DE3529277A1 - Control method for missiles - Google Patents

Abstract

The invention relates to a control method for missiles or projectiles without any roll-attitude reference, using a linear-polarized beam of electromagnetic energy or using a pure command method, in the case of the which the influence of the roll attitude on guidance of the projectile or missile is eliminated on a purely electrical or optronic basis in that two pilot beams, whose directions are offset with respect to one another, are generated in a pre-guidance phase, which pilot beams are either differently modulated and, in a main-guidance phase of the missiles, are moved into the possibly corrected direction on the pilot beam corresponding to them or in that a fine pilot beam, which is located between the pilot beams, is allocated to said pilot beams, on which fine pilot beam the missile is controlled into the target.

Description

Die Erfindung betrifft ein Leitverfahren für Flugkörper oder Projektile ohne Rollagereferenz unter Verwendung eines linear polarisierten Strahls elektromagnetischer Energie oder eines reinen Kommandoverfahrens.The invention relates to a guidance method for missiles or projectiles without using roll reference of a linearly polarized electromagnetic beam Energy or a pure command procedure.

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.Such methods are known per se. General will with these procedures the storage of the guided missile from a target direction in space with optical, optronic or radar devices and for example close to zero by means of a control loop brought. The storage measurement is done either by the Missile itself, what is commonly called a beacon is designated or the measurement is done by the Launcher and then becomes a missile for the purpose Correction of the trajectory via an optical or electrical Transfer message connection. This becomes general referred to as command steering. When filing there are two in relation to the target direction (e.g. beacon direction) lateral components that for example as a shelf in the x and y directions in one Cartesian system or as radius and angle in one Polar system can be represented. The problem, however, is that the storage information for all rolling missiles not enough for steering alone. Much more the missile must use the terms "top" and "bottom" or "left" or "right" by an on-board position reference be communicated continuously so that the Steering control loop can be closed.

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.So far it has been common for missiles to use this position reference through gyroscope or an inertial platform create. However, such facilities are not always  can be used because, for example, when launching one too high shock effect on the device used becomes. For example, to solve this problem proposed in DE-OS 30 24 842, a variety of to arrange pulse cartridges arranged on the projectile bow. But this solution is still too complex and not usable in all cases.

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.Another method of stabilizing a missile is known from DE-PS 31 05 219. Here will for fine control of missiles a regulation and automatic stabilization of the position of a preferred rollage discloses a process in which the Correction signal directly from the rotation of the polarization vector and derives at a certain angle the missile course corrections directly from the Correction of the rollage result.

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.It is known that the direction of polarization is one of the Outbound electromagnetic beam launcher Use energy as a roll reference. To this The purpose of the launch facility is a linearly polarized one Beam emitted towards the missile. At the Aft part of the missile is a receiver for this beam with a linearly polarized Receiving antenna or in the optronic case a detector with upstream linear polarization filter. The The amplitude of the received signal is then sinusoidal depends on the roll angle and thus on the time. Since in Missile no phase reference is available only the amount of the received unsigned amplitude to disposal. In this way it can be measured when a certain reference plane in the missile in a given orientation to the plane of polarization  stands, e.g. B. when the direction of polarization Receiving antenna or the detector perpendicular to the incident Polarization, e.g. B. is horizontal in the room. Unsolved however, the problem of a 180 ° Ambiguity. This means that the same display is created in the missile when it is in the zero position and if he is upside down in relation to this zero position. But here too there is still the ambiguity Zero crossing indication given. To resolve this ambiguity various methods are known, such as. B. counting the revolutions, which is a marking of the Starting position at the launch requires or exploitation the parallax between the launch tube and the steering device, which also does not have the required reliability in fully.

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.The invention has for its object a guiding method of the type mentioned at the outset, in which the influence of the rollage in the projectile or missile guidance purely electrical or optronic Base is eliminated.

