EP4662454A1 - Verfahren zum betrieb eines flugkörpers an einer startplattform - Google Patents

Verfahren zum betrieb eines flugkörpers an einer startplattform

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Publication number
EP4662454A1
EP4662454A1 EP24703321.0A EP24703321A EP4662454A1 EP 4662454 A1 EP4662454 A1 EP 4662454A1 EP 24703321 A EP24703321 A EP 24703321A EP 4662454 A1 EP4662454 A1 EP 4662454A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
launch
launch platform
seeker
platform
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP24703321.0A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Lorenz Schmitt
Thomas Kuhn
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Diehl Defence GmbH and Co KG
Original Assignee
Diehl Defence GmbH and Co KG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Diehl Defence GmbH and Co KG filed Critical Diehl Defence GmbH and Co KG
Publication of EP4662454A1 publication Critical patent/EP4662454A1/de
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/007—Preparatory measures taken before the launching of the guided missiles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F41G7/2273—Homing guidance systems characterised by the type of waves
    • F41G7/2293—Homing guidance systems characterised by the type of waves using electromagnetic waves other than radio waves

Definitions

  • the invention relates to a method for operating a missile on a launch platform.
  • the missile uses its seeker head to determine its orientation relative to the launch platform using a direction indicator on the launch platform that is recognizable to the seeker head.
  • the invention is based on the idea that the information on the orientation of the launch platform is not sufficient to reliably know the orientation of the missile. Even knowing the nominal orientation of the missile relative to its launch platform is not sufficient to know its precise position. In order to ensure that a missile is ready for use from a moving launch platform in the long term, the missile should be mounted in a way that protects it well against shocks and vibrations and yet ensures that it can be easily released during launch. Both of these factors speak in favor of a rather loose mechanical connection of the missile to the launch platform. This means that the nominal position and the actual position of the missile can differ considerably. The position information initialized with nominal data may be too imprecise to always ensure that the missile functions correctly.
  • a missile with a seeker head can be considered, whose task is to provide highly accurate measurements of the line of sight to a target. Before or during During launch, this capability can be used to measure the missile's orientation relative to the launch platform very precisely before or during launch. This data can be used for attitude initialization. A direction error can be avoided and the target can be approached reliably.
  • the missile can be mounted on or in the launch platform, whereby no distinction is made between on and in below.
  • the orientation of the missile in the launch platform can be described as its position in the launch platform.
  • a distinction can be made between orientation and position, whereby the orientation can be defined using three independent axes of rotation and the position using three independent directions of translation.
  • the missile can have a rocket engine and means for directional control, such as steering wings, transverse thrust nozzles, steering nozzles or the like.
  • it can be a guided missile or a guided missile, i.e. a missile with the ability to actively steer itself during flight, e.g. to align itself with a target.
  • It can contain an active body to attack a target.
  • the seeker head contains an optics and a detector that are transparent or sensitive to incoming radiation, whereby the radiation can cover the wavelength range from radar radiation to infrared radiation to the visible wavelength range or a part thereof.
  • signal processing is available to determine the direction of incoming radiation from the data from the detector.
  • the direction indicator can be any element that is recognizable for the seeker head. Recognizability exists when the direction indicator can be recognized as such by the seeker head or its signal processing, for example as a feature in an image provided by the seeker head detector. Recognizability exists in particular when the direction of the direction indicator can be determined by the seeker head, for example in relation to a previously known direction of the seeker head, such as the missile axis, or for example preferably relative to the missile's alignment.
  • the direction indicator can be an optical element, whereby the terms optics and direction indicator are not restricted to the visible wavelength range in their function. The optics are, for example, infrared optics or radar optics, so that radiation emitted by the direction indicator or optical element can also be outside the visible wavelength range.
  • the direction indicator can actively or passively emit radiation in a wavelength range in which the seeker head is sensitive.
  • the beam width and beam direction of the direction indicator are expediently selected so that the Radiation is visible to the seeker over all expected uncertainties of the missile orientation and preferably also over all expected uncertainties of the missile position relative to the launch platform.
  • the direction sensor is attached to the launch platform in a rigid manner and, in particular, with a small alignment tolerance. This means that the nominal and actual alignment of the direction sensor match up well.
  • the nominal alignment of the direction sensor is known to the missile.
  • the alignment of the direction sensor can be determined by the direction of a beam that the direction sensor emits. Since the beam propagates in a straight line, the signal from the direction sensor reaches the seeker head without directional error and can be measured there with high precision. The resulting information about the alignment of the missile relative to the launch platform has a much smaller error than the nominal values of the inaccurate mechanical connection.
  • the seeker head of the missile can determine an orientation of the direction sensor relative to a known direction of the missile, such as its longitudinal axis or a reference direction of the seeker head.
  • the seeker head can measure radiation incident from the direction sensor and use this to precisely determine the position of the missile on the launch device.
  • the optics of the seeker head sharply image the radiation emanating from the direction sensor or optical element on its detector.
  • the orientation of the direction sensor is in a known dependency on an orientation of the launch platform, the orientation of the missile relative to the launch platform can be determined from the orientation of the direction sensor to the orientation of the launch platform and the orientation of the direction sensor relative to the reference direction of the missile.
  • the loose and therefore inaccurate mechanical coupling of the missile to the launch platform can thus be replaced by an accurate electromagnetic coupling, so that the orientation of the missile can be determined precisely.
  • the field of view may be limited, so that the field of view must first be roughly aligned with the direction indicator.
  • This rough direction can either already be stored in the missile software or transmitted from the launch platform to the missile.
  • a search procedure can also swivel the optics of the seeker head until the beam of the direction indicator is in the field of view.
  • the beam of the direction indicator can be referred to as the reference beam.
  • the radiation of the direction indicator is advantageously selected so that it differs from background radiation and other sources of interference. This can be achieved by sufficiently high radiation output, but also by an imaged pattern and/or a clearly recognizable change in intensity over time, for example in the form of amplitude modulation.
  • the method can be seen as part of a method for transferring a flight path, a sequence of waypoints or a target from a launch platform to a missile arranged on it and having a seeker head. Since it is useful to know the orientation of the missile on the launch platform immediately before launch, the method can also be seen as a method for launching a missile with a seeker head from a launch platform.
  • the invention is also directed to a launch system comprising a missile with a seeker head and a launch platform for launching the missile.
  • the launch platform contains a direction sensor according to the invention and that the missile is designed to determine its own orientation, in particular relative to the launch platform, with its seeker head using the direction sensor.
  • the direction sensor can radiate actively or passively, i.e. radiate itself or, for example, reflect or transmit radiation from another source, with the beam direction being expediently set relative to a reference direction of the launch platform.
  • the optics of the missile's seeker head are usually set up for infinite focusing.
  • a sharp image of an object on the seeker head's detector is achieved when the radiation emanating from the object falls parallel into the optics.
  • the seeker head can determine the direction of the direction indicator most accurately when its signal is sharply imaged onto the detector, an advantageous embodiment of the invention proposes that the direction indicator is a parallel radiator, i.e. an element that emits electromagnetic radiation with a parallel beam path.
  • the seeker head can determine the angle of incidence of its radiation and from this its alignment relative to the launch platform.
  • the beam cross-section of the parallel radiator can be large or small.
  • the direction indicator contains a laser, in particular an infrared laser, so that the beam cross-section is as small as a laser.
  • the direction indicator can have an alignment element that aligns the rays of an approximately point-shaped light source in parallel or expands the cross-section of a bundle of already parallel rays.
  • the alignment element can be a parabolic mirror that deflects and parallelizes the radiation of a central radiator so that its beam cross-section is larger than the radiating element of the central radiator.
  • alignment elements such as parabolic mirrors or coupling elements made of a glass fiber, are also possible for an actively radiating element. In general, any parallel radiating element is possible.
  • the direction finder can contain an active or a passive radiator. If the direction finder is passive, it can absorb radiation and transmit it to the seeker head, for example as a mirror or as a tube through which the radiation is sufficiently parallelized due to the length of the tube. For this, the ratio of length to inner diameter should be more than 1000.
  • the flight path, waypoints or target data can be given to the missile depending on a reference position of the launch platform.
  • This can refer to a reference point or a reference unit of the launch platform, e.g. a reference navigation unit.
  • the direction sensor is arranged as close to the reference point as possible. It is particularly advantageous if the direction sensor is arranged directly on the reference unit, in particular directly on a reference navigation unit of the launch platform.
  • the direction indicator is aligned in a defined manner to a reference navigation unit of the launch platform.
  • this can also be understood to mean that the reference beam, in particular the parallel beam, emanating from the direction indicator is aligned in a defined manner to the reference navigation unit.
  • this direction can be taken into account when initializing the missile's attitude information.
  • correctly recording the missile's alignment is more important than correctly recording the missile's position on the launch platform.
  • the three directional dimensions of the alignment are therefore important, or in other words the three rotational dimensions in which the missile, e.g. its longitudinal axis, is aligned.
  • the direction determination of the reference radiator only takes into account tilts of the missile around spatial axes that are not parallel to the reference beam.
  • the reference beam is chosen so that tilts can be recorded in the two directions in which the alignment tolerances are most significant for initialising the position. This will usually be the rolling direction and lateral tilt on a launch rail to which the missile may be held, or e.g. B. a lateral tilt relative to a wall of a canister in which the missile can be held, or a tilt of such a canister and thus of the missile relative to the launch platform.
  • the reference beam is particularly advantageous if it runs transversely, particularly preferably perpendicularly, to the direction of the greatest alignment tolerance.
  • a beam direction of the direction sensor is aligned transversely to the longitudinal direction of the missile. Transverse can include a deviation of up to 30° from the vertical, in particular a maximum of 10°.
  • a lateral alignment tolerance of the missile on the launch rail can be detected particularly precisely if a beam direction of the direction sensor is aligned in the lateral direction of a launch rail on the launch platform for the missile.
  • a tolerance of up to 30°, in particular a maximum of 10° can be included.
