DE4309295A1

DE4309295A1 - Verfahren zur eigenständigen Steuerung eines lenkbaren und mit einem Gefechtskopf versehenen Flugkörpers und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens

Info

Publication number: DE4309295A1
Application number: DE4309295A
Authority: DE
Inventors: Karl-Heinz Dipl Ing Wilke
Original assignee: Daimler Benz Aerospace AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1992-06-29
Filing date: 1993-03-23
Publication date: 1995-10-05
Also published as: US5597136A

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur eigenständigen Steuerung eines lenkbaren und mit einem Gefechtskopf versehenen Flugkörpers gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 und eine Anordnung zur Durchführung des Verfahrens gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 12.

Anordnungen dieser Art werden beispielsweise in Raketen, Lenkge schossen, Subflugkörpern, Artilleriemunition sowie Abstandswaffen eingesetzt und kommen bevorzugt im Bereich der Flugkörper zur Anwendung.

Von herkömmlichen Flugkörpern sind Verfahren zur eigenständigen Steuerung eines lenkbaren und mit einem Gefechtskopf versehenen Flugkörpers bekannt, bei dem es sich um ein Geschoß oder einen Subflugkörper mit einem aktiven Zielsuchkopf handelt. Das Geschoß oder der Subflugkörper wird dabei zur Bekämpfung von ruhenden und beweglichen Bodenzielen eingesetzt.

Der Erfindung liegt einerseits die Aufgabe zugrunde, ein Verfah ren anzugeben, bei dem z. B. ein Flugkörper während seiner Zielan flugphase den Bodenclutter (im weiteren Clutter genannt) zur Steuerung des Flugkörpers mit heranzieht. Andererseits besteht die Aufgabe der Erfindung darin, eine Anordnung anzugeben, mit tels welcher der Flugkörper zu einem Bodenziel gesteuert werden kann, wobei mit preiswerten Mitteln eine Boden- und Bodenzielabtastung ermöglicht sein sollte.

Die erfindungsgemäße Lösung der Aufgabe ist bezüglich des zu schaffenden Verfahrens durch die kennzeichnenden Merkmale des Patentanspruchs 1 wieder gegeben und bezüglich der zu schaffenden Anordnung durch die kennzeichnenden Merkmale des Patentanspruchs 12. Die übrigen Ansprüche enthalten vorteilhaf te Aus- und Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Verfahrens (Ansprüche 2 bis 11) bzw. der erfindungsgemäßen Anordnung (Ansprüche 13 bis 20).

Die erfindungsgemäße Lösung der Aufgabe bezüglich des Verfahrens besteht darin, daß der Flugkörper während seiner Zielanflugphase auf einer gekrümm ten Flugbahn fliegt, wobei auf der gekrümmten Flugbahn im Mittel das Ver hältnis S/C zwischen den vom Bodenziel reflektierten Signalen S und dem Echo C des Bodens konstant oder zumindest annähernd konstant gehalten wird. Der Bahnvektor des Flugkörpers weist dabei während der Zielanflugphase in Rich tung des Bodens.

Bezüglich der erfindungsgemäßen Vorrichtung besteht die Lösung der Aufgabe darin, daß eine aus Sende- und Empfangsantennen aufgebaute Antennengruppe als fest mit dem Flugkörper verbundene starre Baugruppe ausgebildet ist und auf eine Sende- und Empfangseinheit geschaltet ist. Alternativ hierzu ist eine aus Beleuchter(n) und Detektoren bestehende und auf optischer Basis ar beitende Sende- und Empfangseinheit als fest mit dem Flugkörper verbundene starre Baugruppe ausgebildet und die Detektoren sind auf eine Auswerteein heit geschaltet.

Die Vorteile des Verfahrens bestehen unter anderem darin, daß das Zielsignal und das Cluttersignal (Echosignal) mit der größten Dopplerverschiebung si multan zu einem Lenksignal verarbeitet werden.

Die Vorteile der Anordnung sind darin zu sehen, daß eine Boden- und Boden zielabtastung ohne mechanisch bewegte Teile erfolgt.

Hierdurch ist eine preiswerte Herstellung der erfindungsgemäßen Anordnung ermöglicht. Ferner sind preiswerte Herstellungstechno logien z. B. aus dem unteren GHz-Bereich zur Realisierung der Anordnung anwendbar. Außerdem ist die Anordnung hochbeschleuni gungsfest und allwettertauglich.

Im folgenden wird die Erfindung exemplarisch für den Fall der Ausbildung der Erfindung in einem Flugkörper betrachtet und an hand der Fig. 1 bis 8 näher erläutert. Die Bezugszeichen der Be zugselemente sind für gleiche Bezugselemente in allen Figuren gleich.

Es zeigen:

Fig. 1 den Flugkörper während seiner Zielanflugphase;

Fig. 2 den Flugkörper während der Zielsuchphase;

Fig. 3 das System-Konzept des erfindungsgemäßen Verfahrens mit integriertem FLSAR-Verfahren;

Fig. 4 die komponentenmäßige Zerlegung der Bewegung eines be wegten Bodenzieles;

Fig. 5 einen Ausschnitt der ξ/η-Ebene von Fig. 3;

Fig. 6 ein mögliches Zielanflugsszenarium aus der Sicht des Flugkörpers;

Fig. 7 ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausführungsform der erfindungsgemäßen Anordnung;

Fig. 8 eine bevorzugte Antennenkonfiguration für die erfin dungsgemäße Anordnung nach Fig. 7.

Fig. 1 zeigt den Flugkörper 1, bei dem es sich z. B. um eine lenk bare Rakete handelt, während seiner Zielanflugphase. Der Bahn vektor 21 des Flugkörpers 1 weist hierbei ausgehend von der Flugkörperlängsachse in Richtung des Bodens 4. Die Verlänge rung des Bahnvektors 21 in Richtung Boden 4 schneidet diesen in einem Schnittpunkt Z, der zu einem Zeitpunkt t = t₀ einen Wert Z₀ auf der Abszisse ξ eines karthesischen Koordinatensystems mit der Ordinate η, welches die Flugbahnebene (ξ, η) auf spannt, annimmt. t₀ ist hierbei ein möglichst früher Zeitpunkt während der Zielanflugphase. Spätestens zu diesem Zeitpunkt t₀ sendet der Flugkörper 1 über eine (nicht gezeigte) Sendeantenne während seines Zielanfluges fortwährend Signale aus, die einer seits vom Bodenziel 3 und andererseits vom Boden 4 selbst re flektiert werden. Diese reflektierten Signale S (vom Bodenziel 3) und C (vom Boden 4) werden von den (nicht gezeigten) Emp fangsantennen des Flugkörpers 1 empfangen und in einer (nicht gezeigten) Auswerteeinheit ausgewertet. In Abhängigkeit von den Ergebnissen dieser Auswertung wird der Flugkörper 1 dabei so ge steuert, daß seine Flugbahn 2 derart gekrümmt ist, daß im Mit tel das Verhältnis zwischen dem vom Bodenziel 3 reflektierten Signal S - auch Bodenzielsignal genannt - und dem vom Boden 4 reflektierten Signal C - auch Cluttersignal genannt - konstant oder zumindest annähernd konstant gehalten wird. Bei nicht bewegtem (stehenden) Bodenziel 3 ergibt sich dabei eine etwa kreisbahnförmige Flugbahn 2.

