EP0653600B1 - Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf - Google Patents

Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf Download PDF

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EP0653600B1
EP0653600B1 EP94116112A EP94116112A EP0653600B1 EP 0653600 B1 EP0653600 B1 EP 0653600B1 EP 94116112 A EP94116112 A EP 94116112A EP 94116112 A EP94116112 A EP 94116112A EP 0653600 B1 EP0653600 B1 EP 0653600B1
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Dr. Athanassios Zacharias
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Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG
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Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems

Definitions

  • the invention relates to a method for determining the line of sight missile / target with a search head rigidly connected to the missile.
  • DE 42 38 521 C2 discloses a device for detecting targets on the ground by sensors of different spectral ranges for low-flying aircraft, a sensor being mounted on a lift-generating missile towed by the aircraft and the sensor signals from the own movements of the missile without the use of gyroscopes constant measurement of its attitude angles to the aircraft are decoupled.
  • missiles with a gimbal-mounted, inertially stabilized television camera are known, the signals of which are directed to a monitor in order to steer the missile from there.
  • the object of the invention is to provide a method by means of which proportional navigation can be carried out in a simple manner together with a search head rigidly connected to the missile.
  • the output signals of the search head rigidly connected to the missile are used to track a gimbal-mounted and gyro-stabilized virtual search head of the line of sight.
  • the virtual seeker head represents the mathematical model of a gimbal-mounted and gyro-stabilized seeker head in the computer.
  • the motion simulation of the virtual seeker head that runs simultaneously with the movement of the missile enables the rotation rate of the missile / target line of sight to be determined.
  • the frame arrangement and the gyro stabilization of the virtual seeker head play no essential role for the inventive method.
  • the type of frame design and gyro stabilization are reflected in the software of the virtual search head.
  • the line of sight rotation rate is determined according to the invention as follows:
  • the azimuth and elevation placement angles of the target, measured in the rigid search head, are converted into the azimuth and elevation placement angles of the virtual search head.
  • the virtual search head tracks the line of sight with a time behavior of the 1st order (or higher).
  • the rotation rates of the virtual search head in the inertial system or, in the case of earth-fixed application, in the geodetic system, which flow into the steering algorithm, result from the movements of the virtual search head calculated by software.
  • the respective angular positions of the virtual search head are also determined from the rotation rates of the virtual search head, i.e. its angular position in the inertial system. These are required to convert the position angle from the rigid to the virtual search head.
  • the missile follows the steering commands, changes its position and position, and this changes the placement angle in the rigid seeker head. These are in turn converted into the virtual search head. The loop is now closed.
  • a missile 1 has a search head 2 rigidly arranged therein. With s1 the missile longitudinal axis is designated, which is also the axis of the rigid seeker head 2, and with SL the line of sight missile 1 - target Z.
  • ⁇ s represents the elevation offset angle of the rigid seeker head 2, that is, the angle between the missile longitudinal axis s 1 or the axis of the rigid seeker head 2 and the line of sight SL.
  • the virtual seeker With 2v the virtual seeker is designated, with its axis 1 and with ⁇ v the angle of deposit between the axis v1 of the virtual seeker 2v and the line of sight SL.
  • the 1st order follow-up behavior is only an example and can also be replaced by a higher-order follow-up behavior.
  • FIG. 2 shows the three-dimensional coordinate system of the rigid and the virtual search head with the respective storage angles ⁇ s and ⁇ v (elevation) and ⁇ s and ⁇ v (azimuth).
  • the rigid seeker head 2 has the actual azimuth and elevation placement angles ⁇ s and ⁇ s as input variables.
  • the placement angles ⁇ s and ⁇ s are measured with a measuring mechanism and the measured placement angles ⁇ sm and ⁇ sm in the virtual search head 2v are transformed by the transformation software 3 into the azimuth and elevation placement angles ⁇ v and ⁇ v of the virtual search head 2v.
  • the virtual offset angles ⁇ v and ⁇ v are fed to the dynamic mathematical model 4 of the virtual search head 2 and from this the rotation rates q v , r v of the virtual search head 2v are calculated, with which the virtual search head 2v tracks the line of sight SL.
  • the values of the rotation rates q v and r v simultaneously flow into the steering controller 5 in order to form the commands for the missile 6, so that the missile speed vector is rotated in proportion to the line of sight SL.
  • the loop is closed via the feedback 7.
  • the conversion with the transformation software 3 from the rigid to the virtual system using the equations (5) and (6) takes place via the loops 8 and 9.
  • the rotation rates p v , q v and r v of the virtual search head 2v determined, which are used to form the transformation matrix [T] vI .
  • the rotational speeds p, q and r of the rigid seeker head 2 are measured via the loop 9 and are used to form the transformation matrix [T] IS .
  • the rotation rates p, q, r of the rigid seeker head 2 can be obtained with turning gyroscopes 11, for example from three uniaxial or one uniaxial and one biaxial gyroscope.
  • the search head 2 rigidly connected to the missile 1 has the placement angles Ab s and ⁇ s , while the gyroscope 11 measure the rotation rates p m , q m , r m .
  • the time derivative Q ⁇ of the quarternion Q is formed from the rotation rates p m , q m , r m .
  • the quarternion Q and thus the transformation matrix [T] SI for the transformation from the inertial (geodetic) into the missile-fixed (rigid) system is obtained by integration.
  • the transformation matrix [T] VS is obtained according to equation (5) above for the transformation from the rigid (rigid) search head system into the virtual search head system.
  • the components of the unit vector [r1] are formed in the target direction Z in the missile-fixed (rigid) system, as explained above in connection with FIG. 1 using the components x s , z s . These components are converted into the virtual seeker head system using the transformation matrix [T] VS (see equation (2)).
  • the deposit angles ⁇ v and ⁇ v are determined in the virtual search head 2v.
  • the sought-after rotation rates of the virtual seeker head 2v are proportional to the storage angles, assuming a first-order follow-up behavior (equations 4 and 7).
  • the rotation rates q v and r v of the virtual search head 2v are completed by the rotation rate p v , which is separately a forced coupling (ZK) is determined since the virtual seeker head 2v cannot rotate freely about its longitudinal axis.
  • the azimuth and elevation placement angles ⁇ sm and ⁇ sm measured with the rigidly connected search head are thus transformed into the azimuth and elevation placement angles ⁇ v and ⁇ v of a gimbal-mounted and gyro-stabilized virtual search head 2v, which is rotated by p v , q v and r v about its axes v1, v2, v3 the line of sight SL is tracked.

