EP0401693A1 - Method for improving the accuracy of hit of a controlled missile - Google Patents
Method for improving the accuracy of hit of a controlled missile Download PDFInfo
- Publication number
- EP0401693A1 EP0401693A1 EP90110415A EP90110415A EP0401693A1 EP 0401693 A1 EP0401693 A1 EP 0401693A1 EP 90110415 A EP90110415 A EP 90110415A EP 90110415 A EP90110415 A EP 90110415A EP 0401693 A1 EP0401693 A1 EP 0401693A1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- target
- missile
- path
- trajectory
- disturbances
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000013213 extrapolation Methods 0.000 claims description 21
- 208000004350 Strabismus Diseases 0.000 description 4
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 4
- 230000024703 flight behavior Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 241000251729 Elasmobranchii Species 0.000 description 1
- 240000006829 Ficus sundaica Species 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000005352 clarification Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 230000000717 retained effect Effects 0.000 description 1
- 238000004904 shortening Methods 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- 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
Definitions
- the invention relates to a method for improving the accuracy of a programmed flying missile influenced by path disturbances.
- missiles that are supposed to fly to a specific target are equipped with a seeker head that is able to identify the target to be fought on the one hand even in the presence of malfunctions, and on the other hand to pursue the target after the target is recognized and thus for an autopilot Generate guidance signal.
- a missile or a method for targeting a projectile or missile which is self-controlling in its final flight phase along an elongated trajectory and from which a steeper target actuation takes place after a target has been recorded, the stretched trajectory initially being retained after the target object to be controlled has been detected, DE 33 03 763 C2 is known before a pitch angle control for the transition from the straight trajectory into a steeper target approach trajectory takes place with a further shortening of the distance to the target object.
- the theoretical flight behavior of its specified flight behavior upon transition into a specified, stretched-inclined trajectory becomes its theoretical
- the time of impact determines from which for the steeper target approach path in the target object a delay period for the temporary retention of the stretched trajectory is derived on board the projectile or missile from the point of view of the target up to the time of leaving the trajectory trajectory by changing the pitch angle into the target approach path.
- the projectile or missile is equipped with a target seeker.
- US-A 45 22 356 discloses submunitions that can be released from a container and are each equipped with a seeker head.
- a method for target control of remote control bodies, in particular torpedoes, and devices for practicing this method are known from DE 18 15 727 C1.
- a predetermined known steering method e.g. Pursuit course, proportional or target coverage navigation
- the squint angle by an angle larger than the lead angle for standing bearing according to the proportional navigation and in particular greater than one If necessary, the squint angle used for the approximation is already used.
- the remaining running time is used, which the torpedo would need to continue running on the previous approximation krus until the target point is reached, and the squint angle changeover is carried out when a predetermined target value of the remaining running time is reached.
- the submunition is designed as a dive projectile with a structurally stable sensor and with an aerodynamic positioning system for causing a circular wobble movement during the steep descent into the target area and for sensor-guided end-phase course correction for direct gliding to the dedicated target object.
- the invention has for its object to provide a method of the type mentioned, with which a target control of a fixed or a movable target with high accuracy is possible without the missile is equipped with a seeker head, a high accuracy is also achieved , if path disturbances such as eg strong ground winds.
- the target trajectory of the missile accelerated in the trajectory end phase is provided with a path reserve before and during acceleration to compensate for the path disturbances.
- the flight path ahead is preferably precalculated in a orbit extrapolation model in accordance with the ideal target position and the current actual position of the missile and in accordance with further flight condition variables, with the resultant predicted hit error in a orbit extrapolation unit via a control unit to reduce the hit error of path corrections of the target path be determined.
- the web extrapolation is preferably carried out in several iterations.
- trajectory extrapolation carried out in several iterations preferably takes into account the future acceleration profile of the missile, so that, including future trajectory disturbances and taking current external trajectory disturbances into account, a desired trajectory results with a minimal hit error.
- the target path optimized in this way serves as a reference or target specification for an autopilot of the missile.
- a missile does not have a seeker head because this should be saved for cost reasons, for example, or because the seeker head would not be suitable for recognizing the target to be combated, or because the geodetic position of the target to be combated is known from prior clarification, which in particular for stationary targets such as bridges, buildings or the like. the case is, the missile can only move along a programmed trajectory to the target to be fought. It is assumed that the programmed flying missile both its ideal target path, which leads it to the target to be fought, from pre-programmed data or by transmission via a so-called. Data-link knows, as well as sensors and / or an inertial navigation unit, which provides the missile with its actual position. This situation is shown schematically in a block diagram in FIG.
- a web extrapolation model 10 is closed with a control unit 12 a self-contained system connected, which is indicated by the two arrows 14 and 16.
- the web extrapolation model 10 has two inputs 18 and 20 and one output 22.
- the input 18 is connected to the output 24 of a reference unit 26, which is indicated by the arrow 28.
