NO342897B1 - System og fremgangsmåte for å lokalisere et mål og lede en farkost mot målet - Google Patents

Abstract

Farkostledingssystem (10). Systemet (10) innbefatter en første mekanisme (34, 38, 40) for å følge en farkost (20) basert på ankomsttidsinformasjon tilhørende energi (54) som stammer fra farkosten (20) og tilveiebringe farkostposisjonsinformasjon som reaksjon på dette. En andre mekanisme (40, 46) styrer farkosten (20) basert på farkostposisjonsinformasjonen. I en bestemt utførelsesform innbefatter systemet (10) dessuten en tredje mekanisme (24, 28, 36, 38) for å lokalisere målet (22) basert på ankomsttidsinformasjon tilhørende energi (52) som utstråles fra målet (22) og tilveiebringe mållokaliseringsinformasjon på dette. Den andre mekanismen styrer farkosten (20) basert på mållokaliseringsinformasjonen og farkostposisjonsinformasjonen.

Description

Denne oppfinnelse vedrører måldeteksjon og missilleding. Særlig vedrører den foreliggende oppfinnelse systemer og fremgangsmåter for å lokalisere et mål, slik som en ubemannet farkost, og lede et missil eller annen styrbar anordning basert på målposisjonen.

Målfølging og missilledingssystemer anvendes i forskjellige krevende applikasjoner, innbefattende infrarød, radar- og lasermåldeteksjons- og følgingssystemer som anvendes til å detektere og skyte ned bevegelige mål, slik som miniatyr ubemannet luftbårne farkoster (UAV’er) og anti-luftfartøybatterier.

Ankomsttidsteknikker anvendes ofte til å lokalisere et utstrålende mål, slik som et overflate-til-luft-missil- (SAM) batteri. Eksempelvis kan tre eller flere luftfartøyer tidsbestemme ankomsten av elektromagnetisk energi som utstråles fra SAM-batteriet. Ved å måle signalankomsttiden fra batteriet til tre eller flere luftfartøyer, blir stedet for batteriet bestemt. Klokker på luftfartøyene synkroniseres via globalt posisjoneringssystem-(GPS) satellittklokker for å forbedre distanseberegningsnøyaktigheten. Deretter blir et missil utstyrt med GPS/inertiledingssystem, ledet mot den målte posisjon, dvs. GPS-koordinatorer for SAM-batteriet.

Lokaliseringen av missilet under flukt måles ved hjelp av det ombordværende GPS/-inertiledingssystemet for å lette missilleding. Imidlertid er GPS-ledingssystemer følsomme for forstyrrelser, slik som via støysendere som er plassert nær målet. I tillegg anvender GPS/inertiledingssystemer ofte en kostbar fem-elements nullstyringsantenne. Nullstyringsantennen er i stand til å styre nuller til fire støyenheter. Følgelig kan bruk av mer enn fire støygivende enheter på vellykket måte forstyrre det ledsagende GPS/inertiledingssystem ved å overvinne de svake GPS-signaler fra satellitter.

En treghetsmålingsenhet (IMU) blir ofte koblet til GPS-mottageren og er i stand til vedvarende leding etter GPS-forstyrrelse. Imidlertid blir IMU-leding unøyaktig dersom forstyrrelse opptrer langt fra målet. Dessuten vil feil som introduseres via nevnte GPS/-inertiledingssystem forøke initiell mållokaliseringsmålefeil, hvilket reduserer missilmåltreffnøyaktighet.

Det er tidligere kjent fra både US 5,062,586 og US 4,315,609 system for måldeteksjon og missilstyring.

Radar, laser, sonar og infrarød måldetekterings- og følgingssystemer blir ofte anvendt til å utpeke og skyte ned bevegelige mål. Slike systemer som enten kan være passive eller aktive systemer, måler radar-, optisk, akustisk eller infrarød energi som henholdsvis utgår fra eller reflekteres fra målet, for å detektere, følge og lede et missil mot målet. Imidlertid kan slike systemer ofte ikke nøyaktig nok detektere og målutpeke fiendtlige miniatyr-UAV’er, som kan være mindre enn et modellfly.

Miniatyr-UAV’er er ofte støyfrie, elektrisk drevne fly laget av ikke-reflekterende (reflekterer lite eller ingen elektromagnetisk energi) materialer. Følgelig er deres radar-, optiske, akustiske og infrarøde signaturer meget små og vanskelige å detektere ved å anvende konvensjonelle fremgangsmåter. Dessuten kan konvensjonelle radar-, infrarød, laser og akustisk forstyrrelse og lokkemiddelsystemer anvendes til å hjelpe UAV’er til å unngå deteksjon.

Miniatyr-UAV’er er særlig farlige, ettersom fjernsynskameraer eller annet kommunikasjonsutstyr på slike UAV’er kan overføre informasjon om våre troppeposisjoner eller annen rekognosering til en fiende. UAV’er kan også utstyres med en dødelig anordning.

