EP0714013A1 - Lenkschleife für Flugkörper - Google Patents
Lenkschleife für Flugkörper Download PDFInfo
- Publication number
- EP0714013A1 EP0714013A1 EP95117667A EP95117667A EP0714013A1 EP 0714013 A1 EP0714013 A1 EP 0714013A1 EP 95117667 A EP95117667 A EP 95117667A EP 95117667 A EP95117667 A EP 95117667A EP 0714013 A1 EP0714013 A1 EP 0714013A1
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- missile
- squint
- steering
- angle
- predicted
- 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
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
- F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
-
- 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
Definitions
- the invention relates to a steering loop for missiles which are guided to a target by a seeker head, the seeker head having a limited field of vision, comprising a seeker head which determines the line of sight to a target by means of squint angles with respect to missile-fixed pitch and yaw axes and provides seeker head signals Signal processing means which are acted upon by the seeker head signals for generating signals determining the movement of the missile, and guidance means which are acted upon by these signals for guiding the missile to the target.
- the seeker head usually contains an imaging optical system and a sensor.
- the imaging optical system has an optical axis.
- a control loop containing the sensor aligns the optical axis of the optical system with a target detected by the sensor. This optical axis then defines a "line of sight" to the target.
- the position of the line of sight relative to the missile can be defined by two "squint angles" around a yaw axis or a pitch axis.
- the optical system with the sensor forms a "viewfinder".
- the search head provides search head signals.
- steering signals are generated through which the missile is guided to the detected target.
- the steering signals are, for example, proportional to the rotational speed of the Line of sight in inertial space.
- the steering signals control the movement of control surfaces.
- proportional navigation the steering tries to keep the position of the line of sight in the room constant.
- the control loop with the viewfinder as a measuring element and the control surfaces (or the like) as an actuator through which the missile is guided to the target is referred to as a "steering loop".
- a transverse acceleration of the missile is to be achieved by the movement of the control surfaces.
- the missile changes its angle of attack, i.e. the angle between the airspeed vector and the longitudinal axis of the missile. This change in the angle of attack in turn changes the squint angle of the seeker head.
- the missile changes its position in space relative to the essentially fixed line of sight.
- the optical beam path of the viewfinder runs through a window in the area of the tip of the missile.
- This window defines a field of view of the viewfinder.
- this window is often provided on the side of the tip of the missile. This limits the size of the permissible squint angle. If the line of sight to the target leaves the field of vision of the missile, the seeker loses the target.
- the invention has for its object to design a steering loop for missiles of the type mentioned so that a loss of target is avoided by limiting the field of view of the viewfinder.
- the signal processing means contain means for influencing the signals determining the movement of the missile, which ensure such movement of the missile that the line of sight is always kept in the area of the face of the seeker head.
- the signals determining the movement of the missile e.g. the steering signals, not only determined by the steering law in the sense of optimal guidance of the missile to the target but also influenced in that the line of sight remains safe in the field of view of the seeker head. So it may be an optimal steering signal in the sense of target tracking is limited and made less optimal if the line of sight corresponding to the optimal steering signal would move the line of sight out of the field of vision and a loss of target would occur. Optimal target tracking is of no use if the target is eventually lost and the missile becomes disoriented. The task of keeping the line of sight in the field of view of the seeker head can make a roll movement of the missile not required by the steering law necessary even when the window is asymmetrical.
- Embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.
- FIG. 1 is a schematic perspective illustration of a missile 10 with engines 12 and 14, a seeker head 16 at the tip and control surfaces 18.
- the seeker head 16 has a window 20 with three facets.
- the (not visible) viewfinder "sees" through this window 20 with a line of sight 22.
- the direction of the longitudinal axis of the missile 10 is designated by x b .
- the position of the line of sight 22 relative to the missile 10 is defined by two angles ⁇ yp and ⁇ zp around the missile-fixed pitch or yaw axis y b or z b .
- the field of view 24 shows the position of the field of view 24 of the seeker head 16 in relation to the direction of the longitudinal axis x b .
- the field of view is limited around the pitch axis y b by the maximum pitch squint angles ⁇ yo and - ⁇ yu .
- the field of view around the yaw axis z b is limited by the maximum yaw squint angle - ⁇ z and + ⁇ z .
- the field of view 24 is highly asymmetrical about the pitch axis.
- the field of view 24 is symmetrically but naturally limited around the yaw axis.
- FIG. 3 illustrates the steering loop or steering control loop.
- a target is designated by 26.
- the seeker 28 detects the target 26.
- the viewfinder 28 adjusts itself to the target with its line of sight.
- the position of the line of sight 22 with the pitch and yaw squint angles can be tapped from the viewfinder 28, for example in the form of gimbal angles.
- the squint angles ⁇ ym and ⁇ zm measured in this way are, as indicated by a loop 30, applied to a circuit 32 which counteracts a loss of target.
- steering is carried out by a steering computer 34 according to a steering law depending on the line of sight or its rotational speed.
- the steering computer 34 commands steering law lateral accelerations a yco and a zco , through which the missile 10 should track the target 26 according to the applied steering law.
- these steering law transverse accelerations a yco and a zco are still applied to the circuit 32 and, if necessary, modified so that a loss of target is counteracted or a rolling movement of the missile 10 is initiated.
- the circuit 32 also receives the measured lateral accelerations a ym and a zm of the missile 10. This is represented by the loop 36.
- the circuit 32 supplies commanded lateral accelerations a yc and a zc in the direction of the pitch or yaw axis.
- the circuit also provides commands ⁇ c , which initiate a rolling movement of the missile. The movement of the missile again affects the viewfinder 28. This is represented by the loop 38 and a summing point 40.
- the circuit 32 is shown in detail in FIG.
- the steering law lateral acceleration a yco supplied by the steering computer 34 is applied in the direction of the pitch axis.
- the steering law lateral acceleration a zco supplied by the steering computer 34 is present at an input 44 in the direction of the yaw axis.
- the measured lateral acceleration a ym of the missile 10 is present at an input 46 in the direction of the pitch axis.
- the measured lateral acceleration a zm of the missile 10 is present at an input 48 in the direction of the yaw axis.
- the missile 10 is pivoted about the pitch and yaw axis relative to the substantially fixed line of sight. If, for example, the pitch angle of the missile 10 is changed clockwise relative to the inertial space and the line of sight 22 fixed therein in order to achieve a transverse acceleration acting in the direction of the yaw axis, then the squint angle changes, namely the angle at which the target is seen from the missile 10 , counterclockwise.
