DE69721876T2

DE69721876T2 - Lenkungssystem für Luft-Luft-Flugkörper

Info

Publication number: DE69721876T2
Application number: DE69721876T
Authority: DE
Inventors: Itai Orenstein
Original assignee: Israel Aircraft Industries Ltd
Current assignee: Israel Aircraft Industries Ltd
Priority date: 1996-03-21
Filing date: 1997-03-20
Publication date: 2004-03-11
Anticipated expiration: 2017-03-21
Also published as: EP0797068B1; EP0797068A3; DE69721876D1; KR970066504A; EP0797068A2; IL117589A; US5938148A; AU1638697A

Description

GEBIET UND AUSGANGSSITUATION DER ERFINDUNG
Diese Erfindung bezieht sich auf ein Lenksystem für Luft-Luft-Flugkörper, die mit Infrarotsuchsensoren oder Radarsystemen ausgestattet sind.
Die Funktion von herkömmlichen Lenksystemen für Luft-Luft-Flugkörper, die bei Flugkörpern mit Infrarotsuchsensoren oder Radarsystemen verwendet werden, ist allgemein bekannt. Die meisten dieser Flugkörper arbeiten nach dem Fire-and-Forget-Prinzip (d. h., nach dem Abfeuern verfolgt der Flugkörper eigenständig ihr Ziel). Zum Zeitpunkt des Flugkörperstarts von einem Flugzeug wird das Ziel in das Sichtfeld des Sensors oder der Radarantenne des Flugkörpers gebracht. Nachdem der Flugkörper gestartet ist, verwendet er sein Eigenlenksystem, um das Ziel zu verfolgen und genau darauf zuzufliegen, indem das Ziel durch ständige Aktualisierung des Flugwegs des Flugkörpers in der Mitte des Sichtfelds gehalten wird.
Bei dem speziellen Beispiel eines Flugkörpers, der mit Infrarotsuchsensoren ausgestattet ist, erfolgt der Prozess der Aktualisierung des Flugwegs des Flugkörpers wie folgt. Zum Zeitpunkt des Starts wird der Sensor im Wesentlichen auf das Ziel gerichtet, so dass im oder neben dem Mittelpunkt des Sichtfelds ein Hot Spot der Infrarotstrahlung des Ziels geortet wird. Wenn sich das Ziel von der Mitte des Sichtfelds des Flugkörpersensors wegbewegt, so dass sich der Flugweg des Flugkörpers entsprechend vom Ziel wegbewegt, rotiert der Sensor unabhängig vom Flugkörperkörper, um den Hot Spot der Infrarotstrahlung zurück in die Mitte des Sichtfelds zu bringen. Ein Signal, das repräsentativ für den Raumdrehwinkel ist, um den sich der Sensor während seines Manövers drehte, wird an eine Steuereinheit übertragen, die wiederum das Lageregelungssystem des Flugkörpers betätigt, welches vermittels eines nicht einschränkenden Beispiels die Flossen des Flugkörpers aktiviert, um den Flugkörper neu auszurichten, um dadurch sicherzustellen, dass dessen Flugweg wieder auf das Ziel gerichtet ist. Dieser Vorgang der Drehung des Flugkörpersensors und der Neuausrichtung des Flugkörpers muss kontinuierlich oder quasikontinuierlich erfolgen, da ein Flugkörper keine plötzlichen Richtungsänderungen vollführen kann, d. h., sein Flugweg ist immer glatt, selbst wenn der Flugkörpersensor auf Kardanringen angebracht ist, die ziemlich große Drehwinkel ermöglichen. Flugkörper, die mit Sensoren ausgestattet sind, welche sich unabhängig vom Flugkörper drehen und deshalb Ziele sehen, die von der Ziellinie abweichen, werden Off-Boresight Missiles genannt. Der Winkel, um den der Sensor von der Ziellinie rotiert, wird Off-boresight Angle genannt. Eine Rezension über die Eigenschaften verschiedener hochleistungsfähiger Off-Boresight-Kurzstreckenraketen ist zu finden in: Aviation Week and Space Technology, S. 36–49, 16.10.1995), das Sichtfeld des Sensors ist relativ klein (ungefähr 3°). Damit der Flugkörper das Ziel nicht vollständig „aus den Augen verliert", ist die Aktualisierung des Flugwegs des Flugkörpers kontinuierlich vorzunehmen. Der Prozess bei der Aktualisierung eines mit einem Radarsystem ausgestatteten Luft-Luft-Flugkörpers ist ähnlich, wobei der Hauptunterschied darin besteht, dass in diesem Fall das Ziel mittels der Radarantenne in der Mitte des Sichtfelds gehalten wird, indem ein maximales Zielecho beibehalten wird, welches vom Radarsystem empfangen wird.
Die herkömmlichen Fire-and-Forget-Flugkörper haben somit eindeutig eine Reihe von ernsthaften Nachteilen. Zunächst muss der Flugkörper ab dem Startzeitpunkt im Suchmodus sein. Somit darf für solche Flugkörper das Ziel weder zum Zeitpunkt des Starts des Flugkörpers noch zu einem anderen Zeitpunkt nach dem Start außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers liegen. Das bedeutet, dass Ziele außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers, z. B. hinter oder neben dem Flugzeug (d. h., in einem Winkel von mehr als 90° von der Ziellinie entfernt), an welchem der Flugkörper befestigt ist, zum Zeitpunkt des Starts nicht von dem Flugkörper erreicht werden können. Ein weiterer Nachteil solcher Flugkörper besteht darin, dass, wenn das Ziel nach dem Start vollständig aus dem Sichtfeld des Flugkörpers verschwindet, es keine Möglichkeit gibt, den Flugkörper zurück auf einen Zielanflugweg zum Ziel zu bringen. Ein weiterer allgemein bekannter Nachteil ist die Anfälligkeit dieser Flugkörper auf Abwehrmaßnahmen, die normalerweise bei Infrarotsuchraketen die Form von Leuchtsignalen annehmen und Flugkörper verwirren, die mit Radar ausgestattet sind. In beiden Fällen wirken die Abwehrmaßnahmen als Lockvogel, die, soweit es die Flugkörper betrifft, gültige Ziele sind.
Obwohl für künftige Flugkörpersysteme verschiedene Gegenabwehrmaßnahmen (Counter Counter Measures – CCM) geplant sind, z. B., Gegenabwehrmaßnahmen, bei denen Mikroprozessoren zum Vergleichen verschiedener Kennwerte des Lockvogels mit denen des Ziels verwendet werden (z. B. könnten im Falle des Infrarotsensors dies die Kennwerte Spektrum, Intensität und Geschwindigkeit der Strahlung sein, die von einem Leuchtpunkt und durch die Abgase des Ziels ausgestrahlt wird), so würde dies die Anbringung eines geeigneten Untersystems an dem Flugkörper erfordern. Natürlich müssten dann vorhandene Flugkörper mit einem derartigen Untersystem ausgestattet werden, um im Falle von Lockvögeln die Fähigkeit zur Einleitung von Gegenabwehrmaßnahmen zu haben.
Ein weiteres und allgemein bekanntes Problem von Off-Boresight-Missiles besteht darin, dass sie, wenn sie beim Anflug auf ein Ziel eine plötzliche großwinklige Kurve fliegen (d. h., unmittelbar nach dem Start), ebenso ein befreundetes Flugzeug als Ziel ausmachen könnten. Die Fähigkeit zur Unterscheidung zwischen befreundeten Flugzeugen und feindlichen Zielen (ganz gleich ob Flugzeuge oder Flugkörper), um Situationen zu vermeiden, dass auf befreundete Ziele geschossen wird, wäre eindeutig ein wünschenswertes Merkmal bei solchen Flugkörpern.
Selbst in scheinbar günstigen Situationen, bei denen das Ziel im Sichtfeld des Flugkörpersensors ist, kann das Infrarotsignal, das den Flugkörper vom Ziel erreicht, sehr schwach sein. Eine derartige Situation könnte beispielsweise entstehen, wenn sich das Ziel dem Flugkörper so nähert, dass der Hot Spot des Ziels (an seiner Rückseite) dem Sichtfeld des Sensors eindeutig entzogen ist. Deshalb besteht Bedarf an Flugkörperlenksystemen, die ein Ziel verfolgen und anfliegen können, dass sich entweder zum Zeitpunkt des Starts des Flugkörpers oder einem anderen Zeitpunkt nach dem Start außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers befindet. Es besteht weiterhin Bedarf an Flugkörperlenksystemen, die ein Ziel selbst bei Vorhandensein von Lockvogel-Abwehrmaßnahmen verfolgen und anfliegen können, oder wenn das Signal, das vom Sensor entdeckt wird, sehr schwach ist. Das vorgeschlagene Flugkörperlenksystem sollte vorzugsweise die Fähigkeit zur Einleitung von Gegenabwehrmaßnahmen (CCM-Fähigkeit) beinhalten, ohne dass die Notwendigkeit eines zusätzlichen CCM-Untersystems besteht.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Gegenstand dieser Erfindung ist die Schaffung eines Lenksystems für Luft-Luft-Flugkörper, die mit Infrarotsuchsensoren oder Radarsystemen ausgestattet sind, die Navigationsdaten tiefem können, welche erforderlich sind, um den Flugkörper zum Ziel zu lenken, wenn das Ziel innerhalb des Sichtfelds des Flugkörpersensors ist, aber das vom Ziel ausgestrahlte und vom Sensor empfangene Signal (Infrarotstrahlung für Infrarotsensoren oder Radarrückführung für Radarsysteme) derart gering ist, dass das Eigenlenksystem des Flugkörpers nicht genau oder überhaupt nicht arbeitet, oder wenn das Ziel außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers liegt.
Ein weiterer Gegenstand dieser Erfindung besteht in der Schaffung eines Lenksystems für Luft-Luft-Flugkörper, die mit Infrarotsuchsensoren oder Radarsystemen ausgestattet sind, die Navigationsdaten liefern können, die notwendig sind, um zu bestimmen, ob eine Rakete einen Lockvogel oder ein anderes befreundetes Flugzeug anstelle eines Ziels ansteuert und den Flugweg angemessen korrigiert, um den Flugkörper zurück auf das Ziel zu lenken.
