EP1527314A1 - Programmierbarer artilleriezünder - Google Patents

Programmierbarer artilleriezünder

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EP1527314A1
EP1527314A1 EP03784157A EP03784157A EP1527314A1 EP 1527314 A1 EP1527314 A1 EP 1527314A1 EP 03784157 A EP03784157 A EP 03784157A EP 03784157 A EP03784157 A EP 03784157A EP 1527314 A1 EP1527314 A1 EP 1527314A1
Authority
EP
European Patent Office
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data
detonator
fuse
ammunition
information
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP03784157A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Karl Kautzsch
Volker Koch
Johann Pannhorst
Rolf Kaden
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Junghans Feinwerktechnik GmbH and Co KG
Junghans Microtec GmbH
Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Junghans Feinwerktechnik GmbH and Co KG
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Junghans Microtec GmbH
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Filing date
Publication date
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Publication of EP1527314A1 publication Critical patent/EP1527314A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C17/00—Fuze-setting apparatus
    • F42C17/04—Fuze-setting apparatus for electric fuzes

Definitions

  • the invention relates to a programmable artillery detonator according to the preamble of claim 1.
  • Such a detonator with a coupling coil arranged coaxially in the area of its tip for transferring temperature data during the charging process on the howitzer is NATO standard and is described in DE-Z SOLDAT & TECHNIK, Issue 3, 1997, for the detonator series ANNZ DM74 and ZDZ DM52 described in more detail,
  • This standardized inductive interface works with a frequency of 100 kHz in programming cycles of 775 ms, whereby a maximum of 30 bits can be transmitted and acknowledged within one cycle.
  • Such a data rate is completely sufficient for the input of customary temp information, such as, in particular, flight distance-dependent target distance and triggering distance or delay in impact or blasting height and, if necessary, overflight safety and self-dismantling criteria.
  • a transmitter coil arrangement is accommodated in the howitzer, which extends essentially over a third arc of a circle, along which the projectile is closed Gun supplied and inductively tempered, i.e. equipped with the ignition information.
  • temperature information of a smaller amount of information is stored in a capacitor per bit in that the capacitor capacitor in the detonator tip is charged via a photo cell which is exposed to light from the end face of the detonator via a light guide parallel to the detonator axis.
  • a hood is temporarily placed on the igniter face, in which a light source is contained, which shines through individually releasable channels into the locally assigned light guides to their photocells.
  • the amount of information that can be transmitted in this way is therefore still considerably less than in the case of inductive temperature control via a programming coil contained in the detonator, and cannot be integrated into the howitzer as easily as the inductive information transmission in the course of the charging process.
  • artillery ammunition can then be used with canard oars to increase the range by transitioning to a flat gliding flight after the
  • Such a satellite-based orbit determination is, however, extremely time-consuming in view of the short computing time available during the possibilities of intervening in the course of a flight, for example in order to slow down the projectile in good time, since several navigation satellites over the horizon have to be detected and their current orbit data must be evaluated.
  • this computational navigation task for the current determination of successive positions on the flown lane can be significantly shortened, if the navigation computer on board the projectile can be given as much prediction data as possible about the location by means of the navigation satellites that are likely to be recorded.
  • the present invention is based on the technical problem immediately before the ammunition is fired from the
  • Detonator tip e.g. Before the programming coil for the inductive tempi standard, which is also arranged coaxially therein, (optionally behind a protective cap made of infrared-transparent plastic material) an infrared data interface in the form of at least one IR receiver is arranged, which is connected to the navigation electronics with its satellite navigation receiver and a satellite antenna, as described in more detail in DE 10037886 A.
  • At least one infrared data interface 13a or 13b is located within the cap 11 of the igniter 12, which is essentially frustoconical in shape and has the shape of a truncated cone. At least this is a commercially available infrared receiving diode known as such, which is installed coaxially behind the flattened detonator tip 14 and via which a data stream of up to 10,000 bits can be easily realized, which is quite sufficient to to transfer all available initialization information for satellite navigation to the ammunition in parallel with the inductive temperature control process in the course of the loading process, thereby reducing the computing effort on board to a minimum.
  • the infrared data interface 13a for example in the form of an infrared radiation-sensitive receiving diode as shown, is arranged coaxially behind the center of the small truncated cone base of the detonator tip 14, then this necessitates a relative introduction of the detonator for the optronic transmission of the initialization information in the course of the charging process.
  • the counter bearing with its infrared coupling element should be axially displaceable in order to be sufficiently close to the data interface for the optronic data transmission even in the event of shorter ammunition during the loading process 13a to be able to be brought up, which, however, would also require considerable interventions in the construction of the weapon.
  • a ring 15 is provided as a counter bearing for receiving the coupling element of the infrared transmission path, the inside diameter of which is between the smallest and the largest diameter of the truncated cone-shaped igniter 12 lies, so that it can easily be pushed onto the igniter 12 from the flattened tip 14 without self-centering.
  • the infrared data interface 13b is then, as shown in the drawing, not accessible in the flattened tip 14 but in the truncated cone surface of the cap 11 for feeding in modulated IR radiation, for which the ring 15 is equipped with at least one radiating coupling element 16.
  • Control of the entire transmission scope is suitable, if necessary for feedback of a checksum.
  • the fast infrared transmission enables complete feedback of the data records fed in for the functionally important initialization information for satellite navigation, for which both the interface 13b and the coupling elements 16 are each designed as transceiver units.
  • the detonator 12 is, for example, satellite navigation on board the ammunition during its ballistic flight behind its flattened radome tip 14 with an infrared data interface 13a in the form of e.g. an infrared radiation sensitive
  • a transmit / receive interface 13b is installed in the cone area of the detonator cap 11, which interacts with at least one of a plurality of bidirectionally parallel transceiver coupling elements 16 on a ring 15 through which the detonator tip 14 projects for data transmission.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

