DE3626030C2 - Verfahren und Vorrichtung zur Entdeckung einer bevorstehenden Sichtverbindungsunterbrechung zwischen einem Flugzeug und einem Ziel, insbesondere in einem Laser-Feuerleitsystem - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Entdeckung einer bevorstehenden Sichtverbindungsunterbrechung zwischen einem Flugzeug und einem Ziel, insbesondere in einem Laser-Feuerleitsystem.

Ein Laser-Feuerleitsystem wird in Flugzeugen angewendet, deren Bewaffnung mit einem Zielsuchgerät ausgestattet ist, welches auf Infrarotstrahlung anspricht. Derartige Flugzeuge sind ferner mit automatischen Zielverfolgungssystemen ausgerüstet, um einerseits die Zielrichtung und andererseits die Richtung der Aussendung eines Infrarot-Lichtbündels aus dem Flugzeug der Richtung des Ziels nachzuregeln. Die ausgesendete Infrarotstrahlung wird anschließend vom Ziel reflektiert. Nach der Schußauslösung kann das Zielsuchgerät seine Richtung der Zielrichtung über die gesamte Flugbahn der Waffen bis zum Ziel nachführen.

Es tritt aber das Problem auf, daß die Möglichkeit einer Sichtverbindungsunterbrechung durch Hindernisse wie Hügel usw. zwischen dem Flugzeug bzw. der Beleuchtungsquelle und dem Ziel besteht, wodurch der Empfang der Infrarotstrahlung durch das Zielsuchgerät der Waffen unterbrochen wird und die korrekte Funktion des ganzen Systems verhindert wird.

Die vorliegende Erfindung ermöglicht ein automatisches Erkennen von unmittelbar bevorstehenden Möglichkeiten einer Unterbrechung der Linie zwischen Flugzeug und Ziel durch Hindernisse, die auch als Masken bezeichnet werden, um den Pilot vorab zu informieren, damit er derartige Masken verhindern kann oder ein automatisches Ausweichen veranlaßt, indem er direkt auf die Lenkung des Flugzeugs einwirkt.

Bei der Erfindung wird von dem Bild (Fernsehbild oder thermisches Kamerabild) ausgegangen, welches dem Piloten vom Zielverfolgungssystem geliefert wird, wobei die Tatsache ausgenutzt wird, daß ein die Beleuchtungsquelle enthaltendes Flugzeug während der Flugdauer der Waffen eine Kehre fliegt.

Das erfindungsgemäße Verfahren zur Entdeckung einer bevorstehenden Sichtverbindungsunterbrechung zwischen einem Flugzeug und einem Ziel, insbesondere in einem Laser- Feuerleitsystem, bei welchem das Flugzeug ein automatisches Zielverfolgungssystem aufweist, welches ein Bild des Geländes liefert, worin das Ziel dauernd eine feste Position einnimmt, ist im wesentlichen dadurch gekennzeichnet, daß im Verlaufe einer vom Flugzeug geflogenen Kurve die Punkte M dieses Bildes erfaßt werden, die durch ihren Höhenwinkel i_M-i_C gegenüber dem Ziel C bezeichnet sind, in einer solchen Zone liegen, daß i_M-i_C < 0, und eine Winkelgeschwindigkeit für das Vorbeilaufen gegenüber dem Ziel aufweisen, die entgegengesetzt zu der der anderen Punkte dieser Zone ist, welche dieselbe Höhe wie das Ziel aufweisen.

Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung von Ausführungsbeispielen und aus der Zeichnung, auf die Bezug genommen wird. In der Zeichnung zeigt

Fig. 1 eine schematische Darstellung zur Veranschaulichung des Erfindungsgedankens bei einem konkreten Anwendungsbeispiel;

Fig. 2 eine Skizze zur Definition der verschiedenen Parameter, die in den Berechnungen angewendet werden;

Fig. 3a, 3b und 3c schematische Darstellungen von Beispielen der Bilder, die bei den verschiedenen Fällen erhalten werden;

Fig. 4 ein Blockschaltbild einer erfindungsgemäßen Vorrichtung;

Fig. 5 ein Ausführungsbeispiel einer Vorrichtung zur Winkelberechnung und

Fig. 6 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels einer Rechenschaltung.