In der folgenden Beschreibung und den zugehörigen Ansprüchen wird der Begriff Sensor sowohl für einen in einem Flugkörper installierten Infrarotsensor als auch für eine Radarantenne verwendet, die mit einem in einem Flugkörper installierten Radarsystem verbunden ist. Wenn der Sensor um einen gegebenen Winkel gedreht wird, wird davon ausgegangen, dass es im Falle eines mit einem Infrarotsuchsensor ausgestatteten Flugkörpers der Sensor ist, der um den gegebenen Winkel gedreht wird, während es im Falle eines mit einem Radarsystem ausgestatteten Flugkörpers die Radarantenne ist, die um den gegebenen Winkel gedreht wird. Weiterhin ist es wünschenswert, dass der Flugkörper in verschiedenen Lenkmodi arbeiten kann. Der herkömmliche Modus ist dabei der, wenn der Flugkörper sein eigenes Lenksystem ohne externe Unterstützung verwendet. Dies wird als Normalsuchmodus bezeichnet. Das Lenksystem der Erfindung, zwei zusätzliche Modi, die bei herkömmlichen Flugkörperlenksystemen nicht vorhanden sind, werden hier Nichtsuchmodus und Dualsuchmodus genannt. Bei ersterem wird der Sensor des Flugkörpers abgeschaltet (d. h., er führt den Suchmodus nicht aus) und der Flugkörper wird vollständig durch die Ziellinienbefehle gelenkt, die von außerhalb des Flugkörpers empfangen werden und am Flugkörpersensor anliegen und somit den normalen Suchmodus nachahmen. Die Ziellinie des Flugkörpersensors wird definiert als Einheitsvektor entlang der Ziellinie, die die Mitte des Sensors mit dem vom Sensor registrierten Objekt verbindet. Die Ziellinie kann auch ausgelegt werden in Form von Polwinkeln (oder Raumdrehungswinkel des Sensors), die den Einheitsvektor entlang der Ziellinie in Bezug auf ein an einem Flugkörper befestigtes Koordinatensystem definieren. In diesem Fall wird die Ziellinie des Flugkörpers gewöhnlich als die Richtung angenommen, für welche beide Polwinkel des Einheitsvektors entlang der Ziellinie Null sind. Beim Doppelsuchmodus verwendet der Flugkörper sein eigenes Lenksystem, d. h., der Sensor ist im Suchmodus, während gleichzeitig Ziellinienbefehle empfangen werden, die den Sensor entsprechend veranlassen zu rotieren, und die den Suchmodus des Sensors überlagern, wenn der Sensor veranlasst worden ist, in die falsche Richtung zu schauen. Dieser Modus wird zur Überwindung von Lockvogelabwehrmaßnahmen (oder befreundetem Feuer) verwendet, indem die Flugkörperflugbahn korrigiert wird, so dass der Flugkörper das Ziel ansteuert und nicht den Lockvogel (oder das befreundete Flugzeug).
Nach einer ersten Ausführungsform dieser Erfindung wird ein Lenksystem zum Lenken eines mit einem Sensor ausgestatteten Flugkörpers geschaffen, das Folgendes umfasst:
einen in dem Flugkörper installierten GPS-Empfänger (GPS – Globales Positionierungssystem) zum Empfangen von GPS-Satelliten gesendeten GPS-Daten;
einen in dem Flugkörper installierten Sender zum Senden der genannten GPS-Daten und der aktuellen Sensorzielliniendaten an ein Flugzeug;
einen in dem Flugkörper installierten Empfänger zum Empfangen der ermittelten Sensorzielliniendaten und der Sensormodusdaten vom Flugzeug;
einen im Flugzeug installierten Empfänger zum Empfangen der GPS-Daten und der aktuellen Sensorzielliniendaten vom Flugkörper;
im Flugzeug installierte Positionsbestimmungsmittel zum Bestimmen der Positionsdaten des Flugkörpers aus den GPS-Daten, die das Flugzeug vom Flugkörper empfangen hat;
im Flugzeug installierte Eigenortungsmittel zum Bestimmen der Eigenposition des Flugzeugs;
im Flugzeug installierte Mittel zum Bestimmen der relativen Position, die mit den Positionsbestimmungsmitteln und den Eigenpositions-Bestimmungsmitteln gekoppelt sind und auf die Flugkörperpositionsdaten und die Eigenpositionsdaten zum Ermitteln der Position des Flugkörpers in Bezug zur Position des Flugzeugs ansprechen;
ein im Flugzeug installiertes Radarsystem zum Orten und Nachverfolgen eines Ziels und zum Ermitteln der Position des Ziels;
im Flugzeug installierte Flugbahnanalysemittel, die mit dem Radarsystem und den Mitteln zum Bestimmen der relativen Position gekoppelt sind und auf die Ziel- und Flugkörperpositionsdaten zum Voraussagen der Flugbahn des Ziels und zum Ermitteln der Flugbahn des Flugkörpers ansprechen, was erforderlich ist, um sicherzustellen, dass der Flugkörper das Ziel abfängt, und zum Spezifizieren des Sensormodus;
im Flugzeug installierte Ziellinienbestimmungsmittel, die verknüpft sind mit den Flugbahnanalysemitteln und die auf die ermittelten Flugkörperflugbahndaten und die Flugkörperpositionsdaten zum Ermitteln der Sensorziellinie ansprechen, was erforderlich ist, um den Flugkörper entlang der ermittelten Flugkörperflugbahn zu lenken;
einen im Flugzeug installierten Sender zum Senden der ermittelten Zielliniendaten und der vorgeschriebenen Sensormodusdaten vom Flugzeug an den Flugkörper; und
in dem Flugkörper installierte Mittel zum Übertragen der ermittelten Sensorzielliniendaten an die Sensordrehungs-Steuereinheit des Flugkörpers und die beim Arbeiten im Nichtsuchmodus auf die Sensormodusdaten ansprechen, wodurch der Sensor in die ermittelte Sensorziellinie rotiert.
Wenn der Flugkörper im Normalsuchmodus arbeitet, verwendet er sein Eigenlenksystem und verfolgt das Ziel und steuert auf dieses zu, indem er das Ziel in der Mitte seines Sichtfelds hält, wie bereits erläutert. Nach der ersten Ausführung der Erfindung kann der Flugkörper teilweise oder während der gesamten Erfassungsphase im Nichtsuchmodus arbeiten. Beim Arbeiten im Nichtsuchmodus ist der Flugkörpersensor abgeschaltet und das Suchen erfolgt extern durch das Lenksystem der Endung, das aus den ermittelten Positionsdaten des Flugkörpers und des Ziels die Zielliniendaten ermittelt (d. h., die Polwinkel, bis zu denen der Flugkörpersensor in Bezug auf die Achse des Flugkörpers zu drehen ist), was erforderlich ist, um den Flugkörper entlang eines Flugwegs zum Ziel zu lenken. Die ermittelten Zielliniendaten werden an die Sensordrehungs-Steuereinheit übertragen, die den Sensor in die ermittelte Ziellinie dreht und somit den Normalsuchmodus imitiert. Wie beim Normalsuchmodus werden als Reaktion auf die Drehung des Sensors Signale an das Lageregelungssystem des Flugkörpers gesendet, um den Flugkörper auf die aktuelle Sensorziellinie zu lenken. Wenn der Flugweg des Flugkörpers gekrümmt ist, wird dieser Vorgang kontinuierlich durchgeführt um sicherzustellen, dass der Flugkörper schließlich das Ziel abfängt. Wie jedoch dargelegt, muss der Nichtsuchmodus nicht notwendigerweise bis zum Abfangzeitpunkt angewendet werden.
Normalerweise arbeitet der Flugkörper nur in der Endabfangphase im Normalsuchmodus, wenn das Ziel nicht mehr manövrieren kann, um den Flugkörper abzuschütteln, und wenn es zu spät ist, um Gegenmaßnahmen zu ergreifen.
Wenn das Ziel vor dem Start des Flugkörpers vom Flugzeug erfassbar ist, d. h., das Ziel sich in einem Winkel von der Ziellinie des Flugkörpers befindet, der nicht größer ist als der maximale von der Ziellinie abweichende Winkel, bis zu dem der Sensor rotieren kann, dann hat der Pilot des Flugzeugs die Möglichkeit, den Sensor auf das Ziel zu richten, bevor der Flugkörper gestartet wird. Eine Möglichkeit des Richtens des Sensors auf das Ziel vor dem Start besteht darin, das an sich bekannte Helmvisiersystem zu verwenden. Der Pilot sieht einfach in Richtung des Ziels und die entsprechenden Zielliniendaten, die die Winkelposition des Ziels in Bezug auf die Ziellinie definieren, werden demzufolge an die Sensordrehungs-Steuereinheit des Flugkörpers gesendet, welche wiederum den Sensor zum Ziel hin dreht.
Es ist angebracht, dass nach der obigen Ausführung der Erfindung alle Bestimmungs- und Analysemittel in einem Flugzeug installiert sind.
Im Allgemeinen ist das Flugzeug, in dem die Bestimmungs- und Analysemittel installiert sind, das Flugzeug, von dem der Flugkörper gestartet wurde. Alternativ können die Bestimmungs- und Analysemittel in einem Flugzeug installiert werden, das nicht das Flugzeug ist, von welchem aus der Flugkörper gestartet wurde. Noch allgemeiner gesagt, können jedoch die Bestimmungs- und Analysemittel nicht nur in dem Flugzeug installiert werden, von welchem aus der Flugkörper gestartet wurde, sondern auch in wenigstens einem anderen Flugzeug.
Abgesehen von der oben beschriebenen Konfiguration, bei der die Ziellinien- und die Flugbahnanalysemittel in einem Flugzeug installiert sind, ist es möglich, diese Mittel auf dem Flugkörper zu installieren, so dass die vom Flugzeug ausgeübte Funktion weitergeleitet wird, um den Flugkörper mit den Zielpositionsdaten zu versorgen, die vom Radarsystem des Flugzeugs ermittelt werden. In beiden Fällen ist es wichtig zu betonen, dass das Lenksystem der Erfindung eine minimale Abänderung des vorhandenen Lenksystems des Flugkörpers aufweist.