In einen Artilleriezünder (12), insbesondere mit Bremszünder-Funktion, kann im Zuge des Ladevorganges der Haubitze zum Abschuss einer mit solchem Zünder (12) ausgestatteten Munition zeitlich parallel zum herkömmlichen induktiven Tempiervorgang eine wesentlich grössere Datenmenge als die herkömmliche Tempierinformation eingespeist werden, wie insbesondere Initialisierungsinformationen für eine nach dem Abschuss der Munition an Bord auszuführende Satellitennavigation, wenn der Zünder (12) erfindungsgemäss im Bereich seiner hohlkegelstumpfförmigen Kappe (11) mit wenigstens einer infrarot-strahlungsemp- findlichen Datenschnittstelle (13) ausgestattet ist, die mit einem Koppelelement (16) bidirektional zusammenwirkt. Vorzugsweise ist für bidirektionale Datenkommunikation ein Transceiver am Zünder (12) angeordnet, während ein über dessen Spitze (14) stülpbarer Ring (15) mit wenigstens drei auf dem RingUmfang verteilten Transceivern als den Koppelelementen (16) ausgestattet ist.

Description

Programmierbarer Artilleriezünder
Die Erfindung betrifft einen programmierbaren Artilleriezünder gemäß dem O- berbegriff des Anspruches 1.
Ein solcher Zünder mit koaxial im Bereich seiner Spitze angeordneter Koppelspu- le zur Übernahme von Tempierdaten während des Ladevorganges an der Haubitze ist NATO-Standard und etwa in der DE-Z SOLDAT & TECHNIK, Heft 3, 1997, für die Zünderserien ANNZ DM74 sowie ZDZ DM52 näher beschrieben, Diese standardisierte induktive Schnittstelle arbeitet mit einer Frequenz von 100 kHz in Programmierzyklen von 775 ms, wobei innerhalb eines Zyklus maximal 30 Bit übertragen und quittiert werden können. Solch eine Datenrate reicht völlig aus für die Eingabe üblicher Tempierinformationen, wie insbesondere flugzeitabhängige Zielentfemung und Auslöseabstand oder Aufschlagverzögerung bzw. Sprenghöhe und gegebenenfalls Überflugsicherheit und Selbstzerlegungskriterien.
Für die induktive Übertragung einer Tempierinformation in eine derartige, koaxial in der Zünderspitze angeordnete Tempierspule einer Artilleriemunition ist gemäß EP 0 451 522 AI in der Haubitze eine Sendespulenanordnung untergebracht, die sich im wesentlichen über einen Drittelkreisbogen erstreckt, längs dessen das Ge- schoss dem Nerschluss der Waffe zugeführt und dabei induktiv tempiert, also mit den Zündinformationen ausgestattet wird.
Gemäß der US 4 788 899 A wird dagegen eine Tempierinformation geringeren Informationsumfangs, wie sie etwa mittels einer 8-Bit-Digitalinformation darstellbar ist, dadurch in einen Kondensator pro Bit eingespeichert, dass der Kon- densator in der Zünderspitze über eine Fotozelle aufgeladen wird, die über einen zur Zünderachse parallelen Lichtleiter von der Zünderstirnfläche her mit Licht beaufschlagt wird. Zum Eingeben der Tempierinformation, also zum Laden individueller Kondensatoren, wird auf die Zünderstirnfläche vorübergehend eine Haube aufgesetzt, in der eine Lichtquelle enthalten ist, die über individuell freigebbare Kanäle in diesen örtlich zugeordnete Lichtleiter zu deren Fotozellen hin einstrahlt. Der dadurch übermittelbare Informationsumfang ist also noch wesentlich geringer, als im Falle des induktiven Tempierens über eine im Zünder enthaltene Programmierspule, und nicht so komplikationslos in die Haubitze integrier- bar, wie die induktive Informationsübertragung im Zuge des Ladevorganges.
