EP3118567A1 - Verfahren zum schützen eines fahrzeugs vor einem angriff durch einen laserstrahl - Google Patents

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EP3118567A1
EP3118567A1 EP16001540.0A EP16001540A EP3118567A1 EP 3118567 A1 EP3118567 A1 EP 3118567A1 EP 16001540 A EP16001540 A EP 16001540A EP 3118567 A1 EP3118567 A1 EP 3118567A1
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EP
European Patent Office
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sensor
laser beam
missile
laser
guided missile
Prior art date
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Application number
EP16001540.0A
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English (en)
French (fr)
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EP3118567B1 (de
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Arne Nolte
Michael Masur
Michael Gross
Nicolai Künzner
Thomas Kuhn
Norbert Stelte
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
Application filed by Diehl BGT Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl BGT Defence GmbH and Co KG
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • 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
    • F41G7/30—Command link guidance systems
    • F41G7/301—Details
    • F41G7/303—Sighting or tracking devices especially provided for simultaneous observation of the target and of the missile
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H13/00—Means of attack or defence not otherwise provided for
    • 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
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H13/00—Means of attack or defence not otherwise provided for
    • F41H13/0043—Directed energy weapons, i.e. devices that direct a beam of high energy content toward a target for incapacitating or destroying the target
    • F41H13/005—Directed energy weapons, i.e. devices that direct a beam of high energy content toward a target for incapacitating or destroying the target the high-energy beam being a laser beam
    • F41H13/0062—Directed energy weapons, i.e. devices that direct a beam of high energy content toward a target for incapacitating or destroying the target the high-energy beam being a laser beam causing structural damage to the target

Definitions

  • the invention relates to a method for protecting a vehicle from attack by a laser beam emanating from a laser source.
  • High-energy lasers can transmit very high power over several kilometers and over a longer period of time. With such services, sensitive parts of vehicles can be so severely damaged or destroyed within a few seconds that the functioning of the vehicles is jeopardized. Thus, for example, aircraft can be attacked from the ground, in particular slow-moving commercial aircraft with relatively low maneuverability are particularly vulnerable.
  • a guided missile starts from the vehicle, a sensor of the missile scans the laser beam, in particular scans from the outside, and the guided missile guided by the laser beam to the laser source zuelle.
  • the missile can shade the vehicle and / or approach and combat the laser source. This is done expediently so quickly that the laser energy deposited on the vehicle has not yet led to threatening damage.
  • a fast protection can be achieved by starting the missile from the vehicle, since then the missile is already on site and dive into the laser beam for shading and / or can quickly fly to combat the laser source on this.
  • the missile is expediently equipped with a rocket motor.
  • the guided missile can be at an approach to the Laser source mechanically destroy them by means of an active part, for example, by a cone-shaped forward splintering charge.
  • the guided missile uses the laser beam as a guide beam for driving the laser source.
  • the steering or navigation of the missile is done so far using sensor data obtained from a scanning of the laser beam.
  • the laser beam is detected as such, and the missile controls toward the lower end of the laser beam.
  • a parameter of the laser beam for example a scattered light intensity
  • the method is particularly suitable for use against a high energy laser source or a high energy laser beam. Also advantageous is a defense of a sturgeon laser.
  • the guided missile comprises at least one sensor sensitive to laser radiation, which detects the laser radiation of the laser beam.
  • the sensor is expediently sensitive in a radiation spectrum which is usually used for high-energy lasers or interfering lasers. To facilitate detection of stray radiation, the spectrum in which the sensor is sensitive may be limited to a band about one laser wavelength commonly used for high energy lasers. For example, the band is at most ⁇ 100 nm around the wavelength of 3800 nm.
  • the sensor expediently recognizes characteristics typical of laser radiation, such as the presence of coherent radiation.
  • the sensor detects by means of image processing methods a laser beam as such in the environment, for example on the basis of scattered radiation.
  • the sensor is advantageously an image sensor with, for example, a matrix detector.
  • the vehicle is preferably an aircraft, and may be fixed-wing aircraft or a rotorcraft, such as a helicopter.
  • the invention is also advantageously applicable for protecting a land vehicle or a watercraft.
  • the vehicle may be a manned or unmanned vehicle.
  • the control unit may include a control unit having one or more computing units that may be distributed in the vehicle at a location or over the vehicle.
  • the control unit expediently detects the laser beam as such and initiates a start of the missile as a function of the recognition result. Is a laser beam recognized as such and he is also classified as threatening to the vehicle, the missile is launched from the vehicle. If a laser beam is not recognized as such or classified as non-threatening, the launching of the missile expediently fails.
  • the guided missile is expediently an unmanned guided missile, in particular with a rocket motor. Also possible is a missile without its own engine, for example in the form of a steering column.
  • the missile expediently comprises a control unit which directs the missile towards the laser source.
  • the guided missile flies towards the laser source and utilizes the laser beam expediently as a guide beam for driving the laser source.
  • the laser beam expediently as a guide beam for driving the laser source.
  • a sensor of the vehicle or a sensor of the missile picks up an image of the laser beam.
  • the location of the laser source of the laser beam can be determined therefrom. For example, a straight line of the laser beam in the environment is determined from the image and a defined end of the laser beam or the line is determined. This can be done by a control unit of the vehicle or a control unit of the guided missile. This end can be defined as the location of the laser source, and the missile can drive that position. From other parameters, for example, that the end is a lower end or the end is an abrupt end, whereas the laser beam in the other direction is continuously weaker, it can be assumed that the laser source is arranged at this beam end. Accordingly, this location can be used for the steering of the missile, which flies to the end of the laser beam or the location. The location of the laser source can be determined from the vehicle and transferred to the guided missile. The location may alternatively or additionally be determined by the guided missile.
  • This former possibility is particularly suitable for instructing the guided missile in a first phase of flight towards the laser source.
  • a sensor of the vehicle or a sensor of the missile on an image of the laser beam. From the image, a straight line of the laser beam in the environment can be determined. In particular, a defined End of the laser beam or the line determined. Accordingly, the missile can approach the end of the laser beam.
  • the intensity of radiation emitted by the laser source in direct line to the missile is recorded as a measured variable.
  • a sensor is aimed at the laser source and picks up the laser radiation thrown directly from the laser source onto the sensor.
  • the detected laser intensity increases with increasing proximity to the laser beam, ie with decreasing angle to the spatial direction of the laser beam.
  • An increase in the measured intensity of the laser radiation is therefore a sign of an approach to the laser beam.
  • This method requires a forward sensor, which has the disadvantage that it can be hit and destroyed directly by the laser beam. Immersion in the laser beam should therefore be avoided.
  • a third possibility is based on the measurement of scattered laser radiation.
  • the laser radiation is partially spatially scattered in the air, on particles and / or on an object, so that the laser beam is visible in the landscape.
  • This intensity of the scattered radiation can be measured and increases with decreasing distance to the laser beam.
  • the intensity can be used as a control variable for steering the missile.
  • This method has the advantage that laser radiation scattered in the ambient air can be detected with a sideways or backward sensor system, both of which can be protected towards the front and then blind to the front.
  • a sideways sensor is understood below exclusively directed in a lateral direction relative to the longitudinal axis of the missile sensor system, which is not aligned in the direction of flight, and a reverse sensor is directed exactly opposite to the direction of flight of the missile, usually also in the lateral direction, but also not Forward.
  • a sensor which is blind to the front detects the laser beam from a side view in a further advantageous embodiment of the invention.
  • Control of the guided missile expediently takes place on the basis of the sensor results recorded in this way, for example on the basis of a radiation intensity.
  • the guided missile may have a forward sensor, that is one or more sensors whose direction of view forward, ie in the direction of flight of the missile is directed or judged.
  • a flown object can be scanned sensory and a detected target can be approached exactly.
  • the sensor may be a center of gravity sensor which detects a radiating object with respect to its orientation relative to the longitudinal axis of the missile, but does not resolve the object in an image. Steering signals can be generated particularly easily from a center of gravity sensor.
  • an image sensor ie a two-dimensionally resolving sensor, for example with a matrix detector. With this, the detected object can be figuratively resolved and determined not only in terms of its location but also in terms of its geometry.
  • a forward sensor is particularly vulnerable to a laser beam incident directly into the sensor.
  • the missile advantageously has a sideways sensor system and / or a backward sensor system.
  • a front-blind sensor which can not be directed forward in the direction of flight or in the direction of the longitudinal axis of the guided missile, no laser radiation striking the missile from the front can reach the sensor directly. He is thereby at least largely protected from front incident laser radiation.
  • a forward-fading forward sensor which can be covered, for example, by a screening means or pivoted out of the forward direction, so that it is protected by the pivoting forward.
  • the guided missile comprises a forward sensor and an additional sideways and / or backward sensor.
  • the sensors can be used sequentially, so that one of the sensors is only used sensorially when the other sensor is turned off or destroyed.
  • the guided missile comprises a first sensor on a missile head and a second sensor on a fuselage region of the missile.
  • an is meant here also “in”.
  • the sensor on the missile head is expediently part of a forward sensor system and the second sensor part of a sideways or backward sensor system.
  • the second sensor in the trunk area is also part of a forward sensor, since then both sensors used, for example, one after the other for forward detection can be.
  • the trunk sensor detect laser radiation
  • the head sensor is shaded. If the fuselage sensor is destroyed by a laser strike, the head sensor can be activated forward so that the onward flight can also be controlled by the sensor.
  • the head sensor is activated only in the endgame to the front, so if a particularly accurate direction control for accurate steering of the missile to the target is necessary.
  • a trunk sensor is expediently active, so that damage to the head sensor is prevented by a laser hit.
  • the trunk sensor may be positioned, for example, on a fin of the missile.
  • the missile has two sensors arranged one behind the other in a missile head.
  • the front sensor can detect laser radiation, and after a defect of the front sensor, the rear sensor can be activated.
  • the front sensor is moved to the side, so that the view of the rear sensor is released forward, or the front sensor is dropped with a head element, so that the view of the second sensor is released forward.
  • the two sensors do not have to be arranged exactly one behind the other in the direction of flight. It is sufficient if the front sensor is farther forward and the rear farther back than the front sensor.
  • a good protection of a sensor against incident laser radiation can also be achieved if the sensor is located during a flight phase within the missile and is extended during the flight in a viewing position, in particular by an outer shell of the missile is extended, so thus thereby the visual profile of the missile is enlarged from the front.
  • the sensor may be attached to a fin, a bracket, a flap, or the like that extends out of the fuselage or head of the missile.
  • a sensor of the missile is brought by a cover from a visual state in a blind or covered state. Threatened by an incident laser beam, the sensor can be protected by this. Expediently, the covering takes place as a function of the distance of the laser beam to the guided missile. If the laser beam, for example, in the direction of Steering missile pivoted, and this is detected early, so the sensor can be covered and thereby protected.
  • the distance can be determined as an absolute distance or as a relative distance, for example by increasing a scattered radiation intensity to above a predetermined value. If, for example, the scattered radiation intensity more than doubles in less than 500 ms, this can be assessed as the laser beam approaches the missile and the sensor is covered.
  • the pivoting of a laser beam on the missile can be extremely fast. There is thus the danger that the laser beam hits a sensor before the sensor is covered.
  • a particularly rapid protection of the sensor can be achieved if the cover has a particular intensity-dependent filter and a mechanical cover.
  • the filter has the advantage that it can be activated very quickly, but does not sufficiently protect against strong incident laser radiation. However, the protection may be large enough to ensure the survival of the sensor for such a period of time that the mechanical cover closes. In this way, the sensor is first protected by the filter and then by the closing mechanical cover. In this respect, it is advantageous that the filter is first shaded to generate the sensor and then the cover is moved into the detection range of the sensor.
  • the sensor unit blinks during the flight with covered sensor.
  • This can be done by the cover partially or at least indirectly releasing the detection area of the sensor.
  • This can be done by partially opening the cover, so that a partial view area is released forward.
  • incident laser radiation is directed indirectly to the sensor so that it can be determined whether the laser is still aimed at the guided missile.
  • a particularly safe option is that a front-covered Blinzelsensor measures incident energy to a cover, for example, by a change in temperature of the cover, and from a direct irradiation is detected by the laser beam or it is closed.
  • a defense option of the laser system is that an approaching guided missile is detected and the laser is turned off.
  • the missile loses its guidance and if necessary flies past the laser system. Once activated, however, the laser source will turn off even after the laser beam is turned off Heat source that can be detected by an infrared sensor. Subsequent navigation can be assisted in that the guided missile detects a heat source of the laser source when the laser beam is switched off.
  • the pattern of the heat source is compared with data of a database, so that the heat source is identified as a laser source. If successful, the missile can approach the heat source. The comparison is successful if the pattern of the heat source coincides with the data to a predetermined extent.
  • the missile keeps a distance from the laser beam, which is at least a predetermined safety distance, and flies in minimal distance to the laser beam along.
  • the safety distance is expediently always exceeded, until the missile has reached a predetermined distance from the laser source and can now control it directly.
  • the safety margin may be predetermined in advance and be absolutely predetermined or depend on parameters, for example laser power, and determined during the flight.
  • a distance or a change in the distance from the guided missile to the laser beam is detected.
  • the strength of the detected scattered radiation can be used as a measure of the distance.
  • the guided missile can detect an approach of the laser beam from an increase in the detected radiation intensity.
  • a radiation intensity can be correlated with the distance to the laser beam or, more precisely, to its longitudinal axis. For example, a stray radiation edge is detected in which the radiation intensity increases sharply. From this it can be determined that the guided missile moves in the vicinity of the axis of symmetry of the laser beam.
  • the missile evades the laser beam. For example, if this approaches closer to the guided missile than a safety distance, an evasive control can be started. In this case, it is expediently also determined from which direction the laser beam approaches the guided missile.
  • the Evasive movement is expediently carried out as a function of the approach direction.
  • a start of an evasive flight is made dependent on the movement of the laser beam.
  • the laser source can be approached directly with a quiet laser beam, without an evasive maneuver delays the arrival at the laser source.
  • While steering movements of the guided missile are subject to a certain inertia, a laser beam with negligible inertia of the laser system can be swung back and forth in space.
