DE69707526T2

DE69707526T2 - Verfahren und Vorrichtung zum Leiten eines Flugkörpers zu einem Ziel

Info

Publication number: DE69707526T2
Application number: DE1997607526
Authority: DE
Inventors: Frederic Naccache
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1996-03-07
Filing date: 1997-02-18
Publication date: 2002-05-02
Anticipated expiration: 2017-02-19
Also published as: FR2745785B1; DE69707526D1; FR2745785A1; ES2166056T3; EP0794404B1; EP0794404A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers, der auf ein Ziel zufliegt, das sich auf dem von dem genannten Flugkörper überflogenen Gelände befindet, sowie eine Vorrichtung zur Anwendung dieses Verfahrens.
Obwohl nicht ausschließlich, so bezieht sich die vorliegende Erfindung spezieller auf eine Rakete, zum Beispiel eine Panzerabwehrrakete, die einen Bildsensor umfasst, der von der Rakete aus nach unten und nach vorn entlang einer optischen Achse das überflogene Gelände beobachtet. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung betrifft der Bildsensor einen Sensor, der eine Ansicht der Realität in Bildform wiederherstellt.
Allgemein wird die optische Achse des genannten Bildsensors während der Zielsuchphase und mindestens bis zur Erfassung dieses Ziels fest in nach unten gerichteter Position bezogen auf die Rakete gehalten. Auf bekannte Weise wird eine solche Art der Zielsuche insbesondere bei Raketen angewandt, die mit Bildsensoren mit Infrarot- oder sichtbarer Strahlung ausgerüstet sind.
Nach Erfassung des Ziels wird die Rakete im allgemeinen auf das genannte Ziel ausgerichtet, dann wird sie, häufig durch Selbstlenkung, direkt auf dieses gelenkt. Ein solches Ausrichten der Rakete auf das Ziel hat zur Folge, dass das Ziel das Sichtfeld des Bildsensors verlässt, wenn dessen optische Achse in ihrer ursprünglichen Position mit Neigung nach unten bezogen auf die Längsachse der Rakete gehalten wird, so dass die Rakete in diesem Fall vom genannten Bildsensor keine Informationen mehr bezüglich des Ziels erhalten kann, was eine genaue Lenkung der genannten Rakete, insbesondere durch Selbstlenkung unmöglich macht.
Es können zwei bekannte Lösungen ins Auge gefasst werden, um dann trotzdem Informationen zum Ziel zu erhalten:
- erstens Verwendung eines beweglichen Bildsensors, der auf einer stabilisierten Plattform montiert ist. Diese Lösung, die an vielen Raketen Anwendung findet, stellt sich als technisch zufriedenstellend heraus, sie ist jedoch kostenaufwendig und kompliziert. Das Vorhandensein einer Plattform verdoppelt in der Tat praktisch die Kosten des Vorderteils der Rakete, insbesondere aufgrund ihrer technischen und elektrischen Kompliziertheit, der zusätzlichen Servosteuerungen und Motorisierungen und der Schwierigkeit der Einbau- und Einbindungsoperationen; und
- zweitens Verwendung eines Bildsensors, der ein sehr breites Sichtfeld besitzt, so dass er die Achse der Rakete mit einschließt. Diese Lösung zieht jedoch eine Verschlechterung der Winkelauflösung des Bildsensors nach sich, was die Entfernungen zur Erfassung und Erkennung des Ziels verringert. Weiterhin ist der gesamte Oberteil des dann erzeugten Bildes unnütz, da es den Himmel darstellt.
Folglich bietet keine dieser beiden Lösungen gleichzeitig hohe Effektivität und geringe Kosten und kann insbesondere für kostengünstige Raketen nicht als zufriedenstellend betrachtet werden.
Aus der Schrift FR-2 226 066 ist eine Steuervorrichtung für einen Flugkörper bekannt, der einen Suchkopf umfasst, der in Abhängigkeit von der Drehzahl der Ausrichtungslinie und einem durch diesen Steuerimpuls gesteuerten Steuerelement einen Steuerimpuls erzeugt, um eine Querbeschleunigung des Flugkörpers auszulösen. Der Flugkörper wird in zwei Phasen gesteuert, von denen eine einer proportionalen Navigation und die andere der Steuerung einer maximalen Querbeschleunigung entspricht. Diese bekannte Schrift sieht weiterhin vor, das Aussenden des Steuerimpulses zum Regelungsorgan in Abhängigkeit vom Ablenkungswinkel der Antenne im Sinne einer Verringerung der Querbeschleunigung bei großen Ablenkungswinkeln so veränderlich zu machen, dass bei den genannten großen Ablenkungswinkeln, die die Gefahr beinhalten, die Antenne zum Anschlag zu bringen, eine geringere Querbeschleunigung befohlen wird als es das normale Ablenkungsgesetz erfordert.
Im übrigen ist aus der Schrift FR-2 474 686 ein Eigenlenkungssystem für einen Flugkörper bekannt, das Mittel zur Erfassung eines Ziels, eine Geschwindigkeitsmessvorrichtung und Mittel zur Bildung einer Ansteuerungskraft umfasst, die über auf Steuerflächen wirkende Betätigungsorgane auf den. Flugkörper angewandt wird. Weiterhin umfassen die genannten Erfassungsmittel ein optisches System, das mindestens einer Leiste zugeordnet ist, die mit mehreren Infrarotdetektoren ausgestattet ist. Die genannte Leiste kann einen vorbestimmten und in Bezug auf die Achse des Flugkörpers festen Winkel aufweisen, so dass die optische Achse der genannten Erfassungsmittel in Bezug auf die Längsachse des Flugkörpers fest ist.
Gegenstand der vorliegenden Erfindung ist die Beseitigung der Vorgenannten Nachteile. Sie betrifft ein Verfahren zur genauen und wenig kostenaufwendigen Lenkung eines Flugkörpers, insbesondere einer Rakete, auf ein Ziel, das sich auf dem vom Flugkörper überflogenen Gelände befindet, wobei das Verfahren zwei Phasen aufweist, von denen eine der Steuerung eines maximalen Lastfaktors entspricht und der Flugkörper einen Bildsensor umfasst, der nach unten und vom Flugkörper aus gesehen nach vorn entlang einer optischen Achse das genannte überflogene Gelände beobachtet.
Dazu ist das genannte Verfahren erfindungsgemäß dahingehend bemerkenswert, dass bei Annäherung an das Ziel:
- in einer ersten Phase, die beginnt, wenn das Ziel in einem von dem Bildsensor erzeugten Bild erfasst wird:
- der Winkel zwischen der optischen Achse des Bildsensors und der Längsachse des genannten Flugkörpers, der nicht null ist, konstant gehalten wird; und
- dem genannten Flugkörper eine Flugbahn vorgibt, so dass das Ziel fest im Bild gehalten wird: dann
- in einer zweiten Phase, die beginnt, wenn der maximale Lastfaktor, der auf den genannten Flugkörper angewandt werden kann, dem Lastfaktor entspricht, der auf den Flugkörper angewandt werden muss, um die genannte Flugbahn zu krümmen, damit das Ziel erreicht wird, wird der genannte Flugkörper unter Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors direkt auf das genannte Ziel zugesteuert.