Nicht zum Tempieren von Artilleriezündern, sondern zur kabelfreien Informationsübergabe an luftverbrachte Raketen von ihrem Trägerflugzeug aus, ist in der US 4 091 734 A und vergleichbar damit in der EP 0 806 625 A2 vorgesehen, die Rakete jeweils mit wenigstens einem optoelektronischen Empfänger für eine optoelektronische Informationsübertragung auszustatten, um Abgangsstörungen zu vermeiden, wie sie auftreten können, wenn beim Abliefern der Rakete von diesem fliegenden Startgerät aus zunächst noch Stecker von Kabelverbindungen quer zur Startrichtung aus der Raketenhülle herausgezogen werden müssen.
Für künftige Generationen von Artilleriemunition ist zur Verringerung des Munitionsbedarfs infolge erhöhter Treffergenauigkeit insbesondere der Einsatz von zielabhängig satellitengestützter Bahnbeeinflussung vorgesehen. Die Artilleriemunition kann dann etwa gemäß US 5 467 940 A mit Canard-Rudern zur Ver- größerung der Reichweite durch Übergang in einen flachen Gleitflug nach dem
Apogäum der ballistischen Startkurve ausgestattet sein, oder gemäß DE 197 40 888 AI mit einem Bremsfallschirm zur Versteuerung des Abstiegsastes aus der ballistischen Startkurve heraus. In letzterem Falle wird dort vorgeschlagen, die Zielposition für eine Endphasensteuerung des Geschosses beispielsweise mittels eines induktiven Datenübertragungssystems vor dem Abschuss des Geschosses in dieses zu übertragen und nach dem Abschuss dann an Bord des Artilleriegeschosses diese vorgegebenen Zieldaten mit dort gewonnenen Satellitennavigationsdaten zu vergleichen, um Korrekturdaten für die Geschosslenkung zu gewinnen. Solche bloßen vorzugebenden Zielkoordinaten haben allerdings nur einen Datenumfang in der Größenordnung der herkömmlichen Tempierinformationen, etwaige aktuelle Prädiktionsdaten zur Beschleunigung des Einsetzens der Satellitennavigation lassen sich über ein derartiges induktives System nicht mit der hinsichtlich der Kadenz der Haubitze notwendigen Geschwindigkeit im Zuge des Ladevorganges zuverlässig in die Munition einbringen und dann womöglich zur Verifizierung ungestörter Datenübertragung wieder abfragen.
Das gilt sinngemäß auch für den Einsatz sogenannter Korrekturzünder zur Erhöhung der Treffergenauigkeit durch Verringerung der Längsstreuung von Artille- riemunition. Bei dieser wird mit Erreichen eines vorgegebenen Bahnpunktes das
Artilleriegeschoss durch eine in dessen Zünder integrierte aerodynamische Bremseinrichtung in eine steilere Abstiegsbahn umgesteuert, wie in der DE 100 23 345 A apparativ und in der DE 199 57 363 A funktional näher ausgeführt. Ein weiteres Beispiel für einen derartigen Korrekturzünder stellt die DE 198 24 288 AI dar, bei der sich vorne an der Zünderspitze eine GPS-Antenne befindet, hinter der innenliegend eine Elektronik zur Durchfuhrung der Satelliten-Navigationsfunktionen positioniert ist. Herausklappbare Mantelsegmente für die Bremsfunktion der Korrektureinheit sind dort im größten unteren Durchmesserbereich des Geschosszünders zwischen der Elektronik und der Zündsicherungseinrichrung angeordnet. Eingeführte Artilleriemunition, die erst im Einsatzfall mit ihrem Zünder ausgestattet wird, wird nun bedarfsweise statt mit dem herkömmlichen Zeitzünder mit solch einem Bremszünder verschossen. Der funktionskritische Bremspunkt auf der dann tatsächlich geflogenen ballistischen Flugbahn wird zweckmäßigerweise durch Vergleich der aktuellen Bahndaten mit vorgegebenen Bahnkrite- rien ermittelt, wobei die Information über die aktuelle Flugbahn an Bord des Projektils im Wege der Satellitennavigation gewonnen wird.
