EP0331804B1 - Endphasengelenktes Geschoss - Google Patents

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EP0331804B1
EP0331804B1 EP88120227A EP88120227A EP0331804B1 EP 0331804 B1 EP0331804 B1 EP 0331804B1 EP 88120227 A EP88120227 A EP 88120227A EP 88120227 A EP88120227 A EP 88120227A EP 0331804 B1 EP0331804 B1 EP 0331804B1
Authority
EP
European Patent Office
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projectile
detector
trajectory
end phase
gyro
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EP88120227A
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EP0331804A2 (de
EP0331804A3 (de
Inventor
Bernd Dulat
Hellmuth Moebes
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Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Original Assignee
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
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Publication date
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Publication of EP0331804A3 publication Critical patent/EP0331804A3/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/222—Homing guidance systems for spin-stabilized missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target

Definitions

  • the invention relates to a phase-guided projectile for firing from a cannon.
  • DE-C-36 44 456 shows a floor with an optically transparent window and a central spike.
  • US-A-4 500 051 shows a projectile shot from a cannon with an air bearing viewfinder.
  • the floor has a rear stabilization and middle wings, which are controlled by detector signals.
  • DE-A-34 38 544 shows an optical viewfinder with a Cassegrain system.
  • US-A-4 155 521 shows a projectile with a gimbal-mounted view finder and an air-bearing gyro.
  • the invention is based on the object of directing a projectile which is shot from a cannon, in particular an armored cannon, onto a movable target.
  • the projectile is accelerated extremely strongly for a short time during the launch. Steering means have to endure this high acceleration. A high lateral acceleration must be achievable in the steering phase. However, the air resistance of the projectile must not be impaired in such a way that this impairs the range of use of the projectile that has no propulsion after being fired. In order to meet a demanding steering law, the steering means must have an inertial reference. Only a small volume is available for the steering means. The high speed of the projectile in the supersonic area leads to heating.
  • the claimed combination of measures achieves the task of creating a final phase control for a projectile fired by a cannon under the unfavorable conditions described above.
  • the mentioned measures of the invention work together to achieve the object.
  • the viewfinder is designed as a gyro so that an inertial reference is available for the steering. Since the projectile is subjected to extreme accelerations when fired, the gyro is air-bearing. Any other Storage would be destroyed at high accelerations. However, it has been shown that an air-bearing gyro survives these accelerations and is then functional. An air-bearing gyroscope allows only limited squint angles. The projectile must therefore be aimed exactly at the target. The lateral accelerations that occur during target tracking must not be applied by an angle of attack of the projectile, as is the case with some other missiles. Such an angle of attack could cause the viewfinder to lose sight due to the limited squint angle.
  • a middle wing control consists of paired wings in a cross arrangement in the center of gravity of the floor. These wings can be swiveled by steering signals via servomotors. It has been shown that when using such a mid-wing control, the transverse accelerations required for steering the projectile into the target can be applied without the viewfinder losing the target with his squint angle limited by the air-bearing gyroscope.
  • This middle wing control also allows the use of a spike. Compared to conventional viewfinder domes, the spike significantly reduces the flow resistance. This is very important at the high speeds of the projectile and even makes it possible to provide such a projectile with a viewfinder.
  • the prerequisite for using a spike is that the projectile flies in the steering phase without any significant angle of attack. Otherwise the spike would have an aerodynamically unfavorable effect. This behavior is achieved anyway by the middle wing control because of the limited squint angle of the viewfinder.
  • a spike has the advantage that the damming temperature at the viewfinder window is reduced by the spike converting the straight compression shock into an oblique shock with high conversion of kinetic energy into thermal energy. This leads to less thermal shock load on the window material.
  • the lower one the damming temperature at the viewfinder window is reduced by the spike converting the straight compression shock into an oblique shock with high conversion of kinetic energy into thermal energy. This leads to less thermal shock load on the window material.
