EP1162428A2 - Verfahren und Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern - Google Patents

Verfahren und Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern Download PDF

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EP1162428A2
EP1162428A2 EP01113715A EP01113715A EP1162428A2 EP 1162428 A2 EP1162428 A2 EP 1162428A2 EP 01113715 A EP01113715 A EP 01113715A EP 01113715 A EP01113715 A EP 01113715A EP 1162428 A2 EP1162428 A2 EP 1162428A2
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EP
European Patent Office
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target
hit
ignition delay
predicted
guided missile
Prior art date
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EP01113715A
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English (en)
French (fr)
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EP1162428B1 (de
EP1162428A3 (de
Inventor
Ulrich Dr. Hartmann
Thomas Schilli
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Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
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Publication date
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C9/00—Time fuzes; Combined time and percussion or pressure-actuated fuzes; Fuzes for timed self-destruction of ammunition
    • F42C9/14—Double fuzes; Multiple fuzes
    • F42C9/148—Proximity fuzes in combination with other fuzes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42C—AMMUNITION FUZES; ARMING OR SAFETY MEANS THEREFOR
    • F42C13/00—Proximity fuzes; Fuzes for remote detonation

Definitions

  • the invention relates to a method for igniting a warhead targeting guided missiles, one impact detonator and one Have proximity fuses for firing a warhead.
  • the invention further relates to a device for igniting a warhead targeting guided missiles, one impact detonator and one Have proximity detonators for igniting a warhead, the Proximity detonator ignites the warhead with the ignition delay time.
  • Guided missiles are guided to a target by a seeker head.
  • a search head contains an image-resolution detector, usually one two-dimensional arrangement of detector elements.
  • the resulting picture of a the visual field scene containing the target is switched to image processing means.
  • Steering signals are obtained from the image processing, by means of which the Guided missile is guided to the target. If closer to the target delivers the seeker head takes a picture of the target, the bigger the farther the guided missile is approaches the goal.
  • the guided missile contains a warhead, i.e. an explosive charge through which the target should be destroyed with the greatest possible certainty.
  • the trajectory of the The guided missile can have some of the ideal trajectory due to various influences differ. This may be due to e.g. through the encounter geometry, for example through Maneuvers of the target, due to inaccuracies in the guidance of the guided missile or due to limitations in the maneuverability of the guided missile. In one In the event the guided missile will not hit the target at the optimal location.
  • the Guided missiles can even reach the target at a greater or lesser distance fly by.
  • the guided missile has an impact detonator. The Impact detonator ignites the warhead when the guided missile hits the Target hits.
  • the guided missile also has a proximity fuse.
  • the Proximity detonator responds when the guided missile reaches the target sufficiently far has approached. It ignites the warhead even when the missile is on it Target flies by. The ignition takes place with an ignition delay time after the response of the proximity fuse. This ignition delay time is chosen so that the ignition in Flyby occurs at a time when the detonating warhead and the splinters thrown away by this cause the greatest possible damage to the target to serve.
  • the ignition delay time is usually a fixed, empirically found value.
  • the invention is based on the object of a guided missile with impact and proximity detonators to cause the warhead to ignite so that the Damage to the target becomes as large as possible.
  • Hit lists can be set according to size and direction. According to the basic idea According to the invention, this hit repository is now dependent on various predictable influencing factors predicted. Depending on this predicted The hit delay is then set to the ignition delay time.
  • the dependency of the hit list on the influencing variables and on the remaining flight time of the Guided missile can be determined and saved by simulation.
  • the influencing variables can include steering-specific variables such as the line of sight rotation rate, that result from the geometry of the target and guided missile.
  • the influencing factors can also missile-specific sizes such as rudder deflection or Include lateral acceleration. These influencing factors are particularly important when the guided missile reaches the limits of its maneuverability.
  • Influencing variables e.g. the line of sight rotation rate. Under These influencing factors are taken into account for a predetermined remaining flight time predicted hit lists determined. The hit lists determined in this way are replaced by the Determination of the underlying remaining flight time delayed provided at an exit. When the proximity detonator responds, predicted hit placements are available Available, which are based on the influencing factors, which before the given associated remaining flight times were measured and now relate to the time, to which the proximity sensor responds. Then there is no remaining flight time to be estimated, which is usually only possible with great inaccuracy.
  • a hit repository obtained in this way on the basis of a single remaining flight time can to be adulterated by noise.
  • Embodiments of the device are the subject of further claims.
  • the guided missile contains an impact detonator, which if the Missile responsive to the target and the warhead, possibly with a very small one Ignition delay time, ignites inside the target.
  • the guided missile continues to contain a proximity fuse.
  • the proximity fuse responds when the guided missile has approached the target within a short distance.
  • the proximity fuse fires even if the guided missile does not hit the target directly but in a short distance past the target.
  • the ignition is usually carried out here an ignition delay time.
  • a detonating warhead of a guided missile has two Effects, namely a pressure effect and a splinter effect. The pressure effect comes into play especially when the warhead is within the target or in detonated in the immediate vicinity of the target.
  • Detonation outside the target can result in a Destruction or damage to the target is caused by the splinter effect. If the Guided missile scored a direct hit, i.e. hits the target directly, then is it is best if the warhead is fired by the impact detonator. During a flyby, the ignition is triggered by the proximity fuse with a such ignition delay time that there is a maximum splintering effect.
  • the response point of the proximity fuse is often poorly defined. This Contact point can e.g. depend on the type of destination or the direction which of the guided missiles approaches the target. It can therefore happen that at early response of the proximity fuse and fixed ignition delay time the warhead is fired before the guided missile hits the target, too if the guided missile hits a direct hit without this premature ignition would. Then the effectiveness of the warhead would not be maximum and that Destroy probability reduced. In this case, the ignition delay would be longer of the proximity fuse is more favorable, since this makes the impact fuse effective would allow.
  • the ignition delay time is made dependent on the predicted one Hit storage.
  • the "hit repository" is explained with reference to FIG. 1.
  • 10 is a target, here an enemy fighter aircraft, as it is from the image-resolving detector of the guided missile is seen. On this goal lies a “desired aimpoint". If the missile is directly on hitting this desired point of impact is a maximum effect of the warhead guaranteed. This desired point of impact is designated by 12 in FIG. The The actual point of impact now usually deviates from the desired one Impact point 12 by distance and direction. This is the "hit repository”.
  • the Hit depots are in Fig.1 by circles 14, 16, 18 in the manner of a target indicated. Is the point of impact still within the inner circle 18, the one "Critical hit storage" determined, there is still a direct hit, i.e. the missile hits the target directly. The missile can be fired at larger hit areas fly past goal 10.
  • the warhead is then ignited by the Proximity igniter, as shown in Fig. 1 by point 20. But it can also the amount after a larger number of hits is a direct hit, as shown in Fig.1 Point 22 is shown.
  • the ignition takes place the warhead by the proximity fuse with an optimal ignition delay time, so that maximum splintering effect is achieved.
  • the impact detonator should be effective within circle 18 or also in point 22 become.
  • the point of impact is now based on observed influencing variables predicted. This is with reference to FIGS. 2 to 4 for the influencing variable "Line of sight rotation rate ⁇ ⁇ " explained for the flat case.
