DE3529277A1 - Leitverfahren fuer flugkoerper - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Leitverfahren für Flugkörper oder Projektile ohne Rollagereferenz unter Verwendung eines linear polarisierten Strahls elektromagnetischer Energie oder eines reinen Kommandoverfahrens.

Solche Verfahren sind an sich bekannt. Allgemein wird bei diesen Verfahren die Ablage des Lenkflugkörpers von einer Sollrichtung im Raum mit optischen, optronischen oder radartechnischen Geräten vermessen und beispielsweise mittels einer Regelschleife in die Nähe Null gebracht. Die Ablagenmessung geschieht entweder durch den Flugkörper selbst, was allgemein als Leitstrahlverfahren bezeichnet wird oder die Messung geschieht von der Abschußanlage aus und wird dann zum Flugkörper zwecks Korrektur der Flugbahn über eine optische oder elektrische Nachrichtenverbindung übertragen. Dies wird allgemein als Kommandolenkung bezeichnet. Bei der Ablage handelt es sich um zwei bezüglich der Sollrichtung (z. B. Leitstrahlrichtung) laterale Komponenten, die beispielsweise als Ablage in x- und y-Richtung in einem kartesischen System oder als Radius und Winkel in einem Polarsystem dargestellt werden. Das Problem ist jedoch, daß bei allen rollenden Flugkörpern die Ablageinformation allein für die Lenkung nicht ausreicht. Vielmehr müssen dem Flugkörper die Begriffe "oben" und "unten" oder "links" bzw. "rechts" durch eine bordeigene Lagereferenz fortlaufend mitgeteilt werden, damit die Lenkregelschleife geschlossen werden kann.

Bisher ist es bei Flugkörpern üblich, diese Lagereferenz durch Kreisel oder eine Inertialplattform zu schaffen. Solche Einrichtungen sind aber nicht immer einsetzbar, weil beispielsweise beim Abschuß eine zu hohe Schockwirkung auf das verwendete Gerät ausgeübt wird. Zur Lösung dieses Problems wurde beispielsweise in der DE-OS 30 24 842 vorgeschlagen, eine Vielzahl von am Geschoßbug angeordneten Impulskartuschen anzuordnen. Aber auch diese Lösung ist noch zu aufwendig und nicht in allen Fällen verwendbar.

Ein weiteres Verfahren zur Stabilisierung eines Flugkörpers ist aus der DE-PS 31 05 219 bekannt. Hier wird zur Feinsteuerung von Flugkörpern eine Regelung und automatische Stabilisierung der Position einer Vorzugsrollage ein Verfahren offenbart, bei dem sich das Korrektursignal direkt von der Drehung des Polarisationsvektors um einen bestimmten Winkel ableitet und sich die Kurskorrekturen des Flugkörpers direkt aus der Korrektur der Rollage ergeben.

Es ist bekannt, die Polarisationsrichtung eines von der Abschußanlage ausgehenden Strahls elektromagnetischer Energie als Rollagereferenz heranzuziehen. Zu diesem Zweck wird von der Abschußanlage ein linear polarisierter Strahl in Richtung des Flugkörpers abgestrahlt. Am Heckteil des Flugkörpers befindet sich ein Empfänger für diesen Strahl mit einer linear polarisierten Empfangsantenne bzw. im optronischen Fall ein Detektor mit vorgeschaltetem linearen Polarisationsfilter. Die Amplitude des empfangenen Signals ist dann sinusförmig vom Rollwinkel und damit von der Zeit abhängig. Da im Flugkörper keine Phasenreferenz vorhanden ist, steht nur der Betrag der empfangenen Amplitude ohne Vorzeichen zur Verfügung. Auf diese Weise kann gemessen werden, wann eine bestimmte Bezugsebene im Flugkörper in einer gegebenen Orientierung zur Polarisationsebene steht, z. B. wann die Polarisationsrichtung der Empfangsantenne bzw. des Detektors senkrecht zur einfallenden Polarisation, z. B. horizontal im Raum ist. Ungelöst bleibt hierbei jedoch das Problem einer 180°- Vieldeutigkeit. Das heißt, es entsteht die gleiche Anzeige im Flugkörper, wenn er sich in der Nullage befindet und wenn er, bezogen auf diese Nullage, auf dem Kopf steht. Aber auch hier ist noch die Zweideutigkeit der Nulldurchgangsanzeige gegeben. Zur Behebung dieser Zweideutigkeit sind verschiedene Verfahren bekannt, wie z. B. das Mitzählen der Umdrehungen, was eine Markierung der Ausgangslage beim Abschuß erfordert oder die Ausnutzung der Parallaxe zwischen Abschußrohr und Lenkeinrichtung, was ebenfalls nicht die geforderte Zuverlässigkeit in vollem Umfang erbringt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Leitverfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, bei dem der Einfluß der Rollage bei der Geschoß- bzw. Flugkörperlenkung auf rein elektrischer bzw. optronischer Basis eliminiert wird.