Derfor eksisterer det et behov innenfor teknikken for et nøyaktig måldetekterings-, følgings- og missilledingssystem som er relativt immunt overfor GPS-, radar-, laser- og infrarød forstyrrelse, og i stand til å detektere og ødelegge miniatyr-UAV’er.

Det behovet som foreligger innenfor teknikken løses ved hjelp av farkostledingssystemet ifølge den foreliggende oppfinnelse. I den illustrerende utførelsesform er det oppfinneriske system tilpasset til å forsvare mot miniatyr ubemannede, luftbårne farkoster. Systemet innbefatter en første mekanisme for å følge en farkost basert på ankomsttidsinformasjon knyttet til energi som utgår fra farkosten og som gir farkostposisjonsinformasjon som reaksjon på dette. En andre mekanisme styrer farkosten basert på farkostposisjonsinformasjon.

I en særlig utførelsesform innbefatter systemet dessuten en tredje mekanisme for å anvende den første mekanismen til å lokalisere et mål basert på ankomsttidsinformasjon knyttet til energi som utstråles fra målet og tilveiebringe mållokaliseringsinformasjon som reaksjon på dette. Den andre mekanismen styrer farkosten basert på mållokaliseringen og farkostposisjonen.

I den særlige utførelsesform er farkosten et missil. Den tredje mekanismen innbefatter tre eller flere mottagere som er utstyrt for å utføre trilaterasjon basert på energi som utstråles fra målet for å bestemme mållokaliseringsinformasjon og farkostposisjonsinformasjon. I én utførelsesform er målet et bakkebasert mål, og tre eller flere mottagere er plassert på tre eller flere luftfartøyer og/eller romfartøyer. I en annen utførelsesform er målet en miniatyr luftbåren farkost, og energien som utstråles fra målet innbefatter fjernsynssignaler.

I den særlige utførelsesform innbefatter systemet dessuten en fjerde mekanisme for å avsende missilet som reaksjon på deteksjon av målet ved hjelp av den tredje mekanismen. I én utførelsesform innbefatter den fjerde mekanismen en bærbar missilutskyter i kommunikasjon med en styreenhet tilhørende en hovedmottager, hvilken er én av de tre eller flere mottagerne. Den tredje mekanismen innbefatter en mekanisme for å tilveiebringe ankomsttidsinformasjon tilhørende energien som utstråles fra målet og energien som utgår fra missilet fra de tre eller flere mottagere til styreenheten på hovedmottageren. Styreenheten innbefatter en mekanisme for å beregne målstedinformasjon og farkostposisjonsinformasjon basert på ankomsttidsinformasjonen og ekstrapolering av dataene til avskjæring.

En utstråler på missilet utstråler elektromagnetisk energi som har en forutbestemt bølgeform. Den første mekanismen innbefatter en algoritmekjøring på styreenheten for å beregne missilposisjonen basert på ankomsttidsinformasjon tilhørende den energi som utgår fra missilet, detektert av de tre eller flere mottagerne, og levert til styreenheten i kommunikasjon med hovedmottageren. Den andre mekanismen innbefatter en ledingsalgoritme som kjører på hovedstyreenheten. Ledingsalgoritmen genererer styringskommandoer og sender videre styringskommandoene til missilet for å kommandere et ledsagende missils styringssystem.

Den nye konstruksjonen ifølge den foreliggende oppfinnelse muliggjøres av den første mekanismen, hvilken anvender de samme ankomsttidsteknikker og -systemet til å bestemme posisjonen for missilet som også anvendes til å bestemme posisjonen av målet. Missilet kan så ledes basert på målingen av missilets posisjon. Følgelig blir behovet for å lede missilet basert på sensorer på missilet som detekterer infrarøde, radar-, sonar- eller andre signaler som utgår fra et mål enten unngått eller enormt reduserer søkevolumet for det ledsagende terminalsøkerledingssystemet. Følgelig kan små mål som utsender lite, men noe infrarød energi og reflekterer få radar-, sonar- eller mikrobølgesignaler, lett lokaliseres og ødelegges. Dessuten blir kravene til at missilet konstant måler sin posisjon basert på GPS-signaler fra GPS-satellitter mottatt ved hjelp av GPS-mottagere på missilet unngått. Følgelig er missilsystemet relativt immunt overfor GPS-forstyrrelse som ellers kunne opptre når missilet nærmet seg et mål omgitt av GPS-forstyrrelsessystemer.

Oppfinnelsen fremgår av det selvstendige krav 1, og krav 2-10 viser mulige alternative utførelser.

I tillegg blir behovet for meget nøyaktige treghetsreferanseenheter og andre kostbare ledingssystemer redusert.

Figur 1 er et skjema over et system som er konstruert i henhold til læren ifølge den foreliggende oppfinnelse for detektering, følging og ødeleggelse av et mål.

Figur 2 er et skjema over en alternativ utførelsesform av systemet i figur 3 tilpasset for bruk med luft- eller rom-baserte sendere/mottagere.

