EP3118565B1 - Verfahren zum schützen eines fahrzeugs vor einem angriff durch einen laserstrahl - Google Patents

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EP3118565B1
EP3118565B1 EP16001538.4A EP16001538A EP3118565B1 EP 3118565 B1 EP3118565 B1 EP 3118565B1 EP 16001538 A EP16001538 A EP 16001538A EP 3118565 B1 EP3118565 B1 EP 3118565B1
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EP
European Patent Office
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laser beam
laser
sensor
guided missile
missile
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English (en)
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EP3118565A1 (de
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Arne Nolte
Michael Masur
Michael Gross
Nicolai Künzner
Thomas Kuhn
Norbert Stelte
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Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl Defence GmbH and Co KG
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H11/00—Defence installations; Defence devices
    • 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
    • F41G7/30—Command link guidance systems
    • F41G7/301—Details
    • F41G7/303—Sighting or tracking devices especially provided for simultaneous observation of the target and of the missile
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41H—ARMOUR; ARMOURED TURRETS; ARMOURED OR ARMED VEHICLES; MEANS OF ATTACK OR DEFENCE, e.g. CAMOUFLAGE, IN GENERAL
    • F41H13/00—Means of attack or defence not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control

Definitions

  • the invention relates to a method for protecting a vehicle from attack by a laser beam emanating from a laser source.
  • High-energy lasers can transmit very high power over several kilometers and over a longer period of time. With such services, sensitive parts of vehicles can be so severely damaged or destroyed within a few seconds that the functioning of the vehicles is jeopardized. Thus, for example, aircraft can be attacked from the ground, in particular slow-moving commercial aircraft with relatively low maneuverability are particularly vulnerable.
  • the WO 02/14777 A1 describes a method for protecting an object from a laser device, in which, upon detection of a laser radiation of the laser device, retroreflectors are ejected or fired from the object to be protected or from an environment thereof in order to disturb and possibly damage the laser device.
  • the aircraft is equipped with a laser detection and warning system that can output a warning signal.
  • a sensor detects the laser radiation of the laser beam
  • a Guided missile flies into the laser beam inside, in the laser beam incident on the laser source and thereby shading the vehicle in front of the laser beam.
  • the missile can approach and combat the laser source and shade the vehicle during the approach to the laser source. This is done expediently so quickly that the laser energy deposited on the vehicle has not yet led to threatening damage.
  • a quick protection can be achieved by starting the missile from the vehicle, since then the missile is already on site and dive into the laser beam for shading and can quickly fly to combat the laser source on this.
  • the missile is expediently equipped with a rocket motor.
  • the guided missile can be at an approach to the Laser source mechanically destroy them by means of an active part, for example, by a cone-shaped forward splintering charge.
  • the guided missile uses the laser beam as a guide beam for driving the laser source.
  • the steering or navigation of the missile is done so far using sensor data obtained from a scanning of the laser beam.
  • a parameter of the laser beam for example a scattered light intensity, can be used for navigation, for example by keeping the measured scattered light intensity constant during the approach or by processing it according to a predetermined scheme.
  • the missile expediently flies in the laser beam and is in this case controlled so that it remains in the laser beam, so that in this way the vehicle remains at least partially shaded by the laser beam during this flight.
  • the guided missile can fly at least substantially parallel to the laser beam, which can also be understood to mean swaying in the laser beam, so that the laser beam at least partially remains directed at the guided missile.
  • the guided missile laser beam can be understood the missile laser beam core whose power per cross-sectional area is at least for example 30% of the maximum power per cross-sectional area, the maximum power per cross-sectional area is to be seen at the location of the missile, since the power per cross-sectional area with increasing distance decreases to the laser source.
  • the method is particularly suitable for use against a high energy laser source or a high energy laser beam. Also advantageous is a defense of a sturgeon laser.
  • the sensor is expediently sensitive in a radiation spectrum which is usually used for high-energy lasers or interfering lasers. To facilitate detection of stray radiation, the spectrum in which the sensor is sensitive may be limited to a band about one laser wavelength commonly used for high energy lasers. For example, the band is at most ⁇ 100 nm around the wavelength of 3800 nm.
  • the sensor expediently recognizes characteristics typical of laser radiation, such as the presence of coherent radiation.
  • a laser source is recognized as such, for example, based on an image of the laser beam in the air or based on residual heat radiation when the laser source is switched off.
  • an image sensor is advantageously present, for example with a matrix detector.
  • the vehicle is preferably an aircraft, and may be fixed-wing aircraft or a rotorcraft, such as a helicopter.
  • the invention is also advantageously applicable for protecting a land vehicle or a watercraft.
  • the vehicle may be a manned or unmanned vehicle.
  • a control unit of the vehicle may have one or more computing units, which may be arranged in the vehicle at a location or distributed over the vehicle.
  • the control unit expediently recognizes the laser beam as such and initiates a start of the missile as a function of the recognition result. If a laser beam is recognized as such and it is also classified as threatening to the vehicle, the missile is launched from the vehicle. If a laser beam is not recognized as such or classified as non-threatening, the launching of the missile expediently fails.
  • the guided missile is expediently an unmanned guided missile, in particular with a rocket motor. Also possible is a missile without its own engine, for example in the form of a steering column.
  • the missile expediently comprises a control unit which directs the missile towards the laser source.
  • the guided missile flies towards the laser source and utilizes the laser beam expediently as a guide beam for driving the laser source.
  • the laser beam expediently as a guide beam for driving the laser source.
  • a sensor of the vehicle or a sensor of the missile picks up an image of the laser beam.
  • the location of the laser source of the laser beam can be determined therefrom. For example, a straight line of the laser beam in the environment is determined from the image and a defined end of the laser beam or the line is determined. This can be done by a control unit of the vehicle or a control unit of the guided missile. This end can be defined as the location of the laser source, and the missile can drive that position. From other parameters, for example, that the end is a lower end or the end is an abrupt end, whereas the laser beam in the other direction continuously becomes weaker, it can be assumed that the laser source is arranged at this beam end. Accordingly, this location can be used for the steering of the missile, which flies to the end of the laser beam or the location. The location of the laser source can be determined from the vehicle and transferred to the guided missile. The location may alternatively or additionally be determined by the guided missile.
  • the intensity of radiation emitted by the laser source in direct line to the missile is recorded as a measured variable.
  • a sensor is aimed at the laser source and picks up the laser radiation thrown directly from the laser source onto the sensor.
  • the detected laser intensity increases with increasing proximity to the laser beam, ie with decreasing angle to the spatial direction of the laser beam.
  • An increase in the measured intensity of the laser radiation is therefore a sign of an approach to the laser beam.
  • This method requires a forward sensor, which has the disadvantage that it can be hit and destroyed directly by the laser beam. Immersion in the laser beam should therefore be avoided.
  • This disadvantage can be circumvented by a third possibility, which is based on the measurement in the air scattered laser radiation.
  • the laser radiation is spatially scattered on its way through the air to a small extent, so that the laser beam is visible as a line in the landscape.
  • This intensity of the scattered radiation can be measured and increases with decreasing distance to the laser beam.
  • the intensity can be used as a control variable for steering the missile.
  • This method has the advantage that laser radiation scattered in the ambient air can be detected with sideways or backward sensor systems, which can both be protected towards the front.
  • a sideways sensor is understood below exclusively directed in a lateral direction relative to the longitudinal axis of the missile sensor system, which is not aligned in the direction of flight, and a reverse sensor is directed exactly opposite to the direction of flight of the missile, usually also in the lateral direction, but also not Forward.
  • the measurement of the scattered radiation has the further advantage that it can take place both from outside the laser beam and from within the laser beam and in both cases is suitable for steering the guided missile.
  • the guided missile expediently comprises a shading element, for example a fuselage projection, which shadows the sensor against laser radiation impinging from the front.
  • This shading expediently also exists in the case of an actively detecting sensor, so that it is therefore not, for example, flaps that are opened when the sensor is activated so that the sensor receives a free field of view.
  • the shading element comprises a recess in the outer housing of the missile, and the sensor is arranged in this recess.
  • the sensor can be oriented to the rear or to the side and remains in the shadow of the depression with a laser beam directed from the front onto the guided missile.
  • the shading element is expediently designed so that the entire optical input of the sensor is shaded towards the front.
  • the missile expediently flies within the laser beam parallel to the laser beam to the laser source. In this case, it generates a shading effect which at least partially protects the vehicle from the laser radiation.
  • flying in the laser beam it can be understood here that the laser beam hits the guided missile while the guided missile is flying parallel to the laser beam.
  • the sensor makes sense if the sensor not only detects a strength of the laser radiation, but also the relative position of the missile relative to the central axis of the laser beam.
  • This can be achieved in a simple and advantageous manner with several distributed over the circumference of an outer housing of the missile arranged sensors that detect laser beam during the flight.
  • the sensors can be arranged in a simple way so that a symmetrically centered in the laser beam flight, ie in the middle of the laser beam, leads to the same sensor signals of the sensors, the sensor signals thus reflect the symmetry of the position.
  • the flight of the missile is advantageously controlled so that the detected laser radiation is the same for all sensors.
  • the laser radiation intensities detected by the sensors are not equal to each other, but are in a predetermined relationship to each other.
  • the sensor system has at least three sensors distributed over the circumference of the outer housing, which are aligned, for example, obliquely backwards. By arranging four sensors each distributed 90 ° around the circumference, a right and left flight, or a flight up and down, even easier to control.
  • a detection space angle range of the sensor is free of objects. It is therefore no element of the missile in this area, ie in the field of view of the sensor. A falsification of the measurement result caused by a reflection can thereby be avoided.
  • the senor is directed to an outer scattering surface, which is illuminated, for example, in a beam radiating from the front of the missile from the latter. The sensor can thereby detect the presence of the laser beam at this scattered surface.
  • the guided missile comprises an outer housing with an outer scattering surface, which has at least two, in particular four tangentially offset regions. From the illumination of these areas, the relative position of the guided missile to the laser beam axis can be detected in a simple manner and very quickly.
  • a control of the missile is dependent on which of the areas is hit by the laser beam.
  • the strength with which several areas of the scattering surface are hit by the laser beam can be used to control the missile, in particular for a quantity of steering, so a strength of a rash of a steering rudder of the missile.
  • the Scattering intensity of the areas of the scattered surface can be used as the input variable of a flight control.
  • the regulation objective may be a predetermined, in particular uniform, distribution of the areas of the scattering surface. As a result, the missile can be kept in the middle of the laser beam.
  • the areas of the scattering surface can be distinguished into two different types of areas, namely those areas which are illuminated with a laser beam projecting exactly in front of the guided missile and those areas which are not illuminated in this parallel alignment of the laser beam with the missile axis.
  • an angular position of the guided missile axis relative to the laser axis can be determined by means of the second regions.
  • the second regions are expediently shaded or arranged such that at least one of the regions is illuminated by the laser beam when the missile axis is angled relative to the laser axis. From the strength of the illumination of the corresponding area, the angular size can additionally be suitably determined. For example, if the guided missile passes through the laser beam at an angle, the angular position of the missile relative to the laser beam can be measured.
  • a backscatter intensity of the areas of an orientation of the guided missile to the laser beam namely a displacement and / or angular position of the missile axis to the laser beam axis.
  • a quantitative determination of the angle of the missile axis to the laser beam can be achieved in a simple manner, when the missile in an outer housing has an outer scattering surface which comprises at least two radially offset regions.