  • R is the current distance from guided missile 24 and target 26
  • V r is the relative speed between guided missile 24 and target 26
  • t r is the remaining flight time. It is assumed that the missile and target continue to move unaccelerated during the short remaining flight time.
  • ⁇ is the angle between the vectors of the Target distance and relative speed.
  • the relative speed vector V r will always have a certain misalignment ⁇ with respect to the target 26.
  • the line of sight rotation rate increases inversely proportional to the remaining distance
  • increases at a given residual distance
  • FIG. 5 shows such a one obtained from a six-dimensional simulation Relationship between hit storage and line of sight rate as a function of Remaining flight time.
  • the horizontal coordinates in Fig. 5 are the remaining flight time and hit list.
  • the vertical coordinate is the mean line of sight rotation rate.
  • Fig. 5 clearly the expected almost linear increase in line of sight rotation as a function of Hit storage.
  • Figures 5 and 6 show steering-specific parameters that depend on the relative movement of Guided missile 24 and target 26 are determined as indicators of the size of the Hit storage.
  • missile-specific parameters can also be indicators for the size of the hit repository.
  • a not perfectly adjusted one Autopilot give rise to restless flight behavior of the guided missile, which in turn can lead to larger hit lists.
  • Operation of the guided missile can also take place the limits of its aerodynamic or flight mechanical performance as Indicator for a larger number of hits tend to be used. Such a Operation can be due to high angles of attack, large rudder deflections or high Lateral accelerations must be marked. These influences are referred to below as Referred to as "stress factors".
  • Fig. 7 shows that also obtained by six-dimensional simulation Relationship between hit placement and rudder deflection as a function of Remaining flight time. Large rudder deflections usually occur in connection with large ones Angles of attack, large lateral accelerations or high rotation rates. Fig. 7 show that large rudder deflections, especially if they have the maximum rudder deflection reach, are associated with larger hit lists.
  • Fig. 8 finally shows the relationship between obtained in a similar manner Hit placement and measured lateral acceleration as a function of the remaining flight time.
  • the Horizontal coordinates in Fig. 8 are the remaining flight time and hit list.
  • the vertical Coordinate is the measured mean lateral acceleration of the guided missile.
  • a high lateral acceleration indicates that the encounter in the border area of the Performance of the guided missile takes place, e.g. near the inner Firing range limit.
  • the high lateral acceleration can also be connected to a large angle of attack of the guided missile.
  • lateral acceleration shows a clear connection with the Hit storage, which increases for high lateral accelerations, and with the remaining flight time.
  • the various influencing variables namely on the one hand the steering-specific parameters such as line-of-sight rotation rate ⁇ prepare and line-of-sight spin and on the other hand, the missile-specific parameters such as rudder deflection and lateral acceleration, as shown in FIG. 9, are switched to a hit deposit predictor 28.
  • the remaining flight time (“time-to-go"), which is estimated by image processing of a viewfinder image of the seeker head of the guided missile, is also applied to the hit storage predictor. This is one way of considering the remaining flight time.
  • the hit placement predictor 28 predicts either a direct hit with a signal at an output 30 or a near miss ("near miss") with a signal at an output 32.
  • the signals at the outputs 30 and 32 are connected to an igniter section 34.
  • Detonator section 34 includes a proximity detonator which responds when the missile approaches the target. This is indicated by an input 36 "target detection”.
  • a first ignition delay time table 38 is assigned to the proximity fuse, which table delivers a relatively long first ignition delay time for the proximity fuse. This ignition delay time table 38 takes effect when the hit deposit predictor signals a direct hit at output 30.
  • a second ignition delay time table 40 is also assigned to the proximity sensor, which table delivers a shorter, second ignition delay time for the proximity sensor.
  • the first ignition delay time is chosen so long that the impact detonator of the guided missile can take effect before the warhead can be ignited via the proximity sensor. This ensures that the warhead cannot be fired prematurely via the proximity sensor before the missile strikes the target. This could happen if the proximity sensor responds very early and the ignition delay time is set relatively short.
  • the second ignition delay time is shorter than the first ignition delay time. This second ignition delay time is selected so that when the guided missile flies past the target, maximum destruction is achieved at the target by splintering.
  • an ignition pulse is generated at an output 42 generated, the ignition delay time the direct hit or the flyby in the above described meaning corresponds.
  • Eig.10 is a block diagram and shows the formation of the "direct hits" - and "Flyby" signals at outputs 30 and 32.
  • the Measurement or estimation of those needed to determine the hit location Difficulty remaining.
  • this remaining flight time from the Estimate the image processing and apply it to the predictor 28 as a measured variable in the preferred embodiment of FIG. 10
  • an estimate of the Hit storage made in parallel for different predetermined remaining flight times, whereby the current parameters are used as a basis.
  • the so estimated Hit lists are given around the predefined basis used for the assessment Remaining flight time delayed.
  • Estimates of the hit list are available, e.g.
  • the influencing variables described with reference to FIGS. 5 to 8 or Parameters provide information on the expected number of hits.
  • the hit tray leaves but can not be easily calculated from this according to a certain algorithm. For this reason, the hit list is estimated on the basis of the influencing variables and the assumed remaining flight time by "fuzzy inference systems". This is in Fig.11 shown.
  • the influencing factors are based on membership functions in Linguistic variables such as "large”, “medium”, "small” implemented. Since the Membership functions usually overlap, a certain value can be a Influencing variable with certain percentages ("belonging factors") different be assigned to linguistic variables, ie approximately 75% "large” and 25% “medium” his.
  • the linguistic quantities are shaped according to given inference rules "If ..., then ..” processed.
  • the results of the inference are determined in accordance with the Affiliation factors linked.
  • the "defuzzification” then results in one numerical output variable. This is a known technique.
  • fuzzy inference systems 44.1, 44.2 ... 44.m are provided in FIG.
  • Each of these fuzzy inference systems is constantly acted upon by the current influencing variables and requires an associated predetermined remaining flight time t r1 , t r2 ... t m .
  • the fuzzy inference systems deliver numerical output variables in the form of predicted hit depots at outputs 46.1, 46.2 ... 46.m.
  • the output variables are each delayed by the associated remaining flight time t r1 , t r2 ... t m by means of shift registers 48.1, 48.2, ... 48.m.
  • wm are available that are comparable in terms of time to the remaining flight times. These predicted hit lists are weighted in a summing point 52. The weighted sum is applied to an evaluation circuit 54. The evaluation circuit 54 then delivers the signals "direct hit” or “flyby” at the outputs 30 and 32, as was explained with reference to FIG.
  • FIG. 11 shows schematically one of the fuzzy inference systems shown in FIG.
  • the fuzzy inference system e.g. 44.1, has inputs 56.1, 56.2 ... 56.n for the various steering-specific or missile-specific influencing variables or parameters. Furthermore, the fuzzy inference system contains an input 58 to which a predetermined remaining flight time t r1 ,... Assigned to the respective fuzzy inference system is applied. Each input is, as shown completely in FIG. 11 for input 56.1, connected in parallel to sorting elements 60, by means of which the input variable present, for example the line of sight rotation rate ⁇ ⁇ , with a membership factor of a linguisian variable determined by a membership function "small", "medium” or "large” is assigned. The linguistic variables thus obtained are connected to a rule bank 62.
