EP1103779A1 - Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn - Google Patents

Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn Download PDF

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EP1103779A1
EP1103779A1 EP00124171A EP00124171A EP1103779A1 EP 1103779 A1 EP1103779 A1 EP 1103779A1 EP 00124171 A EP00124171 A EP 00124171A EP 00124171 A EP00124171 A EP 00124171A EP 1103779 A1 EP1103779 A1 EP 1103779A1
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EP
European Patent Office
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trajectory
target
projectile
real
expected
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EP00124171A
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EP1103779B1 (de
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Karl Kautzsch
Jürgen Leininger
Jürgen Wittmann
Albrecht Reindler
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Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl Munitionssysteme GmbH and Co KG
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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
    • F41G7/34—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data
    • F41G7/346—Direction control systems for self-propelled missiles based on predetermined target position data using global navigation satellite systems, e.g. GPS, GALILEO, GLONASS

Definitions

  • the invention relates to a method according to the preamble of claim 1.
  • Such a method is known from WO 98/01719. It is based on a satellite navigation device on board the projectile the one currently flown Determine trajectory and from a comparison with a target-optimized Flight path when reaching a path point derived from the comparison aerodynamic Braking devices for the most accurate correction possible to release the subsequent trajectory. Problematic for practical implementation is, however, that the numerous external factors influencing a trajectory act on the trajectory even after the brake means have been triggered and therefore the corrected trajectory then not for the precise delivery of the mechanism of action leads in the projectile.
  • Reliability is also a problem with a ground-based process a communication link for the transmission of the brake release time or directly from the brake command from the fire control computer to the projectile, because, given its high speed, it is at times in one piece ionized, atmospheric envelope impairing a radio connection can.
  • the present invention is based on the object that is promising in itself, but still too for practical needs to further develop inaccurate methods of the generic type in such a way that a shortening of the trajectory due to an increase in aerodynamic Braking torque can achieve a much more precise target acquisition.
  • This The object is achieved in that the specified in the main claim essential process steps can be realized.
  • the solution according to the invention is therefore based on what is known per se the much larger longitudinal scatter of a ballistic compared to the transverse scatter or quasi-ballistic projectile by reducing the stopping point first moved behind the measured target position and then this path is abbreviated. But that relocation now takes place only so far that the transition trajectory the projectile after decelerating taking into account a current one Error budget leads theoretically to the target on the shortest trajectory; According to the invention, this given error budget is as long as possible along the Path curve up to the braking torque from a comparison with that for certain Error specifications theoretically predicted trajectory is determined.
  • the projectile can e.g. to an unpowered, from a mortar or storey from a howitzer, but also about an artillery missile with their initially quasi-ballistic to increase the range Trajectory acting rocket engine.
  • the real transition trajectory into which the projectile then from its initial trajectory using the aerodynamic Braking effect is swung in between the flattest or shortest (minimum) and the highest or longest (maximum) trajectory of the current Spreading fan and can in principle by braking into the shortest, i.e. into the trajectory leading straight to the destination.
  • the initialization point intended for the braking maneuver on board the projectile i.e. without to be dependent on a data connection to a ground station.
  • the projectile is again to be determined with a satellite reception device the actual initial trajectory.
  • Deviating from The braking maneuver does not become a generic state of the art triggered when a predetermined path point is reached, but according to the invention the initial trajectory is as long as possible compared with the theoretical launch curve for as many path points as possible.
  • the current disturbances are recorded parametrically. They are special Wind directions and strengths at different heights, but also about Failure budget of the launcher (known transverse and vertical direction inaccuracies of the gun) and influences depending on the environment Launch charge intensity. With such knowledge, you can be right precise statements about the interference effects using the usual external ballistic Predict approaches that are still active even after the brake is triggered the transitional trajectory flown subsequently to act on these to be expected Error effects in advance by correcting the braking time to compensate as much as possible.
  • the braking time is as possible late. So it is ultimately not defined depending on the start of the projectile, but depending on the remaining flight time until the theoretical reaching of Target. It is therefore determined backwards in time, in a way counter to the temporal movement along the path.
  • the projectile will be deployed as soon as possible after the start of the projectile information about the error budget that is already known arithmetic, i.e. currently ideal trajectory, as well as the resulting expected satellite contacts. This can be done very much from the projectile quickly to at least some of the navigation satellites above the horizon accessed and quickly reliable information on the actual (Real) trajectory curve, i.e. also about its deviation from that predicted by calculation can be obtained from the actual current error influences close.
  • the target point transmitted on board in the projectile can be determined. So that leaves the ideal initialization point for initiating the braking process, i.e. for entry into the transition trajectory determined by the new aerodynamic conditions from the real trajectory that is too far specified into the minimal, precise Trajectory depending on the remaining flight time to the target area accordingly predict exactly. Because, on the other hand, this is as late as possible Braking timing can be determined accurately, the satellite bearing for updating the knowledge of the real trajectory up to the immediate temporal Close to the activation point for the braking maneuver, i.e.
  • elevation 15 and propellant charge power i.e. the theoretical exit speed 16
  • the calculated exit trajectory 18 goes into a trajectory 20 after apogee that between a minimum trajectory 21 and a maximum trajectory 22 for a certain budget in the environment of the actually acquired Target 13 lies within a certain longitudinal scatter 23 of the possible ones Impact points in the target area.
  • a real trajectory 20 is for the actually existing braking system 26 and for certain interference influences an ideal initialization time in relation to the remaining flight time to the destination 13 24 assigned from which straight from the real trajectory 20 can swing around in such a transition trajectory 25 that this increasingly the minimal trajectory 21 nestles and in theory ultimately exactly leads to goal 13.
  • the means that for a fan of possible real trajectories 20 a consequence of ideal initialization points 24 can be represented as a trigger curve 28 which (as from the drawing) something compared to a family of curves of real trajectories 20 is pivoted, which is the total of the real trajectories 20 between minimum and maximum trajectory 21-22 intersects once.
  • the different Interfering influences (such as wind data 19) can be differentiated by a group inclined fan of trajectories 20 and / or by a crowd different Parameterize tripping curves 28.
  • the determination of the currently real trajectory 20 (and from this the determination the initialization point 24) is reached on board the projectile 17 even over the longest possible flight route in order to maximize the real impact many error influences on the trajectory 18 into the trajectory 20 to capture.
  • the orbit determination is carried out with the aid of satellites, i.e. via Receiving the position information from those currently recorded on board the projectile 17 Navigation satellites 27 based on their known orbital data, such as from satellite navigation using different systems of location satellites as such well known.
  • the spin-stabilized projectile 17 is preferably included a scanning of the projectile 17 rotating against the swirl on its outer surface surrounding antenna elements equipped to ensure interference-free To enable direct reception, i.e. disturbing ground reflections from the satellite radiation to hide, as explained in EP 0 840 393 A2.
  • the braking device 26 is activated and the previous real trajectory 20 with pivoting into the transition path 25 ins Leave goal 13 inside.
  • the minimum trajectory 21 - taking into account the error budget the weapon 12 and the expected external factors such as height-dependent Headwind 19 on a real trajectory 20 - through the previously explained Target position 13 relocated so that all real trajectories 20 to the maximum Trajectory 22 of this total error budget lie behind target position 13. Then the projectile 17 descends into the target area from the current, real one Trajectory 20 out to the minimal trajectory 21, that is to the target position 13 shortened by releasing an aerodynamic braking effect.

