DE3347412C2 - Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes und Anordnung zur Durchführung des Verfahrens - Google Patents
Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes und Anordnung zur Durchführung des VerfahrensInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Navigieren eines
Fluggerätes bei dessen Zielanflug auf ein Radarzielobjekt
mit Hilfe eines Doppler-Bordradargerätes sowie eine Anordnung
zur Durchführung des Verfahrens. Ein solches Verfahren
bzw. eine Anordnung zum Ausführen eines solchen Verfahrens
sind aus der DE 26 36 062 A1 bereits bekannt.
Die bekannte Anordnung weist
eine Zielsuchlenkvorrichtung auf, die dazu dient, einen
Flugkörper, welcher von einer Kommandostelle ferngelenkt
in Zielnähe gebracht wurde, selbsttätig ins Ziel zu steuern.
Die Zielsuchlenkvorrichtung weist dazu einen Doppler-
Radarsuchkopf mit einer kardanisch bewegbaren Antenne mit
ausgeprägter Richtcharakteristik und mit hohem Antennengewinn
auf. Mit Hilfe dieser Radarantenne wird das Ziel
durch einen Abtastvorgang auf aktive, semiaktive oder passive
Weise geortet und durch ständiges Nachführen der Antenne
im Auffaßbereich festgehalten. Die Ablage der Empfangsrichtung
der auf das Ziel gerichteten Antenne von der Flugkörperlängsachse,
bzw. deren Änderung, wird zur Erzeugung
eines Lenkbefehls ausgenutzt. Ferner kann mit dem Radarsuchkopf
die Annäherung bzw. Entfernung zwischen dem Flugkörper und
dem Ziel durch Messung der Dopplerfrequenzverschiebung bzw.
der Laufzeit der vom Ziel reflektierten Wellen bestimmt werden.
Die Annäherungs- oder Entfernungsangabe wird hierbei
zur Zündung des Sprengsatzes verwendet.
Als Fluggerät kommt
beispielsweise ein Luft-Boden-Flugkörper zur Panzerwagenbekämpfung
in Betracht, im Prinzip aber auch jede andere
Art von Luftfahrzeugen, insbesondere bei deren Lenkung nach
einem Homing-Verfahren auf einen Bodenzielpunkt. Der Bodenzielpunkt
kann somit auch ein Navigationssender bzw. eine
passive Navigationsbake mit einem Radarreflektor sein.
Bei einem navigierenden Flugkörper G zeigt der Geschwindigkeitsvektor
Vg aus flugmechanischen Gründen nicht stets in
Richtung der Flugkörperlängsachse g, sondern hat gegenüber
dieser einen Anstellwinkel D. Es wird als Sichtlinie LOS die
Verbindungsgerade zwischen G und dem angesteuerten Ziel bezeichnet
und als Vorhaltwinkel S derjenige Winkel, um den Vg
von LOS abweicht; der Winkel zwischen g und LOS wird Schielwinkel
F genannt.
Bild 1 zeigt das Richtungsdreibein aus Vg, LOS und g als
perspektivische Darstellung. Ein Zielsuchkopf an Bord kann
direkt nur den Schielwinkel F messen. Er ist also in der Lage
festzustellen, ob die Flugkörperlängsachse zum Ziel zeigt oder
um welchen Winkel sie davon abweicht, nicht aber, ob der Flugvektor
Vg zum Ziel gerichtet ist. Würde man bei der Navigation
nach dem Zielrichtungskurs (Hundekurve-Verfahren), bei der
der Flugkörper stets in der momentanen Blickrichtung zum Ziel
fliegen soll, die Längsachse g von G zum Ziel ausrichten, so
würde ein wegen des Schwerefeldes und wegen Wind und bei
Kurvenflug erforderlicher Anstellwinkel D der Längsachse g
gegen die Flugbahn nicht geduldet werden. Die Folge wäre Instabilität,
große Treffehler oder gar Absturz.
