modulationen sollten vorzugsweise zueinander orthogonal sein. An die Stelle des Schalters im Flugkörper tritt im allgemeinen ein Korrelator oder ein digitales Filter. Vorzugsweise wird man daher zur Modulation sogenannte Phasenumkehrcodes verwenden, da diese Codierungen besonders einfach in digitalen Schaltungen zu erzeugen und zu verarbeiten sind.Primarily, however, is used to implement the invention thought in the place of light rays any Beams of electromagnetic energy, e.g. B. from a laser or a microwave source. At the place of the color occurs a different Fre quenz or, at the same carrier frequency, a different the choice of modulation functions, these mod the amplitude and or phase of the oscillation gen can affect. The modulations mentioned should preferably be mutually orthogonal. In place the switch in the missile generally occurs Correlator or a digital filter. Preferably one therefore calls phase reversal codes for modulation use because these encodings are particularly easy in to generate and process digital circuits are.

Vorzugsweise wird man die Polarisation der Leitstrahlen sämtlich linear in der gleichen Ebene wählen, da dann ein gesonderter Strahl zur Definition der Rollagerefe renz entfällt.The polarization of the guide beams is preferred all choose linear in the same plane, because then a separate beam to define the Rollageefe no longer applies.

Als weiteres Beispiel wird die Verwirklichung des vor geschlagenen Verfahrens bei Monopulsradar mit Kommmando lenkung beschrieben. Naturgemäß eignet sich die Komman dolenkung weniger zur simultanen Lenkung mehrerer Flug körper (ripple fire) als vielmehr zur individuellen Lenkung eines einzigen Flugkörpers. Die folgende Be schreibung ist daher auf diesen Fall der Lenkung je weils nur eines Flugkörpers abgestimmt.Another example is the realization of the above proposed procedure with monopulse radar with command steering described. The Komman is naturally suitable steering less for simultaneous steering of several flights body (ripple fire) rather than individual Guiding a single missile. The following Be writing is therefore depending on the steering in this case because only one missile is tuned.

Bei einem derartigen Verfahren wird die Ablage des Flugkörpers von seiner Sollrichtung in einem Monopuls empfänger gemessen. Diese Messung kann passiv oder ak tiv erfolgen. Bei der passiven Messung wird der Flug körper bei der gleichen Frequenz vermessen, mit welcher das Ziel verfolgt wird. In diesem Fall ist es zweck mäßig oder notwendig, den rückwärtigen Radarquerschnitt des Flugkörpers zwecks Verbesserung seiner Verfolgbar keit künstlich zu vergrößern, z. B. durch Reflektoren am Flugkörperheck. In der Praxis wird zumeist die aktive Verfolgung des Flugkörpers bevorzugt, d. h. der Flugkör per wird mit einem Peilsender bzw. einer Bake versehen und auf der Frequenz dieses Senders, welche geringfügig von der eigentlichen Radarfrequenz für die Zielverfol gung abweicht, verfolgt. Die gemessene Winkelablage des Flugkörpers dient zur Berechnung von Bahnkorrekturkom mandos, die am Ort der Abschußanlage ermittelt werden und im allgemeinen über eine optische oder funktechni sche Kommandoübertragungsstrecke an den Flugkörper übermittelt werden müssen.In such a method, the filing of the Missile from its target direction in a monopulse measured receiver. This measurement can be passive or ak take place. The passive measurement is the flight measure the body at the same frequency with which the goal is pursued. In this case it is useful moderate or necessary, the rear radar cross section of the missile in order to improve its traceability speed artificially to enlarge z. B. by reflectors on Missile tail. In practice, the most active Missile tracking preferred, d. H. the missile per is equipped with a direction finder or beacon and on the frequency of this transmitter, which is slightly from the actual radar frequency for target tracking deviates, followed. The measured angular offset of the Missile is used to calculate orbit correction mandos that are determined at the site of the launch system and generally via an optical or radio technology command route to the missile must be transmitted.

Das Summen- und Differenzdiagramm Σ und Δ eines ge wöhnlichen Amplituden-Monopulsradars kann man bekannt lich entstanden denken durch Addition und Subtraktion von zwei Einzeldiagrammen E und F, die beide nach etwas unterschiedlichen Richtungen ausgerichtet sind (Fig. 4). Bei der Kommandolenkung wird bekanntlich ange strebt, den Flugkörper möglichst nahe an der Nullstelle des Differenzdiagramms zu führen. The sum and difference diagrams Σ and Δ of a common amplitude monopulse radar can be known to arise by adding and subtracting two individual diagrams E and F , both of which are oriented in somewhat different directions ( FIG. 4). As is well known, command steering is aimed at guiding the missile as close as possible to the zero point of the difference diagram.

