DE3120447A1

DE3120447A1 - Lenksystem fuer spinstabilisierte geschosse

Info

Publication number: DE3120447A1
Application number: DE19813120447
Authority: DE
Inventors: Vincent A. Hopkinton Mass. Grosso
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1980-05-22
Filing date: 1981-05-22
Publication date: 1983-05-11
Also published as: US4347996A

Description

DORNER & HUFNAGEL PATENTANWÄLTE

LANDWEHRSTFt. S7 8000 MÜNCHEN 2 TEL. O 89 / OB 67 β*

München, den 21. Mai I98I /J Anwaltsaktenz.: 27 - Pat.

Raytheon Company, l4l Spring Street, Lexington, Mass. 021731 Vereinigte Staaten von Amerika

Lenksystem für spinstabilisierte Geschosse

Die Erfindung betrifft allgemein Lenksysteme und im einzelnen ein Lenksystem für Artilleriegeschosse und -raketen.

Artilleriestellungen oder Geschütze waren und sind weiterhin ein wesentlicher Bestandteil von Waffensystemen der Landstreitkräfte und der Seestreitkräfte. Geschütze an Bord von Schiffen haben die folgenden Aufgaben:

a) Selbstverteidigung gegen feindliche Flugzeuge und gegen Flugkörper, welche gegen Schiffe eingesetzt sind,

b) Beschüß von der Küste aus gegen feste und bewegte feindliche Zielobjekte und

c) Angriff auf und Verteidigung gegen feindliche Schiffe.

Bedauerlicherweise begrenzt die niedrige Trefferwahrscheinlichkeit der bekannten Geschützsysteme deren Wirksamkeit bei der Er-

füllung oben genannter Aufgaben. Verbesserungen an den Feuerleiteinrichtungen, beispielsweise bei radargesteuerten Geschützen, wurden zwar vorgenommen, doch ergeben sich bei den bisher bekannten Systemen noch nicht die gewünschten Eigenschäften, insbesondere im Hinblick auf die zunehmende Bedrohung j ! durch gegen Schiffe einzusetzende Geschosse oder Raketen. ι i

Die Wirksamkeit von Geschützsystemen könnte datlurch stark verbessert werden, daß Projektile oder Geschosse vorgesehen werden, bei denen die Möglichkeit besteht, im Fluge zur Ansteuerung des Zielobjektes Manöver vorzunehmen. Eine Möglichkeit eines ManÖvrierens macht die Verwendung eines Suchkopfes innerhalb des Geschosses oder Projektils erforderlich. Nachdem ein derartiger Suchkopf auch unter extrem hohen Beschleunigungskräften funktionsfähig bleiben muß, während das Geschütz abgefeuert wird, erscheinen herkömmliche Sucheinrichtungen, bei denen trägheitsstabilisierte Bezugsplattformen und Servomechanismen eingesetzt werden, praktisch nicht zu verwirklichen. Außerdem sind die Herstellungskosten derartiger Projektile minimal zu halten, da in den jeweiligen taktischen Situationen ein großer Verbrauch von Projektilen zu erwarten ist.

Durch die Erfindung soll die Aufgabe gelöst werden, ein Lenksystem zu schaffen, welches für mittels Geschütz abgefeuerte, spinstabilisierte Projektile verwendbar ist und Lenkmanöver derartiger Projektile nach dem Abfeuern in ähnlicher Weise ermöglicht, wie dies bei der Navigation ferngelenkter Raketen geschieht, die eine Trägheitsnavigation unter Verwendung entsprechender Instrumente durchführen und konventionelle Steuersysteme aufweisen. Das hier angegebene Lenksystem soll dabei vergleichsweise billig und im Aufbau einfach sein. Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im anliegenden Anspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Es wird also ein Lenksystem für durch Geschütze abgefeuerte, spinstabilisierte Geschosse geschaffen, wozu ein Inertial-Be-

' zugssystem für den Höhenwinkel oder die Steigung und für den Gierwinkel oder den Azimutwinkel vorgesehen ist, welche bei einem Flug des Projektils in Richtung auf ein gewähltes Zielobjekt zu beeinflussen sind. Das Geschoß oder Projektil wird auf seinem Flug in Richtung auf das gewählte Zielobjekt dadurch manövriert, daß bestimmte Schuberzeuger oder Sprengsätze selek tiv ausgelöst bzw. gezündet werden, welche um den Umfang eines Projektils oder Geschosses herum angeordnet und so ausgerichtet sind, daß sie Schubimpulse senkrecht zur Spinachse des betreffenden Geschosses oder Projektils zu erzeugen vermögen. Die Zündbefehlssignale für jedes Schuberzeugungsmittel werden durch eine Lenkeinrichtung erzeugt, welche von dem spinstabilisierten Geschoß oder Projektil mitgeführt wird und Mittel zur kontinuierlichen Bestimmung der relativen Lage des ausgewählten Zielobjektes sowie des Zeitpunktes enthält, zu dem ein bestimmtes der Schuberzeugungsmittel gezündet werden muß, damit ein Fehler der Flugbahn des spinstabilisierten Geschosses oder Projektils für das Zusammentreffen mit dem ausgewählten Zielobjekt korrigiert wird.

Zweckmäßige Ausgestaltungen und Weiterbildungen des hier vorgeschlagenen Lenksystems sind Gegenstand der anliegenden weiteren Ansprüche, deren Inhalt hierdurch zum Bestandteil der Beschreibung gemacht wird, ohne an dieser Stelle den Wortlaut zu wiederholen· Nachfolgend werden Ausführungsbeispiele des Lenksystems anhand der Zeichnung beschrieben. Es stellen dar:

Fig. 1 eine schematisierte schaubildliche Darstellung einer taktischen Situation mit den wichtigsten Bestandteilen des hier angegebenen Lenksystems,

Fig. 2A ein Blockschaltbild eines Teils des Lenksystems mit einem im Geschoß oder Projektil befindlichen Sucher sowie mit einer Einrichtung zur Erzeugung einer Inertial-Bezugsebene,

Fig. 2B einen Schnitt durch eine optische Einrichtung zur Verwendung in dem Sucher nach Figur 2A in etwas vereinfachter Darstellung,

Fig. 3 eine schematische schaubildliche Darstellung einer idealisierten taktischen Situation zur Erläuterung der Vorgänge, welche zu einem Treffer des Geschosses oder Projektils auf dem Zielobjekt führen,

Fig. kA eine graphische Darstellung, welche zeigt, in welcher Weise die Präzession eines Geschosses oder Projektils gemäß Figur 1 um seinen Geschwindigkeitsvektor eine Bewegung des Bildes eines Zielobjektes derart bewirkt, daß dieses Bild in der Bildebene der optischen Einrichtung nach Figur 2B wandert,

Fig. 4b eine graphische Darstellung, welche zeigt, wie ein Zielobjekt in einer beispielsweisen taktischen Situation sich relativ zu einem Geschoß oder Projektil bewegt und wie eine Kraft einwirken muß, um den Kurs des betreffenden Geschosses oder Projektils zu ändern, so daß ein Treffer erzielt wird,

Fig. kC eine perspektivische graphische Darstellung, welche ein Projektil oder Geschoß als einen rotierenden Kreisel behandelt und zeigt, wie die Rotationsachse des Geschosses oder Projektils durch Impulskräfte in ihrer Richtung verändert werden kann,

Fig. 5 eine perspektivische, etwas vereinfacht wiedergegebene Darstellung, aus welcher ersichtlich ist, in welcher Weise die Impulskräfte auf das Geschoß oder Projektil zur Einwirkung kommen und

Fig. 6 ein Flußdiagramm in etwas vereinfachter Darstellungsweise, welches zeigt, wie die in dem System nach Figur 2A empfangenen Signale verarbeitet werden müssen, um die Zündbefehlssig-

nale für die Schuberzeugungsmittel bereitzu-

: stellen, welche in Figur 5 in ihrer Anordnung

: gezeigt sind.