- a commanded change in the lateral acceleration corresponds to a change in the angle of attack resulting from the aerodynamics of the missile 10. This in turn causes a change in the squint angle in question.
- Predicted squint angles can now be formed from these changes in the squint angle as the sum of the current measured squint angle and the changes in the squint angle.
- the measured squint angles ⁇ ym and ⁇ zm are tapped at the viewfinder 28 (FIG. 3) and applied to the circuit 32 via loop 30. These measured squint angles ⁇ ym and ⁇ zm are applied to inputs 58 and 60 of circuit 32 (FIG. 4).
- the measured squint angles ⁇ ym and ⁇ zm are overlaid with the calculated changes in squint angles at summing points 62 and 64, respectively. This results in the predicted squint angles ⁇ yp and ⁇ zp .
- the predicted squint angles ⁇ yp and ⁇ zp thus obtained are applied to limiters 66 and 68, respectively.
- the limiters limit the squint angle values to predetermined limit values ⁇ yo and - ⁇ yu or ⁇ z and - ⁇ z .
- the values of ⁇ yo and - ⁇ yu or ⁇ z and - ⁇ z are somewhat smaller than the values ⁇ yo and ⁇ yu or - ⁇ z and + ⁇ z mentioned above in connection with FIG.
- the area defined by the delimiters 66 and 68 is somewhat reduced compared to the real field of view determined by the window 20.
- the limiters 66 and 68 accordingly supply limited values of the predicted squint angles ⁇ yp and ⁇ zp if the predicted squint angles fall outside the field of view defined by the limiters 66 and 68.
- the measured squint angles are then subtracted from these limited squint angles in summing points 70 and 72, respectively. This is represented by the loops 74 and 76, respectively.
- These limited changes in squint angles now become one Operation that is inverse to the operation represented by blocks 56 and 54, respectively. In the present case, these inverse operations are multiplications by 1 / K a or -1 / K a .
- the inverse operation according to block 80 provides a modified change ⁇ a yp in the lateral acceleration in the direction of the pitch axis.
- the inverse operation according to block 78 provides a modified change ⁇ a zp in the lateral acceleration in the direction of the yaw axis.
- the corresponding measured transverse accelerations a ym and a zm are superimposed on these modified changes in summing points 82 and 84, respectively. This is shown in Figure 4 by loops 86 and 88, respectively.
- first commanded accelerations a yc1 and a zc1 are obtained.
- These first commanded accelerations a yc1 and a zc1 are connected to further limiter means 90. There, if necessary, they experience a further limitation if the angle of attack commanded by a lateral acceleration becomes too large for aerodynamic reasons.
- Commanded accelerations a yc and a zc then appear at outputs 92 and 94.
- the missile 10 can be given a rolling movement, by means of which the missile 10 is moved into a roll position in which the window 20 (FIG. 1) is favorable to the line of sight 22.
- the yaw squint angle ⁇ z should be small and the pitch squint angle ⁇ y should fall in the less restricted negative range (below in Fig. 2).
- the predicted squint angles ⁇ yp and ⁇ zp are switched to inputs 96 and 98 of a roll control 100.
- the roll control 100 delivers a roll command ⁇ c at an output 102.
- Fig. 5 This is shown in Fig. 5 in the form of a "command window".
- Predicted (predicted) yaw squint angles ⁇ zp are plotted in the horizontal direction in FIG.
- Predicted pitch squint angles ⁇ yp are plotted in the vertical direction in FIG.
- Each point in the area of Fig. 5 therefore corresponds to a line of sight defined by two squint angles.
- FIG. 5 shows the real visual field 24 defined by the window 20. Furthermore, the restricted visual field 104 arranged within the real visual field 24 is shown, which is characterized by the Limiter values ⁇ yo and - ⁇ yu or ⁇ z and - ⁇ z of the limiters 66 and 68 is fixed.
- a 180 ° roll movement of the missile 10 is commanded in an area 108 which also extends in the horizontal direction from ⁇ to + ⁇ and in the vertical direction from ⁇ yo to the “upper” edge of the field of view.
- the effect of such a 180 ° roll movement on the relative position of the line of sight and field of view can be understood from the schematic representation of FIGS. 6 and 7.
- the roll axis x b of the missile 10 is horizontal.
- the line of sight 22 is inclined in a vertical plane with respect to the roll axis x b and lies in the region 108 near the edge of the field of view 24.
- the result is 7:
- the position of the line of sight 22 and the position of the roll axis x b remain unchanged.
- the edges ⁇ yo and - ⁇ yu of the field of view 24 are mirrored on the roll axis x b .
- the line of sight is then in the geometrically more favorable angular range of the field of view 22. This corresponds to the rule “(b)” given above.
- the missile 10 rotates about the roll axis x b and thus rotates the Field of view by an angle ⁇ that the predicted line of sight 22 comes to rest on this longitudinal median plane.
- ⁇ c tan ⁇ zp / ⁇ yp .
- the missile 10 rotates by 90 ° about the roll axis x b .
- Fields 114 and 116 determine sets of possible lines of sight that are not affected by the rotation of missile 10. By a rotation of 90 ° this "amounts of sight" no longer lie on either side of ⁇ zp axis but on both sides of 90 ° -to gecardten- ⁇ yp axis and centrally in the field of view.
- the missile and thus the field of view 24 must rotate clockwise, in the case of the field 116 ( ⁇ zp > 0) counterclockwise. Then the predicted line of sight is in the area 0> ⁇ yp > - ⁇ yu of the rotated field of view.
- the limiters 66 and 68 ensure that the line of sight 22 is within the restricted field of view 104.
- the commanded rolling movements ensure that the limitation by the limiters 66 and 68 need not be too strong.
- the interaction of the rolling movements commanded by the roll control 100 and the limitation by the limiters 66 and 68 ensure that, on the one hand, no loss of target can occur, but on the other hand, the control takes place in the best possible way according to the steering law used.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Electromagnetism (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 eine Lenkschleife für Flugkörper, die durch einen Suchkopf zu einem Ziel geführt werden, wobei der Suchkopf ein begrenztes Gesichtsfeld besitzt, enthaltend einen Suchkopf, der die Sichtlinie zu einem Ziel durch Schielwinkel in bezug auf flugkörperfeste Nick- und Gierachsen bestimmt und Suchkopfsignale liefert, Signalverarbeitungsmittel, die von den Suchkopfsignalen beaufschlagt sind zur Erzeugung von die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signalen, und Lenkmittel, welche von diesen Signalen beaufschlagt sind zur Führung des Flugkörpers zu dem Ziel.
