NO327414B1 - Vapensystem for presisjonsstyrt hypersonisk prosjektil - Google Patents

Description

Den foreliggende oppfinnelse vedrører missilstyresystemer og -fremgangsmåter. Spesielt vedrører oppfinnelsen systemer og fremgangsmåter for styring av hypersoniske prosjektiler. Mer spesielt vedrører oppfinnelsen et prosjektilstyringssystem som angitt i ingressen til krav 1.

USA's hær har vist at en penetrator som består av en lang Wolframstang som med en energi på over 10 megajoule påføres med hypersonisk hastighet på armeringen i en stridsvogn kan penetrere armeringen og ødelegge stridsvognen. Dette har involvert akselerering av stangen til hypersonisk hastighet med bruk av en rakett. For styring har antistridsvognvåpen med hypersonisk hastighet ifølge kjent teknikk fokusert på bruken av laserstrålestyringsteknologi. Uheldigvis har raketten hittil etterlatt en meget stor eksossky som har vært ugjennomtrengelig for energi i det optiske bånd, laserbåndet eller det infrarøde (IR) båndet for tilveiebringelse av styrekommandoer fra utskytingsplattformen. Målet blir således tilslørt når styring er påkrevd.

Millimeterbølgeradar kan penetrere skyen, men gir vanligvis ikke tilstrekkelig oppløsning til å gi den grad av styrenøyaktighet som er påkrevd.

Designere av våpensystemer har følgelig vært tvunget til å gå til ekstraordinære midler for å hanskes med disse vanskelighetene, inkludert kommandering av baner med forskjøvne flyturer. Disse designmoderasjonene resulterer i økt systemkompleksitet, redusert ytelse og høyere kostnad.

Det er således fortsatt innen teknikken et behov for et våpensystem hvor man unngår problemene med optisk transmissivitet, lasertransmissivitet og IR-transmissivitet som er forbundet med en eksossky fra en stor rakettmotor, hvilket vil muliggjøre optimalisert ytelse og et sterkt forenklet våpensystem til en lavere kostnad.

Behovet innen teknikken løses med styresystemet for et prosjektil med ekstremt høy hastighet ifølge den foreliggende oppfinnelse. Det oppfinneriske system inkluderer et første delsystem for bestemmelse av en mållokalisering og tilveiebringelse av data med hensyn til dette. Et annet delsystem beregner banen til målet basert på dataene. Prosjektilet blir deretter skutt ut og under sin flytur styrt langs banen til målet.

I den illustrative anvendelse er prosjektilet en Wolframstang, og det første delsystemet inkluderer et fremoverseende infrarødt (forward-looking infrared, FLIR) bildebehandlingssystem og en laseravstandsmåler. Det annet delsystem inkluderer et avfyringskontrollsystem. Det første kontrollsystemet forutsier målets lokalisering og kan inkludere en valgfri treghetsmåleenhet. Prosjektilet er montert i et missil som skytes ut fra en plattform, så som et utskytingstransportmiddel. Missilet er forsynt med et styringssystem og et fremdritfssystem. Etter en initial forbrenning sender missilet under sin flyturflukt ut prosjektilet.

I samsvar med den foreliggende lære inkluderer styringssystemet et transceiversystem som er montert på prosjektilet. Transceiversystemet inkluderer en millimeterbølgelengde-bølgeemitter for en kontinuerlig bølge med lav effekt. Ved utskytingsplattformen er det inkludert et system for kommunikasjon med prosjektilet. Plattformsystemet sender en blinkende kommando til prosjektilet og måler dets omløpsforsinkelse for å fastlegge prosjektilets avstand. Hastighet bestemmes med konvensjonelle Doppler-teknikker eller differensiering. Asimut og elevasjon blir deretter bestemt av en monopulsantenne på utskytingsplattformen. Som en følge av dette fastlegger plattformen lokaliseringen av prosjektilet og dets nedslagspunkt. Plattformen genererer en kommando til prosjektilet som mottas av prosjektilet og brukes til å aktuere aerodynamiske kontrollflater eller radiale impulsmotorer foran eller bak tyngdepunktet for å justere banen og dets nedslagspunkt som nødvendig.

Styringssystemet i henhold til oppfinnelsen er kjennetegnet ved de i karakteristikken til krav 1 angitte trekk.

Fordelaktige utførelsesformer av oppfinnelsen fremgår av de uselvstendige krav.

Kort beskrivelse av tegningene:

Figur 1 er et perspektivriss av en illustrativ implementering av et missil for ekstremt

høy hastighet i samsvar med den foreliggende oppfinnelses lære.