Deshalb verwendet man häufig auch bei der genannten Aufgabe
die Proportionalnavigation (PN), die dann aber ein raumfestes
Richtungsbezugssystem benötigt; in der Regel wird ein Kreiselsystem
verwendet. Bei der PN wird die Drehung der Sichtlinie
LOS gegenüber dieser raumfesten Referenz als Maß für die Reaktion
benutzt, so daß bei der Bestimmung der Richtung der LOS
gegen diese Referenz der Anstellwinkel D zwischen Vg und g
unbeachtlich wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren
und eine Anordnung der eingangs genannten Art anzugeben,
mit dem der Anstellwinkel D und damit der Vorhaltwinkel S
ermittelbar sind, um damit eine Navigation nach dem Zielrichtungskurs
(Hundekurve-Verfahren) durchzuführen, ohne
daß eine Lagereferenz benötigt wird.
Die kennzeichnenden Merkmale der Erfindung sind dem kennzeichnenden
Teil des Patentanspruchs 1 bzw. des Patentanspruchs
4 entnehmbar. Die weiteren Unteransprüche betreffen
vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.
Die Anwendung der Erfindung ist somit insbesondere bei
Luft-Boden-Homing-Aufgaben vorteilhaft, bei denen ein
Flugkörper mit bordeigenen Mitteln auf ein auf der Erdoberfläche
stehendes oder im Verhältnis zur Fluggeschwindigkeit
des Fluggerätes langsam bewegendes Ziel gelenkt
werden soll. Gegenüber dem Proportionalnavigationsverfahren
ergibt sich hierbei der Vorteil, daß Lagekreisel zur
Bildung eines Endphasenrichtungssystems nicht erforderlich
sind; Lagekreisel bestehen bekanntlich aus relativ
teueren Kreiselsystemen, die zudem Verzugszeiten bedingen,
da sie anfänglich erst hochlaufen müssen, ehe
sie die Lagereferenz abgeben können.
Das Verfahren zur Ermittlung des Anstellwinkels D wird mit
Bild 2 erklärt. Die Antennenkeule eines Dopplerradargerätes
möge sich um den Winkel Fm gegen g auslenken lassen. Ein
kreisförmiges Schwenk der Keule um die G-Längsachse mit Fm
zeichnet im Raum einen Kegel und auf dem Gelände eine
Ellipse. Wenn die Flugrichtung mit der Achse übereinstimmt,
erhält man bei diesem Schwenk für das vom Boden reflektierte
Empfangssignal stets die selbe Dopplerverschiebung der Frequenz
(unabhängig von der Geländeform), woraus sich die
momentane Annäherungsgeschwindigkeit Ve an die Ellipsenpunkte
leicht errechnen läßt, wie dies z. B. bei Skolnik,
Introduction to Radar Systems, 1962, Seite 72 beschrieben ist.
Wenn aber der Vektor Vg von der Flugkörperlängsachse g um
den Winkel D abweicht, dann bleibt die gemessene Annäherungsgeschwindigkeit
während eines Kreisschwenks der Antenne
nicht mehr konstant. Es ergibt sich in derjenigen
Richtung die größte Annäherungsgeschwindigkeit Vemax, wo
der Winkel zwischen Vg und der Radarseelenachse am geringsten
wird. Dieses Ereignis tritt stets in der Ebene auf,
die durch g und Vg aufgespannt wird (Anstellebene).
Mit Bild 2 ist diese Situation dargestellt. Es ist
Vemax=Vg · cos (Fm-D),
Vemin=Vg · cos (Fm+D).
Die Differenz beider Geschwindigkeiten ist nach dem Additionstheorem
ΔVe=2 · Vg · sin Fm · sin D.
Daraus findet sich D aus
Wenn man für Vg den Wert Vemax nimmt, so macht man in
der Regel einen Fehler unter 1/5 Grad. Da D aber nur auf
etwa 1° genau benötigt wird, ist er tolerierbar.
Eine praktische Formel zur Bestimmung von D lautet somit
(mit sin D≈D)
Der Anstellwinkel D liegt in der Anstellebene von g aus
gesehen in der Richtung, in der Vemax gefunden wurde.
Der Winkel, der zwischen der Anstellebene und der durch
LOS und g aufgespannten Ebene (der Sichtebene) ist damit
ebenfalls bekannt und heißt Wv.
