EP0924490A1 - Seeker head for target tracking missile - Google Patents
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- EP0924490A1 EP0924490A1 EP98120542A EP98120542A EP0924490A1 EP 0924490 A1 EP0924490 A1 EP 0924490A1 EP 98120542 A EP98120542 A EP 98120542A EP 98120542 A EP98120542 A EP 98120542A EP 0924490 A1 EP0924490 A1 EP 0924490A1
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- target
- reference coordinate
- viewfinder
- missile
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- F41—WEAPONS
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- 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
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- F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
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- 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 search head for target-tracking missiles with one in one Finder frame arrangement gimballed by target placement signals to a target adjustable image resolution viewfinder and inertial sensors.
- target missiles with an image-resolving viewfinder, e.g. in form of a Detector matrix with a two-dimensional arrangement of detector elements.
- This Viewfinder is gimbaled in a viewfinder frame arrangement.
- Inertial sensors respond to the angular movements of the missile in inertial space.
- Torque generators act on the gimbals of the finder frame assembly and decouple the viewfinder from the thus determined angular movements of the missile.
- On an image of an object scene is generated in the detector matrix. Through image processing This image contains target storage data of a target contained in the object scene, e.g. B. of an enemy aircraft to be attacked.
- the target storage data give the Filing of the target from an optical axis of the viewfinder again.
- Target finder data Based on these Target finder data is tracked to the target.
- the tracking becomes Line of sight rotation rate determined.
- the line of sight rotation rate Steering signals derived for the missile.
- the viewfinder is opened using a helmet visor instructed a target recognized by the pilot.
- the missile in the directed described way.
- the viewing angle can then decrease to a value below the maximum permissible squint angle
- the viewing angle to the target can be the maxi times the permissible squint angle of the viewfinder again, so that the target is lost.
- the destination can also be temporarily covered by clouds.
- the invention is based on the object of a search head for target-tracking Train missiles so that the viewfinder even with short-term impairment of the Target tracking is again aimed at the target once the impairment resumes has disappeared.
- a reference coordinate system is thus constantly defined, the axis of which is aligned with the target. It's kind of virtual "viewfinder.
- this reference coordinate system follows the target in exactly the same way that the viewfinder tracks the target based on the storage data. If the tracking movement of the finder after the target is impaired, be it that the viewfinder reaches its maximum allowable squint angle, or that the viewfinder no longer temporarily reaches the target, for example through clouds sees ", the reference coordinate system is tracked to a predicted target position.
- the predicted target position is determined from the line of sight information determined immediately before the impairment occurs by means of a kind of extrapolation.
- the viewfinder is aligned with the reference coordinate system which is continued in this way, and then the viewfinder will again capture the briefly lost target in its field of view, and the viewer will then be tracked exactly to the target by the image data that is returned from the image processing system.
- Embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.
- FIG. 1 An aerial combat situation is shown in FIG. 1, in which a combat aircraft 10 on a narrow, circular-like trajectory 12, which is curved around a point 14 is.
- An enemy fighter aircraft 16 targets moves on a likewise narrow, circular trajectory 18, which is around a point 20 which is relatively far away from point 14 is curved.
- Both combat aircraft 10 and 16 pass through the circle-like trajectory clockwise.
- FIG. 4 32 denotes a seeker of a target-tracking missile 34 (FIG. 5).
- the viewfinder 32 contains an image-resolving detector 36 which responds to infrared radiation and an imaging optics 38.
- the viewfinder 32 can be pivoted about a pitch axis 42 relative to the longitudinal axis 44 of the missile 34 by means of a finder frame arrangement 40.
- the viewfinder 32 can be rotated about this longitudinal axis 44 (roll axis).
- the viewfinder 32 has an optical axis 46. The angle between the optical axis 46 of the viewfinder 32 and the longitudinal axis 44 of the missile 34 is considered Squint angle ".
- the squint angle is one
- the viewfinder 32 sits behind a dome-shaped window that is transparent to infrared radiation, the Dome "48 in the tip of the missile 34.
- the maximum permissible squint angle is determined, for example, by the fact that the imaging beam path of the imaging optics 38 still has to run at least partially through the dome 48.
- the pilot must now try to fire the opposing fighter aircraft 16 as early as possible, i.e. in the example of FIG. 1 to be understood from large angles and the instruct target-tracking missile 34 on the target.
- One limitation is the limitation of the Squint angle.
- Fig. 2 shows a similar air combat situation as Fig. 1. Corresponding elements are provided with the same reference numerals as there. In this air combat situation lie the points 14A and 20A around which the two trajectories 14A and 18A are curved are close together.