Solch eine satellitengestützte Bahnbestimmung ist allerdings überaus zeitaufwendig in Hinblick auf die kurze zur Verfügung stehende Rechenzeit während der Eingriffsmöglichkeiten in den Ablauf eines Fluges, etwa um das Projektil rechtzeitig abzubremsen, da mehrere Navigationssatelliten über dem Horizont erfaßt und hinsichtlich ihrer momentanen Bahndaten ausgewertet werden müssen. Diese rechnerische Navigationsaufgabe zur aktuellen Bestimmung aufeinanderfolgender Positionen auf der geflogenen Bahn kann jedoch maßgeblich verkürzt werden, wenn dem Navigationsrechner an Bord des Projektils möglichst viele Prädiktionsdaten über die Ortsbestimmung mittels der voraussichtlich zu erfassenden Navigationssatelliten mitgegeben werden können. Um aktuell zu sein, kann diese Datenvorgabe aber nicht schon im Magazin erfolgen, sondern sie muß in engem zeitlichem Zusammenhang mit dem Abschuß der Munition geschehen, um die erforderliche Rechenzeit für die Bahnbestimmung an Bord tatsächlich spürbar abkürzen zu können. Die zur Übermittlung von Navigationsinformationen für mehrere Satelliten kurzfristig erforderliche Datenrate ist allerdings viel zu hoch, um sie über die induktive Koppelspule des Ladesystemes abwickeln zu können.
Man könnte daran denken, in den Zünder ein zweites Spulensystem zu integrieren, das auf die höhere Datenrate für induktiv einzuspielende Zusatzinformationen über die herkömmlichen Tempiervorgaben hinaus optimiert wird. Aber für zwei getrennt zu betreibende induktive Koppelsysteme reicht der Einbauraum unter der Zünderogive nicht aus; abgesehen von der Problematik des störfreien getrennten
Betriebes zweier aufgrund der Einbaugegebenheiten induktiv gekoppelter Systeme. Auch der aus der EP 0 992 762 B 1 bekannte Vorschlag, die hohe Datenrate der Zusatzinformationen über einen Sensor im Munitionsheck zu realisieren, stellt zumindest für vorhandene Munitionen keine gangbare Lösung dar. Denn dafür ist eine zuverlässige, schnelle Informationsverbindung zur Elektronik-Baugruppe in der Munitionsspitze durch den Gefechtskopf hindurch erforderlich, was bei vorhandener Munition nicht nachträglich noch realisierbar ist, sondern eine Neukonstruktion erfordert. Auch wäre solche Informationseinkoppelung in den Geschoßboden im Wege der Zuförderung der Munition nicht kompatibel mit der einge- führten Tempierung während des Ladevorganges. Wegen solcher Kompatibilitätsanforderungen muß die herkömmliche induktive Tempiermöglichkeit auf jeden Fall ungestört beibehalten bleiben.
In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt vorliegender Erfindung die technische Problemstellung zugrunde, unmittelbar vor dem Abschuß der Munition aus der
