WO1999030102A1

WO1999030102A1 - Vorrichtung und verfahren zur bestimmung des auftreffpunkts eines ballistischen flugkörpers

Info

Publication number: WO1999030102A1
Application number: PCT/DE1998/003559
Authority: WO
Inventors: Ulrich Schneidereit
Original assignee: Eurocopter Deutschland Gmbh
Priority date: 1997-12-04
Filing date: 1998-12-03
Publication date: 1999-06-17
Also published as: EP0965027B1; DE19753752C1; US6186441B1; ES2199482T3; EP0965027A1

Abstract

Bei einer Zielvorrichtung und einem Zielverfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers, wie z.B. einer Rakete oder einem Rohrwaffenprojektil, werden in einem Speicher spezifische Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers abgelegt und eine Auswertestufe erzeugt Steuersignale in Abhängigkeit von den spezifischen Kenngrößen und von aktuell zugeführten Systemparametern. Die Steuersignale werden an ein Display und an einen Stellantrieb weitergegeben. Dabei wird in der Auswertestufe aus allen möglichen aktuellen Systemparametern ein zugehöriges Modell der Trajektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugt, wobei die Trajektorie in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist. Dabei ist das Untermodell der ersten Phase ein 3- oder 6-Freiheitsgrade-Modell und das Untermodell der zweiten Phase ein 3-Freiheitsgrade-Modell. Über eine Bedieneinheit kann die Betriebsart eingestellt und eine Korrektur der Trefferlage durchgeführt werden.

Description

"Vorrichtung und Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers"

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete und/oder eines Rohrwaffenprojektils.

Der Einsatz von ballistischen Flugkörpern, wie z. B. ungelenkte Raketen und Rohrwaffen, gewinnt wieder zunehmend an Bedeutung. Zur präzisen Ablieferung einer Rakete oder eines Rohrwaffenprojektils, z. B. von einem Luftfahrzeug aus, ist es notwendig, daß die Ballistik und der Auftrefφunkt ermittelt wird. Der Auftreffpunkt ist von einer Vielzahl von Paramtern abhängig, wie beispielsweise Lage, Position und Bewegungszustand des Systems, von dem aus der ballistische Flugkörper abgeliefert wird. Daneben' beeinflussen Windverhältnisse und weitere Kenngrößen, die sich auf die Rakete bzw. die Rohrwaffe selbst beziehen, den Auftreffpunkt.

Zur Bestimmung des Auftreffpunkts sind mehrere Verfahren bekannt. Beispielsweise kann die Bestimmung der Ballistik dadurch erfolgen, daß ballistische Koeffizienten bzw. Parameter zuvor bestimmt und im Bordrechner des Luftfahrzeugs in Form von ballistischen Tabellen abgelegt

ERSATZBLÄIT (REGEL 28) werden. Entsprechend dem momentanen Systemzustand erfolgt dann im Einsatz ein Polynomfit bzw. ein direktes Auslesen der Tabellenwerte.

Dieses Verfahren erlaubt aber nur den Einsatz gemäß den vorher bestimm- ten Koeffizienten, da sich der Polynomfit auf diese Eingangswerte abstützt, bzw. ein direktes Auslesen nur diese Werte ergibt. Zusätzlich werden die benötigten Speicherkapazitäten sehr groß und es ergeben sich selbst bei entsprechend feiner Auslegung der Datenmatrix nur quantisierte Lösungen.

Durch die quantisierten Lösungen ist das Ergebnis oftmals se.hr ungenau. Darüber hinaus ist die Bestimmung der Koeffizienten sehr aufwendig. Ein weiterer Nachteil liegt darin, daß die Einsatzszenarien komplett erfaßt sein müssen. Bei einem unvorhergesehenen Einsatzszenario sind entsprechende neue ballistische Tabellen notwendig, was einen hohen zeitlichen Aufwand zur Vorbereitung des Einsatzes erfordert.