  • the larger the angle the deeper the incident laser radiation extends radially into the scattering surface, so that the impact of the laser beam in a radially inner region indicates a larger angle than the impact of the laser beam exclusively on an outer region.
  • the control of the missile is dependent on which of the areas is hit by the laser beam.
  • a particularly rapid control of the missile based on the areas can be achieved if at least one sensor for each of the areas which is oriented to this area and whose view is advantageously blocked to all other areas.
  • particularly simple and fast sensors can be used so that an easily evaluable measurement result is available very quickly.
  • the protection of the vehicle by the guided missile can be achieved in two ways: the shading of the vehicle by the missile flying in the laser beam and the destruction of the laser source by the approaching missile.
  • the shading protection can be further increased if, during the flight to the laser source, an extension element, the outer housing is projecting outstanding, so that a shading surface of the missile is increased.
  • the shading surface refers to the silhouette of the missile in a plan view from the front.
  • the extension element is provided forward with a reflective layer, in particular with a retroreflective layer, so that the extension element reflects the incident laser radiation counter to the laser beam direction.
  • the extension element can be a movable element that is additional to the wings, a collar or the like.
  • a shading surface of the missile can be significantly increased if the missile emits cloud-shaped material during the flight to the laser source. Due to the fact that the missile flies parallel to the laser beam, the ejected material cylinder, or cone of material, lies parallel to the laser alignment, so that the laser has to pierce it over its entire length.
  • the material may be smoke from an engine, or a rocket engine of the guided missile, to which a smoke generator is added to the propellant. Particularly advantageously, the material comes from an existing addition to an engine opening nozzle. Engine thrust and smoke emissions can be controlled independently of each other.
  • the material is removed from the head of the missile by the incident laser radiation from an ablation layer.
  • the smoke is then automatically limited to such Zeitschreibr where the laser beam hits the missile.
  • the material is used very sparingly. To disturb, or destruction of the laser source, it is also advantageous if the material contains baubles for the reflection of laser radiation.
  • the material is ejected only in the direction of the laser beam or at least predominantly in this direction.
  • the material is ejected from a plurality of nozzles, and a control unit controls the ejection of material from the individual nozzles depending on the position of the missile to the laser beam. In this way, the material can be specifically directed in the direction of the laser beam and this targeted tarnished.
  • Laser optics and laser beam generators are usually very sensitive to collapse of the laser radiation. A reflection of the laser beam can therefore lead to the destruction of the laser source, so that the vehicle can also be protected thereby.
  • One possibility for reflection of the laser beam is that laser radiation is reflected by an element of the guided missile, in particular by a retro-reflector.
  • the reflector may be located at the tip of the missile and / or under a dome of the missile. If the reflector is behind a dome, evaporating gases which are produced when the reflector is destroyed should be led out of an interior space behind the dome through openings, ie into a surrounding area of the guided missile.
  • the missile thus expediently comprises a dome with a space arranged behind it, which is connected via openings with the surroundings of the missile for pressure equalization. In this space, a reflection element and / or an ablation layer can be arranged.
  • the invention is also directed to a missile having an outer housing, a tip, a steering system and an environmental sensor.
  • the sensor according to the invention for detecting laser radiation of a laser beam is executed, and the missile is further equipped according to the invention with a control unit which is designed using the data of the sensor system To steer steering system so that the tip of the guided missile in the laser beam is left on the laser source.
  • the guided missile comprises an active part with a detonation charge.
  • the detonation charge may contain splinter material, the Detonation charge and splinter material are expediently arranged to each other so that the splinter material is thrown in a detonation of the detonation charge in a cone forward. Ignition of the detonation charge may be by a percussion fuse or proximity detonator located in the missile head.
  • FIG. 1 shows a vehicle 2 in the form of an aircraft, which is designed in this example as a commercial aircraft for the transport of passengers or air freight.
  • a laser system 6 is positioned, which in the in FIG. 1 represented moment a laser beam 8, which is generated by a laser source 10, directed into the sky.
  • the laser system 6 is placed in the embodiment shown on the ground and immovable. However, it is also possible that the laser system 6 is movable and is mounted, for example, in an aircraft. All details described below and related to the laser source 10 are then to be adapted accordingly to the mobility or height above the ground.
  • the laser system 6 is a high-energy laser system which emits the laser beam 8 predominantly in the infrared spectral range, for example, at 3.8 microns, the laser beam 8 over a distance of several kilometers transported enough energy to destroy sensitive parts of the aircraft and thereby its flying capacity acute to endanger.
  • the laser system 6 is used to combat aircraft and has a control unit which pivots the laser beam 8 on the vehicle 2 and the laser beam 8 automatically tracks the movement of the aircraft 2.
  • a laser-sensitive point of the vehicle 2 is deposited, to which the laser beam 8 is automatically directed by means of image processing methods to irradiate the laser system 6 pictorially deposited point of the aircraft 2 over a period of a few seconds and thereby destroy.
  • a designator laser system or marker laser system can be fought or disturbed, which illuminates the vehicle 2 in order to control a guided missile into the vehicle 2.
  • this mark can be disturbed, so that the attacking missile can not find the vehicle 2.
  • the following description refers to a stationary one High energy laser system 6, without this being a restriction on this system would be connected.
  • this has at least one missile 12, wherein in FIG. 1 to illustrate several missiles 12 are shown.
  • the aircraft has a sensor system 14 with a plurality of sensors 16, which are each signaled by a control unit 18.
  • the aircraft is equipped with five sensors 16, one in the rear half of the fuselage, one in the front half of the fuselage, one on each wing of the aircraft and one upward sensor 16 on the upper half of the fuselage of the aircraft ,
  • the sensors 16 of the sensor system 14 actively monitor the airspace for laser radiation.
  • the sensors 16 each comprise an image sensor behind a 180 ° optics, so that the scene of a hemisphere of the surrounding space is imaged onto a laser-sensitive element. In this way, an image of the laser beam 8 can be recorded in the environment, and from this further information about the laser beam 8 can be determined, such as geometry, position and intensity of the laser beam.
  • the control unit 18 of the sensor system 14 From the geometry recognizes the control unit 18 of the sensor system 14, in particular by means of image processing methods, the laser beam 8 as such.
  • the laser beam 8 As geometrical features it can be used that the laser beam 8 is seen as a straight line in the landscape. In addition, it has a sharply defined end on the laser source 10. At its other end, however, the laser beam becomes weaker, as long as it does not strike an object FIG. 1 is shown, so that a defined end is not readily determinable. This feature of the upper attenuation of the laser radiation can also be used for laser detection. From the geometric data of the laser beam 8 and its spectrum and radiation intensity, the control unit 18 first classifies the laser beam 8 in the three stages harmless, potentially dangerous and dangerous.
  • the laser beam 8 is further observed, but the laser source 10 is not controlled.
  • Classification in one of the other two levels will prepare for shading and / or combat.
  • a canister 20, which accommodates at least one of the missiles 12, is pivoted in the direction of the laser source 10. This pivoting is in FIG. 1 indicated by the curved double arrow on the canister 20.
  • a classification in the highest of the Threat classes will initiate combat. For this purpose, for example, a release of an operator of the aircraft 2, such as a pilot, necessary. However, this has already been given in advance, for example because it is known that the aircraft is flying through a potentially dangerous region.
  • the position of the laser source 10 is known. This determines the control unit 18, for example, from the geometry of the laser beam 8. Thus, at the location of the abrupt end of the laser beam 8, the laser source 10 can be suspected.
  • the laser beam 8 can be given a direction, at least a rough direction at the top and bottom, wherein the laser source 10 is positioned only at a lower end of the laser beam 8. In this way, a direction of the laser source 10 relative to the aircraft 2 can be determined. From the direction and an altitude of the aircraft and conveniently a topography of the overflown landscape 4, the distance between the aircraft and the laser source 10 can also be determined; in particular, the absolute geographic coordinates of the laser source 10 are determined.
  • the detection of the laser beam 8 takes place insofar by a recording of the laser beam 8 from the side, wherein from the laser beam 8 scattered in the atmosphere laser radiation is recorded.
  • the determination of the position of the laser source 10 by another of the sensors 16 of the sensor system 14, for example by a sensor 16 on a wing of the aircraft 2.
  • a position determination of the laser source 10 by means of triangulation.
  • At least one missile 12 is now started by the aircraft.
  • the control of the start takes over the control unit 18 of the Sensor system 14, which may also be part of a central vehicle control of the vehicle 2.
  • FIG. 2 shows one of the missile 12, which are stored in the canister 20 in the vehicle 2.
  • the guided missile 12 has guide vanes 22 that are moved by actuators 24 for steering the missile 12.
  • the control of the actuators 24 is carried out by a control unit 26 of the missile 12.
  • the guided missile 12 is powered by a rocket motor 28, in particular a solid fuel motor, which is arranged behind an active part 30 having an explosive charge and a fragment part, which is at a blasting of the explosive charge is thrown cone-shaped forward.
  • the ignition of the active part 30 is effected by a proximity fuse, which is arranged in the missile head.
  • a sensor 32 is arranged, which is an imaging infrared sensor.
  • the sensor 32 comprises an optical system 34 and a matrix detector 36.
  • a filter 38 is used to shadow the detector 36.
  • the detector 36 is arranged on a cooling unit, not shown, and connected to the control unit 26 by signal technology.
  • a cover 40 is arranged in the detection region, which comprises two mutually movable shell elements, which are moved spring-driven against each other. They completely cover the detection area of the sensor 32 in the closed state and shield the sensor 32 from incident laser radiation so far that the sensor 32 remains functional for a period of at least 10 seconds behind the cover 40 when the condition is directly illuminated by the laser beam 8.
  • FIG. 2 shows the two elements of the cover 40 in the open position, which is shown dotted. The detection area or the field of view of the sensor 32 passes through the two open elements, so that an image of the ahead of the missile 12 scenery can be made.
  • the filter 38 is an intensity-dependent filter which shadows automatically as a function of the intensity of the incident laser radiation. If the intensity exceeds a limit value, the filter 38 automatically becomes impermeable and thereby protects the underlying detector 36 very quickly. In addition, the filter 38 sends a signal to the control unit 26, which then immediately closes the cover 40 and thus also causes additional mechanical protection of the sensor 32.
  • the guided missile comprises one or more of the sensors 42, 44, 46, 48 described below, which in FIG. 2 and FIG. 4 are shown schematically.
  • the guided missile 12 includes four sensors 42 which are arranged over the circumference of the missile 12 at a distance of 90 ° to each other. In FIG. 2 For the sake of clarity, only two of these sensors 42 are shown.
  • the sensors 42 serve to find the laser beam 8 and to stein it into the laser beam 8.
  • the sensors 42 form a sideways sensor with a field of view to the side of the missile 12, which is indicated by dotted lines. Within the field of view, there are no elements of the missile 12, so that the sensors 42 sense only in the air surrounding the laser beam 8 scattered laser radiation.
  • the intensity of the laser radiation thus sensed is a measure of the distance of the guided missile 12 from the laser beam 8.
  • the tangential arrangement of the four sensors 42 on the circumference of the missile 12 can also determine the direction in which the laser beam is relative to the missile 12.
  • the control unit 26 causes the flight of the guided missile 12 to the laser beam 8 out.
