EP2133648B1 - Unbemannter Flugkörper und Verfahren zur Flugführung - Google Patents

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EP2133648B1
EP2133648B1 EP09005089.9A EP09005089A EP2133648B1 EP 2133648 B1 EP2133648 B1 EP 2133648B1 EP 09005089 A EP09005089 A EP 09005089A EP 2133648 B1 EP2133648 B1 EP 2133648B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
target
carrier aircraft
unmanned
mission
Prior art date
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Active
Application number
EP09005089.9A
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English (en)
French (fr)
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EP2133648A1 (de
Inventor
Michael Grabmeier
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.)
MBDA Deutschland GmbH
Original Assignee
MBDA Deutschland GmbH
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Publication date
Application filed by MBDA Deutschland GmbH filed Critical MBDA Deutschland GmbH
Publication of EP2133648A1 publication Critical patent/EP2133648A1/de
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Publication of EP2133648B1 publication Critical patent/EP2133648B1/de
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Classifications

    • 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

Definitions

  • the present invention relates to a method for flight control of an unmanned missile according to the preamble of claim 1.
  • missiles of the generic type is conventionally only carried out after extensive advance planning, in which complex mission planning must be carried out in a, for example, ground-based mission planning station.
  • an optimal flight path for the unmanned missile is worked out on the basis of terrain models of the planned flight route.
  • This flight path is determined using a chain of so-called waypoints that are defined by latitude, longitude and altitude coordinates.
  • other mission parameters such as terrain and landmark models as well as warhead parameters, are also worked out, which together with the waypoints form a mission plan.
  • This mission plan is stored in the mission data memory of the unmanned missile before the launch of the carrier aircraft.
  • missiles of the generic type against so-called stationary, time-critical targets ("carry of opportunity").
  • targets can be, for example, mobile rocket launching ramps or mobile command and communication centers that are set up at short notice and can therefore only be recognized with a short lead time.
  • the US-A-5,943,009 discloses a guided bomb provided with a GPS controlled controller.
  • This guided bomb does not have its own drive unit. After being set down from a carrier aircraft, it follows a ballistic path. Furthermore, it also contains no mission data memory from which a control computer can obtain information for calculating a flight path, and consequently also no mission planning computer.
  • the EP 1 821 060 A1 discloses an unmanned missile and a method for determining the position of an unmanned missile that can be decoupled from an aircraft, the avionics of the missile being able to calculate a new mission plan.
  • the unmanned missile which can in particular be a cruise missile, is provided with a fuselage that accommodates a payload; Control surfaces which are movably attached to the fuselage by means of control surface drives; a drive device for the missile and an on-board computer, the mission data memory and a control computer has, which acts on the control surface drives with control signals. It is characterized by a mission planning computer, which is connected to the mission data memory for data exchange, and a data communication device, which is connected to the mission planning computer for data exchange.
  • the mission planning computer in the unmanned missile itself and no longer in a ground-based mission planning station, it is possible to transfer target data of short-term targets via a data link connection directly or via the carrier aircraft to the unmanned missile in hydrofoil, whereupon the mission planning computer on board the unmanned one Missile automatically carries out a possibly also simplified mission planning and stores the mission data determined by the on-board mission planning computer in its own mission data memory, so that the unmanned missile can then independently fly to the new destination using these new mission data.
  • the mission planning computer is preferably formed by mission planning software running in the on-board computer of the missile. This software solution allows existing unmanned missiles to be easily retrofitted by means of a software update, without the need for hardware conversion.
  • the data communication device of the missile is preferably connected to an associated data communication device of an aircraft carrying the missile in hydrofoil for data exchange with an on-board computer of the aircraft. This enables the target data required for calculating the mission plan to be transmitted from the aircraft's on-board computer to the missile.
  • connection between the data communication device of the aircraft and the data communication device of the missile is preferably formed by an umbilical cable connecting the missile to the aircraft.
  • the method for flight control of an unmanned missile in which the unmanned missile is launched from a carrier aircraft, has the steps according to claim 1.
  • Further target data which are preferably fed into the on-board computer of the unmanned missile, are the parameters (heading, altitude, speed) for the cruise flight and the decoupling from the carrier aircraft as well as further attack parameters in addition to the target coordinates data on the attack trajectory (pop-up trajectory, Airburst trajectory) and warhead parameters such as precharge parameters (on / off, distance sensor on / off, impact switch on / off) and penetrator parameters (on / off, type of Fuze program, airburst delays ).
  • This mission planning is a greatly simplified mission planning without threat analysis.
  • This simplified mission planning can alternatively also be carried out outside the missile, for example on the ground by means of a portable computer, the simplified mission planning data set then being transferred to the memory of the on-board computer of the unmanned missile and loaded via a radio link.
  • the calculation of the mission plan in the on-board computer of the unmanned missile enables only a few target data to be sent from a ground station of the new target must be transmitted to the missile and not a large number of mission data resulting from a mission plan calculation.
  • These target data can be transmitted via a data connection that has only a small bandwidth or with which only small transmission capacities are free.
  • the target data can be transmitted from a ground station via a tactical data link to the carrier aircraft and then forwarded from there to the unmanned missile via an umbilical cable.
  • the target data are preferably transmitted from the carrier aircraft to the unmanned missile via a data communication link during the hydrofoil of the missile connected to the carrier aircraft.
  • a data transmission radio link existing between the carrier aircraft and a ground station can be used without the need for an independent radio link from a ground station to the unmanned missile. Since according to the invention only a few target data have to be transmitted to the missile and not, as in the prior art, the data of an entire mission plan have to be transmitted, the data communication connection (data link) existing to the carrier aircraft can be used without any problems, even if only a small transmission capacity is still available on this data link connection is free.
  • the mission planning is preferably carried out by the on-board computer of the unmanned missile in hydrofoil of the unmanned missile connected to the carrier aircraft.
  • the implementation of the mission planning in the on-board computer of the missile makes it possible to dispense with the provision of additional hardware in the unmanned missile.
  • the implementation of the mission planning in the hydrofoil uses the computing capacities of the on-board computer that are free during the hydrofoil.
  • start coordinates are supplied from the on-board computer of the carrier aircraft via the data communication link to the mission planning computer of the unmanned missile and if the creation of the mission plan is carried out using the start and destination coordinates sent to the mission planning computer via the data communication link.
  • the unmanned missile becomes the first waypoint of the cruise flight path immediately after being dropped from the carrier aircraft steered, in which the cruise flight path merges into the threading flight path, and it flies there in compliance with a predetermined target speed.
