DE3229474A1

DE3229474A1 - Verfahren und system zum fuehren eines unbemannten einmal-flugzeuges auf ein elektromagnetische energie ausstrahlendes ziel

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Publication number: DE3229474A1
Application number: DE19823229474
Authority: DE
Inventors: Frederick A. 22152 Springfield Va. Behrens; John H. 22003 Annandale Va. Hunton; Charles H. 22150 Springfield Va. Thurber jun.
Original assignee: E Systems Inc
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1981-08-12
Filing date: 1982-08-06
Publication date: 1983-02-24
Also published as: US4530476A; GB2104853B; GB2104853A; TR21930A; KR840001090A; KR890000530B1; CA1200300A; IL66512A; DE3229474C2

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Patentanwalt Dr.-Ing. R. Liesegang

zugelassen beim Europäischen Patentamt - admitted to the European Patent Office - Mandate!« agroe eupres Γ Office European des Brevets

Verfahren und System zum Führen eines unbemannten Einmal-Flugzeuges auf ein elektromagnetische Energie ausstrahlendes Ziel

Einmal verwendbare, ferngesteuerte oder programmierbare Flugzeuge sind bekannt. Solche Flugzeuge sind allgemein so gestaltet, daß sie zu einem vorbestimmten Gebiet hinfliegen, ein feindliches Bodenziel aufspüren und darauf niedergehen, wobei üblich von dem Ziel ausgestrahlte elektromagnetische Wellenenergie für die Führung des Flugzeuges ausgenutzt wird. Da derartige Einmal-Flugzeuge eine lange Flug-Tüchtigkeit erfordern, müssen sie bei üblicher Flugzeugkonstruktion ausgeführt werden.

Bei der Endphasen-Führung eines solchen Flugzeuges ermitteln gewöhnlich Sensoren für die elektromagnetische Strahlung die Winkel und/oder Winkelgeschwindigkeiten zwischen den Zielen und der Längsachse sowohl in der Kippebene als auch in der Gierebene. Kippfehler werden gewöhnlich durch Drehen des Flugzeuges in der Kippebene korrigiert, wobei das Höhenruder sowohl bei "Folge-" als auch bei "Proportional-" Führungssystemen eingesetzt werden. Es entsteht dabei eine minimale Bewegungskopplung (cross coupling of motion) in der Gierebene, weil ein Flugzeug allgemein um die Kippebene symmetrisch ist, d. h. gleich große Steuerflächen auf beiden Seiten der Längsachse des Flugzeuges aufweist.

Ein konventionelles Flugzeug kann jedoch normalerweise nicht ausreichende Seitenkräfte erzeugen, um den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges in der Gierebene zu verändern. Es ist daher erforderlich, das Flugzeug um seine Längsachse in Richtung der Kurve zu rollen und die Horizontalkomponente des Hubvektors der Flugzeugflügel auszunutzen, um das Flugzeug in der Gierebene zu drehen. Wenn ein Sensor am Rumpf des Flugzeuges angeordnet ist, schafft jegliche Rollbewegung um die Längsachse des Flugzeuges merkliche Fehler sowohl bezüglich des Kipp- und des Gierwinkels als auch bezüglich der Kipp- und Gierwinkelgeschwindigkeiten. Solche Fehler können signifikante Größe erreichen und zu Polaritätsverschiebungen (polarity shifts) führen, welche zu Schwingungen, Divergenzen und letztlich zum Verfehlen der Operation führen können. Aus diesen Gründen ist es erforderlich, eine Roll-Kompensationsschaltung einzusetzen, um aus den vom Flugzeug aus gemessenen Winkeln und Winkelgeschwindigkeiten die Kipp- und Gierwinkel sowie deren Geschwindigkeitsveränderungen als Funktion der Rollgeschwindigkeit oder -änderung oder hinsichtlich des Verhaltens des Flugzeuges ausgehend von nivellierten Flügeln oder bei horizontalem Flug zu errechnen. Selbst unter Verwendung einer Rollkompensationsschaltung schafft der Zeitverzug, der notwendig durch das Rollen des Flugzeuges zum Korrigieren der Gierfehler erzeugt wird, eine größere Fehlerwahrscheinlichkeit beim Kurvenfliegen (circular error probability) als erwünscht.

Eine andere Schwierigkeit bei konventionellen Systemen ergibt sich aus der Problematik des Einsatzes eines .Vertikal—Kreisels, Vertikal-Kreisel sind sehr aufwendig. Bekanntlich werden Vertikal-Kreisel weniger empfindlich, wenn sie sich dem Fußpunkt der kardanischen Aufhängung (gimbal nadir) bzw. der wahren Vertikalrichtung annähern. Somit begrenzt

die Verwendung eines Vertikal-Kreisels zum Erzeugen einer Roll-Referenz des Flugzeugs auf relativ kleine Absturzwinkel verbunden mit unvermeidlich größeren Verfehlwahrscheinlichkeiten aufgrund vergrößerter Distanzen wegen der Geometrie solcher Absturz- bzw. Bodenannäherungsflüge . Dabei stellt die Blockierung durch die Geländeausbildung ebenfalls eine wesentliche Möglichkeit dar. Wenn das wahre Nadir erreicht ist, kann der Vertikal-Kreisel nicht mehr den Rollwinkel messen, und die RoIlschleifenschaltung des Führungssystems kann unstabil werden.

Ein weiteres Problem ergibt sich aus der Sensorgenauigkeit. Es ist zur allgemeinen Praxis geworden, extrem genaue Sensoren zu verwenden, um eine Verbindung der Ungenauigkeitender Rollkompensationsschaltung und des Vertikal-Kreisels zu vermeiden.