Bild 3 zeigt die Verhältnisse in bezug auf die durch LOS
und g aufgespannte Sichtebene. Da F, D und Wv bekannt
sind, kann z. B. durch mehrfache Anwendung des Cosinussatzes
für den Vorhaltwinkel S die Beziehung hergeleitet
werden
cos S= cosD · cosF + sinD · sinF · cosWv,
womit der gesuchte momentane Vorhaltwinkel S ermittelt
ist.
Für die Zielrichtungsnavigation wird als Information neben
dem momentanen Wert des Vorhaltwinkels S auch der Winkel
Wr benötigt, der diejenige Ebene durch g kennzeichnet,
in der die Längsachse g entsprechtend dem verwendeten
Navigationsgesetz gedreht werden muß. Das ist diejenige
Ebene (Reaktionsebene), die durch g und sein Lot
aufgespannt wird, das in der Vorhaltebene liegt.
Mit Hilfe des Cosinussatzes und des Pythagoras-Satzes
läßt sich für Wr folgende Beziehung ableiten:
Somit sind der momentane Vorhaltwinkel S und die Reaktionsebene
bestimmt.
Für kleine Winkel ist tanα≈α, so daß man oft schreiben
kann:
Wenn Vemax und Vemin mit der Standardabweichung σv bestimmt
werden, so gilt nach dem Fehlerfortpflanzungsgesetz
für die Standardabweichung σD von D
Beispielsweise findet sich
mit Vemax=200 m/s und σv=1 m/s bei Fm=15°
σD45′.
Wenn Fm auf 30′ genau bestimmbar ist (σFm=30′), findet
sich bei Wv=0 (d.h. LOS, g und Vg in einer Ebene) für
die Standardabweichung σS von S
Claims (4)
1. Verfahren zum Navigieren eines Fluggerätes (z. B. Flugkörpers
oder Luftfahrzeuges) bei dessen Zielanflug auf ein Radarzielobjekt
mit Hilfe eines Doppler-Bordradargerätes, dadurch
gekennzeichnet, daß bei Anwendung des sog. Hundekurven-Navigationsverfahrens
der Vorhaltewinkel S, der zwischen dem Geschwindigkeitsvektor
Vg des Fluggerätes G und der Sichtlinie LOS (momentane
Verbindungsgerade zwischen G und Ziel) liegt, dem Wert
Null angenähert wird und daß zu seiner bordseitigen Bestimmung
folgende Maßnahmen getroffen sind:
- a) der Radarstrahl des Doppler-Radargerätes wird entlang dem Mantel eines zur Längsachse g des Fluggerätes symmetrischen Kegels geschwenkt,
- b) aus der Doppelverschiebung werden Betrag und Mantellinie der größten (Vemax) und der kleinsten (Vemin) Annäherungsgeschwindigkeit bestimmt und der Betrag des Anstellwinkels D entsprechend der Formel ermittelt, wobei Fm der Öffnungswinkel (Winkel des Kegelmantels gegen g) des Kegels ist und Vg die Flugkörpergeschwindigkeit,
- c) der Vorhaltwinkel S wird dann entsprechend der Formel cos S = cos D · cos F + sin D · sin F · cos Wvbestimmt, wobei F der Schielwinkel ist (Winkel zwischen g und der Sichtlinie LOS) und Wv der Winkel zwischen der Sichtebene (aufgespannt von g und LOS) und Vemax-Ebene, die von g und der Mantellinie aufgespannt wird, bei der Vemax festgestellt wurde.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß zum Ermitteln des Betrags des Anstellwinkels D die Flugkörpergeschwindigkeit
Vg gleich der größten Annäherungsgeschwindigkeit Vemax
gesetzt wird.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch seine
Verwendung bei der Endphasenlenkung militärischer Flugkörper
oder Geschosse.
4. Anordnung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche
1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß an ein Doppler-Radargerät
ein Navigationsrechner angeschlossen ist, durch welchen
der Anstellwinkel D und der Vorhaltwinkel S ermittelt wird,
und daß an den Ausgang des Rechners
die Steuermittel des Fluggerätes, beispielsweise solche nach
Art eines Autopiloten, angeschlossen sind.
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