  • the missile after being threaded into the attack trajectory, automatically detects the target and is guided autonomously into the target by means of an autopilot along the attack trajectory.
  • FIG Figure 1 shows an unmanned missile 1 which is detachably coupled to an aircraft 2 shown schematically.
  • the aircraft 2 has a bomb pylon 20 on the underside of the fuselage or on the underside of a wing, which is shown in FIG Figure 1 is shown partially cut.
  • the bomb pylon 20 is partially open on its underside and in This area inside the bomb pylon 20 is provided with two releasable holding devices 22, 24 which engage with two corresponding counter holding devices 13, 13 'protruding from an upper support element 10 of the missile 1 and fix the missile 1 on the aircraft 2.
  • the missile 1 comprises a fuselage 10 that accommodates a payload, wings 12 attached to the fuselage 10, at least one drive device, of which only the left air inlet 14 of the drive device provided on the side of the fuselage 10 is shown, as well as control surfaces 16 which are controlled by means of control surface drives (not shown) in FIG are movably attached to the fuselage 10 in a known manner.
  • the missile 1 is also provided with an avionics 3, which is also only shown schematically and is located in the interior of the fuselage 10.
  • the avionics 3 contains an on-board computer 30 which, in addition to effective connections to navigation devices, also has a mission data memory 32 and a control computer 34.
  • the control computer 34 is supplied with data from the mission data memory 32 of a predetermined flight path and a target to be approached and also receives navigation data from conventionally provided navigation devices, such as a satellite navigation system and / or an inertial navigation system.
  • the control computer 34 generates control signals which are sent to the control surface drives, whereupon they adjust the control surfaces 16 to control the missile 1.
  • an aircraft-side connector 26 is provided which is mechanically and electrically or optoelectronically connected to a mating connector 17 on the top of the missile 1, the missile-side Mating connector 17 has a signal input 31 which is connected via a signal line 33 to the avionics 3 for data transfer.
  • the plug connection 26 on the aircraft side contains a signal output 23 which is connected to an aircraft avionics 27 via a signal line 25 on the aircraft side.
  • the avionics 3 of the missile 1 is connected to the avionics 27 of the carrier aircraft for data exchange via the missile-side data line 33, the mating connector 17, the plug-in connection 26 and the aircraft-side data line 25.
  • a mission planning computer 36 is provided, which can either be an independent computer or which is stored in an executable manner as a computer program in the on-board computer 30.
  • the mission planning computer 36 is supplied with data on a target to be approached via a data communication device.
  • this data communication device is formed by the mating connector 17, which is connected via the connector 26 to the avionics 27 of the carrier aircraft, which contains an on-board computer of the aircraft.
  • the data communication device can, however, also be formed by a receiving device provided in the missile 1 which receives data sent to the missile by radio.
  • the mission planning computer 36 receives the target data from the aircraft avionics 27 via the signal line 25, the signal output 23 of the aircraft-side connector 26, the signal input 31 of the missile-side mating connector 17 and the signal line 33.
  • the avionics 27 of the carrier aircraft 2 receives the data to be forwarded to the mission planning computer 36 via a radio receiver 28 on the aircraft side, which is connected to an antenna 29 of the aircraft 2, via radio a mission planning station 4 shown only symbolically in the figure.
  • the mission planning station 4 can be stationed on earth or, for example, on a ship or in another aircraft.
  • mission plan data can be stored in the mission data memory 32 of the unmanned missile 1 even before the launch of the carrier aircraft 2 provided with the unmanned missile 1, the missile 1 is designed for a new mission plan in the mission plan computer 36, preferably during the hydrofoil, on the basis of newly received target data to calculate, then to store the calculated mission plan data in the mission data memory 32 and, after separation from the carrier aircraft, to head for the new destination on the basis of these newly calculated mission plan data.
  • the new target coordinates and other data on target properties that are relevant, for example, for the target approach procedure or the triggering of a warhead are transmitted to the carrier aircraft 2 by radio. These data are received in the carrier aircraft 2 by the antenna 29 and forwarded to the aircraft avionics 27 via the radio receiving device 28. This then forwards the data to the mission planning computer 36 in the carrier aircraft.
  • the mission planning computer 36 If the mission planning computer 36 has created the simplified mission plan and has calculated the mission data required for the autonomous navigation and control of the unmanned missile 1 and stored it in the mission data memory 32, it sends a confirmation signal to the aircraft avionics 27, which then activates a readiness status that allows the unmanned aircraft to be dropped Missile 1 from the aircraft 2 basically allows.
  • the mission planning computer 36 not in the unmanned missile 1, but in the avionics 27 of the carrier aircraft, so that only the newly calculated mission plan data are then transferred from the carrier aircraft to the mission data memory 32 of the avionics 3 of the unmanned missile.
  • target data and attack trajectories for time-critical targets can also be permanently stored in the mission data memory 32, so that the mission planning computer 36 in the unmanned missile 1 only covers the distance from a given drop-off point to an entry point (cruise flight path) in an attack trajectory and after receiving new target coordinates must calculate the threading path from the cruise flight path into the attack trajectory.
  • the flight path data of a suitable attack trajectory is taken by the mission planning computer 36 from the standard attack trajectories stored in the mission data memory 32, whereby it links the selected attack trajectory with the target coordinates.
  • the procedure for recalculating the mission plan is described in detail below.
  • the avionics 27 of the carrier aircraft 2 sends the target data received by radio from the mission planning station 4 to the avionics 3 of the missile 1 several times in succession until the avionics 3 of the missile 1 has confirmed receipt of the target data.
  • the avionics 3 of the missile 1 begins with the simplified mission planning in the mission planning computer 36 and reports this to the avionics 27 of the carrier aircraft.
  • the mission planning computer 36 transforms the standard attack trajectory selected according to the target data in such a way that the point of impact of the attack trajectory coincides with the target coordinates of the target data and the attack trajectory is aligned with the target coordinates in the approach direction.
  • a cruise flight path and a threading path for the unmanned missile 1 are then calculated in such a way that the missile moves from a defined altitude at a defined height Marching speed, taking into account the kinematic missile performances, threading into the attack trajectory determined in the previous step.
  • the cruise flight path When calculating the cruise flight path, it must be taken into account that sufficient time is available during the flight along this cruise flight path to arm the weapons carried in the missile (warhead) and to program the intelligent weapons with the target data received.
  • the data of the transformed attack trajectory, the calculated cruise flight path and the calculated threading path from the cruise flight path into the attack trajectory are then combined in a total flight path.
  • the data (waypoints) of this overall flight path are then stored as new mission plan data in the mission data memory 32 and made available from there to the control computer 34.
