EP0924490B1 - Seeker head for target tracking missile - 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
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- coordinate system
- target
- missile
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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
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- 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
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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 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.
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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 gimbaled, through targeting signals to a target adjustable image resolution viewfinder and inertial sensors.
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.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 search data is tracked to the target. The tracking becomes the Line of sight rotation rate determined. In turn, 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.
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 dogfight with tight turns ("close-in-combat") it is desirable to have a target to be able to detect even under a large squint angle of the viewfinder. Indeed the viewfinder squint angle is of course structurally limited. With the dogfight Tight curves can occur situations where the target is under one angle appears that is larger than the maximum allowable squint angle of the viewfinder. Then can no instruction of the search head to the target. In the further course of the The flight angle can then turn to a value below the maximum reduce the permissible squint angle. Then an instruction of the search head on the target is done and the missile is shot down. The sooner this happens the greater the chance of a hit. But if 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.
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, 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.
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 "virtueller" Sucher. According to the invention, a reference coordinate system is thus continuously defined, whose axis is aligned with the target. It is a kind of "virtual" viewfinder.
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.Usually 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.
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 be done by limiting the squint angle of the finder to a maximum permissible value.
- Figure 3
- shows the geometry when a missile is launched by an aircraft.
- Figure 4
- is a schematic representation of an infrared sensitive viewfinder in a missile tracking.
- Figure 5
- shows schematically the tip of a missile with a seeker head and illustrates the limitation of the squint angle.
- Figure 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.
- Figure 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. 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 "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.In FIG. 4, 32 denotes a seeker of a target-tracking missile 34 (FIG. 5).
The
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 move the
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 ("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").This is shown in Fig.3. In FIG. 3, the longitudinal axis is 30 (“aircraft date line”)
of the
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, which are each represented by their 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 establishing 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 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.
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 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.The quaternion from the
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.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 .
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.
Claims (10)
- Seeker head for target tracking missiles having an image resolving seeker (32) gimbal suspended in a seeker gimbal assembly and adapted to be aligned to a target by target deviation signals, and inertial sensors (62),
characterized in that(a) from the signals from the image resolving seeker (32) and from the seeker gimbal assembly (40), a virtual inertially stabilized reference coordinate system is definable, one axis (xr) of which pointing to the target,(b) the stabilized reference coordinate system is adapted to be aligned with predicted target positions, in case of deterioration of the target-tracking function of the seeker (32) to the target, in accordance with the line of sight information (e.g. direction, speed, angular acceleration) of the reference coordinate system then present, and(c) the seeker (32) is adapted to be aligned with said one axis (xr) of the reference coordinate system, when the deterioration ceases, the signals from the seeker (32) then resuming the tracking function of the seeker (32) again. - Seeker head as set forth in claim 1, characterized in that(a) the deterioration consists of a limitation of the seeker movement to a maximum look angle and the seeker (32) is adapted to be stopped in its position when this maximum look angle is attained,(b) the seeker is adapted to be aligned with said one axis (xr) of said reference coordinate system when the look angle of this axis falls below said maximum look angle.
- Seeker head as set forth in claim 1 or 2, characterized by(a) means (68) for coordinate transformation of target deviation data (ε h) from a seeker coordinate system to the reference coordinate system for generating transformed deviation data (ε'),(b) an estimator filter (72), to which the transformed target deviation data (ε') are applied for generating increments (Δσy,Δσz) of the angular rate of the line of sight, and(c) means (74) for defining the reference coordinate system, the increments (Δσy,Δσz) of the angular rate of the line of sight being applied to said means (74).
- Seeker head as set forth in claim 3, characterized in that initial look angles (λy0,λz0) of the seeker (32) are adapted to be applied to the means (74) for defining the reference coordinate system when the seeker (32) is aligned with the target.
- Seeker head as set forth in claim 4, characterized in that gimbal angles of the seeker gimbal assembly (40) are applied to the means (68) for coordinate transformation.
- Seeker head as set forth in any one of the claims 1 to 5, characterized in that the reference coordinate system is defined by a quaternion.
- Seeker head as set forth in any one of the claims 1 to 6, characterized by means (80) for defining a missile coordinate system (xs), angle increments (ΔΦx, ΔΦy, ΔΦz) from the inertial sensors (62) being applied to these means (80) and the missile coordinate system representing the attitude of the missile (34) relative to an inertial system.
- Seeker head as set forth in claim 7, characterized in that the missile coordinate system is defined by a quaternion.
- Seeker head as set forth in claims 6 and 8, characterized by means (82) for multiplying the two quaternions representing the reference coordinate system and the missile coordinate system for generating a quaternion (qr s) representing the relative position of the missile coordinate system and the reference coordinate system.
- Seeker head as set forth in claim 9, characterized in that the alignment of the seeker (32) with the reference coordinate system is controlled in dependence of this quaternion after the deterioration has ceased.
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