DE69205481T2

DE69205481T2 - Verfahren zur Selbstlenkung eines Flugkörpers gegen ein Ziel mittels Entfernungsmessungen.

Info

Publication number: DE69205481T2
Application number: DE1992605481
Authority: DE
Inventors: D Hautefeuille Marie Boudoux; Jean-Pierre Lemagnen
Original assignee: Societe Anonyme de Telecommunications SAT
Current assignee: Safran Electronics and Defense SAS
Priority date: 1991-04-11
Filing date: 1992-04-10
Publication date: 1996-03-21
Anticipated expiration: 2012-04-11
Also published as: EP0508905B1; FR2675249A1; EP0508905A1; FR2675249B1; DE69205481D1

Description

Die Erfindung betrifft allgemein die Lenkung eines Flugkörpers gegen ein Ziel, wobei die Bahn des Flugkörpers geändert wird, damit das Ziel durch dessen Lokalisierung erreicht wird.
Bei einer solchen Selbstlenkung soll der Flugkörper, im Hinblick auf eine bestimmte Zahl von Parametern, in der Lage sein, das Ziel zu lokalisieren und eine Richtungsänderung durchzuführen, um sich nach diesem zu richten und es zu treffen. Einer der zur Lokalisierung des Ziels notwendigen, wesentlichen Parameter ist die Entfernung zwischen dem Flugkörper und dem Ziel.
Die EF-A-0 112 021 beschreibt eine Vorrichtung zur passiven Zielerfassung, die einen am Flugkörper festgemachten infraroten Detektor, wie ein Flugzeug, enthält, und die ein Blickfeld durch elektronische Abtastung zyklisch inspiziert. Bei jedem Zyklus, alle t Sekunden, werden Ziele aufgrund eines Vergleichs der aus dem Detektor herauskommenden Peaks des Signals erfaßt, d.h. der Strahlungsintensitäten der Ziele und der Maßen der Fleck-Bilder der Ziele im Vergleich zu den vorgegebenen schwellen. Im Flugkörper eingeschlossene Mittel bestimmen den Azimut und den Standort jedes Zieles im Verhältnis zu der optischen Achse des festen Detektors, d.h. im Verhältnis zu einer mit dem Flugkörper gebundenen Markierung, bzw. mit dem Flugkörper verbundenen Marke. Wenn man davon ausgeht, daß die von dem Detektor erhaltene Bestrahlung eines Zieles, d.h. die scheinbare Intensität des Zieles, proportional zu der tatsächlichen Intensität des Ziels ist und umgekehrt proportional zu der Entfernung hoch 2 zwischen dem Flugkörper und dem Ziel ist, mißt ein im Flugkörper eingeschlossener Rechner die Entfernung zwischen Flugkörper und Ziel, damit die tatsächliche Intensität des Zieles entnommen wird und ein Schießvorgang automatisch gesteuert wird, wenn diese tatsächliche Intensität größer als ein vorgegebene Schwelle ist, d.h. wenn das Ziel als zu zerstörendes Ziel erkannt wird.
Die Berechnung der Entternung des Flugkörpers zum Ziel D erfolgt unter Berücksichtigung der Konstante des Flugkörpers im Verhältnis zu dem Boden und zu zwei Feilwinkeln α&sub1; und α&sub2; der Richtung Flugkörper-Ziel im Verhältnis zu der Bewegungsrichtung des Flugkörpers für zwei aufeinanderfolgende Augenblicke, gemäß der Formel:
D = V t sin α&sub1; / [sin (α&sub2; - α&sub1;)]
Die Peilwinkel werden somit direkt in Abhängigkeit von den Koordinaten für Azimut und Standort bestimmt, gemäß dem vom infraroten Detektor erhaltenen Bild, d.h. im Verhältnis zu der mit dem Flugkörper verbundenen Marke.
Ein solches Verfahren der Selbstlenkung weist folgende Nachteile auf:
- Die Erkennung eines Ziels erfolgt nur im Verhältnis zu der von dem Ziel ausgestrahlten Energie und ist also nur sehr approximativ, da kein Formerkennungskriterium benutzt wird; die Unterscheidung zwischen zwei Zielen, die obwohl sie verschieden sind, jedoch höhere Intensitäten als die besagete Schwelle anbieten, wird nicht erreicht;
- der infrarote Detektor ist unbeweglich im Flugkörper, infolge dessen erfolgt die Erfassung des Zieles im "Wache"- Modus; in anderen Worten soll das Blickfeld des Detektors das abgezielte Ziel enthalten, damit die Entfernung des Zieles bestimmt wird, und infogedessen muß der Flugkörper auf eine bestimmte Art und Weise zum Ziel orientiert werden, damit diese im Detektor direkt gesehen wird; zum Beispiel wenn der Flugkörper das Ziel umgeht, wird dieses im Blickfeld des infraroten Blickfeldes verloren sein.
Während der Zielannäherungsphase ermöglicht ein solches Verfahren also nicht einen günstigen Auftreffpunkt für ein Ziel zu wählen, wie auch immer der Auftreffpunkt im Verhältnis zu der Ankunftsrichtung des Flugkörpers zum Ziel lokalisiert ist, zum Beispiel wenn der Auftreffpunkt ein Umgehen des Zieles durch den Flugkörper erfordert.