Diese Aufgabe wird durch die im Anspruch 1 aufgezeigten Maßnahmen gelöst. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen angegeben und in der nachfolgenden Beschreibung sind Ausführungsbeispiele erläutert, deren Verständlichkeit durch die Figuren der Zeichnung ergänzt wird. Es zeigen:

Fig. 1 ein Diagramm des empfangenen Signals als Funktion des Rollwinkels;

Fig. 2 ein Schema eines farbig codierten optischen Leitstrahls;

Fig. 3 ein Schema eines farbig codierten Doppelleitstrahls;

Fig. 4 eine Darstellung zur Entstehung von Summen- und Differenzdiagramm bei Amplituden-Monopulsradar;

Fig. 5 eine Darstellung zur Entstehung eines Differenzdiagramms mit zwei Nullstellen;

Fig. 6 ein Monopulsdiagramm zur Flugkörperlenkung bei einem Kommandoverfahren.

Der erfindungsgemäße Gedanke beruht darauf, daß zur Übertragung der Rollageninforamtion ein linear polarisierter Strahl elektromagnetischer Energie verwendet wird und daß zunächst kein befriedigender Weg zu finden ist, die genannte 180°-Zweideutigkeit aufzulösen. Hierzu wird nun bei einem Leitstrahlverfahren vorgeschlagen, zwei Leitstrahlen zu generieren, welche zunächst richtungsmäßig versetzt sind und welche in jedem Fall dem Flugkörper, ob die Zweideutigkeit nun "richtig erraten" worden ist oder nicht, eine stabile Führung gewährleisten. Zur weiteren Beschreibung werden diese beiden Leitstrahlen als Leitstrahl L 1 bzw. Leitstrahl L 2 bezeichnet.

Beim Abschuß wird der Flugkörper in die Mitte zwischen diese beiden Leitstrahlen gezielt. Bei jeder Umdrehung (Rollbewegung) des Flugkörpers werden zwei Maxima und zwei Nullstellen der linear polarisierten, empfangenen Strahlung gemessen (Fig. 1). Eine geeignete Schaltung im Flugkörper, vorzugsweise eine PLL, wird verwendet, um diese Frequenz zu halbieren, d. h. um im Flugkörper eine Sinusschwingung - im folgenden Referenzschwingung genannt - zu erzeugen, die frequenzgleich und phasenstarr mit der Rollbewegung verkettet ist. Durch die genannte Frequenzhalbierung kann man sich ebenfalls die genannte 180°-Zweideutigkeit entstanden denken. Somit gibt es bei Abschuß einer Mehrzahl von Flugkörpern (im Mittel 50% der Flugkörper) solche, bei denen die Frequenzteilung mit der richtigen Phasenlage erfolgt und im Mittel ebenso viele Flugkörper, bei denen bei der Frequenzteilung ein 180°-Fehler hereingebracht worden ist. Die Grundidee ist nun, die Flugkörper der ersten Kategorie im Leitstrahl L 1 und die Flugkörper der zweiten Kategorie zunächst im Leitstrahl L 2 zu führen. Durch unterschiedliche und vorzugsweise zueinander orthogonale Modulation in den Leitstrahlen L 1 bzw. L 2 wird den Flugkörpern mitgeteilt, in welchem der beiden Leitstrahlen sie sich befinden. Auf diese Weise erfährt der Flugkörper, ob der genannte 180°-Fehler gemacht worden ist oder nicht. Mit dieser Information ist nun ein unterschiedliches weiteres Vorgehen möglich. Entweder kann jetzt der 180°-Fehler gegebenenfalls korrigiert werden und der Flugkörper durch einen entsprechenden Lenkimpuls in die nun bekannte "richtige Richtung" gebracht werden oder die weitere, im Anschluß an die bislang beschriebene Vorlenkphase einsetzende Hauptlenkphase kann dann vom "richtigen" Leitstrahl, z. B. vom Leitstrahl L 1 ausgehen. Eine andere Möglichkeit ist, die Leitstrahlen L 1 und L 2, ähnlich wie bei den bekannten Grob-Fein-Leitstrahl-Steuerungssystemen, als Grobleitstrahlen zu verstehen, in deren Mitte sich ein Feinleitstrahl zur eigentlichen genauen Führung befindet. Eine weitere Möglichkeit ist, den oder die Flugkörper nach Auflösung der Zweideutigkeit per Kommandolenkung oder mit einem beliebigen anderen bekannten Lenkverfahren zu führen. Alle diese Möglichkeiten existieren auch dann, wenn mehrere Flugkörper, z. B. beim "ripple fire" quasi gleichzeitig in der gleichen Richtung geführt werden müssen.