  • these newly calculated mission plan data are also forwarded to the avionics 27 of the carrier aircraft, so that the crew of the carrier aircraft can decide with which of the stored mission plans the unmanned missile 1 is to carry out its mission, that is, to which of the calculated targets the unmanned missile 1 is to be used should fly.
  • Fig. 2 shows a schematic representation of a flight path 100 that has been calculated by means of a simplified mission plan that has been calculated according to the inventive method for flight guidance.
  • the flight path 100 runs at a marching height 102 above the reference altitude (sea level) 104.
  • the line 106 represents the terrain contour of the earth surface section to be overflown.
  • the target 110 to be approached by the unmanned missile 1 is located on the terrain contour point 108.
  • the line 112 ending in the target 110 represents a standard attack trajectory and the line 114 represents a cruise flight path for the unmanned missile 1.
  • the entire flight path 100 is composed of the cruise flight path 114, the selected standard attack trajectory 112 and a threading path 116 connecting the cruise flight path 114 and the attack trajectory 112
  • the transition from the cruise flight path 114 to the threading path 116 is defined by a first waypoint 118 of the optimal flight altitude calculation (OFAC).
  • the detachment of the unmanned missile 1 from the carrier aircraft takes place at a release height which, including a safety area, is above the marching height 102, that is to say above the marching flight path 114.
  • This choice of the release height prevents the carrier aircraft from being endangered by the uncoupled unmanned missile 1.
  • the uncoupling of the unmanned missile 1 from the carrier aircraft takes place at a distance from the target that is less than the maximum range of the unmanned missile, which is calculated as a variable from the parameters altitude, airspeed, atmospheric data, wind data as well as the type of attack and a safety reserve. This maximum range is estimated by the mission planning computer 36 of the unmanned missile 1 during the simplified mission planning by means of a rough calculation.
  • the simplified mission plan contains the coordinates of the target to be approached, but no image data and thus no data model of the target, an automatic target recognition and tracking device (target tracker) provided in the unmanned missile cannot be used, so that the final approach to the target is exclusively based on navigation.
  • satellite navigation can be based not only on one satellite navigation system, but also using the navigation data from several satellite navigation systems (e.g. GPS , Gallileo).
  • other methods for navigation assistance can additionally be carried out, in which information from a satellite-based navigation system is combined with information from an inertial navigation system to increase the navigation accuracy, as is the case, for example, in FIG US 6,900,760 B2 is described.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Description

    TECHNISCHES GEBIET
  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Flugführung eines unbemannten Flugkörpers gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
  • Der Einsatz gattungsgemäßer Flugkörper erfolgt herkömmlicherweise nur nach umfangreicher Vorausplanung, bei der eine aufwendige Missionsplanung in einer beispielsweise bodengestützten Missionsplanungsstation durchgeführt werden muss. Bei dieser Missionsplanung wird anhand von Geländemodellen der geplanten Flugroute ein optimaler Flugweg für den unbemannten Flugkörper erarbeitet. Dieser Flugweg ist anhand einer Kette von sogenannten Wegpunkten, die durch Breiten-, Längen- und Höhenkoordinaten definiert sind, bestimmt. Neben diesen Wegpunkten des Flugwegs werden auch andere Missionsparameter, wie zum Beispiel Gelände- und Landmarken-Modelle sowie Gefechtskopfparameter, erarbeitet, die zusammen mit den Wegpunkten einen Missionsplan bilden. Dieser Missionsplan wird vor dem Start des Trägerluftfahrzeugs in den Missionsdatenspeicher des unbemannten Flugkörpers mit eingespeichert.
    • STAND DER TECHNIK
  • Ergibt sich während des Tragflugs, bei welchem der unbemannte Flugkörper vom Trägerluftfahrzeug zu einem Absetzpunkt, dem sogenannten "release point" transportiert wird, ein aktueller Bedarf, den Flugweg oder das gespeicherte Ziel zu ändern, so ist dies nur unter großen Schwierigkeiten möglich, indem in der Missionsplanungsstation ein neuer Missionsplan erarbeitet wird und indem dieser Missionsplan über eine Datenlinkverbindung, beispielsweise eine Satellitenfunkverbindung, zum Trägerluftfahrzeug gesandt und von diesem in den Missionsdatenspeicher des unbemannten Flugkörpers geladen wird. Ein Beispiel dafür ist in der nicht vorveröffentlichten deutschen Patentanmeldung DE 10 2007 056 661.3 und in der diese als Priorität in Anspruch nehmenden EP 2 080 981 A1 beschrieben.
  • Aus diesem Grund werden gattungsgemäße unbemannte Flugkörper bislang nur gegen lange im voraus aufgeklärte stationäre Ziele eingesetzt.
  • Häufig ist es jedoch erforderlich oder erwünscht, gattungsgemäße Flugkörper auch gegen sogenannte stationäre, zeitkritische Ziele ("traget of opportunity") einzusetzen. Derartige Ziele können beispielsweise mobile Raketenabschussrampen oder mobile Befehls- und Kommunikations-Zentralen sein, die kurzfristig errichtet werden und daher nur mit kurzem Zeitvorlauf erkannt werden können.
  • Die US-A-5,943,009 offenbart eine mit einer GPS-kontrollierten Steuerung versehene gelenkte Bombe. Diese gelenkte Bombe besitzt keine eigene Antriebseinheit. Sie folgt nach dem Absetzen aus einem Trägerflugzeug einer ballistischen Bahn. Sie enthält weiterhin auch keinen Missionsdatenspeicher, aus welchem ein Steuerungsrechner Information für die Berechnung einer Flugbahn entnehmen kann, und konsequenter Weise auch keinen Missionsplanungsrechner.
  • Die EP 1 821 060 A1 offenbart einen unbemannten Flugkörper und ein Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers, wobei die Avionik des Flugkörpers einen neuen Missionsplan berechnen kann.
    • DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zur Flugführung eines unbemannten Flugkörpers anzugeben, das es gestattet, derartige Flugkörper kurzfristig gegen stationäre, zeitkritische Ziele einzusetzen.
  • Diese Aufgabe wird gelöst durch das Verfahren zur Flugführung eines unbemannten Flugkörpers gemäß Patentanspruch 1.