  • Temperature at the viewfinder window is favorable for detectors that respond to infrared radiation and improves the detection range of the system.
  • a spike requires the use of imaging optics of the viewfinder, which are not disturbed by the spike.
  • Such an imaging optic is a Cassegrain system.
  • a Cassegrain system also has a relatively high acceleration resistance.
  • Complicated scanning mechanisms have to be eliminated due to the high accelerations. It takes advantage of the fact that all projectiles, if they are not stabilized rollage with special control effort, perform a more or less strong rolling movement.
  • This is used according to the invention for visual field scanning.
  • the imaging optics mounted on the gyro perform a relatively fast scanning movement. This is expediently done in that the air-bearing gyro is excited to a controlled nutation movement. A second, slower scanning movement is caused by the rolling movement of the Receive bullet.
  • a wedge is provided instead of the usual dome as an optical window, which is delimited by two flat surfaces. This quasi-flat window carries the spike. This results in better imaging properties and a circular image movement relative to the detector, which complements the rosette scan with the movement of the imaging optics.
  • Embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.
  • the floor 10 has a viewfinder at the top.
  • the viewfinder 12 carries a spike 14.
  • the gas supply 16 for the air storage of a gyro 18 is arranged behind the viewfinder 12.
  • the gyro 18 forms an essential part of the finder 12.
  • Behind the gas supply 16 there is a battery 20 for the power supply.
  • the battery 20 is followed by an assembly 22 which contains a rudder control system and the associated power electronics.
  • the viewfinder electronics 24 are located behind them.
  • a warhead 26 and a detonator 28 are arranged in the end part of the projectile 10.
  • the battery 20 feeds the viewfinder, the power electronics and the rudder control system and the viewfinder electronics. Tail stabilization is achieved by tail units 30 in the region of the end part.
  • control surfaces 32 are provided in a cross-wing arrangement, which effect a central wing control.
  • the control surfaces 32 are retracted at the end and are extended in the steering phase. Since the control surfaces are located in the area of the center of gravity of the projectile 10, transverse forces can thus be generated for the steering without a significant angle of attack of the projectile occurring.
  • the control surfaces 32 are actuated by the rudder control system in assembly 22, which is controlled by the viewfinder electronics 24 via the power electronics.
  • the viewfinder electronics 24 receives and processes signals from the viewfinder 12.
  • the viewfinder 12 is shown on an enlarged scale in FIG.
  • the gyroscope 18 of the finder 12 is mounted in a spherical bearing surface 34 by means of an air bearing. Air storage is a known technique and is therefore not described in detail here. A stream of compressed gas is introduced into the bearing surface so that the spherical outer surface 18 is kept suspended on an air layer.
  • the gyro 18 is driven electrically or pneumatically by a stator winding 36.
  • the gyro 18 rotates around a bullet-proof detector column 38. Infrared-sensitive detectors 40 are seated on the end face of the detector column 38.
  • the detector column 38 contains a cooling device, by means of which the detectors 40 are cooled.
  • the gyroscope 18 carries an imaging optics 42 in the form of a Cassegrain system with an annular concave mirror 44 as the primary mirror and a mirror 46 arranged in front of it as the secondary mirror.
  • the beam path of the imaging optics 42 runs, 3, from the object which is practically infinite, via the annular concave mirror 44 and the mirror 46 to the detector 40.
  • the mirror 46 is held on the gyroscope 18 via a stable mirror carrier 48.
  • the imaging optics 42 execute a circular scanning movement. This is achieved in that the gyro 18 is excited with the imaging optics to a controlled nutation movement.
  • the viewfinder 12 is closed by a flat window 54.
  • the window 54 is made of infrared casual material.
  • the window is wedge-shaped and is delimited by plane surfaces 58 and 60.
  • the control surfaces 32 are provided with a twist such that the projectile performs a continuous rolling movement.