Im Rahmen der Erfindung bietet sich eine spezielle Lösung an, wenn zu jeder Zeit nur ein einziger Flugkörper zu führen ist. Dann kann nämlich der 180°-Fehler im Flugkörperreferenzkreis bestehen bleiben, der Flugkörper erkennt, wie oben erklärt, anhand der Modulation, welcher Leitstrahl für ihn Gültigkeit hat und reagiert im folgenden aufgrund interner Korrelationsbildung mit dieser Modulation nur noch auf die für ihn richtige Modulation, d. h. auf den für ihn richtigen Leitstrahl. Die besondere Möglichkeit bei der Führung nur eines einzigen Flugkörpers ist nun, die beiden Leitstrahlen wie die Messer einer Schere während des Fluges, d. h. nach erfolgter Synchronisation im Flugkörper bzw. beim Übertritt von der Vor- zur Hauptlenkphase "im Raum zusammenzuklappen", d. h. in die gleiche Richtung zu bringen und damit den Flugkörper, egal wie die Phasenlage der Referenz ist, in - äußerlich gesehen - einem Strahl zum Ziel zu führen.

Das gleiche Konzept kann man ohne jeden Leitstrahl bei reinen Kommandoverfahren verwenden, indem man per Kommando alle Flugkörper, welche per Zufall den 180°- Fehler nicht gemacht haben, zunächst in die Raumrichtung A lenkt und alle anderen Flugkörper in die etwas andere, typischerweise um die Bündelung der Antenne versetzte Raumrichtung B lenkt. Im weiteren Verlauf muß von der Abschußanlage aus gemessen werden, welche Flugkörper in die Richtung B eingependelt sind und diesen muß ein Kommando zur Korrektur der Referenzphase gegeben werden. Im weiteren Flug, d. h. während der nun einsetzenden den Hauptlenkphase kann dann jeder Flugkörper in die "richtige" Richtung A gelenkt werden. Als Alternative kann man auch ein Verfahren wählen, bei dem die "richtige" Richtung eine neue Richtung C ist, welche dann zweckmäßigerweise in der Mitte zwischen A und B liegen sollte. Ebenso, wie oben erklärt, kann man bei der Kommandolenkung eines einzelnen Flugkörpers beide Richtungen A und B während des Fluges zusammenklappen und in die gewünschte Richtung bringen.

Selbstverständlich sind nach dem gleichen Prinzip auch gemischte Verfahren, z. B. Leitstrahlverfahren in der Vorlenkphase und Kommandoverfahren in der Hauptlenkphase realisierbar.

Zur Veranschaulichung wird das erfindungsgemäße Verfahren im folgenden an einfachen Beispielen aufgezeigt.