- Der Suchkopf enthält üblicherweise ein abbildendes optisches System und einen Sensor. Das abbildende optische System besitzt eine optische Achse. Ein den Sensor enthaltender Regelkreis richtet die optische Achse des optischen Systems auf ein von dem Sensor erfaßtes Ziel aus. Diese optische Achse definiert dann eine "Sichtlinie" zum Ziel. Die Lage der Sichtlinie relativ zu dem Flugkörper kann definiert werden durch zwei "Schielwinkel" um eine Gierachse bzw. eine Nickachse. Das optische System mit dem Sensor bildet einen "Sucher".
- Der Suchkopf liefert Suchkopfsignale. Nach einem Lenkgesetz werden Lenksignale erzeugt, durch welche der Flugkörper zu dem erfaßten Ziel geführt wird. Bei dem Lenkgesetz der "Proportionalnavigation" sind die Lenksignale beispielsweise proportional der Drehgeschwindigkeit der Sichtlinie im inertialen Raum. Die Lenksignale steuern die Bewegung von Steuerflächen. Bei der Proportionalnavigation sucht die Lenkung die Lage der Sichtlinie im Raum konstant zu halten. Der Regelkreis mit dem Sucher als Meßglied und den Steuerflächen (o. dergl.) als Stellglied, durch den der Flugkörper zu dem Ziel geführt wird, bezeichnet man als "Lenkschleife".
- Durch die Bewegung der Steuerflächen soll eine Querbeschleunigung des Flugkörpers erzielt werden. Zu diesem Zweck verändert der Flugkörper seinen Anstellwinkel, d.h. den Winkel zwischen Fluggeschwindigkeits-Vektor und Flugkörper-Längsachse. Durch diese Änderung des Anstellwinkels werden wiederum die Schielwinkel des Suchkopfes verändert. Der Flugkörper ändert seine Lage im Raum relativ zu der im wesentlichen raumfesten Sichtlinie.
- Der optische Strahlengang des Suchers verläuft durch ein Fenster im Bereich der Spitze des Flugkörpers. Dieses Fenster bestimmt ein Gesichtsfeld des Suchers. Aus aerodynamischen und optischen Gründen ist dieses Fenster häufig seitlich an der Spitze des Flugkörpers vorgesehen. Die Größe der zulässigen Schielwinkel ist dadurch begrenzt. Verläßt die Sichtlinie zum Ziel das Gesichtsfeld des Flugkörpers, dann verliert der Suchkopf das Ziel.
- Beispiele für Flugkörper, bei denen die Fenster seitlich an der Spitze des Flugkörpers vorgesehen sind, zeigen die US-PS 4 717 822 und die EP-OS 0 482 352.
- Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Lenkschleife für Flugkörper der eingangs genannten Art so auszubilden, daß ein Zielverlust durch die Begrenzung des Gesichtsfeldes des Suchers vermieden wird.
- Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß die Signalverarbeitungsmittel Mittel zur Beeinflussung der die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signale enthalten, die eine solche Bewegung des Flugkörpers sicherstellen, daß die Sichtlinie stets im Bereich des Gesichttsfeldes des Suchkopfes gehalten wird.
- Nach der Erfindung werden die die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signale, z.B. die Lenksignale, nicht nur durch das Lenkgesetz im Sinne einer optimalen Führung des Flugkörpers zu dem Ziel bestimmt sondern zusätzlich dahingehend beeinflußt, daß die Sichtlinie sicher im Gesichtsfeld des Suchkopfes bleibt. Es wird also u.U. ein im Sinne der Zielverfolgung optimales Lenksignal begrenzt und weniger optimal gemacht, wenn durch die dem optimalen Lenksignal entsprechende Querbeschleunigung die Sichtlinie aus dem Gesichtsfeld herauswandern und ein Zielverlust eintreten würde. Das optimale Zielverfolgung nützt nichts, wenn schließlich das Ziel verloren geht und der Flugkörper dadurch orientierungslos wird. Die Aufgabe, die Sichtlinie im Gesichtsfeld des Suchkopfes zu halten kann auch bei unsymmetrischer Anordnung des Fensters eine durch das Lenkgesetz nicht geforderte Rollbewegung des Flugkörpers erforderlich machen.
- Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
- Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
- Fig.1
- ist eine schematisch-perspektivische Darstellung eines zielverfolgenden Flugkörpers mit einem Suchkopf dessen Strahlengang durch ein Fenster hindurchtritt, das seitlich im Bereich der Spitze des Flugkörpers angeordnet ist.
- Fig.2
- veranschaulicht das Gesichtsfeld des Suchers Suchkopfes von Fig.1 in bezug auf die Richtung der Längsachse des Flugkörpers.
- Fig.3
- ist ein Blockdiagramm und zeigt die Lenkschleife des Flugkörpers von Fig.1.
- Fig.4
- ist ein Blockdiagramm und zeigt die Mittel zur Beeinflssung der die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signale, durch welche die Sichtlinie zum Ziel stets innerhalb des Gesichtsfeldes des Suchkopfes gehalten wird.
- Fig.5
- zeigt ein "Kommandofenster", welches die Regeln symbolisiert, nach denen in Abhängigkeit von den Schielwinkeln eine Rollbewegung des Flugkörpers eingeleitet wird.
- Fig.6 und 7
- veranschaulichen die Wirkung einer 180°-Rollbewegung des Flugkörpers auf die relative Lage von Sichtlinie und Gesichtsfeld.
- Fig.8
- veranschaulicht die Drehbewegung des Flugkörpers in dem Fall, daß die Sichlinie sich dem seitlichen Rand des Gesichtsfeldes nähert.
- Fig.9
- veranschaulicht die Drehbewegung des Flugkörpers für einen weiteren Typ der relativen Lage von prädizierter Sichtlinie und Längsachse des Flugkörpers.
- Fig.1 ist eine schematisch-perspektivische Darstellung eines Flugkörpers 10 mit Triebwerken 12 und 14, einem Suchkopf 16 an der Spitze und Steuerflächen 18. Der Suchkopf 16 weist ein Fenster 20 mit drei Facetten auf. Der (nicht sichtbare) Sucher "sieht" mit einer Sichtlinie 22 durch dieses Fenster 20. Mit xb ist die Richtung der Längsachse des Flugkörpers 10 bezeichnet. Die Lage der Sichtlinie 22 relativ zu dem Flugkörper 10 ist definiert durch zwei Winkel λyp und λzp um die flugkörperfeste Nick- bzw. Gierachse yb bzw. zb.