  • the beam path for the imaging optics 42 is deflected and thus the point of the scanned field of view detected by the detector 40 is changed. If the projectile performs its rolling movement, an annular region of the field of view around the projectile axis would be scanned without the scanning movement of the imaging optics 42. However, this relatively slow scanning movement caused by the rolling movement of the projectile is superimposed on the fast scanning movement of the imaging optics 42. This results in a rosette scan as indicated in Fig.4.
  • the window 54 carries the spike 14. This reduces the flow resistance of the projectile 10. The flow is partially deflected by window 54, thereby reducing heating.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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Description

    Technisches Gebiet
  • Die Erfindung betrifft ein endphasengelenktes Geschoß zum Abschuß aus einer Kanone.
    • Zugrundeliegender Stand der Technik
  • Die DE-C-36 44 456 zeigt ein Geschoß mit einem optisch durchlässigen Fenster und einem zentralen Spike.
  • Die US-A-4 500 051 zeigt ein aus einer Kanone abgeschossenes Geschoß mit einem luftgelagerten Sucher. Das Geschoß hat eine Heckstabilisierung und Mittelflügel, die von Detektorsignalen gesteuert sind.
  • Die DE-A-34 38 544 zeigt einen optischen Sucher mit Cassegrain-System.
  • Die US-A-4 155 521 zeigt ein Geschoß mit einem kardanisch aufgehängten Sucher und einem luftgelagerten Kreisel.
    • Offenbarung der Erfindung
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Geschoß, das aus einer Kanone, insbesondere einer Panzerkanone, veschossen wird, in der Endphase auf ein bewegliches Ziel zu lenken.
  • Diese Aufgabe bietet eine Reihe recht erheblicher Probleme. Das Geschoß wird beim Abschuß kurzzeitig extrem stark beschleunigt. Lenkmittel müssen diese hohe Beschleunigung aushalten. In der Lenkphase muß eine hohe Querbeschleunigung erreichbar sein. Dabei darf aber der Luftwiderstand des Geschosses nicht so beeinträchtigt werden, daß dies zu Lasten der Einsatzweite des nach dem Abschuß antriebslosen Geschosses geht. Zur Erfüllung eines anspruchsvollen Lenkgesetzes müssen die Lenkmittel eine inertiale Referenz aufweisen. Für die Lenkmittel steht nur ein kleines Volumen zu Verfügung. Die hohe Geschwindigkeit des Geschosses im Überschallbereich führt zur Erwärmung.
  • Nach der Erfindung wird die gestellte Aufgabe gelöst durch die Kombination der nachstehenden Maßnahmen:
    • (a) Ein optischer Sucher enthält einen luftgelagerten Kreisel.
    • (b) Auf dem luftgelagerten Kreisel sind ein optischer Detektor sowie ein Cassegrain-System als optisches Abbildungssystem angeordnet, welches ein Gesichtsfeld mit einer kreisenden Abtastbewegung abtastet.
    • (c) Das Geschoß ist an der Spitze durch einen optisch durchlässigen Keil abgeschlossen, der von Planflächen begrenzt ist.
    • (d) Der optisch durchlässige Keil trägt einen zentralen Spike.
    • (e) Das Geschoß weist eine Heckstabilisierung und eine Mittelflügelsteuerung auf, die von Signalen des Detektors über Signalverarbeitungsmittel und einen Stellantrieb verstellbar ist.
    • (f) Das Geschoß wird aerodynamisch zu einer stetigen Rollbewegung veranlaßt. letzten Absatz von Anspruch 1 einfügen.
    • (g) Die Geometrie des Spikes (14) und der Abbildungsoptik (42) wird in Anpassung an den begrenzten Schielwinkel des Suchers (12) ausgelegt, so daß Strahlungsverluste durch Abschattung durch den Spike (14) weitgehend vermieden werden können.