Haubitze über den Datenumfang aktueller Tempiersysteme wesentlich hinausgehende Datenraten verwirklichen zu können, um insbesondere einen möglichst großen Umfang an Initialisierungsdaten für eine rasche satellitengestützte Flug- bahnermittlung an Bord des Projektils übertragen zu können, ohne dadurch die eingeführte induktive Tempierung im Zuge des Ladevorganges zu stören.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die Kombination der im Hauptanspruch genannten wesentlichen Merkmale gelöst. Danach wird unter dem Radom der
Zünder-Spitze, z.B. vor der darin weiterhin koaxial angeordneten Programmierspule für den induktiven Tempi erstandard, (gegebenenfalls hinter einer Schutzkappe aus infrarotdurchlässigem Kunststoffmaterial) eine Infrarot-Datenschnittstelle in Form wenigstens eines IR-Empfängers angeordnet, der an die Navigati- onselektronik mit ihrem Satellitennavigationsempfänger und einer Satellitenantenne angeschlossen ist, wie sie etwa in DE 10037886 A näher beschrieben ist.
Die Erfindung und ihre Weiterbildungen werden nachstehend anhand der einzigen Figur der Zeichnung näher erläutert, die eine vereinfachte axiale Frontansicht ge- gen die kegelstumpfformige Zünderogive zum Gegenstand hat.
Innerhalb der im wesentlichen hohlkegelstumpfformigen, zur Freigabe von Bremsmitteln seitlich aufsprengbaren Kappe 11 des Zünders 12 befindet sich wenigstens eine Infrarot-Datenschnittstelle 13a bzw. 13b. Dabei handelt es sich we- nigstens um eine als solche bekannte, kommerziell verfügbare Infrarot-Empfangsdiode, die koaxial hinter der abgeflachten Zünder-Spitze 14 eingebaut ist und über die ohne weiteres ein Datenstrom bis zu 10 000 Bit realisierbar ist, was völlig ausreicht, um alle verfügbaren Initialisierungsinforaiationen für die Satellitennavigation zeitparallel zum induktiven Tempiervorgang im Zuge des Ladevorganges in die Munition zu übertragen und dadurch den Rechenaufwand an Bord auf ein Minimum zu reduzieren.
Auf diese Weise bleibt mit der Beibehaltung der Tempierspule im Zünder 12 die Funktion des breit eingeführten, standardisierten induktiven Tempiervorganges im Zuge des Ladevorganges in der Haubitze gewährleistet; während gleichzeitig über die davor, gleich hinter der Zünder-Spitze 14, gelegene zusätzliche Infrarot- Datenschnittstelle 13a eine bevorzugt pulsfrequenzmodulierte Übermittlung von Initialisierungsinformationen für die Satellitennavigation erfolgt. So können diese beiden Datenwege sich trotz dichter räumlicher Naschbarschaft wegen der unter- schiedlichen Übertragungsprinzipien (induktiv und optisch) nicht gegenseitig beeinträchtigen.
Wenn die Infrarot-Datenschnittstelle 13a etwa in Form einer infrarot- strahlungsempfindlichen Empfangsdiode wie skizziert koaxial hinter dem Zentrum der kleinen Kegelstumpfbasis der Zünder-Spitze 14 angeordnet ist, dann bedingt das für die optronische Übertragung der Initialisierungsinformation im Zuge des Ladevorganges ein relatives Heranführen der Zünder-Spitze 14 an ein mit einem Infrarot-Strahlungssender als Koppelelement ausgestattetes Gegenlager in der Waffe, um im Zuge des Ladevorganges die Initialisierungsinformationen ü- bertragen zu können. Weil bei der eingeführten Ladetechnologie die Munition vor Erreichen des Verschlusses nicht axial verlagert wird, müsste jenes Gegenlager mit seinem Infrarot-Koppelelement axial verlagerbar sein, um auch bei Vorliegen kürzerer Munition im Zuge des Ladevorganges für die optronische Datenübertra- gung bis hinreichend dicht vor die Datenschnittstelle 13a herangefahren werden zu können, was jedoch ebenfalls noch erhebliche Eingriffe in die Konstruktion der Waffe bedingen würde.