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Abstract

Um ohne den technologischen Aufwand für eine selbsttätige Zielsuchsteuerung die unvermeidliche Bahnstreuung ballistisch verbrachter Projektile im Zielgebiet spürbar zu verringern und damit die Treffergenauigkeit wesentlich zu erhöhen, wird die minimale Flugbahn unter Berücksichtigung des Fehlerhaushalts der Waffe und der zu erwartenden externen Störeinflüsse auf eine reale Flugbahn durch die vorher aufgeklärte Zielposition verlegt, so daß alle realen Flugbahnen bis zur maximalen Flugbahn dieses Gesamtfehlerhaushalts hinter der Zielposition liegen. Dann wird der Abstieg des Projektils ins Zielgebiet aus der realen Flugbahn heraus zur minimalen, also zur Zielposition hin verkürzt. Dafür wird auf der realen Flugbahn das Erreichen des von der theoretischen Restflugzeit abhängigen optimalen Initialisierungspunktes für eine aerodynamische Bremseinrichtung am Projektil zu bestimmt, indem die reale Flugbahn im Wege der Satellitennavigation laufend vermessen und die Annäherung an den Schnittpunkt mit der Auslösekurve, also der Folge optimaler Initialisierungspunkte für den Fächer realer Flugbahnen, störabhängig festgestellt wird, aus welchem heraus sich eine Übergangsflugbahn an die minimale Flugbahn durch die Zielposition hindurch anschmiegt. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
Ein derartiges Verfahren ist aus der WO 98/01719 bekannt. Es beruht darauf, mittels einer Satelliten-Navigationseinrichtung an Bord des Projektils die aktuell geflogene Bahnkurve zu bestimmen und aus einem Vergleich mit einer zieloptimierten Flugbahn bei Erreichen eines aus dem Vergleich abgeleiteten Bahnpunktes aerodynamische Bremseinrichtungen zur möglichst zielgenauen Korrektur der sich anschließenden Flugbahn freizugeben. Für die praktische Realisierung problematisch ist jedoch, daß die zahlreichen externen Einflußgrößen auf eine Bahnkurve auch nach Auslösen der Bremsmittel noch auf die Flugbahn einwirken und deshalb die korrigierte Flugbahn dann doch nicht zur zielgenauen Ablieferung des Wirkmechanismus im Projektil führt.
Aus der EP 0 138 942 B1 ist es bekannt, vom Geschütz aus etwa mittels Radars ein Ziel zu lokalisieren und im Feuerleitrechner Elevation und Ladung für eine etwas über das Ziel hinaus reichende ballistische Bahnkurve zu bestimmen, sodann die Abschußgeschwindigkeit des Projektils aus dem Waffenrohr zu messen und kurz danach mittels Radars eine momentane Position des Projektils relativ zum Geschütz zu ermitteln. Aus einem Vergleich dieser Momentanposition mit der Sollposition aufgrund der berechneten ballistischen Bahnkurve wird die tatsächlich zu erwartende Zielablage bestimmt, und daraus schließlich abgeleitet, wann am Projektil aerodynamische Bremseffekte wie das Ausstellen von Bremsklappen oder das Absprengen einer aerodynamischen Projektilspitze aktiviert werden sollten, um die verbleibende Flugbahn aufgrund der neuen aerodynamischen Verhältnisse entsprechend zu verkürzen und somit die Ablage vom Ziel zu verringern. Auch hier findet wieder nur ein Vergleich einer realen mit einer vorgegebenen idealen Bahnkurve statt, um das Erreichen eines Bremszeitpunktes zu bestimmen, so daß wiederum schon der Initialisierungszeitpunkt für die Bremsmittel in Abhängigkeit von externen Einflüssen fehlerbelastet ist und dann die danach auch noch auf die geänderte Flugbahn einwirkenden Störgrößen zwangsläufig zu einer zusätzlichen Zielablage führen.
Eine solche Korrekturmaßnahme des gebremsten Überganges aus einer anfänglichen Bahnkurve in eine nach deren Apogäum optimierte Flugbahn ist immerhin wesentlich preisgünstiger, als der Einbau von Zielsensor, Stellsystem und Regelschleife für einen automatischen, zielsuchenden Endanflug eines Projektils. Andererseits ist angesichts der insbesondere anfänglich hohen Projektilgeschwindigkeit die Bestimmung der realen Bahnkurve aus der Vermessung anfänglicher momentaner Bahnpunkte sehr ungenau. Die tatsächlich geflogene Bahnkurve sollte aber sehr genau bekannt sein, um nach dem Apogäum das Bremsmanöver zur Flugbahnverkürzung zwecks geringerer Streuung im Zielgebiet optimal terminieren zu können. Problematisch bei einem bodengestützten Verfahren ist auch die Zuverlässigkeit einer Nachrichtenverbindung für die Übermittlung des Bremsauslösezeitpunktes oder direkt des Bremskommandos vom Feuerleitrechner aus zum Projektil, da dieses angesichts seiner hohen Geschwindigkeit jedenfalls streckenweise in einer ionisierten, eine Funkverbindung beeinträchtigenden atmosphärischen Hülle fliegen kann.
In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt vorliegender Erfindung die Aufgabe zugrunde, das an sich erfolgversprechende, aber für die Belange der Praxis noch zu ungenaue Verfahren gattungsgemäßer Art dahingehend weiterzuentwickeln, daß sich über eine Flugbahnverkürzung infolge Erhöhung des aerodynamischen Bremsmomentes eine wesentlich präzisere Zielakquisition erreichen läßt. Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die im Hauptanspruch angegebenen wesentlichen Verfahrensschritte realisiert werden.