  • the launch platform usually carries several missiles, for example in a canister, or it carries several canisters each containing one missile.
  • the attitude initialization for several, in particular for all, missiles present.
  • each one initializing missile has a view of a direction indicator. For this to happen, it is not absolutely necessary for each of the seeker heads to see the reference beam before the first missile is launched. It is sufficient if each missile sees the reference beam before its own launch, for example if another missile has been launched that obscures the view of the reference beam.
  • the need for a firing sequence - as described above - can be avoided if several missiles move through the reference beam during launch and locate it. This is possible if the missiles are arranged in a plane in which their longitudinal axes also lie.
  • the reference beam can run a little offset from the seeker heads in the launch direction. For example, the beam runs 10 cm above several seeker heads of several missiles. Before launch, the beam is not visible to any or not all of the seeker heads. However, during launch, the seeker head moves through the reference beam, which is visible for a short period of time to the seeker head just flying through the beam and its direction can be determined.
  • the launch platform and a beam direction of the direction sensor can run in the launch direction in front of their seeker heads.
  • This variant has the advantage that the firing sequence of several missiles arranged one behind the other can be freely selected. In this case, the reference beam is only visible for a relatively short period of time to determine the orientation. This method can also be used when the missiles are launched from individual, sealed canisters.
  • attitude initialization it is advantageous if each missile has its own direction sensor. Before launch, each of the missiles or the associated seeker head can see its direction sensor or element and determine its direction. Alternatively, there are multiple direction sensors for a larger number of missiles. In this case, at least one of the direction sensors is assigned to several missiles.
  • attitude initialization is for a beam from the direction sensor to be split by a beam splitter, e.g. by mirrors and/or several glass fibers, into several reference beams to several seeker heads.
  • the provision of several direction sensors has the further advantage that a missile can use its seeker head to determine its orientation relative to the launch platform in three dimensions around all three spatial axes using several direction sensors.
  • at least two direction sensors are arranged in different directions to the missile or its seeker head and can be localized by the seeker head.
  • the beam directions are expediently linearly independent of one another. It is possible for several missiles to be assigned to one or each of them to be assigned to one direction sensor, so that the number of direction sensors can be kept low.
  • direction indicators there are several direction indicators, each of which has several seeker heads in its beam direction.
  • one seeker head can obscure another, but the rear seeker head can be cleared of view by the front one moving forward.
  • FIG 1 a seeker head of a missile illuminated by a direction finder
  • FIG 2 four missiles in a launch platform, the seeker heads of which are in the beam of a direction finder,
  • FIG 3 four missiles whose seeker heads are located below a beam of a direction finder
  • FIG 4 a director that generates beam parallelism with a parabolic mirror
  • FIG 5 the illumination of a seeker head by a passive direction indicator
  • FIG 6 four missiles on launch rails and a direction indicator seen from above
  • FIG 7 a seeker head illuminated by two direction indicators from two directions
  • FIG 8 four missile seeker heads, each illuminated by its own direction indicator
  • FIG 9 four seeker heads illuminated by several direction indicators without shadowing
  • FIG 10 four seeker heads, each illuminated by several direction sensors.
  • FIG 1 shows a missile 2, of which only the tip with a seeker head 4 is shown for the sake of clarity.
  • the missile 2 is held on a launch platform 6, which is only indicated schematically, in which the missile 2 hangs on a launch rail not shown in FIG 1.
  • the launch platform 6 can have a canister on a vehicle, for example a ship or a land vehicle, in which the missile 2 was transported.
  • the launch platform 6 comprises a reference unit 8, which can be a reference navigation unit that contains a programmable computing unit 10 that receives and/or determines target data and passes it on to a programmable control unit 12 of the missile 2.
  • This data includes a flight direction in which the missile 2 should fly after a launch or advance from the launch platform 6.
  • the control unit 12 controls the flight of the missile 2 by means of a navigation solution that is based on an initial position of the missile 2 in space, which must therefore be known relative to a reference position.
  • the reference position can be the position of the reference unit 8 of the launch platform 6 and thus also the orientation of the launch platform 6 itself, the position of which is known by corresponding sensors 14.
  • the alignment tolerances of the missile 2 in the launch platform 6 can be so large that the current position of the missile 2 deviates significantly from the initial position assigned to it by the computing unit 10.
  • This initial position error can have a significant positioning error during the flight of the missile 2, so that the actual flight of the missile 2 deviates significantly from its target flight. In the worst case, the missile 2 does not reach its mission target.
  • the launch platform 6 is equipped with a direction sensor 16a.
  • FIGS. 1 to 10 show various direction sensors 16a - 16f, which are identified with the same reference number and different reference letters. When describing properties that are common to all direction sensors 16a - 16f, the reference letter is omitted below.
  • the direction sensor 16 has a reference direction that can be formed by a reference beam 18.
  • the reference beam 18 is an electromagnetic beam, for example in the infrared or visible wavelength range.
  • the reference beam 18 has a reference direction and is formed from parallel beams that are directed in this reference direction.
  • the reference direction can be fixed relative to the launch platform 6 and is known in particular to the computing unit 10 and/or the control unit 12 and can also be recognized by the seeker head 4. Since the seeker head 4 is able to recognize the reference direction with high precision, the missile 2 knows its own orientation in the launch platform 6 implicitly or explicitly. It can use this when processing the Include movement specifications and thus fly correctly in the manner assigned to it. Or the current orientation of the missile 2 is communicated to the computing unit 10, which adapts its movement specifications to this orientation and passes them on to the missile 2 in an adapted form. To determine the current orientation of the missile 2 relative to the launch platform 6, the directional data of the reference beam 18, i.e. the direction in which the seeker head 4 detects the reference beam 18, is sufficient.
  • the direction can contain one or more angles of incidence of its radiation into the seeker head 4.
  • the reference beam 18 can be electromagnetic radiation emitted by the directional sensor 16.
  • the directional sensor 16 can generate this actively, e.g. using a laser, or pass it on passively, e.g. using a mirror or a radiation channel.
  • the direction indicator 16 can be an active or passive radiator.
  • the reference beam 18 should be a parallel beam of electromagnetic radiation, to whose wavelength the search head 4 is sensitive.
  • the direction indicator 16a is a parallel radiator that emits its reference beam 18 in exclusively parallel radiation, as indicated in FIG. 1 by the parallel arrows.
  • the reference beam 18 of the direction indicator 16 falls into the search head 4 and is imaged by it onto its detector in a sharp point, from whose position on the detector the reference direction can be determined.
  • the direction indicator 16 is aligned in a defined manner with respect to the reference unit 8 of the launch platform 6, whereby this can be achieved by knowing the reference direction, e.g. relative to the launch platform 6.
  • a loose mechanical connection 20 of the missile 2 to the launch platform 6 is converted into an electromagnetic connection with a low tolerance by means of a fixed mechanical connection 22 with a low tolerance and the electromagnetic bridge to the seeker head 4, with which the current orientation of the missile 2 in the launch platform 6 can be recognized and taken into account.
  • the direction indicator 16 is rigidly connected to the reference unit 8, in particular if it is attached directly to the reference unit 8.
  • the seeker head 4 can determine the reference direction and from this its own orientation in the launch platform 6 - i.e. relative to the launch platform 6. To do this, it aligns its optics 24 so that the reference beam 18 falls into the optics 24 and can be processed to determine the direction.
  • the alignment can be carried out in advance, for example by the control unit 12 knowing - e.g. through data transmitted in advance to the control unit 12 - from which direction the reference beam 18 is to be expected, or by searching for the reference beam 18 by pivoting the optics 24.
  • the launch platform 6 expediently informs the missile 2 when the reference beam 18 or the direction indicator 16 is visible, so that the direction determination can be triggered in this way without the direction indicator 16 always having to be visible.
  • the reference beam 18 or the visibility of the direction indicator 16 can be provided with a code, for example with a radiation code of the reference beam 18, such as a fixed flashing frequency.
  • FIG 2 shows several missiles 2 in the launch platform 6, which is also only indicated schematically here, which contains the reference unit 8 and a direction indicator 16b, which can be designed like the direction indicator 16a or in a different design.
  • the following description is essentially limited to the differences from the embodiment in FIG 1, to which reference is made with regard to the same features and functions. In order to avoid having to repeat what has already been described, all features of a previous embodiment are generally adopted in the following embodiment without being described again, unless features are described as differences from the previous embodiment.
  • the direction indicator 16b is aligned such that its reference beam 18 would pass through all seeker heads 4 of the missiles 2 if it were not shaded by another seeker head 4.
  • FIG 2 shows how the individual missiles 2 are not aligned exactly parallel to one another, but are attached to the launch platform 6 with a relatively large alignment tolerance, i.e. their alignment differs from one another.
  • This alignment tolerance relates to all three directional dimensions, or in other words to all three rotational dimensions. It can also relate to the three translational dimensions, which are less important, however, so they will not be discussed further below.
  • the seeker heads 4 are all in the line of the reference beam 18. If there is a shadow, the reference beam 18 would initially only be visible to the seeker head 4 closest to the direction indicator 16b, so that it can initialize its alignment. Only after this missile 2 has been launched can the seeker head 4 closest to it see the direction indicator 16b and thus determine the direction of the reference beam 18 and its output. direction. In this arrangement, the order in which the missiles 2 are launched from the launch platform 6 is therefore fixed so that each seeker head 4 has a clear view of the direction indicator 16b before launch. First, the missile 2 closest to the direction indicator 16b is launched, then the next missile 2, and so on, up to the missile 2 furthest away from the direction indicator 16b.
  • the reference beam 18 is located in the launch direction or longitudinal direction in front of the seeker heads 4 of the missiles 2 in the launch platform 6, specifically in the extension of the longitudinal direction of the missiles 2.
  • the direction indicator 16b is therefore not visible to any of the seeker heads.
  • the missiles 2 fly through the reference beam 18 with their seeker heads 4, so that this is visible to each of the seeker heads 4 for the time they fly through.