- the reference unit 26 has an input 30 through which data preprogrammed into the reference unit 26 are input.
- the output 22 of the orbit extrapolation model 10 is connected to an input 32 of an autopilot 34, which is illustrated by the connecting line 36.
- the autopilot 34 has a second input 38 and an output 40, the output 40 of the autopilot 34 being connected to an actuating system 42.
- the control system 42 is connected to the missile dynamics illustrated by block 44.
- the output 46 of the missile dynamics 44 represents the trajectory of the missile. This trajectory is characterized by the trajectory disturbances indicated by the arrow 48, which are, for example, gusts of wind, ground wind or the like. acts, influences.
- Sensors 50 are used to detect the flight path or the flight path disturbances, the output 52 of the sensors 50 being connected to the second input 38 of the autopilot 34.
- the output 52 of the sensors 50 is connected to an inertial navigation unit 54, at the output 56 of which the respective actual position of the missile is given.
- the actual position of the missile is entered through the input 20 of the orbital extrapolation model 10 and the ideal target path of the missile is entered through the input 18 of the orbital extrapolation model 10.
- the exit 22 of the orbit extrapolation model 10 represents the target path of the missile, while the arrow 14 between the orbit extrapolation model 10 and the control unit 12 represents the hit error.
- the autopilot 34 and the positioning system can be used 42 to influence the missile dynamics so that the real trajectory of the missile despite the external disturbances - which are indicated by the arrow 48 - leads to the target to be combated.
- the target path of the missile which is indicated by the connecting line 36 between the orbit extrapolation model 10 and the autopilot 34 in FIG. 1
- a path reserve is provided which compensates for the error sketched for the horizontal plane in FIG. 2 by trajectory disturbances (see arrow 48 in FIG. 1).
- the flight path ahead is calculated in advance in accordance with the ideal target position (input 18 of the orbit extrapolation model 10 in FIG. 1) and in accordance with the current actual position (input 20 of the orbit extrapolation model 10 in FIG. 1), and in accordance with further flight state variables.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verbesserung der Treffgenauigkeit eines durch Bahnstörungen beeinflußten, programmiert fliegenden Flugkörpers.The invention relates to a method for improving the accuracy of a programmed flying missile influenced by path disturbances.
Üblicherweise werden Flugkörper, die ein bestimmtes Ziel anfliegen sollen, mit einem Suchkopf ausgerüstet, der in der Lage ist, einerseits das zu bekämpfende Ziel auch bei Anwesenheit von Störungen zu identifizieren, und andererseits nach der Zielauffassung das Ziel zu verfolgen und damit für einen Autopiloten ein Führungssignal zu erzeugen. Ein derartiger Flugkörper bzw. ein Verfahren zur Zielansteuerung eines in seiner Flug-Endphase längs einer gestreckten Flugbahn selbststeuernden Projektils bzw. Flugkörpers, aus der heraus nach einer Zielauffassung eine steilere Zielansteuerung erfolgt, wobei nach Erfassen des anzusteuernden Zielobjektes zunächst noch die gestreckte Flugbahn beibehalten bleibt, ehe bei weiterer Distanzverkürzung zum Zielobjekt eine Nickwinkel-Steuerung für den Übergang aus der gestreckten Flugbahn in eine steilere Zielanflugbahn erfolgt, ist aus der DE 33 03 763 C2 bekannt. Dort wird an Bord des Flugkörpers bzw. Projektils aus dessen vorgegebenem Flugverhalten bei Übergang in eine vorgebene, gestreckt-geneigte Flugbahn deren theoretischer Aufschlagzeitpunkt bestimmt, woraus für die steilere Zielanflugbahn in das Zielobjekt eine Verzögerungs-Zeitspanne für noch vorübergehendes Beibehalten der gestreckten Flugbahn, ab Zielauffassung bis zum Zeitpunkt des Suchflugbahn-Verlassens durch Nickwinkel-Umsteuerung in die Zielanflugbahn, an Bord des Projektils bzw. Flugkörpers abgeleitet wird. Das Projektil bzw. der Flugkörper ist mit einer Zielsucheinrichtung ausgestattet.Usually, missiles that are supposed to fly to a specific target are equipped with a seeker head that is able to identify the target to be fought on the one hand even in the presence of malfunctions, and on the other hand to pursue the target after the target is recognized and thus for an autopilot Generate guidance signal. Such a missile or a method for targeting a projectile or missile which is self-controlling in its final flight phase along an elongated trajectory and from which a steeper target actuation takes place after a target has been recorded, the stretched trajectory initially being retained after the target object to be controlled has been detected, DE 33 03 763 C2 is known before a pitch angle control for the transition from the straight trajectory into a steeper target approach trajectory takes place with a further shortening of the distance to the target object. There, on board the missile or projectile, the theoretical flight behavior of its specified flight behavior upon transition into a specified, stretched-inclined trajectory becomes its theoretical The time of impact determines from which for the steeper target approach path in the target object a delay period for the temporary retention of the stretched trajectory is derived on board the projectile or missile from the point of view of the target up to the time of leaving the trajectory trajectory by changing the pitch angle into the target approach path. The projectile or missile is equipped with a target seeker.