Damit basiert die erfindungsgemäße Lösung darauf, wie als solches an sich bekannt die gegenüber der Querstreuung sehr viel größere Längsstreuung eines ballistisch oder quasi-ballistisch verbrachten Projektils dadurch zu reduzieren, daß der Haltepunkt zunächst hinter die eingemessene Zielposition verlegt und dann diese Bahn abgekürzt wird. Aber jene Verlegung erfolgt nun nur so weit, daß die Übergangsflugbahn das Projektil nach seinem Abbremsen unter Berücksichtigung eines aktuellen Fehlerhaushalts auf theoretisch kürzester Flugbahn gerade ins Ziel führt; wobei erfindungsgemäß dieser gegebene Fehlerhaushalt möglichst lange längs der Bahnkurve bis zum Bremsmoment aus einem Vergleich mit der für bestimmte Fehlervorgaben theoretisch vorhergesagten Bahnkurve bestimmt wird.
Bei dem Projektil kann es sich z.B. um ein antriebsloses, aus einem Mörser oder aus einer Haubitze verbrachtes Geschoß handeln, aber auch etwa um eine Artillerierakete mit ihrem zur Steigerung der Reichweite anfänglich längs quasi-ballistischer Flugbahn wirkenden Raketenmotor. Die reale Übergangsflugbahn, in die das Projektil dann aus seiner anfänglichen Bahnkurve mittels des aerodynamischen Bremseffektes eingeschwenkt wird, liegt zwischen der flachesten oder kürzesten (minimalen) und der höchsten oder längsten (maximalen) Flugbahn des aktuellen Streufächers und kann prinzipiell durch das Abbremsen in die kürzeste, also in die gerade ins Ziel führende Flugbahn überführt werden.
Für die Bestimmung der aktuellen Bahnkurve wird nicht auf die zwangsläufig recht ungenaue und störbedingt technisch unzuverlässige Bahnbestimmung vom Geschütz her zurückgegriffen. Vielmehr wird wie an sich bekannt der Initialisierungspunkt für das Bremsmanöver an Bord des Projektils autark bestimmt, also ohne dafür auch auf eine Datenverbindung zu einer Bodenstation angewiesen zu sein. Hierfür ist das Projektil wieder mit einer Satellitenempfangseinrichtung zum Bestimmen der tatsächlichen anfänglichen Bahnkurve ausgestattet. Abweichend vom gattungsbildenden Stand der Technik wird das Bremsmanöver nun aber nicht schon bei Erreichen eines vorbestimmten Bahnpunktes ausgelöst, sondern erfindungsgemäß wird die anfängliche Bahnkurve über eine möglichst lange Zeitspanne hinweg für möglichst viele Bahnpunkte mit der theoretischen Abschußkurve verglichen. Aus dem Aufbau der daraus ermittelten Bahnabweichungen, aus systembedingten Vorgaben und vorzugsweise zusätzlich aus sensorischen Messungen etwa an Bord des Projektils und / oder vom Boden aus wie insbesondere gemäß DE 4120367 A1. werden die aktuellen Störeinflüsse parametrisch erfaßt. Die sind insbesondere Windrichtungen und -stärken in unterschiedlichen Höhen, aber auch etwa der Fehlerhaushalt des Abschußgerätes (bekannte Quer- und Höhen-Richtungenauigkeiten des Geschützes) und Einflüsse umweltabhängig unterschiedlicher Intensität der Abschußladung. Mit solchen Erkenntnissen lassen sich dann recht genaue Aussagen über die Störauswirkungen mittels der üblichen außenballistischen Ansätze vorausberechnen, die auch nach Auslösen der Bremsmittel noch auf die anschließend geflogene Übergangsflugbahn einwirkenden, um diese zu erwartenden Fehlereinflüsse schon vorab durch eine Korrektur des Bremszeitpunktes möglichst zu kompensieren. Um möglichst viele Informationen zur Bestimmung des aktuellen Fehlerhaushalts zu gewinnen, liegt der Bremszeitpunkt möglichst spät. So ist er letztlich nicht in Abhängigkeit vom Start des Projektils definiert, sondern in Abhängigkeit von der Restflugzeit bis zum theoretischen Erreichen des Ziels. Er wird also zeitlich rückwärts bestimmt, gewissermaßen gegenläufig zur zeitlichen Bewegung längs der Bahn.
Um möglichst wenig Flugzeit für das Kontaktieren der Navigationssatelliten vom Projektil aus zu benötigen, insbesondere die Bestimmung der reale Bahnkurve möglichst bald nach dem Start des Projektils einsetzen zu lassen, wird dem Projektil eine Information über die für momentan schon bekannten Fehlerhaushalt rechnerische, also aktuell ideale Bahnkurve mitgegeben, sowie über die hieraus zu erwartenden Satellitenkontakte. Dadurch kann von Bord des Projektils aus sehr schnell auf wenigstens einige der über dem Horizont stehenden Navigationssatelliten zugegriffen und rasch eine zuverlässige Information über die tatsächliche (reale) Bahnkurve, also auch über deren Abweichung von der rechnerisch vorgegeben gewonnen werden, um daraus auf die tatsächlichen aktuellen Fehlereinflüsse zu schließen.