Das Verhältnis S/C aus dem Bodenzielsignal S und dem Cluttersi gnal C wird dabei in etwa durch folgenden Zusammenhang be schrieben:

mit
S = vom Bodenziel 3 reflektiertes Signal
R_Z = Abstand zwischen dem Flugkörper 1 und dem Bodenziel 3 ("Zielentfernung")
γ Winkel zwischen dem Abstand R_Z vom Flugkörper 1 zum Boden ziel 3 und dem Abstand R_D zwischen Flugkörper 1 und dem Durchstoßpunkt D des Eigengeschwindigkeitsvektors _G des Flugkörpers 1 ("Sichtlinienwinkel")
c = Lichtgeschwindigkeit
f_s = Sendefrequenz des Radars des Flugkörpers 1
B = Auswertebandbreite des Radars des Flugkörpers 1
V_G = Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers 1.

Sofern sich das Bodenziel 3 bewegt, wird diese Bewegung vom Flugkörper 1 erfaßt und es wird eine entsprechende Flugbahnkor rektur vorgenommen. Diese Korrektur kann derart durchgeführt werden, daß der Flugkörper 1 auf einen geschätzten Treffpunkt gelenkt wird, der um eine Wegstrecke ΔZ vom momentanen Zielort (momentanen Aufenthaltsort des Bodenziels 3) entfernt ist. Die Schätzung dieser Wegstrecke kann z. B. nach der Formel ΔZ = T* · V_Z erfolgen mit
T* = geschätzter Trefferzeitpunkt
V_Z = Geschwindigkeit des sich auf dem Boden 4 bewegenden Bo denzieles 3
Δ_Z = durch das Bodenziel 3 in der Ebene zurückgelegter Wegstreckenanteil (vgl. Fig. 5).

Zur Ermittlung dieses Verhältnisses und der erforderlichen Querbeschleunigung zur Lenkung des Flugkörpers 1 wird in diesem der Abstand R_Z zwischen dem Flugkörper 1 und dem Bodenziel 3, der Abstand R_D zwischen dem Flugkörper 1 und dem Durchstoßpunkt D am Boden 4 und der Sichtlinienwinkel γ zwischen den beiden Abständen R_Z und R_D z. B. mit Hilfe des Forward-Looking-Synthetic-Aperture- Radar(FLSAR)-Verfahrens ermittelt.

Die Eigengeschwindigkeit des Bodenzieles 3 wird z. B. aus dem Ver hältnis der Radialgeschwindigkeit des Bodenziels 3 und der Eigen geschwindigkeit des Flugkörpers 1 multipliziert mit dem Cosinus des Sichtlinienwinkels γ ermittelt und bei der Flugbahnkorrektur berücksichtigt. Die Flugbahnkorrektur kann z. B. on-line errechnet werden oder aus einer abgespeicherten Tabelle abgelesen werden.

Die aufzubringende Querbeschleunigung b_q des Flugkörpers 1 wird hierbei in etwa durch folgenden Zusammenhang beschrieben:

mit
V_G Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers 1
γ₀ = Sichtlinienwinkel zum Zeitpunkt t = t₀ der Zielerfassung
R_Z₀ = Zielentfernung zum Zeitpunkt t = t₀ der Zielerfassung.

Der Sichtwinkel γ₀ kann z. B. durch Dopplerfrequenzselektion er mittelt werden.

Fig. 2 zeigt den Flugkörper 1 während der Zielsuchphase.

Alle Zielpunkte mit Blickrichtungen gleichen Winkels zum Eigenge schwindigkeitsvektor _G des Flugkörpers 1 ergeben Echosignale mit gleicher Dopplerverschiebung gegenüber der Sendefrequenz des Ra dars. Die Schnittkurven dieser Blickrichtungen mit dem Boden 4 sind beschreibbar durch Ortskurven konstanter Dopplerverschie bung, auch "Iso-Doppler" genannt. Sie sind in etwa ellipsenför mig, wobei die Abstände der Ellipsen bei konstanter Frequenzdif ferenz mit zunehmendem Sichtlinienwinkel immer enger werden.

Ortskurven gleicher Entfernung, auch "Iso-Ranges" genannt, sind Kreise um die Projektion des Flugkörpers 1 auf den Boden 4, die, über einen nicht zu großen Raumwinkel betrachtet, etwa konstanten Abstand haben. Aus dieser Kurvenschar schneidet die Antennenkeule des Radars des Flugkörpers 1 einen bestimmten Teil aus.

Das FLSAR-Verfahren besteht darin, durch schmalbandige Auswertung der Echosignale eines jeden Entfernungsbereiches eine Winkelauf lösung durch den Dopplereffekt statt durch die Antennenkeule zu erzielen.

Die Auflösungszellen sind somit durch die Schnitte der "Iso-Ranges" mit den "Iso-Dopplern" und nicht durch die Schnitte der "Iso-Ranges" mit der Antennenkeule bestimmt.

Durch Anwendung des FLSAR-Verfahrens ergeben sich im Rahmen der Erfindung gegenüber bisher üblichen mm-Wellen-Radarkonzepten we sentliche Vorteile. Diese erkennt man besonders gut an einer ver gleichenden Betrachtung zwischen dem im Rahmen der Erfindung an gewendeten FLSAR-Verfahren und dem üblichen mm-Wellen-Radarver fahren, welches zur Querauflösung die Antennenkeule benutzt.

Die mit einer bestimmten Auswertebandbreite B des Radars erziel bare Winkelauflösung nimmt mit der Ablage vom Vektor der Eigenge schwindigkeit _G zu. Die ungenaueste "Doppler-Zelle", die sich direkt um den Durchstoßpunkt des Geschwindigkeits-Vektors durch den Boden 4 (Erdoberfläche) erstreckt, ist selbst bei Benutzung einer Sendefrequenz z. B. im K_u-Band nicht breiter als die Win kelauflösung eines Radar-Zielsuchkopfes in gleicher Entfernung mit einer Keulenbreite, die bei einer in einem Flugkörper ver fügbaren Apertur nur mit Sendefrequenzen im mm-Wellen-Bereich erreichbar wäre.

Im Gegensatz zu einem solchen Radar, welches zur Zielsuche in dem angegebenen Bereich eine Abtastbewegung durchführen müßte, braucht ein FLSAR-Kopf eine wesentlich längere Integrations zeit (Kehrwert der Doppler-Auswertebandbreite), die ihm aber auch zur Verfügung steht, denn er überblickt das gesamte Ziel gebiet simultan.

Auch bei einem mm-Wellen-Radar könnte die Auflösung außerhalb der Mitte des Suchbereiches durch Doppler-Beam-Sharpening (DBS) verbessert werden (gleiche Auflösung wäre bei der höhe ren Frequenz schon mit im gleichen Verhältnis kürzerer Inte grationszeit erreichbar), jedoch besteht nach wie vor die Not wendigkeit der sequentiellen Abtastung des Suchbereiches, ent weder mechanisch oder durch eine "Steered-Phase-Array"-Anten ne, die für Anwendungen im mm-Wellenbereich jedoch zur Zeit noch nicht realisierbar ist.