Die US-A 45 22 356 offenbart aus einem Behälter freigebbare Submunitionen, die jeweils mit einem Suchkopf ausgerüstet sind.US-A 45 22 356 discloses submunitions that can be released from a container and are each equipped with a seeker head.
Ein Verfahren zur Zielsteuerung von Fernlenkkörpern, insbesondere Torpedos, und Vorrichtungen zum Ausüben dieses Verfahrens sind aus der DE 18 15 727 C1 bekannt. Dort wird in Abhängigkeit von durch akustische Ortung ermittelten Zieldaten von einem vorgegebenen bekannten Lenkverfahren, z.B. Verfolgungskurs, Proportional- oder Zieldeckungs-Navigation, bei Erreichen eines vorgegebenen Sollwertes für die Annäherung des Lenkkörpers an das Ziel, auf Verfolgungskurs nach einer Schielhundekurve umgeschaltet, deren Schielwinkel um einen Winkelbetrag größer als der Vorhaltewinkel für stehende Peilung nach der Proportionalnavigation und insbesondere größer als ein gegebenenfalls schon bis zum Sollwert für die Annäherung benutzter Schielwinkel ist. Als Maß für den Annäherungsgrad wird die Restlaufzeit benutzt, die der Torpedo bei Weiterlaufen auf bisherigem Annäherungskrus bis zum Erreichen des Zielpunktes benötigen würde, und die Schielwinkelumschaltung wird bei Erreichen eines vorgegebenen Sollwertes der Restlaufzeit vorgenommen.A method for target control of remote control bodies, in particular torpedoes, and devices for practicing this method are known from DE 18 15 727 C1. There, depending on target data determined by acoustic location, of a predetermined known steering method, e.g. Pursuit course, proportional or target coverage navigation, when reaching a predetermined target value for the approach of the steering body to the target, switched to a pursuit course after a squint dog curve, the squint angle by an angle larger than the lead angle for standing bearing according to the proportional navigation and in particular greater than one If necessary, the squint angle used for the approximation is already used. As a measure of the degree of approximation, the remaining running time is used, which the torpedo would need to continue running on the previous approximation krus until the target point is reached, and the squint angle changeover is carried out when a predetermined target value of the remaining running time is reached.
Derartige mit einem Suchkopf ausgerüstete Projektile weisen einen großen elektromechanischen Aufwand auf, weshalb sich die DE 35 22 154 A1 die Aufgabe gestellt hat, eine manövrierbare Suchzünder-Submunition zum Bekämpfen von gepanzerten Zielobjekten in einem Zielgebiet derart auszulegen, daß die Submunition trotz technologisch bescheidenerer Ausstattung verglichen mit üblichen endphasen-lenkbaren Submunitionen noch eine gute Leistung, d.h. Wirkung im Ziel erbringt, die besser ist als bei einer an einem Fallschirm gebremst absteigenden Submunition. Diese Aufgabe wird dort dadurch gelöst, daß die Submunition als Sturzflug-Projektil mit strukturfestem Sensor und mit einem aerodynamischen Stellsystem zum Hervorrufen einer kreisenden Taumelbewegung während des steilen Hinabstürzens in das Zielgebiet sowie zu sensorgeführter Endphasen-Kurskorrektur für direkten Gleiflug zum dedektierten Zielobjekt ausgebildet ist.Projectiles of this type equipped with a seeker head have a high level of electromechanical complexity, which is why DE 35 22 154 A1 has set itself the task of providing a maneuverable seeker submunition for combating armored vehicles To design target objects in a target area in such a way that, despite the more technologically modest equipment, submunitions still perform well compared to conventional end-phase-steerable submunitions, ie they have an effect on the target that is better than that of a submunition that is slowed down on a parachute. This task is solved there in that the submunition is designed as a dive projectile with a structurally stable sensor and with an aerodynamic positioning system for causing a circular wobble movement during the steep descent into the target area and for sensor-guided end-phase course correction for direct gliding to the dedicated target object.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, mit welchem eine Zielansteuerung eines ortsfesten oder eines beweglichen Zieles mit hoher Treffgenauigkeit möglich ist, ohne daß der Flugkörper mit einem Suchkopf ausgerüstet ist, wobei eine hohe Treffgenauigkeit auch dann erzielt wird, wenn auf den programmiert fliegenden Flugkörper Bahnstörungen wie z.B. starke Bodenwinde einwirken.The invention has for its object to provide a method of the type mentioned, with which a target control of a fixed or a movable target with high accuracy is possible without the missile is equipped with a seeker head, a high accuracy is also achieved , if path disturbances such as eg strong ground winds.