EP1014028B1 - Lenk,- Navigations- und Regelsystem für Flugkörper - Google Patents

Lenk,- Navigations- und Regelsystem für Flugkörper Download PDF

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EP1014028B1
EP1014028B1 EP99124092A EP99124092A EP1014028B1 EP 1014028 B1 EP1014028 B1 EP 1014028B1 EP 99124092 A EP99124092 A EP 99124092A EP 99124092 A EP99124092 A EP 99124092A EP 1014028 B1 EP1014028 B1 EP 1014028B1
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EP
European Patent Office
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missile
guidance
navigation
control system
target
Prior art date
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Application number
EP99124092A
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French (fr)
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EP1014028A1 (de
Inventor
Uwe Dr. Krogmann
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.)
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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Publication date
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Publication of EP1014028B1 publication Critical patent/EP1014028B1/de
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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
    • F41G7/2206—Homing guidance systems using a remote control station
    • 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
    • F41G7/2246—Active homing systems, i.e. comprising both a transmitter and a receiver
    • 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
    • F41G7/2286—Homing guidance systems characterised by the type of waves using radio waves

Definitions

  • the invention relates to a steering, navigation and control system for tracking Missile with sensor and signal processing means in the aircraft, sensor and Signal processing means in the missile and data transmission means between Plane and missile.
  • An airplane contains sensors. These are inertial sensors for flight control and Navigation and receiver for satellite navigation. It also contains an airplane Radar. Fighter jets contain infrared (FLIR) sensors. They are different too Communication systems provided. These sensors and systems are used for Flight guidance of the aircraft. They also serve to capture and identify goals, those from the plane e.g. can be attacked with a missile.
  • the Aircraft also contains a "mission unit" which is based on the sensor data providing the pilot with mission planning and e.g. calculates which of several existing missiles with the highest hit probability a specific target reached.
  • the aircraft serves as a carrier of the missile, which is held in a launcher.
  • the missile also has sensors. These are once sensors, which is a goal capture and deliver signals from which derived steering signals for the missile so that the missile follows the target.
  • sensors can be radar sensors or a seeker head with passive infrared sensors.
  • the missile contains usually also inertial sensors for stabilizing the seeker head and for Decoupling of the seeker head and the infrared sensor from the movements of the Missile.
  • the missile often also contains inertial sensors for navigation Missile.
  • Missile mission unit In this missile mission unit are those for the mission of the Missile relevant data and facts stored as knowledge. On the missile mission unit are still data from sensors switched on. The missile mission unit delivers from the stored knowledge and that from the sensors data provided decision criteria for the launch of the missile.
  • Missile mission unit is by plane via a standardized interface connected. Thus, each missile itself provides decision criteria for being Shoot through a standardized interface. If the plane is a new one Type of missile is appended to the aircraft, about the mission unit of the Plane, nothing to be changed. Each missile "tells" the pilot if he does due to its known, stored in the missile mission unit Characteristics in the current state of flight a particular destination to which he is instructed to meet.
  • the US 4,288,049 describes a guidance system for missiles by a Aircraft are shot at, where a target, here an enemy warship, located by the radar of the aircraft. The plane then flies towards the Aim and shoot the missile off. The missile then sinks to a predetermined Altitude while the aircraft turns off in a loop. Then the radar of the Plane at the same time the target and the missile. About Data-Link delivers the Missile his position and the aircraft corrects via data link the course of the Missile, so that this captures the target. The aircraft then turns off and leaves the the missile, the target to track and hit.
  • a target here an enemy warship
  • the invention is based on the object, an improved steering, navigation and To create a control system for missiles.
  • the invention is based on the object, a steering, Navigation and control system for missiles to create a target capture and -identification and use of the missile against high maneuverable targets even under unfavorable conditions, eg. B. beyond the visual range.
  • the object is achieved in that the sensor and Signal processing means in the aircraft and the sensor and Signal processing means in the missile through the Data transfer means integrated into a cooperative system are, via an interface in a boot device, an exchange of data, in particular for the identification of a goal, between the aircraft side and the missile side sensor and Signal processing means before the launch of the missile feasible and via wireless data transfer means (Data Link) an exchange of data, in particular for the identification of a target, between the aircraft-side and the missile-side sensor and Signal processing means after the launch of the missile is feasible.
  • Data Link wireless data transfer means
  • the invention not only certain data from the onboard Sensors and computers of the aircraft before launching on the Transmit missile. It will not be just information about the Missile transmitted to the mission unit of the aircraft. Much more be the sensor and signal processing means of aircraft and Missile integrated into a system in which the sensors of the Missile (or different missile), means of communication of the Aircraft and the signal processing means of the aircraft interact.
  • the missiles can z. B. sensors that are in the plane are not available. Signals from such sensors are then with used to identify a target.
  • Aircraft own sensors On the other hand, radar can detect distant targets, such as the viewfinder of the missile does not yet "see", and the orbit of the missile accordingly or program the missile on one of the aircraft steer the goal.
  • Airplane and one or more missiles thus form a much more efficient system compared to the prior art for the steering, navigation and regulation of the missile.
  • aircraft is here also unmanned possibly autonomously operating Include carriers of targeting missiles.
  • the aircraft-side sensor and Signal processing means and the missile side sensor and Signal processing means via an interface in the boot device with each other in Data exchange. But it can also alternatively or additionally the aircraft-side sensor and signal processing means and the missile side Sensor and signal processing means via wireless data transmission means ("Data Link ”) are in communication with each other.
  • Data Link wireless data transmission means
  • Fig.1 10 denotes an aircraft.
  • the aircraft 10 carries a missile 12.
  • the missile 12 is fired from the aircraft 10.
  • various sensors are provided, namely a radar 14, a missile approach sensor (MAWS) 16, an infrared sensor (FLIR) 18, a receiver for the Friend-Enemy Identification (IFF) 20 and a sensor 22 integrated by integration Inertial Navigation System (INS) and Satellite Navigation Receiver (GPS) Position of the aircraft delivers.
  • INS Inertial Navigation System
  • GPS Satellite Navigation Receiver
  • Signal processing means 28 for the detection (detection), identification and Tracking a goal.
  • the aircraft 10 further includes a mission unit 30 for mission planning.
  • the Mission unit is in data exchange in both directions with the Signal processing means 28.
  • the mission unit 30 is also in communication with other contributors, in particular other "friendly" aircraft. These other contributors are represented by a dashed block 32.
  • Through this data exchange can also be a destination by a third party take place, e.g. if this third party can better recognize the target or the aircraft 10 is seriously endangered.
  • This destination determination by a third party is determined by a block 34 symbolizes.
  • Block 36 symbolizes the information-based networking of several Aircraft for the coordinated control of an attack (Internetted Strike Package Management Control).
  • the mission unit 30 continues to supply data to an information distribution system (MIDS) 38.
  • MIMS information distribution system
  • the missile 12 contains a mission control unit 40.
  • the mission control unit 40 gets data from the missile's own sensors, here through the K-band and the X-band working radar sensors 42 and 44 are shown. Furthermore also contains the Missile 12 an inertia measuring unit (IMU) 46 and a receiver 48 for the Satellite navigation (GPS).
  • the signals of the inertial measuring unit 46 and the receiver 48 are signal processing means 50 for integrally processing the signals from Inertia measuring unit 46 and receiver 48 connected.
  • the signal processing means 50 cause an initialization of the missile and continue the position calculation based on the signals from Trägheitsmeßtechnik 46 and receiver 48.
  • the thus obtained Position data is also applied to the mission control unit 40.
  • the mission control unit 40 is before the launch of the missile 12 via a Launcher interface 52 in two directions with the signal processing means 28 of Aircraft 10 in data exchange. This forms the sensor and Signal processing means of the aircraft 10 and the sensor and Signal processing means of the missile 12 an integrated system that works on all Sensors and all signal processing means of aircraft 10 and missile 12 can fall back.
  • the mission control unit 40 includes means 53 for data and sensor fusion to Generation of target vectors, situation detection and generation of a Situational vector, where the components of the target vectors and the situation vector Quantities are used to characterize the goal or situation, as well as means 55 for decision and planning.
  • the means for decision and planning meet Reason for the data supplied Decisions on the objective to be pursued, a Threat, decoys separation from the target, the target, the web optimization and the sensor steering.
