EP2405233B1 - Verfahren zum Steuern eines Gefechtsflugkörpers - Google Patents

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EP2405233B1
EP2405233B1 EP11005432.7A EP11005432A EP2405233B1 EP 2405233 B1 EP2405233 B1 EP 2405233B1 EP 11005432 A EP11005432 A EP 11005432A EP 2405233 B1 EP2405233 B1 EP 2405233B1
Authority
EP
European Patent Office
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mission
data
control means
component
missile
Prior art date
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Revoked
Application number
EP11005432.7A
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English (en)
French (fr)
Other versions
EP2405233A2 (de
EP2405233A3 (de
Inventor
Thomas Dr. Kuhn
Wilhelm Hinding
Andreas Beutel
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.)
Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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Publication date
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Application filed by Diehl BGT Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
Publication of EP2405233A2 publication Critical patent/EP2405233A2/de
Publication of EP2405233A3 publication Critical patent/EP2405233A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2405233B1 publication Critical patent/EP2405233B1/de
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/226—Semi-active homing systems, i.e. comprising a receiver and involving auxiliary illuminating means, e.g. using auxiliary guiding missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves

Definitions

  • the invention relates to a method for controlling a combat missile comprising a data memory, a control means and a mission component, wherein the control means controls the mission component during a flight of the combat missile.
  • a combat missile and method of controlling such a combat missile are off US Pat. No. 7,506,587 B1 known.
  • a missile introduced into a rocket launcher is recognized by the fire control system and classified, for example, on the basis of a type designation.
  • the detection can be done by a codified interface, such as a plug shape or the like, so that the fire control system can correctly recognize the type of missile introduced into the missile launcher.
  • the control means controls the flight of the Missiles according to the data received from the fire control system, which may include an aircraft trajectory, an ignition timing and other data.
  • the data memory contains identification data for a plurality of different mission components and the control means reads type data from the mission component, identifies the type of mission component based on the recognition data and the type data, and controls steps depending on the type Mission component.
  • the invention is based on the consideration that the execution of a mission with a new mission component in a conventional combat missile, e.g. The transfer of a new active use, was previously associated with a considerable effort, because properties of the mission component in the fire control system had to be re-integrated and above all qualified. Therefore, before inserting a new mission component into the known combat missile, the computer systems of the fire control system must be supplied with the type data of the new mission component and this process had to be qualified to verify that the algorithms for calculating control data stored in the fire control system Missile with the new type data work properly and in any battle situation. With a large number of different mission components such integration and qualification in different fire control systems is associated with a very high expenditure. This limits flexibility, e.g. rocket artillery with regard to alternative warhead variants.
  • control data for controlling the mission component of the fire control system in the control means of the combat missile can be moved.
  • control data may be data for controlling the missile on its trajectory, data for triggering an action, data for controlling a launch angle, and the like.
  • An integration and qualification of the type data of the mission component does not have to take place in the fire control system, but can take place at the level of the combat missiles are relocated.
  • the tasks of the fire control system can be simplified to the transmission of mission data to the missile, so that the fire control system does not need to process the specific type data of the mission component.
  • the fire control system of a modular artillery rocket system for example, only needs to know one single type of ammunition, namely the generic type of the missile, for example the modular artillery rocket. This can, for example, spend different payloads in different active applications, wherein the control means of the missile is programmed and the data memory of the missile contains such data that a calculation of the control action adapted to the active use by the control means is possible.
  • the data store contains detection data about a plurality of different mission components.
  • Detection data is such data by which the control means can identify the type of mission component, for example by comparing type data of the mission component with the recognition data.
  • the identification data can be identical to the type data, so that for identification, for example, the type designation is compared with a list of type designations.
  • the type data may be any type of information identifying the type of mission component. In a particularly simple way, type data can be acquired by the control means if they are stored in a data component of the mission component and are read out by the control means or handed over to the control means.
  • type data may also be hardware information, such as an interface property, e.g. a plug shape.
  • the type of the mission component is identified by the control means and the control means is based on control data in the data memory, which are associated with the corresponding identification data of the mission component, and / or control data in the data component of the mission component capable of the Steurstoff or data storage generically applied algorithms, for example for steering, regulation and / or mission control, to parameterize the mission component used in the missile appropriately. Accordingly, the control steps are calculated by means of the control data depending on the type of the mission component and executed by the control means during the mission of the missile.
  • control means it is also expedient for the control means to calculate the control steps as a function of the composition of different mission components, the mission components being known from the outset Can be mission components or also the control means initially unknown, so they must be identified only on the basis of the type data.
  • control means For identification, it suffices if the control means identifies one of several types of the mission component. Thus, for example, a completely new mission component can be used, which is not yet known to the control means. Nevertheless, by associating with a type group, communication between the control means and the mission component can be established and the control means can obtain data from the mission component for further communication or for calculating the control steps.
  • the combat missile is expediently a missile with an active use for destroying a target, in particular a combat missile, for example a ground-based missile, ie a ground-to-surface missile or a ground-to-air missile, or a sea or airborne missile.
  • a combat missile for example a ground-based missile, ie a ground-to-surface missile or a ground-to-air missile, or a sea or airborne missile.
  • the control steps may be mission control steps, such as steps to directionally control the flight of the missile and / or steps to control operation of a mission component, e.g. for deploying a work item, there may be steps for communicating with other units, e.g. for the purpose of determining control data, calculating steps for obtaining control data, and others.
  • the control means or the data memory contains generically applied algorithms for the control steps and the control means parameterizes these algorithms with control data or directly with the type data.
  • the combat missile contains at least one mission component from the group of rocket engine, active charge, seeker, fuselage and wing structure.
  • the combat missile may thus contain one or more such mission components which it recognizes and controls as indicated.
  • Each mission component expediently contains a data medium which contains the type data and possibly further data, such as operational data or operational data.
  • the data means may be a pure data storage means, such as a ROM, or a control means with a processor.
  • the identification data stored in the data memory can be subdivided into component groups, eg the component group of the rocket motors, the component group of the active charges, the component group of the seekers and the component group of the fuselage and wing structures.
  • Each component group can contain one or more mission components of the same group.
  • the control means can check whether there is a mission component for each component group and has been detected and the corresponding software component of the control means has been parameterized, for example on the basis of the type data, so that each mission component is ready for operation.
  • a further advantageous embodiment of the invention provides that the control means controls the missile on a trajectory and thereby controls the combat component, e.g. triggers the active intervention.
  • control means selects data from the type data of the mission component and transmits them to a control unit outside the missile.
  • the transmitted data may be taken from the data memory or be generated therefrom by the control means or be read out of the mission component or its data means.
  • a fire control center can be informed of which mission component or mission components are deployed in the missile so that the external control unit, such as a fire control center, can issue mission commands tailored to the mission component.
  • control means also parameterizes an algorithm of the external control unit on the basis of the data.
  • the external control unit can thus easily determine mission data, without having to be able to parameterize the respective algorithm according to the - possibly unknown - mission components.
  • the data is conveniently such data that the external control unit processes to create mission commands.
  • possible modes of operation e.g. Detonation modes of an active intervention, advantageous, which has received the control means expediently from the data means of the mission component and forwards to the external control unit.
  • control means receives from an external control unit mission data, in particular those which the external control unit has calculated in dependence on the parameterized by the control means algorithm.
  • Mission data can Target coordinates, a launch time, boundary conditions for a trajectory and the like.
  • control means receive mission data, e.g. Target coordinates or general target data to be transmitted, in particular from a Feuerleitrechner, and the control means calculated from the mission data flight data of the missile.
  • the flight data may be data characterizing the flight of the missile, such as a trajectory design, an approach direction to the target, a deployment trigger point, and the like.
  • the fire control computer which has traditionally been managed with these tasks, can be relieved of load so that it no longer needs to be so familiar with type data of the mission component.
  • control means can make a determination as to whether a flight is to the given destination, taking into account the type of mission component, e.g. of the rocket engine, is allowable.
  • the allowability can be given if the achievement of the goal as such is possible.
  • the allowability can also be characterized by the achievement or exceeding of a given value in terms of meeting a goal.
  • the success value may be a hit probability, a goal achievement below a predetermined approach angle, or before the expiration of a predetermined time.
  • a fire control center can be further de-respon- sible for the mission so that further integration of type data in the fire control computer can be dispensed with.
  • Use of the type data for identifying the mission component is sufficient so that control data and target data can be used to calculate the mission data using the type data.
  • control means determines an aircraft trajectory to a predetermined destination in dependence on the type data of the mission component.
  • the flight trajectory can be selected or calculated and is determined taking into account the type of active use. Destination coordinates as the endpoint of the flight trajectory may have been received by the control means from an external control unit.
  • the missile is in a launcher and the control means determines an angular position of the launcher in dependence on properties of the mission component and notifies the angular position of an external control unit.
  • the external control unit may be that of the launcher or a control unit of a fire control system.
  • the angular position can be a specific spatial direction, ie a specific direction of a spatial vector, or an angular range, for example around a spatial direction.
  • the angular position may be one-dimensional, e.g. as elevation angle, or two-dimensional.
  • the external control unit can check the suitability of the angular position, for example as a function of further missiles in the launcher and angular positions which they require.
  • the control unit of the missiles notified angular positions differ over a predetermined threshold.
  • the control unit may notify the control means of the missiles in the launcher of the discrepancy, for example by answering the reported angle as inappropriate.
  • the control unit determines from the different angular positions of the plurality of missiles in the launcher a firing position of the launcher and transmits them to the control means of the missile.
  • the firing position can be a compromise between different angular positions, for example an averaging of the different angular positions.
  • the control means of the missile can now determine whether the missile can reach a predetermined target in a predetermined manner depending on the firing position and the type of mission component.
  • the predetermined manner may be achievement or achievement under given conditions.
  • the firing position can be positively acknowledged by the control means, so that the launcher is ready for a launch of the missile.
  • the combat missile may include a plurality of mission components initially unknown to the control means. It is therefore advantageous if the control means reads out type data of a plurality of mission components combined in the combat missile from the data memory, identifies their types on the basis of the recognition data and the type data and carries out control steps in dependence on the composition of the mission components.
  • the control means is provided with or has access to control software, which is expediently divided into several software components.
  • control software which is expediently divided into several software components.