Dank der Erfindung wird so wie in der ersten Phase
- der Winkel zwischen der optischen Achse und der Längsachse des Flugkörpers konstant gehalten, man kann einen Bildsensor mit einer in Bezug auf den Flugkörper festen optischen Achse verenden, das heißt, einen Bildsensor mit niedrigen Kosten, der für seine Anwendung keine stabilisierte Plattform benötigt; und da
- das Ziel im Bild gehalten wird, erhält man während der gesamten genannten ersten Phase Informationen über das Ziel und insbesondere dessen Position, was es ermöglicht, eine äußerst genaue Lenkung des Flugkörpers, insbesondere in. Form von Eigenlenkung durchzuführen.
Die vorliegende Erfindung erfüllt also die beiden vorgenannten Bedingungen hinsichtlich Effektivität und geringen Kosten. Sie weist weiterhin bei ihrem Einsatz weitere Vorteile auf, nämlich:
- einfache Montage und Wartung;
- Sparsamkeit bei den Bauteilen, insbesondere, bei den elektronischen Bauteilen; und
- bei einer Rakete eine beträchtliche Vereinfachung der automatischen Tests, die vor dem Abschuss durchzuführen sind.
Auf vorteilhafte Weise wird in der genannten ersten Phase zur Lenkung des Flugkörpers entlang der vorgeschriebenen Flugbahn
- folgendes berechnet:
- ein erster Steuerbefehl, um den genannten Flugkörper auf einer senkrechten Ebene, die durch den genannten Flugkörper und das genannte Ziel verläuft, zu lenken; und
- ein zweiter Steuerbefehl, um den genannten Flugkörper in einer waagerechten Ebene zu lenken; und
- werden auf den genannten Flugkörper der genannte erste und zweite Steuerbefehl, die so berechnet worden sind, angewandt.
Das erfindungemäße Verfahren kann nach nachstehend genau angegebenen Anwendungsarten angewandt werden.
In einer ersten Anwendungsart ist der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl des Lastfaktors des Flugkörpers, der einen Steuerlastfaktor anwendet.
In diesem Fall wird auf vorteilhafte Weise der Steuerlastfaktor Γco ausgehend von folgenden Ausdrücken berechnet:
in denen
- K ein Verstärkungswert ist;
- x die Entfernung zwischen dem Flugkörper und einem Bezugspunkt in waagerechter Richtung der genannten senkrechten Bezugsebene ist;
- z der Abstand zwischen dem Flugkörper und dem genannten Bezugspunkt in senkrechter Richtung der genannten senkrechten Bezugsebene ist;
- xc der Abstand zwischen dem Ziel und dem genannten Bezugspunkt in der genannten waagerechten Richtung der genannten senkrechten Bezugsebene ist; und
- V der Projektionswert des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers auf die genannte senkrechte Bezugsebene.
Die Berechnung des genannten Steuerlastfaktors kann entsprechend verschiedener Ausführungsverfahren erfolgen.
In einer ersten Ausführungsart verwendet man zur Berechnung des genannten Steuerlastfaktors Γco folgendes:
- für den Verstärkungswert K einen vorher festgelegten konstanten Wert; und
- für die Abstände x und z des Flugkörpers Werte, die auf der Grundlage von Beschleunigungsmessungen ermittelt wurden, die am genannten Flugkörper durchgeführt worden sind.
Außerdem wird in einer zweiten Ausführungsart zur Berechnung des genannten Steuerlastfaktors Γco
- der Verstärkungswert K auf der Grundlage der Gleichung K = tg(α - Θex) berechnet, in der:
- α die Winkelposition des Ziels im vom Bildsensor aufgenommenen Bild darstellt und
- Θex der Wert der Längstrimmung ist, die vom Flugkörper ausgeführt wird, und
- es werden die Abstände x und z des Flugkörpers auf der Grundlage von am genannten Flugkörper durchgeführten Beschleunigungsmessungen ermittelt.
In diesem Fall wird der Winkel α vorzugsweise auf der Grundlage von Messungen an einem vom genannten Bildsensor aufgenommenen Bild ermittelt, die von einem Bildsucher durchgeführt wurden.
Zur Beseitigung der Ausführungsmängel des vorstehend beschriebenen Steuerlastfaktors, die insbesondere auf das Vorhandensein von Verzögerungen, Ansprechzeiten, Umwegen und/oder Geräuschen bei der Ausführung, die eine Bewegung des Ziels im Bild zur Folge haben können, zurückzuführen sind, wird zu genanntem Steuerlastfaktor ein zusätzliches Korrekturglied hinzugesetzt.
Zu diesem Zweck wird erfindungsgemäß
- eine Korrekturbeschleunigung berechnet, die einen Vorgang auslösen kann, der der Bewegung des Ziels im Bild entgegenwirkt und
- die so berechnete Korrekturbeschleunigung zum Steuerlastfaktor, der auf den Flugkörper anzuwenden ist, hinzugefügt.
Vorzugsweise wird die Korrekturbeschleunigung Γ1 auf der Grundlage folgenden Ausdruck berechnet:
Γ1 = a··Vr,
in dem
- a eine Konstante ist, die vorzugsweise gleich 3 ist:
- die Geschwindigkeit der Winkelverschiebung des Ziels im Bild ist und
- Vr die Geschwindigkeit der Annäherung des Flugkörpers an das Ziel ist (die nahe dem Geschwindigkeitswert des genannten Flugkörpers liegt, wenn das Ziel geringfügig beweglich ist).
Im übrigen ist in der zweiten Anwendungsart der Erfindung der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl der Längstrimmung des Flugkörpers, der eine Steuerlängstrimmung anwendet.
In diesem Fall wird insbesondere zur Beseitigung der Ausführungsmängel der genannten Steuerlängstrimmung außerdem zusätzlich zur genannten Steuerlängstrimmung eine Korrekturbeschleunigung berechnet und auf den genannten Flugkörper angewandt, die einen Vorgang auslöst, der einer eventuellen Bewegung des Ziels im Bild entgegenwirkt.
Wenn der genannte Flugkörper mit Steuerflächen gelenkt wird und die genannte Steuerlängstrimmung und die genannte Korrekturbeschleunigung berechnet und jeweils mittels einer speziellen Steuerschleife angewandt werden, lässt man weiterhin die genannten Steuerschleifen auf vorteilhafte Weise so funktionieren, dass man zwei getrennte Ausschlagbefehle für die Steuerflächen des Flugkörpers erhält, die gleichzeitig auf die Steuerflächen des genannten Flugkörpers angewandt werden.
Auf vorteilhafte Weise werden zur Berechnung der Korrekturbeschleunigung die Winkelbeschleunigung und die Beschleunigung des Flugkörpers berücksichtigt, die durch die Anwendung der Steuerlängstrimmung, die gleichzeitig mit der genannten Korrekturbeschleunigung angewandt werden müssen, erzeugt werden können.
Vorzugsweise werden die genannte Winkelgeschwindigkeit Hilfs und die genannte Beschleunigung ΓHilfs auf der Grundlage der folgenden Ausdrücke berechnet:
in denen