  • Die angeführten Maßnahmen sind zum großen Teil an sich bekannt: Es sind luftgelagerte Kreisel bekannt. Es sind Sucher mit einem Cassegrain-System bekannt. Es ist bekannt, durch einen Keil eine Bilddrehung und damit in Verbindung mit einer weiteren, kreisenden Abtastbewegung eine Rosettenabtastung eines Gesichtsfeldes vorzunehmen. Es sind Spikes bei Flugkörpern hoher Geschwindigkeit bekannt. Es ist bei Flugkörpern sowohl eine Heckstabilisierung als auch eine Mittelflügelsteuerung bekannt. Und es ist bekannt, einem Geschoß eine Rollbewegung (Drall) zu erteilen.
  • Durch die beanspruchte Kombination von Maßnahmen wird jedoch die Aufgabe gelöst, unter den vorstehend geschilderten ungünstigen Bedingungen eine Endphasenlenkung für ein durch eine Kanone abgeschossenes Geschoß zu schaffen. Die erwähnten Maßnahmen der Erfindung wirken dabei zur Lösung der gestellten Aufgabe zusammen.
  • Der Sucher ist als Kreisel ausgeführt, damit eine inertiale Referenz für die Lenkung zur Verfügung steht. Da das Geschoß beim Abschuß extremen Beschleunigungen unterworfen ist, ist der Kreisel luftgelagert. Jede andere Lagerung würde bei den hohen Beschleunigungen zerstört. Es hat sich aber gezeigt, daß ein luftgelagerter Kreisel diese Beschleunigungen übersteht und dann funktionsfähig ist. Ein luftgelagerter Kreisel läßt aber nur begrenzte Schielwinkel zu. Das Geschoß muß daher recht genau auf das Ziel ausgerichtet sein. Die bei der Zielverfolgung auftretenden Querbeschleunigungen dürfen nicht wie bei manchen anderen Flugkörpern durch einen Anstellwinkel des Geschosses aufgebracht werden. Ein solcher Anstellwinkel könnte nämlich dazu führen, daß der Sucher wegen des begrenzten Schielwinkels das Ziel verliert. Deshalb erfolgt die Lenkung mittels einer Mittelflügelsteuerung gelenkt. Eine solche Mittelflügelsteuerung besteht aus paarweise gekoppelten Flügeln in Kreuzanordnung im Schwerpunktbereich des Geschosses. Diese Flügel sind von Lenksignalen über Stellmotoren verschwenkbar. Es hat sich gezeigt, daß bei Anwendung einer solchen Mittelflügelsteuerung die für die Lenkung des Geschosses ins Ziel erforderlichen Querbeschleunigungen aufgebracht werden können, ohne daß der Sucher mit seinem durch den luftgelagerten Kreisel begrenzten Schielwinkel das Ziel verliert.
  • Diese Mittelflügelsteuerung gestattet auch die Verwendung eines Spikes. Im Vergleich zu üblichen Sucherdomen bringt der Spike eine erhebliche Verminderung des Strömungswiderstandes. Das ist bei den hohen Geschwindigkeiten des Geschosses sehr wesentlich und ermöglicht es überhaupt, ein solches Geschoß mit einem Sucher zu versehen. Voraussetzung für die Verwendung eines Spikes ist allerdings, daß das Geschoß in der Lenkphase ohne nennenswerten Anstellwinkel fliegt. Anderenfalls würde sich der Spike aerodynamisch ungünstig auswirken. Dieses Verhalten wird aber schon wegen des begrenzten Schielwinkels des Suchers sowieso durch die Mittelflügelsteuerung erreicht.
  • Ein Spike hat den Vorteil, daß die Stautemperatur an dem Fenster des Suchers gesenkt wird, indem der Spike den geraden Verdichtungsstoß mit hoher Umwandlung von kinetischer Energie in Wärmeenergie in einen schrägen Stoß verwandelt. Das führt zu geringerer Thermoschockbelastung des Fenstermaterials. Außerdem ist die geringere
  • Temperatur am Fenster des Suchers günstig für Detektoren, die auf infrarote Strahlung ansprechen und verbessert die Auffaßweite des Systems.
