EP1821060A1 - Unbemannter Flugkörper und Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers - Google Patents

Unbemannter Flugkörper und Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers Download PDF

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EP1821060A1
EP1821060A1 EP07002169A EP07002169A EP1821060A1 EP 1821060 A1 EP1821060 A1 EP 1821060A1 EP 07002169 A EP07002169 A EP 07002169A EP 07002169 A EP07002169 A EP 07002169A EP 1821060 A1 EP1821060 A1 EP 1821060A1
Authority
EP
European Patent Office
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missile
signals
aircraft
receiver
navigation
Prior art date
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EP07002169A
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English (en)
French (fr)
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EP1821060B1 (de
Inventor
Michael Grabmeier
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MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
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Publication date
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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
    • F41G7/007—Preparatory measures taken before the launching of the guided missiles
    • 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 present invention relates to an unmanned missile according to the preamble of patent claim 1 and to a method for determining the position of an unmanned missile detachable from an aircraft according to the preamble of patent claim 8.
  • Unmanned missiles are well known, for example in the military field as Aufteilungsflug stresses or missiles.
  • a problem with such unmanned missiles is to ensure the navigation accuracy of the missile immediately after uncoupling from the aircraft and in the subsequent solo flight.
  • the missile is shielded by the aircraft, so that the reception of positioning signals, for example signals from satellites of a navigation system such as GPS or Galileo, from the receiver provided in the missile by means of the antenna mounted on the missile difficult if not impossible.
  • the receiver in the missile can receive position determination signals by means of the missile-side antenna and determine its own position. The described time delay until receipt of position-determining signals by the missile-side receiver influences the accuracy of the missile's accuracy immediately after uncoupling from the aircraft and the accuracy of the target achievement of the missile.
  • an unmanned missile which is provided with a navigation receiver, said navigation receiver receives before uncoupling of the missile from the aircraft navigation signals via a repeater provided in the aircraft via radio.
  • the invention has the object of reliably improving the navigation accuracy of a generic missile immediately after uncoupling from the aircraft and in the subsequent solo flight. Furthermore, it is an object of the invention to specify a method for determining the position of an unmanned missile which can be decoupled from an aircraft, which enables a more accurate position determination.
  • the receiver of the missile By supplying the missile in the coupled state with appropriate signals for determining the position of the aircraft during the flight, when the missile is still coupled to the aircraft, the receiver of the missile receives signals for determining the position before uncoupling from the aircraft.
  • This signal supply can be done continuously or during the flight, but it can also be performed only immediately before uncoupling the unmanned missile from the aircraft. In this way, at the time of decoupling the missile from the aircraft already a signal reception of the receiver integrated in the missile on the aircraft-side antenna, so that the receiver is already switched to the navigation system at the time of uncoupling and a so-called "lock-on" with the transmitters of the navigation system, for example the satellite.
  • the receiver By switching the receiver at the time of uncoupling on the missile-side antenna this "lock-on" not interrupted, so that the receiver further receives corresponding signals for determining the position after uncoupling via the missile-side antenna without interruption.
  • the resulting position determination signals from the missile-side receiver to the navigation and control device are directed so that they then check the pre-planned flight path of the unmanned missile and possibly take corrective control measures.
  • the missile Since the missile is provided with at least one further antenna, which is also electrically connected to the receiver, it is ensured that are received in both the horizontal flight of the missile, as well as in the subsequent vertical flight of the missile down reliable signals emitted by satellites for position determination.
  • a first antenna is mounted in the tail of the missile, which is optimized for signal reception in vertical downward flight
  • a second antenna is mounted in the area of the top of the missile and is optimized for signal reception in horizontal flight.
  • the missile according to the invention immediately after uncoupling from the aircraft is navigable and thus targeted maneuverable and not wait until the missile has moved out of the receiving shadow of the aircraft and received until the missile-side receiver corresponding signals for the position determination.
  • the maneuverability of the unmanned missile according to the present invention is thus significantly improved.
  • the provision of the two differently oriented antennas in the missile ensures that regardless of the respective attitude of the missile always a reliable reception of the signals emitted by satellites for position determination is possible because both in vertical flight, and in horizontal flight always an antenna up, ie in the direction of the satellites of the navigation system.
  • the electrical signal input of the missile is electrically connected to the receiver for position-determining signals of the missile, wherein the signals supplied by the aircraft to the electrical signal input of the missile are supplied by an aircraft-side antenna.
  • the analog antenna signal is forwarded from the aircraft to the unmanned missile, which then processed accordingly in his receiver.
  • the electrical signal input of the missile may be electrically connected to the navigation and control device of the missile, wherein the signals supplied by the aircraft to the electrical signal input of the missile are position determination signals provided by an aircraft-side receiver.
  • the missile-side receiver is bypassed during the flight and the signals supplied by the aircraft-side receiver are delivered directly into the navigation and control device of the missile.
  • the unmanned missile in which the missile has a device for determining the attitude and wherein the receiver is acted upon in dependence on the attitude of the missile with signals from the first antenna or from one of the other antennas.
  • the receiver is acted upon in dependence on the attitude of the missile with signals from the first antenna or from one of the other antennas.
  • a particularly advantageous embodiment of the missile is achieved in that the receiver is designed as a multiple receiver, so that it signals for determining the position of at least two different Navigation systems, such as GPS signals and Galileo signals, which he receives via the antennas, process and forward to the navigation and control device.
  • This embodiment makes it possible to use data for position determination, which originate from different navigation systems, and thus to achieve a redundancy.
  • the navigation and control device is designed such that it compares the received and processed in the receiver position determination signals of the different navigation systems in a test and comparison device with each other, checked for plausibility and a position determination by evaluating the position determination signals of the different navigation systems performs.
  • the position data originating from the different navigation systems can be mutually checked for plausibility and thus a possibly disturbed navigation system can be detected so that the data originating from this disturbed navigation system can be excluded from further processing.