Je mehr aktuelle Bahnpunkte an Bord des Projektils mittels der Satellitennavigation ausgemessen werden können, desto genauer ist die Bahnkurve bs zum Einsetzen des Bremsmanövers jenseits des Apogäums bestimmt, desto genauer ist also auch die aus dieser heraus zu erwartende Ablage vom konventionell eingemessenen und beim Start ins Projektil übermittelten Zielpunkt an Bord bestimmbar. Damit läßt sich der ideale Initialisierungspunkt für das Einleiten des Bremsvorganges, also für den Eintritt in die durch die neuen aerodynamischen Verhältnisse bestimmte Übergangsflugbahn aus der zu weit vorgegebenen realen Flugbahn in die minimale, zielgenaue Flugbahn in Abhängigkeit von der Restflugzeit ins Zielgebiet entsprechend genau vorherbestimmen. Weil andererseits dieser möglichst spät liegende Bremszeitpunkt genau bestimmt werden kann, kann die Satellitenpeilung zur Aktualisierung der Erkenntnisse über die reale Flugbahn bis in die unmittelbare zeitliche Nähe des Aktivierungspunktes für das Bremsmanöver, also entsprechend lang auch noch über das Apogäum hinaus fortgeführt werden, was zu einer weiteren Verbesserung der Bestimmung der extern beeinflußten realen Flugbahn bis in möglichst dichte Annäherung an das Ziel und damit zu Erkenntnissen über die Störeinflüsse bis dicht vor dem Ziel führt. Wenn dann auf der so durch fortlaufende Aktualisierung sehr genau bestimmten realen Flugbahn für die aktuell gegebenen Fehlereinflüsse der letztmögliche Initialisierungspunkt für den Eintritt in die abgebremste Übergangsflugbahn zur Annäherung an die minimale Flugbahn unmittelbar bevorsteht, wird das konstruktiv vorgegebene Bremsmanöver etwa durch Ausstellen von Bremselementen oder Absprengen der aerodynamischen Projektilspitze ausgelöst und deshalb mit großer Zuverlässigkeit im Endanflug die Zielakquisition auf der minimalen, jedenfalls auf einer sehr dicht ans Ziel heranführenden Flugbahn erreicht.
Um den Rechenaufwand für die Bestimmung des optimalen (spätestmöglichen) Bremsauslösezeitpunktes an Bord des Projektils zu minimieren, werden zweckmäβigerweise Bahnkoordinaten eines Fächers von zu erwartenden, auch etwa unter Windeinflüssen oder anderen Störeinflüssen aus der reinen Wurfparabel verschobenen, realen Flugbahnen zwischen der maximalen und der minimalen Flugbahn als z.B. Look-up-tables etwa aus dem Feuerleitrechner in den Prozessor an Bord des Projektils eingespeichert; sowie außerdem als Auslösekurve die Folge der idealen, also spätest-möglichen Initialisierungspunkte über der Restlaufzeit der jeweiligen Flugbahn dieses Fächers. Für die dann aktuell aus der Satellitennavigation sehr genau bestimmte aktuelle, reale Flugbahn innerhalb dieses Fächers braucht nun nur noch der unmittelbar bevorstehende Schnittpunkt der aktuell geflogenen, realen Flugbahn mit jener Auslösekurve prädiziert zu werden, um dann die Bremsauslösung für den Übergang in die zielgenaue minimale Flugbahn freizugeben.
Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und aus nachstehender Beschreibung eines in der Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche nicht maßstabsgerecht und stark abstrahiert skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels zum Ausüben des erfindungsgemäßen Verfahrens. Die einzige Figur der Zeichnung zeigt im Längsschnitt das Prinzip der Verbringung eines ballistisch gestarteten Projektils aus einem Geschütz in ein Ziel längs einer im Endanflug aus der realen in die minimale, also zieloptimiert abgebremsten Flugbahn; mit Bestimmung des Initialisierungspunktes für die Übergangsflugbahn aus einer fortlaufenden satellitengestützten Bahnbestimmung an Bord des Projektils.
Je nach der voraufgeklärten Richtung und Entfernung 11 von einem Geschütz 12 zu einem Ziel 13 werden in einem Feuerleitrechner 14 Azimutausrichtung, Elevation 15 und Treibladungsleistung (d.h. die theoretische Abgangsgeschwindigkeit 16) für die ballistische Bahnkurve 18 eines Projektils 17 ins Zielgebiet bestimmt. Diese berechnete Abgangs-Bahnkurve 18 geht nach dem Apogäum in eine Flugbahn 20 über, die zwischen einer minimalen Flugbahn 21 und einer maximalen Flugbahn 22 für einen bestimmten Fehlerhaushalt in der Umgebung des tatsächlich zu akquirierenden Zieles 13 liegt, also innerhalb einer gewissen Längsstreuung 23 der möglichen Auftreffpunkte im Zielgebiet. Aufgrund systematischer und einsatzbedingter Fehlereinflüsse wie ungenauer Elevation 15, tatsächlich von der Vorgabe abweichender Abgangsgeschwindigkeit 16 und beispielsweise höhenabhängig nach Stärke und Richtung unterschiedlicher Windeinflüssen 19 stimmt die reale Flugbahn 20 tatsächlich nicht mit der überein, die aus der berechneten Wurfparabel für die Bahnkurve 18 folgt, sondern sie weicht zunehmend mehr oder weniger davon ab. Weil eine Flugbahn 20 nicht gestreckt, nur durch aerodynamische Bremseinflüsse verkürzt werden kann, ist das Projektil 17 mit einer aerodynamischen Bremseinrichtung ausgestattet, bei der es sich in als solcher bekannter Weise etwa um ausklappbare Bremsflächen oder um eine freigebbare abgeplattete Projektilfront handeln kann, vgl. auch das radiale aufspannbare Bremssegel zur Flugbahnverkürzung gemäß DE 3 608 109 A1.