Den Leitstrahl kann man als Schnittlinie von zwei zueinander senkrechten Leitebenen verstehen (Fig. 2). Die eine Leitebene des Leitstrahls L 1 möge von links unten nach rechts oben verlaufen, die andere Leitebene des Leitstrahls L 2 von rechts unten nach links oben. In einem optischen System kann die Richtung durch die Farbe des Leitstrahls codiert werden. Beispielsweise soll der Leitstrahl L 1 links oberhalb der Leitebene die Farbe Rot erhalten, unterhalb dieser Ebene die dazu komplementäre Farbe Grün, der Leitstrahl L 2 rechts oberhalb seiner Leitebene die Farbe Gelb und auf der entgegengesetzten Seite die Komplementärfarbe Blau.

Befände sich der zu führende Flugkörper genau auf der Leitstrahlachse, so käme in seinem Empfänger die Mischfarbe Weiß zustande. Empfängt der Flugkörper beispielsweise mehr Grün als Rot und mehr Gelb als Blau, so hat er in der Fig. 2 eine Ablage, die rechts vom Leitstrahl einzuordnen ist. Handelt es sich dabei um einen Flugkörper mit einer (per Zufall) richtigen Rollagereferenz, so wird die Ablage richtig erkannt und es wird der Flugkörper zur Mitte des Leitstrahls zurückgeführt. Handelt es sich jedoch um einen Flugkörper mit einem 180°-Fehler in der Referenz, so wird die Ablage vom Leitstrahl der Fig. 2 durch die einsetzende Regelung weiter vergrößert, d. h. im gegebenen Beispiel wird der Flugkörper nach rechts gedrängt. Rechts neben diesem Leitstrahl, welcher in der weiteren Beschreibung die Funktion des Leitstrahls L 1 annimmt, wartet nun im Raum erfindungsgemäß der Leitstrahl L 2 auf die ihm zufallenden Flugkörper. Die hierzu nötige Codierung der Leitebenen der Leistrahlen L 1 a bzw. L 2 a ist aus der Fig. 3 zu entnehmen. Der Flugkörper wird beim Abschuß in die Mitte zwischen den beiden Leitstrahlen L 1 und L 2 geschossen. Ohne den 180°-Fehler interpretiert der Flugkörper beispielsweise die Farbe Gelb mit einer Reaktion nach links unten, d. h. in Richtung zur Leitebene des Leitstrahls L 2. Im anderen Fall, d. h. mit dem 180°- Fehler kommt die entgegengesetzte Reaktion, d. h. Lenkung nach rechts oben, in Richtung zur Leitebene des Leitstrahls L 2 a zustande. In jedem Fall wird der Flugkörper von einem der beiden Leitstrahlen L 1 oder L 2 stabil aufgefangen. Man erkennt, daß beide Strahlen gleichwertig sind und daß man ganz einfach von zweierlei Flugkörpern reden könnte, die sich entweder in A oder in B stabil führen lassen.

Zur weiteren Erklärung der Flugkörperzusammenführung ist anzunehmen, daß beide Leitstrahlen unterschiedlich, vorzugseise orthogonal zueinander zeitlich moduliert sind. In der einfachsten Weise kann eine derartige Modulation durch schnelles, alternierendes Schalten verwirklicht werden, wobei der Strahl L 1 eingeschaltet ist, wenn L 2 ausgeschaltet ist und umgekehrt.