Eine weitere Schwierigkeit bei der Verwendung eines entfaltbaren, ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeuges ergibt sich aus der Notwendigkeit für die schnelle Vorbereitung und den schnellen Aufbau, wenn das Flugzeug sich an der gewünschten Startstelle befindet.

Zu den hierbei auftretenden Schwierigkeiten gehören die Notwendigkeit zum Bereithalten von Brennstoff, einer Ladung und einer Startrakete getrennt voneinander und von dem Flugzeug aus Sicherheitsgründen.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, diese und andere Schwierigkeiten bei bekannten entfaltbaren, ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeugen zu vermeiden und hierzu ein neuartiges Verfahren und System zum Führen eines unbemannten Einmal-Flugzeuges-auf ein elektromagnetische Energie ausstrahlendes Ziel zu schaffen. 35

Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die Merkmale der Ansprüche 1 bzw. 18.

Mit dem Verfahren und dem System nach der Erfindung wird erreicht, daß die Treffleistung eines entfaltbaren, ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeuges merklich dadurch verbessert wird, daß aufgrund vcn Gierkorrekturen während der Endphase des Zielanfluges ein Kurvenflug aufgrund von Rollen vermieden wird.

Ferner läßt sich mit dem Verfahren und dem System nach der Erfindung der Einsatz einer kostspieligen und komplexen Roll-Kompensationsschaltung vermeiden. Es sind weniger empfindliche Sensoren als bei den üblichen Systemen mit durch Rollen initiiertem Kurvenflug erforderlich, und teure Komponenten wie Vertikal-Kreisel erübrigen sich.

Ein wichtiger Gesichtspunkt der Erfindung ergibt sich aus der Ver- und Entpackbarkeit des Flugzeuges in eine bzw. aus einer Kiste.

Das Verfahren und das System nach der Erfindung ermöglicht ein schnelles und sicheres Vorbereiten und Starten des entfaltbaren, ferngesteuerten oder programmierbaren Flugzeuges.

Ein wesentlicher Vorteil des Verfahrens und des Systems nach der Erfindung besteht darin, daß das Flugzeug in verpacktem Zustand sehr kompakt ist, sich jedoch schnell in betriebsbereiten Zustand bringen läßt.

Die Erfindung und vorteilhafte Einzelheiten der Erfindung sind im folgenden anhand schematischer Zeichnungen an einem Ausführungsbeispiel mit weiteren Einzelheiten näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine perspektivische Ansicht einer Ausführung des Systems nach der Erfindung;

Fig. 2 bis 4 perspektivische Ansichten, welche das Verfahren beim Entladen des Flugzeuges und Aufstellen

Fxg.	7
Fig.	8
Fig.	9
Fig.	10

- 12 -

auf einer Startrampe illustrieren;

Fig. 5 eine perspektivische Teilansicht, die das Zusammenpassen des Basisteils einer Verpackungskiste für Flugzeuge mit der Startrampe deutlich macht;
Fig. 6 eine Querschnittsdarstellung einer Kiste,

in welcher das Flugzeug gemäß der Erfindung verpackt ist;

eine Seitenansicht eines Flugzeuges nach der Erfindung;

eine Teildraufsicht auf das Flugzeug nach Fig. 7;

eine Unteransicht der Kiste nach der Erfindung; eine teilweise geschnittene Seitenansicht der Kiste nach der Erfindung, wobei das in Fig.

und 8 dargestellte Flugzeug darin verpackt gezeigt ist;

Fig. 11 eine Draufsicht auf die Kiste nach der Erfindung mit entfernter Deckplatte und dem darin verpackten Flugzeug gemäß Fig. 7 und 8;

Fig. 12 bis 16 das Verfahren zum Entfalten der einzelnen Teile des Flugzeugs bzw. zum Versetzen in startfertigen Zustand gemäß Fig. 7 und 8; Fig. 17 eine perspektivische Teilansicht des Flugzeuges nach der Erfindung, wobei das Ein

setzen einer Waffenladung und eines Brennstofftankes dargestellt sind, und

Fig. 18 ein funktionales Blockdiagramm der Führungsanlage für die Endphase des Fluges gemäß der Erfindung.

Eine Ausführung des Systems zum In-Stellung-Bringen eines Flugzeuges gemäß der Erfindung ist perspektivisch in Fig. dargestellt, worin ein Lastkraftwagen 20 oder ein anderes zweckentsprechendes Radfahrzeug mit einem Stauraum für

mehrere Verschlage oder Kisten 22 für je ein entfaltbares unbemanntes programmierbares Flugzeug aufweist. Der Lastkraftwagen 20 kann einen Speicher 24 für elektrische Kabel, eine Programmvorrichtung und dgl. aufweisen. Mit 26 ist ein Ladegeschirr bezeichnet, das für das Handhaben der Kisten 22 mitgeführt wird.

Der Lastkraftwagen 20 kann ferner Startmittel einschließlich einer Plattform 27 aufweisen, die an ihren äußeren Enden durch konventionell faltbare oder teleskopierbare hydraulische Stützen 28 abstützbar ist. Diese Plattform 27 kann zur Unterstützung einer Startrampe 30 dienen, an der eine Basisplatte 32 gleitbar angebracht werden kann.

