DE4035980A1

DE4035980A1 - In der luft schwebendes fruehwarnradarsystem

Info

Publication number: DE4035980A1
Application number: DE4035980A
Authority: DE
Inventors: Dov Raviv
Original assignee: Israel Aircraft Industries Ltd
Current assignee: Israel Aircraft Industries Ltd
Priority date: 1989-11-16
Filing date: 1990-11-12
Publication date: 1991-05-23
Also published as: US5097267A; IL92325A0; IL92325A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft generell in der Luft schwebendes bzw. im Flugzeug eingebautes Radar.

Es sind verschiedene Arten von in der Luft schwebenden bzw. im Flugzeug eingebauten Radarplattformen in der Technik be kannt. Ein Überblick über den Stand der Technik, der sich auf in der Luft schwebende bzw. im Flugzeug eingebaute Früh warnradareinrichtungen bzw. -anlagen bezieht, ist von Dan Boyle in einem Artikel mit dem Titel "Airborne early war ning" (in Übersetzung: "Im Flugzeug eingebaute Frühwarnung") in der Zeitschrift International Defense Review 1/1989, Sei ten 43 bis 46 gegeben worden.

An sich bekannte im Flugzeug eingebaute Frühwarnradarsysteme für bemannte Flugzeuge sind die AWACS und HAWKEYE, und beide dieser Systeme verwenden speziell ausgebildete Flugwerke bzw. Flugzellen und sind relativ teuer.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es insbesondere, ein relativ kostengünstiges bzw. relativ wenig kostendes, in der Luft schwebendes bzw. im Flugzeug eingebautes Frühwarnradar system zur Verfügung zu stellen, das für unbemannte Luft fahrzeuge geeignet ist.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Er findung wird infolgedessen ein in der Luft schwebendes bzw. im Flugzeug eingebautes Frühwarnradarsystem zur Verfügung gestellt, das ein automatisch gesteuertes pilotenloses Flug zeug, eine in dem pilotenlosen Flugzeug angeordnete phasen gesteuerte Radarantenne bzw. phasengesteuerte Gruppen-Radar antenne und eine Einrichtung zum wahlweisen Verändern der Ausrichtung der phasengesteuerten Radarantenne bzw. der pha sengesteuerten Gruppen-Radarantenne relativ zu dem Flugzeug umfaßt.

Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Er findung erstreckt sich die phasengesteuerte Radarantenne bzw. die phasengesteuerte Gruppen-Radarantenne entlang dem größten Teil der Länge und Höhe des Rumpfes des Flugzeugs.

Zusätzlich ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ein interner Algorithmus oder ein Hochfrequenz- bzw. Funkbefehl dahingehend wirksam, daß damit die Betriebs weise des Systems überwacht und ausgewählt wird. Die Ein richtung zum wahlweisen Verändern ist dahingehend operativ, daß sie die phasengesteuerte Radarantenne bzw. die phasenge steuerte Gruppen-Radarantenne entweder in einer nach rechts gewandten oder nach links gewandten Ausrichtung, abhängig von der Flugrichtung des Flugzeugs, ausrichtet.

Weiter ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vor liegenden Erfindung wenigstens ein Teil des Flugzeugs aus einem für Radarsignale transparenten Material ausgebildet, das in der Lage ist, die mechanische Beanspruchung, die ihm auferlegt wird, auszuhalten. Dieses Material umfaßt oder ist vorzugsweise ein Schichtmaterial mit zellenartiger Struktur, insbesondere Wabenstruktur, das eine Glas/Epoxy-Haut und ei nen Nomex-Zellenstrukturkern oder Nomex-Wabenstrukturkern umfaßt.

Die vorliegende Erfindung sei zu ihrem vollständigeren und umfassenderen Verständnis nachstehend in Verbindung mit den Figuren der Zeichnung anhand einer detaillierten Beschrei bung von bevorzugten Ausführungsformen derselben näher be schrieben und erläutert; es zeigen:

Fig. 1 eine Seitenansicht eines im Flugzeug eingebauten Frühwarnradarsystems, das gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung aufge baut ist und arbeitet, wobei aus Darstellungsgrün den Teile weggeschnitten sind;

Fig. 2 eine ins einzelne gehende Darstellung der Anbrin gung einer phasengesteuerten Radarantenne bzw. ei ner phasengesteuerten Gruppen-Radarantenne in dem Rumpf eines Flugzeugs gemäß einer bevorzugten Aus führungsform der vorliegenden Erfindung;

Fig. 3 eine gegenüber Fig. 2 vergrößerte Darstellung eines Teils einer Einrichtung zum Verändern der Ausrich tung der phasengesteuerten Radarantenne bzw. der phasengesteuerten Gruppen-Radarantenne gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung;

Fig. 4 eine Stirnansichtsdarstellung der Anbringung der phasengesteuerten Radarantenne bzw. der phasenge steuerten Gruppen-Radarantenne; und

Fig. 5 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Einrichtung zum Betrieb und zur Steuerung einer Einrichtung zum Bestimmen der Richtung der Radarantenne gemäß der vorliegenden Erfindung.