Für die Zieldetektion bzw. Klassifikation besteht in erster Näherung zwischen FLSAR und mm-Wellenradar dann kein wesentli cher Unterschied, wenn Winkel- und Entfernungsauflösung in beiden Fällen etwa gleich sind, denn für die Kriterienauswahl und die Klassifikatoren ist es gleichgültig, auf welche Weise die Bildung der Auflösungszellen erfolgt. Die zusätzliche Aus wertung der Echos nach "Co"- und "Cross"-Polarisation ist bei FLSAR durch entsprechende Konstruktion des Antennensystems ebenfalls möglich. Große Unterschiede ergeben sich jedoch bei der Betrachtung der Zielansteuerung.

Um das Ziel verfolgen und die Sichtlinien-Drehgeschwindigkeit als Maß für die erforderlichen Lenk-Kommandos ermitteln zu können, muß das herkömmliche mm-Wellenradar ständig auf das Bodenziel 4 schauen und durch z. B. einen Kardanrahmen von al len Bewegungen des Flugkörpers 1 entkoppelt werden. Hierzu be darf es außerdem noch eines Referenz-Systems, welches z. B. als Kreisel-Plattform realisiert sein könnte. Bezüglich der Flug körperlenkung wird dabei üblicherweise das Proportional-Navi gationsverfahren angewandt.

Sowohl der Kardanrahmen als auch die Kreiselplattform sind an spruchsvolle und daher kostenträchtige feinmechanische Bau gruppen, die den Preis insbesondere des Zielsuchkopfes erheb lich erhöhen und die bezüglich der Realisierbarkeit z. B. end phasengelenkter Artilleriemunition wegen der hohen Anforderun gen an die Abschußfestigkeit als sehr risikoreich anzusehen sind.

Demgegenüber erlaubt eine flugkörperfeste Antenne großer Keu lenbreite, hierauf wird weiter unten näher eingegangen, nicht nur auf den Kardan, sondern auch auf Referenzsysteme zu ver zichten, wie aus folgender Betrachtung ersichtlich wird.

Im Anflug gegen Bodenziele 3 wäre der Kurs, den ein Proportio nal-Navigations-Lenkverfahren ergeben würde, für den Flugkör per 1 gemäß der Erfindung nicht optimal, denn bei im Vergleich zur Eigengeschwindigkeit V_G geringer bis vernachlässigbarer Geschwindigkeit des Bodenzieles 3 führt das Proportional-Na vigationsverfahren zu einem Kurs, der geraden Weges, d. h. mit einem Sichtlinienwinkel nahe Null, in das Bodenziel 3 führt.

Der Sichtlinienwinkel bei Zielerfassung bietet eine bestimmte Winkelauflösung, die zusammen mit der Entfernungsauflösung ein ausreichendes Signal-zu-Clutter-Verhältnis S/C liefert. Nähme die Winkelauflösung schneller ab als die Entfernung zum Ziel, würde sich das Verhältnis S/C entsprechend verschlechtern, was zum Zielverlust und Abbruch der Zielverfolgung führen könnte.

In einer bevorzugten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist daher vorgesehen, daß der Flugkörper 1 sich auf einer Flugbahn bewegt, auf der das Verhältnis S/C möglichst über die gesamte Flugstrecke konstant ist. Konstantes S/C be deutet, daß der Sichtlinienwinkel während der Lenkphase nicht stärker als proportional zur Zielentfernung abnehmen darf.

Eine sehr gute Annäherung an diese Flugbahn stellt eine Kreis bahn dar, die den Vektor der Eigengeschwindigkeit _G im Auf faßmoment als Tangente hat und die durch den Zielort geht. Der Flugkörper 1 wird bei diesem Verfahren also nicht nach dem Prinzip des Proportional-Navigations-Verfahrens auf konstanten Sichtlinienwinkel, sondern auf konstanten Bahnradius gelenkt.

Dieses ist möglich, indem in Abhängigkeit von Zielentfernung und Sichtlinienwinkel im Auffaßzeitpunkt ein Sichtlinienwinkel für konstantes S/C als Sollwert vorgegeben und mit dem tat sächlichen Sichtlinienwinkel zwischen Zielrichtung und Vektor der Eigengeschwindigkeit _G- verglichen wird. Gemäß der sich aus diesem Vergleich ergebenden Abweichungen wird über einen Regler die Lenkung betätigt.

Bei den in Frage kommenden Werten für den Öffnungswinkel des Antennendiagramms der flugkörperfesten Antenne zwischen bei spielsweise +/-10 Grad und +/-20 Grad, d. h. Anfangs-Zielabla gen in der gleichen Größe oder kleiner, bedeutet das Fliegen der beschriebenen Kreisbahn gegenüber der sich beim herkömm lichen Proportional-Navigations-Verfahren ergebenden geraden Flugbahnlinie nur Flugzeitverlängerungen um Bruchteile von Sekunden, was in bezug auf die maximal möglichen Geschwindigkeiten von Bodenzielen unerheblich ist.

Mithin stehen z. B. für den Fall, daß

- die zum Manövrieren des Flugkörpers 1 erforderlichen An stellwinkel kleiner sind als die halbe Halbwertbreite der Antennenkeule,
- die Anflugsbahn so steil ist, daß der Schnittpunkt des Vek tors der Eigengeschwindigkeit mit dem Boden 4 noch in der Reichweite des Radars liegt,
- der Flugkörper 1 vier Empfangskanäle besitzt, die gemäß einem Zwei-Ebenen-Monopuls-Verfahren zu Azimutdifferenz-, Elevationsdifferenz- und Summen-Signal zusammengefaßt wer den können,
- die Empfangskanäle in ihren Eigenschaften so stabil sind, daß eine reproduzierbare Kennlinie "Fehlerspannung über Winkelablage" in beiden Ebenen verfügbar ist,

dem Flugkörper 1 simultan zu jedem Zeitpunkt die folgenden Informationen zur Verfügung:

1. die Eigengeschwindigkeit als maximal meßbarer Doppler effekt,
2. der Boden-Abstand als Entfernung zum Punkt maximalen Dopp lereffektes,
3. die Relativgeschwindigkeit zum Ziel als Dopplereffekt des Ziels,
4. die Zielentfernung und
5. die Richtung der Sichtlinie zum Ziel im Vergleich zum Bahn vektor aus der Monopuls-Kennlinie,
6. die Komponente der Eigengeschwindigkeit des Zieles in Sichtlinienrichtung als Differenz zwischen Relativge schwindigkeit in Zielrichtung und Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers multipliziert mit dem Cosinus des Sichtlinien winkels.

Mit diesen Werten ist der Sichtlinienwinkel zwischen Ziel richtung und Eigengeschwindigkeit unabhängig vom Anstellwin kel des Geschosses direkt meßbar. Ein separates Referenzsy stem zur Speicherung des Bahnvektors kann somit, wenn die oben genannten Voraussetzungen erfüllt sind, entfallen.

