DE4201572C2 - Zieldeckungs-Lenkung mit adaptierbarem Flugkörper-Geschwindigkeits-Profil - Google Patents
Zieldeckungs-Lenkung mit adaptierbarem Flugkörper-Geschwindigkeits-ProfilInfo
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- DE4201572C2 DE4201572C2 DE19924201572 DE4201572A DE4201572C2 DE 4201572 C2 DE4201572 C2 DE 4201572C2 DE 19924201572 DE19924201572 DE 19924201572 DE 4201572 A DE4201572 A DE 4201572A DE 4201572 C2 DE4201572 C2 DE 4201572C2
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- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/007—Preparatory measures taken before the launching of the guided missiles
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Description
Die Erfindung betrifft ein Lenk-Flugkörper-Konzept, bei dem der Flugkörper
FK mit dem Verfahren der Zieldeckungs-Lenkung ZDL von der Lenkanlage
LA aus ferngelenkt mit dem Ziel zur Kollision gebracht wird. Unter Ziel
deckungs-Lenkung (ZDL) wird verstanden: Eine optische Deckung, d. h. in
einer Linie: Ziel, Flugkörper, Lenkstand.
Die Fig. 1a zeigt typische Trefferbereiche eines derartigen bekannten
Waffensystems für die Bekämpfung von Zielen, die mit unterschiedlicher
Geschwindigkeit antiparallel zur x-Achse aufliegen. Die LA steht im Ur
sprung des Koordinatensystems. Die Trefferbereiche sind für einen FK mit
Boost-Gleit-Profil mit 100 m/s Spitzengeschwindigkeit dargestellt. Die
Bereiche in der Umgebung der LA, in der die Ziele nicht mehr getroffen
werden können, werden mit zunehmender Zielgeschwindigkeit ungünstiger.
Am Kollisionspunkt KP1 können alle Ziele getroffen werden, deren Ge
schwindigkeit kleiner als 700 m/s beträgt. An den Kollisionspunkten KP2
und KP3 können nur noch Ziele getroffen werden, deren Geschwindigkeit
unterhalb von etwa 450 m/s liegt. Am KP4 können nur Ziele mit Geschwin
digkeiten unterhalb von etwa 200 m/s erfolgreich bekämpft werden, wäh
rend am KP5 keine Treffer möglich sind. An den Kollisionspunkten, die
näher als die innere Treffergrenze TI bei der LA liegen und die weiter
als die äußere Treffergrenze TA von der LA entfernt sind, kommen keine
Treffer zustande.
Die innere Treffergrenze YKP min auf der y-Achse kann durch die Formel
(1) abgeschätzt werden:
mit
VF = Flugkörper-Geschwindigkeit,
VZ = Zielgeschwindigkeit,
aF max = Querbeschleunigungs-Fähigkeit des Fk's.
VZ = Zielgeschwindigkeit,
aF max = Querbeschleunigungs-Fähigkeit des Fk's.
Hier werden die Fälle betrachtet, bei denen die Querbeschleunigungsgren
ze aF max durch die Festigkeit der FK-Zelle oder durch die Belastbar
keit der FK-Instrumentierung bestimmt wird. Aus der Formel (1) ist er
sichtlich, daß die innere Treffergrenze mit der FK- und der Zielge
schwindigkeit proportional anwächst und mit zunehmender Querbeschleuni
gungs-Fähigkeit des FK′s günstiger (weil kleiner) wird.
Die äußere Treffergrenze kann sowohl durch die Reichweite bzw. die Win
kel-Meßgenauigkeit der Lenk-Sensoren als auch durch zu hohe Zielge
schwindigkeit bzw. durch zu niedrige FK-Geschwindigkeit verändert wer
den.
Gegen Ziele mit hoher Geschwindigkeit kann der Trefferbereich durch Er
höhung der FK-Geschwindigkeit günstig gestaltet werden. In der Fig. 1b
sind die Trefferbereiche gegen Ziele mit 600 m/s Geschwindigkeit für
zwei Abwehr-Flugkörper mit Boost-Gleit-Profil und 1000 m/s Spitzen-Ge
schwindigkeit einerseits sowie 2000 m/s Spitzen-Geschwindigkeit anderer
seits dargestellt. Mit dem schnelleren Flugkörper (innere Treffergrenze
TI2 und äußere Treffergrenze TA2; Treffer bei KP1, KP3 und KP5 möglich)
wird gegen seitlich vorbeifliegende Ziele eine deutliche Verbesserung des
Trefferbereichs gegenüber dem langsameren Abwehr-FK (Treffergrenze T1;
Treffer bei KP1 möglich) erreicht. Zusätzlich werden mit dem schnelleren
Abwehr-FK eine größere Wirksamkeit der Gefechts-Ladung im Ziel (infolge
der größeren Annäherungs-Geschwindigkeit) sowie eine kürzere Bekämp
fungs-Dauer erreicht. Dadurch wird die Waffen-Anlage früher für die Len
kung eines weiteren Flugkörpers auf ein neues Ziel frei und die Feuer
kraft des Waffensystems steigt an.
