DE4416885C2

DE4416885C2 - Missile guidance device

Info

Publication number: DE4416885C2
Application number: DE19944416885
Authority: DE
Inventors: Karl-Heinz Dr Ing Niederhofer
Original assignee: Daimler Benz Aerospace AG
Current assignee: LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date: 1994-05-13
Filing date: 1994-05-13
Publication date: 1998-04-09
Anticipated expiration: 2014-05-14
Also published as: FR2719895A1; FR2719895B1; DE4416885A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers mit min destens einer vorzugsweise am Heck des Flugkörpers angeordneten Strah lungsquelle, die von zwei in der Abschußrampe nebeneinander angeordneten Sensoren geortet wird, wobei aus den Ortungssignalen an die Lenkeinrichtung des Flugkörpers übertragene Lenkkommandos abgeleitet werden, die den Flugkörper auf der Visierlinie eines ein Ziel erfassenden Sensors halten.The invention relates to a method for guiding a missile with min at least one beam preferably arranged at the tail of the missile lungsquelle, the two arranged side by side in the launch pad Sensors is located, the location signals from the steering device of the missile transmitted steering commands are derived, the Hold the missile on the line of sight of a target-sensing sensor.

Aus der US 3.986,682 ist ein Verfahren zur Lenkung von Flugkörpern bekannt, bei dem an der Abschußbasis Sensoren in ihren optischen Achsen mit einem Versatz angeordnet sind, wobei die Einweisung eines Suchkopfes in ein Vi sierbild erfolgt.A method for guiding missiles is known from US 3,986,682, where at the launch base sensors in their optical axes with a Offset are arranged, the instruction of a search head in a Vi sierbild takes place.

Aus der US 5.102,064 ist ein Ablagemeßverfahren bekannt und aus der CH 665 476 A5 ist eine Kopplung zweier Visiere zur Bestimmung des Vorhal tewinkels bekannt. Eine Konzeption mit zwei Sensoren, mit der es ermöglicht wird, daß immer der Sensor verwendbar ist, der das Ziel noch sieht, ist mit die sem Stand der Technik nicht möglich.A filing measurement method is known from US 5,102,064 and from CH 665 476 A5 is a coupling of two visors for determining the curtain tewinkels known. A concept with two sensors that makes it possible is that the sensor that can still see the target can always be used with the state of the art not possible.

Ein derartiges Verfahren ist in einem Prospekt der Firma Messerschmitt-Bölkow-Blohm mit dem Titel "HOT Panzerabwehr-Waffensystem" beschrie ben. Dieses Waffensystem zeichnet sich durch hohe technische Zuverlässigkeit und hohe Trefferwahrscheinlichkeit aus, welches durch eine halbautomatische Lenkung des Flugkörpers ermöglicht wird. Hierbei kommt dem Schützen nur eine einzige Aufgabe zu, nämlich das Fadenkreuz seines Visiers auf das Ziel auszurichten und auf dem Ziel zu halten (Zieldeckungsverfahren). Ein Infrarot goniometer ortet den Flugkörper und mißt den Abstandswinkel zwischen Flug körperachse und Visierachse. Die Elektronik der Ortungsanlage wandelt diesen Winkel in eine metrische Ablage um, wobei eine Lenkelektronik die Korrek tur berechnet und diese über den Lenkdraht an den Flugkör per weitergibt. Durch Betätigung seines Strahlruders wird automatisch der Lenkflugkörper wieder auf die Visierlinie gebracht.Such a process is in a prospectus from the company Messerschmitt-Bölkow-Blohm with the title "HOT anti-tank weapon system" ben. This weapon system is characterized by high technical reliability and high hit probability, which is characterized by a semi-automatic Guiding the missile is made possible. Here the shooter only comes only one task, namely the crosshair of his sight on the target align and keep on target (target coverage process). An infrared goniometer locates the missile and measures the distance between flight body axis and sight axis. The electronics of the location system convert it Angle into one metric storage around, with a steering electronics the correction tur calculated and this over the steering wire to the missile by passes on. By actuating its thruster the guided missile automatically returns to the line of sight brought.

Um eine zuverlässige Ortung auch bei künstlichen und natür lichen Störern zu erreichen, wurden bisher die folgenden Möglichkeiten angewendet:For reliable location even with artificial and natural So far, the following have been reached Possibilities applied:

- suppression of the interferers by window formation,
- differentiation between light set and interferers,
- Predicting trajectory at junction crossing and location failure and
- multisensor technology, d. H. the use of two sensors for Suppression of interferers that can only be seen with one sensor are cash.

