EP0210488B1 - Verfahren zum Ansteuern eines Zieles - Google Patents

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EP0210488B1
EP0210488B1 EP86109387A EP86109387A EP0210488B1 EP 0210488 B1 EP0210488 B1 EP 0210488B1 EP 86109387 A EP86109387 A EP 86109387A EP 86109387 A EP86109387 A EP 86109387A EP 0210488 B1 EP0210488 B1 EP 0210488B1
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projectile
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horizontal
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EP86109387A
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Heinrich Wällermann
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Diehl Verwaltungs Stiftung
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Diehl GmbH and Co
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins

Definitions

  • the invention relates to a method according to the preamble of claim 1.
  • Such a method is known from US-A-3 695 555 for an artillery projectile which can be steered in the end phase or from GB-A-1 605 007 for a projectile in the form of a target-seeking torpedo.
  • the invention relates to projectiles which can be steered in the final phase, as are known as submunitions from DEFENSE ELEC-TRONICS, issue June 1984, page 102.
  • the maneuverability in the yaw direction (that is, in the lateral pivoting of the longitudinal axis of the projectile) is extremely limited from a currently given flight position.
  • the buoyancy vector To actuate a laterally distant target, the buoyancy vector must therefore be pivoted from the vertical towards the laterally distant target, which requires a correspondingly strong rolling movement of the projectile about its longitudinal axis.
  • any change in the roll position has repercussions on other aerodynamic influences and thus undesirable repercussions on flight behavior.
  • the invention is based on the object of modifying the control method of the generic type in such a way that hard yaw maneuvers can be carried out for rapid target control even with only one pair of horizontal sliding surfaces on the projectile, without running the risk that the flight behavior thereby becomes unstable, the projectile can no longer or at least no longer be steered towards the goal in the desired time behavior.
  • the projectile 1 sketched in a side view in FIG. 1 is equipped with crossed, that is, in pairs horizontally and vertically oriented rudders 2, 3 and with a pair of only horizontally extending, approximately symmetrical cross-sectional sliding surfaces 4. From an opposing position e.g. the horizontal rudder 2 results in a rolling movement 5 around the longitudinal axis 6 of the projectile. In the same direction, positioning components of the horizontal rudder 2 in the direction shown in full lines in FIG. 1 cause an inflow 7 of the sliding surfaces 4, from which a lift 8 of the projectile 1 leads to the center of the earth counteracting gravity results; and which is therefore the normal mode of operation for a gliding flight of the projectile 1 oriented approximately parallel to the target area 15.
  • the representation sequence in FIG. 2 above corresponds to this conventional maneuver of a bank to carry out major lateral course changes.
  • projectile 1 outlined in rear view grips out of its current slideway 18 above target area 15 by means of its pivotable search head 16 (FIG. 1) target 17 to combat.
  • the pitching movement 10 in the horizontal plane is carried out by the control of the horizontal rudder 2 to control the target 17 - preferably in the interest of the steepest possible approach approach with a delayed pitching movement 10, as described in detail in GB-A-2 134 632 of the applicant - in the case of a conventional bank slope maneuver
  • the lateral course correction according to the upper illustration in FIG.
  • the reduced required angle of the roll movement 5 'means as mentioned in the introduction, better maneuverability of the projectile 1 and thus a more manageable and yet also manageable faster transition from the slide 18 into the descent 19; This is particularly important if the horizontal target distance 20 (transversely to the plane of representation of FIG. 2; see FIG. 3) is only relatively small when aiming and switching to output 9, i.e. hard yaw maneuvers due to the high gliding speed of the projectile 1 Change of flight direction towards the destination 17 may be required.
  • the position of the horizontal rudders 2 for buoyancy 8 must still be maintained (i.e. in the control device 21 guided by the seeker head 16 for switching the horizontal rudders 2 not yet switch over to the downward slope of the output) if the target distance 20 is still very large or is changing due to an escape movement 22 of the target 17, or in any case only reduced relatively little.
  • the target distance 20 is still very large or is changing due to an escape movement 22 of the target 17, or in any case only reduced relatively little.
  • the projectile 1 would therefore sag from an initial slideway 18 and could only reach the target 17 on a flat approach or not at all, if - despite the given target perception by means of the search head 16 - the horizontal distance 20 is still too large for the desired course of the descent path 19 to be driven under the output 9.