  • the direction results from a combination of the direction of those sensors 42 which receive the strongest scattered light signal of the laser radiation.
  • the sensors 44 form - like the sensors 42, 46 and 48 - a group of a plurality of sensors, in the embodiment shown four sensors, which are arranged uniformly tangentially spaced from each other in the periphery of the missile 12 on the outer shell of the missile.
  • a sensor group has four sensors 42, 44, 46, 48, which are tangentially 90 ° apart. All sensors 42, 44, 46, 48 are arranged in one or more recesses 50 in the outer shell of the missile 12 and are thus shaded forward.
  • a laser beam 8 impinging on the guided missile 12 from the front can thus not reach the sensors 42-48. Even with a tilt of up to 30 ° of the missile axis to the axis of the laser beam 8, the sensors 42 - 48 remain shaded by the laser beam 8.
  • the sensors 44 have a field of view 52, which in FIG. 2 by dashed lines and in FIG. 4 is realized by a respective dashed line indicated area.
  • a field of view of a sensor 44 is directed to a leading edge of a fin 54 of the missile 12, each of the sensors 44 being directed to another fin 54.
  • the flight of the guided missile 12 is controlled so that it dives as deeply as possible in the laser beam 8, so in particular lies centrally in the laser beam 8.
  • the guided missile 12 in this case flies parallel to the laser beam 8 in this direction to the laser source 10. As a result, the vehicle 2 is shadowed by the missile 12 from the laser beam 8 and thus protected.
  • each of the sensors 46 has a field of view 56 which in FIG. 4 is indicated by a dashed rectangular area.
  • the field of view 56 is directed to a slope 58 in the outer wall of the missile 12, which is divided into two areas 60, 62.
  • the inner region 60 is provided with a different surface than the outer region 62.
  • the surfaces differ for example by a roughness and / or a coating, such as a color and / or a scattering layer.
  • the fields of view 56 of the sensors 46 on the outer area 62 are directed, the fields of view 64 of the sensors 48 are directed to the inner portion 60 of the slope 58.
  • the regions 60, 62 are coated with different colors, and the sensors 46, 48 are sensitive only in a narrow spectral window of the color of their field of view 56, 64.
  • the laser beam 8 will illuminate at least the outer region 62 directly. This is detected by the sensors 46. From the tangential arrangement to each other, the direction can be determined in which the missile axis is tilted to the laser beam 8 and its axis. In addition, the tilt increases with increasing intensity of the sensor signal of the respective sensors 46.
  • the sensors 48 output a corresponding signal.
  • the tilt increases with increasing sensor signal. From the signals of the sensors 46, 48, therefore, the direction of the tilt and the magnitude of the tilting of the missile axis for the alignment of the laser beam 8 can be determined.
  • the steering or the guide vanes 22 are controlled using the sensor signals and the tilting is thereby reduced, in particular until a parallel flight of the steering missile 12 to the laser beam 8 is achieved.
  • the protection of the shadowing of the vehicle 2 from the laser beam 8 by the guided missile 12 is enhanced by the ejection of material 66 from four nozzles 68. These are also distributed tangentially over the circumference of the outer shell of the guided missile 12 and arranged at the rear end of the missile 12, as in FIG. 2 is shown.
  • material 66 smoke is expelled with baubles that cause a retro-reflective effect.
  • Laser radiation incident on particles is mirrored back to the laser source 10 in a direction reversed by 180 °, so that a not inconsiderable input of energy into the laser source 10 takes place. This can be disturbed or even destroyed.
  • the nozzles 68 are controlled by the control unit 26 according to the position of the missile 12 to the laser beam 8.
  • the guided missile 12 can carry ablation material 72 on its front side. If the laser beam 8 strikes the ablation material 72, it burns or dissolves in smoke. The smoke has the same effect as the material 66 and may also be provided with tinsel material incorporated into the ablation material 72.
  • the front portion of the missile 12 may be provided with a reflective layer applied to, for example, the ablation layer 72, a dome 74, or other forward-facing location of the missile 12.
  • This expediently retroreflective layer throws the laser light in the opposite direction and thus back to the laser source 10 to disrupt or destroy it.
  • the ablation layer 72 is expediently provided as an alternative to the sensor 32 so as not to obstruct the field of view to the front.
  • Ablation layer 72 may alternatively include ablation material and / or a reflective layer below dome 74 of missile 12, such as on the outside of cover 40. In this case, ablation material 72 on cover 40 and sensor 32 may be combined. However, vaporizing the ablation material 72 below the dome 74 would result in increased internal pressure within the missile 12. To dissipate the overpressure, the missile 12 therefore contains openings 76 from which the resulting smoke is removed.
  • the laser source 10 turns off, so that the laser beam 8 disappears.
  • a line of the flight of the missile 12 along the laser beam 8 is no longer possible.
  • This switching off is through the sensors 42 - 48 detected.
  • the cover 40 opens and allows the sensor 32 to look forward.
  • the sensor 32 searches for heat sources in its field of view. Detected heat sources are compared with data stored in a database, in particular images of known heat sources. Here, the time that has elapsed since the switching off of the laser beam 8, taken into account. If the image of a heat source detected by the sensor 32 can be assigned to a stored image of a laser source 10, the position of the heat source is recorded as a new target, and the guided missile 12 controls the heat source to destroy it.
  • the cover 40 opens only for a short period of time and then closes again to protect the sensor 32.
  • An opening period of 50 ms is sufficient to find the laser source 10, identify it and determine its direction.
  • the guided missile 12 can now fly into the laser source 10 on the basis of this data.
  • the cover 40 opens after a preset time after switching off the laser source 10. This preset time may be different from guided missile 12 to missile 12 so that the laser system 6 the Opening time after switching off the laser source 10 does not know. After expiration of the waiting time, the cover 40 opens for the preset time, for example 50 ms and closes again.
  • the sensor 32 is protected against re-ignition of the laser beam 8.
  • Activation of the sensor 32 is also possible if the laser beam 8 is sufficiently far away from the missile 12, for example because the laser beam 8 has been widely pivoted. As a result, the laser source 10 can be detected directly and thus controlled more easily.
  • the distance of the missile 12 to the laser beam 8 is estimated by the sensors 42, and the control unit 26 opens the cover 40 in response to the sensor signal.

Landscapes

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Description

  • Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs vor einem Angriff durch einen von einer Laserquelle ausgehenden Laserstrahl.
  • Mit Hochenergielasern lassen sich sehr hohe Leistungen über mehrere Kilometer und über eine längere Zeitdauer übertragen. Mit solchen Leistungen können empfindliche Teile von Fahrzeugen innerhalb von einigen Sekunden so schwer beschädigt oder zerstört werden, dass die Funktionsfähigkeit der Fahrzeuge gefährdet ist. So können beispielsweise Luftfahrzeuge vom Boden aus angegriffen werden, wobei insbesondere langsam fliegende Verkehrsflugzeuge mit verhältnismäßig geringer Manövrierfähigkeit besonders gefährdet sind.
  • Zum Schutz von Objekten und zur Warnung vor Laserstrahlung sind aus dem Stand der Technik diverse Verfahren und Systeme bekannt: Die WO 02/14777 A1 beschreibt ein Verfahren zum Schützen eines Objekts vor einer Lasereinrichtung, bei welchem bei Detektion einer Laserstrahlung der Lasereinrichtung Retroreflektoren vom zu schützenden Objekt oder aus einer Umgebung desselben ausgestossen oder abgefeuert werden, um die Lasereinrichtung zu stören und gegebenenfalls zu beschädigen. Gemäß der EP 2 752 681 A1 wird zur Warnung eines Piloten eines Luftfahrzeugs vor auftreffender Laserstrahlung das Luftfahrzeug mit einem Laserdetektions- und -warnsystem ausgestattet, welches ein Warnsignal ausgeben kann.
  • Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein wirkungsvolles Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs vor einem Angriff durch einen Laserstrahl anzugeben.
  • Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, bei dem erfindungsgemäß ein Sensor die Laserstrahlung des Laserstrahls detektiert, ein Lenkflugkörper in den Laserstrahl hinein fliegt, im Laserstrahl auf die Laserquelle zufliegt und hierbei das Fahrzeug vor dem Laserstrahl abschattet. Der Flugkörper kann die Laserquelle anfliegen und bekämpfen und während des Anflugs auf die Laserquelle das Fahrzeug abschatten. Dies geschieht zweckmäßigerweise so zügig, dass die am Fahrzeug deponierte Laserenergie noch nicht zu bedrohlichen Schäden geführt hat. Ein schneller Schutz kann durch ein Starten des Flugkörpers vom Fahrzeug aus erreicht werden, da dann der Lenkflugkörper bereits vor Ort ist und zur Abschattung in den Laserstrahl eintauchen und zur Bekämpfung der Laserquelle zügig auf diese zufliegen kann. Hierzu ist der Lenkflugkörper zweckmäßigerweise mit einem Raketenmotor ausgerüstet. Der Lenkflugkörper kann bei einem Anflug auf die Laserquelle diese mittels eines Wirkteils mechanisch zerstören, beispielsweise durch eine kegelförmig nach vorne gerichtete Splitterladung.
  • Der Lenkflugkörper nutzt den Laserstrahl als Leitstrahl zum Ansteuern der Laserquelle. Die Lenkung bzw. Navigation des Lenkflugkörpers geschieht insofern unter Verwendung von Sensordaten, die aus einem Abtasten des Laserstrahls gewonnen wurden. Es kann ein Parameter des Laserstrahls, beispielsweise eine Streulichtstärke, zur Navigation verwendet werden, beispielsweise indem die gemessene Streulichtstärke beim Anflug konstant gehalten oder nach einem vorgegebenen Schema verarbeitet wird.
  • Der Lenkflugkörper fliegt zweckmäßigerweise im Laserstrahl und wird hierbei so gesteuert, dass er im Laserstrahl bleibt, sodass hierdurch das Fahrzeug während dieses Flugs zumindest teilweise vom Laserstrahl abgeschattet bleibt. Der Lenkflugkörper kann hierfür zumindest im Wesentlichen parallel zum Laserstrahl fliegen, worunter auch ein Pendeln im Laserstrahl verstanden werden kann, sodass der Laserstrahl zumindest teilweise auf den Lenkflugkörper gerichtet bleibt. Als auf den Lenkflugkörper gerichteter Laserstrahl kann ein den Lenkflugkörper treffender Laserstrahlkern verstanden werden, dessen Leistung pro Querschnittsfläche zumindest beispielsweise 30% der Maximalleistung pro Querschnittsfläche beträgt, wobei die Maximalleistung pro Querschnittsfläche am Ort des Lenkflugkörpers zu sehen ist, da die Leistung pro Querschnittsfläche mit wachsender Entfernung zur Laserquelle abnimmt.
