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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG
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Technisches Gebiet:
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Die vorliegende Erfindung betrifft
einen nachgezogenen IR-Flackersignale oder Infrarot-Flackersignale
abgebenden Schleppkörper,
und im Besonderen einen solchen Infrarot-Flackersignale abgebenden,
nachgezogenen Schleppkörper,
der elektronisch konfigurierbar ist, um seine Infrarotemissionen
und seine Brenndauer zu variieren.
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Technischer Hintergrund:
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Infrarotgelenkte und radargelenkte
Raketen bilden die hauptsächliche
Bedrohung für
Militärflugzeuge,
welche in eine Gefechtssituation verwickelt sind. Diese Raketen
verwenden ihre Radarlenkung und ihre Infrarotlenkung für den Anflug
auf ein Flugzeug, wodurch sie wesentlich ihre Trefferwahrscheinlichkeit
erhöhen.
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Ein Verfahren zum Abwehren von radargelenkten
Raketenangriffen sieht das Nachziehen eines Schleppkörpers hinter
dem Trägerflugzeug
vor, wobei der Schleppkörper
ein attraktiveres Radarziel als das Flugzeug selbst ist, so daß die angreifende Rakete
den nachgezogenen Schleppkörper
auswählt,
und nicht das Flugzeug. Der Zessionar vorliegender Erfindung ist
ein Pionier bezüglich
dieser besonderen Technologie und der Entwicklung eines Systems
zur Abwehr radargelenkter Waffen, welches gegenwärtig für Luftwaffenflugzeuge und Marine-Kampfflugzeuge
unter der Bezeichnung AN-ALE-50 in Produktion geht. Bisher jedoch
wurde keine ähnliche
Möglichkeit
der Abwehr von infrarotgelenkten Raketen ohne Bilderzeugung entwickelt.
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Die gegenwärtig in Gebrauch befindlichen militärischen
Flugzeuge sind besonders verletzlich gegenüber Angriffen von infrarotgelenkten
Boden-Luft-Raketen und Luft-Luft-Raketen.
Eine aus der Analyse von Fluggerätverlusten
in kriegerischen Auseinandersetzungen seit 1980 gewonnene Statistik
zeigt, daß fast
90% dieser Verluste das Ergebnis von Angriffen infrarotgelenkter
Raketen waren. Somit sind infrarotgelenkte Raketen eine erschreckende Bedrohung
für Militärflugzeuge
geworden. Diese Raketen können
auf ihr Ziel entweder ausschließlich
unter Verwendung der Infrarotlenkung geführt werden oder können anfänglich eine
Radarlenkung verwenden und dann auf die Infrarotlenkung umschalten, wenn
sie eine größere Nähe zu dem
Zielobjekt erreicht haben. Bezüglich
der letzterwähnten
Vorgehensweise können
infrarotgelenkte Raketen mittels Radar ausgerichtet werden, oder
ein passives Infrarot-Such- und – Verfolgungssystem (IRST),
das bei den Raketen verwendet wird, kann über eine Datenverbindung von
einem Boden-Überwachungsradar oder
Frühwarnradar
angesprochen und ausgerichtet werden. Im Optimalfall werden jedoch
infrarotgelenkte Raketen von einem Flugzeug ohne die Verwendung
einer Radarausrichtung abgeschossen, welche oft eine Flugzeugbesatzung
auf einen drohenden Raketenangriff aufmerksam macht, wenn die Radarsignale
von einem an Bord befindlichen Radar-Warnempfänger erfaßt werden. Diese ausschließlich infrarotgelenkten
Raketen sind im Wesentlichen passiv und können entweder unter visueller
Beobachtung eines sich nähernden
Flugzeuges über
die Selbstausrichtung oder mit Unterstützung von einem IRST-System
abgeschossen werden. In Abwesenheit einer Warnung an das ein Ziel
bildende Flugzeug haben diese Raketen einen hohen Grad von tödlicher Effektivität.
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Die Anzahl und Vielfalt von infrarotgelenkten Raketen
bilden eine bedeutsame Herausforderung bei der Entwicklung einer
effektiven Gegenmaßnahme,
da die Raketen eine breite Vielfalt von Infrarot-gegen-Gegenmaßnahmen
(IRCCM) einzusetzen pflegen. Dies macht es schwierig, Techniken
zu entwickeln, die über
das Spektrum der Bedrohung durch infrarotgelenkte Raketen wirksam
sind und gegenüber
dem Vorhandensein oder dem Fehlen oder der Art von IRCCM, welche
eingesetzt werden könnten, unempfindlich
sind.
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Eine Anzahl von Maßnahmen
wurden mit dem Bestreben eingesetzt, die tödliche Bedrohung durch infrarotgelenkte
Raketen zu vermindern. Es wird oft ein aggressives Manövrieren
des das Ziel bildenden Flugzeuges versucht, wenn eine ausreichende
Warnung bezüglich
einer sich nähernden
Rakete vorliegt. Auch wurden pyrotechnische oder pyrophorische Leuchtkörper verwendet,
welche aus an Bord befindlichen Magazinen mit Gewalt ausgeworfen wurden,
wozu pyrotechnische Zündkörper als
Motivquelle eingesetzt worden. Diese Teile brennen jedoch mit der
notwendigen Intensität
nur für
eine kurze Zeitdauer. Zusätzlich
trennt die Gravitation rasch die Leuchtkörper oder Flackersignale von
dem abgebenden Flugzeug und entfernt sie aus dem Gesichtsfeld des
Raketensuchkopfs, wodurch ihre Wirksamkeit beschränkt oder
vermindert wird. Diese Infrarot-Flackersignale können außerdem von manchen Raketen
identifiziert und zurückgewiesen
werden, da sie dazu neigen, anfänglich
eine intensivere Infrarotemission als das Flugzeug zu erzeugen.
Außerdem können manche
Raketen Infrarotstrahlung emittierende Flackersignalkörper aufgrund
ihres Infrarotspektrums identifizieren.
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Eine andere gegenwärtige Gegenmaßnahme sieht
die Verwendung eines Infrarot-Störsenders vor.
Infrarot-Störsender
versuchen Raketensuchköpfe
durch Anblitzen einer sich nähernden
Rakete mit Infrarotenergie zu verwirren. Diese Energie wird mit Modulationsraten
moduliert, welche so gewählt
sind, daß sie
die Signalverarbeitungsschaltungen der angreifenden Rakete verwirren
und einen ausreichenden Fehlerwinkel in den Lenkmechanismus einführen, so
daß eine
Zielverfehlung verursacht wird. Infrarot-Störsender waren jedoch aus einer
Anzahl von Gründen
nicht besonders erfolgreich. Die lampenförmigen Strahlungsquellen von
Infrarotenergie haben Schwierigkeiten, eine ausreichende Intensität zu erzeugen,
um die Infrarot-Signatur des Flugzeugtriebwerks zu überwinden.