  • a switch to output 9 is not required, or only in the very last phase of the descent path 19 - that is to say greatly delayed - if the conceived target 17 (according to FIG. 3) is almost in the vertical plane through the current slideway 18, that is, only a slight yaw course correction and, accordingly, only a small rolling movement 5 while maintaining the vectorial direction of the buoyancy 8 is required.

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäss dem Oberbegriff des Anspruches 1.
  • Ein solches Verfahren ist aus der US-A-3 695 555 für ein endphasenlenkbares Artillerieprojektil oder aus der GB-A-1 605 007 für ein Projäktil in der Bauform eines zielsuchenden Torpedos bekannt. Insbesondere bezieht die Erfindung sich aber auf endphasenlenkbare Projektile, wie sie aus DEFENSE ELEC-TRONICS, Heft Juni 1984, Seite 102, als Submunition bekannt sind.
  • Steuerungstechnisch einfachste Verhältnisse für die Manövrierbarkeit eines solchen Projektils ergeben sich, wenn einem gekreuzten Paar von Heck-Steuerrudern ein ebenso gekreuztes Paar von gegenüber den Ruderflächen wesentlich grösseren Gleitflügeln zugeordnet ist. Da der Abschuss bzw. Start der Projektile aus konstruktiven Gründen nicht mit ausgefahrenen Rudern und Gleitflächen erfolgen kann, andererseits eine Kaliberbegrenzung für die Auslegung des Projektils und der Raumbedarf für den Gefechtskopf und die Zielsuchsteuerungseinrichtungen nicht den notwendigen Raum für das Einklappen grosser Gleitflügel verfügbar machen, während die wünschenswerte grosse aerodynamische Gleitflugleistung mit nur kleinen Gleitflügeln nicht erreichbar ist, muss man sich bei Projektilen der für vorliegende Erfindung bevorzugt in Betracht gezogenen Art mit horizontalen Gleitflügeln begnügen.
  • Wie unten anhand der Fig. 1 näher erläutert, ist wegen Fehlens vertikal orientierter Gleitflächen die Manövrierbarkeit in Gier-Richtung (also in seitlicher Verschwenkung der Projektil-Längsachse) aus einer aktuell gegebenen Fluglage heraus überaus beschränkt. Zur Ansteuerung eines seitlich abliegenden Zieles ist deshalb eine Verschwenkung des Auftriebsvektors aus der Vertikalen in Richtung auf das seitlich voraus abliegende Ziel erforderlich, was eine entsprechend starke Rollbewegung des Projektils um seine Längsachse bedingt. Weil ein solches Projektil aber keinen strömungsdynamisch symmetrischen Körper darstellt, hat jede Veränderung der Roll-Lage Rückwirkungen auf andere aerodynamische Einflüsse und somit unerwünschte Rückwirkungen auf das Flugverhalten. Diese Rückwirkungen sind nicht linear, und besonders stark bei grossen Rollwinkeln; was überaus grossen Regelungsaufwand für die Ansteruung der einzelnen flugkritischen Komponenten bedingt, um ein vorgegebenes Manöver flugstabil durchführen zu können. Beim Übergang aus rascher Gleitflugbewegung in eine steile Abstiegsbahn zur Ansteuerung eines akquirierten Zieles sind aber besonders harte Kursmanöver erforderlich, die leicht aus dem stabilen Flugverhalten herausführen können; so dass die Projektilbewegung der Steuerung dann nicht mehr gehorcht und das Ziel verfehlt werden kann.
  • In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, das gattungsgemässe Ansteuerungsverfahren derart abzuwandeln, dass sich auch bei Vorhandensein nur eines horizontalen Gleitflächenpaares am Projektil harte Giermanöver zur raschen Zielansteuerung durchführen lassen, ohne Gefahr zu laufen, dass das Flugverhalten dadurch instabil wird, das Projektil sich also nicht mehr oder jedenfalls nicht mehr im wünschenswerten Zeitverhalten ins Ziel einsteuern lässt.
  • Diese Aufgabe wird bei einem Verfahren gattungsgemässer Art im wesentlichen dadurch gelöst, dass die Massnahmen gemäss dem kennzeichnenden Teil des Anspruches 1 getroffen werden; d.h. die resultierende aerodynamische Flügelkraft wird im Sinne einer Minimierung des Rollwinkels in die Gier-Zielrichtung verschwenkt.