Einer realen Flugbahn 20 ist für das konkret vorhandene Bremssystem 26 und für bestimmte Störeinflüsse ein in Bezug auf die Restflugzeit ins Ziel 13 idealer Initialisierungszeitpunkt 24 zugeordnet, ab dem sich aus der realen Flugbahn 20 gerade in eine solche Übergangsflugbahn 25 umschwenken läßt, daß diese sich zunehmend der minimalen Flugbahn 21 anschmiegt und jedenfalls theoretisch letztlich genau ins Ziel 13 führt. Dieser Initialisierungspunkt 24 liegt desto früher auf der realen Flugbahn 20, je weiter sie ohne den bremsenden Korrektureingriff in der Zielgebietsebene vom Ziel 13 abliegen würde, je höher die Flugbahn 20 also verläuft. Das bedeutet, daß sich für einen Fächer möglicher realer Flugbahnen 20 eine Folge der idealen Initialisierungspunkte 24 als eine Auslösekurve 28 darstellbar ist, die (wie aus der Zeichnung ersichtlich) etwas gegenüber einer Kurvenschar realer Flugbahnen 20 verschwenkt ist, die also die Gesamtheit der realen Flugbahnen 20 zwischen minimaler und maximaler Flugbahn 21 - 22 je einmal schneidet. Die verschiedenen Störeinflüsse (wie die Winddaten 19) lassen sich durch eine Schar unterschiedlich geneigter Fächer von Flugbahnen 20 und / oder durch eine Schar unterschiedlich verlaufender Auslösekurven 28 parametrieren.
Damit kann das unmittelbar bevorstehende Erreichen des unter den aktuellen Störbedingungen für eine bestimmte Start-Bahnkurve 18 idealen Initialisierungspunktes 24 recht genau vorhergesagt werden, weil die gestörte reale Flugbahn 20 recht genau bekannt ist.
Die Bestimmung der aktuell realen Flugbahn 20 (und daraus dann die Feststellung des Erreichens des Initialisierungspunktes 24) erfolgt an Bord des Projektils 17 selbst über eine möglichst lange Flugstrecke, um die realen Auswirkung möglichst vieler Fehlereinflüsse auf die Bahnkurve 18 bis in die Flugbahn 20 hinein mit zu erfassen. Die Bahnbestimmung wird satellitengestützt durchgeführt, also über Empfang der Positionsinformationen von aktuell an Bord des Projektils 17 erfaßten Navigationssatelliten 27 aufgrund deren bekannten Bahndaten, wie aus der Satellitennavigation mittels unterschiedlicher Systeme von Ortungssatelliten als solches allgemein bekannt. Dafür ist das drallstabilisierte Projektil 17 vorzugsweise mit einer gegen den Drall rotierenden Abtastung von das Projektil 17 auf seiner Mantelfläche umgebenden Antennenelementen ausgestattet, um einen störungsfreien Direktempfang zu ermöglichen, also störende Bodenreflexionen der Satellitenabstrahlung auszublenden, wie in der EP 0 840 393 A2 näher erläutert.
Um möglichst rasch auf die Satelliten 27 aufschalten zu können, also eine möglichst früh einsetzende dichte Folge von realen Bahnkoordinaten zur Bestimmung der tatsächlichen Bahnkurve 18 und der daraus hervorgehenden Flugbahn 20 zu erhalten, werden dem Projektil 17 aus dem Feuerleitrechner 14 beim Start für die rechnerisch vorherbestimmte Abschußbahn 18 Erwartungswerte hinsichtlich der Positionen voraussichtlich empfangbarer Satelliten 27 mitgegeben, worauf dann nach dem Start an Bord mit fortlaufender Aktualisierung aufgebaut wird. Außerdem sind zur Prädiktion des Initialisierungspunktes 24 im Prozessor an Bord des Projektils 17 Folgen von Initialisierungspunkten 24 für gestörte Fächer möglicher realer Bahnkurven 20 als störabhängige Schar von Auslösekurven 28 abgespeichert.
Wenn nun unter Berücksichtigung der aktuellen Störeinflüsse auf der mittels der Satelittennavigation recht genau bestimmten realen Flugbahn 20 der abgespeicherte ideale Initialisierungspunkt 24 erreicht ist, wird die Bremseinrichtung 26 aktiviert und die bisherige reale Flugbahn 20 mit Einschwenken in die Übergangsbahn 25 ins Ziel 13 hinein verlassen.
Um also ohne den technologischen Aufwand für eine selbsttätige Zielsuchsteuerung die unvermeidliche Bahnstreuung ballistisch ins Zielgebiet verbrachter Projektile 17 spürbar zu verringern und damit die Treffergenauigkeit wesentlich zu steigern, wird die minimale Flugbahn 21 - unter Berücksichtigung des Fehlerhaushalts der Waffe 12 und der zu erwartenden externen Einflußgrößen wie höhenabhängigen Gegenwindes 19 auf eine reale Flugbahn 20 - durch die vorher aufgeklärte Zielposition 13 hindurch verlegt, so daß alle realen Flugbahnen 20 bis zur maximalen Flugbahn 22 dieses Gesamtfehlerhaushalts hinter der Zielposition 13 liegen. Dann wird der Abstieg des Projektils 17 ins Zielgebiet aus der momentanen, realen Flugbahn 20 heraus zur minimalen Flugbahn 21 hin, also zur Zielposition 13 hin durch Freigeben eines aerodynamischen Bremseffektes verkürzt. Dafür wird auf der realen Flugbahn 20 das Erreichen des von der theoretischen Restflugzeit abhängigen optimalen Initialisierungspunktes 24 für die aerodynamische Bremseinrichtung am Projektil 17 bestimmt, indem erfindungsgemäß nun die reale Flugbahn 20 über eine möglichst lange Strecke bis unmittelbar vor dem Schnittpunkt mit einer umweltabhängig vorgegebenen Auslösekurve 28 - und deshalb bis zum Schluß unter Erfassen aller tatsächlichen Fehlereinflüsse - im Wege der Satellitennavigation laufend vermessen wird. So wird die tatsächliche Annäherung an den Schnittpunkt mit der Auslösekurve 28, also der Folge optimaler Initialisierungspunkte 24-24 für den Fächer realer Flugbahnen 20 / 20, festgestellt, aus welchem heraus sich eine abgebremste Übergangsflugbahn 25 an die minimale Flugbahn 21 durch die Zielposition 13 hindurch anschmiegt.