  • Der unbemannte Flugkörper, der insbesondere ein Marschflugkörper sein kann, ist versehen mit einem eine Nutzlast aufnehmenden Rumpf; Steuerflächen, die mittels Steuerflächenantrieben bewegbar am Rumpf angebracht sind; einer Antriebseinrichtung für den Flugkörper und einem Bordcomputer, der einen Missionsdatenspeicher und einen Steuerungsrechner aufweist, welcher die Steuerflächenantriebe mit Steuersignalen beaufschlagt. Er zeichnet sich aus durch einen Missionsplanungsrechner, der mit dem Missionsdatenspeicher zum Datenaustausch verbunden ist, und eine Datenkommunikationseinrichtung, die mit dem Missionsplanungsrechner zum Datenaustausch verbunden ist.
  • Durch das Vorsehen des Missionsplanungsrechners im unbemannten Flugkörper selbst und nicht mehr in einer bodengestützten Missionsplanungsstation, ist es möglich, Zieldaten kurzfristig erkannter Ziele über eine Datenlinkverbindung direkt oder über das Trägerluftfahrzeug zum im Tragflug befindlichen unbemannten Flugkörper zu übertragen, woraufhin dann der Missionsplanungsrechner an Bord des unbemannten Flugkörpers eine gegebenenfalls auch vereinfachte Missionsplanung automatisch durchführt und die vom bordeigenen Missionsplanungsrechner ermittelten Missionsdaten im eigenen Missionsdatenspeicher abspeichert, so dass der unbemannte Flugkörper dann eigenständig unter Verwendung dieser neuen Missionsdaten das neue Ziel anfliegen kann.
  • Vorzugsweise ist der Missionsplanungsrechner durch eine im Bordcomputer des Flugkörpers ablaufende Missionsplanungssoftware gebildet. Diese Softwarelösung erlaubt eine einfache Nachrüstung von bereits vorhandenen unbemannten Flugkörpern durch ein Softwareupdate, ohne dass ein Hardwareumbau erforderlich ist.
  • Die Datenkommunikationseinrichtung des Flugkörpers ist vorzugsweise mit einer zugeordneten Datenkommunikationseinrichtung eines den Flugkörper im Tragflug tragenden Luftfahrzeugs zum Datenaustausch mit einem Bordcomputer des Luftfahrzeugs verbunden. Hierdurch wird ermöglicht, dass die zur Berechnung des Missionsplans erforderlichen Zieldaten vom Bordcomputer des Luftfahrzeugs in den Flugkörper übertragen werden können.
  • Weiterhin vorzugsweise ist die Verbindung zwischen der Datenkommunikationseinrichtung des Luftfahrzeugs und der Datenkommunikationseinrichtung des Flugkörpers von einem den Flugkörper mit dem Luftfahrzeug verbindenden Umbilicalkabel gebildet.
  • Das Verfahren zur Flugführung eines unbemannten Flugkörpers, bei welchem der unbemannte Flugkörper von einem Trägerluftfahrzeug aus abgesetzt wird, weist die Schritte gemäß Anspruch 1 auf. Weitere Zieldaten, die bevorzugt in den Bordcomputer des unbemannten Flugkörpers eingespeist werden, sind die Parameter (Heading, Höhe, Geschwindigkeit) für den Marschflug und die Auskopplung vom Trägerluftfahrzeug sowie als weitere Angriffsparameter neben den Zielkoordinaten Daten über die Angriffstrajektorie (Pop-Up-Trajektorie, Airburst-Trajektorie) und Gefechtskopf-Parameter, wie Precharge-Parameter (On/Off, Distanz-Sensor on/off, Impact-Schalter on/off) und Penetrator-Parameter (On/Off, Art des Fuze-Programms, Airburst-Verzögerungen).
  • Bei dieser Missionsplanung handelt es sich um eine stark vereinfachte Missionsplanung ohne Bedrohungsanalyse. Diese vereinfachte Missionsplanung kann alternativ auch außerhalb des Flugkörpers, beispielsweise am Boden mittels eines tragbaren Computers durchgeführt werden, wobei der dann entstehende vereinfachte Missionsplanungs-Datensatz über eine Funkverbindung in den Speicher des Bordcomputers des unbemannten Flugkörpers übertragen und geladen wird.
  • Bei der erfindungsgemäßen Missionsplanung werden bevorzugt folgende Maßnahmen durchgeführt:
    • Transformation einer Standard-Angriffstrajektorie, derart dass der Auftreffpunkt der Angriffstrajektorie mit den Koordinaten des Zieles zusammenfällt und die Angriffstrajektorie in Richtung des Headings der Zieldaten aus der Sicht eines das Ziel anfliegenden unbemannten Flugkörpers ausgerichtet ist;
    • Berechnung eines Marschflugpfades in einer Marschhöhe, die einer berechneten optimalen Flughöhe entspricht,
    • Berechnung eines Einfädelflugpfades derart,
      • dass der Einfädelflugpfad aus dem Marschflugpfad aus der Marschhöhe und einer vorgegebenen Marschgeschwindigkeit unter Berücksichtigung der kinematischen Flugleistungen des unbemannten Flugkörpers in die Angriffstrajektorie überleitet und
      • dass während des Marsches des Flugkörpers auf dem Flugpfad bei der vorgegebenen Marschgeschwindigkeit ausreichend Zeit zur Verfügung steht, um den Gefechtskopf des Flugkörpers zu schärfen und das gewählte Zündprogramm in den Gefechtskopfrechner zu laden;
    • Verbindung der transformierten Angriffstrajektorie, des Einfädelpfades und des Marschflugpfades zu dem gemeinsamen Flugpfad, so dass der Flugpfad einen Marschflugpfad, einen Einfädelflugpfad und die in das Ziel führende Angriffstrajektorie aufweist.
  • Die Berechnung des Missionsplans im Bordcomputer des unbemannten Flugkörpers ermöglicht es, dass von einer Bodenstation lediglich wenige Zieldaten des neuen Ziels an den Flugkörper übermittelt werden müssen und nicht eine Vielzahl von sich aus einer Missionsplanberechnung ergebenden Missionsdaten. Diese Zieldaten können über eine Datenverbindung übertragen werden, die nur eine geringe Bandbreite aufweist oder bei der nur noch geringe Übertragungskapazitäten frei sind. Beispielsweise können die Zieldaten von einer Bodenstation aus über einen taktischen Datenlink zum Trägerflugzeug übermittelt und von diesem dann über ein Umbilicalkabel an den unbemannten Flugkörper weitergeleitet werden.