  • each mission component there may be a separate software component, which in particular is assigned to only one mission component group, and e.g. can be tailored by parameterization to a mission component of the group.
  • a universal applicability of the control software can thus be achieved if at least one software component is created so that it can be used for several different mission components, e.g. several mission components of a component group, such as different seekers or various so-called airframes, ie fuselage and wing structures.
  • the software component is parameterized as a function of the type data, so that the control means can now control the mission component with the parameterized software component.
  • the software component may include a navigation component and / or a mission flow control and / or an image processing component and / or a flight controller.
  • the invention is also directed to a missile having a fuselage containing a data store, a mission component, and a control means that is prepared to control the mission component during a flight of the combat missile.
  • control means is signal connected to the data memory containing detection data on a plurality of different mission components, and the control means is prepared to read type data from the mission component, identify the type of the mission component and control steps depending on the type of the mission component perform.
  • the preparation of the control means can be realized by appropriate control software of the control means, the sequence - for example, in conjunction with suitable input signals, such as sensor signals or read signals of type data - causes such a control.
  • the control means expediently comprises electronic elements which comprise a processor and a data memory which are necessary or useful for running the control software.
  • control means is prepared for controlling one, several or all of the method steps described above.
  • the control means is expediently prepared to control the missile on a trajectory and to trigger the active intervention.
  • the invention is directed to a system of multiple combat missiles as described, each containing different mission components.
  • the control means of all combat missiles be equipped with the same hardware and software components.
  • the same mission component groups associated software components of the control means before a parameterization are identical.
  • all control means are initially equipped with a software component for the seeker, all of these software components being identical.
  • the initially identical software components can now be adapted to the different seekers, so that they subsequently act differently, according to the search heads assigned to them.
  • the control means comprises, besides those software components which are adapted to mission components, e.g. through parameterization, other key hardware components that remain the same in every combat missile. These may be an inertial system used to determine the location and location of the combat missile in space, a GPS system for receiving position data, a power supply for conditioning all electrical voltages required in the combat missile from an internal or external voltage source and data interfaces for transmission of Data to recipients outside the combat missile.
  • the new combat missile controller can contain only the same software components as the controllers of the other combat missiles equipped. By parameterizing the software component that is assigned to the new mission component, the software component can be made ready for operation.
  • each combat missile has the same mounting frame, which carries the control means.
  • a uniform control means can thus be easily installed. If each combat missile has the same cabling from an interface to the control means to several mission components, in particular with the same hardware interfaces as plugs, a mounting of the combat missiles can be facilitated.
  • Fig. 1 shows a combat missile 2, which is designed as a ground-to-ground defense missile, on a trajectory 4, which is guided by a starting device 6 to a destination point 8 through a landscape 10.
  • the launcher 6 is a truck with a mobile launcher into which a modular rocket insert with a plurality of combat missiles 2 is inserted.
  • the target point 8 is that location in the room at which the combat missile 2 is expected to hit its target 12, which is in the shown embodiment is an armored vehicle to be fought by the combat missile 2.
  • the combat missile 2 can just as well be any missile that is to fly from a starting point to a predicted meeting point 8 with a destination.
  • a fire command, the target coordinates of the meeting point 8 and further mission data are given by a fire control system 14 to the launcher 6 or the combat missile 2, which in Fig. 1 is schematically indicated by a house.
  • Fig. 2 shows the combat missile 2 in an enlarged and schematic representation.
  • the combat missile 2 comprises in its indicated hull a rocket motor 16, an action insert 18 with a data means 20, a control means 22 which is connected to a data memory 24, a seeker 26 and a hood 28, the transparent dome 30 during the approach to the Target 12 protects.
  • the control means 22 and the data memory 24 are installed in a mounting frame in the fuselage.
  • the control means 22 can control the flight of the combat missile 2.
  • the rocket motor 16, the seeker head 26 and the control system 32 also contain a corresponding data means 20.
  • the components rocket motor 16, seeker head 26, active insert 18 and the control system 32 are generally referred to as mission components.
  • Each of the data means 20 contains type data of the mission component to which it is assigned or included.
  • the type data may include a type designation and operational data of the corresponding mission component.
  • the combat missile 2 is modular. It comprises a plurality of component groups, in this embodiment four, each having a plurality of mission components, wherein from each component group at least one mission component is installed in the combat missile.
  • a family of missiles can be created in which each combat missile of the family contains a base and mission components, the base being the same in all combat missiles of the family, and the mission components being assorted differently.
  • the base consists of the control means, which may be a management computer with control software, and which may have an inertial measuring unit, a GPS receiver, a power supply, a data link and electrical or logical interface to a starting device.
  • the remaining components of the combat missiles can be assigned to the individual mission components.
  • Combat missiles of this family can be used by different platforms against ground, sea or air targets, can be used over different ranges, can contain different warheads, thus active inserts, and dispose of different steering strategies and target approaches.
  • the "B” group of rocket motors includes a solid fuel engine, a jelly engine, and a multi-stage engine, these three types of engines again being in different sizes in the family, but omitted from illustration.
  • the group “C” Wirkladept are included. Shown are a small shaped active body, eg against vehicles, a large shaped active body, eg for the penetration of buildings, a non-lethal body, eg with sensors, and a large active body with several small penetrators.
  • the group of seekers is labeled "D" and includes an IR seeker head with cooled image processing for detecting and tracking air targets, a multi-color IR seeker head with cooled image processing for detecting ground targets Seeker head with a semi-active laser and a dummy seeker, which is actually only a nose of the nose and is used when no seeker head is needed, for example, in very well-grounded ground targets, if a pure coordinate approach provides sufficient security.
  • a variety of different combat missiles can be produced modular. While the simplest variant of a combat missile uses a single-stage solid state propulsion engine of conventional design, a steerable jet engine is used to combat long-range targets or combat modes with target overflight, target identification, and subsequent assault. Likewise, a simple variant of the Zielsuchsensorik exist in a semi-active laser seeker head, while it should also give more sophisticated variants with image-processing seekers in different spectral ranges for air and ground targets. For reasons of clarity, individual representations of different combat missiles can be dispensed with, since the variety of variants of the missile family already comprises the components Fig. 3 becomes visible.
  • the illustrated component spectrum is just one embodiment.
  • the range of different mission components is even greater when considering modern warheads with programmable effects. If necessary, not all theoretically possible combinations are tactically meaningful. Nevertheless, it should be generally assumed that all mission components of the various groups can be combined.
  • FIG Fig. 4 An embodiment of a base is shown in FIG Fig. 4 shown. It forms the control means 22 for all combat missiles 2 of the family. It contains a plurality of hardware components 36-44, which of course can also be equipped with own software, and a software module 46 with several software components 48.
  • the hardware components 36-44 are a GPS receiver 36, an inertial measurement unit 38 for location and position determination in space , a processor unit 40 with one or more processors for data processing, a bidirectional data link 42 and a power supply 44.
  • the control means 22 is equipped with interfaces 49: an interface 49 to the GPS antenna, one to the uplink antenna and an interface for communication with external units outside the combat missile 2, eg with the fire control 14th
  • the software components 48 are programmed so that each software component 48 has a basic version, e.g. can be adapted by parameterization to all members of a component group. In this way, the control means can be configured for all possible or useful component combinations.
  • all functions are stored for all members of the component group and can each be activated by a call.
  • there is a flight controller for each missile group A which is adapted to the payload to be transported.
  • the missile family expediently has a uniform transport and starburst container which forms the interface to the starting device.
  • step 52 the rocket insert with, for example, 4 x 4 containers, in each of which a combat missile 2 is stored, loaded into the launcher of the launcher 6.
  • the type of combat missile 2 so that it is a combat missile 2 of the modular family system, can be reported to the fire control system 14, for example, when connecting the rocket insert to the launcher, as known by the type of missile deployment and the type of combat missile 2 is.
  • the detection of the missile deployment and thus the nature of the combat missile 2 can be done by specified hardware, for example by the nature of a data connector for data transmission, from the nature of the starting device 6 can already detect the type of missile deployment.
  • the combat missiles are supplied with electrical voltage in step 54.
  • the control means 22 of the combat missile 2 automatically moves up in step 56 and in step 58, via the data bus 51, retrieves the type data of the mission components 50 from their data means, e.g. Type designations.
  • the control means 22 compares the type data in step 60 with the recognition data stored in the data memory 24 and identifies the mission component, e.g. For example, a plurality of designations of different mission components 50 are stored in the data memory 24 so that the control means 22 recognizes the types of the mission components 50 on the basis of the designation read or received by the data means 20.
  • control means can now parameterize the corresponding software components (step 62) so that they are prepared for the control of the special existing mission components 50.
  • control means 22 logs on to the fire control system 14 with the name of the active insert 18 (step 64).
  • the type of combat missile 2 and the exact name of the active element 18 are thus known to the fire control system 14.
  • all the mission components 50 are known to the control means 22 after the identification 60, so that the composition of the mission components 50 in the combat missile 2 can be forwarded to the fire control system 14.
  • an alignment of the mission components 50 actually used in the missile deployment such as active missions 18, seekers, engines, etc. of the multiple combat missiles 2 with the data of the launching device 6 for Missile deployment in step 66.
  • the launching device 6, or its control unit can be informed, which mission components 50 are present in the combat missiles 2 of the rocket insert.
  • control means 22 it can also be checked whether the software in the control means 22 has a planned degree of actuality. If this is not the case, an update 68 of the software can take place, for example, by the control unit of the starting device 6 or by the fire control system 14.
  • step 70 the control means 22 parameterizes an algorithm of an external control unit of the fire control system 14 using data from the mission components 50, such as the action insert 18, so that the control unit can generate mission commands to perform the mission.
  • step 72 the target coordinates of the target point 8 are transmitted from the fire control system 14 to the control means 22 of the combat missile 2 and, if appropriate, a target weather report and further data or mission commands.
  • the control means 22 calculates in step 74 an angular position of the launcher, which is advantageous for the launching of the combat missile 2 in the direction of the target point 8.
  • the angular position is a two-dimensional vector of an azimuth angle and an elevation angle.
  • the angular position depends on the type of mission of the combat missile 2 and this in turn depends on the type of active use, so that when calculating the angular position of the type of active use is taken into account.
  • the uncertainties may be indicated in an uncertainty or uncertainty around the nominal trajectory within which the combat missile 2 will fly with a given probability.