  • the order of launches is irrelevant here, as long as two missiles 2 do not launch so close together that one shadows the other during its flight through the reference beam 18.
  • FIG 4 shows a direction indicator 16c with a radiation source 26 and a parabolic mirror 28 which is illuminated by the radiation source 26.
  • the radiation source 26 can be a central radiator which therefore emits its rays from a center in a spherical or partially spherical manner, for example an incandescent radiator.
  • the rays of the essentially point-shaped radiation source 26 which is located in the focus of the parabolic mirror 28 are aligned parallel by the parabolic mirror 28 and directed as an expanded reference beam 18 to several seeker heads 4 of the launch platform 6 so that - although parallel - it falls into several seeker heads 4 at the same time, the direction of incidence being identical for all seeker heads 4.
  • the beam guide 29 can be directed at its other end towards any radiation visible to the seeker head 4, such as ambient radiation or a warm surface of the launch platform 6, as long as the beam intensity is sufficient to be detected by the seeker head 4.
  • the cross-sectional shape of the reference beam 18 can be predetermined and shaped in a characteristic way, for example as a cross, so that this pattern can be easily distinguished from ambient radiation.
  • the patterning due to the cross-sectional enlargement eliminates the need for strict parallelism of the reference beam 18, which results in an enlargement of the image of the reference beam 18 on the detector.
  • the reference direction can only be determined by pattern recognition combined with a predetermined and easily recognizable reference point of the pattern, e.g. the intersection point of two perpendicular lines.
  • This principle can be applied to any direction indicator 16.
  • a passive direction indicator 16d the area surrounding the reference beam 18 should be darkened so that the reference beam 18 is sufficiently clearly visible against the dark background.
  • a radiation source 26 can be placed on the beam guide 29 in order to increase the radiation intensity. This radiation source 26 does not have to be a component of the direction indicator 16d. And its optionality is indicated in FIG 5 by its dotted representation.
  • FIG 6 shows the configuration of the embodiment from FIG 2 from above, i.e. opposite to the launch direction of the missiles 2.
  • the missiles 2 are each attached to their launch rail 30, whereby considerable variations in the roll alignment and also tilting of the missiles 2 are visible.
  • the fields of view of the seeker heads 4 are all aligned with the direction indicator 16b in order to be able to recognize the reference beam 18 immediately after it has been released by the shadowing.
  • the reference beam 18 runs - apart from the shadowing - through all seeker heads 4.
  • the distance direction 32 which is aligned in the direction of the distance of a missile 2 from its launch rail 30, and the lateral direction 34, which is aligned perpendicular to the distance direction 32 and to the longitudinal direction of the missile 2.
  • the alignment tolerances in one direction are not position tolerances but rotation tolerances, i.e. alignment tolerances about an axis, in the lateral direction 34 about a transverse axis.
  • the orientation or alignment tolerance of the missile 2 in the rolling direction and in the lateral direction 34 can be detected by the reference beam 18 in the lateral direction 34.
  • the rotation axes with respect to which alignment tolerances can be determined are shown by a corresponding representation in Fig. 6.
  • the comparatively small alignment tolerance, or in other words misalignment or deviation from nominal alignment to actual alignment, in the distance direction 32 cannot be detected with this beam alignment because it does not cause a change in the position of the focal point of the reference beam 18 on the detector, but rather a rotation of the focal point.
  • the seeker head 4 is illuminated by several direction indicators 16, whereby their design can be designed in any form from one of the embodiments.
  • the alignment tolerance in the distance direction 32 can also be detected, i.e. around a rotation axis that runs from left to right in the plane of the paper in FIG 7 (see corresponding representation of the rotation axis in FIG 7).
  • the alignment tolerances can be detected in all three spatial directions if the alignment of the two reference directions to each other or to the launch platform 6 or another direction is known. The larger the sine of the angle between the two reference beams 18, the more precisely the alignment of the missile 2 can be detected.
  • each seeker head 4 or missile 2 has its own directional sensor 16, which only illuminates the seeker head 4 assigned to it with parallel beams.
  • this configuration is similar to that of FIG 4, although the parabolic mirror 28 can be dispensed with and instead several directional sensors 16 are used, expediently in the form of parallel radiators.
  • the alignment of the reference beams 18 can be parallel to one another, as shown in FIG 8, although this is not absolutely necessary as long as the reference directions are all known.
  • one reference beam 18 can also illuminate several seeker heads 4 as long as the beams of the reference beam 18 are parallel.
  • FIG 9 shows an embodiment based on the principle of FIG 7, but with several missiles 2, so that each seeker head 4 is exposed to multiple radiation as in FIG 7.
  • the configuration from FIG 9 requires only two directional sensors 16e. These are each equipped with a beam splitter that splits the essentially parallel radiation into several directions. It is important that the beams of a directional sensor 16e only hit a seeker head 4 in one direction, so that the beam splitting shades the other seeker heads 4. In addition, all reference directions of all reference beams 18 must be known, as well as the assignment of the individual reference directions to the search heads 4. This design is easier to calibrate than the embodiments in FIG. 4 and FIG. 8, since only the small beam splitters have to be aligned precisely.
  • the optics 24 of the search heads 4 are aligned so that the reference beams 18 fall in from both reference directions. If the field of view is too small for this, the optics 24 must be turned towards the two reference beams 18 one after the other in order to record their directions one after the other.
  • FIG 10 combines the principles of FIG 6 and FIG 7.
  • Several seeker heads 4 - in FIG 10 only 2 each, but there can be more - are arranged in a reference beam 18, with the associated shadowing.
  • the seeker heads 4 are all illuminated from two directions - except for the shadows - so that the three-dimensional orientation can be determined.
  • the launch of a missile 2 arranged further forward in the reference beams 18 opens up the view of two seeker heads located behind it onto the reference beams 18.
  • the arrangement can be implemented with several active direction sensors 16, so that each reference beam 18 is generated by a direction sensor 16.
  • a single actively radiating element 36 is sufficient, which supplies the direction sensors 16f with radiation via two optical conductors 38, for example glass fibers, by connecting them to the actively radiating element 36.
  • the direction sensors 16f can be decoupling elements that decouple part of the radiation falling through their optical conductor 38 and emit it as their reference beam 18.
  • List of reference symbols Missile Seeker Launch platform Reference unit Processing unit Control unit Sensors af Direction indicator Reference beam Connection Connection optics Radiation source Parabolic mirror Beam guidance Launch rail Distance direction Lateral direction Element optical conductor

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Abstract

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers (2) an einer Startplattform (6). Damit der Flugkörper (2) nach dem Start zuverlässig die geforderte Bewegung ausführt, wird vorgeschlagen, dass der Flugkörper (2) mithilfe seines Suchkopfs (4) seine Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) anhand eines Richtungsgebers (16a - 16f) der Startplattform (6) bestimmt.

Description

Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers an einer Startplattform
Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers an einer Startplattform.
Vor dem Start eines Flugkörpers von einer Startplattform wird die Lageinformation des Flugkörpers initialisiert. Diese Anfangsinformation enthält die Ausrichtung der Startplattform, in oder an der der Flugkörper gelagert ist, und - falls davon abweichend - die Ausrichtung des Flugkörpers in oder an der Startplattform. Die Anfangslage des Flugkörpers muss bekannt sein, damit der Flugkörper einer vorgegebenen Bahn möglichst präzise folgen kann.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren anzugeben, mit dem die Flugkörperlage zuverlässig erfasst werden kann.
Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren der eingangs genannten Art gelöst, bei dem der Flugkörper erfindungsgemäß mithilfe seines Suchkopfs seine Ausrichtung relativ zur Startplattform anhand eines für den Suchkopf erkennbaren Richtungsgebers der Startplattform bestimmt.
Die Erfindung geht von der Überlegung aus, dass die Information zur Ausrichtung der Startplattform nicht ausreicht, um zuverlässig auch die Ausrichtung des Flugkörpers zu kennen. Auch die Kenntnis der nominellen Ausrichtung des Flugkörpers relativ zu seiner Startplattform reicht nicht aus, um seine Lage präzise zu kennen. Denn um die Einsatzbereitschaft eines Flugkörpers von einer beweglichen Startplattform auf lange Sicht zu gewährleisten, sollte der Flugkörper in einer Weise gelagert sein, die ihn gut vor Stößen und Vibrationen schützt und dennoch einen leichten Abgang bei einem Start sicherstellt. Beides spricht für eine eher lose mechanische Anbindung des Flugkörpers an die Startplattform. Dadurch können sich die nominelle Lage und die reale Lage des Flugkörpers erheblich unterscheiden. Die mit nominellen Daten initialisierte Lageinformation ist unter Umständen zu ungenau, um stets die korrekte Funktion des Flugkörpers sicherzustellen.
Betrachtet werden kann ein Flugkörper mit einem Suchkopf, dessen Aufgabe es ist, hochgenaue Messungen der Sichtlinienrichtung zu einem Ziel zu liefern. Vor oder wäh- rend des Starts kann diese Fähigkeit dazu genutzt werden, um die Ausrichtung des Flugkörpers relativ zur Startplattform vor oder während des Starts sehr genau zu vermessen. Diese Daten können zu einer Lageinitialisierung verwendet werden. Ein Richtungsfehler kann vermieden und das Ziel kann zuverlässig angeflogen werden.
Der Flugkörper kann an oder in der Startplattform gelagert sein, wobei im Folgenden nicht zwischen an und in unterschieden wird. Die Ausrichtung des Flugkörpers in der Startplattform kann als seine Lage in der Startplattform beschrieben werden. Es kann unterschieden werden zwischen Ausrichtung und Position, wobei die Ausrichtung anhand von drei voneinander unabhängigen Rotationsachsen definiert werden kann und die Position anhand von drei voneinander unabhängigen Translationsrichtungen.