- the missile 34 after launch and release the steering system has the tendency to first with its longitudinal axis 44 in the Set the direction of the speed vector 50 of the combat aircraft 10. Thereby can the point of view of the target, even if it is at the time the Missile 34 is smaller than the maximum allowable squint angle and the viewfinder 32 of the Missile 34 can capture the enemy fighter 16, back on one Increase angle that is larger than the maximum allowable squint angle.
- FIG. 3 the longitudinal axis (30 Aircraft Datum Line ") of the fighter aircraft 10.
- a straight line 44A denotes the longitudinal axis of the missile 34 ( Missile boresight ") in the starting device, that is to say before the start.
- the straight line 44A generally forms a small angle with the longitudinal axis 30.
- the line of sight from the center of gravity 56 of the combat aircraft 10 to the target is denoted by 54.
- This line of sight 54 forms one with the speed vector 50 Angle ⁇ ("Lag Angle").
- 58 denotes the line of sight parallel to line of sight 54 from viewfinder 32 of missile 34 to the target.
- This line of sight 58 forms an angle ⁇ ("missile off-boresight) with longitudinal axis 44A of missile 34 Angle at launch ").
- 60 denotes the line of sight from the pilot's helmet visor to the target. This line of sight 60 is almost parallel to the lines of sight 54 and 58.
- the line of sight 60 forms an angle ⁇ with the longitudinal axis 30 of the combat aircraft 10 (" Designator Off -Boresight Angle at Launch ").
- 62 denotes the line of sight from the seeker 32 of the missile 34 to the target at the time of the rudder release after takeoff. This line of sight 62 is also par allel to the lines of sight 54, 58 and 60.
- the line of sight 62 forms an angle ⁇ with the longitudinal axis 44 of the missile 34 (“off-boresight angle at control unlock”).
- the angle ⁇ is smaller than the maximum permissible Squint angle.
- the seeker 32 therefore detects the target and can track the target with a measured line-of-sight rotation rate.
- Fig.3 is the missile 34 after launch with its longitudinal axis 44 in the essentially in the direction of the speed vector 50.
- the line of sight angle ⁇ is temporarily> 90 ° and larger than the maximum allowable squint angle of the finder 32 (Fig. 5).
- the viewfinder 32 The target then no longer "sees”. There is again an "impairment" of the Tracking one.
- a missile coordinate system with the axis x s is fixed to the missile.
- the x s axis corresponds to the longitudinal axis 44 of the missile.
- a viewfinder coordinate system with the x h axis is viewfinder-fixed.
- the x h axis corresponds to the optical axis of the finder 32.
- a third coordinate system with the x r axis is a virtual reference coordinate system which is determined by calculation.
- the viewfinder 32 that is to say an image-resolving electro-optical assembly, is above a Finder frame assembly 40 stored in missile 34.
- a missile fixed, called inertial sensor unit At 62 is a missile fixed, called inertial sensor unit.
- the inertial sensor unit 62 can with gyros or Laser gyroscopes or other inertial sensors that respond to rotation rates be.
- the inertial sensor unit 62 delivers rotation rates p, q and r around three missile-fixed Axes.
- the viewfinder 32 provides 64 image data at an output.
- the image data are applied to an image processor 66.
- the image processing 66 supplies storage data corresponding to a target storage in the viewfinder-fixed coordinate system, which can be represented by a vector ⁇ h .
- These storage data ⁇ h are applied to means 68 for coordinate transformation.
- the means 68 for coordinate transformation receive, as represented by connection 70, frame angles from the finder frame arrangement 62.
- the means 68 for coordinate transformation also receive direction cosine data corresponding to a direction cosine matrix C r s .
- the direction cosine matrix C r s reproduces the rotation from the reference coordinate system into the viewfinder coordinate system.
- the means 68 for coordinate transformation then supply storage data related to the reference coordinate system.
- This storage data ⁇ r is applied to an estimation filter 72.
- the estimation filter 72 provides increments ⁇ y and ⁇ z of the line of sight rotation rate.
- the increments ⁇ y and ⁇ z of the line-of-sight rotation rate are applied to means 74 for determining a reference coordinate system.
- Initial squint angles ⁇ y0 and ⁇ z0 are applied to means 76 for determining an initial position of the reference coordinate system. In this initial position of the reference coordinate system, the squint angle ⁇ is still smaller than the maximum allowable squint angle.
- the viewfinder 32 still detects the target.
- the data of the initial position of the reference coordinate system are also applied to the means 74 for determining the reference coordinate system.
- the reference coordinate system is represented by a quaternion with the elements I r0 , I r1 , I r2 and I r3 .
- the initial position of the reference coordinate system is represented in a corresponding manner by a quaternion q r0 .
- the means 74 for determining the reference coordinate system also effect normalization.
- the inertial sensor unit 40 delivers the three angular velocities p, q and r around three missile-fixed axes.
- the scanning of the angular velocities p, q and r in a fixed cycle provides angular increments ⁇ x , ⁇ y and ⁇ z .