  • Das Verfahren ist besonders geeignet zum Einsatz gegen eine Hochenergielaserquelle beziehungsweise einen Hochenergielaserstrahl. Ebenfalls vorteilhaft ist eine Abwehr eines Störlasers. Hierfür ist der Sensor zweckmäßigerweise in einem Strahlungsspektrum sensitiv, das üblicherweise für Hochenergielaser oder Störlaser verwendet wird. Um die Erkennung von Streustrahlung zu vereinfachen, kann das Spektrum, in dem der Sensor sensitiv ist, auf ein Band um eine Laserwellenlänge beschränkt werden, die üblicherweise für Hochenergielaser verwendet wird. Beispielsweise liegt das Band maximal ± 100 nm um die Wellenlänge von 3800 nm herum. Außerdem erkennt der Sensor zweckmäßigerweise für Laserstrahlung typische Charakteristiken, wie beispielsweise das Vorliegen von kohärenter Strahlung. Weiter ist es vorteilhaft, wenn mittels bildverarbeitender Methoden eine Laserquelle als solche erkannt wird, beispielsweise anhand eines Bilds des Laserstrahls in der Luft oder anhand von Restwärmestrahlung bei ausgeschalteter Laserquelle. Hierfür ist vorteilhafterweise ein Bildsensor vorhanden, beispielsweise mit einem Matrixdetektor.
  • Das Fahrzeug ist vorzugsweise ein Luftfahrzeug, und kann Starrflügler oder ein Drehflügler, wie ein Hubschrauber sein. Die Erfindung ist jedoch auch zum Schützen eines Landfahrzeugs oder eines Wasserfahrzeugs vorteilhaft anwendbar. Das Fahrzeug kann ein bemanntes oder unbemanntes Fahrzeug sein.
  • Eine Steuereinheit des Fahrzeugs kann eine oder mehrere Recheneinheiten aufweisen, die im Fahrzeug an einer Stelle oder über das Fahrzeug verteilt angeordnet sein können. Die Steuereinheit erkennt den Laserstrahl zweckmäßigerweise als solchen und leitet einen Start des Flugkörpers in Abhängigkeit vom Erkennungsergebnis ein. Ist ein Laserstrahl als solcher erkannt und ist er zudem als bedrohlich für das Fahrzeug eingestuft, so wird der Flugkörper vom Fahrzeug aus gestartet. Wird ein Laserstrahl nicht als solcher erkannt oder als nicht bedrohlich klassifiziert, unterbleibt das Starten des Flugkörpers zweckmäßigerweise.
  • Der Lenkflugkörper ist zweckmäßigerweise ein unbemannter Lenkflugkörper insbesondere mit einem Raketenmotor. Ebenfalls möglich ist ein Lenkflugkörper ohne einen eigenen Motor, beispielsweise in Form eines Lenkgeschosses. Der Lenkflugkörper umfasst zweckmäßigerweise eine Steuereinheit, die den Lenkflugkörper zur Laserquelle hin lenkt.
  • Der Lenkflugkörper fliegt zur Laserquelle hin und nutzt hier den Laserstrahl zweckmäßigerweise als Leitstrahl zum Ansteuern der Laserquelle. Generell stehen hierfür mehrere Möglichkeiten zur Verfügung.
  • In einer ersten Möglichkeit nimmt ein Sensor des Fahrzeugs oder ein Sensor des Flugkörpers ein Bild des Laserstrahls auf. Mittels bildverarbeitender Methoden kann hieraus der Standort der Laserquelle des Laserstrahls ermittelt werden. Beispielsweise wird aus dem Bild eine gerade Linie des Laserstrahls in der Umgebung bestimmt und ein definiertes Ende des Laserstrahls beziehungsweise der Linie wird bestimmt. Dies kann durch eine Steuereinheit des Fahrzeugs oder eine Steuereinheit des Lenkflugkörpers geschehen. Dieses Ende kann als Ort der Laserquelle bestimmt bzw. definiert werden, und der Lenkflugkörper kann diese Position ansteuern. Aus weiteren Parametern, beispielsweise, dass das Ende ein unteres Ende ist oder das Ende ein abruptes Ende ist, wohingegen der Laserstrahl in die andere Richtung kontinuierlich schwächer wird, kann davon ausgegangen werden, dass die Laserquelle an diesem Strahlende angeordnet ist. Entsprechend kann dieser Ort für die Lenkung des Lenkflugkörpers verwendet werden, der das Ende des Laserstrahls beziehungsweise den Ort anfliegt. Der Ort der Laserquelle kann vom Fahrzeug aus ermittelt und dem Lenkflugkörper übergeben werden. Der Ort kann alternativ oder zusätzlich vom Lenkflugkörper ermittelt werden.
  • In einer zweiten Möglichkeit wird die Stärke von aus der Laserquelle in direkter Linie zum Flugkörper emittierte Strahlung als Messgröße aufgenommen. Ein Sensor wird auf die Laserquelle gerichtet und nimmt die von der Laserquelle in direkter Linie auf den Sensor geworfene Laserstrahlung auf. Durch Beugung und Streuung in der Laserquelle wird der Laserstrahl zu einem geringen Teil aufgeweitet, wobei die detektierte Laserintensität mit zunehmender Nähe zum Laserstrahl, also mit abnehmendem Winkel zur Raumrichtung des Laserstrahls, zunimmt. Ein Ansteigen der gemessenen Intensität der Laserstrahlung ist daher ein Zeichen für eine Annäherung an den Laserstrahl. Diese Methode erfordert eine Vorwärtssensorik, die den Nachteil aufweist, dass sie vom Laserstrahl direkt getroffen und zerstört werden kann. Ein Eintauchen in den Laserstrahl sollte daher vermieden werden.
  • Dieser Nachteil kann durch eine dritte Möglichkeit umgangen werden, die auf der Messung in der Luft gestreuter Laserstrahlung beruht. Die Laserstrahlung wird auf ihrem Weg durch die Luft zu einem geringen Teil räumlich gestreut, sodass der Laserstrahl als Linie in der Landschaft sichtbar ist. Diese Intensität der Streustrahlung kann gemessen werden und nimmt mit abnehmender Entfernung zum Laserstrahl zu. Die Intensität kann als Steuergröße zur Lenkung des Lenkflugkörpers verwendet werden. Diese Methode hat den Vorteil, dass an der Umgebungsluft gestreute Laserstrahlung mit einer Seitwärtssensorik oder Rückwärtssensorik detektierbar ist, die beide nach vorne hin geschützt werden können. Unter einer Seitwärtssensorik wird im Folgenden eine ausschließlich in eine Seitenrichtung relativ zur Längsachse des Flugkörpers gerichtete Sensorik verstanden, die also nicht in Flugrichtung ausgerichtet ist, und eine Rückwärtssensorik ist genau entgegen der Flugrichtung des Lenkflugkörpers gerichtet, in der Regel auch in Seitenrichtung, jedoch ebenfalls nicht nach vorne.
  • Die Messung der Streustrahlung hat den weiteren Vorteil, dass sie sowohl von außerhalb des Laserstrahls als auch von innerhalb des Laserstrahls erfolgen kann und in beiden Fällen jeweils zur Lenkung des Lenkflugkörpers geeignet ist.
  • In einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung detektiert daher ein nach vorne blinder bzw. gegen den Laserstrahl abgeschatteter Sensor des Sensorsystems an der Umgebungsluft gestreute Laserstrahlung. Der Sensor ist zweckmäßigerweise Teil einer Seitwärtssensorik und/oder Rückwärtssensorik, sodass er nach vorne hin verdeckt ist. Hierzu umfasst der Lenkflugkörper zweckmäßigerweise ein Abschattungselement, beispielsweise eine Rumpfvorsprung, das den Sensor gegen von vorne auftreffende Laserstrahlung abschattet. Diese Abschattung besteht zweckmäßigerweise auch bei einem aktiv detektierenden Sensor, sodass es sich also nicht um beispielsweise Klappen handelt, die beim Aktivieren des Sensors geöffnet werden, sodass der Sensor ein freies Gesichtsfeld erhält.
  • Eine vorteilhafte Möglichkeit einer solchen Abschattung besteht darin, dass das Abschattungselement eine Vertiefung im Außengehäuse des Lenkflugkörpers umfasst, und der Sensor in dieser Vertiefung angeordnet ist. Der Sensor kann nach hinten oder zur Seite ausgerichtet sein und verbleibt bei einem von vorne auf den Lenkflugkörper gerichteten Laserstrahl im Schatten der Vertiefung. Das Abschattungselement ist zweckmäßigerweise so ausgeführt, dass der gesamte optische Eingang des Sensors nach vorne hin abgeschattet ist.
  • Der Lenkflugkörper fliegt zweckmäßigerweise innerhalb des Laserstrahls parallel zum Laserstrahl auf die Laserquelle zu. Er erzeugt hierbei einen Abschattungseffekt, der das Fahrzeug vor der Laserstrahlung zumindest teilweise schützt. Unter einem Fliegen im Laserstrahl kann hierbei verstanden werden, dass der Laserstrahl den Lenkflugkörper trifft, während der Lenkflugkörper parallel zum Laserstrahl fliegt.
  • Um den Lenkflugkörper im Laserstrahl zu halten, ist es sinnvoll, wenn die Sensorik nicht nur eine Stärke der Laserstrahlung erkennt, sondern auch die Relativposition des Lenkflugkörpers relativ zur zentralen Achse des Laserstrahls. Dies kann in einer einfachen und vorteilhaften Weise erreicht werden mit mehreren über den Umfang eines Außengehäuses des Lenkflugkörpers verteilt angeordneten Sensoren, die während des Flugs Laserstrahl detektieren. Die Sensoren können auf einfache Weise so angeordnet werden, dass ein im Laserstrahl symmetrisch zentrierter Flug, also in der Mitte des Laserstrahls, zu gleichen Sensorsignalen der Sensoren führt, die Sensorsignale die Symmetrie der Position also wiedergeben. Wandert die Symmetrieachse des Laserstrahls jedoch in Richtung zu einem der Sensoren, so wird dessen Signal im Vergleich zu dem Signal der anderen Sensoren stärker, sodass erkannt werden kann, dass der Lenkflugkörper, also dessen Längsachse, außerhalb der Laserachse fliegt und auch, in welcher Richtung die Flugkörperachse relativ zur Laserachse liegt. Entsprechend wird der Flug des Lenkflugkörpers vorteilhafterweise so gesteuert, dass die detektierte Laserstrahlung bei allen Sensoren gleich ist. Je nach Bauart des Lenkflugkörpers und dessen Sensorik kann es ebenso vorteilhaft sein, wenn die von den Sensoren detektierten Laserstrahlungsstärken nicht zueinander gleich sind, sondern in einem vorbestimmten Verhältnis zueinander stehen.
  • Einfach auswertbare Sensorsignale können erreicht werden, wenn das Sensorsystem zumindest drei über den Umfang des Außengehäuses verteilt angeordnete Sensoren aufweist, die beispielsweise schräg nach hinten ausgerichtet sind. Durch die Anordnung von vier jeweils 90° über den Umfang verteilte Sensoren kann ein Rechtsund Linksflug, beziehungsweise ein Flug nach oben und unten, noch leichter gesteuert werden.
  • Um in der Luft gestreute Laserstrahlung besonders zuverlässig zur Navigation des Lenkflugkörpers verwenden zu können, ist es vorteilhaft, wenn ein Detektionsraumwinkelbereich des Sensors gegenstandsfrei ist. Es befindet sich mithin kein Element des Lenkflugkörpers in diesem Bereich, also im Gesichtsfeld des Sensors. Eine durch eine Reflexion verursachte Verfälschung des Messergebnisses kann hierdurch vermieden werden.
  • Eine weitere Möglichkeit zum Steuern des Lenkflugkörpers in den Laserstrahl hinein, beziehungsweise zum Halten des Lenkflugkörpers im Laserstrahl, besteht darin, dass der Sensor auf eine äußere Streufläche gerichtet ist, die beispielsweise bei einem von vorne auf den Lenkflugkörper strahlendem Laserstrahl von diesem beleuchtet wird. Der Sensor kann hierdurch die Anwesenheit des Laserstrahls an dieser Streufläche erkennen.