  • All of the rules mentioned ie all rules in which parameters appear as linguistic variables with a membership factor, provide linguistic variables with membership factors that result from the membership factors of the parameters that occur. This is represented by block 64 in FIG.
  • the results of the various rules are summed up and again provide a numerical value. This is shown in FIG. 11 by a block 66 "defuzzification" with an output 46.1.
  • FIG. 12 shows a shift register for delaying the predicted hit storage by one Remaining flight time, e.g. corresponds to the shift register 48.1 of Fig.10.
  • the shift register 48.1 contains registers 68.1, 68.2 ... 68.p.
  • register 68.1 with bits 1 to k is the fuzzy inference system 44.1 from the output 46.1 of the same read in the current value of the predicted hit list.
  • the shift register 48.1 is, like the other shift registers, from a memory clock at a clock input 70 controlled.
  • the current predicted hit storage from the fuzzy inference system 44.1 is read into register 68.1 as a memory word. Through a This memory word is clock pulse from register 68.1 to register 68.2 transfer.
  • the memory word previously stored in register 68.2 becomes simultaneous transferred to the next register 68.3, etc., while in register 68.1 the new one current predicted hit list is read.
  • After p clock pulses that the correspond to the specified remaining flight time, is that read into register 68.1 Memory word arrives in register 68p and is there for reading out as a delayed predicted hit list w1 (Fig. 10) is available.

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern, die einen Aufschlagzünder und einen Annäherungszünder zum Zünden eines Gefechtskopfes aufweisen. Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, bei einem Lenkflugkörper mit Aufschlag- und Annäherungszünder die Zündung des Gefechtskopfes so zu bewirken, daß der Schaden an dem Ziel möglichst groß wird. Dies wird bevorzugt erreicht durch die Verfahrensschritte: Prädizieren der Trefferablage aus während des Fluges des Lenkflugkörpers erfaßten Einflußgrößen und Einstellen der Zündverzugszeit des Annäherungszünders nach Maßgabe der so prädizierten Trefferablage sowie durch die Mittel zur Durchführung dieser Verfahrensschritte.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern, die einen Aufschlagzünder und einen Annäherungszünder zum Zünden eines Gefechtskopfes aufweisen.
Die Erfindung betrifft weiterhin eine Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern, die einen Aufschlagzünder und einen Annäherungszünder zum Zünden eines Gefechtskopfes aufweisen, wobei der Annäherungszünder den Gefechtskopf mit der Zündverzugszeit zündet.
Zielverfolgende Lenkflugkörper werden durch einen Suchkopf zu einem Ziel geführt. Ein solcher Suchkopf enthält einen bildauflösenden Detektor, üblicherweise eine zweidimensionale Anordnung von Detektorelementen. Das dadurch erhaltene Bild einer das Ziel enthaltenden Gesichtsfeldszene wird auf bildverarbeitende Mittel aufgeschaltet. Aus der Bildverarbeitung werden Lenksignale gewonnen, durch welche der Lenkflugkörper zu dem Ziel geführt wird. Bei größerer Annäherung an das Ziel liefert der Suchkopf ein Bild des Ziels, das umso größer wird, je weiter sich der Lenkflugkörper dem Ziel nähert.
Der Lenkflugkörper enthält einen Gefechtskopf, d.h. eine Sprengladung, durch welche das Ziel mit möglichst großer Sicherheit zerstört werden soll. Die Flugbahn des Lenkflugkörpers kann durch verschiedene Einflüsse etwas von der idealen Flugbahn abweichen. Das kann bedingt sein z.B. durch die Begegnungsgeometrie, etwa durch Manöver des Ziels, durch Ungenauigkeiten der Flugführung des Lenkflugkörpers oder durch Begrenzungen in der Manövrierfähigkeit des Lenkflugkörpers. In einem solchen Fall wird der Lenkflugkörper das Ziel nicht an der optimalen Stelle treffen. Der Lenkflugkörper kann sogar in mehr oder weniger großer Entfernung an dem Ziel vorbeifliegen. Der Lenkflugkörper weist einen Aufschlagzünder auf. Der Aufschlagzünder zündet den Gefechtskopf, wenn der Lenkflugkörper unmittelbar auf das Ziel auftrifft. Der Lenkflugkörper weist ferner einen Annäherungszünder auf. Der Annäherungszünder spricht an, wenn der Lenkflugkörper sich dem Ziel hinreichend weit genähert hat. Er zündet den Gefechtskopf auch dann, wenn der Lenkflugkörper an dem Ziel vorbeifliegt. Die Zündung erfolgt mit einer Zündverzugszeit nach dem Ansprechen des Annäherungszünders. Diese Zündverzugszeit ist so gewählt, daß die Zündung im Vorbeiflug zu einem Zeitpunkt erfolgt, in welchem der detonierende Gefechtskopf und die daurch weggeschleuderten Splitter einen möglichst großen Schaden an dem Ziel anrichten. Üblicherweise ist die Zündverzugszeit ein fester, empirisch gefundener Wert.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, bei einem Lenkflugkörper mit Aufschlag- und Annäherungszünder die Zündung des Gefechtskopfes so zu bewirken, daß der Schaden an dem Ziel möglichst groß wird.
Erfindungsgemäß wird dies bei einem Verfahren der eingangs genannten Art erreicht durch die Verfahrensschritte:
  • Erfassen von Einflußgrößen, welche die Art der Begegnung des Lenkflugkörpers mit dem Ziel beeinflussen, und
  • Einstellen der Zündverzugszeit in Abhängigkeit von solchen Einflußgrößen.
    • Eine Vorrichtung der eingangs genannten Art ist dementsprechend gekennzeichnet durch
  • Mittel zum Erfassen von Einflußgrößen (σ ˙,
    Figure 00020001
    ...), welche die Art der Begegnung des Lenkflugkörpers und des Ziels beeinflussen während des Fluges des Lenkflugkörpers, und
  • Einstellmittel zum Einstellen der Zündverzugszeit des Annäherungszünders in Abhängigkeit von solchen Einflußgrößen.
    • Das geschieht vorteilhafterweise un der Form, daß
  • aus den erfaßten Einflußgrößen eine prädizierte Trefferablage bestimmt wird und
  • die Zündverzugszeit nach Maßgabe der so prädizierten Trefferablage eingestellt wird.
    • Betrachtet man das Bild des Ziels, z.B. eines Flugzeugs, dann kann man darauf einen gewünschten Auftreffpunkt festlegen, in welchem das Ziel von dem Lenkflugkörper getroffen werden sollte, um eine maximale Zerstörungswirkung des Gefechtskopfes sicherzustellen. Ausgehend von diesem gewünschten Auftreffpunkt können Trefferablagen nach Größe und Richtung festgelegt werden. Nach dem Grundgedanken der Erfindung wird nun diese Trefferablage in Abhängigkeit von verschiedenen beobachtbaren Einflußgrößen prädiziert. In Abhängigkeit von dieser prädizierten Trefferablage wird dann die Zündverzugszeit eingestellt.
