DE4042022A1

DE4042022A1 - radar

Info

Publication number: DE4042022A1
Application number: DE4042022A
Authority: DE
Inventors: Bryan Stephen Rickett
Original assignee: Plessey Overseas Ltd
Current assignee: BAE Systems Defence Systems Ltd
Priority date: 1989-05-18
Filing date: 1990-04-11
Publication date: 1995-04-13
Anticipated expiration: 2010-04-12
Also published as: DE4042022C2; IT1267962B1; GB2279529A; ITMI910291A0; ITMI910291A1; IT9021752A1; GB8911380D0; IT9021752A0; GB2279529B

Description

Die Erfindung liegt allgemein auf dem Radargebiet; sie be trifft insbesondere die Erzeugung eines Radarinformations feldes, das zum Lenken eines Objekts benutzt wird, das auf das Feld reagiert. Die Erfindung findet ihre Hauptanwendung beim Lenken eines Flugkörpers zu einem Ziel, doch könnte sie ebenso gut auch für andere Anwendungen wie ein Landesystem zum Lenken eines Flugzeugs auf einen Flugplatz oder zum Len ken eines Roboterfahrzeugs in einem Lagerhaus verwendet wer den.The invention is generally in the radar field; they be particularly affects the generation of radar information field that is used to direct an object to the the field is responding. The invention has its main application directing a missile to a target, but it could just as good for other applications as a landing system to steer an aircraft onto an airfield or for len a robot vehicle in a warehouse the.

Das Problem des Lenkens eines Flugkörpers zu einem Ziel ist bekannt. Ein übliches Verfahren besteht darin, das Ziel mit tels eines ersten Radarsystems zu verfolgen und den Flugkör per mittels eines zweiten Radarsystems zu führen, wobei der Flugkörper über eine HF-Nachrichtenverbindung mit Steuerbe fehlen versorgt wird, damit er zu dem Ziel gelenkt wird. Eine solche Anordnung ist hinsichtlich des Geräteaufwandes zwei felsfrei teuer. Ein weiteres bekanntes System, das entwickelt worden ist, ist als "Strahlreiten" bekannt. In dieser Anord nung wird eine einzige Radarstrahlungskeule vorgesehen, die das Ziel verfolgt. Diese Strahlungskeule hat eine schmale definierte Form, wie sie in Fig. 1 dargestellt ist. Fig. 1 zeigt einen Radar-Parabolreflektor 2, der eine ein Ziel 6 verfolgende Strahlungskeule 4 erzeugt, sowie einen Flugkör per 8, der geführt werden soll. Der Flugkörper 8 steht nicht unter der direkten Kontrolle durch die Basisstation, sondern er enthält eine Antenne und einen Empfänger zum Erfassen der Anwesenheit der Radarstrahlungskeule. Wenn sich der Flugkör per dem Rand der Strahlungskeule nähert, stellt er einen scharfen Abfall der Feldstarke fest, und das Flugkörper-Lenk system wird mit einem Befehl versorgt, der die Richtung zum Zentrum der Strahlungskeule hin verändert. Der Flugkörper folgt daher einem Zickzack-Weg 12, der zwischen den Rändern der Strahlungskeule hin- und hergeht. Wenn der Flugkörper die Nähe des Ziels erreicht, erfaßt er mittels eines weite ren Antennensystems vom Ziel reflektierte Radarsignale, die es ihm ermöglichen, das Ziel zu treffen. Solche Systeme sind beispielsweise in "Guidance" von Arthur S. Locke, D. Van Nostrand Co. Inc., 1958, Seiten 446 ff beschrieben. Ein bei dieser Anordnung auftretendes signifikantes Problem besteht darin, daß mit der Zielannäherung die Stärke der Radarkeule beträchtlich abnimmt, so daß der Flugkörper Schwierigkeiten hat, den Rand der Keule zu erfassen.The problem of guiding a missile to a target is well known. A common method is to track the target by means of a first radar system and to guide the missile by means of a second radar system, the missile being supplied with control signals via an HF communication link so that it is directed to the target. Such an arrangement is two rock-free expensive in terms of equipment. Another known system that has been developed is known as "jet riding". In this arrangement, a single radar beam is provided which tracks the target. This radiation lobe has a narrow, defined shape, as shown in FIG. 1. Fig. 1 shows a radar parabolic reflector 2 , which generates a target 6 tracking beam 4 , and a missile by 8 , which is to be guided. The missile 8 is not under the direct control of the base station, but contains an antenna and a receiver for detecting the presence of the radar beam. When the missile approaches the edge of the beam, it detects a sharp drop in field strength, and the missile guidance system is supplied with a command that changes the direction towards the center of the beam. The missile therefore follows a zigzag path 12 which goes back and forth between the edges of the beam. When the missile reaches the vicinity of the target, it detects radar signals reflected by the target by means of a further antenna system, which enable it to hit the target. Such systems are described, for example, in "Guidance" by Arthur S. Locke, D. Van Nostrand Co. Inc., 1958, pages 446 ff. A significant problem with this arrangement is that as the target approaches, the strength of the radar lobe decreases significantly so that the missile has difficulty grasping the edge of the lobe.