In der Tat besteht die einzige Funktion des Lenksystems der Erfindung darin, den Flugkörpersensor mit Zielliniendaten zu versorgen. Im Nichtsuchmodus wird der Flugkörpersensor in die neu ermittelte Ziellinie entsprechend gedreht und im Dualmodus wird der Sensor nach Bedarf gedreht. Mit anderen Worten, das Lenksystem der Erfindung sendet Daten nicht direkt an den Lageregelungsmechanismus des Flugkörpers, es bewirkt nur, dass der Sensor seine Ausrichtung nach Erfordernis ändert.
Nach einer zweiten Ausführungsform der Erfindung wird ein Lenksystem zum Lenken eines mit einem Sensor ausgestatteten Flugkörpers geschaffen, das Folgendes umfasst:
im Flugzeug installierte Positionsbestimmungsmittel zum Ermitteln der Eigenpositionsdaten des Flugzeugs;
ein im Flugzeug installiertes Radarsystem zum Orten und Verfolgen eines Ziels und zum Ableiten der Positionsdaten des Ziels;
einen im Flugzeug installierten Sender zum Senden der Flugzeug-Eigenpositionsdaten und der Zielpositionsdaten vom Flugzeug an den Flugkörper;
im Flugzeug installierte Mittel zum Bestimmen der Zielliniendaten;
im Flugzeug installierte Mittel zur Spezifizierung der Modusdaten;
einen ersten im Flugkörper installierten Empfänger zum Empfang der Flugzeug-Eigenpositionsdaten, Zielpositionsdaten, Zielliniendaten und Betriebsmodusdaten, die vom Flugzeug an den Flugkörper übertragen weiden;
einen zweiten im Flugkörper installierten Empfänger, der in der Lage ist, Daten von GPS-Satelliten zu empfangen;
im Flugkörper installierte Positionsbestimmungsmittel zum Ermitteln der Flugkörper-Eigenpositionsdaten aus den vom Globalen Positionierungssystem empfangenen Daten;
im Flugkörper installierte Mittel zum Ermitteln der relativen Positionsdaten, die verknüpft sind mit dem Positionsbestimmungsmitteln und dem ersten Empfänger und die auf die Eigenpositionsdaten des Flugkörpers und die Eigenpositionsdaten des Flugzeugs zum Ermitteln der Eigenpositionsdaten des Flugkörpers bezogen auf das Flugzeug ansprechen;
im Flugkörper installierte Flugbahnanalysemittel, die verknüpft sind mit den Mitteln zum Bestimmen der relativen Position und dem ersten Empfänger und auf die Eigenpositions- und Zielpositionsdaten des Flugkörpers zum Voraussagen der Flugbahn des Ziels und zum Ermitteln der Flugbahn des Flugkörpers ansprechen, um sicherzustellen, dass er das Ziel abfängt, und zum Ermitteln des erforderlichen Modus des Flugkörpers;
im Flugkörper installierte Ziellinien- und Modus-Bestimmungsmittel, die verknüpft sind mit den Flugbahn- und Analysemitteln und auf die vorgeschriebenen Modusdaten, die ermittelten Modusdaten und die ermittelte Flugkörperflugbahn zum Ableiten der neuen Sensorzielliniendaten ansprechen, die erforderlich sind zur Anwendung durch den Sensor, um den Flugkörper entlang der ermitelten Flugkörperflugbahn zu lenken, wenn der Nichtsuchmodus vorliegt; und
im Flugkörper installierte Mittel zum Übertragen der neuen Sensorzielliniendaten an die Sensordrehungs-Steuereinheit des Flugkörpers.
Wie oben dargelegt, überträgt das Lenksystem der Erfindung die spezifischen Lenkdaten nicht direkt zum Lageregelungsmechanismus des Flugkörpers. Es sendet nur neue Zielliniendaten an die Sensordrehungs-Steuereinheit, die den Sensor entsprechend in die neue Ziellinie dreht. Im Ergebnis der Drehung des Sensors wird an das Lageregelungssystem des Flugkörpers ein Signal gesendet (wie bei einem herkömmlichen Flugkörper), das zum Beispiel die Flugkörperflossen aktiviert. Es ist somit offensichtlich, dass ungeachtet der Ausführungsform in Bezug auf Hardware beim Lageregelungssystem des Flugkörpers keine Änderungen vorgenommen werden, und deshalb bei Anwendung des Lenksystems der Erfindung auf einen herkömmlichen Flugkörper durch Anbau der oben beschriebenen erforderlichen Module die Kosten und der erforderliche Aufwand geringer sind als dies der Fall wäre, wenn am Lageregelungssystem des vorhandenen Flugkörpers Änderungen vorgenommen werden müssten. Das Lenksystem der Erfindung ist jedoch nicht auf den Anbau von Modulen an vorhandene Flugkörper und Flugzeuge beschränkt. Natürlich können die oben beschriebenen erforderlichen Module auch in künftig zu bauende Flugkörper und Flugzeuge integriert werden.
Normalerweise arbeitet der Flugkörper nur in der Endabfangphase im Nichtsuchmodus, wenn das Ziel nicht mehr manövrieren kann, um den Flugkörper abzuschütteln, und wenn es zu spät ist, um Gegenmaßnahmen einzuleiten.
Falls gewünscht, bestehen die im Flugzeug installierten Eigenpositions-Bestimmungsmittel zum Bestimmen der Eigenpositionsdaten des Flugzeugs aus einem GPS-Empfänger zum Empfangen von Signalen von GPS-Satelliten, die mit Verarbeitungsmitteln zum Bestimmen der Eigenpositionsdaten des Flugzeugs aus den empfangenen Signalen verbunden sind.
Falls weiterhin gewünscht, bestehen die im Flugzeug installierten Eigenpositions-Bestimmungsmittel zum Bestimmen der Eigenpositionsdaten des Flugzeugs aus einem Trägheitsnavigationssystem.
Das Lenksystem der Erfindung ist nicht nur auf diese Eigenpositions-Bestimmungsmittel beschränkt und ein TERCOM-System könnte gleichermaßen verwendet werden. Wie allgemein bekannt, wird bei einem TERCOM-System die Position eines Flugzeugs mittels eines Trägheitssystems, einer Flächendatenbank und durch Messen der Höhe des Flugzeugs bestimmt.
Selbst bei der zweiten Ausführungsform, bei der die Mittel zum Bestimmen der Ziellinie und des Sensormodus und die Flugbahnanalysemittel im Flugkörper installiert sind, hat der Pilot des Flugzeugs eindeutig die Möglichkeit, den Sensor vor dem Start des Flugkörpers auf das Ziel zu richten, indem er das Helmvisiersystem wie oben beschrieben verwendet.
Nach der ersten Ausführungsform dieser Erfindung wird ebenfalls eine Methode zum Lenken eines von einem Flugzeug gestarteten Flugkörpers auf ein Ziel geschaffen, wobei der Flugkörper ein Selbstlenksystem einschließlich eines drehbaren Sensors umfasst, der in der Lage ist, sich in Bezug auf die Flugkörperziellinie zu drehen und dadurch einen Raumdrehungswinkel bildet, weiterhin ein Lageregelungssystem, das auf das Selbstlenksystem zum Neuausrichten des Flugkörpers anspricht, so dass der Raumdrehungswinkel im Wesentlichen auf Null zurückgeht; wobei die Methode folgende Schritte einschließt, die in wohl überlegter Weise ablaufen:
Empfangen der von GPS-Satelliten gesendeten Daten durch den Flugkörper;
Senden der Sensorzielliniendaten und der von GPS-Satelliten empfangenen Daten vom Flugkörper an ein Flugzeug;
Empfangen der von dem Flugkörper gesendeten Sensorzielliniendaten und der GPS-Daten, die der Flugkörper von GPS-Satelliten empfangen hat, durch das Flugzeug;
Ermitteln der Positionsdaten des Flugkörpers aus den Daten, die der Flugkörper vom GPS-System empfangen und zum Flugzeug gesendet hat, durch das Flugzeug und dadurch Ermitteln der aktuellen Flugbahn des Flugkörpers aus den Flugkörperpositionsdaten zu aufeinander folgenden Zeitpunkten;
Ermitteln der Eigenpositionsdaten durch das Flugzeug;
Ermitteln der Eigenpositionsdaten des Flugkörpers in Bezug auf die Flugzeugposition durch das Flugzeug,
Orten und Verfolgen eines Ziels durch ein in einem Flugzeug installiertes Radarsystem zum Ableiten der Positionsdaten des Ziels;
Voraussagen der Flugbahn des Ziels aus den Zielpositionsdaten durch das Flugzeug;
Ableiten der zum Abfangen des Ziels durch den Flugkörper erforderlichen Flugkörperflugbahn aus den Flugkörperpositionsdaten und der vorausgesagten Flugbahn des Ziels durch das Flugzeug;
Ermitteln der zum Anwenden auf den Flugkörpersensor erforderlichen Sensorzielliniendaten aus der abgeleiteten Flugkörperflugbahn und den Flugkörperpositionsdaten durch das Flugzeug, um den Flugkörper entlang der bestimmten Flugkörperflugbahn zu lenken;
Vorschreiben des erforderlichen Sensormodus durch das Flugzeug;
Senden der ermittelten Zielliniendaten und der vorgeschriebenen Sensormodusdaten an den Flugkörper durch das Flugzeug; und
Übertragender ermittelten Sensorzielliniendaten und des vorgeschriebenen Sensormodus an die Flugkörper-Sensordrehungs-Steuereinheit im Flugkörper, wobei der Sensor in die ermittelte Ziellinie gedreht wird, wenn der vorgeschriebene Sensormodus anzeigt, dass dies zu erfolgen hat.