  • the probability of mission success also includes determining whether the mission with the launching angle is even allowable, that is, feasible at all or under given conditions. Feasibility depends on the type of active power 18, such as its weight, and on terminal conditions required by the active power, such as approach direction to the target 12 and / or minimum terminal speed, and the like. These data are taken into account in the calculation of the probability of mission success.
  • the mission parameters are communicated to the fire control system 14 by the control means 22 and this determines the Go or NoGo for the combat missile 2. For example, the fire control system 14 checks whether the trajectory meets all overflight conditions and whether each point within the uncertainty hose can be flown without collision, e.g. when flying over a ridge.
  • the launcher 6 or its launcher drives the launch direction in step 80. Subsequently, a start of the combat missile 2 from the launcher 6 in step 82 and a control of the flight of the combat missile 2 in step 84 to a release of the active use 18th
  • the control of the combat missile 2 by the control means 22 is, of course, adapted to the mission components 50 present in the combat missile, so that the control steps are carried out in dependence on the composition of the mission components 50.
  • the composition of the mission components 50 e.g. an aircraft trajectory depending on the existing engine, the wing structure, the type of active use, the weight of the combat missile, including the size of the active use, and other sizes more.
  • a completely new mission component 50 can in principle also be integrated into a combat missile which was still unknown when the software module 46 was created. It is only to pay attention to the compatibility with the software modules 46 and in particular the corresponding software component 48.
  • the corresponding software component can also be adapted to the previously unknown mission component 50 so that it can control the operation of the mission component 50 , If a compatible design of the new mission component 50 is not possible, only the corresponding, ie associated software component can be renewed and integrated into the software module 46, so that this process is also associated with relatively little effort.

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern eines Gefechtsflugkörpers, der einen Datenspeicher, ein Steuermittel und eine Missionskomponente enthält, bei dem das Steuermittel die Missionskomponente während eines Flugs des Gefechtsflugkörpers steuert.
  • Ein Gefechtsflugkörper und Verfahren zum Steuern eines solchen Gefechtsflugkörpers sind aus US 7,506,587 B1 bekannt.
  • Für Raketenartillerie haben sich in den letzten Jahrzehnten die Anforderungen existenziell geändert. Standen früher im Rahmen der Landesverteidigung die weichen und halbharten Flächenziele im Fokus, so dominiert heute die Forderung, Kollateralschäden unbedingt zu vermeiden und hochflexibel bezüglich der Fähigkeit zur Verbringung unterschiedlicher Nutzlasten zu sein. Zur Verbringung unterschiedlicher Nutzlasten werden verschiedenartige Raketenartillerie-Flugkörper zum Ziel gesteuert und in der Nähe, am Ziel oder erst kurz nach einem Aufschlag gezündet. Entsprechend werden Eigenschaften einer Nutzlast in ein Feuerleitsystem einprogrammiert, sodass dieses die Flugkörper entsprechend der Nutzlasten gezielt verschießen kann.
  • Hierzu ist es bekannt, dass ein in einen Raketenwerfer eingeführter Flugkörper vom Feuerleitsystem erkannt und beispielsweise anhand einer Typenbezeichnung klassifiziert wird. Das ErKennen kann durch eine kodifizierte Schnittstelle, beispielsweise eine Steckerform oder dergleichen, erfolgen, sodass das Feuerleitsystem fehlerfrei den Typ des in den Raketenwerfer eingeführten Flugkörpers erkennen kann. Anhand der im Feuerleitsystem hinterlegten Daten zum entsprechenden Raketentyp wird - unter Berücksichtigung von Zielkoordinaten, Wetterdaten und gegebenenfalls weiteren Daten - eine Mission des Flugkörpers berechnet und an ein Steuermittel des Flugkörpers übertragen. Nach einem Abschuss des Flugkörpers aus der Raketenbatterie steuert das Steuermittel den Flug des Flugkörpers entsprechend der vom Feuerleitsystem erhaltenen Daten, die eine Flugtrajektorie, einen Zündzeitpunkt und weitere Daten beinhalten können.
  • Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Steuern eines Gefechtsflugkörpers anzugeben, mit dem der Gefechtsflugkörpers in einfacher und an seine Missionskomponente angepasster Weise gesteuert werden kann.
  • Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, bei dem der Datenspeicher Erkennungsdaten zu einer Mehrzahl verschiedener Missionskomponenten enthält und das Steuermittel Typdaten aus der Missionskomponente ausliest, den Typ der Missionskomponente anhand der Erkennungsdaten und der Typdaten identifiziert und Steuerschritte in Abhängigkeit vom Typ der Missionskomponente ausführt.
  • Die Erfindung geht hierbei von der Überlegung aus, dass die Ausführung einer Mission mit einer neuen Missionskomponente in einem an sich bekannten Gefechtsflugkörper, z.B. die Verbringung eines neuen Wirkeinsatzes, bisher mit einem erheblichen Aufwand verbunden war, weil Eigenschaften der Missionskomponente im Feuerleitsystem neu integriert und vor allem qualifiziert werden mussten. Vor dem Einsetzen einer neuen Missionskomponente in den bekannten Gefechtsflugkörper müssen daher die Rechnersysteme des Feuerleitsystems mit den Typdaten der neuen Missionskomponente versorgt werden und es musste dieser Vorgang soweit qualifiziert werden, dass geprüft wird, dass die im Feuerleitsystem hinterlegten Algorithmen zur Berechnung von Steuerdaten zum Steuern des Flugkörpers mit den neuen Typdaten einwandfrei und in jeder Gefechtssituation funktionieren. Bei einer Vielzahl von unterschiedlichen Missionskomponenten ist eine solche Integration und Qualifizierung in unterschiedlichen Feuerleitsystemen mit einem sehr hohen Aufwand verbunden. Dies schränkt die Flexibilität, z.B. der Raketenartillerie bezüglich alternativer Gefechtskopfvarianten, stark ein.
  • Dieses Problem wird durch die Erfindung dadurch gelöst, dass die Erzeugung von Steuerdaten zum Steuern der Missionskomponente vom Feuerleitsystem in das Steuermittel des Gefechtsflugkörpers verlegt werden kann. Solche Steuerdaten können Daten zum Steuern des Flugkörpers auf seiner Flugbahn sein, Daten zum Auslösen eines Wirkeinsatzes, Daten zum Steuern eines Abschusswinkels und dergleichen. Eine Integration und Qualifizierung der Typdaten der Missionskomponente muss hierdurch nicht im Feuerleitsystem stattfinden, sondern kann auf die Ebene des Gefechtsflugkörpers verlagert werden. Die Aufgaben des Feuerleitsystems können auf die Übermittlung von Missionsdaten an den Flugkörper vereinfacht werden, sodass das Feuerleitsystem die konkreten Typdaten der Missionskomponente nicht mehr verarbeiten muss. Das Feuerleitsystem eines beispielsweise modularen Artillerieraketensystems muss nur noch eine einzige Munitionsart kennen, nämlich den generischen Typ des Flugkörpers, beispielsweise die modulare Artillerierakete. Diese kann z.B. unterschiedliche Nutzlasten in unterschiedlichen Wirkeinsätzen verbringen, wobei das Steuermittel des Flugkörpers so programmiert ist und der Datenspeicher des Flugkörpers solche Daten enthält, dass eine Berechnung der an den Wirkeinsatz angepassten Steuerschritte durch das Steuermittel möglich ist.
  • Um eine solche Modularität des Flugkörpers zu gewährleisten, enthält der Datenspeicher Erkennungsdaten zu einer Mehrzahl verschiedener Missionskomponenten. Erkennungsdaten sind solche Daten, anhand derer das Steuermittel den Typ der Missionskomponente identifizieren kann, beispielsweise durch einen Vergleich von Typdaten der Missionskomponente mit den Erkennungsdaten. Die Erkennungsdaten können identisch mit den Typdaten sein, so dass zur Identifizierung beispielsweise die Typenbezeichnung mit einer Liste von Typenbezeichnungen verglichen wird. Die Typdaten können jede Art von Information sein, die den Typ der Missionskomponente kennzeichnen. Besonders einfach können Typdaten vom Steuermittel erfasst werden, wenn sie in einem Datenmittel der Missionskomponente gespeichert sind und vom Steuermittel ausgelesen werden oder dem Steuermittel übergeben werden. Typdaten können jedoch auch Hardwareinformationen sein, wie eine Schnittstelleneigenschaft, z.B. eine Steckerform.
  • Der Typ der Missionskomponente wird vom Steuermittel identifiziert und das Steuermittel ist anhand von Steuerdaten im Datenspeicher, die den entsprechenden Erkennungsdaten der Missionskomponente zugeordnet sind, und/oder von Steuerdaten im Datenmittel der Missionskomponente in der Lage, die im Steurmittel oder Datenspeicher generisch angelegten Algorithmen, beispielsweise zur Lenkung, Regelung und/oder Missionssteuerung, für die im Flugkörper eingesetzte Missionskomponente geeignet zu parametrieren. Entsprechend werden die Steuerschritte in Abhängigkeit vom Typ der Missionskomponente mit Hilfe der Steuerdaten berechnet und während der Mission des Flugkörpers vom Steuermittel ausgeführt. Hierbei ist es auch zweckmäßig, wenn das Steuermittel die Steuerschritte in Abhängigkeit von der Zusammenstellung unterschiedlicher Missionskomponenten berechnet, wobei die Missionskomponenten von vorne herein bekannte Missionskomponenten sein können oder ebenfalls dem Steuermittel zunächst unbekannte, so dass sie erst anhand der Typdaten identifiziert werden müssen.
  • Zur Identifikation ist es ausreichend, wenn das Steuermittel eine von mehreren Typengruppen der Missionskomponente identifiziert. So kann beispielsweise eine völlig neue Missionskomponente zum Einsatz gebracht werden, die dem Steuermittel noch nicht bekannt ist. Durch die Zuordnung zu einer Typgruppe kann dennoch eine Kommunikation zwischen dem Steuermittel und der Missionskomponente aufgebaut werden und das Steuermittel kann von der Missionskomponente Daten für eine weitergehende Kommunikation oder zum Berechnen der Steuerschritte erhalten.