Selv om den foreliggende oppfinnelse er beskrevet her med henvisning til illustrerende utførelsesformer for bestemte applikasjoner, vil det forstås at oppfinnelsen ikke er begrenset til dette. De med ordinær fagkunnskap og tilgang til den lære som gis her, vil erkjenne ytterligere modifikasjoner, anvendelser og utførelsesformer innenfor omfanget derav, og ytterligere områder innenfor hvilke den foreliggende oppfinnelse ville være av vesentlig nytte.

Figur 1 er et skjema over et system 10 konstruert i henhold til læren ifølge den foreliggende oppfinnelse for detektering, følging og ødeleggelse av et mål 22. For tydelighets skyld er forskjellige komponenter, slik som kraftforsyninger, forsterkere, blandere, signalnedomformere, dupleksere, operative systemer osv. blitt utelatt fra figurene. De med fagkunnskap og med tilgang til den foreliggende lære vil imidlertid vite hvilke komponenter som skal implementeres og hvorledes disse skal implementeres for å tilfredsstille behovene ved en gitt applikasjon.

Systemet 10 innbefatter et første sender/mottagersystem 12 og et andre sender/mottagersystem 14 i kommunikasjon med et hovedsender/mottagersystem 16. I den foreliggende særlige utførelsesform, kommuniserer hovedsender/mottagersystemet 16 også med en missilutskyter 18, og et missil 20 som virker som en avskjæringsfarkost. Sender/mottagersystemene 12 – 16 kan detektere fjernsynssignaler eller annen stråling fra en miniatyr ubemannet luftgående farkost (UAV) 22.

Hvert sender/mottagersystem 12 – 16 innbefatter en sender/mottagerfrontende 24 og ledsagende antenne 26. Sender/mottagerfrontenden 24 og den ledsagende antenne 26 er i stand til å motta og sende på forskjellige frekvenser, innbefattende fjernsynsfrekvenser. Sener/mottagerfrontenden 24 kommuniserer med ankomsttid- (TOA = time of arrival) programvare 28 som mottar innmatning fra et globalt posisjoneringssystems (GPS) mottager 30 og ledsagende GPS-mottagerantenne 32.

Hovedsender/mottagersystemet 16 opprettholder ytterligere TOA-data og programvare-36 kjøring på en styreenhet 34. Nevnte TOA-data og programvare 36 mottar innmatning fra senderen/mottageren 24 og leverer utmatning til en programvaremodul 38 for beregning av missil- og målposisjon og som kjøres på styreenheten 34. Programvaren 38 for beregning av missil- og målposisjon tilveiebringer utmatning til missilledingsprogramvare 40, hvilken mottar ytterligere innmatning fra GPS-mottageren 30. Missilledingsprogramvaren 40 kommuniserer med missilsystemet 20 og missilutskyteren 18 via senderen/mottageren 24 og den ledsagende antennen 26 i hovedsender/mottagersystemet 16.

Nevnte miniatyr-UAV 22 innbefatter et TV-kamera 42 og en TV-sender 44. TV-kameraet 42 og –senderen 44 kan erstattes med en annen type av kamera og sender, slik som et infrarødt kamera og infrarød bildesender, uten å avvike fra den foreliggende oppfinnelses omfang.

Missilet 20 innbefatter et styringssystem 46 i kommunikasjon med en sensorkuppel 48. Styringssystemet 46 tilveiebringer styresignaler til styrbare finner 50 for å muliggjøre styring av missilet 20.

Under operasjon anvender nevnte miniatyr-UAV 22 TV-kameraet 42 til å samle rekognoseringsinformasjon, hvilken sendes tilbake til en forutbestemt sender/mottager (ikke vist), slik som en fiendeleir, via TV-signaler 52. Fjernsynssignalene 52 detekteres og tidsbestemmes av sender/mottagersystemene 12 – 16. Tidspunktet som et gitt TV-signal 52 ankommer til sender/mottagersystemene 12 – 16 måles ved hjelp av TOA-programvare 28 og 36 i kommunikasjon med GPS-mottagerne 30.

Når TV-signalene 52 detekteres av hovedsender/mottagersystemet 16, og rekkevidden for nevnte UAV 22 bestemmes til å være innenfor rekkevidden av missilet 20, blir et utskytningsklargjøringssignal 56 sendt til missilutskyteren 18. Alternativt kan utskytingsklargjøringssignalet 56 implementeres som et utskytingssignal som trigger automatisk utskytning av missilet 20, i stedet for kun å klargjøre utskytning av missilet 30, uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse. Dessuten kan bruken av utskytningsklargjøringssignalet 56 utelates uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse.

En bruker kan manuelt utskyte missilet 20 fra missilutskyteren 18 når utskyteren 18 blir klargjort via klargjøringssignaler 56. Når utskyteren 18 blir klargjort, vil en alarm i en annen mekanisme varsle en bruker om at TV-signaler fra en UAV er blitt detektert og at nevnte UAV 22 er innenfor rekkevidden av missilet 20. Brukeren kan så manuelt styre avfyringen av utskyteren 18 til å utskyte missilet 20.