- Fig.2 zeigt die Lage des Gesichtsfeldes 24 des Suchkopfes 16 in bezug auf die Richtung der Längsachse xb. Das Gesichtsfeld ist um die Nickachse yb begrenzt durch die maximalen Nick-Schielwinkel εyo und -εyu. Um die Gierachse zb ist das Gesichtsfeld begrenzt durch die maximalen Gier-Schielwinkel -εzund +εz . Um die Nickachse ist das Gesichtsfeld 24 stark unsymmetrisch. Um die Gierachse ist das Gesichtsfeld 24 symmetrisch aber natürlich begrenzt.
- Fig.3 veranschaulicht die Lenkschleife oder den Lenkregelkreis. Mit 26 ist ein Ziel bezeichnet. Das Ziel 26 wird von dem Sucher 28 erfaßt. Der Sucher 28 stellt sich mit seiner Sichtlinie auf das Ziel ein. Die Lage der Sichtlinie 22 mit den Nick- und Gier-Schielwinkeln kann z.B. in Form von Kardanwinkeln an dem Sucher 28 abgegriffen werden. Die so gemessenen Schielwinkel λym und λzm werden, wie durch eine Schleife 30 angedeutet ist, auf eine Schaltung 32 aufgeschaltet, die einem Zielverlust entgegenwirkt.
- Im übrigen erfolgt eine Lenkung durch einen Lenkrechner 34 nach einem Lenkgesetz in Abhängigkeit von der Sichtlinie oder deren Drehgeschwindigkeit. Der Lenkrechner 34 kommandiert Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ayco und azco , durch welche der Flugkörper 10 nach dem angewandten Lenkgesetz dem Ziel 26 nachgeführt werden sollte. Diese Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ayco und azco werden jedoch noch auf die Schaltung 32 aufgeschaltet und erforderlichenfalls so modifiziert, daß einem Zielverlust entgegengewirkt oder eine Rollbewegung des Fluglörpers 10 eingeleitet wird. Die Schaltung 32 erhält auch die gemessenen Querbeschleunigungen aym und azm des Flugkörpers 10. Das ist durch die Schleife 36 dargestellt. Die Schaltung 32 liefert kommandierte Querbeschleunigungen ayc und azc in Richtung der Nick- bzw. Gierachse. Ferner liefert die Schaltung ggf. Kommandos ΔΦc, welche eine Rollbewegung des Flugkörpers einleiten. Die Bewegung des Flugkörpers wirkt sich wieder auf den Sucher 28 aus. Das ist durch die Schleife 38 und einen Summierpunkt 40 dargestellt.
- Die Schaltung 32 ist in Fig.4 im einzelnen dargestellt.
- An einem Eingang 42 liegt die von dem Lenkrechner 34 gelieferte Lenkgesetz-Querbeschleunigung ayco in Richtung der Nickachse an. An einem Eingang 44 liegt die von dem Lenkrechner 34 gelieferte Lenkgesetz-Querbeschleunigung azco in Richtung der Gierachse an. An einem Eingang 46 liegt die gemessene Querbeschleunigung aym des Flugkörpers 10 in Richtung der Nickachse an. An einem Eingang 48 liegt die gemessene Querbeschleunigung azm des Flugkörpers 10 in Richtung der Gierachse an. In Summierpunkten 50 und 52 werden die Differenzen der Lenkgesetz-Querbeschleunigungen und der gemessenen Querbeschleunigungen gebildet:
- Das sind die Änderungen der Querbeschleunigungen, die sich bei Erzeugung der vom Lenkrechner 34 berechneten Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ergeben würden. Diese Änderungen würden zu Änderungen der Anstellwinkel führen. Solche Änderungen der Anstellwinkel führen zu gegensinnigen Änderungen der Schielwinkel. Der Flugkörper 10 wird relativ zu der im wesentlichen feststehenden Sichtlinie um Nick- und Gierachse verschwenkt. Wird z.B. der Nickwinkel des Flugkörpers 10 gegenüber dem inertialen Raum und der darin festen Sichtlinie 22 zur Erzielung einer in Richtung der Gierachse wirkenden Querbeschleunigung im Uhrzeigersinn verändert, dann verändert sich der Schielwinkel, nämlich der Winkel, unter dem das Ziel aus dem Flugkörper 10 gesehen wird, entgegen dem Uhrzeigersinn. Einer kommandierten Änderung der Querbeschleunigung entspricht eine sich aus der Aerodynamik des Flugkörpers 10 ergebende Änderung des Anstellwinkels. Diese bewirkt wiederum eine Änderung des betreffenden Schielwinkels. Aus einer kommandierten Änderung der Querbeschleunigung kann daher eine Änderung des Schielwinkels prädiziert werden. In Fig.4 ist angenommen, daß der Zusammenhang zwischen kommandierter Änderung der Querbeschleunigung und daraus prädizierter Änderung des zugehörigen Schielwinkes die Proportionalität ist:
- Die Multiplikation mit den Koeffizienten -Ka bzw. Ka ist in Fig.4 durch Blöcke 54 bzw. 56 dargestellt Statt des linearen Zusammenhanges können durchaus auch komplexere und nichtlineare Zusammenhänge zwischen den Änderungen der Schielwinkel und den kommandierten Änderungen der Querbeschleunigungen bestehen.
- Aus diesen Änderungen der Schielwinkel können nun prädizierte Schielwinkel als Summe der aktuellen, gemessenen Schielwinkel und den Änderungen der Schielwinkel gebildet werden. Die gemessenen Schielwinkel λym und λzm werden an dem Sucher 28 (Fig.3) abgegriffen und über Schleife 30 auf die Schaltung 32 aufgeschaltet. Diese gemessenen Schielwinkel λym und λzm liegen an Eingängen 58 bzw. 60 der Schaltung 32 (Fig.4) an. Den gemessenen Schielwinkeln λym und λzm sind die berechneten Änderungen der Schielwinkel in Summierpunkten 62 bzw. 64 überlagert. Daraus ergeben sich die prädizierten Schielwinkel λyp bzw. λzp.
- Die so erhaltenen prädizierten Schielwinkel λyp bzw. λzp sind auf Begrenzer 66 bzw. 68 aufgeschaltet. Die Begrenzer begrenzen die Werte der Schielwinkel auf vorgegebene Grenzwerte νyo und -νyu bzw. ν z und -νz. Die Werte von νyo und -νyu bzw. νz und -νz sind etwas kleiner als die oben im Zusammenhang mit Fig.2 erwähnten Werte εyo und εyu bzw. -εz und +εz. Der durch die Begrenzer 66 und 68 festgelegte Bereich ist aus Sicherheitsgründen etwas gegenüber dem durch das Fenster 20 bestimmten realen Gesichtsfeld verkleinert.
