DE3821309C2

DE3821309C2 -

Info

Publication number: DE3821309C2
Application number: DE19883821309
Authority: DE
Inventors: Gunther Dr. 8012 Ottobrunn De Sepp; Richard Dr. 8011 Putzbrunn De Benedikter
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 1988-06-24
Filing date: 1988-06-24
Publication date: 1991-06-06
Also published as: DE3821309A1; FR2633383A1; FR2633383B1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf einen Flugkörper zur Bekämpfung von aktiven Panzerungen, vorzugsweise von Fahrzeugen, gemäß dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1.

Durch die US-PS 40 98 191 ist ein passives Zweisensor-System für den In frarotbereich bekanntgeworden, das an oder in ballistischen Geschossen montiert ist, um die Signale von am Erdboden angeordneten Markierungen, Sendern etc. aufzunehmen und aus der Zeitdifferenz der Signale, der Ge schoßgeschwindigkeit und anderer Meßergebnisse den Neigungswinkel zwischen der horizontalen Bodenfläche zur ballistischen Flugbahn des Geschosses zu errechnen. Für Flugkörper, die mit einem bestimmten Anstellwinkel fliegen, ist dieses System nicht verwendbar.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugkörper der eingangs genannten Art derart zu konzipieren, daß auch bei stark ge neigter Panzerungsfläche der Auftreffpunkt der Vorhohlladung auch der Auf treffpunkt der Haupthohlladung ist.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 angegebenen Maßnahmen gelöst. In den Unteransprüchen sind Weiterbildungen und Ausgestaltungen aufge zeigt, und in der nachfolgenden Beschreibung ist ein Ausführungsbeispiel erläutert, sowie eine weitere Variante erläutert und in den Figuren der Zeichnung skizziert. Es zeigen:

Fig. 1 ein Schemabild der Bekämpfungssituation und der zu treffenden zeitlichen Maßnahmen beim letzten Phasenabschnitt des Zielanflugs bei stark geneigter Zielfläche;

Fig. 2 eine Schemaskizze der theoretischen Situation von Flugkörper, LEM und Zielpunkt auf schwach geneigter Zielfläche;

Fig. 3 eine Schemaskizze mit übertrieben gezeichneter Flugsituation bei Flugkörper mit Anstellwinkel;

Fig. 4 eine Schemaskizze der Laserstrahlung des vorgeschlagenen Drei strahl-AM/CW-Laserentfernungsmessers;

Fig. 5 ein Blockschaltbild in schematischer, vereinfachter Darstellung der Meß-, Verarbeitungs- und Steuerelektronik des FK;

Fig. 6 ein Schemabild der Bekämpfungssituation gemäß Fig. 1 in einem weiteren Ausführungsbeispiel.

Der Flugkörper FK, der die Grundlage der nachstehenden Ausführungen bil det, ist mit einer sogenannten Vorhohlladung VL, einer Haupthohlladung HL und einem Laserentfernungsmesser LEM bestückt. Die Vorhohlladung dient dazu, eine eventuell vorhandene aktive Panzerung vor der Hauptpanzerplatte wegzuräumen, welche die Wirkung der Haupthohlladung vermindern würde. Die Vorhohlladung muß einige Zeit vor der Haupthohlladung auftreffen, um ihre Wirkung zu entfalten, und beide Ladungen müssen an der gleichen Stelle auftreffen. Theoretisch mißt der LEM den Zielpunkt ZP laufend an, veran laßt bei einem bestimmten - voreingestellten - Auslöseabstand RA die An zündung der Abschußladung und damit den Abschuß der VL und im ebenfalls voreingestellten Zündabstand RZ wird die HL initiiert, die unmittelbar nach der VL in deren Zielauftreffpunkt, der dem Zielpunkt ZP des Laserent fernungsmessers entsprechen soll, einschlägt und zur Detonation kommt. Dadurch wird eine vor der getroffenen Panzerplatte angeordnete Kassette der aktiven Panzerung weggeräumt, bevor die Haupthohlladung zur Wirkung kommt. Voraussetzung für die Wirksamkeit des Systems Vorhohlladung/Haupt hohlladung ist dabei, daß die Vorhohlladung und die Haupthohlladung auf dieselbe Kassette der aktiven Panzerung treffen.