Nach der zweiten Ausführungsform dieser Erfindung wird ebenfalls eine Methode zum Lenken eines von einem Flugzeug gestarteten Flugkörpers auf ein Ziel geschaffen; dabei umfasst der Flugkörper ein Eigenlenksystem einschließlich eines drehbaren Sensors, der in der Lage ist, sich in Bezug auf die Ziellinie des Flugkörpers zu drehen und dadurch einen Raumdrehungswinkel bildet, ein Lageregelungssystem, das auf das Selbstlenksystem zum Neuausrichten des Flugkörpers anspricht, so dass der Raumdrehungswinkel im Wesentlichen auf Null zurückgeht; wobei die Methode folgende Schritte einschließt, die in wohl überlegter Weise ablaufen:
im Flugzeug installierte Positionsbestimmungsmittel zum Ermitteln der Eigenpositionsdaten des Flugzeugs;
Ableiten der Positionsdaten des Ziels mittels eines im Flugzeug installierten Radarsystems durch das Flugzeug;
Ermitteln der Sensorzielliniendaten und Vorschreiben der Sensormodusdaten vom Flugzeugbediener;
Senden der Flugzeug-Eigenpositionsdaten, der Zielpositionsdaten, der ermittelten Sensorzielliniendaten und der vorgeschriebenen Sensormodusdaten vom Flugzeug an den Flugkörper;
Empfangen der gesendeten Flugzeug-Eigenpositionsdaten, der Zielpositionsdaten, der ermittelten Sensorzielliniendaten und der vorgeschriebenen Sensormodusdaten durch den Flugkörper;
Empfangen der von GPS-Satelliten gesendeten Daten durch den Flugkörper;
Ermitteln der Flugkörper-Eigenpositionsdaten von den vom GPS-System empfangenen Daten durch den Flugkörper;
Ermitteln der Eigenposition in Bezug auf die Flugzeugposition durch den Flugkörper;
Voraussagen der Flugbahn des Ziels durch den Flugkörper;
Ableiten der erforderlichen Eigenflugbahn durch den Flugkörper, um sicherzustellen, dass er das Ziel abfängt;
Ermitteln der Sensorzielliniendaten durch den Flugkörper, die erforderlich sind, um den Flugkörper entlang der abgeleiteten Flugkörper-Eigenflugbahn zu lenken, und Vorschreiben des für den Sensor erforderlichen Modus;
Übertragen der ermittelten Sensorzielliniendaten und des vorgeschriebenen erforderlichen Sensormodus im Flugkörper an die Sensordrehungs-Steuereinheit des Flugkörpers; und
Drehen des Sensors in die ermittelte Sensorziellinie, wenn der Sensormodus anzeigt, dass dies zu erfolgen hat.
Es ist offensichtlich, dass, wenn die aktuelle Sensorziellinie und die ermittelte Sensorziellinie gleich sind (von einigen tolerierbaren Fehlern abgesehen), der Sensormodus dann anzeigt, dass keine Korrekturmaßnahmen erforderlich sind, und dass der Sensor weiterhin in die vom Sensor ermittelte Richtung sieht, da er versucht, das Ziel durch kontinuierliche Aktualisierung seiner Flugbahn in der Mitte des Sichtfelds zu halten.
In der vorangehenden Zusammenfassung ist der Ausdruck „Methode, die die folgenden Schritte (einschließt), die in wohl überlegter Weise ablaufen" so zu verstehen, dass die Reihenfolge der durchzuführenden Schritte notwendigerweise nicht so sein muss wie vorgeschrieben. Zum Beispiel die Schritte, „Ermitteln von Positionsdaten des Flugkörpers aus den vom Flugkörper empfangenen Daten ... durch das Flugzeug" und „Ermitteln von Eigenpositionsdaten durch das Flugzeug ..." könnten in der Reihenfolge der Durchführung ebenso gut ausgetauscht werden, ohne das endgültige Resultat der Methode zu verändern.
Es ist ersichtlich, dass die vorausgesagte Zielflugbahn durch das verwendete Voraussagemodell beschränkt wird. Ganz gleich welches Modell verwendet wird, so können in jedem Fall Situationen, bei denen das Ziel Manöver in einer Weise ausführt, dass dessen Flugbahn von der vorausgesagten Flugbahnart auf eine andere abweicht, nicht berücksichtigt werden können.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
In den Zeichnungen zeigen:
1 die Darstellung eines typischen Operationsszenarios mit dem Lenksystem der Erfindung;
2 die Darstellung einer Situation, bei der der Flugkörper von einem befreundeten Flugzeug gestartet wird, aber wo die Sensorzielliniendaten von einem zweiten befreundeten Flugzeug ermittelt werden;
3 die Darstellung eines Falls, bei dem das feindliche Flugzeug zum Zeitpunkt des Starts im Sichtfeld des Flugkörpersensors ist;
4 ein Blockschema mit der schematischen Darstellung der Konfiguration und der Verbindungen der Komponenten des Lenksystems der Erfindung nach einer Ausführungsform;
5 ein Blockschema mit der schematischen Darstellung der Konfiguration und der Verbindungen der Komponenten des Lenksystems der Erfindung nach einer anderen Ausführungsform;
6 ein Fließschema mit den Schritten bei der Methode des Lenksystems der Erfindung nach der in 4 gezeigten Ausführungsform; und
7 ein Fließschema mit den Schritten bei der Methode des Lenksystems der Erfindung nach der in 5 dargestellten Ausführungsform.
AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Unter Bezugnahme auf die Zeichnungen ist in 1 ein typisches Operationsszenario dargestellt, bei dem das Lenksystem der Erfindung gemäß den Prinzipien der einen Ausführungsform dieser Erfindung funktioniert.
Ein Flugzeug 1, ausgestattet mit einem Flugkörper 2, der einen drehbaren Sensor aufweist, der in der Lage ist, in Bezug auf die Ziellinie des Flugkörpers zu rotieren, und ein Eigenlenksystem (beides nicht dargestellt), ist an einem Zusammenstoß mit einem feindlichen Flugzeug 3 beteiligt, auf das ebenfalls als „Ziel" Bezug genommen wird. Das Flugzeug 1 ist weiterhin ausgestattet mit einem Radarsystem (nicht dargestellt) und einem Kommunikationskanal zum Kommunizieren mit dem Flugkörper 2. Der Flugkörper verwendet einen GPS-Empfänger (nicht dargestellt) zum Empfangen der Daten von drei oder mehreren GPS-Satelliten 4, aus denen die Position des Flugkörpers ermittelt werden kann.
Das Flugzeug 1 verfolgt das Ziel 3 (dargestellt in Strichlinien) mit seinem Radarsystem und sagt in der an sich bekannten Weise die voraussichtliche Flugbahn 5 des Ziels voraus, aus welcher es den Flugweg 6 ermittelt, den der Flugkörper 2 benötigt, damit er das Ziel 3 zu einem künftigen Zeitpunkt und an einem künftigen Ort abfängt (in Strichlinien dargestellt). Tatsächlich ist es bei manchen Flugkörpern nicht erforderlich, dass der Flugkörper tatsächlich den Flugkörper abfängt. Bei Flugkörpern mit einem Annäherungszünder ist es ausreichend, dass sie nahe dem Ziel explodieren. Somit wird ein Abfangbereich definiert, der den Abfangfall an einem Punkt (d. h., den physischen Zusammenstoß) beinhaltet. Im Allgemeinen wird dann der Flugweg 6 des Flugkörpers so ermittelt, dass er das Ziel 3 zu einem bestimmten Zeitpunkt im Abfangbereich abfängt. Wenn, wie in 1 dargestellt, das Ziel 3 zum Zeitpunkt des Starts außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers 2 liegt, dann sendet das Flugzeug 1 Daten zum Flugkörper 2, die nach der Verarbeitung ein Signal erzeugen, das den Raumdrehwinkel darstellt, bis zu dem der Sensor zu drehen ist, um den echten Suchmodus des Sensors nachzubilden, selbst wenn das Ziel im ersten Abschnitt des Flugwegs des Flugkörpers nicht innerhalb des Sichtfelds ist. Im Ergebnis der Drehung des Flugkörpersensors wird an das Lageregelungssystem des Flugkörpers ein entsprechendes Signal übertragen, wie es im normalen Suchmodus wäre, wenn sich das Ziel innerhalb des Sichtfelds des Sensors befindet. Das Lageregelungssystem reagiert durch angemessene Neuausrichtung des Flugkörpers, wodurch der Raumdrehwinkel des Sensors auf Null zugeht und der Flugkörper entlang des Flugwegs 6 gelenkt wird.
Bei einem bestimmten Punkt 7 entlang des Flugwegs 6 des Flugkörpers tritt das Ziel in das Sichtfeld des Sensors ein und von diesem Punkt an kann die Lenksteuerung auf das Eigenlenksystem des Flugkörpers übertragen werden und der Sensor im normalen Suchmodus arbeiten und sein Selbstlenksystem verwenden, bei dem er kontinuierlich rotiert, um das Ziel auf der Ziellinie zu halten, und, wie oben beschrieben; spricht das Lageregelungssystem an, indem der Flugkörper entlang des Flugwegs gerichtet wird, bis der Flugkörper 2 schließlich das Ziel 3 abfängt. Es ist nicht unbedingt erforderlich, dass der Flugweg 6 des Flugkörpers bis unmittelbar zum Abfangbereich bestimmt wird. In einem solchen Fall kann die Lenksteuerung auf das Eigenlenksystem des Flugkörpers übertragen werden, und zwar entweder bevor sie den Endpunkt des bestimmten Flugwegs erreicht oder am Endpunkt.
Selbst wenn der Sensor im Normalsuchmodus arbeitet, stellt das Flugzeug 1 dem Flugkörper auch weiterhin Daten zum Rotieren des Flugkörpersensors in Richtung des ermittelten Flugwegs 6 zur Verfügung. Wenn der Flugkörpersensor in die Richtung gerichtet ist, die von Flugzeug 1 bestimmt wird, dann bewirken die vom Flugzeug empfangenen Daten keine weitere Drehung des Sensors. Wenn der Flugkörper jedoch in einem bestimmten Stadium seines Flugs auf ein Lockvogelziel oder ein befreundetes Flugzeug zusteuert, weicht sein Flugweg vom ermittelten optimalen Flugweg 6 ab. Sollte dies passieren, dann zeigen die vom Flugzeug empfangenen Daten die Ziellinie („ermittelte Ziellinie") für den Sensor an, die sich von der tatsächlichen aktuellen Ziellinie des Sensors unterscheidet. In diesem Fall überlagert die ermittelte Ziellinie die aktuelle Ziellinie und der Sensor wird in erstere gedreht. Wie oben näher erläutert, wird dieser Modus, bei dem der Flugkörper im Suchmodus arbeitet, aber gleichzeitig die Daten der ermittelten Sensorziellinie vom Flugzeug erhält, Dualsuchmodus genannt.
