DE69607944T2

DE69607944T2 - Verfahren und vorrichtung zur bahnkorrektur eines ballistischen geschosses mittels radialen schüben

Info

Publication number: DE69607944T2
Application number: DE69607944T
Authority: DE
Inventors: James Linick
Original assignee: Bofors AB
Current assignee: Saab Bofors AB
Priority date: 1995-02-14
Filing date: 1996-02-08
Publication date: 2000-11-30
Anticipated expiration: 2016-02-09
Also published as: EP0809781B1; DE69607944D1; US5647558A; WO1996025641A3; EP0809781A2; WO1996025641A2

Description

Verfahren und Vorrichtung zur Bahnkorrektur eines ballistischen Geschosses mittels radialen Schüben.

Querverweise auf zugehörige Anmeldungen

Diese Anmeldung ist eine Fortführungsanmeldung einer am 14. Februar 1995 eingereichten Patentanmeldung, Serial No.08/ 388039.

Erfindungsgebiet

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein durch ein Geschütz gestartetes Geschoß oder ähnliche Fluggeräte. Im einzelnen betrifft die vorliegende Erfindung eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Suchen nach, Zielverfolgen und Fernleiten von durch Geschütze gestarteten Geschoßen, Raketen und ähnlichen Fluggeräten, um ein ausgewähltes Ziel zu treffen.

Beschreibung des Standes der Technik

Als Stand der Technik ist allgemein bekannt, daß ein von einem Geschütz gestartetes Geschoß einer ballistischen Bahnkurve folgt, die ziemlich gut berechnet werden kann. Dieses Wissen ermöglicht einem Schützen Geschosse so abzuschießen, daß sie vorab gewählte Zielflächen mit angemessener Übereinstimmung und einer ersten Schußgenauigkeit von ungefähr 1% bis 5% im Zielbereich treffen.
Es ist auch gemäß dem Stand der Technik bekannt, daß landgestützte Geräte den Raum suchen können, in welchem erwartet wird, daß durch Geschütze gestartete Geschosse erscheinen (bekannt als Objektraum) und daß solche Geschosse danach während ihres Fluges lokalisiert und verfolgt werden. Der Zweck dieser Systeme gemäß dem Stand der Technik ist es, die Artillerie und Raketenabschußbatterie dabei zu unterstützen, eine größere Genauigkeit zu erzielen, indem die Abweichungen von den erwarteten Bahnkurven der verfolgten Geschosse notiert werden, welche von Wind, Wetter oder anderen Gründen, beispielsweise ballistischen Interna oder Externa, resultieren. Die Artillerie oder Abschußbatterie kann dann, wenn die Flugeinzelheiten einer tatsächlichen Geschoßbahnkurve gegeben sind, deren Ziel in den darauffolgenden Salven einstellen.
Solche Systeme gemäß dem Stand der Technik verwendeten Aktivradar, üblicherweise im Frequenzbereich von 12,5 bis 18 Gigahertz um den Objektraum zu suchen. Das am fliegenden Geschoß reflektierte Signal wird durch die Radar-Empfangsantenne detektiert. Dann kann ein Polarkoordinatenverfahren zur Zielverfolgung des fliegenden Geschoßweges verwendet werden.
Bei diesen Systemen gemäß dem Stand der Technik mußte zur Aufrechterhaltung einer Radarverbindung mit dem Geschoß der Radar häufig, jedoch nicht immer, kontinuierlich ein Signal emittieren, das allgemein als ein Strahl bezeichnet wird. Die Zielverfolgungsdaten, die einmal ermittelt worden sind, wurden in den Radarcomputer eingegeben, um weiter verarbeitet zu werden und um zu einem Benutzer, wie beispielsweise dem Batteriebefehlszentrum, übertragen zu werden, um die Bahnkurve eines Geschosses anzuzeigen.
Es gibt auch verbesserte Abbildungsverfahren für ein Fernzielverfolgungssystem. Diese Systeme haben thermische und Aktivlaser-Abbildesysteme mit schneller Bildeinstellung mit mechanischen Abtastvorrichtungen zum Umwandeln der Strahlung aus dem weiten Infrarotbereich in sichtbares Licht in Realzeit und mit einer Informationsrate, die mit derjenigen des herkömmlichen Fernsehens vergleichbar ist. Solche Systeme werden allgemein als FLIR-Systeme bezeichnet, der Abkürzung für Infrarot-Voraussichtradar, und ermöglichen es den Verfolgern auf dem Feld wirksam Geschosse zu verfolgen, wenn sie durch Staub, Dunkelheit oder andere Umweltbedingungen unsichtbar sind. Diese Systeme sind in den US-PS- 4407464; 4453087 und 4886330 der vorliegenden Anmelderin und des vorliegenden Erfinders James Linick, offenbart.
Ein weiteres Geschoßzielverfahren, angemeldet von Blomquist und dem vorliegenden Anmelder James Linick ist in der US- PS-4679748 offenbart, welches ein Abtast- und Leitsystem für von einem Geschütz gestartete Geschosse offenbart, das vollständig innerhalb des Geschosses selbst enthalten ist. Dieses System leidet jedoch an der Unmöglichkeit der Verfolger in der Artillerie oder der Abschußrampe, eine Steuerung über die Bahnkurve des Geschosses zu initiieren, wenn dieses seinen Flug erst einmal begonnen hat, und nur während der Zielanflugstufe der Bahnkurve Gültigkeit und Wert haben; wobei üblicherweise eine derartige Stufe in der Größenordnung von 5000 bis 2500 Metern; abhängig vom Wetter und anderen Faktoren, beginnt.
Dem Fachmann ist es auch bekannt, daß ein Geschoß eine Trägerrakete entlang der Längsachse des Geschosses verwenden kann, um die Entfernung zu verändern, die vom Geschoß zurückgelegt wird. Ein derartiges System ist in der US-PS- 3758052 von Mac Alexander und Stout, offenbart, bei dem für die Zielverfolgung der tatsächlichen Geschoßbahnkurve ein Bodenradar verwendet wird, ein Bodencomputer dazu verwendet wird, die tatsächliche Bahnkurve mit einer gewünschten Bahnkurve zu vergleichen und ein Sender dazu verwendet wird, ein Signal zum Geschoß zu senden, um eine in Längs richtung verlaufende Trägerrakete zu zünden, um die Reichweite des Geschosses zu ändern. Dieses System kann jedoch bei dem Geschoß weder eine seitliche Kurskorrektur auslösen, noch kann es bewirken, daß ein Geschoß eine kürzere Reichweite hat.
Die WO-83/03894 offenbart ein Waffenleitsystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Vorrichtung und ein Verfahren zu schaffen, bei dem die vorstehend aufgeführten Nachteile der Vorrichtung gemäß dem Stand der Technik überwunden sind, und das eine Verbesserung schafft, die für die Geschoßabschußtechnik einen signifikanten Beitrag leistet.
Eine weitere Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Vorrichtung und ein Verfahren zu schaffen, um ein im Flug befindliches Geschoß mit einem Radialschub von bestimmter Größe zu beaufschlagen, um zu bewirken, daß das Geschoß an einem gewünschten Ziel landet, in dem Zielinformation unter Verwendung eines Computers und Information über die Geschoßbahnkurve zur Bestimmung des präzisen Zeitpunktes, zu welchem der Radialkorrekturschub auszuüben ist, gesendet wird.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, daß die Mittel zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve ein auf einem faseroptischen Laser-Gyroskop basierendes Trägheitsnavigationssystem ist, das insgesamt innerhalb des Geschosses enthalten ist.
Es ist eine weitere Aufgabe der Erfindung, eine Information von einer Einrichtung zum Bestimmen der Geschoßteilbahnkurve zu verwenden, d. h. ballistischer Interna, und zwar mittels eines Mündungsgeschwindigkeitsdetektors, der die Geschwindigkeit des Geschosses bei Verlassen des Geschützrohres mißt.
Es ist eine weitere Aufgabe der Erfindung, daß die Einrichtung zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve mit einem Global- Positioniersystem-Satellitenempfänger und einer im Geschoß angeordneten Antenne arbeitet.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, den gewünschten Zielort während des Fluges des Geschosses zu aktualisieren, indem eine Datenverbindung zur Übertragung der gewünschten aktualisierten Zielposition von einem Bodensystem zum Geschoß verwendet wird, wodurch der Zielortfehler (TLE) adressiert wird.
Die vorstehenden Ausführungen haben einige der sachdienlicheren Aufgaben der Erfindung skizziert. Diese sollten lediglich als illustrierend für einige von mehreren herausragenden Merkmalen und Anwendungen der vorliegenden Erfindung sein. Viele andere erfolgreiche Ergebnisse können erzielt werden, indem die offenbarte Erfindung in einer anderen Art und Weise oder durch Modifizieren der Erfindung innerhalb des offenbarten Schutzumfanges angewandt wird. Demgemäß werden andere Merkmale und ein vollständigeres Verständnis der Erfindung durch Bezugnahme auf die gesamte Erfindung und die detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung, die Zeichnung und die Ansprüche, erzielt.

