DE3303763C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1 sowie eine Vorrichtung gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 2.

Die gattungsbildenden Maßnahmen sind aus der US-PS 41 98 015 bekannt. Dort ist vorgesehen, ein Projektil bei seinem Start, beispielsweise aus einem Hubschrauber, mit einer Ziel-Voreinweisung auszustatten, woraufhin das Projektil in eine erhöhte Marschflugbahn etwa parallel zur Zielebene einschwenkt. Über die Gier-Abtastbewegung seines Suchkopfes erfolgt eine Orientierung dieser Marschflugbahn in Richtung auf die Zielposition. Die Marschflugbahn wird aber erst dann verlassen, wenn die Nickbewegung des Suchkopfes das vorgegebene Zielobjekt unter einem vorgegebenen Nick­ winkel erfaßt. Dann erfolgt eine steile Umsteuerung des Projektils aus der bisherigen, angenähert horizontalen Marschflugbahn in eine dem vorge­ gebenen Nickwinkel entsprechende steile Abstiegsbahn unter vorübergehender Abschaltung der Zielverfolgungssteuerung, woraufhin diese Steuerung in der neuen räumlichen Lage des Projektils wieder eingeschaltet und das Ziel dann unter geringem Winkel gegenüber der Vertikalen getroffen wird.

Aus dem Beitrag von Peter J. George in WEHRTECHNIK 3/79, Seiten 19, 22 und 24 bis 27, ist es bekannt, endphasenlenkende Artillerie-Projektile hülsenlos ohne Eigenantrieb in eine ballistische Flugbahn zu schießen, aus der heraus nach Durchgang des Apogäums ein Übergang in eine gestreckte selbststeuernde Zielsuch-Flugbahn relativ geringer Neigung gegenüber der Horizontalen erfolgt, um eine große, nämlich lang gestreckte Fläche in der Zielebene nach einem zu bekämpfenden Zielobjekt abzusuchen.

Allerdings führt die Zielansteuerung bei Auffassung eines zu be­ kämpfenden Zielobjektes aus dieser gestreckten, schwach geneigten Flugbahn heraus zu einem hinsichtlich der Wirkung der mitgeführten Gefechtsladung desto ungünstigeren Auftreffwinkel auf das Zielobjekt, je flacher diese Flugbahn im Interesse hoher Reichweiten-Vergrößerung geneigt ist. Das gilt grundsätzlich für jede direkte Zielansteuerung bei Zielauffassung aus einer schwach geneigten Flugbahn heraus, unabhängig davon, wie (z. B. ballistisch, mittels Eigenantrieb oder als Submunition aus einem Träger) das Projektil in diese flach geneigte Zielsuch-Flugbahn verbracht wurde.

Die Beibehaltung der flachen Flugbahn bis zur Auffassung eines Ziel­ objektes unter einem vorgegebenen Suchkopf-Nickwinkel, wie aus der gattungsbildenden Vorveröffentlichung bekannt, weist den Nachteil großen apparativen Steuerungsaufwandes bei hoher funktioneller Stör­ anfälligkeit auf, weil der Suchkopf im Zuge seiner periodischen Nickbewegung diesen Grenzwinkel mehrfach nacheinander durchläuft und das Ziel oder sogar eine Mehrzahl hintereinander gestaffelter Ziele je nach den flugdynamischen Gegebenheiten mehrfach unter unter­ schiedlichen Nickwinkeln erfaßt.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ohne wesentliche Beeinträchtigung der durch die flachgeneigte Zielsuch-Flugbahn gegebenen großen Funktions-Reichweite und ohne funktionell kritische apparative Zusatzmaßnahmen im Rahmen der Endphasenlenkung und der Zielverfolgungssteuerung des Projektils einen günstigeren Zielauftreffwinkel sicherzustellen.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß bei den gattungs­ gemäßen Maßnahmen die Merkmale des Kennzeichnungsteils des Anspruches 1 bzw. des Anspruches 2 realisiert werden.