Sie müssen
im allgemeinen nach allen Richtungen strahlend ausgebildet sein,
da die Richtung des Raketenangriffes nicht immer bekannt ist. Dies
vermindert weiter ihre Energiedichte. Wenn die Strahlung zu einem
gesteuerten Strahl fokusiert wird, um die Energie, welche auf den
Infrarot-Suchkopf der Rakete trifft zu erhöhen, so ist eine ziemlich genaue
Richtinformation erforderlich, welche auf einem Kampfflugzeug gegenwärtig nicht ohne
weiteres verfügbar
ist. Da schließlich
die verschiedenen Arten von infrarotgelenkten Raketen kaum dieselbe
Verarbeitungstechnologie verwen den, ist es nicht möglich gewesen,
eine allgemeine Störmodulation
zu schaffen, welche gegen sämtliche
Raketen wirksam ist. Dies kann nur erreicht werden, wenn der Konstrukteur
des Störsenders
intime Kenntnisse über
den Raketensuchkopf hat, welche es ihm erlauben, dessen konstruktiv
vorgegebene Verletzlichkeit herauszufinden. Dies erfordert natürlich die
Kenntnis, welche durch Untersuchung von erbeuteten oder heimlich
bezogenen Raketen oder über
andere Erkenntnisquellen gewonnen wurde. Angesichts der Anzahl und
Vielfalt von Arten infrarotgelenkter Raketen ist dies jedoch ein
praktisch nicht gangbarer Weg.
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Das US-Patent 3 458 197, erteilt
an Woodward offenbart einen vollständig verbrennbaren, Infrarot-Flackersignale
abgebenden Schlepp-Zielkörper,
der zur aerodynamischen Stabilisierung mit einer Mehrzahl von Flügeln versehen
ist, die an einem Gehäusekörper befestigt
sind. Die Flügel
und der Gehäusekörper sind
aus einem bestimmten Material gefertigt, so daß nach Entzündung desselben ein Abbrennen
in einer Ebene im wesentlichen senkrecht zur Längsachse des Flackersignalkörpers geschieht, wodurch
während
der gesamten Brenndauer ein vollständiges rückwärtiges, halbkugelförmiges Infrarot-Strahlungsmuster
erreicht wird.
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Zusammenfassend ist festzustellen,
daß die zuvor
erwähnten
Lösungsversuche
sich einzeln und in der Gesamtheit als ungeeignet herausgestellt
haben, um das Überleben
von Militärflugzeugen
sicher zu stellen, welche durch infrarotgelenkte Raketen bedroht
werden. Es besteht daher der Bedarf bezüglich eines Systems zur Ablenkung
von infrarotgelenkten Raketen von einem als Ziel dienenden Flugzeug,
wobei das System dem Bewegungsweg des Flugzeugs folgt und dieselben
Infrarot-Spektrumeigenschaften wie das zu schützende Flugzeug besitzt. Weiter
sollte dieses System in der Lage sein, seine Strahlungsintensität so zu
steuern, daß es
infrarotgelenkte Raketen anzieht, welche in der Lage sind, eine
genauere Unterscheidung zwischen Infrarotsignaturen von Flugzeugen
und den Infrarot-Flackersignalen oder -Signalkörpern vorzunehmen, welche vom
Schleppkörper
freigesetzt werden. Zusätzlich
sollte das System eine ausreichende Brenndauer besitzen, um einen
Schutz über
eine vernünftige
Zeitdauer gegen einen möglichen
Raketenangriff zu gewährleisten.
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ZUSAMMENFASSUNG
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Diese Bedürfnisse werden durch die vorliegende
Erfindung befriedigt, durch welche eine Einrichtung zur Abwehr infrarotgeführter Angriffe
geschaffen wird, welche einen hinter einem Flugzeug nachgezogenen
Schleppkörper
enthält,
der in der Lage ist, Infrarotstrahlung emittierende Flackersignalkörper abzugeben.
Die Einrichtung ist dadurch gekennzeichnet, daß der Schleppkörper in
einem Abstand hinter dem Flugzeug nachgezogen wird, welcher ihn
nahe genug an dem Abgasstrahl des Flugzeuges positioniert, um sowohl
die Infrarotemission vom Abgasstrahl des Flugzeuges als auch die
Infrarotemissionen von mindestens einigen der flackersignalabgebenden
Elemente, welche von dem nachgezogenen Schleppkörper abgegeben werden, in das
Gesichtsfeld des Suchkopfes der infrarotgelenkten Rakete zu legen,
jedoch ihn weit genug hinter dem Abgasstrahl des Flugzeugs positioniert,
so daß der
Suchkopf der Rakete den Ort des Flugzeugs fehlerhaft berechnet.
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Demgemäß fliegt in einer bevorzugten
Ausführungsform
ein nachgezogener Infrarot-Schleppkörper mit demselben Profil wie
das Flugzeug, welches er schützt,
so daß der
Schleppkörper
in dem Gesichtsfeld der infrarotgelenkten Rakete bleibt, im Gegensatz
zu gegenwärtigen,
vom Flugzeug abgegebenen Flackersignalkörpern, welche rasch gegenüber dem
Flugzeug abfallen. Dieser Schleppkörper zeigt auch dieselben Infrarot-Spektraleigenschaften, so
daß die
angreifende Rakete nicht zwischen dem Schleppkörper und dem zu schützenden
Flugzeug auf der Basis dieser Eigenschaften unterscheiden kann.
Weiter ist dieser Schleppkörper
in der Lage, seine Strahlungsintensität zu variieren, so daß er eine
unwiderstehliche Ablenkung für
die ankommende Rakete bildet. Schließlich ist der Schleppkörper langlebig,
so daß er
einen Schutz gegen einen möglichen
Raketenangriff über
eine geeignete Zeitdauer darstellt. Dies ermöglicht es dem nachgezogenen
Infrarot-Schleppkörper,
vorbeugend verwendet zu werden (d. h., ohne die Notwendigkeit einer
Raketenangriffswarnung), entsprechend dem Wunsch der Flugzeugbesatzung,
immer wenn für
sie die Wahrscheinlichkeit besteht, daß sie gegenüber einem Infrarot-Raketenangriff
unmittelbar verletzlich ist.
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Im allgemeinen erzeugt der nachgezogene Schleppkörper gemäß der Erfindung
eine unwiderstehliche Ablenkung, welche gegenüber allen angreifenden, infrarotgelenkten
Raketen der gegenwärtigen
Generation wirksam ist, unabhängig
von den Infrarot-gegen-Gegenmaßnahmen
(IRCCM), welche durch die angreifende Rakete eingesetzt werden. Insbesondere
ist der Schleppkörper
so konstruiert, daß er
die Schlüsselunterscheidungen,
welche durch die meisten nicht abbildenden, infrarotgelenkten Raketen
als IRCCM's verwendet
werden, beseitigt oder uneffektiv macht. Die vorliegende Erfindung
schlägt vor,
sich eine bereits entwickelte Gruppe von Hardware zu nutze zu machen,
welche die Abgabe und Steuerung der Wirkungsweise nachgezogener Schleppkörper vorsieht,
welche in der Lage sind, radargelenkte Waffen (d. h., das AN/ALE-50-System) abzuwehren.
Unter Verwendung dieser entwickelten Hardware werden eine neue und
einzigartige Nutzlast, ein neuartiger Nutzlaststeuerungsmechanismus und
ein neuartiger Nutzlastabgabemechanismus in den nachgezogenen Schleppkörper eingesetzt.