  • Der Gefechtsflugkörper ist zweckmäßigerweise ein Flugkörper mit einem Wirkeinsatz zum Zerstören eines Ziels, insbesondere eine Gefechtsrakete, beispielsweise eine bodengestützte Rakete, also eine Boden-Boden-Rakete oder eine Boden-Luft-Rakete, oder eine see- oder luftgestützte Rakete.
  • Das Steuern bzw. die Steuerschritte können Schritte zur Missionssteuerung sein, wie Schritte zum Richtungssteuern des Flugs des Flugskörpers und/oder Schritte Steuern eines Betriebs einer Missionskomponente, z.B. zum Verbringen eines Wirkeinsatzes, es können Schritte zur Kommunikation mit anderen Einheiten sein, z.B. zum Zweck des Ermittelns von Steuerdaten, Berechnungsschritte zum Ermitteln von Steuerdaten und weiteres. Vorteilhafterweise enthält das Steuermittel oder der Datenspeicher generisch angelegte Algorithmen für die Steuerschritte und das Steuermittel parametriert diese Algorithmen mit Steuerdaten oder direkt mit den Typdaten.
  • In einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung enthält der Gefechtsflugkörper zumindest eine Missionskomponente aus der Gruppe Raketenmotor, Wirkladung, Suchkopf, Rumpf- und Flügelstruktur. Der Gefechtsflugkörper kann also eine oder mehrere solcher Missionskomponenten enthalten, die er wie angegeben erkennt und steuert. Jede Missionskomponente enthält zweckmäßigerweise ein Datenmittel, das die Typdaten und ggf. weitere Daten, wie Betriebs-, oder Einsatzdaten, enthält. Das Datenmittel kann ein reines Datenspeichermittel sein, wie ein ROM, oder ein Steuermittel mit einem Prozessor.
  • Die im Datenspeicher hinterlegten Erkennungsdaten können in Komponentengruppen gegliedert sein, z.B. die Komponentengruppe der Raketenmotoren, die Komponentengruppe der Wirkladungen, die Komponentengruppe der Suchköpfe und die Komponentengruppe der der Rumpf- und Flügelstrukturen. Jede Komponentengruppe kann eine oder mehrere Missionskomponenten der gleichen Gruppe enthalten. Zur vollständigen Initialisierung des Gefechtsflugkörpers kann das Steuermittel prüfen, ob zu jeder Komponentengruppe eine Missionskomponente vorliegt und erkannt wurde und die entsprechende Softwarekomponente des Steuermittels parametriert wurde, z.B. anhand der Typdaten, so dass jede Missionskomponente betriebsbereit ist.
  • Eine weitere vorteilhafte Ausführungsform der Erfindung sieht vor, dass das Steuermittel den Flugkörper auf einer Flugbahn steuert und dabei die Gefechtskomponente steuert, z.B. den Wirkeinsatz auslöst.
  • Eine andere Ausführungsvariante der Erfindung sieht vor, dass das Steuermittel anhand der Typdaten der Missionskomponente Daten auswählt und diese an eine Steuereinheit außerhalb des Flugkörpers übermittelt. Die übermittelten Daten können aus dem Datenspeicher entnommen sein oder daraus vom Steuermittel erzeugt werden oder aus der Missionskomponente bzw. dessen Datenmittel ausgelesen sein. Auf diese Weise kann eine Feuerleitstelle darüber informiert werden, welche Missionskomponente oder Missionskomponenten im Flugkörper eingesetzt sind, sodass die externe Steuereinheit, wie eine Feuerleitstelle, auf die Missionskomponente zugeschnittene Missionsbefehle ausgeben kann.
  • Ebenfalls vorteilhaft ist es, wenn das Steuermittel darüber hinaus einen Algorithmus der externen Steuereinheit anhand der Daten parametriert. Die externe Steuereinheit kann so auf einfache Weise Missionsdaten ermitteln, ohne selbst in der Lage sein zu müssen, den betreffenden Algorithmus entsprechend der - ggf. unbekannten - Missionskomponenten parametrieren zu müssen. Die Daten sind zweckmäßigerweise solche Daten, die die externe Steuereinheit zum Erstellen von Missionsbefehlen verarbeitet. Als ausgewählte Daten sind beispielsweise mit den Missionskomponenten mögliche Betriebsarten, z.B. Detonationsmodi eines Wirkeinsatzes, vorteilhaft, die das Steuermittel zweckmäßigerweise vom Datenmittel der Missionskomponente empfangen hat und an die externe Steuereinheit weitergibt.
  • Vorteilhafterweise empfängt das Steuermittel von einer externen Steuereinheit Missionsdaten, insbesondere solche, die die externe Steuereinheit in Abhängigkeit des vom Steuermittel parametrierten Algorithmus berechnet hat. Missionsdaten können Zielkoordinaten, eine Abschusszeit, Randbedingungen für eine Trajektorie und dergleichen sein.
  • Außerdem wird vorgeschlagen, dass dem Steuermittel Missionsdaten, z.B. Zielkoordinaten oder allgemeiner Zieldaten, übermittelt werden, insbesondere von einem Feuerleitrechner, und das Steuermittel aus den Missionsdaten Flugdaten des Flugkörpers berechnet. Die Flugdaten können Daten sein, die den Flug des Flugkörpers charakterisieren, wie eine Gestaltung der Flugbahn, eine Anflugrichtung auf das Ziel, ein Auslösepunkt für den Wirkeinsatz und dergleichen. Der bisher üblicherweise mit diesen Aufgaben betreute Feuerleitrechner kann entlastet werden, sodass dieser nicht mehr in so ausführlicher Weise mit Typdaten der Missionskomponente vertraut zu sein braucht.
  • Ist dem Steuermittel das Ziel einer Flugbahn des Flugkörpers bekannt, kann es eine Ermittlung ausführen, ob ein Flug zu dem vorgegebenen Ziel unter Beachtung des Typs der Missionskomponente, z.B. des Raketentriebwerks, gewährbar ist. Die Gewährbarkeit kann gegeben sein, wenn das Erreichen des Ziels als solches möglich ist. Die Gewährbarkeit kann auch dadurch charakterisiert sein, dass ein vorgegebener Erfolgswert in Bezug auf das Treffen eines Ziels erreicht oder überschritten wird. Der Erfolgswert kann eine Trefferwahrscheinlichkeit, ein Erreichen des Ziels unter einem vorgegebenen Anflugwinkel oder vor Ablauf eines vorgegebenen Zeitpunkts sein.
  • Ermittelt das Steuermittel unter Verwendung von Typdaten Missionsdaten für eine Mission des Flugkörpers aus Zieldaten, so kann eine Feuerleitstelle weiter aus der Verantwortung für die Mission genommen werden, sodass auf eine weitergehende Integration von Typdaten im Feuerleitrechner verzichtet werden kann. Eine Verwendung der Typdaten zur Identifizierung der Missionskomponente ist ausreichend, so dass unter Verwendung der Typdaten Steuerdaten und Zieldaten zur Berechnung der Missionsdaten verwendet werden können.
  • Vorteilhafterweise ermittelt das Steuermittel eine Flugtrajektorie zu einem vorgegebenen Ziel in Abhängigkeit von den Typdaten der Missionskomponente. Die Flugtrajektorie kann ausgewählt oder berechnet werden und wird unter Berücksichtigung des Typs des Wirkeinsatzes ermittelt. Zielkoordinaten als Endpunkt der Flugtrajektorie kann das Steuermittel von einer externen Steuereinheit erhalten haben.
  • Weiter ist es vorteilhaft, wenn der Flugkörper in einem Werfer ist und das Steuermittel eine Winkelstellung des Werfers in Abhängigkeit von Eigenschaften der Missionskomponente ermittelt und die Winkelstellung einer externen Steuereinheit mitteilt. Die externe Steuereinheit kann die des Werfers sein oder eine Steuereinheit eines Feuerleitsystems. Die Winkelstellung kann eine konkrete Raumrichtung sein, also eine konkrete Richtung eines Raumvektors, oder ein Winkelbereich, beispielsweise um eine Raumrichtung herum. Die Winkelstellung kann eindimensional angegeben sein, z.B. als Elevationswinkel, oder zweidimensional. Die externe Steuereinheit kann eine Eignung der Winkelstellung überprüfen, zum Beispiel in Abhängigkeit weiterer Flugkörper im Werfer und Winkelstellungen, die diese benötigen.
  • Da üblicherweise mehrere Flugkörper aus einem Werfer in die gleiche Richtung abgeschossen werden kann es sein, dass die der Steuereinheit von den Flugkörpern mitgeteilten Winkelstellungen über einen vorgegebenen Schwellwert differieren. In diesem Fall kann die Steuereinheit den Steuermitteln der Flugkörper im Werfer die Diskrepanz mitteilen, beispielsweise indem sie den mitgeteilten Winkel als ungeeignet beantwortet. Es ist auch möglich, dass die Steuereinheit aus den verschiedenen Winkelstellungen der Mehrzahl von Flugkörpern im Werfer eine Abschussstellung des Werfers bestimmt und diese an das Steuermittel des Flugkörpers übermittelt. Die Abschussstellung kann ein Kompromiss zwischen unterschiedlichen Winkelstellungen sein, beispielsweise eine Mittelung der unterschiedlichen Winkelstellungen.
  • Das Steuermittel des Flugkörpers kann nun ermitteln, ob der Flugkörper in Abhängigkeit von der Abschussstellung und dem Typ der Missionskomponente ein vorgegebenes Ziel in vorgegebener Weise erreichen kann. Die vorgegebene Weise kann das Erreichen überhaupt sein oder ein Erreichen unter vorgegebenen Bedingungen. Die Abschussstellung kann vom Steuermittel positiv quittiert werden, sodass der Werfer für einen Abschuss des Flugkörpers bereit ist.
  • Wie erwähnt kann der Gefechtsflugkörper mehrere dem Steuermittel zunächst unbekannte Missionskomponenten enthalten. Es ist daher vorteilhaft, wenn das Steuermittel Typdaten mehrerer im Gefechtsflugkörper vereinter Missionskomponenten aus dem Datenspeicher ausliest, deren Typen anhand der Erkennungsdaten und der Typdaten identifiziert und Steuerschritte in Abhängigkeit von der Zusammenstellung der Missionskomponenten ausführt.