Nach dieser Lösung wird also für die Umsteuerung auf Zielansteuerung aus der flachgeneigten Suchbahn heraus nicht gewartet, bis das Ziel unter einem definierten Suchkopf-Nickwinkel erscheint; und anderer­ seits wird auch noch nicht gleich bei Erfassen des zu bekämpfenden Zielobjektes aus der gestreckten Flugbahn in die Zielverfolgung umgesteuert. Vielmehr wird der Umsteuerungs-Zeitpunkt unter vorüber­ gehender Beibehaltung der gestreckten Flugbahn ab Zieldetektion noch um eine gewisse Zeitspanne verzögert, um dann erst aus der flachgeneigten Flugbahn in die Zielangriffs-Flugphase mit gegenüber der Horizontalen vergrößerten Nickwinkel umzusteuern und so das Zielobjekt wesentlich steiler, munitionstechnisch also wirksamer anzugreifen. Diese Verzögerungs-Zeitspanne zwischen Erfassen des Zieles und Verlassen der schwachgeneigten Zielsuchbahn ist möglichst groß anzustreben, damit danach die Zielansteuerung unter möglichst steilem Winkel erfolgt. Andererseits darf die Zeitspanne nicht zu groß gemacht werden, weil nach einem Überfliegen des Zielobjektes eine Flugrichtungsumkehr aus flugdynamischen Gründen nicht möglich wäre. Für eine Optimierung dieser Verzögerungszeitspanne kann auf eine Abschätzung zurückgegriffen werden, die auf der Kenntnis der Anfangshöhe und der Neigung der gestreckten Zielsuchbahn und damit aufgrund bekannter Fluggeschwindigkeit des Projektils auf der verbleibenden Zeitspanne bis zum Erreichen des theoretischen Endpunktes (Zielge­ biets-Aufschlagspunktes) dieser Flugbahn beruht. Wenn die verbleibende Zeitspanne groß ist, wurde das Zielobjekt schon sehr früh aufgefaßt, und es kann eine große Verzögerungszeitspanne bis zum tatsächlichen Verlassen der Zielsuchflugbahn und Umsteuerung in die Kollisionsflug­ bahn vorgegeben werden. Ist die verbleibende Zeitspanne bis zum theoretischen Ende der Zielsuch-Flugbahn jedoch klein, weil eine Zielauffassung erst in geringer Höhe, also relativ spät erfolgte, dann kann allenfalls eine geringe Verzögerungszeitspanne zugestanden werden, damit der Übergang in die Angriffsflugbahn nicht über die Zielposition hinaus führt.

Da also die lineare, gestreckte Zielsuch-Flugbahn durch eine vor­ programmierte Selbststeuerung an Bord des Projektils gewährleistbar ist und die Zielanflugbahn danach durch die Zielsucheinrichtung an Bord des Projektils gesteuert wird, ergeben sich optimale Ver­ hältnisse, wenn die Verzögerungszeitspanne zwischen dem Auffassen des Zielobjektes und der Umsteuerung der Nicklage des Projektils aus der tatsächlichen Flugdynamik des Projektils selbst ermittelt wird, nämlich in bezug auf den theoretischen Endpunkt der linear absteigenden Flugbahn extrapoliert wird. Dafür kann die vor Eintritt in die lineare, gestreckte Flugbahn gegebene beispielsweise abschuß­ bedingt ballistische Flugbahn an Bord des Projektils berücksichtigt werden. Hierfür ist es bekannt, manuell am abzuschießenden Projektil (vor dessen Einführung in das Waffenrohr) Kennwerte über dessen Elevation und über die vorgesehene Treibladungs-Nummer oder aber direkt aus diesen Parametern und der vorgegebenen linear-ge­ streckten Flugbahn errechenbare Reichweite zum theoretischen Bahn- Endpunkt einzugeben. Wenn das, zumal unter Gefechtsbedingungen, zu umständlich und fehlerträchtig erscheint, kann auch an Bord des Projektils nach dem ballistischen Abschuß der Apogäums-Durchgang und damit das Einschwenken in die gestreckte Zielsuch-Flugbahn bestimmt werden; wie in der Parallelanmeldung "Verfahren zum Bestimmen der ballistischen Flugbahn eines Projektils sowie Vorrichtung zum Ausüben des Verfahrens" für bevorzugte Realisierungsbeispiele näher erläutert.