  • the missile side mission control unit 40 and the Signal processing means 28 of the aircraft 10 still via a wireless Data transmission 54 (data link) in possibly somewhat limited data exchange. Also During the flight, therefore, the missile 12 receives information from the Signal processing means 28 of the aircraft 10 transmits and receive the Signal processing means 28 information from the missile 12, e.g. information from the target-detecting sensors 42, 44 of the missile 12 or information about the Position of the missile from the signal processing means 50. About the Mission unit 30 of the aircraft 10 may also target determinations by third parties to the Missiles are transmitted.
  • the mission control unit 40 of the missile 12 provides data to a steering and Control system 56.
  • the steering and control system 56 includes a steering processor 58.
  • the Steering processor 58 issues commands to an autopilot 60.
  • the autopilot controls i.a. a Mach number regulator 62.
  • the functions of the three mission phases namely before the firing (pre-launch), cruise flight (midcourse) and final approach (terminal), of the Missile 12 by software in a real-time processing enabling Hardware configuration realized.
  • the essential elements of this sensor data and Information processing are: The mission control function with data and Sensor fusion as well as decision and planning, the optimal steering and highly dynamic control of the missile cell, the integrated navigation through Processing the signals from Trägheitsmeßtechnik 46 and satellite receiver 48 and the initialization, calibration and alignment of the inertial measuring unit by the high-precision inertial navigation system 22 of the aircraft 10, whereby a common reference system for aircraft and missiles.
  • FIG. 2 shows the hierarchical control structure in the arrangement of FIG. 1.
  • Superordinate is the mission control, which is shown in Fig.2 by a block 64.
  • the mission control indicates what should happen, e.g. which missile on which Target should be shot down.
  • the next level of the "hierarchy" is the sensor subsystem with the processing of the viewfinder signals. This is represented by block 66.
  • This sensor subsystem includes both e.g. the sensors 14 and 18 of the aircraft as also the sensors 42, 44 of the missile.
  • the viewfinder indicates where that is from the Mission Control specific target is located. Generated based on these finder signals a steering processing represented by block 68 steering commands for cruise flight ("Midcourse") and final approach.
  • the steering commands are from an autopilot 60th This is illustrated in FIG. 2 by block 70.
  • the highest level of the hierarchical control structure shown in FIG. 2 thus controls the mission control unit 40 with the situation, the interactions of the missile 10 with the "real world” scenario in which the interesting event takes place. she uses on one side of the multi-sensor system (capture situation) and on the other side of the steering and regulation (situation influence by interaction).
  • the mission control unit performs besides missile and I / O management in particular the functions of data and sensor fusion as well as the situational planning and decision-making processes.
  • a situation vector By overlaying all available information and data (sensors, data-link) becomes a situation vector generates and from the extraction of relevant features (feature vector) performed.
  • feature vector This is followed by a target identification and classification.
  • SITAW situation awareness
  • Missiles belong to the class of nonlinear, time-variant, multivariable, dynamic systems.
  • the disturbances acting on them are largely unknown and time variable.
  • large incidence occur in addition to the Changes in the missile mass and the moment of inertia considerable Changes in nonlinear aerodynamics during use.
  • Missiles against fast maneuvering targets must be in view of the endgame be highly agile.
  • the required high lateral accelerations require at a Bank-to-turn strategy a fast rolling motion of the missile.
  • the case occurring high roll rates cause extremely strong couplings between the roll channel and the lateral channels and make high demands on the autopilot.
  • the interaction of the autopilot in conjunction with the steering must be based on the validated simulation program with six degrees of freedom. Is that lying Structure of the autopilot fixed, can with the generation of operational algorithms to be started.
  • the steering of autonomous missiles requires the knowledge of essential parameters of the Relative kinematics between missile and target. This includes in particular the direction and the intertial spin rate of the line of sight. Steering methods based thereon belong the class of widely used proportional navigation methods.
  • the power of the steering in particular the size of the shot areas and the "No-escape zone" as well as the hit filing can be improved if additional Information about the distance, the approach speed and the Target maneuvers are available.
  • Steering methods based on the complete State vector of relative kinematics fall back, can be defined on a Quality criterion as "optimal guidance” (Optimum Guidance) are designed.
  • Optimal Guidance Optimum Guidance
  • this information is not available or not with the necessary accuracy Available, so that in practice solutions are often used in some form of initial information on the encounter situation and / or Consider information about the self-propelled state of the missile in order to achieve this Steering law to adapt to the current encounter situation.
  • the Measures with the greatest success not necessarily by a straightforward design accessible, rather, the necessary strategies in lengthy simulations be determined.
  • a block 72 symbolizes the target dynamics.
  • the target dynamics 72 provides a state vector x T of the target. From the state vector x M of the missile and the state vector x T of the target, the relative geometry between target and missile is obtained, which is symbolized by a block 74 in FIG.
  • This relative geometry 74 can be represented by a vector x .
  • the vector x affects a target sensor 76 which tracks the target.
  • the signals from the target sensor 76 are connected to a filter 78 which, taking into account perturbations symbolized by an "input" 80, provides an estimate x and the vector x .
  • Target sensor 76 and filter 78 form the sensor system 82.
  • the estimated value x and acts on the flight guidance which is represented by a block 84. These are the means that dictate the orbit of the missile and give lateral acceleration commands a MG to an autopilot 86.
  • the flight guide 84 represents the controller 88.
  • the autopilot 86 influences the missile dynamics, which is represented by a block 90.
  • the missile dynamics 90 influenced by the autopilot 86 provide the missile's state vector x M.
  • the autopilot 86 and the missile dynamics 90 represent the "actuator", which is symbolized by a block 92. This is the "outer” control loop.
  • An “inner loop” is provided by the feedback 94 from the "exit” of the missile dynamics 90, ie, the state vector x M , to the input of the autopilot 86.
  • One approach to the integration of regulation and governance may be that the Structure (neuro, fuzzy, neuro-fuzzy) is given for that element. This is followed by an optimization of the parameters of this structure and possibly also the Structure itself using genetic or evolutionary algorithms. It can do so be proceeded that first a control function in the linear areas of Route is optimized and this under gradual extension to the nonlinear Field of application is expanded. Subsequently, this process is similarly for the steering performed.
  • Structure neuro, fuzzy, neuro-fuzzy
  • Block 100 the missile dynamics is symbolized by block 100.
  • This missile dynamics is non-linear and time-variable.
  • the neural Network 102 has 7 processor units and 28 weights.
  • Block 104 symbolizes the "Chromosomes" of genetic optimization.
  • Block 106 shows the process of genetic optimization: Block 108 represents an initial population. These is subjected to genetic operators, referred to here as “reproduction” 110, "Partner Pool” 112, "Crossing" 114 and “Mutation” 116 are indicated.
  • Block 118 at the "crossing” symbolizes the father, block 120 the "mother”. It results in a "Offspring population” 122 which alters the starting population 108 as by Loop 124 is shown.
  • the "children" are states of the neural network 102.
  • Block 126 once shows in a simulation as after 8572 "generations" 100 missile dynamics and once the neural network responds to step inputs. The responses to level inputs are practically consistent.
  • an estimate x T and the associated covariance of the estimation error can be calculated with the aid of Kalman filters.
  • the step towards an extended target model is particularly interesting when In addition to the aforementioned measures a seeker head with multi-sensor technology used becomes. Such seekers will be in the face of anticipated advanced goals their countermeasures necessary.
  • the purpose of the extended target modeling is to improve the LGC and / or ILGC be achieved by providing relevant available knowledge about potential goals in real time is being used.
  • This knowledge includes e.g. a priori knowledge about the target behavior that is manifested in linguistic rules or in the knowledge of maneuverability. This knowledge will generally be sparse. Nevertheless, also appears the use of this knowledge makes sense, e.g. in a first solution Multiple hypotheses about target maneuvers and movement are set up and online Use of the knowledge-based elements considered here.
  • FIG. 1 A conceptual design of such an extended target model is shown in FIG shown.
  • the extended target model is represented by a block 128 in FIG.
  • the target model 128 receives target sensor data, as shown by an arrow 130.
  • the target model delivers Information to the flight guide 84. This is shown by arrow 134.
  • 136.1 to 136.n are dynamic, neural networks.