Zweck der vorliegenden Erfindung ist es die Nachteile des eben erwähnten Stands der Technik zu übergehen und insbesondere einen Flugkörper zur infraroten Erfassung dynamisch zu lenken, wenn dieser sich insbesondere eines Zieles nähert, wobei er einer a priori unbestimmten Bahn in Richtung irgendeines vorgegebenen Auftreffpunktes eines Ziels folgt, das nicht unbedingt vom Flugkörper direkt gesehen wird.
Zu diesem Zweck enthält das erfindungsgemäße Verfahren zur Selbstlenkung eines Flugkörpers in Richtung eines Zieles, der anfangs eine Bahn ungefähr in der Höhe des Ziels zurücklegt,
die Erfassung eines Bildes des Ziels in einem von im Flugkörper eingeschlossenen Empfangsmitteln für infrarote Wellen empfangenen Bild, das innerhalb einer mit dem Flugkörper verbundenen Marke beweglich ist, damit das Ziel in der besagten mit dem Flugkörper verbundenen Marke erfaßt wird, das Bild des Ziels verfolgt wird und die Peilwinkel des Ziels und der Abstand zwischen dem Flugkörper und dem Ziel festgelegt werden.
Das Verfahren wird dadurch gekennzeichnet,
daß besagtes Verfahren nach Erfassung des Bildes des Ziels zyklisch wie folgt umfaßt:
* die Bestimmung des Verhaltens der beweglichen Empfangsmittel in der mit dem Flugkörper verbundenen Marke,
* die Orientierung der beweglichen Empfangsmittel in Abhängigkeit von dem Bild des Ziels, damit das Bild des Ziels stets in dem von den Empfangsmitteln empfangenen Bild eingeschlossen wird,
* die Bestimmung des Verhaltens der besagten mit dem Flugkörper verbundenen Marke im Verhältnis zu einer mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers verbundenen Trägheitsmarke,
* die Berechnung des Peilwinkels des Ziels in der mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers verbundenen Trägheitsmarke in Abhängigkeit von dem Verhalten der beweglichen Empfangsmittel und von dem Verhalten der besagten mit dem Flugkörper verbundenen Marke, und
* die Berechnung des Abstands zwischen dem Flugkörper und dem Ziel, um die Position des Ziels im Verhältnis zu dem Flugkörper ferstzulegen, wobei besagte Abstandsberechnung in Abhängigkeit von den zwei Peilwinkeln, welche an zwei aufeinanderfolgenden Momenten berechnet werden, und von der vom Flugkörper zwischen den besagten zwei aufeinanderfolgenden Momenten zurückgelegten Strecke durchgeführt wird, unabhängig von dem Verhalten der mit dem Flugkörper verbundenen Marke,
* die Berechnung der Bahn des Flugkörpers in Abhängigkeit von dem besagten Peilwinkel und von dem besagten Abstand.
Dank der Beweglichkeit der infraroten Empfangsmittel im Verhältnis zum Flugkörper, werden diese ständig zum erfaßten Ziel hin gerichtet, was dem Flugkörper ein Umgehen des Ziels und das Auswählen eines günstigen Auftreffpunktes des Ziels ermöglicht, ohne die Sicht des Ziels zu verlieren. Unter diesen Umständen können die Peilwinkel des Zieles nicht direkt im Verhältnis zu einer mit dem Flugkörper verbundenen Marke bestimmt werden, wie gemäß dem Stand der Technik, da einerseits die Empfangsmittel gegenüber dem Flugkörper beweglich sind und andererseits das Ziel eine offensichtliche Verschiebung im Verhältnis zu dem Flugkörper gemäß den drei Raumdimensionen, insbesondere während der Annäherungsphase aufweist. Die Erfindung löst dann dieses Problem, indem eine "Trägheitsmarke im Zentrum des Schwerpunkts des Flugkörpers" genannte Referenzmarke definiert wird, damit die Position des Ziels innerhalb dieser Marke genau bekannt wird, d.h. damit sowohl das Verhalten der zum Ziel hingerichteten beweglichen Empfangsmittel in der mit dem Flugkörper verbundenen Marke festgesetzt wird, wie auch das Verhalten dieser mit dem Flugkörper verbundenen Marke im Verhältnis zu der Referenzmarke bestimmt wird. Dann können die Peilwinkel des Ziels, die von diesen zwei Verhalten abhängen, berechnet werden.
Andere Merkmale des erfindungsgemäßen Verfahrens sind in den Nebenansprüchen 2 bis 4 dargelegt. Insbesondere, obwohl die Erfindung eine Berechnung der Entfernung Flugkörper-Ziel erfordert, die ähnlich wie diejenige in der EP-A-0 112 021 ist, hängt diese Berechnung von den Peilwinkeln ab, die in der mit dem Schwerpunkt verbundenen Trägheitsmarke und nicht in der mit dem Flugkörper verbundenen Marke berechnet wurden, wobei die Geschwindigkeit des Flugkörpers von einem Winkelberechnungsaugenblick zum anderen variiern kann.
Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden anhand der folgenden Beschreibung unter Bezugnahme auf die beigefügten entsprechenden Zeichnungen deutlicher erscheinen. Sie zeigen:
- Fig. 1: ein schematisches Blockdiagramm eines Mittels zur Selbstlenkung eines Flugkörpers, das das erfindungsgemaße Verfahren benutzt;
- Fig. 2: ein Blockdiagramm einer im Analysenkopf des Flugkörpers enthaltenen Erfassungs- und Verfolgungseinheit;
- Fig. 3: eine Steuereinheit zur Verschiebung einer Antenne, die im Analysenkopf eingeschlossen ist;
- Fig. 4: eine mit dem Flugkörper verbundene Marke, in welcher die Standort- und Peilwinkel einer Antenne-Ziel Achse definiert werden;
- Fig. 5: einen Algorithmus des Zyklus zur Messung der Flugkörper-Ziel Entfernung; und
- Fig. 6: die geometrische Verschiebung des Flugkörpers im Verhältnis zum Ziel zum Zweck der erfindungsgemäßen Messung der Entfernung.
Bezug nehmend auf die Fig. 1 bestehen die in einem Flugkörper E eingeschlossenen Mittel, die an der Selbstlenkung dieses teilnehmen, hauptsächlich aus einem Analysenkopf 1, einer Einheit 2 zur Erfassung des Ziels, einer Trägheitsreferenzzentrale 3, einem Entfernungs- und Peilwinkel- Rechner 4, einem Flugkörperbahn-rechner 5, und einer Flugkörpersteuerungseinheit 6.
Der Analysenkopf 1 schließt hauptsächlich eine Erfassungsantenne 11 der bekannten optischen beweglichen infraroten Systemart, einen infraroten Detektor 12, eine Erfassungs- und Verfolgungseinheit 13 und eine Steuereinheit zur Antennenverschiebung 14 ein.
Die Erfassungsantenne 11 wird auf dem Gestell des Flugkörpers mittels eines Kardansystems z.B. montiert. Das Kardansystem ermöglicht eine Raumbeweglichkeit der Antenne 11 im Verhältnis zu zwei orthogonalen mit dem Flugkörper verbundenen vorgegebenen Richtungen, d.h. im Verhältnis zu einer mit dem Flugkörper verbundenen Marke, und wird durch zwei in der Steuereinheit 14 eingeschlossenen Motoren betrieben. Anfangs tastet die Erfassungsantenne 11 unter Steuerung der Steuereinheit 14 den Raum ab, um ein Ziel CB zu suchen. Diese Suche wird gemäß einem in der Einheit 13 gespeicherten Programm durchgeführt und wird durch eine Beweglichkeit der Erfassungsantenne 11 übersetzt, die von zwei Motoren gemäß einem vorgegebenen Zyklus betrieben.
Die elektromagnetischen infraroten Wellen, die durch die Erfassungsantenne 11 empfangen werden, werden dem infraroten Detektor 12 übertragen, dessen Rolle es ist, Bilder in dem abgetasteten Raum zu erfassen und daraus vorgegebene interessante Elemente auszuziehen. Ein solcher infraroter Detektor 12 erfaßt zum Beispiel Kontrast bildende Objekte (warme oder kalte Objekte), gerade Linien, und Bereiche mit starker Umrißdensität innerhalb der Objekte, wobei eine wirksame Unterscheidung zwischen Objekten mit fast gleicher Energieausstrahlung ermöglicht wird. Bilder, die diese Objekte darstellen, werden dann der Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 übertragen. Gemäß einer bevorzugten Ausführung, enthält der Detektor 12 eine Mosaik von 64 x 64 elementaren Detektoren, die in einem Band der atmosphärischen Übertragung der infraroten Ausstrahlung empfindlich sind, und erlauben, am Ausgang des Detektors ein Signal über das Bild des Geschehens in diesem Band zu erzeugen.
Was die Fig. 2 betrifft, besteht die Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 hauptsächlich aus einer Kontrolleinheit 131, einem ROM Speicher für die Bibliothek der Ziele 132, zwei RAM Speichern 133 und 134, einer Formatierungseinheit 135, einem RAM Speicher 136 für ausgezuonege Bereiche, drei Auszugsoperatoren 137&sub1; bis 137&sub3; und N Operatoren zum Rechnen 138&sub1; bis 138N. Ein gemeinsamer Dateibus BD verbindet die Speicher 133, 134 und 136, die Kontroll- und Recheneinheit 131 sowie die verschiedenen Operatoren 137&sub1; bis 137&sub3; und 138&sub1; bis 138N. Die Einheit 131 steuert die verschiedenen Operatoren oder genauer gesagt deren Betrieb in Verarbeitungsmodus durch den Steuerbus BC.