  • Die Verwendung eines Spikes bedingt aber die Verwendung einer Abbildungsoptik des Suchers, die durch den Spike nicht gestört wird. Eine solche Abbildungsoptik ist ein Cassegrain-System. Bei geeigneter Auslegung der Geometrie des Spikes und der Abbildungsoptik in Anpassung an den begrenzten Schielwinkel des Suchers können Strahlungsverluste durch Abschattung weitgehend vermieden werden. Ein Cassegrain-System besitzt außerdem eine relativ hohe Beschleunigungsfestigkeit.
  • Es ergibt sich dann noch die Frage, wie eine Abtastung des Gesichtsfeldes erfolgen soll. Komplizierte Abtastmechanismen müssen wegen der hohen Beschleunigungen entfallen. Es wird dabei die Tatsache ausgenutzt, daß alle Geschosse, wenn sie nicht mit besonderem Regelaufwand rollagestabilisiert sind, eine mehr oder weniger starke Rollbewegung ausführen. Dies wird nach der Erfindung für die Gesichtsfeldabtastung ausgenutzt. Eine relativ schnelle Abtastbewegung führt die auf dem Kreisel montierte Abbildungsoptik aus. Das geschieht zweckmäßigerweise dadurch, daß der luftgelagerte Kreisel zu einer kontrollierten Nutationsbewegung erregt wird. Eine zweite, langsamere Abtastbewegung wird durch die Rollbewegung des Geschosses erhalten. Zu diesem Zweck ist statt des üblichen Domes als optisches Fenster ein Keil vorgesehen, der von zwei ebenen Flächen begrenzt ist. Dieses quasi-ebene Fenster trägt den Spike. Es ergeben sich damit bessere Abbildungseigenschaften und eine kreisende Bildbewegung relativ zu dem Detektor, die sich mit der Bewegung der Abbildungsoptik zu einer Rosettenabtastung ergänzt.
  • Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
    • Kurze Beschreibung der Zeichnungen
  • Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
    • Fig. 1
    ist eine Seitenansicht, teilweise im Schnitt, eines Geschosses mit Endphasenlenkung.
    Fig. 2
    zeigt einen Längsschnitt des Suchers.
    Fig. 3
    veranschaulicht schematisch die Bewegung des Suchers zur Abtastung des Gesichtsfeldes.
    Fig. 4
    veranschaulicht die rosettenförmige Abtastung des Gesichtsfeldes durch Kombination der Abtastbewegung des Suchers und der Rollbewegung des Geschosses.
    Bevorzugte Ausführung der Erfindung
  • Das Geschoß 10 weist an der Spitze einen Sucher auf. Der Sucher 12 trägt einen Spike 14. Hinter dem Sucher 12 ist die Gasversorgung 16 für die Luftlagerung eines Kreisels 18 angeordnet. Der Kreisel 18 bildet einen wesentlichen Teil des Suchers 12. Hinter der Gasversorgung 16 sitzt eine Batterie 20 für die Stromversorgung. An die Batterie 20 schließt sich eine Baugruppe 22 an, die ein Ruderstellsystem und die zugehörige Leistungselektronik enthält. Dahinter sitzt die Sucherelektronik 24. Im Endteil des Geschosses 10 sind ein Sprengkopf 26 und ein Zünder 28 angeordnet. Die Batterie 20 speist den Sucher, die Leistungselektronik und das Ruderstellsystem sowie die Sucherelektronik. Durch Leitwerke 30 im Bereich des Endteils wird eine Heckstabilisierung erreicht. Im Bereich der Baugruppe 22 des Ruderstellsystems sind Steuerflächen 32 in Kreuzflügelanordnung vorgesehen, die eine Mittelflügelsteuerung bewirken. Die Steuerflächen 32 sind beim Abschluß eingezogen und werden in der Lenkphase ausgefahren. Da die Steuerflächen im Bereich des Schwerpunktes des Geschosses 10 sitzen, können damit Querkräfte für die Lenkung erzeugt werden, ohne daß dabei ein wesentlicher Anstellwinkel des Geschosses auftritt. In der Lenkphase werden die Steuerflächen 32 von dem Ruderstellsystem in Baugruppe 22 betätigt, das über die Leistungselektronik von der Sucherelektronik 24 gesteuert ist. Die Sucherelektronik 24 erhält und verarbeitet Signale von dem Sucher 12.