Dieser theoretische Funktionsablauf trifft jedoch bei Flugkörpern mit einem Anstellwinkel a zur vorgegebenen Flugbahn nicht zu. Die Vorhohl ladung VL trifft nicht exakt den Meßpunkt P_LEM des LEM, sondern - wie die Fig. 1 veranschaulicht - den Punkt PV. Dies ist auf die Schußent wicklungszeit der VL und deren endliche Fluggeschwindigkeit zurückzuführen.

Der Strahl bzw. der Stachel der detonierenden HL aber trifft noch weiter vom Meßpunkt P_LEM entfernt auf die Zielfläche ZF und - was nicht akzep tiert werden kann - trifft auch nicht den Auftreffpunkt PV der Vorhohl ladung VL, sondern trifft aufgrund der Schußentwicklungszeit der Haupt hohlladung HL und deren endlicher Fluggeschwindigkeit in PH auf. Diese Verhältnisse verschlechtern sich ganz wesentlich je schräger die Auf treff- bzw. Panzerungsfläche geneigt ist.

Es können dadurch erhebliche Nachteile in der Panzerbekämpfung beziehungs weise für deren Erfolg eintreten. Ist nämlich der Abstand PV zu PH größer als die sogenannte Kassettengröße der Aktivpanzerung, dann befindet sich PV auf einer anderen Kassette als PH und dann ist der Einsatz der Vorhohlladung wirkungslos, denn der Stachel der HL trifft auf eine intakte Kassette und diese reduziert die Wirkung der Hohlladung erheblich. Ist nun die Zielfläche ZL stark geneigt, so vergrößert sich der vorgenannte Abstand PV zu PH noch wesentlich, so daß die Wahrscheinlichkeit, daß VL und HL die gleiche Kassette treffen, gering ist. Damit jedoch nicht genug, auch der Zündabstand der HL ist nicht mehr optimal, das heißt die Wirkung der HL wird stark reduziert, auch wenn die VL die Aktivpanzerung am PH bereits gesprengt hat. Wie aus Fig. 1 ersichtlich, ergibt sich als Beispiel bei einer Zielneigung von 80°, daß die Punkte P_LEM, PV und PH bei einem Anstellwinkel des Flugkörpers FK von a=5° jeweils ca. 40 cm auseinander liegen. Damit aber werden je nach Panzer typ Kassettenüberschreitungen immer wahrscheinlicher, da die Abmessungen der Kassetten in dieser Größenordnung liegen.

Diesen Nachteilen und Fehlern begegnet die Erfindung durch eine Reihe von Maßnahmen, die an einem Ausführungsbeispiel beschrieben werden sollen. So wird der Flugkörper FK anstelle des bisher verwendeten Einstrahl-LEM mit einem mindestens dreistrahligen LEM versehen, der nicht nur die Entfernung zum Zielpunkt ZP=P_LEM laufend mißt, sondern gleichzeitig auch die Neigung bzw. Schräge der Zielfläche ZF (Fig. 4). Als geeignet hierfür empfiehlt sich ein AM/CW-Laserentfernungsmesser, der beispielsweise Strahldivergenzen von je 0,2 mrad bis 3 mrad aufweist und Winkel zwischen den drei Strahlen von ca. 3 bis 30 mrad und eine Meßgenauigkeit von WR×5 cm besitzt.

Weiterhin werden im Flugkörper FK mehrere radial wirkende und gezielt ak tivierbare Impulstriebwerke angeordnet (Fig. 3), welche den FK um eine quer zur Flugrichtung und horizontal liegende Achse drehen. Der Bezug zur Horizontalen, d.h. welches der Triebwerke bei der jeweiligen Roll-Lage ge zündet werden muß, das ergibt sich aus dem sowieso im FK vorhandenen Flug körper-Lagekreisel.

Nach der Entfernungsmessung zum Ziel und der Zielflächenneigung sowie dem augenblicklichen Rollwinkel und dem vorbekannten FK-spin werden die Zeit punkte der Zündungen von dem jeweils hierfür entsprechenden bzw. "richtig" liegenden Impulstriebwerk und der Haupthohlladung HL so berechnet, daß

PV≡PH.