GPS-mottagerne 30 som er plassert på hvert sender/mottagersystem 12 – 16 angir det eksisterende sted for hvert sender/mottagersystem 12 – 16 og muliggjør nøyaktig tidsberegning via fremgangsmåter som er kjente innenfor teknikken. GPS-mottagerne 30 sikrer også at klokker (ikke vist) som inngår i sender/mottagersystemene 12 -–16 er nøyaktige og konsistente, slik at målinger av signalankomsttidspunkter er nøyaktige.

Ved utskytning begynner missilet 20 å sende forutbestemte missillokaliseringssignaler 54 som har en forutbestemt bølgeform. Eksempelvis kan de missillokaliserende signaler 54 være 30 Hz-pulsede signaler, hvilke detekteres av sender/mottagersystemene 12 – 16. Ankomsttidspunktene for signalene 54 blir også målt av nevnte TOA-programvare 28 og 36, hvilke står i kommunikasjon med GPS-mottagerne 30.

Kjennskap til bølgeformen hos TV-signalene 52 og de missillokaliserende signaler 54 setter sender/mottagersystemene 12 – 16 i stand til å bestemme nøyaktige ankomsttidsmålinger for TV-signalene 52 og missillokaliseringssignalene 54. Alternativt kan forskjeller i signalankomsttider bestemmes gjennom analyse av faseforskjeller som detekteres av hvert sender/mottagersystem 12 – 16 via nye teknikker eller via teknikker som er kjente innenfor fagområdet.

Lokaliseringene av sender/mottagersystemene 12 – 16 og TOA-måledataene som er knyttet til signalene 52 og 54, leveres til nevnte TOA-data og programvare 36 som kjører på styreenheten 34 i hovedsender/mottagersystemet 16. TOA-data 60 tilhørende signalene 52 og 54 og posisjoner for det første sender/mottagersystemet 12 og det andre sender/mottagersystemet 14 bestemmes henholdsvis via TOA-programvare 28 og GPS-mottagere 30. Denne informasjon 60 leveres videre til TOA-data og programvaremodulen 36 via sender/mottagerfrontenden 24 på hovedsender/mottagersystemet 16. Posisjonen av hovedsender/mottagersystemet 16 måles ved hjelp av den ledsagende GPS-mottager 30 og leveres videre til TOA-data og programvaremodulen 36 via hovedsender/-mottagersystemet 16. I den foreliggende særlige utførelsesform er sender/mottakersystemene 12 – 16 plassert ved spissene i en rett trekant med ben lengre enn ca.100 meter.

Ved å måle signalankomsttidspunktene for TV-signalene 52, kan eksempelvis sender/-mottagersystemene 12 – 16 utføre trilaterasjon for å bestemme lokaliseringen av nevnte miniatyr-UAV 22. For formålet med den foreliggende diskusjon refererer uttrykket trilaterasjon seg til teknikk eller teknikker anvendt til å bestemme lokaliseringen av eller en vei til et objekt eller en kilde for utstråling basert på ankomsttidspunkter for signaler som stammer fra eller reflekteres fra objektet eller strålingskilden.

Eksempelvis kan det første sender/mottagersystemet 12 bestemme avstanden til nevnte UAV 22 ved å måle signalankomsttidspunkter og anvende hastigheten med hvilken signalene 52 vandrer, hvilket er lysets hastighet for TV-signaler, til å bestemme avstanden av nevnte UAV 22 fra sender/mottagersystemet 12. Måling av tiden som kreves for TV-signalene 52 til å ankomme på det første sender/mottagersystemet 12 muliggjøres ved hjelp av forutbestemt kjennskap til strukturen i TV-signalene 52 og/eller kjennskap til det nøyaktige tidspunkt ved hvilket et gitt TV-signal 52 sendes fra nevnte UAV 22.

Ved å anvende TOA-data for hvert sender/mottagersystem 12 – 16 bestemmes tre kuler på hvilke nevnte UAV 22 kan posisjoneres. Dersom eksempelvis TOA-data målt av det første sender/mottagersystem 12 indikerer at nevnte UAV er 5 miles (8,0467 km) borte, som bestemt via programvaren 38 for beregning av missil- og målposisjon, vil så nevnte UAV 22 posisjoneres ett eller annet sted på en kule (ikke vist) med en radius lik 5 miles (8,0467 km) om det første sender/mottagersystemet 12. En lignende kule beregnes, via programvaren 28 for beregning av missil- og målposisjon, og som kjøres på hovedsender/mottageren 16, for nevnte TOA-data fra det andre sender/mottagersystemet 14. Skjæringen mellom disse to kuler er en sirkel (ikke vist) som inneholder posisjonen for nevnte UAV 22. En tredje kule beregnes fra nevnte TOA-data målt ved hjelp av hovedsender/mottagersystemet 16, og angir avstanden for nevnte UAV fra hovedsender/mottagersystemet 16. Den tredje kulen og sirkelen vil skjære hverandre ved to punkter. Ett av disse punkter kan elimineres. Eksempelvis kan ett av punktene indikere at nevnte UAV 22 er under bakkenivå. Dette datapunkt forkastes. Det gjenværende datapunktet er posisjonen for nevnte UAV 22.