Beispielsweise zeigt die US 4, 494, 198 ein Waffensteuerungssystem mit einem Computer, der einen ersten Speicher mit Konvertierungsdaten für Schuß-Entfernungen und einen zweiten Speicher mit Korrekturkoeffizienten, die zu verschiedenen Munitionstypen gehören, aufweist. Auf einem Display wird eine ballistische Standardreichweite angegeben. Diese wird mit einem Korrekturfaktor kombiniert, um eine korrigierte ballistische Reichweite zu liefern.

In der US 4, 1 11 , 382 ist ein Gerät zur Steuerung ballistischer Flugkörper beschrieben, in dem die nominale Trajektorie mit dem aktuellen

Flugparametern verglichen wird, die durch ein inertiales Führungssystem

ERSATZB erhalten werden. Über eine Korrektur wird ein genauer ballistischer Flug erreicht.

Bei einem weiteren bekannten Verfahren zur Bestimmung der Ballistik und Ermittlung des Auftreffpunkts wird aus den aktuellen Systemparametern ein Modell mit 3 Freiheitsgraden erstellt. Um eine hinreichende Genauigkeit zu erzielen ist es dabei aber notwendig, am Eingang der Berechnung Korrekturfaktoren einzuführen. Insbesondere für kompliziertere Körper, wie z. B. Raketen, sind eine Vielzahl von Korrekturfaktoren innerhalb des Modells erforderlich. Die Bestimmung der Korrekturfaktoren ist sehr aufwendig und erlaubt wie bei dem oben beschriebenen Verfahren nur einen Einsatz aus diskreten Systemzuständen. Insbesondere bei einer Rakete, die von einem Hubschrauber aus abgefeuert wird, ergeben sich größere

Störterme durch den Abwind des Rotors, die durch entsprechende Korrekturfaktoren im 3 Freiheitsgrad Integrationsmodell ebenfalls nur quantisiert korrigiert werden können.

Um die Genauigkeit zu erhöhen, wurde versucht, die Ballistik und damit den Auftreffpunkt mittels eines Modells mit sechs Freiheitsgraden zu bestimmen. Bei diesem Verfahren wird aufgrund von sechs waffenspezifischen Kenngrößen die Flugbahn und der Auftreffpunkt bestimmt. Jedoch ist das Verfahren sehr zeitintensiv und es erfordert eine sehr hohe Rechner- leistung. Somit führt dieses Verfahren im Einsatz bei aktuellen Systemzuständen zu zeitlichen Verzögerungen und damit zu erheblichen Unge- nauigkeiten, insbesondere beim Einsatz in Luftfalirzeugen, wie z. B. Kampfflugzeuge oder Hubschrauber.

Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, die oben diskutierten Nachteile zu überwinden und eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers zu schaffen, mit dem in verschiedenen Flugzuständen der Auftreffpunkt schnell und mit hoher Präzision bestimmt werden kann.

Diese Aufgabe wird gelöst durch die Vorrichtung gemäß Patentanspruch 1 und das Verfahren gemäß dem unabhängigen Patentanspruch 9. Weitere vorteilhafte Merkmale, Ausgestaltungen und Details der Erfindung ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen.

ERSATZB Die erfindungsgemäße Vorrichtung zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers, wie z. B. einer Rakete und/oder eines Rohrwaffenprojektils, umfaßt mindestens einen Speicher für spezifische Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers; eine Auswertestufe, die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers und von aktuell zugeführten Systemparametern Steuersignale erzeugt; eine Anzeige- und/oder Steuereinrichtung, die die Steuersignale empfängt, zur Anzeige eines aus den Systemparametern bestimmten Auftreffpunkts, und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung; wobei in der Auswertestufe aus den aktuellen Systemparametern ein zugehöriges Modell der Trajektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugbar ist, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, und wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freitheitsgrade in der zweiten Phase ist.