  • the missile is designed as a gliding missile.
  • the missile may alternatively or additionally have a separate drive.
  • the method according to claim 8 receives the provided in the missile receiver for positioning signals to the decoupling of the missile from the aircraft, the signals for the position determination of at least one aircraft-side antenna and after decoupling the Missile from the aircraft only from at least one missile-side antenna.
  • the receiver of the missile receives after decoupling the missile from the aircraft, the signals for determining the position in vertical flight from a first missile-side antenna and in horizontal flight from a second missile-side antenna.
  • the first missile-side antenna is preferably provided at the rear of the missile and the second missile-side antennas at the top of the missile in horizontal flight of the missile.
  • the decoupling of the missile from the aircraft is only possible when the receiver of the missile has received signals for determining position via the aircraft-side antenna and the navigation and control device of the missile has received from the receiver the assigned position-determining signals.
  • This condition ensures that the intended in the missile receiver at the moment of uncoupling has established a receiving contact with at least one satellite of the corresponding navigation system, which contact does not break during switching of the antennas after decoupling on the missile side antennas, so that the continuity of positioning guaranteed in the decoupling phase of the missile from the aircraft.
  • the configured as a multiple receiver receiver of the missile receives signals from at least two different navigation systems via the antennas and generates therefrom each position determining signals, which are forwarded to the navigation and control device, wherein the navigation and control device, the different position determination signals compared with each other and with a positioning bus of a missile-side navigation system, such as an inertial system, and mutually checked for plausibility and wherein the navigation and control device based on the Position determination signals of the different navigation systems resulting position data performs a position determination.
  • This method provides redundancy since the current position of the missile can be determined based on different navigation systems.
  • the navigation and control device of the missile to the decoupling of the missile from the aircraft can receive position determination signals from an aircraft-side receiver and after decoupling only from a missile-side receiver.
  • the aircraft 1 shows an unmanned missile 1, which is coupled to a schematically illustrated aircraft 2.
  • the aircraft 2 has a bomb pylon 20 on the underside of the fuselage or on the underside of a wing, which is shown partially cut in FIG.
  • the bomb pylon 20 is partially open on its underside and in this area inside the bomb pylon 20 with two releasable holding devices 22, 24, which engage with two corresponding counter-holding devices 12, 13, which protrude from an upper support member 10 of the missile 1, respectively stand and fix the missile 1 on the aircraft 2.
  • an aircraft-side electrical connector 26 is provided, which is mechanically and electrically connected to a mating connector 17 on the upper side of the missile 1, wherein the missile-side mating connector 17 has an electrical signal input 31.
  • the missile 1 is provided with an avionics 30 shown only schematically in the figures, of which in the figures, only a navigation and control device 32 with integrated testing and comparison device 39, one with the navigation and control device 32 electrically connected receiver 34 for position determination signals and antennas 36, 38 electrically connected to the receiver 34 are shown.
  • the missile 1 is at its rear portion with preferably four evenly spaced over the circumference, pivotable and acted upon by the navigation and control device 32 control surfaces 14, 15 is provided. In the upper part of the missile two wings 16 are attached, which give the missile 1 improved sliding properties.
  • the electrical signal input 31 of the missile 1 is connected via a first signal line 33 to the navigation and control device 32.
  • a first missile-side antenna 36 is mounted in the tail of the missile and connected via a second signal line 35 to the missile-side receiver 34.
  • a second missile-side antenna 38 is mounted in the region of the upper side of the missile and connected via a third signal line 37 to the missile-side receiver 34.
  • the aircraft-side connector 26 includes a signal output 23 which is connected via a first aircraft-side signal line 25 to a position signal receiver 27 aviation avionics, which receives signals for determining the position of an aircraft-side antenna 29 via a second aircraft-side signal line.
  • the analog signal of the aircraft-side antenna 29 is passed through the position signal receiver and is applied to the signal output 23.
  • the receiver 34 of the avionics 30 of the missile 1 becomes via the first missile-side data line 33, the connector 16, 26 and the first aircraft-side data line 25 supplied by the aircraft-side antenna 29 with signals for determining position.
  • the navigation and control device 32 is therefore supplied with positioning signals during the flight and can permanently determine the current position of the aircraft 2 and of the missile 1 connected thereto.
  • the receiver 34 of the missile 1 is initialized via the data lines 25, 33 of the avionics of the aircraft, where current position, speed and time data and various others navigation-relevant and communication-relevant data are transmitted to the avionics 30 of the wing. Only when the aforementioned data to the Missile 1 have been transmitted and the receiver 34 of the missile 1 via the aircraft-side antenna 29 receives corresponding signals for position determination and thus has established a connection to one or more satellites of a navigation system, a release for the decoupling mechanism for the unmanned missile 1, so that the missile can be decoupled from the aircraft 2 only after receiving the aforementioned signals and establishing a communication link to at least one satellite of a navigation system.
  • the connector 17, 26 is released and the signal flow from the aircraft 2 to the missile 1 is interrupted.
  • the position determined immediately before the interruption of the signal flow by the navigation and control device 32 of the missile 1 on the basis of the signals supplied by the aircraft for position determination is stored in a memory (not shown) of the navigation and control device 32 and the navigation and control device 32 determined from this stored position immediately after disconnecting the missile 1 from the aircraft 2, the flight route to a predetermined destination.
  • the first missile-side antenna 36 provided in the tail of the missile 1 autonomously receives signals for the position determination. These signals are passed from the first antenna 36 via the second missile-side data line 35 to the missile-side receiver 34 and this passes corresponding position determination signals to the navigation and control device 32 on, so that the missile 1 can perform an autonomous position determination already in this Fallflugphase.