Zum Verbessern der Verfehlungsabstände von Flugkörpern müs sen Radarverfolgungs- und Radarlenk-RTG-Techniken über die Fähigkeiten eines solchen "Strahlreitens" oder von Sichtli nien-Steuersystemen hinaus verbessert werden. Auch die Ko sten für die Flugkörper oder die Munition müssen reduziert werden, damit höhere Feuergeschwindigkeiten in Situationen ermöglicht werden, in denen das Ziel ein sich nähernder Flugkörper ist. Es ist vorgeschlagen worden, ein Antennen system mit phasengesteuerten Gruppenstrahlern zu verwenden, bei welchem die Radarfrequenz einen Bereich durchläuft, da mit eine schmale Strahlungskeule durch ein Radarinformations feld geschwenkt wird. Das System überwacht die Zeitverzöge rung bezüglich eines Referenzwerts zur Erzielung von Posi tionsfestpunkten. Dieser Vorschlag leidet unter Problemen, die mit folgendem in Beziehung stehen:To improve the missile spacing of missiles radar tracking and radar steering RTG techniques via the Abilities of such "jet riding" or of sight control systems. Even the knockout Most of the missiles or ammunition must be reduced so higher fire speeds in situations be made possible in which the goal is approaching Missile is. It has been proposed an antenna system with phase-controlled group radiators, at which the radar frequency passes through a range because with a narrow beam through a radar information field is pivoted. The system monitors the time delays tion of a reference value to achieve posi fixed points. This proposal has problems related to the following:

(a) the generation of a suitable frequency scan field the required frequencies in the millimeter range;
(b) Multiple paths due to the relatively wide angle, in which the radar information field exists, what reflections caused by land and water surfaces;
(c) the high precision with which the missile's antennas Club shape for determining sub-club positions mes must. Optimal tracking is not achieved because a signal change of 0.1 dB for exact tracking must be measured, which is a very difficult problem is typical as simple receivers in missiles only react to signal strength changes of 3 dB.

Mit Hilfe der Erfindung soll die Genauigkeit verbessert wer den, mit der ein Flugkörper oder ein anderes Objekt zu einem Ziel mit einem relativ einfachen und kostengünstigen System gelenkt werden kann.With the help of the invention, the accuracy should improve who the one with which a missile or other object to one Aim with a relatively simple and inexpensive system can be directed.