- Die Begrenzer 66 und 68 liefern dementsprechend begrenzte Werte der prädizierten Schielwinkel λyp bzw. λzp , falls die prädizierten Schielwinkel aus dem durch die Begrenzer 66 und 68 festgelegten Gesichtsfeld herausfallen. Von diesen begrenzten Schielwinkeln werden nun in Summierpunkten 70 bzw. 72 die gemessenen Schielwinkel subtrahiert. Das ist durch die Schleifen 74 bzw. 76 dargestellt. Dadurch ergeben sich begrenzte Änderungen der Schielwinkel Δλyp Δλzp. Diese begrenzten Änderungen der Schielwinkel werden nun einer Operation unterworfen, die invers zu der durch die Blöcke 56 bzw. 54 dargestellten Operation ist. Im vorliegenden Fall sind diese inversen Operationen Multiplikationen mit 1/Ka bzw. -1/Ka. Diese inversen Operationen sind in Fig.4 durch Blöcke 78 bzw. 80 dargestellt. Die inverse Operation gemäß Block 80 liefert eine modifizierte Änderung Δayp der Querbeschleunigung in Richtung der Nickachse. Die inverse Operation gemäß Block 78 liefert eine modifizierte Änderung Δazp der Querbeschleunigung in Richtung der Gierachse. Diesen modifizierten Änderungen werden die entsprechenden gemessenen Querbeschleunigungen aym bzw azm in Summierpunkten 82 bzw. 84 überlagert. Das ist in Fig.4 durch Schleifen 86 bzw. 88 dargestellt.
- Dadurch werden erste kommandierte Beschleunigungen ayc1 und azc1 erhalten. Diese ersten kommandierten Beschleunigungen ayc1 und azc1 sind auf weitere Begrenzermittel 90 geschaltet. Dort erfahren sie erforderlichenfalls eine weitere Begrenzung, falls der mit einer Querbeschleunigung kommandierte Anstellwinkel aus aerodynamischen Gründen zu groß wird. An Ausgängen 92 und 94 erscheinen dann kommandierte Beschleunigungen ayc bzw. azc. Durch diese werden, wie aus Fig.3 hervorgeht, die Steuerflächen des Flugkörpers angesteuert.
- Zusätzlich kann dem Flugkörper 10 eine Rollbewegung erteilt werden, durch welche der Flugkörper 10 in eine Rollage bewegt wird, in welcher das Fenster 20 (Fig.1) günstig zu der Sichtlinie 22 liegt. Der Gier-Schielwinkel λz soll klein sein und der Nick-Schielwinkel λy soll in den weniger stark beschränkten, negativen Bereich (unten in Fig.2) fallen. Zu diesem Zweck werden die prädizierten Schielwinkel λyp und λzp auf Eingänge 96 bzw. 98 einer Rollsteuerung 100 geschaltet.
- Die Rollsteuerung 100 liefert an einem Ausgang 102 ein Rollkornando ΔΦc.
- Das Rollkommando ΔΦc ergibt sich aus den prädizierten Schielwinkeln λyp und λzp nach vorgegebenen Regeln:
- (a) Wenn der prädizierte Gier-Schielwinkel λzp und der Nick-Schielwinkel λyp die Bedingung erfüllen:
- (b) Wenn die präzedierten Schielwinkel in einem Bereich
- (c) Wenn die prädizierten Schielwinkel λzp und λyp in den Bereich
- (d) Wenn die prädizierten Schielwinkel λzp und λyp in den Bereich
- Das ist in Fig.5 in Form eines "Kommandofensters" dargestellt. In horizontaler Richtung sind in Fig.5 prädizierte (vorhergesagte) Gier-Schielwinkel λzp aufgetragen. In vertikaler Richtung sind in Fig.5 prädizierte Nick-Schielwinkel λyp aufgetragen. Jeder Punkt in der Fläche von Fig.5 enspricht daher einer durch zwei Schielwinkel definierten Sichtlinie.
- In Fig.5 ist das durch das Fenster 20 definierte reale Gesichtsfeld 24 eingezeichnet. Weiterhin ist das innerhalb des realen Gesichtsfeldes 24 angeordnete eingeschränkte Gesichtsfeld 104 dargestellt, welches durch die Begrenzerwerte νyo und -νyu bzw. νz und -νz der Begrenzer 66 und 68 festgelegt ist.
-
- In einem Bereich 108, der sich in horizontaler Richtung ebenfalls von -δ bis +δ erstreckt, und in vertikaler Richtung von νyo bis zum "oberen" Rand des Gesichtsfeldes reicht, wird eine 180°-Rollbewegung des Flugkörpers 10 kommandiert. Die Wirkung einer solchen 180°-Rollbewegung auf die relative Lage von Sichtlinie und Gesichtsfeld kann anhand der schematischen Darstellung von Fig.6 und 7 verstanden werden. In Fig.6 ist angenommen, daß das Fenster 20 nach unten weist. Die Rollachse xb des Flugkörpers 10 liegt horizontal. Die Sichtlinie 22 ist gegenüber der Rollachse xb in einer vertikalen Ebene geneigt und liegt in dem Bereich 108 nahe dem Rand des Gesichtsfeldes 24. Wenn dann der Flugkörper 10 mit dem Fenster 20 um 180° um die Rollachse xb gedreht wird, dann ergeben sich die Verhältnisse von Fig.7: Die Lage der Sichtlinie 22 und die Lage der Rollachse xb bleiben unverändert. Die Ränder εyo und -εyu des Gesichtsfeldes 24 sind an der Rollachse xb gespiegelt. In Fig.5 entspräche das einer Drehung um 180° um den Schnittpunkt der λyp- und λzp-Achsen. Die Sichtlinie liegt dann in dem geometrisch günstigeren Winkelbereich des Gesichtsfeldes 22. Das entspricht der oben angegebenen Regel "(b)".
- Wenn die Sichtlinie 22 des Suchkopfes 16 in einem der Bereiche 110 oder 112 liegt, also gegen die Längsmittelebene des Gesichtsfeldes um mehr als den Winkel δ seitlich versetzt ist, dann erfolgt eine solche Drehung des Flugkörpers 10 um die Rollachse xb und damit eine Drehung des Gesichtsfeldes um einen Winkel ΔΦ, daß die prädizierte Sichtlinie 22 wieder auf diese Längsmittelebene zu liegen kommt. Aus Fig.8 ergibt sich für den hierzu zu kommandierenden Rollwinkel ΔΦc die Beziehung
- Das ist die oben angegebene Regel "(c)".