  • these neural networks are information about various possible Dodge maneuvers of a potential target saved. This information is based on prior knowledge of the properties of the target. They are generally knowledgeable available about which evasive maneuvers a particular "enemy” plane or can execute various such aircraft when approaching a missile and usually run. These evasive maneuvers are called “hypotheses" in the neural networks 136.1 to 136.n stored. For this purpose, the Networks with an analysis of the results of optimal avoidance maneuvers of the target trained.
  • neural networks are designated, which are designed in the next higher level as non-linear filters and predictors.
  • the outputs of all neural networks 136.1 to 136.n are applied to all neural networks 138.1 to 138.m.
  • These networks 138.1 to 138.m use the target sensor data x and the outputs of the "hypothesis" networks 136.1 to 136.n.
  • the networks 138.1 to 138.m check how the different "hypotheses" match the actually observed sensor data and from that estimate the target state vector x T in real time.
  • the networks 138.1 to 138.m are off-line trained with the data of an SDRE or extended Kalman filter design.
  • the outputs of the networks 138.1 to 138.m are supplied to an inferring unit 140.
  • the inferring unit 140 is designed as a fuzzy-neural network in order to be able to consider important heuristic knowledge in the form of linguistic rules for the inference process.
  • the inference unit correlates the information and makes a conclusion regarding the best available estimate of the state vector x T of the target. This estimated value is then made available for further processing for the steering as an output variable.
  • Flight mastering and control with adaptive structures is also by itself, i. E. without the in 1 described integration of the systems of aircraft and missile applicable.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft ein Lenk-, Navigations- und Regelsystem für zielverfolgende Flugkörper mit Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln im Flugzeug, Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln im Flugkörper und Datenübertragungsmittel zwischen Flugzeug und Flugkörper.
Ein Flugzeug enthält Sensoren. Das sind Trägheitssensoren für die Flugregelung und Navigation und Empfänger für die Satelliten-Navigation. Ferner enthält ein Flugzeug Radar. Kampfflugzeuge enthalten Infrarotsensoren (FLIR). Es sind auch verschiedene Kommunikations-Systeme vorgesehen. Diese Sensoren und Systeme dienen der Flugführung des Flugzeugs. Sie dienen auch dem Erfassen und Identifizieren von Zielen, die von dem Flugzeug z.B. mit einem Flugkörper angegriffen werden können. Das Flugzeug enthält weiterhin eine "Missionseinheit", welche auf Grund der Sensordaten dem Piloten eine Missionsplanung liefert und z.B. berechnet, welcher von mehreren vorhandenen Flugkörpern mit größter Trefferwahrscheinlichkeit ein bestimmtes Ziel erreicht.
Das Flugzeug dient als Träger des Flugkörpers, der in einem Startgerät gehaltert ist. Auch der Flugkörper weist Sensoren auf. Das sind einmal Sensoren, welche ein Ziel erfassen und Signale liefern, aus denen Lenksignale für den Flugkörper abgeleitet werden, so daß der Flugkörper das Ziel verfolgt. Solche Sensoren können Radar-Sensoren oder ein Suchkopf mit passiven Infrarotsensoren sein. Der Flugkörper enthält üblicherweise auch Inertialsensoren zur Stabilisierung des Suchkopfes und zur Entkopplung des Suchkopfes und des Infrarotsensors von den Bewegungen des Flugkörpers. Der Flugkörper enthält häufig auch Inertialsensoren für die Navigation des Flugkörpers.
Üblicherweise werden von dem Flugzeug vor dem Abschuß einzelne Datensätze, z.B. die Position des Flugzeugs oder eine Einweisung des Flugkörpers auf ein bestimmtes Ziel über eine "Nabelschnur" an den Flugkörper übertragen. Ein weiteres Zusammenwirken zwischen Flugzeug und Flugkörper findet nicht statt.
Durch die DE 197 16 025 A1 ist weiterhin bekannt, in einem von einem Flugzeug abzuschießenden, zielverfolgenden Flugkörper eine "Flugkörper-Missionseinheit" vorzusehen. In dieser Flugkörper-Missionseinheit sind die für die Mission des Flugkörpers relevanten Daten und Fakten als Wissen gespeichert. Auf die Flugkörper-Missionseinheit sind weiterhin Daten von Sensoren aufgeschaltet. Die Flugkörper-Missionseinheit liefert aus dem gespeicherten Wissen und den von den Sensoren gelieferten Daten Entscheidungs-Kriterien für das Abschießen des Flugkörpers. Diese Flugkörper-Missionseinheit ist mit dem Flugzeug über eine standardisierte Schnittstelle verbunden. Damit liefert jeder Flugkörper selbst Entscheidungs-Kriterien für sein Abschießen über eine standardisierte Schnittstelle. Wenn an das Flugzeug ein neuer Flugkörpertyp angehängt wird, braucht an dem Flugzeug, etwa der Missionseinheit des Flugzeugs, nichts geändert zu werden. Jeder Flugkörper "sagt" also dem Piloten, ob er auf Grund seiner bekannten, in der Flugkörper-Missionseinheit gespeicherten Eigenschaften bei dem jeweils vorliegenden Flugzustand ein bestimmtes Ziel, auf das er eingewiesen ist, zu treffen vermag.
Die US 4,288,049 beschreibt ein Führungssystem für Flugkörper, die von einem Flugzeug abgeschossen werden, bei welcher ein Ziel, hier ein feindliches Kriegsschiff, vom Radar des Flugzeugs geortet wird. Das Flugzeug fliegt dann in Richtung auf das Ziel und schießt den Flugkörper ab. Der Flugkörper sinkt dann auf eine vorgegebene Höhe, während das Flugzeug in einer Schleife abdreht. Daraufhin erfaßt das Radar des Flugzeugs gleichzeitig das Ziel und den Flugkörper. Über Data-Link liefert der Flugkörper seine Position und das Flugzeug korrigiert über Data-Link den Kurs des Flugkörpers, so daß dieser das Ziel erfaßt. Das Flugzeug dreht dann ab und ülberläßt des dem Flugkörper, das Ziel zu verfolgen und zu treffen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein verbessertes Lenk-, Navigations- und Regelsystem für Flugkörper zu schaffen.
Insbesondere liegt der Erfindung die Aufgabe zu Grunde, ein Lenk-, Navigations- und Regelsystem für Flugkörper zu schaffen, das eine Ziel-Erfassung und -Identifikation und einen Einsatz des Flugkörpers gegen hochmanövrierfähige Ziele auch unter ungünstigen Bedingungen, z. B. jenseits der optischen Sichtweite, ermöglicht.
Erfindungsgemäß wird die Aufgabe dadurch gelöst, dass die Sensor- und Signalverarbeitungsmittel im Flugzeug und die Sensor- und Signalverarbeitungsmittel im Flugkörper durch die Datenübertragungsmittel zu einem zusammenwirkenden System integriert sind, über eine Schnittstelle in einem Startgerät ein Austausch von Daten, insbesondere zur Identifikation eines Zieles, zwischen den flugzeugseitigen und den flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln vor dem Abschuss des Flugkörpers durchführbar ist und über drahtlose Datenüberiragungsmittel (Data Link) ein Austausch von Daten, insbesondere zur Identifikation eines Zieles, zwischen den flugzeugseitigen und den flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln nach dem Abschuss des Flugkörpers durchführbar ist.
Nach der Erfindung werden nicht nur bestimmte Daten von den bordeigenen Sensoren und Rechnern des Flugzeugs vor dem Abschuss auf den Flugkörper übertragen. Es werden auch nicht nur Informationen über den Flugkörper an die Missionseinheit des Flugzeugs übermittelt. Vielmehr werden die Sensor- und Signalverarbeitungsmittel von Flugzeug und Flugkörper zu einem System integriert, in welchem die Sensoren des Flugkörpers (oder verschiedener Flugkörper), Kommunikationsmittel des Flugzeugs und die Signalverarbeitungsmittel des Flugzeugs zusammenwirken. Die Flugkörper können z. B. Sensoren aufweisen, die im Flugzeug nicht vorhanden sind. Signale von solchen Sensoren werden dann mit verwendet, um etwa ein Ziel zu identifizieren. Flugzeugeigene Sensoren wie Radar können andererseits entfernte Ziele erfassen, die der Sucher des Flugkörpers noch nicht "sieht", und die Bahn des Flugkörpers entsprechend programmieren oder den Flugkörper auf ein so vom Flugzeug erfasstes Ziel lenken. Die Sensoren und sonstigen Elemente von Flugzeug und Flugkörper können zusammenwirken bei der Fehlererkennung und Fehleridentifikation und bei der Rekonfiguration von Elementen, wenn Fehler auftreten. Flugzeug und ein oder mehrere Flugkörper bilden somit ein verglichen mit dem Stand der Technik wesentlich effizienteres System für die Lenkung, Navigation und Regelung des Flugkörpers.