  • Der Sucher 12 ist in Fig.2 in vergrößertem Maßstab dargestellt. Der Kreisel 18 des Suchers 12 ist in einer sphärischen Lagerfläche 34 mittels einer Luftlagerung gelagert. Die Luftlagerung ist eine bekannte Technik und daher hier nicht im einzelnen beschrieben. Es wird ein Druckgasstrom in die Lagerfläche eingeleitet, so daß der Kreisel 18 mit seiner sphärischen Außenfläche auf einer Luftschicht schwebend gehalten wird. Der Kreisel 18 wird durch eine Statorwicklung 36 elektrisch oder pneumatisch angetrieben. Der Kreisel 18 rotiert um eine geschoßfeste Detektorsäule 38. Auf der Stirnfläche der Detektorsäule 38 sitzen infrarotempfindliche Detektoren 40. Die Detektorsäule 38 enthält eine Kühlvorrichtung, mittels derer die Detektoren 40 gekühlt werden.
  • Der Kreisel 18 trägt, wie aus der schematischen Fig.3 am besten ersichtlich ist, eine Abbildungsoptik 42 in Form eines Cassegrain-Systems mit einem ringförmigen Hohlspiegel 44 als Primärspiegel und einem im Abstand davor angeordneten Spiegel 46 als Sekundärspiegel Der Strahlengang der Abbildungsoptik 42 verläuft, wie in Fig.3 dargestellt, vom Objekt, das praktisch im Unendlichen liegt, über den ringförmigen Hohlspiegel 44 und den Spiegel 46 auf den Detektor 40. Der Spiegel 46 ist über einen stabilen Spiegelträger 48 an dem Kreisel 18 gehaltert.
  • Wie aus Fig.3 ersichtlich ist, führt die Abbildungsoptik 42 eine kreisende Abtastbewegung aus. Das wird dadurch erreicht, daß der Kreisel 18 mit der Abbildungsoptik zu einer kontrollierten Nutationsbewegung angeregt wird.
  • Der Sucher 12 ist durch ein planes Fenster 54 abgeschlossen. Das Fenster 54 besteht aus infrarotdurch lässigem Material. Das Fenster ist keilförmig ausgebildet und wird durch Planflächen 58 und 60 begrenzt.
  • Die Steuerflächen 32 sind mit einer Verwindung versehen, derart, daß das Geschoß eine stetige Rollbewegung ausführt. Wie aus Fig.3 ersichtlich ist, wird dabei der Strahlengang für die Abbildungsoptik 42 abgelenkt und damit der von dem Detektor 40 jeweils erfaßte Punkt des abgetasteten Gesichtsfeldes verändert. Wenn das Geschoß seine Rollbewegung ausführt, würde ohne die Abtastbewegung der Abbildungsoptik 42 ein ringförmiger Bereich des Gesichtsfeldes um die Geschoßachse abgetastet. Diese durch die Rollbewegung des Geschosses hervorgerufene relativ langsame Abtastbewegung wird jedoch der schnellen Abtastbewegung der Abbildungsoptik 42 überlagert. Es resultiert eine Rosettenabtastung, wie sie in Fig.4 angedeutet ist. Durch die Nutationsbewegung des Kreisels 18 und die dadurch bedingte relativ schnelle Abtastbewegung der Abbildungsoptik 42 werden die einzelnen "Blätter" 62 der Rosette durchlaufen. Die Rollbewegung des Geschosses 10 bewirkt durch den damit umlaufenden Keil eine überlagerte langsamere Drehung längs des Abtastkreises 64. Dadurch, daß mehrere Detektoren 40 vorgesehen sind, wird mit jedem Blatt 62 der Rosette, also bei jedem Nutationsumlauf des Kreisels 18 ein ringförmiger Streifen 66 abgetastet, wie in Fig.4 dargestellt ist.