Das Lenksystem der Erfindung bietet nicht nur einen optimalen Flugweg für den Flugkörper, der so ermittelt wird, dass er das Ziel abfängt, sondern bietet auch einen eigenen Flugwegkorrekturmechanismus, der eine wirksame Gegenabwehrmaßnahme gegen Lockvögel ist und ebenfalls als Sicherheitsmaßnahme gegen befreundetes Feuer dient. Zusätzlich bewirkt das Lenksystem der Erfindung bei einem Flugkörper, der mit einem Infrarotsuchsensor ausgestattet ist, dass der Flugkörper genau auf das Ziel zufliegt, selbst wenn ungünstige Witterungsbedingungen herrschen, bei denen der Flugkörper das Ziel (bei Regen, Wolken, Sandstürmen, usw., die das vom Ziel ausgehende Infrarotsignal absorbieren oder zerstreuen) „aus den Augen" verliert, und bewirkt, dass dessen Flugweg vom ermittelten Flugweg 6 abweicht. Dies erfolgt in der oben beschriebenen Weise, bei der die Sensorziellinie, wie vom Flugzeug ermittelt, vom Flugkörper verwendet wird, solange sich die tatsächliche aktuelle Ziellinie des Sensors von der ermittelten Sensorziellinie unterscheidet.
In 1 ist ebenfalls eine Radarantenne 8 dargestellt, die mit einem Bodenradarsystem (nicht dargestellt) verbunden ist. Das Bodenradarsystem kann offensichtlich nur innerhalb der Reichweite seines Radars verwendet werden, d. h., über befreundetem Territorium oder innerhalb seiner Umgebung. Trotz dieses Nachteils ist es besonders für defensive Kampfhandlungen nützlich, bei denen es einem feindlichen Flugzeug gelungen ist, in den Luftraum über dem zu verteidigenden Territorium einzudringen. Das Bodenradarsystem kann die Rolle des Radarsystems im Flugzeug 1 übernehmen, besonders in Situationen, in denen das Flugzeug 1 die Kommunikation mit dem Flugkörper 2 verliert, oder wenn sein Radar das Ziel 3 aus den Augen verliert.
Es ist zu beachten, dass wenn mehr als ein befreundetes Flugzeug an der Kampfhandlung beteiligt ist, diese miteinander und mit der Bodenstation (wenn eine vorhanden ist) in Verbindung stehen und sich ständig gegenseitig ihre Position aktualisieren. Wenn dies der Fall ist, ist es offensichtlich, dass von allen von einem Radarsystem eines befreundeten Flugzeugs (oder dem Bodenradarsystem) erkannten Objekten das befreundete Flugzeug immer von einem feindlichen Flugzeug unterschieden werden kann, da die Positionen jedes befreundeten Flugzeugs jedem Teilnehmer bekannt sind.
Obwohl die Grundoperation des Lenksystems der Erfindung in 1 für den Fall veranschaulicht worden ist, bei dem die ermittelte Sensorziellinie vom Flugzeug 1 bereitgestellt wird, von welchem der Flugkörper gestartet wurde, sollte dies nicht als bindend ausgelegt werden. Genauso wie das Bodenradarsystem 8 die Rolle des Radarsystems von Flugzeug 1 übernehmen kann, kann dies auch das Radarsystem eines anderen befreundeten Flugzeugs.
2 veranschaulicht eine Situation, in der der Flugkörper 2 von einem befreundeten Flugzeug 1 gestartet wird, aber wo die Sensorzielliniendaten von einem zweiten befreundeten Flugzeug 10 ermittelt und von ihm an den Flugkörper 2 gesendet werden. Bei dieser Ausführungsform übernimmt das zweite befreundete Flugzeug 10 die von dem befreundeten Flugzeug 1 gespielte Rolle sobald der Flugkörper 2 gestartet wird. Das heißt, es ist das zweite befreundete Flugzeug 10, das das Ziel 3 mit seinem Radarsystem verfolgt und den zukünftigen Flugweg 5 des Ziels voraussagt, aus dem es den optimalen Flugweg 6 ermittelt, den der Flugkörper 2 benötigt, um das Ziel 3 zu einem bestimmten künftigen Zeitpunkt abfangen zu können.
Im Allgemeinen kann bei dem Lenksystem der Erfindung eine Vielzahl von befreundeten Flugzeugen beteiligt sein, wobei die Flugzeuge untereinander in einer Weise kommunizieren, die in der israelischen Patentanmeldung Nr. 115595 beschrieben ist, auf die im Folgenden verwiesen wird und in der ein Luftkampfüberwachungssystem beschrieben wird, bei dem in einer Vielzahl von Flugzeugen installierte Radar- und Kommunikationssysteme unter anderem zur Klassifizierung von Flugzeugen innerhalb des Radar- und Kommunikationsbereichs als befreundete oder feindliche Flugzeuge verwendet werden.
Es ist offensichtlich, dass obwohl die zu Grunde liegenden Prinzipien der Arbeitsweise des Lenksystems der Erfindung für den Fall dargestellt worden sind, bei dem sich das feindliche Flugzeug vor dem Start außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpersensors befindet, es gleichermaßen auf den Fall zutrifft, bei dem sich das feindliche Flugzeug zum Zeitpunkt des Starts im Sichtfeld des Flugkörpersensors befindet. Wie in 3 für den Fall dargestellt, bei dem das feindliche Flugzeug zum Zeitpunkt des Starts im Sichtfeld des Flugkörpersensors ist, kann sich der optimale Flugweg 6 des Flugkörpers 2 gut als gerade Linie erweisen, abgesehen von einer anfänglichen Drehung in einen geradlinigen Flugweg gleich nach dem Start, wohingegen der Flugweg 9, den der Flugkörper bei Anwendung seines Selbstlenksystems nähme, gekrümmt und somit länger wäre.
Während in der Beschreibung drei spezifische Kampfhandlungen veranschaulicht werden, bei denen das Lenksystem der Erfindung verwendet wird, werden Fachleute, die mit dem Stand der Technik vertraut sind, schnell erkennen, dass dies nur drei von vielen möglichen Szenarien sind. So können, um ein Beispiel anzuführen, zwei oder mehrere befreundete Flugzeuge zusammenwirken, um den Flugkörper mit den benötigten Zielliniendaten zu versorgen, damit er das Ziel abfängt.
4 ist ein Blockdiagramm mit der schematischen Darstellung der Konfiguration und der Verbindungen der Komponenten des Lenksystems der Erfindung gemäß einer Ausführungsform. Der Flugkörper 2 kann irgendein bekannter Flugkörper mit einem Sensor sein, in den die folgenden drei neuen Module nachträglich eingebaut werden können: ein GPS-Empfänger 22 und die zugehörige Antenne 23, ein Sender 24 und ein Empfänger 26. Der Sender 24 und der Empfänger 26 sind mit einer herkömmlichen Antenne 28 verbunden. Diese Ausführungsform weist damit im Wesentlichen ein Minimum an zusätzlicher Ausstattung für einen bestehenden Flugkörper auf. Andererseits trägt Flugzeug 1, an welchem der Flugkörper 2 vor dem Start angebracht wird, die Last der meisten zusätzlichen Ausrüstungsteile, die nach dieser Erfindung benötigt werden. Die Eigenpositions-Bestimmungsmittel 42 sind bei der bevorzugten Ausführungsform ein bereits vorhandenes Trägheitsnachweismodul zum Berechnen der Flugzeugposition. Es könnte jedoch auch ein GPS-Empfänger sein, der in diesem Fall auch eine zugehörige Antenne haben würde und mit den GPS-Positionsbestimmungsmitteln 52 verbunden wäre.
Der Empfänger 50, der sich zusammen mit dem Sender 58 die herkömmliche Antenne 60 teilt, empfängt vom Flugkörper GPS-Daten, die vom GPS-Empfänger 22 des Flugkörpers empfangen werden. Die GPS-Daten werden in die GPS-Positionsbestimmungsmittel 52 eingegeben, wo die Position des Flugkörpers mittels Techniken bestimmt wird, die an sich bekannt sind. Die Mittel zur Bestimmung der relativen Position 44 bestimmen die Position des Flugkörpers in Bezug auf das Flugzeug aus den Positionsbestimmungs-Daten, die von den Einheiten 42 und 52 übertragen worden sind.
Das Radarsystem 48 verfolgt und lokalisiert das Ziel und führt eine Reihe von Positionsmessungen aus und ermittelt dabei eine Reihe von Werten für die Raumposition und die Geschwindigkeit des Ziels in Bezug auf das Flugzeug. Diese Positionsdaten des Ziels werden an die Flugbahnanalysemittel 46 weitergeleitet, in die ebenfalls die Daten der relativen Position des Flugkörpers eingegeben werden. Aus den Werten der Positionsdaten des Ziels und des Flugkörpers über einen gegebenen Zeitraum wird von den Flugbahnanalysemitteln 46 der künftige Flugweg des Ziels (zum Beispiel durch lineare Interpolation) vorausgesagt und der optimale Flugweg ermittelt, den der Flugkörper benötigt um sicherzustellen, dass der Flugkörper das Ziel an einer vorgeschriebenen Stelle entlang des vorausgesagten Flugwegs des Ziels abfängt.
Die ermittelten erforderlichen Flugwegdaten des Flugkörpers (d. h., die Koordinaten der Punkte, die den Flugweg beschreiben) werden zu den Ziellinien- und Sensormodus-Bestimmungsmitteln 54 übertragen, wo die Ziellinie des Flugkörpersensors entlang des erforderlichen Flugwegs ermittelt wird. Die ermittelte Sensorziellinie ist die Richtung, in die der Sensor zu richten ist, um sicherzustellen, dass der Flugkörper sich tatsächlich entlang des ermittelten optimalen Flugwegs bewegt. Modul 54 empfängt auch die aktuellen Sensorzielliniendaten, die vom Flugkörpersender 24 über die Antenne 28 gesendet und vom Empfänger 50 über Antenne 60 empfangen werden.