    Das kann z.B. in der Weise geschehen, daß dann, wenn die prädizierte Trefferablage einen Direkttreffer erwarten läßt, eine so lange Zündverzugszeit eingestellt wird, daß die Zündung des Gefechtskopfes bei Auftreffen des Lenkflugkörpers auf das Ziel durch den Aufschlagzünder erfolgen kann. Wenn jedoch die prädizierte Trefferablage einen Vorbeiflug des Lenkflugkörpers an dem Ziel erwarten läßt, wird eine Zündverzugszeit eingestellt, die im Hinblick auf die Wirksamkeit des detonierenden Gefechtskopfes optimiert ist.
    Die Abhängigkeit der Trefferablage von den Einflußgrößen und von der Restflugzeit des Lenkflugkörpers kann durch Simulation ermittelt und gespeichert werden.
    Die Einflußgrößen können lenkspezifische Größen wie die Sichtliniendrehrate umfassen, die sich aus der Geometrie von Ziel und Lenkflugkörper ergeben. Die Einflußgrößen können aber auch flugkörperspezifische Größen wie Ruderausschlag oder Querbeschleunigung umfassen. Diese Einflußgrößen kommen vor allem zum Tragen, wenn der Lenkflugkörper an die Grenzen seiner Manövrierfähigkeit gelangt.
    Die Restflugzeit kann aus einer Bildverarbeitung eines von einem bildauflösenden Suchkopf des Lenkflugkörpers gelieferten Zielbildes gewonnen werden. Vorteilhafterweise wird aber so verfahren, daß
  • (a) aus den Einflußgrößen für eine vorgegebene Restflugzeit laufend eine prädizierte Trefferablage bestimmt wird, und
  • (b) die so für eine bestimmte Restflugzeit prädizierte Trefferablage um diese Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitgestellt wird.
    • Es werden also laufend Einflußgrößen, z.B. die Sichtliniendrehrate, bestimmt. Unter Berückstichtigung dieser Einflußgrößen werden für eine vorgegebene Restflugzeit die prädizierte Trefferablagen ermittelt. Die so ermittelten Trefferablagen werden um die der Ermittlung zu Grunde liegende Restflugzeit verzögert an einem Ausgang bereitgestellt. Bei Ansprechen des Annäherungszünders stehen somit prädizierte Trefferablagen zur Verfügung, die auf den Einflußgrößen beruhen, welche vor der vorgegebenen zugehörigen Restflugzeiten gemessen wurden und sich nun auf den Zeitpunkt beziehen, zu welchem der Annäherungssensor anspricht. Dann braucht keine Restflugzeit abgeschätzt zu werden, was meist nur mit großer Ungenauigkeit möglich ist.
    Eine so unter Zugrundelegung einer einzigen Restflugzeit erhaltene Trefferablage kann durch Rauschen verfälscht sein.
    Vorteilhaft ist es daher, wenn
  • (a) aus den Einflußgrößen parallel für verschiedene Restflugzeiten zugehörige prädizierte Trefferablagen bestimmt werden,
  • (b) jede der für eine Restflugzeit bestimmte prädizierte Trefferablage um diese zugehörige Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitgestellt wird und
  • (c) für die Bestimmung der Zündverzugszeit ein Mittel oder gewichtetes Mittel der zeitverzögert bereitgestellten prädizierten Trefferablagen gebildet wird.
    • Ausgestaltungen der Vorrichtung sind Gegenstand weiterer Ansprüche.
    Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher beschrieben.
    Fig.1
    veranschaulicht die Definition der Trefferablage und der "Kritischen Trefferablage" bezogen auf ein vom Sucher des Lenkflugkörpers erfaßtes Ziel.
    Fig.2
    veranschaulicht die Relativgeometrie Lenkflugkörper-Ziel.
    Fig.3
    veranschaulicht die Relativgeschwindigkeit Lenkflugkörper
    Fig.4
    veranschaulicht die Annäherungsgeometrie.
    Fig.5
    ist ein durch Simulation gewonnenes Diagramm und zeigt den Zusammenhang zwischen Trefferablage und Sichtliniendrehrate als Funktion der Restflugzeit.
    Fig.6
    ist ein durch Simulation gewonnenes Diagramm und zeigt den Zusammenhang zwischen Trefferablage und Sichtliniendrehbeschleunigung als Funktion der Restflugzeit.
    Fig.7
    ist ein durch Simulation gewonnenes Diagramm und zeigt den Zusammenhang zwischen Trefferablage und maximalem Ruderauschlag als Funktion der Restflugzeit.
    Fig.8
    ist ein durch Simulation gewonnenes Diagramm und zeigt den Zusammenhang zwischen Trefferablage und gemessener Querbeschleunigung als Funktion der Restflugzeit.
    Fig.9
    ist ein Blockdiagramm und zeigt im Prinzip die Einbindung einer Direkttreffer-Prädiktion an der Schnittstelle zwischen Lenkeinheit und Zünder.
    Fig.10
    ist ein schematisches Blockdiagramm und veranschaulicht die Prädiktion der Trefferablage.
    Fig.11
    veranschaulicht ein zur Prädizierung der Trefferablage vorgesehenes "Fuzzy-Inferenz"-System.
    Fig.12
    veranschaulicht die Verzögerung der prädizierten Zielablage um die bei der Prädizierung vorausgesetzte Restflugzeit.
    Der Lenkflugkörper enthält einen Aufschlagzünder, der bei unmittelbarem Auftreffen des Flugkörpers auf das Ziel anspricht und den Gefechtskopf, u.U. mit einer sehr kleinen Zündverzugszeit, im Inneren des Ziels zündet. Der Lenkflugkörper enthält weiterhin einen Annäherungszünder. Der Annäherungszünder spricht an, wenn der Lenkflugkörper sich dem Ziel bis auf einen geringen Abstand genähert hat. Der Annäherungszünder zündet auch dann, wenn der Lenkflugkörper das Ziel nicht direkt trifft sondern in geringem Abstand an dem Ziel vorbeifliegt. Hier erfolgt die Zündung üblicherweise mit einer Zündverzugszeit. Ein detonierender Gefechtskopf eines Lenkflugkörpers hat zwei Wirkungen, nämlich eine Druckwirkung und eine Splitterwirkung. Die Druckwirkung kommt vor allem zum Tragen, wenn der Gefechtskopf innerhalb des Ziels oder in unmittelbarer Nähe des Ziels detoniert. Bei Detonation außerhalb des Ziels kann eine Zerstörung oder Beschädigung des Ziels durch die Splitterwirkung erfolgen. Wenn der Lenkflugkörper einen Direkttreffer erzielt, also unmittelbar auf das Ziel auftrifft, dann ist es am günstigsten, wenn der Gefechtskopf durch den Aufschlagzünder gezündet wird. Bei einem Vorbeiflug erfolgt die Zündung durch den Annäherungzünder mit einer solchen Zündverzugszeit, daß sich eine maximale Splitterwirkung ergibt.