Bei der Erfindung wird davon ausgegangen, daß Radarstrah lungskeulen häufig mit Hilfe eines Monopulssystems erzeugt werden, bei dem gewöhnlich vier getrennte Radarenergiekanäle in einem System mit vier Hornstrahlern erzeugt werden. Diese Anordnung ist in Fig. 3 schematisch dargestellt. Die gleich zeitige Erzeugung von Radarenergie in jedem der Hornstrahler oder Kanäle (a, b, c, d) ergibt die erforderliche schmale Führungsstrahlungskeule (T). Wenn jedoch zwei Paare benachbar ter Hornstrahler gegenphasig erregt werden, dann werden die zwei erzeugten Strahlungskeulen vektormäßig addiert, so daß sogenannte Differenzkeulen (A, B, C, D) entstehen, von denen jede auf einer Seite der Hauptkeule liegt und etwa einen Quadranten der Hauptkeule besetzt, wie in Fig. 3 angegeben ist. Die zu Fig. 3 gehörige Tabelle zeigt die Kombination von erregten Hornstrahlern, die die angegebenen Strahlungs keulen erzeugt. Die Erzeugung von Differenzstrahlungskeulen ist ein bekanntes Verfahren zur Ermöglichung der Verfolgung des Flugkörpers in Anordnungen, in denen der Flugkörper sich nicht längs der Hauptstrahlungskeule bewegt.In the invention it is assumed that radar beams are often generated with the aid of a monopulse system, in which four separate radar energy channels are usually generated in a system with four horns. This arrangement is shown schematically in FIG. 3. The simultaneous generation of radar energy in each of the horns or channels (a, b, c, d) results in the required narrow guide beam (T). If, however, two pairs of adjacent horns are excited in phase opposition, then the two generated radiation lobes are added in vector form, so that so-called differential lobes (A, B, C, D) arise, each of which lies on one side of the main lobe and approximately one quadrant of the main lobe occupied, as indicated in Fig. 3. The table belonging to Fig. 3 shows the combination of excited horn radiators, which produces the specified radiation clubs. The generation of differential radiation lobes is a known method for enabling the missile to be tracked in arrangements in which the missile does not move along the main radiation lobe.

Die Erfindung beruht darauf, die Differenzstrahlungskeulen in einem Zeitmultiplexverfahren mit der Hauptstrahlungskeule zu erzeugen. Der Flugkörper oder das andere Objekt ist für ein "Reiten" auf der Nullstelle im Zentrum (oder einer defi nierten oder programmierten Position relativ zur Nullstelle) der Differenzstrahlungskeulen ausgebildet, die mit dem Zen trum der Hauptstrahlungskeule zusammenfällt. Diese Anordnung hat den Vorteil, daß die relativen Signalstärken zwischen den Grenzen der Differenzstrahlungskeulen und der Nullstelle sehr viel höher als die Signalstärkendifferenzen am Rand der Hauptstrahlungskeule sind. Durch Ausgestaltung des Flugkör persteuersystems in der Weise, daß der Empfänger des Flug körpers auf Signalstärkendifferenzen der Differenzstrah lungskeulen anspricht, ist es möglich, dafür zu sorgen, daß der Flugkörper auf der Nullstelle zwischen den Differenz strahlungskeulen oder definierten Positionen relativ zur Nullstelle bis zum Erreichen des Ziels "reitet".The invention is based on the differential radiation lobes in a time-division multiplex process with the main lobe to create. The missile or other object is for a "riding" on the zero in the center (or a defi programmed position relative to the zero point) of the differential lobes formed with the Zen the main lobe coincides. This arrangement has the advantage that the relative signal strengths between the limits of the differential lobes and the zero point much higher than the signal strength differences at the edge of the Main lobe are. By designing the missile control system in such a way that the recipient of the flight body on signal strength differences the differential beam lobes, it is possible to ensure that the missile at the zero point between the difference radiation lobes or defined positions relative to Zero "rides" until reaching the goal.

Nach der Erfindung ist ein Verfahren zum Lenken eines Ob jekts mit Hilfe eines Radarinformationsfeldes dadurch ge kennzeichnet, daß das Feld mittels eines Monopuls-Systems erzeugt wird, das ein Mehrhorn-Speisesystem aufweist, bei dem Hörnerpaare so erregt werden, daß mehrere Seitenkeulen erzeugt werden, die in der Feldmitte eine Nullstelle erzeu gen, wobei die Keule so gesteuert wird, daß die Nullstelle gegen einen Bestimmungsort oder ein Ziel gerichtet wird und das Objekt an einer definierten Position relativ zu der Null stelle positioniert wird, und wobei das Objekt eine Antenne und ein Empfangsmittel enthält, das abhängig von der Signal stärkendifferenz zwischen den Seitenkeulen des Informations feldes und der Nullstelle zum Lenken des Objekts zum Bestim mungsort oder Ziel arbeitet.According to the invention is a method for steering an Ob project using a radar information field indicates that the field by means of a monopulse system is generated, which has a multi-horn feed system, at the horn pairs are excited so that several side lobes are generated that generate a zero in the middle of the field gene, the club is controlled so that the zero is directed against a destination or a destination and the object at a defined position relative to zero position is positioned, and the object being an antenna and contains a receiving means depending on the signal difference in strength between the side lobes of information field and the zero point for directing the object to the determination location or destination works.