  • Das Fenster 54 trägt den Spike 14. Dadurch wird der Strömungswiderstand des Geschosses 10 vermindert. Die Strömung wird von dem Fenster 54 teilweise abgelenkt, wodurch die Erwärmung vermindert wird.

Claims (6)

  1. Endphasengelenktes Geschoß zum Abschuß aus einer Kanone oder Start aus Launcher, gekennzeichnet durch die Kombination der nachstehenden Merkmale
    (a) Ein optischer Sucher (12) enthält einen luftgelagerten Kreisel (18).
    (b) Auf dem luftgelagerten Kreisel (18) ist ein Cassegrain- System als Abbildungsoptik (42) angeordnet, welche Zielstrahlung auf einem optischen Detektor (40) abbildet und ein Gesichtsfeld mit einer kreisenden Bewegung abtastet.
    (c) Das Geschoß (10) ist an der Spitze durch ein optisch durchlässiges planes Fenster (54) abgeschlossen.
    (d) Das optisch durchlässige Fenster (54) trägt einen zentralen Spike (14).
    (e) Das Geschoß (10) weist eine Heckstabilisierung und Mittelflügel auf, die von Signalen des Detektors (40) und des Kreisels (18) über Signalverarbeitungsmittel (24) und einen Stellantrieb (22) angesteuert werden.
    (f) Das Geschoß (10) wird aerodynamisch zu einer stetigen Rollbewegung veranlaßt.
    (g) Die Geometrie des Spikes (14) und der Abbildungsoptik (42) wird in Anpassung an den begrenzten Schielwinkel des Suchers (12) ausgelegt, so daß Strahlungsverluste durch Abschattung durch den Spike (14) weitgehend vermieden werden können.
  2. Endphasengelenktes Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung einer kreisenden Abtastbewegung der Kreisel (18) zu einer kontrollierten Nutationsbewegung anregbar ist.
  3. Endphasengelenktes Geschoß nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung einer kreisenden Abtastbewegung das optische Fenster (54) keilförmig ausgebildet ist.
  4. Endphasengelenktes Geschoß nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Detektor (40) ein Infrarotdetektor und das Fenster (54) für infrarote Strahlung durchlässig ist.
  5. Endphasengelenktes Geschoß nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Detektor (40) gekühlt ist.
  6. Endphasengelenktes Geschoß nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Detektor (40) mehrere Detektorelemente enthält, so daß bei jedem Umlauf der kreisenden Abtastbewegung ein ringförmiger Streifen (66) des Gesichtsfeldes abgetastet wird.
EP88120227A 1988-03-09 1988-12-03 Endphasengelenktes Geschoss Expired - Lifetime EP0331804B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE3807725 1988-03-09
DE3807725A DE3807725A1 (de) 1988-03-09 1988-03-09 Endphasengelenktes geschoss

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0331804A2 EP0331804A2 (de) 1989-09-13
EP0331804A3 EP0331804A3 (de) 1991-07-31
EP0331804B1 true EP0331804B1 (de) 1994-10-19

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Application Number Title Priority Date Filing Date
EP88120227A Expired - Lifetime EP0331804B1 (de) 1988-03-09 1988-12-03 Endphasengelenktes Geschoss

Country Status (3)

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EP (1) EP0331804B1 (de)
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