  • Das Steuermittel ist mit Steuersoftware versehen oder hat auf eine solche Zugriff, die zweckmäßigerweise in mehrere Softwarekomponenten unterteilt ist. Hierbei kann für jede Missionskomponente eine eigene Softwarekomponente vorhanden sein, die insbesondere nur einer Missionskomponentengruppe zugeordnet ist und z.B. durch Parametrierung auf eine Missionskomponente der Gruppe zugeschnitten werden kann. Eine universelle Einsetzbarkeit der Steuersoftware kann also erreicht werden, wenn zumindest eine Softwarekomponente so erstellt ist, dass sie für mehrere unterschiedliche Missionskomponenten verwendbar ist, z.B. mehrere Missionskomponenten einer Komponentengruppe, wie verschiedene Suchköpfe oder verschiedene so genannte Airframes, also Rumpf- und Flügelstrukturen. Zum Einsatz einer speziellen Missionskomponente wird die Softwarekomponente in Abhängigkeit von den Typdaten parametriert, so dass das Steuermittel nun die Missionskomponente mit der parametrierten Softwarekomponente steuern kann. Die Softwarekomponente kann eine Navigationskomponente und/oder eine Missionsablaufsteuerung und/oder eine Bildverarbeitungskomponente und/oder einen Flugregler enthalten.
  • Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf einen Flugkörper mit einem Rumpf, der einen Datenspeicher, eine Missionskomponente und ein Steuermittel enthält, das dazu vorbereitet ist, die Missionskomponente während eines Flugs des Gefechtsflugkörpers zu steuern.
  • Es wird vorgeschlagen, dass das Steuermittel mit dem Datenspeicher signaltechnisch verbunden ist, der Erkennungsdaten zu einer Mehrzahl verschiedener Missionskomponenten enthält, und das Steuermittel dazu vorbereitet ist, Typdaten aus der Missionskomponente auszulesen, den Typ der Missionskomponente zu identifizieren und Steuerschritte in Abhängigkeit vom Typ der Missionskomponente auszuführen. Die Vorbereitung des Steuermittels kann durch entsprechende Steuersoftware des Steuermittels realisiert werden, deren Ablauf - beispielsweise in Verbindung mit geeigneten Eingangssignalen, wie Sensorsignalen oder Lesesignalen von Typdaten - eine solche Steuerung bewirkt. Hierzu umfaßt das Steuermittel zweckmäßigerweise elektronische Elemente, die einen Prozessor und einen Datenspeicher, die zum Ablaufen der Steuersoftware notwendig oder sinnvoll sind.
  • Vorteilhafterweise ist das Steuermittel zum Steuern eines, mehrerer oder aller der oben beschriebenen Verfahrensschritte vorbereitet.
  • Ist die Missionskomponente ein Wirkeinsatz, also beispielsweise ein Sprengsatz, eine Abwurfkapsel mit einem Sensor oder dergleichen, so ist das Steuermittel zweckmäßigerweise dazu vorbereitet ist, den Flugkörper auf einer Flugbahn zu steuern und den Wirkeinsatz auszulösen.
  • Eine einfache Erstellung vieler unterschiedlicher Gefechtsflugkörper kann erreicht werden, wenn diese alle eine gemeinsame Plattform haben, auf der die Missionskomponenten aufgebaut werden können. Hinsichtlich einer Datenverteilung ist es in diesem Sinne vorteilhaft, wenn eine Mehrzahl von Missionskomponenten im Gefechtsflugkörper über einen Datenbus mit dem Steuermittel verbunden sind.
  • Außerdem ist die Erfindung gerichtet auf ein System aus mehreren wie beschriebenen Gefechtsftugkörpern, die jeweils unterschiedliche Missionskomponenten enthalten. Es wird vorgeschlagen, dass die Steuermittel aller Gefechtsflugkörper mit der gleichen Hardware und den gleichen Softwarekomponenten ausgerüstet sind. Zweckmäßigerweise sind die gleichen Missionskomponentengruppen zugeordneten Softwarekomponenten der Steuermittel vor einer Parametrisierung identisch. So sind beispielsweise alle Steuermittel zunächst mit einer Softwarekomponente für den Suchkopf ausgerüstet, wobei alle diese Softwarekomponenten identisch sind. Durch geeignete Parametrierung können nun die zunächst identischen Softwarekomponenten an die unterschiedlichen Suchköpfe angepasst werden, so dass sie anschließend verschieden wirken, entsprechend der ihnen zugewiesenen Suchköpfe.
  • Das Steuermittel umfasst außer denjenigen Softwarekomponenten, die an Missionskomponenten angepasst werden, z.B. durch Parametrierung, weitere zentrale Hardwarekomponenten, die in jedem Gefechtsflugkörper gleich bleiben. Solche können sein ein Inertialsystem, das zur Bestimmung des Orts und der Lage des Gefechtsflugkörpers im Raum dient, ein GPS-System zum Empfangen von Positionsdaten, eine Spannungsversorgung zur Aufbereitung sämtlicher im Gefechtsflugkörper benötigter elektrischer Spannungen aus einer internen oder externen Spannungsquelle und Datenschnittstellen zur Übertragung von Daten an Empfänger außerhalb des Gefechtsflugkörpers.
  • Wird ein neuer Gefechtsflugkörper mit einer neuen Missionskomponente entwickelt, die in keinem der anderen Gefechtsflugkörper vorhanden ist, reicht es aus, wenn das Steuermittel des neuen Gefechtsflugkörpers mit ausschließlich den gleichen Softwarekomponenten wie die Steuermittel der anderen Gefechtsflugkörper ausgerüstet ist. Durch eine Parametrierung derjenigen Softwarekomponente, die der neuen Missionskomponente zugeordnet ist, kann die Softwarekomponente betriebsbereit gestellt werden.
  • Insbesondere im Sinne einer gemeinsamen Plattform ist es vorteilhaft, wenn jeder Gefechtsflugkörper über den gleichen Einbaurahmen verfügt, der das Steuermittel trägt. Ein einheitliches Steuermittel kann somit einfach verbaut werden. Verfügt jeder Gefechtsflugkörper über die gleiche Verkabelung von einer Schnittstelle zum Steuermittel zu mehreren Missionskomponenten, insbesondere mit gleichen Hardwareschnittstellen, wie Steckern, kann eine Montage der Gefechtsflugkörper erleichtert werden.
  • Weitere Vorteile ergeben sich aus der folgenden Zeichnungsbeschreibung. In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfindung dargestellt. Die Zeichnung und die Beschreibung enthalten zahlreiche Merkmale in Kombination, die der Fachmann zweckmäßigerweise auch einzeln betrachten und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammenfassen wird.
  • Es zeigen:
    • Fig. 1
    eine Flugbahn eines Gefechtsflugkörpers durch eine Landschaft von einem Startgerät bis zu einem voraussichtlichen Zielpunkt,
    Fig. 2
    eine schematische Darstellung des Gefechtsflugkörpers,
    Fig. 3
    vier verschiedene Missionskomponentengruppen mit jeweils mehreren Missionskomponenten,
    Fig. 4
    eine schematische Darstellung eines Steuermittels eines Gefechtsflugkörpers und daran angeschlossene Missionskomponenten und
    Fig. 5
    eine Ablaufdiagramm eines Verfahrens zum Steuern des Gefechtsflugkörpers.
  • Fig. 1 zeigt einen Gefechtsflugkörper 2, der als Boden-Boden-Abwehrrakete ausgeführt ist, auf einer Flugbahn 4, die von einem Startgerät 6 zu einem Zielpunkt 8 durch eine Landschaft 10 geführt ist. Das Startgerät 6 ist ein LKW mit einem beweglichen Werfer, in den ein modularer Raketeneinsatz mit einer Mehrzahl von Gefechtsflugkörpern 2 eingesetzt wird. Es ist jedoch ebenso gut denkbar, den Gefechtsflugkörper 2 von einem Schiff oder Flugzeug aus zu starten. Der Zielpunkt 8 ist derjenige Ort im Raum, an dem der Gefechtsflugkörper 2 voraussichtlich sein Ziel 12 trifft, das in dem gezeigten Ausführungsbeispiel ein gepanzertes Fahrzeug ist, das durch den Gefechtsflugkörper 2 bekämpft werden soll. Der Gefechtsflugkörper 2 kann in anderen Ausführungsbeispielen jedoch ebenso gut jeder beliebige Flugkörper sein, der von einem Startpunkt zu einem vorhergesagten Begegnungspunkt 8 mit einem Ziel fliegen soll. Ein Feuerbefehl, die Zielkoordinaten des Begegnungspunkts 8 und weitere Missionsdaten werden von einem Feuerleitsystem 14 an das Startgerät 6 bzw. den Gefechtsflugkörper 2 gegeben, das in Fig. 1 durch ein Haus schematisch angedeutet ist.
  • Fig. 2 zeigt den Gefechtsflugkörper 2 in einer vergrößerten und schematischen Darstellung. Der Gefechtsflugkörper 2 umfasst in seinem angedeuteten Rumpf einen Raketenmotor 16, einen Wirkeinsatz 18 mit einem Datenmittel 20, ein Steuermittel 22, das mit einem Datenspeicher 24 verbunden ist, einen Suchkopf 26 und eine Haube 28, die einen transparenten Dom 30 während des Anflugs auf das Ziel 12 schützt. Das Steuermittel 22 und der Datenspeicher 24 sind in einem Einbaurahmen im Rumpf verbaut. Mit Hilfe von schematisch angedeuteten Aktuatoren eines Stellsystems 32 zur Bewegung von aerodynamischen Stellflächen, kurz Leitflügeln 34, kann das Steuermittel 22 den Flug des Gefechtsflugkörpers 2 steuern. Analog zum Datenmittel 20 enthalten auch der Raketenmotor 16, der Suchkopf 26 und das Stellsystem 32 ein entsprechendes Datenmittel 20. Die Komponenten Raketenmotor 16, Suchkopf 26, Wirkeinsatz 18 und das Stellsystem 32 werden verallgemeinert als Missionskomponenten bezeichnet. Jedes der Datenmittel 20 enthält Typdaten der Missionskomponente, der er zugewiesen ist oder in der er enthalten ist. Die Typdaten können eine Typenbezeichnung und Betriebsdaten der entsprechenden Missionskomponente enthalten.