Dadurch kann ohne die zwingende quantisierte Vorgabe von diskreten Parametern in allen Flugzuständen der Auftreffpunkt mit erhöhter Präzision angezeigt und/oder mit einem zuvor ausgewählten Zielpunkt zur Deckung gebracht werden. Eine Vorberechnung der Parameter entfällt, was den Aufwand verringert und den Einsatz in allen möglichen Szenarien ohne aufwendige Vorbereitungen erlaubt. Auch bei Neueinführung von anderen ballistischen Flugkörpern bzw. Waffen wird Vorbereitungszeit eingespart, da lediglich die neuen Waffenkenngrößen benötigt werden. Das erfindungsgemäße Verfahren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers umfaßt die folgenden Schritte:

Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers in einem Speicher;

Übergabe von aktuellen Systemparametern, wie z. B. Lage und Bewegungszustand des Abliefersystems, Wind oder dergleichen, an eine Auswertestufe, und Bestimmung eines Auftreffpunkts;

und Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballistischen Flugkörper;

wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen Systemparametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, und wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.

Das erfindungsgemäße Verfahren bietet die o. g. Vorteile und bleibt auch bei Neueinführung von anderen Waffen unverändert und damit voll qualifiziert. Bei dem kombinierten Verfahren kann annähernd verzögerungsfrei zu jedem eingenommen Zustand des Waffemsystems die zugehörige Tra-

ER jektorie genau bestimmt werden. Das Verfahren kann in allen Flugzu- standsbereichen durchgeführt werden und ermöglicht eine hohe Zielgenauigkeit, ohne daß eine Vorgabe quantisierter Lösungen von vorhersehbaren Flugzuständen notwendig ist.

Das Untermodell der ersten Phase hat bevorzugt 6 Freiheitsgrade und das Untermodell der zweiten Phase hat bevorzugt 3 Freiheitsgrade. Vorteilhafterweise wird bei kontinuierlich veränderlichen Systemzuständen zu jedem Zeitpunkt eine dazugehörige Trajektorie bestimmt und ein dazuge- höriger Auftreffpunkt angezeigt bzw. auf ein zuvor festgelegtes Ziel eingestellt. Die erste Phase der Trajektorie ist bevorzugt ca. 1/50 bis ca. l/₂ der gesamten Trajektorie, besonders bevorzugt ca. 1/30 bis ca. 1/10, insbesondere bevorzugt ca. 1/20 der gesamten Trajektorie. Vorteilhafterweise liegt das Ende der ersten Phase bei oder nach dem Ende der Einschwingphase des ballistischen Flugkörpers bzw. der Brennphase einer abzuliefernden Rakete. Die erste Phase des Modells endet vorteilhafterweise bei oder nach dem Austritt des ballistischen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete, aus dem Rotorabwindbereich eines Hubschraubers.

Vorteilhafterweise ist die erfindungsgemäße Zielvorrichtung an einen Stellantrieb einer Abliefervorrichtung gekoppelt, um das Steuersignal dorthin zu senden, so daß der Auftreffpunkt des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung gebracht wird. Die Anzeigevorrichtung kann ein Display z. B. in einer Frontscheibe oder in einem Pilotenhelm sein, wobei der den aktuellen Sy- stemparametern entsprechende Auftreffpunkt und ein zuvor gewählter Zielpunkt kontinuierlich angezeigt wird.

Vorteilhafterweise sind an der Zielvorrichtung Mittel zur Eingabe von Korrekturwerten für die Systemparameter vorgesehen, die zur Erhöhung der Genauigkeit des Auftreffpunkts dienen. Bevorzugt ermöglichen die Eingabemittel wahlweise eine multiplikative und/oder additive Änderung der Systemparameter, wobei sich die Korrekturwerte vorteilhafterweise auf die Systemparameter Seitenwind und/oder Rotorabwind beziehen.

Vorteilhafterweise sind an der Zielvorrichtung Mittel zur Auswahl des Betriebszustands bzw. des Modells, insbesondere in Abhängigkeit vom jeweiligen Typ des ballistischen Flugkörpers und vom Ziel, vorgesehen, wobei bevorzugt die Freiheitsgrade, insbesondere drei und sechs, beliebig kombinierbar sind.