- the sampling with a fixed clock is symbolized in FIG. 7 by a three-pole switch 78.
- the angular increments ⁇ x , ⁇ y and ⁇ z . are switched to means 80 for displaying a missile coordinate system.
- the position of the missile coordinate system is based on an inertial system.
- the missile coordinate system is also determined by a quaternion.
- the quaternion has the elements I i0 , I i1 , I i2 and I i3 .
- the quaternion representing the reference coordinate system from the means 74 and the quaternion representing the missile coordinate system from the means 80, ie the elements I i0 , I i1 , I i2 , and I i3 are "multiplied" by multiplication means 82.
- the multiplication of the quaternions provides the relative position of the missile coordinate system and the reference coordinate system. This is again represented by a quaternion q r s .
- the quaternion q r s which represents the relative position of the missile coordinate system and the reference coordinate system, is also applied to means 86 for forming the associated directional cosine matrix C r s .
- the direction cosine matrix C r s provides the position of the reference coordinate system relative to the missile. As shown in FIG. 6, this direction cosine matrix C r s is applied to the means 68 for coordinate transformation. As a result, these means 68 for coordinate transformation deliver the storage data based on the reference coordinate system. Control elements for the finder frame arrangement 40 are obtained from the elements of the direction cosine matrix C r s , so that this movement of the missile 34 on the finder 32 is compensated for and the finder 32 is decoupled from the movements of the missile 34.
- the described search head works as follows:
- the viewfinder 32 In normal operation, when the viewfinder 32 detects the target and follows it with a squint angle below the maximum allowable squint angle, the viewfinder coordinate system coincides with the x h axis and the reference coordinate system with the x r axis. When the finder 32 has reached the maximum allowable squint angle, the finder 32 is stopped in its position. However, the reference coordinate system continues to move relative to the missile 34. This movement is determined by the line-of-sight rotation rate that existed when the maximum permissible squint angle was reached. This line of sight rotation rate provides further increments ⁇ y and ⁇ z on the means 74 for determining the reference coordinate system in the inertial space.
- the reference coordinate system tracks a predicted position of the target. It is assumed that the line of sight rotation rate in the inertial space remains essentially constant for a short time.
- the predicted position is obtained through a kind of extrapolation.
- the position of the reference coordinate system relative to the missile is obtained by multiplying the quaternions by means of the multiplication means 82. If the squint angle of the reference coordinate system calculated in this way again becomes smaller than the maximum allowable squint angle, then the real finder 32 is aligned with this reference coordinate system.
- the viewfinder 32 is thus aimed at the predicted position of the target. It can be assumed that this predicted position is in the vicinity of the position of the real target and thus the target in the field of view of the seeker 32 is detected again.
- the seeker 32 initially loses the target after the launch of the missile 34, because the orientation of the missile 34 according to the speed vector 50 increases the viewing angle ⁇ to the target beyond the maximum allowable squint angle of the finder 32.
- the axis x r of the reference system is, as described, aligned with the predicted position of the target.
- the missile 34 is steered on the basis of the last line of sight rotation rate measured by the finder 32 in such a way that it pursues the target.
- the missile 34 thus rotates towards the target.
- the “viewing angle” of the “virtual viewfinder” represented by the reference coordinate system is reduced again.
- the viewing angle falls below the maximum permissible squint angle.
- the finder 32 can thereby be aligned again with the reference coordinate system and detects the target.
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft einen Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper mit einem in einer Sucherrahmen-Anordnung kardanisch gelagerten, durch Zielablage-Signale auf ein Ziel ausrichtbaren bildauflösenden Sucher und Inertialsensoren.The invention relates to a search head for target-tracking missiles with one in one Finder frame arrangement gimballed by target placement signals to a target adjustable image resolution viewfinder and inertial sensors.