Der Erfindungsgedanke ist in Fig. 1 verdeutlicht, welche schematisch ein Flugzeug A zeigt, das eine Landschaft überfliegt, worin sich eine Brücke, nämlich das Ziel C, und ein Hügel befinden, der die unmittelbar bevorstehende Möglichkeit verkörpert, daß die Linie AC zwischen Flugzeug und Ziel im Verlaufe der Kehre, welche das Flugzeug fliegt und die durch die Flugbahn γ verdeutlicht ist, unterbrochen wird. In dieser Figur ist auch schematisch das Bild dargestellt, welches das Zielverfolgungssystem dem Piloten anbietet, und auch die Entwicklung dieses Bildes (durch Pfeile verdeutlicht) im Verlaufe der Kehrtwendung des Flugzeugs ist dargestellt.

Da eine automatische Zielverfolgung gewährleistet ist, erscheint der als Ziel C anvisierte Punkt im Bild als unbeweglich. Die weiter entfernten Punkte (wie E : AE < AC), welche absolut betrachtet langsamer vorbeilaufen, bewegen sich im Bild scheinbar nach rechts (bei dem hier gewählten Beispiel für die Richtung der geflogenen Kehre); umgekehrt wandern die näherliegenden Punkte (beispielsweise M : AM < AC) im Bild scheinbar nach links.

Andererseits sind die Landschaftselemente, die sich auf derselben Höhe wie das Ziel befinden, niedriger als die Linie HC H₁ im Bild gelegen, wenn sie sich näher am Flugzeug befinden als das Ziel, und umgekehrt.

Ein Landschaftselement von ausreichender Höhe, wie der Hügel, befindet sich im Gegenteil weiter oberhalb der Linie H_C H₁ im Bild, und da es sich näher am Flugzeug als das Ziel C befindet (AR < AC), entsteht der Eindruck, daß es nach links wandert, wobei es dann zwischen Flugzeug und Ziel gerät.

In diesem Bild stellt die Achse ZZ′ die Senkrechte des Bildes dar, und die Linie HH₁ ist die Senkrechte auf der Achse ZZ′ durch den Punkt C.

Sämtliche oben erwähnten Eigenschaften werden für die folgenden Betrachtungen und Beweisführungen verwendet.

Zusammenfassend kann also festgehalten werden, daß diejenigen Landschaftselemente, welche zu einer Maske werden (innerhalb einiger Sekunden), durch ein Geschwindigkeitsfeld der Vorbeilaufbewegung gekennzeichnet sind, das entgegengesetzt zu dem Feld ist, welches oberhalb der Linie HH₁ des Bildes vorhanden ist (sie bewegen sich gegen die senkrechte Achse des Bildes), und diese befindet sich teilweise oberhalb der Linie HH₁ des Bildes.

Diese Eigenschaften werden gemäß der Erfindung erfaßt, um diejenigen Geländeteile, welche zu einer "Maske" werden können, dem Piloten zu signalisieren.

Es wird nun auf Fig. 2 Bezug genommen, um die Vorbeilauf- Winkelgeschwindigkeit für die verschiedenen Bildpunkte zu berechnen. Es wird das geographische rechtwinklige Koordinatensystem H_y, H_y, H_z) betrachtet.