Claims (4)

  1. Verfahren zur nach Maßgabe einer zu erwartenden Zielablage erfolgenden Korrektur der satellitengestützt an Bord vermessenen Bahnkurve eines ballistisch oder quasi-ballistisch verbrachten Projektils durch Erhöhen seines aerodynamischen Widerstandsbeiwertes zum Einschwenken aus der anfänglichen Bahnkurve in eine steilere Übergangsflugbahn zum Ziel,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß sensorisch und / oder aus der vermessenen im Vergleich zu einer rechnerisch bestimmten Bahnkurve externe Störeinflüsse auf den Verlauf der Bahnkurve in einer prädiktiven Bestimmung der bevorstehenden realen Flugbahn über das Ziel hinaus berücksichtigt werden, und daß für die demnach zu erwartende reale Flugbahn unter Berücksichtigung jener Einflüsse ein möglichst dicht vor dem Ziel gelegener Initialisierungszeitpunkt für das Erhöhen des Widerstandsbeiwertes zum Eintritt in eine Übergangsflugbahn für Einschwenken in die zielgenaue minimale Flugbahn bestimmt wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß für einen fehlerabhängig vorhergesagten Fächer realer Flugbahnen zwischen der minimalen Flugbahn ins Ziel und einer maximalen Flugbahn hinter das Ziel die Auslösekurve einer Folge von Initialisierungspunkten ins Projektil eingespeichert und aus der laufenden Satellitennavigation der bevorstehende Schnittpunkt der Auslösekurve mit der vermessenen realen Flugbahn zur Auslösung der Bremseinrichtung bestimmt wird.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß in das Projektil störabhängige Kurvenscharen für reale Flugbahnen und / oder für Auslösekurven eingespeichert werden.
  4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3,
    dadurch gekennzeichnet,
    daß dem Projektil beim Start in die zu erwartende reale Flugbahn Anfangspositionen gemäß den für die Bahnvermessung zu erwartenden Kontakten zu Navigationssatelliten vorgegeben werden.
EP00124171A 1999-11-29 2000-11-08 Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn Expired - Lifetime EP1103779B1 (de)