Nachstehend wird die Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnung mit auf das Wesentliche beschränkten Prinzipskizzen näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 die gesamte Flugbahn eines ballistisch gestarteten und in eine gestreckte Zielsuchbahn einsteuernden Projektils, mit Flugbahn-Darstellung über dem über der Zielgebietsebene zurückgelegten Weg,

Fig. 2 in gegenüber Fig. 1 vergrößerter Detaildarstellung die mit Einsätzen der Zielsuchphase beginnende Flug-Endphase,

Fig. 3 im Blockschaltbild die wesentlichen funktionellen Einflußnahmen auf die Projektil-Steuerung in der Flug-Endphase gemäß Fig. 2 und

Fig. 4 im Blockschaltbild eine Vorrichtung zu einer bord­ seitigen Ermittlung der ballistischen Abschuß-Flug­ bahn des Projektils zur Gewinnung von Informationen für die Endphasen-Steuerung gemäß Fig. 2.

Das in Fig. 1 skizzierte Projektil 21 soll ein hülsenloses Artillerie-Geschoß darstellen, welches mit Steuerungsschal­ tungen und Steuerungsmitteln für eine Endphasenlenkung und mit einer eingebauten Zielsucheinrichtung zur Erhöhung der Treffergenauigkeit ausgestattet ist.

Das Projektil 21 wird aus einem Waffenrohr 22 abgeschossen. Die rein ballistische Abschuß-Flugbahn 23 ergibt sich aus der Elevation w 1 des Waffenrohres 22 und damit der Orientie­ rung des Projektils 21 gegenüber der Horizontalen am Abschuß­ ort z 1 unter Berücksichtigung der Strömungsgeometrie des Pro­ jektils 21 - einschließlich der Gegebenheiten der wie darge­ stellt alsbald nach dem Abschuß ausgeklappten Steuer-Ruder 24 -; und aus der Abschuß- oder Mündungsgeschwindigkeit v 1 des Pro­ jektils 21. Letztere wiederum ist durch die Nummer # (also die An­ zahl) der Abschuß-Treibladungen bestimmt, die für die Anfangs­ beschleunigung des Projektils 21 hinter diesem im Waffenrohr 22 angeordnet und gezündet werden. Für eine rein ballistische Flugbahn 23 ergäbe sich somit ein ballistischer Auftreffpunkt z 3.

Zum Erzielen einer größeren Kampfreichweite des Projektils 21 ist dessen Einsteuerung in eine nicht-ballistische, linear-ge­ streckte Flugbahn 25 vorgesehen. Dafür werden, nach Durchflie­ gen des Apogäums 26 der Höhe h 2 über dem Orte z 2, programmge­ steuert Flugstabilisierungs- und Steuerungsmaßnahmen mittels der Ruder 24 eingeleitet und Auftriebs-Flügel 27 (vgl. Fig. 2) ausgefahren. Aus den eingespeicherten Vorgabedaten für die Selbststeuerung längs der gestreckten Flugbahn 25 und den abschußbedingten ballistischen Flugdaten ergäbe sich ein vorverlegter Auftreffpunkt z 11 des Projektils 21 in einem entsprechend weiter entfernten Zielgebiet.

Die Neigung w 25 (Fig. 2) der aus der ballistischen Flugbahn 23 herausgesteuerten, angenähert linearen Flugbahn 25 beträgt typisch 20° gegenüber der Horizontalen. Daraus würde im vor­ verlegten Ziel-Auftreffpunkt z 11 ein Auftreffbahnwinkel w 11 in der Größenordnung von ebenfalls 20° resultieren, was aber einen ungünstigen Wirkungswinkel hinsichtlich der Gefechts­ ladung im Projektil 21 darstellen würde. Deshalb erfolgt ein Anflug des zu bekämpfenden Zielobjektes 28 im tatsächlichen Zielpunkt z 8 mit gegenüber der gestreckten Flugbahn 25 ver­ steilerter Zielanflugbahn 29 unter einem tatsächlichen Ziel­ bahnwinkel w 8, der wenigstens doppelt so groß wie der Auf­ treffbahnwinkel w 11 im Falle unbeeinflußter gestreckter Flug­ bahn 25 ist und bevorzugt in der Größenordnung von 45° liegt; damit ist stark verbesserte Wirkung der Gefechtsladung im Pro­ jektil 21 gegenüber dem zu bekämpfenden Zielobjekt 28 sicher­ gestellt.