Die vom infraroten Detektor 12 übertragenen Bilder werden am Eingang einer Formatierungseinheit 135 angewandt. Letztere schreibt besagte übertragene Bilder in ein adpatiertes Format um, damit sie gespeichert und dann von den Operatoren 137&sub1; bis 137&sub3; und von der Einheit 131 in die Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 verarbeitet werden. Die "formatierten Bilder" sind dann im Speicher 133 und in dem Speicher 134 eingespeichert: während der Speicher 133 im Ladevorgang ist, werden erste Bildverarbeitungsvorgänge durch die Auszugsoperatoren 137&sub1; bis 137&sub3; relativ zum Inhalt des Speichers 134 durchgeführt und umgekehrt. Was diese eingespeicherten Bilder angeht, werden die ersten Verarbeitungen durch Auszugsoperatoren 137&sub1; bis 137&sub3; durchgeführt und bestehen in einem Auszug von Bereichen mit höherer Beleuchtungsstärke. Diese ausgezogenen Bereiche werden dann im Speicher für ausgezogene Bereiche 136 gespeichert. Dann werden zweite Verarbeitungen durch die spezialisierten Rechenoperatoren 138&sub1; bis 138N genau auf den im Speicher 136 gespeicherten ausgezogenen Bereichen durchgeführt. Diese spezialisierten Operatoren führen jeder jeweils spezifische Berechnungen durch, so wie statistische, geometrische und radiometrische Berechnungen, die global in einer Analyse in Hauptkomponenten bestehen.
Die Ergebnisse dieser zweiten Verarbeitungen in Hauptkomponenten werden durch Informationen bezüglich des Abstands bzw. der Entfernung D und des Peilwinkels αG durch den Rechner 4 berechnet, wie man es später sehen wird, sie erlauben Formparameter und Merkmale des vermuteten Ziels zu entnehmen, so wie Länge, Höhe, Winkel der radiometrischen Darstellung, Anzahl der Schornsteine für ein Schiff, u.s.w..., und sie mit im Bibliothekspeicher für Ziele 132 vorgespeicherten Zielmerkmalen zu vergleichen. Diese vorgespeicherten Zielmerkmale wurden durch infrarote Bildherstellungstechniken erhalten. Der oben erwähnte Vergleich zeigt an, ob sich das vermutete Ziel besonders mit dem vorgespeicherten Ziel identifizieren läßt. Im Fall einer Identifizierung wird das Ziel erkannt und die Lenksteuerungseinheit 6 wird betrieben, damit das Ziel CB erreicht wird. Im umgekehrten Fall wird die Bildanalyse fortgesetzt, bis ein als interessant vermutetes anderes Ziel erkannt wird.
Im Falle eines positiven Vergleichs, wird die Position in dem Bild des als Ziel erkannten Bereiches der Kontroll- und Recheneinheit 131 übertragen, die dann die Rolle der Verfolgungseinheit spielt, wobei ein Signal zur Erkennungsanzeige SI und geeignete Steuersignalen &epsi;x und &epsi;y bei der Steuereinheit 14 angewandt werden, damit die Orientierung der Antenne 11 in Richtung des dem Auszugsbereich entsprechenden geographischen Bereichs geändert wird, und insbesondere damit der Auszugsbereich im Zentrum des erfaßten infraroten Bildes beibehalten wird.
Somit führt die Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 operationell ständig einen Vergleich zwischen den erhaltenen Bildern und den vorgespeicherten Merkmalen des Bildes eines vorgegebenen Ziels CB durch. Die Merkmale sind namentlich die Maßen, der Kontur und die Form des Ziels, und die geschätzten Richtung und Entfernung des Ziels. Nach Erkennung der Merkmale des Ziels CB gemäß den bekannten infraroten Bildherstellungskriterien, bestimmt die Erkennungseinheit 13 die Positionen &epsi;x und &epsi;y des Ziels CB im empfangenen Bild und wendet sie bei der Steuereinheit 14 an.
Die Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 erfaßt jeden Augenblick die Position eines Objekts im empfangenen Bild, in dem das Objekt die vorgespeicherten Merkmale des Zieles darstellt.
Diese Erkennungs- und Verfolgungseinheit 13 lokalisiert somit das Ziel CB für eine vorgegebenen Position der Antenne 11. Eine "Verschiebung" des Objekts im Bild wird durch die Erkennungs-und Verfolgungseinheit 13 erfaßt, die das Objekt im Bild "verfolgt". Die Einheit 13 erzeugt elektrische Signale der Objektsbewegung &epsi;x und &epsi;y, die bei der Steuereinheit 14 angewandt werden, um die Antenne 11 wieder zu positionieren, damit die Antenne zum Objekt-Ziel hin gerichtet wird und damit das Objekt ungefähr ständig die gleiche Position im Bild zeigt.
Die elektrischen Signalen, die bei der Steuereinheit 14 angewandt werden, erfüllen den Zweck der Repositionierung der Antenne 11, was den Standort S und die Peilung G angeht, damit die Position der Antenne 11 dem Ziel CB untergeordnet wird.Bei diesem Stadium wird der Analysenkopf 1 an das Ziel CB "angehängt" und die Richtung des Zieles CB im Verhältnis zur Orientierung des Flugkörpers wird ständig durch die Erfassungseinheit 2 festgestellt, d.h. die Richtung Flugkörper-Ziel im Verhältnis zur mit dem Flugkörper verbundenen Marke.