Der Flugkörper kann ein Raketentriebwerk aufweisen und Mittel zur Richtungssteuerung, wie Lenkflügel, Querschubdüsen, Lenkdüsen oder dergleichen. Er kann insofern ein gelenkter Flugkörper bzw. ein Lenkflugkörper sein, also ein Flugkörper mit der Fähigkeit, sich selbst während des Flugs aktiv zu lenken, z.B. auf ein Ziel auszurichten. Zur Bekämpfung eines Ziels kann er einen Wirkkörper enthalten. Der Suchkopf enthält eine Optik und einen Detektor, die für einfallende Strahlung transparent bzw. sensitiv sind, wobei die Strahlung den Wellenlängenbereich von Radarstrahlung über Infrarotstrahlung bis hin zum sichtbaren Wellenlängenbereich oder einen Teil davon umfassen kann. Zudem ist eine Signalverarbeitung zur Bestimmung der Richtung einfallender Strahlung aus den Daten des Detektors vorhanden.
Der Richtungsgeber kann jedwedes für den Suchkopf erkennbares Element sein. Eine Erkennbarkeit liegt vor, wenn der Richtungsgeber als solcher vom Suchkopf bzw. seiner Signalverarbeitung erkennbar ist, beispielsweise als Merkmal in einem vom Detektor des Suchkopfs gelieferten Bild. Eine Erkennbarkeit liegt insbesondere vor, wenn die Richtung des Richtungsgebers vom Suchkopf bestimmbar ist, beispielsweise zu einer vorbekannten Richtung des Suchkopfs, wie die Flugkörperachse, oder beispielsweise bevorzugt relativ zur Ausrichtung des Flugkörpers. Der Richtungsgeber kann ein optisches Element sein, wobei die Begriffe der Optik und des Richtungsgebers in ihrer Funktion nicht auf den sichtbaren Wellenlängenbereich beschränkt sind. Die Optik ist beispielsweise eine Infrarot-Optik oder Radaroptik, sodass vom Richtungsgeber bzw. optischen Element emittierte Strahlung auch außerhalb des sichtbaren Wellenlängenbereichs liegen kann. Der Richtungsgeber kann aktiv oder passiv Strahlung in einem Wellenlängenbereich aussenden, in dem der Suchkopf empfindlich ist. Strahlweite und Strahlrichtung des Richtungsgebers sind zweckmäßigerweise so gewählt, dass die Strahlung für den Suchkopf über sämtliche zu erwartende Unsicherheiten der Flugkörperausrichtung und vorzugsweise auch über sämtliche zu erwartende Unsicherheiten der Flugkörperposition gegenüber der Startplattform sichtbar ist.
Anders als der Flugkörper ist der Richtungsgeber zweckmäßigerweise starr und insbesondere auch mit geringer Ausrichtungstoleranz an der Startplattform befestigt. Nominelle und tatsächliche Ausrichtung des Richtungsgebers stimmen hierdurch gut überein. Die nominelle Ausrichtung des Richtungsgebers ist dem Flugkörper bekannt. Die Ausrichtung des Richtungsgebers kann durch eine Richtung eines Strahls festgelegt sein, den der Richtungsgeber aussendet. Da die Strahlausbreitung geradlinig erfolgt, erreicht das Signal des Richtungsgebers den Suchkopf ohne Richtungsfehler und kann dort hochgenau vermessen werden. Die daraus resultierende Information über die Ausrichtung des Flugkörpers relativ zur Startplattform weist einen wesentlich geringeren Fehler auf als die nominellen Werte der ungenauen mechanischen Anbindung.
Der Suchkopf des Flugkörpers kann eine Ausrichtung des Richtungsgebers relativ zu einer bekannten Richtung des Flugkörpers bestimmen, wie seiner Längsachse oder einer Referenzrichtung des Suchkopfs. Beispielsweise kann der Suchkopf vom Richtungsgeber einfallende Strahlung messen und daraus die Lage des Flugkörpers am Startgerät präzise bestimmen. Hierfür ist es zweckmäßig, wenn die Optik des Suchkopfs die vom Richtungsgeber bzw. optischen Element ausgehende Strahlung scharf auf seinem Detektor abbildet. Wenn die Ausrichtung des Richtungsgebers in einer bekannten Abhängigkeit zu einer Ausrichtung der Startplattform steht, so kann aus der Ausrichtung des Richtungsgebers zur Ausrichtung der Startplattform und der Ausrichtung des Richtungsgebers relativ zur Referenzrichtung des Flugkörpers die Ausrichtung des Flugkörpers relativ zur Startplattform bestimmt werden. Die lose und somit ungenaue mechanische Kopplung des Flugkörpers zur Startplattform kann so durch eine genaue elektromagnetische Kopplung ersetzt werden, sodass die Ausrichtungsbestimmung des Flugkörpers in genauer Weise erfolgen kann.
Je nach Art des Suchkopfs kann sein Sichtfeld begrenzt sein, sodass das Sichtfeld zunächst grob auf den Richtungsgeber ausgerichtet werden muss. Diese grobe Richtung kann entweder bereits in der Flugkörpersoftware hinterlegt sein oder von der Startplattform an den Flugkörper übermittelt werden. Auch kann ein Suchverfahren die Optik des Suchkopfs so lange schwenken, bis der Strahl des Richtungsgebers im Sichtfeld liegt. Der Strahl des Richtungsgebers kann als Referenzstrahl bezeichnet werden. Die Strahlung des Richtungsgebers ist vorteilhafterweise so gewählt, dass sie sich von Hintergrundstrahlung und anderen Störquellen unterscheidet. Das kann durch hinreichend große Strahlungsleistung, aber auch durch ein abgebildetes Muster und/oder eine gut erkennbare zeitliche Änderung der Intensität, beispielsweise in Form einer Amplitudenmodulation, realisiert sein.
Das Verfahren kann als Teil eines Verfahrens zur Übergabe eines Flugpfads, einer Folge von Wegpunkten oder eines Ziels von einer Startplattform an einen an ihr angeordneten und einen Suchkopf aufweisenden Flugkörper gesehen werden. Da die Kenntnis der Ausrichtung des Flugkörpers an der Startplattform unmittelbar vor dem Start sinnvoll ist, kann das Verfahren auch als ein Verfahren zum Starten eines Flugkörpers mit einem Suchkopf von einer Startplattform gesehen werden.
Die Erfindung ist außerdem gerichtet auf ein Startsystem umfassend einen Flugkörper mit einem Suchkopf und eine Startplattform zum Starten des Flugkörpers.
Um ein Startsystem zu erhalten, mit dem der Flugkörper nach dem Start zuverlässig die geforderten Bewegungen ausführt, wird vorgeschlagen, dass die Startplattform erfindungsgemäß einen Richtungsgeber enthält und der Flugkörper dazu ausgeführt ist, seine eigene Ausrichtung, insbesondere relativ zur Startplattform, mit seinem Suchkopf anhand des Richtungsgebers zu bestimmen. Der Richtungsgeber kann aktiv oder passiv strahlen, also selbst strahlen oder z.B. Strahlung von einer anderen Quelle reflektieren oder übertragen, wobei die Strahlrichtung relativ zu einer Bezugsrichtung der Startplattform zweckmäßigerweise festgelegt ist.
Im Folgenden sind bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung beschrieben, die sowohl mit dem erfindungsgemäßen Verfahren als auch mit dem erfindungsgemäßen Startsystem gemäß der unabhängigen Ansprüche kombinierbar sind. So sind Verfahrensmerkmale auch als Eigenschaften der entsprechenden Vorrichtungseinheit gegenständlich formuliert zu sehen und funktionale Vorrichtungsmerkmale auch als entsprechende Verfahrensmerkmale.
Die Optik des Suchkopfs des Flugkörpers ist in aller Regel auf eine unendliche Fokussierung eingerichtet. Eine scharfe Abbildung eines Gegenstands auf dem Detektor des Suchkopfs erfolgt insofern, wenn die vom Gegenstand ausgehende Strahlung parallel in die Optik fällt. Da die Bestimmung der Richtung des Richtungsgebers durch den Suchkopf am genauesten möglich ist, wenn sein Signal scharf auf den Detektor abgebildet wird, wird in einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung vorgeschlagen, dass der Richtungsgeber ein Parallelstrahler ist, also ein Element, das elektromagnetische Strahlung mit parallelem Strahlengang aussendet. Der Suchkopf kann den Einfallswinkel von dessen Strahlung und daraus seine Ausrichtung relativ zur Startplattform bestimmen. Der Strahlquerschnitt des Parallelstrahlers kann groß oder klein sein. Beispielsweise enthält der Richtungsgeber einen Laser, insbesondere einen Infrarotlaser, sodass der Strahlquerschnitt laserartig klein ist. Es ist auch möglich, dass der Richtungsgeber ein Ausrichtelement aufweist, das die Strahlen einer näherungsweise punktförmigen Lichtquelle parallel ausrichtet oder ein Bündel bereits paralleler Strahlen in seinem Querschnitt aufweitet. So kann das Ausrichtelement ein Parabolspiegel sein, der die Strahlung eines Zentralstrahlers umlenkt und parallelisiert, sodass dessen Strahlquerschnitt größer ist als das strahlende Element des Zentralstrahlers. Möglich sind auch mehrere Ausrichtelemente, wie Parabolspiegel oder Auskoppelelemente aus einer Glasfaser, für ein aktiv strahlendes Element. Generell ist jedes parallel strahlende Element möglich.
Der Richtungsgeber kann einen aktiven oder einen passiven Strahler enthalten. Ist der Richtungsgeber passiv, so kann er Strahlung aufnehmen und zum Suchkopf weiterleiten, beispielsweise als Spiegel oder als Rohr, durch das die Strahlung aufgrund der Länge des Rohrs ausreichend parallelisiert wird. Hierfür sollte das Verhältnis aus Länge zu Innendurchmesser mehr als 1000 betragen.
