DE4032982B3

DE4032982B3 - Lenksystem für mit einem photoempfindlichen Detektor versehene Flugkörper

Info

Publication number: DE4032982B3
Application number: DE4032982A
Authority: DE
Inventors: Jacques Roze Des Ordons; Gilles Grenier
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1989-10-17
Filing date: 1990-10-17
Publication date: 2010-05-20
Anticipated expiration: 2010-10-18
Also published as: GB2459914A; IT9021755A0; GB9022378D0; IT9021755A1; GB2459914B

Abstract

Das System zur Lenkung eines Flugkörpers (1) gegen ein Ziel umfasst einen photoempfindlichen Detektor an Bord des Flugkörpers und eine zugeordnete Optik (8a), die den Raum vor dem Flugkörper beobachtet. Der Flugkörper ist mit Vortriebsmitteln (3) und Richtungs-Steuermitteln versehen. Der photoempfindliche Detektor umfasst eine feste Matrix (8) aus steuerbaren photoempfindlichen Elementen; die Matrix ist auf die Achse (L-L) des Flugkörpers zentriert. Die Vorschubmittel (3) umfassen wenigstens zwei gleiche Austrittsdüsen (4a, 4b), die fest angeordnet, koplanar und symmetrisch zur Achse (L-L) des Flugkörpers sind; die Richtungs-Steuermittel umfassen ein System (13) zur Ablenkung der von den Austrittsdüsen erzeugten Strahlen. Mittel (21) sind vorgesehen, um das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen zu halten, indem das Strahlablenksystem (13) angesteuert wird, das seinerseits die Rollbewegungen und transversalen Translationsbewegungen des Flugkörpers steuert.

Description

Die Erfindung betrifft ein Lenksystem für mit einem photoempfindlichen Detektor versehene Flugkörper zur Lenkung derselben gegen ein Ziel, wobei der photoempfindliche Detektor von dem Flugkörper mitgeführt wird und einer Optik zugeordnet ist, die den Raum vor dem Flugkörper beobachtet; der Flugkörper ist mit Vorschubeinrichtungen und Richtungssteuermitteln versehen.
Die Erfindung eignet sich besonders, wenn auch nicht ausschließlich, zur Anwendung bei Panzerabwehrflugkörpern.
Es sind bereits Panzerabwehr-Waffensysteme bekannt, die eine Abschußstation mit integrierter Visiereinrichtung aufweisen und für den Einsatz sowohl bei Tag als auch bei Nacht geeignet sind, da sie mit einem Infrarotbild-Leitsystem ausgetat tet sind. Ein solches System ermöglicht es, den Flugkörper vor oder nach seinem Start auf ein Zielobjekt zu fixieren. Die an Bord des Flugkörpers mitgeführte Kamera liefert ein Bild der vorderen Umgebung des Flugkörpers.
Mittels der derzeit verfügbaren Technik können gute Bilddarstellungen erzielt werden, wenn der Flugkörper eine Translationsbewegung ausführt; wenn er jedoch eine Rollbewegung ausführt, ist ein gutes Bild nicht zu erreichen. In diesem Falle wird das Bild undscharf, und das Zielobjekt kann nur schwer in dem von der Kamera abgegebenen Bild erkannt werden.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diesem Mangel abzuhelfen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch ein System zur Lenkung eines Flugkörpers gegen ein Ziel, mit einem an Bord des Flugkörpers angebrachten photoempfindlichen Detektor, dem eine Optik zugeordnet ist, welche den Raum vor dem Flugkörper beobachtet, wobei der Flugkörper mit Vortriebsmitteln und Richtungssteuermitteln versehen ist; das System ist dadurch gekennzeichnet, daß:

– der photoempfindliche Detektor eine feste Matrix von steuerbaren photoempfindlichen Elementen aufweist, die auf die Achse des Flugkörpers zentriert ist;
– die Vortriebsmittel wenigstens zwei völlig gleiche Austrittsdüsen umfassen, die fest, koplanar und bezüglich der Achse des Flugkörpers symmetrisch angeordnet sind, wobei die Richtungssteuermittel des Flugkörpers ein System zur Ablenkung des Strahls der Austrittsdüsen umfaßt; und
– Mittel vorgesehen sind, um das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen zu halten, indem das Strahlablenksystem gesteuert wird, welches seinerseits die Rollbewegungen und die transversalen Translationsbewe gungen des Flugkörpers steuert.