Das in Fig. 5 vereinfacht gezeigte Blockschaltbild der einzelnen Elektro nikelemente veranschaulicht den Auswertvorgang der LEM-Signale. Geht man auf die in Fig. 1 gezeigten Verhältnisse ein, so müßte die FK-Spitze durch ein diese nach oben drehendes Impulstriebwerk gezündet werden. Dadurch nimmt der FK-Anstellwinkel kontinuierlich zu. Jetzt muß die HL genau dann gezündet werden, wenn die FK-Achse, d.h. die HL-Richtung genau auf PV zeigt. Diese beiden Zeitpunkte können aus den Meßergebnissen genau berech net werden.

In Fig. 6 ist nun eine spezielle Variante schematisch skizziert und zwar für die Fälle, bei denen in einer Entfernung vor dem Erreichen durch den LEM ein Schrägwinkel der Zieloberfläche von mehr als 60° zum Lot ermit telt wird. In diesen Fällen wird die Bestimmung des Zielneigungswinkels bzw. des Schrägwinkels wie vorbeschrieben ermittelt, dann jedoch der Aus lösepunkt auf einen größeren Zielabstand verlegt, wobei sich das Maß hier für aus der einfachen goniometrischen Beziehung zwischen Zielneigungswin kel und FK-Anstellwinkel a ergibt. Dann erfolgt die Auslösung des oder der Impulstriebwerke zur Ausrichtung der Flugkörperachse in die Horizon tal- bzw. Flugrichtung, so dann die Auslösung des Abschusses der Vorhohl ladung bei Erreichen dieser Richtung. Falls erforderlich, wird durch die Impulstriebwerke vor der Auslösung der Haupthohlladung HL ein Gegenimpuls (Drehimpuls) zur Stabilisierung der Flug- und Zielrichtung gegeben. Die Fig. 6 dürfte so leicht verständlich sein, daß sich weitere Ausführungen erübrigen.

Claims

1. Flugkörper zur Bekämpfung aktiver Panzerungen, vorzugsweise von Fahrzeugen, der mit einem bestimmten Anstellwinkel fliegt und der mit einer Haupthohlladung und einer Vorhohlladung ausgestattet ist, wobei die Zielpunkt-Entfernungsmessung mittels eines Laserentfernungsmessers (LEM) durchgeführt wird, dessen Signale von einer Elektronik zur Zünd auslösung verwertet werden, dadurch gekennzeichnet, daß ein mindestens dreistrahliger LEM angeordnet ist, der die Zielfläche und deren Nei gungswinkel aus der Vertikalen mißt und Einrichtungen am Flugkörper FK vorgesehen sind, die ihn bei Erreichung eines vorgegebenen Zielabstandes zur Eliminierung des FK-Anstellwinkels α um eine quer zur Flugrichtung und horizontal liegende Achse drehen, wobei die Zündzeitpunkte der Vor hohlladung VL und Haupthohlladung HL aus den Meßergebnissen des LEM und des Flugkörper-Lagekreisels derart berechnet werden, daß Vorhohlladung VL und Haupthohlladung HL in den optimalen Abständen vor dem Zielpunkt ausgelöst werden und beide hinreichend nahe am Zielpunkt ZP auftreffen.

2. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als Dreistrahl-LEM ein AM-CW-LEM mit Strahldivergenzen von je 0,2 mrad bis 3 mrad und Winkeln zwischen den drei Meßstrahlen von ca. 3 bis 30 mrad sowie einer Meßgenauigkeit von Δ_R≦5 cm verwendet wird.

3. Flugkörper nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß als Einrichtungen zur Eliminierung des Flugkörperanstellwinkels α Im pulstriebwerke Verwendung finden, welche durch Anordnung, Auswahl und Aktivierung den Flugkörper um eine quer zur Flugrichtung und horizontal liegende Achse drehen können und hierzu die entsprechenden Zünd-Signale vom bordeigenen Flugkörper-Lagekreisel und Bordcomputer erhalten.

4. Flugkörper nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei Feststellung eines Schrägwinkels der Zieloberfläche von mehr als 60° zum Lot durch den LEM der Auslösepunkt der Impulstriebwerke zur Ausrich tung des Flugkörpers FK entsprechend der goniometrischen Beziehung zwischen Zielneigungswinkel und FK-Anstellwinkel a vorverlegt wird und nach Erreichung der exakten Horizontalrichtung die Vorhohlladung VL zum Abschuß gezündet wird und gegebenenfalls vor der Auslösung der Haupt hohlladung HL weitere Impulstriebwerke zur Horizontalrichtungsstabili sierung des Flugkörpers FK Gegenimpulse (Drehimpulse) erzeugen.