    Der Ansprechpunkt des Annäherungszünders ist häufig schlecht definiert. Dieser Ansprechpunkt kann z.B. von der Art des Ziels oder von der Richtung abhängen, aus welcher der Lenkflugkörper sich dem Ziel nähert. Es kann daher geschehen, daß bei frühzeitigem Ansprechen des Annäherungszünders und fest eingestellter Zündverzugszeit der Gefechtskopf gezündet wird, bevor der Lenkflugkörper auf das Ziel auftritt, auch wenn der Lenkflugkörper ohne diese vorzeitige Zündung einen Direkttreffer erzielen würde. Dann wäre die Wirksamkeit des Gefechtskopfes nicht maximal und die Zerstörwahrscheinlichkeit verringert. Für diesen Fall wäre eine längere Zündverzugszeit des Annäherungszünders günstiger, da diese ein Wirksamwerden des Aufschlagzünders gestatten würde. Wenn andererseits die Zündverzugszeit des Annäherungszünders in diesem Sinne verlängert würde, dann könnte im Falle eines Vorbeifluges die Zündung des Gefechtskopfes zu spät erfolgen, so daß die Splitterwirkung des Gefechtskopfes nur unzureichend zum Tragen kommt und auch wieder die Zerstörwahrscheinlichkeit vermindert wird.
    Aus diesem Grund wird die Zündverzugszeit abhängig gemacht von der prädizierten Trefferablage.
    Die "Trefferablage" wird anhand von Fig. 1 erläutert.
    In Fig.1 ist mit 10 ein Ziel, hier ein feindliches Kampfflugzeug, bezeichnet, wie es von dem bildauflösenden Detektor des Lenkflugkörpers gesehen wird. Auf diesem Ziel liegt ein "gewünschter Auftreffpunkt" ("desired aimpoint"). Wenn der Flugkörper direkt auf diesen gewünschten Auftreffpunkt trifft, ist eine maximale Wirkung des Gefechtskopfes gewährleistet. Dieser gewünschte Auftreffpunkt ist in Fig.1 mit 12 bezeichnet. Der tatsächliche Auftreffpunkt weicht nun in der Regel von diesem gewünschten Auftreffpunkt 12 nach Abstand und Richtung ab. Das ist die "Trefferablage". Die Trefferablagen sind in Fig.1 durch Kreise 14. 16, 18 nach Art einer Schießscheibe angedeutet. Liegt der Auftreffpunkt noch innerhalb des inneren Kreises 18, der eine "kritische Trefferablage" bestimmt, erfolgt noch ein Direkttreffer, d.h. der Flugkörper trifft direkt auf das Ziel auf. Bei größeren Trefferablagen kann der Lenkflugkörper an dem Ziel 10 vorbeifliegen. Dann erfolgt eine Zündung des Gefechtskopfes durch den Annäherungszünder, wie in Fig.1 durch Punkt 20 dargestellt ist. Es kann aber auch bei dem Betrag nach größeren Trefferablagen ein Direkttreffer erfolgen, wie in Fig.1 durch Punkt 22 dargestellt ist. Bei einem Vorbeiflug durch den Punkt 20 erfolgt die Zündung des Gefechtskopfes durch den Annäherungszünder mit einer optimalen Zündverzugszeit, so daß maximale Splitterwirkung erzielt wird. Beim Auftreffen des Lenkflugkörpers innerhalb des Kreises 18 oder auch im Punkt 22 sollte der Aufschlagzünder wirksam werden.
    Nach der Erfindung wird nun der Auftreffpunkt anhand beobachteter Einflußgrößen prädiziert. Das ist unter Bezugnahme auf die Figuren 2 bis 4 für die Einflußgröße "Sichtliniendrehrate σ ˙ " für den ebenen Fall erläutert.
    Fig.2 zeigt die Relativgeometrie von Lenkflugkörper 24 und Ziel 26. Der Entfernungsvektor RP zwischen Lenkflugkörper 24 und Ziel 26 zum Zeitpunkt tr vor Erreichen des Ziels ergibt sich aus der Beziehung R P = R - V r tr.
    Dabei ist R die aktuelle Entfernung von Lenkflugkörper 24 und Ziel 26, V r ist die Relativgeschwindigkeit zwischen Lenkflugkörper 24 und Ziel 26 und tr ist die Restflugzeit. Es ist angenommen, daß sich Flugkörper und Ziel während der kurzen Restflugzeit unbeschleunigt weiterbewegen. Die Relativgeschwindigkeit V r zwischen Lenkflugkörper 24 und Ziel 26 ergibt sich aus Fig.3: V r = V T - V M, wobei V T die Zielgeschwindigkeit und V M die Geschwindigkeit des Lenkflugkörpers ist. Die prädizierte Trefferablage ergibt sich als Minimum der Zielentfernung R P, also als kleinster Abstand der Schwerpunkte von Lenkflugkörper und Ziel. Das ist in Fig.4 dargestellt. Diesen kleinsten Abstand erhält man durch Differentiation der Gleichung für die prädizierte Entfernung R P und Nullsetzen. Daraus ergibt sich die Restflugzeit tr bis zum Errreichen dieser kleinsten Entfernung zu tr = R V r V r 2 .
    Zwischen dem Betrag der Sichtliniendrehrate σ ˙ und der Zielentfernung R und der Relativgeschwindigkeit V r besteht der Zusammenhang: σ = R V r R 2 sin ζ .
    Dabei ist, wie in Fig.4 dargestellt, ζ der Winkel zwischen den Vektoren der Zielentfernung und der Relativgeschwindigkeit.
    Aus den vorstehenden Gleichungen ergibt sich für die prädizierte Trefferablage | R P | der Ausdruck | R P | = R 2 V r σ .
    Daraus geht hervor, daß die Sichtliniendrehrate σ ˙ null ist, wenn der Relativgeschwindigkeitsvektor direkt auf das Ziel 26 gerichtet ist, also ζ = 0 ist. In der Praxis wird der Relativgeschwindigkeitsvektor V r jedoch immer einen gewissen Fehlwinkel ζ in Bezug auf das Ziel 26 aufweisen. Bei einem bestimmten Fehlwinkel ζ steigt dann die Sichtliniendrehrate umgekehrt proportional zu der Restentfernung | R | an.
    Die prädizierte Trefferablage | R P | steigt bei einer gegebenen Restentfernung |R| proportional zu der Sichtliniendrehrate an. Ein starkes Ansteigen der Sichtliniendrehrate σ ˙ kurz vor dem Treffer läßt auf eine größere Trefferablage schließen.
    Die vorstehenden Betrachtungen sind vereinfacht für den ebenen Fall und die Sichtliniendrehrate σ ˙ angestellt worden. Man kann die Abhängigkeit der Trefferablage von verschiedenen Einflußgrößen durch sechsdimensionale Simulation bestimmen und für die Prädiktion der Trefferablage aus gemessenen Einflußgrößen verwenden. Mittels der Simulation werden auf statistischer Basis eine Vielzahl von Begegnungssituationen untersucht, in denen die Flugkörper- und Zielbewegungen detailliert nachgebildet werden. Aus dieser Vielzahl von Begegnungssituationen werden die Zusammenhänge gewonnen.
    Fig.5 zeigt einen solchen aus einer sechsdimensionalen Simulation gewonnenen Zusammenhang zwischen Trefferablage und Sichtliniendrehrate als Funktion der Restflugzeit. Die in Fig.5 horizontalen Koordinaten sind Restflugzeit und Trefferablage. Die vertikale Koordinate ist die mittlere Sichtliniendrehrate. Man erkennt aus Fig.5 deutlich den erwarteten nahezu linearen Anstieg der Sichtliniendrehrate als Funktion der Trefferablage.