  • Diese Lösung beruht auf der Erkenntnis, dass die seitliche Zielansteuerung aus der Such-Gleitflugbahn heraus ohnehin mit einer Abstiegsbewegung verbunden ist; dass es also nicht unbedingt erforderlich ist, den aufwärtsgerichteten Vektor des während der Gleitflugbahn gegebenen Auftriebs auch noch bei der Querneigungs-Giersteuerung beizubehalten. Statt dessen wird durch entsprechend gegensinnige Ansteuerung der horizontalen Heckruder die Gleitflächen-Anströmung so umgelenkt, dass sich ein aerodynamischer Abtrieb auf das Projektil auswirkt. Die dann noch erforderliche Querneigung (Rollbewegung) zur Giereinsteuerung der Flugrichtung auf das anzuvisierende Ziel ist klein, insbesondere sehr viel kleiner als beim Verschwenken eines beibehaltenen Auftriebsvektors. Damit sind trotz harter Giermanöver nur geringe Rollwinkel erforderlich; und da geringere Rollwinkel nur sehr geringe Rückwirkungen auf das Flug- und Steuerungsverhalten des Projektils haben, ist dessen Manövrierung weniger kritisch, ist also der Aufwand für die erforderlichen Regelungs- und Steuerungseinrichtungen eines auch in der Endphase des Abstieges manövrierbaren Projektils wesentlich geringer. Vorteilhaft bei der erfindungsgemässen Lösung ist darüber hinaus, dass der Übergang aus der Gleitflugbahn in die Abstiegsbahn infolge Übergang von Auftrieb auf Abtrieb sehr viel steiler einsetzen kann. Das ist insbesondere bei grosser horizontaler Annäherungsgeschwindigkeit an das Ziel von Bedeutung, um nicht über die Position des Zieles hinauszufliegen und dieses dehalb zu verfehlen, wenn keine harten Wendemanöver möglich sind.
  • Andererseits erfolgt ein Übergang von Auftrieb auf Abtrieb nicht oder nur verzögert, wird also jedenfalls zunächst der Auftrieb beibehalten, wenn entweder das anzusteuernde Ziel ohnehin schon fast voraus, also unter nur geringem Gierwinkel, ausgemacht wurde oder aber wenn, bei zu frühem Umschalten auf Abtrieb, die Gefahr besteht, dass die nun durchsackende Flugbahn nicht mehr zur Überbrückung eines noch grossen Zielabstandes ausreicht.
  • Auch wenn das Ziel bei grossem momentan gegebenem Abstand Fluchtbewegungen ausführt, kann es zweckmässig sein, trotz Zielauffassung zunächst noch den Auftrieb, also die Gleitbahn beizubehalten, bis der Abstand für optimalen Übergang in eine steile Abstiegsbahn hinreichend verringert ist. Die entsprechenden Umsteuerungs-Kriterien lassen sich ohne weiteres aus den Informationen wie Zielabstand und Sichtlinienneigung bzw. Sichtliniendrehwinkelgeschwindigkeit ableiten, die ohnehin vom Suchkopf bzw. von der ihm nachgeschalteten Steuerungseinrichtung für die Kollisionskurs-Steuerung (Proportionalnavigation in der Endflugphase) an Bord des Projektils gewonnen und ausgewertet werden. Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und, auch unter Berücksichtigung der Darlegungen in der Zusammenfassung, aus nachstehender Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche stark abstrahiert und nicht ganz massstabsgerecht skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels in Ausübung der erfindungsgemässen Massnahmen.
  • Es zeigt:
    • Fig. 1 in Seitenansicht ein gleitfähiges und steuerbares Projektil mit auf die Horizontalebene beschränkten Gleitflächen,
    • Fig. 2 in rückwärtiger Ansicht ein Projektil gemäss Fig. 1 bei der Ansteuerung eines seitlich voraus aufgefassten Zieles, unter Darstellung des Rollvorganges für das Einschwenken in die seitliche Ablagerichtung für den Fall konventioneller Auftriebssteuerung und für den Fall erfindungsgemässer Abtriebssteuerung, und
    • Fig. 3 eine Vertikalebene durch die Gleitflugbahn des Projektils und die Position des von ihm akquirierten Zieles.
