EP0924490B1 - Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper - Google Patents

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EP0924490B1
EP0924490B1 EP98120542A EP98120542A EP0924490B1 EP 0924490 B1 EP0924490 B1 EP 0924490B1 EP 98120542 A EP98120542 A EP 98120542A EP 98120542 A EP98120542 A EP 98120542A EP 0924490 B1 EP0924490 B1 EP 0924490B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
seeker
coordinate system
target
missile
reference coordinate
Prior art date
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Expired - Lifetime
Application number
EP98120542A
Other languages
English (en)
French (fr)
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EP0924490A1 (de
Inventor
Herbert Fisel
Ulrich Dr. Hartmann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Original Assignee
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bodenseewerk Geratetechnik GmbH filed Critical Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Publication of EP0924490A1 publication Critical patent/EP0924490A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0924490B1 publication Critical patent/EP0924490B1/de
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Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2253—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
    • F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2273—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 gimbaled, through targeting 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 search data Based on these Target search data is tracked to the target.
  • the tracking becomes the Line of sight rotation rate determined.
  • the line of sight rotation rate Steering signals derived for the missile.
  • the viewfinder is opened with a helmet visor instructed a target recognized by the pilot.
  • the missile in the directed described way.
  • the missile has been shot down, then it initially has a tendency to aerodynamically in Align direction of the speed vector of the aircraft.
  • the Viewing angle to the target the maximum allowable squint angle of the viewfinder again exceed so that the target is lost.
  • the goal can also be through clouds temporarily hidden.
  • the invention is based on the object, a search head for target-tracking Form 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 continuously defined, whose axis is aligned with the target. It is a kind of "virtual" viewfinder.
  • this reference coordinate system follows the target exactly like the one Finder is tracked to the destination using the filing data. If the Tracking movement of the seeker after the target is impaired, be it that the finder reaches its maximum allowable squint angle, be it that the viewfinder e.g. by If the target temporarily no longer "sees" the reference coordinate system tracked a predicted target position. The predicted Target position is determined from that immediately before the impairment occurs Line of sight information determined by some kind of extrapolation. If so Impairment disappears, e.g. the target again below one of the maximum allowable If the viewing angle falls below the squint angle, the searcher will look for the so advanced reference coordinate system aligned. Then the seeker will Capture briefly lost target again in his field of vision. The seeker will then through the reoccurring storage data supplied by the image processing tracked the goal.
  • 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 moves on a narrow, circular-like trajectory 12, which is curved around a point 14 is.
  • An enemy fighter aircraft 16 (target) 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. With a narrow, circular trajectory 12 or 18 they fly Fighter aircraft 10 or 16 with large load multiples and thus, as shown, large angles of attack. This means that the longitudinal axis 30 (Aircraft Date Line) of the Fighter aircraft 10 forms an angle with the speed vector.
  • FIG. 4 32 denotes a seeker of a target-tracking missile 34 (FIG. 5).
  • the viewfinder 32 includes an image-resolving, responsive to infrared radiation Detector 36 and imaging optics 38.
  • the viewfinder 32 is, as shown in FIG. through a finder frame arrangement 40 about a pitch axis 42 relative to the longitudinal axis 44 of the missile 34 is pivotable. Furthermore, the viewfinder 32 is rotated this longitudinal axis 44 (roll axis) possible.
  • 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 referred to as the "squint angle".
  • the Squint angle limited to a "maximum allowable squint angle", as in Fig. 5 can be seen.
  • the viewfinder 32 sits behind an infrared radiation transparent dome-shaped window, the "dome” 48 in the tip of the missile 34.
  • the maximum permissible squint angle is z. B. determined by the fact that the imaging beam path Imaging optics 38 still run at least partially through the dome 48 got to.
  • the pilot must now try to move the enemy 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 To 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.
  • the longitudinal axis is 30 (“aircraft date line”) of the fighter aircraft 10.
  • a straight line 44A denotes the longitudinal axis of the Missile 34 ("Missile Boresight") in the launch device, ie before launch.
  • the straight line 44A generally forms a small angle with the longitudinal axis 30.
  • she is Line of sight from the center of gravity 56 of the fighter aircraft 10 to the target.
  • This Line of sight 54 forms an angle ⁇ ("lag angle") with the speed vector 50.
  • the line of sight from viewfinder 32 of missile 34 is parallel to line of sight 54 referred to the goal.
  • This line of sight 58 forms with the longitudinal axis 44A of the missile 34 an angle ⁇ ("Missile Off-Boresight Angle at Launch”).
  • At 60 is the line of sight designated by 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 with the longitudinal axis 30 of the Fighter aircraft 10 an angle ⁇ ("Designator Off-Boresight Angle at Launch").
  • With 62 is the line of sight from the viewfinder 32 of the missile 34 to the target at the time of Rowing release marked after takeoff. This line of sight 62 is also parallel to the Lines of sight 54, 58 and 60.