In Figur 1 ist ein Geschützsteuersystem in seiner Gesamtheit mit 10 bezeichnet und enthält Mittel zur Bestrahlung eines Zielobjektes 21, wobei vorliegend diese Bestrahlungsmittel von einem CW-Laser 11 gebildet sind, ferner ein Geschütz 13 und eine Steuereinrichtung 15- Diese Teile werden sämtlich von einer Feuerleiteinheit 17 gesteuert. Ein spinstabilisiertes Projektil oder Geschoß 23, welches nachfolgend einfach als Projektil bezeichnet wird, ist gerade aus dem Geschütz 13 in Richtung auf das Zielobjekt 21 abgefeuert, wobei das Zielobjekt von dem Strahl 19 aus den Bestrahlungsmitteln bzw. dem Laser 11 bestrahlt wird. Man erkennt, daß die bisher beschriebenen Bauteile ein herkömmliches Geschützsteuersystem bilden, indem das Projektil 23 in Richtung auf einen vorherberechneten Punkt des Zusammentreffens mit dem Zielobjekt 21 abgefeuert wird. Offensichtlich aber vermindern Manöver des Zielobjektes 21, Rechenfehler bei der Berechnung des Punktes des Zusammentreffens und eine ballistische Streuung die Trefferwahrscheinlichkeit. Um die Wahrscheinlichkeit zu erhöhen, mit welcher das Projektil 23 auf das Zielobjekt 21 trifft, ist das Projektil 23 bei dem hier vorgeschlagenen Lenksystem mit Schuberzeugungsmitteln k3 versehen, welche weiter unten in Einzelheiten beschrieben werden und welche durch ein Lenksystem 2k gesteuert werden, das ebenfalls weiter unten behandelt wird. An dieser Stelle genügt die Feststelung, daß das Lenksystem 24, welches in Verbindung mit einem Strahl polarisierter Energie aus einer Antenne lk arbeitet, die auf der Geschützsteuereinrichtung 15 montiert ist, während des Fluges des Projektils 23 wirksam wird und die Flugbahn des Pro-

-α -

- 3- jektils korrigiert, um Fehler, gleichgültig welchen Ursprunges, zu korrigieren. Auf diese Weise kann das Projektil 23 zu dem Punkt des Zusammentreffens mit dem Zielobjekt 21 oder zumindest zu einem Punkt geführt werden, der innerhalb des zerstörenden Bereiches des Geschosses liegt, so daß das Zielobjekt 21 getrof-

! fen wird.

Die Figuren 2A und 2B lassen Einzelheiten des Lenksystems 2k erkennen. Es enthält eine Optik 25, einen Empfänger 27, eine digitale Signalverarbeitungseinrichtung 29, eine Roll-Bezugsantenne 31 und einen Polarisationsempfänger 32. Die Optik 25 enthält hier Linsen 33 j 35 und 371 eine Blende 39 > ein für die Laserenergie durchlässiges Spektralfilter kl und einen Detektor 42. Sämtliche Bauteile sind insoweit herkömmlicher Bauart. Die Optik 25 besitzt ein konisches Blickfeld mit einem halben Scheitelwinkel in der Größenordnung von 15 , wobei dieses Blickfeld auf die Längsachse des Projektils 23 zentrisch ausgerichtet ist. Bei einem Blickfeld dieser Größe wird die von dem Zielobjekt 21 reflektierte Laserenergie von der Optik 25 stets so übertragen, daß sie auf den Detektor k2 als defokussierter Fleck auftrifft. Der Detektor k2 enthält, wie aus Figur ^A zu erkennen ist, zwei Silizium-Detektoreinheiten 42A und ^2B und wird so betrieben, daß er ein Differenzsignal entsprechend dem augenblicklichen Wert des Winkels der Sichtlinie abgibt. Dieser Winkel sei zwischen der Längsachse des Projektils 23 und der Sichtlinie zwischen dem Projektil 23 und dem Zielobjekt 21 gemessen» Die Signale vom Ausgang des Detektors k2 werden in geeigneter Weise verstärkt und in dem Empfänger 27 weiterverarbeitet, bevor sie in einem Analog-/Digital-ümsetzer (nicht dargestellt) in digitale Form gebracht und der digitalen Signa] verarbei tungseinrichtuntr 29 zugeführt werden. Die Roll-Bezugsantenne 31» welche hier eine einfache linear polarisierte Schlitzantenne ist, empfängt die von der Antenne lk (Figur l) ausgehenden Signale und führt diese Signale über den Polarisationsempfänger J>2 und einen Analog-/ Digital-Umsetzer (nicht dargestellt) ebenfalls der digitalen

-G-

Signalverarbeitungseinrichtung 29 zu. Die Antenne lA ist so ausgebildet, daß sie einen Strahl linear polarisierter Strahlungsenergie aussendet, welcher das Projektil 23 während seines Fluges bestrahlt. Da nun das Projektil 23 einen Spin hat bzw. sich J dreht, verändert sich die Amplitude vom Ausgang der Roll-Bezugsantenne 31 mit einer Frequenz entsprechend dem Zweifachen der Drehzahl des Projektils 23, wobei diese Signale aufeinanderfol gend Maxima und Minima haben. Die digitale Signalverarbeitungs einrichtung 29 arbeitet, worauf weiter unten noch näher eingegangen wird, in der Weise, daß von den durch die vorgenannten Empfänger bereitgestellten Signalen schließlich Zündbefehlssignale für die Schuberzeugungsmittel 43 (Figur 5) abgeleitet werden. An dieser Stelle genügt die Feststellung, daß dann, wenn man das Maxiraum vom Ausgang, der Roll-Bezugsantenne 31 als Inertial-Bezugssignal betrachtet, die Winkelgeschwindigkeit mit Bezug auf die Sichtlinie kontinuierlich so bestimmt werden kann, daß schließlich das Projektil 23 zu dem Treffpunkt mit dem Zielobjekt 21 geführt werden ka**n, wobei in einer noch zu beschreibenden Weise eine Angleichung an die bekannte proportionale Navigation vorgenommen wird. So können die Schuberzeugungsmittel 43 (Figur 5) nach Bedarf so gezündet werden, daß die Winkelgeschwindigkeit mit Bezug auf die Sichtlinie vermindert wird, wodurch das Projektil 23 auf Kollisionskurs mit Bezug auf das Zielobjekt 21 (Figur l) gehalten wird. In diesem Zusammenhang sei hier nebenbei bemerkt, daß zumindest theoretisch für die Lenkung der Verfolgungsmodus verwirklicht werden könnte. Wurden also die Roll-Bezugsantenne 31 und sämtliche anderen zugehörigen Bauelemente weggelassen, so könnte die Information der Sichtlinie zwischen dem Projektil 23 und dem Zielobjekt 21 als Bezug zur Erzeugung von Lenkbefehlen Verwendet werden. Auf die Verfolgungsphase folgend könnten dann die Schuberzeugungsmittel 43 (Figur 5) zunächst so betätigt werden, daß der Vorhaltungswinkel L (Figur 3) auf Null reduziert wird und dann wäre eine solche Betätigung der Schuberzeugunirsmittel vorzunehmen, daß der genannte Winkel bis zum Einschlag auf Null gehalten wird. Praktisch sind jedoch extrem große Kräfte erforderlich (insbesondere