Bei dem Verfahren zur gleichzeitigen Lenkung mehrerer Flugkörper kann man die beiden Modulationen z. B. durch verschiedene relative Einschaltdauer, z. B. 40% und 60% voneinander unterscheiden. Beispielsweise wird der Leitstrahl L 1 zu 40% und der Leitstrahl L 2 zu 60% der Zeit eingeschaltet. Empfängt der Flugkörper dann die Modulation mit 60% Einschaltdauer - und daher die vorstehend gegebene Empfehlung, die beiden Leitstrahlen um eine Bündelungsbreite der Antenne bzw. der optischen Leistrahlvorrichtung zu versetzen - so weiß er, daß er dem Leitstrahl L 2 zugeordnet ist. Je nach der gewählten Systemauslegung kann nun entweder eine Korrektur der Phase des Referenzoszillators und gleichzeitig ein vorprogrammierter Schub in die nun bekannte Richtung des "richtigen" Leitstrahls L 1 erfolgen, wobei dann dieser Leitstrahl L 1 die weitere Führung bis zum Ziel übernimmt, oder es kann eine Umschaltung von der Grobleitstrahlen L 1 und L 2 auf einen in der Mitte befindlichen Feinleitstrahl erfolgen. Bei der Lenkung eines einzigen Flugkörpers kann, wie oben bereits beschrieben, auf die Korrektur des 180°-Fehlers verzichtet werden und es genügt ferner, die Modulationen der beiden Leitstrahlen L 1 und L 2 nicht überlappend, z. B. jede zu 50% der Zeit aufzuprägen. Die einfachste Realisierung eines Korrelators im Flugkörper besteht dann aus einem Schalter, ähnlich einem Entfernungstor, welcher im Rhythmus und in der Phasenlage der einfallenden Modulation synchronisiert wird. Ist die Synchronisierung erfolgt, d. h. nach erfolgter Stabilisierung des Flugkörpers in einer der beiden Richtungen A oder B, können dann die beiden Leitstrahlen, die ja zeitlich ineinander verschachtelt sind und daher nicht miteinander interferieren können, räumlich in der gleichen Richtung zusammengeführt werden, wobei der Flugkörper aufgrund seiner Synchronisierung während der Vorlenkphase in der nun anschließenden Hauptlenkphase nur auf die Ablageinformation des "für ihn wahren" Leitstrahls L 1 oder L 2 "hört".

Vornehmlich wird aber zur Realisierung des Erfindungsgedankens an die Stelle der Lichtstrahlen beliebige Leitstrahlen elektromagnetischer Energie, z. B. aus einem Laser oder aus einer Mikrowellenquelle treten. An die Stelle der Farbe tritt eine unterschiedliche Frequenz oder, bei gleicher Trägerfrequenz, eine verschiedene Wahl der Modulationsfunktionen, wobei diese Modulation die Amplitude und oder die Phase der Schwingungen betreffen kann. Die genannten Modulationen sollten vorzugsweise zueinander orthogonal sein. An die Stelle des Schalters im Flugkörper tritt im allgemeinen ein Korrelator oder ein digitales Filter. Vorzugsweise wird man daher zur Modulation sogenannte Phasenumkehrcodes verwenden, da diese Codierungen besonders einfach in digitalen Schaltungen zu erzeugen und zu verarbeiten sind.

Vorzugsweise wird man die Polarisation der Leitstrahlen sämtlicher linear in der gleichen Ebene wählen, da dann ein gesonderter Strahl zur Definition der Rollagereferenz entfällt.

Als weiteres Beispiel wird die Verwirklichung des vorgeschlagenen Verfahrens bei Monopulsradar mit Kommandolenkung beschrieben. Naturgemäß eignet sich die Kommandolenkung weniger zur simultanen Lenkung mehrerer Flugkörper (ripple fire) als vielmehr zur individuellen Lenkung eines einzigen Flugkörpers. Die folgende Beschreibung ist daher auf diesen Fall der Lenkung jeweils nur eines Flugkörpers abgestimmt.

Bei einem derartigen Verfahren wird die Ablage des Flugkörpers von seiner Sollrichtung in einem Monopulsempfänger gemessen. Diese Messung kann passiv oder aktiv erfolgen. Bei der passiven Messung wird der Flugkörper bei der gleichen Frequenz vermessen, mit welcher das Ziel verfolgt wird. In diesem Fall ist es zweckmäßig oder notwendig, den rückwärtigen Radarquerschnitt des Flugkörpers zwecks Verbesserung seiner Verfolgbarkeit künstlich zu vergrößern, z. B. durch Reflektoren am Flugkörperheck. In der Praxis wird zumeist die aktive Verfolgung des Flugkörpers bevorzugt, d. h. der Flugkörper wird mit einem Peilsender bzw. einer Bake versehen und auf der Frequenz dieses Senders, welche geringfügig von der eigentlichen Radarfrequenz für die Zielverfolgung abweicht, verfolgt. Die gemessene Winkelablage des Flugkörpers dient zur Berechnung von Bahnkorrekturkommandos, die am Ort der Abschußanlage ermittelt werden und im allgemeinen über eine optische oder funktechnische Kommandoübertragungsstrecke an den Flugkörper übermittelt werden müssen.