  • the second missile-side antenna 38 provided on the upper side of the missile 1 receives the Signals for position determination and forwards them via the third missile-side signal line 37 to the missile-side receiver 34, which in turn forwards the corresponding position determination signals to the navigation and control device 32. In this way, autonomous position determination can also be carried out in the horizontal flight phase of the missile 1.
  • a peculiarity of the missile-side receiver 34 is that the receiver 34 can be configured as a multiple receiver, for example as a multi-frequency receiver and either alternately or simultaneously receive signals from satellites of different navigation systems, for example GPS and Galileo. These different signals are then provided by the receiver 34 to the navigation and control device 32, which then processes them in parallel or alternately and then compares the resulting position data. Such a comparison is used for a plausibility check, by means of which it can be detected whether one of the navigation systems is disturbed or the data supplied by it is falsified.
  • the navigation and control device 32 can carry out a more precise determination of the own position of the missile 1, as a result of the signals of the several navigation systems with signals from a single navigation system would be possible.
  • the device according to the invention may also assume other than the above-described embodiments.
  • the device may in particular have features that represent a combination of the respective individual features of the claims.

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Abstract

Ein unbemannter Flugkörper, der von einem vorzugsweise angetriebenen Luftfahrzeug abkoppelbar ist, ist mit einer Navigations- und Steuereinrichtung (32) versehen, die einen mit einer ersten Antenne (36) elektrisch verbundenen Empfänger (34) für Signale zur Positionsbestimmung aufweist, der von der ersten Antenne (36) eingesammelte Signale empfängt und als Positionsbestimmungssignale an die Navigations- und Steuereinrichtung (32) weiterleitet, wobei der Flugkörper (1) einen elektrischen Signaleingang (31) aufweist, über den er bis zur Abkoppelung vom Luftfahrzeug mit dem Luftfahrzeug (2) verbunden ist und über den er vom Luftfahrzeug (2) mit Signalen zur Positionsbestimmung versorgt wird, und zeichnet sich dadurch aus, dass der Flugkörper (1) mit zumindest einer weiteren Antenne (38) versehen ist, die ebenfalls mit dem Empfänger (34) elektrisch verbunden ist.

Description

    TECHNISCHES GEBIET
  • Die vorliegende Erfindung betrifft einen unbemannten Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1 sowie ein Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 8.
    • STAND DER TECHNIK
  • Gattungsgemäße unbemannte Flugkörper sind beispielsweise im militärischen Bereich als Aufklärungsflugkörper oder Lenkwaffen allgemein bekannt. Ein Problem bei derartigen unbemannten Flugkörpern ist die Sicherstellung der Navigationsgenauigkeit des Flugkörpers unmittelbar nach der Abkoppelung vom Luftfahrzeug und im darauffolgenden Alleinflug. Solange der Flugkörper am oder im Luftfahrzeug gehaltert ist, ist der Flugkörper durch das Luftfahrzeug abgeschirmt, so dass der Empfang von Positionsbestimmungssignalen, beispielsweise Signalen von Satelliten eines Navigationssystems wie GPS oder Galileo, von dem im Flugkörper vorgesehenen Empfänger mittels der am Flugkörper angebrachten Antenne erschwert, wenn nicht gar unmöglich ist. Erst wenn der Flugkörper nach dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug einen gewissen Abstand zum Luftfahrzeug erreicht hat, kann der Empfänger im Flugkörper mittels der flugkörperseitigen Antenne Positionsbestimmungssignale empfangen und seine eigene Position ermitteln. Die geschilderte Zeitverzögerung bis zum Empfang von Positionsbestimmungssignalen durch den flugkörperseitigen Empfänger beeinflusst die Treffergenauigkeit des Flugkörpers unmittelbar nach dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug und die Genauigkeit der Zielerreichung des Flugkörpers.
  • Aus der US-A 5,866,838 ist ein unbemannter Flugkörper bekannt, der mit einem Navigationsempfänger versehen ist, wobei dieser Navigationsempfänger vor dem Abkoppeln des Flugkörpers vom Luftfahrzeug Navigationssignale über einen im Luftfahrzeug vorgesehenen repeater über Funk erhält.
    • DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Navigationsgenauigkeit eines gattungsgemäßen Flugkörpers unmittelbar nach dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug und im darauffolgenden Alleinflug zuverlässig zu verbessern. Weiterhin ist es eine Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren zur Positionsbestimmung für einen von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörper anzugeben, das eine genauere Positionsbestimmung ermöglicht.
  • Die den Flugkörper betreffende Aufgabe wird gelöst von einem unbemannten Flugkörper mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.
  • Durch die Versorgung des Flugkörpers im angekoppelten Zustand mit entsprechenden Signalen für die Positionsbestimmung vom Luftfahrzeug während des Tragflugs, wenn der Flugkörper noch am Luftfahrzeug angekoppelt ist, erhält der Empfänger des Flugkörpers bereits vor dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug Signale für die Positionsbestimmung. Diese Signalversorgung kann kontinuierlich oder während des Tragflugs erfolgen, sie kann aber auch erst unmittelbar vor dem Abkoppeln des unbemannten Flugkörpers vom Luftfahrzeug durchgeführt werden. Auf diese Weise besteht zum Zeitpunkt des Abkoppelns des Flugkörpers vom Luftfahrzeug bereits ein Signalempfang des im Flugkörper integrierten Empfängers über die luftfahrzeugsseitige Antenne, so dass der Empfänger zum Zeitpunkt des Abkoppelns bereits auf das Navigationssystem aufgeschaltet ist und einen sogenannten "lock-on" mit den Sendern des Navigationssystems, beispielsweise den Satelliten, hat. Durch das Umschalten des Empfängers zum Zeitpunkt des Abkoppelns auf die flugkörperseitige Antenne wird dieser "lock-on" nicht unterbrochen, so dass der Empfänger entsprechende Signale zur Positionsbestimmung nach dem Abkoppeln über die flugkörperseitige Antenne ohne Unterbrechung weiter empfängt. Sobald diese Signale dann autonom vom Flugkörper empfangen werden, werden die sich daraus ergebenden Positionsbestimmungssignale vom flugkörperseitigen Empfänger an die Navigations- und Steuereinrichtung geleitet, so dass diese dann die vorgeplante Flugroute des unbemannten Flugkörpers überprüfen und gegebenenfalls korrigierende Steuermaßnahmen ergreifen kann. Da der Flugkörper mit zumindest einer weiteren Antenne versehen ist, die ebenfalls mit dem Empfänger elektrisch verbunden ist, wird dafür gesorgt, dass sowohl im Horizontalflug des Flugkörpers, als auch im darauffolgenden Vertikalflug des Flugkörpers nach unten zuverlässig von Satelliten ausgesandte Signale zur Positionsbestimmung empfangen werden. Beispielsweise ist eine erste Antenne im Heck des Flugkörpers angebracht, die für den Signalempfang im vertikalen Abwärtsflug optimiert ausgerichtet ist, und eine zweite Antenne ist im Bereich der Oberseite des Flugkörpers angebracht und ist für den Signalempfang im Horizontalflug optimiert ausgerichtet.