  • Das in Fig. 1 in Seitenansicht skizzierte Projektil 1 ist mit gekreuzten, also paarweise horizontal und vertikal orientierten Steuerrudern 2, 3 und mit einem Paar nur horizontal sich erstreckender, im Querschnitt angenähert symmetrischer Gleitflächen 4 ausgestattet. Aus einer gegensinnigen Anstellung z.B. der horizontalen Steuerruder 2 resultiert eine Rollbewegung 5 um die Projektil-Längsachse 6. Gleichsinnige Anstellkomponenten der HorizontalRuder 2 in die in Fig. 1 voll ausgezogen dargestellte Richtung bewirken eine Anströmung 7 der Gleitflächen 4, aus der ein Auftrieb 8 des Projektils 1, der zum Erdmittelpunkt hin gerichteten Schwerkraft entgegen, resultiert; und bei der es sich somit um die normale Betriebsweise für einen etwa parallel zum Zielgebiet 15 orientierten Gleitflug des Projektils 1 handelt. Dagegen führt eine Anstellung beider horizontaler Ruder 2 in die in Fig. 1 gestrichelt angedeutete Winkelrichtung zu einer Anströmung 7' der Gleitflächen 4, woraus ein Abtrieb 9 des Projektils 1, also eine aerodynamische Unterstützung der Bewegungskomponente in Richtung der Erdanziehung und damit ein steiles Eintauchen aus einer Gleitbahn 18 in eine Sturz-Abstiegsbahn 19 (Fig. 3) resultiert. Über die Anstellung der horizontalen Steuerruder 2 ist also eine Nickbewegung 10 des Projektils 1 um die Querachse 11 durch einen Schwerpunkt 12 steuerbar.
  • Für starke Gierbewegungen 13 um die Schwerpunkts-Hochachse 14 reicht die relativ kleine Fläche der vertikalen Steuerruder 3 und die aus der seitlichen Anblasung des schmalen Rumpfes des Projektils 1 resultierende Querkraft nicht aus, da diese nicht aerodynamisch durch gleich orientierte Anströmungsflächen (also durch Flügel quer zu den Horizontalflächen 4) unterstützt werden.
  • Für Kursänderungen (Gierbewegungen 13) ist es deshalb - wie als solches aus der konventionellen Flugzeug-Steuerung bekannt - erforderlich, das Projektil 1 mittels der Ruder 2 in eine Querneigung zu rollen, also eine Rollbewegung 5 durchzuführen, bis die Horizontalflächen 4 auch hinreichende Neigungskomponenten in vertikaler Richtung aufweisen; dann führt die Anströmung 7, also der nun entsprechend seitlich geneigte Vektor des Auftriebes 8, zu einem im wesentlichen wieder über die Horizontalruder 2 gesteuerten Kurvenflug; bis die Längsachse 6 die neue Flugrichtung eingenommen hat und die Rollbewegung 5 deshalb wieder bis in die normale Horizontallage rückgängig gemacht werden kann.
  • Diesem konventionellen Manöver einer Querneigung zur Durchführung grösserer seitlicher Kursänderungen entspricht die Darstellungsfolge in Fig. 2 oben. Im in Fig. 2 oben links dargestellten Zeitpunkt (dem die Darstellung in Fig. 3 entspricht) fass das in rückwärtiger Ansicht skizzierte Projektil 1 aus seiner momentanen Gleitbahn 18 heraus über dem Zielgebiet 15 mittels seines verschwenkbaren Suchkopfes 16 (Fig. 1) seitlich voraus ein zu bekämpfendes Ziel 17 auf. Während zur Ansteuerung des Zieles 17 die Nickbewegung 10 in der Horizontalebene (gemäss Darstellung in Fig. 1) durch die Ansteuerung der Horizontalruder 2 erfolgt - vorzugsweise im Interesse möglichst steilen Zielanfluges mit verzögerter Nickbewegung 10, wie im einzelnen in der GB-A-2 134 632 der Anmelderin näher dargestellt -, bedarf bei konventionellem Querneigungs-Manöver die seitliche Kurskorrektur gemäss oberer Darstellung in Fig. 2 einer fast 180° betragenden Rollbewegung 5; um nämlich im Zuge des Zielanfluges den auf der Gleitbahn 18 noch senkrecht nach oben gerichteten Vektor des Auftriebes 8 in Richtung auf das anzusteuernde Ziel 17 zu verschwenken, wie durch den Pfeil für den verschwenkten Auftrieb 8' in Fig. 2 rechts hinten (jenseits der Ebene der Darstellung des Projektils 1 links oben) angedeutet.