An der Basisplatte 32 ist ein Flugzeug 34 zum Starten von der Startrampe 30 gehalten. Auf diese Weise kann das verpackte Flugzeug gemäß der Erfindung schnell mittels des Lastkraftwagens zu einem erwünschten Startplatz in Stellung gebracht werden, in^dem eine Kiste auf die Startrampe geladen wird, die Kistenplatten oder -wände entfernt werden, das Flugzeug aufgestellt, getankt, bewaffnet und programmiert wird und die Basisplatte der Kiste zusammen mit dem Flugzeug gestartet bzw. abgeschossen wird. Wie im folgenden detaillierter beschrieben ist, fällt die Basisplatte 32 vom Flugzeug 34 herunter, sobald der Start vollendet ist, und das Flugzeug setzt seinen Flug einem programmierbaren Flugregler folgend fort.

Das Verfahren zum Aufstellen und Start-Vorbereiten des Flugzeuges ist besser anhand der Fig. 2 bis 5 verständlich, in denen gleiche Bauteile mit gleichen Bezugszahlen entsprechend Fig. 1 versehen sind. Wie in Fig. 2 gezeigt, besteht der erste Schritt zur Vorbereitung des Starts darin, die Plattform 27 von ihrem Speicherplatz längs der Seite 36 des Lastkraftwagens in eine im wesentlichen

horizontale Position zu bringen. Die Stützen 28 an den äußeren Ecken der Plattform 27 können für die Abstützung nach unten geschwenkt werden. Durch diese Aktion wird die Startrampe 30 in eine für das Starten des Flugzeuges 34 zweckmäßig geneigte Position gebracht. Die Startrampe 30 und ihre Stützstreben 38 sind zweckmäßig steif mit der Plattform 27 verbunden, und keine zusätzliche Abstützung ist erforderlich. Die Startrampe bildet eine Unterlage, auf welcher das Flugzeug aufgerichtet, betankt, bewaffnet und programmiert wird, und im Transportzustand liegt die Startrampe mit ihren Stützstreben auf den in Kisten verpackten Flugzeugen, wenn der Lastkraftwagen 20 auf Transportfahrt ist.

Der nächste Schritt besteht im Schwenken der beiden Türen 40 am Ende des Lastkraftwagens 20 in Offenstellung längs der Seitenwände 36 des Lastkraftwagens, so daß der Zugang zum Speicher 24 an der Rückseite des Lastkraftwagens freigemacht und außerdem Raum für das Schwenken des Auslegers des Ladegeschirrs 26 geschaffen wird.

Das Handhaben der Kiste 22 mit dem darin verpackten Flugzeug kann mit konventionellen Mitteln erfolgen, und im gezeigten Ausführungsbeispiel wird die Kiste 22 durch Anheben des Auslegers 42 aus der in Fig. 2 gezeigten Stellung in die in Fig. 1, 3 und 4 gezeigte Stellung bewirkt. Ein Block mit Flaschenzug und Haken 44 kann längs der Länge des Auslegers 42 verfahren werden. Somit kann der Ausleger 42 in Position über eine Kiste 22 geschwenkt und der Haken 44 an einer üblichen Aufnahme 46 auf der Deckseite der Kiste 22 angehakt werden. Der Ausleger kann dann aus der in Fig. 3 gezeigten Stellung in Pfeilrichtung mit dem verpackten Flugzeug um 90 ° in die Position gemäß Fig. 4 geschwenkt werden.

Die Startrampe ist vorzugsweise so gestaltet, wie in Fig.

c

gezeigt ist. Die Startrampe kann danach mit einer breiten ebenen Fläche 50 auf jeder Seite einer T-förmig gestalteten, erhabenen Schiene 52 versehen sein. Die ebenen Flächen 50 dienen zum Kontakt mit den Unterflächen 54 der Basisplatte 32 einer Kiste und schaffen seitliche Stabilität für die Basisplatte 32 während des Startens. Wie detaillierter in den Fig. 6 und 9 gezeigt ist, ist die Basisplatte 32 der Kiste 22 vorzugsweise mit einem T-förmigen Schlitz 56 versehen.

Aus der Kistenstellung gemäß Fig. 4 kann der Schlitz 56 der Kiste mit seinem vorderen Ende mit den T-förmigen Flanschen 52 der Startrampe in Fluchtung gebracht werden, und die Kiste 22 kann in eine Position auf der Startrampe 30 abgesenkt werden, wobei sie auf den Flächen 50 der Startrampe aufliegt. In dieser Position kann die Kiste geringfügig vorgeschoben werden, und ein üblicher Befestiger wie ein Anschlag 58 kann in Anschlagstellung gebracht werden, um ein Zurückgleiten der Kiste 22 von der Startrampe zu verhindern.

In den Fig. 7 und 8 ist eine Ausführung eines Flugzeuges gemäß der Erfindung dargestellt. Nach diesen Fig. umfaßt das Flugzeug ein Nasenteil 70, ein langgestrecktes Mittelteil 72 und ein Schwanzteil 74. Das Mittelteil 72 ist vorzugsweise rohrförmig gestaltet. Das Nasenteil 70 ist aerodynamisch gestaltet und enthält die Führungsanlage und deren Flugregler einen Sensor, eine Waffenaufnahme, eine Brennstofftankaufnähme und eine luftgekühlte Brennkraftmaschine 76 mit innerer Verbrennung, an der ein üblicher Schubpropeller 78 montiert ist. Wie in Fig. 7 gezeigt ist, hat der Schubpropeller nur einen einzigen Flügel bzw. ein einziges Blatt. Der einflügelige Propeller wurde deshalb als vorteilhaft befunden, weil Verzögerungen beim Anbringen des Propellers an der Maschine umgangen werden. Während ein zweiflügeliger

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Propeller verwendet werden könnte, müsste ein solcher zweiflügeliger Propeller bei der Ausführung nach den Fig. 7 und 8 von der Maschine 76 abgenommen werden, solange das Flugzeug in der Kiste verpackt ist, und für das Starten wieder angebracht werden.