Bei dem erfindungsgemäßen System wird das Ziel stets in der Mitte der Matrix gehalten, so daß ein scharfes Bild entsteht, selbst dann, wenn der Flugkörper im Mittel eine Rollbewegung ausführt, denn durch die Steuerung der Rollbewegungen wird es ermöglicht, die Drehgeschwindigkeit bei der Rollbewegung zu begrenzen oder zum Verschwinden zu bringen, während eine Bildaufnahme durch den photoempfindlichen Detektor erfolgt. Man gelangt daher zu einer Vorrichtung, welche die automatische Verfolgung des jeweiligen Panzerfahrzeugs ermöglicht.
Bei dem erfindungsgemäßen System ist als Besonderheit festzustellen, daß der Flugkörper gewissermaßen einen Motorantrieb für die Kamera darstellt, um diese in die Lage zu versetzen, geeignete Bilder aufzunehmen.
Wenn der Flugkörper mit einem Gyroskop ausgestattet ist, das die Fluglagewerte für Trimmwinkel und Rollwinkel des Flugkörpers liefert, ist es vorteilhaft, wenn die Einrichtungen, welche das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen halten, diese Trimm- und Roll-Winkelwerte des Flugkörpers berücksichtigen.
Bei einer ersten Ausführungsform können die Einrichtungen, welche das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen halten, an Bord des Flugkörpers angebracht sein. Diese Mittel können aber auch ortsfest angeordnet sein, beispielsweise an einer Abschußrampe, die mit dem Flugkörper über ein Informations-Übertragungssystem verbunden ist.
Bei einer besonders vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung umfaßt dieses Informations-Übertragungssystem erste Sende/Empfangs-Einrichtungen für codierte Informationen in Form von Lichtsignalen, wobei diese Einrichtungen an Bord des Flugkörpers mitgeführt werden, und zweite Sende/Empfangs-Einrichtungen für codierte Informationen in Form von Licht signalen, wobei diese zweiten Einrichtungen in der ortsfesten Station angeordnet sind und eine Lichtleitfaser-Verbindung die beiden Sende/Empfangs-Einrichtungen miteinander verbindet.
Weitere Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung und aus der Zeichnung, auf die Bezug genommen wird. In der Zeichnung zeigen:
1 eine Prinzipdarstellung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems;
2a und 2b eine Rückansicht bzw. eine Draufsicht, in welcher die Zerlegung der Schubvektoren der Austrittsdüsen des Flugkörpers nach 1 bei Abwesenheit eines Lenkbefehls gezeigt ist;
3a, 3b und 3c in einer Rückansicht, Draufsicht und Seitenansicht die Zerlegung der Schubvektoren der Austrittsdüsen des Flugkörpers nach 1 bei Anwesenheit eines Lenkbefehls für eine seitliche Translationsbewegung;
4 eine zu den 2a und 3a analoge Ansicht der Zerlegung der Schubvektoren an den Austrittsdüsen des Flugkörpers nach 1 bei Anwesenheit eines Lenkbefehls für eine Rollbewegung; und
5a, 5b und 5c die Arbeitsweise des erfindungsgemäßen Systems.
In der 1 ist ein Panzerabwehr-Flugkörper 1 gezeigt, der mit zwei Beschleunigungssätzen 2a, 2b versehen ist, die an der Rückseite angeordnet sind und dem Flugkörper eine Anfangsgeschwindigkeit beim Start verleihen sollen. Diese bei den Beschleunigungssätze 2a und 2b sind beispielsweise mit einer abbrennbaren Ladung versehen; die Verbrennung dieser Treibladung erfolgt vorzugsweise vollständig im Inneren des Startrohres, um Beeinträchtigungen des Bedienungspersonals zu vermeiden. Im Flug wird der Schub durch einen Haupt-Schubantrieb 3 gewährleistet, der beispielsweise einige Meter nach dem Austritt aus dem Startrohr gezündet wird, um das Bedienungspersonal nicht zu beeinträchtigen. Dieser Haupt-Schubantrieb 3 ist mit zwei völlig gleichen Austrittsdüsen 4a, 4b versehen, die fest angebracht, koplanar und in bezug auf die Längsachse L-L des Flugkörpers symmetrisch sind. Die Achsen dieser Austrittsdüsen 4a, 4b schneiden sich auf der Längsachse L-L des Flugkörpers und sind gegenüber dieser Achse symmetrisch geneigt. Bei Abwesenheit jeglichen Lenkbefehls gilt (siehe 2a und 2b):

– die axiale Komponente R = Q1 + Q2 der Schubvektoren F1 und F2 der beiden Austrittsdüsen 4a und 4b gewährleistet den Flug des Flugkörpers;
– die Auswirkung der Querkomponenten P1 und P2 der Schubvektoren F1 und F2 der Austrittsdüsen 4a und 4b in der Ebene derselben ist aufgrund der Symmetrie gleich Null.