Es gibt zielverfolgende Flugkörper mit einem bildauflösenden Sucher, z.B. in Form einer Detektor-Matrix mit einer zweidimensionalen Anordnung von Detektorelementen. Dieser Sucher ist in einer Sucherrahmen-Anordnung kardanisch gelagert. Inertialsensoren sprechen auf die Winkelbewegungen des Flugkörpers im inertialen Raum an. Drehmomenterzeuger wirken auf die Kardanrahmen der Sucherrahmen-Anordnung und entkoppeln den Sucher von den so bestimmten Winkelbewegungen des Flugkörpers. Auf der Detektor-Matrix wird ein Bild einer Objektszene erzeugt. Durch Bildverarbeitung dieses Bildes werden Zielablagedaten eines in der Objektszene enthaltenen Ziels, z. B. eines anzugreifenden feindlichen Flugzeugs, erzeugt. Die Zielablagedaten geben die Ablage des Ziels von einer optischen Achse des Suchers wieder. Auf Grund dieser Zielablagedaten wird der Sucher dem Ziel nachgeführt. Aus der Nachführung wird die Sichtlinien-Drehrate bestimmt. Aus der Sichtlinien-Drehrate werden wiederum Lenksignale für den Flugkörper abgeleitet. Mittels eines Helmvisiers wird der Sucher auf ein vom Piloten erkanntes Ziel eingewiesen. Auf dieses Ziel wird der Flugkörper in der beschriebenen Weise gelenkt.There are target missiles with an image-resolving viewfinder, e.g. in form of a Detector matrix with a two-dimensional arrangement of detector elements. This Viewfinder is gimbaled in a viewfinder frame arrangement. Inertial sensors respond to the angular movements of the missile in inertial space. Torque generators act on the gimbals of the finder frame assembly and decouple the viewfinder from the thus determined angular movements of the missile. On an image of an object scene is generated in the detector matrix. Through image processing This image contains target storage data of a target contained in the object scene, e.g. B. of an enemy aircraft to be attacked. The target storage data give the Filing of the target from an optical axis of the viewfinder again. Based on these Target finder data is tracked to the target. The tracking becomes Line of sight rotation rate determined. In turn, the line of sight rotation rate Steering signals derived for the missile. The viewfinder is opened using a helmet visor instructed a target recognized by the pilot. The missile in the directed described way.
Im Luftkampf mit engen Kurven (Close-in-Combat") ist es wünschenswert, ein Ziel auch noch unter einem großen Schielwinkel des Suchers erfassen zu können. Allerdings ist der Schielwinkel des Suchers natürlich konstruktiv begrenzt. Beim Luftkampf mit engen Kurven können Situationen auftreten, bei denen das Ziel unter einem Blickwinkel erscheint, der größer als der maximal zulässige Schielwinkel des Suchers ist. Dann kann keine Einweisung des Suchkopfes auf das Ziel erfolgen. Im weiteren Verlauf des Kurvenflugs kann sich dann der Blickwinkel auf einen Wert unterhalb des maximal zulässigen Schielwinkels verkleinern. Dann kann eine Einweisung des Suchkopfes auf das Ziel erfolgen und der Flugkörper abgeschossen werden. Je früher dies geschieht, desto größer sind die Aussichten auf einen Treffer. Wenn aber der Flugkörper abgeschossen worden ist, dann hat er zunächst die Tendenz, sich aerodynamisch in Richtung des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs auszurichten. Dabei kann der Blickwinkel zum Ziel den maximal zulässigen Schielwinkel des Suchers wieder überschreiten, so daß das Ziel verloren geht. Das Ziel kann auch durch Wolken vorübergehend verdeckt sein.In aerial combat with tight turns ( Close-in-Combat ") it is desirable to be able to detect a target even under a large squint of the viewfinder. However, the squint angle of the viewfinder is of course limited in construction. In air combat with tight curves, situations can occur in which the target is under a Viewing angle appears that is larger than the maximum permissible squint angle of the viewfinder. Then the seeker head cannot be instructed on the target. As the curve progresses, the viewing angle can then decrease to a value below the maximum permissible squint angle The earlier this happens, the greater the chance of a hit, but if the missile has been shot, it initially has the tendency to be aerodynamically oriented in the direction of the speed vector of the aircraft. The viewing angle to the target can be the maxi times the permissible squint angle of the viewfinder again, so that the target is lost. The destination can also be temporarily covered by clouds.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, einen Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper so auszubilden, daß der Sucher auch bei kurzzeitiger Beeinträchtigung der Zielverfolgung wieder auf das Ziel ausgerichtet wird, sobald die Beeinträchtigung wieder weggefallen ist.The invention is based on the object of a search head for target-tracking Train missiles so that the viewfinder even with short-term impairment of the Target tracking is again aimed at the target once the impairment resumes has disappeared.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß
Nach der Erfindung wird somit ständig ein Referenz-Koordinatensystem festgelegt,
dessen Achse auf das Ziel hin ausgerichtet ist. Das ist eine Art
Normalerweise folgt dieses Referenz-Koordinatensystem dem Ziel genau so, wie der
Sucher an Hand der Ablagedaten dem Ziel nachgeführt wird. Wenn die
Nachführbewegung des Suchers nach dem Ziel beeinträchtigt wird, sei es, daß der Sucher
seinen maximal zulässigen Schielwinkel erreicht, sei es daß der Sucher z.B. durch
Wolken das Ziel vorübergehend nicht mehr
Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.Embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
- Fig. 1
- zeigt ein Beispiel für eine Situation, in welcher im Luftkampf mit engen Kurven eine Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel und der Zieleinweisung eines zielverfolgenden Flugkörpers durch Begrenzung des Schielwinkels des Suchers auf einen maximal zulässigen Wert erfolgen kann.