Wenn der Flugkörper seine Rollage nur mit der genannten 180°-Vieldeutigkeit feststellen kann, muß erfindungsge mäß nach dem Abschuß, d. h. in der Vorlenkphase ein Richtungspaar vorgegeben sein, wobei die Lenkung, je nach Phasenlage der Referenzschwingung im Flugkörper, für eine der beiden Richtungen stabil ist.If the missile can only roll with the aforementioned Can determine 180 ° ambiguity, fiction, must moderate after launch, d. H. in the forward steering phase Direction pair can be specified, the steering, depending according to the phase position of the reference vibration in the missile, is stable for one of the two directions.

Ein entsprechendes Monopulsdiagramm mit zwei räumlich versetzten Nullstellen kann man in Analogie zu einem "normalen" Monopulsdiagramm generieren, indem man Summe und Differenz aus drei zueinander versetzten Diagrammen bildet (Fig. 5). Bezeichnet man die Einzeldiagramme mit G, H und I, so ist das Summendiagramm gegeben durchA corresponding monopulse diagram with two spatially offset zeros can be generated in analogy to a "normal" monopulse diagram by forming the sum and difference from three mutually offset diagrams ( FIG. 5). If one designates the individual diagrams with G, H and I , the sum diagram is given by

Σ = G + H + I Σ = G + H + I

und das Differenzdiagramm durchand the difference diagram through

Δ = - G + H - I Δ = - G + H - I

(Fig. 5). Das Differenzdiagramm weist in zwei verschie denen Richtungen, gekennzeichnet durch die beiden ver schiedenen Winkel K und L, je eine Nullstelle auf, wo bei die Lenkung des Flugkörpers, je nach dem welche Phasenlage die Referenzschwingung hat, in einer der beiden Nullstellen stabil ist. Im dreidimensionalen Raum definieren die beiden Nullstellen K und L zwei Leitebenen, die man sich senkrecht zur Zeichenebene vorstellen kann, analog zu den Leitebenen der Leit strahlen L 1 und L 1 a in Fig. 3. Um ein Einfangen des Flugkörpers im Raum sicherzustellen, muß ein zweites Paar von Leitebenen senkrecht zum ersten Paar generiert werden, entsprechend den Leitebenen der Leitstrahlen L 2 und L 2 a in Fig. 3. Diese Ebenen werden durch ein Paar von Nullstellen eines um 90° gedrehten Antennendia gramms erzeugt. Wenn die Leitebenen horizontal oder vertikal im Raum stehen, spricht man dann häufig vom Horizontal- und vom Vertikaldifferenzdiagramm bzw. von der horizontalen oder vertikalen Ablage. Prinzipiell besteht jedoch kein Grund, die Leitebenen nach dem Lot auszurichten. Sie können beispielsweise um 45° zur Horizontalen geneigt sein, wie in den Fig. 2 und 3 aus gedrückt.( Fig. 5). The difference diagram has two different directions, characterized by the two different angles K and L , each having a zero point, where the guidance of the missile, depending on which phase position the reference oscillation has, is stable in one of the two zero points. In three-dimensional space, the two zeros K and L define two guide planes, which can be imagined perpendicular to the plane of the drawing, analogous to the guide planes of the guide beams L 1 and L 1 a in FIG. 3. In order to ensure that the missile is caught in space a second pair of guide planes are generated perpendicular to the first pair, corresponding to the guide planes of the guide beams L 2 and L 2 a in Fig. 3. These levels are generated by a pair of zeros of an antenna diagram rotated by 90 °. If the control levels are horizontal or vertical in the room, one often speaks of the horizontal and vertical difference diagram or of horizontal or vertical storage. In principle, however, there is no reason to align the control levels with the plumb line. For example, they can be inclined at 45 ° to the horizontal, as expressed in FIGS. 2 and 3.