Zusammenfassung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein im Flugkurs korrigierbares Geschoß, eine Bombe oder eine Rakete, die vollautonom im "Abschieß- und Vergessen"-Modus funktioniert. Das kurskorrigierbare Geschoß verwendet einen Impulsmotor, der senkrecht zur Geschoßbahnkurve oder in der Nähe des Geschoßschwerpunktes wirkt, um das Geschoß mit einem Kurskorrekturschub zu beaufschlagen. Diese Kurskorrekturkraft wird parallel zur Geschoßradialachse, um einen Schubgrößevektor mit fester Größe in der Ebene senkrecht zur Geschoßbahnkurve mit einem präzisen Radialwinkel zu schaffen. Die vorliegende Erfindung schafft eine Einrichtung zum Zünden des Impulsmotors zu einem genauen Zeitpunkt und genauen Winkel, um eine Geschoßkurskorrektur auszuüben und dadurch das Geschoß an einem gewünschten Ziel zu landen.
Die vorliegende Erfindung kann berechnen, wann der Impulsmotor zu zünden ist. Im vollständig autonomen Modus ist das Geschoß mit dem gewünschten Zielort programmiert und wird dann abgeschossen. Das Geschoß, welches im Geschoß eingebaute Systeme verwendet, bestimmt die Geschoßbahnkurve und zündet den Impulsmotor zu demjenigen Zeitpunkt und Winkel, der notwendig ist, damit das Geschoß an dem gewünschten Ziel auftrifft. Der gewünschte Zielort kann während des Geschoßfluges durch eine Datenverbindung zum Geschoß aktualisiert werden. Die Systeme können dann die aktualisierte Zielinformation verwenden, um zu bestimmen, wann der den Kurs korrigierende Impulsmotor zu zünden ist. Dadurch wird die vorliegende Erfindung sehr effektiv beim Treffen eines bewegten Ziels und weiterhin beim Kompensieren der normalen Bahnkurvenabweichungen, die bei dem Flug eines Geschosses zu finden sind.

Beschreibung der Figuren

Für ein weitergehendes Verständnis der Natur und der Aufgaben der vorliegenden Erfindung sollte auf die folgende detaillierte Beschreibung anhand der begleitenden Figuren Bezug genommen werden.
Fig. 1 zeigt die Bahnkurve eines Geschosses gemäß der vorliegenden Erfindung in der Endstufe einer ballistischen Bahnkurve. Fig. 1 zeigt eine vorbestimmte und unveränderliche Schubgröße eines ballistischen Geschosses, das mit dem Radialimpulsmotor gemäß der vorliegenden Erfindung ausge rüstet ist, der dazu verwendet werden kann, die Bahnkurve des Geschosses zu verändern, indem nur der Zeitpunkt (zu welchem auf die ballistische Bahnkurve der Schub ausgeübt wird) und der Winkel (bei der vorliegenden Erfindung auch eine Funktion des Zeitpunktes) zu welchem der Impulsmotor gezündet wird, zu variieren, um zu ermöglichen, daß das Geschoß ein gewünschtes Ziel trifft.
Fig. 2 zeigt den Innenaufbau des Impulsmotors gemäß der vorliegenden Erfindung. Der Impulsmotor hat sechs Verbrennungskammern, die mit einem festen oder feinkörnigen Treibstoff und Kraftstoff gefüllt sind, mit einer festen Schubdüse (n). Die tatsächliche Anzahl und Form derartiger Verbrennungskammern sind für das Formgestaltungskonzept wie in der Fig. 2 gezeigt, nicht kritisch, mit Ausnahme daß die Form eine solche sein muß, daß eine vollständige und schnelle Verbrennung möglich ist und die Düsen so positioniert sein müssen, daß der Gesamtschub aus jeder einzelnen Verbrennungskammer und/oder allen derselben am oder in der Nähe des Schwerpunktes des Geschosses einen Mittelwert bildet. Beispielsweise könnten die Impulsmotoren auch in einer Ringform ausgebildet sein, die in eine geeignete Anzahl von Kammern unterteilt ist, wobei diese jeweils mit einer oder mehreren Düsen versehen sind. Die tatsächliche Anzahl derartiger Verbrennungskammern ist für die Formgestaltung nicht kritisch und ist in der Fig. 2 als ein Beispiel einer realistischen und erhältlichen Größe gezeigt. Die Schubdüse (n) können so ausgerichtet sein, daß sie einen Schub erzeugt, der senkrecht zur Bahnkurve des Geschosses liegt. Fig. 2 zeigt, daß der Impulsmotor mit der Geschoßrotation rollt.
Fig. 3 zeigt die innere Elektronik und die inneren Komponenten des kurskorrigierbaren Geschosses gemäß der vorliegenden Erfindung. Die innere Elektronik, die in der Fig. 3 gezeigt ist, reflektiert die Vielzahl von Konfigurationen, die bei der vorliegenden Erfindung zur Verfügung steht. Die drei Konfigurationen von gyroskopischer/Bodensteuerung, globalem Positioniersystem/Innensteuerung und Trägheitsnavigationssystem/Innensteuerung, sind mit einem Mikroprozessör, einem SRAM-Speicher, einer Eingangs-/Ausgangs-Schnittstelle, einer Wärmebatterie, Spannungsreglern, einer Masseeingangsschnittstelle, Antennen, Empfängern, Dekodern, Identifizierschaltungen, einem Signalumsetzer, Folgeaktivierelementen und Motorzündern verbunden, gezeigt.
Fig. 4A zeigt eine Antennenkuppel für das globale Positioniersystem mit einer Hitzeschild-Antennenkuppel, die mit dem Äußeren übereinstimmend unter der Oberfläche an einem Geschoß befestigt ist;
Fig. 4B zeigt ein Antennenfeld für ein globales Positioniersystem, das in der Antennenkuppel gemäß Fig. 4A verwendet werden kann.
Fig. 4C zeigt den Innenaufbau des Antennenfeldes für das globale Positioniersystem und die Antennenkuppelform, die in den Fig. 4A und 4B gezeigt ist und die im Inneren vergossen ist und einen Stiftanschluß hat, um am Geschoß befestigt zu werden.
Fig. 5 zeigt die vorliegende Erfindung im Betrieb gegen ein bewegtes Ziel und in Verbindung mit anderen taktischen Gefechtsfeld-Informationssammelsystemen. Fig. 5 zeigt wie das Merkmal der Datenverbindung gemäß der vorliegenden Erfindung dazu verwendet wird, den gewünschten Zielort im Geschoß zu aktualisieren, so daß das Geschoß (falls in einer Abfeuer- und Vergessen-Konfiguration) bestimmen kann, wann der Radialimpulsmotor zu zünden ist, um zu ermöglichen, daß das Geschoß das gewünschte Ziel trifft.