- Fig.2
- zeigt ein Beispiel für eine andere Situation, in welcher im Luftkampf mit engen Kurven eine Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel und der Zieleinweisung eines zielverfolgenden Flugkörpers durch Begrenzung des Schielwinkels des Suchers auf einen maximal zulässigen Wert erfolgen kann.
- Fig.3
- zeigt die Geometrie beim Abschuß eines Flugkörpers durch ein Flugzeug.
- Fig.4
- ist eine schematische Darstellung eines infrarotempfindlichen Suchers bei einem zielverfolgenden Flugkörper.
- Fig.5
- zeigt schematisch die Spitze eines Flugkörpers mit einem Suchkopf und veranschaulicht die Begrenzung des Schielwinkels.
- Fig.6
- ist ein vereinfachtes Blockdiagramm und zeigt die Erzeugung von Inkrementen der Sichtlinien-Drehrate für die Nachführung des Referenz-Koordinatensystems.
- Fig.7
- ist ein vereinfachtes Blockdiagramm und zeigt die Darstellung eines Flugkörperfesten Systems (s) bezogen auf ein Inertialsystem und eines Referenz-Koordinatensystems (r), bezogen auf das Flugkörpersystem.
- Fig. 1
- shows an example of a situation in which in air combat with tight curves an impairment of the tracking of the seeker after the target and the target instruction of a target-tracking missile can be done by limiting the squint angle of the finder to a maximum permissible value.
- Fig. 2
- shows an example of another situation in which in air combat with tight curves an impairment of the tracking of the seeker after the target and the target instruction of a target-tracking missile can occur by limiting the squint angle of the finder to a maximum permissible value.
- Fig. 3
- shows the geometry when a missile is launched by an aircraft.
- Fig. 4
- is a schematic representation of an infrared sensitive viewfinder in a target-tracking missile.
- Fig. 5
- shows schematically the tip of a missile with a seeker head and illustrates the limitation of the squint angle.
- Fig. 6
- is a simplified block diagram and shows the generation of increments of the line of sight rotation rate for the tracking of the reference coordinate system.
- Fig. 7
- is a simplified block diagram and shows the representation of a missile fixed system (s) related to an inertial system and a reference coordinate system (r) related to the missile system.
In Fig. 1 ist eine Luftkampfsituation dargestellt, bei welcher sich ein Kampfflugzeug 10
auf einer engen, kreisähnlichen Flugbahn 12 bewegt, die um einen Punkt 14 gekrümmt
ist. Ein feindliches Kampfflugzeug 16 (Ziel) bewegt sich auf einer ebenfalls engen,
kreisähnlichen Flugbahn 18, die um einen vom Punkt 14 relativ weit entfernten Punkt 20
gekrümmt ist. Beide Kampfflugzeuge 10 und 16 durchlaufen die kreisähnliche Flugbahn
im Uhrzeigersinn. Bei einer engen, kreisförmigen Flugbahn 12 oder 18 fliegen die
Kampfflugzeuge 10 bzw. 16 mit großem Lastvielfachen und damit, wie dargestellt,
großen Anstellwinkeln. Das bedeutet, daß die Längsachse 30 (Aircraft Datum Line) des
Kampfflugzeugs 10 mit dem Geschwindigkeitsvektor einen Winkel bildet.An aerial combat situation is shown in FIG. 1, in which a
Mit 22, 24, 26 und 28 sind zu verschiedenen Zeitpunkten bestehende Sichtlinien von dem
Kampfflugzeug 10 zum Ziel 16 bezeichnet. Man erkennt, daß dabei das feindliche
Kampfflugzeug (Ziel) 16 von dem Kampfflugzeug 10 aus zunächst unter einem
Blickwinkel > 90° erscheint. Das ergibt die Sichtlinie 22. Die Sichtlinie 24 verläuft unter
einem Blickwinkel von 90° gegenüber der Längsachse 30 des Kampfflugzeugs 10. Mit
den Sichtlinien 26 und 28 wird der Blickwinkel, unter dem das feindliche Kampfflugzeug
16 dem Piloten und dem Sucher eines am Kampfflugzeug 10 vorgesehenen Flugkörpers
erscheint, im weiteren Verlauf der Flugbahnen 12 und 18 immer kleiner. Es gibt nun
einen maximalen Blickwinkel, unter welchem der Flugkörper von dem Piloten mittels
eines Helmvisiers auf das Ziel, nämlich das feindliche Kampfflugzeug 16 eingewiesen
werden kann. Dieser maximale Blickwinkel für die Zieleinweisung liegt z.B. nahe an
90°, entspricht also etwa der Sichtlinie 24.With 22, 24, 26 and 28 are existing lines of sight of the at different
In Fig.4 ist mit 32 ein Sucher eines zielverfolgenden Flugkörpers 34 (Fig.5) bezeichnet.