Dieses Problem wird überwunden, wenn gemäß einer Weiterbildung der Erfm- d ng wie in der Skizze ebenfalls berücksichtigt als Gegenlager für die Aufnahme des Koppelelementes der Infrarot-Übertragungsstrecke ein Ring 15 vorgesehen wird, dessen Innendurchmesser zwischen dem kleinsten und dem größten Durchmesser des kegelstumpffÖrmigen Zünders 12 liegt, so dass er problemlos da selbstzentrierend von der abgeflachten Spitze 14 her auf den Zünder 12 aufge- schoben werden kann. Die Infrarot-Datenschnittstelle 13b ist dann wie zeichnerisch berücksichtigt nicht in der abgeplatteten Spitze 14, sondern in der Kegelstumpf-Mantelfläche der Kappe 11 zum Einspeisen von modulierter IR-Strahlung zugänglich, wofür der Ring 15 mit wenigstens einem abstrahlenden Koppelelement 16 ausgestattet ist. Um die Positionierung des Ringes 15 gegenüber der Schnittstelle 13b nicht eng toleriert definieren zu müssen, sind über den Umfang des Ringes 15 verteilt mehrere parallel betriebene Übertragungsstrecken ermöglicht. Wenn große Öffnungswinkel bei der Schnittstelle 13b und bei den Koppelelementen 16 vorgesehen sind, reicht es aus, wegen des dort geringen Einbauplat- zes im Zünder 12 selbst nur eine Datenschnittstelle 13b vorzusehen, während über den Ring 15 wenigstens drei Koppelelemente 16 gleichförmig verteilt sind.
Die herkömmliche induktive Tempierung ist von ihrer Datenverarbeitungskapazi- tat hinsichtlich der Übertragungsgeschwindigkeit nicht für Rückmeldungen zur
Kontrolle des gesamten Übertragungsumfanges geeignet, allenfalls für Rückmeldung einer Prüfsumme. Die schnelle Infrarotübertragung dagegen ermöglicht für die funktionswichtigen Initialisierungsinformationen zur Satellitennavigation eine komplette Rückmeldung der eingespeisten Datensätze, wofür sowohl die Schnitt- stelle 13b wie auch die Koppel elemente 16 jeweils als Sende-Empfangseinheiten ausgelegt sind.
Um also in einen modernen Artilleriezünder 12, insbesondere mit Bremszünderfunktion, im Zuge des Ladevorganges der Haubitze zum Abschuß von mit sol- chem Zünder 12 ausgestatteter Munition eine wesentlich größere Datenmenge als die induktiv zu übermittelnde Tempierinformation einspeisen zu können, insbesondere zum Einspeisen von Initialisierungsinformationen für eine Satellitennavi- gation an Bord der Munition während ihres ballistischen Fluges, ist der Zünder 12 erfindungsgemäß z.B. hinter seiner abgeflachten Radom-Spitze 14 mit einer Infra- rot-Datenschnittstelle 13a in Form z.B. einer infrarot-strahlungsempfindlichen
Empfangsdiode ausgestattet, über welche zeitlich parallel zur induktiven Tempierinformation aber ohne deren Beeinträchtigung die Initialisierungsinformationen für den Satelliten-Navigationsempfänger optronisch eingespeist werden. Vorzugsweise ist aber im Kegelmantelbereich der Zünderkappe 11 eine Sende- Empfangsschnittstelle 13b installiert, die mit wenigstens einem von mehreren bidirektional parallel betriebenen Transceiver- Koppelelementen 16 auf einem Ring 15 zusammenwirkt, durch den die Zünderspitze 14 für die Datenübertragung hindurchragt.