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Description

  • Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten Flugkörper/Ziel mit einem mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopf.
  • Ein derartiges Verfahren ist bekannt (DE 34 42 598 A1). Dabei ist im Flugkörper ein inertial-stabilisierter Suchkopf kardanisch aufgehängt, der die Komponenten der Drehraten der Sichtlinie Flugkörper/Ziel mißt. Die Meßwerte werden als Eingangswerte benutzt, um den Flugkörper nach dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation zu steuern.
  • Die kardanische Aufhängung von Suchköpfen erfordert eine aufwendige Präzisionsmechanik. Ein mit dem Flugkörper starr verbundener Suchkopf hätte demgegenüber wegen seiner Einfachheit erhebliche Vorteile. Er weist jedoch den Nachteil auf, daß der damit festgestellte Ablagewinkel zu einem Ausgangssignal führt, das nicht nur von der Drehrate der Sichtlinie Flugkörper/Ziel, sondern auch von der Drehrate des Flugkörpers abhängig ist.
  • Aus DE 42 38 521 C2 ist eine Einrichtung zur Erfassung von Zielen am Boden durch Sensoren verschiedener Spektralbereiche für tieffliegende Flugzeuge bekannt, wobei ein Sensor an einem vom Flugzeug geschleppten, auftriebserzeugenden Flugkörper montiert ist und die Sensorsignale von den Eigenbewegungen des Flugkörpers ohne Verwendung von Kreiseln durch ständige Vermessung seiner Lagewinkel zum Flugzeug entkoppelt werden.
  • Aus DE 40 34 419 A1 und DE 40 07 999 C2 sind Flugkörper mit einer kardanisch aufgehängten, inertial-stabilisierten Fernsehkamera bekannt, deren Signale zu einem Monitor geleitet werden, um von dort aus den Flugkörper zu lenken.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren bereitzustellen, mit dessen Hilfe zusammen mit einem mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopf eine Proportionalnavigation auf einfache Weise durchgeführt werden kann.
  • Dies wird erfindungsgemäß mit dem im Anspruch 1 gekennzeichneten Verfahren erreicht. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung wiedergegeben.
  • Erfindungsgemäß werden also die Ausgangssignale des mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopfes benutzt, um einen kardanisch aufgehängten und kreiselstabilisierten virtuellen Suchkopf der Sichtlinie nachzuführen.
  • Der virtuelle Suchkopf stellt bei dem erfindungsgemäßen Verfahren das mathematische Modell eines kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten Suchkopfes im Rechner dar. Die zeitgleich mit der Bewegung des Flugkörpers ablaufende Bewegungssimulation des virtuellen Suchkopfes ermöglicht die Bestimmung der Drehrate der Sichtlinie Flugkörper/Ziel.
  • Die Rahmenanordnung sowie die Kreiselstabilisierung des virtuellen Suchkopfes, also ob er z. B. durch eine rotierende Masse oder externe Wendekreisel stabilisiert ist, spielen für das erfindungsgemäße Verfahren keine wesentliche Rolle. Die Art der Rahmenausführung und der Kreiselstabilisierung schlagen sich in der Software des virtuellen Suchkopfes nieder.
  • Läßt man Einzelheiten wie notwendige Koordinatentransformationen und diverse Umrechnungen beiseite, so erfolgt die Bestimmung der Sichtliniendrehrate erfindungsgemäß wie folgt:
  • Azimut- und Elevationsablagewinkel des Ziels, gemessen im starren Suchkopf, werden in die Azimut- und Elevationsablagewinkel des virtuellen Suchkopfes umgerechnet.
  • Der virtuelle Suchkopf wird mit einem Zeitverhalten 1. Ordnung (oder höher) der Sichtlinie nachgeführt.
  • Aus den per Software berechneten Bewegungen des virtuellen Suchkopfes ergeben sich die Drehraten des virtuellen Suchkopfes im Inertialsystem bzw. bei erdfester Anwendung im geodätischen System, welche in den Lenkalgorithmus einfließen. Aus den Drehraten des virtuellen Suchkopfes ermitteln sich auch die jeweiligen Lagewinkel des virtuellen Suchkopfes, d.h. seine Winkellage im Inertialsystem. Diese werden zur Umrechnung der Lagewinkel vom starren zum virtuellen Suchkopf benötigt.
  • Der Flugkörper folgt den Lenkkommandos, ändert seine Lage und Position, und dadurch ändern sich die Ablagewinkel im starren Suchkopf. Diese werden wiederum in den virtuellen Suchkopf umgerechnet. Damit hat sich die Schleife geschlossen.
  • Nachstehend ist die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
    • Fig. 1 eine schematische ebene Darstellung des Elevationsablagewinkels für den starren und den virtuellen Suchkopf;
    • Fig. 2 eine der Fig. 1 entsprechende dreidimensionale Darstellung, wobei der Flugkörper sowie der starre und der virtuelle Suchkopf nicht dargestellt sind;
    • Fig. 3 schematisch das Prinzip des erfindungsgemäßen Verfahrens; und
    • Fig. 4 schematisch das Blockschaltbild der Software zur Durchführung des Verfahrens.
  • Gemäß Fig. 1 weist ein Flugkörper 1 einen darin starr angeordneten Suchkopf 2 auf. Mit s₁ ist die Flugkörper-Längsachse bezeichnet, die zugleich die Achse des starren Suchkopfes 2 ist, und mit SL die Sichtlinie Flugkörper 1 - Ziel Z.
  • Θs stellt den Elevationsablagewinkel des starren Suchkopfes 2, also den Winkel zwischen der Flugkörper-Längsachse s₁ bzw. der Achse des starren Suchkopfes 2 und der Sichtlinie SL dar.
  • Mit 2v ist der virtuelle Suchkopf bezeichnet, mit v₁ dessen Achse und mit Θv der Ablagewinkel zwischen der Achse v₁ des virtuellen Suchkopfes 2v und der Sichtlinie SL.
  • Aus dem Ablagewinkel Θs ergeben sich für den Sichtlinien-Einheitsvektor [r₁] die Komponenten xs und zs im System des starren Suchkopfes, wie folgt:
    Figure imgb0001
  • Die Umrechnung der Komponenten des Einheitsvektors [r₁] im starren System, also xs und zs, in die Komponenten des virtuellen Systems xv und zv erfolgt nach folgender Gleichung:
    Figure imgb0002
     worin [T] VS die Transformationsmatrix zur Umrechnung vom starren in das virtuelle System darstellt.
  • Der gesuchte virtuelle Ablagewinkel Θv ist nach Fig. 1 Θ v = arc tan z V x V
    Figure imgb0003
  • Die Drehrate qv des virtuellen Suchkopfes 2v ist unter der Annahme eines Folgeverhaltens 1. Ordnung q v = K·Θ v
    Figure imgb0004
  • Das Folgeverhalten 1. Ordnung steht nur beispielhaft und kann auch durch ein Folgeverhalten höherer Ordnung ersetzt werden.
  • In Fig. 2 ist das dreidimensionale Koordinatensystem des starren und des virtuellen Suchkopfes mit den jeweiligen Ablagewinkeln Θs und Θv (Elevation) und Ψs und Ψv (Azimut) dargestellt.