  • Line of sight 62 forms with the longitudinal axis 44 of the missile 34 an angle ⁇ ("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.
  • there is an inertial system ie a coordinate system that is fixed in its position in the inertial space.
  • 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 his.
  • the inertial sensor unit 62 delivers rotation rates p, q and r around three missile-fixed Axes.
  • the viewfinder 32 supplies 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 .
  • This storage data ⁇ h is 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 establishing 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 starting position of the reference coordinate system is also 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 supplies the three angular velocities p, q and r about three axes fixed to the missile. Scanning 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 from the means 74 representing the reference coordinate system and the quaternion from the means 80 representing the missile coordinate system, 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 connected 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 signals 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 allowable 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 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 in the direction of 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 again be aligned with the reference coordinate system and detects the target.

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.
Als Stand der Technik wird die Druckschrift DE 28 41 748 genannt.
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.
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.
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.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß
  • (a) aus Signalen des bildauflösenden Suchers und der Sucherrahmenabgriffe ein virtuelles, inertial stabilisiertes Referenz-Koordinatensystems festlegbar ist, dessen eine Achse in Richtung des Ziels ausgerichtet ist,
  • (b) das stabilisierte Referenz-Koordinatensystem bei Auftreten einer Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel an Hand der dann vorliegenden Sichtlinien-Informationen (z. B. Richtung, Drehrate, Drehbescheinigung) des Referenz-Koordinatensystems auf prädizierte Zielpositionen ausrichtbar ist und
  • (c) der Sucher nach der besagten einen Achse des Referenz-Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn die Beeinträchtigung weggefallen ist, wobei dann die Signale des Suchers wieder die Nachführung des Suchers übernehmen.
    • Nach der Erfindung wird somit ständig ein Referenz-Koordinatensystem festgelegt, dessen Achse auf das Ziel hin ausgerichtet ist. Das ist eine Art "virtueller" Sucher.
    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 "sieht", wird das Referenz-Koordinatensystem einer prädizierten Zielposition nachgeführt. Die prädizierte Zielposition wird aus der unmittelbar vor Eintritt der Beeinträchtigung bestimmten Sichtlinien-Informationen durch eine Art Extrapolation bestimmt. Wenn dann die Beeinträchtigung wegfällt, also z.B. das Ziel wieder unter einem den maximal zulässigen Schielwinkel unterschreitenden Blickwinkel erscheint, wird der Sucher nach dem so weitergeführten Referenz-Koordinatensystem ausgerichtet. Dann wird der Sucher das kurzzeitig verlorene Ziel wieder in seinem Gesichtsfeld erfassen. Der Sucher wird dann durch die wieder auftretenden, von der Bildverarbeitung gelieferten Ablagedaten genau dem Ziel nachgeführt.
    Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
    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.
    In Fig. 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.
    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.
    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 "Schielwinkel" bezeichnet. Aus konstruktiven Gründen ist der Schielwinkel auf einen "maximal zulässigen Schielwinkel" begrenzt, wie aus Fig.5 ersichtlich ist. Der Sucher 32 sitzt hinter einem für Infrarotstrahlung durchlässigen kuppelförmigen Fenster, dem "Dom" 48 in der Spitze des Flugkörpers 34. Der maximal zulässige Schielwinkel ist z. B. dadurch bestimmt, daß der Abbildungsstrahlengang der Abbildungsoptik 38 noch zumindest teilweise durch den Dom 48 hindurch verlaufen muß.
    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.
    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.
    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.
    Das ist in Fig.3 dargestellt. In Fig.3 ist mit 30 die Längsachse ("Aircraft Datum Line") des Kampfflugzeugs 10 bezeichnet. Eine Gerade 44A bezeichnet die Längsachse des Flugkörpers 34 ("Missile Boresight") im Startgerät, also vor dem Start. Die Gerade 44A bildet mit der Längsachse 30 im allgemeinen einen kleinen Winkel. Mit 54 ist die Sichtlinie vom Schwerpunkt 56 des Kampfflugzeuges 10 zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 54 bildet mit dem Geschwindigkeitsvektor 50 einen Winkel α ("Lag Angle"). Mit 58 ist die -zur Sichtlinie 54 parallele- Sichtlinie vom Sucher 32 des Flugkörpers 34 zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 58 bildet mit der Längsachse 44A des Flugkörpers 34 einen Winkel β ("Missile Off-Boresight Angle at Launch"). Mit 60 ist die Sichtlinie vom Helmvisier des Piloten zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 60 ist nahezu parallel zu den Sichtlinien 54 und 58. Die Sichtlinie 60 bildet mit der Längsachse 30 des Kampfflugzeugs 10 einen Winkel γ ("Designator Off-Boresight Angle at Launch"). Mit 62 ist die Sichtlinie von dem Sucher 32 des Flugkörpers 34 zum Ziel zum Zeitpunkt der Ruderfreigabe nach dem Start bezeichnet. Auch diese Sichtlinie 62 ist parallel zu den Sichtlinien 54, 58 und 60. Die Sichtline 62 bildet mit der Längsachse 44 des Flugkörpers 34 einen Winkel δ ("Off-Boresight Angle at Control Unlock").