- Wenn die prädizierte Sichtlinie des Suchkopfes in einem der Felder 114 oder 116 von Fig.5 liegt, die sich längs der "λzp-Achse" erstrecken, dann erfolgt eine Drehung des Flugkörpers 10 um 90° um die Rollachse xb. Die Felder 114 und 116 bestimmen Mengen von möglichen Sichtlinien, die von der Drehung des Flugkörpers 10 nicht beeinflußt werden. Durch eine Drehung um 90° liegen diese "Mengen von Sichtlinien" nicht mehr beiderseits der λzp-Achse sondern beiderseits der -um 90° gedrehten- λyp-Achse und damit zentral im Gesichtsfeld. Die Drehung des Flugkörpers und damit des Gesichtsfeldes 24 muß im Falle des Feldes 114 (λzp<0) im Uhrzeigersinn erfolgen, im Falle des Feldes 116 (λzp>0) entgegen dem Uhrzeigersinn. Dann befindet sich die prädizierte Sichtlinie in dem Bereich
- Wenn die prädizierte Sichtlinie in einem der Bereiche 118 oder 120 liegt, dann erfolgt, wie in Fig.9 dargestellt ist, zunächst eine Drehung um einen Rollwinkel ΔΦc, der sich aus der Beziehung
- Bei jeder der so kommandierten Rollagen ist durch die Begrenzer 66 und 68 sichergestellt, daß sich die Sichtlinie 22 innerhalb des eingeschränkten Gesichtsfeldes 104 befindet. Durch die kommandierten Rollbewegungen wird sichergestellt, daß die Begrenzung durch die Begrenzer 66 und 68 nicht zu stark zu sein braucht. Durch das Zusammenwirken der von der Rollsteuerung 100 kommandierten Rollbewegungen und die Begrenzung durch die Begrenzer 66 und 68 wird sichergestellt, daß einerseits kein Zielverlust eintreten kann, andererseits aber die Steuerung nach dem benutzten Lenkgesetz bestmöglich erfolgt.
- Jede der beiden Maßnahmen könnte allerdings auch unabhängig von der anderen angewandt werden.
Claims (9)
- Lenkschleife für Flugkörper (10), die durch einen Suchkopf (16) zu einem Ziel geführt werden, wobei der Suchkopf (16) ein begrenztes Gesichtsfeld (24) besitzt, enthaltend(a) einen Suchkopf (16), der die Sichtlinie (22) zu einem Ziel (26) durch Schielwinkel (λy,λz) in bezug auf flugkörperfeste Nick- und Gierachsen (yb,zb) bestimmt und Suchkopfsignale liefert,(b) Signalverarbeitungsmittel, die von den Suchkopfsignalen beaufschlagt sind zur Erzeugung von die Bewegung des Flugkörpers (10) bestimmenden Signalen (ΔΦc,ayc,azc)und(c) Lenkmittel, welche von diesen Signalen beaufschlagt sind zur Führung des Flugkörpers zu dem Ziel,dadurch gekennzeichnet, daß(d) die Signalverarbeitungsmittel Mittel (32) zur Beeinflussung der die Bewegung des Flugkörpers (10) bestimmenden Signale (ΔΦc,ayc,azc) enthalten, die eine solche Bewegung des Flugkörpers (10) sicherstellen, daß die Sichtlinie (22) stets im Bereich des Gesichttsfeldes (24) des Suchkopfes (16) gehalten wird.
- Lenkschleife nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungsmittel(a) Mittel (34) zur Erzeugung von Signalen (ayco,azco) aufweisen, welche Lenkgesetz-Querbeschleunigungen des Flugkörpers (10) nach einem Lenkgesetz aus den Suchkopfsignalen erzeugt,(b) Mittel (52,56,62; 50,54,64) zur Berechnung von sich aus den Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ergebenden prädizierten Schielwinkeln (λyp,λzp),(c) Mittel (66,68) zur Begrenzung der so erhaltenen, prädizierten Schielwinkel (λyp,λzp) auf einen Bereich (104) innerhalb des Gesichtsfeldes (24) des Suchkopfes (16),(d) Mittel (70,78,84; 72,80,82) zur Bildung von Querbeschleunigungen kommandierenden Lenksignalen (ayc1,azc1) nach Maßgabe der so begrenzten Schielwinkel.
- Lenkschleife nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
die Mittel zur Berechnung von sich aus den Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ergebenden prädizierten Schielwinkeln enthalten:(a) Mittel (62,64) zur Bildung der Differenz der jeweiligen Lenkgesetz-Querbeschleunigung und einer gemessenen Querbeschleunigung,(b) Mittel (56,54) zur Prädiktion einer Schielwinkel-Änderung (Δλy,Δλz) aus dieser Differenz nach einer vorgegebenen, ein Modell des Zusammenhanges zwischen Querbeschleunigungs-Differenz und Schielwinkel-Änderung repräsentierenden Funktion,(c) Mittel (62,64) zur Bildung der Summe der prädizierten Schielwinkel-Änderung (Δλy,Δλz) und des aktuellen Schielwinkels (λym,λzm) als prädizierten Schielwinkel. - Lenkschleife nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß
die Mittel zur Bildung von Querbeschleunigungen kommandierenden Lenksignalen nach Maßgabe der begrenzten Schielwinkel enthalten:(a) Mittel (70,72) zur Bildung der Differenz (Δλyp,Δλzp) des begrenzten, prädizierten Schielwinkels und des aktuellen Schielwinkels,(b) Mittel (78,80) zur Bildung eines eine Beschleunigungs-Änderung darstellenden Signals (Δayp,Δazp) als inverse Funktion der ein Modell des Zusammenhanges zwischen Querbeschleunigungs-Differenz und Schielwinkel-Änderung repräsentierenden Funktion,(c) Mittel (84,82) zur Überlagerung dieses eine Beschleunigungs-Änderung darstellenden Signals und des gemessenen Beschleunigungs-Signals (aym,azm) zur Bildung eines Lenksignals. - Lenkschleife nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erhaltenen Lenksignale nach Maßgabe eines Anstellwinkels des Flugkörpers einer zusätzlichen Begrenzung unterworfen sind.
- Lenkschleife nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden prädizierten Schielwinkel (λyp,λzp) auf eine Rollsteuerung (100) aufgeschaltet sind, durch welche eine Rollage des Flugkörpers (10) vorgebbar ist, in welcher die Sichtlinie (22) günstig zu dem Gesichtsfeld (24) des Suchkopfes (16) liegt.