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Soll-Flugbahn des in der Flugbahn-Endphase beschleunigten Flugkörpers vor und während der Beschleunigung zur Kompensation der Bahnstörungen mit einem Bahnvorhalt versehen wird. Dabei wird der vorausliegende Flugweg vorzugsweise in einem Bahnextrapolationsmodell nach Maßgabe der idealen Sollposition und der aktuellen Istposition des Flugkörpers und nach Maßgabe weiterer Flugzustandsgrößen vorherberechnet, wobei aus dem sich hierbei ergebenden vorhergesagten Treffehler in einer Bahnextrapolations-Einheit über eine Regeleinheit zur Verringerung des Trefffehlers Bahnkorrekturen der Sollbahn ermittelt werden. Um bei Durchführung des Verfahrens einen sehr kleinen Trefffehler zu erzielen, wird die Bahnextrapolation vorzugsweise in mehreren Iterationen durchgeführt. Hierbei, d.h. bei der in mehreren Iterationen durchgeführten Bahnextrapolation wird vorzugsweise das künftige Beschleunigungsprofil des Flugkörpers berücksichtigt, so daß sich unter Einschluß künftiger Flugbahnstörungen und unter Beachtung aktueller externer Flugbahnstörungen eine Sollflugbahn mit minimalem Treffehler ergibt. Die auf diese Weise optimierte Sollbahn dient einem Autopiloten des Flugkörpers als Referenz bzw. Sollvorgabe.This object is achieved in that the target trajectory of the missile accelerated in the trajectory end phase is provided with a path reserve before and during acceleration to compensate for the path disturbances. The flight path ahead is preferably precalculated in a orbit extrapolation model in accordance with the ideal target position and the current actual position of the missile and in accordance with further flight condition variables, with the resultant predicted hit error in a orbit extrapolation unit via a control unit to reduce the hit error of path corrections of the target path be determined. In order to achieve a very small hit error when carrying out the method, the web extrapolation is preferably carried out in several iterations. Here, ie at The trajectory extrapolation carried out in several iterations preferably takes into account the future acceleration profile of the missile, so that, including future trajectory disturbances and taking current external trajectory disturbances into account, a desired trajectory results with a minimal hit error. The target path optimized in this way serves as a reference or target specification for an autopilot of the missile.
Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile des erfindungsgemäßen Verfahrens werden nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Es zeigt:
- Fig.1 eine Blockschaltung zur Verdeutlichung des Verfahrens zur Verbesserung der Treffgenauigkeit eines programmiert fliegenden Flugkörpers, und
- Fig.2 eine grafische Darstellung des Einflusses einer Bahnstörung auf die Flugbahn des programmiert fliegenden Flugkörpers bzw. auf seine Treffgenauigkeit.
- 1 shows a block circuit to illustrate the method for improving the accuracy of a programmed flying missile, and
- 2 shows a graphic representation of the influence of a path disturbance on the trajectory of the programmed flying missile or on its accuracy.
Verfügt ein Flugkörper nicht über einen Suchkopf, weil dieser bspw. aus Kostengründen eingespart werden soll, oder weil der Suchkopf nicht geeignet wäre, das zu bekämpfende Ziel zu erkennen, oder weil die geodätische Lage des zu bekämpfenden Zieles durch vorherige Aufklärung bekannt ist, was insbesondere bei stationären Zielen wie Brücken, Gebäuden o.dgl. der Fall ist, so kann sich der Flugkörper nur auf einer programmierten Flugbahn zum zu bekämpfenden Ziel bewegen. Dabei wird angenommen, daß der programmiert fliegende Flugkörper sowohl seine ideale Sollbahn, die ihn zum zu bekämpfenden Ziel führt, aus vorprogrammierten Daten oder durch Übermittlung über einen sogen. Data-link kennt, als auch über Sensoren und/oder über eine inertiale Navigationseinheit verfügt, die dem Flugkörper jeweils seine Istposition liefert. Dieser Sachverhalt ist in Fig.1 in einer Blockdarstellung schematisch gezeichnet. Ein Bahnextrapolationsmodell 10 ist mit einer Regeleinheit 12 zu einem in sich geschlossenen System verbunden, was