  • Vorteilhaft ist also, dass der erfindungsgemäße Flugkörper unmittelbar nach dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug navigationsfähig und damit zielgerichtet manövrierfähig ist und nicht erst abgewartet werden muss, bis sich der Flugkörper aus dem Empfangsschatten des Luftfahrzeugs herausbewegt und bis der flugkörperseitige Empfänger entsprechend Signale für die Positionsbestimmung empfangen hat. Die Manövrierbarkeit des unbemannten Flugkörpers gemäß der vorliegenden Erfindung ist somit deutlich verbessert. Das Vorsehen der zwei unterschiedlich ausgerichteten Antennen im Flugkörper sorgt dafür, dass unabhängig von der jeweiligen Fluglage des Flugkörpers stets ein zuverlässiger Empfang der von Satelliten ausgesandten Signale zur Positionsbestimmung möglich ist, da sowohl im Vertikalflug, als auch im Horizontalflug stets eine Antenne nach oben, also in Richtung auf die Satelliten des Navigationssystems, gerichtet ist.
  • Vorzugsweise ist der elektrische Signaleingang des Flugkörpers elektrisch mit dem Empfänger für Positionsbestimmungssignale des Flugkörpers verbunden, wobei die vom Luftfahrzeug an den elektrischen Signaleingang des Flugkörpers gelieferten Signale von einer luftfahrzeugseitigen Antenne geliefert werden. Bei dieser vorteilhaften Ausgestaltung wird das analoge Antennensignal vom Luftfahrzeug an den unbemannten Flugkörper weitergeleitet, der dieses dann in seinem Empfänger entsprechend verarbeitet. Alternativ kann der elektrische Signaleingang des Flugkörpers elektrisch mit der Navigations- und Steuereinrichtung des Flugkörpers verbunden sein, wobei die vom Luftfahrzeug an den elektrischen Signaleingang des Flugkörpers gelieferten Signale Positionsbestimmungssignale sind, die von einem luftfahrzeugseitigen Empfänger geliefert werden. Bei dieser alternativen Ausgestaltung wird während des Tragflugs der flugkörperseitige Empfänger umgangen und die vom luftfahrzeugseitigen Empfänger gelieferten Signale werden direkt in die Navigations- und Steuereinrichtung des Flugkörpers geliefert.
  • Besonders bevorzugt ist eine Ausbildung des unbemannten Flugkörpers, bei welchem der Flugkörper eine Einrichtung zur Bestimmung der Fluglage aufweist und wobei der Empfänger in Abhängigkeit von der Fluglage des Flugkörpers mit Signalen von der ersten Antenne oder von einer der weiteren Antennen beaufschlagt wird. Durch diese Umschaltbarkeit der Antennen kann jeweils die in der entsprechenden Fluglage optimal zu den Satelliten des Navigationssystems ausgerichtete Antenne ausgewählt werden. Hierdurch wird nicht nur das jeweils beste Antennensignal an den Empfänger geleitet, sondern gleichzeitig wird zum Empfang nur jene Antenne benutzt, die in der entsprechenden Fluglage an der von der Erde abgewandten Seite des Flugkörpers gelegen ist, so dass diese Antenne zudem gegenüber von der Erde ausgehender Störstrahlung durch den Flugkörper abgeschirmt ist.
  • Eine besonders vorteilhafte Ausgestaltung des Flugkörpers wird dadurch erzielt, dass der Empfänger als Mehrfachempfänger ausgebildet ist, so dass er Signale zur Positionsbestimmung von zumindest zwei unterschiedlichen Navigationssystemen, beispielsweise GPS-Signale und Galileo-Signale, die er über die Antennen empfängt, verarbeiten und an die Navigations- und Steuereinrichtung weiterleiten kann. Diese Ausgestaltung ermöglicht es, Daten zur Positionsbestimmung, die von unterschiedlichen Navigationssystemen stammen, zu nutzen und so eine Redundanz zu erzielen.
  • Weiter vorteilhaft ist es, wenn die Navigations- und Steuereinrichtung so ausgebildet ist, dass sie die im Empfänger empfangenen und aufbereiteten Positionsbestimmungssignale der unterschiedlichen Navigationssysteme in einer Prüf- und Vergleichseinrichtung miteinander vergleicht, gegenseitig auf Plausibilität überprüft und unter Auswertung der Positionsbestimmungssignale der unterschiedlichen Navigationssysteme eine Positionsbestimmung durchführt. Hierdurch kann nicht nur eine höhere Genauigkeit der Bestimmung der eigenen Position erzielt werden, sondern gleichzeitig können die von den unterschiedlichen Navigationssystemen stammenden Positionsdaten gegenseitig auf Plausibilität überprüft werden und es kann so ein möglicherweise gestörtes Navigationssystem erkannt werden, so dass die von diesem gestörten Navigationssystem stammenden Daten von der Weiterverarbeitung ausgeschlossen werden können.