Detaillierte Beschreibung der Erfindung

1. Einleitung

Die vorliegende Erfindung arbeitet in einem vollständig autonomen (Abfeuern und Vergessen)-Modus. Bei diesem wird ein Radialimpulsmotor verwendet, um einen präzise zeitlich abgestimmten Schubvektor auf das Geschoß auszuüben, um eine Änderung der Geschoßbahnkurve zu bewirken. In dem vollständig autonomen Modus kann das Geschoß von einem externen System aktualisierte Zielinformation enthalten, aber die Systeme, alle die an Bord des Geschosses sind, das Datenverarbeitungs-Subsystem, bestimmen den genauen Impulszündzeitpunkt und -winkel.

II. Geschoßkurskorrektur

Die vorliegende Erfindung hat zwei Verfahren zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve. Die zwei Verfahren sind ein globales Positioniersystem (GPS) und ein Trägheitsnavigationssystem (INS). Beide Verfahren können eine Datenverbindung zum Geschoß verwenden, um die Zielinformation zu aktualisieren, während sich das Geschoß auf dem Flug befindet, um den Zielortfehler zu korrigieren.

a) Übersicht

Fig. 1 zeigt ein Geschoß mit einem Radialimpulsmotor 4 gemäß der vorliegenden Erfindung. Der Impulsmotor 4 ist in das Geschoß eingebaut, um nach dem Basisverbrennungsschub ungefähr auf den Schwerpunkt des Geschosses zu wirken. Dadurch wird das Geschoß vor Taumeln bewahrt, wenn der Impulsmotor 4 betätigt wird. Der Impulsmotor 4 gemäß der vorliegenden Erfindung kann dazu verwendet werden, auf das Geschoß 2 einen Schubimpuls mit einer feststehenden Größe auszuüben. Das Geschoß 2 kann durch Leitbleche 16 spinstabilisiert sein. Die Leitflächen 16 können eingezogen sein, während das Geschoß im Geschütz ist, und die Spin- Stabilisierung kann dazu verwendet werden, das Geschoß 2 mit einer feststehenden Rollrate bezogen auf seine Geschwindigkeit zu versehen. Die feststehende Rollrate kann im Impulsmotor 4 für die Zündberechnungen (später im einzelnen beschrieben) verwendet werden, um den präzisen Zündwinkel zu bestimmen, um den Schubvektor zu einem genauen Zeitpunkt zu beaufschlagen. Es ist zu ersehen, daß bald nach dem Abschießen, weniger als 3 Sekunden, die Geschoßleitbleche entfaltet sein können. Diese Leitbleche können, wenn sie entfaltet sind, die Geschoßrollrate weiter reduzieren, und wegen eines spezifischen Kantenwinkels das Rollen festlegen, damit dieses während einem großen Teil der Flugzeit verhältnismäßig konstant bleibt. Weiterhin können die Leitblechgröße, Form und Anzahl so sein, daß sie keinen überlagernden, nicht akzeptierbaren Luftwiderstand erzeugen. Das Geschoß 2 ist in einer Bahnkurve 8 in Richtung auf ein gewünschtes Ziel 14 gezeigt. Wie gezeigt, kann der Radialimpulsmotor 4 einen Schubvektor 6 in einer Ebene senkrecht zur Geschoßbahnkurve 8 erzeugen. Durch präzises Zeitschalten der Zündung des Impulsmotors 4 und des Winkels des Schubvektors (eine Funktion des Zeitpunktes, weil das Geschoß rollt) kann eine feststehende Schubgröße verwendet werden, die Geschoßbahnkurve zu ändern, damit das Geschoß an einem gewünschten Ziel landet. Beispielsweise ist eine Geschoßbahnkurve 8 gegeben und ihre Abstiegsgeschwindigkeit beträgt 250 m/sec, und es kann eine 500 m-Bahnkurvenkorrektur 12 durchgeführt werden, indem der Impulsmotor 4 (der einen 50-Meter/sec Quergeschwindigkeitsvektor erzeugt) gezündet wird, wenn das Geschoß 2 sich in einer Entfernung von 2500 m befindet. Ähnlich wie bei den vorstehend gegebenen Faktoren kann eine 250 m-Bahnkurvenkorrektur 10 durchgeführt werden, indem der Impulsmotor (der auch einen 50- Meter/sec Quergeschwindigkeitsvektor erzeugt) durchgeführt werden, wenn das Geschoß in einer Entfernung von 1250 Metern ist). Somit kann durch Ändern des Zeitpunktes und des Winkels eines einzigen, in seiner Größe festgelegten Schu bes die vorliegende Erfindung die Geschoßbahnkurve ändern, damit ein gewünschtes Ziel getroffen wird, und zwar immer dann, wenn das Ziel innerhalb der Korrekturzone liegt. Es ist zu ersehen, daß gewisse Geschosse, deren Sprengköpfe kleine Mehrfachbomben sind, die vorstehend beschriebenen Leitbleche mit befestigten Zündladungen und an zwei möglichen Positionen haben können. Die erste Position dient wir vorstehend beschrieben dazu, die Rollrate des Geschosses festzulegen. Die zweite Position nach dem Abfeuern der Zündladungen kann die Leitbleche in einem größeren Kantenwinkel sperren, wodurch bewirkt wird, daß die Rollrate des Geschosses stark erhöht wird. Diese erhöhte Rollrate wird zulassen, daß das Geschoß die Anzahl von kleinen Bomben, die in seinem Sprengkopf enthalten sind, in einen größeren Abstand schleudert, wodurch dessen Letalitätsradius vergrößert wird. Für solche Geschosse ist anzumerken, daß die Annäherungssicherung aktiviert würde als eine Funktion eines Zeitpunktes zu dem nach dem Abfeuern als erstes der Leitblechwinkel wieder geneigt wird, um zwei derselben zu positionieren, das Außengehäuse des Geschosses birst, damit die kleinen Bomben radial nach vorne abgeschossen werden können.