Der Ausdruck "Flugzeug" soll hier auch unbemannte ggf. autonom operierende Träger von zielverfolgenden Flugkörpern umfassen.
Für die Integration der Systeme können die flugzeugseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel und die flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel über eine Schnittstelle im Startgerät miteinander in Datenaustausch stehen. Es können aber auch alternativ oder zusätzlich die flugzeugseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel und die flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel über drahtlose Datenübertragungsmittel ("Data Link") miteinander in Datenaustausch stehen.
Durch die Fusion der Sensoren und der Signalverarbeitungsmittel von Flugzeug und Flugkörper können die Anforderungen erfüllt werden, die an taktische Flugkörper mittlerer Reichweite zur Luftverteidigung gegen moderne, hochmanövrierfähige Ziele gestellt werden. Diese Anforderungen umfassen: Die Gewinnung von Informationen über Ziele und deren Bewegungen sowie Störmaßnahmen, die Bewertung der Informationen und das Treffen situationsbedingter Entscheidungen, die Erzeugung von Kommandosignalen zur optimalen Lenkung des Flugkörpers in das Ziel und die schnelle und robuste Regelung des dynamischen Verhaltens des Flugkörpers im gesamten Einsatzbereich unter Berücksichtigung von Störmaßnahmen. Jedes dieser Probleme ist nichtlinear, zeitvariabel und unsicher bezüglich der bei der Lösung zu treffenden Annahmen.
Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand weiterer Unteransprüche.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
Fig.1
ist ein Blockdiagramm des Gesamtsystems von Flugzeug und Flugkörper.
Fig.2
ist ein Diagramm und zeigt die hierarchische Kontrollstruktur.
Fig.3
zeigt eine erste Ausführung der Regelkreise, durch welche der Flugkörper zu dem Ziel geführt wird.
Fig.4
zeigt eine zweite Ausführung der Regelkreise, durch welche der Flugkörper zu dem Ziel geführt wird, unter Verwendung lernfähiger Strukturen.
Fig.5
veranschaulicht den Lernvorgang unter Verwendung genetischer Algorithmen.
Fig.6
zeigt ein erweitertes Zielmodell unter Verwendung von Vorwissen über das zu erwartende Verhalten des Ziels.
Fig.7
zeigt eine Weiterbildung der Regelkreise von Fig.4, bei welcher unterschiedliche dynamische Verhalten des Flugkörpers autonom verfügbar sind.
In Fig.1 ist mit 10 ein Flugzeug bezeichnet. Das Flugzeug 10 trägt einen Flugkörper 12. Der Flugkörper 12 wird von dem Flugzeug 10 abgeschossen. An dem Flugzeug 10 sind verschiedene Sensoren vorgesehen, nämlich ein Radar 14, ein Flugkörper-Annäherunssensor (MAWS) 16, ein Infrarotsensor (FLIR) 18, ein Empfänger für die Freund-Feind-Kennung (IFF) 20 und ein Sensor 22, der durch Integration von Trägheitsnavigations-System (INS) und Satellitennavigations-Empfänger (GPS) die Position des Flugzeugs liefert. Mit 24 sind Kommunikations-Einrichtungen (COMM) bezeichnet, über welche das Flugzeug und der Pilot Informationen erhält. Schließlich bezeichnet ein Block 26 ein Helmvisier (HMS).
Die Informationen von diesen Sensoren oder Einrichtungen sind auf Signalverarbeitungsmittel 28 für die Erkennung (Detektion), Identifizierung und Verfolgung eines Ziels aufgeschaltet.
Das Flugzeug 10 enthält weiterhin eine Missionseinheit 30 für die Missionsplanung. Dazu gehört die Feuerleitung und die Planung der taktischen Dynamik. Die Missionseinheit ist in Datenaustausch nach beiden Richtungen mit den Signalverarbeitungsmitteln 28. Die Missionseinheit 30 ist auch in Datenaustausch mit anderen Mitwirkenden, also insbesondere mit anderen "freundlichen" Flugzeugen. Diese anderen Mitwirkenden sind durch einen gestrichelt gezeichneten Block 32 dargestellt. Durch diesen Datenaustausch kann auch eine Zielbestimmung durch einen Dritten erfolgen, z.B. wenn dieser Dritte das Ziel besser erkennen kann oder das Flugzeug 10 stark gefährdet ist. Diese Zielbestimmung durch einen Dritten ist durch einen Block 34 symbolisiert. Block 36 symbolisiert die informationsmäßige Vernetzung mehrerer Flugzeuge zur koordinierten Steuerung eines Angriffs (Internetted Strike Package Management Control).
Die Missionseinheit 30 liefert weiterhin Daten an ein Informations-Verteilungssytem (MIDS) 38.
Der Flugkörper 12 enthält eine Missionskontrolleinheit 40. Die Missionskontrolleinheit 40 erhält Daten von flugkörpereigenen Sensoren, die hier durch im K-Band und im X-Band arbeitenden Radar-Sensoren 42 bzw. 44 dargestellt sind. Weiterhin enthält auch der Flugkörper 12 eine Trägheitsmeßeinheit (IMU) 46 und einen Empfänger 48 für die Satellitennavigation (GPS). Die Signale der Trägheitsmeßeinheit 46 und des Empfängers 48 sind auf Signalverarbeitungsmittel 50 zur integrierten Verarbeitung der Signale von Trägheitsmeßeinheit 46 und Empfänger 48 aufgeschaltet. Die Signalverarbeitungsmittel 50 bewirken eine Initialisierung des Flugkörpers und weiterhin die Positionsberechnung auf Grund der Signale von Trägheitsmeßeinheit 46 und Empfänger 48. Die so erhaltenen Positionsdaten sind ebenfalls auf die Missionskontrolleinheit 40 aufgeschaltet.
Die Missionskontrolleinheit 40 ist vor dem Abschuß des Flugkörpers 12 über eine Startgerät-Schnittstelle 52 in zwei Richtungen mit den Signalverarbeitungsmitteln 28 des Flugzeugs 10 in Datenaustausch. Dadurch bilden die Sensor- und Signalverarbeitungsmittel des Flugzeugs 10 und die Sensor und Signalverarbeitungsmittel des Flugkörpers 12 ein integriertes System, das auf alle Sensoren und alle Signalverarbeitungsmittel von Flugzeug 10 und Flugkörper 12 zurückgreifen kann.
Die Missionskontrolleinheit 40 enthält Mittel 53 zur Daten- und Sensorfusion zur Erzeugung von Zielvektoren, zur Situationserkennung und zur Erzeugung eines Situationsvektors, wobei die Komponenten der Zielvektoren und des Situationsvektors Größen sind, die zur Charakterisierung des Ziels bzw. der Situation dienen, sowie Mittel 55 zur Entscheidung und Planung. Die Mittel zur Entscheidung und Planung treffen auf Grund der zugeführten Daten Entscheidungen über das zu verfolgende Ziel, eine Bedrohung, Täuschkörper-Trennung vom Ziel, die Zielwahl, die Bahnoptimierung und die Sensorlenkung.
Nach dem Abschuß sind die flugkörperseitige Missionskontrolleinheit 40 und die Signalverarbeitungsmittel 28 des Flugzeugs 10 noch über eine drahtlose Datenübertragung 54 (Data-Link) in ggf. etwas eingeschränktem Datenaustausch. Auch während des Fluges werden daher dem Flugkörper 12 Informationen von den Signalverarbeitungsmitteln 28 des Flugzeugs 10 übermittelt und erhalten die Signalverarbeitungsmittel 28 Informationen von dem Flugkörper 12, z.B. Informationen von den zielerfassenden Sensoren 42, 44 des Flugkörpers 12 oder Informationen über die Position des Flugkörpers von den Signalverarbeitungsmitteln 50. Über die Missionseinheit 30 des Flugzeugs 10 können auch Zielbestimmungen durch Dritte an den Flugkörper übermittelt werden.