Bezug nehmend auf die Fig. 3, ist die Bewegungssteuereinheit 14 wie ein Regelkreis bekannten Typs ausgeführt, zur geeigneten und stabilen Steuerung der Antenne in die gewünschte Position &epsi;x, &epsi;y. Der Regelkreis enthält eine Einheit mit zwei Motoren 141, um die Antenne 11 zu orientieren, eine Differenzierschaltung 142, einen Gewinnverstärker 143 und einen Vergleicher 144. Die elektrischen Signalen der Momentanmessungen des Standortes S und der Peilung G, die durch die Erfassungseinheit des Zieles 2 erzeugt werden, werden mit den Signalen bez. Objektbewegung &epsi;x, &epsi;y verglichen, damit die Position der Antenne 11 dem Ziel CB untergeordnet wird.
Die Erfassungseinheit 2 enthält unter anderen zwei Aufnehmer 21 und 22, die mit der Differenzierschaltung 142 und der Einheit 141 in der Steuereinheit 14 verbunden sind, um die Position der Antenne 11 aufzunehmen. Der eine 21 der Aufnehmer erzeugt ein elektrisches Signal, das für den Standort S der Richtung Flugkörper-Ziel E - CB typisch ist, die der Richtung der Antenne 11 im Verhältnis zu einer kartesischen vorgegebenen Marke IX'Y'Z' von Achsen IX', IY' und IZ' entspricht, die mit dem Flugkörper verbunden und im Fig. 4 gezeigt ist. Die eine IX' der Achsen der Marke IX'Y'Z' ist zum Beispiel die Längsachse des Flugkörpers. Der andere Aufnehmer 22 erzeugt ein anderes elektrisches Signal, das für die Peilung G der Richtung Flugkörper-Ziel E - CB typisch ist, im Verhältnis zu einer mit dem Flugkörper verbundenen Marke. Diese beiden Signalen werden in der Erfassungseinheit verarbeitet, um sie dem Rechner 4 numerisch, parallel zu übertragen sowie dem Regelkreis in der Einheit 14, um die Antenne 11 für kurze Perioden zu "stabilisieren".
Eine Trägheitsreferenzzentrale 3 ist analog einer Vorrichtung mit herkömmlichen Kreiseln. Sie bestimmt das Verhalten der mit dem Flugkörper verbundenen vorgegebenen Marke IX'Y'Z' im Verhältnis zu einer festen mit dem Schwerpunkt I (oder Trägheitspunkt) des Flugkörpers verbundenen galileischen Referenzmarke IXYZ. Zum Beispiel sind zwei der drei Achsen IX, IY und IZ eine vertikale Achse und eine zu einem magnetischen Pol oder zur Sonne hin gerichtete Achse. Das Verhalten der Marke IX'Y'Z' wird durch drei Winkelkoordinaten λ, p, T ausgedrückt. Diese winkelkoordinaten werden in Form von numerischen Signalen durch die Trägheitszentrale 3 dem Rechner 4 parallel übertragen.
Der Rechner 4 berechnet zyklisch die Entfernung D (den Abstand) zwischen dem Flugkörper E und dem Ziel CB und den Peilwinkel αG der Richtung Flugkörper-Ziel E - CB in der Referenzmarke IXYZ, in Abhängigkeit von den Veränderlichen λ, p, T, S und G. Der zweite Rechner 5 bestimmt die Endbahn des Flugkörpers E im Verhältnis zu den Veränderlichen D und damit Flugkörperlenkanweisungen der Lenksteuerungseinheit 6 übertragen werden. Die Einheit 6 orientiert infolgedessen den Flugkörper gemäß der berechneten Bahn zum Ziel hin.
Die Rechner 4 und 5 werden vorzugsweise in Form von Mikroprozessoren ausgeführt. Die verschiedenen im Selbstlenkungsverfahren einbezogenen Berechnungsphasen werden nachstehend beschrieben.
Bezug nehmend auf die Fig. 4 ermöglicht die Erfassung des Verhaltens der Antenne 11, die durch die zwei Positionsaufnehmer 21 und 22 der Erfassungseinheit 2 durchgeführt wird, wenn der Analysenkopf 1 an dem Ziel "angehängt" ist, daß der Standortswinkel S und der Peilwinkel G des Verhaltens der Antenne 11 in der mit dem Flugkörper E verbundenen, und bezüglich der Referenzmarke IXYZ beweglichen, kartesischen Marke IX'Y'Z'in Erfahrung gebracht werden. Für ein unbestimmtes Verhalten der Antenne 11, werden die Winkel S und G mit Bezug auf die Orientierungsachse (A, CB) der Antenne 11 und auf die Projektion AX" dieser Achse auf die Ebene IX'Y' in der beweglichen Marke IX'Y'Z' definiert. A bezeichnet einen fixen Punkt im Gestell des Flugkörpers, wo die Rotationsachsen der Antenne 11 im Kardansystem konkurrieren, und in der Ebene IX'Y' gelegen ist. Der Standortwinkel S, der vom Aufnehmer 21 angezeigt wird, ist der zwischen den orientierten Achsen AX" und (A, CB) orientierter Winkel. Vorzugsweise ist der Punkt A auf der Achse IX', wie in Fig. 4 gezeigt.
Die Positionierung der Antenne 11 wird wie oben beschrieben durch die zwei Motoren durchgeführt, die auf das Kardansystem einwirken, wobei die Antenne 11 mit dem Ende einer Trägerwelle eines solchen Systems solidarisch ist. Die Steuereinheit 14 steuert dann die zwei Motoren, die die Antenne 11 in eine solche Richtung positionieren, daß das Ziel CB stets nach einem von der Antenne 11 erfaßten festen Winkel ausgerichtet wird.