Gegen Ziele mit einer Geschwindigkeit von 300 m/s sind die Trefferberei
che der beiden Abwehr-Flugkörper in der Fig. 1c dargestellt. Hier sind
die Trefferbereichs-Grenzen des schnelleren FK′s (Treffergrenzen TI2 und
TA2; Treffer bei KP1, KP3 und KP5 möglich) gegenüber jenen des langsame
ren FK′s (Treffergrenzen TI1 und TA1; Treffer bei KP1, KP2 und KP3 mög
lich) in Richtung größerer Entfernungen verschoben. Dies ist bei spät
entdeckten Zielen (z. B. Tiefflügen) dann nachteilig, wenn kein Treffer
mehr möglich ist, weil das Ziel schon zu nahe an die Lenkanlage herange
flogen ist und diese bzw. das zu schützende Gebiet ungehindert angrei
fen kann.
Dieser Zielkonflikt wird durch einen Abwehr-Flugkörper mit variablem Ge
schwindigkeits-Profil gelöst. In der Feuerleitung wird unter Verwendung
der extrapolierten Zielbahn jenes Geschwindigkeits-Profil des
Abwehr-FK's ausgewählt, das einerseits zu einer möglichst hohen
Geschwindigkeit führt und andererseits auch Treffer mit hoher
Zerstör-Wahrscheinlichkeit ermöglicht. Eine detaillierte Darstellung der
Auswahl-Kriterien erfolgt später unter Verwendung der Fig. 5. Verein
facht ausgedrückt wird in der Feuerleitung dadurch entschieden, daß
- - ein Flugkörper mit Auswahl eines an die Bedrohung adaptierbarem An triebs-Profil eingesetzt wird,
- - die Auswahl des Antriebs-Profils durch die Feuerleitung erfolgt, je nach erfaßter Geschwindigkeit und Entfernung des Ziels,
- - die Anpassung des Flugkörper-Geschwindigkeits-Profils realisiert wird durch ein steuerbares Triebwerk.
Insbesondere werden
- - Ziele in großer Entfernung mit hoher FK-Geschwindigkeit bekämpft
- - Ziele in kurzer Entfernung mit niedriger FK-Geschwindigkeit bekämpft.
Sie ist die im Abwehrsystem bekannte Ziel-Bahn, beschrieben durch:
- - Ort der ersten Entdeckung durch die Luftraum-Überwachung
- - und fortlaufende Meßwerte bzw. Extrapolation der Zielbewegung in die Zukunft mit Hilfe des gemessenen Geschwindigkeits-Vektors (Betrag und Richtung).
Die Bedrohung ist umso größer, je näher das Ziel herangekommen ist und
je schneller es fliegt.
Auswahl des optimalen Geschwindigkeits-Profils:
Es wird das FK-Profil ausgewählt, das eine hohe Zerstör-Wahrscheinlich keit bei gleichzeitig größtmöglicher Geschwindigkeit ermöglicht. Die möglichen FK-Geschwindigkeitsprofile sind im Rechner der Feuerleitung gespeichert. Das Verfahren und die Kriterien sind ausführlich im letzten Abschnitt der Seite 6 und in der Fig. 5 dargestellt.
Es wird das FK-Profil ausgewählt, das eine hohe Zerstör-Wahrscheinlich keit bei gleichzeitig größtmöglicher Geschwindigkeit ermöglicht. Die möglichen FK-Geschwindigkeitsprofile sind im Rechner der Feuerleitung gespeichert. Das Verfahren und die Kriterien sind ausführlich im letzten Abschnitt der Seite 6 und in der Fig. 5 dargestellt.