Die sogenannte Flug-Endphase beginnt mit Unterschreiten einer vorprogrammierten Zielsuchhöhe h 4, die gemäß der in das Pro­ jektil 21 eingebauten Zielsuch- und Zielverfolgungseinrich­ tung 30 vorgegeben ist und im Falle einer Millimeterwellen- Radarzielsucheinrichtung 30 beispielsweise in der Größenord­ nung zwischen 650 m und 700 m liegt; jetzt wird jene Ziel­ sucheinrichtung 30 (Fig. 3) eingeschaltet. Aufgrund ihres konstruktionsbedingt beschränkten Nickwinkels gegenüber dem Flugwinkel des Projektils 21 und der etwas steileren Bahn­ richtung der gestreckten Flugbahn 25 nach unten ergibt sich ein Zielauffaß-Begrenzungswinkel w 6 von beispielsweise 35° (Fig. 2); weshalb aus der Position des Suchbeginn-Ortes z 4 heraus nur Zielobjekte 28 erfaßt werden können, die jenseits des nächstliegenden Auffassungsortes z 6 liegen. Etwaige Zielob­ jekte jenseits des vorverlegten Auftreffpunktes z 11 der ge­ streckten Flugbahn 25 können aus dieser heraus in der Regel nicht angegriffen werden, weil das eine Richtungsumkehr des Flugbahnwinkels w 25 erfordern würde, was in der Regel auf­ grund der hohen einwirkenden Beschleunigungen aus Gründen der mechanischen Stabilität des Projektils 21 und der darin eingebauten Einrichtungen unzulässig wäre.

Wenn das von der Zielsucheinrichtung 30 aufgefaßte, zu be­ kämpfende Zielobjekt 28 direkt in Zielverfolgungsansteuerung angegriffen würde, würde sich eine Zielverfolgungsbahn 31 einstellen, die zwar aus der gestreckten Flugbahn 25 nach unten abweichen würde, aber immer noch einen zu kleinen und deshalb wirkungsmäßig ungünstigen Auftreffbahnwinkel w 31 er­ geben würde.

Deshalb ist vorgesehen, auch nach Auffassen des zu bekämpfen­ den Zielobjektes 28 das Projektil 21 derart zu steuern, daß seine Gier-Richtung zwar sofort im Zielauffaß-Punkt z 5 in Richtung auf das Zielobjekt 28 geändert wird, während aber die aktuelle gestreckte Flugbahn 25 zunächst noch beibehal­ ten bleibt.

Der verzögerte Zeitpunkt t 7 für eine Nickwinkeländerung zum Abweichen aus der gestreckten Flugbahn 25 wird nach Maßgabe der Annäherung an das Zielobjekt 28, unter Berücksichtigung der theoretischen End-Flugzeit bis zum linear vorverlegten Auftreffpunkt z 11 der gestreckten Flugbahn 25 und der ange­ strebten Zielanflugbahn 29, an Bord des Projektils 21 als Verzögerungs- oder Restflugzeitspanne t 5 . . . t 7 ermittelt. Zum Zeitpunkt t 7 werden dann zunächst die Zielverfolgung und die Regelung für die bisherige Beibehaltung der Projektilbahn- Neigung w 25 vorübergehend aufgetrennt und eine nicht-geregel­ te Umsteuerung auf einen steileren Nickwinkel vorgenommen; woraufhin die Fluglageregelung nach Maßgabe dieses steiler vorgegebenen Bahnauftreffwinkels w 8, unter Berücksichtigung erneut eingeschalteter Zielverfolgung mittels der Zielsuch­ einrichtung 30, wieder in Betrieb genommen wird.

