EP1094292A1 - Method for guiding a missile towards a target in case of target loss - Google Patents
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- F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves
Definitions
- the invention relates to a method for guiding one with target-detecting means provided missile to a target after loss of target information.
- the target loss z. B. arise from the fact that the source the radar radiation is switched off.
- the target acquisition means the target below a squint angle relative to the missile, the squint angle to one Maximum value is limited and if the target is lost by exceeding the maximum value the squint angle in a missile target position immediately before A line of sight from the missile to the target is determined.
- the target-capturing means capture the target at a "squint angle" to the longitudinal axis of the Missile.
- the squint angle can usually be a maximum value from a design point of view Reasons. This maximum value determines the field of vision of the Seeker head. If the target by moving the missile out of this Field of view emerges, then the seeker can no longer "see” the target and therefore no longer guide the missile to the target.
- This problem occurs particularly when the missile is from a carrier first fired upwards to give him a better overview from a greater height e.g. across a battlefield. Then the missile may take in the climb an attitude in which the maximum value of the squint angle to the target is exceeded and a loss of goal occurs.
- the invention is particularly applicable for combating stationary targets such as Radar positions or slow in relation to the velocity of the missile moving targets.
- the targeting means can be an active or passive radar seeker. It can is also a seeker head with an optical infrared finder.
- the invention is based on the object, in such a case by suitable Guiding the missile to enable the target to be redetected.
- the Direction corresponds to the last line of sight recorded, then it would be replaced by its Swing missile dynamics onto a path, which is the direction of the last one line of sight to the target may correspond to considerable distance from to Target leading connecting line between target loss position and target runs. Then may get the target no longer at all in the field of view of the target-reaching means. If the target is captured again at some point, then mostly steering maneuvers are involved undesirably strong curvatures required. Therefore, not only the last one The line of sight to the target observed before the target loss is also saved Target loss position. The latter can be done by e.g.
- a Inertial navigation unit is "set to zero" so that the position of the missile relative to the target loss position is determined. Then it's a line from that Target loss position to target defined. The missile is now guided so that it is on this line swings in. This can be done “gently” because the missile hits the target does not need to "see” immediately. Then, if necessary, he will use the means to achieve the goal at some point you can also record the destination again, even if this is done by navigation or Measurement error is not exactly on the line. The missile can then be used in the usual way Way to the goal.
- a virtual Goal defined.
- This virtual target lies on the line between the target loss position and Target and at a predetermined distance from the missile. Through these conditions the virtual target is clearly defined. It can be a virtual line of sight vector from that The missile's search head can be calculated for the virtual target. With this calculated, virtual line of sight vector, the missile is directed. Because the virtual Target is always on the line between the target loss position and the target, the path of the Missile directed towards this line and finally swivels into this line.
- the missile 12 has an inertial navigation unit. However, the starting coordinates and the target coordinates are generally not known, so that the missile cannot be guided to the target by inertial navigation alone.
- the missile 12 has target-detecting means, for example an active or passive radar or a passive infrared search head. The target-detecting means "see” the stationary or slowly moving target in comparison to the speed of the missile 12 at a "squint angle" to the axis of the missile.
- the inertial line between missile 12 and target represents the line of sight, which is represented by a vector ⁇ n / mess .
- the guidance of the missile 12 takes place in dependence on the inertial line of sight rotation rate in such a way that the line of sight rotation rate is regulated to zero.
- the line of sight vector can have errors. These errors are caused by inertial navigation errors. This is indicated by the vector ⁇ n / nav . However, an error in the measurement of the line of sight can also occur. This is indicated by the vector ⁇ n / true , ie the "true" line of sight that deviates from the measured line of sight.
- Missile dynamics such as a trajectory 16, as shown in dashed lines in Fig.1.
- This trajectory 16 runs parallel to the line between the target loss position at a distance 14 and goal.
- This trajectory 16 does not lead to the goal. It does not guarantee Rediscover the goal.
- a path change in the direction of the destination takes place only and only when the goal is again captured. Then usually become strong Path curvatures required.