- co die Winkelgeschwindigkeit ist, die man auf der Grundlage der Steuerlängstrimmung erhält, und
- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers auf die genannte senkrechte Bezugsebene ist.
Im übrigen lässt man auf vorteilhafte Weise
- in einer ersten Ausführungsart die genannte zweite Phase beginnen, wenn die Ableitung bezogen auf die Zeit des tatsächlichen Werts der elektronischen Abstandsmessung (Rotation der Geraden Flugkörper-Ziel im Bodenbezugspunkt) gleich einem Maximalwert max wird, der die Gleichung
max = (Γmax - A)/(B·V)
bestätigt, in der
- A und B zwei vorher festgelegte Konstanten sind;
- Γmax der genannte maximale Lastfaktor ist und
- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers auf die genannte senkrechte Bezugsebene ist, wohingegen
- in einer zweiten Ausführungsart die genannte zweite Phase beginnen, wenn die Steuerlängstrimmung gleich einem Grenzwert der Längstrimmung wird, den man durch Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors auf den genannten Flugkörper unter Berücksichtigung der Zeitkonstante der Schwenkung des Flugkörpers erhalten hat.
Die vorliegende Erfindung betrifft ebenfalls eine Vorrichtung zur Anwendung des vorgenannten Verfahrens, wobei die genannte Vorrichtung an Bord eines Flugkörpers montiert ist und folgendes umfasst:
- einen Bildsensor, um entlang einer optischen Achse Bilder des überflogenen Geländes aufzunehmen, wobei die genannte optische Achse des Bildsensors in Bezug auf die Längsachse des Flugkörpers fest ist;
- ein Rechensystem zur Ermittlung der Steuerbefehle des genannten Flugkörpers auf der Grundlage von Bildern, die vom genannten Bildsensor aufgenommen wurden, und
- Steuermittel, um auf den genannten Flugkörper die durch das genannte Rechensystem ermittelten Steuerbefehle anzuwenden.
Zu diesem Zweck ist die Vorrichtung erfindungsgemäß dahingehend bemerkenswert, dass das genannte Rechensystem Steuerbefehle ermittelt, die es gestatten:
- in der genannten ersten Phase dem genannten Flugkörper eine Flugbahn vorzugeben, so dass das Ziel fest im Bild gehalten wird, und
- in der genannten zweiten Phase den genannten Flugkörper direkt zum genannten Ziel zu lenken.
Die Figuren der beigefügten Zeichnung machen gut verständlich, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. Auf diesen Figuren bezeichnen gleiche Bezugszeichen ähnliche Elemente.
Fig. 1 veranschaulicht schematisch die erfindungsgemäße Lenkung eines Flugkörpers zu einem Ziel.
Fig. 2 zeigt die Projektion der Darstellung der Fig. 1 auf eine senkrechte Ebene.
Fig. 3 ist der Übersichtsplan einer erfindungsgemäßen Vorrichtung.
Fig. 4 veranschaulicht schematisch eine erste Ausführungsart der Rechenmittel für die Anwendung der Erfindung entsprechend einer ersten Anwendungsart.
Fig. 5 veranschaulicht schematisch eine zweite Ausführungsart der Rechenmittel für die Anwendung der Erfindung entsprechend der genannten ersten Anwendungsart.
Fig. 6 veranschaulicht schematisch eine dritte Ausführungsart der Rechenmittel für die Anwendung der Erfindung entsprechend der genannten ersten Anwendungsart.
Fig. 7 veranschaulicht schematisch Rechenmittel für die Anwendung der Erfindung entsprechend einer zweiten Anwendungsart.
Die erfindungsgemäße Vorrichtung 1 ist an einem Flugkörper M montiert, zum Beispiel eine Rakete, um den genannten Flugkörper M auf ein Ziel C, zum Beispiel einen zu zerstörenden Panzer, zuzulenken, was auf den Fig. 1 und 2 durch einen Punkt veranschaulicht wird.
Die genannte Vorrichtung 1, die auf Fig. 3 schematisch dargestellt ist, ist von dem Typ, der folgendes umfasst:
- einen Bildsensor 2, zum Beispiel einen Infrarotstrahlungssensor oder einen Sensor mit sichtbarer Strahlung, der entsprechend einem Sichtfeld CV, das um eine auf der Fig. 1 dargestellte optische Achse LV herum gebildet wird, Bilder (nicht dargestellt) des vom genannten Flugkörper M überflogenen Geländes S aufnimmt, wobei sich auf diesem Gelände S das genannte Ziel C befindet;
- ein Rechensystem 3 zur Ermittlung von Befehlen zur Steuerung des genannten Flugkörpers M auf der Grundlage von Bildern, die vom genannten Bildsensor 2 gemacht wurden, und
- Steuermittel 4 bekannten Typs zur Anwendung der vom genannten Rechensystem 3 ermittelten Steuerbefehle auf den genannten Flugkörper M, um den Flugkörper M, wie durch eine Strich-Punkt-Linie veranschaulicht, zu lenken.
Erfindungsgemäß weist die Lenkung des Flugkörpers M mit Hilfe der Vorrichtung 1 bei Annäherung an das Ziel folgende Eigenschaften auf:
- in einer ersten Phase, die beginnt, wenn das Ziel C in einem vom Bildsensor 2 erzeugten Bild erfasst wird,
- wird der Winkel Θo zwischen der genannten optischen Achse LV des Bildsensors 2 und der Längsachse AL des genannten Flugkörpers M konstant gehalten und
- dem genannten Flugkörper M wird eine Flugbahn T vorgegeben, so dass das Ziel C fest im Bild gehalten wird; dann
- wird in einer zweiten Phase, die beginnt, wenn der maximale Lastfaktor, der auf den genannten Flugkörper M angewandt werden kann, dem Lastfaktor entspricht, der auf den genannten Flugkörper M angewandt werden muss, um die genannte Flugbahn T zu krümmen, damit das genannte Ziel C erreicht wird, der genannte Flugkörper M unter Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors direkt auf das genannte Ziel zugelenkt.
Dazu ist die Vorrichtung 1 so beschaffen, dass
- die optische Achse LV des Bildsensors 2 in Bezug auf die Längsachse AL des Flugkörpers M fest gehalten wird und
- das genannte Rechensystem 3 Steuerbefehle berechnet, die es gestatten:
in der genannten ersten Phase dem Flugkörper M einen Teil T1 des Flugbahn T vorzugeben, so dass das Ziel fest im Bild gehalten wird; und
- in der genannten zweiten Phase der genannte Flugkörper M direkt auf das Ziel C zugelenkt wird, wie es durch den Teil T2 der Flugbahn T der Fig. 1 veranschaulicht wird.
Dank der Erfindung
- kann, da die optische Achse LV in Bezug auf die Längsachse AL des Flugkörpers M fest gehalten wird, ein Bildsensor 2 mit geringen Kosten, der direkt fest am Flugkörper M montiert ist und keinerlei stabilisierte Plattform für seinen Betrieb benötigt, verwendet werden, was es ermöglicht, die Kosten der Vorrichtung 1 zu senken, und
- da das Ziel C im Verlauf der gesamten genannten Phase im Bild gehalten wird, erhält man während dieser gesamten Phase Informationen zum genannten Ziel C, was eine äußerst genaue Lenkung gestattet.