Für diese in Fig. 2 als Höhen-Weg-Diagramm dargestellten Flugphasen zur Bekämpfung des Zielobjektes 28 unter optima­ lem Zielbahn-Auftreffwinkel w 8 ist an Bord des Projektils 21 eine Zeitsteuerschaltung 32 (Fig. 3) vorgesehen. Diese be­ stimmt die Abhängigkeit von der Zeit t und damit aufgrund der bekannten Daten der ballistischen und der gestreckten Flugbahnen 23-25 den Zeitpunkt t 4, da die Grenzhöhe h 4 für den Beginn der Zielsuche unterschritten, also die Zielsuch­ einrichtung 30 in Betrieb gesetzt wird. Bei Zielerfassung zum Zeitpunkt t 5 liefert die Zielsucheinrichtung 30 Nach­ führ-Steuerungsinformationen über die horizontale Zielab­ lage 33 und über die vertikale Zielablage 34, jeweils bezo­ gen auf die momentane räumliche Orientierung des Projektils 21 in seiner Anstellung gegenüber der gestreckten Flugbahn 25. Die horizontale Zielablage-Information 33 dient sogleich als Steuerinformation für eine Gier-Zielnachführregelung 35. In einer einfachen Flugbahnextrapolations-Recheneinrichtung 36 wird wie erwähnt der Zeitpunkt t 7 bestimmt, da durch die Einleitung des Nickmanövers die gestreckte Flugbahn 25 zum Übergang in die steilere Zielanflugbahn 29 verlassen werden soll.

Nach Ermittlung der Zeitpunkt-Information (t 7) und Übergabe an die Zeitsteuerschaltung 32 liefert diese bei Eintreten des Zeitpunktes t 7 an die Nickregelungseinrichtung 37 eine Information, aufgrund derer der Nickregelkreis zunächst zur Umsteuerung in die steilere Zielanflugbahn 29 aufgetrennt wird; um nach erneutem Erreichen stabilen Flugzustandes die Regelungseinrichtung 37 wieder in Betrieb zu setzen - nämlich nun mit dem neuen Bahnrichtungs-Sollwert w 8 unter Berücksich­ tigung der Nachführ-Steuerung von der erneut aufgeschalteten Zielsucheinrichtung 30. Durch entsprechende Ansteuerung der Stellglieder für die Steuer-Ruder 24 aus dem Gier-Zielnach­ führregler 35 und der Nick-Regelungseinrichtung 37 erfolgt eine Endphasenregelung gemäß der Zielanflugbahn 29 bis Auf­ treffen in den Zielpunkt z 8.

Für die Kennwerte der aktuellen Daten über die zunächst bal­ listische Flugbahn 23 und danach gestreckte Flugbahn 25 zur Bestimmung des Zeitpunktes t 7 der Nickwinkeländerung, sowie für die ebenfalls aus den Bahndaten abgeleitete Bestimmung des Zeitpunktes t 4 für den Beginn der Flugendphasen-Zielsu­ che, ist ein Speicher 38 vorgesehen. In diesen werden vor dem Abschuß-Zeitpunkt t 1 (Fig. 1) - oder alsbald danach und jedenfalls vor dem Übergang in die gestreckte Flugbahn 25 nach Erreichen des Apogäums-Zeitpunktes t 2 - die die balli­ stische Flugbahn 23 des Projektils 21 bestimmenden Abschuß­ daten eingegeben, die dem Elevations-Winkel w 1 und der Mün­ dungsgeschwindigkeit v 1 des Projektils 21 entsprechen. Zu­ sammen mit im Speicher 38 projektiltypisch vorgegebenen Kenn­ werten läßt sich also daraus durch einen Navigationsrechner 54 das h-t-Flugbahnbild (wie es in Fig. 1 und Fig. 2 unter Berücksichtigung der Zeitkoordinaten t über dem Ort z dar­ gestellt ist) bestimmen, wonach die beschriebenen Such- und Steuerungsvorgänge von der Zeitsteuerschaltung 32 ausgelöst werden können.