- FIG. 2 illustrates the geometry of the calculation of a virtual target and one virtual squint to this virtual target.
- the tip of this location vector is the starting point for the last measured line of sight vector ⁇ n / mess .
- the current position of the missile 12 is identified by a location vector ⁇ r n .
- a virtual target 18 is now defined: This virtual target 18 should lie on the line 20 between the target loss position 14 and the target. This line 20 is determined by the stored target loss position 14 and the last observed line of sight vector ⁇ n / mess . Furthermore, this virtual target 18 should lie at a predetermined distance from the missile 12.
- This distance can be chosen arbitrarily and should be smaller than the detection range of the target-detecting means, for example an optical infrared seeker, of the missile 12.
- the position of the virtual target 18 is thus clearly defined. This position can be constructed by hitting a circle (or a sphere) around the current position of the missile 12 with the selected predetermined distance. The intersection of this circle or sphere with the fixed line 20 is the position of the virtual target 18. This virtual target is always on the line 20.
- the virtual target 18 again defines a virtual line of sight vector ⁇ n / virt from the missile 12 to the virtual target 18.
- This virtual line of sight vector ⁇ n / virt or the virtual line of sight rotation rate that is to say the rotation rate of the virtual line of sight vector, can be calculated and how Really measured line of sight vector can be used to guide the missile 12 to the virtual target 18. Since the virtual target 18 is always on the line 20, the missile is measured immediately before the target line of sight loss ⁇ n / measuring pivots 12 by "gentle" on a web 22 with optimum lateral accelerations in the line 20 a. As already explained in connection with FIG.
- 2
- ) ⁇ zM ( t ) arctan ( ⁇ n yvirt ( t ) / ⁇ n xvirt ( t )).
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Führen eines mit zielerfassenden Mitteln versehenen Flugkörpers zu einem Ziel nach einem Verlust der Zielinformation.The invention relates to a method for guiding one with target-detecting means provided missile to a target after loss of target information.
Bei einem Flugkörper, der passiv ein feindliches Radar erfaßt und auf die Quelle der Radarstrahlung geführt wird, kann der Zielverlust z. B. dadurch entstehen, daß die Quelle der Radarstrahlung abgeschaltet wird.For a missile that passively detects an enemy radar and points to the source of the Radar radiation is carried out, the target loss z. B. arise from the fact that the source the radar radiation is switched off.
Ein anderer Anwendungsfall besteht darin, daß die zielerfassenden Mittel das Ziel unter einem Schielwinkel relativ zu dem Flugkörper erfassen, der Schielwinkel auf einen Maximalwert begrenzt ist und bei Zielverlust durch Überschreiten des Maximalwertes des Schielwinkels in einer Zielverlust-Position des Flugkörpers unmittelbar vor dem Zielverlust eine Sichtlinie vom Flugkörper zu dem Ziel ermittelt wird. Die zielerfassenden Mittel erfassen das Ziel unter einem "Schielwinkel" zur Längsachse des Flugkörpers. Der Schielwinkel kann üblicherweise einen Maximalwert aus konstruktiven Gründen nicht überschreiten. Dieser Maximalwert bestimmt das Gesichtsfeld des Suchkopfes. Wenn das Ziel durch die Bewegung des Flugkörpers aus diesem Gesichtsfeld heraustritt, dann kann der Suchkopf das Ziel nicht mehr "sehen" und daher den Flugkörper nicht mehr zu dem Ziel führen.Another use case is that the target acquisition means the target below a squint angle relative to the missile, the squint angle to one Maximum value is limited and if the target is lost by exceeding the maximum value the squint angle in a missile target position immediately before A line of sight from the missile to the target is determined. The target-capturing means capture the target at a "squint angle" to the longitudinal axis of the Missile. The squint angle can usually be a maximum value from a design point of view Reasons. This maximum value determines the field of vision of the Seeker head. If the target by moving the missile out of this Field of view emerges, then the seeker can no longer "see" the target and therefore no longer guide the missile to the target.