b) Der radiale Impulsmotor

Fig. 2 zeigt in einer Ansicht im Schnitt den radialen Impulsmotor 4, der bei der vorliegenden Erfindung verwendet werden kann. Der radiale Impulsmotor 4 kann sechs Verbrennungskammern 62 oder mehr oder weniger aufweisen, die in den Außenumfang 50 des Geschosses 2 eingebaut sind. Jede Verbrennungskammer hat eine festliegende Schubdüse 52 und eine Kammer, die durch die Trennwände 64 gebildet ist, welche jede Kammer abtrennen. Die Verbrennungskammern 62 können mit sehr feinkörnigem, festem Treibstoff oder einem anderen geeigneten Treibstoff 54 gefüllt sein, um insgesamt eine Quergeschwindigkeit von ungefähr 50/6 m/sec zu erzeugen. Ein geeigneter Treibstoff kann 940 g feinkörniges Am moniumperchlorat zusammen mit einem geeigneten Kraftstoff, wie beispielsweise Butylan sein.
T = Brennzeit für alle (6) Motoren
t&sub1; = Brennzeit pro Motor
Ec = Energieinhalt des Kraftstoffes 2400 NS/kg
W = Geschoßgewicht 45 kg
V&sub1; = Gewünschte Seitengeschwindigkeit von den Impulsmotoren
(Gesamt)
V&sub2; - Geschoßsinkgeschwindigkeit
N&sub1; - Anzahl der Motoren (Verbrennungskammern)
W(V&sub1;) = Newton Sekunden = 45(50) = 2250 NS
W(V&sub1;) = erforderlicher Gesamtimpuls = TIR
TIR/Ec = erforderlicher Kraftstoff in Gramm
2250/2400 = 940 Gramm
Die Impulsmotoren 62 können einzeln durch ein Zündsteuersystem (weiter unten im einzelnen erörtert) gezündet werden.
Die Verbrennungskammern 62 können zusammen verwendet werden, um einen Gesamtschubvektor von ungefähr 50 m/sec zu bilden. Beispiel: das Geschoß kann eine Rotationsfrequenz von ungefähr 4 Hertz 58, gebildet durch die Stabilisatorleitbleche 16, haben. Wenn der Kraftstoff jeder der Verbrennungskammern eine Brennzeit von ungefähr 25 Millisekunden hat, ist die Änderung der Winkelposition einer Schubdüse 52 über die Brennzeit ungefähr 17 Grad. Daher sollte der Kraftstoff ungefähr 8,5º vor dem gewünschten Schubwinkel anfangen zu brennen und 8,5º nach dem gewünsch ten Schubwinkel aufhören zu brennen. Um dies zu illustrieren zeigt die Fig. 2 in einem beispielhaften Schubwinkel 60 von 70º gegenüber der oberen mittleren Position 56 des Geschosses. Es ist gegeben, daß das Geschoß 2 eine Rotationsfrequenz von 4 Hertz hat und die Verbrennungskammern 62 können bei ungefähr 61,5º (8,5º vor 70º) zünden und über ungefähr 78,5º (8, 5º nach 70º) brennen, um einen zusammengesetzten Schubvektor bei 70º zu schaffen. Wenn jede Verbrennungskammer 62 bei 61,5º gezündet wird und jede Verbrennungskammer 50,6 m/s Schub erzeugt, dann wird ein wirksamer Gesamtschub von 50 m/s bei dem gewünschten 70º-Winkel 60 erzielt.

c) Elektronik und Systeme des Geschosses

Fig. 3 zeigt die Systeme, die im Geschoß 2 eingebaut sind, um das Zünden des Radialimpulsmotors 4 zu steuern. Die in das Geschoß eingebauten Komponenten können einen Impulsmotorzünder 100, eine sequentielle Aktivierungseinheit 2, einen Mikroprozessor 104, eine EPROM 106, einen SRAM-Speicher 108, eine Eingangs-/Ausgangs-Schnittfläche 110, eine Entsicherungsvorrichtung und Digitaluhr 112, eine Test-Port- Schnittstelle 114, ein Rollrate-Gyroskop 116, ein Neigungsrate-Gyroskop 118, einen Analog-Digital-Wandler für die Gyroskope 120, einen digitalen Zeittakt 122, Spannungsregler 124, eine Wärmebatterie 126, einen GPS-Empfänger 128, einen GPS-Bodeneingang 130, ein Trägheitsnavigationssystem 232, eine GPS-Im-Flug-Antenne 133, einen Signalanlagensender 134, Identifizierschaltungen 136, einen Dekoder 138, einen Empfänger 140, eine Antenne 142, Leitblecheinsatztreiber 143 und einen Treiber zum Ändern des Leitblechkantenwinkels 144 aufweisen. Das Rollrate-Gyroskop 116, das Neigungsrate- Gyroskop 118, der GPS-Empfänger 128 und die GPS-Antenne 133 und das Trägheitsnavigationssystem 132 können so konfiguriert sein, daß gewisse Subsystem-Komponenten eliminiert sind. Beispielsweise können eine oder beide Achsen der Gyroskope 116 und 118 und der zugehörigen Analog-Digital- Wandler 120 eliminiert sein, wenn das Geschoß mit dem GPS- Empfänger 128 und der GPS-Antenne 130 ausgestattet ist. Ähnlich kann das Trägheitsnavigationssystem 132 die Notwendigkeit für den GPS-Empfänger 128, die GPS-Antenne 133 und/oder ein oder beide der Gyroskope 116 und 118 beseitigen. Da die unterschiedlichen Geschoßmodi im folgenden beschrieben sind, ist für den Fachmann klar zu ersehen, daß verschiedene Geschoßkonfigurationen bei der vorliegenden Erfindung verwendet werden können.
Die Entsicherungsvorrichtung 112 der vorliegenden Erfindung kann dazu verwendet werden, automatisch den Radialimpulsmotor 4 zu entsichern, nachdem ein Abschießen detektiert worden ist, oder in Antwort auf einen Zentrifugalschalter. Es ist klar zu ersehen, daß die explosive Nutzlast des Geschosses 2 konventionell gesichert/entsichert und zündfertig sein kann.
Die in der vorliegenden Erfindung verwendete Wärmebatterie 126 ist allgemein bekannt und kann dazu verwendet werden, die Elektronik des Geschosses zu speisen. Es ist zu ersehen, daß die Wärmebatterie 126 in den Momenten vor dem Abfeuern in Gang gesetzt werden kann, um zu ermöglichen, daß das System Leistung erhält, damit die anfängliche Zielprogrammierung für das Geschoß 2 möglich ist. Es ist zu ersehen, daß die Spannung von der Wärmebatterie durch den Spannungsregler 124 geregelt werden kann.
Aus der Technik der integrierten Steuersysteme ist klar zu ersehen, daß ein löschbarer, programmierbarer Speicher (EPROM) 106 dazu verwendet werden kann, ein Steuerprogramm zu speichern. Der EPROM 106 kann das Programm, welches für den Mikroprozessor 104 zur Durchführung der Steuerfunktion für die vorliegende Erfindung erforderlich ist, enthalten.
Der statische Lese-/Schreibspeicher (SRAM) 108 kann vom Mikroprozessor 104 dazu verwendet werden, variabel zu speichern und/oder Segmente des Steuerprogramms durchzuführen.
Die Eingangs-/Ausgangs-Vorrichtung 110 kann eine Interruptgetriebene Pufferschnittstelle sein, um Ein-/Ausgabegeräte an den Mikroprozessor 104 anzupassen.
Es ist zu ersehen, daß die Signalanlage 134 in Verbindung mit der Antenne 142, dem Empfänger 140, dem Dekoder 138 und den Identifizierschaltungen 136 verwendet werden kann, um eine aktive Antwort auf ein Abfeuer-Steuerradarsignal zu schaffen. Eine auf Bodenradar antwortende Signalanlage ist allgemein bekannt und kann dazu verwendet werden, ein Geschoß gegenüber einem anderen zu identifizieren und die Geschoßposition im Objektraum zu bestimmen.