in der Endphase des Fluges), um das Projektil 23 (Figur l).so zu manövrieren, wie es für eine Lenkung nach dem Verfolgungsmodus erforderlich ist. Ein derartiges Erfordernis kann mit bekannten Schuberzeugungsmitteln nicht in der geometrisch beschränkten Umgebung eines Projektils verwirklicht werden. Die hier beschriebene Art und Weise der Lenkung erfordert verhältnismäßig niedrige Kräfte zum Manövrieren des Projektils 23 (Fij gur l) und es wird eine Vorausführungslenkung ähnlich wie bei •tier proportionalen Navigation vorgenommen. Dem Fachmann ist bekannt, daß bei allen proportionalen Lenkmechanismen eine Art von Kreisel-Stellungsbezuginformation verwendet wird, um die Nach-• führungsschleifen mittels eines Inertial-Systems zu stabilisie- ' ren und ein Ausgangssignal abzuleiten, welches proportional dem Winkel der Sichtlinie zum Zielobjekt hin, bezogen auf das Inertial-System, ist. Eine kurze Überlegung macht deutlich, daß die Kreiselnatur eines spinstabilisierten Projektils die Möglichkeit gibt, einen Lenkmechanismus zu verwirklichen, dessen Verhalten mit der proportionalen Navigation vergleichbar ist, ohne daß die Instrumentation für die Inertial-Bezugssignalquelle gesondert vorzusehen ist.

Es sei nun auf Figur 3 i^m einzelnen Bezug genommen. Das Projektil 23 hat einen Spin mit einer Winkelgeschwindigkeit, welche

mit P bezeichnet ist und welche dem Geschoß durch die Züge des ο

Laufes des Geschützes 13 (Figur l) mitgeteilt worden ist. Der Geschwindigkeitsvektor k", welcher durch den Schwerpunkt des Projektils 23 geht, ist in Figur 3 bis zu dem vorher bestimmten Einschlagpunkt oder Treffpunkt (nicht bezeichnet) mit dem Zielobjekt 21 verlängert. Der für das Erzielen eines Treffers erforderliche Vorhaltungswinkel L wird zwischen der Sichtlinie vom Projektil 23 zum Zielobjekt 21 hin und dem Geschwindigkeitsvektor k7 gemessen. Der Winkel B der Ziellinie des Geschosses (in der vorliegenden Darstellung gemessen in einer Ebene, welche durch die Längsachse des Geschosses 23 und die Sichtliriie zum Zielobjekt 21 aufgespannt wird) ist ein augenblicklicher Winkel, der während des Fluges kontinuierlich bestimmt wird.

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Der Stellungswinkel des Projektils 23 relativ zum Geschwindigkeitsvektor 47 zu verschiedenen Zeitaugenblicken während des Fluges ist in Figur 3 mit A bzw. A¹ bezeichnet. Zweckmäßig wird die Ebene, in welcher der maximale und der minimale Winkel B ! der Ziellinie des Projektils gemessen wird, als die Angriffsebene bezeichnet.

Mit Vorstehendem erkennt man, daß die Richtungsinformationssignale vom Ausgang des Detektors 42 (Figur 2B) eine Anzeige für den Vorhaltungswinkel L liefern, doch müssen die Einflüsse einer Präzessionsbewegung und einer Nutationsbewegung der Längsachse des Projektils ausgeschaltet werden.

Man erkennt, daß aerodynamische Kräfte und Kreiselkräfte, welche während des Fluges auf das Projektil wirken, die Längsachse des Projektils zu einer Präzessionsbewegung auf einem Kegelmantel um den Geschn^indigkeitsvektor herum mit einer Drehzahl gleich der Spindrehzahl veranlassen, wobei ein im wesentlichen konstanter Schrägstellungsvinkel (wie etwa A) zu beobachten ist. Weiter ist festzustellen, daß auf das Projektil 23 vorliegend aerodynamische Kräfte einwirken, welche sich mit der Geschwindigkeit, der Luftdichte und der Schrägstellung des Geschosses oder Projektils ändern. Diese aerodynamischen Kräfte, welche im allgemeinen nicht durch den Schwerpunkt des Projektils 23 gehen, verursachen eine normale Präzession der Längsachse des Projektils 23 und zusätzlich eine Nutationsbewegung um den Geschwindigkeitsvektor 47. Die Frequenzen oder Drehzahlen, mit welchen die Präzession und die Nutation aufgrund der aerodynamischen Kräfte auftreten, sind niedriger als die Spindrehzahl des Projektils 23, wobei eine Darstellung durch zwei verschiedene Frequenzen erfolgen kann, welche jeweils niedriger als die Spinfreqtienz für eine statisch unstabile Konfiguration sind. Die Amplituden entsprechend dem bei der Präzession beschriebenen Kreis und die Amplituden der Nutationsstörungen hängen von den Bedingungen ab, welche das Projektil 23 antrifft. Es ist jedoch

davon auszugehen, daß das Projektil 23 während des Fluges dynamisch stabil bleibt. Es ergibt sich dann, daß der Schrägstellungswinkel sich während des Fluges des Projektils 23 ändert, wie beispielsweise in Figur 3 durch die nicht näher bezeichnete gestrichelte Linie und den ebenfalls nicht näher bezeichneten gestrichelten Kreis angedeutet ist. ;