Wie aus Bild 1 zu ersehen ist, hat man bei der letztge nannten Methode üblicherweise versucht, die verschiedenen Sensoren 1 und 2 (z. B. Goniometer und Wärmebildgeräte) mit ihren optischen Achsen mit möglichst geringem Versatz anzuordnen, um die Ortungsfehler gering und entfernungsun abhängig zu halten. Dies hat allerdings den Nachteil, daß sich von einem Hindernis 3 oder einem Störer 4 hervorgeru fene Verdeckungen und Störungen auf der Visierlinie 5 zwi schen den Sensoren 1 und 2 und dem Ziel 6 für beide Senso ren gleich auswirken, was aus den Darstellungen der Bilder für die Sensoren 1 und 2 zu ersehen ist und was im Extrem fall zu einem Verlust des Flugkörpers 7 führen kann.As can be seen from Figure 1, the latter method has usually been attempted to arrange the various sensors 1 and 2 (e.g. goniometers and thermal imagers) with their optical axes with as little offset as possible, so that the location errors are small and independent of distance to keep. However, this has the disadvantage that from an obstacle 3 or a troublemaker 4 Hervgeru fene coverings and interference on the line of sight 5 between the sensors 1 and 2 and the target 6 for both Senso ren affect the same, what from the images for the sensors 1 and 2 can be seen and what can lead to a loss of the missile 7 in extreme cases.

Der Erfindung liegt nun die Aufgabe zugrunde, ein störungs festes Verfahren zur Lenkung eines Flugkörpers zu schaffen.The invention is based on the object, a fault to establish a fixed procedure for guiding a missile.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die beiden Sensoren in der Abschußrampe mit ihren optischen Achsen in einem vorgegebenen seitlichen Versatz zueinander derart angeordnet werden, daß die Sehfelder beider Senso ren sich überdecken, und daß ein in die Sehfelder der Sen soren eintretendes Ziel von einem Sensor auf seiner Visier linie anvisiert wird und von dem anderen Sensor auf dessen Sichtlinie erfaßbar ist.The object is achieved in that the two sensors in the launch pad with their optical Axes in a given lateral offset to each other be arranged so that the fields of view of both Senso overlap each other, and that one into the fields of view of the sen sensors entering target from a sensor on its visor line is sighted and by the other sensor on its Line of sight is detectable.

Ein Vorteil der Erfindung liegt darin, daß sich von Hinder nissen oder Störern hervorgerufene Störungen und Verdeckun gen auf die Sensoren unterschiedlich auswirken. Bei intel ligenter Verknüpfung der von den beiden Sensoren erhalte nen Ortungsergebnisse ergibt sich vorteilhafterweise effek tiv eine kürzere Störung.An advantage of the invention is that Hinder interruptions and occlusion caused by interferences affect the sensors differently. At intel ligent linkage obtained from the two sensors NEN location results advantageously results effek tiv a shorter disturbance.

Ausgestaltungen des erfindungsgemäßen Verfahrens sind in den Unteransprüchen 2 bis 8 beschrieben.Embodiments of the method according to the invention are in the subclaims 2 to 8 described.

Das erfindungsgemäße Verfahren und seine Ausgestaltungen werden anhand des in der Zeichnung dargestellten Ausfüh rungsbeispieles erläutert, und zwar zeigt:The method according to the invention and its refinements are based on the design shown in the drawing example, which shows:

Bild 2 eine Anordnung mit seitlichem Versatz der Senso ren, Figure 2 shows an arrangement with lateral displacement of the sensors,

Bild 3 eine Darstellung zur Ermittlung der Störerentfer nung, Figure 3 shows the determination of the distance of the interferers,

Bild 4 eine Darstellung zur Ermittlung der Zielentfer nung, Fig. 4 shows the determination of the target distance,

Bild 5 eine Anordnung zur Lenkung eines Flugkörpers bei Trennung von Abschußrampe und Visier, sowie Figure 5 shows an arrangement for guiding a missile when the launch ramp and the visor are separated, and

Bild 6 eine Anordnung mit einem von der Abschußrampe abgesetzten Visier. Figure 6 shows an arrangement with a visor set off the launch pad.