  • Um eine hohe Flexibilität bei der Bereitstellung und im Einsatz zu erreichen, ist der Gefechtsflugkörper 2 modular aufgebaut. Er umfasst mehrere Komponentengruppen, in diesem Ausführungsbeispiel vier mit jeweils mehreren Missionskomponenten, wobei aus jeder Komponentengruppe zumindest eine Missionskomponente im Gefechtsflugkörper verbaut ist. Auf diese Weise kann eine Flugkörperfamilie geschaffen werden, in der jeder Gefechtsflugkörper der Familie eine Basis und Missionskomponenten enthält, wobei die Basis in allen Gefechtsflugkörpern der Familie gleich ist und die Missionskomponenten unterschiedlich zusammengestellt sind.
  • Die Basis besteht aus dem Steuermittel, das ein Führungsrechner mit einer Steuersoftware sein kann, und das über eine inertiale Messeinheit, einen GPS-Empfänger, eine Energieversorgung, einen Datenlink und elektrische bzw. logische Schnittstelle zu einem Startgerät verfügen kann. Die übrigen Komponenten der Gefechtsflugkörper können den einzelnen Missionskomponenten zugeordnet werden. Gefechtsflugkörper dieser Familie können von verschiedenen Plattformen gegen Boden-, See- oder Luftziele eingesetzt werden, sind über verschiedene Reichweiten einsetzbar, können verschiedene Gefechtsköpfe, also Wirkeinsätze, enthalten und über verschiedene Lenkstrategien und Zielannäherungen verfügen.
  • Fig. 3 zeigt das gesamte Komponentenspektrum für ein System aus mehreren Gefechtsflugkörpern 2, auch Gefechtsflugkörperfamilie genannt. Das Komponentenspektrum umfasst vier Komponentengruppen: Rumpf- und Flügelstrukturen, Raketenmotoren, Wirkladungen und Suchköpfe. Die Gruppe der Rumpf- und Flügelstrukturen ist mit "A" gekennzeichnet. Sie enthält
    • Eine Klappflügelstruktur mit zugehörigen Aktoren für kleine segelfliegende Rümpfe,
    • eine Kreuzflügelstruktur mit zugehörigen Aktoren und einen kleinen Rumpf für ein Feststofftriebwerk und einen kleinen Wirkeinsatz,
    • eine Ebenenflügelstruktur mit zugehörigen Aktoren und einen großen Rumpf für ein Feststofftriebwerk und einen großen Wirkeinsatz,
    • eine Kreuzflügelstruktur mit zugehörigen Aktoren und einen kleinen Rumpf für ein Geltriebwerk und einen kleinen Wirkeinsatz,
    • eine Ebenenflügelstruktur mit zugehörigen Aktoren und einen großen Rumpf für ein Geltriebwerk und einen großen Wirkeinsatz und
    • zwei Stellsysteme ohne und mit Schubvektorsteuerung.
  • Die Gruppe "B" der Raketenmotoren enthält ein Feststofftriebwerk, ein Geltriebwerk und ein mehrstufiges Triebwerk, wobei diese drei Triebwerksarten wiederum in verschiedenen Größen in der Familie vorhanden sind, auf deren Darstellung jedoch verzichtet wurde. In der Gruppe "C" sind Wirkladungen enthalten. Dargestellt sind ein kleiner geformter Wirkkörper, z.B. gegen Fahrzeuge, ein großer geformter Wirkkörper, z.B. zur Durchdringung von Gebäuden, ein nichtletaler Wirkkörper, z.B. mit Sensoren, und ein großer Wirkkörper mit mehreren Kleinpenetratoren. Die Gruppe der Suchköpfe ist mit "D" gekennzeichnet und enthält einen IR-Suchkopf mit gekühlter Bildverarbeitung zum Erkennen und Verfolgen von Luftzielen, einen mehrfarbigen IR-Suchkopf mit gekühlter Bildverarbeitung zum Erkennen von Bodenzielen, einen Suchkopf mit einem halbaktiven Laser und einen Dummysuchkopf, der eigentlich nur eine Flugkörpernase ist und eingesetzt wird, wenn kein Suchkopf benötigt wird, z.B. bei sehr gut aufgeklärten Bodenzielen, wenn ein reiner Koordinatenanflug genügend Sicherheit bietet.
  • Aus den einzelnen Missionskomponenten können eine Vielzahl unterschiedlicher Gefechtsflugkörper modular hergestellt werden. Während die einfachste Variante eines Gefechtsflugkörpers ein einstufiges Festkörpertriebwerk herkömmlicher Bauart verwendet, wird für die Bekämpfung von Zielen in großen Entfernungen oder für Bekämpfungsmodi mit Zielüberflug, Zielidentifikation und anschließendem Angriff ein steuerbares Geltriebwerk verwendet. Ebenso kann eine einfache Variante zur Zielsuchsensorik in einem halbaktiven Lasersuchkopf bestehen, während es zusätzlich anspruchsvollere Varianten mit bildverarbeitenden Suchköpfen in unterschiedlichen Spektralbereichen für Luft- und Bodenziele geben soll. Auf einzelne Darstellungen von unterschiedlichen Gefechtsflugkörpern kann aus Gründen der Übersichtlichkeit verzichtet werden, da die Variantenvielfalt der Flugkörperfamilie bereits aus den Komponenten aus Fig. 3 sichtbar wird.
  • Das dargestellte Komponentenspektrum ist nur ein Ausführungsbeispiel. Die Auswahl an verschiedenen Missionskomponenten ist noch größer, wenn moderne Gefechtsköpfe mit programmierbarer Wirkung betrachtet werden. Gegebenenfalls sind nicht alle theoretisch möglichen Kombinationen taktisch sinnvoll. Dennoch soll generell von einer beliebigen Kombinierbarkeit der Missionskomponenten der verschiedenen Gruppen ausgegangen werden.
  • Ein Ausführungsbeispiel einer Basis ist in Fig. 4 dargestellt. Sie bildet das Steuermittel 22 für alle Gefechtsflugkörper 2 der Familie. Sie enthält mehrere Hardwarekomponenten 36 - 44, die selbstverständlich auch mit eigener Software ausgerüstet sein können, und ein Softwaremodul 46 mit mehreren Softwarekomponenten 48. Die Hardwarekomponenten 36 - 44 sind ein GPS-Empfänger 36, eine inertiale Messeinheit 38 zur Orts- und Lagebestimmung im Raum, eine Prozessoreinheit 40 mit einem oder mehreren Prozessoren zur Datenverarbeitung, ein bidirektionaler Datenlink 42 und eine Stromversorgung 44. Außerdem ist das Steuermittel 22 mit Schnittstellen 49 ausgerüstet: Einer Schnittstelle 49 zur GPS-Antenne, einer zur Uplink-Antenne und einer Schnittstelle zur Kommunikation mit externen Einheiten außerhalb des Gefechtsflugkörpers 2, z.B. mit der Feuerleitstelle 14.
  • Die meisten der Softwarekomponenten 48 des Softwaremoduls 46 sind den einzelnen Missionskomponenten zugewiesen, wobei einer Missionskomponente eine oder mehrere Softwarekomponenten 48 zugewiesen sein kann, die den Betrieb der Missionskomponente steuern. Die Softwarekomponenten 48 sind:
    • ein Betriebssystem des Steuermittels,
    • ein Navigationsalgorithmus zum Verarbeiten der Messdaten aus der inertialen Messeinheit und des GPS-Empfängers,
    • ein Bildverarbeitungssystem, das den Missionskomponenten der Suchköpfe zugeordnet ist,
    • ein Führungsrechner zum Bilden des Zielmodells,
    • ein Lenkrechner mit einer Navigationskomponente zur Ermitteln des Lenkgesetzes, z.B. einer Sichtliniendrehrate, und Steuern der Lenkung, der der Gruppe der Rumpf- und Flügelstrukturen zugeordnet ist,
    • ein Flugregler zur Ermitteln und Steuern der Aktuatorenstellungen der Aktuatoren 32, der ebenfalls der Gruppe der Rumpf- und Flügelstrukturen zugeordnet ist,
    • eine Missionsablaufsteuerung zur Steuerung eines Ablauf der vom Gefechtsflugkörper auszuführenden Mission, der der Gruppe der Wirkeinsätze zugeordnet ist, jedoch auch einer anderen Gruppe zusätzliche zugeordnet sein kann, und
    • ein Kommunikationssystem zur Kommunikation zwischen dem Steuermittel 22 und einer Einheit außerhalb des Gefechtsflugkörpers 2, z.B. einer Feuerleitstelle.
  • Das Steuermittel 22 ist signaltechnisch mit den einzelnen Missionskomponenten 50 verbunden, z.B. mit
    • einem Stellsystem bzw. Rumpf- und Flügelstrukturen bzw. dessen Aktoren (A1),
    • einem ansteuerbaren Treibwerk das im Schuh regulierbar ist, (B1),
    • der Wirkladungen (C1),
    • dem Suchkopf (D1),
    • einer Batterie (E1),
    • eine Radar-Höhenmesser (F),
    • Sensoren (G1) und
    • weiteren Aktuatoren (H1),
    wobei die Indizes angeben, dass die Missionskomponente 50 zu einer Komponentengruppe mit mehreren Gruppenmitgliedern gehört. Die signaltechnische Verbindung kommt über einen Datenbus 51 zustande, wobei dessen Verkabelung bereits in den Missionskomponenten A vorverlegt ist, also zu den Missionskomponenten A gehört. Die Verkabelung vom Steuermittel 22 über eine Schnittstelle, z.B. den Datenbus 51, zu mehreren Missionskomponenten 50 kann hierbei in allen Gefechtsflugkörpern der Familie gleich sein. Die Missionskomponenten 50 und das Steuermittel können an den Datenbus 51 angeschlossen werden und unmittelbar miteinander kommunizieren. Die mechanischen und elektrischen Schnittstellen zwischen dem Steuermittel 22 und den Missionskomponenten 50 sind kompatibel zu den jeweiligen Missionskomponenten 50.
  • Die Softwarekomponenten 48 sind so programmiert, dass jede Softwarekomponente 48 eine Grundversion aufweist, die z.B. durch Parametrieren an alle Mitglieder einer Komponentengruppe angepasst werden kann. Auf diese Weise kann das Steuermittel für alle möglichen oder sinnvollen Komponentenkombinationen konfiguriert werden. In der Softwarekomponente 48 sind sämtliche Funktionen für alle Mitglieder der Komponentengruppe hinterlegt und können durch einen Aufruf jeweils aktiv geschaltet werden. So gibt es beispielsweise für jede Flugkörperzelle der Gruppe A einen Flugregler, der an die zu transportierende Nutzlast angepasst ist.