Vorzugsweise wird eine eigene Verfolgungsradarstrahlungskeu le erzeugt, mit der der Bestimmungsort oder das Ziel verfolgt wird, und das Radarinformationsfeld ist so ausgestaltet, daß es der Richtung der Verfolgungsstrahlungskeule folgt. Das Monopuls-Leitsystem ist vorzugsweise ein Speisesystem mit vier Hornstrahlern, in welchem vier getrennte Radarwellen- Energiekanäle in eine Radar-Reflektorantenne eingespeist werden. Wenn die Radarimpulse in jedem Speisekanal in Phase sind, wird eine schmale Zielstrahlungskeule zum Erfassen des Ziels erzeugt. Wenn jedoch zwei benachbarte Kanäle gegenpha sig bezüglich eines benachbarten Paares erregt werden, dann werden Seitenkeulen mit einer dazwischenliegenden Nullstelle erzeugt. Durch gegenphasiges Erregen aller benachbarten Paa re in einem Zeitmultiplexverfahren werden mehrere Seitenkeu len erzeugt, die eine ringartige Formation bilden, wobei ko axial mit der Verfolgungsstrahlungskeule eine zentrale Null stelle entsteht. Durch Positionieren des Flugkörpers oder anderen Objekts an der Nullstelle und durch Ausgestalten des Flugkörpers in der Weise, daß die Signalstärkedifferenz zwi schen den Seitenkeulen und der Nullstelle erfaßt wird, kann sich der Flugkörper bis nahe zum Objekt längs der Nullstelle bewegen.It is preferred to have your own tracking radar beam le with which the destination or destination is pursued and the radar information field is designed such that it follows the direction of the chase beam. The Monopulse control system is preferably a feed system with four horns, in which four separate radar wave Energy channels fed into a radar reflector antenna become. When the radar pulses in phase in each feed channel are a narrow beam of target radiation to detect the Target. However, if two adjacent channels are opposed to each other sig excited about a neighboring couple, then become side lobes with an intermediate zero generated. By exciting all neighboring Paa in phase opposition re in a time-division multiplexing process, several page neighbors len created, which form a ring-like formation, where ko axially a central zero with the chasing beam job arises. By positioning the missile or other object at the zero point and by designing the Missile in such a way that the signal strength difference between between the side lobes and the zero point can be detected the missile is close to the object along the zero point move.

Eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung wird nun unter Bezugnahme auf die Zeichnung näher erläutert. Es zeigen: A preferred embodiment of the invention is now under Reference to the drawing explained in more detail. Show it:

Fig. 1 eine schematische Ansicht eines herkömmlichen, mittels des Prinzips des Strahlreitens geführ ten Flugkörpers, Fig. 1 is a schematic view of a conventional, Led by means of the principle of the beam riding th missile,

Fig. 2 eine schematische Ansicht des erfindungsgemä ßen Systems, Fig. 2 is a schematic view of the inventive system SEN,

Fig. 3 eine schematische Ansicht zur Erläuterung der Art und Weise, wie die verschiedenen Strah lungskeulen erfindungsgemäß erzeugt werden, Fig. 3 is a schematic view for explaining the way how the different radia tion lobes are generated according to the invention,

Fig. 4 ein Schaltungsdiagramm der beschriebenen Mi krowellenschaltungen zur Erzielung der Radar- Strahlungskeulenformationen von Fig. 3 und Fig. 4 is a circuit diagram of the described microwave circuits to achieve the radar lobe formations of Fig. 3 and

Fig. 5 und 6 schematische Ansichten von HF-Empfangssystemen in einem gemäß der Erfindung geführten Flugkör per. FIGS. 5 and 6 are schematic views of RF receive systems in a guided according to the invention Flugkör per.