Die zwei Positionsaufnehmer 21 und 22 stellen zyklisch das Verhalten der Antenne 11 in der mit dem Flugkörper E verbundenen beweglichen Marke IX'Y'Z' in Form von zwei elektrischen Signalen, die dem Rechner 4 übertragen werden und für den Peilwinkel G und den Standortswinkel S typisch sind.
Die Vorrichtung mit den in der Trägheitsreferenzzentrale 3 eingeschlossenen Kreiseln gibt zyklisch das Verhalten der beweglichen Marke IX'Y'Z' im Verhältnis zu der mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers E verbundenen Referenzmarke IXYZ vor. Die Kreisel werden häufig in der Luftfahrt benutzt, um die Richtungsänderungen anzuzeigen.
Die Trägheitsreferenzzentrale 3 enthält drei Kreisel, die gemäß den drei Achsen IX', IY' und I'Z' der beweglichen Marke IX'Y'Z' über den Punkt I angeordnet sind, der den Schwerpunkt des Flugkörpers E darstellt. Dank der Verbindung der Messungen in den drei Kreiseln, schätzt die Zentrale 3 zyklisch das Verhalten des Flugkörpers im Verhältnis zur Erde in Abhängigkeit von dem Gierwinkel λ, dem Rollwinkel p und dem Nickwinkel T des FLugkörpers E mit Bezug auf die Trägheitsreferenzmarke IXYZ in der Form von drei elektrischen Signalen, die jeweils für diese drei Winkel typisch sind und am Rechner 4 angewandt sind. Es soll bermerkt werden, daß die drei Winkel λ, p, T das Verhalten des Flugkörpers E im Verhältnis zu der Trägheitsreferenzmarke IXYZ vollkommen definieren.
Die zwei durch die Erfassungseinheit 2 erzeugten analogen elektrischen Signalen sowie die drei durch die Trägheitsreferentzzentrale 3 erzgeugten elektrischen Signalen werden zyklisch durch analog-digitalen Wandler parallel digitalisiert, um von dem Rechner 4 benutzt zu werden. Die Abtastperiode in den Wandlern derfiniert einen Rechenzyklus in dem Rechner 4. Während eines in der Fig. 5 gezeigten Zyklus werden die numerischen Werte der Winkel G, S, λ, p, T vom Rechner 4 verarbeitet, der den Peilwinkel αG der Antenne 11 in der mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers verbundenen Trägheitsmarke IXYZ sowie die Entfernung D zwischen dem Ziel CB und dem Flugkörper E berechnet.
Der Peilwinkel αG der Antenne 11 im Verhältnis zu der Trägheitsmarke ist der Winkel zwischen der Projektion der Achse (A, CB) der Antenne 11 auf die Ebene IXY, und die Achse IX. Diese Projektion wird durch (I&sub1;, CB) und (I&sub2;, CB) bei zwei jeweils aufeinanderfolgenden Augenblicken t&sub1; und t&sub2; in der Fig. 6 bezeichnet.
In der Praxis kann die Ebene IXY mit dem Boden verwechselt werden. Das Trägheitszentrum I des Flugkörpers E bewegt sich mit einer zwischen zwei aufeinanderfolgenendn Meßaugenblicken ziemlich geradlinigen Geschwindigkeit und bei einer zwischen zwei aufeinanderfolgenden Meßaugenblicken beständigen Höhe. Wenn man weißt, daß die in etwa geradlinige Geschwindigkeit des Flugkörpers E sehr groß im Verhältnis zu derjenigen des Zieles ist, und daß die Höhe des Flugkörpers sehr klein im Verhältnis zu der Strecke Flugkörper-Ziel ist, so wird angenommen, daß die Flugkörperbahn als in der das Ziel enthaltenden Bodenebene IXY eingeschrieben ist, und mit der geradlinigen Referenzachse IX zwischen zwei Messungen des Winkels αG verwechselt, wie in der Fig. 6 gezeigt.
Der einzige Wert des Peilwinkels αG im Verhältnis zu der festen Marke IXYZ stellt genau die Winkelpositionierung des Ziels CB im Verhältnis zu dem Flugkörper E dar. In der Tat, wenn man die Höhe der mit dem Flugkörper E verbundenen Marke IX'Y'Z' im Verhältnis zu der mit dem Schwerpunkt verbundenen Trägheitsmarke IXYZ durch Verwendung der in der Trägheitsreferenzzentrale eingeschlossenen Vorrichtung 3 mit Kreiseln kennt, und wenn man das Verhalten der Antenne 11 in der mit dem Flugkörper verbundenen beweglichen Marke IX'Y'Z', wird das Verhalten der Antenne 11 in der Trägheitsmarke IXYZ in Form von Peilwinkel in der Trägheitsmarke IXYZ in dem Rechner 4 berechnet.
Mit Bezug auf die Fig. 5 werden die durch den Rechner 4 durchgeführten verschiedenen Funktionen in Form eines zyklischen Algorithmus schematisiert, der vier Phasen enthält. Wie im Vorstehenden gesehen, erhält der Rechner 4 zyklisch in numerischer Form Werte, die für die Winkel G, S, λ, p, T typisch sind.