Dieses Problem tritt insbesondere dann auf, wenn der Flugkörper von einem Träger zunächst nach oben abgefeuert wird, um ihm aus größerer Höhe einen besseren Überblick z.B. über ein Gefechtsfeld zu ermöglichen. Dann nimmt der Flugkörper u.U. im Steigflug eine Fluglage ein, in welcher der Maximalwert des Schielwinkels zum Ziel überschritten wird und ein Zielverlust eintritt. This problem occurs particularly when the missile is from a carrier first fired upwards to give him a better overview from a greater height e.g. across a battlefield. Then the missile may take in the climb an attitude in which the maximum value of the squint angle to the target is exceeded and a loss of goal occurs.
Die Erfindung ist insbesondere anwendbar für die Bekämpfung stationärer Ziele wie Radarstellungen oder im Verhältnis zur Geschwindigkeit des Flugkörpers langsam beweglicher Ziele.The invention is particularly applicable for combating stationary targets such as Radar positions or slow in relation to the velocity of the missile moving targets.
Die zielerfassenden Mittel können ein aktiver oder passiver Radarsuchkopf sein. Es kann sich auch um einen Suchkopf mit einem optischen Infrarot-Sucher handeln.The targeting means can be an active or passive radar seeker. It can is also a seeker head with an optical infrared finder.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, in einem solchen Fall durch geeignete Führung des Flugkörpers ein Wiedererfassen des Ziels zu ermöglichen.The invention is based on the object, in such a case by suitable Guiding the missile to enable the target to be redetected.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bei einem Verfahren der eingangs genannten Art
gelöst durch die Verfahrensschritte
Das Führen des Flugkörpers auf die gespeicherte Sichtlinie erfolgt vorteilhafterweise
durch die weiteren Verfahrensschritte:
Dabei ist es sinnvoll, wenn der vorgegebene Abstand kleiner als die Detektions-Reichweite der zielerfassenden Mittel ist.It makes sense if the specified distance is smaller than the detection range is the target-acquisition agent.
Wenn der Flugkörper nach dem Zielverlust nur in eine Richtung gelenkt würde, die der Richtung der zuletzt erfaßten Sichtlinie entspricht, dann würde er durch seine Flugkörper- Dynamik auf eine Bahn einschwenken, die zwar die Richtung der zuletzt erfaßten Sichtlinie zum Ziel entspricht aber in u.U. erheblichem Abstand von der zum Ziel führenden Verbindungslinie zwischen Zielverlust-Position und Ziel verläuft. Dann gelangt u.U. das Ziel überhaupt nicht mehr in das Gesichtsfeld der zielerfassenden Mittel. Wenn das Ziel irgendwann doch wieder erfaßt wird, dann sind meist Lenkmanöver mit unerwünscht starken Bahnkrümmungen erforderlich. Deshalb wird nicht nur die zuletzt vor dem Zielverlust beobachtete Sichtlinie zum Ziel gespeichert sondern auch die Zielverlust-Position. Letzteres kann dadurch geschehen, daß z.B. eine Trägheitsnavigations-Einheit "auf null gesetzt" wird, so daß die Position des Flugkörpers relativ zu der Zielverlust-Position bestimmt wird. Es ist dann eine Linie von der Zielverlust-Position zum Ziel definiert. Der Flugkörper wird nun so geführt, daß er auf diese Linie einschwenkt. Das kann "sanft" erfolgen, da der Flugkörper dabei das Ziel noch nicht sofort zu "sehen" braucht. Dann wird er ggf. mit den zielerfassenden Mitteln irgendwann auch das Ziel wieder erfassen, auch wenn dieses durch Navigations- oder Meßfehler nicht genau auf der besagten Linie liegt. Der Flugkörper kann dann in üblicher Weise zu dem Ziel geführt werden.If the missile were only directed in one direction after the loss of target, the Direction corresponds to the last line of sight recorded, then it would be replaced by its Swing missile dynamics onto a path, which is the direction of the last one line of sight to the target may correspond to considerable distance from to Target leading connecting line between target loss position and target runs. Then may get the target no longer at all in the field of view of the target-reaching means. If the target is captured again at some point, then mostly steering maneuvers are involved undesirably strong curvatures required. Therefore, not only the last one The line of sight to the target observed before the target loss is also saved Target loss position. The latter can be done by e.g. a Inertial navigation unit is "set to zero" so that the position of the missile relative to the target loss position is determined. Then it's a line from that Target loss position to target defined. The missile is now guided so that it is on this line swings in. This can be done "gently" because the missile hits the target does not need to "see" immediately. Then, if necessary, he will use the means to achieve the goal at some point you can also record the destination again, even if this is done by navigation or Measurement error is not exactly on the line. The missile can then be used in the usual way Way to the goal.