Betrachtet man Figur 4A, so erkennt man, daß die Bewegung der 'Mittellängsachse des Projektils 23 eine entsprechende Bewegung der Optik 25 (Figuren 2A und 2B) um den Geschwindigkeitsvektor %7 herum während einer vollen Umdrehung des Projektils 23 zur Folge hat, so daß sich die Lage des Bildes eines Zielobjektes in der Bildebene der Optik verändert. Mit anderen Worten, der Ort des Bildes 59 eines Zielobjektes 21 ändert sich kontinuierlich relativ zu dem Ort des Zentrums des Gesichtsfeldes abhängig von der Lage des Zielobjektes 21 und abhängig vom Schrägstellungswinkel des Projektils 23 während der betrachteti-n Periode eines Umlaufs. Es folgt dann, daß sich der Ziellinienwinkel B¹ des Projektils in entsprechender Weise ändert. Weiter erkennt man, daß die Vorhaltungswinkelkomponente des inertiaL-Si chtlinienwinkels aufeinanderfolgend abwechslungsweise ein Maximum und ein Minimum hat, wenn das Bild des Zielobjektes 21 in der Angriffsebene liegt, welche mit EP bezeichnet ist. Man kann erkennen, daß das Bild des Zielobjektes 21 während jeder Umlaufperiode des Projektils 23 zweimal in der Angriffsebeue EP liegt. Weiter erkennt man, daß wegen des Außer-Mitte-Laufens der Mitte des Gesichtsfeldes um den Geschwindigkeitsvektor kj herum mit Spindrehzahl die Detektoren 42A und k2U (Figur 2B und Figur kA) eine unveränderliche Ausrichtung relativ zu dem Geschvrindigkeitsvektor k7 beibehalten. Die relativen Energiebeträge des defokussierten Bildes des Zielobjektes 21 auf den Detektoren verändert, sich also entsprechend der augenblicklichen Größe des Ziellinienwinkels in Projektion auf die Bildebene (Figur 3). Es ist festzustellen, daß der Ausgangsimpuls des einen der Detektoren (vorliegend der Detektor 42A) entgegengesetzte Polarität

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~ /Hf zum Ausgangsimpuls des anderen Detektors hat und somit auch der Richtungssinn mit Bezug auf das Zielobjekt 21 (d. h. rechts liegend oder links liegend) bestimmt werden kann. Weiter ist zu erkennen, daß die Hälfte der Differenz der Ausgangssignale von den ; Detektoren 42A und 42B ein Maß des Vorhaltungswinkels L (Figur 3) moduliert durch die Präzessionsbewegung und die Nutationsbewegung aufgrund aerodynamischer Kräfte, welche auf das Projektil 23 wirken, ist.

Die Verfahren und Einrichtungen, welche innerhalb der digitalen Signalverarbeitungseinrichtung 29 (Figur 2) verwendet werden, um den Vorhaltungswinkel L zu bestimmen, wobei die Ausgangssignale der Detektoren 42A und 42B ausgewertet werden, sind in der Technik allgemein bekannt und bedürfen daher keiner ins Einzelne gehenden Beschreibung. Es mag hier die Feststellung genügen, daß die digitale Scheitelwertbestimmung und ein endliches Differenzieren angewendet werden. Die Ausgangssiguale von den Detektoren 42A und 42B werden also, nachdem sie durch einen ersten Scheitelwertdetektor-Empfänger 27 (Figur 2A) geleitet worden sind, über viele aufeinanderfolgende Messungen gemittelt, um Signale zu erhalten, welche sich in Abhängigkeit von den Perioden der Präzessionsbewegung und der Nutationsbewegung aufgrund der aerodynamischen Kräfte ändern. Der Fachmann erkennt, daß die Ausgangssignale der Detektoren 42A und 42B dann bezüglich sämtlicher Bewegungen des Projektils 23 aufgrund der Kreiselbewegung kompensiert werden können, so daß eine genaue Messung des Vorhaltungswinkels L (Figur 3) erhalten werden kann. Durch Differentiation über eine bestimmte Zeitspanne kann ferner eine genaue Messung der ersten Ableitung des Vorhaltungswinkels L nach der Zeit (manchmal dL/dt angeschrieben) erhalten werden.

Anhand der Figuren 4B und 4C sei aufgezeigt, daß der verhältnismäßig einfache Fall, wie er in den Figuren 3 und 4A dargestellt und anhand dieser Zeichnungsfiguren beschrieben ist, normalerweise in der Praxis nicht auftritt.

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Der Kurs eines Zielobjektes liegt im allgemeinen anfangs nicht in der Angriffsebene. Wie in Figur 4B dargestellt ist, bewegen sich also die Lagepunkte eines Projektüs, welche mit P(I) und P(2) bezeichnet sind, längs einer Achse X(1,2). Die Achse YT(I) steht auf der Achse X(1,2) senkrecht und geht durch einen das Zielobjekt darstellenden Punkt PT(I). Die Achse Y(I) ist zu der Achse YT(I) parallel. Die Achsen ZT(I) und Z(I) stehen jeweils auf der Ebene senkrecht, welche durch die Achsen YT(I) und Y(I) aufgespannt wird. Wenn das Projektil 23 nach Figur 1 sich an dem Punkt P(I) befindet und das Zielobjekt 21 nach Figur 1 sich an dem Punkt PT(I) befindet, so stellt die durch die Achsen YT(I) und Y(I) definierte Ebene die in diesem Augenblick existierende Angriffsebene dar. Der Maximalwert und der Minimalwert des Projektil-Ziellinienwinkels B treten an den Punkten M(Ia) und M(Ib) auf. Würde sich dann das Zielobjekt längs der Achse YT(I) zu einem Punkt PTE(2) weiterbewegen, während sich das Projektil zu dem Punkt P(2) bewegt, so bliebe die Angriffsebene weiterhin diejenige Ebene, welche durch die Achsen YT(I) und Y(I) aufgespannt wird. Es ergibt sich jedoch eine andere Situation, wenn, wie in Figur 4B gezeigt, sich das Zielobjekt zu einem Punkt PT(2) weiterbewegt, wobei dieser Punkt nicht auf der Achse YT(I) gelegen ist, während sich das Projektil 23 (Figur 1) von dem Punkt P(I) zu dem Punkt P(2) bewegt, so daß der Maximalwert und der Minimalwert des auf ein Inertial-System bezogenen Ziellinien-Blickwinkels an den Punkten M(2a) und M(2b) und nicht an den Punkten ME(2a) und ME(2b) auftreten. Wirkungsmäßig können dann die Achsen Z(2), ZT(2)_r Y(2) und YT(2) als um die Achse X(1,2) um einen Betrag gedreht angesehen werden, welcher dem Winkel I gleich ist. Die Angriffsebene ist dann diejenige Ebene, welche durch die Achsen Y(2) und YT(2) aufgespannt wird.

Wird zur leichteren Erklärung angenommen, daß die Achsen Y(I) und YT(I) mit der Richtung der Polarisation der Hochfrequenzenergie übereinstimmen, welche von der Roll-Bezugsantenne 14 (Figur 1) empfangen wird, so sind die Signale vom Ausgang der