- Lenkschleife nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß von der Rollsteuerung (100) Rollagen (ΔΦc) des Flugkörpers (10) nach vorgegebenen Regeln vorgebbar sind, abhängig davon, in welchen Wertebereichen die prädizierten Schielwinkel (λyp,λzp) liegen.
- Lenkschleife nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollage des Flugkörpers (10) durch die Rollsteuerung (100) nach folgenden Regeln bestimmt wird:(a) Wenn der prädizierte Gier-Schielwinkel λzp und der Nick-Schielwinkel λyp die Bedingung erfüllen:(b) Wenn die präzedierten Schielwinkel (λyp,λzp) in einem Bereich(c) Wenn die prädizierten Schielwinkel λzp und λyp in den Bereich(d) Wenn die prädizierten Schielwinkel λzp und λyp in den Bereich
- Lenkschleife nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollage des Flugkörpers (10) durch die Rollsteuerung (100) weiterhin nach folgender Regel bestimmbar ist:
Wenn die prädizierten Schielwinkel (λyp,λzp) in einem der Bereiche
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE4442134 | 1994-11-26 | ||
DE4442134A DE4442134A1 (de) | 1994-11-26 | 1994-11-26 | Lenkschleife für Flugkörper |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EP0714013A1 true EP0714013A1 (de) | 1996-05-29 |
EP0714013B1 EP0714013B1 (de) | 2002-02-27 |
Family
ID=6534232
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EP95117667A Expired - Lifetime EP0714013B1 (de) | 1994-11-26 | 1995-11-09 | Lenkschleife für Flugkörper |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5647560A (de) |
EP (1) | EP0714013B1 (de) |
DE (2) | DE4442134A1 (de) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0924490A1 (de) * | 1997-12-19 | 1999-06-23 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH | Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper |
EP1120624A3 (de) * | 2000-01-24 | 2001-10-10 | State of Israel Ministry of Defense Armaments Development Authority, Rafael | Flugkörperverfolgungsvorrichtung |
EP2518433A1 (de) * | 2011-04-28 | 2012-10-31 | MBDA France | Verfahren zur automatischen Verwaltung eines Zielsuchkopfes, der auf einem Fluggerät montiert ist, insbesondere auf einem Marschflugkorper |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IL117589A (en) * | 1996-03-21 | 2001-10-31 | Israel Aircraft Ind Ltd | Air-to-air missile guidance system |
US6123026A (en) * | 1996-11-12 | 2000-09-26 | Raytheon Company | System and method for increasing the durability of a sapphire window in high stress environments |
DE19649735A1 (de) * | 1996-11-30 | 2007-06-06 | LFK Lenkflugkörpersysteme GmbH | Lenkung für Flugkörper-Systeme mit Ziel-Tracker und zusätzlicher manueller Korrektur des Trackpunktes |
US5975460A (en) * | 1997-11-10 | 1999-11-02 | Raytheon Company | Nonlinear guidance gain factor for guided missiles |
FR2782811B1 (fr) * | 1998-09-02 | 2000-11-10 | Aerospatiale | Procede et dispositif de guidage d'un engin volant, notamment un missile, sur une cible |
US6817569B1 (en) | 1999-07-21 | 2004-11-16 | General Dynamics Ordnance And Tactical Systems, Inc. | Guidance seeker system with optically triggered diverter elements |
US8916809B2 (en) * | 2003-08-12 | 2014-12-23 | Omnitek Partners Llc | Projectile having a window for transmitting power and/or data into the projectile interior |
IL162032A (en) * | 2004-05-17 | 2009-05-04 | Rafael Advanced Defense Sys | Optical target search accessory for bullet |
US7718936B2 (en) * | 2004-06-03 | 2010-05-18 | Lockheed Martin Corporation | Bulk material windows for distributed aperture sensors |
US7540449B2 (en) * | 2006-10-12 | 2009-06-02 | Raytheon Company | Methods and apparatus for non-imaging guidance system |
DE102007003699B3 (de) * | 2007-01-25 | 2008-10-02 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Optisches Fenster in einem Infrarot-Zielsuchkopf |
US8686326B1 (en) * | 2008-03-26 | 2014-04-01 | Arete Associates | Optical-flow techniques for improved terminal homing and control |
US8575527B2 (en) * | 2010-11-10 | 2013-11-05 | Lockheed Martin Corporation | Vehicle having side portholes and an array of fixed EO imaging sub-systems utilizing the portholes |
DE102020001157A1 (de) | 2020-02-21 | 2021-08-26 | Diehl Defence Gmbh & Co. Kg | Verfahren zur Zielführung eines Flugkörpers, Flugkörpersteuerung und Flugkörper |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4508293A (en) * | 1982-07-12 | 1985-04-02 | General Dynamics, Pomona Division | Seeker-body decoupling system |
US4717822A (en) | 1986-08-04 | 1988-01-05 | Hughes Aircraft Company | Rosette scanning surveillance sensor |
US5052637A (en) * | 1990-03-23 | 1991-10-01 | Martin Marietta Corporation | Electronically stabilized tracking system |
EP0482352A1 (de) | 1990-09-21 | 1992-04-29 | Takeda Chemical Industries, Ltd. | Kern-Schale-Polymer und dessen Anwendung |
EP0509394A1 (de) * | 1991-04-13 | 1992-10-21 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH | Suchkopfabdeckung für Lenkflugkörper |
EP0655599A1 (de) * | 1993-11-25 | 1995-05-31 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Flugabwehrsystem und Flugabwehrkörper dafür |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE482353C (de) * | 1926-12-09 | 1929-09-13 | Siemens Schuckertwerke Akt Ges | Drehstrom-Reihenschlussmaschine mit Zwischentransformator |
US4189116A (en) * | 1977-10-05 | 1980-02-19 | Rockwell International Corporation | Navigation system |
US5253823A (en) * | 1983-10-07 | 1993-10-19 | The Secretary Of State For Defence In Her Britannic Majesty's Government Of The United Kingdom Of Great Britain And Northern Ireland | Guidance processor |
US5062583A (en) * | 1990-02-16 | 1991-11-05 | Martin Marietta Corporation | High accuracy bank-to-turn autopilot |
-
1994
- 1994-11-26 DE DE4442134A patent/DE4442134A1/de not_active Ceased
-
1995
- 1995-11-09 EP EP95117667A patent/EP0714013B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-09 DE DE59510077T patent/DE59510077D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-13 US US08/557,665 patent/US5647560A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4508293A (en) * | 1982-07-12 | 1985-04-02 | General Dynamics, Pomona Division | Seeker-body decoupling system |
US4717822A (en) | 1986-08-04 | 1988-01-05 | Hughes Aircraft Company | Rosette scanning surveillance sensor |
US5052637A (en) * | 1990-03-23 | 1991-10-01 | Martin Marietta Corporation | Electronically stabilized tracking system |
EP0482352A1 (de) | 1990-09-21 | 1992-04-29 | Takeda Chemical Industries, Ltd. | Kern-Schale-Polymer und dessen Anwendung |