Anpassung der Triebwerk-Steuerung vom Leitstand aus:
Der festgelegte zeitliche Verlauf des Triebwerk-Schubes kann entweder vor dem FK-Start über den Nabel-Stecker an den FK übertragen und dort abgespeichert werden oder es kann fortlaufend über den Kommando-Sender an den FK übertragen werden, siehe auch vorletzten Abschnitt der Seite 6 und Fig. 4 sowie den Anspruch 7.
Der festgelegte zeitliche Verlauf des Triebwerk-Schubes kann entweder vor dem FK-Start über den Nabel-Stecker an den FK übertragen und dort abgespeichert werden oder es kann fortlaufend über den Kommando-Sender an den FK übertragen werden, siehe auch vorletzten Abschnitt der Seite 6 und Fig. 4 sowie den Anspruch 7.
Die einfachste Ausführung des Flugkörpers für diese Anwendung enthält
dann ein Doppelimpuls-Raketentriebwerk. Bei der Bekämpfung von Zielen in
kurzer Entfernung wird nur ein Treibsatz gezündet, während bei größeren
Trefferentfernungen beide Treibsätze gezündet werden. Die Entscheidung
für die Zündung des zweiten Treibsatzes erfolgt in der Feuerleitung mit
Hilfe des Zielgeschwindigkeits-Vektors und der extrapolierten Kolli
sionspunkte sowie der Trefferbereichs-Grenzen für beide Geschwindig
keits-Profile. In Fig. 2 sind die FK- und Zielbahnen für zwei typische
Kollisionspunkte, die mit unterschiedlichen FK-Geschwindigkeiten ange
flogen werden, dargestellt. Die Zielgeschwindigkeit beträgt bei diesem
Beispiel VZ = 300 m/s. Wenn das Ziel am Kollisionspunkt KP1 in 4,5 km
Entfernung bekämpft wird, werden beide Treibsätze des Abwehrflugkörpers
entsprechend Fig. 3a oder 3b gezündet und die Lenkanlage muß den FK nur
für die kurze Bekämpfungs-Dauer von etwa 4 s führen. Danach kann ein
weiteres Ziel bekämpft werden. Am Kollisionspunkt KP2 in etwa 2,5 km
Entfernung kann das Ziel nicht mehr durch einen FK mit hoher Geschwin
digkeit getroffen werden, weil der KP2 im inneren Totbereich entspre
chend Fig. 1c liegt. Die Bekämpfung des Zieles am KP2 ist jedoch mit
niedrigerer FK-Geschwindigkeit möglich, was durch Zünden nur eines Treib
satzes entsprechend Fig. 3c realisiert wird.
Die Anpassung der FK-Geschwindigkeit an die operationellen Erfordernisse
und die lenktechnischen Möglichkeiten kann auch durch einen FK-Antrieb
bestehend aus einem Einfach- oder Doppel-Impuls-Raketen-Booster und ei
nem steuerbaren Staustrahl-Triebwerk erfolgen.
Die Fig. 4 zeigt ein Lösungsbeispiel der Erfindung. Mit dem Tracker wird
das Ziel verfolgt und vermessen. Dies kann sowohl vom Tracker der Luft
raumüberwachung als auch von einem Tracker zur Lenkung erfolgen. Die Da
ten des Zieltrackers werden im Rechner der Waffenanlage WA für die Feu
erleitung FL und die Lenkung weiter verarbeitet. In den folgenden Aus
führungen werden nur die Funktionen angesprochen, die für die Adaption
des Flugkörper-Antriebsprofiles an die Bedrohung wirksam sind. In der FL
wird das Antriebsprofil ausgewählt und über den FK-Nabel-Stecker vor dem
FK-Start oder über den Kommandosender während des Fluges an den Flugkör
per FK weitergeleitet. Im FK wird der Antrieb entsprechend dem ausge
wählten Profil angesteuert. Dies kann je nach Ausführungsform durch Zün
dung von Feststofftreibsätzen oder durch Schubsteuerung erfolgen.
In Fig. 5 ist der Prozeß zur Auswahl des Geschwindigkeitsprofiles und
seine Steuerung bzw. Übertragung an den Flugkörper dargestellt. Die Be
drohung wird in Form der Zielbahn und der Zielklasse aus den gemessenen
Zieldaten bestimmt. Die Eigenschaften des FK-Antriebes sind je nach Aus
führung des Triebwerkes in der Form von Schubprofilen oder von Parame
tersätzen in den FL abgespeichert. Ebenso ist die Wirksamkeit des Ge
fechtskopfes in der Form eines Modelles verfügbar (gespeichert).