Fig. 3 zeigt exemplarisch ein Systemkonzept des erfindungsge mäßen Verfahrens mit dem integrierten FLSAR-Verfahren.

Nach dem Ausklappen der Tragflächen und ggf. der Ruder wird der Flugkörper 1 in eine Flugbahn mit einem Stechwinkel von etwa 45 Grad eingesteuert. Ein Abfangmanöver zum Horizontal flug ist also nicht erforderlich.

Eine Kontrolle dieser Flugbahn ist durch das im Flugkörper 1 ausgebildete Radar möglich.

Die Suche nach Zielen erfolgt z. B. ab einer Höhe von etwa 1500 m mit einer Keulenbreite der Antenne von z. B. in etwa 25 Grad.

Bei einer Sendefrequenz von z. B. 18 GHz (entspricht 16,7 mm Wellenlänge) kann diese 3 dB-Keulenbreite als Produkt von Sende- und Empfangsdiagrammen mit Einzelantennen von etwa 40 mm Durchmesser erzielt werden.

Geometrisch gesehen stellt sich, wie anhand der Fig. 3 zu er kennen ist, folgende Situation dar:
In einem erdbezogenen Koordinatensystem x, y, p, welches durch die Projektion des momentanen Flugkörperortes auf den Boden 4 (Erdoberfläche) und den Durchstoßpunkt D des Eigengeschwindig keitsvektors _G - der betragsmäßig sich aus dem Abstand R_D zwi schen Flugkörper 1 und Durchstoßpunkt D ergibt - festgelegt ist, ist die Flugbahnebene (ξ, η) durch ihre Abszisse ξ und Or dinate η aufgespannt. In dieser Flugbahnebene ist in etwa eine Kreisbahn zu legen, die Tangente an den Bahnvektor ist und den Zielpunkt Z berührt, sofern dieser Bahnvektor mit dem Eigenge schwindigkeitsvektor _G übereinstimmt.

Wie in Fig. 3 verdeutlicht, ergeben sich noch nachfolgende Zu sammenhänge zwischen den seitens des Flugkörpers 1 gemessenen Abständen R_D, R_W, R_Z und den Raumwinkeln α, β, γ sowie zwischen den erdbezogenen Abständen x_Z, x_D zwischen der momentanen Flug körperprojektion auf den Boden 4 und den Punkten Z, D. Der Flugkörper weist dabei die Höhe p_G auf.

Unter R_D ist der Abstand zwischen dem Flugkörper 1 und dem Durchstoßpunkt D des Eigengeschwindigkeitsvektors _G, unter R_W der Abstand zwischen dem Flugkörper 1 und einem Durchstoß punkt W, unter R_Z der Abstand zwischen dem Flugkörper 1 und dem Zielpunkt Z zu verstehen. Bei dem Durchstoßpunkt W han delt es sich um einen Punkt am Boden 4, der sich aus der Verlängerung der Flug körperlängsachse ergibt und mit dem Bahnvektor 21 nach Fig. 1 übereinstimmt. Der Raumwinkel α liegt zwischen den Strecken () Flugkör per 1/Durchstoßpunkt W und () Flugkörper 1/Durchstoßpunkt Z. Der Raumwinkel β liegt zwischen den Strecken () Flugkör per 1/Durchstoßpunkt D und () Flugkörper 1/Durchstoßpunkt W. Hierbei ist mit G in obigen Streckenangaben ein Aufpunkt im Flugkörper 1 bezeichnet.

Bei dem Raumwinkel γ handelt es sich um den für die Doppler verschiebung maßgebenden Sichtlinienwinkel.

Aus der Bildung der inneren Produkte für die Streckenvektoren

folgt mit der üblichen Komponen tendarstellung im Augenblick der Zielauffassung

Für den Ebenenwinkel ϑ und die obigen momentanen Komponenten er geben sich folgende Zusammenhänge:

Für den Raumwinkel ϕ gilt:

ρ = ω+γ (3.5)

Hierbei liegen die Raumwinkel ρ bzw. ω bzw. ϑ zwischen den Strecken und bzw. zwischen den Strecken und bzw. zwischen den Strecken und .

Diese Strecken werden dabei durch die Punkte G, D; D, U; G, Z; D, Z; D, Z; und D, W begrenzt. Die Punkte G, U, D, Z sind Punkte in der Flugbahnebene (ξ, η). U ist der Ursprung des gedachten zweidi mensionalen karthesischen Koordinatensystems der Flugbahnebene (ξ, η).

Die Strecke weist dabei eine Länge η_G, die Strecke eine Länge ξ_D und die Strecke eine Länge ξ_Z auf.

Ferner liegen die Raumwinkel ε bzw. ϑ zwischen den Strecken

Unter (0,0,0) ist der Ur sprung des erdfesten karthesischen Koordinatensystems mit den Komponenten x, y, p zu verstehen.

Fig. 4 zeigt die komponentenmäßige Zerlegung der Bewegung des Bodenzieles 3 nach Fig. 3, sofern dieses sich bewegt. Hierbei sind in Fig. 4 die Bezugselemente x, y, ξ, U, D und ϑ aus Fig. 3 übernommen, welche zur Veranschaulichung der Boden zielbewegung erforderlich sind.

Geht man davon aus, daß sich das Bodenziel 3 in eine Raum richtung D_Z bewegt, so erscheint die Geschwindigkeit des be wegten Bodenzieles 3 im Flugkörper 1 in Komponenten zerlegt.

Eine Komponente Dξ_Z liegt in der Flugbahnebene (ξ, η), lei stet einen Beitrag zur Relativgeschwindigkeit in Zielrichtung und führt somit zu einer Differenz zwischen dem Produkt aus Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers 1 und cosγ sowie dem Meßwert der Relativgeschwindigkeit in Zielrichtung.

Der Winkel zwischen Zielrichtung und dem Boden 4 ist errechen bar aus der Zielentfernung R_Z zwischen Flugkörper 1 und Ziel 3 nach Fig. 3, dem Abstand R_D zum Durchstoßpunkt D und dem Sichtlinienwinkel γ und somit auch die Komponente der Zielge schwindigkeit in der Flugbahnebene (ξ, η).

Eine andere Komponente D_QZ liegt senkrecht zur Flugbahnebene und erscheint im Flugkörper 1 als Drehgeschwindigkeit der Flugbahnebene im Flugkörper 1.

Aus den oben beschriebenen Meßwerten kann die zur Erzielung der richtigen Kreisbahn erforderliche Manövrierbeschleunigung eindeutig nach Betrag und Richtung im Flugkörper 1 ermittelt werden.