Seitlich von dem Nasenteil 70 des Flugzeuges erstrecken sich ein Paar Flügel 80 mit bewegbaren Leitwerken 82 an ihren äußeren Enden. Von jedem Flügel 80 hängt ein Seitenkrafterzeuger 84 herunter, der wie im folgenden noch beschrieben ist, bei Betrieb des Flugzeuges während der Endphase des Zielanfluges zu einem Drehen des Flugzeuges durch Gieren eingesetzt wird. Die Waffenladung kann in das Nasenteil 70 durch Entfernen einer Schraubkappe 86 oder eines anderen geeigneten Deckels für eine Aussparung mit der Waffenladung eingesetzt werden.

Aus den Fig. 7 und 8 ist ferner ersichtlich, daß das Schwanzteil 74 eine vertikale Stabilisierungsflosse aufweist, von der zwei horizontale Stabilisierungsflossen 90 seitlich wegragen. Die vertikale Stabilisierungsflosse 88 ist mit einem beweglichen Seitenruder 92 versehen, während die horizontalen Stabilisierungsflossen mit Höhenrudern 94 ausgerüstet sind.

Die Ruder 92, 94 und Leitwerke 82 bilden hinsichtlich der Kipp- und Gierebene des Flugzeuges asymmetrische Steuerflächen. Sie sind mittels Servomotoren verstellbar, wobei die Asymmetrie aus dem Flächenunterschied zwischen Seitenruder 92 einerseits und den Höhenleitwerken 82, 94 andererseits folgt.

Dieses in den Fig. 7 und 8 dargestellte Flugzeug kann in eine Kiste gemäß Fig. 1 verpackt sein, wie es in den Fig. 6, 10 und 11 dargestellt ist. Gemäß Fig. 6 kann die Basisplatte 32 die Kiste 22 mit einer üblichen, konventionellen Stütze 96 zum Abstützen des Flugzeuges auf dem Basisteil 32 und zu dessem Halten in Position während des Starts ausgerüstet sein. Wie die Fig. 6 und 10 zeigen, weist die Basisplatte 32 eine Aussparung 98 zur Aufnahme einer Rakete auf, die sich von der Rückseite der Basisplatte 32 im wesentlichen längs deren Längsachse nach vorne erstreckt.

Wie deutlicher aus Fig. 1O zu ersehen ist, kann die Schraubkappe 86 für die Aussparung 100 zur Aufnahme der Waffenladung 118 entfernt werden, um diese in das Nasenteil 70 des Flugzeuges einzuführen. Wie früher beschrieben, kann das Nasenteil 70 auch eine Aussparung 102 für einen Brennstofftank 120, einen Sensor 104 und eine Führungsanlage 106 aufnehmen.

Der Sensor 104, die Führungsanlage 106 und die Brennkraftmaschine 76 werden zum Anlassen mit elektrischer Energie mittels eines Schnellschlußsteckers 108 an der hintersten Stelle des Flugzeuges versorgt. Wie später noch im einzelnen erläutert ist, kann der Stecker 108 auch zum programmieren des Flugreglers in der Führungsanlage 106 unmittelbar vor dem Start des Flugzeuges dienen.

Die Anordnung des Flugzeuges in der Kiste 22 ist am besten anhand der Fig. 6, 10 und 11 zu erläutern.

Sobald sich eine Kiste an Ort und Stelle auf der Startrampe befindet, werden die aufrechten Seitenplatten 60 gemäß Fig. 6 und die aufrechten Stirnplatten 62 gemäß Fig. 4 weggenommen. Die Seiten- und Stirnplatten können von der Deckplatte 64 getrennt und von der Basisplatte getrennt oder als Einheit mit Hilfe des Auslegers 42 und der daran angebrachten Hebevorrichtung weggenommen werden. Es können übliche Schnellverbinder 66 dazu verwendet werden, die verschiedenen Platten der Kiste zusammenzufügen. Bei der in Fig. 6 gezeigten bevorzugten Ausführung findet das schnelle Kuppeln bzw. Lösen der Befestiger 66, welche die Seitenplatten mit der Basisplatte verbinden, beispielsweise durch eine Vierteldrehung statt, worauf die Einheit aus den übrigen Platten der Kiste als Ganzes von der Basisplatte 32 abgehoben werden kann. Bei einer zweiten Ausführung (nicht gezeigt) sind die Deckplatte und die Seitenplatten als zusammenhängende Einheit aus einem feuchtig-

keitsundurchlässigen Werkstoff hergestellt und mit einer Dichtung versehen, mit welcher diese Einheit gegenüber der Basisplatte abgedichtet ist.

Das Aufstellen des Flugzeuges nach Entfernen der Deck-, Seiten- und Stirnplatten der Kiste 22 läßt sich am besten anhand der Fig. 11 bis 15 verstehen. Wie in Fig. 12 gezeigt ist, sind die Flügel 80 des Flugzeuges im wesentlichen längs des Flugzeuges verstaut. Aufgrund der neuartigen Anordnung gemäß Fig. 13 können die Flügel in einer von der endgültigen Montageposition entfernten Position verstaut sein.