  • Nach der funktionalen Prinzipskizze der Fig. 3 hat der starre Suchkopf 2 die tatsächlichen Azimut- und Elevationsablagewinkel Ψs und Θs als Eingangsgrößen. Die Ablagewinkel Ψs und Θs werden mit einem Meßwerk gemessen und die gemessenen Ablagewinkel Ψsm und Θsm im virtuellen Suchkopf 2v durch die Transformations-Software 3 in die Azimut- und Elevationsablagewinkel Ψv und Θv des virtuellen Suchkopfs 2v transformiert.
  • Die virtuellen Ablagewinkel Ψv und Θv werden dem dynamischen mathematischen Modell 4 des virtuellen Suchkopfes 2 zugeführt und daraus die Drehraten qv, rv des virtuellen Suchkopfes 2v berechnet, mit denen der virtuelle Suchkopf 2v der Sichtlinie SL nachgeführt wird.
  • Die Werte der Drehraten qv und rv fließen zugleich in den Lenkregler 5 ein, um die Kommandos für den Flugkörper 6 zu bilden, so daß der Flugkörpergeschwindigkeitsvektor proportional zur Sichtlinie SL gedreht wird. Die Schleife wird über die Rückführung 7 geschlossen.
  • Die Transformation vom starren Suchkopf 2 in den virtuellen Suchkopf 2v mit der Transformationsmatrix [T]VS erfolgt nach folgender Gleichung: [T] VS = [T] VI x [T ] IS
    Figure imgb0005
  • Darin stellen [T]VI die Transformationsmatrix vom inertialen (geodätischen) System in das virtuelle System und [T]IS die Transformationsmatrix vom flugkörperfesten oder starren System in das inertiale (geodätische) System dar, wobei gilt: [T] IS = T SI T
    Figure imgb0006
     worin [T] T SI
    Figure imgb0007
    die transponierte Transformationsmatrix vom inertialen (geodätischen) System zum flugkörperfesten System ist.
  • Die Umrechnung mit der Transformations-Software 3 vom starren in das virtuelle System anhand der Gleichungen (5) und (6) erfolgt über die Schleifen 8 und 9. Dazu werden über die Schleife 8 durch die Software 10 die Drehraten pv, qv und rv des virtuellen Suchkopfes 2v ermittelt, die zur Bildung der Transformationsmatrix [T]vI herangezogen werden. Über die Schleife 9 werden die Drehgeschwindigkeiten p, q und r des starren Suchkopfes 2 gemessen, die zur Bildung der Transformationsmatrix [T]IS herangezogen werden.
  • Die Drehraten p, q, r des starren Suchkopfes 2 können mit Wendekreiseln 11, beispielsweise aus drei einachsigen oder einem einachsigen und einem zweiachsigen Wendekreisel, erhalten werden.
  • In Fig. 4 ist die Software zur Realisierung des virtuellen Suchkopfes 2v näher erläutert.
  • Danach weist der starr mit dem Flugkörper 1 verbundene Suchkopf 2 die Ablagewinkel Ψs und Θs auf, während die Wendekreisel 11 die Drehraten pm, qm, rm messen.
  • Damit ergeben sich folgende Eingangsgrößen des virtuellen Suchkopfes 2v:
    • a) die Ablagewinkel Ψsm und Θsm, die der mit dem Flugkörper 1 starr verbundene Suchkopf 2 als Meßwerte ausgibt, und
    • b) die von den Wendekreiseln 11 gemessenen Werte pm, qm, rm für die Drehraten des Flugkörpers 1, bezogen auf die drei Achsen des körperfesten (starren) Koordinatensystems.
  • Aus den Drehraten pm, qm, rm wird die zeitliche Ableitung Q̇ der Quarternion Q gebildet. Durch Integration erhält man die Quarternion Q und damit die Transformationsmatrix [T]SI für die Transformation vom inertialen (geodätischen) in das flugkörperfeste (starre) System.