Das Flugzeug befindet sich am Punkte A, das Ziel im Punkte C, und der Geschwindigkeitsvektor hat die Richtung AA′. Die Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit des Zieles ist:

(worin D_C die Entfernung zwischen Flugzeug und Ziel und V_DC die Projektion von auf die Gerade AC zwischen Flugzeug und Ziel ist). Die Berechnung von V_DC führt auf die Berechnung von A′A″ zurück, denn

(worin p die Steigung, also den Winkel zwischen der Horizontalebene und dem Geschwindigkeitsvektor bedeutet). Es gilt also:

(worin i den Höhenwinkel des Punktes C bezeichnet, also den Winkel, den die Richtung AC mit ihrer Projektion auf die Horizontalebene der Gleichung z = 0 bildet).

Andererseits gilt: A′A″² = d₁² + d₂², worin d₁ und d₂ die Abstände von A′ zu zwei senkrechten Ebenen sind, deren Schnittlinie AC ist. Es wird gewählt:

• - die Ebene xHz mit der Gleichung y = 0, was zu führt,
• - und die auf xHz senkrechte Ebene, welche AC enthält und folgende Gleichung erfüllt:

Der Abstand d₂ ist dann gleich:

da die Koordinaten von A′ in dem gewählten System folgende sind:

Daraus:

und

Dies ist die absolute Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit des Zieles (oder irgendeines anderen Punktes mit demselben Wert z wie das Ziel).

Für einen Punkt, dessen Maß h gegenüber dem Ziel ist, gilt dieselbe Berechnung, jedoch ersetzt H-h den Wert H, und es wird direkt folgende Beziehung erhalten:

Da die Winkel i und p klein sind, kann im allgemeinen das zweite, zwischen Klammern unter der Wurzel aufgeführte Quadrat vernachlässigt werden. Dann ergeben sich die Beziehungen:

und

welche für die weitere Erörterung die Beziehungen (2) und (3) ersetzen. Es ist also ersichtlich, daß für einen Punkt M mit demselben Maß z wie das Ziel die Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit gegenüber dem Ziel, also

ΔΩ (=Ω d´f_M - Ω d´f_C)

folgenden Wert aufweist:

für einen Punkt N mit dem Maß h gegenüber dem Ziel C ergibt sich:

Die Gleichung (4) zeigt also, daß ein Landschaftselement mit demselben Maß z wie das Ziel sich scheinbar relativ zu dem Ziel (das im Bild wegen der automatischen Zielverfolgung unbewegt ist) proportional zu

bewegt (denn der Winkel i_M ist klein), also praktisch proportional zum Winkelabstand i_M - i_C, unter welchem es gesehen wird, und in demselben Sinne wie die Kehre (mit der in Fig. 2 gewählten Orientierung δ), wenn i_M < i_C, bzw. umgekehrt im entgegengesetzten Fall.

Die Gleichung (5) zeigt hingegen, daß für ein Landschaftselement, für welches h ≠ 0 der Fall i_N < i_C auftreten kann (der Punkt N erscheint "höher" als das Ziel im Bild), und daß gleichzeitig auftreten kann:

also eine Vorbeilaufbewegung entgegengesetzt zu den Landschaftselementen in der Zone i_M < i_C.

Hierfür muß nur gelten:

Es gilt aber

so daß die vorgenannte Bedingung wird: D_N < D_C.

Jedes Landschaftselement, dessen Entfernung geringer als die des Zieles ist und welches "über" dem Ziel im Bild gesehen wird, das Ziel also verdecken kann, läuft also entgegengesetzt zu den Landschaftselementen dieses Handbildes vorbei.

Wenn die Gleichung (5) auf die Gesamtheit der Punkte eines Landschaftselementes angewendet wird, die alle dieselbe Entfernung aufweisen (z. B. ein Turm), so gilt für alle diese Punkte:

Alle diese Punkte bewegen sich also mit derselben scheinbaren Vorbeilaufgeschwindigkeit, unabhängig von i_N, und ein Teil dieser Punkte (einige untere Stockwerke des Turmes) befindet sich in der Zone "unterhalb" des Zieles im Bild, so daß sie keine Verdeckung bewirken können, während die übrigen Punkte sich "oberhalb" befinden.