Flugpfad, Wegpunkte oder Zieldaten können dem Flugkörper in Abhängigkeit von einer Referenzlage der Startplattform gegeben werden. Diese kann sich auf einen Bezugspunkt oder eine Referenzeinheit der Startplattform beziehen, z.B. eine Referenznavigationseinheit. Um mechanische Toleranzen möglichst gering zu halten, ist es vorteilhaft, wenn der Richtungsgeber möglichst nahe zum Bezugspunkt angeordnet ist. Besonders vorteilhaft ist es, wenn der Richtungsgeber unmittelbar an der Referenzeinheit, insbesondere direkt an einer Referenznavigationseinheit der Startplattform angeordnet ist.
Weiter ist es zweckmäßig, wenn der Richtungsgeber definiert zu einer Referenznavigationseinheit der Startplattform ausgerichtet ist. Wie zuvor kann hierunter auch verstanden werden, dass der vom Richtungsgeber ausgehende Referenzstrahl, insbesondere Parallelstrahl, definiert zur Referenznavigationseinheit ausgerichtet ist. Nach der Vermessung durch den Suchkopf kann diese Richtung bei der Initialisierung der Lageinformation des Flugkörpers berücksichtigt werden. Bei der Lageinitialisierung des Flugkörpers ist die korrekte Erfassung der Ausrichtung des Flugkörpers wichtiger als die korrekte Erfassung der Position des Flugkörpers an der Startplattform. Wichtig sind mithin die drei Richtungsdimensionen der Ausrichtung oder, anders gesagt, die drei Rotationsdimensionen, in die der Flugkörper, z.B. seine Längsachse, ausgerichtet ist. Weiter sollte beachtet werden, dass sich in der Richtungsbestimmung des Referenzstrahlers nur Verkippungen des Flugkörpers um solche Raumachsen bemerkbar machen, die nicht parallel zum Referenzstrahl verlaufen. Um das Verfahren möglichst effektiv zu nutzen, ist es vorteilhaft, wenn der Referenzstrahl so gewählt ist, dass Verkippungen in denjenigen beiden Richtungen erfasst werden können, in denen die Ausrichtungstoleranzen am signifikantesten für die Lageinitialisierung sind. Das werden in der Regel die Rollrichtung sein und eine seitliche Verkippung an einer Startschiene, an der der Flugkörper gehalten sein kann, oder z. B. eine seitliche Verkippung gegenüber einer Wandung eines Kanisters, in welchem der Flugkörper gehaltert sein kann, oder einer Verkippung eines solchen Kanisters und damit des Flugkörpers gegenüber der Startplattform. Besonders vorteilhaft ist bzw. verläuft der Referenzstrahl quer, insbesondere bevorzugt senkrecht, zur Richtung der größten Ausrichtungstoleranz. In vielen Fällen handelt es sich hier um die Flugkörperlängsachse, insbesondere dann, wenn der Flugkörper einseitig an einer Startschiene aufgehängt ist. Um eine Ausrichtungstoleranz in Rollrichtung zu erkennen, ist es vorteilhaft, wenn eine Strahlrichtung des Richtungsgebers quer zur Längsrichtung des Flugkörpers ausgerichtet ist. Quer kann eine Abweichung von bis zu 30° von der Senkrechten umfassen, insbesondere maximal 10°.
In einer Startschiene liegen drei Richtungen vor, die jeweils senkrecht zueinander stehen: die Längsrichtung der Startschiene und des Flugkörpers, die Seitenrichtung und die Abstandsrichtung in Richtung des Abstands zwischen Startschiene und Flugkörper. Eine Erfassung einer seitlichen Ausrichtungstoleranz des Flugkörpers an der Startschiene kann besonders präzise erfolgen, wenn eine Strahlrichtung des Richtungsgebers in Seitenrichtung einer Startschiene der Startplattform für den Flugkörper ausgerichtet ist. Auch hier kann eine Toleranz von bis zu 30°, insbesondere maximal 10° eingeschlossen sein.
Insbesondere bei einem Bodenverschuss des Flugkörpers, also bei einer bodengebundenen Startplattform, trägt die Startplattform in der Regel mehrere Flugkörper, beispielsweise in einem Kanister, oder sie trägt mehrere Kanister mit jeweils einem Flugkörper. Dann ist es sinnvoll, die Lageinitialisierung bei mehreren, insbesondere bei allen vorhandenen Flugkörpern durchzuführen. Dazu ist es notwendig, dass jeder zu initialisierende Flugkörper eine Sicht zu einem Richtungsgeber hat. Hierzu ist es nicht zwingend notwendig, dass jeder der Suchköpfe den Referenzstrahl bereits vor dem ersten Start eines Flugkörpers sieht. Es ist ausreichend, wenn jeder Flugkörper den Referenzstrahl vor seinem eigenen Start sieht, beispielsweise dann, wenn ein anderer, die Sicht zum Referenzstrahl verdeckender Flugkörper gestartet wurde. So können mehrere Flugkörper zu unterschiedlichen Zeitpunkten denselben Richtungsgeber nutzen, indem ihre Suchköpfe in einer Linie angeordnet sind, die entlang des Referenzstrahls verläuft. Der Vorschuss muss dann in einer Reihenfolge durchgeführt werden, dass jeweils derjenige Flugkörper als nächster gestartet wird, der den geringsten Abstand zum Richtungsgeber hat. Eine Lage- bzw. Richtungsinitialisierung ist also möglich, wenn der verdeckende bzw. abschattende Flugkörper verschossen wurde und die Sicht des Suchkopfs auf den Strahl freigegeben wurde. Es ist somit vorteilhaft, wenn mehrere Flugkörper von der Startplattform starten und durch einen Start eines der Flugkörper die Sicht eines Suchkopfs eines anderen Flugkörpers zum Richtungsgeber freigegeben wird und dieser vor seinem eigenen Start seine Ausrichtung anhand des Richtungsgebers bestimmt.
Der Zwang einer - wie zuvor beschriebenen - Verschussreihenfolge kann vermieden werden, wenn mehrere Flugkörper sich beim Start durch den Referenzstrahl hindurchbewegen und diesen lokalisieren. Das ist möglich, wenn die Flugkörper in einer Ebene angeordnet sind, in der auch ihre Längsachsen liegen. Statt auf Höhe der ruhenden Suchköpfe zu verlaufen, kann der Referenzstrahl ein Stück in Startrichtung versetzt zu den Suchköpfen verlaufen. Beispielsweise verläuft der Strahl 10 cm oberhalb von mehreren Suchköpfen mehrerer Flugkörper. Vor dem Start ist der Strahl für keinen oder nicht für jeden der Suchköpfe sichtbar. Doch beim Start bewegt sich der Suchkopf durch den Referenzstrahl, der für einen kleinen Zeitraum für den gerade durch den Strahl fliegenden Suchkopf sichtbar ist und dessen Richtung ist bestimmbar. Bei dieser Variante der Erfindung sind mehrere Flugkörper an der Startplattform angeordnet und eine Strahlrichtung des Richtungsgebers kann in Startrichtung vor deren Suchköpfen verlaufen. Diese Variante hat den Vorteil, dass die Verschussreihenfolge mehrerer hintereinander angeordneter Flugkörper frei wählbar ist. Hierbei steht vergleichsweise nur kurzeSichtbarkeit des Referenzstrahls für die Ausrichtungsbestimmung zur Verfügung. Dieses Verfahren ist auch dann anwendbar, wenn die Flugkörper aus einzelnen, abgeschlossenen Kanistern starten.
Wenn mehrere Flugkörper an der Startplattform angeordnet sind, kann es sinnvoll sein, dass alle diese Flugkörper bereits vor dem Start des ersten Flugkörpers in ihrer Lage initialisiert werden. Denn Abgase startender Flugkörper können die Sicht eines Suchkopfes auf einen Richtungsgebers trüben bzw. die Detektierbarkeit eines Referenzstrahls beeinträchtigen und somit die Initialisierung erschweren oder im schlimmsten Fall unmöglich machen. Um eine Lageinitialisierung für mehrere Flugkörper zu erreichen, ist es vorteilhaft, wenn zu jedem Flugkörper ein eigener Richtungsgeber vorhanden ist. Vor dem Start kann jeder der Flugkörper bzw. der zugehörige Suchkopf seinen Richtungsgeber bzw. sein Element sehen und dessen Richtung bestimmen. Alternativ ist eine Mehrzahl Richtungsgeber für eine größere Anzahl Flugkörper vorhanden. Hierbei ist zumindest einer der Richtungsgeber mehreren Flugkörpern zugeordnet. Eine weitere Möglichkeit der Lageinitialisierung besteht darin, dass ein Strahl vom Richtungsgeber durch einen Strahlteiler, z.B. durch Spiegel und/oder mehrere Glasfasern, in mehrere Referenzstrahlen zu mehreren Suchköpfen aufgeteilt wird.
Das Vorsehen mehrerer Richtungsgeber hat den weiteren Vorteil, dass ein Flugkörper mithilfe seines Suchkopfs seine Ausrichtung relativ zur Startplattform um alle drei Raumachsen anhand mehrerer Richtungsgeber dreidimensional bestimmen kann. Hierfür sind zumindest zwei Richtungsgeber in verschiedenen Richtungen zum Flugkörper bzw. dessen Suchkopf angeordnet und durch den Suchkopf lokalisierbar. Zweckmäßigerweise sind die Strahlrichtungen linear unabhängig voneinander. Es ist möglich, dass mehrere Flugkörper einem oder jeweils einem Richtungsgeber zugeordnet sind, sodass die Anzahl der Richtungsgeber geringgehalten werden kann.
Beispielsweise sind mehrere Richtungsgeber vorhanden, in deren Strahlrichtung jeweils mehrere Suchköpfe liegen. Zwar kann bei dieser Konstellation ein Suchkopf einen anderen verdecken, doch der jeweils hintere Suchkopf kann durch den Vorschuss des vorderen in der Sicht freigegeben werden.
Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile dieser Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden klarer und deutlicher verständlich in Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele, die im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. Die Ausführungsbeispiele dienen der Erläuterung der Erfindung und beschränken die Erfindung nicht auf die darin angegebene Kombination von Merkmalen, auch nicht in Bezug auf funktionale Merkmale. Außerdem können dazu geeignete Merkmale eines jeden Ausführungsbeispiels auch explizit isoliert betrachtet, aus einem Ausführungsbeispiel entfernt, in ein anderes Ausführungsbeispiel zu dessen Ergänzung eingebracht und/oder mit einem beliebigen der Ansprüche kombiniert werden. Es zeigen:
FIG 1 einen Suchkopf eines Flugkörpers, der von einem Richtungsgeber angeleuchtet wird,
FIG 2 vier Flugkörper in einer Startplattform, deren Suchköpfe im Strahl eines Richtungsgebers liegen,
FIG 3 vier Flugkörper, deren Suchköpfe unterhalb eines Strahls eines Richtungsgebers liegen,
FIG 4 einen Richtungsgeber, der Strahlparallelität mit einem Parabolspiegel erzeugt,
FIG 5 die Beleuchtung eines Suchkopfs durch einen passiven Richtungsgeber,
FIG 6 vier Flugkörper an Startschienen und einen Richtungsgeber von oben gesehen,
FIG 7 einen Suchkopf, der von zwei Richtungsgebern aus zwei Richtungen angestrahlt wird,
FIG 8 vier Suchköpfe von Flugkörpern, die von jeweils einem eigenen Richtungsgeber beleuchtet werden,
FIG 9 vier Suchköpfe, die von mehreren Richtungsgebern abschattungsfrei angestrahlt werden, und
FIG 10 vier Suchköpfe, die jeweils von mehreren Richtungsgebern angestrahlt werden.
FIG 1 zeigt einen Flugkörper 2, von dem der Übersichtlichkeit halber nur dessen Spitze mit einem Suchkopf 4 dargestellt ist. Der Flugkörper 2 ist an einer nur schematisch angedeuteten Startplattform 6 gehalten, in der der Flugkörper 2 an einer in FIG 1 nicht dargestellten Startschiene hängt. Die Startplattform 6 kann einen Kanister an einem Fahrzeug aufweisen, beispielsweise einem Schiff oder einem Landfahrzeug, in dem der Flugkörper 2 transportiert wurde. Die Startplattform 6 umfasst eine Referenzeinheit 8, die eine Referenznavigationseinheit sein kann, die eine programmierbare Recheneinheit 10 enthält, die Zieldaten erhält und/oder ermittelt und an eine programmierbare Steuereinheit 12 des Flugkörpers 2 weitergibt. Diese Daten beinhalten eine Flugrichtung, in der der Flugkörper 2 nach einem Start bzw. einem Vorschuss aus der Startplattform 6 fliegen soll. Die Steuereinheit 12 steuert den Flug des Flugkörpers 2 mittels einer Navigationslösung, die von einer initialen Lage des Flugkörpers 2 im Raum ausgeht, die insofern relativ zu einer Referenzlage bekannt sein muss. Die Referenzlage kann die Lage der Referenzeinheit 8 der Startplattform 6 sein und damit auch die Ausrichtung der Startplattform 6 an sich, deren Lage durch entsprechende Sensoren 14 bekannt ist.
Auch wenn die Lage der Referenzeinheit 8 bzw. der Startplattform 6 bekannt ist und der Flugkörper 2 in der Startplattform 6 eingehängt ist, können die Ausrichtungstoleranzen des Flugkörpers 2 in der Startplattform 6 so groß sein, dass die aktuelle Lage des Flugkörpers 2 erheblich von der ihm von der Recheneinheit 10 zugewiesenen anfänglichen Lage abweicht. Dieser Initiallagefehler kann sich im Laufe des Flugs des Flugkörpers 2 als erheblicher Positionsfehler auswirken, sodass der Ist-Flug des Flugkörpers 2 von seinem Soll-Flug stark abweicht. Im schlimmsten Fall erreicht der Flugkörper 2 sein Missionsziel nicht.
Um den Fehler der Initiallage zu eliminieren oder zumindest zu verkleinern ist die Startplattform 6 mit einem Richtungsgeber 16a ausgerüstet. In den FIGs 1 bis 10 sind verschiedene Richtungsgeber 16a - 16f dargestellt, die mit gleicher Bezugsziffer und verschiedenen Bezugsbuchstaben gekennzeichnet sind. Bei der Beschreibung von Eigenschaften, die allen Richtungsgebern 16a - 16f gemeinsam sind, wird im Folgenden auf den Bezugsbuchstaben verzichtet. Der Richtungsgeber 16 weist eine Referenzrichtung aus, die durch einen Referenzstrahl 18 gebildet werden kann. Der Referenzstrahl 18 ist ein elektromagnetischer Strahl, beispielweise im infraroten oder sichtbaren Wellenlängenbereich. Der Referenzstrahl 18 weist eine Referenzrichtung auf und ist aus parallelen Strahlen gebildet, die in diese Referenzrichtung gerichtet sind.
Die Referenzrichtung kann relativ zur Startplattform 6 fixiert sein und ist insbesondere der Recheneinheit 10 und/oder der Steuereinheit 12 bekannt und zudem durch den Suchkopf 4 erkennbar. Da der Suchkopf 4 in der Lage ist, hochpräzise die Referenzrichtung zu erkennen, ist dem Flugkörper 2 daraus seine eigene Ausrichtung in der Startplattform 6 implizit oder explizit bekannt. Diese kann er bei der Verarbeitung der Bewegungsvorgaben einbeziehen und somit korrekt in der ihm zugewiesenen Weise fliegen. Oder die aktuelle Ausrichtung des Flugkörpers 2 wird der Recheneinheit 10 mitgeteilt, die ihre Bewegungsvorgaben an diese Ausrichtung anpasst und in angepasster Form an den Flugkörper 2 übergibt. Für die Bestimmung der aktuellen Ausrichtung des Flugkörpers 2 relativ zur Startplattform 6 sind bereits die Richtungsdaten des Referenzstrahls 18, also die Richtung, in der der Suchkopf 4 den Referenzstrahl 18 erkennt, ausreichend. Die Richtung kann einen oder mehrere Einfallswinkel von dessen Strahlung in den Suchkopf 4 enthalten. Der Referenzstrahl 18 kann vom Richtungsgeber 16 ausgesandte elektromagnetische Strahlung sein. Diese kann der Richtungsgeber 16 aktiv erzeugen, z.B. durch einen Laser, oder passiv weitergeben, z.B. durch einen Spiegel oder einen Strahlungskanal.
Der Richtungsgeber 16 kann ein aktiver oder passiver Strahler sein. Um sich für den Suchkopf 4 in einer scharfen Abbildung des Referenzstrahls 18 erkennbar zu machen, sollte der Referenzstrahl 18 ein paralleler Strahl elektromagnetischer Strahlung sein, in dessen Wellenlänge der Suchkopf 4 empfindlich ist. Beispielsweise ist der Richtungsgeber 16a hierfür ein Parallelstrahler, der seinen Referenzstrahl 18 in ausschließlich paralleler Strahlung aussendet, wie dies in FIG 1 anhand der parallelen Pfeile angedeutet ist. Der Referenzstrahl 18 des Richtungsgebers 16 fällt in den Suchkopf 4 und wird von diesem auf dessen Detektor in einem scharfen Punkt abgebildet, aus dessen Lage auf dem Detektor die Referenzrichtung bestimmbar ist.
Der Richtungsgeber 16 ist definiert zur Referenzeinheit 8 der Startplattform 6 ausgerichtet, wobei dies durch die Bekanntheit der Referenzrichtung erreicht werden kann, z.B. relativ zur Startplattform 6. Aus einer losen mechanischen Anbindung 20 des Flugkörpers 2 an die Startplattform 6 wird durch eine feste mechanische Anbindung 22 mit geringer Toleranz und die elektromagnetische Brücke zum Suchkopf 4 eine elektromagnetische Anbindung geringer Toleranz geschaffen, mit der die aktuelle Ausrichtung des Flugkörpers 2 in der Startplattform 6 erkannt und berücksichtigt werden kann. Hierfür ist es zweckmäßig, wenn der Richtungsgeber 16 starr mit der Referenzeinheit 8 verbunden ist, insbesondere, wenn er unmittelbar an der Referenzeinheit 8 befestigt ist.
Vor oder während des Starts des Flugkörpers 2 kann der Suchkopf 4 die Referenzrichtung und daraus seine eigene Ausrichtung in der Startplattform 6 - also relativ zur Startplattform 6 - bestimmen. Hierfür richtet er seine Optik 24 so aus, dass der Referenzstrahl 18 in die Optik 24 fällt und richtungsbestimmend verarbeitet werden kann. Die Ausrichtung kann vorab vorgenommen werden, beispielsweise indem die Steuereinheit 12 weiß - z.B. durch vorab an die Steuereinheit 12 übermittelte Daten aus welcher Richtung der Referenzstrahl 18 zu erwarten ist, oder indem der Referenzstrahl 18 durch ein Verschwenken der Optik 24 gesucht wird. Zweckmäßigerweise wird dem Flugkörper 2 von der Startplattform 6 mitgeteilt, wann der Referenzstrahl 18 bzw. der Richtungsgeber 16 sichtbar ist, sodass die Richtungsermittlung hierdurch ausgelöst werden kann, ohne dass der Richtungsgeber 16 immer sichtbar sein muss. Um Verwechslungen oder Störungen zu vermeiden, kann der Referenzstrahl 18 oder die Sichtbarkeit des Richtungsgebers 16 mit einem Code versehen sein, beispielsweise mit einem Strahlungscode des Referenzstrahls 18, wie einer festgelegten Blinkfrequenz.