durch die beiden Pfeile 14 und 16 angedeutet ist. Das Bahnextrapolationsmodell 10 weist zwei Eingänge 18 und 20 sowie einen Ausgang 22 auf. Der Eingang 18 ist mit dem Ausgang 24 einer Referenzeinheit 26 verbunden, was durch den Pfeil 28 angedeutet ist. Die Referenzeinheit 26 besitzt einen Eingang 30, durch den in die Referenzeinheit 26 vorprogrammierte Daten eingegeben werden.If a missile does not have a seeker head because this should be saved for cost reasons, for example, or because the seeker head would not be suitable for recognizing the target to be combated, or because the geodetic position of the target to be combated is known from prior clarification, which in particular for stationary targets such as bridges, buildings or the like. the case is, the missile can only move along a programmed trajectory to the target to be fought. It is assumed that the programmed flying missile both its ideal target path, which leads it to the target to be fought, from pre-programmed data or by transmission via a so-called. Data-link knows, as well as sensors and / or an inertial navigation unit, which provides the missile with its actual position. This situation is shown schematically in a block diagram in FIG. A
Der Ausgang 22 des Bahnextrapolationsmodelles 10 ist mit einem Eingang 32 eines Autopiloten 34 verbunden, was durch die Verbindungslinie 36 verdeutlicht ist. Der Autopilot 34 weist einen zweiten Eingang 38 und einen Ausgang 40 auf, wobei der Ausgang 40 des Autopiloten 34 mit einem Stellsystem 42 verbunden ist. Das Stellsystem 42 ist mit der durch den Block 44 verdeutlichten Flugkörperdynamik verbunden. Der Ausgang 46 der Flugkörperdynamik 44 stellt die Flugbahn des Flugkörpers dar. Diese Flugbahn wird durch die durch den Pfeil 48 angedeuteten Flugbahn-Störungen, bei denen es sich bspw. um Windböen, Bodenwind o.dgl. handelt, beeinflußt. Sensoren 50 dienen zum Detektieren der Flugbahn bzw. der Flugbahnstörungen, wobei der Ausgang 52 der Sensoren 50 mit dem zweiten Eingang 38 des Autopiloten 34 verbunden ist. Außerdem ist der Ausgang 52 der Sensoren 50 mit einer inertialen Navigationseinheit 54 verbunden, an deren Ausgang 56 die jeweilige Istposition des Flugkörpers gegeben ist. Durch den Eingang 20 des Bahnextrapolationsmodelles 10 wird also die Istposition des Flugkörpers und durch den Eingang 18 des Bahnextrapolationsmodells 10 wird die ideale Sollbahn des Flugkörpers eingegeben. Der Ausgang 22 des Bahnextrapolationsmodelles 10 stellt die Sollbahn des Flugkörpers dar, während der Pfeil 14 zwischen dem Bahnextrapolationsmodell 10 und der Regeleinheit 12 den Treffehler darstellt.The
Je nach der Genauigkeit der Sensoren 50 gelingt es mit Hilfe des Autopiloten 34 und mit Hilfe des Stellsystemes 42, die Flugkörperdynamik so zu beeinflussen, daß die reale Flugbahn des Flugkörpers trotz der äußeren Störungen - die durch den Pfeil 48 angedeutet sind - zum zu bekämpfenden Ziel führt.Depending on the accuracy of the sensors 50, the
Soll der Flugkörper zur Erhöhung der Auftreffgeschwindigkeit am zu bekämpfenden Ziel in der Endphase der Flugbahn zur Verbesserung der Wirksamkeit des Flugkörpers stark beschleunigt werden, so ergeben sich bei einem Flugkörper ohne Suchkopf die folgenden in Fig.2 verdeutlichten Probleme:
- 1. Bei der Bewegung des Flugkörpers in einem Windfeld ergibt sich ein resultierender inertialer Geschwindigkeitsvektor v als Überlagerung, d.h. als Vektorsumme des Geschwindigkeitsvektors va gegenüber ruhender Luft und des Windgeschwindigkeitsvektors vw . In Fig.2 ist eine Vektordarstellung in einer Horizontalebene x-y gezeichnet, entsprechendes gilt selbstverständlich auch für die zu dieser Horizontalebene senkrechte Vertikalebene. Ergibt sich nun in einem stationären Zielanflug der inertiale Bahnwinkel b₁ als resultierende Flugrichtung zum Ziel mit der Geschwindigkeit va1 und der Windgeschwindigkeit vw zur resultierenden Geschwindigkeit v₁, so ändert sich bei Schuberhöhung die Geschwindigkeit va1 zur Geschwindigkeit va2, wobei der Windgeschwindigkeitsvektor vw gleich bleibt. Das bedeutet jedoch, daß die aus va2 und vw resultierende Geschwindigkeit v₂ als neue inertiale Geschwindigkeit auftritt, die mit der x-Achse einen von b₁ abweichenden Winkel b₂ einschließt. Es ergibt sich also ein Winkelfehler Δb als Differenz zwischen den beiden genannten Winkeln b₁ und b₂ in der Zielpunktrichtung und folglich eine Verringerung der Treffgenauigkeit, da Bahnkorrekturen des beschleunigten Flugkörpers im Ergebnis zu großen Ablagen führen.