Für die extrapolierte Bahn eines aktuell zu bekämpfenden Zieles werden
mit den verfügbaren Antriebs-Profilen des Abwehr-FK′s Kollisionspunkte
und Interceptions-Parameter (Annäherung-Geschwindigkeit und Begeg
nungs-Geometrie) berechnet. Anschließend werden für die einzelnen Kolli
sionspunkte gegen das zu bekämpfende Ziel die Zerstör-Wahrscheinlichkei
ten abgeschätzt. Danach wird das Antriebsprofil ausgewählt, welches
gleichzeitig eine hohe Zerstör-Wahrscheinlichkeit und eine möglichst ho
he Geschwindigkeit ermöglicht.
Die einzelnen Schritte für die Auswahl des FK-Geschwindigkeits werden an
dem folgenden Beispiel ausgeführt:
Das Schubprofil des FK′s wurde so ausgelegt, daß es durch die steuerbare Zündung von 2 Treibsätzen wahlweise den Zeitverlauf von Fig. 6a oder 6b hat.
Das Schubprofil des FK′s wurde so ausgelegt, daß es durch die steuerbare Zündung von 2 Treibsätzen wahlweise den Zeitverlauf von Fig. 6a oder 6b hat.
Der FK fliegt dann wahlweise mit dem Geschwindigkeitsprofil entsprechend
den Fig. 7a bzw. 7b.
Der Ziel-Tracker der Waffenanlage WA hat auf ein Ziel aufgeschaltet und
verfolgt dieses. Durch das Zielfilter der Feuerleitung FL wird mit den
Meßweiten des Trackers die Zielbahn in karterischen Koordinaten der Waf
fenanlage beobachtet. Zum Zeitpunkt t-1 sind von der Zielbahn folgende
Werte bekannt:
Position:
XZ-1 = 6100 m
YZ-1 = 2000 m
ZZ-1 = 100 m
XZ-1 = 6100 m
YZ-1 = 2000 m
ZZ-1 = 100 m
Geschwindigkeit:
XZ-1 = -300 m/s
YZ-1 = 0
ZZ-1 = 0
XZ-1 = -300 m/s
YZ-1 = 0
ZZ-1 = 0
Unter Berücksichtigung der Reaktionszeit TR der WA kann der Abwehr-FK
zur Zeit t0 = t-1 + TR gestartet werden. Für den Startzeitpunkt
t0 werden mit beiden Geschwindigkeitsprofilen die Kollisionspunkte mit
dem Ziel berechnet. Das Ergebnis ist in den Fig. 8a und 8b für eine Re
aktionszeit von TR = 3 s veranschaulicht.
Mit dem Geschwindigkeitsprofil VP1 wird bei dem gewählten Beispiel das
Ziel vom Abwehr-FK nach 6,8 s Flugzeit im KP1 bei 3700 m Entfernung ge
troffen (Fig. 8a).
Mit dem Geschwindigkeitsprofil VP2 trifft der Abwehr-FK das Ziel nach
einer Flugzeit von 4 s im KP2 bei 4500 m Entfernung (Fig. 8b).
Für beide Kollisionspunkte werden in der FL weitere "Interceptions-Para
meter" wie
- - Begegnungsgeometrie
- - Lenkkommandos
- - Treffehler
und die Zerstörwahrscheinlichkeiten zu KP1-KP2 bis zu 90% errechnet.
Im gewählten Beispiel wird das Antriebsprofil VP2 festgelegt, weil sich
damit eine kürzere Bekämpfungsdauer von nur 4 s und eine größere Tref
fer-Entfernung von 4500 m ergibt, während die Zerstörwahrscheinlichkeit
mit beiden Profilen annähernd gleich groß ist.
Der Treibsatz I1 wird vor dem FK-Start über den FK-Nabelstecker gezündet.
Die Zündung des Treibsatzes I2 kann gemäß Fig. 4 sowohl vor dem FK-Start
über den Nabelstecker in der FK-Steuerung programmiert werden, als auch
im Flug über die Kommandostrecke an den FK übertragen werden.