Bezüglich der einzelnen Komponenten gelten folgende Zusammen hänge, wie aus Fig. 4 ersichtlich ist:

mit

Hierbei ist der allgemeine Bewegungsvektor D_Z des Bodenzieles 3 in eine Komponente D_ξ _z in der Flugbahnebene und eine Kompo nente D_QZ senkrecht dazu zerlegt. Die Komponente D_ξ _Z erzeugt eine Radialkomponente in Richtung zum Flugkörper 1 und kann somit gemessen werden. Die Komponente D_QZ bewirkt eine Dre hung der Flugbahnebene um den Eigengeschwindigkeitsvektor _G Unter ϕ ist ein Raumwinkel zu verstehen, welcher sich aus der Komponentenzerlegung des Bewegungsvektors D_Z ergibt, wobei eine Komponente D_YZ parallel zur y-Achse und eine Komponente D_XZ parallel zur x-Achse des Koordinatensystems x, y dar stellt.

Fig. 5 zeigt ebenfalls einen Ausschnitt der Flugbahnebene (η/ξ) von Fig. 3. Auch hier sind Bezugselemente aus Fig. 3 in die Figur übernommen. Hierbei handelt es sich um die Bezugselemente η, ξ, 1, V_G, 3, R_D, R_Z, G, U, D, Z, ω und ρ. Bei dem Bezugselement ΔZ handelt es sich um das in Fig. 1 beschriebene. Wie aus Fig. 5 hervorgeht, fliegt der Flugkörper 1 in etwa einen Kreisbogen, der tangential an den An fangseigengeschwindigkeitsvektor, hier als parallel verscho bener Vektor _G dargestellt, anschließt und durch den Ziel punkt Z geht.

Exemplarisch sei nun der Fall betrachtet, daß die Geschwin digkeit V_Z des Bodenzieles 3 im Zielpunkt Z gleich Null ist. Mithin folgt aus

wobei γ₀ und R_Z₀ die Meßwerte r und R_Z zum Zeitpunkt t = t₀ = 0 sind. Die aufzubringende steuernde Querbeschleunigung b_q des Flugkörpers 1 folgt dem Zusammenhang

bzw. mit Gleichung (5.1.1)

und ergibt, wenn b_q konstant ist, die zu fliegende Kreisbahn.

Unter r₀ ist dabei der Radius r zum Zeitpunkt t = t₀ = 0 mit dem Mittelpunkt M₀ der Flugbahn des Flugkörpers 1 zu verste hen. Der Mittelpunkt M₀ ist hierbei um einen Abstand Δr auf der Strecke bzw. verschoben, wobei der Streckenpunkt M zwischen den Punkten G und M₀ der Strecke zu finden ist. M liegt im Schnittpunkt zwischen der Strecke und einer den Abstand R_Z orthogonal schneidenden Linie, welche in etwa minimalen Abstand zum Ziel Z aufweist.

Die Querauflösung Q im Bereich eines detektierten Bodenzieles ergibt sich damit zu

hierbei sind:
R_Z = direkter Abstand zwischen dem Flugkörper 1 und dem Bo denziel 3 im Zielpunkt Z
f_s = Sendesignalfrequenz
c = Lichtgeschwindigkeit
V_G = Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers 1
B = Auswertebandbreite des Radars des Flugkörpers 1
γ= Sichtlinienwinkel.

Hieraus folgt für die Zielauflösung im Zeitpunkt t = t₀ = 0, in welchem das Bodenziel 3 durch den Flugkörper 1 erkannt wird:

Durch den Index 0 ist an den Variablen nach Gleichung (5.2) symbolisiert, daß es sich um jene weiter oben genannten Vari ablen zum Zeitpunkt t = t₀ = 0 handelt; beispielsweise steht γ₀ für den Sichtlinienwinkel zum Zeitpunkt t = 0.

Aus 5.2 folgt allgemein

und aus

folgt

C(t) = C₀ (5.5)

Die in den Gleichungen (5.3) bis (5.5) aufgeführten Variablen sind identisch mit den weiter oben besprochenen Variablen. Mit anderen Worten heißt obiges Ergebnis, daß C und damit S/C über die gesamte Flugbahn konstant bleibt, insofern der Flug körper 1 eine Kreisbahn fliegt.

Fig. 6 zeigt exemplarisch ein mögliches Zielanflugsszenarium aus der Sicht des Flugkörpers.

Im Rahmen dieses Szenariums sei das Ziel erfaßt, das Ziel be wege sich und eine Komponente der Zielgeschwindigkeit liege in der Flugbahnebene, der Eigengeschwindigkeitsvektor des Flugkörpers zeige in Richtung seines Durchstoßpunkts und ein Lenkmanöver sei eingeleitet, so daß die Flugkörperhauptachse momentan nicht mehr in Richtung des Durchstoßpunkts weist. Ausgehend von diesem Szenarium erkennt man in der Figur ein flugkörpereigenes karthesisches Koordinatensystem mit seinen vertikalen und horizontalen Achsen Ver. und Hor. sowie mit seiner hierauf senkrecht stehenden Achse FKH, welche vorzugs weise mit der Flugkörperhauptachse zusammenfällt. Der Eigen geschwindigkeitsvektor _G- zeigt in Richtung seines Durchstoß punkts D, um den Ortskurven konstanter Dopplerverschiebung eingezeichnet sind. Der Durchstoßpunkt D und das oben genann te Ziel Z liegen dabei auf der ξ-Achse der Flugbahnebene (ξ, η) nach Fig. 1, 3 bis 5, von der hier nur die ξ-Achse eingezeichnet ist. Bewegt sich das Ziel Z, so liegt nunmehr eine Komponente der Zielgeschwindigkeit in der Flugbahnebene und leistet dabei einen Beitrag zur Relativgeschwindigkeit in Zielrichtung, wie dies auch z. B. aus Fig. 4 ersichtlich ist. Überträgt man dieses Szenarium zur Veranschaulichung nunmehr auf das allgemein bekannte Monopulsverfahren (Bezeichnung einer Darstellungsweise z. B. zur Auswertung von Radaremp fangssignalen, welche nicht zu verwechseln ist mit dem Mono pulsverfahren aus dem Bereich der Radarsignalerzeugung), so erweitert sich die beschriebene Darstellung in Fig. 6 um zwei Koordinatensysteme, bei denen ein horizontales bzw. vertika les Fehlersignal als Funktion der horizontalen bzw. vertika len Ablage in dieses zweidimensionale karthesische Koordina tensystem eingetragen sind, wobei sich das Ziel Z sowie der Durchstoßpunkt D in den beiden Koordinatensystemen in bekann ter Weise als Punkte Hor._Z und Hor._D bzw. Ver._Z und Ver._D ab bilden, so wie es im Rahmen von Fig. 6 für das dort vorlie gende Szenarium geschehen ist, wobei im weiteren Verlauf des Zielanfluges die Punkte Hor._Z, Hor._D, Ver._Z und Ver._D ihre Lage verändern können und bei di rekter Ausrichtung der Flugkörperhauptachse FKH auf das Ziel Z (gegen Ende der Zielanflugphase) in etwa jeweils im Ursprung der genannten Koordinatensysteme liegen.