Ursprünglich erhält der Rechner 4 am Anfang eines Zyklus die fünf Winkel G, S, λ, p, T und speichert sie.
Der Rechner 4 führt dann die Berechnung des Peilwinkels αG der Antenne 11 durch, unter Berücksichtigung der fünf Winkel G, S, λ, p, T in der Trägheitsreferenzmarke IXYZ, dann speichert er diesen berechneten Wert ein. Der Peilwinkel αG kann nach der folgenden Formel berechnet werden:
αG = (G + λ) cosp + (S + T) sinp.
Dann benutzt der Rechner 4 die zwei letzten berechneten Werte αG1 und αG2 des Peilwinkels, um die Entfernung D zwischen dem Ziel CB und dem Flugkörper E zu bestimmen, wie nachstehend in bezug auf die Fig. 6 beschrieben.
Der Rechner 4 überträgt dann dem Rechner 5, in Form von numerischen Signalen, den letzten berechneten Wert αG2 des Peilwinkels der Antenne 11 in der Trägheitsmarke IXYZ sowie die Entfernung D zwischen dem Ziel CI und dem Flugkörper E. Am Zyklusende bestimmt der Rechner 5 die Endbahn des Flugkörpers E, um den Flugkörper E zum Ziel hin mittels der Lenksteuerungseinheit 6 zu richten.
Mit Bezug auf die Fig. 6 folgt die vom Rechner 4 während eines Zyklus durchgeführten Berechnung der Entfernung D zwischen dem Flugkörper E und dem Ziel CB, zwei aufeinanderfolgenden Berechnungen des Peilwinkels αG in der Trägheitsmarke jeweils zu zwei Zyklusmomenten t&sub1; und t&sub2;, die einem ersten gespeicherten Wert αG1, und einem zweiten während besagtem Zyklus berechneten Peilwinkelwert αG2. Die zwei Zyklusmomenten t&sub1; und t&sub2; entsprechen jeweils zwei Positionen I&sub1; und I&sub2; des Schwerpunktes I in der Ebene IXY, hier als mit dem Punkt A ineinanderfließend vermutet.
Wenn man die Geschwindigkeit V(t) des Schwerpunktes I des Flugkörpers kennt, die a priori mit der Zeit t gemäß einem gespeichertem vorgegebenen Gesetz variiert, ist die vom Flugkörper E zwischen den zwei Zyklusmomenten t&sub1; und t&sub2; zurückgelegte Strecke d&sub1;&sub2;:
d&sub1;&sub2; = V(t&sub2;) t&sub2; - V(t&sub1;) t&sub1;.
Wenn der Flugkörper im ständigen Betrieb ist, ist die Geschwindigkeit V beständig und die Entfernung lautet demzufolge:
d&sub1;&sub2; = V (t&sub2; - t&sub1;).
Wenn I&sub2;H die vom Gipfel I&sub2; auskommende Höhe im Dreieck I&sub1; I&sub2; CB ist, so wird diese durch die 2 folgenden Gleichungen ausgedrückt:
Aus diesen zwei Gleichungen wird die Entfernung Flugkörper-Ziel D entnommen:
Für den Rechner 4 sind die aufeinanderfolgenden Schritten der Berechnung der Entfernung D zwischen dem Flugkörper E und dem Ziel:
- die Berechnung und die Speicherung eines ersten Peilwinkels αG1 und eines zweiten Peilwinkels αG2 zu zwei aufeinanderfolgenden Momenten, jeweils t&sub1; und t&sub2;, in Abhängikeit von dem jeweiligen Verhalten der Antenne 11 und der mit dem Flugkörper verbundenen Marke IX'Y'Z',
- die Berechnung der zwischen diesen zwei Augenblicken zurückgelegten Strecke d&sub1;&sub2; unter Berücksichtigung der Geschwindigkeiten V(t&sub1;) und V(t&sub2;) des Flugkörpers E und
- die Berechnung der Entfernung D zwischen dem Flugkörper E und dem Ziel CB unter Berücksichtigung der gelesenen Veränderlichen αG1, αG2 und d&sub1;&sub2; gemäß dem oben angeführten Verhältnis nach dem Moment t2.
Der Bahnrechner 5 erhält die gemessenen Werte des Peilwinkels αG und der Entfernung D in numerischer Form und speichert eine numerische Funktion der Geschwindigkeit V des FLugkörpers E unter Berücksichtigung der Zeit ein, um die Endbahn des Flugkörpers vorzugeben, damit das Ziel CB erreicht wird.
Die vorgegebenen Merkmale betreffend bevorzugte Bahnen des Flugkörpers für vorgegebene Auftreffpunkte des Ziels CB werden im Rechner 5 für Drehmomente gespeichert, die von der berechneten Entfernung D abhängen, die das Ziel vom Flugkörper E trennt, und von dem in der festen Marke OXYZ berechneten Peilwinkel αG. Demzufolge wählt der Rechner 5 die optimale Endbahn des Flugkörpers E unter Berücksichtigung des gewählten Auftreffpunktes aus. Die Bahnänderung des Flugkörpers E des Ziels CB kann nur für einen vorgegebenen Peilwinkel αG oder für eine vorgegebene Entfernung D, zwischen dem Flugkörper und dem Ziel, erlaubt werden.
Unter diesen Bedingungen, statt daß der Flugkörper direkt auf das Ziel hinsteuert, kann der Flugkörper gegen einen vorgegebenen empfindlichen oder schlecht verteidigten Auftreffpunkt des Ziels CB durch Selbstlenkung geführt werden und dabei das Ziel umgehen.