In Fig. 2 ist ein Radarsystem gemäß der Erfindung darge stellt, das aus einem Monopuls-Radarsystem mit einem Haupt parabolspiegel 22 besteht, der zur Verfolgung eines Ziels 26 gesteuert werden kann und in seinem Zentrum ein Speisesystem 24 mit vier Hornstrahlern aufweist, das vier getrennte Ra darenergiekanäle erzeugt, damit ein Strahlungskeulenfeld entsteht, wie es in den Fig. 2 und 3 dargestellt ist. Die Hauptverfolgungsstrahlungskeule T ist so angeordnet, daß sie das Ziel 26 verfolgt, während die Seitenkeulen (A, B, C, D) so angeordnet sind, daß sie einen Flugkörper 28 in einer noch zu beschreibenden Weise führen.In Fig. 2 is a radar system according to the invention Darge provides, which consists of a monopulse radar system with a main parabolic mirror 22 , which can be controlled to track a target 26 and has a feed system 24 with four horns in its center, the four separate Ra darergiekanal generated so that a radiation field arises, as shown in FIGS . 2 and 3. The main tracking lobe T is arranged to track the target 26 , while the side lobes (A, B, C, D) are arranged to guide a missile 28 in a manner to be described.

In Fig. 4 ist eine Mikrowellen-Energiequelle 40 dargestellt, bei der es sich beispielsweise um einen Gun-Effekt-Oszilla tor handeln kann, der an eine verstärkende Wanderfeldröhre 42 angeschlossen ist, damit an einem Wellenleiter 44 eine Ausgangsmikrowelle mit hoher Amplitude geliefert wird. Eine Mikrowellenschalteranordnung 46 ist so ausgebildet, daß die Mikrowellenenergie in ausgewählter Weise in Azimutkanäle 48 und/oder Elevationskanäle 50 eingespeist werden kann. Nach Fig. 3 sind die Azimutkanäle durch die Speisekanalpaare (a, c) und (b, d) definiert, wobei eine geeignete Erregung die ser Kanalpaare die Seitenkeulen A, C gemäß der Tabelle von Fig. 3 ergibt. Zur Erzielung der entsprechenden Umschaltung dieser Kanäle ist ein weiterer Schalter 52 vorgesehen, der für eine Ankopplung an Summen- und Differenzeingänge 54, 56 einer Differentialverzweigungsvorrichtung 58 (magisches T) sorgt, bei der es sich um eine bekannte Vorrichtung handelt, die an ihren Ausgängen entsprechende gegenphasige Signale in Abhängigkeit davon abgibt, ob ihr Summeneingang oder ihr Differenzeingang erregt ist.In Fig. 4, a microwave energy source 40 is shown, which can be, for example, a gun effect oscillator, which is connected to a reinforcing traveling wave tube 42 , so that an output microwave with a high amplitude is supplied to a waveguide 44 . A microwave switch arrangement 46 is designed such that the microwave energy can be fed in a selected manner into azimuth channels 48 and / or elevation channels 50 . According to FIG. 3, the azimuth channels are defined by the feed channel pairs (a, c) and (b, d), a suitable excitation of these channel pairs giving the side lobes A, C according to the table in FIG. 3. To achieve the appropriate switchover of these channels, a further switch 52 is provided, which provides for coupling to sum and differential inputs 54 , 56 of a differential branching device 58 (magic T), which is a known device which has corresponding outputs outputs opposite phase signals depending on whether their sum input or their differential input is energized.

Das für den Elevationswinkel zuständige Kanalsystem 50 gleicht dem System für den Azimutwinkel; gleiche Teile sind dabei jeweils mit dem gleichen Bezugszeichen versehen. Das Kanalsystem 50 bewirkt die Erregung der Speisekanalpaare (a, b) und (c, d) in Gegenphase bezüglich zueinander, wenn der Schalter 52 mit dem Eingang 56 verbunden ist, wodurch die Strahlungskeulen B und D erzeugt werden.The channel system 50 responsible for the elevation angle is similar to the system for the azimuth angle; the same parts are each provided with the same reference numerals. The channel system 50 causes excitation of the feed channel pairs (a, b) and (c, d) in antiphase with respect to one another when the switch 52 is connected to the input 56 , whereby the radiation lobes B and D are generated.

Als Alternative zu einer Differenzverzweigung (magisches T) kann eine elektronische Phasenverschiebungsanordnung gemäß Fig. 5 verwendet werden, um entsprechende Phasenverschie bungssignale für die Speisekanalpaare zu erzeugen.As an alternative to a differential branch (magic T), an electronic phase shift arrangement according to FIG. 5 can be used to generate corresponding phase shift signals for the feed channel pairs.