  • Vorzugsweise werden die Zieldaten während des Tragflugs des mit dem Trägerluftfahrzeug verbundenen Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug über eine Datenkommunikationsverbindung zum unbemannten Flugkörper übertragen. Zur Durchführung dieser Übertragung kann eine zwischen dem Trägerluftfahrzeug und einer Bodenstation bestehende Datenübertragungs-Funkverbindung genutzt werden, ohne dass es einer eigenständigen Funkverbindung von einer Bodenstation zum unbemannten Flugkörper bedarf. Da erfindungsgemäß nur wenige Zieldaten an den Flugkörper zu übertragen sind und nicht, wie im Stand der Technik, die Daten eines gesamten Missionsplans übertragen werden müssen, kann die zum Trägerluftfahrzeug bestehende Datenkommunikationsverbindung (Daten-Link) problemlos mitbenutzt werden, auch wenn nur noch geringe Übertragungskapazität auf dieser DatenlinkVerbindung frei ist.
  • Vorzugsweise wird die Missionsplanung vom Bordcomputer des unbemannten Flugkörpers im Tragflug des mit dem Trägerluftfahrzeug verbundenen unbemannten Flugkörpers durchgeführt. Die Durchführung der Missionsplanung im Bordcomputer des Flugkörpers ermöglicht es, auf das Vorsehen einer zusätzlichen Hardware im unbemannten Flugkörper zu verzichten. Die Durchführung der Missionsplanung im Tragflug nutzt Rechenkapazitäten des Bordcomputers, die während des Tragflugs frei sind.
  • Vorteilhaft ist auch, wenn die Startkoordinaten vom Bordcomputer des Trägerluftfahrzeugs über die Datenkommunikationsverbindung an den Missionsplanungsrechner des unbemannten Flugkörpers geliefert werden und wenn die Erstellung des Missionsplans unter Verwendung der an den Missionsplanungsrechner über die Datenkommunikationsverbindung gelieferten Start- und Zielkoordinaten erfolgt.
  • Das Verfahren der Erfindung zeichnet sich vorzugsweise dadurch aus, dass das Erstellen des Missionsplanes eine Bestimmung von Freigabekriterien für das Absetzen des unbemannten Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug aufweist, bei der folgende Parameter einfließen:
    • die Geschwindigkeit des Trägerluftfahrzeugs liegt zwischen Mach = 0,65 und Mach = 0,85;
    • die Flughöhe des Trägerluftfahrzeugs über Seehöhe ist größer als oder gleich 2500 Fuß;
    • ein Flugpfad zu einem Ziel ist erfolgreich berechnet worden;
    • Flughöhe des Trägerluftfahrzeugs über Seehöhe liegt oberhalb der berechneten Marschflughöhe für den unbemannten Flugkörper zuzüglich eines vertikalen Sicherheitsabstandes von vorzugsweise 100 m innerhalb eines vertikalen Release-Höhenbereichs von vorzugsweise 200 m;
    • die Navigationsausrichtung des Trägerluftfahrzeugs und des Flugkörpers in Richtung auf das Ziel liegt in einem ausreichenden Winkelbereich;
    • der Geschwindigkeitsvektor des Trägerluftfahrzeugs liegt innerhalb der aus den Zieldaten berechneten Marschfluggeschwindigkeitsbandbreite und ist auf das Ziel zufliegend gerichtet;
    • die aktuelle Entfernung zum Ziel ist geringer als die geschätzte Reichweite des Flugkörpers, vorzugsweise bei verbrauchsarmem Geradeausflug in konstanter Höhe während des Marschflugs.
  • Vorzugsweise wird der unbemannte Flugkörper nach dem Absetzen vom Trägerluftfahrzeug unmittelbar zum ersten Wegpunkt des Marschflugpfades gelenkt, in welchem der Marschflugpfad in den Einfädelflugpfad übergeht, und er fliegt unter Einhaltung einer vorgegebenen Sollgeschwindigkeit dorthin.
  • Es ist auch von Vorteil, wenn der Flugkörper nach dem Einfädeln in die Angriffstrajektorie das Ziel automatisch erfasst und mittels eines Autopiloten entlang der Angriffstrajektorie autonom in das Ziel geführt wird.
  • Weitere bevorzugte und vorteilhafte Ausgestaltungsmerkmale des erfindungsgemäßen Verfahrens sind Gegenstand der verbleibenden Unteransprüche.
  • 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 zeigen:
    • Fig. 1
    eine teilweise geschnittene Seitenansicht des erfindungsgemäßen unbemannten Flugkörpers und
    Fig. 2
    eine Skizze eines gemäß der Erfindung berechneten Flugpfades.
    DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
  • Figur 1 zeigt einen unbemannten Flugkörper 1, der an einem schematisch dargestellten Luftfahrzeug 2 lösbar 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 13, 13', die aus einem oberen Tragelement 10 des Flugkörpers 1 hervorstehen, in Eingriff stehen und den Flugkörper 1 am Luftfahrzeug 2 fixieren.
  • Der Flugkörper 1 umfasst einen eine Nutzlast aufnehmenden Rumpf 10, auf dem Rumpf 10 angebrachte Tragflächen 12, zumindest eine Antriebseinrichtung, von der nur der linke seitlich am Rumpf 10 vorgesehene Lufteinlass 14 der Antriebseinrichtung gezeigt ist, sowie Steuerflächen 16, die mittels nicht gezeigter Steuerflächenantriebe in bekannter Weise bewegbar am Rumpf 10 angebracht sind.
  • Der Flugkörper 1 ist weiterhin mit einer Avionik 3 versehen, die ebenfalls nur schematisch dargestellt ist und sich im Inneren des Rumpfs 10 befindet. Die Avionik 3 enthält einen Bordcomputer 30, der neben wirksamen Verbindungen zu Navigationseinrichtungen auch einen Missionsdatenspeicher 32 sowie einen Steuerungsrechner 34 aufweist. Der Steuerungsrechner 34 wird nach dem Absetzen des Flugkörpers 1 vom Trägerluftfahrzeug 2 vom Missionsdatenspeicher 32 mit Daten eines vorgegebenen Flugwegs und eines anzufliegenden Ziels versorgt und erhält weiterhin Navigationsdaten aus in herkömmlicher Weise vorgesehenen Navigationseinrichtungen, wie einem Satellitennavigationssystem und/oder einem Trägheitsnavigationssystem. Aufgrund dieser Daten erzeugt der Steuerungsrechner 34 Steuersignale, die an die Steuerflächenantriebe geleitet werden, woraufhin diese die Steuerflächen 16 zur Steuerung des Flugkörpers 1 verstellen.
  • Im Bereich der offenen Unterseite des Bombenpylons 20 ist eine luftfahrzeugseitige Steckverbindung 26 vorgesehen, die mit einer Gegensteckverbindung 17 an der Oberseite des Flugkörpers 1 mechanisch und elektrisch oder optoelektronisch verbunden ist, wobei die flugkörperseitige Gegensteckverbindung 17 einen Signaleingang 31 aufweist, der über eine Signalleitung 33 mit der Avionik 3 zum Datentransfer verbunden ist.