Die Nutzlast besteht aus Folien und/oder Folienpackungen (enthaltend
mehrfache Folien oder Pakete von Pulvern) aus pyrophorischem Material.
Dieses Material erzeugt eine Infrarotsignatur hinter dem Schleppkörper, welche
anziehender ist als der Infrarot-Schubstrahl,
welcher vom Triebwerk des Flugzeugs abgegeben wird, oder lenkt die
Rakete in ausreichendem Maße
ab, um zu bewirken, daß sie
das beabsichtigte Ziel verfehlt. Die Tatsache, daß der Infrarot-Schleppkörper nachgezogen
wird, stellt sicher, daß er
kinematisch korrekt fliegt (nämlich
mit demselben Profil wie das Flugzeug fliegt und innerhalb des Gesichtsfeldes
des Raketensuchkopfes bleibt), und da das pyrophorische Material
bemessen wird (nämlich
mit variierender und steuerbarer Rate abgegeben wird), kann seine
Strahlungsintensität
auf diejenige des Triebwerks des schleppenden Flugzeugs abgestimmt
werden. Zusätzlich
sind die Brenneigenschaften des gewählten pyrophorischen Materials auf
das Verbrennungsprofil der Strahltriebwerksbrennstoffe auf Kohlenwasserstoffbasis
abgestimmt. Somit emittiert der nachgezogene Infrarot-Schleppkörper einen
Strahl, der in spektraler Hinsicht auf denjenigen des Triebswerks
des Trägerflugzeugs
abgestimmt ist. Die Fähigkeit
des Schleppkörpers,
seine Nutzlast zu dosieren und seine Fähigkeit eines verhältnismäßig großen Flackersignals
kombinieren sich zur Bildung einer langlebigen Gegenmaßnahme, welche
effektiv jedwede zeitlichen Unterscheidungen überwindet, die von gegenwärtigen infrarotgelenkten Raketen
verwendet werden.
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Eine Ausführungsform eines Schleppkörpers nach
der vorliegenden Erfindung weist ein zylindrisches Gehäuse auf.
Dieses Gehäuse
ist aus zwei unabhängigen
Abschnitten zusammengesetzt, welche in dem Bereich zusammengefügt sind,
in welchem die Schleppleine festgelegt ist. Der vordere Abschnitt enthält die Elektronik
und einen Motor, welcher als Antriebsquelle für den Nutzlast-Abgabemechanismus
dient. Der hintere Abschnitt enthält den Nutzlast-Abgabemechanismus
und die Nutzlast aus pyrophorischem Material in hermetisch abgedichteten Packungen.
Am hinteren Ende des hinteren Abschnittes sind Stabilisierungsflügel angebracht.
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Durch Aufteilung des Schleppkörpergehäuses in
zwei Primärabschnitte
ist es möglich,
ein Herstellungskonzept zu wählen,
welches die Tatsache berücksichtigt,
daß der
Nutzlastabschnitt ein gefährliches
Material beinhaltet, welches besondere Anforderungen bezüglich Handhabung
und Behandlung stellt, welche man normalerweise bei Brennstoffen und
bei Munition anwendet. Die beiden Abschnitte können unabhängig voneinander gebaut und
geprüft werden
und dann vor dem Einschluß für längere Lagerung
zusammengefügt
werden. Der vordere Abschnitt umschließt eine Struktur zur Halterung
einer Anzahl von Schaltungsträgerkarten,
einen Anschlußmechanismus
für die
Schleppleine und eine Struktur zur Montage eines elektrischen Schrittmotors.
Er enthält
auch einen Ballast, welcher die aerodynamische Stabilität durch
Steuerung des Schwerpunktes bzw. Druckmittelpunktes des Schleppkörpers sicherstellt. Dieser
Ballast ermöglicht
auch bauliche Festigkeit und bietet Anschlußpunkte zum Befestigen des
hinteren Abschnittes oder Nutzlastabschnittes.
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Leistung wird zu dem Schleppkörper längs einer
Schleppleine über
geeignete elektrische Kabel von einer Leistungsquelle aus geliefert,
die in der im Flugzeug befindlichen Abschußsteuerung enthalten ist. Diese
Leistung wird im Bereich der Schaltungsträgerkarten konditioniert, so
daß man
drei bestimmte Spannungen erhält,
welche für
den Betrieb des Schleppkörpers
notwendig sind. Die Schaltungsträgerkarten
erfüllen Aufgaben
der Kommunikation, der Motorsteuerung und der Leistungskonditionierung. Genauer
gesagt, bildet ein Modem eine Kommunikationsschnittstelle zwischen
dem Flugzeug und dem Schleppkörper.
Diese Zwei-Wege-Kommunikation umfaßt Befehle von dem Flugzeug
zu dem Schleppkörper
zur Steuerung der Inbetriebsetzung bzw. der Stillsetzung der Nutzlastabgabe
und zur Steuerung der Abgaberaten für das pyrophorische Material,
sowie von dem Schleppkörper
zu dem Flugzeug zur Meldung der Unversehrtheit des Schleppkörpers und seines
Zustandes. Ein Motor liefer die Antriebskraft für den Nutzlast-Abgabemechanismus.
Dieser Motor ist abtrennbar mit einer Gewindespindel in dem hinteren
Abschnitt des Schleppkörpers über eine
blind herstellbare Kupplungsverbindung verbunden. Eine Motorsteuerungs-Schaltungsträgerplatte
legt die Parameter des Motorbetriebes (beispielsweise die Motordrehzahl)
fest und liefert Befehle unmittelbar an den Motor. Die Leistungskonditionierung
wird durch die Leistungskonditionierungsschaltung vorgenommen, welche
die geeigneten Spannungen für
den Motor, die Motorsteuerung und das Modem liefert.
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Der hintere Abschnitt oder Nutzlastabschnitt enthält einen
nicht umlaufenden Kolben, der auf der vorgenannten Gewindespindel
sitzt. Die Gewindespindel verläuft
der Länge
nach in dem Nutzlastabschnitt und endet an einer Abschiebe-Endkappe, welche
die Nutzlast vor der Abgabe dicht in dem Schleppkörper einschließt. Die
Nutzlast besteht aus annähernd
6000 bis 7000 Scheiben/Folien aus pyrophorischem Material, welche
mit einer Vorspannung auf die Gewindespindel aufgesetzt sind. Die
Vorspannung ermöglicht
es der Nutzlast, als ein fester Gegenstand anstatt als ein zusammendrückbarer Gegenstand
zu wirken, so daß eine
genaue Dosierung des Materials möglich
wird. Zusätzlich
bewirkt die Vorspannung, daß jede
Folie aus dem hinteren Ende des Nutzlastabschnittes gleichsam herausspringt,
wodurch die Abgabe des Materials erleichtert wird. Auf entsprechenden
Befehl dreht der elektrische Motor die Gewindespindel und bewirkt,
daß die Endkappe
abgeworfen wird und der Kolben sich die Gewindespindel entlang bewegt
und die pyrophorischen Folien vor ihm vorwärts schiebt. Die Geschwindigkeit,
mit welcher sich der Motor dreht, bestimmt die Rate, mit welcher
die Folien in die Atmosphäre
abgegeben werden, und dieses wiederum bestimmt die Intensität der Infrarotsignatur.