- 2. Ein zur Geschwindigkeitserhöhung dienendes Triebwerk des Flugkörpers wird typischerweise seine Schubkraft in Flugkörper-Längsrichtung, d.h. in Richtung des Vektors va entwickeln. Befindet sich der Flugkörper vor der Beschleunigungsphase im Schiebeflug, so bewegt er sich inertial in der in Fig.2 dargestellten Horizotalebene x-y nicht in der Flugkörper-Längsrichtung sondern in einer von der Windgeschwindigkeit vw abhängigen resultierenden Bahnrichtung, die durch den Autopiloten 34 (s. Fig.1) in Zielpunktrichtung gedreht wird. Wird nun der Flugkörper beschleunigt, so wird er nicht in der inertialen Bahnrichtung zum Ziel sondern in seiner Flugkörper-Längsrichtung beschleunigt und kann nur unter unrealistischen Manövereingriffen des
Autopiloten 34 zum zu bekämpfenden Ziel korrigiert werden, was ebenfalls zu einer Verringerung der Treffgenauigkeit führt. Entsprechendes gilt selbstverständlich auch für die Bewegung in der Vertikalebene.
- 1. When the missile moves in a wind field, a resulting inertial speed vector v results as a superimposition, ie as a vector sum of the speed vector v a with respect to still air and the wind speed vector v w . A vector representation is drawn in a horizontal plane xy in FIG. 2; the same applies of course also to the vertical plane perpendicular to this horizontal plane. Now results in a stationary target approach the inertial orbit angle b₁ as the resulting flight direction to the target with the speed v a1 and the wind speed v w to the resulting speed v₁, so the speed v a1 changes to the speed v a2 when the thrust is increased, the wind speed vector v w stays the same. However, this means that the velocity v₂ resulting from v a2 and v w occurs as a new inertial velocity, which includes an angle b₂ deviating from b₁ with the x-axis. So there is an angle error Δb as the difference between the two angles b₁ and b₂ mentioned in the direction of the target point and consequently a reduction in the accuracy, since path corrections of the accelerated missile result in large deposits.
- 2. A missile engine used to increase the speed typically becomes its thrust develop in the longitudinal direction of the missile, ie in the direction of the vector v a . If the missile is in the push flight prior to the acceleration phase, it moves inertially in the horizontal plane xy shown in FIG. 2 not in the longitudinal direction of the missile but in a resulting orbital direction dependent on the wind speed v w , which is determined by the autopilot 34 (see FIG. Fig.1) is rotated in the direction of the target point. If the missile is now accelerated, it is accelerated not in the inertial orbital direction to the target but in its longitudinal direction and can only be corrected under unrealistic maneuvering by the
autopilot 34 to the target to be combated, which likewise leads to a reduction in accuracy. The same naturally also applies to the movement in the vertical plane.
Die beiden genannten Probleme, die zur Verschlechterung der Treffgenauigkeit führen, lassen sich lösen, wenn die Sollbahn des Flugkörpers, die durch die Verbindungslinie 36 zwischen dem Bahnextrapolationsmodell 10 und dem Autopiloten 34 in Fig.1 angedeutet ist, vor und während der Beschleunigung des Flugkörpers mit einem Bahnvorhalt versehen wird, der den in Fig.2 für die Horizontalebene skizzierten Fehler durch Flugbahn-Störungen (s. Pfeil 48 in Fig.1) kompensiert. Dazu wird im Bahnextrapolationsmodell 10 der vorausliegende Flugweg nach Maßgabe der idealen Sollposition ( Eingang 18 des Bahnextrapolationsmodelles 10 in Fig.1) und nach Maßgabe der aktuellen Istposition ( Eingang 20 des Bahnextrapolationsmodelles 10 in Fig.1), und nach Maßgabe weiterer Flugzustandsgrößen vorherberechnet. Aus dem sich ergebenden vorhergesagten Treffehler werden in der Bahnextrapolations-Einheit über die Regeleinheit 12 Bahnkorrekturen der Sollbahn ermittelt, die zu einer Verringerung des Treffehlers führen. Bei dieser vorzugsweise in mehreren Iterationen verlaufenden Bahnextrapolation wird das künftige Beschleunigungsprofil des Flugkörpers berücksichtigt, so daß eine Sollflugbahn entsteht, die unter Einschluß künftiger Bahnstörungen und unter Beachtung aktueller externer Flugbahnstörungen zu einer Minimierung des Treffehlers führt. Diese optimierte Sollbahn ( Verbindungslinie 36 in Fig.1) dient dem Autopiloten 34 als Referenz bzw. Sollvorgabe.The two problems mentioned, which lead to a deterioration in the accuracy of the hit, can be solved if the target path of the missile, which is indicated by the connecting line 36 between the
Claims (5)
dadurch gekennzeichnet,
daß die Soll-Flugbahn des in der Flugbahn-Endphase beschleunigten Flugkörpers vor und während der Beschleunigung zur Kompensation der Bahnstörungen mit einem Bahnvorhalt versehen wird.1. A method for improving the accuracy of a programmed flying missile influenced by orbital disturbances,
characterized by
that the target trajectory of the missile accelerated in the trajectory end phase is provided with a path reserve before and during the acceleration to compensate for the path disturbances.