Der Sucher 32 enthält einen bildauflösenden, auf Infrarotstrahlung ansprechenden
Detektor 36 und eine Abbildungsoptik 38. Der Sucher 32 ist, wie in Fig.5 dargestellt ist,
durch eine Sucherrahmen-Anordnung 40 um eine Nickachse 42 relativ zu der Längsachse
44 des Flugkörpers 34 verschwenkbar. Weiterhin ist eine Verdrehung des Suchers 32 um
diese Längsachse 44 (Rollachse) möglich. Der Sucher 32 hat eine optische Achse 46. Der
Winkel zwischen der optischen Achse 46 des Suchers 32 und der Längsachse 44 des
Flugkörpers 34 wird als
Der Pilot muß nun versuchen, das gegnerische Kampfflugzeug 16 möglichst frühzeitig,
d.h. in dem Beispiel von Fig. 1 unter großen Blickwinkeln aufzufassen und den
zielverfolgenden Flugkörper 34 auf das Ziel einzuweisen. Je früher der Flugkörper 34
gestartet wird, desto größer ist die Erfolgswahrscheinlichkeit für einen Abschuß des
gegnerischen Kampfflugzeuges 16. Eine Beeinträchtigung ist dabei die Begrenzung des
Schielwinkels.The pilot must now try to fire the opposing
Fig.2 zeigt eine ähnliche Luftkampf-Situation wie Fig.1. Entsprechende Elemente sind
mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie dort. Bei dieser Luftkampf-Situation liegen
die Punkte 14A und 20A, um welche die beiden Flugbahnen 14A bzw. 18A gekrümmt
sind, dicht beieinander.Fig. 2 shows a similar air combat situation as Fig. 1. Corresponding elements are
provided with the same reference numerals as there. In this air combat situation lie
the
Ein weiteres Problem besteht darin, daß der Flugkörper 34 nach dem Start und Freigabe
des Lenksystems die Tendenz hat, sich zunächst mit seiner Längsachse 44 in die
Richtung des Geschwindigkeitsvektors 50 des Kampfflugzeugs 10 einzustellen. Dadurch
kann der Blickwinkel zum Ziel, auch wenn dieser zum Zeitpunkt des Starts des
Flugkörpers 34 kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel ist und der Sucher 32 des
Flugkörpers 34 das feindliche Kampfflugzeug 16 erfassen kann, sich wieder auf einen
Winkel vergrößern, der größer als der maximal zulässige Schielwinkel ist..Another problem is that the
Das ist in Fig.3 dargestellt. In Fig.3 ist mit 30 die Längsachse (
Vor dem Start des Flugkörpers 34 ist der Winkel β kleiner als der maximal zulässige
Schielwinkel. Der Sucher 32 erfaßt daher das Ziel und kann dem Ziel nachgeführt
werden, wobei sich eine gemessene Sichtlinien-Drehrate ergibt. Wie aus Fig.3 ersichtlich
ist, stellt sich der Flugkörper 34 nach dem Start zunächst mit seiner Längsachse 44 im
wesentlichen in Richtung des Geschwindigkeitsvektors 50 ein. Zum Zeitpunkt der
Freigabe der Lenkung wird der Sichtlinien-Winkel δ vorübergehend wieder > 90° und
größer als der maximal zulässige Schielwinkel des Suchers 32 (Fig.5). Der Sucher 32
"sieht" dann das Ziel nicht mehr. Es tritt wieder eine "Beeinträchtigung" der
Nachführung ein.Before the launch of the
Wie aus Fig.5 ersichtlich ist, sind drei Koordinatensysteme definiert, die in Fig.5 jeweils
durch ihre x-Achsen repräsentiert sind. Ein Flugkörper-Koordinatensystem mit der Achse
xs ist flugkörperfest. Die xs-Achse entspricht der Längsachse 44 des Flugkörpers. Ein
Sucher-Koordinatensystem mit der Achse xh ist sucherfest. Die xh-Achse entspricht der
optischen Achse des Suchers 32. Ein drittes Koordinatensystem mit der Achse xr ist ein
virtuelles Referenz-Koordinatensystem, das rechnerisch festgelegt wird. Darüberhinaus
gibt es noch ein Inertialsystem, d.h. ein Koordinatensystem, das bezüglich seiner Lage
fest im inertialen Raum ruht.As can be seen from FIG. 5, three coordinate systems are defined, each of which is represented by its x-axes in FIG. A missile coordinate system with the axis x s is fixed to the missile. The x s axis corresponds to the
In Fig.6 ist der Sucher 32, also eine bildauflösende elektro-optische Baugruppe, über eine
Sucherrahmen-Anordnung 40 im Flugkörper 34 gelagert. Mit 62 ist eine flugkörperfeste,
inertiale Sensoreinheit bezeichnet. Die inertiale Sensoreinheit 62 kann mit Kreiseln oder
Laserkreiseln oder sonstigen auf Drehraten ansprechenden Inertialsensoren aufgebaut
sein. Die inertiale Sensoreinheit 62 liefert Drehraten p, q und r um drei flugkörperfeste
Achsen.In FIG. 6 the
Der Sucher 32 liefert an einem Ausgang 64 Bilddaten. Die Bilddaten sind auf eine
Bildverarbeitung 66 aufgeschaltet. Die Bildverarbeitung 66 liefert Ablagedaten
entsprechend einer Zielablage in dem sucherfesten Koordinatensystem, die durch einen
Vektor εh darstellbar sind. Diese Ablagedaten ε h sind auf Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation
aufgeschaltet. Die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation erhalten
einmal, wie durch Verbindung 70 dargestellt, Rahmenwinkel von der Sucherrahmen-Anordnung
62. Zum anderen erhalten die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation auch
Richtungskosinus-Daten entsprechend einer Richtungskosinusmatrix C r s. Die
Richtungskosinusmatrix C r s gibt, wie noch beschrieben wird, die Drehung aus dem
Referenz-Koordinatensystem in das Sucher-Koordinatensystem wieder. Die Mittel 68 zur
Koordinaten-Transformation liefern dann Ablagedaten bezogen auf das Referenz-Koordinatenystem.