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:This object is shown by the claim 1 Measures solved. In the subclaims are advantageous Refinements specified and in the following Description are explained exemplary embodiments, their intelligibility through the figures of the drawing is added. Show it:

Fig. 1 ein Diagramm des empfangenen Signals als Funktion des Rollwinkels; Fig. 1 is a diagram of the received signal as a function of the roll angle;

Fig. 2 ein Schema eines farbig codierten optischen Leitstrahls; Fig. 2 is a diagram of a color-coded optical beacon;

Fig. 3 ein Schema eines farbig codierten Doppelleitstrahls; Fig. 3 is a diagram of a color-coded Doppelleitstrahls;

Fig. 4 eine Darstellung zur Entstehung von Summen- und Differenzdiagramm bei Amplituden-Monopulsradar; Figure 4 illustrates the formation of sum and difference pattern in amplitude monopulse radar.

Fig. 5 eine Darstellung zur Entstehung eines Differenzdiagramms mit zwei Nullstellen; Figure 5 is a diagram for generation of a difference pattern with two zeros.

Fig. 6 ein Monopulsdiagramm zur Flugkörperlenkung bei einem Kommandoverfahren. Fig. 6 is a diagram for monopulse missile guidance in a command procedure.

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.The idea according to the invention is based on the fact that a linearly polarized beam of electromagnetic energy is used to transmit the rollage information and that initially no satisfactory way can be found to resolve the 180 ° ambiguity mentioned. For this purpose, it is now proposed in a beacon method to generate two beacons which are initially offset in terms of direction and which in any case ensure stable guidance for the missile, whether the ambiguity has been "correctly guessed" or not. For further description, these two guide beams are referred to as guide beam L 1 and guide beam L 2 .

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.At launch, the missile is aimed in the middle between these two beacons. With each revolution (roll movement) of the missile, two maxima and two zeros of the linearly polarized, received radiation are measured ( FIG. 1). A suitable circuit in the missile, preferably a PLL, is used to halve this frequency, ie to generate a sinusoidal oscillation - hereinafter referred to as the reference oscillation - in the missile, which is concatenated in frequency and phase locked to the rolling motion. Due to the frequency halving mentioned, the 180 ° ambiguity mentioned can also be imagined. Thus, when a plurality of missiles are fired (on average 50% of the missiles), there are those in which the frequency division takes place with the correct phase position and on average as many missiles in which a 180 ° error has been introduced in the frequency division. The basic idea is now to guide the missiles of the first category in the guide beam L 1 and the missiles of the second category in the guide beam L 2 . Through different and preferably mutually orthogonal modulation in the guide beams L 1 and L 2 , the missiles are informed in which of the two guide beams they are located. In this way, the missile finds out whether the 180 ° error mentioned has been made or not. With this information, a different, further procedure is now possible. Either the 180 ° error can now be corrected, if necessary, and the missile can be brought into the now known "correct direction" by means of a corresponding steering impulse, or the further main steering phase that starts after the previously described pre-steering phase can then be carried out by the "correct" guide beam, e.g. . B. start from the guide beam L 1 . Another possibility is to understand the guide beams L 1 and L 2 , similar to the known coarse-fine guide beam control systems, as coarse guide beams, in the middle of which there is a fine guide beam for the actual precise guidance. Another possibility is to guide the missile (s) after the ambiguity has been resolved by command steering or by any other known steering method. All of these possibilities also exist when several missiles, e.g. B. the "ripple fire" must be performed almost simultaneously in the same direction.

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.Within the scope of the invention there is a special solution if only one missile at a time is to be managed. Then the 180 ° error in The missile reference circle remains, the missile recognizes, as explained above, from the modulation, which beacon is valid and reacts for him in the following due to internal correlation formation this modulation only to the right one for him Modulation, i. H. on the right guide beam for him. The special possibility of managing only one single missile is now, the two beacons like a pair of scissors in flight, d. H. after synchronization in the missile or at Transition from the preliminary to the main steering phase "in the room collapse ", i.e. bring it in the same direction and thus the missile, no matter how the phase position the reference is, seen from the outside, in a ray to lead to the goal.