Figur la er et snittriss fra siden av et missil som inkorporerer den foreliggende

oppfinnelses lære.

Figur lb er et diagram som viser missilet ved et utskytingsrør.

Figur lc er et diagram som viser atskillelsen av stangen fra missilet etter forbrenning av

raketten.

Figur 2 er et blokkdiagram over styringssystemet for missilet ifølge den foreliggende

oppfinnelse.

Figur 3 illustrerer operasjonen av styringssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse.

En illustrativ utførelse vil nå bli beskrevet med henvisning til de ledsagende tegninger for å beskrive den foreliggende oppfinnelses fordelaktige lære.

Figur 1 er et perspektivriss av en illustrativ implementering av et missil for ekstremt høy hastighet i samsvar med den foreliggende oppfinnelses lære. Figur la er et snittriss fra siden av et missil som inkorporerer den foreliggende oppfinnelses lære. I den

illustrative utførelse tilsvarer systemet som er beskrevet i US-patent 5,005,781 benevnt IN-FLIGHT RECONFIGURABLE MISSILE CONSTRUCTION, utstedt 9. april, 1991, til Baysinger et al., hvis lære inkorporeres heri ved denne referanse. Som vist på figur 1 og la inkluderer missilet 10 en wolframstang eller et prosjektil 12. (Fagpersoner innen området vil erkjenne at den foreliggende oppfinnelse ikke er begrenset til konstruksjonsmaterialet i stangen 12.) Wolframstangen 12 befinner seg inne i en rakettmotorhylse 14. Stabiliseirngsfinner for stangen 12 er lokalisert ved den fremre ende av motorhylsen 14. En finnefestering 17 er anordnet i missilets nese. Ringen 17 er festet til finnene 16 og kommer i inngrep med enden av stangen 12 når stangen forlater hylsen 14. Som beskrevet mer fullstendig nedenfor, entydig og i samsvar med den foreliggende lære, fører stangen 12 millimeterbølgeemittere og en kommandomottaker som generelt er vist som et elektronisk delsystem 50 som er anordnet ved enden av stangen/prosjektilet 12.

Figur lb er et diagram som viser missilet sett i forhold til et utskytingsrør. Som vist på figur lb passer missilet 10 inn i en transportbeholder/utskytingsrør 11.

I den foretrukne utførelse, etter utskyting, forbrenner rakettmotoren 18 (figur la) raskt (eksempelvis mellom 0,5 sekunder og 1 sekund), og driver missilet 10 til hastigheter på Mach 5 eller større. I den foretrukne utførelse er rakettmotorens 18 dyse/finner 19 krumme for å forårsake en rollhastighet under akselerasjonsfasen for å utlikne eventuelle aerodynamiske eller trykkmessige feilinnrettinger.

Når rakettmotoren 18 brenner ut retarderes motorhylsen 14 raskt av aerodynamiske motstandskrefter. Den tunge wolframstangen 12 med sin høye ballistiske koeffisient atskilles imidlertid umiddelbart fra motorhylsen 14, og den opprettholder dermed sin hastighet. På veien ut av motorhylsen 14 kommer en litt konisk avsmalning på den bakre ende av stangen 12 i inngrep med og fastholder stabiliseirngsfinnene 16, slik at det dannes en pil-liknende utforming. Dette er vist i diagrammet på figur lc.

Figur lc er et diagram som viser atskillelsen av stangen fra missilet etter rakettens forbrenning. Finnene 16 på penetratoren 12 er skrå for å opprettholde en rollhastighet gjennom resten av flyturen til målet.

Det presisjonsstyrte hypersoniske prosjektilvåpensystem ifølge den foreliggende oppfinnelse bygger på konseptet med styrt penetratorsystem (Guided Penetrator System) ved å tenke ut midler ved hjelp av hvilke prosjektilet kan styres langs en forhåndsbestemt bane. Ulikt systemer for kommando til siktlinje (Command to line-of-sight, CLOS) som er typiske for kjent teknikk, benytter den foreliggende oppfinnelse en løsningsmåte med unik kommando til ballistisk bane (command to ballistic trajectory, CBT), hvilken vil bli beskrevet mer fullstendig nedenfor.