In Fig. 7 ist eine bevorzugte Ausführungsform der erfindungsge mäßen Anordnung zum Durchführen des erfindungsgemäßen Verfah rens gezeigt. Die Anordnung besteht aus einem Radar-Zielsuch kopf, auch Radar-Suchkopf genannt. Er enthält eine Antennen gruppe 77, die aus einer Sendeantenne s und vier Empfangsanten nen a-d besteht. Die Sendeantenne s und die Empfangsantennen a-d sind in etwa gleich groß und sind im Flugkörper 1 mon tiert, wie man anhand von z. B. Fig. 7 erkennt. Eine alternative Ausführungsform (nicht gezeigt) besteht darin, daß um die Sen deantenne s herum die Empfangsantennen a-d außen am Flugkör per 1 gruppiert sind. Die Wahl der Sendefrequenz unterliegt prinzipiell keiner Beschränkung, sie liegt jedoch vorteilhaf terweise im niedrigen GHz-Bereich, z. B. bei etwa 18 GHz.

Die Antennengruppe 77 ist auf eine Sende- und Empfangseinheit 79 geschaltet. Diese Sende- und Empfangseinheit 79 wird gebil det aus weiteren Baugruppen 78, einer Zielerkennungslogik 7, einem Geometrierechner 8 und einem Regler 9. Hierbei sind die einzelnen Antennen s und a-d über die weitere Baugruppe 78 auf die Zielerkennungslogik 7 aufgeschaltet. Dieser Zielerken nungslogik 7 folgt (elektrisch gesehen), der Geometrierechner 8 und der Regler 9 zur Steuerung des Flugkörpers 1.

Die Sendeantenne s wird von einer Steuereinheit 64 über einen Modulator 63, eine nachgeschaltete Steuerstufe 62 und eine Lei stungsstufe 61 angesteuert.

Die Steuereinheit 64 steuert ferner die Zielerkennungslogik 7 an.

Die Empfangsantennen a-d sind jeweils über einen Verstärker 51, ein Filter 52, einen regelbaren Verstärker 53, einen A/D-Wandler 54, eine Entfernungs-Filterbank, eine Geschwindigkeits- Filterbank, vorzugsweise realisiert als Fast-Fourier-Transfor mation, ggf. mit Fokussierung, zum Ausgleich von Nichtlineari tätigen der Echofrequenzen, in den Baugruppen R-FFT 55 und V-FFT 56, auf die Zielerkennungslogik 7 geschaltet.

Wie aus dieser Figur ersichtlich ist, sind die oben genannten Baugruppen seriell miteinander verschaltet. Die Funktion der erfindungsgemäßen Anordnung ist daher folgende:
Die Sendeleistung wird in zwei Stufen erzeugt und über die Sen deantenne s abgestrahlt. Der Modulator 63 erzeugt dabei, ge steuert von der Steuereinheit 64 des Zielsuchkopfs des Flugkör pers 1 eine sägezahnförmige Frequenzmodulation.

Dieses Radar arbeitet nach dem FM-CW-Verfahren. Alternativ hierzu kann auch ein nach einem Pulsverfahren arbeitendes Ra dar mit oder ohne zusätzliche Modulation zur Erhöhung der Ent fernungsauflösung eingesetzt werden. Beim FM-CW-Verfahren ist das Spektrum der Echosignale wesentlich schmaler als bei einem Puls-Verfahren, deshalb ist eine Homodynemischung möglich und die Digitalisierung der Echosignale kann bereits sehr weit vor ne im Signalzug erfolgen. Die vier parallelen Analogzweige be stehen nur aus je einem Empfangs-Mischer (ggf. mit vorgeschal tetem HF-Vorverstärker), einem Filter mit einem der Proportio nalität von Echofrequenz und Entfernungsdämpfung angepaßten Dämpfungs-Verlauf (SRC-Filter, auch sensitiv-range-control-Fil ter genannt) und z. B. einem AGC-Verstärker (auch ªutomatic gain-control-Verstärker genannt).

Die Einfachheit und Schmalbandigkeit erleichtert die Einhal tung der Forderung nach Stabilität und Gleichlauf der Signal zweige und gestattet es, die Bildung der Summen- und Diffe renzdiagramme erst im Geometrierechner 8 statt in einem auf der HF-Ebene angeordneten Komparator durchzuführen, wobei durch Wahl der richtigen Koeffizienten auch unsymmetrische Diagramme mit Nullstellen in einer gewollten Richtung erzeugt werden könnten ("Adaptive-Null-Steering").

Hierdurch ergibt sich eine wesentliche Erhöhung der Störfe stigkeit des Radarsuchkopfes.

In der Zielerkennungslogik 7 werden die Summensignale je Auf lösungszelle gebildet sowie auf jeweils der Zielart angepaßte Zellengruppen die Algorithmen zur Zielerkennung und Zielklas sifikation angewandt. Die Algorithmen für ein ggf. eingebau tes "Adaptive-Null-Steering" können ebenfalls in dieser Bau gruppe integriert werden.

Nach der Zielerfassung werden die im Radarsuchkopf verfügba ren Signale (z. B. Eigengeschwindigkeit, Bodenabstand, Radial geschwindigkeit in Zielrichtung, Zielentfernung, Azimuth- und Elevations-Ablagen von Ziel und Durchstoßpunkten) an den Geo metrierechner 8 weitergegeben. Während der Zielverfolgung läuft die Zielerkennungslogik 7 parallel mit, damit auch stets die richtigen Auflösungszellen als Ziel ausgewertet werden.

Der Geometrierechner 8 entspricht dem Autopiloten der sonst üblichen Zielsuchköpfe von Flugkörpern. Der Geometrierechner 8 setzt die Meßdaten entsprechend dem zu realisierenden Lenk verfahren in Steuersignale für den Lenkregler 9 um.

Im folgenden sei ein Beispiel eines besonders günstigen Mis sionsablaufs des Flugkörpers beschrieben:

- Abschuß und ballistischer Flug in das Zielgebiet,
- Umkonfiguration des Flugkörpers zum Lenkflugkörper,
- Einschwenken in eine zum Suchen geeignete Flugbahn,
- Zielsuche, Zielerkennung und Zielerfassung,
- Lenkung ins Ziel.

Abschuß und ballistischer Flug betreffen den Zielsuchkopf im Flugkörper insofern, als er den dabei auftretenden extremen mechanischen und thermischen Beanspruchungen gewachsen sein muß. Hierfür sind entsprechende konstruktive Maßnahmen zu treffen, die aber, wie bereits erwähnt, durch den Wegfall der sonst üblichen feinmechanischen Baugruppen Kardan und Krei sel-Referenz erheblich erleichtert sind.

Die Umkonfiguration zum Lenkflugkörper beinhaltet die Freiga be des Radoms, das während Lagerung, Abschuß und ballisti schem Flug gegen mechanische und thermische Schäden angemes sen geschützt werden muß, sowie das Ausfahren der Auftriebs flächen und Lenkvorrichtungen (Ruder). Die Anforderungen be züglich der Manövrierbarkeit bei einem Flugkörper gemäß der Erfindung fallen geringer aus als bei einem Flugkörper mit einem mm-Wellen-Zielsuchkopf des Flugkörpers, da

- die Forderung nach einem horizontalen Suchflug entfällt,
- die Auffaßreichweiten größer sind und deshalb für Manöver zum Erreichen von Zielen am Rande des Gesichtsfeldes mehr Zeit zur Verfügung steht.