    Fig.6 zeigt den ebenfalls aus einer sechsdimensionalen Simulation gewonnenen Zusammenhang zwischen Trefferablage und Sichtlinien-Drehbeschleunigung. Die Sichtlinien-Drehbeschleunigung
    Figure 00100001
    zeigt nur für kleine Restflugzeiten tr einen markanten Anstieg. Dieser Anstieg fällt allerdings bei größeren Trefferablagen sehr deutlich aus.
    Die Figuren 5 und 6 zeigen lenkspezifische Parameter, die von der Relativbewegung von Lenkflugkörper 24 und Ziel 26 bestimmt sind, als Indikatoren für die Größe der Trefferablage. Es können jedoch auch flugkörperspezifische Parameter Indikatoren für die Größe der Trefferablage sein. So kann beispielsweise ein nicht perfekt eingestellter Autopilot Anlaß zu unruhigem Flugverhalten des Lenkflugkörpers geben, was seinerseits zu größeren Trefferablagen führen kann. Ebenso kann ein Betrieb des Lenkflugkörpers an den Grenzen seiner aerodynamischen oder flugmechanischen Leistungsfähigkeit als Indikator für eine tendenziell größere Trefferablage herangezogen werden. Ein solcher Betrieb kann durch hohe Anstellwinkel, große Ruderausschläge oder hohe Querbeschleunigungen gekennzeichnet sein. Diese Einflüsse werden nachstehend als "Stress-Faktoren" bezeichnet.
    Fig.7 zeigt den ebenfalls durch sechsdimensionale Simulation gewonnenen Zusammenhang zwischen Trefferablage und Ruderausschlag als Funktion der Restflugzeit. Große Ruderausschläge treten in der Regel im Zusammenhang mit großen Anstellwinkeln, großen Querbeschleunigungen oder großen Drehraten auf. Fig.7 zeig, daß große Ruderausschläge, besonders wenn sie den maximalen Ruderauschlag erreichen, mit größeren Trefferablagen verbunden sind.
    Fig.8 zeigt schließlich den in ähnlicher Weise erhaltenen Zusammenhang zwischen Trefferablage und gemessener Querbeschleunigung als Funktion der Restflugzeit. Die horizontalen Koordinaten in Fig.8 sind Restflugzeit und Trefferablage. Die vertikale Koordinate ist die gemessene mittlere Querbeschleunigung des Lenkflugkörpers. Eine hohe Querbeschleunigung zeigt an, daß die Begegnung im Grenzbereich der Leistungsfähigkeit des Lenkflugkörpers erfolgt, z.B. in der Nähe der inneren Schußbereichsgrenze. Abhängig vom Flugzustand kann die hohe Querbeschleunigung auch mit einem großen Anstellwinkel des Lenkflugkörpers verbunden sein. Auch die Querbeschleunigung zeigt nach Fig.8 einen deutlichen Zusammenhang mit der Trefferablage, die für hohe Querbeschleunigungen zunimmt, und mit der Restflugzeit.
    Die verschiedenen Einflußgrößen, nämlich einerseits die lenkspezifischen Parameter wie Sichtliniendrehrate σ ˙ und Sichtlinien-Drehbeschleunigung
    Figure 00110001
    und andererseits die flugkörperspezifischen Parameter wie Ruderausschlag und Querbeschleunigung sind, wie in Fig.9 dargestellt ist, auf einen Trefferablage-Prädiktor 28 geschaltet. Bei der Ausführungsform von Fig.9 ist auf den Trefferablage-Prädiktor außerdem die Restflugzeit ("time-to-go") aufgeschaltet, die durch Bildverarbeitung eines Sucherbildes des Suchkopfes des Lenkflugkörpers abgeschätzt wird. Das ist eine Möglichkeit der Berücksichtigung der Restflugzeit. Der Trefferablage-Prädiktor 28 prädiziert anhand der gemessenen lenkspezifischen und flugkörperspezifischen Eingangs-Parameter entweder einen Direkttreffer mit einem Signal an einem Ausgang 30 oder einen nahen Vorbeiflug ("near miss") mit einem Signal an einem Ausgang 32. Die Signale an den Ausgängen 30 und 32 sind auf einen Zünderabschnitt 34 geschaltet. Der Zünderabschnitt 34 enthält einen Annäherungszünder, der bei Annäherung des Lenkflugkörpers an das Ziel anspricht. Das ist durch einen Eingang 36 "Zieldetektion" angedeutet. Dem Annäherungszünder ist eine erste Zündverzugszeit-Tabelle 38 zugeordnet, die eine relativ lange erste Zündverzugszeit für den Annäherungszünder liefert. Diese Zündverzugszeit-Tabelle 38 wird wirksam, wenn der Trefferablage-Prädiktor am Ausgang 30 einen Direkttreffer signalisiert. Dem Annäherungssensor ist weiterhin eine zweite Zündverzugszeit-Tabelle 40 zugeordnet, die eine kürzere, zweite Zündverzugszeit für den Annäherungssensor liefert. Die erste Zündverzugszeit ist so lang gewählt, daß der Aufschlagzünder des Lenkflugkörpers wirksam werden kann, bevor eine Zündung des Gefechtskopfes über den Annäherungssensor erfolgen kann. Damit wird sichergestellt, daß der Gefechtskopf nicht vorzeitig, vor Auftreffen des Flugkörpers auf das Ziel über den Annäherungssensor gezündet werden kann. Das könnte geschehen, wenn der Annäherungssensor sehr früh anspricht und die Zündverzugszeit relativ kurz eingestellt ist. Die zweite Zündverzugszeit ist kürzer als die erste Zündverzugszeit. Diese zweite Zündverzugszeit ist so gewählt, daß bei einem Vorbeiflug des Lenkflugkörpers am Ziel durch Splitterwirkung eine maximale Zerstörung am Ziel erreicht wird.
    Je nach der prädizierten Trefferablage wird an einem Ausgang 42 ein Zündimpuls erzeugt, dessen Zündverzugszeit dem Direkttreffer oder dem Vorbeiflug im oben beschriebenen Sinne entspricht.
    Eig.10 ist ein Blockdiagramm und zeigt die Bildung der "Direkttreffer"- und "Vorbeiflug"-Signale an den Ausgängen 30 und 32. Wie schon gesagt, bietet die Messung oder Abschätzung der für die Bestimmung der Trefferablage benötigten Restflugzeit Schwierigkeiten. Statt, wie in Fig.9, diese Restflugzeit aus der Bildverarbeitung abzuschätzen und auf den Prädiktor 28 als Meßgröße aufzuschalten wird bei der bevorzugten Ausführung von Fig.10 ständig eine Abschätzung der Trefferablage parallel für verschiedene vorgegebene Restflugzeiten vorgenommen, wobei die jeweils aktuellen Parameter zu Grunde gelegt werden. Die so abgeschätzten Trefferablagen werden um die bei der Abschätzung zu Grunde gelegte, vorgegebene Restflugzeit verzögert. Bei Ansprechen des Annäherungssensors stehen dann Abschätzungen der Trefferablage zur Verfügung, die z.B. auf den vor einer halben Sekunde ermittelten Einflußgrößen beruhen und bei dieser Abschätzung der Trefferablage eine Restflugzeit von einer halben Sekunde zu Grunde legen, die auf den vor einer Viertelsekunde ermittelten Einflußgrößen beruhen und bei dieser Abschätzung der Trefferablage eine Restflugzeit von einer Viertelsekunde zu Grunde legen usw. Aus den alle auf den Ansprechzeitpunkt des Annäherungszünders bezogenen und somit vergleichbaren Trefferablagen wird ein gewichtetes Mittel gebildet. Dabei können u.U. Abschätzungen, die auf kürzeren Restflugzeiten beruhen, stärker gewichtet werden.