Der durch das Radarinformationsfeld zu lenkende Flugkörper enthält ein Antennen- und Empfängersystem, wie es in Fig. 5 dargestellt ist. Fig. 5 zeigt einen Flugkörper 60, der nahe seinem hinteren Ende eine Antenne in Form eines Yagi-Anten nenfeldes mit einer Reihe metallischer Leiter an der Flug körperaußenfläche trägt. Dies ergibt eine Empfangsantenne mit einer angemessen schmalen Strahlungskeulenbreite für den Empfang von Radarimpulsen von der Basisstation; die Signale werden in einen Empfänger eingespeist, der einen Mischer 64 zum Mischen des Eingangssignals mit dem Überlagerungsoszil latorsignal, einen ZF-Verstärker 66 und einen einfachen Dio dendemodulator 68 enthält. Das demodulierte Signal wird in einem A/D-Umsetzer 70 abgetastet, und das digitalisierte Si gnal wird von einem Mikroprozessor 62 verarbeitet, damit an einem Ausgang 74 geeignete Ausgangssignale zum Steuern des Flugkörperleitsystems 76 erhalten werden.The missile to be guided by the radar information field contains an antenna and receiver system, as shown in FIG. 5. Fig. 5 shows a missile 60 which near its rear end carries an antenna in the form of a Yagi antenna field with a row of metallic conductors on the outer surface of the missile. This results in a receiving antenna with an appropriately narrow beam width for receiving radar pulses from the base station; the signals are fed into a receiver which contains a mixer 64 for mixing the input signal with the superimposition oscillator signal, an IF amplifier 66 and a simple diode demodulator 68 . The demodulated signal is sampled in an A / D converter 70 , and the digitized signal is processed by a microprocessor 62 so that suitable outputs for controlling the missile guidance system 76 are obtained at an output 74 .

Als Alternative zur der Anordnung von Fig. 5 kann ein einfa cher Quarzdemodulator gemäß Fig. 6 verwendet werden, der ein auf die Radarfrequenz abgestimmtes Filter 80, im Anschluß daran einen Diodendemodulator 82 und eine integrierte Schal tung 84 enthält.As an alternative to the arrangement of FIG. 5, a simple quartz demodulator according to FIG. 6 can be used, which contains a filter 80 tuned to the radar frequency, followed by a diode demodulator 82 and an integrated circuit 84 .

Beim Betrieb der beschriebenen Anordnung erzeugt die Basis station eine Gruppe von Radarstrahlungskeulen. Dem Speisesy stem mit vier Hornstrahlern wird HF-Energie auf einer HF- Frequenz in Impulsen zugeführt. Die Impulse werden in einem Zeitmultiplexverfahren so verarbeitet, daß der erste Impuls alle vier Kanäle des Speisesystems gleichzeitig erregt, wo durch eine Hauptverfolgungsstrahlungskeule erzeugt wird. Nach Fig. 4 werden die Schalter 52 der Azimut- und Eleva tions-Kanäle 48, 50 an die Summiereingänge 54 geschaltet, wodurch im linken und im rechten Kanal phasengleiche Signale erzeugt werden, damit gemäß der Tabelle von Fig. 3 die in der Mitte liegende Verfolgungsstrahlungskeule entsteht.When operating the arrangement described, the base station generates a group of radar lobes. The feed system with four horn radiators is supplied with RF energy in pulses on an RF frequency. The pulses are processed in a time-division multiplexing manner so that the first pulse excites all four channels of the feed system at the same time, where it is generated by a main tracking beam. According to Fig. 4, the switches 52 of the azimuth and Eleva tions channels 48, 50 connected to the summing inputs 54, thereby generating the left-hand and in-phase in the right channel signals in order according to the table of FIG. 3 lying in the center Chase radiation club arises.

Beim nächsten Impuls müssen die Seitenkeulen A und C erzeugt werden, wozu die Hornstrahler a und c mit Impulsen gespeist werden müssen, die gegenphasig bezüglich der Impulse in den Hornstrahlern b, d sind. Der Schalter 52 des Azimut-Kanals wird demgemäß an den Differenzeingang 56 geschaltet, wodurch an der linken und an der rechten Ausgangsleitung gegenphasi ge Signale erzeugt werden. Auf diese Weise wird die erfor derliche gegenphasige Erregung erzielt.With the next pulse, the side lobes A and C must be generated, for which purpose the horn radiators a and c must be fed with pulses which are in phase opposition to the pulses in the horn radiators b, d. The switch 52 of the azimuth channel is accordingly connected to the differential input 56 , whereby antiphase signals are generated on the left and on the right output line. In this way, the necessary antiphase excitation is achieved.