  • Zweckmäßigerweise verfügt die Flugkörperfamilie über einen einheitlichen Transportund Starbehälter, welcher die Schnittstelle zum Startgerät bildet.
  • Ein Verfahren zum Konfigurieren und Steuern des Gefechtsflugkörpers 2 wird im Folgenden anhand eines Ablaufdiagramms, das in Fig. 5 dargestellt ist, erläutert.
  • Zunächst wird in Schritt 52 der Raketeneinsatz mit beispielsweise 4 x 4 Behältern, in denen jeweils ein Gefechtsflugkörper 2 gelagert ist, in den Werfer des Startgeräts 6 geladen. Die Art des Gefechtsflugkörpers 2, also dass es sich um einen Gefechtsflugkörper 2 des modularen Familiensystems handelt, kann an das Feuerleitsystem 14 gemeldet werden, beispielsweise bei einem Anschließen des Raketeneinsatzes an den Werfer, da durch die Art des Raketeneinsatzes auch die Art des Gefechtsflugkörpers 2 bekannt ist. Das Erkennen des Raketeneinsatzes und damit der Art des Gefechtsflugkörpers 2 kann durch festgelegte Hardware erfolgen, beispielsweise durch die Art eines Datensteckers zur Datenübertragung, aus dessen Art das Startgerät 6 bereits die Art des Raketeneinsatzes erkennen kann.
  • Durch das Laden des Raketeneinsatzes oder eine Handlung eines Bedieners des Startgeräts 6 werden die Gefechtsflugkörper in Schritt 54 mit elektrischer Spannung versorgt. Das Steuermittel 22 des Gefechtsflugkörpers 2 fährt in Schritt 56 selbständig hoch und erfragt in Schritt 58 über den Datenbus 51 die Typdaten der Missionskomponenten 50 aus deren Datenmitteln ab, z.B. Typenbezeichnungen. Das Steuermittel 22 vergleicht die Typdaten in Schritt 60 mit den Erkennungsdaten, die im Datenspeicher 24 gespeichert sind und identifiziert die Missionskomponente, z.B. den Wirkeinsatz 18. Beispielsweise sind im Datenspeicher 24 eine Vielzahl von Bezeichnungen unterschiedlicher Missionskomponenten 50 gespeichert, sodass das Steuermittel 22 anhand der vom Datenmittel 20 ausgelesenen oder erhaltenen Bezeichnung die Typen der Missionskomponenten 50 erkennt.
  • Vor einer Parametrierung der Softwarekomponenten 48 sind alle Steuermittel 22 aller Gefechtsflugkörper 2 der Familie mit der gleichen Hardware und den gleichen Softwarekomponenten 48 ausgerüstet, d.h. die Software ist identisch. Durch das Identifizieren der Missionskomponenten 50 können nun Softwarekomponenten 48 an die Missionskomponenten 50 angepasst werden, so dass die Identität in eine Individualisierung der Softwarekomponenten übergeht. Dies kann durch eine Parametrierung erfolgen, die entweder anhand von Daten aus dem Datenspeicher 24 erfolgt, wenn dort die nötigen Daten für eine Parametrierung vorhanden sind, oder anhand von Daten aus dem Datenmittel 20, die vom Steuermittel 22 für eine Parametrierung verwendet werden.
  • Im Folgenden wird das weitere Verfahren anhand der Missionskomponente 50 des Wirkeinsatzes 18 beschrieben, wobei das Verfahren analog für andere Missionskomponenten 50 anwendbar ist, mit entsprechend der Missionskomponente 50 veränderten Schritten.
  • Nach der Identifizierung 60 können weitere Typdaten oder Steuerdaten vom Steuermittel 22 aus dem Wirkeinsatz 18 bzw. dessen Datenmittel 20 ausgelesen werden, wie:
    • die Bezeichnung des Wirkeinsatzes 18,
    • die Art der Aktivierung der Wirkladung des Wirkeinsatzes 18, also beispielsweise ob die Aktivierung durch einen Aufschlag, erst nach einem Aufschlag, durch einen Abstandsensor, oder durch ein anderen Verfahren erfolgen soll,
    • Masseeigenschaften des Wirkeinsatzes 18 zur Anpassung des Autopiloten des Gefechtsflugkörpers 2 und zur Berechnung der Trajektorie, entlang der Gefechtsflugkörper 2 fliegen soll,
    • eine Elevationstabelle, also eine Tabelle des Elevationswinkels des Werfers in Abhängigkeit von der Entfernung zwischen dem Startgerät 6 und dem Zielpunkt 8, der Höhe des Startgeräts 6 und der Höhe des Zielpunkts 8,
    • Tabellen für Apogäum und Terminalwinkel, also beispielsweise einen Aufschlagwinkel, als Funktion von Entfernung des Startgeräts 6 zum Zielpunkt und der Höhen des Startgeräts 6 und des Zielpunkts 8,
    • Tabellen für Zündkoordinaten in Abhängigkeit von der Art des Wirkeinsatzes 18, der Geschwindigkeit und Flugrichtung des Gefechtsflugkörpers 2 am Zielpunkt 8 oder kurz davor und der Höhe des Zielpunkts 8 und
    • weitere für den Wirkeinsatz 18 spezifische Daten, wie beispielsweise Fallschirm-Zeittabellen bei einer Nutzlast, die am Fallschirm dem Zielpunkt 8 entgegenschwebt, oder dergleichen.
  • Anhand dieser Daten oder nur anhand der bereits durch die Identifizierung vorhanden Daten kann das Steuermittel nun die entsprechenden Softwarekomponenten Parametrieren (Schritt 62), so dass sie für die Steuerung der speziellen vorhandenen Missionskomponenten 50 vorbereitet sind.
  • Nach einer Identifizierung 60 des Wirkeinsatzes 18 wird eine zuvor oder erst jetzt hergestellte Kommunikationsverbindung zwischen dem Steuermittel 22 und dem Feuerleitsystem 14 genutzt. Das Steuermittel 22 meldet sich beim Feuerleitsystem 14 mit der Bezeichnung des Wirkeinsatzes 18 an (Schritt 64). Dem Feuerleitsystem 14 sind somit die Art des Gefechtsflugkörpers 2 und die genaue Bezeichnung des Wirkeinsatzes 18 bekannt.
  • Ganz generell sind dem Steuermittel 22 nach der identifizierung 60 alle Missionskomponenten 50 bekannt, so dass die Zusammenstellung der Missionskomponenten 50 im Gefechtsflugkörper 2 an das Feuerleitsystem 14 weitergegeben werden kann.
  • Vor oder nach der Anmeldung 64 kann ein Abgleich der tatsächlich im Raketeneinsatz vorhandenen Missionskomponenten 50, wie Wirkeinsätze 18, Suchköpfe, Triebwerke, usw. der mehreren Gefechtsflugkörper 2 mit den Daten des Startgeräts 6 zum Raketeneinsatz in Schritt 66 erfolgen. So kann dem Abschussgerät 6, bzw. dessen Steuereinheit mitgeteilt werden, welche Missionskomponenten 50 in den Gefechtsflugkörpern 2 des Raketeneinsatzes vorhanden sind. Hierbei ist es möglich, in die Gefechtsflugkörpern 2 des Raketeneinsatzes unterschiedliche Missionskomponenten 50 einer Gruppe zu laden, so sind beispielsweise einige Raketen mit jeweils einem ersten Wirkeinsatz, weitere Raketen mit einem zweiten Wirkeinsatz und eine dritte Gruppe von Raketen jeweils mit einem dritten Wirkeinsatz ausgerüstet.
  • Optional kann außerdem geprüft werden, ob die Software im Steuermittel 22 einen vorgesehenen Aktualitätsgrad hat. Ist dem nicht so, so kann ein Update 68 der Software erfolgen, beispielsweise durch die Steuereinheit des Startgeräts 6 oder durch das Feuerleitsystem 14.
  • In Schritt 70 parametriert das Steuermittel 22 einen Algorithmus einer externen Steuereinheit des Feuerleitsystems 14 unter Verwendung von Daten der Missionskomponenten 50, wie des Wirkeinsatzes 18, so dass die Steuereinheit Missionsbefehle für die Durchführung der Mission erstellen kann. In Schritt 72 werden die Zielkoordinaten des Zielpunkts 8 vom Feuerleitsystem 14 an das Steuermittel 22 des Gefechtsflugkörpers 2 und gegebenenfalls eine Zielwettermeldung und weitere Daten oder Missionsbefehle übermittelt.
  • Nach diesen Angaben berechnet das Steuermittel 22 in Schritt 74 eine Winkelstellung des Werfers, die vorteilhaft für den Abschuss des Gefechtsflugkörpers 2 in Richtung zum Zielpunkt 8 ist. Die Winkelstellung ist ein zweidimensionaler Vektor aus einem Azimutwinkel und einem Elevationswinkel. Die Winkelstellung ist abhängig von der Art der Mission des Gefechtsflugkörpers 2 und diese ist wiederum abhängig von der Art des Wirkeinsatzes, so dass bei der Berechnung der Winkelstellung der Typ des Wirkeinsatzes berücksichtigt wird.
  • Die Winkelstellung wird an das Feuerleitsystem 14 übermittelt, das den Wünschen des Steuermittels 22 folgen oder im Falle eines Feuers der Gefechtsflugkörper 2 im Raketeneinsatz auf verschiedene Haltepunkte einen geeigneten Mittelwert für alle Gefechtsflugkörper 2 bestimmt. Es besteht auch die Möglichkeit, dass das Feuerleitsystem 14 von der vom Steuermittel 22 gewünschten Winkelstellung deutlich abweicht, sodass eine Off-Axis-Mission (Start des Gefechtsflugkörpers 2 in eine Richtung, die nicht auf den Zielpunkt 8 gerichtet ist) durchzuführen ist. Die in Schritt 76 vom Feuerleitsystem 14 bestimmte Abschussrichtung wird an das Steuermittel 22 gesendet und dieses berechnet in Schritt 78 aus dieser Abschussrichtung Missionsparameter, wie:
    • eine Flugtrajektorie vom Startgerät 6 zum Zielpunkt 8,
    • einen Unsicherheitsbereich der Flugtrajektorie,
    • durch zufällige Einflussgrößen mögliche Unsicherheiten, inwieweit der Gefechtsflugkörper 2 tatsächlich dieser nominalen Flugtrajektorie folgen kann, wobei die Einflussgrößen Wetterfaktoren, Toleranzdaten des Raketenmotors und dergleichen sein können,
    • die Wahrscheinlichkeit des Missionserfolgs, und
    • die zu erwartende Flugzeit.