EP0509394A1 (de) * | 1991-04-13 | 1992-10-21 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH | Suchkopfabdeckung für Lenkflugkörper |
EP0655599A1 (de) * | 1993-11-25 | 1995-05-31 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Flugabwehrsystem und Flugabwehrkörper dafür |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0924490A1 (de) * | 1997-12-19 | 1999-06-23 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH | Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper |
US6179246B1 (en) | 1997-12-19 | 2001-01-30 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Seeker head for target tracking missiles |
EP1120624A3 (de) * | 2000-01-24 | 2001-10-10 | State of Israel Ministry of Defense Armaments Development Authority, Rafael | Flugkörperverfolgungsvorrichtung |
EP2518433A1 (de) * | 2011-04-28 | 2012-10-31 | MBDA France | Verfahren zur automatischen Verwaltung eines Zielsuchkopfes, der auf einem Fluggerät montiert ist, insbesondere auf einem Marschflugkorper |
WO2012146835A1 (fr) * | 2011-04-28 | 2012-11-01 | Mbda France | Procédé de gestion automatique d'un autodirecteur monté sur un engin volant, en particulier sur un missile |
FR2974625A1 (fr) * | 2011-04-28 | 2012-11-02 | Mbda France | Procede de gestion automatique d'un autodirecteur monte sur un engin volant, en particulier sur un missile |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE59510077D1 (de) | 2002-04-04 |
US5647560A (en) | 1997-07-15 |
EP0714013B1 (de) | 2002-02-27 |
DE4442134A1 (de) | 1996-05-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP0714013A1 (de) | Lenkschleife für Flugkörper | |
DE2845783C2 (de) | Anordnung an Bord eines Fahrzeuges zur Verfolgung eines Ziels in einem auf die Erdoberfläche bezogenen, kartesischen Koordinatensystem | |
DE69108215T2 (de) | System zur Lagestabilisierung eines dreiachsenstabilisierten Satelliten auf einer Umlaufbahn mit kleiner Bahnneigung. | |
DE60215174T2 (de) | Verfahren und einrichtung zur regelung von satellitenlage und steuerung mit einem gyrodyn-cluster | |
DE69306721T2 (de) | Handsteuerungsystem | |
DE3436839C2 (de) | Lenkprozessor | |
DE2501931B2 (de) | Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern | |
EP0601032B1 (de) | Vorrichtung und verfahren zur lageregelung eines um eine körperfeste achse in rotation zu versetzenden raumfahrzeuges | |
DE60018719T2 (de) | Vorrichtung mit kreiseln und beschleunigungsaufnehmern zum bestimmen der lagen eines flugzeugs | |
WO1993004923A1 (de) | Messanordnung für die anwendung bei der lageregelung eines dreiachsenstabilisierten satelliten sowie zugehöriges auswerteverfahren, regelungssystem und -verfahren | |
EP1094002A2 (de) | Regelungsanordnung und Regelungsverfahren für Satelliten | |
DE69119562T2 (de) | Steuerungssystem mit gleitender Wirkungsweise | |
DE69205173T2 (de) | Giersteuerung bei hohen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug. | |
DE1817639A1 (de) | Orientierungseinrichtung fuer die drei Dimensionen bzw. Achsen eines Fahrzeuges,beispielsweise eines Raumfahrzeuges | |
DE2750128C2 (de) | ||
DE10341893B4 (de) | Verfahren zur Verringerung des Dopplerzentroids bei einem kohärenten impuls-Radarsystem sowie Verwendung des Verfahrens | |
DE19645556A1 (de) | Vorrichtung zur Erzeugung von Lenksignalen für zielverfolgende Flugkörper | |
DE69912053T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Lenken eines Flugkörpers, insbesondere einer Kampfrakete, auf ein Ziel | |
DE1556814C3 (de) | Zielsuchlenkanordnung | |
DE69601853T2 (de) | Verfahren und System zur Steuerung der Lage oder der Orientierung eines Raumfahrzeuges | |
DE69701501T2 (de) | Transientenfreie Umschaltung der Verstärkung | |
DE19510371C1 (de) | Verfahren zur Sonnensuche für einen dreiachsenstabilisierten Satelliten und dreiachsenstabilisierter Satellit | |
DE60304142T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Anzeigen von Steuerungsschwingungskupplungen in einem Flugzeug | |
DE19601846A1 (de) | Verfahren zum Lenken und Einstellen der Fluglage von Raketen | |
DE1781098C3 (de) | Lenkregelkreis |
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 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A1 Designated state(s): DE FR GB IT SE |
|
17P | Request for examination filed |
Effective date: 19960420 |
|
17Q | First examination report despatched |
Effective date: 19990917 |
|
GRAG | Despatch of communication of intention to grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA |
|
GRAG | Despatch of communication of intention to grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS AGRA |
|
GRAH | Despatch of communication of intention to grant a patent |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA |
|
GRAH | Despatch of communication of intention to grant a patent |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: IF02 |
|
GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): DE FR GB IT SE |
|
REF | Corresponds to: |
Ref document number: 59510077 Country of ref document: DE Date of ref document: 20020404 |
|
GBT | Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977) |
Effective date: 20020508 |
|
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 |
Effective date: 20021128 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: SE Payment date: 20091126 Year of fee payment: 15 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: IT Payment date: 20091123 Year of fee payment: 15 Ref country code: GB Payment date: 20091104 Year of fee payment: 15 Ref country code: FR Payment date: 20091012 Year of fee payment: 15 |
|
PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Payment date: 20100120 Year of fee payment: 15 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: SE Ref legal event code: EUG |
|
GBPC | Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee |
Effective date: 20101109 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: ST Effective date: 20110801 |
|
REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R119 Ref document number: 59510077 Country of ref document: DE Effective date: 20110601 Ref country code: DE Ref legal event code: R119 Ref document number: 59510077 Country of ref document: DE Effective date: 20110531 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20110531 Ref country code: SE Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20101110 |
|
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: 20101130 |
|
PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES Effective date: 20101109 |
|
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 Effective date: 20101109 |