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DE19957363A DE19957363A1 (de) 1999-11-29 1999-11-29 Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn
DE19957363 1999-11-29

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EP1103779B1 EP1103779B1 (de) 2004-02-04

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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102005052474B3 (de) * 2005-11-03 2007-07-12 Junghans Feinwerktechnik Gmbh & Co. Kg Drallstbilisiertes Artillerieprojektil
WO2008118159A2 (en) 2006-12-14 2008-10-02 Simmonds Precision Products, Inc. Spin stabilizer projectile trajectory control
CN104154818A (zh) * 2014-07-25 2014-11-19 北京机械设备研究所 一种无控弹射击角度确定方法
CN105589068A (zh) * 2015-12-08 2016-05-18 河海大学 基于三步数值积分的弹道外推方法
US20200049809A1 (en) * 2004-07-02 2020-02-13 Trackman A/S Method and an apparatus for determining a deviation between an actual direction of a launched projectile and a predetermined direction
EP3961145A1 (de) * 2020-08-31 2022-03-02 Simmonds Precision Products, Inc. Kurskorrektursysteme für projektile

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10129043A1 (de) * 2001-06-15 2003-01-02 Diehl Munitionssysteme Gmbh Verfahren und Vorrichtungen zum Bestimmen des Auslösens einer Bremseinrichtung für die zielbezogene Korrektur der ballistischen Flugbahn eines Projektils
DE10227251B4 (de) * 2002-06-19 2004-05-27 Diehl Munitionssysteme Gmbh & Co. Kg Kombinations-Antenne für Artilleriemunition
DE10236157A1 (de) 2002-08-07 2004-02-26 Junghans Feinwerktechnik Gmbh & Co. Kg Programmierbarer Artilleriezünder
DE102004036003B4 (de) * 2004-07-23 2006-11-16 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Panzerhaubitze mit Programmiereinrichtung für Artilleriemunition mit Korrekturzünder
WO2006086527A1 (en) * 2005-02-07 2006-08-17 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Radiation homing tag
US8450668B2 (en) * 2005-02-07 2013-05-28 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Optically guided munition control system and method
US20080029641A1 (en) * 2005-02-07 2008-02-07 Bae Systems Information And Electronic Systems Three Axis Aerodynamic Control of Guided Munitions
WO2006088687A1 (en) * 2005-02-07 2006-08-24 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Optically guided munition
US7834300B2 (en) * 2005-02-07 2010-11-16 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Ballistic guidance control for munitions
US7350744B1 (en) * 2006-02-22 2008-04-01 Nira Schwartz System for changing warhead's trajectory to avoid interception
FR2909458B1 (fr) * 2006-12-01 2009-01-23 Thales Sa Procede d'estimation du site d'un projectile balistique.
US20110059421A1 (en) * 2008-06-25 2011-03-10 Honeywell International, Inc. Apparatus and method for automated feedback and dynamic correction of a weapon system
US8046203B2 (en) 2008-07-11 2011-10-25 Honeywell International Inc. Method and apparatus for analysis of errors, accuracy, and precision of guns and direct and indirect fire control mechanisms
US8729442B2 (en) * 2009-06-15 2014-05-20 Blue Origin, Llc Predicting and correcting trajectories
DE102010023449B4 (de) * 2010-06-11 2014-01-02 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Verfahren und Vorrichtung zum Steuern eines Lenkflugkörpers
US8510041B1 (en) * 2011-05-02 2013-08-13 Google Inc. Automatic correction of trajectory data
CN113276116B (zh) * 2021-05-21 2022-01-18 武汉瀚迈科技有限公司 一种误差可控的机器人轨迹同步过渡方法

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4655411A (en) * 1983-03-25 1987-04-07 Ab Bofors Means for reducing spread of shots in a weapon system
DE3608109A1 (de) 1986-03-12 1987-09-17 Diehl Gmbh & Co Bremseinrichtung fuer ein drallstabilisiertes projektil
EP0519315A1 (de) * 1991-06-20 1992-12-23 DIEHL GMBH &amp; CO. Einrichtung zur Messung des Höhenprofils eines Bodenwindes
WO1998001719A1 (en) 1996-07-05 1998-01-15 The Secretary Of State For Defence Means for increasing the drag on a munition
EP0840393A2 (de) 1996-11-05 1998-05-06 DIEHL GMBH &amp; CO. Antennensystem für eine satellitengestützt navigierende Rakete
DE19718947A1 (de) * 1997-05-05 1998-11-12 Rheinmetall W & M Gmbh GPS-gestütztes Pilot-Geschoß und Verfahren zur Einweisung von Wirkgeschossen über einem definierten Einsatzbereich
DE19740888A1 (de) * 1997-09-17 1999-03-25 Rheinmetall W & M Gmbh Verfahren zum autonomen Lenken eines drallstabilisierten Artilleriegeschosses und autonom gelenktes Artilleriegeschoß zur Durchführung des Verfahrens