  • Die Unsicherheiten können in einem Unsicherheitsbereich oder Unsicherheitsschlauch um die nominale Trajektorie angegeben werden, innerhalb dem der Gefechtsflugkörper 2 mit einer vorgegebenen Wahrscheinlichkeit fliegen wird. Die Wahrscheinlichkeit des Missionserfolgs umfasst auch die Feststellung, ob die Mission mit dem Abschusswinkel überhaupt gewährbar ist, also überhaupt oder unter vorgegebenen Bedingungen durchführbar ist. Die Durchführbarkeit ist abhängig vom Typ des Wirkeinsatzes 18, beispielsweise dessen Gewicht, und von Terminalbedingungen, die vom Wirkeinsatz benötigt werden, wie eine Anflugrichtung auf das Ziel 12 und/oder eine Mindest-Terminalgeschwindigkeit und dergleichen. Diese Daten werden bei der Berechnung der Wahrscheinlichkeit des Missionserfolgs berücksichtigt.
  • Die Missionsparameter werden vom Steuermittel 22 an das Feuerleitsystem 14 übermittelt und dieses bestimmt daraus das Go oder NoGo für den Gefechtsflugkörper 2. So prüft das Feuerleitsystem 14 beispielsweise, ob die Trajektorie alle Überflugsbedingungen erfüllt und ob jeder Punkt innerhalb des Unsicherheitsschlauchs kollisionsfrei geflogen werden kann, z.B. bei einem Überflug über einen Bergrücken.
  • Nach oder vor der Berechnung der Missionsparameter fährt das Startgerät 6 bzw. dessen Werfer in Schritt 80 die Abschussrichtung an. Anschließend erfolgt ein Start des Gefechtsflugkörpers 2 aus dem Startgerät 6 in Schritt 82 und eine Steuerung des Fluges des Gefechtsflugkörpers 2 in Schritt 84 bis zu einer Auslösung des Wirkeinsatzes 18.
  • Die Steuerung des Gefechtsflugkörpers 2 durch das Steuermittel 22 ist selbstverständlich an die im Gefechtsflugkörper vorhandenen Missionskomponenten 50 angepasst, so dass die Steuerschritte in Abhängigkeit von der Zusammenstellung der Missionskomponenten 50 ausgeführt werden. So ist z.B. eine Flugtrajektorie abhängig vom vorhandenen Triebwerk, der Flügelstruktur, der Art des Wirkeinsatzes, dem Gewicht des Gefechtsflugkörpers, also auch von der Größe des Wirkeinsatzes, und anderen Größen mehr.
  • Durch das modulare System kann grundsätzlich auch eine ganz neue Missionskomponente 50 in einen Gefechtsflugkörper integriert werden, das bei der Erstellung des Softwaremoduls 46 noch unbekannt war. Es ist lediglich auf die Kompatibilität mit dem Softwaremodule 46 und insbesondere der entsprechenden Softwarekomponente 48 zu achten. Durch eine geeignete Parametrierung, die - wie bei bekannten Missionskomponenten 50 auch - von den Daten im Datenmittel 20 der Missionskomponente 50 abhängig ist, kann die entsprechende Softwarekomponente auch an die zuvor unbekannte Missionskomponente 50 angepasst werden, so dass sie den Betrieb der Missionskomponente 50 steuern kann. Ist eine kompatible Gestaltung der neuen Missionskomponente 50 nicht möglich, kann nur die entsprechende, also zugeordnete Softwarekomponente erneuert und in das Softwaremodul 46 integriert werden, so dass auch dieser Vorgang mit relativ geringem Aufwand verbunden ist.
    • Bezugszeichenliste
    • 2
    Flugkörper
    4
    Flugbahn
    6
    Startgerät
    8
    Begegnungspunkt
    10
    Landschaft
    12
    Ziel
    14
    Feuerleitsystem
    16
    Raketenmotor
    18
    Wirkeinsatz
    20
    Datenmittel
    22
    Steuermittel
    24
    Datenspeicher
    26
    Suchkopf
    28
    Haube
    30
    Dom
    32
    Stellsystem
    34
    Leitflügel
    36
    GPS-Empfänger
    38
    inertiale Messeinheit
    40
    Prozessoreinheit
    42
    Datenlink
    44
    Stromversorgung
    46
    Softwaremodul
    48
    Softwarekomponente
    49
    Schnittstelle
    50
    Missionskomponente
    51
    Datenbus
    52
    Laden
    54
    Spannungsversorgung
    56
    Hochfahren
    58
    Abfrage von Typdaten
    60
    Identifizierung
    62
    Parametrierung
    64
    Anmeldung
    66
    Abgleich
    68
    Update
    70
    Parametrierung
    72
    Übermittlung Zielkoordinaten
    74
    Winkelberechnung
    76
    Winkelberechnung
    78
    Berechnung Missionsparameter
    80
    Ausrichten auf Abschussrichtung
    82
    Flugkörperstart
    84
    Flugsteuerung

Claims (14)

  1. Verfahren zum Steuern eines Gefechtsflugkörpers (2), der einen Datenspeicher (24), ein Steuermittel (22) und eine Missionskomponente (50) enthält, bei dem das Steuermittel (22) die Missionskomponente (50) während eines Flugs des Gefechtsflugkörpers (2) steuert,
    wobei
    der Datenspeicher (24) Erkennungsdaten zu einer Mehrzahl verschiedener Missionskomponenten (50) enthält und das Steuermittel (22) Typdaten aus der Missionskomponente (50) ausliest, den Typ der Missionskomponente (50) anhand der Erkennungsdaten und der Typdaten identifiziert und Steuerschritte in Abhängigkeit vom Typ der Missionskomponente (50) ausführt.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Gefechtsflugkörper (2) zumindest eine Missionskomponente (50) aus der Gruppe Raketenmotor (B), Wirkladung (C), Suchkopf (D), Rumpf- und Flügelstruktur (A), enthält.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Steuermittel (22) anhand der Typdaten der Missionskomponente (50) Daten auswählt und diese an eine externe Steuereinheit außerhalb des Gefechtsflugkörpers (2) übermittelt und einen Algorithmus der externen Steuereinheit anhand der Daten parametriert.
  4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass dem Steuermittel (22) Missionsdaten übermittelt werden und das Steuermittel (22) aus den Missionsdaten Flugdaten des Gefechtsflugkörpers (2) berechnet.
  5. Verfahren nach Anspruch 4,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Flugdaten eine Flugtrajektorie zu einem vorgegebenen Ziel (12) enthalten.
  6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Steuermittel (22) Typdaten mehrerer im Gefechtsflugkörper (2) vereinter Missionskomponenten (50) aus dem Datenspeicher (24) ausliest, deren Typen anhand der Erkennungsdaten und der Typdaten identifiziert und Steuerschritte in Abhängigkeit von der Zusammenstellung der Missionskomponenten (50) ausführt.
  7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Steuermittel (22) für jede Missionskomponente eine Softwarekomponente (48) enthält, diese entsprechend der Typdaten parametriert und die Missionskomponente (50) mit der parametrierten Softwarekomponente (48) steuert.
  8. Verfahren nach Anspruch 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Steuermittel (22) zumindest eine Softwarekomponente (48) aus der Gruppe Navigationskomponente, Missionsablaufsteuerung, Bildverarbeitungskomponente, Flugregler enthält.
  9. Gefechtsflugkörper (2) mit einem Rumpf, der einen Datenspeicher (24), eine Missionskomponente (50) und ein Steuermittel (22) enthält, das dazu vorbereitet ist, die Missionskomponente (50) während eines Flugs zu steuern,
    wobei das Steuermittel (22) mit dem Datenspeicher (24) signaltechnisch verbunden ist, dadurch gekennzeichnet dass
    der Erkennungsdaten zu einer Mehrzahl verschiedener Missionskomponenten (50) enthält, und das Steuermittel (22) dazu vorbereitet ist, Typdaten aus der Missionskomponente (50) auszulesen, den Typ der Missionskomponente (50) zu identifizieren und Steuerschritte in Abhängigkeit vom Typ der Missionskomponente (50) auszuführen.
  10. Gefechtsflugkörper nach Anspruch 9,
    gekennzeichnet
    durch eine Mehrzahl von Missionskomponenten (50), die über einen Datenbus (51) mit dem Steuermittel (22) verbunden sind.
  11. System aus mehreren Gefechtsflugkörpern (2) nach Anspruch 9 oder 10, die jeweils unterschiedliche Missionskomponenten (50) enthalten,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Steuermittel (22) aller Gefechtsflugkörper (2) mit der gleichen Hardware und den gleichen Softwarekomponenten (48) ausgerüstet sind.
  12. System nach Anspruch 11,
    gekennzeichnet
    durch einen weiteren Gefechtsflugkörper (2) mit einer neuen Missionskomponente (50), die in keinem der anderen Gefechtsflugkörper (2) vorhanden ist, wobei dessen Steuermittel (22) mit ausschließlich den gleichen Softwarekomponenten (48) wie die Steuermittel (22) der anderen Gefechtsflugkörper (2) ausgerüstet ist, und eine der neuen Missionskomponente (50) zugeordnete Softwarekomponente (48) durch eine Parametrierung des Steuermittels (22) betriebsbereit gestellt wurde.
  13. System nach Anspruch 11 oder 12,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass jeder Gefechtsflugkörper (2) über den gleichen Einbaurahmen verfügt, der das Steuermittel trägt.
  14. System nach einem der Ansprüche 11 bis 13,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass jeder Gefechtsflugkörper (2) über die gleiche Verkabelung vom Steuermittel (22) über eine Schnittstelle zu mehreren Missionskomponenten (50) verfügt.
EP11005432.7A 2010-07-08 2011-07-02 Verfahren zum Steuern eines Gefechtsflugkörpers Revoked EP2405233B1 (de)

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