Die Missionskontrolleinheit 40 des Flugkörpers 12 liefert Daten an ein Lenk- und Regelsystem 56. Das Lenk- und Regelsystem 56 enthält einen Lenkprozessor 58. Der Lenkprozessor 58 gibt Kommandos auf einen Autopiloten 60. Der Autopilot steuert u.a. einen Machzahlregler 62.
Mit der beschriebenen Struktur werden die Funktionen der drei Missionsphasen, nämlich vor dem Abfeuern (Pre-Launch), Marschflug (Midcourse) und Endanflug (Terminal), des Flugkörpers 12 durch Software in einer eine Echtzeitverarbeitung ermöglichenden Hardware-Konfiguration realisiert. Die wesentlichen Elemente dieser Sensordaten- und Informationsverarbeitung sind: Die Missionskontroll-Funktion mit Daten- und Sensorfusion sowie Entscheidung und Planung, die optimale Lenkung und hochdynamische Regelung der Flugkörper-Zelle, die integrierte Navigation durch Verarbeitung der Signale von Trägheitsmeßeinheit 46 und Satelliten-Empfänger 48 und die Initialisierung, Kalibrierung und Ausrichtung der Trägheitsmeßeinheit durch das hochgenaue Trägheitsnavigations-System 22 des Flugzeugs 10, wodurch ein gemeinsames Referenzsystem für Flugzeug und Flugkörper festgelegt wird.
Bei der Sensordaten- und Informationsverarbeitung werden wissensbasierte und lernfähige Elemente eingesetzt, um eine hohe Autonomie des Flugkörpers und große Anpassungsfähigkeit an Veränderungen im Szenario und Missionsverlauf zu erreichen.
Fig.2 zeigt die hierarchische Kontrollstruktur in der Anordnung von Fig. 1.
Übergeordnet ist die Missionskontrolle, die in Fig.2 durch einen Block 64 dargestellt ist. Die Missionskontrolle gibt an, was geschehen soll, z.B. welcher Flugkörper auf welches Ziel abgeschossen werden soll. Die nächste Stufe der "Hierarchie" ist das Sensor-Subsystem mit der Verarbeitung der Suchersignale. Das ist durch Block 66 dargestellt. Dieses Sensor-Subsystem umfaßt sowohl z.B. die Sensoren 14 und 18 des Flugzeugs als auch die Sensoren 42, 44 des Flugkörpers. Der Sucher gibt an, wo das von der Missionskontrolle bestimmte Ziel sich befindet. Auf Grund dieser Suchersignale erzeugt eine Lenk-Verarbeitung, dargestellt durch Block 68 Lenkkommandos für Marschflug ("Midcourse") und Endanflug. Die Lenkkommandos werden von einem Autopiloten 60 ausgeführt, das ist in Fig.2 dargestellt durch Block 70.
Als höchste Ebene der in Figur 2 gezeigten hierarchischen Kontrollstruktur steuert somit die Missionskontrolleinheit 40 situationsbedingt die Interaktionen des Flugkörpers 10 mit dem "reale Welt"-Szenario, in dem sich das interessierende Geschehen abspielt. Sie bedient sich dabei auf der einen Seite der Multi-Sensorik (Situation erfassen) und auf der anderen Seite der Lenkung und Regelung (Situation beeinflussen durch Interaktion).
Zu diesem Zweck führt die Missionskontrolleinheit außer dem Flugkörper- und I/O-Management insbesondere die Funktionen von Daten- und Sensorfusion sowie die situationsbedingten Planungs- und Entscheidungsprozesse aus. Durch Überlagerung aller verfügbaren Information und Daten (Sensoren, Data-Link) wird ein Situationsvektor erzeugt und daraus die Extraktion relevanter Merkmale (Merkmalsvektor) durchgeführt. Dem schließt sich eine Ziel-Identifikation und -Klassifikation an. Damit ist die Flugkörper/-Ziel-Situation im Szenario global darstellbar (situation awareness (SITAW)). Mit dieser Information erfolgt der Entscheidungs- und Planungsprozeß.
Die wesentlichen Aufgaben dieser Funktionen sind damit zusammenfassend: Unterscheidung, ob die vom Suchkopf gelieferten Informationen von wirklichen Zielen oder von Täuschkörpern stammen, intelligente Zielauswahl bei Mehrfachzielen mit und ohne Zuweisungen über den Datenlink, Bahnoptimierung zur Minimierung der Flugzeit, Erhöhung der Reichweite sowie zur besseren Unterdrückung von Störern und Steuerung der Suchkopfsensoren zur Störunterdrückung bzw. Anpassung an Umweltbedingungen.
Die Ausführung dieser Aufgabe geschieht auf der Basis der Ausgangsinformationen der "Data- & Sensor Fusion" und der Inertial/GPS Integrationsrechnung. Zur Anwendung gelangen neben bewährten klassischen auch neuartigen wissensbasierte Verfahren, die mittels genetischer Modelle über Ziel-und Störerverhalten die Entscheidungen fällen. Ausgabedaten der Entscheidungs- und Planungsfunktion sind die Kommandos für den Lenkrechner und die Sensorsteuerung.
Flugkörper gehören zur Klasse der nichtlinearen, zeitvarianten, multivariablen, dynamischen Systeme. Die auf sie wirkenden Störungen sind weitgehend unbekannt und zeitvariabel. Insbesondere in Phasen großer Anstellwinkel treten neben den Veränderungen der Flugkörpermasse und des Trägheitsmomentes beträchtliche Veränderungen der nichtlinearen Aerodynamik während des Einsatzes auf.
Eine besondere Bedeutung kommt der Funktion des Autopiloten für weitreichende Flugkörper aufgrund des Staustrahltriebwerkes zu. Dies betrifft zum einen die Regelung der Fluggeschwindigkeit in der Marschphase über den Schub des Triebwerkes. Dabei sind verschiedenste Beschränkungen in dessen Betriebsbereich zu berücksichtigen. Diese hängen ab von Anströmwinkel, Höhe, Anströmgeschwindigkeit und Treibstoffdurchsatz.
Zum anderen werden im Zusammenhang mit dem Staustrahltriebwerk verschiedene Strategien zur Ansteuerung des Autopiloten untersucht, nämlich "Skid-To-Turn", "Bank-To-Turn" und "Twist-To-Track".
Flugkörper gegen schnell manövrierende Ziele müssen im Hinblick auf das Endgame hochagil sein. Die dazu benötigten hohen Querbeschleunigungen erfordern bei einer Bank-to-Turn Strategie eine schnelle Rollbewegung des Flugkörpers. Die dabei auftretenden hohen Rollraten verursachen extrem starke Kopplungen zwischen dem Roll-Kanal und den lateralen Kanälen und stellen an die Autopiloten hohe Anforderungen.
Hohe Querbeschleunigungen gehen außerdem mit großen Anstell- und Schiebewinkeln einher, die nicht nur ab bestimmten Grenzen zu Schubverlusten führen, sondern das Staustrahltriebwerk gänzlich verlöschen lassen. Um dieses zu verhindern, muß die Bank-To-Turn Steuerung sowohl die restriktiven Schiebewinkelgrenzen als auch einen im Anstellwinkel asymmetrisch zulässigen Bereich einhalten.
Die Auslegung der Bank-To-Turn Autopiloten muß in einer Umgebung geschehen, die alle sechs Freiheitsgrade berücksichtigt. Die entsprechende Aerodynamik muß dazu zur Verfügung stehen. Weiterhin sind alle Komponenten der Sensorik und Aktuatorik innerhalb des Autopiloten-Regelkreises zu berücksichtigen (so z.B. Trägheitsmeßeinheit, Triebwerk, Ruderstellsystem).
Das Zusammenspiel des Autopiloten in Verbindung mit der Lenkung muß anhand des validierten Simulationsprogrammes mit sechs Freiheitsgraden erfolgen. Liegt die Struktur des Autopiloten fest, kann mit der Generierung operationeller Algorithmen begonnen werden.
Die benötigten Modelle und Daten zu Aerodynamik, Flugkörper, Sensorik und Aktuatorik sowie die Anforderungen an den Autopiloten-Regelkreis sind Eingangsgrößen für die Problemstellung und müssen als solche präzise definiert werden. Entsprechendes gilt für die operationelle Software.