Das Summen- und Differenzdiagramm Σ und Δ eines gewöhnlichen Amplituden-Monopulsradars kann man bekanntlich entstanden denken durch Addition und Subtraktion von zwei Einzeldiagrammen E und F, die beide nach etwas unterschiedlichen Richtungen ausgerichtet sind (Fig. 4). Bei der Kommandolenkung wird bekanntlich angestrebt, den Flugkörper möglichst nahe an der Nullstelle des Differenzdiagramms zu führen.

Wenn der Flugkörper seine Rollage nur mit der genannten 180°-Vieldeutigkeit feststellen kann, muß erfindungsgemäß nach dem Abschuß, d. h. in der Vorlenkphase ein Richtungspaar vorgegeben sein, wobei die Lenkung, je nach Phasenlage der Referenzschwingung im Flugkörper, für eine der beiden Richtungen stabil ist.

Ein entsprechendes Monopulsdiagramm mit zwei räumlich versetzten Nullstellen kann man in Analogie zu einem "normalen" Monopulsdiagramm generieren, indem man Summe und Differenz aus drei zueinander versetzten Diagrammen bildet (Fig. 5). Bezeichnet man die Einzeldiagramme mit G, H und I, so ist das Summendiagramm gegeben durch

Σ = G + H + I

und das Differenzdiagramm durch

Δ = -G + H - I

(Fig. 5). Das Differenzdiagramm weist in zwei verschiedenen Richtungen, gekennzeichnet durch die beiden verschiedenen Winkel K und L, je eine Nullstelle auf, wobei die Lenkung des Flugkörpers, je nach dem welche Phasenlage die Referenzschwingung hat, in einer der beiden Nullstellen stabil ist. Im dreidimensionalen Raum definieren die beiden Nullstellen K und L zwei Leitebenen, die man sich senkrecht zur Zeichenebene vorstellen kann, analog zu den Leitebenen der Leitstrahlen L 1 und L 1 a in Fig. 3. Um ein Einfangen des Flugkörpers im Raum sicherzustellen, muß ein zweites Paar von Leitebenen senkrecht zum ersten Paar generiert werden, entsprechend den Leitebenen der Leitstrahlen L 2 und L 2 a in Fig. 3. Diese Ebenen werden durch ein Paar von Nullstellen eines um 90° gedrehten Antennendiagramms erzeugt. Wenn die Leitebenen horizontal oder vertikal im Raum stehen, spricht man dann häufig vom Horizontal- und vom Vertikaldifferenzdiagramm bzw. von der horizontalen oder vertikalen Ablage. Prinzipiell besteht jedoch kein Grund, die Leitebenen nach dem Lot auszurichten. Sie können beispielsweise um 45° zur Horizontalen geneigt sein, wie in den Fig. 2 und 3 ausgedrückt.

Nach der Stabilisierung des Flugkörpers in einer der beiden Richtungen K oder L kann durch Vergleich des Flugkörper-Radarechos bzw. seines Peilsendersignals in den äußeren Diagrammen G und I ausgesagt werden, ob er sich bei K oder L befindet. Nun ist es nicht nötig den evtl. vorhandenen 180°-Fehler der Referenzschwingung im Flugkörper zu korrigieren. Vielmehr führt eine anschließende, von der Vor- zur Hauptlenkphase überleitende Schwenkung der "richtigen Nullstelle", d. h. in diesem Zusammenhang, der Nullstelle, in welcher sich der Flugkörper stabilisiert hat, in die Sollrichtung zur gewünschten Lenkung. Diese Schwenkung des Antennendiagramms kann mechanisch oder elektronisch bewirkt werden. Eine ganz einfache, elektronisch realisierbare Möglichkeit zur Diagrammschwenkung ist in Fig. 6 dargestellt, nämlich indem nach erfolgter Messung, ob der Flugkörper in K oder L stabilisiert ist, zur weiteren Lenkung ein "gewöhnliches" Monopulsdiagramm verwendet wird, erzeugt aus je zwei Diagrammen pro Ebene. Dieser Gedanke wird in Fig. 6 weiter erläutert. Die Einzeldiagramme einer Ebene sind mit M und N bezeichnet. War der Flugkörper anfänglich in der Nullstelle K, so wird der im weiteren Verlauf in dem Differenzdiagramm