Anschließend wird gezeigt, wie bei einer späten Entdeckung des Zieles
das Antriebsprofil VP1 von der FL ausgewählt wird. Von einem spät ent
deckten Tiefflieger sind zum Zeitpunkt t-1 folgende Bahnparameter be
kannt:
Position:
XZ-1 = 4100 m
YZ-1 = 2000 m
ZZ-1 = 50 m
XZ-1 = 4100 m
YZ-1 = 2000 m
ZZ-1 = 50 m
Geschwindigkeit:
XZ-1 = -300 m/s
YZ-1 = 0
ZZ-1 = 0
XZ-1 = -300 m/s
YZ-1 = 0
ZZ-1 = 0
In der Feuerleitung werden wieder die zuvor beschriebenen Berechnungen
durchgeführt. In der folgenden Tabelle sind die Ergebnisse für dieses
Beispiel zusammengestellt.
In diesem Fall kann das Ziel mit dem Antriebs-Profil VP1 bekämpft wer
den, weil damit kleine Treffehler und eine hohe Zerstörwahrscheinlich
keit erreicht werden. Mit dem Profil VP2 kann das Ziel nicht getroffen
werden, weil die Querbeschleunigungsfähigkeit des Flugkörpers zu niedrig
ist.
Hier wird von der FL das Profil VP1 festgelegt.
Claims (7)
1. Flugkörper-System mit Zieldeckungs-Lenkung, dadurch
gekennzeichnet, daß
- - ein Flugkörper mit Auswahl des Antriebsprofils eingesetzt wird,
- - die Feuerleitung wählt ein Ziel aus, dessen Geschwindigkeit und Entfer nung fortlaufend erfaßt wird,
- - und entscheidet, welches Antriebsprofil zur Bekämpfung ausgewählt wird.
2. Flugkörper-System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein
steuerbares Mehrfach-Impuls-Triebwerk (SMIRTW).
3. Flugkörper-System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein
steuerbares Staustrahl -Triebwerk (SSTW).
4. Flugkörper-System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine
Kombination aus steuerbarem SMIRTW und steuerbarem SSTW.
5. Flugkörper-System mit Zieldeckungs-Lenkung nach Anspruch 1, da
durch gekennzeichnet, daß das Antriebsprofil so ausgewählt wird, daß
Ziele in großer Entfernung mit hoher Geschwindigkeit bekämpft werden.
6. Flugkörper-System mit Zieldeckungs-Lenkung nach Anspruch 1, da
durch gekennzeichnet, daß die Triebwerkssteuerung direkt von einer dem
Steuergerät zugeordneten Lenkanlage erfolgt.
7. Flugkörper-System nach einem der vorhergehenden Ansprüche, da
durch gekennzeichnet, daß dem Flugkörper sowohl vor dem Start als auch
im Flug Zündkommandos (für die Treibsätze) bzw. Schubkommandos (für ein
steuer- bzw. regelbares Triebwerk) übertragbar sind.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19924201572 DE4201572C2 (de) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Zieldeckungs-Lenkung mit adaptierbarem Flugkörper-Geschwindigkeits-Profil |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE19924201572 DE4201572C2 (de) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Zieldeckungs-Lenkung mit adaptierbarem Flugkörper-Geschwindigkeits-Profil |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE4201572A1 DE4201572A1 (de) | 1993-07-29 |
DE4201572C2 true DE4201572C2 (de) | 1994-07-14 |
Family
ID=6449980
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19924201572 Expired - Fee Related DE4201572C2 (de) | 1992-01-22 | 1992-01-22 | Zieldeckungs-Lenkung mit adaptierbarem Flugkörper-Geschwindigkeits-Profil |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE4201572C2 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19805850C1 (de) * | 1998-02-13 | 1999-01-28 | Lfk Gmbh | Lenkflugkörper |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
NL256826A (de) * | 1959-10-29 | |||
DE1182965B (de) * | 1962-10-23 | 1964-12-03 | Messerschmitt Ag | Lenkverfahren fuer Flugkoerper zur Bekaempfung von Bodenzielen |
DE3608108C1 (de) * | 1986-03-12 | 1990-06-07 | Diehl Gmbh & Co | Verfahren zur Abwehr von Flugobjekten |
-
1992
- 1992-01-22 DE DE19924201572 patent/DE4201572C2/de not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19805850C1 (de) * | 1998-02-13 | 1999-01-28 | Lfk Gmbh | Lenkflugkörper |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE4201572A1 (de) | 1993-07-29 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
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Owner name: DAIMLER-BENZ AEROSPACE AKTIENGESELLSCHAFT, 80804 M |
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8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: LFK LENKFLUGKOERPERSYSTEME GMBH, 81669 MUENCHEN, D |
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