In der nun folgenden detaillierten Beschreibung einer bevor zugten Ausführungsform der Erfindung wird auf die Fig. 1 bis 5 Bezug genommen, die ein im Flugzeug eingebautes Frühwarn radarsystem veranschaulichen, das gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung aufgebaut und operativ ist.

Vorzugsweise umfaßt das im Flugzeug eingebaute Frühwarnra darsystem ein unbemanntes Flugzeug 10 von der Art, wie es kommerziell von der Firma Maslat of Israel Aircraft Indu stries erhältlich ist, oder von einem maßstäblich vergrößer ten Modell hiervon. In dem Rumpf 12 des Flugzeugs ist eine phasengesteuerte Radarantenne 14 bzw. eine phasengesteuerte Gruppen-Radarantenne 14 von konventionellem Aufbau ange bracht bzw. montiert, und zwar vorzugsweise von dem Typ, der kommerziell von der Firma Elta Electronics Industries of Is rael unter der Handelsbezeichnung Phalcon erhältlich ist.

Die phasengesteuerte Radarantenne 14 bzw. die phasengesteu erte Gruppen-Radarantenne 14 ist mit einer geeigneten An bringungs- bzw. Aufstellungsstruktur 16 versehen, die ein Paar Anbringungs- bzw. Befestigungsachsen 18 und 20 umfaßt, welche auf Rumpfanbringungsabstützungen bzw. -traggerüsten 22 und 24 gelagert sind. Mit wenigstens einer der Anbrin gungs- bzw. Befestigungsachsen 18 und 20 und mit einem ent sprechenden Anbringungshalter bzw. -träger ist eine Motor- und Antriebsanordnung 26 verbunden, die in Ansprechung auf geeignete Steuersignale dahingehend arbeitet, daß sie die Anbringungs- bzw. Befestigungsachse relativ zu dem Anbrin gungshalter bzw. -träger 22, 24 dreht und auf diese Weise die Aus richtung der phasengesteuerten Antenne 14 bzw. der phasenge steuerten Gruppen-Antenne 14 mit Bezug auf den Rumpf verän dert.

Normalerweise ist die phasengesteuerte Antenne 14 bzw. die phasengesteuerte Gruppen-Antenne 14 generell so angeordnet, daß sie nach abwärts gerichtet ist, und zwar typischerweise 12° abweichend von der Vertikalen bzw. 12° gegenüber der Vertikalen gekippt. In Abhängigkeit von der Richtungsbezie hung zwischen der Flugrichtung des Flugzeugs 10 und dem Be reich, der überwacht werden soll, kann die Ausrichtung der Antenne 14 mittels der oben beschriebenen Einrichtung um 156° verschoben bzw. verdreht werden, so daß die Antenne 14 in einer gewünschten Richtung gewandt ist (entweder "links" oder "rechts").

Es sei nun auf Fig. 5 Bezug genommen, die eine Einrichtung zur Steuerung bzw. Kontrolle der Ausrichtung der Antenne veranschaulicht. Die Einrichtung der Fig. 5 weist eine An tennenpositionssteuereinheit 30 auf, wie beispielsweise eine der Einheiten, welche kommerziell von der Firma MLM of Is rael Aircraft Industries erhältlich sind, welche "links"- oder "rechts"-Antennenrichtungssignale von dem Flugzeug- Luftfahrtelektroniksystem bzw. dem Flugzeug-Avioniksystem erhält und welche dahingehend arbeitet, daß sie das Luft fahrtelektronik- bzw. Avioniksystem hinsichtlich Diskrepan zen zwischen den Richtungssignalen und der aktuellen Positi on der Antenne warnt.

Die Antennenpositionssteuereinheit 30 liefert ein Ausgangs signal an Schalteinrichtungen 32, welche elektrische Stan dard-Lager-Kontaktgeber bzw. elektrische Standard-Kontaktge ber, wie sie am Lager sind, umfassen kann, beispielsweise elektri sche Standard-Schaltschütze oder sonstige elektrische Stan dard-Kontaktgeber bzw. -Kontaktgabewerke. Die Schalteinrich tungen 32 steuern den Betrieb der Antriebsanordnung 26 (Fig. 2), die ihrerseits die Antenne 14, wie es jeweils notwendig ist, positioniert. Die aktuelle Position der Antenne 14 wird durch links- und rechts-Antennenpositionsindikatoren 34 und 36 überwacht, die Ausgangssignale an die Steuereinheit 30 liefern.