Δ ₁ = N - M

geführt. War er dagegen vorher in der Nullstelle L, so wird das Differenzdiagramm

Δ ₂ = M - N

eine stabile Führung ermöglichen. Zweckmäßigerweise wird man die Antenne derart ausrichten, daß die Nullstellen von Δ ₁ oder Δ ₂ nicht nur die gewünschte Raumrichtung, d. h. z. B. bei einem Zieldeckungsverfahren in Richtung zum Ziel zeigen, sondern auch in der Mitte zwischen den Nullstellen K und L liegen. Auf diese Weise wird eine ruckartige Bewegung der Radarantenne im Augenblick des Umschaltens von der Vor- zur Hauptlenkphase vermieden.

Claims (11)

1. Leitverfahren für Flugkörper oder Projektile ohne Rollagereferenz unter Verwendung eines linear polarisierten Strahls elektromagnetischer Energie oder eines reinen Kommandoverfahrens, dadurch gekennzeichnet, daß zur eindeutigen Rollagenbestimmung in einer Vorlenkphase zwei richtungsmäßig zueinander versetzte Leitstrahlen (L 1, L 2) generiert werden, die entweder unterschiedlich - vorzugsweise zueinander orthogonal - moduliert sind und in einer Hauptlenkphase der Flugkörper etc. in die gegebenenfalls korrigierte Richtung auf den ihr entsprechenden Leitstrahl gebracht wird oder daß den Leitstrahlen (L 1, L 2) ein zwischen ihnen befindlicher Feinleitstrahl (L 3) zugeordnet wird.

2. Leitverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ziellenkung in der Hauptlenkphase durch ein Kommando- oder ein anderes an sich bekanntes Lenkverfahren übernommen wird.

3. Leitverfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß mittels einer PLL- Schaltung im Flugkörper eine Sinusschwingung erzeugt wird, die frequenzgleich und phasenstarr mit der Rollbewegung des Flugkörpers verkettet ist.

4. Leitverfahren nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Leitstrahlen (L 1, L 2) nach erfolgter Synchronisation im Flugkörper bzw. beim Übergang von der Vor- zur Hauptlenkphase in die gleiche Richtung, d. h. in deckende Parallelität gebracht werden.

5. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitstrahlen (L 1, L 2) farblich unterschiedlich codiert sind.

6. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die orthogonal zueinander zeitliche Modulation der Leitstrahlen (L 1, L 2) durch schnelles, alternierendes Ein- und Ausschalten der Leitstrahlen erfolgt.

7. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß zur gleichzeitigen Lenkung mehrerer Flugkörper die Leitstrahlmodulation durch unterschiedlich lange relative Einschaltdauer je Leitstrahl (L 1, L 2) erfolgt.

8. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß zur Modulation der Leitstrahlen (L 1, L 2) Phasenumkehrcodes verwendet werden.

9. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß im Flugkörper ein Korrelator oder digitales Filter zur Schaltung angeordnet ist.

10. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Polarisation der Leitstrahlen (L 1, L 2) linear in der gleichen Ebene erfolgt.

11. Leitverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei einem durch Monopulsradar mit Kommandolenkung gesteuerten Flugkörper in der Vorlenkphase ein Richtungspaar von Lenkstrahlen (L 1, L 2) vorgegeben wird und die Lenkung je nach Phasenlage der Referenzschwingung im Flugkörper für eine der beiden Richtungen stabil ist und durch Vergleich des Flugkörperradarechos die stabilisierte Richtung bestimmt wird und beim Beginn der Hauptlenkphase eine Schwenkung dieser stabilisierten Richtung in die Sollrichtung erfolgt.