Außerdem weist die genannte Vorrichtung 1 außer reduzierten Kosten und einer genauen Anwendung, die vorstehend angegeben wurden, weitere wesentliche Vorteile auf, nämlich
- vereinfachte Montage und Wartung;
- Sparsamkeit an Bauteilen, insbesondere an elektronischen Bauteilen, und
- im Falle einer Rakete eine wesentliche Vereinfachung der vor dem Abschuss durchgeführten automatischen Prüfungen.
Um den genannten Flugkörper M in der genannten ersten Phase entlang der vorgegebenen Flugbahn T1 lenken zu können, berechnet das genannte Rechensystem 3 genauer gesagt:
gleichzeitig
- einen nachstehend angegebenen Steuerbefehl, um den genannten Flugkörper M in einer senkrechten Bezugsebene OXZ, die durch den genannten Flugkörper M und das genannte Ziel C hindurch verläuft, zu lenken und
- einen zweiten Steuerbefehl, um den genannten Flugkörper M in einer waagerechten Ebene OXY zu lenken, wobei die genannten Ebenen OXZ und OXY ein Bezugszeichen OXYZ bilden, das definiert worden ist, um die Anwendung der vorliegenden Erfindung deutlich darzustellen. Erfindungsgemäß wird der Flugkörper M in der genannten waagerechten Ebene OXY entsprechend einem üblichen, nicht weiter beschriebenen Verfahren vorzugsweise der Art der "Proportional- Navigation" gelenkt; und
- überträgt den genannten ersten und zweiten Steuerbefehl über eine Verbindung 5 zu den genannten Steuermitteln 4.
Dazu ist erfindungsgemäß
- der erste Steuerbefehl in einer ersten Art der Anwendung der Erfindung ein Befehl zur Steuerung des Lastfaktors des Flugkörpers M, der einen Steuerlastfaktor Γco anwendet. Das genannte Rechensystem 3 umfasst dazu Rechenmittel 6, 7 oder 8, die entsprechend dreier verschiedener Ausführungsarten jeweils auf den Fig. 4 bis 6 dargestellt sind, zur Berechnung des genannten Steuerlastfaktor Γco, wohingegen
- in einer zweiten Anwendungsart der Erfindung der genannte erste Steuerbefehl ein Befehl zur Steuerung der Längstrimmung des Flugkörpers ist, der eine Steuerlängstrimmung Θco anwendet, die von Rechenmitteln 9 berechnet wurde, die in das genannte Rechensystem 3 integriert und schematisch in Fig. 7 dargestellt sind.
Erfindungsgemäß erhält man in der genannten ersten Anwendungsart der Erfindung der Steuerlastfaktor Γco, der von einem der genannten Rechenmittel 6, 7 oder 8 berechnet wird, insbesondere auf der Grundlage folgender Ausdrücke, die nachstehend genau angegeben sind:
Γco = (V²·(d²z/dx²)/(1 + (dz/dx)²)3/2 (1)
in denen
- K ein nachstehend angegebener Verstärkungswert ist;
- x der Abstand zwischen dem Flugkörper M und einem Bezugspunkt ist, in dem Fall der Punkt O des vorgenannten Bezugszeichens OXYZ in der waagerechten Richtung OX, so wie es in den Fig. 1 und 2 dargestellt ist;
- z der Abstand zwischen dem Flugkörper M und dem genannten Bezugspunkt O in der senkrechten Richtung OZ der genannten senkrechten Bezugsebene OXZ ist;
- xc der Abstand zwischen dem Ziel C und dem genannten Bezugspunkt 0 in der genannten waagerechten Richtung OX mit einem als konstant angenommenen Wert ist und
- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers M auf die genannte senkrechte Bezugsebene OXZ ist.
Es ist anzumerken:
- dass dz/dx und d²z/dx² der ersten und der zweiten Ableitung einer Funktion z = f(x) entsprechend, die die Projektion des Teils T1 der Flugbahn T des Flugkörpers M auf die Ebene OXZ in der genannten ersten Phase darstellt, wobei der genannte Flugbahnteil T1 vorgegeben wird, um das Ziel C fest im Bild zu halten mit einem Winkel Θo, der zwischen der optischen Achse LV und der Längsachse AL des Flugkörpers M konstant ist. Wie in Fig. 1 zu sehen ist, ist gemäß der Erfindung die optische Achse LV nicht zwangsläufig auf das Ziel C ausgerichtet, das heißt, dass sich das Ziel C nicht gezwungenermaßen im Mittelpunkt des Bildes befindet. Es reicht für die Anwendung der Erfindung in der Tat, dass sich das Ziel C im genannten Sichtbereich CV befindet. Im allgemeinen hält man das Ziel C über den gesamten Flugbahnteil T1 im Bild in der Position, die es zu Beginn der genannten ersten Phase einnimmt. Eine andere Position kann jedoch auch verwendet werden. Aus Gründen der Vereinfachung der Präsentierung der Erfindung wurde in Fig. 2 die optische Achse LV auf das Ziel C ausgerichtet und
- dass der Steuerlastfaktor Γco die Gleichung Γco = V²/R, in der R der Krümmungsradius der Kurve z = f(x) ist, das heißt R = (1 + (dz/dx)²)3/2/(d²z/dx²), bestätigt.
Jetzt wird kurz unter Bezugnahme auf Fig. 2 die Berechnung des vorgenannten Ausdrucks (2) bezüglich des Flugbahnteils T1 erklärt, der in der senkrechten Bezugebene OXZ vorgegeben ist.
Dazu wird eine Funktion z1 = f(x1) betrachtet, die der Funktion des Flugbahnteils T1 entspricht, die in der Ebene OXZ gesucht wird, um den Winkel Θo konstant zu halten.
Zunächst wird angenommen, dass der Geschwindigkeitsvektor des Flugkörpers M auf der Längsachse AL der Rakete liegt, das heißt, dass der Winkel β zwischen dem genannten Vektor und der genannten Längsachse AL null ist (das ermöglicht eine Vereinfachung der Berechnungen, aber der Fall β#0 stellt die Gültigkeit der verwendeten Verfahrens nicht in Frage).
Durch Definition bestätigt der Winkel Θo den folgenden Ausdruck:
Θo = ΘZiel - ΘRak,
wobei:
- ΘRak der Trimmwinkel des Flugkörpers M ist, der ausgehend von der durch den Flugkörper M verlaufenden Waagerechten H definiert wird, und
- ΘZiel der Trimmwinkel ist, den der Flugkörper M haben muss, um direkt auf das Ziel ausgerichtet zu sein.
Indem man K = tgΘo einsetzt und tgΘo die Tangente des Winkels Θo darstellt, erhält man weiterhin:
das heisst
Weiterhin werden nach der Definition der Funktion z1 = f(x1) und weil β als gleich null angenommen wird, die nachfolgenden Ausdrücke ebenfalls bestätigt:
Mit Hilfe der vorstehenden Ausdrücke leitet man leicht die folgende lineare Differentialgleichung ab:
Ausgehend von den Ausgangsbedingungen dieser Gleichung (4) und unter Berücksichtigung der Lastigkeit, die durch einen nicht Null betragenden Winkel β eingebracht worden ist, erhält man schließlich den vorgenannten Ausdruck (1).
Nun wird die Verwendung dieses Ausdrucks (1) bei der Anwendung der Erfindung beschrieben.
Wie vorstehend beschrieben berechnen die Rechenmittel 6, 7 und 8, die jeweils auf den Fig. 4 bis 6 beschrieben werden, unter Verwendung des genannten Ausdrucks (1) nach drei verschiedenen Ausführungsarten den Steuerlastfaktor Γco.