    Die unter Bezugnahme auf die Figuren 5 bis 8 beschriebenen Einflußgrößen oder Parameter geben Hinweise auf die zu erwartende Trefferablage. Die Trefferablage läßt sich daraus aber nicht ohne weiteres nach einem bestimmten Algorithmus berechnen. Aus diesem Grunde erfolgt die Abschätzung der Trefferablage anhand der Einflußgrößen und der angenommenen Restflugzeit durch "Fuzzy-Inferenz-Systeme". Das ist in Fig.11 dargestellt. Die Einflußgrößen werden anhand von Zugehörigkeitsfunktionen in linguistische Größen wie "groß", "mittel", "klein" umgesetzt. Da sich die Zugehörigkeitsfunktionen in der Regel überlappen, kann ein bestimmter Wert einer Einflußgröße mit bestimmten Prozentsätzen ("Zugehörigkeis-Faktoren") verschiedenen linguistischen Größen zugeordnet sein, also etwa zu 75% "groß" und zu 25% "mittel" sein. Die linguistischen Größen werden nach vorgegebenen Inferenz-Regeln der Form "Wenn...,dann.." verarbeitet. Die Ergebnisse der Inferenz werden nach Maßgabe der Zugehörigkeits-Faktoren verknüpft. Es ergibt sich durch die "Defuzzifizierung" dann eine numerische Ausgangsgröße. Das ist eine an sich bekannte Technik.
    In Fig.10 sind eine Mehrzahl solcher "Fuzzy-Inferenz-Systeme" 44.1, 44.2 ... 44.m vorgesehen. Jedes dieser Fuzzy-Inferenz-Systeme ist ständig von den aktuellen Einflußgrößen beaufschlagt und setzt eine zugehörige vorgegebene Restflugzeit tr1, tr2 ... tm voraus. Die Fuzzy-Inferenz-Systeme liefern, wie beschrieben, numerische Ausgangsgrößen in Form von prädizierten Trefferablagen an Ausgängen 46.1, 46.2 ... 46.m. Durch Schieberegister 48.1, 48.2, ... 48.m werden die Ausgangsgrößen jeweils um die zugehörige Restflugzeit tr1, tr2 ... tm verzögert. An Ausgängen 50.1, 50.2 ... 50.m stehen dann hinsichtlich der Restflugzeiten zeitlich vergleichbare prädizierte Trefferablagen w1, w2, ... wm zur Verfügung. Diese prädizierten Trefferablagen werden in einem Summierpunkt 52 gewichtet summiert. Die gewichtete Summe ist auf eine Bewertungsschaltung 54 aufgeschaltet. Die Bewertungsschaltung 54 liefert dann an den Ausgängen 30 und 32 die Signale "Direkttreffer" oder "Vorbeiflug", wie unter Bezugnahme auf Fig.9 erläutert wurde.
    Fig.11 zeigt schematisch eines der in Fig.10 dargestellten Fuzzy-Inferenz-Systeme.
    Das Fuzzy-Inferenz-System, z.B.44.1, weist Eingänge 56.1, 56.2 ... 56.n für die verschiedenen lenkspezifischen oder flugkörperspezifischen Einflußgrößen oder Parameter auf. Ferner enthält das Fuzzy-Inferenz-System einen Eingang 58, auf welchen eine vorgegebene, dem jeweiligen Fuzzy-Inferenz-System zugeordnete Restflugzeit tr1, ... aufgeschaltet ist. Jeder Eingang ist, wie in Fig.11 für Eingang 56.1 vollständig dargestellt ist, parallel auf Sortierglieder 60 aufgeschaltet, durch welche die anliegende Eingangsgröße, z.B. die Sichtliniendrehrate σ ˙, mit einem durch eine Zugehörigkeitsfunktion bestimmten Zugehörigkeits-Faktor einer linguisischen Größe "klein", "mittel" oder "groß" zugeordnet wird. Die so erhaltenen linguistischen Größen sind auf eine Regelbank 62 aufgeschaltet. In der Regelbank 62 sind Regeln in der Form "Wenn..., dann.." gespeichert, beispielsweise eine Regel: Wenn (tr = {klein} und σ ˙ = {klein}), dann (Trefferablage = {klein}). Alle angesprochenen Regeln, d.h. alle Regeln, in denen Parameter als linguistische Größen mit einem Zugehörigkeits-Faktor erscheinen, liefern linguistische Größen mit Zugehörigkeits-Faktoren, die sich aus den Zugehörigkeits-Faktoren der auftretenden Parameter ergeben. Das ist in Fig.11 durch Block 64 dargestellt. Die Ergebnisse der verschiedenen Regeln werden in einer Summe zusammengefaßt und liefern wieder einen Zahlenwert. Das ist in Fig. 11 durch einen Block 66 "Defuzzifizierung" mit einem Ausgang 46.1 dargestellt.
    Fig.12 zeigt ein Schieberegister zum Verzögern der prädizierten Trefferablage um eine Restflugzeit, das z.B. dem Schieberegister 48.1 von Fig.10 entspricht.
    Das Schieberegister 48.1 enthält Register 68.1, 68.2 ... 68.p. In das Register 68.1 mit Bits 1 bis k wird von dem Fuzzy-Inferenz-System 44.1 von dem Ausgang 46.1 desselben der jeweils aktuelle Wert der prädizierten Trefferablage eingelesen. Das Schieberegister 48.1 wird, wie die übrigen Schieberegister, von einem Speichertakt an einem Takteingang 70 angesteuert. Die jeweils aktuelle prädizierte Trefferablage von dem Fuzzy-Inferenz-System 44.1 wird als Speicherwort in das Register 68.1 eingelesen. Durch einen Taktimpuls wird dieses Speicherwort aus dem Register 68.1 in das Register 68.2 übertragen. Das in dem Register 68.2 vorher gespeicherte Speicherwort wird gleichzeitig in das nächste Register 68.3 übertragen usw, während in das Register 68.1 die neue aktuelle prädizierte Trefferablage eingelesen wird. Nach p Taktimpulsen, die der vorgegebenen Restflugzeit entsprechen, ist das in das Register 68.1 eingelesene Speicherwort im Register 68p angelangt und steht dort zum Auslesen als verzögerte, prädizierte Trefferablage w1 (Fig.10) zur Verfügung.