Die aktuelle Sensorziellinie und die ermittelte Sensorziellinie werden in Modul 54 verglichen, und wenn der Unterschied zwischen ihnen größer ist als ein vorgegebener Wert (abhängig von der spezifischen Leistung des Flugkörpers), dann meldet Modul 54, dass der Sensor des Flugkörpers in die ermittelte Sensorziellinie gedreht wird und nicht in diejenige, die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers bereitgestellt wird. Zu diesem Zweck gibt Modul 54 einen Sensormodusindex vor, der zusammen mit den ermittelten Sensorzielliniendaten vom Empfänger 58 über Antenne 60 zum Flugkörper gesendet wird, wo er vom Empfänger 26 über Antenne 28 empfangen wird.
Im Normalsuchmodus wird der Sensor von der Sensordrehungs-Steuereinheit 30 in die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers ermittelte Ziellinie gedreht. Die Sensordrehungs-Steuereinheit 30 wird jedoch beim Empfängen eines Modusindex, der anzeigt, dass der Flugkörper im „Nichtsuchmodus" arbeiten soll, den Sensor 32 nur nach der Ziellinie drehen, die von Modul 54 ermittelt und vom Empfänger 26 empfangen wird, und wird die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers ermittelte Ziellinie vollkommen ignorieren. Wenn andererseits die Sensordrehungs-Steuereinheit 30 einen Modusindex empfängt, der anzeigt, dass der Flugkörper im Dualsuchmodus arbeiten soll, dann bewegt sie Sensor 32 in die Ziellinie, die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers ermittelt wird, sofern nicht der Sensormodusindex anzeigt, dass die von Modul 54 ermittelte Ziellinie verwendet werden soll. Mit anderen Worten, es gibt für den Dualmodus zwei Modusindizes; einen, der festlegt, dass die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers ermittelte Ziellinie zu verwenden ist, um den Sensor zu drehen, und einen anderen, der festlegt, dass die von Modul 54 ermittelte Ziellinie zu verwenden ist.
Wo auch immer die Neuausrichtung des Sensors ihren Ursprung hat, das Ergebnis ist immer dasselbe, nämlich, dass ein Signal, das dem gewünschten Raumdrehungswinkel des Sensors entspricht, um den der Sensor von seiner früheren Ziellinie zur neuen Ziellinie rotieren soll, zum Lageregelungssystem 34 übertragen wird, welches wiederum den Flugkörper entlang des entsprechenden Flugwegs lenkt.
Modul 56 stellt die vom Bediener zu betätigende Vorrichtung zum Ermitteln der Vorstart-Sensorziellinie dar und besteht aus einem Helmvisiersystem, das an sich bekannt und mit dem Flugkörper verbunden ist. Dieses Modul wird verwendet, wenn das Ziel innerhalb der maximalen von der Ziellinie abweichenden Winkeldrehung des Sensors liegt. Beim Start sieht der Bediener (Pilot) in die Richtung des Ziels und die entsprechenden Sichtwinkeldaten werden an den Flugkörper zusammen mit einem Dualmodusindex für den Sensormodus übertragen. Infolgedessen dreht sich der Sensor in die Richtung des Ziels und der Flugkörper kann dann gestartet werden: Die Funktion von Modul 56 ist an sich bekannt und wird deshalb hier nicht weiter erläutert.
Wir möchten jetzt auf 5 verweisen, wo schematisch in Form eines Blockdiagramms die Konfiguration und die Verbindungen der Komponenten des Lenksystems der Erfindung nach einer anderen Ausführungsform dargestellt werden. Wie bei einem Vergleich von 4 mit 5 zu erkennen ist, können die Unterschiede zwischen den zwei Ausführungsformen, soweit es die Hardware betrifft, wie folgt zusammengefasst werden: Der Flugkörpersender 24 und der Flugzeugempfänger 50 der in 4 dargestellten Ausführungsform werden nicht mehr benötigt und aus dem System entfernt. Die folgenden vier Module, die sich nach 4 im Flugzeug befinden, werden aus dem Flugzeug entfernt und nach 5 in den Flugkörper eingebaut: die Mittel zur Bestimmung der relativen Position 44, die Flugbahnanalysemittel 46, die GPS-Positionsbestimmungsmittel 52 und die Ziellinien- und Sensormodus-Bestimmungsmittel 54. Nach dieser Ausführungsform versorgt das Flugzeug 1 (oder ein anderes befreundetes Flugzeug) den Flugkörper mit den Eigenpositionsdaten des Flugzeugs und mit den Zielpositionsdaten, die vom Radarsystem des Flugzeugs ermittelt wurden. Bei dieser Ausführungsform wird das Flugzeug selbst nicht benötigt, um irgendeine Form der Datenverarbeitung auszuführen, da alle Bestimmungs- und Analysemittel jetzt in dem Flugkörper eingebaut sind. Fachleute auf diesem Gebiet werden unschwer erkennen, dass die Ausführungsformen der in 4 und 5 dargestellten Erfindung nur zwei von vielen möglichen Ausführungsformen sind, wobei sich die verschiedenen anderen Ausführungsformen dadurch unterscheiden würden, an welchem Ort die verschiedenen Module positioniert sind, d. h., durch Übertragen verschiedener Kombinationen von Modulen vom Flugzeug auf den Flugkörper und umgekehrt. Es ist auch erkennbar, dass verschiedene Module kombiniert werden können und dass die in 4 und 5 dargestellten Module nur zum Zwecke der Darstellung gewählt worden sind, um zwischen den verschiedenen Funktionen zu unterscheiden, die beim Lenksystem der Erfindung beteiligt sind.
In 5 verfolgt das Flugzeug 1 oder ein anderes befreundetes Flugzeug das Ziel mit dem Radarsystem 48 und überträgt die daraus resultierenden Zielpositionsdaten (d. h., Raumposition und Geschwindigkeit des Ziels in Bezug auf das Flugzeug) und die Eigenpositionsdaten des Flugzeugs über den Sender 58 und die dazugehörige Antenne 60 zum Flugkörper. Die Daten werden vom Empfänger 26 des Flugkörpers über dessen Antenne 28 empfangen. Die GPS-Daten werden vom GPS-Empfänger 22 des Flugkörpers über Antenne 23 empfangen. Die GPS-Daten werden in die GPS-Positionsbestimmungsmittel 52 eingegeben, wo die Position des Flugkörpers durch an sich bekannte Techniken bestimmt wird. Die Mittel zum Ermitteln der relativen Position 44 bestimmen die Position des Flugkörpers in Bezug auf das Flugzeug aus den Daten, die ihm von Modul 52 und Empfänger 26 übertragen wurden. Von den Werten der Positionsdaten des Ziels und des Flugkörpers über einen gegebenen Zeitraum sagen die Flugbahnanalysemittel 46 den zukünftigen Flugweg des Ziels voraus und ermitteln den optimalen Flugweg, den der Flugkörper benötigt, um sicherzustellen, dass er das Ziel an einem vorgeschriebenen Punkt entlang des vorausgesagten Flugwegs des Ziels abfängt. Die Daten des ermittelten erforderlichen Flugwegs des Flugkörpers werden zu den Ziellinien- und Sensormodus-Bestimmungsmitteln 54 übertragen, wo die Ziellinie des Flugkörpersensors entlang des erforderlichen Flugwegs ermittelt wird. Modul 54 empfängt ebenfalls die aktuellen Zielliniendaten direkt vom Sensor 32. Die aktuellen Sensorzielliniendaten und die ermittelten Sensorzielliniendaten werden in Modul 54 miteinander verglichen. Wenn der Unterschied zwischen den beiden größer ist als ein vorgegebener Wert, dann versorgt Modul 54 die Sensordrehungs-Steuereinheit mit den ermittelten Sensorzielliniendaten und einem Sensormodusindex, der anzeigt, dass der Flugkörpersensor in die ermittelte Sensorziellinie zu drehen ist und nicht in diejenige, die vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers bereitgestellt wird.
Wenn das Ziel vor dem Start des Flugkörpers vom Flugzeug aus innerhalb des maximalen von der Ziellinie abweichenden Drehwinkels des Sensors ist, dann sieht der Bediener (Pilot) in die Richtung des Ziels und die entsprechenden Sichtwinkeldaten werden durch Modul 56 über den Sender 58 an den Flugkörper zusammen mit einem Dualmodusindex für den Sensormodus übermittelt.
