EP1103779B1 - Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn - Google Patents

Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn Download PDF

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EP1103779B1
EP1103779B1 EP00124171A EP00124171A EP1103779B1 EP 1103779 B1 EP1103779 B1 EP 1103779B1 EP 00124171 A EP00124171 A EP 00124171A EP 00124171 A EP00124171 A EP 00124171A EP 1103779 B1 EP1103779 B1 EP 1103779B1
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EP
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trajectory
projectile
target
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expected
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EP00124171A
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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.
  • the problem with a ground-based method is also the reliability a communication link for the transmission of the brake release time or directly from the brake control unit from the fire control computer to the projectile, In any case, given its high speed, this is partly in one ionized, a radio link affecting atmospheric envelope fly can.
  • the present invention is based on the object the in itself promising, but for the interests of the practice still too inaccurate methods of the generic type to the effect that over a trajectory shortening due to increase of the aerodynamic Braking torque can achieve a much more precise target acquisition.
  • the object is achieved in that the specified in the main claim essential process steps are realized.
  • the solution according to the invention is based on how known per se the much larger longitudinal spread of a ballistic compared to the transverse scattering or quasi-ballistically spent projectile thereby reducing the breakpoint first moved behind the measured target position and then this track is abbreviated. But this transfer is now only so far that the transition trajectory the projectile after its deceleration considering a current one Fault budget on theoretically shortest trajectory leads straight to the finish; according to the invention, this given fault budget as long as possible along the Trajectory up to the braking torque from a comparison with that for certain Error specifications theoretically predicted trajectory.
  • the projectile may be e.g. to a powerless, from a mortar or from a howitzer spent missile, but also about an artillery rocket with its initially to increase the range along quasi-ballistic Trajectory acting rocket motor.
  • the real crossing trajectory in the the projectile then from its initial trajectory by means of the aerodynamic Braking effect is pivoted, lies between the shallowest or shortest (minimum) and the highest or longest (maximum) trajectory of the current Streuf kauers and can in principle by braking in the shortest, so in the straight leading to the trajectory trajectory
  • the initialization point determined autonomously for the braking maneuver on board the projectile, ie without to be dependent on a data connection to a ground station.
  • the projectile is again with a satellite receiving device for determining equipped the actual initial trajectory.
  • Deviating from generic form of the art is the braking maneuver but not already triggered upon reaching a predetermined path point, but according to the invention becomes the initial trajectory over as long a period as possible for as many train points as possible compared with the theoretical launcher curve.
  • the current disturbances are detected parametrically. They are in particular Wind directions and strengths in different heights, but also about the Fault budget of the firing device (known transverse and height inaccuracies of the gun) and influences different depending on the environment Intensity of the firing charge.
  • the braking time is as possible late. So in the end it is not defined depending on the start of the projectile, but depending on the remaining flight time until the theoretical achievement of the Objective. He is therefore determined in time backwards, in a sense opposite to temporal movement along the track.
  • the projectile will be used as soon as possible after the start of the projectile an information about the currently known error budget mathematical, that is currently given ideal trajectory, as well as about the herefrom expected satellite contacts. This can be very good from aboard the projectile fast on at least some of the navigation satellites above the horizon accessed and quickly provide reliable information about the actual (real) trajectory, that is also about their deviation from the calculated to be derived from it on the actual current error influences close.
  • the satellite bearing can be updated the knowledge about the real trajectory until the immediate temporal Near the activation point for the braking maneuver, so long accordingly even beyond the apogee, which leads to another Improvement of the determination of the externally influenced real trajectory as far as possible close approach to the goal and thus to knowledge about the disturbing influences leads to close to the finish.
  • elevation 15 and propellant charge power i.e., theoretical exit velocity 16
  • These calculated departure trajectory 18 goes into a trajectory 20 after apogee over between a minimum trajectory 21 and a maximum trajectory 22 for a particular fault budget in the environment of the actual to be acquired Target 13 is, so within a certain longitudinal spread 23 of the possible Impact points in the target area.
  • a real trajectory 20 is for the actual existing braking system 26 and for certain disturbances a with respect to the remaining flight time to the destination 13 ideal initialization time 24, from which the actual trajectory 20 is straight turn into such a transition trajectory 25 that these are increasingly the minimal trajectory 21 snuggles and in theory ultimately accurate into goal 13 leads.
  • This initialization point 24 is the earlier on the real Trajectory 20, the farther they go without the braking corrective intervention at the target area level would be off the target 13, the higher the trajectory 20 so runs.
  • the different Disturbances can be differentiated by a crowd inclined fan of trajectories 20 and / or by a crowd differently parameterize the tripping curves 28.
  • the determination of the actual real trajectory 20 takes place on board the projectile 17 even over as long a flight as possible, in order to maximize the real impact many errors on the trajectory 18 into the trajectory 20 into with too to capture.
  • the path determination is carried out satellite-based, so over Reception of the position information of currently on board the projectile 17 detected Navigation satellites 27 based on their known orbit data, such as from satellite navigation by means of different systems of positioning satellites as such well known.
  • the spin-stabilized projectile 17 is preferably with a rotating against the swirl scanning of the projectile 17 on its lateral surface surrounding antenna elements to ensure a trouble-free Direct reception to allow, so disturbing ground reflections of the satellite emission hide as further 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 into Leave target 13 inside.
  • the minimum trajectory is 21 - taking into account the fault budget the weapon 12 and the expected external factors such as height-dependent Headwind 19 on a real trajectory 20 - through the previously enlightened Target position 13 passes through, so that all real trajectories 20 to the maximum Trajectory 22 of this total error budget are behind the target position 13. Then the descent of the projectile 17 into the target area from the current, real Trajectory 20 out to the minimum trajectory 21 out, so the target position 13 out shortened by releasing an aerodynamic braking effect.

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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 B 1 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 zweckmäßigerweise 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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