Die vorliegende Erfindung wird nachfolgend an Hand der Figuren 1 und 2 beispielhaft beschrieben, wobei in

Fig. 1 eine bevorzugte Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung und ihre Einbindung in ein Gesamtsystem schematisch dargestellt ist, und in

Fig. 2 ein Ablaufdiagramm der Steuersignalerzeugung schematisch dargestellt ist.

ERSAT Figur 1 zeigt als bevorzugte Ausführungsform der Erfindung eine Zielvorrichtung in einem Hubschrauber, der mit Raketen und Rohrwaffen bestückt ist. Die Vorrichtung hat einen Speicher (1), in dem Waffenparameter bzw. spezifische Kenngrößen der mitgeführten ballistischen Flugkörper abge- legt sind. Dazu gehören beispielsweise die Massen und die Bremskoeffizienten bzw. Windwiderstände der Raketen bzw. Rohrwaffenprojektile, die zeit- bzw. richtungsabhängig sein können, oder auch die Trägheitsmomente der jeweiligen Flugkörper. Der Datenspeicher (1) ist mit einer Auswertestufe (2) verbunden, die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenn- großen der Raketen bzw. der Rohrwaffen und von weiteren Systemparametern Steuersignale erzeugt. Die Auswertestufe (2) liegt in Form einer Zentralrecheneinheit vor, die die Steuersignale an eine Anzeigeeinrichtung (3) bzw. Display übergibt. Die aktuellen Systemparameter bzw. -daten werden von Sensoren (1 1 , 12, 13) gemessen oder von Rechen- bzw. Navigationseinheiten ermittelt und an die Auswertestufe (2) übertragen. Die aktuellen Systemparameter beinhalten beispielsweise die Lage und die Position des Hubschraubers, Windgeschwindigkeiten bzw. Seitenwind, Rotorabwind, Zielentfernung, usw.

Ein Eingabegerät (5, 6), das manuell bedient werden kann, ist ebenfalls mit der Auswertestufe (2) verbunden. Über das Eingabegerät (5, 6) kann der Betriebszustand gewählt werden und es können Korrekturfaktoren eingegeben werden. Bei der Auswahl des Betriebszustands erfolgt z. B. eine Auswahl zwischen Luft/Luft- und Luft/Boden-Betriebsart, Rakete oder Rohrwaffe. Die aktuellen Systemdaten bzw. Systemparameter werden der Auswertestufe (2) im Betrieb ständig zugeführt. In Abhängigkeit von den zugeführten waffenspezifischen Kenndaten, den Systemparametern und den über das Eingabegerät (5) eingegebenen Auswahlparametern für die Betriebsart wird in der Auswertestufe (2) ein Gesamtmodell der Trajektorie gebildet. Das Display (3) ist über Signalleitungen mit der Auswertestufe (2) verbunden. Steuersignale, die in der Auswertestufe (2) entsprechend dem Gesamtmodell der Trajektorie erzeugt werden, steuern das Display (3) bzw. einen Stellmotor (4).

Figur 2 zeigt schematisch ein Ablaufdiagramm der Modellerzeugung und der Steuersignalerzeugung in der Auswertestufe (2). Dabei werden in einer ersten Stufe die Signale, die die waffenspezifischen Kenndaten enthalten und die Signale, die die Systemparameter enthalten, in einer Trefferlagen- einstelleinheit verändert, falls Korrekturen notwendig sind. Die Treffer- lageneinstelleinheit und die dazugehörige Trefferlageneinstellfunktion werden weiter unten genauer beschrieben. Nach Durchlaufen der Treffer- lageneinstelleinheit wird aus den Systemdaten und Waffenparametern das Modell der Trajektorie erzeugt.