  • Mit Hilfe der Transformationsmatrix [T]VI für die Transformation vom inertialen System in das virtuelle Suchkopfsystem und der Transformationsmatrix [T] IS für die Transformation vom starren in das inertiale geodätische System erhält man nach der vorstehenden Gleichung (5) die Transformationsmatrix [T]VS für die Transformation vom körperfesten (starren) Suchkopfsystem in das virtuelle Suchkopfsystem.
  • Aus den gemessenen Ablagewinkeln Ψsm,Θsm des starren Suchkopfes 2 werden die Komponenten des Einheitsvektors [r₁] in Zielrichtung Z im flugkörperfesten (starren) System gebildet, wie vorstehend im Zusammenhang in Fig. 1 anhand der Komponenten xs, zs erläutert. Diese Komponenten werden mit der Transformationsmatrix [T]VS in das virtuelle Suchkopfsystem umgerechnet (vergleiche Gleichung (2)).
  • Mit den transformierten Komponenten (xv, zv) des Einheitsvektors [r₁] werden die Ablagewinkel Ψv und Θv im virtuellen Suchkopf 2v ermittelt.
  • Die gesuchten Drehraten des virtuellen Suchkopfes 2v sind unter der Annahme eines Folgeverhaltens 1. Ordnung den Ablagewinkeln proportional (Gleichungen 4 und 7). q v = K · Θ v
    Figure imgb0008
     und r v = K · Ψ v
    Figure imgb0009
  • Die Drehraten qv und rv des virtuellen Suchkopfes 2v werden durch die Drehrate pv vervollständigt, welche gesondert über eine Zwangskopplung (ZK) ermittelt wird, da sich der virtuelle Suchkopf 2v nicht frei um seine Längsachse drehen kann.
  • Aus pv, qv, rv erhält man die zeitliche Ableitung Q̇v und durch Integration die Quarternion Qv, aus der die Transformationsmatrix [T]VI gebildet wird und mit deren Hilfe zusammen mit der Transformationsmatrix [T]IS die Transformationsmatrix [T]VS gemäß der Gleichung (5) ermittelt wird.
  • Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren werden also die mit dem starr verbundenen Suchkopf gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel ψsm und Θsm in die Azimut- und Elevationsablagewinkel ψv und Θv eines kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten virtuellen Suchkopfes 2v transformiert, der durch Drehung pv, qv und rv um seine Achsen v₁, v₂, v₃ der Sichtlinie SL nachgeführt wird.
  • Die Transformation der mit dem starr verbundenen Suchkopf 2 gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel ψsm und Θsm in die Azimut- und Elevationsablagewinkel ψv und Θv des virtuellen Suchkopfes 2v erfolgt einerseits aufgrund der Drehraten pv, qv, rv des virtuellen Suchkopfes 2v um seine Achsen v₁, v₂, v₃, die sich aus den kontinuierlich ermittelten Azimut- und Elevationsablagewinkeln ψv, Θv des virtuellen Suchkopfes und der Zwangskopplung ZK ergeben, und andererseits aufgrund der Drehraten pm, qm, rm des starr verbundenen Suchkopfes um die körperfesten Achsen s₁, s₂, s₃.
  • Unter der Zwangskopplung ZK ist dabei eine mathematische Bedingung zu verstehen, welche berücksichtigt, daß der virtuelle Suchkopf in der Längsachse nicht frei drehbar gegenüber dem Flugkörper ist. Vielmehr ergibt sich die Drehrate pv um die Achse v₁ des virtuellen Koordinatensystems aus:
    • den Drehraten qv um die Achse v₂ und rv um die Achse v₃ des virtuellen Koordinatensystems
    • den Drehraten des Flugkörpers pm, qm, rm um die flugkörperfesten Achsen s₁, s₂ und s₃
    sowie
    • der Transformationsmatrix [T] VS,
    wobei die Transformationsmatrix [T] VS sich aus den Gleichungen (5) und (6) auf Seite 6 der Beschreibung ergibt.