Je mehr Einheiten des Materials je Zeiteinheit abgegeben werden,
desto höher
ist die erzeugte Strahlungsintensität. Die Abgaberaten (und somit
die Motordrehzahl) werden so errechnet, daß eine infrarotsignatur erzeugt
wird, welche notwendig ist, um zu bewirken, daß eine angreifende infrarotgelenkte
Rakete das Trägerflugzeug
verfehlt. Die Anforderungen bezüglich
der Motordrehzahl werden in den Speicher der im Flugzeug befindlichen
Abschußsteuereinrichtung einprogrammiert
und wiederum zu der Motorsteuereinrichtung des Schleppkörpers übertragen.
Diese Steuerbarkeit gestattet es dem Schleppkörper, Intensitätsunterscheidungskriterien
der IRCCM zu überwinden
und ermöglicht
auch eine geeignete Brenndauer, um eine vorbeugende Verwendung zuzulassen.
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Zusätzlich zu den zuvor beschriebenen
nützlichen
Eigenschaften werden weitere Ziele und Vorteile der vorliegenden
Erfindung aus der detaillierten Beschreibung deutlich, welche nun
in Verbindung mit den Zeichnungen folgt.
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BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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Die besonderen Merkmale, Aspekte
und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden noch besser unter
Bezugnahme auf die folgende Beschreibung, die anliegenden Anspruche
und die begleitenden Zeichnungen verständlich. In diesen stellen dar;
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1 eine
Abbildung des Schleppkörpers, welcher
gemäß der vorliegenden
Erfindung gebaut ist, wobei die zwei Abschnitte des Schleppkörpers gezeigt
sind;
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2 ein
Blockschaltbild der Hauptkomponenten des Systems nach der vorliegenden
Erfindung;
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3 ein
Diagramm, welches die Verschiebung des Infrarotstrahlungsschwerpunktes
zeigt, welcher durch einen Raketensuchkopf aufgrund des vor handenen,
nachgezogenen Schleppkörpers
nach der vorliegenden Erfindung errechnet wird;
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4 ein
Infrarot-Modulationsmuster, in dem hohe und niedrige Intensitätsspitzen
aufeinanderfolgen; und
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5 ein
Diagramm eines anderen Infrarot-Modulationsmusters, in welchem eine
hohe und eine niedrige Intensitätsspitze,
gefolgt durch eine Warteperiode, aufeinanderfolgen.
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DETAILLIERTE
BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
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In der folgenden Beschreibung der
bevorzugten Ausführungsformen
der vorliegenden Erfindung wird auf die begleitenden Zeichnungen
Bezug genommen, welche Teil der Offenbarung bilden und in welchen
erläuternd
spezifische Ausführungsformen
gezeigt sind, bei welchen die Erfindung zur Anwendung kommt. Es
versteht sich, daß andere
Ausführungsformen
verwendet werden können,
und daß bauliche
Abänderungen
gemacht werden können, ohne
daß hierdurch
von dem Grundgedanken der Erfindung abgewichen wird.
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1 zeigt
eine schematische Gesamtansicht eines Schleppkörpers 5, der die entsprechenden
kinematischen Merkmale, spektralen Merkmale, Intensitätsmerkmale
und zeitlichen Merkmale aufweist, welche es ermöglichen, daß sämtliche Arten von gegenwärtigen,
nicht abbildenden infrarotgelenkten Raketen überwunden werden. 2 zeigt ein Blockschaltbild
einiger der wichtigsten Komponenten des Schleppkörpers 5. Es sei auf
die 1 und 2 Bezug genommen. Der Schleppkörper 5 hat
zwei Hauptabschnitte, nämlich
den vorderen Abschnitt 10 und den hinteren Abschnitt 20.
Diese Abschnitte werden getrennt voneinander gefertigt und dann
zu einem späteren
Zeitpunkt zusammengefügt
und geprüft.
Da der Schleppkörper 5 in
zwei gesonderten Abschnitten hergestellt wird, hat er den Vorteil,
daß der
hintere Abschnitt 20, welche gefährliches Material enthält und einer
besonderen Handhabung und Behandlung bedarf, wie sie normalerweise
Brennstoffen und Munitionsgegenständen zukommt, getrennt von
dem vorderen Abschnitt 10 hergestellt und gelagert werden
kann. In der in 1 gezeigten
Ausführungsform
hat der Schleppkörper
ein zylindrisches Gehäuse
und ist annähernd
16,7 Zoll lang und hat einen Durchmesser von 2,4 Zoll. Im allgemeinen enthält der vordere
Abschnitt die Elektronik und einen Motor, welcher als Antriebsquelle
für den
Nutzlastabgabemechanismus dient. Genauer gesagt enthält der vordere
Abschnitt 10 einen Schleppleinenanschluß 11 zum Festlegen
einer Schleppleine 12 sowie einen elekfrischen Anschluß 13.
Der elektrische Anschluß 13 liefert
Leistung und Kommunikation von an Bord eines Trägerflugzeug 30 befindlichen
Einrichtungen über
geeignete elektrische Kabel, die sich längs der Schleppleine 12 erstrecken,
zu einem auf dem Schleppkörper
befindlichen Kommunikationsmodem 15, einer Motorsteuerung 16 und
einer Leistungskonditionierungsschaltung 17. Die Kommunikation
zwischen dem Trägerflugzeug 30 und
dem Schleppkörper
findet in beiden Richtungen statt. Befehle, welche den Start und
den Stop der Nutzlastabgabe und die Abgaberaten für das pyrophorische
Material 25 im hinteren Abschnitt 20 bewirken,
werden von dem Trägerflugzeug 30 zu
dem Schleppkörper
gesandt. Der Schleppkörper 5 sendet
zu dem Trägerflugzeug 30 Informationen
bezüglich
der Wohlbehaltenheit und des Zustandes des Schleppkörpers. Die
Motorsteuereinrichtung 16 bestimmt die Parameter für den Motorbetrieb
und betätigt
den Motor 18. Die Motorwelle 18a hat einen Blindpassungsverbinder 19,
der die Verbindung zu einer Kupplung 26 an dem hinteren Abschnitt 20 des
Schleppkörpers
herstellt. Der Motor 18 ist vorzugsweise ein elektrischer
Schrittmotor. Zusätzlich
enthält
der vordere Abschnitt 10 einen (nicht dargestellten) Ballast,
welcher die aerodynamische Stabilität durch Steuerung des Schwerpunktes
und des Druckmittelpunktes des Schleppkörpers sicherstellt. Der Ballast
bietet auch eine bauliche Festigkeit sowie die Befestigungspunkte
zum Anschluß des hinteren
Abschnittes.