In der ersten Ausführungsart der Fig. 4 verwenden die Rechenmittel 6 bei der Berechnung des Steuerlastfaktors Γco:
- für den Verstärkungswert K einen vorher festgelegten konstanten Wert, und
- für die Entfernungen x und z des Flugkörpers M Werte, die auf der Grundlage von an dem genannten Flugkörper M durchgeführten Beschleunigungsmessungen ermittelt wurden.
Die genannten Rechenmittel 6 umfassen zu diesem Zweck;
- ein Integrationselement 11, das über eine Verbindung 12 einer geeigneten Vorrichtung 13, zum Beispiel einem Trägheits-Navigationsleitwerk, den Wert Γzex der vom Flugkörper M entlang der genannten Richtung OZ ausgeführten Beschleunigung erhält und das auf der Grundlage einer doppelten Integration des genannten Werts Γzex die genannte Entfernung z ermittelt;
- ein Integrationselement 14, das über eine Verbindung 15 ebenfalls der genannten Vorrichtung 13 oder einer anderen geeigneten, nicht dargestellten Vorrichtung, zum Beispiel einem speziellen Beschleunigungsmesser, den Wert Γxex der vom Flugkörper M in der genannten Richtung OX ausgeführten Beschleunigung erhält und das auf der Grundlage einer doppelten Integration des genannten Werts Γxex die genannte Entfernung x ermittelt; und
- ein Rechenelement 16, das den vorher festgelegten konstanten Wert dar Verstärkung K im Speicher hat und über die Verbindungen 17 beziehungsweise 18 mit den genannten Integrationselementen 11 und 14 verbunden ist und den Steuerlastfaktor Γco ausgehend vom vorgenannten Ausdruck (1) berechnet sowie das erhaltene Ergebnis über eine Verbindung 19, die mit einer Verbindung 5 der Fig. 3 verbunden werden kann, übertragen kann.
Es wird angemerkt, dass auf den Figuren jedes Mal, wenn sich dies als erforderlich erwiesen hat, in Klammern nach den Bezugszeichen für die Verbindungen die durch diese Verbindungen übertragenen Informationen, wie beispielsweise der von der Verbindung 19 der Fig. 4 übertragene Steuerlastfaktor Γco, dargestellt worden sind.
In der zweiten, in Fig. 5 dargestellten Ausführungsart umfassen die Rechenmittel 7 ebenfalls die genannten Elemente 11, 14 und 16, sie umfassen jedoch weiterhin Elemente 20, 21 und 11, um in Realzeit den Verstärkungswert K zu ermitteln und ihn in die Berechnung des Steuerlastfaktors Γco mit einzubeziehen.
Dazu ist das genannte Element 20 ein Integrationselement, das die Bewegungsgeschwindigkeit des Ziels C auf einem Bild, das vom Bildsensor 2 aufgenommen wurde, integriert, so dass man einen repräsentativen Wert α der Bewegung des Ziels C auf dem Bild erhält. Auf bekannte Weise wird die genannte Geschwindigkeit durch einen Bildsucher 23, der über eine Verbindung 24 mit dem Bildsensor 2 verbunden ist und der den genannten Wert über eine Verbindung 25 zu Nutzungsvorrichtungen, wie beispielsweise dem Integrationselement 20, überträgt, direkt aus dem Bild extrahiert.
Das Element 21 ist ebenfalls eine Integrationselement zur Integration der vom Flugkörper M ausgeführten Winkelgeschwindigkeit ex, die es über eine Verbindung 27 eines geeigneten gyrometrischen Messmittels erhält, das zum Beispiel so in die Vorrichtung 13 eingebaut ist, dass man den Wert Θex der vom Flugkörper M ausgeführten Längstrimmung erhält.
Die so berechneten Werte α und Θex werden über die Verbindungen 28 beziehungsweise 29 zum Rechenelement 22 übertragen, das dann in Realzeit ausgehend von dem Ausdruck K = tg(α - Θex) den Verstärkungswert K berechnet.
Das genannte Rechenelement 22 überträgt ebenfalls in Realzeit über eine Verbindung 30 den so ermittelten Wert K zum Rechenelement 16, das dann wie vorstehend beschrieben auf der Grundlage des vorgenannten Ausdrucks (1) den Steuerlastfaktor Γco berechnet.
In der in Fig. 6 dargestellten dritten Ausführungsart wird zusätzlich zum Steuerlastfaktor Γco, so wie er in der ersten vorgenannten Ausführungsart berechnet wurde, als erster Steuerbefehl eine Korrekturbeschleunigung Γ1 zu den Steuermitteln 4 übertragen, die eine Aktion bewirkt, die einer eventuellen Bewegung des Ziels C im Bild entgegenwirken soll.
Diese Korrekturbeschleunigung Γ1, bringt nur einen zusätzlichen Befehl, dessen einziges Ziel es ist, die Ausführungsfehler des Steuerlastfaktors Γco, zu denen es insbesondere aufgrund des Vorliegens von Verzögerungen, Ansprechzeiten, Umwegen und/oder Geräuschen kommt, auszugleichen. In der Tat wäre das Hinzufügen dieser Korrekturbeschleunigung Γ1 unnütz, wenn der Steuerbefehl Γco fehlerfrei ausgeführt würde, da das Ziel C dann fest im Bild gehalten würde.
Zu diesem Zweck umfassen die Rechenmittel 8 ein Rechenelement 33, das die Korrekturbeschleunigung Γ1 ausgehend von folgendem Ausdruck berechnet:
Γ1 = a··Vr,
in dem:
- a eine aufgezeichnete vordefinierte Konstante ist, die vorzugsweise gleich 3 ist;
- die Geschwindigkeit der Winkelverschiebung des Ziels im Bild ist, die vom Bildsucher 23 geliefert wird, und
- Vr die Geschwindigkeit der Annäherung des Flugkörpers M an das Ziel C ist. Die genannte Geschwindigkeit Vr kann durch ein nicht dargestelltes bekanntes Mittel zum Rechenelement 33 übertragen werden.
Die genannten Rechenmittel 8 umfassen weiterhin ein Rechenelement 34, das die Summe des Steuerlastfaktors Γco und der Korrekturbeschleunigung Γ1 bildet, die er über die Verbindungen 35 beziehungsweise 36 erhalten hat, und das über eine Verbindung 37, die beispielsweise mit der Verbindung 5 der Fig. 3 verbunden ist, das Ergebnis überträgt.
Wie vorstehend angegeben, wird in der zweiten Anwendungsart der Erfindung in der genannten ersten Phase als erster Steuerbefehl für die Lenkung in der Ebene OXZ eine Steuerlängstrimmung Θco angewandt, die von den Rechenmitteln 9 berechnet wurde, die schematisch in Fig. 7 dargestellt sind und nachstehend genau beschrieben werden.
Aus Gründen der Genauigkeit der Lenkung ist es erforderlich, weiterhin eine Aktion zu bewirken zum Ausgleich einer eventuellen Bewegung des Ziels C im Bild, zu der es insbesondere durch Ungenauigkeiten in der Ausführung des Steuerbefehls der Längstrimmung kommt.
Dazu wird in der genannten ersten Phase weiterhin einen Korrekturbeschleunigung Γ2 befohlen, die eine Aktion bewirkt, die einer solchen Bewegung des Ziels C im Bild entgegenwirken soll.
Erfindungsgemäß werden die genannte Steuerlängstrimmung Θco und die genannte Korrekturbeschleunigung Γ2 auf der Grundlage spezieller Steuerschleifen berechnet, von denen lediglich die Schleifenteile BC1 beziehungsweise BC2 dargestellt wurden, die in die genannten Rechenmittel 9 integriert sind.