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Roll-Bezugsantenne 31 (Figur 2A) und des Polarisationsempfängers 32 maximal, wenn maximale und minimale Winkel der Sicht- ■ linie mit Bezug auf ein Inertial-System gemessen werden und sich das Projektil 23 nach Figur 1 an dem Punkt P(I) befindet. Es ist festzustellen, daß die von den Achsen Y(I) und X(1,2) definierte Ebene die Inertial-Bezugsebene ist. Wird angenommen, daß die Spindrehzahl des Projektils 23 nach Figur 1 während aufeinanderfolgender Perioden der Drehung des Projektils 23 um seine Längsachse im wesentlichen konstant bleibt, so ist die Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Maxima vom Ausgang des Polarisationsempfängers 32 (Figur 2A) als die Zeit anzusehen, welche das Projektil für eine Drehung von 180° um seine Lächsachse benötigt. Das Verhältnis der Zeitdifferenz zwischen dem Auftreten eines Maximalsignals am Ausgang des Polarisationsempfängers 32 (Figur 2A) und dem Auftreten eines Signales vom Ausgang des Detektors 42A (Figur 4A) zu der Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Maxima am Ausgang des Polarisationsempfängers 32 kann als Maß für die Größe des Winkels I dienen. Die Richtung oder das Vorzeichen des Winkels I, gemessen von der Achse Y(I) aus wird durch die Feststellung bestimmt, ob ein Maximalwert oder ein Minimalwert des Ziellinienwinkels B gemessen wird. Die erste Ableitung des Winkels I kann dann in herkömmlicher Weise gebildet werden, um die Drehgeschwindigkeit oder Winkelgeschwindigkeit dl/dt der Angriffsebene zu bestimmen. Man erkennt, daß die Bewegung des Zielobjektes längs seiner Bahn oder seines Kurses, welcher mit T(c) bezeichnet ist und die Entfernung zwischen dem Projektil und dem Zielobjekt jeweils Faktoren sind, welche zu der Verdrehung der Angriffsebene beitragen, während sich das Zielobjekt von dem Punkt PT(I) zu dem Punkt PT(2) bewegt. Dies bedeutend folgendes:·

a) Der richtige Vorhaltungswinkel, welcher zu einem Treffer führt, liegt nicht in der Angriffsebene, welche gültig ist, wenn sich das Projektil an dem Punkt p(2) befindet und

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! b) die Bahnkurve des Projektils ist so zu ändern, daß die Drehung der Angriffsebene kompensiert wird.

Es sei hier nebenbei bemerkt, daß, wie für den Fachmann ersicht- ! lieh, hier zumindest theoretisch ein Verfolgungsmodus des Lenk- ! systems angewendet werden könnte. D. h. würden während des Fluges Kräfte zur Wirkung gebracht, mittels welchen das Projektil in den aufeinanderfolgend gültigen Angriffsebenen manövriert werden könnte, so könnte die Drehung der Angriffsebene außer acht gelassen werden und man könnte auf die Einrichtungen zur Erzeugung einer Inertial-Rollbezugsebene verzichten. Praktische Überlegungen lassen es jedoch hier unzweckmäßig erscheinen, einen Verfolgungsmodus des Lenksystems zu verwirklichen. So ist allgemein bekannt, daß bei einem Verfolgungsmodus des Lenksystems in der letzten Phase des Fluges extrem heftige Manöver notwendig werden. Die erforderlichen Kräfte zur Ausführung solcher Manöver können auf einem mit Spin versehenen Projektil im Flug in ausreichender Weise weder erzeugt noch für die vorliegenden Zwecke ordnungsgemäß zur Einwirkung gebracht werden, um kleine Fehler zu korrigieren, so daß ein Verfolgungsmodus des Lenksystems praktisch hier nicht zu verwirklichen ist.

Es sei nun wieder auf die Figuren 4B und 4C Bezug genommen und in Erinnerung gebracht, daß das Projektil 23 nach Figur 1 ein mit Spin versehener Körper ist, der als Kreisel wirkt, an dem in bekannter Weise Kreisel-Trägheitskräfts auftreten. Aus diesem Grunde würde, wie anhang von Figur 4C verständlich wird, eine Impulskraft F(Y), welche am Schwerpunkt angreift und längs der Y-Achse wirksam ist, eine Drehung des Geschwindigkeitsvektors um die Z-Achse herbeiführen. D. h. der Geschwindigkeitsvektor V₀, welcher gerade vor Einwirkung der Impulskraft F(Y) noch existierte, würde in die Stellung gedreht, welche mit V^ bezeichnet ist. Der Drehimpuls des rotierenden Projektils würde durch die Impulskraft F(Y) nicht wesentlich geändert. Das mit Spin versehene Projektil würde daher in Abwesenheit anderer Kräfte um den neuen Geschwindigkeitsvektor V^ mit einem ver-

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- Ag.

größerten Schrägstellungswinkel A^ und nicht mehr mit dem anfänglichen Schrägstellungswinkel A_Q präzessieren. Man erkennt, daß jede merkliche Vergrößerung des Schrägstellungswinkels zu Instabilitäten führen könnte und daher zu vermeiden ist. Um den Schrägstellungswinkel beizubehalten, ist ein Drehmoment T erforderlich, welches zu Wirkung um die Y-Achse gebracht werden muß. Die Größe dieses Drehmomentes sollte so bemessen sein, daß die Größe des Drehimpulses des mit Spin versehenen Projektils vor . und nach Einwirkung der Impulskraft F(Y) im wesentlichen dieselbe bleibt, während die Richtung in der gewünschten Weise verändert ist.

Betrachtet man nun Figur 5, so ist zu erkennen, daß die dargestellte Anordnung von Schuberzeugungsmitteln 43 die Erzeugung einer Reaktionskraft nach Zündung jedes Schuberzeugungsmittels ermöglicht, wobei jede derartige Reaktionskraft in folgender Weise wirkt:

a) Sie geht durch den Schwerpunkt des Projektils 23 und liefert eine Impulskraft entsprechend der in Figur 4C eingezeichneten Impulskraft F(Y) und

b) sie bewirkt ein Drehmoment um die Y-Achse, welche durch den Schwerpunkt des Projektils 23 geht.

Man erkennt, daß unerwünschte Drehmomente auf das Projektil 23 zur Einwirkung gebracht würden, wenn die Impulskraft jedes Schuberzeugungsmittels effektiv nicht durch den Schwerpunkt des Projektils angreifen würde. Solche Drehmomente verursachten zumindest unerwünschte Bewegungen des Projektils 23 in Steigungsrichtung oder in einer Gierbewegung und können im schlimmsten Falle bewirken, daß das Projektil 23 unstabil wird und nicht mehr seiner ballistischen Bahn folgt. Die nun beschriebenen Schuberzeugungsmittel ermöglichen die Beseitigung sämtlicher unerwünschter Drehmomente und gleichzeitig die Erzeugung einer relativ großen Impulskraft.