Claims (7)

  1. Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten Flugkörper/Ziel mit einem mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopf, dadurch gekennzeichnet, daß die mit dem starr verbundenen Suchkopf (2) im flugkörperfesten Koordinatensystem (s₁, s₂, s₃) gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψsm und Θsm) des Zieles in die Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψv und Θv) des Zieles bezogen auf das Koordinatensystem (v₁, v₂, v₃) eines virtuellen kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten Suchkopfes (2v) transformiert werden, der durch Drehung mit den Drehraten (pv, qv, rv) um seine drei Achsen (v₁, v₂, v₃) der Sichtlinie (SL) Flugkörper/Ziel nachgeführt wird.
  2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Transformation der mit dem starr verbundenen Suchkopf (2) gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψsm und Θsm) in die Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψv und Θv) des virtuellen Suchkopfes (2v) um seine drei Achsen (v₁, v₂, v₃) und andererseits über die Drehraten (pm, qm, rm) des starr verbundenen Suchkopfes (2) um die drei flugkörperfesten Achsen (s₁, s₂, s₃) erfolgt.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der virtuelle Suchkopf (2v) der Sichtlinie (SL) Flugkörper/Ziel mit einem Zeitverhalten erster oder höherer Ordnung nachgeführt wird.
  4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß bei der Transformation die Quaternionen-Methode angewendet wird.
  5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß bei der Transformation die Eulerwinkel-Methode angewendet wird.
  6. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Drehraten (qv, rv) des virtuellen Suchkopfes (2v) um dessen beide zu seiner Längsachse (v₁) senkrechten Achsen (v₂, v₃) zur Lenkung des Flugkörpers (1) nach der Proportionalnavigation verwendet werden.
  7. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine beliebige Rahmenanordnung des virtuellen Suchkopfes (2v) angewendet wird.
EP94116112A 1993-11-16 1994-10-12 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf Expired - Lifetime EP0653600B2 (de)

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DE4339187A DE4339187C1 (de) 1993-11-16 1993-11-16 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf

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EP0653600A1 EP0653600A1 (de) 1995-05-17
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EP0653600B2 EP0653600B2 (de) 2002-01-02

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EP94116112A Expired - Lifetime EP0653600B2 (de) 1993-11-16 1994-10-12 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf

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EP (1) EP0653600B2 (de)
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