Die Lenkung autonomer Flugkörper erfordert die Kenntnis wesentlicher Parameter der Relativkinematik zwischen Flugkörper und Ziel. Hierzu zählt insbesondere die Richtung und die intertiale Drehrate der Sichtlinie. Lenkverfahren, die hierauf basieren, gehören der Klasse der weithin eingesetzten Proportionalnavigationsverfahren an.
Die Leistungsfähigkeit der Lenkung, insbesondere die Größe der Schußbereiche und der "no-escape zone" sowie die Trefferablage kann verbessert werden, wenn zusätzliche Informationen über die Entfernung, die Annäherungsgeschwindigkeit und das Zielmanöver zur Verfügung stehen. Lenkverfahren, die auf den vollständigen Zustandsvektor der Relativkinematik zurückgreifen, können über ein zu definierendes Gütekriterium als "Optimal-Lenkung" (Optimum Guidance) ausgelegt werden. In der Regel stehen diese Informationen nicht bzw. nicht mit der nötigen Genauigkeit zur Verfügung, so daß in der Praxis häufig Lösungsansätze verwendet werden, die in irgendeiner Form Ausgangsinformationen zur Begegnungssituation und/oder Informationen zum Eigenbewegungszustand des Flugkörpers berücksichtigen, um das Lenkgesetz der aktuellen Begegnungssituation anzupassen. Darüber hinaus sind die Maßnahmen mit dem größten Erfolg nicht unbedingt durch einen geradlinigen Entwurf zugänglich, vielmehr müssen die erforderlichen Strategien in langwierigen Simulationen ermittelt werden.
Auf der anderen Seite stehen heute leistungsfähige Optimierungsalgorithmen zur Verfügung, um nichtlineare Steuerungsprobleme numerisch zu lösen. Mit der optimalen Steuerung liegt das Expertenwissen für eine optimale Lenkung vor, das mit Hilfe wissensbasierter Informationsverarbeitung in ein kontinuierliches/stetiges Lenkgesetz überführt werden kann und in Echtzeit implementierbar ist.
Der hier bisher beschrittene Weg zum Entwurf von Autopilot und Lenkgesetz folgt der konventionellen, sequentiellen Vorgehensweise: Zunächst wird der Autopilot entworfen. Das ist ein "innerer Regelkreis". Dann wird das Lenkgesetz ermittelt. Das stellt einen äußeren Regelkreis" dar. Das ist in Fig.3 als Blockschaltbild dargestellt.
In Fig.3 symbolisiert ein Block 72 die Zieldynamik. Die Zieldynamik 72 liefert einen Zustandsvektor x T des Ziels. Aus dem Zustandsvektor x M des Flugkörpers und dem Zustandsvektor x T des Ziels ergibt sich die relative Geometrie zwischen Ziel und Flugkörper, die in Fig.3 durch einen Block 74 symbolisiert ist. Diese relative Geometrie 74 ist durch einen Vektor x darstellbar. Der Vektor x beeinflußt einen Zielsensor 76, welcher das Ziel verfolgt. Die Signale des Zielsensors 76 sind auf ein Filter 78 geschaltet, das unter Berücksichtigung von Störungen, die durch einen "Eingang" 80 symbolisiert sind, einen Schätzwert x and des Vektors x liefert. Zielsensor 76 und Filter 78 bilden das Sensorsystem 82.
Der Schätzwert x and beaufschlagt die Flugführung, die durch einen Block 84 dargestellt ist. Das sind die Mittel, welche die Bahn des Flugkörpers vorgeben und Querbeschleunigungs-Kommandos a MG auf einen Autopiloten 86 geben. In Sinne der Regelungstechnik stellt die Flugführung 84 den Regler 88 dar. Der Autopilot 86 beeinflußt die Flugkörperdynamik, welche durch einen Block 90 dargestellt ist. Die von dem Autopiloten 86 beeinflußte Flugkörperdynamik 90 liefert den Zustandsvektor x M des Flugkörpers. Im Sinne der Regelungstechnik stellt der Autopilot 86 und die Flugkörperdynamik 90 das "Stellglied" dar, das durch einen Block 92 symbolisiert ist. Das ist der "äußere" Regelkreis. Ein "innerer Regelkreis" ist durch die Rückführung 94 von dem "Ausgang" der Flugkörperdynamik 90, d.h. dem Zustandsvektor x M, auf den Eingang des Autopiloten 86 gegeben.
Im Gegensatz zu dieser konventionellen Realisierungen können auch neue Technologien herangezogen werden, welche die Verwendung nichtlinearer Autopiloten und Lenkgesetze mit wissensbasierten Elementen ermöglichen und damit den Weg zur lernenden Flugführung und Regelung ("Learning Guidance and Control (LGC)") eröffnen.
Gerade diese neuen, Wissensgewinnung und Verarbeitung ermöglichenden Informationstechnologien, liefern die Basis für einen neuartigen integrierten simultanen Entwurf von Autopilot und Lenkgesetz. Dies schafft die Möglichkeit, Kopplungen zwischen der Regelung und der Lenkung zur weiteren Steigerung der Agilität einzuführen und damit einen wesentlichen Schritt in Richtung der Nutzung des vollen Manövrierfähigkeis-Potentials des Flugkörpers zu tun. Das Ergebnis ist eine integrierte, lernende Flugführung und Regelung ("Integrated Leaming Guidance and Control (ILGC)"), mit einer gegenüber Figur 3 veränderten funktionalen Zuordnung der Elemente der Lenk- und Regelschleife, wie sie in Figur 4 vereinfacht dargestellt ist. Danach sind die Flugkörperdynamik und die Relativgeometrie zu dem zu regelnden Prozeß zusammengefaßt, wobei die Zieldynamik als stochastische Störgröße betrachtet wird; natürlich mit der Möglichkeit einer Modellierung. Der Regler wird durch die integrierte Funktion aus Autopilot und Lenkgesetz gebildet und wirkt direkt über die Aktuatoren des Flugkörpers.
In Fig.4 sind entsprechende Teile mit den gleichen Bezugszeichn versehen wie in Fig.3. Im Gegensatz zu Fig.3 bilden in Fig.4 die Relativgeometrie 74 und die Flugkörperdynamik 90 zusammen die Regelstrecke, die durch einen Block 96 zusammengefaßt ist. Flugführung 84 und Autopilot 86 bilden zusammen den "Regler" des äußeren Regelkreises.
Ein Ansatz für die Integration der Regelung und Lenkung kann darin bestehen, daß die Struktur (Neuro, Fuzzy, Neuro-Fuzzy) für das betreffende Element vorgegeben wird. Dem schließt sich eine Optimierung der Parameter dieser Struktur und evtl. auch der Struktur selbst mit Hilfe genetischer oder evolutionärer Algorithmen an. Dabei kann so vorgegangen werden, daß zunächst eine Regelungsfunktion in den linearen Bereichen der Strecke optimiert wird und dieses unter schrittweiser Ausdehnung auf den nichtlinearen Einsatzbereich erweitert wird. Anschließend wird dieser Prozeß in ähnlicher Weise für die Lenkung durchgeführt.
Das Ergebnis der genetischen Optimierung eines neuronalen Netzes zur Identifikation der Dynamik eines Flugkörpers ist in Figur 5 als Beispiel für die Leistungsfähigkeit dieser Methode gezeigt.
In Fig.5 ist durch Block 100 die Flugkörper-Dynamik symbolisiert. Diese Flugkörper-Dynamik ist nichtlinear und zeitvariabel. Diese Flugkörper-Dynamik 100 soll durch genetische =ptimierung auf ein neuronales Netz 102 abgebildet werden. Das neuronale Netz 102 hat 7 Prozessoreinheiten und 28 Gewichte. Block 104 symbolisiert die "Chromosome" der genetischen Optimierung. Block 106 zeigt den Vorgang der genetischen Optimierung: Durch Block 108 ist eine Anfangspopulation dargestellt. Diese wird genetischen Operatoren unterworfen, die hier als "Reproduktion" 110, "Partnerpool" 112, "Kreuzung" 114 und "Mutation" 116 gekennzeichnet sind. Block 118 symbolisiert bei der "Kreuzung" den Vater, Block 120 die "Mutter". Es ergibt sich eine "Nachwuchs-Population" 122, welche die Ausgangspopulation 108 verändert, wie durch Schleife 124 dargestellt ist. Die "Kinder" sind Zustände des neuronalen Netzes 102.