Die aktuellen Elevations- und Geschwindigkeitsdaten w 1, v 1, oder direkt die daraus errechenbare Entfernung z 1 . . . z 11 , wer­ den üblicherweise mittels extern zugänglicher Stellelemente am zu verschießenden Projektil 21 vor dessen Laden in das Waffenrohr 22 nach Maßgabe dessen Neigung w 1 und nach Maß­ gabe der zuzuführenden Treibladungen eingestellt. Diese Hand­ habung ist aber sehr anfällig gegen nichtreproduzierbare Fehlvorgaben, insbesondere unter Gefechtsgegebenheiten.

Deshalb kann vorgesehen sein, diese für die Flugbahnen 23-25 und somit für den zeitlichen Ablauf der Steuerungseingriffe aus der Zeitsteuerschaltung 32 maßgeblichen Ausgangsdaten, ohne das Erfordernis einer manuellen Einstellung, unmittel­ bar nach dem Abschuß des Projektils 21 an Bord selbst zu be­ stimmen und in den Speicher 38 einzuspeisen.

Zur Ermittlung der Mündungs- oder Austrittsgeschwindigkeit v 1 sind in Richtung des Geschwindigkeitsvektors und damit in Längsrichtung des Projektils 21 gegeneinander um eine de­ finierte Strecke 39 versetzt in der Projektil-Wandung 40 zwei Austritts-Sensoren 41, 42 angeordnet, die auf das Ver­ lassen des Waffenrohres 22 durch dessen Mündung ansprechen. Bei den Sensoren 41, 42 kann es sich um optoelektronische Aufnehmer handeln, die auf den Sprung in der Umgebungshellig­ keit bei Austritt aus dem Waffenrohr 22 ansprechen, oder be­ vorzugt einfach um Spulenanordnungen, die infolge der Feld­ änderung an der Waffenrohr-Mündung Austrittssignale t 41, t 42 liefern.

Bei oder infolge Abschusses des Projektils 21 im Waffenrohr 22 wird eine Leistungsquelle 44 aktiviert, beispielsweise durch Ansteuerung aus einem Beschleunigungssensor 45. Bei der Lei­ stungsquelle 44 kann es sich um eine aktivierbare Batterie, deren elektrochemische Komponenten nun miteinander zur Wirkung gebracht werden, handeln; oder beispielsweise um einen thermo­ elektrischen oder piezoelektrischen Generator, der aufgrund des Temperaturunterschiedes hinter und vor dem rückwärtigen Ende des Projektils 21 bzw. aufgrund dessen Anfangsbeschleu­ nigung elektrische Leistung in die Signalverarbeitungsschal­ tung (gemäß Fig. 3 und Fig. 4) liefert. Entscheidend ist, daß bei Austritt aus dem Waffenrohr 22 jedenfalls bereits die elektrische Leistung zur Verfügung steht, die eine Zeit­ meßschaltung 46 (beispielsweise eine Zählschaltung für äqui­ distante Impulse) benötigt, um die Zeitspanne t 41 . . . t 42 zu ermitteln. Da die Einbau-Strecke 39 konstruktiv vorgegeben, also bekannt ist, genügt es für die Ermittlung der Abschuß­ geschwindigkeit v 1 aus jener Zeitspanne t 41 . . . t 42, anstelle eines Rechners einen Tabellen- oder Zuordnungsspeicher 47 vorzusehen. Diesem könnte eine entsprechende Zuordnungs­ matrix 48 nachgeschaltet sein, mittels der die Geschwindig­ keitsinformation als Treibladungs-Nummer # ausgedrückt wür­ de, wie sie bei der Artillerie üblicher ist, als der Zah­ lenwert über die Abschußgeschwindigkeit v 1 des Projektils 21.