Claims

Patentansprüche
1. Zünder (12) für Artilleriemunition, der im Zuge deren Ladevorganges über eine im Innern seiner hohlkegelstumpfformigen Kappe (11) angeordnete Koppelspule tempierbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass er zusätzlich im Bereich seiner Kappe (11) eine Infrarot- Datenschnittstelle (13) für zum Tempi ervorgang zeitlich parallele Aufnahme einer gegenüber der Tempierinformation großen Datenmenge in Form von Prädiktionsdaten als Initialisierungsinformationen für eine nach dem Abschuss an Bord der Munition einsetzende Satellitennavigation aufweist.
2. Zünder nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Datenschnittstelle (13a) zentral hinter der abgeflachten Spitze (14) des Zünders (12) angeordnet ist.
3. Zünder nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass eine Datenschnittstelle (13b) in der Mantelfläche der Kappe (11) angeordnet ist.
4. Zünder nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass ein auf die Kappe (11) aufsetzbarer Ring (15) mit wenigstens einem Koppel element (16) für eine Kommunikation mit der Datenschnittstelle ( 13b) vorgesehen ist. X
5. Zünder nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass über den Umfang des Ringes (15) wenigstens drei Koppel elemente (16) verteilt angeordnet sind.
6. Zünder nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Kommunikation zwischen Datenschnittstellen (13) und Koppelelementen (16) bidirektional über Transceiver erfolgt.
EP03784157A 2002-08-07 2003-08-02 Programmierbarer artilleriezünder Withdrawn EP1527314A1 (de)

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DE10236157A DE10236157A1 (de) 2002-08-07 2002-08-07 Programmierbarer Artilleriezünder
DE10236157 2002-08-07
PCT/EP2003/008583 WO2004015361A1 (de) 2002-08-07 2003-08-02 Programmierbarer artilleriezünder

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EP03784157A Withdrawn EP1527314A1 (de) 2002-08-07 2003-08-02 Programmierbarer artilleriezünder

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EP (1) EP1527314A1 (de)
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AU (1) AU2003255358A1 (de)
DE (1) DE10236157A1 (de)
WO (1) WO2004015361A1 (de)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004036003B4 (de) 2004-07-23 2006-11-16 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co. Kg Panzerhaubitze mit Programmiereinrichtung für Artilleriemunition mit Korrekturzünder
DE102005024179A1 (de) * 2005-05-23 2006-11-30 Oerlikon Contraves Ag Verfahren und Vorrichtung zur Tempierung und/oder Korrektur des Zündzeitpunktes eines Geschosses
DE102009016147A1 (de) 2009-04-03 2010-10-07 Rheinmetall Soldier Electronics Gmbh Zerlegendes Geschoss