Einschwenken in eine zum Suchen geeignete Flugbahn bedeutet, daß aus der ballistischen Kurve ein geradliniger Kurs mit einem Stechwinkel von etwa 45 Grad zur Erdoberfläche einge schlagen wird. Sobald eine ausreichend geringe Höhe (je nach Reflektivität des Erdbodens z. B. zwischen 2000 und 3000 m) erreicht ist, kann der Zielsuchkopf des Flugkörpers den Erd boden erfassen und den Bahnwinkel in Relation zu den Flugkör per-Achsen bestimmen. Aus der Entfernungs-Verteilung längs eines bestimmten Sichtlinienwinkels (Dopplereffektes) läßt sich der Stechwinkel ermitteln und korrigieren:
Die Ortskurve eines bestimmten Doppler-Effektes am Erdboden ist eine Ellipse, längs derer sich die Entfernung je nach Stechwinkel mehr oder weniger stark ändert. Im Entfernungs- Geschwindigkeits-Diagramm (R-V-Diagramm) bildet sich diese Ellipse als eine Zeile von Entfernungszellen, um den Faktor cosγ von der maximalen Geschwindigkeit nach unten verscho ben, ab.

Zielsuche, Zielerkennung und Zielerfassung erfordern wegen der langen zur Doppler-Analyse notwendigen Integrationszeit eine Eigenbewegungs-Kompensation, denn während einer Integra tionszeit von beispielsweise 64 ms bewegt sich das Projektil typisch um 12 bis 19 m, also ein Vielfaches der Entfernungs zellentiefe. Diese Eigenbewegungs-Kompensation erfolgt, ver einfacht dargestellt, durch die Modulation der empfangenen Signale mit einem "Chirp"-Signal, welches der durch die Eigenbewegung verursachten Modulation entgegenwirkt.

Die Verfahren zur Ziel-Identifikation und Falschziel-Rückwei sung, die auch bisher schon im mm-Wellen-Zielsuchkopf des Flugkörpers zur Anwendung kommen, können in ähnlicher Weise auch hier angewendet werden, denn die Abmessungen der Auflö sungszellen sind vergleichbar.

Fig. 8 zeigt exemplarisch eine mögliche Konfiguration des aus vier Empfangsantennen a-d und einer Sendeantenne s beste henden Antennengruppe 77, welche insgesamt einen Durchmesser von z. B. ca. 120 mm beansprucht. Die Fernfelddiagramme der Einzelantennen sind nicht gegeneinander versetzt, die Gewin nung der Winkelfehlersignale erfolgt auf der Basis der Pha senunterschiede der Signale (Phasen-Monopulse).

Bei der niedrigen Sendefrequenz f_s und da die Diagramme ge genüber den Flugkörperachsen nicht geschwenkt werden, kann die Gestaltung des Radoms wesentlich besser an die aerodyna mischen Erfordernisse angepaßt werden als bei einem herkömm lichen mm-Wellen-Radarzielsuchkopf.

Aufgrund der Anordnung der einzelnen Empfangsantennen a-d im Flugkörper 1 ergibt sich der Azimut bzw. die Elevation durch Empfangssignaladdition zu

Bei bewegten Zielen ist eine Flugzeit- und damit Flugbahnkor rektur erforderlich. Hierzu ist die Flugzeit, wie bei Fig. 1 angedeutet, gegen das bewegte Ziel zu schätzen.

Die Flugzeit gegen ein bewegtes Ziel kann z. B. wie folgt ge schätzt werden:
Die geschätzte Relativgeschwindigkeit zwischen Flugkörper und bewegtem Ziel ist:

V*_r= V_G · cosγ* + V_Z · cosω* (8.1)

Hierbei ist V_G die nach Fig. 3 z. B. in Richtung des Durchsto ßungspunktes D gemessene Geschwindigkeit des Flugkörpers 1. γ ist der gemessene Sichtlinienwinkel und ω der Raumwinkel nach Fig. 3. V_Z ist die Geschwindigkeit des sich auf dem Bo den bewegenden Bodenzieles 3 nach Fig. 1 und 5.

Mit * sind die Schätzwerte der jeweiligen Variablen bezeich net, die bei stehendem Bodenziel nicht geschätzt werden.

Aus (8.1) folgt im Hinblick auf Fig. 5:

Aus den Meßwerten bzw. den Schätzwerten R*_Z, R_D, γ* ist eine Flugbahn gegen Z* errechenbar. Diese ist charakterisiert durch γ*, ρ*, ω*, * ( = zeitliche Ableitung von ρ nach T*) und dem inneren Zusammenhang zwischen γ und ρ nach Glei chung (3.5), der sich im Falle der Bewegung des Bodenzieles in eine Gleichung der Form ρ* = ω + γ* überführen läßt. Bezüglich dieser Flugbahn kann die Zielgeschwindigkeit in eine an der Flugbahn anliegende Tangentialkomponente V_tZ und eine Radialkomponente V_Z zerlegt werden.

V_tZ = V_Z · cos(ω*-γ*) (8.3)

Zu dieser Tangentialkomponente gehört eine Winkelgeschwindig keit * (um M*):

Die Schätzzeit ergibt sich aus:

zu

Die geschätzte Position im Treffzeitpunkt ist dann nach Glei chung (8.6) um ΔZ = T*·V_Z verschoben. Für die Position des Zieles wird ϑ* in einem weiteren Schritt neu errechnet und als Sollwert herangezogen. Dieser Sollwert wird um ΔZ korri giert, damit die Sichtlinie nicht auf den Treffpunkt, sondern auf das Bodenziel 3 zeigt. Die hierbei auftretende Sichtli nienabweichung Δγ aufgrund der Bewegung des Bodenzieles 3 nach Fig. 5 um das Wegstück ΔZ errechnet sich aus

ΔZ² = R²_D + R²_Z - 2R_D · R_Z · cosΔγ (8.7)

zu

Diese Sichtlinienabweichung Δγ kann dabei in alternativer Weise zur Flugbahnkorrektur bei einem sich bewegenden Boden ziel 3 anstelle Flugbahnkorrektur aufgrund der Wegstreckenan teilungsänderung ΔZ herangezogen werden.

Die Flugzeit- bzw. Flugbahnkorrektur kann ständig während der Dauer der gesamten Zielanflugphase erfolgen.

Es versteht sich, daß die Erfindung nicht auf die beschriebe nen Ausführungsbeispiele beschränkt ist, sondern vielmehr auf weitere übertragen werden kann. So ist es z. B. möglich, an stelle der beschriebenen Mikrowellensignale optische Signale vom UV- bis zum IR-Bereich, z. B. Signale eines Lasers als Sendesignale des Flugkörpers zu verwenden. Entsprechend ist dann natürlich die spektrale Empfindlichkeit der Emp fangsantennen auch an das Sendespektrum der Sendeantenne s anzupassen. Dies kann beispielsweise dazu führen, daß als Empfangsantennen auch Fototransistoren zu verwenden sind.