Jeder der genannten Schleifenteile BC1 und BC2 berechnet einen Befehl für den Ausschlag der nicht dargestellten Steuerflächen des Flugkörpers M, so wie es nachstehend angegeben ist.
Diese beiden Befehle werden durch ein Rechenelement 40 addiert, das sie über die Verbindungen 41 beziehungsweise 42 der genannten Schleifenteile BC1 und BC2 erhält und das erzielte Ergebnis über eine beispielsweise mit der Verbindung 5 der Fig. 3 so verbundene Verbindung 43 übertragen kann, dass diese beiden Ausschlagbefehle gleichzeitig auf die Steuerflächen des Flugkörpers M angewandt werden können.
Erfindungsgemäß umfasst der Schleifenteil BC1 für die Berechnung des Ausschlagbefehls τco1 bezüglich der Steuerlängstrimmung Θco folgendes:
- ein Rechenelement 44, das mit dem genannten Bildsucher 23 verbunden ist und die Steuerlängstrimmung Θco ermittelt. Das genannte Rechenelement 44 verwendet zu diesem Zweck zum einen den Wert der Bewegung α des Ziels im Bild, der ausgehend von dem vom genannten Bildsucher 23 erhaltenen Wert und dem Wert des Winkels Θo, der erfindungsgemäß konstant gehalten werden muss, berechnet wird;
- ein Rechenelement 46, das eine Steuerwinkelgeschwindigkeit co berechnet, die in diesem Fall der Ableitung der Differenz zwischen der genannten Steuerlängstrimmung Θco, die man über eine Verbindung 47 erhält, und der vom Flugkörper M ausgeführten Längstrimmung Θex entspricht, wobei der genannte Wert Θex von einer Verbindung 48 eines Integrationselements 49 geliefert wird, das mit der Vorrichtung 13 verbunden ist und die Integration der ausgeführten Winkelgeschwindigkeit ex durchführt, und
- ein Rechenelement 50, das auf bekannte Weise ausgehend von der genannten Winkelgeschwindigkeit co, die man von einer Verbindung 51 erhält, und der Winkelgeschwindigkeit ex den bekannten Ausschlagbefehl τco1 ermittelt.
Im übrigen umfasst der Schleifenteil BC2 folgendes:
- ein mit dem Bildsucher 23 verbundenes Rechenelement 53 zur Berechnung einer Korrekturbeschleunigung Γ2 ausgehend von demselben Ausdruck wie dem, der zur Berechnung der Korrekturbeschleunigung Γ1 der Ausführungsart der Fig. 6 verwendet worden ist, nämlich Γ2 = a··Vr. Diese Korrekturbeschleunigung Γ2 soll eine Aktion hervorrufen, die einer eventuellen Bewegung des Ziels im Bild entgegenwirken soll, wobei Γ2 zu diesem Zweck proportional der Bewegungsgeschwindigkeit ist, die vom Bildsucher 23 ermittelt wurde, und
- ein Rechenelement 54, das auf bekannte Weise ausgehend von, der genannten (von einer Verbindung 55 erhaltenen) Korrekturbeschleunigung Γ2 der ausgeführten Korrekturbeschleunigung Γzex in der Richtung OZ und der ausgeführten Winkelgeschwindigkeit ex einen Befehl zum Ausschlag τco2 der Steuerflächen des Flugkörpers ermittelt.
Um zu vermeiden, dass die Aktionen eines der genannten Schleifenteile BC1 oder BC2 durch ihre Auswirkungen keine Reaktion des anderen hervorruft, ist es erforderlich, zwischen diesen beiden Schleifenteilen BC1 und BC2 einen Ausgleich durchzuführen.
Damit der Schleifenteil BC2 nur eine Korrektur der Bewegung des Ziels C im Bild und keine Korrektur der vom Schleifenteil BC1 hervorgerufenen Wirkungen bewirkt, verwendet das genannte Rechenelement 54 genauer gesagt die ausgeführte Beschleunigung Γzex und die ausgeführte Winkelbeschleunigung ex nicht direkt in seinen Berechnungen, sondern es verwendet eine kompensierte Beschleunigung Γkomp und eine kompensierte Winkelgeschwindigkeit komp, die über die Verbindung 56 beziehungsweise 57 geliefert und auf der Grundlage folgender Ausdrücke berechnet wurden:
in denen
- Hilfs eine Hilfswinkelgeschwindigkeit ist, die erfindungsgemäß der Winkelgeschwindigkeit co entspricht, die durch die aufgespaltene Verbindung 51 zu einem Rechenelement 60 übertragen wird, wobei das genannte Rechenelement 60 die Differenz ex - co (das heißt comp) berechnet und diese Differenz über die Verbindung 57 zum Rechenelement 54 überträgt, und
- ΓHilfs eine Hilfsbeschleunigung ist, die von einem Rechenelement 61 auf der Grundlage des folgenden Ausdruck berechnet wird:
ΓHilfs = V· co,
wobei V die vorgenannte Geschwindigkeit des Flugkörpers M in der senkrechten Bezugsebene OXZ ist.
Diese Geschwindigkeit V wird durch ein bekanntes, nicht dargestelltes Mittel zum genannten Rechenelement 61 übertragen.
Weiterhin wird die Differenz (Γzex - ΓHilfs) von einem Rechenelement 62 berechnet, das durch die Verbindungen 56 und 63 mit den Rechenelementen 54 und 61 verbunden ist.
Es ist anzumerken, dass bei den Kompensationen die vorgenannten Werte ΓHilfs und Hilfs verwendet werden, da kein direkter Zugang zu den gyrometrischen und Geschwindigkeitsmesswerten, die vom Flugkörper als Reaktion auf einen Steuerbefehl des Schleifenteils BC1 ausgeführt werden, besteht.
Wie vorher angegeben weist die Flugbahn T erfindungsgemäß zwei Teile T1 und T2 bezüglich der vorgenannten ersten beziehungsweise zweiten Phase der Lenkung auf.
Die zweite Phase, also auch der Flugbahnteil T2, beginnt, wenn der Flugkörper M sich in einem waagerechten Abstand d vom Bezugspunkt O entlang der Achse OX, wie in Fig. 1 dargestellt, befindet.
Um diese Position des Beginns der zweiten Phase zu bestimmen, sieht die Erfindung zwei verschiedene Ausführungsarten vor.
In einer ersten Ausführungsart lässt man die genannte zweite Phase beginnen, wenn die Ableitung in Bezug auf die Zeit des tatsächlichen Abstandsmesswerts, den man beispielsweise ausgehend von der Geschwindigkeit , die an einem Bild ermittelt wurde, und vom Wert ex erhält, gleich einem Maximalwert max wird, der die folgende Gleichung bestätigt:
max = (Γmax - A)/(B.V),
in der:
- A unter Berücksichtigung der Reaktionszeit des Flugkörpers M eine vordefinierte Konstante ist, die zum Beispiel gleich 5 m/s² ist;
- B eine vordefinierte Konstante ist, die zum Beispiel gleich der vorgenannten Konstante a ist:
- Γmax der genannte maximale Lastfaktor ist und
- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers M auf die senkrechte Bezugsebene OXZ ist.
Im übrigen lässt man in einer zweiten Ausführungsart die genannte zweite Phase beginnen, wenn die Steuerlängstrimmung Θco gleich einem Längstrimmungs-Grenzwert wird, den man durch Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors Γmax auf den genannten Flugkörper M unter Berücksichtigung der Zeitkonstante des Versetzens des Flugkörpers M in eine Schwenkbewegung erhält.