Bei der bevorzugten Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird ein virtuelles Ziel definiert. Dieses virtuelle Ziel liegt auf der Linie zwischen Zielverlust-Position und Ziel und in einem vorgegebenen Abstand von dem Flugkörper. Durch diese Bedingungen ist das virtuelle Ziel eindeutig definiert. Es kann ein virtueller Sichtlinienvektor von dem Suchkopf des Flugkörpers zu dem virtuellen Ziel berechnet werden. Mit diesem berechneten, virtuellen Sichtlinienvektor wird der Flugkörper gelenkt. Da das virtuelle Ziel immer auf der Linie zwischen Zielverlust-Position und Ziel liegt, wird die Bahn des Flugkörpers auf diese Linie hingelenkt und schwenkt schließlich in diese Linie ein. In the preferred embodiment of the method according to the invention, a virtual Goal defined. This virtual target lies on the line between the target loss position and Target and at a predetermined distance from the missile. Through these conditions the virtual target is clearly defined. It can be a virtual line of sight vector from that The missile's search head can be calculated for the virtual target. With this calculated, virtual line of sight vector, the missile is directed. Because the virtual Target is always on the line between the target loss position and the target, the path of the Missile directed towards this line and finally swivels into this line.
Die Erfindung ist nachstehend an einem Ausführungsbeispiel unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
- Fig.1
- zeigt die Flugbahn und Sichtlinie bei Zielverlust vereinfacht in der vertikalen Ebene.
- Fig.2
- veranschaulicht in der vertikalen Ebene die Bestimmung des virtuellen Sichtlinienvektors.
- Fig.3
- zeigt schematisch, wieder in einer vertikalen Ebene, die Flugbahn des Flugkörpers bei Lenkung nach dem virtuellen Sichtlinienvektor.
- Fig. 1
- shows the trajectory and line of sight in case of loss of target simplified in the vertical plane.
- Fig. 2
- illustrates the determination of the virtual line of sight vector in the vertical plane.
- Fig. 3
- shows schematically, again in a vertical plane, the trajectory of the missile when guided according to the virtual line of sight vector.