Diese Ablagedaten ε r sind auf ein Schätzfilter 72 aufgeschaltet. Das
Schätzfilter 72 liefert Inkremente Δσy und Δσz der Sichtlinien-Drehrate.The
Die Inkremente Δσy und Δσz der Sichtlinien-Drehrate sind auf Mittel 74 zur Festlegung
eines Referenz-Koordinatensystems aufgeschaltet. Anfangs-Schielwinkel λy0 und λz0 sind
auf Mittel 76 zur Festlegung einer Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems
aufgeschaltet. In dieser Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems sind die
Schielwinkel λ noch kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel. Der Sucher 32
erfaßt noch das Ziel. Die Daten der Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems sind
ebenfalls auf die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz-Koordinatensystems
aufgeschaltet.The increments Δσ y and Δσ z of the line-of-sight rotation rate are applied to means 74 for determining a reference coordinate system. Initial squint angles λ y0 and λ z0 are applied to means 76 for determining an initial position of the reference coordinate system. In this initial position of the reference coordinate system, the squint angle λ is still smaller than the maximum allowable squint angle. The
In dem dargestellten, bevorzugten Ausführungsbeispiel ist das Referenz-Koordinatensystem durch eine Quaternion mit den Elementen Ir0, Ir1, Ir2 und Ir3 dargestellt. In entsprechender Weise ist auch die Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems durch eine Quaternion qr0 dargestellt. Die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz-Koordinatensystems bewirken gleichzeitig eine Normierung.In the preferred embodiment shown, the reference coordinate system is represented by a quaternion with the elements I r0 , I r1 , I r2 and I r3 . The initial position of the reference coordinate system is represented in a corresponding manner by a quaternion q r0 . The means 74 for determining the reference coordinate system also effect normalization.
Die inertiale Sensoreinheit 40 liefert die drei Winkelgeschwindigkeiten p, q und r um drei
flugkörperfeste Achsen. Die Abtastung der Winkelgeschwindigkeiten p, q und r in einem
festen Takt liefert Winkelinkremente ΔΦx, ΔΦy und ΔΦz. Die Abtastung mit einem festen
Takt ist in Fig.7 durch einen dreipoligen Schalter 78 symbolisiert. Die Winkelinkremente
ΔΦx, ΔΦy und ΔΦz. sind auf Mittel 80 zur Darstellung eines Flugkörper-Koordinatensystems
geschaltet. Die Lage des Flugkörper-Koordinatensystems ist auf ein
Inertialsystem bezogen. Das Flugkörper-Koordinatensystem ist ebenfalls durch eine
Quaternion festgelegt. Die Quaternion hat die Elemente Ii0, Ii1, Ii2 und Ii3.The
Die das Referenz-Koordinatensystem darstellende Quaternion von den Mitteln 74 und die
das Flugkörper-Koordinatensystem darstellende Quaternion von den Mitteln 80 d.h die
Elemente Ii0, Ii1, Ii2, und Ii3 werden durch Multiplikationsmittel 82 "multipliziert". Die
Multiplikation der Quaternionen liefert die relative Lage von Flugkörper-Koordinatensystem
und Referenz-Koordinatensystem. Diese ist wieder durch eine
Quaternion qr s dargestellt.The quaternion representing the reference coordinate system from the
Die Quaternion qr s, welche die relative Lage des Flugkörper-Koordinatensystems und des Referenz-Koordinatensystems darstellt, ist ebenfalls auf Mittel 86 zur Bildung der zugehörigen Richtungskosinus-Matrix C r s aufgeschaltet.The quaternion q r s , which represents the relative position of the missile coordinate system and the reference coordinate system, is also applied to means 86 for forming the associated directional cosine matrix C r s .