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Aus Figur 5 ersieht man, daß jedes der Schuberzeugungmittel 43, von denen am Umfang aufeinanderfolgend bis zu beispielsweise 60 vorgesehen sein können^ in der Weise gebildet ist, daß eine ι Schraubenliniennut (nicht näher bezeichnet) mit einem Explosivstoff gefüllt ist„ welcher durch einen Zünder 43d gezündet wer-' den kann, wobei der Zünder im vorliegenden Ausführungsbeispiel als am vorderen Ende der mit Explosivstoff gefüllten Nut liegend gezeigt ist» Jeder Zünder wird wiederum durch einen Zündbefehl ..ausgelöst, welcher von der. digitalen Signalverarbeitungseinrichtung 29 (Figur 2Ά) bezogen wird. Wenn ein Zünder 43d ausgelöst wird, so wird der Explosivstoff fortschreitend verbraucht, wobei der Explosivstoff von dem Zünder 43d ausgehend abbrennt und am hinteren Ende der Schraubenliniennut endet. Die Pfeile A(I) und A(L) zeigen die Richtungen des augenblicklichen Schubes oder der Kraft aufgrund des Explosivstoffs am Beginn und am Ende des Zündens oder Abbrennens eines Schuberzeugungsmittels 4 3 an. Die Dimension L ist die Länge gemessen in der X-Y-Ebene des betrachteten Schuberzeugungsmittels 43, wobei diese Länge an dem Punkt, welcher mit L/2 gekennzeichnet ist, von der Y-Achse halbiert wird. Die augenblickliche Schubkraft aufgrund der Brenngase zu Beginn und zu Ende (mit den Markierungen A(I) und A(L) versehen) sind hier in Komponenten in der X-Y-Ebene mit den Bezeichnungen Fl(X,Y) und FL(X,Y) und in zu der X-Y-Ebene senkrechte Komponenten zerlegt, welche die Bezeichnungen T(I) und T(L) tragen. Man erkennt, daß aufqrund der Steigung der Schraubenlinienform der Nuten, in denen der Explosivstoff angeordnet ist und aufgrund des Spin des Projektils 23 die Größen der Komponenten und der Richtungssinn der zur X-Y-Ebene senkrechten Komponenten sich mit dem fortschreitenden Verbrauch des Explosivstoffs ändert- Wenn also eine Hälfte des Explosivstoffs verbraucht ist, dann verläuft die Ausströmrichtung der Brenngase längs der Y-Achse. Es ergibt sich somit, daß die Komponente des augenblicklichen Schubes in der X-Y-Ebene dann mit der Richtung des Ausströmens der Brenngase an dem Punkt L/2 in einer Ebene liegt und in diesem Augenblick keine Komponente senkrecht zu dieser Ebene vorhanden ist. Man kann feststellen, daß die effek-

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^: tiven Kräfte und Drehmomente, welche aus einem vollständigen Abbrennen des Explosivstoffs in einem Schuberzeugungsmittel resul tieren, folgendermaßen ausgedrückt werden können:

^L/z L

Effektives Drehmoment __ C" r/^yj _ C cyVy) — η

um die Z-Achse ~- ' ττ

Effektives Drehmoment _ ^- r- (2)

um die Y-Achse £— *—

ι Wi

Effektive Kraft parallel ^- _/_ _v# ^ (3)

zur Y-Achse

Die vorstehenden Gleichungen zeigen, daß ein vollständiger Verbrauch der Explosivstoffüllungen in einer effektiven Kraftwirkung resultiert, welche in einem X-Y-Ebene parallel zur Y-Achse wirksam ist und ein effektives Drehmoment hervorruft, welches um die Y-Achse wirkt. Die effektive Kraft parallel zur Y-Achse (was dasselbe bedeutet wie eine Impulskraft, die längs der Y-Achse durch den Schwerpunkt des Projektis 23 angreift) bewirkt eine Änderung des Geschwindigkeitsvektors des Projektils beispielsweise von V₀ bis V·^, ohne daß eine wesentliche Änderung in der Richtung der Drehachse des Projektils 23 hervorgerufen wird. Es kann hier kurz festgestellt werden, daß dann das Projektil 23 unter kegeliger Nutation seiner Spinachse um den neuen Geschwin— digkeitsvektor V^ mit einem neuen und größeren Schrägstellungswinkel weiterfliegt. Diese Situation ist nicht erwünscht, da das Projektil 23 dann unstabil werden kann, was bedeutet, daß es aus seiner ballistischen Bahn gerät.

Das effektive Drehmoment um die Y-Achse kompensiert jedwede unerwünschte Vergrößerung des Schrägstellungswinkels. Das effektive Drehmoment um die Y—Achse verursacht eine Präzession der Spinachse des Projektils 23 um die Z-Achse. Bei einem geeigneten Vorauswinkel der Nuten für die Schuberzeugungsmittel 43 wird folglich das Projektil 23 zu einer Präzessionsbewegung in

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solcher Weise veranlaßt, daß der Schrägstellungswinkel oder Angriffswinkel des Projektils 23 vor und nach Betätigung des Schub- ! erzeugungsmittels 43 konstant bleibt» Es ist auch festzustellen, daß wegen des sehr raschen Verbrauchs des Explosivstoffs augenblickliche Zustände des Ungleichgewichtes bezüglich der effektiven Kraft und des Drehmoments i-?ährend des Verbrauchs des Explosivstoffs nicht bedeutsam sind»

>Der Fachmann erkennt, daß eine Reihe von Überlegungen zur Bestimmung der Größe, der Anordnung und des Vorauswinkels der Schraubenliniennuten erforderlich sind. So ergibt sich, daß die Abmessungen der Schraubenliniennuten dafür bestimmend sind, wieviel Explosivstoff in jeder Nut untergebracht werden kann und in welcher Zeit sich der Explosivstoff verbraucht, wobei hierauf auch die Art des Explosivstoffs Einfluß hat. Andererseits ist auch zu beachten, daß die Zeit, welche für ein vollständiges Abbrennen des Explosivstoffs erforderlich ist, im Vergleich zur Umlaufperiode des mit Spin versehenen Projektils 23 unbedeutend sein soll, da die effektive oder resultierende Reaktionskraft, welche durch jede Zündung hervorgerufen wird, annähernd eine Impulskraft sein soll. Aus diesem Grunde ist hier vorgesehen, daß bei einer Spindrehzahl des Projektils 23 in der Größenordnung von 700 Umdrehungen je Sekunde die Zeit, welche für ein vollständiges Abbrennen des Explosivstoffs in jedem Schuberzeugungsmittel erforderlich ist, annähernd 15 Mikrosekunden beträgt. Mit derartigen Parametern ergeben sich Fehler von nicht mehr als * 2° bezüglich der Angriffsrichtung der Kraft F(R), welche in Figur 4B eingezeichnet ist. Es ist auch zu erkennen, daß eine optimale Geschwindigkeit des Zündens oder Abbrennens einzelner Schuberzeugungsmittel 43 gefunden werden kann. Im einzelnen sei in Erinnerung gebracht, daß das Projektil 23 aerodynamischen Momenten ausgesetzt ist, welche niederfrequente Präzessions- und Nutationsbewegungen um den Geschwindigkeitsvektor herum verursachen. Mit niederfrequent ist eine Umlaufdrehzahl oder Frequenz weit unter der Spindrehzahl des Projektils 23 gemeint. Die Frequenzen, mit welchen diese Präzessions- und Nutationsbewegungen

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auftreten, können für eine gegebene Geschoßart oder Projektilart nach an sich bekannten Verfahren berechnet werden. Beispielsweise treten an einem Projektil von 127 nun, das mit einer Spindrehzahl von 600 rad je Sekunde rotiert, eine niederfrequenzte Nutations-

; bewegung mit einer Frequenz von etwa 50 rad je Sekunde und eine niederfrequente Präzessionsbewegung mit einer Frequenz von etwa 10 rad je Sekunde auf. Die niederfrequente Präzessionsbewegung und die niederfrequente Nutationsbewegung erscheinen als zwei

..Niederfrequenzmodulationen des Schrägstellungswinkels. Diese Veränderungen müssen daher in entsprechender Weise kompensiert werden, wie dies zuvor in Verbindung mit Figur 3 beschrieben worden ist.