Gegenüber jeder Austrittsdüse 4a, 4b ist die Außenhaut des Flugkörpers mit einer Öffnung 5 für den Gasdurchtritt versehen.
Jede Austrittsdüse 4a, 4b ist mit einem System zum Abfangen oder zur Ablenkung des Gasstrahls versehen (bekannt und nicht dargestellt), welches bei einem durch eine Steuervorrichtung 13 ausgegebenen Lenkbefehl die Gasstrahlen der zwei Austrittsdüsen 4a, 4b gleichzeitig und in gleichem Sinne oder entgegengesetztem Sinne ablenkt. Wenn die Gasstrahlen im gleichen Sinne abgelenkt werden (3a, 3b und 3c), wird eine quergerichtete Schubkomponente M = M1 + M2 erzeugt, die orthogonal zur Ebene der beiden Austrittsdüsen 4a und 4b ist. Diese Querkomponente des Schubvektors ermöglicht ein Flugmanöver des Flugkörpers im Sinne einer quergerichteten Translationsbewegung.
Wenn die Gasstrahlen der beiden Austrittsdüsen 4a, 4b hingegen in entgegengesetztem Sinne abgelenkt werden (4), so bewirken die beiden Querkomponenten der Schubvektoren M1 und M2 ein Drehmoment, welches den Flugkörper 1 in eine Drehbewegung um seine Längsachse L-L versetzt.
Der Flugkörper ist ferner mit einer militärischen Ladung 6 versehen, beispielsweise eine Hohlladung, sowie mit einem Leitwerk 7, welches die aerodynamische Stabilität gewährleistet.
An der Vorderseite des Flugkörpers 1 ist ein photoempfindlicher Detektor vorgesehen, der eine feste Matrix 8 aus steuerbaren photoempfindlichen Elementen aufweist, deren Mittelpunkt O auf der Achse L-L des Flugkörpers liegt. Ferner ist die Ebene der Matrix 8 orthogonal zu dieser Achse L-L. Vor der Matrix 8 ist ein optisches System 8a angeordnet. Der Matrix 8, die vorzugsweise eine CCD-Matrix ist, ist eine Steuerelektronik 9 zugeordnet, aus welcher sie Steuerbefehle empfängt und an welche sie Ladungen abgibt, die repräsentativ für die erzeugten Bilder sind.
Auf der Rückseite des Flugkörpers 1 ist ein Sender 10 angeordnet, der mit einem elektrooptischen Wandler ausgestattet ist, sowie ein Empfänger 11, der mit einem optoelektrischen Wandler versehen ist.
Schließlich ist an Bord des Flugkörpers 1 ein Gyroskop 12 vorgesehen.
Die Steuerelektronik 9 ist mit dem Sender 10 über eine Leitung 14 verbunden, während das Gyroskop 12 mit dem Sender 10 über eine Leitung 15 verbunden ist. Der Empfänger 11 ist mit der Steuervorrichtung 13 für die Gasablenkung über eine Leitung 16 verbunden.
Ferner ist in einer ortsfesten Station ein System 17 vorgesehen, das einen mit einem optoelektrischen Wandler ausgestatteten Empfänger 18 und einen Sender 19 mit einem optoelektrischen Wandler umfaßt. Dieses System 17 umfaßt ferner eine Bildverarbeitungseinrichtung 20 sowie ein System 21 zur Erzeugung von Lenkbefehlen. Der Sender 10 und der Empfänger 11 sind mit dem Sender 19 und dem Empfänger 18 über eine Lichtleitfaser-Verbindung 22 verbunden.
Wenn ein Ziel T durch die Matrix 8 beobachtet wird (5a), erzeugt diese daraus ein Bild. Da die Matrix 8 aus mehreren photoempfindlichen Elementen 23 besteht, die in Zeilen und Spalten parallel zu den Achsen OY und OZ angeordnet sind, kennt man unmittelbar die Koordinaten, beispielsweise Polarkoordinaten ρ und θ, des Zieles T in bezug auf den Mittelpunkt Oder Matrix, also in bezug auf die Längsachse L-L des Flugkörpers 1.
Die Koordinaten ρ und θ des Zieles T, die von der Elektronik 9 erfaßt werden, werden dem Sender 10 über die Leitung 14 zugeführt. Der Trimmwinkel und der Rollwinkel des Flugkörpers werden ferner aus dem Gyroskop 12 zum Sender 10 übertragen. Der Sender 10 gibt über die Leitung 22 diese Informationen an den Empfänger 18 ab. Dieser gibt einerseits die Informationen aus dem Gyroskop 12 an das System 21 weiter, und andererseits gibt er die Informationen aus der Elektronik 9 an die Bildverarbeitungsvorrichtung 20 ab, welche sie nach Verarbeitung an das System 21 weitergibt.
Dieses System 21, das beispielsweise aus einem Mikroprozessor besteht, kann daher Befehle abgeben, um das Ziel T auf die Achse L-L zu verlagern. Es gibt diese Befehle an den Sender 19 ab, der sie über die Leitung 22 an den Empfänger 11 abgibt. Dieser Empfänger steuert über die Leitung 16 die Steuervorrichtung 13 in geeigneter Weise an, welche ihrerseits die Strahlablenkeinrichtungen steuert.
Wie in 5b gezeigt, werden die Strahlablenkeinrichtungen zunächst (wie in 4 gezeigt) angesteuert, um das Ziel T in die Achse OZ der Matrix 8 zurückzubewegen, infolge der ausgelösten Rollbewegung des Flugkörpers 1 um seine Achse L-L.
Die Vorrichtung 13 steuert anschließend die Strahlablenkeinrichtungen in der in den 3a bis 3c gezeigten Weise, so daß der Flugkörper transversal verlagert wird und die Achse L-L auf dem Ziel T ausgefluchtet wird.
Bei der in 1 gezeigten Ausführungsform ist die Vorrichtung 17 außerhalb des Flugkörpers 1 angeordnet und über eine Leitung 22 mit diesem verbunden; bei anderen Ausführungsformen ist diese Vorrichtung 17 an Bord des Flugkörpers angeordnet. Die Sender 10, 19 und die Empfänger 11, 18 können dann entfallen.