Hvert par av sendere/mottagere 12 og 14, 14 og 16, og 12 og 16 kan tenkes på som beregning av et plan (ikke vist), som inneholder ovennevnte sirkel, og som inneholder kilden 22 for strålingen 52. Skjæringen mellom hvilke som helst to av planene definerer en linje til nevnte UAV 22.

En lignende TOA-prosess, som anvender den samme programvare og maskinvare anvendes til å beregne posisjonen for missilet 20 basert på TOA-data tilhørende signalene 54 utstrålt fra missilsystemet 20 og som har en forutbestemt bølgeform. Programvaren 38 for missilmål og posisjonsberegning sender så videre posisjonsdata som vedrører stedet for missilet 20 og nevnte UAV 22 til missilledingsprogramvaren 40.

Missilledingsprogramvaren 40 som kjøres på styreenheten 34 i hovedsender/mottagersystemet 16 anvender UAV- og missilposisjonsdata til å generere missilledingskommandoer 58. Missilledingskommandoene 58 er virksomme til å drive posisjonen av missilet mot den forutsagte posisjon for nevnte UAV 22. Den forutsagte posisjon for nevnte UAV kan bestemmes gjennom ekstrapoleringsteknikker som er kjente innenfor fagområdet, slik som lineær ekstrapolering basert på nylig målte posisjoner. Missilledingskommandoen 58 mottas av missilledingssystemet 46, som så styrer retningen av missilet 20 via styringsfinner 50 i henhold til dette.

Fremgangsmåter som er andre enn ovenfor beskrevne trilaterasjonsprosess kan anvendes til å bestemme stedet for nevnte miniatyr-UAV 22 og missilet 20 uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse. Imidlertid blir fortrinnsvis lignende fremgangsmåter anvendt til å beregne stedet for nevnte UAV og å beregne stedet for missilet 20.

I fraværet av kjennskap til når nevnte UAV 22 begynner å sende et bestemt signal, kan forskjeller i signalankomsttidspunkter på de forskjellige sender/mottagersystemer 12 – 16 alene anvendes til å definere en linje mot et mål. Ved eksempelvis å måle tidsforskjellen i ankomst av TV-signalene 52 mellom hvilke som helst av de to sendere/mottagere 12 – 16, blir et plan som inneholder posisjonen for UAV 22, dvs. posisjonen for emitteren eller antennen 44 hos nevnte UAV 22 bestemt. I dette tilfellet blir sender/mottagerne 12 – 16 fortrinnsvis adskilt med avstanders om er relativt store sammenlignet med avstanden til det utstrålende mål 22. I tillegg er vinkelen som dannes av stedet for nevnte sender/mottager 12 – 16 fortrinnsvis større enn 45º. De nøyaktige separasjonsavstander og vinkler er applikasjonsspesifikke og kan bestemmes ved hjelp av en fagmann for å tilfredsstille behovene for en gitt applikasjon uten unødig eksperimentering.

For den foreliggende diskusjons formål blir posisjonen for TV-kameraet 42 og den ledsagende antenne 44, ofte benevnt emitteren, anvendt omvekslende med posisjonen for nevnte UAV 22, ettersom emitteren 44 er montert på nevnte UAV 22.

Senderne/mottagerne 12 – 14 er i stand til å gjenkjenne meget korte tidskarakteristikker i det sendte signal 52, slik at nevnte TOA i signalet 52 kan klokkes nøyaktig. GPS muliggjør etablering av en felles tidsbasis delt av senderne/mottagerne 12 – 16. Senderne/-mottagerne 12 – 16 er i stand til å gjenkjenne den samme signalkarakteristikk i signalet 52.

Ta i betraktning den første sender/mottager 12 og den andre sender/mottager 14. Ankomsttidsforskjellen (TDOA = Time Difference of Arrival) for signalene 52 på mottagerne 12 og 14 angir den omtrentlige lokalisering av en plan overflate (ikke vist) mellom senderne/mottagerne 12 og 14 som er stedet for alle mulige posisjoner i rom for nevnte UAV 22. Fagfolk vil forstå at TDOA-teknikker er en del av TOA-teknikker, slik at en TDOA-teknikk også er en TOA-teknikk.

Det kan nå sees på senderne/mottagerne 14 og 16. TDOA i signalene 52 på sender/mottagerne 14 og 16 angir en annen plan (ikke vist) overflate (ikke vist) mellom senderne/-mottagerne 14 og 16 som inneholder nevnte UAV 22. Skjæringen mellom de to plan er en linje som inneholder posisjonen for nevnte UAV 22.