FIG 2 zeigt mehrere Flugkörper 2 in der auch hier nur schematisch angedeuteten Startplattform 6, die die Referenzeinheit 8 und einen Richtungsgeber 16b enthält, der wie der Richtungsgeber 16a oder in einer anderen Bauweise ausgeführt sein kann. Die nachfolgende Beschreibung beschränkt sich im Wesentlichen auf die Unterschiede zum Ausführungsbeispiel aus FIG 1, auf das bezüglich gleich bleibender Merkmale und Funktionen verwiesen wird. Um nicht bereits Beschriebenes mehrfach ausführen zu müssen, sind generell alle Merkmale eines vorangegangenen Ausführungsbeispiels im jeweils folgenden Ausführungsbeispiel übernommen, ohne dass sie erneut beschrieben sind, es sei denn, Merkmale sind als Unterschiede zu dem vorangegangenen Ausführungsbeispiel beschrieben.
Der Richtungsgeber 16b ist so ausgerichtet, dass dessen Referenzstrahl 18 durch alle Suchköpfe 4 der Flugkörper 2 hindurch verliefe, wenn er nicht durch einen anderen Suchkopf 4 abgeschattet würde. In FIG 2 ist zu sehen, wie die einzelnen Flugkörper 2 nicht exakt parallel zueinander ausgerichtet sind, sondern mit einer verhältnismäßig großen Ausrichtungstoleranz in der Startplattform 6 befestigt sind, also in ihrer Ausrichtung voneinander abweichen. Diese Ausrichtungstoleranz bezieht sich auf alle drei Richtungsdimensionen, oder anders ausgedrückt auf alle drei Rotationsdimensionen. Sie kann sich auch auf die drei Translationsdimensionen beziehen, die jedoch minder wichtig sind, so dass auf diese daher im Folgenden nicht weiter eingegangen wird.
Die Suchköpfe 4 liegen alle in der Linie des Referenzstrahls 18. Bei einer Abschattung wäre der Referenzstrahl 18 zunächst nur für den dem Richtungsgeber 16b nächsten Suchkopf 4 sichtbar, sodass dieser seine Ausrichtung initialisieren kann. Erst nach einem Start dieses Flugkörpers 2 kann der dann nächstliegende Suchkopf 4 den Richtungsgeber 16b sehen und damit die Richtung des Referenzstrahls 18 und seine Aus- richtung initialisieren. Bei dieser Anordnung ist daher die Reihenfolge der Starts der Flugkörper 2 aus der Startplattform 6 festgelegt, damit jeder Suchkopf 4 vor dem Start freie Sicht auf den Richtungsgeber 16b erhält. Zuerst startet der dem Richtungsgeber 16b nächste Flugkörper 2, danach der dann nächste Flugkörper 2 usw., bis zu dem vom Richtungsgeber 16b am weitesten entfernten Flugkörper 2.
Dieser Nachteil einer festgelegten Startreihenfolge bzw. Verschussreihenfolge wie im Kontext mit Ausführungsbeispiel beschrieben wird durch das Ausführungsbeispiel aus FIG 3 umgangen. Hier liegt der Referenzstrahl 18 in Startrichtung oder Längsrichtung vor den Suchköpfen 4 der Flugkörper 2 in der Startplattform 6 und zwar in Verlängerung der Längsrichtung der Flugkörper 2. Vor dem Start ist der Richtungsgeber 16b daher für keinen der Suchköpfe sichtbar. Während des Starts durchfliegen die Flugkörper 2 mit ihren Suchköpfen 4 jedoch den Referenzstrahl 18, sodass dieser für jeden der Suchköpfe 4 für die Zeit des Durchfliegens sichtbar wird. Die Reihenfolge der Starts ist hierbei unerheblich, so lange nicht zwei Flugkörper 2 zeitlich so dicht hintereinander starten, dass der eine den anderen während des Durchflugs durch den Referenzstrahl 18 abschattet. Aufgrund des bei einem Start eines Flugkörpers 2 von diesem emittierten Abgasstrahls ist es zudem sinnvoll, zwischen den Starts von Flugkörpern 2 etwas Zeit verstreichen zu lassen, damit der Referenzstrahl 18 das Abgas eines bereits gestarteten Flugkörpers 2 durchdringen kann. Dies gilt jedoch gleichermaßen auch für das Ausführungsbeispiel aus FIG 2.
FIG 4 zeigt einen Richtungsgeber 16c mit einer Strahlungsquelle 26 und einem Parabolspiegel 28, der von der Strahlungsquelle 26 angestrahlt wird. Die Strahlungsquelle 26 kann ein Zentralstrahler sein, der also seine Strahlen von einem Zentrum aus kugelförmig oder teilkugelförmig abstrahlt, beispielsweise ein Glühstrahler. Die Strahlen der im Wesentlichen punktförmigen und im Fokus des Parabolspiegels 28 liegenden Strahlungsquelle 26 werden vom Parabolspiegel 28 parallel ausgerichtet und als aufgeweiteter Referenzstrahl 18 zu mehreren Suchköpfen 4 der Startplattform 6 gerichtet, sodass dieser - obgleich parallel - in mehrere Suchköpfe 4 zugleich fällt, wobei die Einfallsrichtung für alle Suchköpfe 4 identisch ist. Durch die Parallelität der Strahlen werden diese punktförmig auf den Detektor des jeweiligen Suchkopfs 4 abgebildet und zeigen somit die Referenzrichtung des Referenzstrahls 18 an. Diese Ausführung hat den Vorteil, dass der Referenzstrahl 18 so groß aufgeweitet wird, dass er zeitgleich in jeden der Suchköpfe 4 fällt, sodass die Suchköpfe 4 die Referenzrichtung alle unabhängig voneinander und vor dem Start ermitteln können. Zudem kann auf eine parallel abstrahlende Lichtquelle verzichtet werden, da die Strahlung dieses Parallelstrahlers durch den Parabolspiegel 28 parallelgerichtet wird. Bei dem Ausführungsbeispiel aus FIG 5 wird ein passiver Richtungsgeber 16d eingesetzt. Durch eine gerade Strahlführung 29, beispielsweise in Form eines Rohrs, mit einer matten Innenoberfläche können nur parallel durch die Strahlführung 29 hindurch tretenden Strahlen passieren, sodass der Referenzstrahl 18 parallelgerichtet ist. Die Strahlführung 29 kann an ihrem anderen Ende auf beliebige für den Suchkopf 4 sichtbare Strahlung gerichtet sein, wie Umgebungsstrahlung oder eine warme Oberfläche der Startplattform 6, so lange die Strahlintensität ausreicht, um vom Suchkopf 4 erkannt zu werden. Zur Erleichterung des Erkennens kann die Querschnittsform des Referenzstrahls 18 vorbestimmt und charakteristisch geformt sein, beispielsweise als Kreuz, sodass dieses Muster leicht von Umgebungsstrahlung unterschieden werden kann. Durch die Musterung aufgrund der Querschnittsvergrößerung wird auf die strenge Parallelität des Referenzstrahls 18 verzichtet, was in einer Vergrößerung der Abbildung des Referenzstrahls 18 auf dem Detektor resultiert. Nur durch die Mustererkennung verbunden mit einem vorbestimmten und leicht erkennbaren Referenzpunkt des Musters, z.B. dem Kreuzungspunkt zweier senkrecht zueinander stehender Linien, kann die Referenzrichtung bestimmt werden. Dieses Prinzip kann auf jeden Richtungsgeber 16 angewendet werden. Hinsichtlich eines passiven Richtungsgebers 16d sollte die Umgebung des Referenzstrahls 18 verdunkelt werden, sodass der Referenzstrahl 18 ausreichend deutlich vor dem dunklen Hintergrund sichtbar ist. Alternativ oder zusätzlich kann eine Strahlungsquelle 26 an die Strahlführung 29 gesetzt werden, um die Strahlungsintensität zu erhöhen. Diese Strahlungsquelle 26 muss kein Bestandteil des Richtungsgebers 16d sein. Und ihre Optionalität ist in FIG 5 durch ihre gepunktete Darstellung gekennzeichnet.
FIG 6 zeigt die Konfiguration des Ausführungsbeispiels aus FIG 2 von oben, also entgegen der Startrichtung der Flugkörper 2. Die Flugkörper 2 sind jeweils an ihrer Startschiene 30 befestigt, wobei erhebliche Variationen in der Rollausrichtung und auch Verkippungen der Flugkörper 2 sichtbar sind. Die Gesichtsfelder der Suchköpfe 4 sind alle auf den zum Richtungsgeber 16b ausgerichtet, um den Referenzstrahl 18 sofort nach Freigabe durch die Abschattung erkennen zu können. Der Referenzstrahl 18 verläuft - abgesehen von den Abschattungen - durch alle Suchköpfe 4 hindurch. Gezeigt sind zudem die Abstandsrichtung 32, die in Richtung des Abstands eines Flugkörpers 2 zu seiner Startschiene 30 ausgerichtet ist, und die Seitenrichtung 34, die senkrecht zur Abstandsrichtung 32 und zur Längsrichtung des Flugkörpers 2 ausgerichtet ist. Es bestehen große Ausrichtungstoleranzen um alle drei Rotationsachsen bestehen. In FIG 2 sind große Ausrichtungstoleranzen in der Seitenrichtung 34 zu sehen, auf deren per- spektivische Darstellung in FIG 6 der Übersichtlichkeit halber verzichtet wurde. Die Ausrichtungstoleranzen in einer Richtung, z.B. der Seitenrichtung 34, sind hierbei keine Positionstoleranzen, sondern Rotationstoleranzen, also Ausrichtungstoleranzen um eine Achse, bei der Seitenrichtung 34 um eine Querachse. Durch den Referenzstrahl 18 in Seitenrichtung 34 kann die Ausrichtung bzw. Ausrichtungstoleranz des Flugkörpers 2 in Rollrichtung und in Seitenrichtung 34 erkannt werden. Die Rotationsachsen hinsichtlich welcher Ausrichtungstoleranzen ermittelbar sind, sind durch entsprechende Darstellung in Fig. 6 gezeigt. Die vergleichsweise kleine Ausrichtungstoleranz, oder anders ausgedrückt Fehlausrichtung bzw. Abweichung von nomineller Ausrichtung zur realer Ausrichtung, in Abstandsrichtung 32 kann bei dieser Strahlausrichtung nicht erkannt werden, da sie auf dem Detektor keine Lageänderung des Fokuspunkts des Referenzstrahls 18 verursacht, sondern eine Drehung des Fokuspunkts.