Claims

1. Verfahren zur Selbstlenkung eines Flugkörpers (E) gegen ein Ziel (CB), der anfangs eine Bahn (I&sub1;I&sub2;) ungefähr in der Höhe des Ziels (CB) zurücklegt, enthaltend:

die Erfassung eines Bildes des Ziels in einem von Empfangsmitteln für infrarote Wellen (11, 12) empfangenen Bild, welche Mittel im Flugkörper eingeschlossen sind und innerhalb einer mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Z'Y') beweglich sind, damit ein Ziel in der besagten mit dem Flugkörper (E) verbundenen Marke (IX'Y'Z') erfaßt wird, das Bild des Ziels verfolgt wird und die Peilwinkel des Ziels (αG) und der Abstand (D) zwischen dem Flugkörper und dem Ziel festgelegt werden,

dadurch gekennzeichnet,

daß besagtes Verfahren nach Erfassung des Bildes des Ziels (CB) zyklisch wie folgt umfaßt:

* die Bestimmung des Verhaltens (S, G) der beweglichen Empfangsmittel (11, 12) in der mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Y'Z'),

* die Orientierung der beweglichen Empfangsmittel (11) in Abhängigkeit von dem Bild des Ziels, damit das Bild des Ziels stets in dein von den Empfangsmitteln empfangenen Bild eingeschlossen wird,

* die Bestimmung des Verhaltens (λ, p, T) der besagten mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Y'Z') im Verhältnis zu einer mit dem Schwerpunkt (I) des Flugkörpers (E) verbundenen Trägheitsmarke (IX, Y, Z),

* die Berechnung des Peilwinkels (αG) des Ziels in der mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers verbundenen Trägheitsmarke in Abhängigkeit von dem Verhalten (S, G) der beweglichen Empfangsmittel und von dem Verhalten (λ, p, T) der besagten mit dem Flugkörper verbundenen Marke, und

* die Berechnung des Abstands (D) zwischen dem Flugkörper und dem Ziel, um die Position des Ziels im Verhältnis zu dem Flugkörper festzulegen, wobei besagte Abstandsberechnung in Abhängigkeit von den zwei Peilwinkeln (αG1, αG2), die an zwei aufeinanderfolgenden Momenten (t&sub1;, t&sub2;) berechnet werden, und von der vom Flugkörper (E) zwischen den besagten zwei aufeinanderfolgenden Momenten (t&sub1;, t&sub2;) zurückgelegten Strecke (d&sub1;&sub2;) durchgeführt wird, unabhängig von dem Verhalten der mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Y'Z'),

* die Berechnung der Bahn des Flugkörpers in Abhängigkeit von dem besagten Peilwinkel und von dem besagten Abstand.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Peilwinkel (αG) in Abhängigkeit vom Standort (S) und von der Peilung (G) berechnet wird, welche das Verhalten der bewegliche Empfangsmittel (11) definieren bei der Verfolgung des Bildes des Ziels (CB) im Verhältnis zu der mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Y'Z') und in Abhängigkeit von dem Gierwinkel (λ), dem Rollwinkel (p) und dem Nickwinkel (T), welche das Verhalten der mit dem Flugkörper verbundenen Marke (IX'Y'Z') im Verhältnis zu der besagten mit dem Schwerpunkt des Flugkörpers (IXYZ) verbundenen Trägheitsmarke definieren.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß besagter Abstand D zwischen Flugkörper und Ziel gemäß folgender Gleichung berechnet wird:

D = [V(t&sub2;) t&sub2; - V(t&sub1;) t&sub1;] sin αG1 / (sin αG2 - αG1)), in welcher V(t&sub1;) und V(t&sub2;) die Geschwindigkeiten des Flugkörpers an zwei aufeinanderfolgenden Momenten t&sub1; und t&sub2;, an welchen die zwei Peilwinkel αG1 und αG2 des Flugkörpers in der mit dem Schwerpunkt (IXYZ) verbundenen Trägheitsmarke berechnet werden, wobei die Peilwinkel αG1 und αG2 an den Momenten t&sub1; und t&sub2; gespeichert werden und nach dem Zyklusmoment t&sub2; gelesen werden.

4. Verfahren nach irgendeinem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Zyklus, nach der Berechnung des Peilwinkels (αG) und des Abstands (D), die Berechnung einer Flugkörperbahn in Abhängigkeit von dem Peilwinkel und von dem Abstand sowie von vorgegebenen Merkmalen des Ziels, wie dem Auftreffpunkt des Ziels, umfaßt.