Unter Berücksichtigung des Vorstehenden ergibt sich, daß das Ausgangssignal des Empfängers 27 (Figur 2A) drei Komponenten hat, nämlich:

a) Ein Hochfrequenzsignal mit einer Frequenz von etwa 600 rad je Sekunde,

b) ein erstes niederfrequenten Signal mit einer Frequenz von etwa 5 0 rad je Sekunde und

c) ein zweites niederfrequenztes Signal mit einer Frequenz von etwa 10 rad je Sekunde.

Der Einfluß des Signales mit der vergleichsweise hohen Frequenz kann beseitigt werden, indem eine Hälfte der Differenz aufeinanderfolgender Paare von Maximum- und Minimumsignalen bei 600 rad je Sekunde genommen wird. Der Einfluß des niederfrequenten Signales aufgrund der Nutationsbewegung kann beseitigt werden, indem laufend ein Mittelwert des Signales gebildet wird, wobei das Signal um eine halbe Periode der Nutationsbewegung verzögert wird.

Der Einfluß des zweiten niederfrequenten Signales, d. h. die Mo-

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dulation des Projektil-Ziellinienwinkels B mit der niedrigen Präzessionsfrequenz, kann in derselben Weise beseitigt werden, wie der Einfluß der höherfrequenten Modulation aufgrund der Nutationsbev?egung_f wobei das Signal hier um die Hälfte einer Periode der Präzessionsbex^egung verzögert wird, bevor die Mittelwertbildung erfolgt»

Es sei nun auf Figur 6 der Zeichnung Bezug genommen und das Flußdiagramm betrachtet, welches zeigt, in welcher Weise die Signale vom Ausgang des Polarisationsempfängers 32 und des Empfängers 27 verarbeitet werden» Man erkennt, daß das Flußdiagramm etwas vereinfacht ist, indem beispielsweise die üblichen Umsetzer und die Taktsignalgeneratoren weggelassen sind.

Mit Obigem erkennt man, daß die Signalverarbeitung folgende Ziele hat:

a) Der Winkel I zwischen einer Inertial-Bezugsebene und der augenblicklichen Angriffsebene während des Fluges soll bestimmt werden, um die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit dl/dt dieses Winkels feststellen zu können;

b) der gemessene Projektil-Ziellinienwinkel B und der Winkel I sollen bezüglich der Einflüsse der Präzessionsbewegung und Nutationsbewegung des Projektils kompensiert werden, um korrigierte Werte des Vorhaltungswinkels L und der zeitlichen Änderungsgeschwindigkeit des Winkels dL/dt sowie der zeitlichen Änderungsgeschwindigkeit des Winkels I, nämlich dl/dt, bereitzustellen;

c) die Winkelgeschwindigkeiten dl/dt und dL/dt sollen dazu verwendet werden, die Richtung der mittels der Schuberzeugungsmittel 43 erzeugten Impulskräfte zu bestimmen, um die beiden vorgenannten Winkelgeschwindigkeiten zu begrenzen und

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d) es ist ein Schuberzeugungsmittel auszuwählen und ein Zündbefehl zu bilden, um die erwünschte Begrenzung der Winkelgeschwindigkeiten herbeizuführen.

Aufeinanderfolgende Befehle der Auswahl von Schuberzeugungsmitteln und aufeinanderfolgende Zündbefehle werden vorzugsweise in Intervallen gleich einer Hälfte der Periode der Nutationsbewegung des Projektils 23 zugeführt, um die Störung aufgrund der Nutationsbewegung auf ein Minimum zu reduzieren. Es sei hier jedoch bemerkt, daß eine derartige Beschränkung bezüglich der Geschwindigkeit, mit welcher die Schuberzeugungsmittel gezündet werden, nicht von wesentlicher Bedeutung ist, solange die Steuerfrequenz höher als die Frequenz der Nutationsbewegung ist.

Wie zuvor schon bemerkt, werden der Winkel L und der Winkel I in der Angriffsebene bzw. in einer Ebene senkrecht zu der Angriffsebene, gemessen. Der Winkel B liegt in der Angriffsebene, wenn die Längsachse des Projektils 23 (Figur 3) in dieser Ebene gelegen ist. Es ergibt sich nun folgendes:

Wird der Winkel B in der Angriffsebene (siehe Figur 3) gemessen, so gilt:

(4)

Ist T(R) die Zeit zwischen aufeinanderfolgenden Maxima vom Ausgang des Polarisationsempfängers 32 (Figur 2A) und ist T(B^!) die Zeit des Auftretens eines dazwischenliegenden Maximum vom Ausgang des Empfängers 27 (Figur 2A), so gilt

(Tm-T(B'))/TCR)

Weiter kann gezeigt werden, daß folgendes gilt:

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'' ((dl/äO -te*» L )/(dL/etf) (7 )

Das Flußdiagramm nach Figur 6 zeigt einen Weg für eine Lösung der Gleichungen (1) bis (4) auf. So wird zur Lösung der Gleichung (1) das Ausgangssignal des Empfängers 27 (Figur 2A) verarbeitet, um die Modulation aufgrund der Kreiselbewegungen (Präzession und Nutation) zu beseitigen, um den Vorhaltungswinkel L zu erhalten. In entsprechender Weise wird das Intervall zwischen aufeinanderfolgenden Maxima des Ausgangssignales des Empfängers 27 und des Polarisationsempfängers 32 (jeweils in Figur 2A dargestellt) gemessen, um einen Werf des Winkels I zu bestimmen, der bezüglich Änderungen aufgrund der Präzessionsbewegung und der Nutationsbewegung des Projektils 23 während des Fluges kompensiert ist. Die korrigierten Werte von I und L werden differenziert, um jeweils die Winkeländerungsgeschwindigkeiten dl/dt und dL/dt zu errechnen. Zusätzlich wird der Wert von L dazu benützt, die trigonometrischen Funktionen sin L und tan L zu bilden, welche mit dem Differentialquotienten dl/dt multipliziert werden, so daß man die Produkte (dl/dt) sin L und (dl/dt) tan L erhält. Die soeben genannten Produkte sind zusammen mit dL die Basis für die unabhängigen Variablen in den Gleichungen (3) und (4). Ein Mikroprozessor gebräuchlicher Art, vorliegend ein Gerät der Typenbezeichnung 2903, welches durch die Firma Advances MicroDevices, Inc., Sunnyvale, California, auf den Markt gebracht wird, kann zur Lösung der Gleichunpen (3) und (4) verwendet werden. Die Größen [dB'/c3t| und ^ F(R) sind für die Größe der Änderungsgeschwindigkeit des Winkels der inertial bezogenen Sichtlinie bzw. für die Richtung repräsentativ, in welcher, gemessen von der Inertial-Bezugslinie (Y-Achse nach Figur 4C) aus eine Kraft angreifen muß, um die vorgenannte Änderungsgeschwindigkeit zu reduzieren. Die Größe JdB¹/dtj wird mit einer vorgegebenen Grenze von dB¹ verglichen, um ein logisches Signal zu erzeugen, welches anzeigt, ob die Größe der