Angemerkt sei, daß es sich bei dem Bodenziel um ein auf dem Wasser schwimmendes Ziel (z. B. ein Schiff) handeln kann und von daher das Wasser als Boden im Sinne der Erfindung zu ver stehen ist.

Claims

1. Verfahren zur eigenständigen Steuerung eines lenkbaren und mit einem Gefechtskopf versehenen Flugkörpers, bei dem es sich um ein Geschoß oder einen Subflugkörper mit einem aktiven, Si gnale aussendenden Zielsuchkopf handelt, wobei das Geschoß oder der Subflugkörper zur Bekämpfung von ruhenden und beweglichen Bodenzielen eingesetzt wird, dadurch gekennzeichnet, daß

- der Flugkörper (1) während seiner Zielanflugphase auf einer gekrümmten Flugbahn (2) fliegt;
- auf der gekrümmten Flugbahn (2) im Mittel das Verhältnis S/C zwischen den vom Bodenziel (3) reflektierten Signalen S und dem Echo C des Bodens (4) konstant oder zumindest annähernd konstant gehalten wird;
- der Bahnvektor (21) des Flugkörpers (1) während der Zielan flugphase in Richtung des Bodens (4) weist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sei tens des Flugkörpers (1) der Abstand R_Z zum Zielpunkt Z, der Abstand R_D zum Durchstoßpunkt D des Eigengeschwindigkeitsvek tors _G des Flugkörpers (1) durch den Boden (4) und der Sicht linienwinkel γ zwischen beiden Abständen R_Z und R_D mit Hilfe des Forward-Looking-Synthetic-Aperture-Radar (FLSAR)-Verfahrens ermittelt wird.

3. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch ge kennzeichnet, daß der Sichtlinienwinkel γ direkt mit dem Mono pulsverfahren gemessen wird.

4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekenn zeichnet, daß der Flugkörper (1) bei nicht bewegtem Bodenziel (3) als Flugbahn (2) in etwa eine Kreisbahn beschreibt.

5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis S/C in etwa durch folgenden Zusammenhang beschrieben wird: mit
S = vom Bodenziel (3) reflektiertes Signal
R_Z - Abstand zwischen dem Flugkörper (1) und dem Bodenziel 3e ("Zielentfernung")
γ = Winkel zwischen dem Abstand R_Z vom Flugkörper (1) zum Bodenziel (3) und dem Abstand R_D zwischen Flugkörper (1) und dem Durchstoßpunkt D des Eigengeschwindigkeitsvek tors _G des Flugkörpers 1 ("Sichtlinienwinkel")
c = Lichtgeschwindigkeit
f_s = Sendefrequenz des Radars des Flugkörpers (1)
B = Auswertebandbreite des Radars des Flugkörpers (1)
V_G = Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers (1).

6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekenn zeichnet, daß bei bewegtem Bodenziel (3) eine Flugbahnkorrektur durchgeführt wird.

7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Flugbahnkorrektur derart durchgeführt wird, daß der Flugkörper (1) auf einen geschätzten Treffpunkt gelenkt wird, der um ein Wegstück ΔZ vom momentanen Zielort entfernt ist und daß die Schätzung dieses Wegstücks ΔZ nach folgender Formel erfolgt: ΔZ = V_Z · T*mit
T* = geschätzter Trefferzeitpunkt
V_Z = Geschwindigkeit des sich auf dem Boden (4) bewegenden Bodenzieles (3)
ΔZ = durch das Bodenziel (3) in der ξ,η-Ebene zurückgelegter Wegstreckenanteil.

8. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 oder 7, dadurch ge kennzeichnet, daß die Geschwindigkeit des Bodenzieles (3) aus dem Verhältnis der Radialgeschwindigkeit des Bodenzieles (3) und der Eigengeschwindigkeit -_G des Flugkörpers (1) multipli ziert mit dem Cosinus des Sichtlinienwinkels γ ermittelt wird und bei der Flugbahnkorrektur berücksichtigt wird.

9. Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekenn zeichnet, daß die Flugbahnkorrektur on-line errechnet oder aus einer abgespeicherten Tabelle abgelesen wird.

10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die aufzubringende Querbeschleunigung bq des Flugkörpers (1) durch folgenden Zusammenhang beschrieben wird: mit
V_G = Eigengeschwindigkeit des Flugkörpers (1)
γ₀ = Sichtlinienwinkel zum Zeitpunkt der Zielerfassung
R_Z₀ = Zielentfernung zum Zeitpunkt der Zielerfassung.

11. Verfahren nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch ge kennzeichnet, daß die Flugbahnkorrektur bei sich bewegendem Bo denziel (3) aufgrund der Änderung des Sichtlinienwinkels Δγ er folgt.

12. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine aus Sende- und Empfangsantennen aufgebaute Antennengruppe (77) als fest mit dem Flugkörper (1) verbundene starre Baugruppe ausge bildet ist und auf eine Sende- und Empfangseinheit (79) ge schaltet ist oder daß eine aus Beleuchter(n) und Detektoren be stehende und auf optischer Basis arbeitende Sende- und Emp fangseinheit als mit dem Flugkörper verbundene starre Baugruppe ausgebildet ist und daß die Detektoren auf eine Auswerteeinheit geschaltet sind.

13. Anordnung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Antennengruppe (77) aus einer Sendeantenne (s) und minde stes drei, vorzugsweise vier Empfangsantennen (a-d) besteht, welche vorzugsweise in etwa gleich groß sind.

14. Anordnung nach einem der Ansprüche 12 oder 13, dadurch ge kennzeichnet, daß die Empfangsantennen (a-d) um die Sendean tenne (s) herum im (am) Flugkörper (1) gruppiert sind.

15. Anordnung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, dadurch ge kennzeichnet, daß die Antennengruppe (77) breite Antennenkeulen aufweist.

16. Anordnung nach einem der Ansprüche 12 bis 15, dadurch ge kennzeichnet, daß die Sende- und Empfangseinheit (79) eine Zielerkennungslogik (7) enthält und daß dieser Zielerkennungs logik (7) ein Geometrierechner (8) und ein Regler (9) zur Steuerung des Flugkörpers (1) nachgeschaltet sind.

17. Anordnung nach einem der Ansprüche 12 bis 16, dadurch ge kennzeichnet, daß die Sende- und Empfangseinheit (79) eine Steuereinheit (64) enthält und daß die Sendeantenne (s) von dieser Steuereinheit (64) über einen Modulator (63), eine die sem nachgeschaltete Steuerstufe (62) und eine Leistungsstufe (61) angesteuert ist.

18. Anordnung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinheit (64), in der vorzugsweise zusätzlich Mono pulssignale generiert werden, die Zielerkennungslogik (7) an steuert.

19. Anordnung nach einem der Ansprüche 12 bis 16, dadurch ge kennzeichnet, daß die Empfangsantennen (a-d) jeweils über einen Verstärker (51), ein Filter (52), einen regelbaren Ver stärker (53), einen A/D-Wandler (54), ein R-FFT-Filter (55) und ein V-FFT-Filter (56) seriell auf die Zielerkennungslogik (7) geschaltet sind.

20. Anordnung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß (ein) Laser als Beleuchter vorgesehen sind (ist).