  • Vorteilhafterweise umfasst der Lenkflugkörper ein Außengehäuse mit einer äußeren Streufläche, die zumindest zwei, insbesondere vier tangential zueinander versetzte Bereiche aufweist. Aus der Beleuchtung dieser Bereiche kann die Relativposition des Lenkflugköpers zur Laserstrahlachse in einfacher Weise und sehr schnell erkannt werden. Vorteilhafterweise ist eine Steuerung des Lenkflugkörpers davon abhängig, welcher der Bereiche vom Laserstrahl getroffen wird. Auch die Stärke, mit der mehrere Bereiche der Streufläche vom Laserstrahl getroffen werden, kann zur Steuerung des Lenkflugkörpers verwendet werden, insbesondere für eine Quantität der Lenkung, also eine Stärke eines Ausschlags eines Lenkruders des Lenkflugkörpers. Die Streuintensität der Bereiche der Streufläche kann als Eingangsgröße einer Flugregelung verwendet werden. Regelungsziel kann hierbei eine vorbestimmte, insbesondere gleichstarke Streuung der Bereiche der Streufläche sein. Hierdurch kann der Lenkflugkörper mittig im Laserstrahl gehalten werden.
  • Die Bereiche der Streufläche können in zwei unterschiedliche Arten von Bereichen unterschieden werden, nämlich zwischen solchen Bereichen, die bei exakt vor vorne auf den Lenkflugkörper einstrahlendem Laserstrahl beleuchtet werden, und solchen Bereichen, die bei dieser parallelen Ausrichtung des Laserstrahls zur Lenkflugkörperachse nicht beleuchtet werden. Während mittels der ersten Bereiche eine seitliche Vorsetzung des Lenkflugkörpers zur Laserachse erfasst werden kann, kann mittels der zweiten Bereiche eine Winkelstellung der Lenkflugkörperachse zur Laserachse ermittelt werden. Hierfür sind die zweiten Bereiche zweckmäßigerweise so abgeschattet, beziehungsweise angeordnet, dass zumindest einer der Bereiche bei zur Laserachse angewinkelter Flugkörperachse vom Laserstrahl beleuchtet wird. Aus der Stärke der Beleuchtung des entsprechenden Bereichs kann zusätzlich zweckmäßigerweise die Winkelgröße bestimmt werden. Durchfliegt der Lenkflugkörper beispielsweise den Laserstrahl schräg, so kann die Winkelstellung des Flugkörpers zum Laserstrahl gemessen werden.
  • Allgemein gefasst kann anhand einer Rückstreuintensität der Bereiche vorteilhafterweise einer Ausrichtung des Lenkflugkörpers zum Laserstrahl bestimmt werden, und zwar eine Versetzung und/oder Winkelstellung der Flugkörperachse zur Laserstrahlachse.
  • Eine quantitative Winkelbestimmung der Flugkörperachse zum Laserstrahl kann dadurch in einfacher Weise erreicht werden, wenn der Lenkflugkörper in einem Außengehäuse eine äußere Streufläche aufweist, die zumindest zwei radial zueinander versetzte Bereiche umfasst. Je größer der Winkel ist, desto tiefer reicht die auftreffende Laserstrahlung radial in die Streufläche hinein, sodass das Auftreffen des Laserstrahls in einem radial inneren Bereich einen größeren Winkel anzeigt, als das Auftreffen des Laserstrahls ausschließlich auf einem äußeren Bereich. Zweckmäßigerweise ist die Steuerung des Lenkflugkörpers davon abgängig, welcher der Bereiche vom Laserstrahl getroffen wird.
  • Eine besonders schnelle Steuerung des Lenkflugkörpers anhand der Bereiche kann dadurch erreicht werden, wenn für jeden der Bereiche zumindest ein Sensor vorhanden ist, der auf diesen Bereich ausgerichtet ist, und dessen Blick vorteilhafterweise auf alle anderen Bereiche versperrt ist. Hierdurch können besonders einfache und schnelle Sensoren verwendet werden, sodass ein einfach auswertbares Messergebnis sehr schnell vorliegt.
  • Der Schutz des Fahrzeugs durch den Lenkflugkörper kann auf zwei Arten erreicht werden: der Abschattung des Fahrzeugs durch den im Laserstrahl fliegenden Lenkflugkörper und die Zerstörung der Laserquelle durch den anfliegenden Lenkflugkörper. Der Abschattungsschutz kann noch vergrößert werden, wenn während des Flugs auf die Laserquelle ein Ausfahrelement das Außengehäuse überragend ausgefahren wird, sodass eine Abschattungsfläche des Lenkflugkörpers vergrößert wird. Die Abschattungsfläche bezieht sich hierbei auf die Silhouette des Lenkflugkörpers in einer Draufsicht von vorne. Zur Störung und möglichen Zerstörung der Laserquelle ist es außerdem vorteilhaft, wenn das Ausfahrelement nach vorne hin mit einer reflektiven Schicht versehen ist, insbesondere mit einer retroreflektiven Schicht, sodass das Ausfahrelement die auftreffende Laserstrahlung entgegen der Laserstrahlrichtung reflektiert. Das Ausfahrelement kann ein zu den Flügeln zusätzliches, bewegliches Element sein, ein Kragen oder dergleichen.
  • Eine Abschattungsfläche des Lenkflugkörpers kann in erheblicher Weise vergrößert werden, wenn der Lenkflugkörper während des Flugs auf die Laserquelle Material wolkenförmig ausstößt. Dadurch dass der Lenkflugkörper parallel zum Laserstrahl fliegt, liegt auch der ausgestoßene Materialzylinder, beziehungsweise Materialkegel, parallel zur Laserausrichtung, sodass der Laser diesen auf gesamter Länge durchstoßen muss. Das Material kann Rauch aus einem Triebwerk, beziehungsweise einem Raketenmotor des Lenkflugkörpers sein, dem zum Treibmittel ein Rauchbildner zugesetzt ist. Besonders vorteilhaft kommt das Material aus einer zusätzlich zu einer Triebwerksöffnung vorhandenen Düse. Triebwerksschub und Rauchausstoß können hierbei unabhängig voneinander gesteuert werden.
  • Eine weitere Möglichkeit besteht darin, dass das Material vom Kopf des Lenkflugkörpers durch die auftreffende Laserstrahlung aus einer Ablationsschicht abgetragen wird. Die Rauchbildung ist dann automatisch auf solche Zeiträumer beschränkt, in denen der Laserstrahl der Lenkflugkörper trifft. Das Material wird hierbei besonders sparsam verwendet. Zur Störung, beziehungsweise Zerstörung der Laserquelle ist es außerdem vorteilhaft, wenn das Material Flitter zur Reflektion von Laserstrahlung enthält.
  • Wenn sich der Lenkflugkörper nicht exakt in der Mitte des Laserstrahls aufhält, sondern seitlich versetzt zum Laserstrahl fliegt, ist es vorteilhaft, wenn auch das Material nur in die Richtung zum Laserstrahl oder zumindest überwiegend in diese Richtung ausgestoßen wird. Hierfür ist es vorteilhaft, wenn das Material aus mehreren Düsen ausgestoßen wird, und eine Steuereinheit den Materialausstoß aus den einzelnen Düsen in Abhängigkeit der Lage des Lenkflugkörpers zum Laserstrahl steuert. Auf diese Weise kann das Material gezielt in Richtung zum Laserstrahl gelenkt und dieser gezielt getrübt werden.
  • Laseroptiken- und Laserstrahlerzeuger sind in der Regel sehr empfindlich gegen Einfallen der Laserstrahlung. Eine Reflexion des Laserstrahls kann daher zur Zerstörung der Laserquelle führen, sodass das Fahrzeug auch hierdurch geschützt werden kann. Eine Möglichkeit zur Reflexion des Laserstrahls besteht darin, dass Laserstrahlung von einem Element des Lenkflugkörpers reflektiert wird, insbesondere durch einen Retro-Reflektor. Der Reflektor kann an der Spitze des Lenkflugkörpers und/oder unter einem Dom des Lenkflugkörpers abgeordnet sein. Liegt der Reflektor hinter einem Dom, so sollten Verdampfungsgase, die bei einer Zerstörung des Reflektors entstehen, aus einem Innenraum hinter dem Dom durch Öffnungen nach außen geführt werden, also in einen Umgebungsbereich des Lenkflugkörpers. Der Lenkflugkörper umfasst insofern zweckmäßigerweise einen Dom mit einem dahinter angeordneten Raum, der über Öffnungen mit der Umgebung des Lenkflugkörpers für einen Druckausgleich verbunden ist. In diesem Raum kann ein Reflexionselement und/oder eine Ablationsschicht angeordnet sein.
  • Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf einen Lenkflugkörper mit einem Außengehäuse, einer Spitze, einem Lenksystem und einem in die Umgebung gerichteten Sensor.
  • Um einen wirkungsvollen Schutz eines Fahrzeugs vor einem Angriff durch einen Laserstrahl zu erreichen, ist der Sensor erfindungsgemäß zur Detektion von Laserstrahlung eines Laserstrahls ausgeführt, und der Lenkflugkörper ist weiter erfindungsgemäß mit einer Steuereinheit ausgerüstet, die dazu ausgelegt ist, unter Verwendung der Daten des Sensorsystems das Lenksystem so anzusteuern, dass die Spitze des Lenkflugkörpers im Laserstrahl verbleibend auf die Laserquelle zusteuert.
  • Vorteilhafterweise umfasst der Lenkflugkörper einen Wirkteil mit einer Detonationsladung. Die Detonationsladung kann Splittermaterial enthalten, wobei die Detonationsladung und Splittermaterial zweckmäßigerweise so zueinander angeordnet sind, dass das Splittermaterial bei einer Detonation der Detonationsladung in einem Kegel nach vorne geschleudert wird. Die Zündung der Detonationsladung kann durch einen Aufschlagzünder oder einen Annäherungszünder erfolgen, der im Flugkörperkopf angeordnet ist.
  • Die bisher gegebene Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die in einigen abhängigen Ansprüchen zu mehreren zusammengefasst wiedergegeben sind. Diese Merkmale können jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachtet und zu sinnvollen weiteren Kombinationen zusammengefasst werden, insbesondere bei Rückbezügen von Ansprüchen, sodass ein einzelnes Merkmal eines abhängigen Anspruchs mit einem einzelnen, mehreren oder allen Merkmalen eines anderen abhängigen Anspruchs kombinierbar ist. Außerdem sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination sowohl mit dem erfindungsgemäßen Verfahren als auch mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung gemäß den unabhängigen Ansprüchen kombinierbar. So sind Verfahrensmerkmale auch als Eigenschaften der entsprechenden Vorrichtungseinheit gegenständlich formuliert zu sehen und funktionale Vorrichtungsmerkmale auch als entsprechende Verfahrensmerkmale.
  • Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile dieser Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden klarer und deutlicher verständlich in Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele, die im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. Die Ausführungsbeispiele dienen der Erläuterung der Erfindung und beschränken die Erfindung nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. Außerdem können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit einem beliebigen der Ansprüche kombiniert werden.