Dieser Nachteil kann mit dem Ausführungsbeispiel aus FIG 7 umgangen werden. Hier wird der Suchkopf 4 von mehreren Richtungsgebern 16 beleuchtet, wobei deren Ausführung in jedweder Form aus einem der Ausführungsbeispiele gestaltet werden kann. Anhand von mehreren Referenzrichtungen der mehreren Referenzstrahlen 18 kann auch die Ausrichtungstoleranz in Abstandsrichtung 32 erfasst werden, also um eine Rotationsachse, die in FIG 7 in der Papierebene von links nach rechts verläuft (siehe entsprechende Darstellung der Rotationsachse in FIG 7). Allgemein können die Ausrichtungstoleranzen in alle drei Raumrichtungen erfasst werden, wenn die Ausrichtung der beiden Referenzrichtungen zueinander bzw. zur Startplattform 6 oder einer anderen Richtung bekannt ist. Je größer der Sinus des Winkels zwischen den beiden Referenzstrahlen 18 ist, desto genauer ist die Ausrichtungserkennung des Flugkörpers 2 möglich.
Bei dem Ausführungsbeispiel aus FIG 8 ist für jeden Suchkopf 4 bzw. Flugkörper 2 ein eigener Richtungsgeber 16 vorhanden, der nur den ihm zugeordneten Suchkopf 4 mit parallelen Strahlen anleuchtet. Von ihrem Prinzip hier ist diese Konfiguration ähnlich wie die aus FIG 4, wobei auf den Parabolspiegel 28 verzichtet werden kann und anstelle dessen mehrere Richtungsgeber 16 verwendet werden, zweckmäßigerweise in Form von Parallelstrahlern. Die Ausrichtung der Referenzstrahlen 18 kann parallel zueinander sein, wie in FIG 8 dargestellt ist, wobei dies nicht zwingend notwendig ist, solange die Referenzrichtungen alle bekannt sind. Generell kann ein Referenzstrahl 18 auch mehrere Suchköpfe 4 beleuchten, solange die Strahlen des Referenzstrahls 18 parallel sind. FIG 9 zeigt ein Ausführungsbeispiel nach dem Prinzip von FIG 7, allerdings mit mehreren Flugkörpern 2, sodass für jeden Suchkopf 4 die Mehrfachbestrahlung wie bei FIG 7 entsteht. Hierdurch kann für jeden der Suchköpfe 4 die dreidimensionale Bestimmung der Ausrichtung vor dem Start erfolgen. Zudem sind keine Abschattungen vorhanden, sodass die Startreihenfolge der Flugkörper 2 beliebig ist. Die Konstellation aus FIG 9 kommt mit nur zwei Richtungsgebern 16e aus. Diese sind jeweils mit einem Strahlteiler ausgestattet, der die an sich parallele Strahlung in mehrere Richtungen aufteilt. Wichtig ist hierbei, dass die Strahlen eines Richtungsgebers 16e nur in einer Richtung auf einen Suchkopf 4 auftreffen, die Strahlteilung die anderen Suchköpfe 4 also abschattet. Zudem müssen alle Referenzrichtungen aller Referenzstrahlen 18 bekannt sein, zudem die Zuordnung der einzelnen Referenzrichtungen zu den Suchköpfen 4. Diese Ausführung ist einfacher zu kalibrieren als bei den Ausführungsbeispielen aus FIG 4 und FIG 8, da nur die kleinen Strahlteiler exakt ausgerichtet werden müssen. Die Optiken 24 der Suchköpfe 4 sind so ausgerichtet, dass die Referenzstrahlen 18 aus beiden Referenzrichtungen hineinfallen. Bei dafür zu kleinem Gesichtsfeld müssen die Optiken 24 nacheinander den beiden Referenzstrahlen 18 zugewendet werden, um deren Richtungen nacheinander aufzunehmen.
Bei der Anordnung aus FIG 10 sind die Prinzipien aus FIG 6 und FIG 7 kombiniert. Mehrere Suchköpfe 4 - in FIG 10 nur jeweils 2, es können jedoch auch mehr sein - sind in einem Referenzstrahl 18 angeordnet, verbunden mit der damit einhergehenden Abschattung. Zudem werden die Suchköpfe 4 alle aus zwei Richtungen beleuchtet - bis auf die Abschattungen - sodass eine Bestimmung der dreidimensionalen Ausrichtung ermöglicht wird. Der Start eines in den Referenzstrahlen 18 weiter vorne angeordneten Flugkörpers 2 gibt jeweils die Sicht zweier nachfolgend dahinter liegender Suchköpfe auf die Referenzstrahlen 18 frei.
Die Anordnung kann mit mehreren aktiven Richtungsgebern 16 realisiert werden, sodass jeder Referenzstrahl 18 durch einen Richtungsgeber 16 erzeugt wird. Bei dem Ausführungsbeispiel aus FIG 10 reicht jedoch ein einziges aktiv strahlendes Element 36, das über zwei optische Leiter 38, beispielsweise Glasfasern, die Richtungsgeber 16f mit Strahlung versorgt, indem diese mit dem aktiv strahlenden Element 36 verbunden sind. Die Richtungsgeber 16f können Auskoppelelemente sein, die einen Teil der durch ihren optischen Leiter 38 fallenden Strahlung auskoppeln und als ihren Referenzstrahl 18 aussenden. Bezugszeichenliste Flugkörper Suchkopf Startplattform Referenzeinheit Recheneinheit Steuereinheit Sensoren a-f Richtungsgeber Referenzstrahl Anbindung Anbindung Optik Strahlungsquelle Parabolspiegel Strahlführung Startschiene Abstandsrichtung Seitenrichtung Element optischer Leiter

Claims

Patentansprüche
1. Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers (2) an einer Startplattform (6), dadurch gekennzeichnet, dass der Flugkörper (2) mithilfe seines Suchkopfs (4) seine Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) anhand eines für den Suchkopf (4) erkennbaren Richtungsgebers (16a - 16f) der Startplattform (6) bestimmt.
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Richtungsgeber (16a - 16f) ein Parallelstrahler ist und der Suchkopf (4) den Einfallswinkel von dessen Strahlung und daraus seine Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) bestimmt.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Richtungsgeber (16d) ein passiver Strahler ist und der Suchkopf (4) dessen Richtung relativ zum Suchkopf (4) und daraus seine Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) bestimmt.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Richtungsgeber (16a - 16f) definiert zu einer Referenznavigationseinheit der Startplattform (6) ausgerichtet ist und der Suchkopf (4) diese Ausrichtung bei der Bestimmung der Ausrichtung des Flugkörpers (2) verarbeitet.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Flugkörper (2) von der Startplattform (6) starten und durch einen Start eines der Flugkörper (2) die Sicht eines Suchkopfs (4) eines anderen Flugkörpers (2) zum Richtungsgeber (16b, 16f) freigegeben wird und dieser vor seinem eigenen Start seine Ausrichtung anhand des Richtungsgebers (16b, 16f) bestimmt.
6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Suchkopf (4) im Startvorgang des Flugkörpers (2) von der Startplattform (6) durch einen Strahl des Richtungsgebers (16b) bewegt wird.
7. Verfahren zum Betrieb eines Flugkörpers an einer Startplattform, dadurch gekennzeichnet, dass der Flugkörper (2) mithilfe seines Suchkopfs (4) seine Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) anhand mehrerer Richtungsgeber (16, 16e) der Startplattform (6) dreidimensional bestimmt.
8. Startsystem umfassend einen Flugkörper (2) mit einem Suchkopf (4) und eine Startplattform (6) zum Starten des Flugkörpers (2), dadurch gekennzeichnet, dass die Startplattform (6) einen Richtungsgeber (16a - 16f) enthält und der Flugkörper (2) dazu ausgeführt ist, seine eigene Ausrichtung relativ zur Startplattform (6) mit seinem Suchkopf (4) anhand des Richtungsgebers (16a - 16f) zu bestimmen.
9. Startsystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Richtungsgeber (16a - 16f) unmittelbar an einer Referenznavigationseinheit der Startplattform (6) angeordnet ist.
10. Startsystem nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, dass eine Strahlrichtung des Richtungsgebers (16b, 16d, 16f) quer zur Längsrichtung des Flugkörpers (2) ausgerichtet ist.
11. Startsystem nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass eine Strahlrichtung des Richtungsgebers (16b, 16d, 16f) in Seitenrichtung (34) einer Startschiene (30) für den Flugkörper (2) ausgerichtet ist.
12. Startsystem nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Flugkörper (2) an der Startplattform (6) angeordnet sind und eine Strahlrichtung des Richtungsgebers (16b, 16f) auf alle Suchköpfe (4) der Flugkörper (2) ausgerichtet ist.
13. Startsystem nach einem der Ansprüche 8 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Flugkörper (2) an der Startplattform (6) angeordnet sind und eine Strahlrichtung des Richtungsgebers (16b) in Startrichtung vor deren Suchköpfe (4) verläuft.
14. Startsystem nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Flugkörper (2) an der Startplattform (6) angeordnet sind und zu jedem Flugkörper (2) ein eigener Richtungsgeber (16) vorhanden ist.
15. Startsystem nach einem der Ansprüche 8 bis 14, dadurch gekennzeichnet, dass mehrere Flugkörper (2) an der Startplattform (6) angeordnet und mehrere Richtungsgeber (16b, 16f) vorhanden sind, in deren Strahlrichtung jeweils mehrere Suchköpfe (4) liegen.
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