  • an evasive movement of the missile must be pictorially recorded for tracking the laser beam and the tracking motion must be calculated. This results in a certain time delay from the steering movement to the tracking of the laser beam. This time delay can be kept high when the missile flies in an erratic trajectory relative to the orientation of the laser beam.
  • An erratic trajectory may have random steering motions, that is, performed using a random generator, and which are expediently free of common geometric patterns. Instead of or in addition to the erratic trajectory, a helix trajectory around the laser beam is advantageous.
  • the helical path - possibly distorted or trembled by the erratic flight - requires complex pivoting movements of the laser beam relative to the steering movement of the guided missile.
  • the missile exchanges data with other, the laser source approaching guided missiles. For example, the position of the laser source and / or an approach direction to the laser source can be exchanged. In this way, a solid angle distance from the perspective of the laser source between the missiles can be increased, so that alignment of the laser beam is made difficult to the missile.
  • a reliable arrival of the missile at the laser source can be favored if the laser source is illuminated by a radiator.
  • the guided missile can detect the beam spot at the laser source or in the vicinity of the laser source, and the missile can orient itself in its flight at the beam spot.
  • a semi-active laser method also called SAL method.
  • the radiator can be arranged in the vehicle, which leads the guided missile thereby.
  • the radiator is arranged in a missile, which is arranged, for example, behind another missile, the sensory capabilities, for example, different or less.
  • the laser source is illuminated by a missile, and one or more other missiles are oriented at the Anstrahlstelle.
  • the invention is also directed to a guided missile having a steering system and a sensor for detecting laser radiation of a laser beam.
  • the guided missile according to the invention comprises a control unit which is prepared to direct the guided missile using the laser beam as a guide to the laser source.
  • FIG. 1 shows a vehicle 2 in the form of an aircraft, which is designed in this example as a commercial aircraft for the transport of passengers or air freight.
  • a laser system 6 is positioned, which in the in FIG. 1 represented moment a laser beam 8, which is generated by a laser source 10, directed into the sky.
  • the laser system 6 is placed in the embodiment shown on the ground and immovable. However, it is also possible that the laser system 6 is movable and is mounted, for example, in an aircraft. All details described below and related to the laser source 10 are then to be adapted accordingly to the mobility or height above the ground.
  • the laser system 6 is a high-energy laser system which emits the laser beam 8 predominantly in the infrared spectral range, for example, at 3.8 microns, the laser beam 8 over a distance of several kilometers transported enough energy to destroy sensitive parts of the aircraft and thereby its flying capacity acute to endanger.
  • the laser system 6 is used to combat aircraft and has a control unit which pivots the laser beam 8 on the vehicle 2 and the laser beam 8 automatically tracks the movement of the aircraft 2.
  • a laser-sensitive point of the vehicle 2 is deposited, to which the laser beam 8 is automatically directed by means of image processing methods to irradiate the laser system 6 pictorially deposited point of the aircraft 2 over a period of a few seconds and thereby destroy.
  • a designator laser system or marker laser system can be fought or disturbed, which illuminates the vehicle 2 in order to control a guided missile into the vehicle 2. By shading the vehicle 2 and / or destroying the laser source 10, this mark can be disturbed, so that the attacking missile can not find the vehicle 2.
  • the following description refers to a stationary high energy laser system 6 without being limited to this system.
  • this has at least one guided missile 12, wherein in FIG. 1 to explain several guided missiles 12 are shown.
  • the aircraft has a sensor system 14 with a plurality of sensors 16, each of which is signal-connected to a control unit 18 are.
  • the aircraft is equipped with five sensors 16, one in the rear half of the fuselage, one in the front half of the fuselage, one on each wing of the aircraft and one upward sensor 16 on the upper half of the fuselage of the aircraft ,
  • the sensors 16 of the sensor system 14 actively monitor the airspace for laser radiation.
  • the sensors 16 each comprise an image sensor behind a 180 ° optics, so that the scene of a hemisphere of the surrounding space is imaged onto a laser-sensitive element.
  • an image of the laser beam 8 can be recorded in the environment, and from this further information about the laser beam 8 can be determined, such as geometry, position and intensity of the laser beam.
  • the control unit 18 of the sensor system 14 in particular by means of image processing methods, the laser beam 8 as such.
  • the laser beam 8 As geometrical features it can be used that the laser beam 8 is seen as a straight line in the landscape. In addition, it has a sharply defined end on the laser source 10. At its other end, however, the laser beam becomes weaker, as long as it does not strike an object FIG. 1 is shown, so that a defined end is not readily determinable. This feature of the upper attenuation of the laser radiation can also be used for laser detection.
  • the control unit 18 From the geometric data of the laser beam 8 and its spectrum and radiation intensity, the control unit 18 first classifies the laser beam 8 in the three stages harmless, potentially dangerous and dangerous. In a harmless classification, the laser beam 8 is further observed, but the laser source 10 is not controlled. Classification in one of the other two levels will prepare for shading and / or combat.
  • a canister 20, which accommodates at least one of the missiles 12, is pivoted in the direction of the laser source 10. This pivoting is in FIG. 1 indicated by the curved double arrow on the canister 20. Classification into the highest of the threat classes will initiate combat. For this purpose, for example, a release of an operator of the aircraft 2, such as a pilot, necessary. However, this has already been given in advance, for example because it is known that the aircraft is flying through a potentially dangerous region.
  • the position of the laser source 10 is known. This determines the control unit 18, for example, from the Geometry of the Laser Beam 8. Thus, at the location of the abrupt end of the laser beam 8, the laser source 10 may be suspected.
  • the laser beam 8 can be given a direction, at least a rough direction at the top and bottom, wherein the laser source 10 is positioned only at a lower end of the laser beam 8. In this way, a direction of the laser source 10 relative to the aircraft 2 can be determined. From the direction and a flight altitude of the aircraft and expediently a topography of the overflown landscape, the distance between aircraft and laser source 10 can be determined, in particular the absolute geographic coordinates of the laser source 10 are determined.
  • the detection of the laser beam 8 takes place insofar by a recording of the laser beam 8 from the side, wherein from the laser beam 8 scattered in the atmosphere laser radiation is recorded.
  • the determination of the position of the laser source 10 by another of the sensors 16 of the sensor system 14, for example by a sensor 16 on a wing of the aircraft 2.
  • a position determination of the laser source 10 by means of triangulation.
  • At least one guided missile 12 is now started by the aircraft.
  • the control of the start takes over the control unit 18 of the sensor system 14, which may also be part of a central vehicle control of the vehicle 2.
  • FIG. 2 shows one of the missile 12, which are stored in the canister 20 in the vehicle 2.
  • the guided missile 12 has guide vanes 22 that are moved by actuators 24 for steering the missile 12.
  • the control of the actuators 24 is effected by a control unit 26 of the guided missile 12.
  • the guided missile 12 is driven by a rocket motor 28, in particular a Solid fuel motor, which is arranged behind a knitting member 30 having an explosive charge and a fragment part which is thrown in a bursting of the explosive charge in a cone shape forward.
  • the ignition of the active part 30 may be effected by an impact fuse or a proximity fuse located in the missile head.
  • a sensor 32 is arranged, which is an imaging infrared sensor.
  • the sensor 32 comprises an optical system 34 and a detector 36 in the form of a matrix detector. Further, a filter 38 for shading the detector 36 is provided.
  • the detector 36 is arranged on a cooling unit, not shown, and connected to the control unit 26 by signal technology.
  • a cover 40 is arranged in the detection region, which comprises two mutually movable shell elements, which are moved spring-driven against each other. They completely cover the detection area of the sensor 32 in the closed state and shield the sensor 32 from incident laser radiation so far that the sensor 32 remains functional for a period of at least 10 seconds behind the cover 40 when the condition is directly illuminated by the laser beam 8.
  • FIG. 2 shows the two elements of the cover 40 in the open position, which is shown dotted. The detection area or the field of view of the sensor 32 passes through the two open elements, so that an image of the ahead of the missile 12 scenery can be made.
  • the filter 38 is an intensity-dependent filter which automatically becomes opaque depending on the intensity of the incident laser radiation. If the intensity exceeds a limit value, the filter 38 automatically becomes impermeable and thereby protects the underlying detector 36 very quickly. In addition, the filter 38 sends a signal to the control unit 26, which then immediately closes the cover 40 and thus also causes additional mechanical protection of the sensor 32.
  • the guided missile comprises one or more of the sensors 42, 44, 46, 48 described below.
  • the sensor 42 is fastened to the fuselage of the guided missile 12 and in particular to a fin.
  • the field of view of the sensor 42 points forward, so it is a forward sensor.
  • the sensor 42 is not an imaging sensor, but measures the intensity of the incident laser radiation and is on a frequency band of 50 nm limited by the laser wavelength of 3.8 microns. If the laser source 10 lies in the field of view of the sensor 42, then the intensity of the incident laser light and thus an angular distance of the guided missile 12 from the orientation of the laser beam 8 is measured. With increasing intensity, the guided missile 12 approaches the laser beam 8 and vice versa.
  • the intensity is given as a sensor signal to the control unit 26, which generates therefrom steering signals for steering the guided missile 12.
  • the sensor 44 is a flash sensor that measures a heating history. If the laser beam 8 hits the guided missile 12 fully, the sensor 42 is destroyed. However, the sensor 44 is designed to withstand the direct laser irradiation for a period of at least 30 seconds and to measure the course of a heating of a front part of the sensor 44. If the guided missile 12 leaves the laser beam 8, then the corresponding cooling of the sensor 44 is detected very quickly, so that the exit of the laser beam 8 can be detected by the control unit 26 as such.
  • the cover 40 can be opened, for example, and the sensory view can be taken forward again.
  • the sensor 46 is another optional sensor that is similar to the sensor 42. However, the sensor 46 is not fixedly mounted to the missile fuselage, but can be moved out of the fuselage on a fin 50. In FIG. 2 the retracted position of the sensor 46 is pulled through and the extended position shown in phantom. The sensor 46 is extended when, for example, the sensor 42 is destroyed. The sensor 46 is alternatively or additionally extended only when the sensor 44 indicates the absence of the laser beam 8.
  • the sensor 48 is a sideways sensor, ie blind to the front, the field of view is shown with two dashed lines.
  • the sensor 48 is seated in a recess 52 of the fuselage of the guided missile 12 and is shaded towards the front.
  • the sensor 48 also remains functional when the laser beam 8 hits the guided missile 12 from the front over a period of maximum 60 seconds.
  • the sensor 48 measures the intensity of the laser radiation scattered in the air of the laser beam 8. The closer the laser beam 8 to the missile 12, the greater the measured intensity, analogous to the sensors 42, 46.
  • the two aforementioned sensors are the Signals from the sensor 48 for steering the missile processed by the control unit 26.
  • FIG. 3 shows a flight of the missile 12 for protecting the vehicle 2, which can be performed individually or in combination.
  • a missile 12 is started in the form of a steering rocket. This missile 12 is started from the canister 20, for example, by a drop, a launch and / or a launch of Raketenmotors the missile 12. Since the missile 12 is aligned by the alignment of the canister 20 on the laser source 10 already to the laser source 10, detours can be avoided and the missile 12 can be started in direct line to the laser source 10.
  • other guided missiles may also be used, for example steerable projectiles.
  • These are also a control unit 26 for controlling the steered flight and a steering system 22, 24 to perform the steering.
  • the control of the missile 12 can be done independently by the control unit 26 of the missile 12. It is also possible that the control is carried out by the control unit 18 of the vehicle 2, either in addition or independently by the specification of appropriate commands to the control unit 26 of the missile 12. In this way, the missile 12 is controlled on or in the laser source 10, so this is destroyed. Shortly before the missile 12 reaches the laser source 10, the active part 30 can be ignited, which hurls a splinter charge cone forward and thereby destroys the laser source 10.
  • the flight of the missile 12 is suitably guided by the laser beam 8.
  • the missile 12 can be further observed by the sensor system 14 of the aircraft, and in the missile 12 corresponding control signals can be given.
  • the missile 12 independently uses the laser beam 8 as flight guidance and steers its own flight depending on its orientation in space.
  • the missile 12 thus flies guided by the laser beam 8 independently into the laser source 10.
  • the flight is guided along the laser beam 8 along or in a suitably predetermined spacing band along the laser beam 8.
  • the transfer of a target instruction from the control unit 18 to the control unit 26 is advantageous.
  • at least a rough navigation in the first part of the approach can be considerably facilitated.
  • the incident radiation in the wavelength of the laser beam 8 is monitored by the sensor 42.
  • FIG. 4 shows an idealized radiation pattern in which the radiation intensity I over the distance ⁇ to the laser beam 8, which is indicated in degrees, is plotted.
  • the angle refers to the angle between the laser beam 8 and a straight line from the laser source 10 to the missile 12, or its sensor 42.
  • An angle of 0 ° means here that the missile 12 is flying within the laser beam 8, or directly from it is taken.
  • the intensity I of the incident on the sensor 42 laser radiation is then extremely high as by the asymptote of FIG. 4 reproduced intensity function is indicated.
  • the distances d 1 , d 2 , d 3 are further three distances d 1 , d 2 , d 3 , which are relevant to the control of the missile 12, as well as a distance band or flight band D. If the missile 12 flies closer than the distance d 3 on the laser beam 12, this has a destruction of the open sensor 32, in particular also of the sensor 42, within a predetermined period of time, for example 500 ms. Falls below the distance d 2 , the filter 38 fades and the cover 40 closes.
  • the distance d 1 is the safety distance, outside of which the missile 2 has its regular distance from the laser beam 8.
  • the distance band D indicates the corridor around the laser beam 8, in which the guided missile 12 in regular flight and under the direction of the laser beam 8 stops.
  • the distance band D and in particular the distances d i are calculated from the measured course of the radiation intensity I by the control unit 26.
  • the behavior of the intensity I over the time of flight is monitored by the sensor 42 in conjunction with the control unit 26, and the missile 12 controls the laser beam 8 until it is within the air band D. If the flight band D is reached, then the guided missile 12 flies around the laser beam in a helical path 54, which in FIG. 3 is indicated.
  • the control unit 26 controls an erratic trajectory additively on the helical path, so that a lighting of the missile 12 by the laser beam 8 is significantly more difficult. However, if the laser beam 8 only tracks the movement of the vehicle 2, this erratic path can be omitted.