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Allgemein enthält der hintere Abschnitt 20 einen
Nutzlastabgabemechanismus und eine Nutzlast aus pyrophorischen Material
in hermetisch abgedichteten Packungen. Genauer gesagt enthält der hintere Abschnitt 20 einen
sich nicht drehenden Kolben 21, eine Gewindespindel 23,
eine Abwurfabschlusskappe 24 und mehrere tausende Folien oder
Pakete aus pyrophorischen Material 25. Außerdem sind
vier in gleichem Abstand angeordnete, unter Federkraft aufrichtbare
Stabilisierungsflügel 29 vorgesehen,
welche an dem hinteren Abschnitt 20 befestigt sind. Diese
Flügel 29 federn
in ihre Betriebsstellung, wenn der Schleppkörper ausgeworfen wird. Der
Kolben 21 wird an einer Drehung auf der Gewindespindel 23 durch einen
Drehsicherungsmechanismus gehindert. Dieser Drehsicherungsmechanismus
kann von irgendeiner geeigneten Konstruktion sein. Eine Rollstabilisierungskonfiguration
wird jedoch bevorzugt. Bei dieser bevorzugten Konstruktion ist an
der Innenfläche
des hinteren Abschnitts 20 ein in Längsrichtung orientierter Schlitz
vorgesehen, in welchen ein Teil eines umlaufenden Rades hineinragt,
das an der Außenfläche des
Kolbens angebaut ist. Das Rad oder die Rolle ist in einen Schlitz
innerhalb des Körpers
des Kolbens eingesetzt und so gelagert, daß ein Teil des Rades über die
Fläche
des Kolbens vorsteht und das Rad oder die Rolle sich in dem Schlitz
drehen kann. Wenn der Kolben 21 vorwärtsgetrieben ist, dann dreht
sich das Rad während
es sich durch den genannten Schlitz bewegt, wodurch ein Festsetzen
des Kolbens innerhalb des hinteren Gehäuseabschnittes verhindert wird.
Der Kontakt zwischen den Seiten des Rades oder der Rollen und den
Wänden
des Schlitzes verhindert es, daß der
Kolben sich innerhalb des hinteren Gehäusekörpers dreht.
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Die Gewindespindel 23 ist
vorzugsweise ein ACME-Spindel und verläuft der Länge nach über den Nutzlastabschnitt hinweg
und endet an der Abschlußkappe 24.
Bei dieser Ausführungsform
haben die Folien 25 Kreisringscheibengestalt und sind auf die
Spindel 23 aufgesetzt. Die Folien sind vorzugsweise 1,5
bis 2,0 mil dick und es werden vorzugsweise 6000 bis 7000 Scheiben/Folien
aus pyrophorischen Material verwendet. Es können auch Pakete von pyrophorischen
Pulver verwendet werden, welche entweder alleine oder in Verbindung
mit den Folien 25 eingesetzt werden.
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Auf einen entsprechenden Befehl hin
dreht der elektrische Motor 18 die ACME-Gewindespindel 23 und bewirkt
das Abwerfen der Abschlußkappe 24 und
eine Entlangbewegung des Kolbens 21 längs der Gewindespindel 23,
wodurch die pyrophorischen Folien 25 vor ihm ausgeschoben
werden. Jede Folie und/oder jedes Pulverpaket ist hermetisch eingeschlossen,
wobei ein Gehäuse
verwendet wird, das beispielsweise aus Mylar oder einem andren Kunststoffmaterial
gefertigt ist. Während
die Rakete aus dem hinteren Ende des Schleppkörpers herausgeschoben werden,
werden sie durch einen an dem hinteren Ende des hinteren Abschnittes
abgeordneten scharfen Vorsprung aufgeschnitten. Das pyrophorische
Material 25 brennt oder glimmt, wenn es der Luft ausgesetzt
wird, und emittiert Infrarotstrahlung. Die Pakete aus pyrophorischen
Material sind auf die Gewindespindel 23 mit einer Vorspannung
gesetzt, welche die Pakete in Längsrichtung
innerhalb des hinteren Abschnitts 20 zusammendrückt. Die
zusammengedrückten
Pakete wirken als fester Körper, wenn
sie durch den Kolben 21 nach hinten geschoben werden. Dies
hat zur Folge, daß die
Pakete am hinteren Ende des hinteren Abschnitts 20 unmittelbar abgegeben
werden, wenn der Kolben 21 bewegt wird und mit einer Rate
abgegeben werden, die allein durch die Geschwindigkeit des Kolbens
bestimmt wird. Dies stellt eine präzise Dosierung des Materials sicher.
Zusätzlich
bewirkt die Vorspannung, daß jede Folie
aus dem hinteren Ende des Nutzlastabschnittes gleichsam herausspringt,
wodurch die Abgabe des Materials erleichtert wird. Ein O-Ring 27,
der an dem hinteren Ende des hinteren Abschnittes 20 angeordnet
ist, steht in den Innenraum des Abschnittes vor. Ein Bremsmechanismus
ist in einer Schleppleinenrolle im Flugzeug vorgesehen, welches
die Schleppleine 12 hält.
Der Bremsmechanismus gestattet es, daß der Schleppkörper in
einer bestimmten Position relativ zu dem Trägerflugzeug 30 nachgezogen
wird, welche für
die betreffende Flugzeugart und für den Anbringungort des Schleppkörperausstoßmechanismus
am Flugzeug charakteristisch ist. Der Abstand des Schleppkörpers hinter
dem Flugzeug ist so gewählt,
daß die
Position nahe genug ist, um zu ermöglichen, daß der Schleppkörper in
der Nachbarschaft des Abgasstrahles des Trägerflugzeuges liegt, so daß sowohl
der Abgasstrahl des Flugzeuges als auch die Flackersignalkörper des
Schleppkörpers
im Gesichtsfeld des Raketensuchkopfes beim Angriff der Rakete liegen.
Der Abstand sollte jedoch weit genug sein, so daß der Schleppkörper von
der Hauptstruktur des Flugzeuges frei ist und eine effektive Ablenkung
für eine
angreifende Infrarot-Rakete bilden kann. Der genannte Bremsmechanismus
und die Schleppleinenrolle sind für das vorerwähnte Radarschleppkörpersystem
dieselben wie für
den vorliegenden Fall, so daß hier
keine weiteren Einzelheiten angegeben werden müssen.
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Leistung wird die Schleppleine 12 entlang
zu dem Schleppkörper 5 von
einer Leistungsquelle 32 zugeführt, welche in der auf dem
Flugzeug befindlichen Abschußsteuereinrichtung 31 vorgesehen
ist. In einer Versuchsausführungsform
wurde eine Spannungsquelle von 350 Volt verwendet. Die von der Leistungsquelle 32 gelieferte
Leistung wird weiter durch die Leistungskonditionierungsschaltung 10 in dem
Schleppkörper
konditioniert, um drei bestimmte Spannungen zu liefern, welche für den Betrieb
des Schleppkörpers
und der elektronischen Komponenten notwendig sind.