dadurch gekennzeichnet,
daß der vorausliegende Flugweg in einem Bahnextrapolationsmodell nach Maßgabe der idealen Sollposition und der aktuellen Istposition und nach Maßgabe weiterer Flugzustandsgrößen vorherberechnet wird, wobei aus dem sich hierbei ergebenden vorhergesagten Treffehler in einer Bahnextrapolations-Einheit über eine Regeleinheit zur Verringerung des Treffehlers Bahnkorrekturen der Sollbahn ermittelt werden.2. The method according to claim 1,
characterized by
that the flight path ahead is calculated in advance in a web extrapolation model in accordance with the ideal target position and the current actual position and in accordance with further flight condition variables, the path predictions of the target path being determined in a web extrapolation unit using a control unit to reduce the target error.
dadurch gekennzeichnet,
daß die Bahnextrapolation in mehreren Iterationen durchgeführt wird.3. The method according to claim 1 or 2,
characterized by
that the web extrapolation is carried out in several iterations.
dadurch gekennzeichnet,
daß bei der in mehreren Iterationen durchgeführten Bahnextrapolation das künftige Beschleunigungsprofil des Flugkörpers berücksichtigt wird, so daß sich unter Einschluß künftiger Bahnstörungen und unter Beachtung aktueller externer Flugbahnstörungen eine Sollflugbahn mit minimalem Treffehler ergibt.4. The method according to claim 3,
characterized by
that the future acceleration profile of the missile is taken into account in the orbital extrapolation carried out in several iterations, so that including future path disturbances and taking into account of current external trajectory disturbances results in a target trajectory with minimal accuracy.
dadurch gekennzeichnet,
daß die optimierte Sollbahn einem Autopiloten des Flugkörpers als Referenz bzw. Sollvorgabe dient.5. The method according to any one of the preceding claims,
characterized by
that the optimized target path is used by an autopilot of the missile as a reference or target specification.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3918701A DE3918701A1 (en) | 1989-06-08 | 1989-06-08 | METHOD FOR IMPROVING THE ACCURACY OF A PROGRAMMED FLYING BODY |
DE3918701 | 1989-06-08 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP0401693A1 true EP0401693A1 (en) | 1990-12-12 |
EP0401693B1 EP0401693B1 (en) | 1994-11-17 |
Family
ID=6382343
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP90110415A Expired - Lifetime EP0401693B1 (en) | 1989-06-08 | 1990-06-01 | Method for improving the accuracy of hit of a controlled missile |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0401693B1 (en) |
DE (2) | DE3918701A1 (en) |
ES (1) | ES2064529T3 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2413086A3 (en) * | 2010-07-26 | 2012-11-21 | Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG | Method for controlling a guided missile powered by an engine |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4300761A1 (en) * | 1993-01-14 | 1994-07-21 | Erno Raumfahrttechnik Gmbh | Control device |
DE10030036B4 (en) * | 2000-06-17 | 2014-07-17 | Eads Deutschland Gmbh | Vehicle control system for path control taking into account a flow influencing the vehicle and a method for generating a trajectory |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1578299A1 (en) * | 1967-10-14 | 1975-03-20 | Licentia Gmbh | PROCEDURE FOR RETAINING THE MEETING POINT FOR PASSIVE LOCATIONS IN THE SELF-STEERING PHASE USING PROPORTIONAL NAVIGATION OF JOINTED SHELVES |
DE2830502A1 (en) * | 1978-07-12 | 1980-01-31 | Bodenseewerk Geraetetech | CONTROL DEVICE FOR MISSILE |
DE2951941A1 (en) * | 1979-12-22 | 1981-07-02 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | OPTICAL REMOTE STEERING DEVICE FOR ONE STOREY |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1815727C1 (en) * | 1968-12-19 | 1985-10-31 | Fried. Krupp GmbH Krupp Atlas-Elektronik Bremen, 2800 Bremen | Target control system for steered torpedo - uses acoustic target location data and switches from navigation mode to curved steering mode at given proximity |
US4522356A (en) * | 1973-11-12 | 1985-06-11 | General Dynamics, Pomona Division | Multiple target seeking clustered munition and system |
DE2543606C2 (en) * | 1975-09-30 | 1986-11-06 | Deutsch-Französisches Forschungsinstitut Saint-Louis, Saint-Louis | Arrangement for correcting the trajectory of a rotating projectile |
US4277038A (en) * | 1979-04-27 | 1981-07-07 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Trajectory shaping of anti-armor missiles via tri-mode guidance |
DE3303763A1 (en) * | 1983-02-04 | 1984-08-09 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | METHOD FOR TARGETING A PROJECTILE AND DETERMINING ITS BALLISTIC FLIGHT TRACK AND DEVICES FOR EXECUTING THE METHOD |
DE3522154A1 (en) * | 1985-06-21 | 1987-01-02 | Diehl Gmbh & Co | SEARCH SUBMUNITION |
-
1989
- 1989-06-08 DE DE3918701A patent/DE3918701A1/en active Granted
-
1990