  • a path to the laser beam 8 can be selected, which runs at least substantially parallel to the laser beam 8 and can additionally comprise erratic web components for laser defense.
  • the distance to the laser beam 8 between a first approach phase and the final Endgame at least substantially constant.
  • the web is continuously approaching the laser beam 8, for example, so that the angle between the web and the laser beam 8 - from the perspective of the laser source 8 - remains constant, so that the guided missile in a straight line on this.
  • the helix path 54 is terminated and a direct approach to the laser source 10 is controlled.
  • successful target detection by the sensor 32 may be used. This opens, or begins its detection, when the guided missile 12 has reached a predetermined flight stage, the beginning of which can mark a distance to the laser source 10, a position relative to the laser source 10 or another size, which is for example predetermined by the vehicle 2. If, for example, it is clear that the laser source 10 would have to be recognizable very quickly by the guided missile 12, since it is barely camouflaged or hidden, this flight status can be achieved very quickly.
  • the cover 40 opens and the sensor 32 has a clear view of the laser source 10.
  • the position of the laser source 10 is determined to be absolute or relative to the missile 12 and the control unit 26 determines when Endgame 56 begins. If the guided missile 12 reaches a blasting distance of a few meters to the laser source 10, the active part 30 is ignited and the explosive charge is thrown in the form of a conical fragment charge to the laser source 10, and this is thereby destroyed.
  • An approach of the guided missile 12 to the laser system 6 can be detected by the laser system 6 itself, and the laser system 6 can control defensive measures.
  • the laser beam 8 is aimed directly at the missile 12 to destroy control-relevant units of the missile 12. If, for example, by such a laser defense of the sensor 42 destroyed, the sensor 44 monitors the illumination of the missile 12 by the laser beam 8. By a certain inertia of the sensor 44, it releases the sensor system of the guided missile 12 only when the guided missile 12 or the sensor 44 has not been illuminated by the laser beam 8 for a while. In this way, a sensor release can be avoided by a brief emergence and re-entering the guided missile 12 in the laser beam 8.
  • the fin 50 extends with the sensor 46 and takes over the monitoring task of the destroyed sensor 42. Incidentally, the method can be continued as described above.
  • the sensor 48 monitors stray radiation from the laser beam 8. These also behave in their intensity analogous to the intensity curve FIG. 4 so that the distance of the guided missile 12 to the laser beam 8 can also be determined from the scattered radiation intensity.
  • the sensor 48 is used instead of the sensor 42, the risk of destruction of the sensor 48 by the laser beam 8 is lower, and the sensor 46 can be dispensed with. Incidentally, the method may proceed as described above.
  • the cover 40 is actuated, pulls the spring-pulled their two covers from the dashed open position in the solid closed position and thus covers the sensor 32.
  • the sensor 44 may begin blinking and release opening of the cover 40 as described above, with the laser beam 8 sufficiently non-irradiating the missile 12.
  • the guided missile 12 uses the laser beam 8 as a guide beam for driving the laser source 10.
  • An adequate defense of the laser source 10 may accordingly consist in that the laser beam 8 is pivoted quickly and thus the laser beam 8 following guided missile 12 is misleading.
  • tracking the laser beam 8 by the guided missile 12 depends on its pivoting speed and / or its orientation relative to the vehicle 2.
  • tracing depends on the current position of the missile 12 relative to the laser source 10. If the guided missile 12 is already in Endgame 56, it flies the laser source 10 independently of a pivoting movement of the laser beam 8 at.
  • the guided missile 12 is still in front of the endgame 56, it expediently remains in a flying cone whose tip lies in the laser source 10 and in whose volume the vehicle 2 is positioned, in particular on its axis of symmetry.
  • the size of the cone may be predetermined or determined by the vehicle 2 or the missile 12 during the flight of the missile 12.
  • the guided missile 12 follows the laser beam 8 in order to be guided by it.
  • the guided missile 12 does not follow the laser beam 8 and remains within the flying cone.
  • a sensor support of the missile 12 by sensors 16 of the vehicle 2 is also possible. If the sensor system 14 detects that the laser beam 8 is swung to deceive the missile 12, then the control unit 18 can intervene in the flight of the missile 12 and bring it back in the direction Swing to the laser source 10, for example, bring in the flying cone. Such recognition can be done, for example, by the fact that the laser beam 8 exceeds a predetermined distance to a straight line intended between vehicle 2 and laser source 10.
  • the guided missile 12 In order to avoid a direct meeting of the guided missile 12 by the laser beam 8, this can avoid an approaching laser beam 8. If the distance between the laser beam 8 and the guided missile 12 drops below the distance d 1 , the guided missile 12 starts an evasive maneuver. If a laser approach occurs slowly, for example by pivoting the laser beam 8 with the movement of the vehicle 2, the movement of the steering missile 12 is carried along with the movement of the laser beam 8, so that the missile 2 remains within the flight band D. If the approach exceeds a predetermined speed, the guided missile 12 deviates transversely to the approach direction of the laser beam 8 relative to the guided missile 12. The irradiation intensity of the laser radiation is monitored so that the cover 40 is closed and / or the fin 50 is retracted when the distance d 2 is exceeded. Depending on the approach speed, it may also be appropriate for the guided missile 12 to dive through the laser beam 8. Again, the sensors 32, 46 are protected as described above.
  • Another way to defend the laser system 6 is to turn off the laser source 10 so that the laser beam 8 disappears. This can be detected by an abrupt drop in the intensity I by the sensor system of the guided missile 12.
  • the cover 40 is - if not already done - opened and the sensor 32 looks for heat sources in his field of view. Found heat sources are compared with data stored in a database, in particular images of known heat sources. Here, the time that has elapsed since the switching off of the laser beam 8, taken into account. If the image of a heat source can be assigned to a stored image of a laser source 10, the position of the heat source is recorded as a new target and the guided missile 12 controls the heat source to destroy it.
  • FIG. 5 Another way to defend the vehicle 2 against a laser beam 8 is based on FIG. 5 explained.
  • Several guided missiles 12 are started from the canister 20 and attack the laser source 10 in concert. They operate here a data exchange with each other, so that information on their own position and the position of the laser source 10 and the laser beam 8 are interchanged.
  • a front steering missile 12 can detect the detected position the laser source 10 tell a rear missile.
  • an approach direction of the missile 12 is controlled so that they drive the laser source 10 from different directions.
  • one of the guided missiles 12 flies a helical track 54, a second guided missile 12 flies at a greater distance d an erratic path and another missile 12 flies at a very large distance from the laser beam 8, the laser source 10 at.
  • the illumination of the laser source 10 by a semi-active system is possible and useful.
  • Such an SAL method can be carried out by a laser of the vehicle 2, which marks the laser source 10 with a radiation spot which is controlled by the missile or the missiles 12. It is also possible that one of the missile 12 has an SAL system and during its approach, expediently from a greater distance from the laser beam 8, the laser source 10 marked with a beam spot. The remaining missiles 12 now control this aerial spot. A line through the laser beam 8 can be omitted here. At the in FIG. 5 shown embodiment, the advancing missile 12 is struck by the laser beam 8 and its sensor is largely destroyed.
  • This guided missile 12 now continues to fly blindly in accordance with the last determined position information of the laser source 10 and its own flight direction.
  • the underlying guided missile 12 attempts to remain at a large distance d to the laser beam 8 and performs appropriate evasive movements in an attack by the laser beam 8. It follows a marking of the laser source 10 by an irradiation point, which is generated by the most distant flying missile 12 by a marking laser.
  • the position of the laser source 10 was in this case detected by the frontmost flying missile 12 and passed on to the other missile 12, so that the marker missile uses this position to align its marking laser.
  • FIG. 6 shows in a further embodiment, one of the sensors 42, 46 of the missile 12 in an alternative embodiment.
  • the sensor 42, 46 comprises six sensor heads 58, five of which are covered by a cover element 60, for example a metal plate.
  • One of the sensor heads 58 lies behind an opening 62 of the cover element 60, is thus oriented in the environment and can look into the environment and detect laser radiation.
  • the sensor heads 58 are pivotable about a common axis, as in FIG FIG. 6 indicated by the curved arrow. If the currently active sensor head 58 is destroyed, the turret can be further rotated by 60 °, so that the next sensor head 58 comes to lie behind the opening 62 and can detect the detection.
  • the sensor 44 Arranged in the middle and also behind the cover element 60 is the sensor 44, which has the task of detecting when a high-energy laser beam 8 is directed onto the sensor 42, 46.

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Abstract

Die Erfindung geht aus von einem Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs (2) vor einem Angriff durch einen von einer Laserquelle (10) ausgehenden Laserstrahl (8). Ein effektiver Schutz kann erreicht werden, wenn ein Lenkflugkörper (12) vom Fahrzeug (2) aus startet, ein Sensor (42, 44, 46, 48) des Lenkflugkörpers (12) den Laserstrahl (8) abtastet und der Lenkflugkörper (12) geleitet vom Laserstrahl (8) auf die Laserquelle (10) zufliegt.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs vor einem Angriff durch einen von einer Laserquelle ausgehenden Laserstrahl.
  • Mit Hochenergielasern lassen sich sehr hohe Leistungen über mehrere Kilometer und über eine längere Zeitdauer übertragen. Mit solchen Leistungen können empfindliche Teile von Fahrzeugen innerhalb von einigen Sekunden so schwer beschädigt oder zerstört werden, dass die Funktionsfähigkeit der Fahrzeuge gefährdet ist. So können beispielsweise Luftfahrzeuge vom Boden aus angegriffen werden, wobei insbesondere langsam fliegende Verkehrsflugzeuge mit verhältnismäßig geringer Manövrierfähigkeit besonders gefährdet sind.
  • Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein wirkungsvolles Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs vor einem Angriff durch einen Laserstrahl anzugeben.
  • Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, bei dem erfindungsgemäß ein Lenkflugkörper vom Fahrzeug aus startet, ein Sensor des Lenkflugkörpers den Laserstrahl abtastet, insbesondere von außen abtastet, und der Lenkflugkörper geleitet vom Laserstrahl auf die Laserquelle zufliegt. Der Flugkörper kann das Fahrzeug abschatten und/oder die Laserquelle anfliegen und bekämpfen. Dies geschieht zweckmäßigerweise so zügig, dass die am Fahrzeug deponierte Laserenergie noch nicht zu bedrohlichen Schäden geführt hat. Ein schneller Schutz kann durch das Starten des Flugkörpers vom Fahrzeug aus erreicht werden, da dann der Flugkörper bereits vor Ort ist und zur Abschattung in den Laserstrahl eintauchen und/oder zur Bekämpfung der Laserquelle zügig auf diese zufliegen kann. Insbesondere im letzteren Fall ist der Flugkörper zweckmäßigerweise mit einem Raketenmotor ausgerüstet. Der Lenkflugkörper kann bei einem Anflug auf die Laserquelle diese mittels eines Wirkteils mechanisch zerstören, beispielsweise durch eine kegelförmig nach vorne gerichtete Splitterladung.
  • Der Lenkflugkörper nutzt den Laserstrahl als Leitstrahl zum Ansteuern der Laserquelle. Die Lenkung bzw. Navigation des Lenkflugkörpers geschieht insofern unter Verwendung von Sensordaten, die aus einem Abtasten des Laserstrahls gewonnen wurden. Insbesondere wird der Laserstrahl als solches erkannt, und der Lenkflugkörper steuert auf das untere Ende des Laserstrahls zu. Alternativ oder zusätzlich kann ein Parameter des Laserstrahls, beispielsweise eine Streulichtstärke, zur Navigation verwendet werden, beispielsweise indem die gemessene Streulichtstärke beim Anflug konstant gehalten oder nach einem vorgegebenen Schema verarbeitet wird.
  • Das Verfahren ist besonders geeignet zum Einsatz gegen eine Hochenergielaserquelle beziehungsweise einen Hochenergielaserstrahl. Ebenfalls vorteilhaft ist eine Abwehr eines Störlasers. Der Lenkflugkörper umfasst zumindest einen für Laserstrahlung sensitiven Sensor, der die Laserstrahlung des Laserstrahls detektiert. Hierfür ist der Sensor zweckmäßigerweise in einem Strahlungsspektrum sensitiv, das üblicherweise für Hochenergielaser oder Störlaser verwendet wird. Um die Erkennung von Streustrahlung zu vereinfachen, kann das Spektrum, in dem der Sensor sensitiv ist, auf ein Band um eine Laserwellenlänge beschränkt werden, die üblicherweise für Hochenergielaser verwendet wird. Beispielsweise liegt das Band maximal ± 100 nm um die Wellenlänge von 3800 nm herum. Außerdem erkennt der Sensor zweckmäßigerweise für Laserstrahlung typische Charakteristiken, wie beispielsweise das Vorliegen von kohärenter Strahlung. Weiter ist es vorteilhaft, wenn der Sensor mittels bildverarbeitender Methoden einen Laserstrahl als solchen in der Umgebung erkennt, beispielsweise anhand von Streustrahlung. Hierfür ist der Sensor vorteilhafterweise ein Bildsensor mit beispielsweise einem Matrixdetektor.
  • Das Fahrzeug ist vorzugsweise ein Luftfahrzeug, und kann Starrflügler oder ein Drehflügler, wie ein Hubschrauber sein. Die Erfindung ist jedoch auch zum Schützen eines Landfahrzeugs oder eines Wasserfahrzeugs vorteilhaft anwendbar. Das Fahrzeug kann ein bemanntes oder unbemanntes Fahrzeug sein.
  • Es kann eine Steuereinheit mit einer oder mehreren Recheneinheiten umfassen, die im Fahrzeug an einer Stelle oder über das Fahrzeug verteilt sein können. Die Steuereinheit erkennt zweckmäßigerweise den Laserstrahl als solchen und leitet einen Start des Flugkörpers in Abhängigkeit vom Erkennungsergebnis ein. Ist ein Laserstrahl als solcher erkannt und ist er zudem als bedrohlich für das Fahrzeug eingestuft, so wird der Flugkörper vom Fahrzeug aus gestartet. Wird ein Laserstrahl nicht als solcher erkannt oder als nicht bedrohlich klassifiziert, unterbleibt das Starten des Flugkörpers zweckmäßigerweise.