Wir verweisen jetzt auf 6, in welcher die Methode der Erfindung nach der Ausführungsform gemäß 4 dargestellt wird. Diese Schritte, die innerhalb des Flugzeugs ausgeführt werden, sind im gestrichelten Kasten 91 enthalten, während die Schritte, die im Flugkörper ausgeführt werden, im gestrichelten Kasten 92 enthalten sind. Wie bereits vorher erläutert, ist zu erkennen, dass die Reihenfolge der Ausführung der Schritte nicht unbedingt in der vorgegebenen Reihenfolge geschehen muss. Schritt 107 ist ein Vorstartschritt und ist einbezogen, wenn der Pilot mit einem Helmvisier ausgestattet ist und wenn das Ziel in einem von der Ziellinie abweichenden Winkel liegt, der kleiner ist als der maximale von der Ziellinie abweichende Winkel, der vom Sensor erreicht wird. Wenn diese Situation eintritt, sieht der Pilot des Flugzeugs in die Richtung des Ziels und mittels Helmvisier wird die entsprechende Sensorziellinie ermittelt und der Sensormodusindex auf Suchmodus gesetzt. Der Pilot leitet durch Drücken einer entsprechenden Taste den Startvorgang ein und das Flugzeug überträgt dem Flugkörper die Sensorzielliniendaten und den Sensormodusindex. In Schritt 100 empfängt der Flugkörper Daten von den GPS-Satelliten, die er in Schritt 102 zum Flugzeug überträgt zusammen mit Daten, die die aktuelle Ziellinie des Flugkörpersensors darstellen. In Schritt 108 ermittelt das Flugzeug seine Eigenpositionsdaten vorzugsweise unter Verwendung eines Trägheitsnachweismoduls, wobei alternativ GPS-Daten verwendet werden, die von GPS-Satelliten empfangen wurden. In Schritt 110 bestimmt ein Prozessor die Position des Flugkörpers in Bezug auf die des Flugzeugs. Das Radarsystem des Flugzeugs ortet und verfolgt in Schritt 112 ein Ziel und ermittelt die Positionsdaten des Ziels. In Schritt 114 sagt ein Prozessor die Flugbahn des Ziels aus den Zielpositionsdaten voraus, die vom Radarsystem des Flugzeugs ermittelt werden. In Schritt 116 ermittelt der Prozessor den Flugweg des Flugkörpers, der erforderlich ist, um sicherzustellen, dass der Flugkörper das Ziel zu einem bestimmten künftigen Zeitpunkt abfängt. In Schritt 118 wird aus der aktuellen Position des Flugkörpers und der vorausgesagten Flugbahn des Ziels die Sensorziellinie berechnet, die notwendig ist um sicherzustellen, dass sich der Flugkörper entlang des Flugwegs bewegt, der zum Abfangen durch den Flugkörper ermittelt wurde. Die aktuelle Ziellinie des Sensors und dessen ermittelte Ziellinie werden in Schritt 120 verglichen, um einen Sensormodusindex vorzuschreiben. In Schritt 122 sendet das Flugzeug die neuen Zielliniendaten und den vorgeschriebenen Sensormodusindex zum Flugkörper, der wiederum in Schritt 104 diese Daten an die Sensordrehungs-Steuereinheit überträgt. In Schritt 106 wird schließlich der Sensor in die ermittelte Ziellinie gedreht. Wenn der Sensormodusindex einen Normalsuchmodus oder einen Dualsuchmodus anzeigt, wobei der Index anzeigt, dass die aktuelle und die ermittelte Sensorziellinie gleich sind, dann wird der Sensor um den Betrag gedreht, der vom Eigennavigationssystem des Flugkörpers ermittelt wird. Wenn andererseits der Sensormodusindex einen Nichtsuch- oder Doppelsuchmodus anzeigt, bei dem die ermittelte und die aktuelle Ziellinie unterschiedlich sind, dann wird der Sensor in die vom System der Erfindung ermittelte Ziellinie gedreht.
Wir verweisen jetzt auf 7, in welcher die Methode der Erfindung nach der Ausführungsform gemäß 5 dargestellt wird. Die Schritte, die innerhalb des Flugzeugs ausgeführt werden, sind im gestrichelten Kasten 93 enthalten, während die Schritte, die im Flugkörper ausgeführt werden, im gestrichelten Kasten 94 enthalten sind. Wie bei den in 6 beschriebenen Schritten ist ersichtlich, dass die Reihenfolge der Schrittausführung nach 7 nicht notwendigerweise in der vorgeschriebenen Abfolge zu geschehen hat. In Schritt 200 ermittelt das Flugzeug seine Eigenposition vorzugsweise mittels eines Trägheitsnachweismoduls oder alternativ mittels eines GPS-Empfängers und GPS-Positionsbestimmungsmitteln. In Schritt 202 wird mittels des Radarsystems eines Flugzeugs ein Ziel entdeckt und verfolgt, wobei das Radarsystem ebenfalls die Positionsdaten des Ziels ermittelt. Schritt 204 ist ein Vorstartschritt und ist enthalten, wenn der Pilot mit einem Helmvisier ausgestattet ist und wenn das Ziel in einem von der Ziellinie abweichenden Winkel ist, der kleiner ist als der maximale von der Ziellinie abweichende Winkel, der vom Sensor erreichbar ist. Wenn diese Situation eintritt, sieht der Pilot des Flugzeugs in Richtung des Ziels und mittels Helmvisier wird die entsprechende Sensorziellinie ermittelt und der Sensormodusindex auf Suchmodus gesetzt. Der Pilot leitet durch Drücken einer entsprechenden Taste den Startvorgang ein und das Flugzeug übermittelt in Schritt 206 dem Flugkörper die Sensorzielliniendaten und den Sensormodusindex. Alle vom Flugzeug in Schritt 206 gesendeten Daten werden vom Flugkörper in Schritt 208 empfangen. In Schritt 210 empfängt der Flugkörper Daten von GPS-Satelliten, die in Schritt 212 verarbeitet werden, um die Eigenpositionsdaten des Flugkörpers zu ermitteln. Aus den empfangenen Zielpositionsdaten wird in Schritt 214 die Flugbahn des Ziels vorausgesagt und in Schritt 216 ermittelt der Flugkörper den Flugweg, den er nehmen müsste, um sicherzustellen, dass er das Ziel zu einem bestimmten künftigen Zeitpunkt abfängt. Nach der Ermittlung seines eigenen Flugwegs, um das Abfangen des Ziels sicherzustellen, wird in Schritt 218 die Sensorziellinie ermittelt, die erforderlich ist, um den Flugkörper entlang des ermittelten Flugwegs zu lenken. Der in Schritt 218 verwendete Prozessor vergleicht dann die ermittelte Sensorziellinie mit der aktuellen Sensorziellinie. um den Sensormodusindex vorzuschreiben, damit sichergestellt wird, dass sich der Flugkörper entlang des ermittelten erforderlichen eigenen Flugwegs bewegt. In Schritt 220 wird die ermittelte Sensorziellinie zusammen mit dem vorgeschriebenen Sensormodusindex an die Sensordrehungs-Steuereinheit übertragen. In Schritt 222 wird der Sensor dann in Abhängigkeit vom Wert des Sensormodusindex entweder in die durch das Lenksystem der Erfindung oder durch das Eigenlenksystem des Flugkörpers ermittelte Ziellinie gedreht.

FIGUREN

FIGUR 4

34: Lenksystem
22: GPS-Empfänger
32: Sensor
24: Sender
30: Sensordrehungs-Steuermodul
26: Empfänger
42: Eigenortung
44: Relative Position
46: Flugbahnanalyse
50: Empfänger
52: GPS-Positionsbestimmung
48: Radarsystem
58: Sender
54: Sensorsteuerdaten
56: Bediener

Claims

Methode zum Lenken eines von einem Flugzeug (1) gestarteten Flugkörpers (2) auf ein Ziel (3), wobei der Flugkörper (2) aus einem Selbstlenkungssystem besteht, zu dem ein rotierbarer Sensor (32) gehört, der in der Lage ist, in Bezug auf die Flugkörperziellinie zu rotieren, wodurch ein räumlicher Drehwinkel entsteht, sowie ein Lenksystem (34), das auf das Selbstlenkungssystem zum Neuausrichten des Flugkörpers (2) anspricht, so dass der räumliche Drehwinkel im Wesentlichen auf Null zugeht; wobei die Methode folgende Schritte einschließt: (i) Voraussagen der Flugbahn (5) des Ziels (3) auf der Grundlage von wenigstens einer Reihe von Ortungsmessungen des Ziels (3); (ii) Schätzen des Flugwegs (6) eines Flugkörpers auf der Grundlage von wenigstens einer Reihe von Ortungsbestimmungen des Flugkörpers (2) und der vorausgesagten Flugbahn (5) derart, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) zu einem späteren Zeitpunkt abfängt, wenn der Flugkörper (2) wenigstens einem Teil des geschätzten Flugwegs (6) folgt; und (iii) Erzeugen einer aufeinander folgenden Reihe von Signalen, wobei jedes auf den gewünschten Drehwinkel schließen lässt, durch den der Sensor (32) rotieren sollte, um zu bewirken, dass der Flugkörper (2) ganz oder teilweise dem Flugweg (6) folgt, wobei das Ziel außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers während zumindest eines Teils des Flugwegs liegt.
Methode nach Anspruch 1, bei der der Flugweg (6) des Flugkörpers bis zu einem Abfangbereich geschätzt wird.
Methode nach Anspruch 1, bei der der Flugweg (6) des Flugkörpers bis zu einem Punkt vor dem Abfangbereich geschätzt wird, und wobei die Methode weiterhin folgende Schritte einschließt: (iv) Übertragen der Steuerung auf das Selbstlenkungssystem, um sicherzustellen, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) ordnungsgemäß abfängt.
Methode nach Anspruch 3, bei der an dem Punkt (7) das Ziel (3) im Sichtfeld des Sensors (32) ist.
Methode nach Anspruch 2, weiterhin einschließend den Schritt: (iv) Übertragen der Steuerung auf das Selbstlenkungssystem, um sicherzustellen, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) ordnungsgemäß abfängt.
Methode nach einem der vorangegangenen Ansprüche, wobei der Schritt (i) einschließt: (i).1 Durchführung von wenigstens einer Messreihe zur Ermittlung der Ortungsdaten des Ziels (3); und (i).2 Voraussage der Flugbahn (5) des Ziels (3) auf der Grundlage der ermittelten Ortungsdaten;
Methode nach Anspruch 5, bei der die Ortungsmessung des Ziels (3) die Position und die Geschwindigkeit des Ziels (3) einschließt.
Methode nach einem der vorangegangenen Ansprüche, bei der wenigstens eine Reihe von Ortungsmessungen des Ziels (3) durch ein Radarsystem (48) ermittelt wird.
Methode nach Anspruch 7, bei der das Radarsystem (48) im Flugzeug (1) installiert ist.
Methode nach Anspruch 7, bei der das Radarsystem (48) in einem anderen Flugzeug (10) installiert ist, das in der Lage ist, mit dem genannten Flugzeug (1) zu kommunizieren.
Methode nach Anspruch 7, bei der das Radarsystem ein Bodenradar (8) ist.
Methode nach Anspruch 1, bei der: die Schritte Voraussagen und Schätzen von Flugbahnanalysemitteln (46) vorgenommen werden, die im genannten Flugzeug (1) installiert sind, die Messreihe zu Ortungsbestimmungen des Flugkörpers (2) von im Flugzeug (1) installierten Ortungsbestimmungsmitteln auf der Grundlage von Daten durchgeführt wird, die repräsentativ sind für die Position des Flugkörpers, welche von dem Flugkörper (2) zum Flugzeug (1) übertragen werden, und die Signale, die auf den gewünschten Drehwinkel schließen lassen, durch den der Sensor (32) rotieren soll, im Flugzeug (1) ermittelt und zum Flugkörper (2) übertragen werden.