Die Bedingung dafür, daß d´f entgegengesetzt zur Vorbeilaufrichtung ist, ergibt sich aus der Gleichung (5):

und

In der folgenden Tabelle sind alle möglichen Fälle zusammengefaßt:

Die notwendige und ausreichende Bedingung dafür, daß ein Landschaftselement R kurzfristig zu einer Maske wird, die sich zwischen Flugzeug und Ziel schiebt, besteht also darin, daß dieses Element:

• - im Bild oberhalb der Linie HH₁ verschwindender scheinbarer Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeiten (gegenüber dem Ziel) liegt, also in der Zone von Punkten M, die definiert sind durch i_M < i_C, und
• - eine scheinbare Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit (gegenüber dem Ziel) ausführt, die entgegengesetzt zu derjenigen der anderen Landschaftselemente dieser Zone ist, die auf gleicher Höhe wie das Ziel liegen.

Das oben beschriebene Grundprinzip der Erkennung einer bevorstehenden Sichtverbindungsunterbrechung oder Verdeckung zwischen Flugzeug und Ziel kann auf folgende Weise praktisch angewendet werden:

• - zunächst wird die auf das Ziel bezogene Vorbeilauf- Winkelgeschwindigkeit Ω_TM jedes Bildpunktes M mit einem Höhenwinkel i_M < i_C und mit gleicher angenommener Höhe wie das Ziel berechnet über die Gleichung (4):
• - anschließend wird eine Messung der tatsächlichen Vorbeilauf- Winkelgeschwindigkeit Ω_RM jedes dieser Punkte M gegenüber dem Ziel durchgeführt, beispielsweise durch zeitliche Korrelation von Bildern;
• - dann werden die so erhaltenen Winkelgeschwindigkeiten Ω_TM und Ω_RM für jeden Punkt verglichen, wobei ein gegebenenfalls auftretender Vorzeichenunterschied zwischen diesen zwei Werten eine bevorstehende Verdeckung im Bereich der betrachteten Punkte M anzeigt. Um die Aufmerksamkeit des Piloten zu erregen, können diese Punkte in der Sichtdarstellung hervorgehoben werden, beispielsweise durch Einblendung einer blinkenden Kontur. Weiterhin kann der Zeitabstand τ_M bis zur Verdeckung, welcher dem Maskenrand entspricht, der am weitesten an die Mitte C des Bildes herankommt, berechnet werden über den Quotient: (worin g den Seitenwinkel bzw. die Koordinate längs der Achse HH₁ für den betrachteten Maskenrand angibt). Dieser Wert kann in der Sichtdarstellung angezeigt werden.

Fig. 4 zeigt ein Blockschaltbild einer Vorrichtung zur Ausführung dieses Verfahrens. Die Berechnung der Winkelgeschwindigkeiten Ω_TM über die Gleichung (4):

erfolgt durch Rechenmittel 1 für äquidistante Linien von Punkten M, die senkrecht zur Achse ZZ sind und jeweils einem Wert des Höhenwinkels i_M entsprechen. Die Werte der Steigung p und der Geschwindigkeit V werden von der Massenträgheitszentrale 2 des Flugzeugs geliefert.

Der Winkel i_C, d. h. der Winkel zwischen der Richtung AC (Flugzeug-Ziel) und der Horizontalebene wird erhalten, indem mittels einer Einrichtung 3 der von der Trägheitszentrale des Flugzeugs gelieferte Längs-Trimmwinkel AsL_A von dem Längs-Trimmwinkel AsL_N abgezogen wird, den die fest mit dem Flugzeug verbundene Verfolgungszelle 4 liefert.