  • Vorzugsweise ist der Flugkörper als Gleitflugkörper ausgebildet.
  • Der Flugkörper kann alternativ oder zusätzlich einen eigenständigen Antrieb aufweisen.
  • Bevorzugte Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers sind in den Ansprüchen 8 bis 10 angegeben.
  • Gemäß dem Verfahren nach Patentanspruch 8 erhält der im Flugkörper vorgesehene Empfänger für Positionsbestimmungssignale bis zur Abkoppelung des Flugkörpers vom Luftfahrzeug die Signale für die Positionsbestimmung von zumindest einer luftfahrzeugseitigen Antenne und nach der Abkoppelung des Flugkörpers vom Luftfahrzeug nur noch von zumindest einer flugkörperseitigen Antenne. Dazu erhält der Empfänger des Flugkörpers nach der Abkoppelung des Flugkörpers vom Luftfahrzeug die Signale zur Positionsbestimmung im Vertikalflug von einer ersten flugkörperseitigen Antenne und im Horizontalflug von einer zweiten flugkörperseitigen Antenne. Die erste flugkörperseitige Antenne ist vorzugsweise am Heck des Flugkörpers vorgesehen und die zweite flugkörperseitige Antennen an der im Horizontalflug des Flugkörpers erdabgewandt gelegenen Oberseite.
  • Vorzugsweise wird die Abkoppelung des Flugkörpers vom Luftfahrzeug erst dann ermöglicht, wenn der Empfänger des Flugkörpers Signale zur Positionsbestimmung über die luftfahrzeugseitige Antenne empfängt und die Navigations- und Steuereinrichtung des Flugkörpers vom Empfänger die zugeordneten Positionsbestimmungssignale erhalten hat. Diese Bedingung gewährleistet, dass der im Flugkörper vorgesehene Empfänger im Augenblick des Abkoppelns einen Empfangskontakt zu zumindest einem Satelliten des entsprechenden Navigationssystems aufgebaut hat, wobei dieser Kontakt während des Umschaltens der Antennen nach der Abkoppelung auf die flugkörperseitigen Antennen nicht abreißt, so dass die Kontinuität der Positionsbestimmung in der Abkoppelphase des Flugkörpers vom Luftfahrzeug gewährleistet ist.
  • Besonders vorteilhaft ist ein Verfahren, bei dem der als Mehrfachempfänger ausgestaltete Empfänger des Flugkörpers Signale von zumindest zwei unterschiedlichen Navigationssystemen über die Antennen empfängt und daraus jeweils Positionsbestimmungssignale generiert, die an die Navigations- und Steuereinrichtung weitergeleitet werden, wobei die Navigations- und Steuereinrichtung die unterschiedlichen Positionsbestimmungssignale miteinander sowie mit einem Positionsbestimmungsbus eines flugkörperseitigen Navigationssystems, beispielsweise eines Inertialsystems, vergleicht und gegenseitig auf Plausibilität überprüft und wobei die Navigations- und Steuereinrichtung auf der Grundlage der sich aus den Positionsbestimmungssignalen der unterschiedlichen Navigationssysteme ergebenden jeweiligen Positionsdaten eine Positionsbestimmung durchführt. Dieses Verfahren schafft eine Redundanz, da die aktuelle Position des Flugkörpers auf der Grundlage unterschiedlicher Navigationssysteme ermittelt werden kann. Für den Fall, dass alle Navigationssysteme korrekte Daten liefern, kann durch gleichzeitige Nutzung der Positionsbestimmungssignale der unterschiedlichen Navigationssysteme eine höhere Genauigkeit der eigenen Positionsbestimmung erzielt werden. Sollte eines der Navigationssysteme hingegen gestört sein oder gezielt ungenaue oder verfälschte Positionsdaten aussenden, so kann dies durch eine Plausibilitätsprüfung erkannt werden und die Daten dieses Navigationssystems können von der Positionsbestimmung ausgeschlossen werden.
  • Alternativ kann die Navigations- und Steuereinrichtung des Flugkörpers bis zur Abkoppelung des Flugkörpers vom Luftfahrzeug Positionsbestimmungssignale von einem luftfahrzeugseitigen Empfänger und nach der Abkoppelung nur noch von einem flugkörperseitigen Empfänger empfangen.
  • Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
    • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • Es zeigt:
    • Fig. 1
    eine schematische Darstellung eines an einem Luftfahrzeug angekoppelten unbemannten Flugkörpers
    Fig. 2
    eine schematische Darstellung eines vom Luftfahrzeug abgekoppelten unbemannten Flugkörpers unmittelbar nach dem Abkoppeln.
    DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
  • Figur 1 zeigt einen unbemannten Flugkörper 1, der an einem schematisch dargestellten Luftfahrzeug 2 angekoppelt ist. Das Luftfahrzeug 2 weist dafür an der Rumpfunterseite oder an der Unterseite einer Tragfläche einen Bombenpylon 20 auf, der in Figur 1 teilweise geschnitten dargestellt ist. Der Bombenpylon 20 ist an seiner Unterseite teilweise offen ausgebildet und in diesem Bereich im Inneren des Bombenpylons 20 mit zwei lösbaren Halteeinrichtungen 22, 24 versehen, die mit zwei entsprechenden Gegenhalteeinrichtungen 12, 13, die aus einem oberen Tragelement 10 des Flugkörpers 1 hervorstehen, in Eingriff stehen und den Flugkörper 1 am Luftfahrzeug 2 fixieren. lm Bereich der offenen Unterseite des Bombenpylons 20 ist eine luftfahrzeugseitige elektrische Steckverbindung 26 vorgesehen, die mit einer Gegensteckverbindung 17 an der Oberseite des Flugkörpers 1 mechanisch und elektrisch verbunden ist, wobei die flugkörperseitige Gegensteckverbindung 17 einen elektrischen Signaleingang 31 aufweist.