Nach der Stabilisierung des Flugkörpers in einer der beiden Richtungen K oder L kann durch Vergleich des Flugkörper-Radarechos bzw. seines Peilsendersignals in den äußeren Diagrammen G und I ausgesagt werden, ob er sich bei K oder bei L befindet. Nun ist es nicht nötig den evtl. vorhandenen 180°-Fehler der Referenzschwin gung im Flugkörper zu korrigieren. Vielmehr führt eine anschließende, von der Vor- zur Hauptlenkphase überlei tende Schwenkung der "richtigen Nullstelle", d. h. in diesem Zusammenhang, der Nullstelle, in welcher sich der Flugkörper stabilisiert hat, in die Sollrichtung zur gewünschten Lenkung. Diese Schwenkung des Antennen diagramms kann mechanisch oder elektronisch bewirkt werden. Eine ganz einfache, elektronisch realisierbare Möglichkeit zur Diagrammschwenkung ist in Fig. 6 darge stellt, nämlich indem nach erfolgter Messung, ob der Flugkörper in K oder in L stabilisiert ist, zur weite ren Lenkung ein "gewöhnliches" Monopulsdiagramm verwen det wird, erzeugt aus je zwei Diagrammen pro Ebene. Dieser Gedanke wird in Fig. 6 weiter erläutert. Die Einzeldiagramme einer Ebene sind mit M und N bezeich net. War der Flugkörper anfänglich in der Nullstelle K, so wird der im weiteren Verlauf in dem DifferenzdiagrammAfter stabilization of the missile in one of the two directions K or L , a comparison of the missile radar echo or its direction finder signal in the outer diagrams G and I can be used to determine whether it is at K or at L. Now it is not necessary to correct the 180 ° error of the reference vibration in the missile. Rather, a subsequent swiveling from the pre-steering phase to the main steering phase leads to the "correct zero", ie in this context, the zero in which the missile has stabilized, in the desired direction to the desired guidance. This pivoting of the antenna diagram can be effected mechanically or electronically. A very simple, electronically feasible option for chart swiveling is shown in FIG. 6, namely by using a "normal" monopulse chart used for further guidance after the measurement of whether the missile is stabilized in K or in L is generated from each two diagrams per level. This idea is further explained in FIG. 6. The individual diagrams of a level are labeled with M and N. If the missile was initially in the zero point K , it will be shown in the difference diagram in the further course

Δ ₁ = N - M Δ ₁ = N - M

geführt. War er dagegen vorher in der Nullstelle L, so wird das Differenzdiagrammguided. If it was previously in the zero position L , then the difference diagram

Δ ₂ = M - N Δ ₂ = M - N

eine stabile Führung ermöglichen. Zweckmäßigerweise wird man die Antenne derart ausrichten, daß die Null stellen von Δ ₁ oder Δ ₂ nicht nur die gewünschte Raumrichtung, d. h. z. B. bei einem Zieldeckungsverfahren in Richtung zum Ziel zeigen, sondern auch in der Mitte zwischen den Nullstellen K und L liegen. Auf diese Wei se wird eine ruckartige Bewegung der Radarantenne im Augenblick des Umschaltens von der Vor- zur Hauptlenk phase vermieden.enable stable leadership. Appropriately, one will align the antenna in such a way that the zeros of Δ ₁ or Δ ₂ not only point the desired spatial direction, ie, for example in a target coverage process, towards the target, but also lie in the middle between the zeros K and L. In this way, a jerky movement of the radar antenna at the moment of switching from the forward to the main steering phase is avoided.

Claims

1. Guiding procedure for missiles or projectiles without roll position reference using a linearly polarized beam of electromagnetic energy or a pure command procedure, whereby the missile is subjected to a steering signal, the missile trajectory is observed and deviations from the target trajectory and the roll position are determined, characterized in that for unambiguous roll position determination in a pre-steering phase, two guide beams (L 1 , L 2 ) offset in relation to one another are generated, which impart stable guidance to the missile and a sine oscillation is generated in the missile by means of a PLL circuit which is frequency-synchronous and phase-locked with the rolling movement of the missile is chained and the guide beams (L 1 , L 2 ) are either differently - preferably modulated orthogonally to one another and in a main steering phase the missile is brought in the corrected direction to the corresponding guide beam or that de n guide beams (L 1 , L 2 ) a fine guide beam (L 3 ) located between them is assigned.

2. Control method according to claim 1, characterized in that the target steering in the main steering phase by a command or a other steering method known per se is adopted.

3. Guiding method according to claim 1 or 2, characterized in that the two guide beams (L 1 , L 2 ) after synchronization in the missile or during the transition from the pre-steering phase to the main direction in the same direction, that is brought in opaque parallelism.

4. Guiding method according to one or more of claims 1 to 3, characterized in that the guide beams (L 1 , L 2 ) are coded in different colors.

5. Guiding method according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that the orthogonal to each other temporal modulation of the guide beams (L 1 , L 2 ) by fast, alternating switching on and off of the guide beams.

6. Guiding method according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that for the simultaneous guidance of a plurality of missiles, the beacon modulation is carried out by different long duty cycles per beacon (L 1 , L 2 ).

7. Guiding method according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that phase reversal codes are used for modulating the guide beams (L 1 , L 2 ).

8. control method according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that a correlator or digita in the missile les filter is arranged for circuit.

9. Guiding method according to one or more of claims 1 to 8, characterized in that the polarization of the guide beams (L 1 , L 2 ) is linear in the same plane.

10. Guiding method according to claim 1, characterized in that in a controlled by monopulse radar with command-guided missile in the pre-steering phase, a direction pair of steering beams (L 1 , L 2 ) is given ben and the steering depending on the phase position of the reference vibration in the missile for one of the two Directions is stable and the stabilized direction is determined by comparing the missile radar echo and at the beginning of the main steering phase this stabilized direction is pivoted in the desired direction.