Beim nächsten Impuls müssen die Seitenkeulen B und D erzeugt werden; zu diesem Zweck werden die zwei Elevations-Kanäle a und b gegenphasig bezüglich der Elevations-Kanäle c und d erregt. Dies geschieht durch geeignetes Schalten innerhalb des Kanals 50. Mit dem nächsten Radarimpuls werden alle vier Hornstrahlerkanäle gleichzeitig und gleichphasig zur Erzeu gung der in der Mitte liegenden Führungsstrahlungskeule er regt.With the next pulse, the side lobes B and D must be generated; for this purpose, the two elevation channels a and b are excited in phase opposition with respect to the elevation channels c and d. This is done by switching appropriately within channel 50 . With the next radar pulse, all four horn emitter channels are excited simultaneously and in phase to generate the guide beam in the middle.

In einer alternativen Ausführung werden Impulsfolgen vorge sehen, wobei die erste Folge von Radarimpulsen die mittlere Verfolgungsstrahlungskeule erzeugt, während die zweite und nachfolgende Impulse die Seitenkeulen erzeugen.In an alternative embodiment, pulse trains are featured see, the first sequence of radar pulses being the middle one Chase radiation lobe generated while the second and subsequent impulses generate the side lobes.

Bei einer solchen Anordnung kann die mittlere Strahlungskeu le das Ziel gemäß bekannter Prozeduren verfolgen, und die Radar-Parabolantenne 22 von Fig. 2 wird zur Verfolgung des Ziels in entsprechender Weise bewegt. Gleichzeitig werden die Seitenstrahlungskeulen nacheinander erregt, damit eine tiefe Nullstelle erzeugt wird, die koaxial bezüglich der Verfolgungsstrahlungskeule liegt. Die relativen Signalstär ken innerhalb der Nullstelle bezüglich der Seitenstrahlungs keulen betragen über den größten Teil der Nullstelle etwa 30 dB; dies ist offensichtlich eine sehr große Signaldiffe renz, die ganz einfach festgestellt werden kann. Gegen Ende der Seitenstrahlungskeulen nimmt gemäß Fig. 2 die relative Signalstärke innerhalb der Nullstelle und innerhalb der Strahlungskeule auf etwa 3 dB ab; dies reicht jedoch immer noch aus, einem einfachen Empfängersystem innerhalb des Flug körpers 8 die Erfassung der relativen Signal stärken zu er möglichen, wenn er das Ziel erreicht.With such an arrangement, the mean radiation beam can track the target according to known procedures, and the radar parabolic antenna 22 of Fig. 2 is moved to track the target accordingly. At the same time, the side lobes are energized sequentially to produce a deep zero that is coaxial with the tracking lobe. The relative signal strengths within the zero with respect to the side radiation lobes are about 30 dB over most of the zero; this is obviously a very large signal difference that can be easily determined. Towards the end of the side lobes, as shown in FIG. 2, the relative signal strength within the zero point and within the lobe decreases to approximately 3 dB; however, this is still sufficient to enable a simple receiver system within the missile 8 to strengthen the detection of the relative signal when it reaches the destination.

Das Empfangssystem des Flugkörpers zu dessen Lenkung inner halb der Nullstelle ist in Fig. 5 dargestellt; es enthält einen herkömmlichen Überlagerungsempfänger, der mit einem Dioden-Demodulator gekoppelt ist. Das Ausgangssignal des Dioden-Demodulators wird digitalisiert, und die digitali sierten Signale werden verarbeitet, damit geeignete Signale für das Flugkörperleitsystem geliefert werden. Da das Flug körperleitsystem bezüglich der Radarimpulse eine sehr lange Zeitkonstante hat, wird die Tatsache, daß die Seitenstrah lungskeulen zeitlich nacheinander erzeugt werden, für das Flugkörperleitsystem nicht erkennbar.The receiving system of the missile to steer it within half the zero point is shown in Fig. 5; it contains a conventional heterodyne receiver coupled to a diode demodulator. The output signal of the diode demodulator is digitized, and the digitized signals are processed to provide suitable signals for the missile guidance system. Since the missile guidance system has a very long time constant with respect to the radar pulses, the fact that the side radiation lobes are generated one after the other in time is not recognizable for the missile guidance system.