1. Bestimmen der Geschoß-Rollrate, Rollposition und Neigung.

Die vorliegende Erfindung kann in Abhängigkeit von der Konfiguration der Elektronik des Geschosses, die Geschoßrollrate, Rollposition und Neigung auf unterschiedliche Arten bestimmen.

A) Kreisel-Modus

Die vorliegende Erfindung kann ein Rollrate-Gyroskop 116, ein Neigungsrate-Gyroskop 118, einen Analog-Digital-Wandler 120 und einen Mikroprozessor 104 zur Bestimmung der Geschoß-Rollrate, Rollposition und -neigung verwenden. Es ist zu ersehen, daß die Gyroskope 116 und 118 in Festkörpertechnik gestaltet sind, so daß sie die Geschoß-Abfeuerbeschleunigung überleben können. Die Wärmebatterie 126 kann Leistung für die Gyroskope 116 und 118 schaffen, um die Gyroskope über den Geschoßflug hin auf Betriebspegel zu halten. Die Gyroskope 116 und 118 erzeugen an einem Dualkanal- 12-Bit-Analog-Digital-Wandler 120 ein analoges Elektronik signal. Der Analog-Digital-Wandler 120 kann an einen Mikroprozessor 104 ein Digitalsignal ausgeben, das das Analogsignal der Gyroskope 116 und 118 repräsentiert. Es ist zu ersehen, daß der Mikroprozessor 104 allgemein bekannte Techniken verwendet, um die digitale Repräsentation des Signals von den Gyros zu übersetzen, um die Geschoß- Rollrate-Rollposition und -neigung zu bestimmen. Die Rollposition (1) kann aus der Kenntnis der Vertikale und (2) dem Zählen der Umdrehungen bestimmt werden.
Das Neigungsrate-Gyroskop, das, wenn es in Verbindung mit einem Kalman-Filtervorgang verwendet wird, kann die Neigung infolge der Gravität und durch Integrieren vieler Zeitpunkte interpolieren, wodurch eine ziemlich genaue Vertikalreferenz erhalten werden kann. Ein weiteres Verfahren zum Erzielen einer Vertikalreferenz ist das Messen des Ansteigens und der Verzögerung eines GPS-Clustersignals und nach mehreren Integrationen kann eine vernünftige Vertikalreferenz realisiert werden. Ein weiteres Verfahren kann einen Ringkreis aus poliertem, gehärtetem Teflon® verwenden, der mit einer schweren Substanz gefüllt ist, welche vor und während des Abfeuerns und des Fluges in flüssigem Zustand verbleibt, so daß der Kohäsionskoeffizient größer als der Adhäsionskoeffizient ist, wobei die Schwerkraft zusammen mit den Kohäsionseigenschaften, die der Flüssigkeit eigen sind, es möglich macht, die Vertikale über Kontakt mit zwei elektrischen Punkten zu detektieren.
Wenn erst einmal eine Vertikalreferenz erzielt worden ist, kann das Rollen über das Rollrate-Gyroskop berechnet werden, oder es kann einfach ein Produkt der Verfahren 2 und 3 sein. Die genaue Rollposition gegenüber der Vertikalen erfolgt über Integrieren der Zeit für 360º und dann kann jeder Winkel vernünftig bestimmt werden.

B. GPS-Modus

Die Fig. 4 zeigt eine GPS-Antenne, die in einem 155 mm- Geschoß eingebaut ist. Die GPS-Antenne 133 kann ein GPS- Empfangsantennenfeld 300, ein GPS-Antennengehäuse 302, einen Stiftanschluß 304, eine innere Vergußmasse 306 mit hoher Durchlässigkeit "g" und einen Hitzeschild/eine Antennenkuppel 308 aufweisen. Die GPS-Antenne 133 kann von einem Cluster von GPS-Satelliten Signale empfangen und das Signal zum GPS-Empfänger 128 führen. Unter Verwendung von Techniken, die für die GPS-Satellitentechnik allgemein bekannt sind, kann der GPS-Empfänger den GPS-Ort des Geschosses bestimmen. Das Geschoß gemäß der vorliegenden Erfindung kann ein oder mehrere GPS-Antennen 130 verwenden, um eine GPS- Empfängeranbindung aufrechtzuerhalten, wenn das Geschoß trudelt.
Die vorliegende Erfindung kann auch das Signal von einer GPS-Antenne 133 verwenden, um die Rollrate des Geschosses 2 zu bestimmen. Ein GPS-Satellit/Cluster wird während der relativ kurzen Flugdauer eines Geschosses ein relativ festliegendes kontinuierliches Signal erzeugen. Daher wird diese seitlich befestigte GPS-Antenne 133 gemäß der vorliegenden Erfindung von dem GPS-Signal ein Signal erzeugen, das die Rollrate des Geschosses 2 reflektiert. Anders ausgedrückt, ein GPS-Satellit-Signal von einer GPS-Antenne 133 kann bei der gleichen Frequenz wie die Geschoß-Rollrate in der Amplitude "wobbeln". Daher kann der GPS-Empfänger 128 und/oder Mikroprozessor 104 das Wobbeln des GPS-Signals dazu verwenden, die Geschoßrollrate zu bestimmen. Somit können bei der GPS-Konfiguration das Rollrate-Gyroskop 116 und das Neigungsrate-Gyroskop 118, und die zugehörigen Analog- /Digital-Schaltungen 120 eliminiert sein.

C. INS-Modus

Aus der Navigationstechnik des Trägheitsnavigationssystems (INS) ist es allgemein bekannt, eine Kombination aus Präzisionsgyroskop(en) und Beschleunigungsmessern zu verwenden, um die Bewegung des INS durch den Raum zu bestimmen. Die vorliegende Erfindung kann ein Faseroptik-Trägheitsnavigationssystem 132 verwenden, um die Geschoßbahnkurve zu bestimmen. Das INS 132 in der INS-Konfiguration gemäß der vorliegenden Erfindung kann dennoch das Rollrate-Gyroskop 116, das Neigungs-Gyroskop 118, die Gyroskop-Analog-Digital-Wandlerschaltungen 120 erfordern, um die Vertikalreferenz und die Winkelposition des Körpers zu bestimmen. Die Konfiguration des INS 132 kann dennoch die Bodeneingangsschnittstelle 130 verwenden, um die Abfeuer-Koordinaten 204 und die anfänglichen Zielkoordinaten 14 mit Bezug auf TLE zu empfangen. Die Wärmebatterie 126 kann vor dem Abfeuern des Geschosses in Gang gesetzt werden, um zu ermöglichen, daß das INS 132 im Betrieb gelangt. Bei dem INS 132 ist kein FCS erforderlich.