Die Richtungskosinus-Matrix C r s liefert die Lage des Referenz-Koordinatensystems
relativ zum Flugkörper. Diese Richtungskosinus-Matrix C r s wird, wie in Fig.6 dargestellt
ist, auf die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation aufgeschaltet. Dadurch liefern
diese Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation die Ablagedaten bezogen auf das
Referenz-Koordinatensystem. Aus den Elementen der Richtungskosinus-Matrix C r s
werden Stellsignale für die Sucherrahmen-Anordnung 40 gewonnen, so daß diese
Bewegung des Flugkörpers 34 am Sucher 32 kompensiert wird und der Sucher 32 von
den Bewegungen des Flugkörpers 34 entkoppelt ist.The direction cosine matrix C r s provides the position of the reference coordinate system relative to the missile. As shown in FIG. 6, this direction cosine matrix C r s is applied to the
Der beschriebene Suchkopf arbeitet wie folgt:The described search head works as follows:
Im Normalbetrieb, wenn der Sucher 32 das Ziel erfaßt und diesem mit einem
Schielwinkel unterhalb des maximal zulässigen Schielwinkels folgt, fallen das Sucher-Koordinatensystem
mit der Achse xh und das Referenz-Koordinatensystem mit der Achse
xr näherungsweise zusammen. Wenn der Sucher 32 den maximal zulässigen Schielwinkel
erreicht hat, dann wird der Sucher 32 in seiner Position angehalten. Das Referenz-Koordinatensystem
bewegt sich jedoch relativ zu dem Flugkörper 34 weiter. Diese
Bewegung wird bestimmt durch die Sichtlinien-Drehrate, die im Zeitpunkt des
Erreichens des maximal zulässigen Schielwinkels bestand. Diese Sichtlinien-Drehrate
liefert weitere Inkremente Δσy und Δσz auf die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz-Koordinatensystems
im inertialen Raum. Dadurch wird das Referenz-Koordinatensystem
einer prädizierten Position des Ziels nachgeführt. Es wird angenommen, daß die
Sichtlinien-Drehrate im inertialen Raum kurzzeitig im wesentlichen konstant bleibt. Die
prädizierte Position wird durch eine Art Extrapolation gewonnen. Durch die
Multiplikation der Quaternionen mittels der Multiplikationsmittel 82 ergibt sich die Lage
des Referenz-Koordinatensystems relativ zu dem Flugkörper. Wenn der so berechnete
Schielwinkel des Referenz-Koordinatensystems wieder kleiner als der maximal zulässige
Schielwinkel wird, dann wird der reale Sucher 32 nach diesem Referenz-Koordinatensystem
ausgerichtet. Damit wird der Sucher 32 auf die prädizierte Position
des Ziels gerichtet. Man kann davon ausgehen, daß diese prädizierte Position in der Nähe
der Position des realen Zieles liegt und damit das Ziel im Gesichtsfeld des Suchers 32
wieder erfaßt wird.In normal operation, when the
In der Situation von Fig.3 verliert der Sucher 32 nach dem Start des Flugkörpers 34
zunächst das Ziel, weil sich durch die Ausrichtung des Flugkörpers 34 nach dem
Geschwindigkeitsvektor 50 der Blickwinkel δ zum Ziel über den maximal zulässigen
Schielwinkel des Suchers 32 erhöht. Die Achse xr des Referenzsystems wird, wie
beschrieben, auf die prädizierte Position des Ziels ausgerichtet. Nach der Ruderfreigabe
wird aber der Flugkörper 34 unter Zugrundelegung der letzten vom Sucher 32
gemessenen Sichtlinien-Drehrate so gelenkt, daß er das Ziel verfolgt. Der Flugkörper 34
dreht sich also in Richtung auf das Ziel. Dadurch wird der "Blickwinkel" des durch das
Referenz-Koordinatensystem repräsentierten "virtuellen Suchers" wieder verringert. Der
Blickwinkel unterschreitet den maximal zulässigen Schielwinkel. Dadurch kann, wie
beschrieben, der Sucher 32 wieder nach dem Referenz-Koordinatensystem ausgerichtet
und erfaßt das Ziel.In the situation of FIG. 3, the
Die Verwendung von Quaternionen zur Darstellung der Koordinatensysteme vermeidet Singularitäten, die bei anderen Darstellungen bei einem Schielwinkel von 90° auftreten würden.Avoid using quaternions to represent the coordinate systems Singularities that occur in other representations at a squint angle of 90 ° would.
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