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Die Ausführungsform eines Schleppkörpers nach
der vorliegenden Erfindung ist elektronisch so konfigurierbar, daß sie eine
Vielfalt von Flugzeugtriebwerk-Infrarotschubstrahl-Signaturen nachahmen
kann. Dies gestattet es, daß derselbe
Schleppkörper
auf einer Anzahl von taktischen Trägerflugzeugen und Kampf-Trägerflugzeugen
verwendet werden kann, deren Schubstrahlsignaturen innerhalb eines
Bereiches von annährend
300 bis 3000 Watt je Steradian auftreten. Dieser Intensitätsbereich
wird durch Materialabgabebefehle erreicht, welche von einer Abschußsteuereinrichtung 31 an
Bord des Trägerflugzeuges 30 entlang
der Schleppleine 12 zu dem Schleppkörper, und dann über das
auf dem Schleppkörper
befindliche Modem 15 zu der Motorsteuereinrichtung 16 übertragen
werden. Die Befehlssignale instruieren die Motorsteuereinrichtung 16 im
Sinne einer Steuerung der Nutzlastabgabe mit einer Rate, welche
dazu ausreicht, eine Anpassung der Schleppkörper-Infrarotsignatur an die
Flugzeug-Infrarotsignatur zu erreichen. Im einzelnen wird die Drehzahl,
mit welcher der Motor 18 umläuft, gesteuert, was wiederum
die Verlagerungsgeschwindigkeit des Kolbens und die Rate bestimmt,
mit welcher die Folien in die Atmosphäre abgegeben werden (und damit
die Intensität
der Infrarot-Signatur). Je mehr Einheiten von Material je Zeiteinheit
abgegeben werden, desto höher
ist die erzeugte Infrarotstrahlungsintensität. Es sei bemerkt, daß die Abgaberate,
die erforderlich ist, um die Infrarotsignatur eines bestimmten Flugzeugs
nachzuahmen, leicht durch Verwendung gegenwärtig bekannter Methoden bestimmt
werden kann. Aus diesem Grunde sei hier keine detaillierte Auflistung
der Abgaberaten in Zuordnung zu einem bestimmten Flugzeug angegeben.
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Modelluntersuchungen und eine Analyse
der gegenwärtigen
Generation von nicht abbildenden Infrarot-Angriffsraketen in der
Auseinandersetzung mit einer Reihe von durch Flugzeuge abgestoßenen Flackersignalschleppkörper, die
von US-Militärflugzeugen
abgegeben wurden, hatten das Ergebnis eines umfassenderen Verständnis der
Schlüsselelemente, welche
erforderlich sind, um gegen diese Angriffsraketen effektiv zu sein.
Die Schlüsselelemente
stehen in unmittelbaren Bezug zu den Methoden, welche durch infrarotgelenkte
Raketen verwendet werden, um zwischen Echtzielen (Flugzeugen) und
Schleppkörperzielen
(Flackersignalkörper)
zu unterscheiden. Im einzelnen befassen sich gegenwärtige nicht
abbildende infrarotgelenkte Raketen mit kinematischen Unterscheidungen,
spektralen Unterscheidungen, Unterscheidungen der Strahlungsintensität und zeitlichen
Unterscheidungen, um zu vermeiden, daß sie durch die Abgabe von
Infrarotstrahlung emittierenden Flackersignalkörpern getäuscht werden. Diese Unterscheidungen
werden nachfolgend ebenso wie die Art und Weise beschrieben, mit
der bevorzugte Ausführungsformen
der vorliegenden Erfindung diese Unterscheidungsmöglichkeiten überwinden.
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1.0 Kinematische Unterscheidung
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Um in dieser Hinsicht effektiv zu
sein, muß der
Schleppkörper-Flackersignalkörper kinematisch äquivalent
mit seinem Trägerflugzeug
sein. Im Idealfall sollte er den Bewegungen des Flugzeugs, das er schützt, folgen.
Es kann nicht zugelassen werden, daß er aus dem Gesichtsfeld der
angreifenden Rakete herausfällt,
da er anderenfalls seine Fähigkeit
verliert, die angreifende Rakete abzulenken. Das Nachschleppen des
Schleppkörpers
stellt einen und vielleicht den besten Weg dar, um dies zu erreichen.
Die Fähigkeit
eines nachgezogenen Infrarot-Schleppkörpers, kinematisch äquivalent
zu dem Trägerflugzeug zu
erscheinen, ist besonders vorteilhaft, wenn das Flugzeug heruntergeht.
Militärische
Flugzeuge fliegen im allgemeinen in einer sicheren Höhe, in welcher
sie zu hoch sind, um durch irgendeine Rakete bedroht zu werden.
Die Flugzeuge stoßen
dann auf ein Ziel herunter, feuern und ziehen sich auf die Sicherheitshöhe zurück. Infrarot-Flackersignalkörper fallen
zu rasch ab, wenn sich das Flugzeug in einem Sinkflug mit hoher
Geschwindigkeit befindet, wodurch sie wenig Schutz im Vergleich
zu dem nachgezogenen Infrarot-Schleppkörper nach der vorliegenden
Erfindung bieten.
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2.0 Spektrale Unterscheidung
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Um in dieser Hinsicht wirksam zu
sein muß das
Schleppkörper-Flackersignal
annähernd
dieselben Infrarotspektraleigenschaften zeigen, wie sie durch den
Abgasstrahl des Flugzeugs dargeboten werden. Dies ist notwendig,
um auszuschließen,
daß die
angreifende Infrarotrakete zwischen Echtzielen (Flugzeug) und Schleppkörperzielen
(Flackersignale) unterscheidet, indem sie das Vorhandensein oder das
Fehlen bestimmter Wellenlängen
innerhalb des Infrarotspektrums beobachtet oder vergleicht. Das optimale
Verfahren zu diesem Zwecke ist die Verwendung der vorerwähnten pyrophorischen
Flackersignalmaterialien, welche annähernd mit denselben Spektren
abbrennen wie Strahlflugzeugbrennstoffe auf Kohlenwasserstoffbasis.
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3.0 Strahlungsintensität
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Um in dieser Hinsicht wirksam zu
sein müssen
die Schleppkörper-Flackersignalkörper in
der Lage sein, Strahlungsintensitätpegel zu erreichen, wie sie
durch die Triebwerke verschiedenerlei Militärflugzeuge, welche zu schützen sind,
dargeboten werden. Da die Triebwerke dieser Kampfflugzeuge und Angriffsträgerflugzeuge
dazu neigen, breitvariierende Pegel von Infrarotemissionen zu erzeugen,
müssen
die Infrarot-Flackersignalkörper des
Schleppkörpers
offenbar ebenfalls in der Lage sein, diesen Bereich von Intensitäten zu kopieren.
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Einige infrarotgelenkte Raketen errechnen den
Ort des Zielobjektflugzeuges durch Errechnen des Schwerpunktes der
Infrarotemissionen, welche in dem Blickfeld des Raketensuchkopfes
vorhanden sind. Diese Suchköpfe
errechnen dann den Abstand von dem Schwerpunkt oder Konzentrationspunkt
zu dem Ort, an dem der tatsächliche
Flugzeugkörper
mit größter Wahrscheinlichkeit
positioniert ist. Wie beispielsweise in 3 dargestellt wird, wird der Triebwerksabgasstrahl 50 des
Trägerflugzeugs
durch den Ra ketensuchkopf normalerweise so wahrgenommen, daß er das
Zentrum der Infrarot-Strahlungsintensität bei C1 hat und der Raketensuchkopf würde den
Abstand d1 den das Zentrum des Abgasstrahles von
dem Flugzeug hat, errechnen. Mit der Hinzunahme des nachgezogenen
Schleppkörpers 5 und
dem Zentrum C2 seiner Infrarot-Strahlungsintensität in einem
Abstand d2 innerhalb des Gesichtsfeldes
des Raketensuchkopfes wird der Raktensuchkopf das Zentrum Ct der Infrarotstrahlungsintensität zwischen C1 und C2 bei einem
Abstand dt hinter dem Flugzeug berechnen.