III. Betriebsmodi und Konfigurationen

Fig. 5 zeigt die vorliegende Erfindung und das dem System zugeordnete Abfeuer-Steuersystem. Die vorliegende Erfindung arbeitet durch Bestimmen der Geschoßbahnkurve durch eine Vielzahl von Einrichtungen, Bestimmen des Kurskorrekturvektors und Zünden des Radial-Impulsmotors 4 um das Geschoß mit der Kurskorrektur zu beaufschlagen, um zu ermöglichen, daß das Geschoß ein gewünschtes Ziel trifft. Die drei Modi gemäß der vorliegenden Erfindung teilen das gemeinsame Merkmal der Verwendung einer Datenverbindung zum Geschoß, um zu ermöglichen, daß der gewünschte Zielort während des Fluges des Geschosses aktualisiert werden kann. In den Abfeuern- und Vergessen- (vollständig autonomen)-Modi kann die Änderung des gewünschten Zielortes über die Datenverbindung zum Geschoß geschickt werden. Das Geschoß macht dann die notwendigen Zündzeitjustierungen unter Verwendung der internen Elektronik des Geschosses, um den Radialimpulsmotor 4 zu zünden, um zu bewirken, daß das Geschoß das gewünschte Ziel trifft.
Die vorliegende Erfindung ist am besten zu verstehen, indem als erstes einen bodengesteuerter, halbautonomer Modus (der keinen Teil der beanspruchten Erfindung bildet) und dann die vollautonomen Modi beschrieben wird.

a) Abfeuersteuersystem (halbautonomer Modus)

Das Abfeuersteuersystem (FCS) (halbautonomer Modus) verwendet eine Einrichtung zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve 200, einen bekannten Geschützort 204, einen gewünschten Zielort 14, einen bodenstationierten Computer 208, eine Datenverbindung vom Boden zum Geschoß 210 und eine Vorrichtung zum Bestimmen der Geschoß-Rollrate, Rollposition und - Neigung 214, um zu bestimmen, wann der Radialkurskorrektur- Impulsmotor 4 zu zünden ist. Das FCS und/oder das im Flug befindliche Geschoß können auch eine Einrichtung zum Empfangen von einem aktualisierten Zielort von einer Anzahl von Einrichtungen haben. Diese Einrichtungen umfassen eine Datenverbindung von einem Vorhutbeobachter 222, eine Datenverbindung von einem geeignet ausgerüsteten Aufklärungsflugzeug 224, eine Datenverbindung von einem Erkundungssatelliten 126 und/oder von einer Gefechtsfeldbefehls- und Steuerzentrale 230. Die aktualisierte Zielinformation 228 kann durch den FCS-Computer 208 in den Geschoß-Kurskorrektur-Berechnungen verwendet werden. Eine geeignete Ausrüstung für einen Vorhutbeobachter 222 und ein Aufklärungsflugzeug kann einen Datenverbindungsempfänger, einen GPS- Empfänger und einen Lasergeschützaufsatz aufweisen.

1. Bestimmen der Geschoßbahnkurve

A. FCS-Radar

Es ist dem Fachmann allgemein bekannt, daß ein bodengestütztes Radar dazu verwendet werden kann, eine Geschoßbahnkurve zu verfolgen. Dies kann in einem herkömmlichen Radarmodus durchgeführt werden, d. h. wo das Geschoß passiv das Radarsignal zurück zum Radarempfänger reflektiert oder in einem Transponder-Modus, d. h. wo das Geschoß aktiv ein Transponder-Signal in Antwort auf das Radarsignal und/oder zu einer passiven Radarantenne sendet. Doppler-Radartechniken können auch dazu verwendet werden, die Geschoßgeschwindigkeit zu bestimmen. Die Radarinformation wird dazu verwendet, die tatsächliche Geschoßbahnkurve sowie auch deren X-, Y-, Z-Position im Objektraum zu bestimmen.

B. Mündungsgeschwindigkeits-Detektor

Ein Mündungsgeschwindigkeits-Detektor 218 kann dazu verwendet werden, die interne ballistische Information eines Geschosses direkt bei Abschießen des Geschosses zu detektieren. Diese Information kann durch das FCS dazu verwendet werden, den FCS-Radar 200 vorzupositionieren, um den Radar in eine schnelle Radarverbindung und Zielverfolgungsbedingung zu bringen. Das Koppeln dieser zwei Techniken kann die Zeit verringern, die für die aktive Sendung des Radars 200 benötigt wird. Die Verringerung der Zeit, die für die Übertragung von FCS-Radar 200 erforderlich ist, ist in einer modernen Gefechtssituation mit Antiradar-Missiles und Artilleriesystemen mit Radar-Gegenmaßnahmen kritisch.

2. Berechnen des Kurskorrekturvektors

Der FCS-Computer 208 berechnet nach der Bestimmung der Geschoßbahnkurve vom Mündungsgeschwindigkeitsdetektor 218 und/oder der Aktiv-Radareinheit 200 und nach Empfangen der letztmöglichen Zielortaktualisierung 228 den genauen Zeitpunkt und Winkel für die Zündung des Impulsmotors 4. Diese Information wird über die FCS-Geschoßdatenverbindung 210 zur Geschoßdatenverbindungsantenne 142 übertragen 212. Es ist zu ersehen, daß die Datenverbindung zwischen dem FCS und dem Geschoß ein Hochgeschwindigkeitssignal oder ein Pulsradar sein kann und/oder andere Übertragungsformate haben kann, die eine geeignet hohe Datenrate und niedrige Wahrscheinlichkeit der Detektion oder Beeinflussung durch elektronische Gegenmaßnahmen (ECM) haben.

3. Impulsmotorzündung

Die Information, welche durch das FCS 212 über die Datenverbindung 210 übertragen worden ist, wird von der Datenverbindungsantenne 142 empfangen. Die Antenne 142 leitet das Signal zum Datenverbindungsempfänger 140. Der Datenverbindungsempfänger demoduliert das Datenverbindungssignal in einen Digitalbitstrom und leitet diesen Bitstrom zu einem Digitaldekoder 138. Der Digitaldekoder 138 dekodiert den digitalen Bitstrom aus einem geeigneten Digitalcode-Format, das dem Fachmann allgemein bekannt ist. Ein geeignetes Code-Format kann ein Voraus-Fehlerkorrektur-Format und/oder eine Read-Solomon-Codierung umfassen. Die dekodierten Daten verlassen den Dekoder 138 und gehen zu den Identifizierschaltungen 136. Die Identifizierschaltungen 136 werden dazu verwendet, zu bewerten, daß das Datenverbindungssignal für dieses bestimmte Geschoß gedacht war. Die Identifizierschaltung 136 kann auch dazu verwendet werden, zu verhindern, daß ein täuschendes Datenverbindungssignal das Geschoß irrtümlicherweise ausrichtet. Wenn das Datenverbindungssignal den korrekten Identitätscode enthält, dann wird die Identifizierschaltung 136 zulassen, daß der Bitstrom durch die Eingangs-/Ausgangs-(I/O)-Schnittstelle 110 geht. Die I/O-Schnittstelle 110 schafft am Mikroprozessor 104 ein Interrupt-Signal. Der Mikroprozessor 104 verarbeitet den Interrupt von der I/O-Schnittstelle 110 durch Empfangen der Daten vom Datenpuffer der I/O-Schnittstelle 110 und Bewegen der Daten zu dem SRAM 108. Das Programm des Mikroprozessors 104 vergleicht die empfangende Zündzeit und den Zündwinkel des Impulsmotors 4 mit dem internen Zeittakt 122. Der Zeittakt 122 wird durch einen Kristalloszillator und/oder mit GPS-Zeit vom GPS-Empfänger 128 aufrechterhalten. Wenn der Mikroprozessor 104 bestimmt, daß Zeitpunkt und Winkel korrekt sind, dann schickt der Mikroprozessor 104 einen Zündbefehl an die I/O-Schnittstellenvorrichtung 110, die auf die sequentielle Aktivierungseinheit 102 gerichtet ist. Die sequentielle Aktivierungseinheit 102 erzeugt sofort sequentielle Signale für die Impulsmotorzünder 100. Die Impulsmotorzünder 100 zünden dann die entsprechende Verbrennungskammer 62.