Für den Fall, daß eine Rakete zum Einsatz ausgewählt wurde, wird für die erste Phase der Gesamttrajektorie der Rakete ein 6-Freiheitsgrad-Modell erzeugt. Wahlweise kann aber auch ein korrigiertes 3-Freiheitsgrad-Modell für die erste Phase der Trajektorie erzeugt werden, z. B. wenn eine beson- ders hohe Geschwindigkeit zur Modellerstellung notwendig ist. In der ersten Phase der Trajektorie, die die Startphase der Rakete darstellt, ist normalerweise eine relativ hohe Anzahl von Freiheitsgraden vorgesehen, da in dieser Phase der Einfluß von Störparametern am größten ist. So findet bei- spielsweise in der Brennphase der Rakete ein Einschwingen statt, das in dem 6-Freiheitsgrad-Modell mit berücksichtigt wird. Weiterhin befindet sich die Rakete in der Startphase im Abwindbereich des Hauptrotors des Hubschraubers. Je nach den erzeugten Abwindgeschwindigkeiten, die wiederum vom Flugzustand und vom Gewicht des Hubschraubers abhän- gen, wird die Flugbahn bzw. Trajektorie der Rakete beeinflußt. Ein starker Abwind in der Startphase der Rakete bewirkt, daß der tatsächliche Auftreffpunkt weiter vom Hubschrauber entfernt ist als der ermittelte Auftreffpunkt, da sich die Rakete in den Abwind dreht und diese somit in ihrer Lage gegenüber der Horizontalen leicht angestellt wird. Darüber hinaus bestehen weitere Störungen durch Verwirbelungen und horizontale Abwindkomponenten, die die Flugbahn und damit den tatsächlichen Auftreffpunkt der Rakete beeinflussen. Dabei nimmt auch die Wirklänge einen Einfluß auf die tatsächliche Flugbahn der Rakete, wobei die Wirklänge der Teil der Flugbahn der Rakete ist, die im Rotorabwindbereich liegt.

Um die Trajektorie zu bestimmen und Signale zu erzeugen, die den tatsächlichen Auftreffpunkt wiedergeben, der bei einem Abfeuern der Rakete aktuell entstehen würde, muß deshalb für die Störungen durch den Rotor eine sogenannte Downwash-Korrektur durchgeführt werden. Dabei werden geometrische Korrekturen, Blattschlag des Rotors, Abschattungseffekte und Swirl-Korrekturen mit einbezogen. Da die Wirklänge u. a. von der Stellung bzw. Elevation des Stellantriebs (4) abhängig ist, wird der jeweilige Elevationswinkel erfaßt und in die Wirklängenkorrektur mit einbezogen.

Der momentane Seitenwind wird ebenfalls erfaßt und in Form von Signalen an die Auswertestufe (2) übergeben. Diese Signale werden in Form von Seitenwindtermen in die nachfolgende Modellerstellung mit einbezogen. Durch Einbeziehung der Korrektur-Terme in das 6-Freiheitsgrade-Modell gibt dieses erstellte Modell die Trajektorie der ersten Phase der Flugbahn der Rakete mit sehr großer Genauigkeit wieder.

Die erste Phase der Trajektorie, die durch das erste Modell mit 6 Freiheitsgraden wiedergegeben wird, endet mit der Brennphase der Rakete. Zu die- sem Zeitpunkt hat sich die Rakete eingeschwungen und es erfolgt nun die Erstellung eines zweiten Modells für die anschließende zweite Phase der Trajektorie. Hierfür wird ein Modell mit 3 Freiheitsgraden verwendet. Die Erstellung des-3 Freiheitsgrad-Modells ist mit sehr viel weniger Zeitaufwand zu bewerkstelligen. Die Ergebnisse bzw. Trajektorie werte des 6- Freiheitsgrad-Modells der ersten Phase dienen als Eingangswerte für die Bestimmung der zweiten Phase der Trajektorie mittels des 3-Freiheitsgrad- Modells.