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3228337A (en) * 1962-12-04 1966-01-11 Rodney E Grantham Radio frequency free communication system
US4091734A (en) * 1977-02-22 1978-05-30 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Aircraft to weapon fuze communication link
CH628732A5 (fr) * 1979-03-05 1982-03-15 Mefina Sa Dispositif pour transmettre des signaux a une fusee de projectile.
US4322998A (en) * 1979-10-26 1982-04-06 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Integral store suspension and communication device
US4318342A (en) * 1980-01-25 1982-03-09 Aai Corporation Ammunition with surface-mounted light-settable pickup arrangement for digital memory storage
US4788899A (en) * 1981-08-19 1988-12-06 Aai Corporation Ammunition with internal light-settable pickup arrangement for digital memory storage
CA1233896A (en) * 1983-04-11 1988-03-08 Kenneth N. Jarrott Programmable electronic delay fuse
US4597345A (en) * 1984-10-29 1986-07-01 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Torpedo cableless umbilical
US4711152A (en) * 1986-10-30 1987-12-08 Aerojet-General Corporation Apparatus for transmititng data to a projectile positioned within a gun tube
EP0364666B1 (de) * 1988-10-21 1992-06-03 Rheinmetall GmbH Vorrichtung zur Zündereinstellung
DE3912287A1 (de) * 1989-04-14 1990-10-18 Diehl Gmbh & Co Ladeschuetzenausruestung
US4936187A (en) * 1989-04-20 1990-06-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Wire-free arming system for an aircraft-delivered bomb
DE4008253A1 (de) * 1990-03-15 1991-09-19 Honeywell Regelsysteme Gmbh Tempiervorrichtung fuer geschosszeitzuender
FR2687260B1 (fr) * 1992-02-12 1995-02-24 Telecommunications Sa Procede de transmission de donnees par faisceau optique entre un vehicule porteur et sa charge et dispositif pour la mise en óoeuvre du procede.
US5247866A (en) * 1992-09-16 1993-09-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Optically set fuze system
DE4325218C2 (de) 1993-07-28 1998-10-22 Diehl Stiftung & Co Artillerie-Rakete und Verfahren zur Leistungssteigerung einer Artillerie-Rakete
US5657947A (en) * 1994-08-24 1997-08-19 Loral Corp. Precision guidance system for aircraft launched bombs
IL117589A (en) * 1996-03-21 2001-10-31 Israel Aircraft Ind Ltd Air-to-air missile guidance system
DE19618602A1 (de) * 1996-05-09 1997-11-13 Bodenseewerk Geraetetech Schnittstelle zur digitalen Datenübertragung zwischen einem Flugkörper und einem Startgerät
US5943009A (en) * 1997-02-27 1999-08-24 Abbott; Anthony Steven GPS guided munition
DE19740888C2 (de) * 1997-09-17 1999-09-02 Rheinmetall W & M Gmbh Verfahren zum autonomen Lenken eines drallstabilisierten Artilleriegeschosses und autonom gelenktes Artilleriegeschoß zur Durchführung des Verfahrens
DE19861399B4 (de) * 1998-05-29 2009-04-30 Rheinmetall Waffe Munition Gmbh GPS-gestütztes Geschoss
DE19957363A1 (de) 1999-11-29 2001-05-31 Diehl Munitionssysteme Gmbh Verfahren zur zielbezogenen Korrektur einer ballistischen Flugbahn
DE10023345C2 (de) 2000-05-12 2002-03-28 Diehl Munitionssysteme Gmbh Drallstabilisiertes Projektil mit Bremseinrichtung
AU2002320066B2 (en) * 2001-06-06 2004-10-14 Senex Explosives, Inc System for the initiation of rounds of individually delayed detonators

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2004015361A1 *

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AU2003255358A1 (en) 2004-02-25

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