Fig.1 zeigt in einer Ebene die Flugbahn 10 eines Flugkörpers 12. Die Abszisse xn ist die
horizontale Entfernung. Die Ordinate ist die Flughöhe. Der Flugkörper 12 wird so
gelenkt, daß er zunächst von einer relativ niedrigen Position steil auf größere Flughöhe
steigt, um von oben einen guten Überblick über ein Gefechtsfeld mit einem Ziel oder
mehreren Zielen zu bekommen. Der Flugkörper 12 weist eine Trägheitsnavigations-Einheit
auf. Allerdings sind die Anfangskoordinaten und die Zielkoordinaten in der Regel
nicht bekannt, so daß der Flugkörper nicht allein durch Trägheitsnavigation auf das Ziel
geführt werden kann. Der Flugkörper 12 weist zielerfassende Mittel, z.B. ein aktives oder
passives Radar oder einen passiven Infrarot-Suchkopf auf. Die zielerfassenden Mittel
"sehen" das stationäre oder sich im Vergleich zu der Geschwindigkeit des Flugkörpers 12
langsam bewegende Ziel unter einem "Schielwinkel" zur Achse des Flugkörpers.1 shows the
Die inertiale Linie zwischen Flugkörper 12 und Ziel stellt die Sichtlinie dar, die durch
einen Vektor σ n / mess
dargestellt ist. Die Führung des Flugkörpers 12 erfolgt in
Abhängigkeit von der inertialen Sichtlinien-Drehrate, derart, daß die Sichtlinien-Drehrate
auf null geregelt wird. Wie aus Fig. 1 ersichtlich ist, kann der Sichtlinien-Vektor Fehler
aufweisen. Diese Fehler sind einmal bedingt durch Fehler der Trägheitsnavigation. Das
ist durch den Vektor σ n / nav
angedeutet. Es kann aber auch ein Fehler bei der Messung der
Sichtlinie auftreten. Das ist durch den Vektor σ n / true
angedeutet, also die "wahre"
Sichtlinie, die von der gemessenen Sichtlinie abweicht.The inertial line between
Wie in Fig.1 dargestellt ist, ergeben sich bei der steil ansteigenden Flugbahn des
Flugkörpers 12 sehr große Schielwinkel. Bei Überschreiten eines Maximalwertes des
Schielwinkels geht das Ziel verloren. Das Ziel gelangt aus dem Gesichtsfeld des Suchers
des Flugkörpers 12 heraus. Ein anderer Grund für einen Zielverlust kann das Abschalten
einer Quelle von Radarstrahlung sein, wenn das Ziel z.B. eine feindliche Radarstellung
ist. Es sei angenommen, daß dieser Zielverlust in einer Zielverlust-Position 14 geschieht.
Die letzte vor dem Zielverlust gemessene inertiale Sichtlinie σ n / mess
wird gespeichert.
Ebenso wird die Zielverlust-Position 14 gespeichert. Das kann dadurch geschehen, daß
die Trägheitsnavigations-Einheit des Flugkörpers 12 auf null gesetzt wird und so die
Bewegungen des Flugkörpers 12 im Raum bezogen auf die Zielverlust-Position 14 mißt.As shown in FIG. 1, very large squint angles result from the steeply increasing trajectory of the
Wenn der Flugkörper 12 nach dem Zielverlust so geführt würde, daß er nur in die
Richtung der letzten beobachteten Sichtlinie einschwenkt, dann ergibt sich nach der
Flugkörper-Dynamik etwa eine Flugbahn 16, wie sie gestrichelt in Fig.1 dargestellt ist.
Diese Flugbahn 16 verläuft im Abstand parallel zu der Linie zwischen Zielverlust-Position
14 und Ziel. Diese Flugbahn 16 führt nicht zum Ziel. Sie gewährleistet kein
Wiedererfassen des Ziels. Eine Bahnänderung in Richtung auf das Ziel erfolgt jedenfalls
nur und erst dann, wenn das Ziel wieder erfaßt ist. Dann werden in der Regel starke
Bahnkrümmungen verlangt.If the
Fig.2 veranschaulicht die Geometrie der Berechnung eines virtuellen Zieles und eines virtuellen Schielwinkels zu diesem virtuellen Ziel.2 illustrates the geometry of the calculation of a virtual target and one virtual squint to this virtual target.
Die Zielverlust-Position 14 ist durch einen Ortsvektor r n(
Das virtuelle Ziel 18 definiert wieder einen virtuellen Sichtlinienvektor σ n / virt
von dem
Flugkörper 12 zu dem virtuellen Ziel 18. Dieser virtuelle Sichtlinienvektor σ n / virt
bzw. die
virtuelle Sichtlinien-Drehrate, also die Drehrate des virtuellen Sichtlinienvektors, kann
berechnet und wie ein real gemessener Sichtlinienvektor zur Führung des Flugkörpers 12
zu dem virtuellen Ziel 18 benutzt werden. Da das virtuelle Ziel 18 stets auf der Linie 20
liegt, schwenkt der Flugkörper 12 dadurch "sanft" auf einer Bahn 22 mit optimalen
Querbeschleunigungen in die Linie 20 der unmittelbar vor dem Zielverlust gemessenen
Sichtlinie σ n / mess
ein. Diese gemessene Sichtlinie σ n / mess kann, wie schon im
Zusammenhang mit Fig. 1 erläutert wurde, durch Meßfehler von der "wahren" Sichtlinie
σ n / true
abweichen. Das ist auch in Fig.3 dargestellt. Spätestens nach dem Einschwenken
des Flugkörpers 12 auf die Linie 20 wird aber das Ziel, das in der Richtung der wahren
Sichtlinie σ n / true
liegt, von den zielerfassenden Mitteln des Flugkörpers 12 wieder erfaßt.