  • Die luftfahrzeugseitige Steckverbindung 26 enthält einen Signalausgang 23, der über eine luftfahrzeugseitige Signalleitung 25 mit einer Luftfahrzeugavionik 27 verbunden ist.
  • Während des Tragflugs, in dem der Flugkörper 1 die in Figur 1 gezeigte, am Luftfahrzeug 2 angekoppelte Position einnimmt, ist die Avionik 3 des Flugkörpers 1 über die flugkörperseitige Datenleitung 33, die Gegensteckverbindung 17, die Steckverbindung 26 und die luftfahrzeugseitige Datenleitung 25 mit der Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs zum Datenaustausch verbunden.
  • In der Avionik 3 des unbemannten Flugkörpers 1 ist ein Missionsplanungsrechner 36 vorgesehen, der entweder ein eigenständiger Computer sein kann oder der als Computerprogramm im Bordcomputer 30 ablauffähig gespeichert ist. Der Missionsplanungsrechner 36 wird über eine Datenkommunikationseinrichtung mit Daten eines anzufliegenden Ziels versorgt. Diese Datenkommunikationseinrichtung ist im gezeigten Beispiel von der Gegensteckverbindung 17 gebildet, die über die Steckverbindung 26 mit der Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs verbunden ist, die einen Bordcomputer des Luftfahrzeugs enthält. Die Datenkommunikationseinrichtung kann aber auch durch eine im Flugkörper 1 vorgesehene Empfangseinrichtung gebildet sein, die per Funk zum Flugkörper gesendete Daten empfängt. Im gezeigten Beispiel, in welchem der unbemannte Flugkörper 1 im Tragflug unter dem Trägerluftfahrzeug 2 angekoppelt ist, erhält der Missionsplanungsrechner 36 die Zieldaten von der Luftfahrzeugavionik 27 über die Signalleitung 25, den Signalausgang 23 der luftfahrzeugseitigen Steckverbindung 26, den Signaleingang 31 der flugkörperseitigen Gegensteckverbindung 17 und die Signalleitung 33. Die Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs 2 erhält die an den Missionsplanungsrechner 36 weiterzuleitenden Daten über eine luftfahrzeugseitige Funkempfangseinrichtung 28, die mit einer Antenne 29 des Luftfahrzeugs 2 verbunden ist, über Funk von einer in der Figur nur symbolisch dargestellten Missionsplanungsstation 4. Die Missionsplanungsstation 4 kann auf der Erde oder beispielsweise auf einem Schiff oder in einem anderen Luftfahrzeug stationiert sein.
  • Obwohl bereits vor dem Start des mit dem unbemannten Flugkörper 1 versehenen Trägerluftfahrzeugs 2 Missionsplandaten im Missionsdatenspeicher 32 des unbemannten Flugkörpers 1 abgespeichert sein können, ist der Flugkörper 1 dafür ausgelegt, vorzugsweise während des Tragflugs, auf der Grundlage neu erhaltener Zieldaten einen neuen Missionsplan im Missionsplanrechner 36 zu berechnen, die errechneten Missionsplandaten dann im Missionsdatenspeicher 32 abzuspeichern und nach der Trennung vom Trägerluftfahrzeug aufgrund dieser neu errechneten Missionsplandaten das neue Ziel anzusteuern. Dazu werden die neuen Zielkoordinaten sowie andere Daten über Zieleigenschaften, die beispielsweise für die Zielanflugprozedur oder die Auslösung eines Gefechtskopfs relevant sind, an das Trägerluftfahrzeug 2 per Funk übertragen. Diese Daten werden im Trägerluftfahrzeug 2 von der Antenne 29 empfangen und über die Funkempfangseinrichtung 28 an die Luftfahrzeugavionik 27 weitergeleitet. Diese leitet die Daten dann an den Missionsplanungsrechner 36 im Trägerluftfahrzeug weiter.
  • Hat der Missionsplanungsrechner 36 den vereinfachten Missionsplan erstellt und die für die autonome Navigation und Steuerung des unbemannten Flugkörpers 1 erforderlichen Missionsdaten berechnet und im Missionsdatenspeicher 32 abgespeichert, so sendet er ein Bestätigungssignal an die Luftfahrzeugavionik 27, die dann einen Bereitschaftsstatus aktiviert, der ein Absetzen des unbemannten Flugkörpers 1 vom Luftfahrzeug 2 grundsätzlich ermöglicht.
  • Es ist auch möglich, den Missionsplanungsrechner 36 nicht im unbemannten Flugkörper 1 vorzusehen, sondern in der Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs, so dass dann vom Trägerluftfahrzeug lediglich die neu berechneten Missionsplandaten in den Missionsdatenspeicher 32 der Avionik 3 des unbemannten Flugkörpers übertragen werden.
  • Neben den Missionsplandaten können im Missionsdatenspeicher 32 auch Zieldaten und Angriffstrajektorien für zeitkritische Ziele fest abgespeichert werden, so dass der Missionsplanungsrechner 36 im unbemannten Flugkörper 1 nach dem Erhalt neuer Zielkoordinaten nur noch die Wegstrecke von einem vorgegebenen Absetzpunkt zu einem Eintrittspunkt (Marschflugpfad) in eine Angriffstrajektorie und den Einfädelpfad aus dem Marschflugpfad in die Angriffstrajektorie berechnen muss. Die Flugwegdaten einer geeigneten Angriffstrajektorie nimmt der Missionsplanungsrechner 36 aus den im Missionsdatenspeicher 32 gespeicherten Standard-Angriffstrajektorien, wobei er die ausgewählte Angriffstrajektorie mit den Zielkoordinaten verknüpft.
  • Zwar wurde vorstehend beschrieben, dass die Neuberechnung eines Missionsplans während des Tragflugs des unbemannten Flugkörpers 1 am Luftfahrzeug 2 erfolgt, doch ist es grundsätzlich auch möglich, die Berechnung des Missionsplans im Missionsplanungsrechner 36 zumindest teilweise auch nach dem Ablösen des unbemannten Flugkörpers 1 vom Luftfahrzeug 2 durchzuführen.