  • Der Flugkörper 1 ist mit einer in den Figuren nur schematisch dargestellten Avionik 30 versehen, von der in den Figuren nur eine Navigations- und Steuereinrichtung 32 mit integrierter Prüf- und Vergleichseinrichtung 39, ein mit der Navigations- und Steuereinrichtung 32 elektrisch verbundener Empfänger 34 für Positionsbestimmungssignale und mit dem Empfänger 34 elektrisch verbundene Antennen 36, 38 gezeigt sind.
  • Der Flugkörper 1 ist an seinem Heckabschnitt mit vorzugsweise vier über den Umfang gleichmäßig voneinander beabstandeten, schwenkbaren und von der Navigations- und Steuereinrichtung 32 beaufschlagten Steuerflächen 14, 15 versehen. Im oberen Bereich des Flugkörpers sind zwei Tragflächen 16 angebracht, die dem Flugkörper 1 verbesserte Gleiteigenschaften verleihen.
  • Der elektrische Signaleingang 31 des Flugkörpers 1 ist über eine erste Signalleitung 33 mit der Navigations- und Steuereinrichtung 32 verbunden. Eine erste flugkörperseitige Antenne 36 ist im Heck des Flugkörpers angebracht und über eine zweite Signalleitung 35 mit dem flugkörperseitigen Empfänger 34 verbunden. Eine zweite flugkörperseitige Antenne 38 ist im Bereich der Oberseite des Flugkörpers angebracht und über eine dritte Signalleitung 37 mit dem flugkörperseitigen Empfänger 34 verbunden.
  • Die luftfahrzeugseitige Steckverbindung 26 enthält einen Signalausgang 23, der über eine erste luftfahrzeugseitige Signalleitung 25 mit einem Positionssignalempfänger 27 einer Luftfahrzeugavionik verbunden ist, der über eine zweite luftfahrzeugseitige Signalleitung 28 Signale zur Positionsbestimmung von einer luftfahrzeugseitigen Antenne 29 empfängt. Im gezeigten Beispiel ist das Analogsignal der luftfahrzeugseitigen Antenne 29 durch den Positionssignalempfänger durchgeleitet und liegt am Signalausgang 23 an.
  • Während des Tragflugs, in dem der Flugkörper 1 die in Figur 1 gezeigte, am Luftfahrzeug 2 angekoppelte Position einnimmt, wird der Empfänger 34 der Avionik 30 des Tragflugkörpers 1 über die erste flugkörperseitige Datenleitung 33, die Steckverbindung 16, 26 und die erste luftfahrzeugseitige Datenleitung 25 von der luftfahrzeugseitigen Antenne 29 mit Signalen zur Positionsbestimmung versorgt. Die Navigations- und Steuereinrichtung 32 wird daher während des Tragflugs mit Positionsbestimmungssignalen versorgt und kann permanent die aktuelle Position des Luftfahrzeugs 2 und des mit diesem verbundenen Flugkörpers 1 ermitteln.
  • Noch während des Tragflugs, bei welchem der unbemannte Flugkörper 1 noch am Luftfahrzeug 2 angekoppelt ist, wird der Empfänger 34 des Flugkörpers 1 über die Datenleitungen 25, 33 von der Avionik des Luftfahrzeugs initialisiert, wobei aktuelle Positions-, Geschwindigkeits- und Zeitdaten sowie diverse andere navigationsrelevante und kommunikationsrelevante Daten an die Avionik 30 des Tragflugkörpers übertragen werden. Erst wenn die vorgenannten Daten an den Flugkörper 1 übertragen worden sind und der Empfänger 34 des Flugkörpers 1 über die luftfahrzeugseitige Antenne 29 entsprechende Signale zur Positionsbestimmung empfängt und somit eine Verbindung zu einem oder mehreren Satelliten eines Navigationssystems aufgebaut hat, erfolgt eine Freigabe für den Abkopplungsmechanismus für den unbemannten Flugkörper 1, so dass der Flugkörper erst nach Erhalt der vorgenannten Signale und Aufbau einer Kommunikationsverbindung zu zumindest einem Satelliten eines Navigationssystems vom Luftfahrzeug 2 abgekoppelt werden kann.
  • Wird der unbemannte Flugkörper 1 vom Luftfahrzeug 2 abgekoppelt, wie dies in Figur 2 dargestellt ist, so wird die Steckverbindung 17, 26 gelöst und der Signalfluss vom Luftfahrzeug 2 zum Flugkörper 1 wird unterbrochen. Die unmittelbar vor dem Unterbrechen des Signalflusses von der Navigations- und Steuereinrichtung 32 des Flugkörpers 1 auf Grund der vom Luftfahrzeug gelieferten Signale zur Positionsbestimmung ermittelte Position wird in einem - nicht gezeigten - Speicher der Navigations- und Steuereinrichtung 32 gespeichert und die Navigations- und Steuereinrichtung 32 ermittelt ausgehend von dieser gespeicherten Position unmittelbar nach dem Abkoppeln des Flugkörpers 1 vom Luftfahrzeug 2 die Flugroute zu einem vorgegebenen Ziel.