  • Es zeigen:
    • FIG 1
    ein Luftfahrzeug mit Lenkflugkörpern zur Verteidigung gegen einen Angriff durch ein Lasersystem,
    FIG 2
    einen der Lenkflugkörper mit mehreren Sensoren zum Detektieren von Laserstrahlung,
    FIG 3
    eine Verteidigung des Fahrzeugs durch einen Lenkflugkörper und
    FIG 4
    den Lenkflugkörper aus FIG 2 in einem Querschnitt.
  • FIG 1 zeigt ein Fahrzeug 2 in Form eines Luftfahrzeugs, das in diesem Beispiel als Verkehrsflugzeug zum Transport von Passagieren oder Luftfracht ausgeführt ist. In einer Landschaft 4, über die das Fahrzeug 2 fliegt, ist ein Lasersystem 6 positioniert, das in dem in FIG 1 dargestellten Moment einen Laserstrahl 8, der durch eine Laserquelle 10 erzeugt wird, in den Himmel richtet. Das Lasersystem 6 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel am Boden platziert und unbeweglich. Es ist jedoch auch möglich, dass das Lasersystem 6 beweglich ist und beispielsweise in einem Luftfahrzeug montiert ist. Alle im Folgenden beschriebenen und auf die Laserquelle 10 bezogenen Details sind dann entsprechend auf die Beweglichkeit bzw. Höhe über dem Boden anzupassen.
  • Das Lasersystem 6 ist ein Hochenergielasersystem, das den Laserstrahl 8 vorwiegend im infraroten Spektralbereich aussendet, beispielsweise bei 3,8 µm, wobei der Laserstrahl 8 über eine Distanz von mehreren Kilometern genügend Energie transportiert, um empfindliche Teile des Luftfahrzeugs zu zerstören und hierdurch dessen Flugfähigkeit akut zu gefährden. Das Lasersystem 6 dient zum Bekämpfen von Luftfahrzeugen und weist eine Steuereinheit auf, die den Laserstrahl 8 auf das Fahrzeug 2 schwenkt und den Laserstrahl 8 automatisiert der Bewegung des Luftfahrzeugs 2 nachführt. In der Steuereinheit ist eine lasersensitive Stelle des Fahrzeugs 2 hinterlegt, auf die der Laserstrahl 8 mittels bildverarbeitender Methoden automatisch gerichtet wird, um die im Lasersystem 6 bildhaft hinterlegte Stelle des Luftfahrzeugs 2 über einen Zeitraum von einigen Sekunden zu bestrahlen und hierdurch zu zerstören.
  • Anstelle des Hochenergielasersystems 6 kann ein Designatorlasersystem bzw. Markierlasersystem bekämpft oder gestört werden, das das Fahrzeug 2 anleuchtet, um einen Lenkflugkörper in das Fahrzeug 2 zu steuern. Durch eine Abschattung des Fahrzeugs 2 und/oder eine Zerstörung der Laserquelle 10 kann diese Markierung gestört werden, so dass der angreifende Lenkflugkörper das Fahrzeug 2 nicht finden kann. Die folgende Beschreibung bezieht sich auf ein stationäres Hochenergielasersystem 6, ohne dass damit eine Einschränkung auf dieses System verbunden wäre.
    Zum Schützen des Fahrzeugs 2 weist dieses zumindest einen Flugkörper 12 auf, wobei in FIG 1 zur Erläuterung mehrere Flugkörper 12 dargestellt sind. Des Weiteren weist das Luftfahrzeug ein Sensorsystem 14 mit einer Mehrzahl von Sensoren 16 auf, die jeweils mit einer Steuereinheit 18 signaltechnisch verbunden sind. Im gezeigten Ausführungsbeispiel ist das Luftfahrzeug mit fünf Sensoren 16 ausgestattet, einer in der hinteren Hälfte des Rumpfs, einer in der vorderen Hälfte des Rumpfs, je einer an einem Flügel des Luftfahrzeugs und einem nach oben gerichteten Sensor 16 an der oberen Hälfte des Rumpfs des Luftfahrzeugs.
    Zum Schutz des Luftfahrzeugs überwachen die Sensoren 16 des Sensorsystems 14 aktiv den Luftraum nach Laserstrahlung. Die Sensoren 16 umfassen jeweils einen Bildsensor hinter einer 180°-Optik, sodass die Szenerie einer Halbkugel des Umraums auf ein lasersensitives Element abgebildet wird. Hierdurch kann ein Bild des Laserstrahls 8 in der Umgebung aufgenommen werden, und hieraus können weitere Informationen zum Laserstrahl 8 ermittelt werden, wie Geometrie, Lage und Intensität des Laserstrahls. Aus der Geometrie erkennt die Steuereinheit 18 des Sensorsystems 14 insbesondere mittels bildverarbeitender Methoden den Laserstrahl 8 als solchen. Als geometrische Merkmale können verwendet werden, dass der Laserstrahl 8 als gerader Strich in der Landschaft gesehen wird. Außerdem weist er ein scharf begrenztes Ende an der Laserquelle 10 auf. An seinem anderen Ende wird der Laserstrahl jedoch - sofern er nicht auf einen Gegenstand trifft - immer schwächer, wie in FIG 1 dargestellt ist, sodass ein definiertes Ende nicht ohne weiteres ermittelbar ist. Auch dieses Merkmal des oberen Abschwächens der Laserstrahlung kann zur Lasererkennung genutzt werden.
    Aus den geometrischen Daten des Laserstrahls 8 sowie dessen Spektrum und Strahlungsintensität klassifiziert die Steuereinheit 18 den Laserstrahl 8 zunächst in die drei Stufen harmlos, potentiell gefährlich und gefährlich. Bei einer Klassifikation in die Stufe harmlos wird der Laserstrahl 8 weiter beobachtet, jedoch wird die Laserquelle 10 nicht bekämpft. Bei einer Klassifikation in eine der beiden anderen Stufen wird eine Abschattung und/oder Bekämpfung vorbereitet. Hierzu wird ein Kanister 20, der zumindest einen der Flugkörper 12 beherbergt, in die Richtung der Laserquelle 10 verschwenkt. Diese Verschwenkbarkeit ist in FIG 1 durch den gekrümmten Doppelpfeil am Kanister 20 angedeutet. Bei einer Klassifizierung in die höchste der Bedrohungsklassen wird die Bekämpfung eingeleitet. Hierzu ist beispielsweise eine Freigabe eines Bedieners des Luftfahrzeugs 2, beispielsweise eines Piloten, notwendig. Diese wurde jedoch bereits vorab gegeben, beispielsweise weil bekannt ist, dass das Luftfahrzeug durch eine potentiell gefährliche Region fliegt.
  • Für eine Bekämpfung der Laserquelle 10 ist es vorteilhaft, wenn die Position der Laserquelle 10 bekannt ist. Diese ermittelt die Steuereinheit 18 beispielsweise aus der Geometrie des Laserstrahls 8. So kann an der Stelle des abrupten Endes des Laserstrahls 8 die Laserquelle 10 vermutet werden. Außerdem kann dem Laserstrahl 8 eine Richtung gegeben werden, zumindest eine grobe Richtung oben und unten, wobei die Laserquelle 10 nur an einem unteren Ende des Laserstrahls 8 positioniert ist. Auf diese Weise kann eine Richtung der Laserquelle 10 relativ zum Luftfahrzeug 2 ermittelt werden. Aus der Richtung und einer Flughöhe des Luftfahrzeugs und zweckmäßigerweise einer Topografie der überflogenen Landschaft 4, kann auch die Entfernung zwischen Luftfahrzeug und Laserquelle 10 bestimmt werden, insbesondere werden die absoluten geografischen Koordinaten der Laserquelle 10 bestimmt. Die Erkennung des Laserstrahls 8 erfolgt insofern durch eine Aufnahme des Laserstrahls 8 von der Seite, wobei aus dem Laserstrahl 8 an der Atmosphäre gestreute Laserstrahlung aufgenommen wird.
  • Für den Fall, dass der Laserstrahl 8 bereits auf das Luftfahrzeug 2 gerichtet ist und somit das undefinierte obere Ende nicht mehr als solches zu erkennen ist und der Laserstrahl 8 sowohl oben als auch unten ein abruptes Ende aufweist, kann die Ermittlung der Position der Laserquelle 10 durch einen anderen der Sensoren 16 des Sensorsystems 14 vorgenommen werden, beispielsweise durch einen Sensor 16 an einem Flügel des Luftfahrzeugs 2. Dieser erkennt den Laserstrahl 8 an sich und beide abrupte Enden, wobei die Steuereinheit 18 das untere abrupte Ende des Laserstrahls 8 als Standort der Laserquelle 10 auswählt. Ebenfalls möglich ist eine Positionsbestimmung der Laserquelle 10 mittels Triangulation. Sobald drei oder mehr Sensoren 16 den Laserstrahl 8 erkannt und dessen unteres abruptes Ende bestimmt haben, kann neben der Richtung der Laserquelle 10 auch deren Entfernung durch die bekannte Ausrichtung der Sensoren 16 am Luftfahrzeug 2 zueinander bestimmt werden.
  • Zum Schutz des Luftfahrzeugs wird nun zumindest ein Flugkörper 12 vom Luftfahrzeug gestartet. Die Steuerung des Starts übernimmt die Steuereinheit 18 des Sensorsystems 14, die auch ein Teil einer zentralen Fahrzeugsteuerung des Fahrzeugs 2 sein kann.
  • FIG 2 zeigt einen der Lenkflugkörper 12, die in dem Kanister 20 im Fahrzeug 2 gelagert sind. Der Lenkflugkörper 12 weist Lenkflügel 22 auf, die von Aktuatoren 24 zum Lenken des Lenkflugkörpers 12 bewegt werden. Die Steuerung der Aktuatoren 24 erfolgt durch eine Steuereinheit 26 des Lenkflugkörpers 12. Angetrieben wird der Lenkflugkörper 12 durch einen Raketenmotor 28, insbesondere einen Festbrennstoffmotor, der hinter einem Wirkteil 30 angeordnet ist, der eine Sprengladung und einen Splitterteil aufweist, der bei einem Sprengen der Sprengladung kegelförmig nach vorne geschleudert wird. Die Zündung des Wirkteils 30 erfolgt durch einen Annäherungszünder, der im Flugkörperkopf angeordnet ist.
  • Im Flugkörperkopf ist ein Sensor 32 angeordnet, der ein bildgebender Infrarotsensor ist. Der Sensor 32 umfasst eine Optik 34 und einen Matrixdetektor 36. Ein Filter 38 dient zum Abschatten des Detektors 36. Der Detektor 36 ist auf einer nicht dargestellten Kühleinheit angeordnet und signaltechnisch mit der Steuereinheit 26 verbunden. Zum weiteren Schutz des Sensors 32 ist in dessen Detektionsbereich eine Abdeckung 40 angeordnet, die zwei zueinander bewegliche Schalenelemente umfasst, die federgetrieben gegeneinander bewegt werden. Sie verdecken den Detektionsbereich des Sensors 32 im geschlossenen Zustand vollständig und schirmen den Sensor 32 vor einfallender Laserstrahlung so weit ab, dass der Sensor 32 bei direkt vom Laserstrahl 8 beleuchteten Zustand über einen Zeitraum von zumindest 10 Sekunden hinter der Abdeckung 40 funktionsfähig bleibt. FIG 2 zeigt die beiden Elemente der Abdeckung 40 auch in geöffneter Position, die punktiert dargestellt ist. Der Detektionsbereich beziehungsweise das Gesichtsfeld des Sensors 32 führt durch die beiden geöffneten Elemente hindurch, sodass ein Bild der vor dem Lenkflugkörper 12 liegenden Szenerie gemacht werden kann.