Zur zeitabhängigen oder wegabhängigen Bestimmung der balli­ stischen Flugbahn 23 ist neben der Mündungsgeschwindigkeit v 1 an sich Kenntnis der Abschuß-Elevation w 1 erforderlich; die aufgrund der tatsächlichen Gegebenheiten beim Abfeuern ei­ nes Geschützes zwar meßtechnisch bestimmbar wäre - aber die­ se Information wird an Bord des abgeschossenen Projektils 21 benötigt, um wie in Zusammenhang mit Fig. 3 beschrieben den Endpunkt 11 zu bestimmen und daraus den Zeitpunkt für die Steuerungsvorgänge für verzögerte und dadurch steilere Zielanflugbahn 29 abzuleiten. In Erkenntnis der Tatsache, daß für eine vorgegebene Mündungsgeschwindigkeit v 1 des Pro­ jektils 21 auch der Zeitpunkt t 2 dessen Durchganges durch das Apogäum 26 die rein ballistische Flugbahn 23 bestimmt, ist deshalb an Bord des Projektils 21 zusätzlich ein Apo­ gäumsdetektor 49 vorgesehen. Der besteht aus einem Druck­ sensor 50, welcher ein Signal über den zeitlichen Verlauf der ersten Zeitableitung des Druckverlaufes aufgrund der Flugbahn-Höhe h liefert; oder/und aus einem Beschleunigungs­ sensor 51, welcher als Ausgangssignal unmittelbar eine Be­ schleunigungsinformation oder aber die zweite zeitliche Ab­ leitung des Höhenverlaufes der ballistischen Flugbahn 23 liefert. Diesen Sensoren 50 oder/und 51 ist (wenigstens) ein Nullindikator 52 nachgeschaltet, der ein Signal (t 2) an die Zeitmeßschaltung 46 liefert, wenn die ballistische Flugbahn 23 (Fig. 1) im Apogäum 26 ihr Höhen-Maximum über der Zeit t bzw. über dem Weg z durchläuft.

Die Zeitspanne t 1 (bzw. mit hinreichender Genauigkeit t 41 oder t 42) . . . t 2 stellt also den zweiten notwendigen Kennwert zur Bestimmung des theoretischen Verlaufes der rein balli­ stischen Flugbahn 23 dar. Zusammen mit der schon ermittelten Information entsprechend der aktuellen Treibladungs-Nummer # läßt sich also über eine weitere Tabellen- oder Dekodier­ matrix 53 an Bord des Projektils 21 der zugehörige Wert der Abschuß-Elevation w 1 ermitteln, bzw. die Matrixeingangsin­ formation direkt zur Bahnbestimmung auswerten.

Diese Informationen (v 1, t 2) - die den maßgeblichen Kennda­ ten (w 1, #) für die Beschreibung der ballistischen Flugbahn 23 entsprechen - werden, wie in Zusammenhang mit Fig. 3 erläu­ tert, im Speicher 38 zwischengespeichert, um daraus über ei­ nen Navigationsrechner 54 den theoretischen Auftreff-Zeit­ punkt t 11 des Projektils 21 im vorverlegten Bahn-Endpunkt z 11 zu bestimmen. Aus diesem nur bei Ausbleiben der Zielauffas­ sung eintretenden Auftreff-Zeitpunkt t 11 wird dann an Bord des Projektils 21, wie in Zusammenhang mit Fig. 2 und Fig. 3 erläutert, mittels der Recheneinrichtung 36 extropoliert, wel­ che Verzögerungs-Zeitspanne t 5 . . . t 7 nach Zielerfassung (t 5 über z 5) bis zur verzögerten Nickwinkel-Änderung vorzugeben ist, um die hinsichtlich des Auftreff-Bahnwinkels w 8 wesent­ lich verbesserte da steilere Zielanflugbahn 29 von der Zeit­ steuerschaltung 32 aus dann einzuleiten.