  • Der Lenkflugkörper ist zweckmäßigerweise ein unbemannter Lenkflugkörper insbesondere mit einem Raketenmotor. Ebenfalls möglich ist ein Lenkflugkörper ohne einen eigenen Motor, beispielsweise in Form eines Lenkgeschosses. Der Lenkflugkörper umfasst zweckmäßigerweise eine Steuereinheit, die den Lenkflugkörper zur Laserquelle hin lenkt.
  • Der Lenkflugkörper fliegt zur Laserquelle hin und nutzt hier den Laserstrahl zweckmäßigerweise als Leitstrahl zum Ansteuern der Laserquelle. Generell stehen hierfür mehrere Möglichkeiten zur Verfügung.
  • In einer ersten Möglichkeit nimmt ein Sensor des Fahrzeugs oder ein Sensor des Flugkörpers ein Bild des Laserstrahls auf. Mittels bildverarbeitender Methoden kann hieraus der Standort der Laserquelle des Laserstrahls ermittelt werden. Beispielsweise wird aus dem Bild eine gerade Linie des Laserstrahls in der Umgebung bestimmt und ein definiertes Ende des Laserstrahls beziehungsweise der Linie wird bestimmt. Dies kann durch eine Steuereinheit des Fahrzeugs oder eine Steuereinheit des Lenkflugkörpers geschehen. Dieses Ende kann als Ort der Laserquelle bestimmt bzw. definiert werden, und der Lenkflugkörper kann diese Position ansteuern. Aus weiteren Parametern, beispielsweise, dass das Ende ein unteres Ende ist oder das Ende ein abruptes Ende ist, wohingegen der Laserstrahl in die andere Richtung kontinuierlich schwächer wird, kann davon ausgegangen werden, dass die Laserquelle an diesem Strahlende angeordnet ist. Entsprechend kann dieser Ort für die Lenkung des Lenkflugkörpers verwendet werden, der das Ende des Laserstrahls beziehungsweise den Ort anfliegt. Der Ort der Laserquelle kann vom Fahrzeug aus ermittelt und dem Lenkflugkörper übergeben werden. Der Ort kann alternativ oder zusätzlich vom Lenkflugkörper ermittelt werden.
  • Diese erstere Möglichkeit ist besonders geeignet zum Einweisen des Lenkflugkörpers in einer ersten Flugphase zur Laserquelle hin. Hierfür nimmt in einer vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung ein Sensor des Fahrzeugs oder ein Sensor des Flugkörpers ein Bild des Laserstrahls auf. Aus dem Bild kann eine gerade Linie des Laserstrahls in der Umgebung bestimmt werden. Insbesondere wird ein definiertes Ende des Laserstrahls beziehungsweise der Linie bestimmt. Entsprechend kann der Lenkflugkörper das Ende des Laserstrahls anfliegen.
  • In einer zweiten Möglichkeit wird die Stärke von aus der Laserquelle in direkter Linie zum Flugkörper emittierte Strahlung als Messgröße aufgenommen. Ein Sensor wird auf die Laserquelle gerichtet und nimmt die von der Laserquelle in direkter Linie auf den Sensor geworfene Laserstrahlung auf. Durch Beugung und Streuung in der Laserquelle wird der Laserstrahl zu einem geringen Teil aufgeweitet, wobei die detektierte Laserintensität mit zunehmender Nähe zum Laserstrahl, also mit abnehmendem Winkel zur Raumrichtung des Laserstrahls, zunimmt. Ein Ansteigen der gemessenen Intensität der Laserstrahlung ist daher ein Zeichen für eine Annäherung an den Laserstrahl. Diese Methode erfordert eine Vorwärtssensorik, die den Nachteil aufweist, dass sie vom Laserstrahl direkt getroffen und zerstört werden kann. Ein Eintauchen in den Laserstrahl sollte daher vermieden werden.
  • Eine dritte Möglichkeit basiert auf der Messung von gestreuter Laserstrahlung. Die Laserstrahlung wird an der Luft, an Partikeln und/oder an einem Gegenstand teilweise räumlich gestreut, sodass der Laserstrahl in der Landschaft sichtbar ist. Diese Intensität der Streustrahlung kann gemessen werden und nimmt mit abnehmender Entfernung zum Laserstrahl zu. Die Intensität kann als Steuergröße zur Lenkung des Lenkflugkörpers verwendet werden. Diese Methode hat den Vorteil, dass an der Umgebungsluft gestreute Laserstrahlung mit einer Seitwärtssensorik oder Rückwärtssensorik detektierbar ist, die beide nach vorne hin geschützt werden können und dann nach vorne blind sind. Unter einer Seitwärtssensorik wird im Folgenden eine ausschließlich in eine Seitenrichtung relativ zur Längsachse des Flugkörpers gerichtete Sensorik verstanden, die also nicht in Flugrichtung ausgerichtet ist, und eine Rückwärtssensorik ist genau entgegen der Flugrichtung des Lenkflugkörpers gerichtet, in der Regel auch in Seitenrichtung, jedoch ebenfalls nicht nach vorne.
  • Zur Messung von in der Luft gestreuter Laserstrahlung erfasst ein nach vorne blinder Sensor in einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung den Laserstrahl aus einer Seitenansicht. Eine Steuerung des Lenkflugkörpers geschieht zweckmäßigerweise anhand der derart aufgenommenen Sensorergebnisse, beispielsweise anhand einer Strahlungsstärke.
  • Der Lenkflugkörper kann eine Vorwärtssensorik aufweisen, also einen oder mehrere Sensoren, deren Blickrichtung nach vorne, also in Flugrichtung des Lenkflugkörpers gerichtet ist oder richtbar ist. Ein angeflogenes Objekt kann sensorisch abgetastet werden und ein erfasstes Ziel kann exakt angeflogen werden. Der Sensor kann ein Schwerpunktsensor sein, der ein strahlendes Objekt hinsichtlich seiner Ausrichtung relativ zur Längsachse des Lenkflugkörpers erkennt, das Objekt jedoch nicht in einem Bild auflöst. Aus einem Schwerpunktsensor können Lenksignale besonders einfach generiert werden. Ebenfalls möglich ist ein Bildsensor, also ein zweidimensional auflösender Sensor, beispielsweise mit einem Matrixdetektor. Mit diesem kann das erfasste Objekt bildlich aufgelöst und nicht nur hinsichtlich seiner Lage sondern auch hinsichtlich seiner Geometrie bestimmt werden.
  • Eine Vorwärtssensorik ist durch einen direkt in die Sensorik einfallenden Laserstrahl besonders verwundbar. Um sensorische Eigenschaften auch bei direktem Treffer des Flugkörpers durch den Laserstrahl zu erhalten, weist der Lenkflugkörper vorteilhafterweise eine Seitwärtssensorik und/oder eine Rückwärtssensorik auf. Bei einem nach vorne blinden Sensor, der also nicht in Flugrichtung beziehungsweise in Richtung der Längsachse des Lenkflugkörpers nach vorne gerichtet werden kann, kann keine von vorne auf den Lenkflugkörper treffende Laserstrahlung den Sensor auf direktem Wege erreichen. Er ist hierdurch vor von vorne einfallender Laserstrahlung zumindest weitgehend geschützt. Ebenfalls möglich ist eine nach vorne abblendbare Vorwärtssensorik, die beispielsweise durch ein Abblendmittel abdeckbar oder aus der Vorwärtsrichtung heraus verschwenkbar ist, sodass sie durch das Verschwenken nach vorne hin geschützt ist.
  • Besonders vorteilhaft umfasst der Lenkflugkörper eine Vorwärtssensorik und eine zusätzliche Seitwärts- und/oder Rückwärtssensorik. Auf diese Weise kann nicht nur ein großer Umraum um den Lenkflugkörper sensorisch überwacht werden, sondern die Sensoren können nacheinander verwendet werden, sodass einer der Sensoren erst dann sensorisch verwendet wird, wenn der andere Sensor ausgeschaltet oder zerstört ist.
  • Vorteilhafterweise umfasst der Lenkflugkörper einen ersten Sensor an einem Lenkflugkörperkopf und einen zweiten Sensor an einem Rumpfbereich des Lenkflugkörpers. Unter "an" ist hierbei auch "in" zu verstehen. Der Sensor am Lenkflugkörperkopf ist zweckmäßigerweise Teil einer Vorwärtssensorik und der zweite Sensorteil einer Seitwärts- oder Rückwärtssensorik. Vorteilhaft ist es auch, wenn der zweite Sensor im Rumpfbereich ebenfalls Teil einer Vorwärtssensorik ist, da dann beide Sensoren beispielsweise nacheinander für die Vorwärtsdetektion eingesetzt werden können. So kann beispielsweise zunächst der Rumpfsensor Laserstrahlung detektieren, wohingegen der Kopfsensor abgeschattet ist. Wird der Rumpfsensor durch einen Lasertreffer zerstört, so kann der Kopfsensor nach vorne aktiviert werden, sodass der Weiterflug auch sensorisch steuerbar ist. Ebenfalls möglich und vorteilhaft ist es, wenn der Kopfsensor erst im Endgame nach vorne aktiviert wird, wenn also eine besonders genaue Richtungssteuerung zur treffsicheren Lenkung des Lenkflugkörpers ins Ziel notwendig ist. Vor dem Endgame, das durch eine vorbestimmte Strecke bis zum Ziel festgelegt sein kann, beispielsweise 500 m bis zum Ziel, ist zweckmäßigerweise nur ein Rumpfsensor aktiv, sodass eine Beschädigung des Kopfsensors durch einen Lasertreffer verhindert wird. Der Rumpfsensor kann beispielsweise an einer Finne des Lenkflugkörpers positioniert sein.
  • Weiter ist es vorteilhaft, wenn der Lenkflugkörper zwei hintereinander angeordnete Sensoren in einem Lenkflugkörperkopf aufweist. Es kann zunächst der vordere Sensor Laserstrahlung detektieren, und nach einem Defekt des vorderen Sensors kann der hintere Sensor aktiviert werden. Hierfür wird der vordere Sensor beispielsweise zur Seite bewegt, sodass der Blick des hinteren Sensors nach vorne frei wird, oder der vordere Sensor wird mit einem Kopfelement abgeworfen, sodass der Blick des zweiten Sensors nach vorne frei wird. Die beiden Sensoren müssen hierbei nicht genau in Flugrichtung hintereinander angeordnet sein. Es ist ausreichend, wenn der vordere Sensor weiter vorne und der hintere weiter hinten ist als der vordere Sensor.
  • Ein guter Schutz eines Sensors gegen einfallende Laserstrahlung kann außerdem erreicht werden, wenn der Sensor während einer Flugphase innerhalb des Lenkflugkörpers angeordnet ist und während des Flugs in eine Sichtposition ausgefahren wird, insbesondere durch eine Außenhülle des Lenkflugkörpers ausgefahren wird, sodass also hierdurch das Sichtprofil des Lenkflugkörpers von vorne vergrößert wird. Der Sensor kann an einer Finne, an einer Halterung, an einer Klappe oder dergleichen befestigt sein, die aus dem Rumpf oder dem Kopf des Lenkflugkörpers ausfährt.
  • In einer weiteren vorteilhaften Ausführungsform der Erfindung wird ein Sensor des Lenkflugkörpers durch eine Abdeckung aus einem Sichtzustand in einen blinden beziehungsweise abgedeckten Zustand gebracht. Droht Gefahr durch einen einfallenden Laserstrahl, kann der Sensor hierdurch geschützt werden. Zweckmäßigerweise geschieht das Abdecken in Abhängigkeit von der Entfernung des Laserstrahls zum Lenkflugkörper. Wird der Laserstrahl beispielsweise in Richtung zum Lenkflugkörper geschwenkt, und dies wird frühzeitig erkannt, so kann der Sensor abgedeckt und hierdurch geschützt werden. Die Entfernung kann als absolute Entfernung oder als relative Entfernung bestimmt werden, beispielsweise durch das Ansteigen einer Streustrahlungsintensität auf beziehungsweise über einen vorbestimmten Wert. Steigt beispielsweise die Streustrahlungsintensität innerhalb von weniger als 500 ms auf mehr als das Doppelte an, kann dies als Annäherung des Laserstrahls an den Lenkflugkörper bewertet und der Sensor abgedeckt werden.
  • Die Schwenkung eines Laserstrahls auf den Lenkflugkörper kann extrem schnell erfolgen. Es besteht hierdurch die Gefahr, dass der Laserstrahl einen Sensor trifft, bevor der Sensor abgedeckt ist. Ein besonders schneller Schutz des Sensors kann erreicht werden, wenn die Abdeckung einen insbesondere intensitätsabhängigen Filter und eine mechanische Abdeckung aufweist. Der Filter hat den Vorteil, dass er besonders schnell aktivierbar ist, jedoch gegen starke einfallende Laserstrahlung nicht ausreichend schützt. Der Schutz kann jedoch groß genug sein, um die Überlebenszeit des Sensors für eine solche Zeitdauer zu gewährleisten, in der die mechanische Abdeckung schließt. Auf diese Weise wird der Sensor zuerst durch den Filter und dann durch die schließende mechanische Abdeckung geschützt. Insofern ist es vorteilhaft, dass zur Abblendung erst der Filter einer Abschattung des Sensors erzeugt und danach die Abdeckung in den Detektionsbereich des Sensors bewegt wird.
  • Um die Lenkung eines Weiterflugs zu erleichtern, ist es vorteilhaft, wenn die Sensoreinheit während des Flugs bei abgedecktem Sensor blinzelt. Dies kann geschehen, indem die Abdeckung den Detektionsbereich des Sensors teilweise oder zumindest indirekt frei gibt. Dies kann durch teilweises Öffnen der Abdeckung erfolgen, sodass ein Teilsichtbereich nach vorne frei wird. Oder die Öffnung lässt zwar keinen Sichtbereich nach vorne zu, einfallende Laserstrahlung wird jedoch indirekt zum Sensor gelenkt, sodass aus dieser bestimmt werden kann, ob der Laser noch auf den Lenkflugkörper gerichtet ist. Eine besonders sichere Möglichkeit besteht darin, dass ein nach vorne abgedeckter Blinzelsensor auf eine Abdeckung einfallende Energie misst, beispielsweise durch eine Temperaturveränderung der Abdeckung, und daraus eine direkte Bestrahlung durch den Laserstrahl erfasst bzw. darauf geschlossen wird.