Til sist sees på senderne/mottagerne 12 og 16. Nevnte TDOA i signalene 52 på senderne/mottagerne 12 og 16 angir en tredje planoverflate som inneholder nevnte UAV 22. Denne plane overflate skjærer linjen som tidligere er definert i et enkelt punkt, som er stedet for emitteren. I applikasjoner som anvender TDOA-teknikker, blir typisk samtlige av beregningene basert på TDOA på senderne/mottagerne 12 – 16, ikke vandringstiden for signalet 52 fra nevnte UAV 22 til senderne/mottagerne 12 – 16.

Missilutskyteren 18 innbefatter en sender/mottager i kommunikasjon med et missilutskytningsklargjøringssystem (ikke vist) via kommunikasjonsforbindelsen 56 som representeres ved hjelp av utskytningsklargjøringssignalene 56. Missilutskytningsklargjøringssystemet reagerer på utskytningsklargjøringssignalene 56 fra styreenheten 34 i nevnte hovedsender/mottagersystem 16.

Forskjellige moduler, slik som missilledingsprogramvare- 40, missil- og målposisjonsberegningsprogramvare- 38, og TOA-programvare- 28 moduler kan implementeres i maskinvare eller en kombinasjon av maskinvare og programvare uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse. Dessuten kan GPS-mottagerne 30 utelates fra sender/mottagersystemene 12 – 16 i visse applikasjoner, særlig i applikasjoner der posisjonene for sender/mottagersystemene 12 – 16 allerede er kjente eller kan etableres via andre mekanismer. I applikasjoner som mangler GPS-mottagerne 30, kan sender/mottagersystemene 12 – 16 ha nøyaktige klokker, slik som atomklokker, for å muliggjøre nøyaktig missil- og målposisjonsberegninger via programvaren 38 på missil- og målposisjonsberegning som kjører på styreenheten 34 i hovedsender/mottagersystemet 16.

I den foreliggende bestemte utførelsesform er forskjellige kommunikasjonsforbindelser 54, 56 og 58 enveisforbindelser. Imidlertid kan doble forbindelser som har en oppforbindelse og en nedforbindelse anvendes uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse. Eksempelvis kan ledingskommandoer 58, som representerer styreforbindelsen 58 til missilet 20 være en dobbelforbindelse, hvilket setter missilstyringssystemet 46 i stand til å tilveiebringe tilbakeføring til styreenheten 34 i hovedsender/mottagersystemet 16.

Derfor blir det samme TOA-system, som omfatter sender/mottagersystemene 12 – 16 og TOA-programvaren 28 og 36 som er anvendt til å lokalisere det utstrålende mål 22, anvendt til å følge lokaliseringen av det angripende missil 20 i sann tid når det flyr mot målet 22, hvilket kan eventuelt ikke lenger være utstrålende. Missilet 20 er utstyrt med utstrålende element i sensorkuppelen 48 som utstråler et signal 54, slik som et spredtspektrumsignal 54, som er relativt motstandsdyktig mot forstyrrelse. Alternativt kan det utstrålende signal 54 innbefatte korte, identifiserbare pulser, slik som 30 Hz-pulser.

Hyppige målinger setter systemet 10 i stand til å etablere linjen mellom missilet 20 og nevnte UAV-mål 22 i tillegg til siktlinjerotasjonshastigheten for missilet 20. Ledingsstyringsprogramvaren 40 kan anvende forskjellige proporsjonale ledingsstyrealgoritmer for å lede missilet 20 til å kansellere siktlinjerotasjonshastigheten. Ledingsberegningene kan foretas på hovedsender/mottagersystemet 16, hvilket kan være plassert på et luftfartøy, slik som omtalt mer fullstendig nedenfor. En fremover-dataforbindelse, slik som den som er representert av ledingskommandoene 58 fra hovedsender/mottagersystemet 16 til missilet 20 kommanderer styresystemet 46 i missilet 20.

TOA-leding i henhold til læren ifølge den foreliggende oppfinnelse gjør bruk av det samme eller lignende TOA-utstyr 12 – 16 til å lede missilet som det som ble anvendt til å lokalisere målet 22. Følgelig vil visse målefeil kanselleres i stedet for å adderes, hvorved den totale ledingsfeil blir redusert.

Dessuten, ved å anvende det samme utstyret 12 – 16 til å lokalisere og lede missilet som anvendt til å lokalisere målet, kreves lite ytterligere utstyr for å implementere den foreliggende oppfinnelse. I tillegg kan vanlige GPS-ledingssystemer, hvilke ofte krever kompliserte og kostbare nullstyrings-, multielementantenner fjernes fra missilet 20, hvorved den totale systemkostnad reduseres. Dessuten trenger ikke bruk av en treghetsmålingsenhet (IMU = Inertial Measurement Unit) (ikke vist) lenger å være nødvendig, hvilket ytterligere reduserer systemkostnaden.