Der Winkel δ bzw. der Winkel zwischen den Vertikalebenen, welche durch AC und V verlaufen, wird erhalten, indem zunächst mittels einer Einrichtung 5 der von der Trägheitszentrale des Flugzeugs gelieferte Azimutwinkel AZ_A von dem Azimutwinkel AZ_N abgezogen wird, welchen die Verfolgungszelle liefert, und anschließend mittels der Einrichtung 6 der Azimutwinkel AZ_V des Geschwindigkeitsvektors, welcher von der Trägheitszentrale geliefert wird, von dem so erhaltenen Azimutwert abgezogen wird. Der Wert H wird erhalten, indem die Höhe des Zieles Z_C von der Höhe Z des Flugzeugs, welche die Trägheitszentrale liefert, abgezogen wird.

Die Messung der reellen Winkelgeschwindigkeiten Ω_RM wird durch einen Bildkorrelator 8 durchgeführt, der einerseits die von der Verfolgungszelle gelieferten Bilder empfängt und andererseits die Richtung der Achse ZZ′, d. h. die Bildsenkrechte, gemeldet bekommt, welche erhalten wird, indem der Höhenwinkel G_A, den die Trägheitszentrale des Flugzeugs liefert, von dem Höhenwinkel G_N abgezogen wird, welchen die Verfolgungszelle liefert. Insbesondere ermöglicht der Korrelator 8 die Berechnung der Versetzung Δg eines Bildpunktes M zwischen zwei Zeitpunkten t und t + Δt in der Richtung senkrecht zur Achse ZZ′ (also die Seitenwinkel- Versetzung). Die Winkelgeschwindigkeit Ω_RM wird anschließend erhalten, indem berechnet wird:

Das Produkt Ω_RM × Ω_TM wird anschließend für jeden Punkt M mit i_M < i_C durch Prüfmittel 9 gebildet. Wenn dieses Produkt negativ ist, wird eine Einrichtung 10 zur Hervorhebung der Maskenkonturen in dem Bild im Bereich der betrachteten Punkte M aktiviert, ebenso wie eine Vorrichtung 11 zur Berechnung des Zeitabstandes τ_M der Maskierung über die oben angegebene Formel, um diesen Wert der Sichtanzeige zuzuführen.

Für jede Zone von Punkten M, die ein negatives Produkt Ω_RM × Ω_TM ergeben und folglich einer Maske entsprechen, wird der kleinste der Werte τ_M registriert.

Der Bildkorrelator selbst ist nicht Gegenstand der Erfindung und wird daher nicht näher beschrieben. Er ist beispielsweise durch die FR-PS 15 04 656 bekannt.

In Fig. 5 ist ein Ausführungsbeispiel für die Einrichtungen zur Berechnung von sin δ (Einrichtungen 5 und 6 in Fig. 4) aus den Werten AZ_A (Azimut des Flugzeugs, wird durch die Trägheitszentrale geliefert), AZ_N (Azimut der Verfolgungszelle) und AZ_V (Azimut des Geschwindigkeitsvektors) mittels sogenannten "Resolvern" angegeben.

Ein Ausführungsbeispiel für die Rechenmittel 1 zur Berechnung der Werte Ω_TM ist in Fig. 6 angegeben. Dieses Beispiel beruht auf der Umschreibung der Formel

in die Form:

worin V_x, V_y und V_z die Komponenten des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs im geographischen Koordinatensystem sind, unter Berücksichtigung der Beziehung:

Das Blockschaltbild nach Fig. 6 zeigt ferner eine Gruppe von Schaltungen, welche folgende Elementarfunktionen verwirklichen: Addition, Subtraktion, Multiplikation, Division, Quadrierung, Quadratwurzelbildung, Sinusfunktion, Arcussinusfunktion und Arcuscosinusfunktion. Die Schaltkreise, welche diese Funktionen ausführen, sind in Fig. 6 durch ihre Symbole bezeichnet: +, -, ×, :, ()², V, sin, Arc. Von dem Winkel i_C wird angenommen, daß er wie der Winkel δ in Fig. 5 durch die Werte sin i_C und cos i_C bestimmt ist. Der Winkel i_M - i_C, welcher den Höhenwinkel eines gegebenen Punktes M bezüglich des Ziels darstellt, ist im übrigen bekannt, so daß der Wert sin i_M dann erhalten wird, indem i_C aus sin i_C und cos i_C berechnet wird, und anschließend wird i_M aus i_M - i_C und i_C berechnet, worauf schließlich sin i_M aus i_M berechnet wird.