  • Der Filter 38 ist ein intensitätsabhängiger Filter, der selbsttätig in Abhängigkeit von der Intensität der einfallenden Laserstrahlung abschattet. Übersteigt die Intensität einen Grenzwert, so wird der Filter 38 selbstständig undurchlässig und schützt hierdurch den dahinterliegenden Detektor 36 sehr schnell. Außerdem sendet der Filter 38 ein Signal an die Steuereinheit 26, die daraufhin unverzüglich die Abdeckung 40 schließt und so auch einen zusätzlichen mechanischen Schutz des Sensors 32 bewirkt.
  • Zusätzlich oder alternativ zum Sensor 32 umfasst der Lenkflugkörper einen oder mehrere der nachfolgend beschriebenen Sensoren 42, 44, 46, 48, die in FIG 2 und FIG 4 schematisch dargestellt sind.
  • Zunächst enthält der Lenkflugkörper 12 vier Sensoren 42, die über den Umfang des Lenkflugkörpers 12 in einem Abstand von jeweils 90° zueinander angeordnet sind. In FIG 2 sind der Übersichtlichkeit halber nur zwei dieser Sensoren 42 dargestellt. Die Sensoren 42 dienen dazu, den Laserstrahl 8 zu finden und in den Laserstrahl 8 hineinzusteuern. Die Sensoren 42 bilden eine Seitwärtssensorik mit einem Gesichtsfeld zur Seite des Lenkflugkörpers 12, das durch gepunktete Linien angedeutet ist. Innerhalb des Gesichtsfelds liegen keine Elemente des Lenkflugkörpers 12, sodass die Sensoren 42 lediglich in der den Laserstrahl 8 umgebenden Luft gestreute Laserstrahlung sensieren. Die Intensität der derart sensierten Laserstrahlung ist ein Maß für die Entfernung des Lenkflugkörpers 12 vom Laserstrahl 8. Durch die tangentiale Anordnung der vier Sensoren 42 am Umfang des Lenkflugkörpers 12 kann zudem die Richtung bestimmt werden, in dem sich der Laserstrahl relativ zum Lenkflugkörper 12 befindet.
  • Entsprechend der Sensorsignale des Sensors 42 veranlasst die Steuereinheit 26 den Flug des Lenkflugkörpers 12 zum Laserstrahl 8 hin. Die Richtung ergibt sich aus einer Kombination der Richtung derjenigen Sensoren 42, die das stärkste Streulichtsignal der Laserstrahlung empfangen.
  • Sobald der Lenkflugkörper 12 in den Laserstrahl 8 eintaucht und somit vom Laserstrahl 8 direkt getroffen wird, wird eine Feinsteuerung anhand der Sensoren 44, 46 und/oder 48 vorgenommen, die gemeinsam oder nur einzeln im Lenkflugkörper 12 vorhanden sind. Die Sensoren 44 bilden - wie die Sensoren 42, 46 und 48 - eine Gruppe einer Mehrzahl von Sensoren, im gezeigten Ausführungsbeispiel vier Sensoren, die im Umfang des Lenkflugkörpers 12 gleichmäßig tangential voneinander beabstandet an der Außenhülle des Lenkflugkörpers 12 angeordnet sind. Im gezeigten Ausführungsbeispiel hat eine Sensorgruppe vier Sensoren 42, 44, 46, 48, die tangential 90° voneinander beabstandet sind. Sämtliche Sensoren 42, 44, 46, 48 sind in einer oder mehreren Vertiefungen 50 in der Außenhülle des Lenkflugkörpers 12 angeordnet und sind somit nach vorne abgeschattet. Ein von vorne auf den Lenkflugkörper 12 auftreffender Laserstrahl 8 kann somit die Sensoren 42 - 48 nicht erreichen. Auch bei einer Verkippung von bis 30° der Flugkörperachse zur Achse des Laserstrahls 8 bleiben die Sensoren 42 - 48 vom Laserstrahl 8 abgeschattet.
  • Die Sensoren 44 haben ein Gesichtsfeld 52, das in FIG 2 durch gestrichelte Linien und in FIG 4 durch jeweils einen gestrichelt angedeuteten Bereich realisiert wird. Ein Gesichtsfeld eines Sensors 44 ist auf eine Vorderkante einer Finne 54 des Lenkflugkörpers 12 gerichtet, wobei jeder der Sensoren 44 auf eine andere Finne 54 gerichtet ist. Auf die Darstellung der Flügel 22 wurde in FIG 4 der Übersichtlichkeit halber verzichtet. Wird die Vorderkante der Finne 54 vom Laserstrahl 8 getroffen, so wird dies vom entsprechenden Sensor 44 erkannt, sodass der Versatz des Laserstrahls 8 relativ zum Lenkflugkörper 12 bestimmt werden kann. Durch eine quantitative Messung der Sensoren 44 wird außerdem gemessen, wie weit die Finne 54 in den Laserstrahl, 8 eintaucht, sodass neben der Richtung des Versatzes auch die Größe des Versatzes des Laserstrahls 8 zum Lenkflugkörper 12 erkannt werden kann.
  • Der Flug des Lenkflugkörpers 12 wird so gesteuert, dass er möglichst tief in den Laserstrahl 8 taucht, also insbesondere mittig im Laserstrahl 8 liegt. Der Lenkflugkörper 12 fliegt hierbei parallel zum Laserstrahl 8 in diesem zur Laserquelle 10 hin. Hierdurch wird das Fahrzeug 2 durch den Flugkörper 12 vom Laserstrahl 8 abgeschattet und somit geschützt.
  • Durch die auf die Finnen 54 gerichteten Gesichtsfelder 52 der Sensoren 44 kann der Lenkflugkörper zentriert im Laserstrahl 8 gehalten werden. Dies geschieht, indem die Sensorsignale der Sensoren 44 als Regeleingang zur Lenkregelung des Lenkflugkörpers 12 verwendet werden. Als Lenkziel sollen die Signale der Sensoren 44 gleich sein, sodass also alle Finnen 54 gleich stark beleuchtet werden. Dies ist ein Zeichen für einen mittigen beziehungsweise zentrierten Flug des Lenkflugkörpers 12 im Laserstrahl 8.
  • Durch Querwind, Lenkfehler, Verschwenkungsbewegungen des Laserstrahls 8 und dergleichen wird die Flugkörperachse während des Flugs immer wieder zur Achse des Laserstrahls 8 verkippen. Eine solche Verkippung ist durch die Beleuchtung der Finnen 54 nicht unmittelbar zu erkennen. Zur Erkennung einer solchen Verkippung dienen die Sensoren 46. Jeder der Sensoren 46 weist ein Gesichtsfeld 56 auf, das in FIG 4 durch einen gestrichelten Rechteckbereich angedeutet ist. Das Gesichtsfeld 56 ist auf eine Schräge 58 in der Außenwandung des Lenkflugkörpers 12 gerichtet, die in zwei Bereiche 60, 62 aufgeteilt ist. Hierbei ist der innere Bereich 60 mit einer anderen Oberfläche versehen als der äußere Bereich 62. Die Oberflächen unterscheiden sich beispielsweise durch eine Rauigkeit und/oder eine Beschichtung, wie eine Farbe und/oder eine Streuschicht. Während die Gesichtsfelder 56 der Sensoren 46 auf den äußeren Bereich 62 gerichtet sind, sind die Gesichtsfelder 64 der Sensoren 48 auf den inneren Bereich 60 der Schräge 58 gerichtet. Bei dem in FIG 4 gezeigten Ausführungsbeispiel sind die Bereiche 60, 62 mit unterschiedlichen Farben beschichtet, und die Sensoren 46, 48 sind nur in einem schmalen Spektralfenster der Farbe ihres Gesichtsfelds 56, 64 sensitiv.
  • Ist nun der Lenkflugkörper 12 zum Laserstrahl 8 verkippt und wird von diesem getroffen, so wird der Laserstrahl 8 zumindest den äußeren Bereich 62 direkt beleuchten. Dies wird durch die Sensoren 46 erkannt. Aus der tangentialen Anordnung zueinander kann die Richtung bestimmt werden, in der die Flugkörperachse zum Laserstrahl 8 beziehungsweise dessen Achse verkippt ist. Außerdem steigt die Verkippung mit wachsender Intensität des Sensorsignals der betreffenden Sensoren 46 an.
  • Bei noch weiter steigender Verkippung trifft der Laserstrahl 8 den inneren Bereich 60 der Schräge 58, wodurch die Sensoren 48 ein entsprechendes Signal ausgeben. Wiederum steigt die Verkippung mit wachsendem Sensorsignal an. Aus den Signalen der Sensoren 46, 48 kann mithin die Richtung der Verkippung und die Stärke der Verkippung der Flugkörperachse zur Ausrichtung des Laserstrahls 8 bestimmt werden. Die Lenkung beziehungsweise die Lenkflügel 22 werden unter Verwendung der Sensorsignale angesteuert und die Verkippung wird hierdurch reduziert, insbesondere bis ein Parallelflug des Lenkflugkörpers 12 zum Laserstrahl 8 erreicht wird.
  • Der Schutz der Abschattung des Fahrzeugs 2 vor dem Laserstrahl 8 durch den Lenkflugkörper 12 wird durch den Ausstoß von Material 66 aus vier Düsen 68 verstärkt. Auch diese sind tangential über den Umfang der Außenhülle des Lenkflugkörpers 12 verteilt und am hinteren Ende des Lenkflugkörpers 12 angeordnet, wie in FIG 2 dargestellt ist. Als Material 66 wird Rauch mit Flitterpartikeln ausgestoßen, die einen retro-reflektiven Effekt verursachen. Auf Partikel treffende Laserstrahlung wird in 180° umgekehrte Richtung zurück zur Laserquelle 10 gespiegelt, sodass ein nicht unerheblicher Energieeintrag in die Laserquelle 10 erfolgt. Hierdurch kann diese gestört oder sogar zerstört werden. Die Düsen 68 werden von der Steuereinheit 26 entsprechend der Lage des Lenkflugkörpers 12 zum Laserstrahl 8 angesteuert. Befindet sich der Laserstrahl 8 versetzt zum Lenkflugkörper 12, so wird nur Material 66 zu der Seite ausgeblasen, an der der Laserstrahl 8 relativ zum Lenkflugkörper 12 ist. Bei dem in FIG 4 gezeigten Flugmoment wird das Material 66 nur aus der rechten oberen Düse 68 ausgeblasen, da sich der Laserstrahl in diesem Moment in der Ansicht aus FIG 4 rechts oberhalb des Lenkflugkörpers 12 befindet. Hierdurch kann eine Abschattung auch dann gewährleistet werden, wenn der Lenkflugkörper 12 durch Lenkfehler oder eine Verschwenkung des Laserstrahls 8 den Laserstrahl 8 verlässt. Dies ist in FIG 3 angedeutet, bei der sich rechts am Flugkörper 12 vorbeigeleitete Laserstrahlung 70 in der Wolke aus Material 66 verliert.