I tillegg kan kostbare missilsøkere, slik som laser-, radar-, infrarøde eller mikrobølgesøkere utelates. Imidlertid kan missilsøkere og/eller GPS/IMU-ledingssystemer innbefattes på missilet 20 og kombineres med ledingsteknikker som er omtalt her for å forbedre sluttnøyaktighet, uten å avvike fra omfanget av den foreliggende oppfinnelse.

Dersom GPS-systemer i de bakkebaserte sendere/mottagere 12 – 16 forstyrres, blir de siste posisjonsoppdateringer og klokkeoppdateringer før forstyrrelsen opptrådte anvendt til å bestemme lokaliseringen av nevnte UAV 22 og lede missilet 20 til målet 22. I motsetning til eksisterende systemer som kan basere seg på GPS-signaler mottatt av missilet 20 inntil det treffer et mål, kan måldeteksjons- og missilledingssystemene som er konstruert i henhold til læren ifølge den foreliggende oppfinnelse nøyaktig styre missilet 20 til å treffe nevnte UAV 22 uten å basere seg på at missilet 20 mottar sanntids-GPS-posisjonsinformasjon direkte fra GPS-satellitter.

Sender/mottagersystemene 12 – 16 kan konstrueres tilsvarende, slik at det ene eller andre av systemene 12 – 16 kan virke som hovedsender/mottagersystemet 16 når ønskelig. Sender/mottagersystemene 12 – 16 kan implementeres i et forut eksisterende, bærbart kommunikasjonsutstyr som soldater ofte bærer. Når en soldat detekterer den innkommende UAV 22, kan han anvende sitt sender/mottagersystem til å innta rollen som hovedsender/mottagersystem 16. Soldaten kan så nominere to andre soldater til å anvende sine sender/mottagersystemer til å virke som slavesender/mottagersystemene 12 – 14. En av soldatene kan bære det lille missilet 20, hvilket er konstruert til å skyte ned nevnte miniatyr-UAV 22.

Systemet 10 utnytter den lett detekterbare signatur for nevnte miniatyr-UAV 22, som er det sendte TV-signalet 52, som også kan være en annen type av signal, slik som et IR-bildesignal. Ved å anvende de tre TOA-målingsmottagerne 12 – 16, kan nevnte UAV 22 følges i rommet. Missilet 20 kan anvende en pulset emitter som kan følges av de samme sender/mottagersystemer 12 – 16 samtidig med nevnte UAV 22.

Systemet 10 er relativt billig på grunn av det lille krigshodet 20, det faktum at emitteren 48 som anvendes til å generere de pulsede signaler 54 relativt billig, og det faktum at missilet 20 ikke trenger å kreve en søker, hvilken ofte omfatter 60% av den totale kostnad av et missil.

Ved TV-frekvenser under 1GHz kan RF sendes gjennom løvverk og mange bygninger, hvilket forøker systemanvendbarheten. De nødvendige GPS/TV-mottagere 24 og 30 er relativt små og kan lett bæres av fotsoldater.

Figur 2 er et skjema over en alternativ utførelsesform 10’ for systemet 10 i figur 1, tilpasset for bruk med luft- eller rombaserte sendere/mottagere 12 – 16. I utførelsesformen 10’ på figur 2 er sender/mottagersystemene 12 – 16 montert på et luftfartøy, henholdsvis 70, 72 og 74. Operasjon av systemet 10’ er tilsvarende operasjonen for systemet 10 på figur 1, med det unntak at de bakkebasert sender/mottagersystemer 12 – 16 på figur 1 er montert på luftfartøy 70 – 74. I tillegg er UAV-målet 22 på figur 1 erstattet med en bakkebasert luftforsvarsradarenhet 76 på figur 2.

Luftfartøyet 74 anses som hovedluftfartøyet. Imidlertid kan hvilke som helst andre luftfartøy 70 eller 72, som er utstyrt med sender/mottagersystemer 12 og 14 tilsvarende hovedsender/mottagersystemet 16, virke som hovedluftfartøyet, hvilket rommer hovedsen der/mottagersystemet 16. Luftfartøyet som først detekterer signaler 78 som stammer fra et mål, slik som en luftforsvarsradarenhet 76, kan betegnes som hovedluftfartøyet.

Den foreliggende beskrivelse angir en andre måte for missilleding som er relativt immun overfor GPS-forstyrrelse. Det samme TOA-system som har lokalisert det utstrålende mål 76 anvendes til å følge lokaliseringen av missilet i sann tid når det flyr mot målet 76, hvilket ikke lenger trenger å være utstrålende. Dette kan oppnås ved å anvende utstrålingsenheten 48 på missilet 20. Utstrålingsenheten 48 sender en kort, identifiserbar pulset bølgeform.