    Claims (20)

    1. Verfahren zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern, die einen Aufschlagzünder und einen Annäherungszünder aufweisen, der bei Annäherung des Flugkörpers an ein Ziel anspricht, wobei eine Detonation des Gefechtskopfes durch den Aufschlagzünder beim Auftreffen des Flugkörpers auf das Ziel und durch den Annäherungszünder mit einer Zündverzugszeit gegenüber dem Ansprechen des Annäherungszünders ausgelöst wird, gekennzeichnet durch die Verfahrensschritte:
      Erfassen von Einflußgrößen, welche die Art der Begegnung des Lenkflugkörpers mit dem Ziel beeinflussen, und
      Einstellen der Zündverzugszeit in Abhängigkeit von solchen Einflußgrößen.
    2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
      aus den erfaßten Einflußgrößen eine prädizierte Trefferablage bestimmt wird und
      die Zündverzugszeit nach Maßgabe der so prädizierten Trefferablage eingestellt wird.
    3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß dann, wenn die prädizierte Trefferablage einen Direkttreffer erwarten läßt, eine so lange Zündverzugszeit eingestellt wird, daß die Zündung des Gefechtskopfes bei Auftreffen des Lenkflugkörpers auf das Ziel durch den Aufschlagzünder erfolgen kann.
    4. Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß dann, wenn die prädizierte Trefferablage einen Vorbeiflug des Lenkflugkörpers an dem Ziel erwarten läßt, eine Zündverzugszeit eingestellt wird, die im Hinblick auf die Wirksamkeit des seitlich vom Ziel detonierenden Gefechtskopfes optimiert ist.
    5. Verfahren nach einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Abhängigkeit der Trefferablage von den Einflußgrößen und von der Restflugzeit des Lenkflugkörpers durch Simulation ermittelt und gespeichert wird.
    6. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Einflußgrößen solche Größen wie die Sichtliniendrehrate umfassen, die sich aus der Geometrie von Ziel und Lenkflugkörper ergeben.
    7. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einflußgrößen flugkörperspezifische Größen wie Ruderausschlag oder Querbeschleunigung umfassen.
    8. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Restflugzeit aus einer Bildverarbeitung eines von einem bildauflösenden Suchkopf des Lenkflugkörpers gelieferten Zielbildes gewonnen wird.
    9. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
      (a) aus den Einflußgrößen für eine vorgegebene Restflugzeit laufend eine prädizierte Trefferablage bestimmt wird, und
      (b) die so für eine bestimmte Restflugzeit prädizierte Trefferablage um diese Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitgestellt wird.
    10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß
      (a) aus den Einflußgrößen parallel für verschiedene Restflugzeiten zugehörige prädizierte Trefferablagen bestimmt werden,
      (b) jede der für eine Restflugzeit bestimmte prädizierte Trefferablage um diese zugehörige Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitgestellt wird und
      (c) für die Bestimmung der Zündverzugszeit ein Mittel oder gewichtetes Mittel der zeitverzögert bereitgestellten prädizierten Trefferablagen gebildet wird.
    11. Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern, die einen Aufschlagzünder und einen Annäherungszünder zum Zünden des Gefechtskopfes aufweisen, wobei der Annäherungszünder bei Annäherung an das Ziel anspricht und die Detonation des Gefechtskopfes mit einer Zündverzögerung gegenüber dem Ansprechen des Annäherungszünders auslöst,
      gekennzeichnet durch
      (a) Mittel zum Erfassen von Einflußgrößen (σ ˙,
      Figure 00180001
      ...), welche die Art der Begegnung des Lenkflugkörpers (24) und des Ziels beeinflussen während des Fluges des Lenkflugkörpers (24), und
      (b) Einstellmittel (38,40) zum Einstellen der Zündverzugszeit des Annäherungszünders in Abhängigkeit von solchen Einflußgrößen.
    12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch Mittel zum Bestimmen einer prädizierten Trefferablage aus den so bestimmten Einflußgrößen, wobei die Einstellgrößen nach Maßgabe der so bestimmten prädizierten Trefferablage einstellbar sind.
    13. Vorrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß
      (a) durch die Einstellmittel (38,40) dann, wenn die prädizierte Trefferablage einen Direkttreffer erwarten läßt, eine so lange Zündverzugszeit einstellbar ist, daß die Zündung des Gefechtskopfes bei Auftreffen des Lenkflugkörpers (24) auf das Ziel (26) durch den Aufschlagzünder erfolgen kann, und
      (b) durch die Einstellmittel dann, wenn die prädizierte Trefferablage einen Vorbeiflug des Lenkflugkörpers (24) an dem Ziel (26) erwarten läßt, eine Zündverzugszeit einstellbar ist, die im Hinblick auf die Wirksamkeit des seitlich vom Ziel detonierenden Gefechtskopfes optimiert ist.
    14. Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch Speichermittel, mittels derer die durch Simulation ermittelte Abhängigkeit der Trefferablage von den Einflußgrößen und von der Restflugzeit des Lenkflugkörpers (24) gespeichert ist.
    15. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel zum Erfassen der Einflußgrößen
      (a) Mittel zum Erfassen lenkspezifische Größen wie die Sichtliniendrehrate umfassen, die sich aus der Geometrie von Ziel und Lenkflugkörper ergeben, und
      (b) Mittel zum Erfassen lenkflugkörperspezifischer Größen wie Ruderausschlag oder Querbeschleunigung.
    16. Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch
      (a) einem bildauflösenden Suchkopf des Lenkflugkörpers, der ein Zielbild liefert, und
      (b) bildverarbeitende Mittel zur Abschätzung der Restflugzeit aus der Größenänderung des Zielbildes.
    17. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, gekennzeichnet durch
      (a) Mittel (44.1) zur Bestimmung der Trefferablage aus den Einflußgrößen für eine vorgegebene Restflugzeit und
      (b) Verzögerungsmittel (48.1), durch welche die für die vorgegebene Restflugzeit prädizierte Trefferablage um diese Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitstellbar ist.
    18. Vorrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß
      (a) die Mittel (44.1,44.2 ...) zur Bestimmung der Trefferablage aus den Einflußgrößen vermehrfacht in parallelen Kanälen vorgesehen sind, wobei jeder Kanal von den Einflußgrößen beaufschlagt ist und in den Kanälen prädizierte Trefferablagen für verschiedene Restflugzeiten bestimmt werden,
      (b) Verzögerungsmittel (48.1,48.2 ...) vorgesehen sind, durch welche jede der so für eine bestimmte Restflugzeit prädizierte Trefferablage um diese Restflugzeit verzögert für die Bestimmung der Zündverzugszeit beim Ansprechen des Annäherungszünders bereitstellbar ist.
    19. Vorrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß die zeitverzögert bereitgestellten prädizierten Trefferablagen für die Bestimmung der Zündverzugszeit auf Mittel (52) zur Bildung eines gewichteten Mittels der zeitverzögert bereitgestellten prädizierten Trefferablagen aufgeschaltet sind.
    20. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 11 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß die die Mittel zur Bestimmung der Trefferablage aus den Einflußgrößen von einem Fuzzy-Inferenz-System gebildet sind.
    EP01113715A 2000-06-10 2001-06-05 Verfahren und Vorrichtung zum Zünden eines Gefechtskopfes bei zielverfolgenden Lenkflugkörpern Expired - Lifetime EP1162428B1 (de)

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