Claims

1. Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers (M), insbesondere einer Rakete, auf ein Ziel (C) zu, das sich auf dem von dem genannten Flugkörper überflogenen Gelände befindet, wobei das genannte Verfahren zwei Phasen aufweist, von denen eine der Steuerung eines maximalen Lastfaktors entspricht und der genannte Flugkörper (M), einen Bildsensor (2) umfasst, der nach unten und nach vorn in Bezug auf den Flugkörper (M) entlang einer optischen Achse (LV) das genannte überflogene Gelände (S) beobachtet,

dadurch gekennzeichnet, dass bei Annäherung an das Ziel (C)

- in einer ersten Phase, die beginnt, wenn das Ziel (C) in einem von dem Bildsensor (2) erzeugten Bild entdeckt wird:

- der Winkel, der nicht gleich Null ist (θo), zwischen der optischen Achse (LV) des Bildsensors (2) und der Längsachse (AL) des genannten Flugkörpers (M) konstant gehalten wird, und

- dem Flugkörper (M) eine Flugbahn vorgegeben wird, so dass das Ziel fest im Bild gehalten wird, dann

- in einer zweiten Phase, die beginnt, wenn der maximale Lastfaktor, der auf den Flugkörper (M) angewandt werden kann, dem Lastfaktor entspricht, der auf den Flugkörper (M) angewandt werden muss, um die genannte Flugbahn (T) zu krümmen, damit das genannte Ziel (C) erreicht wird, der genannte Flugkörper (M) direkt auf das genannte Ziel (C) zugelenkt wird, indem der maximale Lastfaktor angewandt wird,

2. Verfahren gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass in der genannten ersten Phase zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) entlang der genannten vorgegebenen Flugbahn (T)

- folgendes berechnet wird:

- ein erster Steuerbefehl zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) in einer senkrechten Bezugsebene (OXZ), die durch den genannten Flugkörper (M) und das genannte Ziel (C) verläuft, und

- ein zweiter Steuerbefehl zur Lenkung des genannten Flugkörpers (M) in der waagerechten Ebene (OXY), und

- auf den genannten Flugkörper (M) der so berechnete genannte erste und der genannte zweite Steuerbefehl angewandt werden.

3. Anspruch gemäß Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl des Lastfaktors des Flugkörpers (M) ist, der einen Steuerlastfaktor (Γco) anwendet.

4. Verfahren gemäß Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Steuerlastfaktor Γco auf der Grundlage folgender Ausdrücke berechnet wird:

in denen:

- K ein Verstärkungswert ist;

- x der Abstand zwischen dem Flugkörper (M) und einem Bezugspunkt (0) in einer waagerechten Richtung (OX) der genannten senkrechten Bezugsebene (OXZ) ist;

- z der Abstand zwischen dem Flugkörper (M)und dem genannten Bezugspunkt (0) in einer senkrechten Richtung (OZ) der genannten senkrechten Bezugsebene (OXZ) ist;

- xc der Abstand zwischen dem Ziel (C) und dem genannten Bezugspunkt (0) in der genannten waagerechten Richtung (OX) ist und einen konstanten Wert besitzt; und

- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers (M) auf die genannte senkrechte Bezugsebene (OXZ) ist.

5. Verfahren gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechnung des genannten Steuerlastfaktors Γco folgendes verwendet wird:

- für die Verstärkung K ein vordefinierter konstanter Wert und

- für die Entfernungen x und z des Flugkörpers (M) Werte, die auf der Grundlage von am genannten Flugkörper (M) durchgeführten Beschleunigungsmessungen ermittelt wurden.