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.The same concept can be used without any beacon in pure command procedures, by first commanding all missiles that did not accidentally make the 180 ° mistake in direction A and all other missiles in the slightly different direction, typically around that Bundling the antenna staggered spatial direction B directs. In the further course, it must be measured from the launch system which missiles have leveled off in direction B and these have to be given a command to correct the reference phase. In the further flight, ie during the main steering phase now beginning, each missile can then be directed in the "correct" direction A. As an alternative, one can also choose a method in which the "correct" direction is a new direction C , which should then expediently lie in the middle between A and B. Similarly, as explained above, when commanding a single missile, both directions A and B can be folded together during the flight and brought in the desired direction.

Selbstverständlich sind nach dem gleichen Prinzip auch gemischte Verfahren, z. B. Leitstrahlverfahren in der Vorlenkphase und Kommandoverfahren in der Hauptlenkphase realisierbar.Of course, according to the same principle mixed processes, e.g. B. beacon in the Forward steering phase and command procedure in the main steering phase realizable.

Zur Veranschaulichung wird das erfindungsgemäße Verfahren im folgenden an einfachen Beispielen aufgezeigt.The method according to the invention is used for illustration shown below using simple examples.

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.The guide beam can be understood as the intersection of two mutually perpendicular guide planes ( Fig. 2). One guide plane of the guide beam L 1 may run from the bottom left to the top right, the other guide plane of the guide beam L 2 from the bottom right to the top left. In an optical system, the direction can be encoded by the color of the beacon. For example, the guide beam L 1 should be given the color red on the left above the guide plane, the complementary color green below this level, the guide beam L 2 on the right above the guide plane the color yellow and on the opposite side the complementary color blue.

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.If the missile to be guided were exactly on the beacon axis, the mixed color white would come about in its receiver. If, for example, the missile receives more green than red and more yellow than blue, it has a deposit in FIG. 2 which is to be classified to the right of the guide beam. If this is a missile with a (by chance) correct roll position reference, the deposit is recognized correctly and the missile is returned to the center of the beacon. If, however, it is a missile with a 180 ° error in the reference, the offset from the guide beam of FIG. 2 is further increased by the control which begins, ie in the given example the missile is pushed to the right. To the right of this guide beam, which in the further description assumes the function of guide beam L 1 , guide beam L 2 is now waiting in space according to the invention for the missiles falling towards it. The coding of the guide levels of the light beams L 1 a or L 2 a required for this can be seen in FIG. 3. The missile is fired in the middle between the two beacons L 1 and L 2 . Without the 180 ° error, the missile interprets, for example, the color yellow with a reaction to the bottom left, ie in the direction of the guide plane of the guide beam L 2 . In the other case, ie with the 180 ° error, the opposite reaction, ie steering to the top right, occurs in the direction of the guide plane of the guide beam L 2 a . In any case, the missile is stably caught by one of the two guide beams L 1 or L 2 . One recognizes that the two beams are equivalent and that one could easily speak of two types of missiles that can be guided either in A or in B.

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.For a further explanation of the missile merging, it can be assumed that both guide beams are modulated in time, preferably orthogonally to one another. In the simplest way, such a modulation can be realized by fast, alternating switching, the beam L 1 being switched on when L 2 is switched off and vice versa.

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".In the method for the simultaneous guidance of several missiles, the two modulations can, for. B. by different relative duty cycle, e.g. B. 40% and 60% different from each other. For example, the guide beam L 1 is switched on at 40% and the guide beam L 2 at 60% of the time. If the missile then receives the modulation with a 60% duty cycle - and therefore the recommendation given above to offset the two guide beams by a bundling width of the antenna or the optical light beam device - then it knows that it is assigned to the guide beam L 2 . Depending on the system design selected, either a correction of the phase of the reference oscillator and at the same time a preprogrammed thrust in the now known direction of the "correct" guide beam L 1 can take place, this guide beam L 1 then taking over further guidance to the target, or it can the coarse beacons L 1 and L 2 are switched to a fine beacon in the middle. When steering a single missile, as already described above, the correction of the 180 ° error can be dispensed with and it is also sufficient not to overlap the modulations of the two guide beams L 1 and L 2 , e.g. B. Imprint each 50% of the time. The simplest implementation of a correlator in the missile then consists of a switch, similar to a range gate, which is synchronized in the rhythm and in the phase of the incoming modulation. Once synchronization has taken place, i.e. after stabilization of the missile in one of the two directions A or B , the two guide beams, which are nested in time and therefore cannot interfere with one another, can be spatially brought together in the same direction, the missile due to its synchronization during the forward steering phase in the subsequent main steering phase, it only "listens" to the storage information of the "true" guide beam L 1 or L 2 .