Diese Zeitpunkt-Ermittlungen und Flugbahn-Übergänge sind bei vergleichsweise geringem Aufwand an Bord des Projektils 21 überaus exakt und reproduzierbar sicherstellbar, da an Bord des Projektils 21 für die Kombination der Flugbahnen 23-25 wie beschrieben ohnehin ein Apogäumsdetektor 49 (Fig. 4) vor­ handen ist. Denn im Apogäum 26 verläuft die erst danach zu verlassende ballistische Abschuß-Flugbahn 23 vorübergehend horizontal; und auch die Fluglage des Projektils 21 bei Durch­ gang durch das Apogäum 26 ist praktisch horizontal oder je­ denfalls nur um einen geringen (und dabei vorgegebenen, al­ so bekannten) Flug-Anstellwinkel der Horizontalen gegenüber abweichend. Zum Apogäums-Zeitpunkt t 2 kann also die momentane Orientierung des Projektils 21 im Raum als horizontale Re­ ferenzlage für die Funktion der Nickregelungseinrichtung 37 (zum Steuern längs der Bahnen 25 und 29) übernommen werden, beispielsweise durch Nullsetzen eines kreiselstabilisierten Lage-Referenzsystems und eines Nickgeschwindigkeits-Integra­ tors, wie in Fig. 3 durch einen Nicklage-Referenzgeber 55 symbolisch berücksichtigt. Die für die Treffergenauigkeit maßgebliche Endphasen-Steuerung längs der gestreckten Bahn 25 erfolgt also überaus präzise, weil zuvor, nämlich unmittel­ bar vor Verlassen der ballistischen Abschußbahn 23, der für den Bahnwinkel w 25/11 maßgebliche Nick-Referenzwert aus den tatsächlichen Fluggegebenheiten des Projektils 21 selbst gewonnen wurde.

Claims (4)

1. Verfahren zur Zielansteuerung eines in seiner Flug-Endphase längs einer gestreckten Flugbahn selbst steuernden Projektils, aus der heraus nach einer Zielauffassung eine steilere Zielansteuerung erfolgt, wobei nach Erfassen des anzusteuernden Zielobjektes zunächst noch die gestreckte Flugbahn beibehalten bleibt, ehe bei weiterer Distanz­ verkürzung zum Zielobjekt eine Nickwinkel-Steuerung für Übergang aus der gestreckten Flugbahn in eine steilere Zielanflugbahn erfolgt, dadurch gekennzeichnet, daß an Bord der Projektils aus dessen vorgegebenem Flugverhalten bei Übergang in eine vorgegebene, gestreckt-geneigte Flugbahn deren theoretischer Aufschlagzeitpunkt bestimmt wird, woraus für die steilere Zielanflugbahn in das Zielobjekt eine Verzögerungs-Zeitspanne für noch vorübergehendes Beibehalten der gestreckten Flugbahn, ab Zielauf­ fassung bis zum Zeitpunkte des Suchflugbahn-Verlassens durch Nick­ winkel-Umsteuerung in die Zielanflugbahn, an Bord des Projektils abgeleitet wird.

2. Vorrichtung zur Umsteuerung eines seine Flugendphase programmgesteuert selbststeuernden und mit einer Zielsuch-Einrichtung (30) ausgestatteten Projektils (21), das mit Regelungs- und Steuerungseinrichtungen und mit Steuerrudern (24) zum Übergang in eine gestreckt-geneigte Zielsuch- Flugbahn (25) und dann zur Einsteuerung in eine Zielanflugbahn (29) ausgestattet ist, zum Ausüben des Verfahrens nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß einem Speicher (38) für Kenndaten des Übergangs in die gestreckte Flugbahn (25) ein Navigationsrechner (54) mit Flugbahnextrapolations- Recheneinrichtung (36) nachgeschaltet ist, auf die auch die Zielsuch­ einrichtung (30) geschaltet ist und die die Verzögerungszeitspanne bis zum Erreichen eines, gegenüber einem Zielauffaß-Zeitpunkt (t 5) unter Beibehaltung der gestreckten Flugbahn (25) verzögerten, Nick­ winkel-Umsteuerungszeitpunktes (t 7), für Umsteuerung des Projektils (21) in eine steilere Zielanflugbahn (29), bestimmt und in eine Flugablauf­ zeitsteuerschaltung (32) übergibt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Zeitsteuerschalter (32) eine Nickregelungseinrichtung (37) und die Zielsucheinrichtung (30) zur vorübergehenden Abschaltung während des Umsteuerns in die steilere Zielanflugbahn (29) nachge­ schaltet sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Speicher (38) mit Einrichtungen zur Übernahme von Bahn­ parametern vor oder nach Start des Projektils (21) ausgestattet ist.