Wie die Fig. 13 und 14 zeigen, kann jeder Flügel 80 ein Scharnier 109 und einen in den Flügel hinein sich erstreckenden Zylinder 110 aufweisen. Dieser Zylinder paßt zu einer Aussparung 112 im Nasenteil 70 des Flugzeuges. Eine elastische Schnur bzw. Fangschnur 116 ist mit dem entfernten Ende 114 des Zylinders 110 verbunden und erstreckt sich aus dem Ende des Zylinders 110 in die Aussparung 112. Somit kann der gesamte Flügel geringfügig aus der in Fig. 12 gezeigten Position angehoben werden, in eine Position normal zur Längsachse des Flugzeuges gebracht werden und dann der Zylinder 110 in die Aussparung 112 eingesteckt werden. Die Elastizität der Fangschnur 116 dient nicht nur zum Halten des Flügels in Position sondern auch zur Führung, welche das schnelle Zusammenfügen des Flügels mit dem Flugzeug begünstigt.

Sobald die Flügel in der in Fig. 14 gezeigten Position sind, können sie um die Achse des Zylinders 110 in horizontale Position gemäß Fig. 15 geschwenkt werden. In dieser horizontalen Position können .die Seitenkrafterzeuger 84 aus der in Fig. 14 gestrichelt und Fig. 15 durchgezogen gezeichneten Lage in die gestrichelte Lage gemäß Fig. 15 gebracht werden.

Anstelle einer einfachen Scharnieranordnung nach Fig. 14 kann die Verbindung zwischen den Seitenkrafterzeugern 84 und den Flügeln 80 auch von der Bauart sein, wie sie für die Verbindung zwischen Flügel und Flugzeug anhand der Fig. 12 und 13 beschrieben wurde. Es können zweckmäßige Verriegelungsvorrichtungen verwendet werden, um die Seitenkrafterzeuger 84 in ihren heruntergeklappten Positionen zu halten.

Wie in Fig. 14 gezeigt ist, können die horizontalen Stabilisierungsflossen des Schwanzteiles aus der Verpackungsstellung in die in den Fig. 7 und 15 (dort gestrichelt) gezeigte Position heruntergeschwenkt werden.

Sobald das Flugzeug ausgepackt und aufgerichtet worden ist, kann die Schraub_w kappe 86 entfernt und die Waffenladung 118 aus dem entfernten Speicher in das Nasenteil 70 gemäß Fig. 16 eingesetzt werden. Ferner kann gemäß Fig. 16 ein entfernbarer Brennstofftank 120 aus dem entfernten Speicher in die Aussparung 102 im Nasenteil 70 eingesetzt werden, um das Flugzeug mit einer vorbestimmten Menge von Brennstoff zu betanken.

Wenn das Flugzeug betankt ist, kann es mittels eines vom Lastkraftwagen gemäß Fig. 1 ausgehenden Kabels über den Schnellschlußstecker 108 gemäß Fig. 10 mit elektrischer Energie versorgt werden. Gleichzeitig können übliche Diagnosen betreffend die Avionik im Flugzeug über den gleichen Stecker mittels anderer Kabel durchgeführt werden, welche eine Verbindung zu üblichen Einrichtungen im Lastkraftwagen herstellen. Zu dieser Zeit, aber nicht notwendig in Reihenfolge, wird der Flugregler der Führungsanlage des Flugzeuges in üblicher Weise programmiert und dann die Flugzeugmaschine in Vorbereitung des Starts angelassen. Dann kann das vom Lastkraftwagen herkommende Speisekabel entfernt werden, so

daß das Flugzeug auf der Basisplatte 32 der Kiste 22 startfertig für den Abschuß von der Startrampe 30 gemäß Fig. 1 ist.

Das Einsetzen einer konventionellen Feststoffrakete aus einem entfernten Speicherraum in die Aussparung 98 der Basisplatte der Kiste 22 und die Zündung der Feststoffrakete verursachen den Start der Basisplatte 32 mit dem Flugzeug von der Startrampe. Vorzugsweise brennt die Rakete aus, bevor die Basisplatte 32 die Startrampe verläßt, und die Basisplatte 32 wird vom Flugzeug in üblicher Weise getrennt, um unter Schwerkrafteinwirkung herabzufallen, so daß das Flugzeug in propellergetriebenem, vom Flugregler der Führungsanlage gesteuerten Flug verbleibt.

Das Flugzeug fliegt während der Anfangsphase des Fluges unter Regelung des Flugreglers, wobei eine übliche Führungsanlage zur Annäherung an das Zielgebiet dient.

Sobald die angestrebte Nähe eines Zieles erreicht ist, kann das Flugzeug zum "Bummeln" in einer vorbestimmten Höhe mittels eines üblichen Station haltenden Manövers veranlaßt werden. Wenn auch nicht erforderlich, so ist doch davon auszugehen, daß das Flugzeug in der Anfangsphase seines Fluges in der üblicherweise Kurven fliegt, nämlich durch eine Rollbewegung veranlaßt, und zwar teilweise unterstützt durch die Seitenkrafterzeuger. Sobald das Flugzeug das gewünschte Zielgebiet erreicht hat, wird der Sensor für elektromagnetische Energie in der Nase des Flugzeuges aktiviert, um das Vorhandensein eines Zieles aufzuspüren. Die Führungsanlage ist so programmiert, daß sie in vorbestimmter Weise auf das Verlieren eines Ziels reagiert, d. h. einen Einsatzabbruch oder ein Bummeln bzw. zielloses Umherfliegen verursacht, und ist so gestaltet, daß sie das Flugzeug auf das Erfassen von ausgestrahlter Energie hin auf das Ziel führt.