  • Alternativ oder zusätzlich zu den Düsen 68 kann der Lenkflugkörper 12 an seiner Vorderseite Ablationsmaterial 72 tragen. Trifft der Laserstrahl 8 auf das Ablationsmaterial 72, so verbrennt dieses beziehungsweise löst sich in Rauch auf. Der Rauch hat den gleichen Effekt wie das Material 66 und kann auch mit Flittermaterial versehen sein, das in das Ablationsmaterial 72 eingearbeitet ist.
  • Als einen weiteren Angriff auf die Laserquelle 10 kann der vordere Teil des Lenkflugkörpers 12 mit einer Reflexionsschicht versehen sein, die beispielsweise auf die Ablationsschicht 72, auf einen Dom 74 oder eine andere nach vorne weisende Stelle des Lenkflugkörpers 12 aufgebracht ist. Diese zweckmäßigerweise retroreflektierende Schicht wirft das Laserlicht in entgegengesetzte Richtung und somit auf die Laserquelle 10 zurück zur Störung oder Zerstörung dieser. Bei direktem Auftreffen des Laserstrahls 8 auf die Reflexionsschicht wird diese zwar sehr schnell zerstört, reflektiert das Laserlicht jedoch für einige 10 bis 100 ms, sodass der Lenkflugkörper 12 beim ersten Treffer durch den Laserstrahl 8 stark zurückblitzt. Die Ablationsschicht 72 ist zweckmäßigerweise alternativ zum Sensor 32 vorhanden, um diesem das Bildfeld nach vorn nicht zu versperren.
  • Zur Ablationsschicht 72 alternativ kann Ablationsmaterial und/oder eine Reflexionsschicht unterhalb des Doms 74 des Lenkflugkörpers 12 angeordnet sein, beispielsweise auf der Außenseite der Abdeckung 40. In diesem Fall können Ablationsmaterial 72 auf der Abdeckung 40 und der Sensor 32 miteinander kombiniert werden. Ein Verdampfen des Ablationsmaterials 72 unterhalb des Doms 74 würde jedoch zu einem erhöhten Innendruck innerhalb des Flugkörpers 12 führen. Zur Abführung des Überdrucks enthält der Flugkörper 12 daher Öffnungen 76, aus denen der entstehende Rauch abgeführt wird.
  • Um eine Bekämpfung durch den Lenkflugkörper 12 zu stören oder zu vermeiden, kann es sein, dass das Lasersystem 6 die Laserquelle 10 ausschaltet, sodass der Laserstrahl 8 verschwindet. Eine Leitung des Fluges des Lenkflugkörpers 12 entlang des Laserstrahls 8 ist nun nicht mehr möglich. Dieses Ausschalten wird jedoch durch die Sensoren 42 - 48 erkannt. Die Abdeckung 40 öffnet und gewährt dem Sensor 32 einen Blick nach vorne. Der Sensor 32 sucht nach Wärmequellen in seinem Gesichtsfeld. Aufgefundene Wärmequellen werden mit in einer Datenbank gespeicherten Daten, insbesondere Bildern von bekannten Wärmequellen, verglichen. Hierbei wird die Zeitdauer, die seit dem Abschalten des Laserstrahls 8 vergangen ist, berücksichtigt. Kann das Bild einer vom Sensor 32 erkannten Wärmequelle einem hinterlegten Bild einer Laserquelle 10 zugeordnet werden, so wird die Lage der Wärmequelle als neues Ziel aufgenommen, und der Lenkflugkörper 12 steuert die Wärmequelle zu deren Zerstörung an.
  • Um einer Zerstörung des Sensors 32 zuvorzukommen, öffnet die Abdeckung 40 nur für einen kurzen Zeitraum und schließt dann wieder zum Schutz des Sensors 32. Eine Öffnungsdauer von 50 ms reicht hierbei aus, um die Laserquelle 10 zu finden, zu identifizieren und deren Richtung festzustellen. Der Lenkflugkörper 12 kann nun anhand dieser Daten in die Laserquelle 10 hineinfliegen. Um eine Zerstörung des Sensors 32 durch ein nur kurzfristiges Ausschalten der Laserquelle 10 zu vermeiden, öffnet die Abdeckung 40 erst nach einer voreingestellten Weile nach Abschalten der Laserquelle 10. Diese voreingestellte Zeit kann von Lenkflugkörper 12 zu Lenkflugkörper 12 verschieden sein, damit das Lasersystem 6 die Öffnungszeit nach Abschalten der Laserquelle 10 nicht kennt. Nach Ablaufen der Wartezeit öffnet die Abdeckung 40 für die voreingestellte Zeit, beispielsweise 50 ms und schließt wieder. Der Sensor 32 ist gegen ein Wiederaufflammen des Laserstrahls 8 geschützt.
  • Ein Aktivieren des Sensors 32 ist auch möglich, wenn der Laserstrahl 8 ausreichend weit vom Flugkörper 12 entfernt ist, beispielsweise weil der Laserstrahl 8 weit verschwenkt wurde. Auch hierdurch kann die Laserquelle 10 direkt erfasst und somit leichter angesteuert werden. Der Abstand des Lenkflugkörpers 12 zum Laserstrahl 8 wird durch die Sensoren 42 abgeschätzt, und die Steuereinheit 26 öffnet die Abdeckung 40 in Abhängigkeit vom Sensorsignal.
    • Bezugszeichenliste
    • 2
    Fahrzeug
    4
    Landschaft
    6
    Lasersystem
    8
    Laserstrahl
    10
    Laserquelle
    12
    Lenkflugkörper
    14
    Sensorsystem
    16
    Sensor
    18
    Steuereinheit
    20
    Kanister
    22
    Lenkflügel
    24
    Aktuator
    26
    Steuereinheit
    28
    Raketenmotor
    30
    Wirkteil
    32
    Sensor
    34
    Optik
    36
    Matrixdetektor
    38
    Filter
    40
    Abdeckung
    42
    Sensor
    44
    Sensor
    46
    Sensor
    48
    Sensor
    50
    Vertiefung
    52
    Gesichtsfeld
    54
    Finne
    56
    Gesichtsfeld
    58
    Schräge
    60
    Bereich
    62
    Bereich
    64
    Gesichtsfeld
    66
    Material
    68
    Düse
    70
    Laserstrahlung
    72
    Ablationsmaterial
    74
    Dom
    76
    Öffnung

Claims (16)

  1. Verfahren zum Schützen eines Fahrzeugs (2) vor einem Angriff durch einen von einer Laserquelle (10) ausgehenden Laserstrahl (8), bei dem ein Sensor (16, 42, 44, 46, 48) die Laserstrahlung des Laserstrahls (8) detektiert, ein Lenkflugkörper (12) in den Laserstrahl (8) hinein fliegt, im Laserstrahl (8) auf die Laserquelle (10) zufliegt und hierbei das Fahrzeug (2) vor dem Laserstrahl (8) abschattet.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein gegen den Laserstrahl (8) abgeschatteter Sensor (16, 42, 44, 46, 48) an der Umgebungsluft gestreute Laserstrahlung detektiert.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass mehrere über den Umfang eines Außengehäuses des Lenkflugkörpers (12) verteilt angeordnete Sensoren (42, 44, 46, 48) Laserstrahlung detektieren und der Flug des Lenkflugkörpers (12) so gesteuert wird, dass die detektierte Laserstrahlung bei allen Sensoren (42, 44, 46, 48) gleich ist.
  4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) ein Außengehäuse mit einer äußeren Streufläche (58) aufweist, die zumindest zwei tangential zueinander versetzte Bereiche (52, 60, 62) umfasst, und der Flug des Lenkflugkörpers (12) in Abhängigkeit davon gesteuert wird, welcher der Bereiche (52, 60, 62) vom Laserstrahl (8) getroffen wird.
  5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) ein Außengehäuse mit einer äußeren Streufläche (58) aufweist, die zumindest zwei radial zueinander versetzte Bereiche (52, 60, 62) aufweist und eine Steuerung des Lenkflugkörpers (12) davon abhängig ist, welcher der Bereiche (52, 60, 62) vom Laserstrahl (8) getroffen wird.
  6. Verfahren nach Anspruch 4 oder 5,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass anhand einer Rückstreuintensität der Bereiche (52, 60, 62) eine Ausrichtung des Lenkflugkörpers (12) zum Laserstrahl (8) bestimmt wird.
  7. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass für jeden der Bereiche (52, 60, 62) zumindest ein Sensor (44, 46, 48) vorhanden ist, der auf diesen Bereich (52, 60, 62) ausgerichtet ist und dessen Blick auf den anderen Bereich (60, 62, 52) versperrt ist.
  8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass der Lenkflugkörper (12) während des Flugs auf die Laserquelle (10) Material (66) wolkenförmig ausstößt, sodass hierdurch eine Abschattungsfläche vergrößert wird.
  9. Verfahren nach Anspruch 8,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass das Material (66) aus mehreren Düsen (68) ausgestoßen wird, und eine Steuereinheit (26) den Materialausstoß aus den einzelnen Düsen (68) in Abhängigkeit der Lage des Lenkflugkörpers (12) zum Laserstrahl (8) steuert.
  10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Laserstrahlung von einem unter einem Dom (74) des Lenkflugkörpers (12) angeordneten Reflektor reflektiert wird.
  11. Lenkflugkörper (12) mit einem Außengehäuse, einer Spitze, einem Lenksystem (22, 24), einem Sensor (42, 44, 46, 48) zur Detektion von Laserstrahlung eines Laserstrahls (8) und einer Steuereinheit (26), die dazu ausgelegt ist, unter Verwendung der Daten des Sensors das Lenksystem (22, 24) so anzusteuern, dass die Spitze im Laserstrahl verbleibend auf die Laserquelle (8) zu steuert.
  12. Lenkflugkörper nach Anspruch 11,
    gekennzeichnet,
    durch ein Abschattungselement, das den aktiv detektierenden Sensor (42, 44, 46, 48) gegen von vorne auftreffende Laserstrahlung abschattet, wobei das Abschattungselement insbesondere eine Vertiefung (50) im Außengehäuse umfasst, in der der Sensor (42, 44, 46, 48) angeordnet und nach hinten ausgerichtet ist.
  13. Lenkflugkörper nach einem der Ansprüche 11 oder 12,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Sensorsystem (14) zumindest drei über den Umfang des Außengehäuses des Lenkflugkörpers (12) verteilt angeordnete und schräg nach hinten ausgerichtete Sensoren (42, 44, 46, 48) aufweist.
  14. Lenkflugkörper nach einem der Ansprüche 11 bis 13,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass ein Detektionsraumwinkelbereich des Sensors gegenstandsfrei ist und/oder ein Detektionsraumwinkelbereich eines Sensors (44, 46, 48) der Sensoreinheit auf eine Streufläche (54, 58) gerichtet ist.
  15. Lenkflugkörper nach einem der Ansprüche 11 bis 14,
    gekennzeichnet,
    durch einen Dom (74) mit einem dahinter angeordneten Raum, der über Öffnungen (76) mit der Umgebung des Lenkflugkörpers (12) zu einem Druckausgleich verbunden ist.
  16. Lenkflugkörper nach einem der Ansprüche 11 bis 15,
    gekennzeichnet,
    durch einen Wirkteil (30) mit einer Detonationsladung und Splittermaterial, die so zueinander angeordnet sind, dass das Splittermaterial bei einer Detonation der Detonationsladung in einem Kegel nach vorne geschleudert wird.
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