Methode nach Anspruch 1, bei der: die Schritte Voraussagen und Schätzen von in dem genannten Flugkörper (2) installiertem Flugbahnanalysemitteln (46) vorgenommen werden, die Messreihe zu Ortungsbestimmungen des Flugkörpers (2) von Selbstortungsbestimmungsmitteln durchgeführt wird, die in dem Flugkörper (2) installiert sind, und die Signale, die auf den gewünschten Drehwinkel schließen lassen, durch den der Sensor (32) rotieren soll, in dem Flugkörper (2) ermittelt werden.
Methode nach Anspruch 1, bei der die Steuerung auf das Selbstlenkungssystem übertragen wird und die Signale, die auf den gewünschten Drehwinkel schließen lassen, durch den der Sensor (32) rotieren soll, mit Signalen verglichen werden, die auf den Drehwinkel des Sensors (32) schließen lassen, der vom Selbstlenkungssystem ermittelt wird.
Methode nach Anspruch 14, bei der die Steuerung auf das Selbstlenkungssystem übertragen wird, wenn die Signale, die auf den gewünschten Drehwinkel schließen lassen, durch den der Sensor (32) rotieren soll, sich von den Signalen unterscheiden, die auf den Drehwinkel des Sensors (32) schließen lassen, wie er vom Selbstlenkungssystem ermittelt wird.
Methode zum Lenken eines von einem Flugzeug (1) gestarteten Flugkörpers (2) auf ein Ziel (3), wobei der Flugkörper (2) ein Selbstlenkungssystem umfasst, zu dem ein drehbarer Sensor (32) gehört, der in der Lage ist, in Bezug auf die Flugkörperziellinie zu rotieren, wodurch ein räumlicher Drehwinkel erzeugt wird, sowie ein Lenkungssystem (34), das auf das Selbstlenkungssystem zum Neuausrichten des Flugkörpers (2) anspricht, so dass der räumliche Drehwinkel im Wesentlichen auf Null zugeht; wobei die Methode folgende Schritte einschließt: Empfang der Daten von GPS-Satelliten (GPS – Globales Positionierungssystem) in dem Flugkörper (2); Übertragung von Daten der Sensorsichtlinie und der von den GPS-Satelliten empfangenen Daten von dem Flugkörper (2) zu einem Flugzeug; am Flugzeug Empfang der vom Flugkörper (2) ausgehenden Daten der Sensorsichtlinie und der GPS-Daten, die im Flugkörper (2) von den GPS-Satelliten empfangen wurden; Ermittlung der Ortungsdaten des Flugkörpers (2) aus den Daten vom GPS-System am Flugzeug, um die aktuelle Flugbahn (5) des Flugkörpers (2) aus den Flugkörperortungsdaten zu aufeinander folgenden Zeitpunkten zu erhalten; Ermittlung der Selbstortungsdaten am Flugzeug, die die Position des Flugzeugs definieren; Ermittlung der Ortungsdaten des Flugkörpers (2) in Bezug auf die Position des Flugzeugs am Flugzeug; Orten und Verfolgung eines Ziels (3) durch ein Radarsystem (48), das im Flugzeug zum Ableiten der Zielortungsdaten des Ziels (3) installiert ist; Voraussagen der Flugbahn (5) des Ziels (3) aus den Zielortungsdaten am Flugzeug; Ableiten einer abgeleiteten Flugbahn des Flugkörpers (2) aus den Flugkörperortungsdaten und der vorausgesagten Flugbahn (5) des Ziels (3) am Flugzeug, was erforderlich ist um sicherzustellen, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) abfängt, wobei sich das Ziel außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers während zumindest eines Teils der abgeleiteten Flugbahn befindet; Ermittlung der Daten der Sensorsichtlinie aus der abgeleiteten Flugkörperflugbahn und den Flugkörperortungsdaten am Flugzeug, die erforderlich sind, um dem Flugkörpersensor (32) eingetragen zu werden, damit der Flugkörper (2) entlang der abgeleiteten Flugkörperflugbahn gelenkt wird; Vorschreiben einer Sensorbetriebsart am Flugzeug; Übertragen der ermittelten Daten der Sensorsichtlinie und der vorgeschriebenen Sensorbetriebsart vom Flugzeug zum Flugkörper (2); und im Flugkörper (2) Eingabe der ermittelten Daten der Sensorsichtlinie und der vorgeschriebenen Sensorbetriebsart in die Sensordrehungs-Steuereinheit (30) des Flugkörpers (2), wobei der Sensor (32) in der ermittelten Sichtlinie in Abhängigkeit von der vorgeschriebenen Sensorbetriebsart rotiert wird.
Methode zum Lenken eines von einem Flugzeug (1) gestarteten Flugkörpers (2) auf ein Ziel (3), wobei der Flugkörper (2) ein Selbstlenkungssystem umfasst, zu dem ein drehbarer Sensor (32) gehört, der in der Lage ist, in Bezug auf die Ziellinie des Flugkörpers zu rotieren, wodurch ein räumlicher Drehwinkel erzeugt wird; sowie ein Lenkungssystem (34), das auf das Selbstlenkungssystem zum Neuausrichten des Flugkörpers (2) anspricht, so dass der räumliche Drehwinkel im Wesentlichen auf Null geht; hierbei schließt die Methode folgende Schritte ein: Ermittlung der Flugzeug-Selbstortungsdaten von der Position des Flugzeugs; Ableiten der Zielortungsdaten des Ziels (3) mittels eines im Flugzeug installierten Radarsystems (48) am Flugzeug; Ermittlung der aktuellen Daten der Sensorsichtlinie am Flugzeug; Vorschreiben der Daten für die aktuelle Sensorbetriebsart des Sensors am Flugzeug; Übertragen der Flugzeug-Selbstortungsdaten, der Zielortungsdaten, der aktuellen Daten der Sensorsichtlinie und der Daten der vorgeschriebenen aktuellen Sensorbetriebsart vom Flugzeug zum Flugkörper (2); Empfang der Flugzeug-Selbstortungsdaten, der Zielortungsdaten, der aktuellen Daten der Sensorsichtlinie und der Daten der aktuellen Sensorbetriebsart vom Flugzeug am Flugkörper (2); Empfang der Daten von GPS-Satelliten am Flugkörper (2); Ermittlung von Daten der ersten Flugkörperselbstortung aus den vom GPS-System empfangenen Daten am Flugkörper (2); Ermittlung von Daten der zweiten Selbstortung des Flugkörpers (2) am Flugkörper (2) in Bezug auf die Position des Flugzeugs; Voraussagen einer Flugbahn (5) des Ziels (3) am Flugkörper (2); Ermittlung einer selbsttätigen Flugkörperflugbahn am Flugkörper (2), um sicherzustellen, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) abfängt, wobei sich das Ziel außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers während zumindest eines Teils der abgeleiteten Flugbahn befindet; Ermittlung der Daten der Sensorsichtlinie am Flugkörper (2), die erforderlich sind, um den Flugkörper (2) entlang der abgeleiteten selbsttätigen Flugbahn des Flugkörpers zu lenken; Vorschreiben der Daten für die Sensorbetriebsart des Sensors (32) am Flugkörper (2); Eingeben der ermittelten Daten der Sensorsichtlinie und der Daten der vorgeschriebenen Sensorbetriebsart in die Sensordrehungs-Steuereinheit (30) des Flugkörpers; und Rotieren des Sensors (32) entsprechend den Daten der ermittelten Sensorsichtlinie auf der Grundlage der Daten der aktuellen Sensorsichtlinie anstatt einer Reaktion auf die Daten der Sensorbetriebsart.
Methode nach Anspruch 1, bei der der Sensor (32) ein passiver Infrarotsensor ist.
Methode nach Anspruch 1, bei der der Sensor (32) ein Radarsystem ist.
Ein System zum Lenken eines von einem Flugzeug (1) gestarteten Flugkörpers (2) auf ein Ziel (3), wobei der Flugkörper (2) ein Selbstlenkungssystem umfasst, zu dem ein drehbarer Sensor (32), eine Steuereinheit (30) zur Sensordrehung und ein Lenksystem (34) gehören, folgendes einschließend: Flugbahnvoraussagemittel zum Voraussagen einer vorausgesagten Flugbahn (5) des Ziels (3) auf der Grundlage von wenigstens einer Reihe von Ortungsmessungen des Ziels (3) und zum Schätzen des Flugwegs (6) des Flugkörpers (2) auf der Grundlage von wenigstens einer Reihe von Ortungsbestimmungen des Flugkörpers (2) und der vorausgesagten Flugbahn (5) derart, dass der Flugkörper (2) das Ziel (3) zu einem zukünftigen Zeitpunkt abfängt, wenn der Flugkörper (2) wenigstens einem Teil des vorausgesagten Flugwegs (6) folgt; und Mittel (54) zur Bestimmung der Sichtlinie und Sensorbetriebsart zum Erzeugen einer aufeinander folgenden Reihe von Signalen, wobei jedes auf den gewünschten Rotationswinkel schließen lässt, durch den der Sensor (32) rotieren soll, um zu bewirken, dass der Flugkörper (2) wenigstens einem Teil des Flugwegs (6) folgt, wobei sich das Ziel während zumindest eines Teils des Flugwegs außerhalb des Sichtfelds des Flugkörpers befindet.
System nach Anspruch 20, bei dem wenigstens eine Reihe von Ortungsmessungen des Ziels (3) von einem Radarsystem vorgenommen (48) werden.
System nach Anspruch 21, bei dem das Radarsystem (48) im Flugzeug (1) installiert ist.
System nach Anspruch 21, bei dem das Radarsystem (48) in einem anderen Flugzeug (10) installiert ist, das mit dem genannten Flugzeug (1) kommunizieren kann.
System nach Anspruch 21, bei dem das Radarsystem (48) ein Bodenradar (8) ist.
System nach Anspruch 20, bei dem die Flugbahnanalysemittel (46), die Selbstortungs-Bestimmungsmittel und die Sichtlinien- und Sensorbetriebsart-Bestimmungsmittel (54) im Flugkörper (2) installiert sind.