  • Eine Verteidigungsmöglichkeit des Lasersystems besteht darin, dass ein anfliegender Lenkflugkörper erkannt und der Laser abgeschaltet wird. Der Lenkflugkörper verliert seine Zielführung und fliegt gegebenenfalls am Lasersystem vorbei. Eine einmal aktivierte Laserquelle stellt jedoch auch nach Abschalten des Laserstrahls eine Wärmequelle dar, die durch einen Infrarotsensor detektiert werden kann. Eine nachfolgende Navigation kann insofern dadurch unterstützt werden, dass der Lenkflugkörper bei abgeschaltetem Laserstrahl eine Wärmequelle der Laserquelle detektiert. Um eine Verwechslung der Ziele zumindest weitgehend zu vermeiden, ist es außerdem vorteilhaft, wenn das Muster der Wärmequelle mit Daten einer Datenbank verglichen wird, sodass die Wärmequelle als Laserquelle identifiziert wird. Bei erfolgreichem Vergleich kann der Lenkflugkörper die Wärmequelle anfliegen. Der Vergleich ist dann erfolgreich, wenn das Muster der Wärmequelle mit den Daten in vorgegebenem Maße übereinstimmt.
  • Ebenfalls dem Schutz des Lenkflugkörpers beziehungsweise dessen Sensorik ist es zuträglich, wenn der Lenkflugkörper einen Abstand vom Laserstrahl hält, der zumindest einen vorbestimmten Sicherheitsabstand beträgt, und in minimal diesem Abstand an dem Laserstrahl entlang fliegt. Der Sicherheitsabstand wird hierbei zweckmäßigerweise stets überschritten, so lange, bis der Lenkflugkörper einen vorbestimmten Abstand zur Laserquelle erreicht hat und diese nun direkt ansteuern kann. Der Sicherheitsabstand kann von vorne herein und absolut vorbestimmt sein oder von Parametern abhängen, zum Beispiel einer Laserstärke, und während des Flugs bestimmt werden.
  • Zum Abblenden eines Sensors oder zum Steuern von Ausweichbewegungen ist es vorteilhaft, wenn eine Entfernung oder eine Veränderung der Entfernung vom Lenkflugkörper zum Laserstrahl erkannt wird. Die Stärke der detektierten Streustrahlung kann als Maß für die Entfernung verwendet werden. Insofern kann der Lenkflugkörper eine Annäherung des Laserstrahls aus einem Ansteigen der detektierten Strahlungsstärke erkennen. Generell kann eine Strahlungsintensität mit der Entfernung zum Laserstrahl oder genauer: zu dessen Längsachse, korreliert werden. Beispielsweise wird eine Streustrahlungsflanke erkannt, bei der die Strahlungsstärke stark ansteigt. Hieraus kann bestimmt werden, dass sich der Lenkflugkörper in der Nähe zur Symmetrieachse des Laserstrahls bewegt.
  • Zum Schutz des Lenkflugkörpers beziehungsweise dessen Sensorik ist es vorteilhaft, wenn der Lenkflugkörper dem Laserstrahl ausweicht. Nähert sich dieser beispielsweise dem Lenkflugkörper näher als ein Sicherheitsabstand an, so kann eine Ausweichsteuerung begonnen werden. Hierbei wird zweckmäßigerweise auch bestimmt, aus welcher Richtung sich der Laserstrahl dem Lenkflugkörper annähert. Die Ausweichbewegung wird zweckmäßigerweise in Abhängigkeit von der Annäherungsrichtung durchgeführt.
  • Auch mit einem hochagilen Lenkflugkörper kann nicht die Agilität eines Laserstrahls im Raum erreicht werden. Eine Flucht vor dem Laserstrahl kann begünstigt werden, wenn eine Ausweichrichtung des Lenkflugkörpers abhängig von der Entfernung und/oder der Annäherungsgeschwindigkeit des Laserstrahls zum Lenkflugkörper ist. So ist es beispielsweise sinnvoll, dass der Lenkflugkörper bei einer schnellen Annäherung, also bei einer Annäherungsgeschwindigkeit oberhalb eines Grenzwerts, quer zur Annäherungsrichtung ausweicht. Dies muss vom Lasersystem erst erkannt werden, bevor der Laser nachgeführt werden kann. Bei einer langsamen Annäherung kann es hingegen sinnvoll sein, dass der Lenkflugkörper durch den Laserstrahl hindurchtaucht. Er lenkt hierbei zweckmäßigerweise zum Laserstrahl hin, sodass eine Verweilzeit im Laserstrahl verkürzt wird.
  • Um unnötige Ausweichmanöver zu vermeiden, ist es vorteilhaft, dass ein Beginnen eines Ausweichflugs abhängig von der Bewegung des Laserstrahls gemacht wird. So kann die Laserquelle bei ruhigem Laserstrahl direkt angeflogen werden, ohne dass ein Ausweichmanöver die Ankunft bei der Laserquelle verzögert.
  • Während Lenkbewegungen des Lenkflugkörpers einer gewissen Trägheit unterworfen sind, kann ein Laserstrahl mit vernachlässigbarer Trägheit des Lasersystems im Raum hin- und hergeschwenkt werden. Allerdings muss zum Nachführen des Laserstrahls eine Ausweichbewegung des Lenkflugkörpers bildhaft erfasst und die Nachführbewegung errechnet werden. Hieraus resultiert ein gewisser Zeitverzug von der Lenkbewegung bis zum Nachführen des Laserstrahls. Dieser Zeitverzug kann groß gehalten werden, wenn der Lenkflugkörper in einer erratischen Flugbahn relativ zur Ausrichtung des Laserstrahls fliegt. Eine erratische Flugbahn kann zufällige Lenkbewegungen aufweisen, die also unter Verwendung eines Zufallsgenerators durchgeführt werden, und die zweckmäßigerweise frei von gängigen geometrischen Mustern sind. Anstelle oder zusätzlich zur erratischen Flugbahn ist eine Helixbahn um den Laserstrahl vorteilhaft. Die Helixbahn - gegebenenfalls durch den erratischen Flug verzerrt beziehungsweise verzittert - erfordert komplexe Schwenkbewegungen des Laserstrahls relativ zur durchgeführten Lenkbewegung des Lenkflugkörpers.
  • Je nach Strahlkraft und rechnerischen Fähigkeiten des Lasersystems ist es vorteilhaft, wenn dieses mit mehreren Lenkflugkörpern angegriffen wird. Diese werden zweckmäßigerweise alle vom gleichen Fahrzeug gestartet und fliegen die Laserquelle an. Um einen möglichst konzertierten Angriff zu erreichen, ist es vorteilhaft, wenn der Lenkflugkörper Daten mit weiteren, die Laserquelle anfliegenden Lenkflugkörpern austauscht. So kann beispielsweise die Position der Laserquelle und/oder eine Anflugrichtung auf die Laserquelle ausgetauscht werden. Auf diese Weise kann ein Raumwinkelabstand aus Sicht der Laserquelle zwischen den Lenkflugkörpern vergrößert werden, sodass ein Ausrichten des Laserstrahls auf die Flugkörper erschwert wird.
  • Ein zuverlässiges Eintreffen des Lenkflugkörpers an der Laserquelle kann begünstigt werden, wenn die Laserquelle durch einen Strahler angestrahlt wird. Der Lenkflugkörper kann die Anstrahlstelle an der Laserquelle oder in der Umgebung der Laserquelle erkennen, und der Lenkflugkörper kann sich in seinem Flug an der Anstrahlstelle orientieren. Eine Möglichkeit ist beispielsweise ein semiaktives Laserverfahren, auch SAL-Verfahren genannt. Der Strahler kann im Fahrzeug angeordnet sein, das den Lenkflugkörper hierdurch führt. Eine weitere Möglichkeit besteht darin, dass der Strahler in einem Lenkflugkörper angeordnet ist, der beispielsweise hinter einem anderen Lenkflugkörper angeordnet ist, dessen sensorische Fähigkeiten beispielsweise anders oder geringer sind. Beispielsweise wird die Laserquelle von einem Lenkflugkörper angestrahlt, und ein oder mehrere andere Lenkflugkörper orientieren sich an der Anstrahlstelle.
  • Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf einen Lenkflugkörper mit einem Lenksystem und einem Sensor zum Detektieren von Laserstrahlung eines Laserstrahls. Um ein Fahrzeug wirkungsvoll vor einem Angriff durch einen Laserstrahl zu schützen, umfasst der Lenkflugkörper erfindungsgemäß eine Steuereinheit, die dazu vorbereitet ist, den Lenkflugkörper unter Nutzung des Laserstrahls als Leitstrahl auf die Laserquelle hin zu lenken.
  • Die bisher gegebene Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die in einigen abhängigen Ansprüchen zu mehreren zusammengefasst wiedergegeben sind. Diese Merkmale können jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachtet und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammengefasst werden, insbesondere bei Rückbezügen von Ansprüchen, sodass ein einzelnes Merkmal eines abhängigen Anspruchs mit einem einzelnen, mehreren oder allen Merkmalen eines anderen abhängigen Anspruchs kombinierbar ist. Außerdem sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination sowohl mit dem erfindungsgemäßen Verfahren als auch mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung gemäß den unabhängigen Ansprüchen kombinierbar. So sind Verfahrensmerkmale auch als Eigenschaften der entsprechenden Vorrichtungseinheit gegenständlich formuliert zu sehen und funktionale Vorrichtungsmerkmale auch als entsprechende Verfahrensmerkmale.
  • Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile dieser Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden klarer und deutlicher verständlich in Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele, die im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. Die Ausführungsbeispiele dienen der Erläuterung der Erfindung und beschränken die Erfindung nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. Außerdem können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit einem beliebigen der Ansprüche kombiniert werden.
  • Es zeigen:
    • FIG 1
    ein Luftfahrzeug mit Lenkflugkörpern zur Verteidigung gegen einen Angriff durch ein Lasersystem,
    FIG 2
    einen der Lenkflugkörper mit mehreren Sensoren zum Detektieren von Laserstrahlung,
    FIG 3
    eine Verteidigung des Fahrzeugs durch einen Lenkflugkörper,
    FIG 4
    ein Diagramm der Intensität der von einem Sensor des Lenkflugkörpers gemessenen Laserstrahlung in Abhängigkeit von der Entfernung des Flugkörpers vom Laserstrahl,
    FIG 5
    eine konzertierte Verteidigung des Fahrzeugs durch mehrere Lenkflugkörper und
    FIG 6
    einen Revolversensor des Lenkflugkörpers.
  • FIG 1 zeigt ein Fahrzeug 2 in Form eines Luftfahrzeugs, das in diesem Beispiel als Verkehrsflugzeug zum Transport von Passagieren oder Luftfracht ausgeführt ist. In einer Landschaft 4, über die das Fahrzeug 2 fliegt, ist ein Lasersystem 6 positioniert, das in dem in FIG 1 dargestellten Moment einen Laserstrahl 8, der durch eine Laserquelle 10 erzeugt wird, in den Himmel richtet. Das Lasersystem 6 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel am Boden platziert und unbeweglich. Es ist jedoch auch möglich, dass das Lasersystem 6 beweglich ist und beispielsweise in einem Luftfahrzeug montiert ist. Alle im Folgenden beschriebenen und auf die Laserquelle 10 bezogenen Details sind dann entsprechend auf die Beweglichkeit bzw. Höhe über dem Boden anzupassen.
  • Das Lasersystem 6 ist ein Hochenergielasersystem, das den Laserstrahl 8 vorwiegend im infraroten Spektralbereich aussendet, beispielsweise bei 3,8 µm, wobei der Laserstrahl 8 über eine Distanz von mehreren Kilometern genügend Energie transportiert, um empfindliche Teile des Luftfahrzeugs zu zerstören und hierdurch dessen Flugfähigkeit akut zu gefährden. Das Lasersystem 6 dient zum Bekämpfen von Luftfahrzeugen und weist eine Steuereinheit auf, die den Laserstrahl 8 auf das Fahrzeug 2 schwenkt und den Laserstrahl 8 automatisiert der Bewegung des Luftfahrzeugs 2 nachführt. In der Steuereinheit ist eine lasersensitive Stelle des Fahrzeugs 2 hinterlegt, auf die der Laserstrahl 8 mittels bildverarbeitender Methoden automatisch gerichtet wird, um die im Lasersystem 6 bildhaft hinterlegte Stelle des Luftfahrzeugs 2 über einen Zeitraum von einigen Sekunden zu bestrahlen und hierdurch zu zerstören.
  • Anstelle des Hochenergielasersystems 6 kann ein Designatorlasersystem bzw. Markierlasersystem bekämpft oder gestört werden, das das Fahrzeug 2 anleuchtet, um einen Lenkflugkörper in das Fahrzeug 2 zu steuern. Durch eine Abschattung des Fahrzeugs 2 und/oder eine Zerstörung der Laserquelle 10 kann diese Markierung gestört werden, so dass der angreifende Lenkflugkörper das Fahrzeug 2 nicht finden kann. Die folgende Beschreibung bezieht sich auf ein stationäres Hochenergielasersystem 6, ohne dass damit eine Einschränkung auf dieses System verbunden wäre.
  • Zum Schützen des Fahrzeugs 2 weist dieses zumindest einen Lenkflugkörper 12 auf, wobei in FIG 1 zur Erläuterung mehrere Lenkflugkörper 12 dargestellt sind. Des Weiteren weist das Luftfahrzeug ein Sensorsystem 14 mit einer Mehrzahl von Sensoren 16 auf, die jeweils mit einer Steuereinheit 18 signaltechnisch verbunden sind. Im gezeigten Ausführungsbeispiel ist das Luftfahrzeug mit fünf Sensoren 16 ausgestattet, einer in der hinteren Hälfte des Rumpfs, einer in der vorderen Hälfte des Rumpfs, je einer an einem Flügel des Luftfahrzeugs und einem nach oben gerichteten Sensor 16 an der oberen Hälfte des Rumpfs des Luftfahrzeugs.