Block 126 zeigt in einer Simulation wie nach 8572 "Generationen" einmal die Flugkörper-Dynamik 100 und einmal das neuronale Netz auf Stufeneingänge reagiert. Die Antworten auf Stufeneingänge sind praktisch übereinstimmend.
Ein Ziel kann durch einen Zustandsvekor x T repräsentiert werden, der sich mit der Zeit nach einer nichtlinearen Zustandsgleichung x T = f(x T ,w) entwickelt und mit den durch das Sensorsystem 82 (Sucher) meßtechnisch zugänglichen Größen durch eine ebenfalls nichtlineare Beziehung z = g (x T, v) zusammenhängt; darin sind w und v zufällige System- bzw. Meßrauschprozesse.
Durch Linearisierung der zuvor genannten Zusammenhänge und Annahme normalverteilter weißer oder farbiger Rauschprozesse für w und v läßt sich mit Hilfe von Kalman-Filtern ein Schätzwert x T und die zugehörigen Kovarianz des Schätzfehlers berechnen.
Probleme dieses Ansatzes liegen in der notwendigen Initialisierung des Kalman-Filters (x T (0)) sowie in der Tatsache, daß bei einem reinem IR-Sensor die meßbare Information für eine Schätzung des Zielzustandsvektors nicht ausreicht. Deshalb wird bei IR-Flugkörpern überwiegend auf die Zielmodellierung verzichtet und proportional zur Sichtlinie und deren zeitlicher Änderung gelenkt.
Eine Möglichkeit zur Abhilfe besteht zunächst in der passiven Gewinnung von Initialisierungsinformation (z.B. Abstand Flugkörper-Ziel) durch Verarbeitung von Sichtlinieninformation mehrerer Flugkörper vor dem Abschuß. Damit kann dann auch bei IR-Flugkörpern eine Zielmodellierung u.U. sinnvoll sein, wobei sich die Schätzung jedoch auf eine reine Prädiktion reduziert. Diese kann wiederum dadurch verbessert werden, daß im Zielmodell Zustände enthalten sind, die die Manövrierfähigkeit des Zieles beschreiben (analytisches Vorwissen über die Zielkinematic). Es ist grundsätzlich denkbar, für jedes potentielle Ziel einen derartigen Schätzer/Prädiktor einzuführen. Der damit verbundene Rechenaufwand ist jedoch erheblich und steht einer Echtzeit Implementierung entgegen. In zukünftigen IR-Suchern erscheint eine Laser-Komponente realisierbar. Damit stünde eine Abstandsinformation zur Verfügung, allerdings wegen der begrenzten Reichweite des Lasers wohl nur im Endanflug.
Darüber hinaus wird an Methoden gearbeitet, um mit abbildenden IR-Suchern Änderungen des Abstands zu bestimmen. Bei weitreichenden Flugkörpern ist über die Radar-Suchkomponente eine (aktive) Abstandsinformation verfügbar.
Der Schritt in Richtung auf ein erweitertes Zielmodell ist besonders interessant, wenn außer den zuvor genannten Maßnahmen ein Suchkopf mit Multi-Sensorik verwendet wird. Derartige Sucher werden angesichts zu erwartender hochentwickelter Ziele mit ihren Gegenmaßnahmen notwendig.
Durch die erweiterte Zielmodellierung soll eine Verbesserung der LGC und/oder ILGC erreicht werden, indem relevantes verfügbares Wissen über potentielle Ziele in Echtzeit genutzt wird. Dieses Wissen umfaßt z.B. a priori Wissen über das Zielverhalten, das sich in linguistischen Regeln oder in der Kenntnis der Manövriereigenschaften manifestiert. Dieses Wissen wird im allgemeinen nur spärlich verfügbar sein. Trotzdem erscheint auch die Nutzung dieses Wissens sinnvoll, indem z.B. in einem ersten Lösungsansatz Mehrfach-Hypothesen über Zielmanöver und Bewegung aufgestellt und on-line unter Verwendung der hier betrachteten wissensbasierte Elemente verarbeitet werden.
Ein konzeptioneller Entwurf eines solchen erweiterten Zielmodells ist in Fig.6 dargestellt.
Das erweiterte Zielmodell ist in Fig.6 durch einen Block 128 dargestellt. Das Zielmodell 128 erhält Zielsensordaten, wie durch einen Pfeil 130 dargestellt ist. Weiterhin erhält das Zielmodell vorliegende Informationen über Eigenschaften und Verhalten möglicher Ziele. Das ist in Fig.6 durch einen Pfeil 132 dargestellt. Das Zielmodell liefert Informationen an die Flugführung 84. Das ist durch Pfeil 134 dargestellt.
Mit 136.1 bis 136.n sind dynamische, neuronale Netzwerke bezeichnet. In diesen neuronalen Netzwerken sind Informationen über verschiedene mögliche Ausweichmanöver eines potentiellen Zieles gespeichert. Diese Informationen beruhen auf Vorwissen über die Eigenschaften des Zieles. Es sind im allgemeinen Kenntnisse darüber verfügbar, welche Ausweichmanöver ein bestimmtes "feindliches" Flugzeug oder verschiedene solche Flugzeuge beim Anflug eines Flugkörpers ausführen können und in der Regel ausführen. Diese Ausweichmanöver werden als "Hypothesen" in den neuronalen Netzwerken 136.1 bis 136.n gespeichert. Zu diesem Zweck werden die Netzwerke mit einer Analyse der Ergebnisse von optimalen Ausweichmanövern des Ziels trainiert.
Mit 138.1 bis 138.m sind neuronale Netwerke bezeichnet, die in der nächsthöheren Ebene als nichtlineare Filter und Prädikatoren ausgelegt sind. Die Ausgänge aller neuronalen Netzwerke 136.1 bis 136.n werden auf alle neuronalen Netzwerke 138.1 bis 138.m aufgeschaltet. Diese Netzwerke 138.1 bis 138.m benutzen die Zielsensordaten x und die Ausgänge der "Hypothesen"-Netzwerke 136.1 bis 136.n. Die Netzwerke 138.1 bis 138.m prüfen, wie die verschiedenen "Hypothesen" mit den tatsächlich beobachteten Sensordaten übereinstimmen und schätzen daraus den Zielzustandsvektor x T in Echtzeit. Die Netzwerke 138.1 bis 138.m sind mit den Daten einer SDRE- oder erweiterten Kalmanfilter-Auslegung off-line trainiert.
Die Ausgangsgrößen der Netzwerke 138.1 bis 138.m werden einer Inferenzeinheit 140 zugeführt. Die Inferenzeinheit 140 ist als fuzzy-neuronales Netz ausgeführt, um für den Inferenzprozess wichtiges heuristisches Wissen in Form von linguistischen Regeln berücksichtigen zu können. Die Inferenzeinheit korreliert die Informationen und führt eine Schlußfolgerung bezüglich des besten verfügbaren Schätzwertes des Zustandsvektors x T des Ziels durch. Dieser Schätzwert wird dann zur Weiterverarbeitung für die Lenkung als Ausgangsgröße zur Verfügung gestellt.
Es kann sinnvoll oder sogar notwendig sein, im Rahmen der lernenden Flugführung und Regelung oder der integrierten, lernenden Flugführung und Regelung unterschiedliche dynamische Verhalten des Flugkörpers in den wissensbasierten Elementen der Lenkung und Regelung abzubilden und damit autonom verfügbar zu haben. Das ist in Fig.7 durch Vermehrfachung der betreffenden Blöcke Flugführung 84, Autopilot 86 und Flugkörperdynamik 90 angedeutet. Ansonsten entspricht Fig.7 im wesentlichen der Fig.4 und entsprechende Teile sind mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie dort.
Mit dieser Fähigkeit ist es möglich, die Flugkörperdynamik in Abhängigkeit vom Flugzustand autonom und on-line zu verändern.
So kann z.B. im Endanflug zu Gunsten einer höherenManövrierfähigkeit bis an die Grenzen der Stabilität gegangen werden, ggf. unter Aufgabe der aerodynamischen Stabilität bei einem entsprechend konfigurierten Flugkörper. Darüberhinaus ermöglicht diese Fähigkeit die Implementierung einer Auto-Rekonfigurierung der Lenkung und Regelung im Falle von Fehlern an Subsystemen, z.B. Bias Ruder Stellsystemen.