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3759466A (en) * 1972-01-10 1973-09-18 Us Army Cruise control for non-ballistic missiles by a special arrangement of spoilers
US4566656A (en) * 1982-09-15 1986-01-28 General Dynamics Pomona Division Steering mechanism for an explosively fired projectile
US4561357A (en) * 1982-09-15 1985-12-31 General Dynamics Pomona Division Steering mechanism for an explosively fired projectile
US5131602A (en) * 1990-06-13 1992-07-21 Linick James M Apparatus and method for remote guidance of cannon-launched projectiles
US5647558A (en) * 1995-02-14 1997-07-15 Bofors Ab Method and apparatus for radial thrust trajectory correction of a ballistic projectile
US5775636A (en) * 1996-09-30 1998-07-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Guided artillery projectile and method
DE19753752C1 (de) * 1997-12-04 1999-07-29 Eurocopter Deutschland Vorrichtung und Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers
US6069584A (en) * 1997-12-10 2000-05-30 Rockwell Collins, Inc. Competent munitions using range correction with auto-registration
SE513893C2 (sv) * 1999-04-14 2000-11-20 Bofors Weapon Sys Ab Sätt och anordning för bromsning av i ballistiska banor flygande projektiler

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4655411A (en) * 1983-03-25 1987-04-07 Ab Bofors Means for reducing spread of shots in a weapon system
EP0138942B1 (de) 1983-03-25 1988-06-22 Aktiebolaget Bofors Vorrichtung zum vermindern der geschossstreuung bei einem waffensystem
DE3608109A1 (de) 1986-03-12 1987-09-17 Diehl Gmbh & Co Bremseinrichtung fuer ein drallstabilisiertes projektil
US4726543A (en) * 1986-03-12 1988-02-23 Diehl Gmbh & Co. Braking arrangement for a spin-stabilized projectile
EP0519315A1 (de) * 1991-06-20 1992-12-23 DIEHL GMBH &amp; CO. Einrichtung zur Messung des Höhenprofils eines Bodenwindes
DE4120367A1 (de) 1991-06-20 1992-12-24 Diehl Gmbh & Co Einrichtung zur messung des hoehenprofils eines bodenwindes
WO1998001719A1 (en) 1996-07-05 1998-01-15 The Secretary Of State For Defence Means for increasing the drag on a munition
EP0840393A2 (de) 1996-11-05 1998-05-06 DIEHL GMBH &amp; CO. Antennensystem für eine satellitengestützt navigierende Rakete
DE19718947A1 (de) * 1997-05-05 1998-11-12 Rheinmetall W & M Gmbh GPS-gestütztes Pilot-Geschoß und Verfahren zur Einweisung von Wirkgeschossen über einem definierten Einsatzbereich
DE19740888A1 (de) * 1997-09-17 1999-03-25 Rheinmetall W & M Gmbh Verfahren zum autonomen Lenken eines drallstabilisierten Artilleriegeschosses und autonom gelenktes Artilleriegeschoß zur Durchführung des Verfahrens

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20200049809A1 (en) * 2004-07-02 2020-02-13 Trackman A/S Method and an apparatus for determining a deviation between an actual direction of a launched projectile and a predetermined direction
US10690764B2 (en) * 2004-07-02 2020-06-23 Trackman A/S Method and an apparatus for determining a deviation between an actual direction of a launched projectile and a predetermined direction
EP1783451A3 (de) * 2005-11-03 2007-08-29 Junghans Feinwerktechnik GmbH &amp; Co.KG Drallstabilisiertes Artillerieprojektil
US7360490B2 (en) 2005-11-03 2008-04-22 Junghans Microtec Gmbh Spin-stabilized artillery projectile
DE102005052474B3 (de) * 2005-11-03 2007-07-12 Junghans Feinwerktechnik Gmbh & Co. Kg Drallstbilisiertes Artillerieprojektil
WO2008118159A2 (en) 2006-12-14 2008-10-02 Simmonds Precision Products, Inc. Spin stabilizer projectile trajectory control
WO2008118159A3 (en) * 2006-12-14 2008-12-11 Simmonds Precision Products Spin stabilizer projectile trajectory control
US7963442B2 (en) 2006-12-14 2011-06-21 Simmonds Precision Products, Inc. Spin stabilized projectile trajectory control
CN104154818A (zh) * 2014-07-25 2014-11-19 北京机械设备研究所 一种无控弹射击角度确定方法
CN104154818B (zh) * 2014-07-25 2016-01-20 北京机械设备研究所 一种无控弹射击角度确定方法
CN105589068B (zh) * 2015-12-08 2017-09-22 河海大学 基于三步数值积分的弹道外推方法
CN105589068A (zh) * 2015-12-08 2016-05-18 河海大学 基于三步数值积分的弹道外推方法
EP3961145A1 (de) * 2020-08-31 2022-03-02 Simmonds Precision Products, Inc. Kurskorrektursysteme für projektile

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