  • Zum Schutz des Luftfahrzeugs überwachen die Sensoren 16 des Sensorsystems 14 aktiv den Luftraum nach Laserstrahlung. Die Sensoren 16 umfassen jeweils einen Bildsensor hinter einer 180°-Optik, sodass die Szenerie einer Halbkugel des Umraums auf ein lasersensitives Element abgebildet wird. Hierdurch kann ein Bild des Laserstrahls 8 in der Umgebung aufgenommen werden, und hieraus können weitere Informationen zum Laserstrahl 8 ermittelt werden, wie Geometrie, Lage und Intensität des Laserstrahls. Aus der Geometrie erkennt die Steuereinheit 18 des Sensorsystems 14 insbesondere mittels bildverarbeitender Methoden den Laserstrahl 8 als solchen. Als geometrische Merkmale können verwendet werden, dass der Laserstrahl 8 als gerader Strich in der Landschaft gesehen wird. Außerdem weist er ein scharf begrenztes Ende an der Laserquelle 10 auf. An seinem anderen Ende wird der Laserstrahl jedoch - sofern er nicht auf einen Gegenstand trifft - immer schwächer, wie in FIG 1 dargestellt ist, sodass ein definiertes Ende nicht ohne weiteres ermittelbar ist. Auch dieses Merkmal des oberen Abschwächens der Laserstrahlung kann zur Lasererkennung genutzt werden.
  • Aus den geometrischen Daten des Laserstrahls 8 sowie dessen Spektrum und Strahlungsintensität klassifiziert die Steuereinheit 18 den Laserstrahl 8 zunächst in die drei Stufen harmlos, potentiell gefährlich und gefährlich. Bei einer Klassifikation in die Stufe harmlos wird der Laserstrahl 8 weiter beobachtet, jedoch wird die Laserquelle 10 nicht bekämpft. Bei einer Klassifikation in eine der beiden anderen Stufen wird eine Abschattung und/oder Bekämpfung vorbereitet. Hierzu wird ein Kanister 20, der zumindest einen der Flugkörper 12 beherbergt, in die Richtung der Laserquelle 10 verschwenkt. Diese Verschwenkbarkeit ist in FIG 1 durch den gekrümmten Doppelpfeil am Kanister 20 angedeutet. Bei einer Klassifizierung in die höchste der Bedrohungsklassen wird die Bekämpfung eingeleitet. Hierzu ist beispielsweise eine Freigabe eines Bedieners des Luftfahrzeugs 2, beispielsweise eines Piloten, notwendig. Diese wurde jedoch bereits vorab gegeben, beispielsweise weil bekannt ist, dass das Luftfahrzeug durch eine potentiell gefährliche Region fliegt.
  • Für eine Bekämpfung der Laserquelle 10 ist es vorteilhaft, wenn die Position der Laserquelle 10 bekannt ist. Diese ermittelt die Steuereinheit 18 beispielsweise aus der Geometrie des Laserstrahls 8. So kann an der Stelle des abrupten Endes des Laserstrahls 8 die Laserquelle 10 vermutet werden. Außerdem kann dem Laserstrahl 8 eine Richtung gegeben werden, zumindest eine grobe Richtung oben und unten, wobei die Laserquelle 10 nur an einem unteren Ende des Laserstrahls 8 positioniert ist. Auf diese Weise kann eine Richtung der Laserquelle 10 relativ zum Luftfahrzeug 2 ermittelt werden. Aus der Richtung und einer Flughöhe des Luftfahrzeugs und zweckmäßigerweise einer Topografie der überflogenen Landschaft, kann auch die Entfernung zwischen Luftfahrzeug und Laserquelle 10 bestimmt werden, insbesondere werden die absoluten geografischen Koordinaten der Laserquelle 10 bestimmt. Die Erkennung des Laserstrahls 8 erfolgt insofern durch eine Aufnahme des Laserstrahls 8 von der Seite, wobei aus dem Laserstrahl 8 an der Atmosphäre gestreute Laserstrahlung aufgenommen wird.
  • Für den Fall, dass der Laserstrahl 8 bereits auf das Luftfahrzeug 2 gerichtet ist und somit das undefinierte obere Ende nicht mehr als solches zu erkennen ist und der Laserstrahl 8 sowohl oben als auch unten ein abruptes Ende aufweist, kann die Ermittlung der Position der Laserquelle 10 durch einen anderen der Sensoren 16 des Sensorsystems 14 vorgenommen werden, beispielsweise durch einen Sensor 16 an einem Flügel des Luftfahrzeugs 2. Dieser erkennt den Laserstrahl 8 an sich und beide abrupte Enden, wobei die Steuereinheit 18 das untere abrupte Ende des Laserstrahls 8 als Standort der Laserquelle 10 auswählt. Ebenfalls möglich ist eine Positionsbestimmung der Laserquelle 10 mittels Triangulation. Sobald drei oder mehr Sensoren 16 den Laserstrahl 8 erkannt und dessen unteres abruptes Ende bestimmt haben, kann neben der Richtung der Laserquelle 10 auch deren Entfernung durch die bekannte Ausrichtung der Sensoren 16 am Luftfahrzeug 2 zueinander bestimmt werden.
  • Zum Schutz des Luftfahrzeugs wird nun zumindest ein Lenkflugkörper 12 vom Luftfahrzeug gestartet. Die Steuerung des Starts übernimmt die Steuereinheit 18 des Sensorsystems 14, die auch ein Teil einer zentralen Fahrzeugsteuerung des Fahrzeugs 2 sein kann.
  • FIG 2 zeigt einen der Lenkflugkörper 12, die in dem Kanister 20 im Fahrzeug 2 gelagert sind. Der Lenkflugkörper 12 weist Lenkflügel 22 auf, die von Aktuatoren 24 zum Lenken des Lenkflugkörpers 12 bewegt werden. Die Steuerung der Aktuatoren 24 erfolgt durch eine Steuereinheit 26 des Lenkflugkörpers 12. Angetrieben wird der Lenkflugkörper 12 durch einen Raketenmotor 28, insbesondere einen Festbrennstoffmotor, der hinter einem Wirkteil 30 angeordnet ist, der eine Sprengladung und einen Splitterteil aufweist, der bei einem Sprengen der Sprengladung kegelförmig nach vorne geschleudert wird. Die Zündung des Wirkteils 30 kann durch einen Aufschlagzünder oder einen Annäherungszünder erfolgen, der im Flugkörperkopf angeordnet ist.
  • Im Flugkörperkopf ist ein Sensor 32 angeordnet, der ein bildgebender Infrarotsensor ist. Der Sensor 32 umfasst eine Optik 34 und einen Detektor 36 in Form eines Matrixdetektors. Weiter ist ein Filter 38 zum Abschatten des Detektors 36 vorhanden. Der Detektor 36 ist auf einer nicht dargestellten Kühleinheit angeordnet und signaltechnisch mit der Steuereinheit 26 verbunden. Zum weiteren Schutz des Sensors 32 ist in dessen Detektionsbereich eine Abdeckung 40 angeordnet, die zwei zueinander bewegliche Schalenelemente umfasst, die federgetrieben gegeneinander bewegt werden. Sie verdecken den Detektionsbereich des Sensors 32 im geschlossenen Zustand vollständig und schirmen den Sensor 32 vor einfallender Laserstrahlung so weit ab, dass der Sensor 32 bei direkt vom Laserstrahl 8 beleuchteten Zustand über einen Zeitraum von zumindest 10 Sekunden hinter der Abdeckung 40 funktionsfähig bleibt. FIG 2 zeigt die beiden Elemente der Abdeckung 40 auch in geöffneter Position, die punktiert dargestellt ist. Der Detektionsbereich beziehungsweise das Gesichtsfeld des Sensors 32 führt durch die beiden geöffneten Elemente hindurch, sodass ein Bild der vor dem Lenkflugkörper 12 liegenden Szenerie gemacht werden kann.
  • Der Filter 38 ist ein intensitätsabhängiger Filter, der selbsttätig in Abhängigkeit von der Intensität der einfallenden Laserstrahlung undurchlässig wird. Übersteigt die Intensität einen Grenzwert, so wird der Filter 38 selbstständig undurchlässig und schützt hierdurch den dahinterliegenden Detektor 36 sehr schnell. Außerdem sendet der Filter 38 ein Signal an die Steuereinheit 26, die daraufhin unverzüglich die Abdeckung 40 schließt und so auch einen zusätzlichen mechanischen Schutz des Sensors 32 bewirkt.
  • Zusätzlich oder alternativ zum Sensor 32 umfasst der Lenkflugkörper einen oder mehrere der nachfolgend beschriebenen Sensoren 42, 44, 46, 48. Der Sensor 42 ist am Rumpf des Lenkflugkörpers 12 und insbesondere an einer Finne befestigt. Das Gesichtsfeld des Sensors 42 zeigt nach vorne, sodass es sich um eine Vorwärtssensorik handelt. Der Sensor 42 ist kein bildgebender Sensor, sondern misst die Intensität der einfallenden Laserstrahlung und ist auf ein Frequenzband von 50 nm um die Laserwellenlänge von 3,8 µm beschränkt. Liegt die Laserquelle 10 im Gesichtsfeld des Sensors 42, so wird die Intensität des einfallenden Laserlichts und damit ein Winkelabstand des Lenkflugkörpers 12 von der Ausrichtung des Laserstrahls 8 gemessen. Bei sich verstärkender Intensität nähert sich der Lenkflugkörper 12 an den Laserstrahl 8 an und umgekehrt. Die Intensität wird als Sensorsignal an die Steuereinheit 26 gegeben, die hieraus Lenksignale zum Lenken des Lenkflugkörpers 12 generiert.
  • Der Sensor 44 ist ein Blitzersensor, der einen Erhitzungsverlauf misst. Trifft der Laserstrahl 8 den Lenkflugkörper 12 voll, so wird der Sensor 42 zerstört. Der Sensor 44 ist jedoch dazu ausgelegt, für einen Zeitraum von zumindest 30 Sekunden der direkten Laserbestrahlung standzuhalten und den Verlauf einer Erhitzung eines vorderen Teils des Sensors 44 zu messen. Verlässt der Lenkflugkörper 12 den Laserstrahl 8, so wird auch die entsprechende Abkühlung des Sensors 44 sehr schnell erfasst, sodass das Verlassen des Laserstrahls 8 von der Steuereinheit 26 als solches erfasst werden kann. Die Abdeckung 40 kann beispielsweise geöffnet und der sensorische Blick nach vorne wieder aufgenommen werden.
  • Der Sensor 46 ist ein weiterer optionaler Sensor, der dem Sensor 42 gleicht. Allerdings ist der Sensor 46 nicht fest zum Flugkörperrumpf montiert, sondern an einer Finne 50 aus dem Rumpf herausfahrbar. In FIG 2 ist die eingefahrene Stellung des Sensors 46 durchgezogen und die ausgefahrene Stellung gestrichelt dargestellt. Der Sensor 46 wird ausgefahren, wenn beispielsweise der Sensor 42 zerstört ist. Der Sensor 46 wird alternativ oder zusätzlich nur dann ausgefahren, wenn der Sensor 44 die Abwesenheit des Laserstrahls 8 angibt.
  • Der Sensor 48 ist eine Seitwärtssensorik, also nach vorne blind, deren Gesichtsfeld mit zwei gestrichelten Linien dargestellt ist. Der Sensor 48 sitzt in einer Vertiefung 52 des Rumpfs des Lenkflugkörpers 12 und ist nach vorne hin abgeschattet. Der Sensor 48 bleibt auch dann funktionsfähig, wenn der Laserstrahl 8 den Lenkflugkörper 12 über einen Zeitraum von maximal 60 Sekunden von vorne trifft. Der Sensor 48 misst die Intensität der in der Luft gestreuten Laserstrahlung des Laserstrahls 8. Je näher der Laserstrahl 8 an den Lenkflugkörper 12 heranrückt, desto größer ist die gemessene Intensität, analog zu den Sensoren 42, 46. Wie bei den beiden vorgenannten Sensoren werden die Signale des Sensors 48 zur Lenkung des Lenkflugkörpers von der Steuereinheit 26 verarbeitet.
  • FIG 3 zeigt einen Flug des Lenkflugkörpers 12 zum Schützen des Fahrzeugs 2, die einzeln oder in Kombination durchgeführt werden können. In einem ersten Ausführungsbeispiel wird ein Flugkörper 12 in Form einer Lenkrakete gestartet. Dieser Flugkörper 12 wird aus dem Kanister 20 gestartet, beispielsweise durch einen Abwurf, einen Abschuss und/oder einen Start eines Raketenmötors des Flugkörpers 12. Da der Flugkörper 12 durch die Ausrichtung des Kanisters 20 auf die Laserquelle 10 bereits zur Laserquelle 10 hin ausgerichtet ist, können Umwege vermieden und der Flugkörper 12 in direkter Linie zur Laserquelle 10 gestartet werden. Alternativ zur Lenkrakete können auch andere Lenkflugkörper zum Einsatz kommen, beispielsweise lenkbare Geschosse. Auch diesen ist eine Steuereinheit 26 zur Steuerung des gelenkten Flugs und ein Lenksystem 22, 24 zur Durchführung der Lenkung zueigen.
  • Die Steuerung des Flugkörpers 12 kann selbstständig durch die Steuereinheit 26 des Flugkörpers 12 erfolgen. Ebenso ist es möglich, dass die Steuerung durch die Steuereinheit 18 des Fahrzeugs 2 erfolgt, entweder zusätzlich oder selbstständig durch die Vorgabe entsprechender Kommandos an die Steuereinheit 26 des Flugkörpers 12. Auf diese Weise wird der Flugkörper 12 an oder in die Laserquelle 10 gesteuert, sodass diese zerstört wird. Kurz bevor der Flugkörper 12 die Laserquelle 10 erreicht, kann der Wirkteil 30 gezündet werden, der eine Splitterladung kegelförmig nach vorne schleudert und die Laserquelle 10 hierdurch zerstört.
  • Der Flug des Flugkörpers 12 wird zweckmäßigerweise durch den Laserstrahl 8 geführt. Hierzu kann dieser durch das Sensorsystem 14 des Luftfahrzeugs weiter beobachtet werden, und im Flugkörper 12 können entsprechende Steuersignale gegeben werden. Alternativ oder zusätzlich ist es möglich, dass der Flugkörper 12 den Laserstrahl 8 selbstständig als Flugführung verwendet und in Abhängigkeit von dessen Ausrichtung im Raum seinen eigenen Flug lenkt. Der Flugkörper 12 fliegt somit geführt vom Laserstrahl 8 selbständig in die Laserquelle 10. Hierbei wird der Flug am Laserstrahl 8 entlang beziehungsweise in einem zweckmäßigerweise vorbestimmten Abstandsband am Laserstrahl 8 entlang geführt.