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.Primarily, however, is used to implement the inventive concept any place in the place of light rays Beams of electromagnetic energy, e.g. B. from a laser or a microwave source. At the place of the color occurs a different frequency or, with the same carrier frequency, a different one Choice of modulation functions, this modulation the amplitude and or the phase of the vibrations can affect. The modulations mentioned should preferably be mutually orthogonal. In place the switch in the missile generally occurs Correlator or a digital filter. Preferably one therefore calls phase reversal codes for modulation use because these encodings are particularly easy in to generate and process digital circuits are.

Vorzugsweise wird man die Polarisation der Leitstrahlen sämtlicher linear in der gleichen Ebene wählen, da dann ein gesonderter Strahl zur Definition der Rollagereferenz entfällt.The polarization of the guide beams is preferred select all linear in the same plane, because then a separate beam to define the roll position reference not applicable.

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.Another example is the realization of the proposed method for monopulse radar with command steering described. Command steering is naturally suitable  less for the simultaneous guidance of several missiles (ripple fire) rather than individual Guiding a single missile. The following Description is therefore the steering in this case matched only one missile at a time.

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.In such a method, the filing of the Missile from its target direction in a monopulse receiver measured. This measurement can be passive or active respectively. The passive measurement is the missile measured at the same frequency with which the goal is pursued. In this case it is useful or necessary, the rear radar cross section of the missile to improve its traceability artificially enlarge, e.g. B. by reflectors on Missile tail. In practice, the most active Missile tracking preferred, d. H. the missile is equipped with a direction finder or a beacon and on the frequency of this transmitter, which is slightly from the actual radar frequency for target tracking deviates, persecuted. The measured angular offset of the Missile is used to calculate orbit correction commands, which are determined at the site of the launch system and generally via an optical or radio technology Command transmission path to the missile must be transmitted.

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. The sum and difference diagram Σ and Δ of an ordinary amplitude monopulse radar can be thought to have arisen by adding and subtracting two individual diagrams E and F , both of which are oriented in somewhat different directions ( FIG. 4). As is known, the command steering is aimed at guiding the missile as close as possible to the zero point of the difference diagram.

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.If the missile can only roll with the aforementioned Can determine 180 ° ambiguity according to the invention after launch, d. H. in the forward steering phase Direction pair can be specified, the steering, depending according to the phase position of the reference vibration in the missile, is stable for one of the two directions.

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 durchA corresponding monopulse diagram with two spatially offset zeros can be generated in analogy to a "normal" monopulse diagram by forming the sum and difference from three mutually offset diagrams ( FIG. 5). If one designates the individual diagrams with G , H and I , the sum diagram is given by

Σ = G + H + I Σ = G + H + I

und das Differenzdiagramm durchand the difference diagram through

Δ = -G + H - I 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.( Fig. 5). The difference diagram has a zero point in two different directions, characterized by the two different angles K and L , the guidance of the missile, depending on which phase position the reference oscillation has, being stable in one of the two zero points. In three-dimensional space, the two zeros K and L define two guide planes that can be imagined perpendicular to the plane of the drawing, analogous to the guide planes of the guide beams L 1 and L 1 a in FIG. 3. To ensure that the missile is trapped in space, a second pair of guide planes are generated perpendicular to the first pair, corresponding to the guide planes of the guide beams L 2 and L 2 a in Fig. 3. These planes are generated by a pair of zeros of an antenna diagram rotated by 90 °. If the control levels are horizontal or vertical in the room, one often speaks of the horizontal and vertical difference diagram or of horizontal or vertical storage. In principle, however, there is no reason to align the control levels with the plumb line. For example, they can be inclined at 45 ° to the horizontal, as expressed in FIGS. 2 and 3.