In der End-Bodenannäherungsphase bzw. Absturzphase des Fluges des Flugzeuges ist das Flugzeug so eingerichtet, daß es nur in Gierbewegung Kurven fliegt. Wie anhand der Fig. 18 erläutert wird, kann der Richtungssensor 104 im Nasenteil des Flugzeuges in üblicher Weise Azimutsignale AZ und Elevationssignale EL abgeben. Diese Rohdaten können in einer üblichen Flugverhaltens-Komponsationsschaltung mit Informationen kombiniert werden, die von einem Giergeschwindigkeits-Kreisel 134 und einem Kippgeschwindigkeits-Kreisel 136 abgegeben werden, um LOS AZ- und LOS EL-Signale zu erzeugen. Das Signal LOS AZ repräsentiert die wahre Sichtlinie zum Ziel bezüglich des Flugzeug-Geschwindigkeitsvektors. In ähnlicher Weise werden der Kippgeschwindigkeits-Kreisel 136 und das EL-Signal dazu verwendet, das LOS EL-Signal zu errechnen, welches die Zielsichtlinie bezüglich dem Flugzeug-Geschwindigkeitsvektor repräsentiert.

Beide Signale LOS AZ und LOS EL werden im Differentiator differenziert, um die LOS-Geschwindigkeits-Daten zu ermitteln, welche für ein proportional wirkendes Führungssystem erforderlich sind, bei welchem die Geschwindigkeitsänderung der Azimut-Sichtlinien-Signale und der Elevations-Sichtlinien-Signale auf Null gehalten werden, um das Ziel zu treffen.

Gemäß Fig. 18 enthält ein Führungs-Programmgerät 142 die Logik zum Beginnen und Abbrechen des End-Zielanfluges, zum Überwachen des Zustandes der Ausgangssignale des Sensors 104 und zum übermitteln der Kipp- " und Giersignale PC und YC zum üblichen drei-achsigen Autopilot 144. Ein üblicher Rollgeschwindigkeits-Kreisel 146 und ein Höhensensor 148, ein Führungssensor 149 und ein Angriffswinkelsensor 150 übermitteln ebenfalls Eingangssignale an den Autopiloten 144.

Während des Zielanfluges wird die Drossel der Maschine zweckmäßig auf Leerlauf eingestellt, und das Flugzeug kann beliebige Geschwindigkeit bzw. Lage einnehmen, welche die Sichtlinien-Geschwindigkeitssignale, welche vom Differen iator 140 geliefert werden, auf Null bringen. Die drei orthogonalen Geschwindigkeits-Kreisel 134, und 146 werden auf den Geschwindigkeitsvektor des "tauchenden Flugzeuges" in gleicher Weise ausgerichtet wie der Sensor 104, Die Ausrichtung der Gier- und Kipp-Geschwindigkeitssensoren auf den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges ergibt Geschwindigkeitsdaten, die unmittelbar von der Flugzeug-Stabilisierschaltung in dem drei-achsigen Autopilot 144 ohne Differentiation oder Höhenkompensation, die bei Verwendung eines Vertikal-Kreisels erforderlich wäre, ausgenützt werden können.

Darüberhinaus beschränkt die Verwendung eines Geschwindigkeits-Kreisels in der Rollschaltung zum Aufrechterhalten einer Rollgeschwindigkeit von Null des Flugzeuges um seinen Geschwindigkeitsvektor das Flugzeug nicht auf einen Flugzustand mit Rollverhalten .'Null, d. h. mit auf die Horizontale ausgerichteten Flügelebenen. Während bei Verwendung eines Vertikal-Kreisels zur Aufrechterhaltung eines Rollflugverhaltens die Flügel in jedem Augenblick auf ein bestimmtes Niveau ausgerichtet werden müssen, ist es gemäß der Erfindung möglich, daß das Flugzeug seinen Rollwinkel unter Aufrechterhalten einer RoIländerungsgeschwindigkeit von Null ändern kann, um auf direktestem Wege das Ziel unabhängig von Änderungen der Anfangsgeometrie und des Windes in der Anfangsphase des Angriffes zu erreichen. Zusätzlich ermöglicht die Verwendung eines Rollgeschwindigkeits-Kreisels eine Führung, die unempfindlich gegenüber dem jeweiligen Flugzustand ist, so daß der Zielanflug in seiner Endphase in vertikalem oder sogar übergekipptem Zustand erfolgen kann. Somit wird eine größere Trefferwahrscheinlichkeit erhalten.

Zusätzlich zur Rollrate Null kann der Autopilot 144 eine kurzzeitige Kipp- und Gierdämpfung über innere Stabilisierungsschleifen vorsehen, wobei diese die Kippgeschwindigkeits- und Giergeschwindigkeitssignale für die Servomotoren, welche die Steuerflächendes Flugzeuges antreiben, auf Null zu setzen trachten.

Um minimale gegenseitige Beeinflussung sicherzustellen, wird die Null-Rollraten-Schaltung dazu verwendet, lediglieh die Höhenleitwerke 82 der Flügel zu aktivieren, und dje Kipp- und Gierschaltungen werden dazu benutzt, die Steuereinrichtungen für die Höhenleitwerke 94 und die Seitenruder 92 zu beaufschlagen. Es ist wünschenswert, daß die Gier-/Roll-Koppelung des Flugzeuges so gering wie möglich gehalten ist, weil jede Regelschleife die andere Regelschleife im Bestreben, ihre eigenen Fehlersignale auf Null zu setzen, stört. Solche Störungen können zu einer übermäßigen Servobewegung führen.

Die Erzeugung einer Seitenkraft während eines Giermanövers kann in der Praxis mit vertikalen Tragflügelprofilen 84 erreicht werden, deren Fläche das 0,2- bis 0,5-fache der Flügelfläche des Flugzeuges entspricht. Dies erzeugt eine Seitenkraft von mindestens 1,0 g, was als ausreichend empfunden wurde. Die Profile 84 sind im Betrieb nicht verstellbar.