Slik som i utførelsesformen 10 på figur 1 setter hyppige målinger, slik som ved 30 Hz, TOA-systemet 12 – 16 i stand til å etablere en linje mellom missilet og målet 76, og så beregne siktlinjerotasjonshastigheten. Proporsjonal leding kan så anvendes til å drive siktlinje- (LOS) takten til null, hvilket sikrer liten eller ingen bommingsavstand. Beregninger foretas på hovedluftfartøyet 74, hvilket anvender en fremadforbindelse, som tilsvarer ledingskommandoen 58, til å lede missilet 20.

Nøyaktighet er forbedret i forhold til det for GPS-ledingssystemer, ettersom GPS-ledingsfeil vil addere til feil i mållokaliseringsmålingen. Imidlertid anvender TOA-leding i henhold til læren i foreliggende beskrivelse lignende utstyr, programvare og fremgangsmåter for å lede missilet 20 som anvendt til å lokalisere målet 76. Følgelig vil visse feil kanselleres i stedet for å adderes, hvilket reduserer total ledingsfeil.

Claims (10)

Patentkrav

1.

Farkostledingssystem (10), k a r a k t e r i s e r t v e d:

en første mekanisme (34, 38, 40) for følging av en farkost (20) basert på ankomsttidsinformasjon tilhørende energi (54) som stammer fra farkosten (20) og å bestemme farkostposisjonsinformasjon som reaksjon på dette,

en andre mekanisme (40, 46) for å styre farkosten (20) basert på farkostposisjonsinformasjonen, og

en tredje mekanisme (24, 28, 36, 38) som anvender den første mekanismen til å lokalisere et mål (22) basert på ankomsttidspunktinformasjon tilhørende energi (52) som utstråles fra målet (22) og å bestemme mållokaliseringsinformasjon som reaksjon på dette, og der den andre mekanismen styrer farkosten (20) basert på mållokaliseringsinformasjonen og farkostposisjonsinformasjonen.

2.

System (10) som angitt i krav 1, k a r a k t e r i s e r t v e d at farkosten (20) er et missil, og at den tredje mekanismen (24, 28, 36, 38) innbefatter tre eller flere mottagere (12, 14, 16) utstyrt for å bestemme mållokaliseringsinformasjonen og farkostposisjonsinformasjonen basert på energien (52, 54) som utstråles fra henholdsvis målet (22) og farkosten (20).

3.

System (10) som angitt i krav 2, k a r a k t e r i s e r t v e d at målet (22) er et bakkebasert mål (22), og at de tre eller flere mottagere (12, 14, 16) er plassert på tre eller flere luftfartøyer og/eller romfartøyer (70, 72, 74).

4.

System som angitt i krav 2, k a r a k t e r i s e r t v e d at målet (22) er en luftbåren farkost (22).

5.

System som angitt i krav 2, k a r a k t e r i s e r t v e d at det dessuten innbefatter en fjerde mekanisme (18, 34, 56) for å avgi farkosten (20) som reaksjon på deteksjon av målet (22) ved hjelp av den tredje mekanismen (24, 28, 36, 38).

6.

System som angitt i krav 5, k a r a k t e r i s e r t v e d at den fjerde mekanismen (18, 34, 56) innbefatter en bærbar missilutskyter i kommunikasjon med en styreenhet (34) som er tilhørende en hovedmottager (16) som inngår i de tre eller flere mottagere (12, 14, 16).

7.

System som angitt i krav 6, k a r a k t e r i s e r t v e d at tredje mekanisme (24, 28, 36, 38) innbefatter mekanisme for å tilveiebringe ankomsttidsinformasjon tilhørende energien som utstråles fra målet (22) og energien som kommer fra missilet (20) fra tre eller flere mottagere (12, 14, 16) til styreenheten (34) på hovedmottageren (16).

8.

System som angitt i krav 7, k a r a k t e r i s e r t v e d at styreenheten (34) innbefatter en mekanisme for å beregne målstedinformasjon og farkostposisjonsinformasjon basert på ankomsttidsinformasjonen, der missilet (20) innbefatter en utstråler (48) for å utstråle energien (54) som kommer fra missilet (20), og der energien (54) som kommer fra missilet (20) er elektromagnetisk energi (54) som har en forutbestemt bølgeform.

9.

System som angitt i krav 8, k a r a k t e r i s e r t v e d at den første mekanismen (34, 38, 40) innbefatter en algoritme (38) som kjører på styreenheten (34) for beregning av missilposisjonen basert på ankomsttidsinformasjon (36) tilhørende energien (54) som stammer fra missilet (20), detektert av de tre eller flere mottagere (12, 14, 16), og levert til styreenheten (34) i kommunikasjon med hovedmottageren (16).

10.

System som angitt i krav 9, k a r a k t e r i s e r t v e d at den andre mekanismen (40, 46) innbefatter en ledingsalgoritme (40) som kjører på styreenheten (34), idet ledingsalgoritmen (40) genererer styringskommandoer (58) og videresender kommandoen (58) til missilet (20) for å kommandere et missilstyringssystem (46) innbefattet på missilet (20).