Claims

System zur Lenkung eines Flugkörpers (1) gegen ein Ziel, mit einem an Bord des Flugkörpers angeordneten photoempfindlichen Detektor, dem eine Optik (8a) zugeordnet ist, welche den Raum vor dem Flugkörper beobachtet, wobei dieser Flugkörper mit Vorschubmitteln (3) und Richtungs-Steuermitteln ausgestattet ist; dadurch gekennzeichnet, daß: – der photoempfindliche Detektor eine feste und auf die Achse (L-L) des Flugkörpers zentrierte Matrix (8) von photoempfindlichen Elementen aufweist; – die Vorschubmittel (3) wenigstens zwei einander gleiche Austrittsdüsen (4a, 4b) aufweisen, die fest angeordnet, koplanar und in bezug auf die Achse (L-L) des Flugkörpers symmetrisch angeordnet sind, wobei die Richtungs-Steuereinrichtungen des Flugkörpers ein System (13) zur Ablenkung der von den Austrittsdüsen erzeugten Strahlen umfaßt; und – Mittel (21) vorgesehen sind, um das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen zu halten, indem das System (13) zur Strahlablenkung angesteuert wird, welches die Rollbewegungen und transversalen Translationsbewegungen des Flugkörpers steuert.
System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper eine Gyroskop-Einrichtung (12) aufweist, welche die Trimm- und Roll-Winkelwerte des Flugkörpers abgibt, und daß die Mittel (21), welche das Zielbild in der Mitte (O) der Matrix (8) von photoempfindlichen Elementen halten, diese Trimm- und Roll-Winkelwerte des Flugkörpers berücksichtigen.
System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (21), welche das Zielbild in der Mitte der Matrix von photoempfindlichen Elementen halten, an Bord des Flugkörpers angeordnet sind.
System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (21), welche das Zielbild in der Mitte (O) der Matrix (8) von photoempfindlichen Elementen halten, in einer ortsfesten Station (17) angeordnet sind, die mit dem Flugkörper (1) über ein Informationsübertragungssystem verbunden ist.
System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Informationsübertragungssystem eine erste Sende/Empfangs-Einrichtung (10, 11) für codierte Informationen in Form von Lichtsignalen umfaßt, die an Bord des Flugkörpers (1) angeordnet sind, sowie eine zweite Sende/Empfangs-Einrichtung (18, 19) für codierte Informationen in Form von Lichtsignalen, die in der ortsfesten Station angeordnet ist, wobei die erste und die zweite Sende/Empfangs-Einrichtung (10, 11, 18, 19) über eine Lichtleitfaser-Verbindung (22) miteinander verbunden sind.