6. Verfahren gemäß Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechung des genannten Steuerlastfaktors Γco

- die Verstärkung K auf der Grundlage der Gleichung K = tg(α - Θex) berechnet wird, in der:

- α die Winkelposition des Ziels (C) in dem vom Bildsensor (2) aufgenommenen Bild darstellt und

- Θex der Wert der vom Flugkörper (M) ausgeführten Wert der Längstrimmung ist, und

- die Entfernungen x und z des Flugkörpers auf der Grundlage von Beschleunigungsmessungen ermittelt werden, die an dem genannten Flugkörper (M) durchgeführt wurden.

7. Verfahren gemäß Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Winkel α auf der Grundlage von Messungen ermittelt wird, die von einem Bildsucher (23) auf einem von dem genannten Bildsensor (2) aufgenommenen Bild vorgenommen wurden.

8. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 3 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass außerdem:

- eine Korrekturbeschleunigung (Γ1) berechnet wird, die eine Aktion bewirken kann, die der Bewegung des Ziels (C) auf dem Bild entgegenwirkt, und

- die so berechnete Korrekturbeschleunigung (Γ1) zum Steuerlastfaktor (Γco), der auf den Flugkörper (M) anzuwenden ist, hinzugefügt wird.

9. Verfahren gemäß Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die genannte Korrekturbeschleunigung Γ1 auf der Grundlage des folgenden Ausdrucks berechnet wird:

Γ1 = a··Vr,

in der

- a eine Konstante ist;

- die Geschwindigkeit der Winkelverschiebung des Ziels (C) im Bild ist, und

- Vr die Annäherungsgeschwindigkeit des Flugkörpers (M) an das Ziel (C) ist.

10. Verfahren gemäß Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte erste Steuerbefehl ein Steuerbefehl der Längstrimmung des Flugkörpers ist, der eine Steuerlängstrimmung (Θco) anwendet.

11. Verfahren gemäß Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass in der genannten ersten Phase zusätzlich zur genannten Steuerlängstrimmung (Θco) eine Korrekturbeschleunigung (Γ2) berechnet und auf den genannten Flugkörper angewandt wird, die eine Aktion bewirkt, die einer eventuellen Bewegung des Ziels (C) auf dem Bild entgegenwirkt.

12. Verfahren gemäß Anspruch 11, wobei der genannte Flugkörper (M) mit Hilfe von Steuerflächen gelenkt wird und die genannte Steuerlängstrimmung (Θco) und die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) berechnet und jede mittels einer speziellen Steuerschleife (BC1, BC2) angewandt wird, dadurch gekennzeichnet, dass man die genannten Steuerschleifen (BC1, BC2) parallel funktionieren lässt, so dass man zwei getrennte Befehle (τco1, τco2) zum Ausschlag der Steuerflächen des Flugkörpers (M) erhält, die man gleichzeitig auf die Steuerflächen des genannten Flugkörpers (M) anwendet.

13. Verfahren gemäß einem der Ansprüche 11 oder 12, dadurch gekennzeichnet, dass zur Berechnung der Korrekturbeschleunigung (Γ2) die Winkelgeschwindigkeit und die Beschleunigung des Flugkörpers berücksichtigt werden, die durch die Anwendung der Steuerlängstrimmung (Θco), die gleichzeitig auf die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) anzuwenden ist, erzeugt worden sein können.

14. Verfahren gemäß Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die genannte Winkelgeschwindigkeit Hilfs und die genannte Beschleunigung ΓHilfs auf der Grundlage der folgenden Ausdrücke berechnet werden:

in denen

- co die Winkelgeschwindigkeit ist, die man ausgehend von der Steuerlängstrimmung (Θco) erhalten hat, und

15. Verfahren nach einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass man die genannte zweite Phase beginnen lässt, wenn die Ableitung in Bezug auf die Zeit des tatsächlichen Abstandsmesswerts gleich einem Maximalwert max wird, der die folgende Gleichung bestätigt:

max = (Γmax - A)/(B.V),

in der

- A und B zwei vorher festgelegte Konstanten sind;

- Γmax der genannte maximale Lastfaktor ist; und

- V der Wert der Projektion des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers (M) die genannte senkrechte Bezugsebene (OXZ) ist.

16. Verfahren nach einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass man die genannte zweite Phase beginnen lässt, wenn die Steuerlängstrimmung (Θco) gleich einem Grenzwert der Längstrimmung wird, der durch Anwendung des genannten maximalen Lastfaktors auf den genannten Flugkörper (M) erzielt wurde, wobei die Zeitkonstante des Versetzens des Flugkörpers (M) in eine Schwenkbewegung berücksichtigt wurde.

17. Vorrichtung zur Anwendung des in einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 16 spezifizierten Verfahrens, wobei die genannte Vorrichtung (1) an Bord eines Flugkörpers (M) montiert ist und folgendes umfasst:

- einen Bildsensor (2), um entlang einer optischen Achse (LV) Bilder des überflogenen Geländes (S) aufzunehmen, wobei die genannte optische Achse (LV) des Bildsensors (2) in Bezug auf die Längsachse (AL) des Flugkörpers (M) fest ist;

- ein Rechensystem (3) zur Ermittlung der Steuerbefehle des genannten Flugkörpers (M) auf der Grundlage von Bildern, die durch den genannten Bildsensor (2) aufgenommen worden sind; und

- Steuermittel (4), um auf den genannten Flugkörper (M) die durch das genannte Rechensystem (3) ermittelten Steuerbefehle anzuwenden, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) Steuerbefehle ermittelt, die es ermöglichen,

- in der genannten ersten Phase, dem genannten Flugkörper (M) eine Flugbahn (T) vorzugeben, so dass das Ziel (C) fest im Bild gehalten wird, und

- in der genannten zweiten Phase den genannten Flugkörper (M) direkt auf das genannte Ziel (C) zuzulenken.

18. Vorrichtung gemäß Anspruch 17 spezieller zur Anwendung des unter einem der Ansprüche 3 bis 9 spezifizierten Verfahrens, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) den genannten Steuerlastfaktor (Γco) ermittelt.

19. Vorrichtung gemäss Anspruch 17 spezieller zur Anwendung des unter einem beliebigen der Ansprüche 10 bis 14 spezifizierten Verfahrens, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) die genannte Steuerlängstrimmung (Θco) ermittelt.

20. Vorrichtung gemäss Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (3) außerdem die genannte Korrekturbeschleunigung (Γ2) ermittelt.

21. Vorrichtung gemäss einem beliebigen der Ansprüche 17 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bildsensor (2) ein Infrarotstrahlungssensor ist.

22. Vorrichtung gemäss einem beliebigen der Ansprüche 17 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bildsensor (2) ein Sensor mit sichtbarer Strahlung ist.