Für ein Verständnis der Endphase des Fluges des Flugzeuges (Zielanflug) ist wesentlich, daß das Flugzeug eine Änderung des Rollzustandes ohne Veränderung der Rollgeschwindigkeit erfahren kann und darf. Beispielsweise erzeugt eine Veränderung des Kipp- bzw. Nickwinkels des Flugzeuges vor dem Gieren einen Roll-Flugzustand bezüglich des Horizonts, d. h. die Flügel befinden sich nicht auf gleichbleibendem Niveau, wobei jedoch das Flugzeug nicht eine Veränderung seiner Rollgeschwindigkeit erfährt. Bei Kurvenfliegen durch Gieren

ist somit die Notwendigkeit zum Korrigieren von Kipp- und Gier-Fehlersignalen aufgrund der Rotation des Flugzeuges um seine Längsachse vermieden.

Das beschriebene System ist in vielerlei Hinsicht vorteilhaft.

Beispielsweise ist die Führungsanlage des Flugzeuges weniger aufwendig, weil ein Vertikal-Kreisel vermieden ist. Zusätzlich sorgt die Anwendung eines "Proportional"-Führungssystems beim Zielanflug für eine größere Trefferwahrscheinlichkeit selbst bei Verwendung ungenauer Sensoren. Sofern der aktuelle Sensorfehler relativ konstant ist, sorgt das Aufrechterhalten einer Geschwindigkeitsänderung Null für einen Treffer.

Das System nach der Erfindung ist außerdem einzigartig sicher, weil das Flugzeug, sein Brennstoff, seine Waffenladung und sein Raketenantrieb voneinander getrennt gespeichert sind.

Das System ist schnell in Stellung bringbar und die neuartige Kisten-"und Startrampenanordnung sorgt für ein schnelles Aufstellen für den Start bzw. Abschuß. Die Konstruktion des Flugzeuges minimiert den Speicherraum und ferner die Aufstellungszeit für das Flugzeug.

Claims

Patentansprüche

1. System zum Führen eines unbemannten Einmal-Flugzeuges auf ein elektromagnetische Energie ausstrahlendes Ziel, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug (34) in der Kipp- und der Gierebene asymmetrische Steuerflächen (82,92,94), einen Sensor (104) für elektromagnetische Energie und eine Führungsanlage- (106) umfaßt, die in der Endphase des Fluges zum Einleiten eines Kurvenfluges dem Flugzeug eine Gierbewegung bei einer Rollrate bzw. Rollgeschwindigkeit von im wesentlichen gleich Null einprägt; und daß Mittel (20,30) zum schnellen In-Stellung-Bringen und Starten des Flugzeuges vorgesehen sind.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug (34) einen entfernbaren Brennstofftank (120) und eine entfernbare Waffenladung (118) enthält, und daß die Startmittel (30) eine entfernbare

Feststoffrakete umfassen, so daß das Flugzeug vor dem Anbringen des Brennstofftankes, der Waffenladung und der Feststoffrakete auf den Startmitteln (30) positioniert werden kann.
5

3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug (34) an seinen Rumpf faltbare Flügel (80), horizontale Stabilisierungsflossen (90) und Seitenkrafterzeuger (84) aufweist, so daß es in einer Kiste (70) verstaubar ist.

4. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Kiste (20) mit einer Basisplatte (32) und davon entfernbaren Deck-, Seiten- und Stirnplatten (64,60,62) versehen ist, wobei die Basisplatte (32) Führungsmittel (54,56) zum Zusammenwirken mit einer Startrampe (30) und Mittel .(98) zum Aufnehmen einer Feststoffrakete aufweist und gemeinsam mit dem Flugzeug (34) gestartet wird.

5. System nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum schnellen In-Stellung-Bringen und Starten des Flugzeuges ein Kraftfahrzeug (20) für den Transport mindestens eines, vorzugsweise mehrerer in Kisten verpackter Flugzeuge (22), eine vom Fahrzeug mitgeführte Startrampe (30) und eine ebenfalls vom Fahrzeug mitgeführte Handhabungsvorrichtung (42,44) zum Beladen der Startrampe mit einem verpackten Flugzeug umfassen.

6. Unbemanntes Einmal-Flugzeug, insbesondere als Bestandteil eines Systems nach einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet durch einen Rumpf mit faltbaren Flügeln (80), faltbaren Seitenkrafterzeugern (84) und faltbaren horizontalen Stabilisierungsflossen (88) sowie als Leitwerke (82,92,94) ausgebildeten Steuerflächen; einen entfernbaren Brennstofftank (120);

eine entfernbare Waffenladung (118) und eine entfernbare Feststoffrakete.

7. Flugzeug nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch einen programmierbaren Flugregler, eine Signalverarbeitungsschaltung und eine Führungsanlage, die zum Kurvenflug eine Gierbewegung bei einer Rollgeschwindigkeit im wesentlichen gleich Null durch Verstellen der Leitwerke (82,92,94) einleitet.