Dies hat zur Folge, daß der
Raketensuchkopf die Position des Flugzeuges fehlberechnet. Demgemäß wird der
nachgezogene Schleppkörper gemäß der vorliegenden
Erfindung in einem Abstand angeordnet, der nahe genug innerhalb
des Gesichtsfeldes des Raketensuchkopfes liegt, jedoch auch weit
genug hinter dem Trägerflugzeug
gelegen ist, um einen ausreichenden Fehler in der Berechnung des
Infrarotstrahlungszentrum durch den Raketensuchkopf zu verursachen,
so daß die
Rakete das als Ziel gewählte
Flugzeug verfehlt. Um solchen Raketen zu begegnen muß das Infrarotstrahlungsintensitätsmuster,
das durch den Schleppkörper
erzeugt wird, nicht variieren, so daß die Pakete von Infrarotstrahlung
emittierendem pyrophorischen Material mit einer konstanten Geschwindigkeit
abgegeben werden können.
Es bietet jedoch Vorteile, die Intensität zu variieren, wie nachfolgende
diskutiert wird.
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Das Variieren der Intensität der Infrarotstrahlung,
welche durch den Schleppkörper
emittiert wird, kann dazu verwendet werden, die Suchköpfe bestimmter
Raketen zu täuschen,
welche andere Intensitätsunterscheidungen
als nur das oben beschriebene Strahlungsschwerpunktschema verwenden.
In einem bevorzugten Intensitätsmodulationsmuster
der Infrarotstrahlung, welche in 4 dargestellt
ist, wird die Strahlungsintensität
von einem etwas höheren Pegel
auf einen etwas niedrigeren Pegel gegenüber der Infrarotsignatur des
Flugzeugtriebwerks variiert. Dies wird durch Variieren der Geschwindigkeit
des Kolbens 21 auf der Gewindespindel 23 erreicht,
welcher die pyrophorische Nutzlast 25 aus dem hinteren Ende
des Schleppkörpers
in den Luftstrom ausschiebt. Einige Infrarotraketen der gegenwärtigen Generation
suchen Gegenmaßnahmen
mit Infrarot-Flackersignalkörpern
zu begegnen, indem sie die helleren Infrarotstrahlungsquellen (in
einigen Fällen die
schwächeren
Infrarotstrahlungsquellen) zurückweisen,
wenn mehr als eine Strahlungsquelle detektiert wird. Dies geschieht
in der An nahme, daß das Vorhandensein
einer zusätzlichen
Strahlungsquelle oder zusätzlicher
Strahlungsquellen anzeigt, daß Infrarotstrahlung
emittierende Flackersingalkörper
vorhanden sind. Das oben beschriebene Modulationsmuster der Infrarotstrahlungsintensität strebt
eine Täuschung
dieser nach der Intensität
unterscheidenden Raketen durch Anziehen der Rakete auf den Schleppkörper oder
mindestens von dem Flugzeug weg an. Wenn die Rakete einer Art angehört, welche die
helleren der Infrarotstrahlungsquellen zurückweist, dann bewirken die
wiederholten Infrarot-Strahlungsschübe mit einer Strahlungsintensität unterhalb derjenigen
des Abgasstrahls des Flugzeugs, daß die Rakete von dem Flugzeug
abgelenkt wird und stattdessen auf den Schleppkörper hingelenkt wird. Wenn jedoch
die Rakete einer Art angehört,
welche die hellere Infrarotstrahlungsquelle sucht, dann zieht derjenige
Teil des Intensitätsmodulationsmusters
der Infrarotstrahlung, welcher die Infrarotemission des Abgasstrahles
des Flugzeugs übersteigt,
die Rakete an und schützt
das Flugzeug. Somit überwindet
das „Hoch-Tief"-Intensitätsmodulationsmuster
die Rakete unabhängig
davon, welche Gegen-Gegenmaßnahme
sie verwendet.
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Das vorerwähnte Infrarotstrahlungsintensitätsmuster,
welches eine hohe Infrarotstrahlungsenergiespitze im Vergleich zu
dem Abgasstrahl des Flugzeugs, gefolgt von einer Spitze niedrigerer
Energie im Vergleich zu dem Abgasstrahl des Flugzeugs aufweist (siehe 4), täuscht auch infrarotstrahlungsgelenkte
Raketen, welche das Schwerpunktschema oder Zentrumsschema als IRCCM
verwenden. Im wesentlichen bewirkt das Muster, daß die Zentrumsberechnungen
oder Schwerpunktsberechnungen der Rakete nach hinten abgelenkt werden,
so wie dies der Fall wäre,
wenn ein Muster mit konstanter Intensität verwendet würde. Dies
resultiert in einer Fehlberechnung des Ortes des das Ziel bildenden Flugzeuges
durch die Rakete, so daß die
angreifende Rakete ihr Ziel verfehlt.
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Weiter ist bei einigen Raketen, welche
das Prinzip der Schwerpunktermittlung oder Zentrumsermittlung als
IRCCM verwenden, ein Merkmal hinzugefügt, gemäß welchem die Rakete zeitweise
die Verfolgung des Zielobjektes unterbricht, wenn eine Strahlungsspitze
von Infrarotstrahlung hoher Intensität detektiert wird, in der Annahme, daß es sich
um einen Infrarotstrahlung emittierenden Flackersignalkörper handelt.
Während
die Rakete zeitweise aus ihrem Suchmodus herausgeht, steuert die
Rakete in Richtung auf eine projizierte Position des Flugzeugs auf
der Basis der letzten bekannten Position. Es wird angenommen, daß dann,
wenn die Rakete einige wenige Sekunden später ihren Infrarotverfolgungsmodus
wieder aufnimmt, der Flackersignalkörper aus dem Blickfeld des
Raketensuchkopfes herausgefallen ist und nur das Flugzeug übrig geblieben
ist. Die Intensitätsspitzen,
welche die Infrarotemissionen des Abgasstrahls des Flugzeugs überschreiten,
welcher dem Infrarotstrahlungsintensitätsmodulationsmuster des Schleppkörpers zugeordnet
ist, lösen
den oben beschriebenen Betriebsmodus der Abschaltung des Infrarotverfolgungsbetriebes
der Rakete aus. Wenn jedoch die Rakete zu dem Verfolgungmodus zurückkehrt
und das wieder erfaßt,
was als das Flugzeug allein anzunehmen ist, so handelt es sich hier
tatsächlich
um das Flugzeug mit dem Schkeppkörper.
Entweder bewirkt diese Situation, daß die Rakete die Position des
Flugzeuges im Verhältnis
zu dem Infrarotstrahlungsfeld fehlberechnet, oder es wird bewirkt, daß die Rakete
ständig
ihre Infrarotsuchfunktion abschaltet, wodurch es unwahrscheinlich
wird, daß sie das
Flugzeug tatsächlich
trifft.