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vorgegebenen Grenze von dB¹ überschritten worden ist oder nicht. Ist dies nicht der Fall, so werden keine Zündbefehlssignale zu einem der Zünder 43d (Figur"5) geleitet. Ist jedoch der vorgegebene Grenzwert überschritten worden, so wird ein erstes Auslösesignal erzeugt, so daß eines der Schuberzeugungmittel 43 (Figur 5) gezündet wird, wenn es sich in der Drehstellung befindet, die durch den Wert ^S F(R) bezeichnet ist. Das einzelne zu zündende Schuberzeugungsmittel wird durch herkömmliche logische Schalteinrichtungen bestimmt, welche nicht dargestellt sind und welche durch die Größe F(R), das Ausgangssignal des Polarisationsempfängers 32 (Figur 2A) und von einem von jedem der Zünder 43d zugeführten Signal gesteuert, welches die Bedeutung "gezündet" oder "nicht gezündet" hat. Dem Fachmann bietet sich im Rahmen der hier angegebenen Gedanken eine Anzahl von Weiterbildungs- und Abwandlungsmöglichkeiten, welche jedoch das Prinzip verwendet, gemäß welchem ein mit dem Boden gekoppelter Suchkopf verwendet wird und die Signale in der Weise verarbeitet werden, daß ein Lenkbetrieb verwirklicht wird, bei dem Kurskorrekturen, welche an einem mit Spin versehenen Projektil im Flug vorzunehmen sind, nur dann bewirkt werden, wenn die Änderungsgeschwindigkeit des Sichtlinienwinkels eine vorgegebene Grenze übersteigt, wobei, wenn die Kurskorrekturen durchgeführt werden, diese in der Weise geschehen, daß der Drehimpuls des mit Spin versehenen Projektils im wesentlichen der gleiche bleibt, wie vor Ausführung irgendwelcher Änderungen, mit Ausnahme der gewünschten Richtungsänderung.

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Claims

3120U7 Patentansprüche

1. Lenksystem für spinstabilisierte Geschosse (23) auf ihrem Flugweg in Richtung auf ein bewegtes Zielobjekt (21), gekennzeichnet durch folgende Merkmale:

a) In dem mit Spin versehenen Geschoß (23) befindliche Mittel zur Bestimmung eines Inertialbezuges,

b) eine bodengekoppelte Sucheinrichtung zum kontinuierlichen Messen des Winkels zwischen der Längsachse des mit Spin versehenen Geschosses und der Sichtlinie zum Zielobjekt hin,

c) Signalverarbeitungsmittel, welche auf die Ausgangssignale der Mittel zur Bestimmung eines Inertialbezuges und der bodengekoppelten Sucheinrichtung ansprechen, um in" einer ersten Ebene, welche durch den Geschwindigkeitsvektor des mit Spin versehenen Geschosses und eine Verbindungslinie vom Schwerpunkt des Geschosses zum Zielobjekt hin definiert ist, sowie in einer hierzu senkrechten Ebene die jeweiligen Änderungsgeschwindigkeiten der Orientierung der Sichtlinie zwischen dem Geschoß und dem Zielobjekt zu bestimmen und

d) Kurskorrektureinrichtungen (43), welche an dem mit Spin versehenen Geschoß angeordnet sind, um die Vektorsumme der Änderungsgeschwindigkeiten der Orientierung der Sichtlinie in den beiden genannten Ebenen während des Anflußsunter einem vorbestimmten Wert zu halten.

2. Lenksystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurskorrektureinrichtungen eine Anzahl von Schuberzeugungsmit-

;■ - "-*-' " -' ^s' ' .nordnung -geheim—

teln (43) enthalten, welche in schraubengangartig verlaufenden Nuten am Umfang des mit Spin versehenen Geschosses (23) angeordnet sind, wobei die Mitte der Schuberzeugungsmittel jeweils auf einem Kreis liegt, dessen Mittelpunkt etwa mit dem Schwer punkt des mit Spin versehenen Geschosses zusammenfällt, wobei

^; die Steigung jeder Nut entgegengesetzt zur Richtung des Spins des Geschosses ist und daß Steuermittel vorgesehen sind, welche auf Ausgangssignale der SignalVerarbeitungseinrichtung anspre-

• chen, um jeweils ausgewählte der Schuberzeugungsmittel zu zünden, um die Flugbahn des mit Spin versehenen Geschosses in der gewünschten Weise so zu verändern, daß dabei der Winkel der Längsachse des Geschosses zum Geschwindigkeitsvektor im wesentlichen konstant bleibt.

3. Lenksystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,■daß die Steuermittel zusätzlich Einrichtungen enthalten, um die Folgegeschwindigkeit, mit der ausgewählte Schuberzeugungsmittel gezündet werden, zu steuern.

4. Sucheinrichtung als Teil eines Lenksystems für spinstabilisierte Geschosse, insbesondere für Lenksysteme nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch einen optischen Detektor (25, 42), welcher auf die Längsachse des mit Spin versehenen Geschosses (23) ausgerichtet ist und den jeweiligen augenblicklichen Winkel der Sichtlinie zu einem Zielobjekt bzw. zu dem Zielobjekt (21) hin und der Längsachse des Geschosses mißt und durch Signalverarbeitungsmittel, welche zunächst die Periode der Drehung des Spins des Geschosses messen und dann den Mittelwert der Augenblickswerte der vorgenannten Winkelmessung während jeweils aufeinanderfolgender Perioden bilden, welche weiter über aufeinanderfolgende, vorbestimmte Zeitintervalle während des Fluges hinweg die Frequenzen bestimmen, mit denen sich die Augenblickswerte der Winkelmessung bezüglich der Sichtlinie aufgrund einer Nutationsbewegung und aufgrund einer Präzessionsbewegung mit gegenüber der Spindrehzahl des Geschosses niedrigerer Frequenz ändern und welche schließlich

in Abhängigkeit von dem Mittelwert aus den Messungen des augenblicklichen Winkels bezüglich der Sichtlinie vom Geschoß zum Zielobjekt und in Abhängigkeit von den Frequenzen, mit.welchen sich der Meßwert bezüglich des augenblicklichen Winkels der Sichtlinie ändert, den Winkel bestimmen, welcher zwischen dem Geschwindigkeitsvektor des mit Spin versehenen Geschosses und der Verbindungslinie des Schwerpunktes des Geschosses mit dem Zielobjekt vorliegt.

5. Sucheinrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch zusätzliche, in den Signalverarbeitungsmitteln vorgesehene Recheneinrichtungcflzum Errechnen der Größe der Anderungsgeschwindigkeit des Winkels zwischen dem Geschwindigkeitsvektor des mit Spin versehenen Geschosses und der Verbindungslinie zwischen dem Geschoßschwerpunkt und dem Zielobjekt sowie der Richtung dieser Änderungsgeschwindigkeit, gemessen in einer Ebene im wesentlichen senkrecht zum Geschwindigkeitsvektor, jeweils nach aufeianderfolgenden Intervallen während des Fluges.