Die Lenkung erfolgt dann wieder in konventioneller Weise nach der von den
zielerfassenden Mitteln gemessenen Sichtlinien-Drehrate.The
Quantitativ ergibt sich folgendes: The following results quantitatively:
Wie aus Fig.2 ersichtlich ist, ergibt sich die virtuelle Sichtlinie aus einem Vektor, dessen
Länge mit k(t) bezeichnet werden soll, in Richtung der zuletzt gemessenen Sichtlinie
σ n / mess
, also der Linie 20, und dem auf die Zielverlust-Position 14 bezogenen Ortsvektor
Δr n des Flugkörpers:
Die noch unbekannte Strecke k(t) kann durch die beiden Dreiecke zwischen den
Vektoren Δr n (t), y n(t) und σ n / virt
nach dem Satz des Pythagoras berechnet werden:
Für eine vorgegebene Detektorreichweite rdtct läßt sich die Gleichung auch schreiben als
Auf der rechten Seite dieser Gleichung muß der Vektor y n noch durch die Projektion von
Δr n(t) auf den Sichtlinien-Einheitsvektor σ n / mess
berechnet werden:
Diese Gleichungen können für jeden Zeitpunkt ab dem Zielverlust in umgekehrter
Richtung gelöst werden. Dadurch wird eine Sichtlinie zu dem virtuellen Ziel 18
rechnerisch bestimmt. Diese virtuelle Sichtlinie im inertialen Raum muß nun in das
flugkörperfeste Koordinatensystem transformiert werden, um die virtuellen Schielwinkel
zu bestimmen. Die Transformation der vituellen Sichtlinie aus dem inertialen
Koordinatensystem "n" in ein flugkörperfestes Koordinatensystem "M" erfolgt auf Grund
folgender Transformationsgleichung:
These equations can be solved in reverse for any point in time from the loss of the target. As a result, a line of sight to the
Die virtuellen Schielwinkel λyM und λzM um Nick- und Gierachse im flugkörperfesten
System werden dann durch den Vergleich der Komponenten des Vektors σ n / virt
(t) mit
denen der ersten Spalte der Matrix auf der rechten Seite der Gleichung gewonnen:
Claims (3)
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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DE19950667A DE19950667A1 (en) | 1999-10-21 | 1999-10-21 | Procedure for guiding a missile to a target upon loss of target |
DE19950667 | 1999-10-21 |
Publications (2)
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EP1094292A1 true EP1094292A1 (en) | 2001-04-25 |
EP1094292B1 EP1094292B1 (en) | 2004-09-22 |
Family
ID=7926365
Family Applications (1)
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EP00121820A Expired - Lifetime EP1094292B1 (en) | 1999-10-21 | 2000-10-06 | Method for guiding a missile towards a target in case of target loss |
Country Status (2)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1094292B1 (en) |
DE (2) | DE19950667A1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN112577489A (en) * | 2020-12-08 | 2021-03-30 | 北京电子工程总体研究所 | Seeker sight rotation rate extraction method based on interactive multi-model filtering |
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2000
- 2000-10-06 DE DE50007863T patent/DE50007863D1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-10-06 EP EP00121820A patent/EP1094292B1/en not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1094292B1 (en) | 2004-09-22 |
DE50007863D1 (en) | 2004-10-28 |
DE19950667A1 (en) | 2001-04-26 |
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