Durch die Unterteilung des Gesamtmodells der Trajektorie in zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell mit unterschiedlichen Freiheitsgraden wird

ERS einerseits die Genauigkeit des ermittelten Auftreffpunkts stark erhöht, da erhebliche Störungen zu Beginn der Flugphase mit einbezogen werden, und andererseits wird nur ein geringer Zeitaufwand für die Bestimmung des Auftreffpunkts benötigt. In der zweiten Phase ermöglicht das Modell mit nur 3 Freiheitsgraden eine ausreichende Genauigkeit, da diese Phase glatter ist und Störungen sich weniger stark auf die Gesamttrajektorie auswirken. Bei durchschnittlicher Einsatzentfernung von ungelenkten Raketen entfällt ca. 1/20 der Trajektoriebestimmung auf das 6-Freiheitsgrad- Modell, während die restlichen ca. 19/20 auf das 3 -Freiheitsgrad-Modell entfallen. Dadurch kann auch mit den heute als flugfähig qualifizierten Prozessoren eine schnelle und genaue Ziel- bzw. Auftreffpunktbestimmung durchgeführt werden.

Entsprechend dem aus den beiden Modellen erzeugten Gesamtmodell wird nun vom Prozessor das Steuersignal erzeugt, das an das Display (3) weitergegeben wird. Somit wird auf dem Display (3) kontinuierlich der aus den zusammengesetzten Untermodellen erzeugte Auftreffpunkt angezeigt. Der Pilot oder Schütze hat entweder vorher ein Ziel festgelegt oder trifft nun die Zielauswahl. Wenn der im Display erzeugte Auftreffpunkt mit dem ausgewählten Zielpunkt zur Deckung kommt und der Pilot die Freigabe gegeben hat, wird die Rakete gestartet.

Bei einem ausgewählten Zielpunkt werden auch an die Stellmotoren (4) der Raketen Steuersignale übergeben. In Abhängigkeit von diesen Steuer- Signalen wird der Stellantrieb bzw. Stellmotor (4) so bewegt, daß der durch die erfindungsgemäß kombinierte Ballistik ermittelte Auftreffpunkt mit dem ausgewählten Zielpunkt zur Deckung kommt.

Bei bestimmten Flugsituationen und Einsatzszenarien kann unter Umstän- den die Genauigkeit durch eine noch schnellere Trajektoriebestimmung erhöht werden. Bei bestimmten Betriebsarten, wie z. B. beim Abfeuern von Rohrwaffenprojektilen, hat der Rotorabwind einen wesentlich geringeren Einfluß auf die Flugbahn als beispielsweise im Falle einer Rakete. Bei bestimmten Szenarien kann daher eine sehr hohe Rechengeschwin- digkeit Priorität besitzen. In diesem Fall erfolgt die Erzeugung der Steuersignale auf der Grundlage der Trajektoriebestimmung mittels des 3-Frei- heitsgrad-Modells für alle Phasen der Flugbahn des Projektils. Die Auswahl der jeweiligen Betriebsart erfolgt manuell über die Bedieneinheit (5).

Nachfolgend wird die oben erwähnte Trefferlageneinstelleinheit und Trefferlageneinstellfunktion näher beschrieben, die Bestandteil einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist. Die Trefferlageneinstelleinheit (6) ist Teil der Bedieneinheit (5, 6) und erlaubt es dem Schützen oder Piloten, gewünschte Trefferlagenänderungen einzugeben. Dies ist beispielsweise notwendig, wenn beim Schießen eine Abweichung des zuvor mittels der kombinierten Ballistik ermittelten Auftreffpunkts vom tatsächlichen Auftreffpunkt festgestellt wird. Um derartige Abweichungen zu korrigieren, wird der von der Auswertestufe an die Stellmotore (4) der Launcher abgegebene Steuerungsbefehl verändert. Dazu werden be- stimmte Eingabeparameter auf der Eingangsseite des Modells so verstellt, daß die anschließende, auf diesen Parametern beruhende Modellerstellung die gewünschte Trefferlage und das zugehörige Stellkommando ausgibt.