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Um die Rechnungen des Infrarotstrahlungszentrums
oder Infrarotstrahlungsschwerpunktes durch Raketensuchköpfe weiter
abzulenken, welche das Infrarotstrahlungszentrum im Gesichtsfeld
des Suchkopfes errechnen, kann der nachgezogene Schleppkörper pyrophorisches
Material in einer Art und Weise abgeben, welche in einer hohen infrarotstrahlungsintensitätsspitze
(höher
als diejenige des Abgasstrahls des Flugzeugs), einer niedrigen Infrarotstrahlungsintensitätsspitze
(niedriger als diejenige des Abgasstrahles) und dann einer Wartezeit
kurzer Zeitdauer vor einer Wiederholung des Zyklus (hohe Strahlungsspitze,
niedrige Strahlungsspitze, Warteperiode) resultiert, wie in 5 gezeigt ist. Dieses Infrarotstrahlungsintensitätsmuster
verschiebt weiter den Schwerpunkt, welchen der Raketensuchkopf errechnet,
da durch die Warteperiode nach der Kombination der hohen Strahlungsspitze
und der niedrigen Strahlungsspitze eine Serie von Flackersignalintensitäten auftritt,
welche sich in weiterem Abstand hinter dem Flugzeug gegenüber der
zuvor beschriebenen Kombination von alternierenden hohen Spitzen
und niedrigen Spitzen erstrecken. Dieses Muster der Modulation überwindet
somit sämtliche
auf der Intensität basierende
IRCCM's, welche
zuvor beschrieben wurden.
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4.0 Zeitliche Unterscheidung
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Um in dieser Hinsicht effektiv zu
sein muß der
Schleppkörper
in der Lage sein, IRCCM's
zu überwinden,
welche auf zeitlicher Unterscheidung basieren und welche von einigen
infrarotgelenkten Raketen verwendet werden. Diese Raketen haben im
wesentlichen die Fähigkeit
zwischen den verhältnismäßig kontinuierlichen
Infrarot-Strahlungsemissionspegeln, die dem Abgasstrahl des Flugzeugs
zuzuordnen sind, und den rasch abfallenden Infrarotemissionen zu
unterscheiden, welche einem Infrarotstrahlung emittierenden Flackersignalkörper zugeordnet
werden. Der nachgezognene Schleppkörper nach der vorliegenden
Erfindung ist in der Lage, die zeitlichen Unterscheidungen einer
infrarotgelenkten Rakete zu überwinden,
da, sobald aktiviert, die Pakete aus pyrophorischen Material kontinuierlich über eine
verhältnismäßig lange
Zeitdauer (im Vergleich zu gegenwärtigen Systemen mit vom Fluzgzeug
abgegebenen Flackersignalkörpern)
abgegeben werden können,
wodurch die gewünschten
Infrarotstrahlungs-Emissionspegel aufrechterhalten werden. Der Schleppkörper hat
die Fähigkeit,
die Infrarotstrahlung emittierenden Flackersignalkörper einen
nach dem anderen mit kontrollierten Geschwindigkeiten abzugeben,
wodurch eine verhältnismäßig lange
Lebensdauer, d. h. in der Größenordnung
von 10 Sekunden oder zig Sekunden, erreicht wird. Wenn weiter der Schleppkörper beschädigt oder
zerstört
wird oder einfach sein gesamtes pyrophorisches Material aufgebraucht
hat, so kann er automatisch und fast augenblicklich ersetzt werden.
Wenn beispielsweise die Kommunikation zwischen dem Flugzeug und
dem Schleppkörper
unterbrochen wird, so kann dieses Ereignis nach Wahl durch die Bedienungsperson
als automatische Aufforderung zur Abgabe eines weiteren Schleppkörpers verwendet
werden. Dies ermöglicht
einen nahezu durchgehenden Schutz vor infrarotgelenkten Raketen
und gestattet es dem nachgezogenen Schleppkörper, daß er vorbeugend verwendet wird,
indem er immer dann abgegeben wird, wenn das Flugzeug wahr scheinlich
von einer infrarotgelenkten Rakete angegriffen wird. Die Infrarotstrahlung
emittierenden Flackersignalkörper
werden von dem Schleppkörper
abgegeben und die Schleppkörper
werden kontinuierlich ausgewechselt, solange sich das Flugzeug in
dem Bedrohungsbereich aufhält.
Die lange Lebensdauer des Schleppkörpers wird auch durch eine
Fähigkeit
erhöht,
die Abgabe des Flackersignalmaterials zu beenden, wenn das Flugzeug
erfolgreich dem Raketenangriff entkommen ist, wodurch Flackersignalmaterial
für mögliche zukünftige Raketenangriffe
gespart wird. Weiter gestattet bei seiner Anwendung das vorerwähnte „Hoch-Tief-Pause"-Infrarotstrahlungs-Modulationsmuster,
daß der
nachgezogene Schleppkörper
Flackersignalmaterial einspart, so daß er für eine längere Zeitdauer verwendbar
bleibt.
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Zusammenfassend ist zu sagen, daß die obige
Beschreibung aufgezeigt hat, daß der
neuartige, nachgezogene Infrarot-Schleppkörper gemäß der vorliegenden Erfindung
die IRCCM's mit
kinematischer Unterscheidung, Spektralunterscheidung, Intensitätsunterscheidung
und zeitlicher Unterscheidung überwindet,
welche von der gegenwärtigen
Generation von nicht abbildenden infrarotgelenkten Raketen verwendet
werden und beträchtlich
die Überlebenschancen
von Flugzeugen gegenüber
diesen Bedrohungen erhöht.
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Während
die Erfindung im Detail durch spezielle Bezugnahme auf bevorzugte
Ausführungsformen
beschrieben wurde, versteht es sich, daß Veränderungen und Modifikationen
ohne Abweichung von dem Grundgedanken der Erfindung möglich sind. Beispielsweise
können
verschiedene Nutzlasten verwendet werden, um Infrarotsignaturen
von Flugzeugen nachzuahmen. Pyrophorische Folien unterschiedlicher
Dicken und in unterschiedlicher Anzahl können eingesetzt werden. Beispielsweise
können die
Folien einzeln gepackt werden oder in Gruppen von Folien gepackt
werden. Diese Packungsmethode bildet eine alternative Möglichkeit
zur Variation der Infrarotstrahlungsintensität des Materials, welches von
dem Schleppkörper
abgegeben wird, indem eine größere oder
geringere Anzahl von Folien gewählt wird,
welche in einer Packung zusammengefaßt sind. Auch können pyrophorische
Pulver entweder allein oder in Verbindung mit Folien verwendet werden.
Der Schleppkörper
nach der vorliegenden Erfin dung kann auch unterschiedliche Größen und
Gestalten haben. Beispielsweise kann der nachgezogene Infrarotschleppkörper mit
nicht kreisförmigen
Querschnitt beispielsweise in quadratischer Gestalt ausgeführt werden.
Dieser Querschnitt quadratischer Gestalt oder in anderer, von der
Kreisform abweichender Gestalt kann die Notwendigkeit der Rollenstabilisierung oder
eines anderen Mechanismus zum Verhindern der Drehung vermeiden,
wobei solche Mechanismen bei einem Schleppkörper mit kreisförmigen Querschnitt
verwendet werden. Das nachgezogene Teil des Schleppkörpers kann
auch aus mehr als zwei Abschnitten gefertigt werden oder kann alternativ
die Form einer einzigen integrierten Struktur haben.