Figur 2 er et blokkdiagram av missilstyringssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse. Systemet 20 inkluderer et utskytingstransportmiddel-delsystem 30 og et prosjektildelsystem 50. Utskytingstransportmiddel-delsystemet 30 inkluderer et utgangsavfyringskontrollsystem 32. Avfyringskontrollsystemet 32 kan være av konvensjonell design. I den viste utførelse inkluderer avfyringskontrollsystemet 32 et

mållokaliseringsdelsystem 34 som i den viste utførelse omfatter en FLIR bildegenerator og en laseravstandsmåler. Mållokaliseringsdelsystemet 34 gir ut utmaterinformasjon om asimut, elevasjon og avstand for målet til en prosessor 36 som justerer inngangsdataene som respons på lagrede kalibreringsdata, og gir ut kommandoer til et

asimutkontrollsystem 37 for utskytingshodet og et elevasjonskontrollsystem 38 for utskytingshodet. En valgfri treghetsmåleenhet (inertial measurement unit, IMU) 39 tilveiebringer vertikale og horisontale referansesignaler som kan brukes av prosessoren 36 for å justere utskytingshodet i asimut og elevasjon og dermed kompensere for eventuell bevegelse av utskytingstransportmiddelet.

Utskytingstransportmiddel-delsystemet 30 inkluderer en sender 40 som stråler millimeterbølgeenergi til prosjektildelsystemet via en første antenne 42. Retursignaler fra prosjektiler mottas av en annen antenne 44, som er implementert som en faserettet gruppe av små polariserte monopulsantenneelementer og føres til en mottaker/datamaskin 46. Mottakeren/datamaskinen beregner kontinuerlig prosjektilets rollvinkel i samsvar med US-patent nr. 6,016,990, benevnt ALL-WEATHER ROLL ANGLE MEASUREMENT FOR PROJECTILES, utstedt 25.januar 2000 til James G. Small, hvis lære inkorporeres heri ved referanse. Monopulselementene i antennen muliggjør beregning av asimutposisjon og elevasjonsposisjon for prosjektilet på konvensjonell måte. Høy nøyaktighet sikres fordi en bøyesender på 0,1 watt på stangen kan levere et signal/støyforhold på 50 eller 60 dB ved mottakeren. Mottakeren/datamaskinen 46 utgir informasjon om prosjektilets asimut, elevasjon, avstand, rollhastighet og hastighet til en prosessor 47 som bruker disse innmatingene til å beregne banen (asimut og elevasjon) for prosjektilet og dets nedslagspunkt på konvensjonell måte. Det utskutte prosjektilets nedslagspunkt sammenliknes med målets lokalisering (fremskaffet av målposisjonsindikatoren 34) av en subtraktor 48 som gir ut et feilsignal som brukes av en annen prosessor 49 til å beregne kontrollinnmating som er påkrevd for å justere banen til prosjektilet for et målnedslag innenfor ønskede nøyaktighetsspesifikasjoner. Andre baner, så som kommando til siktlinje, kan velges, hvilket vil forstås av designere for styresystemer. Basiskonseptet gir ut kommandoer til prosjektilet 30 ganger per sekund, hvilket stemmer overens med inngangsdata-hastigheten til konvensjonelle fremoverseende IR-bildebehandlingssystemer. Andre kommandohastigheter kan velges, enten for å øke nøyaktigheten (høyere hastighet) eller reduser kostnaden (lavere hastighet) uten å avvike fra den foreliggende læres omfang. Fagpersoner innen området vil være enige i at de beregninger som utføres av elementene 47, 48 og 49 kan utføres av avfyringskontrollprosessoren 36.

Kontrollinnmatingene sendes til prosjektildelsystemet 50 av senderen 40 og mottas av en første antenne 51 i dette. Antennen 51 har minst ett vertikalt polarisert element 51a og minst ett horisontalt polarisert element 51b. Antennen 51 tilveiebringer innmating til en mottaker 52 som overfører kontrollinnmatingene til en flykontrollprosessor 54. prosessoren 54 justerer finnene 16 som respons på kontrollinnmatingene etter utskyting av prosjektilet på sin flytur.

Mottakeren tilveiebringer også en innmating til en bølgeformgenerator 56, som i sin tur, i den viste utførelse, gir utmating til en millimeterbølgelengde-transponder/emitter 58 for en kontinuerlig bølge med lav effekt i prosjektilets 12 basis. Fagpersoner innen området vil være enige i at den foreliggende lære ikke er begrenset til frekvensen for transponderen 58. Andre operasjonsfrekvenser kan brukes som det måtte være passende for en bestemt anvendelse uten å avvike fra omfanget av den foreliggende lære.