Die hier unter Bezugnahme auf die Figuren 4 bis 7 beschriebene Ausführung der Flugfügrung und Regelung mit lernfähigen Strukturen ist auch für sich, d.h. ohne die in Fig.1 beschriebene Integration der Systeme von Flugzeug und Flugkörper anwendbar.

Claims (18)

  1. Lenk-, Navigations- und Regelsystem für zielverfolgende Flugkörper (12) mit Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln (14, 16, 18, 20, 22 bzw. 28, 30) im Flugzeug (10), Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln (42, 44 bzw. 40) im Flugkörper (12) und Datenübertragungsmitteln (52) zwischen Flugzeug (10) und Flugkörper (12), wobei
    a. die Sensor- und Signalverarbeitungsmittel (14, 16, 18, 20, 22 bzw. 28, 30) im Flugzeug (10) und die Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln (42, 44 bzw. 40) im Flugkörper (12) durch die Datenübertragungsmittel (52, 54) zu einem zusammenwirkenden System für die Lenkung, Navigation und Regelung des Flugkörpers integriert sind,
    wobei
    b. über eine Schnittstelle (52) in einem Startgerät ein Austausch von Daten, insbesondere zur Identifikation eines Zieles, zwischen den flugzeugseitigen und den flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln (14, 16, 18, 20, 22 bzw. 28, 30 und 42, 44, bzw. 40) vor dem Abschuss des Flugkörpers (12) durchführbar ist und
    c. über drahtlose Datenübertragungsmittel (54) ein Austausch von Daten, insbesondere zur Identifikation eines Zieles, zwischen den flugzeugseitigen und den flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmitteln (14, 16, 18, 20, 22 bzw. 28, 30 und 42, 44, bzw. 40) nach dem Abschuss des Flugkörpers (12) durchführbar ist.
  2. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    über die drahtlosen Datenübertragungsmittel (54) Daten von Dritter Seite auf den Flugkörper (12) aufschaltbar sind.
  3. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die flugzeugseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel (14, 16, 18, 20, 22 bzw. 28, 30) Mittel (28) zur Ziel-Detektion, -Identifikation und -Verfolgung enthalten, auf welche flugzeugseitige Sensoren (14, 16, 18, 20, 22) aufgeschaltet sind.
  4. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 3,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    flugzeugseitig eine Einheit (30) zur Missionsplanung und -kontrolle vorgesehen und einerseits mit den Mitteln (28) zur Ziel-Detektion, -Identifikation und -Verfolgung und andererseits mit dem Flugkörper (12) in Datenaustausch stehen.
  5. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die flugkörperseitigen Sensor- und Signalverarbeitungsmittel (42, 44 bzw. 40) eine Missionskontrolleinheit (40) enthalten, auf welche Daten von dem Flugzeug (10) über die Schnittstelle (52) und/oder die drahtlosen Datenübertragsmittel (54) aufschaltbar sind.
  6. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 5,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    auf die Missionskontrolleinheit (40) Daten von Radarsensoren (42, 44) aufschaltbar sind.
  7. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 5 oder 6,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    auf die Missionskontrolleinheit (40) kombinierte Daten von einer Trägheitsmesseinheit (46) und einem Satellitennavigations-Empfänger (48) aufschaltbar sind.
  8. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach einem der Ansprüche 5 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die flugkörperseitige Missionskontrolleinheit (40)
    a. Mittel (53) zur Daten- und Sensorfusion zur Erzeugung von Zielvektoren, zur Situationserkennung und zur Erzeugung eines Situationsvektors aufweist, wobei die Komponenten der Zielvektoren und des Situationsvektors Größen sind, die zur Charakterisierung des Ziels bzw. der Situation dienen, sowie
    b. Mittel (55) zur Entscheidung und Planung.
  9. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Mittel (55) zur Entscheidung und Planung Lenksignale auf Lenkmittel (58) aufschalten, welche in Lenk- und Regelmitteln einen Autopiloten (60) ansteuern.
  10. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 9,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Lenk- und Regelmittel einen Machzahlregler (62) enthalten, der von dem Autopiloten (60) ansteuerbar ist.
  11. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Flugkörperdynamik (90) und die Relativgeometrie (74) von Flugkörper (12) und Ziel in lemfähigen Mitteln zur Flugführung und Regelung integriert sind.
  12. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 11,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    für die Elemente Strukturen (Neuro, Fuzzy, Neuro-Fuzzy) vorgegeben sind, deren Parameter anschließend optimierbar sind.
  13. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 12,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Optimierung durch genetische Algorithmen erfolgt.
  14. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 13,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Optimierung durch evolutionäre Algorithmen erfolgt.
  15. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Ansprüche 1 bis 14,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die flugkörperseitigen Signalverarbeitungsmittel in lernfähigen Strukturen (98) integriert einen Flugführungs-Rechner (84) und einen Autopiloten (86) enthalten.
  16. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 15,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    der Flugführungsrechner
    a. eine Bank von dynamischen neuronalen Netzwerken (136.1 ... 136.n) enthält, die das Wissen über die optimalen Ausweichmanöver potentieller Ziele abbilden, sowie
    b. die Ausgänge dieser neuronalen Netzwerke (136.1...136.n) einer Bank von neuronalen oder fuzzy-neuronalen Netzwerken (138.1...138.m) einer darüberliegenden Ebene zugeführt werden, die als nichtlineare Schätzer/Filter/Prädikatoren unter Verwendung von Zielsensordaten den Zielzustandsvektor (x T) in Echtzeit schätzen.
  17. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach Anspruch 16,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Ausgangsgrößen der Netzwerke (138.1 ...138.m) der darüberliegenden Ebene auf eine Inferenzeinheit (140) aufgeschaltet sind, welche die Informationen korreliert und eine Schlussfolgerung hinsichtlich des besten verfügbaren Schätzwertes des Zielzustandsvektors (x T) durchführt und diesen zur Weiterverarbeitung für die Lenkung als Ausgangsgröße zur Verfügung stellt.
  18. Lenk-, Navigations- und Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 17,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    unterschiedliches dynamisches Verhalten des Flugkörpers in wissensbasierten Elementen der Lenkung und Regelung abgebildet und damit autonom verfügbar ist (Fig.7).
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10132184B4 (de) * 2001-07-03 2004-07-08 Peter Zahner Vorrichtungen und Verfahren für den autarken und damit sichereren Abgang von lenkbaren Außenlasten von Trägerflugzeugen
IL163450A (en) * 2004-08-10 2009-12-24 Rafael Advanced Defense Sys Guided missile with distributed guidance mechanism
DE102007054382A1 (de) * 2007-11-14 2009-05-20 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg De-Letalisierbare Munition
DE102010005198B4 (de) * 2010-01-21 2012-01-12 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Flugkörper und Verfahren zum Erfassen eines Ziels
DE102011107630A1 (de) * 2011-06-30 2013-01-03 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Lenken eines Vehikels in Richtung eines Ziels
CN111412793B (zh) * 2019-01-08 2022-08-16 北京理工大学 应用于远程制导飞行器上的防侧偏的全射程覆盖控制系统

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4288049A (en) * 1971-01-19 1981-09-08 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Remote targeting system for guided missiles
DE4132233C2 (de) * 1990-11-22 2003-03-06 Rheinmetall W & M Gmbh Panzerabwehrraketensystem
DE4218600C2 (de) * 1992-06-05 1994-09-22 Bodenseewerk Geraetetech Einrichtung zur Bestimmung von Bewegungsgrößen eines Flugkörpers
US5458041A (en) * 1994-08-02 1995-10-17 Northrop Grumman Corporation Air defense destruction missile weapon system
IL117589A (en) * 1996-03-21 2001-10-31 Israel Aircraft Ind Ltd Air-to-air missile guidance system
DE19645562A1 (de) * 1996-04-02 1997-10-09 Bodenseewerk Geraetetech Regelvorrichtung für nichtlineare Regelstrecken
DE19716025B4 (de) 1997-04-17 2009-12-03 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Plattform mit abschießbaren, zielverfolgenden Flugkörpern, insbesondere Kampfflugzeug

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