Durch die Veränderung von Parametern auf der Eingabeseite der Auswer- testufe hat eine gewünschte korrigierte Trefferlage für alle Entfernungen und Bedingungen Gültigkeit. Dabei sind die Downwash- bzw. Rotorabwindgeschwindigkeiten zur Weitenkorrektur und die Seitenwindterme zur Seitenkorrektur der Trefferlage besonders geeignet. Dies gilt sowohl für den Luft/Boden-Modus als auch für den Luft/Luft-Modus. Es können also durch ein an Bord befindliches Eingabegerät sensitive Systemparameter verändert werden, um den ermittelten Auftreffpunkt zu korrigieren. Dabei erfolgt die Veränderung der Systemparameter durch die Trefferlagenein- stellfunktion auf der Eingabeseite der Auswertestufe je nach Anforderung multiplikativ und/oder additiv.

Durch die Trefferlageneinstelleinheit und -funktion wird die Möglichkeit geschaffen, die ermittelte Trefferlage in Schußweite und seitlicher Ablage zu beeinflussen bzw. zu korrigieren, wodurch der ermittelte Auftreffpunkt optimiert wird. Diese Eingabemöglichkeit ist beim Einschießen von gro- ßem Vorteil, aber auch im Fall von nicht verfügbaren oder gestörten Daten der Sensoren (1 1 , 12, 13), bei einem Los falsch laborierter Rohrwaffen- Munition, oder auch bei nicht optimal funktionierenden Raketenmotoren. Durch die Trefferlageneinstellfunktion kann beispielsweise eine tatsächliche Abbrennzeit der Rakete, die aufgrund langer Lagerung von den Spezi- fikationswerten abweicht, für nachfolgende Abfeuerungen korrigiert werden um somit das veränderte Schubverhalten auszugleichen.

Durch die vorliegende Erfindung kann für jeden momentanen Systemzu- stand ein Auftreffpunkt bestimmt werden. Es muß nicht auf diskrete Systemzustände zurückgegriffen werden, wie im Fall der Ermittlung des Auftreffpunkts durch mitgeführte Tabellen. Somit kann für sich kontinuierlich verändernde Systemzustände zu jedem Zeitpunkt ohne notwendige Interpolationen ein Auftreffpunkt ermittelt und angezeigt werden bzw. eine Stelleinrichtung auf das vorgewählte Ziel gerichtet werden. Weiterhin kann der Auftreffpunkt auch in unvorhergesehenen Einsatzszenarien ermittelt werden, ohne daß aufwendige Vorbereitungen, z. B. hinsichtlich Flughöhen etc. und entsprechende Programmierungen notwendig sind. Somit wird der Einsatzbereich erhöht und es wird eine ständige Einsatzbe- reitschaft gewährleistet. Durch die aus zwei Untermodellen kombinierte Ballistik wird die Treffergenauigkeit wesentlich erhöht, wobei gleichzeitig eine Verzögerung der Steuersignale und der damit verbundenen Anzeigebzw. Stelleinrichtungen gegenüber den aktuellen Systemzuständen vermieden wird.

.ER

Claims

Patentansprüche

1. Vorrichtung zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines balli- stischen Flugkö ers, insbesondere einer Rakete und/oder eines Rohrwaffenprojektils, umfassend:

mindestens einen Speicher ( 1 ) für spezifische Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers;

eine Auswertestufe (2), die in Abhängigkeit von den spezifischen Kenngrößen des ballistischen Flugkörpers und von aktuell zuge- führten Systemparametern Steuersignale erzeugt;

eine Anzeige- und/oder Steuereinrichtung (3, 4), die die Steuersignale empfängt, zur Anzeige eines aus den Systemparametern bestimmten Auftreffpunkts, und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung;

wobei in der Auswertestufe (2) ein zugehöriges Modell der Trajektorie des ballistischen Flugkörpers erzeugbar ist, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, und wobei die Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Untermodell der ersten Phase 6 oder 3 Freiheitsgrade und das Untermodell der zweiten Phase 3 Freiheitsgrade hat.

3. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Phase 1/20 der gesamten Trajektorie beträgt..