In alternativen Anordnungen kann das Flugkörperleitsystem so programmiert werden, daß es sich an einer radialen Position bezüglich der mittleren Nullstelle befindet.In alternative arrangements, the missile guidance system can do so be programmed to be in a radial position with respect to the middle zero.

Gemäß der Erfindung kann der Flugkörper das Ziel zwar errei chen, doch kann eine wahlweise Anordnung auf Wunsch auch so ausgestaltet sein, daß dann, wenn der Flugkörper sich dem Ziel 6 am Ende der Seitenstrahlungskeulen annähert, der Flug körper sich nahe genug beim Ziel befindet, um Reflexionen vom Ziel zu erfassen, so daß er in die Lage versetzt wird, sich dem Ziel mittels einer geeigneten Antennen- und Empfän geranordnung zu nähern.According to the invention, the missile can reach the target, but an optional arrangement can also be designed so that when the missile approaches the target 6 at the end of the side lobes, the missile is close enough to the target, to detect reflections from the target so that it is able to approach the target by means of a suitable antenna and receiver arrangement.

Claims

1. A method for steering an object with the aid of a Ra darinformationsfeldes, characterized in that the field is generated by means of a monopulse system having a multi-horn feed system, in which horns are excited so that several side lobes are generated, which in generate a zero in the center of the field, the lobe being controlled so that the zero is directed towards a destination or a target and the object is positioned at a defined position relative to the zero, and wherein the object contains an antenna and a receiving means , which works depending on the signal strength difference between the side lobes of the information field and the zero for steering the object to the destination or destination.

2. The method according to claim 1, characterized in that several for each horn of the multi-horn feeding system Feed channels are provided and that the feed channels in Time division multiplex are excited, so in successive Pulse or pulse train side lobes are generated that together define a middle zero, and that all Feeders are energized together in phase so that one central guide lobe is generated.

3. The method according to claim 2, characterized in that Four feed channels are provided in a rectangular field and adjacent pairs of channels are in phase opposition be excited so that in a time-division multiplex scheme a page pair of clubs in the azimuth direction and a pair of side clubs in Elevation direction are generated.

4. The method according to any one of the preceding claims characterized in that the signal strength difference is sufficient is large enough for the object to achieve its goal or Allow destinations.

5. The method according to any one of claims 1 to 3, characterized ge indicates that when the object approaches the target, the object detects radar signals reflecting from the target to enable the object to reach the goal becomes.

6. A method for steering an object according to claim 1 and essentially as with reference to the drawing wrote.

7. Arrangement for steering an object using a radar information field, characterized by a monopulse that with a multi-horn feeding system for generating an Ra darfeldes with several side lobes that have a mean zero place, and a means of controlling the mono pulse transmitters for steering the radar beam in the manner that the zero against a destination or a destination is directed, the object being a means for detecting the Signal strength of the club and for directing the object to the Destination or destination depending on the detected Signal strength at a position within the central zero position or at a defined position relative to the contains central zero

8. Arrangement according to claim 7, characterized in that the monopulse transmitter has a plurality of feed channels which are connected to respective horns of the multi-horn feeding system are coupled, and switching means for exciting the channels in time division multiplex has, so in successive impulses or sequences of pulses side lobes are generated by selected Channels out of phase to determine the central zero point and all channels in phase to create a central one Leading club are excited.

9. Arrangement according to claim 8, characterized by four feed channels arranged in a rectangular field and a means for phase excitation of adjacent channels pairs for generating side lobe pairs that are in azimuth direction and are arranged in the direction of elevation.

10. The arrangement according to claim 9, characterized in that the switching means an azimuth channel and an elevation channel have, each of these channels a switching device to excite food phase in phase or in phase pairs depending on the input channel of the selected switching device contains.

11. The arrangement of claim 7 and substantially as with Described with reference to the drawing.