Transponderen 58 står i kommunikasjon med utskytingsdelsystemet 30 via en antennegruppe 59 som har elementer 59a og 59b. Utmatingen fra gruppen 59 følges av gruppen av små monopulsantenner 44 i utskytingstransportmiddel-delsystemet 30. Ingen falske ekko bør tas imot av antennen 59, og signal/støyforholdet bør være høyt. Meget nøyaktige monopulsdata, som er et resultat av det høye signal/støyforholdet, innsamles og analyseres i pulssett av et filter i mottakeren/datamaskinen 46.

Figur 3 er et diagram som viser operasjonen av en illustrativ utførelse av styringssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse. For å bestemme lokaliseringen av prosjektilet 12 når det beveger seg til målet 68 må dets avstand, hastighet og lokalisering i asimut og elevasjon måles. Dette oppnås ved bruk av senderen 40 på utskytingsenheten 62 som er satt ved en litt forskjellig frekvens enn for prosjektilet 12. Signalet modulerer prosjektilsenderen 58 til å blinke, eller koples ut med en kort utkoplingstid (en negativ puls) ved et ikke-tvetydig intervall. Måling av omløpstiden for sending/mottak (minus modulasjonsforsinkelse) muliggjør bestemmelse av avstand til prosjektilet 12. Hastighet kan fremskaffes ved bruk av konvensjonelle Doppler-teknikker eller ved differensiering av avstanden. Etter at den er fremskaffet blir den beregnede lokalisering av prosjektilet 12 periodemessig sammenliknet med det ønskede nedslagspunkt som tidligere ble beregnet av avfyringskontrollsystemet. Kommandosystemet beregner deretter kontrollinnmatingen for å endre den ballistiske bane slik at målet 48 treffes.

Fordi målets lokalisering er bestemt ved bruk av FLIR og LRF må radarstyringssystemet kalibreres til disse. Dette kan oppnås ved å plassere millimeterbølgeemittere 64 ved en serie av avstander og elevasjoner, og justering av radarsystemet til å stemme overens med disse lokaliseringene. Hvis elektrooptiske sensorer og radiofrekvens(RF)-sensorer er montert direkte på et stivt utskytingshode vil kalibreringen opprettholdes i en betydelig tid, selv under stridstilstander. Alternativt kan radarstyringssystemet kalibreres til IR-systemet mens missilet er på sin flytur når missilet er synlig samtidig i begge bølgelengdebånd. Støtte fra et eksternt kalibreringssystem er da ikke påkrevd, og det er et neglisjerbart tap av nøyaktighet under tiden for flyturen.

Våpensystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse avgir således en penetrator i form av en lang stang ved en hypersonisk hastighet til en armert stridsvogn med en nøyaktighet på minst en meter og tilstrekkelig energi til å ødelegge målet. Systemet som her er beskrevet har den fordel at styringskommandoer kan sendes gjennom motorhylsens eksossky, hvilket gjør det mulig å ta en direkte ballistisk bane til målet 48. Hvis målet blir synlig for FLIR og laseravstandsmåleren mens prosjektilet er på sin flytur kan lokaliseringen oppdateres før nedslag, og prosjektilets bane kan korrigeres.

Den design som her er vist maksimerer mengden drivstoff som kan føres av rakettmotoren inne i en beholder/utskytingsrør. Samtidig eliminerer den direkte bane og systemet med fjern-RF-måling av roll behov for IMU om bord på prosjektilet. Når omdirigeringsladninger brukes til kontroll av flyturen øker diameteren av stangen ved halene kun en liten mengde i forhold til stangens basisdiameter. Derfor minimaliseres luftmotstanden mot stangen i fasen uten motorkraft, og den uvirksomme vekten av hele missilet minimaliseres.

Forholdet mellom uvirksom effekt og samlet vekt av den akselererte raketten er ekstremt kritisk fordi hastigheter på over 200 meter per sekund er nødvendig for effektiv penetrering av armering. Tabellen nedenfor, beregnet for den hastighet som nås i et vakuum for flere andeler av uvirksom vekt ved bruk av et drivstoff med en spesifikk impuls på 240 sekunder, illustrerer viktigheten av lav uvirksom vekt.

Som vist i tabellen, når den akselererte impulsen er mindre en et skund, er effekten av luftmotstand ikke stor.

Selv om den foreliggende oppfinnelse her er beskrevet med henvisning til illustrative utførelser for bestemte anvendelser skal det for stås at oppfinnelsen ikke er begrenset til dette. De som har ordinær kunnskap innen området og adgang til den lære som her er gitt vil innse ytterligere modifikasjoner, anvendelser og utførelser innenfor dens ramme og ytterligere områder hvor den foreliggende oppfinnelse vil være av betydelig nytte.