  • Insbesondere bei einer selbstständigen Steuerung des Flugkörpers 12 zur Laserquelle 10 ist die Übergabe einer Zielanweisung von der Steuereinheit 18 an die Steuereinheit 26 vorteilhaft. Hierdurch kann zumindest eine Grobnavigation im ersten Teil des Anflugs erheblich erleichtert werden.
  • Mehrere Verfahren zum Schützen des Fahrzeugs 2 sind im Folgenden anhand der FIG 3 bis 5 erläutert. Nach dem Erkennen des Laserstrahls 8 und der Lokalisierung der Laserquelle 10 durch das Sensorsystem 14 des Fahrzeugs 2 und der Klassifizierung des Laserstrahls 8 als bedrohlich wird der Flugkörper 12 aus dem Kanister 20 in Richtung zur Laserquelle 10 hin gestartet. Vor, während oder nach dem Start erfolgt eine Zielübergabe, beziehungsweise Einweisung des Fahrzeugs 2 an den Lenkflugkörper 12. Die Steuereinheit 18 übergibt sowohl die Koordinaten des Ziels als auch die Lage und Ausrichtung des Laserstrahls 8 an die Steuereinheit 26 des Lenkflugkörpers 12 mittels drahtloser Datenübertragung. Die Koordinaten sind hierbei absolute, geostationäre Koordinaten, wobei die Koordinatenfehler bei der Angabe der Position der Laserquelle 10 recht groß sein können, da diese vom Fahrzeug 2 nicht an sich erkannt werden konnten. Anhand dieser Grobeinweisung fliegt der Lenkflugkörper 12 zum Laserstrahl 8 hin, dessen Lage und Ausrichtung ihm grob bekannt ist.
  • Während des Anflugs wird die einfallende Strahlung in der Wellenlänge des Laserstrahls 8 vom Sensor 42 überwacht. Je näher der Lenkflugkörper 12 an den Laserstrahl 8 heranrückt, desto größer wird die erkannte Strahlungsintensität.
  • FIG 4 zeigt ein idealisiertes Strahlungsdiagramm, bei dem die Strahlungsintensität I über die Entfernung ϕ zum Laserstrahl 8, die in Winkelgraden angegeben ist, aufgetragen ist. Der Winkel bezieht sich auf den Winkel zwischen dem Laserstrahl 8 und einer geraden Linie von der Laserquelle 10 zum Lenkflugkörper 12, beziehungsweise dessen Sensor 42. Ein Winkel von 0° bedeutet hierbei, dass der Lenkflugkörper 12 innerhalb des Laserstrahls 8 fliegt, beziehungsweise direkt von ihm getroffen ist. Die Intensität I der auf den Sensor 42 einfallenden Laserstrahlung ist dann extrem hoch wie durch die Asymptote der in FIG 4 wiedergegebenen Intensitätsfunktion angedeutet ist.
  • Aufgetragen sind weiterhin drei Entfernungen d1, d2, d3, die für die Steuerung des Flugkörpers 12 relevant sind, sowie ein Abstandsband beziehungsweise Flugband D. Fliegt der Flugkörper 12 näher als der Abstand d3 am Laserstrahl 12, so hat dies eine Zerstörung des offenen Sensors 32, insbesondere auch des Sensors 42, innerhalb einer vorgegebenen Zeitspanne, beispielsweise 500 ms, zur Folge. Bei Unterschreiten des Abstands d2 blendet der Filter 38 ab und die Abdeckung 40 schließt. Die Entfernung d1 ist der Sicherheitsabstand, außerhalb dessen der Flugkörper 2 seinen regulären Flugabstand zum Laserstrahl 8 hat. Das Abstandsband D zeigt den Korridor um den Laserstrahl 8 an, in dem sich der Lenkflugkörper 12 bei regulärem Flug und unter Leitung des Laserstrahls 8 aufhält. Das Abstandsband D und insbesondere die Abstände di werden aus dem gemessenen Verlauf der Strahlungsintensität I durch die Steuereinheit 26 berechnet.
  • Das Verhalten der Intensität I über die Flugzeit wird vom Sensor 42 in Verbindung mit der Steuereinheit 26 überwacht, und der Lenkflugkörper 12 steuert den Laserstrahl 8 so lange an, bis er innerhalb des Flugbands D ist. Ist das Flugband D erreicht, so umfliegt der Lenkflugkörper 12 den Laserstrahl in einer Helixbahn 54, die in FIG 3 angedeutet ist. In Abhängigkeit von der Bewegung des Laserstrahls 8 durch den Raum, beziehungsweise von dessen Verschwenkgeschwindigkeit, steuert die Steuereinheit 26 eine erratische Flugbahn additiv auf die Helixbahn, sodass ein Beleuchten des Lenkflugkörpers 12 durch den Laserstrahl 8 deutlich erschwert wird. Wird der Laserstrahl 8 jedoch nur der Bewegung des Fahrzeugs 2 nachgeführt so kann diese erratische Bahn unterbleiben. Anstelle der Helixbahn kann eine Bahn zum Laserstrahl 8 gewählt werden, die zumindest im Wesentlichen parallel zum Laserstrahl 8 verläuft und zur Laserabwehr zusätzlich erratische Bahnkomponenten aufweisen kann. Hierbei kann der Abstand zum Laserstrahl 8 zwischen einer ersten Annäherungsphase und dem abschließenden Endgame zumindest im Wesentlichen konstant bleiben. Oder die Bahn nähert sich kontinuierlich dem Laserstrahl 8 an, beispielsweise so, dass der Winkel zwischen Bahn und Laserstrahl 8 - aus Sicht der Laserquelle 8 - konstant bleibt, so dass der Lenkflugkörper in gerader Linie auf diese zufliegt.
  • Erreicht der Lenkflugkörper 12 das Endgame 56, das vor einem vorbestimmten Abstand zur Laserquelle 10 an beginnt, beispielsweise in einem Abstand von 300 Metern, so wird die Helixbahn 54 beendet und ein direkter Anflug auf die Laserquelle 10 gesteuert. Alternativ zum vorbestimmten Abstand kann eine erfolgreiche Zielerfassung durch den Sensor 32 verwendet werden. Dieser öffnet, beziehungsweise beginnt seine Detektion, wenn der Lenkflugkörper 12 ein vorbestimmtes Flugstadium erreicht hat, dessen Beginn ein Abstand zur Laserquelle 10, eine Position relativ zur Laserquelle 10 oder eine andere Größe markieren kann, die beispielsweise vom Fahrzeug 2 vorgegeben ist. Ist beispielsweise deutlich, dass die Laserquelle 10 sehr zügig durch den Lenkflugkörper 12 erkennbar sein müsste, da sie kaum getarnt oder verdeckt ist, so kann dieser Flugstatus sehr zügig erreicht werden. Erkennt das Fahrzeug 2 beziehungsweise dessen Sensorsystem 14 jedoch, dass die Laserquelle 10 schwer zu erkennen ist, beispielsweise weil sie durch eine Geländeerhebung noch verdeckt ist und der Laserstrahl das Fahrzeug 2 zwar noch nicht trifft, allerdings schon erkannt werden kann, wie in FIG 1 angedeutet ist, so wird dieser Flugstatus erst später vom Fahrzeug 2 gesetzt.
  • Zum entsprechenden Zeitpunkt oder beim Erreichen der entsprechenden Position öffnet die Abdeckung 40, und der Sensor 32 hat freie Sicht auf die Laserquelle 10. Die Position der Laserquelle 10 wird als absolute Position oder als Relativposition relativ zum Lenkflugkörper 12 bestimmt und die Steuereinheit 26 bestimmt, wann das Endgame 56 beginnt. Erreicht der Lenkflugkörper 12 einen Sprengabstand von einigen Metern zur Laserquelle 10, so wird der Wirkteil 30 gezündet und die Sprengladung in Form einer kegelförmigen Splitterladung zur Laserquelle 10 geschleudert, und diese wird hierdurch zerstört.
  • Ein Anflug des Lenkflugkörpers 12 auf das Lasersystem 6 kann durch das Lasersystem 6 selbst erkannt werden, und das Lasersystem 6 kann Abwehrmaßnahmen steuern. Beispielsweise wird der Laserstrahl 8 direkt auf den Lenkflugkörper 12 gerichtet zur Zerstörung von steuerungsrelevanten Einheiten des Lenkflugkörpers 12. Wird beispielsweise durch eine solche Laserabwehr der Sensor 42 zerstört, so bewacht der Sensor 44 die Beleuchtung des Lenkflugkörpers 12 durch den Laserstrahl 8. Durch eine gewisse Trägheit des Sensors 44 gibt dieser die Sensorik des Lenkflugkörpers 12 erst wieder frei, wenn der Lenkflugkörper 12, beziehungsweise der Sensor 44 eine Weile nicht vom Laserstrahl 8 beleuchtet wurde. Hierdurch kann eine Sensorfreigabe durch ein kurzzeitiges Austreten und wieder Eintreten des Lenkflugkörpers 12 in den Laserstrahl 8 vermieden werden.
  • Gibt der Sensor 44 die Sensorik frei, so fährt die Finne 50 mit dem Sensor 46 aus und übernimmt die Überwachungsaufgabe des zerstörten Sensors 42. Im Übrigen kann das Verfahren wie oben beschrieben weitergeführt werden.
  • Eine weitere Möglichkeit besteht darin, dass zusätzlich oder alternativ zum Sensor 46 der Sensor 48 Streustrahlung aus dem Laserstrahl 8 überwacht. Auch diese verhält sich in ihrer Intensität analog zum Intensitätsverlauf aus FIG 4, sodass auch aus der Streustrahlungsintensität der Abstand des Lenkflugkörpers 12 zum Laserstrahl 8 bestimmt werden kann. Wird beispielsweise der Sensor 48 anstelle des Sensors 42 eingesetzt, so ist die Gefahr der Zerstörung des Sensors 48 durch den Laserstrahl 8 geringer, und auf den Sensor 46 kann verzichtet werden. Im Übrigen kann das Verfahren wie oben beschrieben verlaufen.
  • Trifft der Laserstrahl 8 die offene Vorwärtssensorik 32, so steigt die eingestrahlte Intensität stark an, und der intensitätsabhängige Filter 38 schließt beziehungsweise wird undurchsichtig. Der Filter 38 hält jedoch eine direkte Bestrahlung durch den Laserstrahl 8 nur wenige Millisekunden aus. Daher wird gleichzeitig die Abdeckung 40 betätigt, die federgezogen ihre beiden Deckel aus der gestrichelten offenen Position in die durchgezogene geschlossene Position zieht und damit den Sensor 32 abdeckt. Der Sensor 44 kann ein Blinzeln beginnen und ein Öffnen der Abdeckung 40 wie oben beschrieben bei ausreichend langer Nichtbestrahlung des Lenkflugkörpers 12 durch den Laserstrahl 8 freigeben.
  • Der Lenkflugkörper 12 verwendet den Laserstrahl 8 als Leitstrahl zur Ansteuerung der Laserquelle 10. Eine adäquate Verteidigung der Laserquelle 10 kann entsprechend darin bestehen, dass der Laserstrahl 8 schnell verschwenkt wird und damit der dem Laserstrahl 8 folgende Lenkflugkörper 12 in die Irre geschickt wird. Um dies zu vermeiden, hängt eine Verfolgung des Laserstrahls 8 durch den Lenkflugkörper 12 von dessen Verschwenkgeschwindigkeit und/oder von dessen Ausrichtung relativ zum Fahrzeug 2 ab. Außerdem hängt das Nachverfolgen von der aktuellen Position des Lenkflugkörpers 12 relativ zur Laserquelle 10 ab. Befindet sich der Lenkflugkörper 12 bereits im Endgame 56, so fliegt er die Laserquelle 10 unabhängig von einer Verschwenkbewegung des Laserstrahls 8 an. Ist der Lenkflugkörper 12 noch vor dem Endgame 56, verbleibt er zweckmäßigerweise in einem Flugkegel, dessen Spitze in der Laserquelle 10 liegt und in dessen Volumen das Fahrzeug 2 positioniert ist, insbesondere an dessen Symmetrieachse. Die Größe des Kegels kann vorher bestimmt sein oder vom Fahrzeug 2 oder vom Lenkflugkörper 12 während des Flugs des Lenkflugskörpers 12 bestimmt werden. Verschwenkt der Laserstrahl 8 nur innerhalb des Flugkegels, so folgt der Lenkflugkörper 12 dem Laserstrahl 8, um sich von ihm führen zu lassen. Verschwenkt der Laserstrahl 8 jedoch aus dem Flugkegel heraus, so folgt der Lenkflugkörper 12 dem Laserstrahl 8 nicht und verbleibt innerhalb des Flugkegels.
  • Ebenfalls möglich ist eine Sensorunterstützung des Lenkflugkörpers 12 durch Sensoren 16 des Fahrzeugs 2. Erkennt das Sensorsystem 14, dass der Laserstrahl 8 zur Täuschung des Lenkflugkörpers 12 verschwenkt wird, so kann die Steuereinheit 18 in den Flug des Lenkflugkörpers 12 korrigierend einngreifen und diesen wieder in Richtung zur Laserquelle 10 einschwenken, beispielsweise in den Flugkegel bringen. Ein solches Erkennen kann beispielsweise dadurch geschehen, dass der Laserstrahl 8 eine vorgegebene Entfernung zu einer geraden Linie, die zwischen Fahrzeug 2 und Laserquelle 10 gedacht ist, überschreitet.