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 DifferenzdiagrammAfter stabilization of the missile in one of the two directions K or L , a comparison of the missile radar echo or its direction finder signal in the outer diagrams G and I can be used to determine whether it is at K or L. Now it is not necessary to correct the 180 ° error of the reference vibration in the missile. Rather, a subsequent swiveling of the "correct zero point", which leads from the pre-steering phase to the main steering phase, ie, in this context, the zero point in which the missile has stabilized leads in the desired direction to the desired guidance. This swiveling of the antenna pattern can be effected mechanically or electronically. A very simple, electronically feasible option for chart pivoting is shown in FIG. 6, namely in that after the measurement, whether the missile is stabilized in K or L , an "ordinary" monopulse diagram is used for further guidance, generated from two diagrams per level . This idea is further explained in FIG. 6. The individual diagrams of a level are labeled M and N. If the missile was initially in the zero point K , it will be shown in the difference diagram in the further course

Δ ₁ = N - M Δ ₁ = N - M

geführt. War er dagegen vorher in der Nullstelle L, so wird das Differenzdiagrammguided. If it was previously in the zero position L , then the difference diagram

Δ ₂ = M - N 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.enable stable leadership. The antenna is expediently aligned in such a way that the zeros of Δ ₁ or Δ ₂ not only show the desired spatial direction, ie, for example in the case of a target coverage method, but also lie in the middle between the zeros K and L. In this way, a jerky movement of the radar antenna at the moment of switching from the forward to the main steering phase is avoided.

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.1. Guiding procedure for missiles or projectiles without roll position reference using a linearly polarized beam of electromagnetic energy or a pure command procedure, characterized in that two guide beams ( L 1 , L 2 ), which are offset in relation to one another in a pre-deflection phase, are generated for the unambiguous determination of the roll position, which either differ - are preferably orthogonal to one another - are modulated and in a main steering phase the missiles etc. are brought into the corrected direction in the direction of their corresponding guide beam or that the guide beams ( L 1 , L 2 ) are assigned a fine guide beam ( L 3 ) located between them. 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.2. Guiding method according to claim 1, characterized characterized in that the target steering in the Main steering phase by a command or another known steering procedure is adopted. 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. 3. Guiding method according to claim 1 or 2, characterized characterized in that by means of a PLL Circuit in the missile generates a sine wave is the same frequency and phase locked with the Rolling motion of the missile is chained.   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.4. Guiding method according to claims 1 to 3, characterized in that the two guide beams ( L 1 , L 2 ) after synchronization in the missile or during the transition from the forward to the main steering phase in the same direction, that is brought in opaque parallelism . 5. Leitverfahren nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitstrahlen (L 1, L 2) farblich unterschiedlich codiert sind.5. Guiding method according to one or more of claims 1 to 4, characterized in that the guide beams ( L 1 , L 2 ) are coded in different colors. 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.6. Guiding method according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the orthogonal mutually temporal modulation of the guide beams ( L 1 , L 2 ) is carried out by fast, alternating switching on and off of the guide beams. 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.7. Guiding method according to one or more of claims 1 to 6, characterized in that for the simultaneous guidance of several missiles, the beacon modulation is carried out by different lengths of duty cycle per beacon ( L 1 , L 2 ). 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.8. Guiding method according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that phase reversal codes are used for modulating the guide beams ( L 1 , L 2 ). 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. 9. Guiding procedure according to one or more of the Claims 1 to 8, characterized in that in the missile a correlator or digital Filter is arranged for circuit.   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.10. Guiding method according to one or more of claims 1 to 9, characterized in that the polarization of the guide beams ( L 1 , L 2 ) is linear in the same plane. 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.11. Guiding method according to claim 1, characterized in that in the case of a missile controlled by monopulse radar with command steering, a direction pair of steering beams ( L 1 , L 2 ) is predetermined in the pre-steering phase and the steering depending on the phase position of the reference vibration in the missile for one of the two directions is stable and the stabilized direction is determined by comparing the missile radar echo and at the beginning of the main steering phase this stabilized direction is pivoted in the desired direction.