  • Sobald sich der Flugkörper 1 aus dem Schatten des Luftfahrzeugs 2 gelöst hat und in den vertikalen Fallflug übergegangen ist, empfängt die im Heck des Flugkörpers 1 vorgesehene erste flugkörperseitige Antenne 36 eigenständig Signale für die Positionsbestimmung. Diese Signale werden von der ersten Antenne 36 über die zweite flugkörperseitige Datenleitung 35 an den flugkörperseitigen Empfänger 34 geleitet und dieser leitet entsprechende Positionsbestimmungssignale an die Navigations- und Steuereinrichtung 32 weiter, so dass der Flugkörper 1 schon in dieser Fallflugphase eine autonome Positionsbestimmung durchführen kann.
  • Tritt der Flugkörper 1 dann in den Horizontalflug über, so empfängt die an der Oberseite des Flugkörpers 1 vorgesehene zweite flugkörperseitige Antenne 38 die Signale zur Positionsbestimmung und leitet diese über die dritte flugkörperseitige Signalleitung 37 an den flugkörperseitigen Empfänger 34 weiter, der wiederum die entsprechenden Positionsbestimmungssignale an die Navigations- und Steuereinrichtung 32 weiterleitet. Auf diese Weise kann auch in der Horizontalflugphase des Flugkörpers 1 eine autonome Positionsbestimmung durchgeführt werden.
  • Eine Besonderheit des flugkörperseitigen Empfängers 34 liegt darin, dass der Empfänger 34 als Mehrfachempfänger, zum Beispiel als Mehrfrequenzempfänger, ausgestaltet sein kann und entweder abwechselnd oder gleichzeitig Signale von Satelliten unterschiedlicher Navigationssysteme, zum Beispiel GPS und Galileo, empfangen kann. Diese unterschiedlichen Signale werden dann vom Empfänger 34 an die Navigations- und Steuereinrichtung 32 geliefert, die sie dann parallel oder abwechselnd verarbeitet und woraufhin sie die sich daraus ergebenden Positionsdaten miteinander vergleicht. Ein derartiger Vergleich wird zu einer Plausibilitätskontrolle herangezogen, mittels der erkannt werden kann, ob eines der Navigationssysteme gestört ist oder die von diesem gelieferten Daten verfälscht sind.
  • Werden in der Prüf- und Vergleichseinrichtung 39 der Navigations- und Steuereinrichtung 32 die Signale unterschiedlicher Navigationssysteme jeweils als zuverlässig eingestuft, so kann die Navigations- und Steuereinrichtung 32 aufgrund der Signale der mehreren Navigationssysteme eine genauere Bestimmung der eigenen Position des Flugkörpers 1 durchführen, als sie mit Signalen von nur einem einzigen Navigationssystem möglich wäre.
  • Ist der unbemannte Flugkörper 1 als Waffe ausgestaltet, so lassen sich beispielsweise drei unterschiedliche Angriffsszenarien realisieren:
    1. a) zur Bekämpfung eines vorgeplanten, stationären Ziels werden die Missionsdaten, wie der geplante Ort der Abkoppelung des Flugkörpers 1 vom Luftfahrzeug 2, die Zielkoordinaten sowie andere Zielparameter, Anflugparameter für den Flugkörper 1 und Parameter zur Zündung der Waffe, vor dem Starten des Luftfahrzeugs in die Avionik des Flugkörpers 1 beziehungsweise einer von diesem transportierten Waffe geladen und dort gespeichert ;
    2. b) zur Bekämpfung eines zeitkritischen stationären Ziels wird nach dem Start des Luftfahrzeugs 2 das anzugreifende Ziel durch ein Zielerfassungs-/Zielerkennungs-System des Luftfahrzeugs 2 ermittelt und die entsprechenden Zieldaten werden von der Luftfahrzeugavionik an die Avionik des Flugkörpers 1 beziehungsweise der von diesem transportierten Waffe übertragen, wobei die Missionsplanung einschließlich der Berechnung des Abkoppelorts von der Avionik des Flugkörpers 1 oder der von diesem transportierten Waffe berechnet wird;
    3. c) zur Bekämpfung eines zeitkritischen beweglichen Ziels erfolgt die Zielerfassung von einem Zielerfassungs-/Zielerkennungs-System des Luftfahrzeugs 2 und die aktuellen Zielkoordinaten werden vom Luftfahrzeug 2 via Datenfunk zum bereits frei fliegenden Flugkörper 1 übertragen, wobei dann die Missionsplanung in der Avionik des Flugkörpers 1 beziehungsweise der vom Flugkörper 1 transportierten Waffe während des Freiflugs des Flugkörpers 1 durchgeführt wird.
  • Die Erfindung ist nicht auf das obige Ausführungsbeispiel beschränkt, das lediglich der allgemeinen Erläuterung des Kerngedankens der Erfindung dient. Im Rahmen des Schutzumfangs kann die erfindungsgemäße Vorrichtung vielmehr auch andere als die oben beschriebenen Ausgestaltungsformen annehmen. Die Vorrichtung kann hierbei insbesondere Merkmale aufweisen, die eine Kombination aus den jeweiligen Einzelmerkmalen der Ansprüche darstellen.
  • Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
    • Bezugszeichenliste
  • Es bezeichnen:
    • 1
    Flugkörper
    2
    Luftfahrzeug
    10
    Tragelement
    12
    Gegenhalteeinrichtung
    13
    Gegenhalteeinrichtung
    14
    Steuerfläche
    15
    Steuerfläche
    16
    Tragfläche
    17
    Gegensteckverbindung
    20
    Bombenpylon
    22
    Halteeinrichtung
    24
    Halteeinrichtung
    25
    erste luftfahrzeugseitige Signalleitung
    26
    Steckverbindung
    27
    luftfahrzeugseitiger Empfänger
    28
    zweite luftfahrzeugseitige Signalleitung
    29
    luftfahrzeugseitige Antenne
    30
    Avionik
    31
    elektrischer Signaleingang
    32
    Navigations- und Steuereinrichtung
    33
    erste flugkörperseitige Signalleitung
    34
    Empfänger
    35
    zweite flugkörperseitige Signalleitung
    36
    erste flugkörperseitige Antenne
    37
    dritte flugkörperseitige Signalleitung
    38
    zweite flugkörperseitige Antenne
    39
    Prüf- und Vergleichseinrichtung

Claims (10)

  1. Unbemannter Flugkörper, der von einem vorzugsweise angetriebenen Luftfahrzeug abkoppelbar ist, mit einer Navigations- und Steuereinrichtung (32), die einen mit einer ersten Antenne (36) elektrisch verbundenen Empfänger (34) für Signale zur Positionsbestimmung aufweist, der von der ersten Antenne (36) eingesammelte Signale empfängt und als Positionsbestimmungssignale an die Navigations- und Steuereinrichtung (32) weiterleitet, wobei
    der Flugkörper (1) einen elektrischen Signaleingang (31) aufweist, über den er bis zur Abkoppelung vom Luftfahrzeug mit dem Luftfahrzeug (2) verbunden ist und über den er vom Luftfahrzeug (2) mit Signalen zur Positionsbestimmung versorgt wird,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flugkörper (1) mit zumindest einer weiteren Antenne (38) versehen ist, die ebenfalls mit dem Empfänger (34) elektrisch verbunden ist.
  2. Unbemannter Flugkörper nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der elektrische Signaleingang (31) des Flugkörpers (1) elektrisch mit dem Empfänger (34) für Positionsbestimmungssignale des Flugkörpers (1) verbunden ist, wobei die vom Luftfahrzeug (2) an den elektrischen Signaleingang (31) des Flugkörpers (1) gelieferten Signale von einer luftfahrzeugseitigen Antenne (29) geliefert werden.
  3. Unbemannter Flugkörper nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flugkörper (1) eine Einrichtung zur Bestimmung der Fluglage aufweist und dass der Empfänger (34) in Abhängigkeit von der Fluglage des Flugkörpers (1) mit Signalen von der ersten Antenne (36) oder von einer der weiteren Antennen (38) beaufschlagt wird.
  4. Unbemannter Flugkörper nach einem der vorgehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Empfänger (34) als Mehrfachempfänger ausgebildet ist, so dass er Signale zur Positionsbestimmung von zumindest zwei unterschiedlichen Navigationssystemen, insbesondere GPS-Signale und Galileo-Signale, die er über die Antennen (36, 38, 29) empfängt, verarbeiten und an die Navigations- und Steuereinrichtung (32) weiterleiten kann.
  5. Unbemannter Flugkörper nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Navigations- und Steuereinrichtung (32) so ausgebildet ist, dass sie die vom Empfänger (34) erhaltenen Positionsbestimmungssignale der unterschiedlichen Navigationssysteme in einer Prüf- und Vergleichseinrichtung (39) miteinander vergleicht und gegenseitig auf Plausibilität überprüft und unter Auswertung der Positionsbestimmungssignale der unterschiedlichen Navigationssysteme eine Positionsbestimmung durchführt.
  6. Unbemannter Flugkörper nach einem der vorgehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flugkörper (1) als Gleitflugkörper ausgebildet und vorzugsweise mit Tragflächen (16) versehen ist.
  7. Unbemannter Flugkörper nach einem der vorgehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flugkörper (1) einen eigenständigen Antrieb aufweist.
  8. Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers, vorzugsweise eines Gleitflugkörpers, wobei der Flugkörper von einer Navigations- und Steuereinrichtung auf der Grundlage von Positionsbestimmungssignalen gesteuert wird, die mittels zumindest einer Antenne empfangen und von einem Empfänger an die Navigations- und Steuereinrichtung geliefert werden, wo auf der Grundlage der gelieferten Positionsbestimmungsignale eine Positionsbestimmung erfolgt, wobei der Empfänger (34) des Flugkörpers (1) bis zur Abkoppelung des Flugkörpers (1) vom Luftfahrzeug (2) Signale zur Positionsbestimmung von einer luftfahrzeugseitigen Antenne (29) und nach der Abkoppelung nur noch von zumindest einer flugkörperseitigen Antenne (36) erhält,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Empfänger (34) des Flugkörpers (1) nach der Abkoppelung des Flugkörpers (1) vom Luftfahrzeug (2) die Signale zur Positionsbestimmung im Vertikalflug von einer ersten flugkörperseitigen Antenne (36) und im Horizontalflug von einer zweiten flugkörperseitigen Antenne (38) erhält.
  9. Verfahren nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass eine Abkoppelung des Flugkörpers (1) vom Luftfahrzeug (2) erst dann ermöglicht ist, wenn der Empfänger (34) des Flugkörpers (1) Signale zur Positionsbestimmung über die luftfahrzeugseitige Antenne (29) empfängt und die Navigations- und Steuereinrichtung (32) des Flugkörpers (1) vom Empfänger (34) die zugeordneten Positionsbestimmungssignale erhalten hat.
  10. Verfahren nach Anspruch 8 oder 9,
    dadurch gekennzeichnet,
    - dass der als Mehrfachempfänger ausgestaltete Empfänger (34) des Flugkörpers (1) Signale von zumindest zwei unterschiedlichen Navigationssystemen über die Antennen (36, 38, 29) empfängt und daraus jeweils Positionsbestimmungssignale generiert, die an die Navigations- und Steuereinrichtung (32) weitergeleitet werden;
    - dass die Navigations- und Steuereinrichtung (32) die unterschiedlichen Positionsbestimmungssignale miteinander sowie mit einem Positionsbestimmungsergebnis eines flugkörperseitigen Navigationssystems vergleicht und gegenseitig auf Plausibilität überprüft und
    - dass die Navigations- und Steuereinrichtung (32) auf der Grundlage der sich aus den Positionsbestimmungssignalen der unterschiedlichen Navigationssysteme ergebenden jeweiligen Positionsdaten eine Positionsbestimmung durchführt.
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