b. GPS-Steuersystem (vollautonomer Modus)

In dem GPS-Modus kann das Geschoß in einem echten Abfeuer- und Vergessen-Modus arbeiten. Das heißt, wenn das Geschoß einmal abgefeuert ist, kann die Abfeuerplattform (beispielsweise ein selbstfahrendes Geschütz) sich sofort bewegen, um ein Artillerie-Gegenfeuer zu vermeiden. Der GPS- Modus kann wie folgt funktionieren:
Die Wärmebatterie 126 kann aktiviert werden, um Leistung für die Elektroniken des Geschosses zu schaffen, der Bodeneingang 130 kann dazu verwendet werden, den Mikroprozessor 104 mit den Abfeuerkoordinaten 204 und den gewünschten Zielkoordinaten 14 zu versorgen. Ähnlich kann der Bodeneingang dazu verwendet werden, den GPS-Empfänger 128 mit den Geschoßabfeuerkoordinaten und der Information zu versorgen, die für den GPS-Empfänger 128 erforderlich ist, um eine Empfangsverbindung mit dem benutzten GPS-Satelliten durch einen bodenstationierten GPS-Empfänger (nicht dargestellt) zu errichten. Es ist vom Fachmann zu ersehen, daß der Bodeneingang 130 eine magneto-akustische Kopplung verwenden kann, um zwischen dem Geschoß und den Bodensystemen eine Schnittstelle zu schaffen, während das Geschoß in dem Ge schützrohr ist. Nachdem das Geschoß 2 abgeschossen ist, kann der GPS-Empfänger 128 eine Empfängerverbindung mit dem GPS-Satellitencluster mit dem GPS-im Flug-Antennenfeld 133 errichten. Der Mikroprozessor 104 kann den Geschoßort vom GPS-Empfänger 128 empfangen, um die Geschoßbahnkurve 8 zu bestimmen. Der Mikroprozessor 104 kann die Geschoßneigungsinformation vom Neigungs-Gyroskop 118 über den Gyroskop- Analog-Digital-Wandler 120 oder das GPS-System empfangen. Wie vorstehend angegeben kann der Mikroprozessor 104 die Rollrate des Geschosses vom Roll-Gyroskop 116 über den Analog-Digital-Wandler 120 bestimmen oder kann die Rollrate aus dem GPS-Signal-Wobbeln von einer GPS-Antenne 133 bestimmen. Der Mikroprozessor 104 kann die Bahnkurve 8, das Rollen, die Neigung und den gewünschten Zielort dazu verwenden, den präzisen Zeitpunkt und den präzisen Winkel zum Abfeuern des Impulsmotors 4 zu bestimmen, damit das Geschoß an dem gewünschten Ziel 14 landet. Das FCS 208 kann jedoch den gewünschten Zielort 228 im Geschoß mit einer Übertragung 212 über die FCS-Geschoß-Datenverbindung 210 zur Geschoß-Datenverbindungsantenne 142 aktualisieren.
Entweder die Boden-CPU oder die an Bord befindliche CPU (im vollständig autonomen Modus) berechnet sowohl den Winkel und den Zeitpunkt zur Erzielung des 6º-Freiheit-Schubvektors 0º oder 180º und wird den Bereich vermindern oder vergrößern, und 90º und 270º werden die Beaufschlagung nach links oder rechts und alle Winkel dazwischen einstellen, wodurch eine Fortsetzung des vorstehend Beschriebenen erzielt wird, wobei die Größe der Korrektur eine Funktion des Zeitpunktes ist, zu dem die Impulsmotoren vor dem Auftreffen abgefeuert werden, d. h. später ist gleich weniger Korrektur und weniger Beeinflussung durch externe Ballistik; früher ist gleich mehr Korrektur, aber mehr Probleme durch externe Ballistik.

c. INS-Steuersystem (vollständig autonomer Modus)

Der INS-Modus kann erforderlich machen, daß das INS die Position des Geschosses im Objektraum verfolgt, um ein im System vorprogrammiertes bekanntes Ziel zu treffen. Dem Fachmann ist allgemein bekannt, daß in der Navigationstechnik ein INS seinen Ort im Objektraum verfolgen kann, wenn das INS anfänglich mit seinem Ort programmiert ist. Die vorliegende Erfindung verwendet ein Standard-INS-Faseroptik-Lasergyroskop (gegen rauhe Behandlung unempfindlich gemacht, um der Abfeuerbeschleunigung zu widerstehen) anstatt des FCS-Zielverfolgungssystems. Diese Ausführungsform kann in einem Abfeuern- und -Vergessen-Modus funktionieren. Es ist wichtig anzumerken, daß, weil der vollständig autonome Modus kein bodengestütztes Radar oder Transpondersystem verwenden kann, das Geschoß aus schwer erkennbaren (oder Radar absorbierenden Materialien) gebaut ist, um die Verfolgung des Geschosses durch gegnerische Artilleriebatterien zu verhindern.

d. Sprengkopfentfaltung

Gewisse Geschosse, deren Sprengköpfe mehrere kleine Bomben haben, können zwei Modi der Entfaltung der Leitbleche haben. Es ist zu ersehen, daß der Treiber für die Leitblechentfaltung 143 die Leitbleche in dem ersten, beschriebenen Spin-Stabilisationsmodus entfalten kann. Eine zweite Entfaltung der Leitbleche kann den Kantenwinkel der Leitbleche vergrößern, wodurch bewirkt wird, daß die Rollrate des Geschosses stark vergrößert wird. Das System kann den Leitblechkantenwinkeländerungstreiber 144 dazu verwenden, den Kantenwinkel der Leitbleche zu ändern. Diese erhöhte Rollrate wird es ermöglichen, daß das Geschoß die mehreren kleinen Bomben, die in seinem Sprengkopf enthalten sind, über einen größeren Abstand herausschleudert, wodurch der Letalitätsradius des Sprengkopfes vergrößert wird. Anzumerken ist, daß bei derartigen Geschossen ein Annäherungszün der als Funktion der Zeit nach dem Abfeuern aktiviert werden kann, um den Leitblechwinkel von der Position 1 in die Position 2 zu ändern, dann das Außengehäuse des Geschosses zum Bersten gebracht wird, um zu ermöglichen, daß die kleinen Bomben radial nach vorne gestartet werden.