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da- durch gekennzeichnet, daß die erste Phase des Modells bei oder nach dem

Ende der Einschwing- oder Brennphase einer abzuliefernden Rakete endet.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sie an einen Stellantrieb (4) einer Abliefer- Vorrichtung gekoppelt ist, um den Auftreffpunkt des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung zu bringen.

6. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden .Ansprüche, weiterhin gekennzeichnet durch Mittel (6) zur Eingabe von Korrekturwerten für die Systemparameter zur Erhöhung der Genauigkeit des Auftreffpunkts, wobei wahlweise eine multiplikative und/oder additive Änderung der Systemparameter erfolgt.

7. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiterhin gekennzeichnet durch Mittel (5) zur Auswahl des Betriebszustands.

8. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzeigevorrichtung ein Display ist, wobei der den aktuellen Systemparametern entsprechende Auftreffpunkt und ein zuvor gewählter Zielpunkt kontinuierlich anzeigbar ist.

9. Verfaliren zur Bestimmung des Auftreffpunkts eines ballistischen Flugkörpers, insbesondere einer Rakete und/oder eines Rohrwaffenprojektils, mit den Schritten:

Bereitstellen spezifischer Kenngrößen des ballistischen Flugkör- pers in einem Speicher;

Übergabe von aktuellen Systemparametern an eine Auswertestufe, und Bestimmung eines Auftreffpunkts;

Erzeugung von Steuersignalen zur Anzeige des Auftreffpunkts und/oder zur Steuerung einer Abliefervorrichtung für den ballistischen Flugkörper;

wobei aus den spezifischen Kenngrößen und den aktuellen System- parametern ein Modell der Trajektorie des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers erzeugt wird, das in mindestens zwei Phasen mit jeweils einem Untermodell unterteilt ist, und wobei die .Anzahl der Freiheitsgrade in der ersten Phase größer oder gleich der Anzahl der Freiheitsgrade in der zweiten Phase ist.

10. Verfaliren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das Untermodell der ersten Phase 6 oder 3 Freiheitsgrade und das Untermodell der zweiten Phase 3 Freiheitsgrade hat.

11. Verfaliren nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeich- net, daß bei kontinuierlich veränderlichen Systemzuständen zu jedem Zeitpunkt das Modell der Trajektorie gebildet wird und ein entsprechender Auftreffpunkt des ballistischen Flugkörpers angezeigt und/oder auf ein zuvor festgelegtes Ziel eingestellt wird.

12. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Phase bei 1/30 bis ca. 1/10, der gesamten Trajektorie beendet wird.

ERSATZ

13. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Phase bei oder nach dem Ende der Einschwing- oder Brennphase einer abzuliefernden Rakete beendet wird.

14. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Phase bei oder nach dem Austritt des ballistischen Flugkörpers aus dem Rotorabwindbereich eines Hubschraubers beendet wird.

15. Verfahren nach einem der .Ansprüche 9 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal an einen Stellantrieb einer Abliefer- vorrichtung gesendet wird, um den Auftreffpunkt des abzuliefernden ballistischen Flugkörpers mit einem zuvor festgelegten Zielpunkt zur Deckung zu bringen.

16. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß zur Korrektur eine multiplikative und/oder additive Änderung der Systemparameter erfolgt.

17. Verfahren nach einem der Anspruch 9 bis 16, dadurch gekennzeichnet, daß zur Korrektur die Systemparameter Seitenwind und/oder Downwash verändert werden.

18. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 17, dadurch gekennzeichnet daß ein Betriebszustand und/oder das Modell, in Abhängigkeit vom jeweiligen Typ des ballistischen Flugkörpers und vom Ziel manuell oder automatisch gewählt wird, wobei die Freiheitsgrade 3 und 6 beliebig kombinierbar sind.

19. Verfahren nach einem der Ansprüche 9 bis 18, dadurch gekennzeichnet daß über die Steuersignale ein Display angesteuert wird, wobei der den aktuellen Systemparametern entsprechende Auftreffpunkt zusammen mit einem zuvor gewählten Zielpunkt kontinuierlich angezeigt wird.