Claims (6)

1. Verfahren zur Entdeckung der bevorstehenden Sichtverbindungsunterbrechung zwischen einem Flugzeug (A) und einem Ziel (C), insbesondere in einem Laserstrahl-Lenkwaffensystem, bei welchem das Flugzeug ein automatisches Zielverfolgungssystem aufweist, welches ein Bild des Bodengeländes liefert, worin das Ziel dauernd eine feste Position einnimmt, dadurch gekennzeichnet, daß im Verlaufe einer vom Flugzeug geflogenen Kurve die Punkte M dieses Bildes bestimmt werden, die durch ihren Höhenwinkel i_M - i_C bezüglich des Zieles C gegeben sind und in einer solchen Zone liegen, daß i_M - i_C < 0, sowie eine Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit bezüglich des Zieles aufweisen, die entgegengesetzt zu der der anderen Punkte dieser Zone ist, welche dieselbe Höhe wie das Ziel aufweisen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß diese Erkennung folgendermaßen geschieht:

• - in jedem Punkte M der betrachteten Zone wird die auf das Ziel bezogene Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit Ω_TM berechnet, welche für Punkte gleicher Höhe wie das Ziel erwartet wird, über die Beziehung: worin V die Geschwindigkeit des Flugzeugs, H die Höhe des Flugzeugs gegenüber dem Ziel, δ den Azimutwinkel zwischen der Richtung Flugzeug - Ziel und dem Geschwindigkeitsvektor V des Flugzeugs, p die Steigung des Flugzeugs bzw. den Winkel zwischen dem Geschwindigkeitsvektor V des Flugzeugs und der Horizontalebene, i_M den Höhenwinkel des betrachteten Punktes M und i_C den Höhenwinkel des Zieles bedeutet;
• - für jeden Punkt M der betrachteten Zone wird die auf das Ziel bezogene, tatsächlich erhaltene Vorbeilauf- Winkelgeschwindigkeit gemessen;
• - für jeden Punkt M der betrachteten Zone werden die beiden so erhaltenen Werte verglichen, wobei eine gegebenenfalls auftretende Vorzeichendifferenz bedeutet, daß eine Maskierung zwischen Flugzeug und Ziel im Bereich des betrachteten Punktes M bevorsteht.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Konturen der Gesamtheit von Punkten M, welche demnächst zu Masken zwischen Flugzeug und Ziel werden, im Bild hervorgehoben werden.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Zeitabstände der bevorstehenden Hineinbewegung von Masken zwischen Flugzeug und Ziel berechnet und im Bild angezeigt werden.

5. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet durch:

• - Rechenmittel zur Berechnung der auf das Ziel bezogenen Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit in jedem Punkte M der betrachteten Zone, welche für Punkte gleicher Höhe wie das Ziel erwartet wird;
• - Meßeinrichtungen zur Messung der auf das Ziel bezogenen, tatsächlich erhaltenen Vorbeilauf-Winkelgeschwindigkeit in jedem Punkte M der betrachteten Zone;
• - Komparatormittel, um für jeden Punkt M der betrachteten Zone die zwei so erhaltenen Werte miteinander zu vergleichen, wobei eine gegebenenfalls auftretende Vorzeichendifferenz anzeigt, daß eine Maskierung zwischen Flugzeug und Ziel im Bereich des betrachteten Punktes M bevorsteht.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßeinrichtung durch einen Bildkorrelator (8) gebildet ist.