  • Nachfolgend wird die Vorgehensweise bei der Neuberechnung des Missionsplans detailliert beschrieben. Die Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs 2 sendet die über Funk von der Missionsplanungsstation 4 erhaltenen Zieldaten an die Avionik 3 des Flugkörpers 1 mehrmals in zeitlichen Abständen hintereinander, bis die Avionik 3 des Flugkörpers 1 den Erhalt der Zieldaten bestätigt hat. Die Avionik 3 des Flugkörpers 1 beginnt mit der vereinfachten Missionsplanung im Missionsplanungsrechner 36 und meldet dies an die Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs. Der Missionsplanungsrechner 36 transformiert die entsprechend den Zieldaten ausgewählte Standard-Angriffstrajektorie derart, dass der Aufschlagpunkt der Angriffstrajektorie mit den Zielkoordinaten der Zieldaten zusammenfällt und die Angriffstrajektorie in Anflugrichtung auf die Zielkoordinaten ausgerichtet ist. Anschließend erfolgt die Berechnung eines Marschflugpfades und eines Einfädelpfades für den unbemannten Flugkörper 1 derart, dass der Flugkörper aus einer definierten Marschhöhe bei einer definierten Marschgeschwindigkeit unter Berücksichtigung der kinematischen Flugkörperleistungen in die im vorhergehenden Schritt ermittelte Angriffstrajektorie einfädelt.
  • Bei der Berechnung des Marschflugpfades ist zu berücksichtigen, dass während des Flugs entlang dieses Marschflugpfades ausreichend Zeit zur Verfügung steht, um die im Flugkörper mitgeführten Waffen (Gefechtskopf) zu schärfen und die intelligenten Waffen mit den erhaltenen Zieldaten zu programmieren. Anschließend werden die Daten der transformierten Angriffstrajektorie, des berechneten Marschflugpfades und des berechneten Einfädelpfades vom Marschflugpfad in die Angriffstrajektorie in einem Gesamtflugpfad zusammengefasst. Die Daten (Wegpunkte) dieses Gesamtflugpfades werden dann als neue Missionsplandaten im Missionsdatenspeicher 32 abgespeichert und von dort dem Steuerungsrechner 34 zur Verfügung gestellt. Gleichzeitig werden diese neu berechneten Missionsplandaten auch an die Avionik 27 des Trägerluftfahrzeugs weitergeleitet, so dass die Besatzung des Trägerluftfahrzeugs entscheiden kann, mit welchem der gespeicherten Missionspläne der unbemannte Flugkörper 1 seine Mission ausführen soll, das heißt, in welches der berechneten Ziele der unbemannte Flugkörper 1 fliegen soll.
  • Fig. 2 zeigt in schematischer Darstellung einen Flugpfad 100, der mittels eines vereinfachten Missionsplans, der gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren zur Flugführung berechnet worden ist. Der Flugpfad 100 verläuft in einer Marschhöhe 102 über der Bezugshöhe (Seehöhe) 104. Die Linie 106 stellt die Geländekontur des zu überfliegenden Erdoberflächenabschnitts dar. Das vom unbemannten Flugkörper 1 anzufliegende Ziel 110 befindet sich auf dem Geländekonturpunkt 108. Die im Ziel 110 mündende Linie 112 stellt eine Standard-Angriffstrajektorie dar und die Linie 114 stellt einen Marschflugpfad für den unbemannten Flugkörper 1 dar. Der gesamte Flugpfad 100 setzt sich zusammen aus dem Marschflugpfad 114, der gewählten Standard-Angriffstrajektorie 112 sowie einem den Marschflugpfad 114 und die Angriffstrajektorie 112 verbindenden Einfädelpfad 116. Der Übergang aus dem Marschflugpfad 114 in den Einfädelpfad 116 ist durch einen ersten Wegpunkt 118 der optimalen Flughöhenberechnung (OFAC) definiert.
  • Die Ablösung des unbemannten Flugkörpers 1 vom Trägerluftfahrzeug erfolgt in einer Release-Höhe, die einschließlich eines Sicherheitsbereichs oberhalb der Marschhöhe 102, also oberhalb des Marschflugpfads 114 liegt. Durch diese Wahl der Release-Höhe wird eine Gefährdung des Trägerluftfahrzeugs durch den abgekoppelten unbemannten Flugkörper 1 ausgeschlossen. Die Abkoppelung des unbemannten Flugkörpers 1 vom Trägerluftfahrzeug erfolgt in einer Entfernung vom Ziel, die geringer ist, als die maximale Reichweite des unbemannten Flugkörpers, die sich als Variable aus den Parametern Flughöhe, Fluggeschwindigkeit, Atmosphärendaten, Winddaten sowie der Angriffsart und einer Sicherheitsreserve berechnet. Diese maximale Reichweite wird vom Missionsplanungsrechner 36 des unbemannten Flugkörpers 1 während der vereinfachten Missionsplanung mittels einer überschlägigen Berechnung geschätzt.
  • Wenn der vereinfachte Missionsplan zwar die Koordinaten des anzufliegenden Ziels enthält, jedoch keine Bilddaten und damit kein Datenmodell des Ziels, kann eine im unbemannten Flugkörper vorgesehene automatische Zielerkennungs- und Verfolgungseinrichtung (Zieltracker) nicht genutzt werden, so dass der Zielendanflug ausschließlich navigationsgestützt erfolgt. Um die sich daraus ergebende geringere Präzision des Zielendanflugs zu kompensieren und eine allzu negative Beeinträchtigung der Zielerreichungsgenauigkeit zu vermeiden, kann die Satelliten-Navigation auf der Grundlage nicht nur eines Satelliten-Navigationssystems, sondern unter Nutzung der Navigationsdaten von mehreren Satelliten-Navigationssystemen (zum Beispiel GPS, Gallileo) erfolgen. Weiterhin können zusätzlich andere Verfahren für die Navigationsstützung durchgeführt werden, bei welchen Informationen eines satellitengestützten Navigationssystems mit Informationen eines Inertial-Navigationssystems zur Erhöhung der Navigationsgenauigkeit kombiniert werden, wie dies beispielsweise in der US 6,900,760 B2 beschrieben ist.
  • Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung, welche gemäß den beigefügten Ansprüchen definiert ist, und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
    • Bezugszeichenliste
  • Es bezeichnen:
    • 1
    Flugkörper
    2
    Luftfahrzeug
    3
    Avionik
    4
    Missionsplanungsstation
    10
    Rumpf
    12
    Tragfläche
    13, 13'
    Gegenhalteeinrichtung
    14
    Antriebseinrichtung
    16
    Steuerflächen
    17
    Gegensteckverbindung
    20
    Bombenpylon
    22
    Halteeinrichtung
    23
    Signalausgang
    24
    Halteeinrichtung
    25
    Signalleitung
    26
    Steckverbindung
    27
    Luftfahrzeugavionik
    28
    Funkempfangseinrichtung
    29
    Antenne
    30
    Bordcomputer
    31
    Signaleingang
    32
    Missionsdatenspeicher
    33
    Signalleitung
    34
    Steuerungsrechner
    36
    Missionsplanungsrechner
    100
    Flugpfad
    102
    Marschhöhe
    104
    Seehöhe
    106
    Geländekontur
    108
    Geländekonturpunkt
    110
    Ziel
    112
    Angriffstrajektorie
    114
    Marschflugpfad
    116
    Einfädelpfad
    118
    erster Wegpunkt

Claims (8)

  1. Verfahren zur Flugführung eines unbemannten Flugkörpers, bei welchem der unbemannte Flugkörper (1) von einem Trägerluftfahrzeug (2) aus abgesetzt wird, mit den Schritten
    - Erstellen eines Missionsplans für den unbemannten Flugkörper auf der Grundlage von vorgegebenen Start- und Zielkoordinaten;
    - Speichern des Missionsplans in einen Speicher (32) eines Bordcomputers (30) des unbemannten Flugkörpers;
    - Steuerung des vom Trägerluftfahrzeug verschossenen Flugkörpers zum vorgegebenen Ziel mittels eines Steuerungsrechners (34) des Bordcomputers und mittels Steuerungseinrichtungen (16) des Flugkörpers auf der Basis des im Speicher des Flugkörpers gespeicherten Missionsplans;
    wobei
    - zumindest die Zielkoordinaten über eine Datenkommunikationsverbindung in den Bordcomputer des unbemannten Flugkörpers eingespeist werden; und
    - mittels dieser eingespeisten Zielkoordinaten von einem Missionsplanungsrechner (36) des Flugkörpers der Missionsplan erstellt wird und im Speicher des Bordcomputers des unbemannten Flugkörpers abgespeichert wird, wobei der Missionsplanungsrechner ein eigenständiger Computer ist oder als Computerprogramm im Bordcomputer ablauffähig gespeichert ist,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass Wegpunkte eines Gesamtpflugpfades als neu berechnete Missionsplandaten in dem Speicher des Bordcomputers abgespeichert, von dort dem Steuerungsrechner zur Verfügung gestellt und an eine Avionik (27) des Trägerluftfahrzeuges weitergeleitet werden.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Zieldaten während des Tragflugs des mit dem Trägerluftfahrzeug verbundenen Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug über die Datenkommunikationsverbindung zum unbemannten Flugkörper übertragen werden.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Missionsplanung vom Bordcomputer des unbemannten Flugkörpers im Tragflug des mit dem Trägerluftfahrzeug verbundenen unbemannten Flugkörpers durchgeführt wird.
  4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet,
    - dass auch die Startkoordinaten vom Bordcomputer des Trägerluftfahrzeugs über die Datenkommunikationsverbindung an den Missionsplanungsrechner des unbemannten Flugkörpers geliefert werden; und
    - dass die Erstellung des Missionsplans unter Verwendung der an den Missionsplanungsrechner über die Datenkommunikationsverbindung gelieferten Start- und Zielkoordinaten erfolgt.
  5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass zu einer vereinfachten Missionsplanung, bei welcher auf eine Bedrohungsanalyse verzichtet wird, folgende Maßnahmen durchgeführt werden:
    - Transformation einer Standard-Angriffstrajektorie, derart dass der Auftreffpunkt der Angriffstrajektorie mit den Koordinaten des Zieles zusammenfällt und die Angriffstrajektorie in Richtung des Headings der Zieldaten aus der Sicht eines das Ziel anfliegenden unbemannten Flugkörpers (1) ausgerichtet ist;
    - Berechnung eines Marschflugpfades (114) in einer Marschhöhe (102), die einer berechneten optimalen Flughöhe entspricht,
    - Berechnung eines Einfädelflugpfades (116) derart,
    dass der Einfädelflugpfad (116) aus dem Marschflugpfad (114) aus der Marschhöhe (102) und einer vorgegebenen Marschgeschwindigkeit unter Berücksichtigung der kinematischen Flugleistungen des unbemannten Flugkörpers (1) in die Angriffstrajektorie (112) überleitet und
    dass während des Marsches des Flugkörpers (1) auf dem Flugpfad (100) bei der vorgegebenen Marschgeschwindigkeit ausreichend Zeit zur Verfügung steht, um den Gefechtskopf des Flugkörpers zu schärfen und das gewählte Zündprogramm in den Gefechtskopfrechner zu laden;
    - Verbindung der transformierten Angriffstrajektorie (112), des Einfädelpfades (116) und des Marschflugpfades (114) zu dem gemeinsamen Flugpfad (100), so dass der Flugpfad (100) einen Marschflugpfad (114), einen Einfädelflugpfad (116) und die in das Ziel (110) führende Angriffstrajektorie (112) aufweist.
  6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Erstellen des Missionsplanes eine Bestimmung von Freigabekriterien für das Absetzen des unbemannten Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug aufweist, bei der folgende Parameter einfließen:
    - die Flughöhe des Trägerluftfahrzeugs über Seehöhe ist größer als oder gleich 2500 Fuß;
    - Flughöhe des Trägerluftfahrzeugs über Seehöhe liegt oberhalb der berechneten Marschflughöhe für den unbemannten Flugkörper zuzüglich eines vertikalen Sicherheitsabstandes von vorzugsweise 100 m innerhalb eines vertikalen Release-Höhenbereichs von vorzugsweise 200 m;
    - die Navigationsausrichtung des Trägerluftfahrzeugs und des Flugkörpers in Richtung auf das Ziel liegt in einem ausreichenden Winkelbereich;
    - der Geschwindigkeitsvektor des Trägerluftfahrzeugs liegt innerhalb der aus den Zieldaten berechneten Marschfluggeschwindigkeitsbandbreite und ist auf das Ziel zufliegend gerichtet;
    - die aktuelle Entfernung zum Ziel ist geringer als die geschätzte Reichweite des Flugkörpers, vorzugsweise bei verbrauchsarmem Geradeausflug in konstanter Höhe während des Marschflugs.
  7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der unbemannte Flugkörper nach dem Absetzen vom Trägerluftfahrzeug unmittelbar zum ersten Wegpunkt des Marschflugpfades gelenkt wird, in welchem der Marschflugpfad in den Einfädelflugpfad übergeht, und unter Einhaltung einer vorgegebenen Sollgeschwindigkeit dorthin fliegt.
  8. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Flugkörper nach dem Einfädeln in die Angriffstrajektorie das Ziel automatisch erfasst und mittels eines Autopiloten entlang der Angriffstrajektorie autonom in das Ziel geführt wird.
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