  • Wenn dagegen zur Zielansteuerung die Horizontalruder 2 auf Abtrieb 9 umgestellt werden, wie bei der unteren Manöverdarstellung in Fig. 2 zum Ausdruck gebracht, bedarf es für die Gierbewegung aus der momentanen Gleitbahn 18 heraus einer gegensinnigen Querneigung, also einer gegensinnigen Rollbewegung 5' des Projektils 1. Da nun die massgebliche Beschleunigungskomponente für die Annäherung an das Ziel 17, nämlich der Abtrieb 9, bereits die zutreffende Orientierung aufweist, ist der für die Endphasenlenkung erforderliche Gegen-Rollwinkel 5' - wie sich auch aus der symbolischen Darstellung in-Fig. 2 ergibt - zwangsläufig wesentlich geringer, als der Rollwinkel 5 bei der konventionellen Querneigung unter Beibehaltung des Auftriebes 8. Der verringerte erforderliche Winkel der Rollbewegung 5' bedeutet aber, wie einleitend erwähnt, ein besseres Manövrierverhalten des Projektils 1 und damit einen besser beherrschbaren und doch auch rascheren Übergang aus der Gleitbahn 18 in die Abstiegsbahn 19; was insbesondere dann wichtig ist, wenn der horizontale Zielabstand 20 (quer zur Darstellebene der Fig. 2; vgl. Fig. 3) bei Zielauffassung und Umsteuerung auf Abtrieb 9 nur noch relativ gering ist, also aus hoher Gleitfluggeschwindigkeit des Projektils 1 heraus harte Giermanöver zur Änderung der Flugrichtung auf das Ziel 17 hin erforderlich werden.
  • Andererseits ist es zweckmässig, bei Zielauffassung jedenfalls zunächst noch die Anstellung der Horizontalruder 2 für Auftrieb 8 beizubehalten (also in der vom Suchkopf 16 geführten Steuerungseinrichtung 21 für die Anstellung der Horizontalruder 2 noch nicht gleich auf Abtriebs-Querneigung umzuschalten), wenn der Zielabstand 20 noch sehr gross ist bzw. sich aufgrund einer Fluchtbewegung 22 des Zieles 17 nicht oder jedenfalls nur relativ wenig verringert. Denn in diesen Fällen ist für eine später möglichst steile (munitionstechnisch also möglichst wirksame) Abstiegsbahn 19 zunächst noch eine Fortsetzung des raschen Gleitfluges in der Bahn 18, zur Verringerung des Zielabstandes 20, wünschenswert.
  • Die Flugkörper-Bewegung längs der Gleitbahn 18 bedarf aber zur Kompensation der Erdanziehung eines aerodynamischen Auftriebes 8. Das Projektil 1 würde also aus einer anfänglichen Gleitbahn 18 durchsacken und das Ziel 17 nur im flachen Anflug oder gar nicht mehr erreichen können, wenn - trotz gegebener Zielauffassung mittels des Suchkopfes 16 - der horizontale Abstand 20 für den gewünschten Verlauf der unter Abtrieb 9 einzuschlagenden Abstiegsbahn 19 noch zu gross ist.
  • Desgleichen ist eine Umsteuerung auf Abtrieb 9 nicht, bzw. erst in der allerletzten Phase der Abstiegsbahn 19 - also stark verzögert -, erforderlich, wenn das aufgefasste Ziel 17 (gemäss Fig. 3) nahezu in der Vertikalebene durch die momentane Gleitbahn 18, also nur eine geringe Gier-Kurskorrektur und dementsprechend nur eine geringe Rollbewegung 5 bei beibehaltener vektorieller Richtung des Auftriebes 8 erforderlich ist.

Claims (4)

1. Verfahren zum Ansteuern eines seitlich voraus ausgemachten Zieles (17) aus der Gleitflugbahn eines, mit einem Suchkopf (16), mit Steuerrudern (2, 3) und mit horizontalen Gleitflächen (4) ausgestatteten, Projektils (1) heraus unter Durchführung einer Rollbewegung für das Giermanöver, dadurch gekennzeichnet, dass zum Übergang aus der Gleitflugbahn in eine Giermanöver-Abstiegsbahn (19) die Steuerruder, unter gegensinniger Rollbewegung (5'), von Auftrieb auf Abtrieb (9) umgestellt werden.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn der Zielabgabe-Gierwinkel unter Abtrieb einen betragsmässig jedenfalls nicht wesentlich grösseren Rollwinkel für das Giermanöver bedingt, als unter Beibehaltung des Gleitflug-Auftriebes.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn ein vorgebbarer horizontaler Zielabstand (20) unterschritten ist.
4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn ein vorgebbarer vertikaler Zielabstand noch nicht unterschritten ist.
EP86109387A 1985-07-12 1986-07-09 Verfahren zum Ansteuern eines Zieles Expired EP0210488B1 (de)

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EP0210488A1 EP0210488A1 (de) 1987-02-04
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