  • Um ein direktes Treffen des Lenkflugkörpers 12 durch den Laserstrahl 8 zu vermeiden, kann dieser einem sich nähernden Laserstrahl 8 ausweichen. Unterschreitet der Abstand des Laserstrahls 8 zum Lenkflugkörper 12 den Abstand d1, so startet der Lenkflugkörper 12 ein Ausweichmanöver. Geschieht eine Laserannäherung langsam, beispielsweise durch ein Mitschwenken des Laserstrahls 8 mit der Bewegung des Fahrzeugs 2, so wird die Bewegung des Lenkflugkörpers 12 mit der Bewegung des Laserstrahls 8 mitgeführt, sodass der Lenkflugkörper 2 innerhalb des Flugbands D verbleibt. Überschreitet die Annäherung eine vorbestimmte Geschwindigkeit, so weicht der Lenkflugkörper 12 quer zur Annäherungsrichtung des Laserstrahls 8 relativ zum Lenkflugkörper 12 aus. Die Einstrahlintensität der Laserstrahlung wird überwacht, sodass die Abdeckung 40 geschlossen und/oder die Finne 50 eingefahren wird, wenn der Abstand d2 unterschritten wird. In Abhängigkeit von der Annäherungsgeschwindigkeit kann es auch sinnvoll sein, dass der Lenkflugkörper 12 durch den Laserstrahl 8 hindurch taucht. Auch hierfür werden die Sensoren 32, 46 wie oben beschrieben geschützt.
  • Eine weitere Verteidigungsmöglichkeit des Lasersystems 6 besteht in dem Ausschalten der Laserquelle 10, sodass der Laserstrahl 8 verschwindet. Dies kann durch ein abruptes Abfallen der Intensität I durch die Sensorik des Lenkflugkörpers 12 erkannt werden. Die Abdeckung 40 wird - soweit nicht bereits geschehen - geöffnet und der Sensor 32 sucht nach Wärmequellen in seinem Gesichtsfeld. Aufgefundene Wärmequellen werden mit in einer Datenbank speicherten Daten, insbesondere Bildern von bekannten Wärmequellen, verglichen. Hierbei wird die Zeitdauer, die seit dem Abschalten des Laserstrahls 8 vergangen ist, berücksichtigt. Kann das Bild einer Wärmequelle einem hinterlegten Bild einer Laserquelle 10 zugeordnet werden, so wird die Lage der Wärmequelle als neues Ziel aufgenommen und der Lenkflugkörper 12 steuert die Wärmequelle zu deren Zerstörung an.
  • Eine weitere Möglichkeit zur Verteidigung des Fahrzeugs 2 gegen einen Laserstrahl 8 wird anhand von FIG 5 erläutert. Mehrere Lenkflugkörper 12 werden aus dem Kanister 20 gestartet und greifen die Laserquelle 10 konzertiert an. Sie betreiben hierbei einen Datenaustausch untereinander, sodass Informationen zur eigenen Position und der Position der Laserquelle 10 und des Laserstrahls 8 untereinander ausgetauscht werden. So kann beispielsweise ein vorderer Lenkflugkörper 12 die erkannte Position der Laserquelle 10 einem hinteren Flugkörper mitteilen. Außerdem wird anhand der eigenen und der Position der anderen Lenkflugkörper 12 eine Anflugrichtung der Lenkflugkörper 12 so gesteuert, dass diese von unterschiedlichen Richtungen die Laserquelle 10 ansteuern. Beispielsweise fliegt einer der Lenkflugkörper 12 eine Helixbahn 54, ein zweiter Lenkflugkörper 12 fliegt mit einem größeren Abstand d eine erratische Bahn und ein weiterer Lenkflugkörper 12 fliegt in einem sehr großen Abstand zum Laserstrahl 8 die Laserquelle 10 an.
  • Mit oder ohne Schwarm von Lenkflugkörpern 12 ist die Beleuchtung der Laserquelle 10 durch ein semiaktives System möglich und sinnvoll. Ein solches SAL-Verfahren kann durch einen Laser des Fahrzeugs 2 erfolgen, der die Laserquelle 10 mit einer Anstrahlstelle markiert, die von dem oder den Flugkörpern 12 angesteuert wird. Ebenfalls möglich ist es, dass einer der Flugkörper 12 ein SAL-System aufweist und während seines Anflugs, zweckmäßigerweise aus größerem Abstand von dem Laserstrahl 8, die Laserquelle 10 mit einer Anstrahlstelle markiert. Die übrigen Lenkflugkörper 12 steuern nun diese Anstrahlstelle an. Eine Leitung durch den Laserstrahl 8 kann hierbei unterbleiben. Bei dem in FIG 5 gezeigten Ausführungsbeispiel ist der vorfliegende Lenkflugkörper 12 vom Laserstrahl 8 getroffen und dessen Sensorik ist weitgehend zerstört. Dieser Lenkflugkörper 12 fliegt nun blind weiter entsprechend der letzten ermittelten Positionsangaben der Laserquelle 10 und der eigenen Flugrichtung. Der dahinterliegende Lenkflugkörper 12 versucht in einem großen Abstand d zum Laserstrahl 8 zu verbleiben und führt entsprechende Ausweichbewegungen bei einem Angriff durch den Laserstrahl 8 aus. Er folgt einer Markierung der Laserquelle 10 durch eine Anstrahlstelle, die vom zuhinterst fliegenden Lenkflugkörper 12 durch einen Markierlaser erzeugt wird. Die Position der Laserquelle 10 wurde hierbei vom zuvorderst fliegenden Lenkflugkörper 12 erkannt und an die anderen Lenkflugkörper 12 weitergegeben, sodass der Markierflugkörper diese Position zur Ausrichtung seines Markierlasers verwendet.
  • FIG 6 zeigt in einem weiteren Ausführungsbeispiel einen der Sensoren 42, 46 des Flugkörpers 12 in einer alternativen Ausführung. Der Sensor 42, 46 umfasst sechs Sensorköpfe 58, von denen fünf durch ein Abdeckelement 60, beispielsweise eine Metallplatte, abgedeckt sind. Einer der Sensorköpfe 58 liegt hinter einer Öffnung 62 des Abdeckelements 60, ist somit in die Umgebung ausgerichtet und kann in die Umgebung schauen und Laserstrahlung detektieren.
  • Die Sensorköpfe 58 sind um eine gemeinsame Achse verschwenkbar, wie in FIG 6 durch den gekrümmten Pfeil angedeutet ist. Ist der im Moment aktive Sensorkopf 58 zerstört, kann der Revolver um 60° weitergedreht werden, sodass der nächste Sensorkopf 58 hinter der Öffnung 62 zu liegen kommt und die Detektierung aufnehmen kann.
  • In der Mitte und ebenfalls hinter dem Abdeckelement 60 angeordnet ist der Sensor 44, der die Aufgabe hat, zu erkennen, wenn ein Hochenergielaserstrahl 8 auf den Sensor 42, 46 gerichtet ist.
    • Bezugszeichenliste
    • 2
    Fahrzeug
    4
    Landschaft
    6
    Lasersystem
    8
    Laserstrahl
    10
    Laserquelle
    12
    Lenkflugkörper
    14
    Sensorsystem
    16
    Sensor
    18
    Steuereinheit
    20
    Kanister
    22
    Lenkflügel
    24
    Aktuator
    26
    Steuereinheit
    28
    Raketenmotor
    30
    Wirkteil
    32
    Sensor
    34
    Optik
    36
    Matrixdetektor
    38
    Filter
    40
    Abdeckung
    42
    Sensor
    44
    Sensor
    46
    Sensor
    48
    Sensor
    50
    Finne
    52
    Vertiefung
    54
    Helixbahn
    56
    Endgame
    58
    Sensorkopf
    60
    Abdeckelement
    62
    Öffnung
    D
    Flugband
    di
    Abstand
    ϕ
    Winkel zum Laserstrahl

Claims (16)

  1. Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs (2) vor einem Angriff durch einen von einer Laserquelle (10) ausgehenden Laserstrahl (8), bei dem ein Lenkflugkörper (12) vom Fahrzeug (2) aus startet, ein Sensor (42, 44, 46, 48) des Lenkflugkörpers (12) den Laserstrahl (8) abtastet und der Lenkflugkörper (12) geleitet vom Laserstrahl (8) auf die Laserquelle (10) zufliegt.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Sensor (32, 16) ein Bild des Laserstrahls (8) aufnimmt, aus dem Bild eine gerade Linie des Laserstrahls (8) in der Umgebung und ein definiertes Ende des Laserstrahls (8) bestimmt wird und der Lenkflugkörper (12) das Ende des Laserstrahls (8) anfliegt.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein nach vorne blinder Sensor (48) des Lenkflugkörpers (12) den Laserstrahl (8) aus einer Seitenansicht erfasst.
  4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) einen ersten Sensor (32, 46, 48) an einem Lenkflugkörperkopf und einen zweiten Sensor (42) an einem Rumpfbereich des Lenkflugkörpers (12) aufweist, wobei zunächst der zweite Sensor (48) Laserstrahlung detektiert und nach einem Defekt des zweiten Sensors (48) der erste Sensor (32,46, 48) mit der Detektion von Laserstrahlung beginnt.
  5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper zwei hintereinander angeordnete Sensoren in einem Lenkflugkörperkopf aufweist und zunächst der vordere Sensor Laserstrahlung detektiert und nach einem Defekt des vorderen Sensors dieser mit einem Kopfelement abgeworfen wird und dann der hintere Sensor Laserstrahlung detektiert.
  6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Sensor (46) des Lenkflugkörpers (12) während des Flugs des Lenkflugkörpers (12) aus dem Rumpf des Lenkflugkörpers (12) ausgefahren wird.
  7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Sensor (32, 46) des Lenkflugkörpers (12) durch eine Abdeckung (40) aus einem Sichtzustand in einen abgedeckten Zustand gebracht wird und das Abdecken in Abhängigkeit von der Entfernung des Laserstrahls (8) zum Lenkflugkörper (12) erfolgt, wobei
    die Abdeckung (40) insbesondere einen intensitätsabhängigen Filter (38) und eine mechanische Abdeckung (40) aufweist, wobei zur Abdeckung erst der Filter (38) eine Abschattung eines Sensors (32) bewirkt und danach die mechanische Abdeckung (40) in den Detektionsbereich des Sensors (32) bewegt wird.
  8. Verfahren nach Anspruch 7,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) während des Flugs bei abgeblendetem Sensor (32, 46) blinzelt, indem ein Sensor (44) eine direkte Bestrahlung durch den Laserstrahl (8) sensiert und ein Abschwenken des Laserstrahls (8) vom Lenkflugkörper (12) erkennt.
  9. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) bei abgeschaltetem Laserstrahl (8) eine Wärmequelle der Laserquelle (10) detektiert, das Muster der Wärmequelle mit Daten einer Datenbank vergleicht und die Wärmequelle bei erfolgreichem Vergleich anfliegt.
  10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) in mindestens einem vorbestimmten Sicherheitsabstand (d1) vom Laserstrahl (8) an dem Laserstrahl (8) entlang fliegt.
  11. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) eine Annäherung des Laserstrahls (8) aus einem Ansteigen einer detektierten Strahlungsstärke erkennt.
  12. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) dem Laserstrahl (8) ausweicht wenn dieser sich dem Lenkflugkörper (12) näher als einen Sicherheitsabstand (d1) annähert, wobei die Ausweichrichtung des Lenkflugkörpers (12) insbesondere abhängig von der Entfernung und der Annäherungsgeschwindigkeit des Laserstrahls (8) zum Lenkflugkörper (12) ist und/oder wobei
    ein Beginnen eines Ausweichflugs insbesondere abhängig von der Bewegung des Laserstrahls (12) gemacht wird.
  13. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugköper (12) in einer erratischen Flugbahn relativ zur Ausrichtung des Laserstrahls (8) fliegt.
  14. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) Daten mit weiteren, die Laserquelle (10) anfliegenden Lenkflugkörpern (12) austauscht.
  15. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Laserquelle (10) durch einen Strahler angestrahlt wird, ein Sensor (32) die Anstrahlstelle an der Laserquelle (10) erkennt und der Lenkflugkörper (12) sich in seinem Flug an der Anstrahlstelle orientiert.
  16. Lenkflugkörper (12) mit einem Lenksystem (22, 24) und einem Sensor (42, 44, 46, 48) zum Detektieren von Laserstrahlung eines Laserstrahls (8) und einer Steuereinheit (26), die dazu vorbereitet ist, den Lenkflugkörper (12) unter Nutzung des Laserstrahls (8) als Leitstrahl auf eine Laserquelle (10) des Laserstrahls (8) hin zu lenken.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019028259A1 (en) * 2017-08-01 2019-02-07 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. PAYLOAD FOR INTERMEDIATE BODY SELF-DIRECTING

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11168959B2 (en) * 2019-07-31 2021-11-09 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Wing mounted seeker

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4471683A (en) * 1982-08-26 1984-09-18 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Voice command weapons launching system
WO2002014777A1 (en) * 2000-08-17 2002-02-21 Saabtech Electronics Ab Method for confusing and possibly damaging a laser device, and a defence system
EP2752681A1 (de) * 2013-01-07 2014-07-09 The Boeing Company Laserdetektions- und Warnsystem
US20150060652A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 Torrey Pines Logic, Inc. Passive, wide-spectral-band laser threat sensor

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19724080A1 (de) * 1997-06-07 1998-12-10 Bodenseewerk Geraetetech Infrarot-Suchkopf für zielsuchende Flugkörper
DE10230939A1 (de) * 2002-07-09 2004-02-12 Buck Neue Technologien Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Schutz von Gefechtsfeldfahrzeugen
EP1620693A2 (de) * 2003-05-06 2006-02-01 Bae Systems Applied Technologies, Inc. Senkrechtstartabwehr auf lustbasis für ballistische flugkörper

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4471683A (en) * 1982-08-26 1984-09-18 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Voice command weapons launching system
WO2002014777A1 (en) * 2000-08-17 2002-02-21 Saabtech Electronics Ab Method for confusing and possibly damaging a laser device, and a defence system
EP2752681A1 (de) * 2013-01-07 2014-07-09 The Boeing Company Laserdetektions- und Warnsystem
US20150060652A1 (en) * 2013-08-30 2015-03-05 Torrey Pines Logic, Inc. Passive, wide-spectral-band laser threat sensor

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2019028259A1 (en) * 2017-08-01 2019-02-07 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. PAYLOAD FOR INTERMEDIATE BODY SELF-DIRECTING
EP3662225A4 (de) * 2017-08-01 2021-03-24 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Mittelkörpersuchernutzlast

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