Das Radarsystem nach der vorliegenden Erfindung kann mit der Flugzeug-Luftfahrtelektronik bzw. -Avionik über kommerziell erhältliche Nachrichtenverbindungen bzw. Nachrichtenverbin dungseinrichtungen, beispielsweise von der Art, wie in MIL STD 1553B angegeben, in Nachrichten- bzw. Übertragungsver bindung sein. Die Nachrichten- bzw. Übertragungsverbindung zwischen der Luftfahrtelektronik bzw. -Avionik und der Boden steuerung kann über eine oder mehrere Aufwärtsverbindungs einheiten und eine oder mehrere Abwärtsverbindungseinheiten vorgesehen sein, wie beispielsweise über solche Einheiten, wie sie kommerziell von der Firma Elta Electro nics Industries Ltd. of Ashdod, Israel, unter deren Modell Nr. EL/K-1850 erhältlich sind.

Der Körper des Rumpfs 12, insbesondere längsseits der Anten ne 14, ist vorzugsweise aus einem Material ausgebildet, das ein für Radarsignale transparentes Material umfaßt oder ist, wie insbesondere eine zellenartige Struktur oder Wabenstruk tur, die aus einem Kunststoff oder einem anderen Material ausgebildet ist. Vorzugsweise ist das für Radar transparente Material auch in der Lage, die mechanische Beanspruchung aufzunehmen bzw. auszuhalten. Ein bevorzugtes Material ist ein Zellenstruktur- bzw. Wabenstruktur-Schichtmaterial, das Glas/Epoxy-Häute und einen Nomex-Zellenstrukturkern bzw. -Wabenstrukturkern umfaßt und von der Firma Israel Aircraft Industries hergestellt wird. Die speziellen Charakteristika bzw. Eigenschaften dieses Materials ermöglichen es, die An tenne im wesentlichen im Inneren des Flugzeugs zu installie ren.

Selbstverständlich ist die vorliegende Erfindung nicht auf die beschriebenen und dargestellten Ausführungsformen be schränkt, sondern sie ist im Rahmen des Gegenstandes der Er findung, wie er in den Patentansprüchen angegeben ist, sowie im Rahmen des allgemeinen Erfindungsgedankens in vielfälti ger Weise abwandelbar und mit Erfolg ausführbar.

Claims

1. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem, dadurch gekennzeichnet, daß es folgendes umfaßt: ein automatisch gesteuertes pilotenloses Flugzeug (10), eine phasengesteuerte Radarantenne (14) bzw. eine phasengesteuer te Gruppen-Radarantenne (14), die in dem pilotenlosen Flug zeug (10) angeordnet ist, und eine Einrichtung (26) zum wahlweisen Verändern der Ausrichtung der phasengesteuerten Radarantenne (14) bzw. der phasengesteuerten Gruppen-Radar antenne (14) relativ zu dem Flugzeug (10).

2. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem nach An spruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sich die phasengesteuerte Radarantenne (14) bzw. die phasenge steuerte Gruppen-Radarantenne (14) entlang dem meisten Teil der Länge und Höhe des Rumpfs (12) des Flugzeugs (10) erstreckt.

3. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem nach ei nem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekenn zeichnet, daß es außerdem eine Funk- bzw. Hochfre quenzsteuereinrichtung (30) zum Steuern des Betriebs der Einrichtung (26) zum wahlweisen Verändern umfaßt.

4. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem nach ir gendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch ge kennzeichnet, daß die Einrichtung (26) zum wahl weisen Verändern dahingehend operativ ist, daß sie die An tenne (14) in einer von zwei vorbestimmten Positionen ent sprechend entweder einer nach rechts oder nach links sehen den Ausrichtung positioniert.

5. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem nach ir gendeinem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch ge kennzeichnet, daß wenigstens ein Teil des Flug zeugs (10) aus einem für Radarsignale transparenten Material ausgebildet ist, das in der Lage ist, die mechanische Bean spruchung auszuhalten, die darauf zum Aushalten gebracht wird.

6. In der Luft schwebendes Frühwarnradarsystem nach An spruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das für Radarsignale transparente Material ein Zellenstruktur- Schichtmaterial oder ein Wabenstruktur-Schichtmaterial um faßt oder ist, welches eine Glas/Epoxy-Haut und einen Nomex- Zellenstrukturkern oder einen Nomex-Wabenstrukturkern umfaßt oder welches aus einer Glas/Epoxy-Haut und einem Nomex-Zel lenstrukturkern oder Nomex-Wabenstrukturkern besteht.