8. Flugzeug nach Anspruch 6 oder 7, dadurch g e k e η nzeichnet, daß

der Rumpf mit einem Nasenteil (70), einem langgestreckten Mittelteil (72) und einem Schwanzteil (74) versehen ist,

das Schwanzteil (74) mit einem Ende an dem Mittelteil

(72) befestigt ist und eine vertikal vom Mittelteil nach·oben ragende Stabilisierungsflosse (88) sowie je eine horizontale Stabilisierungsflosse (90) auf jeder Seite der vertikalen Stabilisierungsflosse benachbart dem Mittelteil (72) aufweist, wobei die horizontalen Stabilisierungsflossen (88) aus einer vertikalen Verpackungsstellung benachbart der vertikalen Stabilisierungsflosse in eine horizontale Betriebsstellung schwenkbar bzw. faltbar sind,

das Nasenteil (70) am anderen Ende des Mittelteils

(72) befestigt ist und folgende Baugruppen umfaßt:

den Sensor (104) für elektromagnetische Energie, der vorne im Flugzeug zum Erzeugen von Fehlersignalen angeordnet ist, welche die Abweichung zwisehen der Längsachse des Flugzeugs und der Sichtlinie zum elektromagnetische Energie ausstrahlenden Ziel in der Kipp- und Gierebene repräsentieren; eine Führungsanlage zur Flugregelung des Flugzeugs abhängig von den vom Sensor abgegebenen Signalen;

eine Brennkraftmaschine mit innerer Verbrennung (76) , die hinter dem Nasenteil (70) und über dent Mittelteil (72) angeordnet ist und einen Schubpropeller oberhalb des Mittelteils (72) zum Vortrieb des Flugzeugs antreibt;

ein Paar Flügel (80) auf beiden Seiten des Nasenteils (70), welche in der Nick- und der Gierebene aus einer int wesentlichen zur vertikalen Stabilisierungsflosse (88) parallelen Position in die horizontale Betriebslage schwenkbar ausgebildet sind;

je einen auf der Unterseite jedes Flügels (80) angeordneten Seitenkrafterzeuger (84), der aus einer im wesentlichen zum Flügel parallelen Position in eine dazu senkrechte Betriebsposition schwenkbar ist;

eine Aussparung (102) zur Aufnahme des Brennstofftanks (120) und
eine Aussparung (100) zur Aufnahme der Waffenladung (118).

9. Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Mittelteil (72) im wesentlichen kreisförmigen Querschnitt hat. 20

10. Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlersignale maximal bei einer Winkelabweichung zwischen 7 und 10 Winkelgraden liegen.

11. Flugzeug nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungsanlage in der ersten Flugphase auf den programmierbaren Flugregler und in der Endphase des Flugs auf die die Sensorsignale verarbeitende Signalverarbeitungsschaltung reagiert.

12. Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch g e k e η η ze i c h η e t, daß der Schubpropeller einflügelig ist.

13. Flugzeug nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Seitenkrafterzeuger (84) im Verpackungszustand des Flugzeuges mit den Flügeln (80) parallel zur vertikalen Stabilisierungsflosse (88) stehen.

14. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Basisplatte nach dem Start des Flugzeuges (34) und dem Ausbrennen der Rakete von dem Flugzeug trennbar ist.

15. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Stromquelle mit einem Schnellschluß-Stecker (108) zum Starten der Antriebsmaschine (76) des Flugzeuges (34) am Kraftfahrzeug (20) vorgesehen ist.

16. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß ein Programmspeicher mit einem Schnellschluß-Stecker zur Verbindung mit einem der Führungsanlage (106) zugeordneten Flugregler des Flugzeuges (34) am Kraftfahrzeug (20) vorgesehen ist.

17. System nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch

gekennzeichnet, daß der Sensor Azimut- und EIevations-Fehlersignale abgibt, daß die Führungsanlage für die Geschwindigkeitsänderung der Azimut- und der Elevations-Fehlersignale repräsentative Signale erzeugt, daß ein Führungsprogramm-Gerät . (142) die genannten Signale eingegeben erhält und Kipp- sowie Gier-Steuersignale erzeugt, daß ein Höhensensor (148) zum Erzeugen eines Höhensteuersignales, ein Angriffswinkel-Sensor, Roll-, Kipp- und Giergeschwindigkeitskreisel zum Erzeugen der entsprechenden Geschwindigkeitssteuersignale und ein drei-achsiger Autopilot (144) vorgesehen sind,

welcher auf die genannten Steuersignale zum
Verstellen der Steuerflächen (82,92_f 94),des
Flugzeuges einwirkt.

18. Verfahren zum Führen eines unbemannten Einmal-

Flugzeuges auf ein elektromagnetische Energie ausstrahlendes Ziel, dadurch gekennzeichnet, daß
ein Flugzeug mit Steuerflächen gestartet wird, die asymmetrisch in der Kipp- und der Gierebene sind, ein elektromagnetische Energie ausstrahlendes Ziel wahrgenommen wird und

der Flug des Flugzeuges auf das Erfassen der elektromagnetischen Energie hin zu einem Kurvenflug in Gierbewegung mit praktisch keiner Rollbewegung gesteuert wird.

19. Verfahren nach Anspruch 18, dadurch g e k e η η ze ichnet, daß das Flugzeug zum Start durch folgende Schritte vorbereitet wird:

Einsetzen eines entfernbaren Brennstofftanks in

das Flugzeug,

Einsetzen einer entfernbaren Waffenladung in das

Flugzeug und
Programmieren des Flugzeuges für die Anfangsphase des beabsichtigten Fluges.

20. Verfahren nach Anspruch 18 oder 19, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug für den Start durch

Laden eines verpackten Flugzeuges auf eine Startrampe,

Entfernen der Verpackung und
Entfalten der Flügel des Flugzeuges vorbereitet wird.

21. Verfahren nach Anspruch 20, dadurch g e k e η η -

zeichnet, daß das Flugzeug zusammen mit einem Basisteil der Verpackung gestartet wird, wobei dieses Basisteil eine Starthilfe erfährt, und daß das Basisteil nach Erreichen der Marschgeschwindigkeit des Flugzeuges davon getrennt wird.