Den foreliggende oppfinnelse er således her blitt beskrevet med henvisning til en bestemt utførelse for en bestemt anvendelse. De som har ordinær fagkunnskap innen området og adgang til den foreliggende lære vil innse ytterligere modifikasjoner, anvendelser og utførelser innenfor dens ramme.

Det er derfor meningen at de vedføyde krav skal dekke enhver og alle slike anvendelser, modifikasjoner og utførelser innenfor rammen for den foreliggende oppfinnelse.

Claims (17)

1. Prosjektilstyringssystem (20) for styring av et prosjektil (12) til en mållokalisering (68); innbefattende: et første system (32), som befinner seg på et utskytingstransportmiddel (62) for prosjektilet, for bestemmelse av mållokaliseringen forut for utskyting av prosjektilet (12) og tilveiebringelse av data med hensyn til denne; et andre system (46 - 49), også plassert på utskytingstransportmidlet (62), responsivt for de bestemte mållokaliseringsdata for beregning av en bane til mållokaliseringen; og et tredje system (50), plassert på prosjektilet (12), for styring av prosjektilet (12) under dets flytur langs den bregnede banen og til mållokaliseringen; karakterisert ved at: det tredje systemet (50) er for sending av prosjektillokaliseringssignaler til det andre systemet (46 - 49) via millimeterbølgeenergi, og det andre systemet er for bruk av prosjektillokaliseringssignalene for å utmate prosjektilazimut, elevasjon, avstand, rollhastighet og hastighetsinformasjon for å justere beregningen av banen til mållokaliseringen, idet det tredje systemet (50) er for mottak av innmatingssignaler fra det andre systemet (46 - 49) via millimeterbølgeenergi for kontinuerlig å styre prosjektilet i flukt langs den justerte beregnede banen til mållokaliseringen.

2. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til det foregående krav, karakterisert ved at det første systemet (32) er for bruk av energi i det optiske bånd, laserbåndet eller det infrarøde båndet for å bestemme mållokaliseringen.

3. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 1 eller 2, karakterisert ved at prosjektilet (12) har en Wolframstang.

4. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at prosjektilet (12) er et hypersonisk prosjektil.

5. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 4, karakterisert ved at prosjektilet (12) blir akselerert til en hypersonisk hastighet ved hjelp av en rakettmotor som etterlater en stor eksossky som er ugjennomtrengelig for energi i det optiske båndet, i laserbåndet eller i det infrarøde (IR) båndet.

6. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det første systemet er et fremoverseende infrarødt bildebehandlingssystem.

7. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det første systemet (32) videre innbefatter en laseravstandsmåler.

8. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det tredje systemet (50) inkluderer en mottaker (51) for å motta innmatingssignalene fra det andre systemet (46 - 49) via millimeterbølgeenergi.

9. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det tredje systemet (50) inkluderer en millimeterbølgelengde-bølgeemitter (58) for en kontinuerlig bølge med lav effekt for å føre prosjektillokaliseirngsinformasjonen til det andre systemet (46 - 49) via millimeterbølgeenergi.

10. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 9, karakterisert ved at det andre systemet (46 - 49) inkluderer en mottaker (46) for mottak av signalene sendt av emitteren (58).

11. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 10, karakterisert ved at mottakeren (46) innbefatter en gruppe (44) med monopulsantenner.

12. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til ett av kravene 10 og 11, karakterisert ved at det andre systemet (46 - 49) videre innbefatter en prosessor (47) som benytter innmatinger fra mottakeren (46) for å beregne banedata for prosjektilet (12).

13. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av kravene 10-12, karakterisert ved at det andre systemet (46 - 49) inkluderer en sender (40) for å sende et blinkende signal til en mottaker (51) på det tredje systemet (50).

14. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 13, karakterisert ved at det andre systemet (46 - 49) inkluderer en prosessor (47) for måling av en omløpsforsinkelse for det blinkende signalet for tilveiebringelse av data som er representative for prosjektilets (12) avstand.

15. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det andre systemet (40,46 - 49) inkluderer en prosessor (47) for bestemmelse av prosjektilets (12) nedslagspunkt.

16. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til krav 15, karakterisert ved at prosessoren (47) oppdaterer prosjektilets (12) bane basert på dets nedslagspunkt i forhold til målets lokalisering.

17. Prosjektilstyringssystem (20) i henhold til et hvilket som helst av de foregående krav, karakterisert ved at det tredje systemet (50) innbefatter en erodynamisk kontrollmekanisme (54) som er responsiv for innmatingssignalene fra det andre kontrollsystemet (46 - 49).