Claims

1. System zum Steuern der Positionierung eines von einem Geschütz gestarteten Geschosses (2) mit:

einem Geschoß (2), daß von einem Geschütz abgeschossen werden kann;

einem Radialimpulsmotor (4), der in das Geschoß (2) eingebaut ist, um das Geschoß mit einem radialen Schub zu beaufschlagen, nachdem das Geschoß (2) vom Geschütz abgeschossen worden ist;

einem Empfänger (140), der in das Geschoß (2) eingebaut ist, um Zielführungsinformation zu empfangen;

Mitteln zum Bestimmen der Bahnkurve des Geschosses;

Mitteln zum Bestimmen der Geschoß-Rollrate, (116) Rollposition, und Neigung (118); und Vertikalreferenz;

und einem Computer (104), der mit dem Empfänger (140), dem Radialimpulsmotor (4), den Mitteln zum Bestimmen der Geschoß-Bahnkurve und den Mitteln zum Bestimmen der Vertikalreferenz der Geschoß-Rollrate, Rollposition und Neigung verknüpft ist, um die Zeit nach dem Start des Geschosses (2) und den Winkel des Korrekturvektors zum Zünden des Radialimpulsmotors (4) zu bestimmen, um die Bahnkurve des Geschosses (2) zu beeinflussen, damit das Geschoß (2) an einem gewünschten Ziel (14) landet;

dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Bestimmen der Geschoßbahn-Rollrate, Rollposition, Neigung und Vertikalreferenz jeweils im Geschoß eingebaut sind.

2. System nach Anspruch 1, wobei die Mittel zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve ein gyroskopisches Trägheitsnavigationssystem mit Lichtleitfaserlaser sind.

3. System nach Anspruch 1, wobei die Mittel zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve ein Mündungsgeschwindigkeitsdetektor (118) sind.

4. System nach Anspruch 1, wobei

die Mittel zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve ein satellitgestützer Global-Positioniersystem(GPS)-Empfänger (128) und ein GPS-Antennenfeld (133) sind, die in dem Geschoß (2) eingebaut sind; und

der Computer (104) zum Verarbeiten des GPS-Positionssignals dient, um die Position des Geschosses (2) im Objektraum zu jedem gegebenen Zeitpunkt und damit dessen Bahnkurve zu bestimmen.

5. System nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Mittel zum Bestimmen der Geschoßrollrate, Rollposition und Neigung ein Lichtleitfaserlaser-Gyroskop sind.

6. System nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Mittel zum Bestimmen der Geschoß-Rollrate, Rollposition und Neigung ein satellitgestütztes Globalpositioniersystem (GPS)-Signal und ein GPS-Antennenfeld (133) sind, wobei das GPS-Antennenfeld (133) am Geschoß (2) eingebaut ist, um ein Signal zu erzeugen, das der Rollrate, Rollposition und Neigung des Geschosses (2) entspricht.

7. System nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Zielführungsinformation der Startort des Geschosses (2) und ein Zielort, repräsentiert durch Differenzkoordinaten, ist.

8. System nach einem der Ansprüche 7 bis 8, wobei die Zielinformation durch Navigationskoordinaten repräsentiert ist.

9. System nach einem der vorstehenden Ansprüche, wobei die Impulsmotoren (4) sechs oder mehr oder weniger Radialachsenmotoren sind, die in das Geschoß (2) im Schwerpunkt des Geschosses (2) eingebaut sind, wobei die Impulsmotoren (4) durch einen vorbestimmten Winkel abfeuern, wobei der Abfeuerwinkel einen zusammengesetzten Schubvektor mit einer vorbestimmten zusammengesetzten Schubkraft bildet.

10. Verfahren zum Führen eines Geschosses (2) auf ein gewünschtes Ziel mit einem Empfänger (140) zum Empfangen von Zielführungsinformation; einem Radialimpulsmotor (4), der an oder in der Nähe des Schwerpunktes des Geschosses (2) eingebaut ist; einem Rollratensensor, einem Neigungsratensensor, einer Einrichtung zum Bestimmen der Geschoßbahnkurve, die in das Geschoß (2) eingebaut sind; und einem Computer (104),

mit den Schritten:

Empfangen einer Zielführungsinformation von einer externen Quelle, wobei die Zielführungsinformation in den Computer (104) eingegeben wird, um bei den Zielberechnungen des Computers verwendet zu werden;

Abfeuern des Geschosses von einem Geschütz;

Bestimmen der Bahnkurve des Geschosses, der Geschoß- Rollrate, der Rollposition und der Neigung durch die eingebaute Einrichtung;

Berechnen von Zeit und Winkel, bei welchen der Radialimpulsmotor (4) zu zünden ist, um die Bahnkurve des Geschosses (2) zu ändern, damit das Geschoß am gewünschten Ziel (14) landet;

Zünden des Impulsmotors (4) zu dem Zeitpunkt und bei dem Winkel, die in dem Schritt des Berechnens berechnet worden ist zur Änderung der Bahnkurve des Geschosses (2), um das Geschoß (2) an dem gewünschten Ziel (14) zu landen.

11. Verfahren zum Führen eines Geschosses (2) zu einem gewünschten Ziel, mit einem Empfänger (140) zum Empfangen von Zielführungsinformation, einem Radialimpulsmotor (4), der am oder in der Nähe des Schwerpunktes des Geschosses eingebaut ist; einem Rollratensensor, einem Neigungsratensensor, einer Einrichtung zum Bestimmen der Geschoß-Bahnkurve, die in das Geschoß (2) eingebaut sind, und einem Computer (104), mit den Schritten:

Abfeuern des Geschosses (2) von einem Geschütz;

Bestimmen der Geschoß-Bahnkurve der Geschoß-Rollrate, Rollposition und Neigung durch die eingebaute Einrichtung;

Empfangen der Zielführungsinformation einer externen Quelle, wobei diese Zielführungsinformation in den Computer (104) eingegeben wird, um bei den Zielberechnungen des Computers verwendet zu werden;

Berechnen von Zeit und Winkel, zu welchem der Radialimpulsmotor (4) zu zünden ist, um die Bahnkurve des Geschosses (2) zu ändern, damit das Geschoß an dem gewünschten Ziel (14) landet;

Zünden des Impulsmotors (4) zu dem Zeitpunkt und mit dem Winkel, die in dem Schritt des Berechnens berechnet worden sind zum Ändern der Bahnkurve des Geschosses (2), damit das Geschoß (2) am gewünschten Ziel (14) landet.

12. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, wobei der Schritt des Bestimmens der Geschoß-Bahnkurve mit einem satellitgestützen Globalpositioniersystem (GPS) und einem GPS-Empfänger (133) erfolgt, der in das Geschoß (2) eingebaut ist.

13. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, wobei der Schritt des Bestimmens der Geschoßbahnkurve mit einem Faseroptiklaser-Gyröskop-gestützten Trägheitsnavigationssystem erfolgt, das in das Geschoß (2) eingebaut ist.

14. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, wobei der Schritt des Empfangens von Zielführungsinformation über eine Datenverknüpfung von einem Bodensender zu, einem Empfänger (140) erfolgt, der in dem Geschoß eingebaut ist.