    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.
    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.
    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.
    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.
    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.
    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.
    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.
    Die das Referenz-Koordinatensystem darstellende Quaternion von den Mitteln 74 und die das Flugkörper-Koordinatensystem darstellende Quatemion 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.
    Die Quatemion 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.
    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.
    Der beschriebene Suchkopf arbeitet wie folgt:
    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 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.
    Die Verwendung von Quaternionen zur Darstellung der Koordinatensysteme vermeidet Singularitäten, die bei anderen Darstellungen bei einem Schielwinkel von 90° auftreten würden.

    Claims (10)

    1. Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper mit einem in einer Sucherrahmen-Anordnung (40) kardanisch gelagerten, durch Zielablage-Signale auf ein Ziel ausrichtbaren bildauflösenden Sucher (32) und Inertialsensoren (62),
      dadurch gekennzeichnet daß
      (a) aus Signalen des bildauflösenden Suchers (32) und der Sucherrahmen-Anordnung (40) ein virtuelles, inertial stabilisiertes Referenz-Koordinatensystems festlegbar ist, dessen eine Achse (xr) in Richtung des Ziels ausgerichtet ist,
      (b) das stabilisierte Referenz-Koordinatensystem bei Auftreten einer Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers (32) nach dem Ziel an Hand der dann vorliegenden Sichtlinien-Informationen (z. B. Richtung, Drehgeschwindigkeit, Drehbeschleunigung) des Referenz-Koordinatensystems auf prädizierte Zielpositionen ausrichtbar ist und
      (c) der Sucher (32) nach der besagten einen Achse (xr) des Referenz-Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn die Beeinträchtigung weggefallen ist, wobei dann die Signale des Suchers (32) wieder die Nachführung des Suchers (32) übernehmen.
    2. Suchkopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
      (a) die Beeinträchtigung in einer Begrenzung der Sucherbewegung auf einen maximalen Schielwinkel besteht und der Sucher (32) bei Erreichen dieses maximalen Schielwinkels in seiner Position festhaltbar ist,
      (b) der Sucher nach der besagten einen Achse (xr) des Referenz-Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn der Schielwinkel dieser Achse den besagten maximalen Schielwinkel unterschreitet,
    3. Suchkopf nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch
      (a) Mittel (68) zur Koordinaten-Transformation von Zielablagedaten (εh ) aus einem Sucher-Koordinatensystem in das Referenz-Koordinatensystem zur Erzeugung von transformierten Ablagedaten (ε r),
      (b) ein Schätzfilter (72) auf welches die transformierten Zielablagedaten (ε r) aufgeschaltet sind zur Erzeugung von Inkrementen (Δσy,Δσz) der Sichtlinien-Drehrate und
      (c) Mittel (74) zum Festlegen des Referenz-Koordinatensystems, die von den Inkrementen (Δσy,Δσz) der Sichtlinien-Drehrate beaufschlagt sind.
    4. Suchkopf nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß auf die Mittel (74) zum Festlegen des Referenz-Koordinatensystems Anfangs-Schielwinkel (λy0,λz0) des Suchers (32) bei dessen Ausrichtung auf das Ziel aufgeschaltet sind.
    5. Suchkopf nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (68) zur Koordinaten-Transformation von Rahmenwinkeln der Sucherrahmen-Anordnung (40) beaufschlagt sind.
    6. Suchkopf nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Referenz-Koordinatensystem durch eine Quaternion festgelegt ist.
    7. Suchkopf nach einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet durch Mittel (80) zur Festlegung eines Flugkörper-Koordinatensystems (xs), welche von Winkelinkrementen (ΔΦxΔΦy, ΔΦz) von den Inertialsensoren (62) beaufschlagt sind, wobei dieses Flugkörper-Koordinatensystem die Lage des Flugkörpers (34) relativ zu einem Inertialsystem wiedergibt.
    8. Suchkopf nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugkörper-Koordinatensystem durch eine Quaternion festgelegt ist.
    9. Suchkopf nach den Ansprüchen 6 und 8, gekennzeichnet durch Mittel (82) zur Multiplikation der beiden das Referenz-Koordinatensystem und das Flugkörper-Koordinatensystem darstellenden Quaternionen zur Erzeugung einer Quaternion (qr s), welche die relative Lage von Flugkörper-Koordinatensystem und Referenz-Koordinatensystem wiedergibt.
    10. Suchkopf nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausrichtung des Suchers (32) nach dem Referenz-Koordinatensystem nach Wegfall der Beeinträchtigung in Abhängigkeit von dieser Quaternion steuerbar ist.
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