- 1990-06-01 DE DE59007711T patent/DE59007711D1/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-06-01 EP EP90110415A patent/EP0401693B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-06-01 ES ES90110415T patent/ES2064529T3/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1578299A1 (en) * | 1967-10-14 | 1975-03-20 | Licentia Gmbh | PROCEDURE FOR RETAINING THE MEETING POINT FOR PASSIVE LOCATIONS IN THE SELF-STEERING PHASE USING PROPORTIONAL NAVIGATION OF JOINTED SHELVES |
DE2830502A1 (en) * | 1978-07-12 | 1980-01-31 | Bodenseewerk Geraetetech | CONTROL DEVICE FOR MISSILE |
DE2951941A1 (en) * | 1979-12-22 | 1981-07-02 | Diehl GmbH & Co, 8500 Nürnberg | OPTICAL REMOTE STEERING DEVICE FOR ONE STOREY |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2413086A3 (en) * | 2010-07-26 | 2012-11-21 | Diehl BGT Defence GmbH & Co.KG | Method for controlling a guided missile powered by an engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0401693B1 (en) | 1994-11-17 |
DE59007711D1 (en) | 1994-12-22 |
DE3918701A1 (en) | 1990-12-13 |
DE3918701C2 (en) | 1992-04-09 |
ES2064529T3 (en) | 1995-02-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
WO2000000779A1 (en) | Method for remote controlled combat of near-surface and/or surface targets | |
DE2750128C2 (en) | ||
DE69931216T2 (en) | FLUGBAH COMMAND CONTROL WITH NEURONAL NETWORK | |
DE3442598A1 (en) | CONTROL SYSTEM | |
DE3323685A1 (en) | DEVICE FOR COMBATING GROUND TARGETS FROM THE AIR | |
WO1990008936A1 (en) | Process and device for improving the accuracy of aim | |
DE2830502B2 (en) | Missile control device | |
EP0547391A1 (en) | Method for increasing the success probability for an anti-aircraft defence system using remote-controlled scattering projectiles | |
DE3013405C2 (en) | Method of avoiding messaging from ballistic missile launchers | |
EP0210488B1 (en) | Method for homing guidance | |
DE2325355B2 (en) | Method for targeting a missile | |
DE3303763C2 (en) | ||
EP0401693A1 (en) | Method for improving the accuracy of hit of a controlled missile | |
DE3522154C2 (en) | ||
DE3715909C1 (en) | Target seeking method for missile | |
DE2252301C2 (en) | Device for stabilizing the aiming and aiming of a movable organ | |
DE69009652T2 (en) | Self-steering system and method of a driven ballistic aircraft projectile against a target. | |
DE4133405C2 (en) | Submunition for low-flying use | |
DE19520115A1 (en) | Method for determining the roll position of a rolling flying object | |
DE4018198C2 (en) | Steering method for projectiles and arrangements for carrying out the method | |
DE19601846A1 (en) | Symmetric rocket guiding method, involves actuating actuating elements such that rocket accepts transverse accelerations, and periodically starting parameter detection, calculations and resulting controls of actuating elements | |
DE4203224C2 (en) | Two-phase command / beacon guidance of a controllable projectile | |
EP0049778B1 (en) | Method for the distribution of ammunition | |
DE2815206C2 (en) | Procedure, guided missile and weapon system for combating ground targets | |
DE3348136C2 (en) | Method for determining the ballistic trajectory (flight path) of a projectile, and a device for carrying out the method |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PUAI | Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012 |
|
17P | Request for examination filed |
Effective date: 19900924 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A1 Designated state(s): DE ES FR IT |
|
17Q | First examination report despatched |
Effective date: 19930310 |
|
GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): DE ES FR IT |
|
REF | Corresponds to: |
Ref document number: 59007711 Country of ref document: DE Date of ref document: 19941222 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: ES Ref legal event code: FG2A Ref document number: 2064529 Country of ref document: ES Kind code of ref document: T3 |
|
ITF | It: translation for a ep patent filed | ||
ET | Fr: translation filed | ||
PLBE | No opposition filed within time limit |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261 |
|
STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT |
|
26N | No opposition filed | ||
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Effective date: 19960301 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: ES Payment date: 19960617 Year of fee payment: 7 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: FR Payment date: 19970526 Year of fee payment: 8 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: ES Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19970602 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: FR Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 19990226 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: ST |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: ES Ref legal event code: FD2A Effective date: 20000403 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: IT Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES;WARNING: LAPSES OF ITALIAN PATENTS WITH EFFECTIVE DATE BEFORE 2007 MAY HAVE OCCURRED AT ANY TIME BEFORE 2007. THE CORRECT EFFECTIVE DATE MAY BE DIFFERENT FROM THE ONE RECORDED. Effective date: 20050601 |