In Bild 2 sind die Sensoren 1 und 2 in einer zeichnerisch nicht dargestellten Abschußrampe für den Flugkörper 7 mit ihren optischen Achsen in einem vorgegebenen seitlichen Versatz zueinander angeordnet, welcher in den Bildern 3 und 4 mit "a" bezeichnet ist. Neben den Voraussetzungen, daß die Sehfelder der beiden Sensoren 1 und 2 sich ausrei chend überdecken müssen und daß die Sensoren 1 und 2 den Flugkörper 7 erfassen können, wenn dieser in ihre Sehfel der eintritt, ist als weitere Voraussetzung anzusehen, daß das in die Sehfelder der Sensoren 1 und 2 eintretende Ziel 6 von dem Sensor 2 auf seiner Visierlinie 5 anvisiert wird und vom Sensor 1 auf seiner Sichtlinie 8 erfaßt wird. Die Auswirkungen von Hindernis 3 und Störer 4, die sich zwi schen den Sensoren 1 und 2 und dem Ziel 6 und Flugkörper 7 befinden, ist aus den Bildern für die Sensoren 1 und 2 er sichtlich. Auch ist es möglich, daß die Visierlinie 5 des das Ziel 6 anvisierenden Sensors 2 mit der Sichtlinie eines Visiers exakt harmonisiert ist. Hierbei kann ab dem Zeitpunkt, in dem der Flugkörper 7 von beiden Sensoren 1 und 2 erfaßt und identifiziert wird, die gemessene Position in den Sen soren angeglichen werden, so daß der Harmonisierungsfehler eliminiert ist. Als Bezug dient Sensor 2, mit dem das Ziel 6 anvisiert wird, oder der mit dem Visier harmonisiert ist.In Figure 2, the sensors 1 and 2 are arranged in a drawing, not shown for the missile launcher 7 with their optical axes in a predetermined lateral offset to each other, indicated in Figures 3 and 4 with "a". In addition to the prerequisites that the fields of view of the two sensors 1 and 2 must cover each other adequately and that the sensors 1 and 2 can detect the missile 7 when it enters the field of view, is to be regarded as a further prerequisite that that in the fields of view the sensors 1 and 2 entering target 6 is sighted by the sensor 2 on its line of sight 5 and is detected by the sensor 1 on its line of sight 8 . The effects of obstacle 3 and interferer 4 , which are between the sensors 1 and 2 and the target 6 and missile 7 , is evident from the images for the sensors 1 and 2 . It is also possible that the line of sight 5 of the sensor 2 aiming at the target 6 is exactly harmonized with the line of sight of a visor. Here, from the time when the missile 7 is detected and identified by both sensors 1 and 2 , the measured position in the sensors can be adjusted so that the harmonization error is eliminated. Sensor 2 , with which target 6 is aimed, or which is harmonized with the visor, serves as a reference.

In den Bildern 3 und 4 sind neben den aus Bild 2 ersicht lichen Bauelementen 1, 2 und 4 bis 8 noch weitere Zeichen für folgende Größen eingezeichnet:
a = seitlicher Versatz der Sensoren 1 und 2,
s = Entfernung zwischen den Sensoren 1 und 2 und dem Störer 4,
f = nach dem Weg-Zeit-Gesetz ermittelte Entfernung zwi schen den Sensoren 1 und 2 und dem Flugkörper 7,
b₁ = Abweichung zwischen Flugkörper 7 und Störer 4 im Bild von Sensor 1,
b₂ = Abweichung zwischen Flugkörper 7 und Störer 4 im Bild des zweiten Sensors 2,
b′₁ = Abweichung zwischen Flugkörper 7 und Ziel 6 im Bild von Sensor 1,
b′₂ = Abweichung zwischen Flugkörper 7 und Ziel 6 im Bild von Sensor 2, und
z = Entfernung zwischen den Sensoren 1 und 2 und dem Ziel 6.In Figures 3 and 4 are drawn to 8 further sign of the following variables besides the image of two ersicht handy components 1, 2 and 4:
a = lateral offset of sensors 1 and 2 ,
s = distance between sensors 1 and 2 and interferer 4 ,
f = distance determined according to the path-time law between the sensors 1 and 2 and the missile 7 ,
b 1 = deviation between missile 7 and interferer 4 in the image from sensor 1 ,
b₂ = deviation between missile 7 and interferer 4 in the image of the second sensor 2 ,
b'₁ = deviation between missile 7 and target 6 in the image from sensor 1 ,
b'₂ = deviation between missile 7 and target 6 in the image of sensor 2 , and
z = distance between sensors 1 and 2 and target 6 .

Die Entfernung s eines Störers 4 von den Sensoren 1 und 2 ist gemäß Bild 3 angenähert nach der FormelThe distance s of an interferer 4 from the sensors 1 and 2 is approximated according to the formula according to Figure 3

ermittelbar. Wie aus Bild 4 zu entnehmen ist, kann die Entfernung zwischen den Sensoren 1 und 2 und dem Ziel 6 angenähert durch folgende Formel ermittelt werden:detectable. As can be seen in Figure 4, the distance between sensors 1 and 2 and target 6 can be determined approximately using the following formula:

In Bild 5 ist eine Abschußrampe 9 mit einem Hilfssensor 10 ausgerüstet, dessen Sichtlinie zum Flugkörper 7 mit 11 be zeichnet ist. Von der Abschußrampe 9 und dessen Hilfssensor 10 versetzt angeordnet ist ein Visier 12 mit einer Visier linie 13 zum Ziel 6, wobei die Visierlinie 13 von der Sichtlinie 11 in einer Entfernung geschnitten wird, die einen sicheren Übergang der Flugkörperlenkung von einem Sensor zum anderen ermöglicht. Unmittelbar nach dem Ab schuß des Flugkörpers 7 von der Abschußrampe 9 wird die Ortung des Flugkörpers 7 von dem Hilfssensor 10 durchge führt, und zwar solange bis der Abstand b zwischen dem Flugkörper 7 und der Visierlinie 13 im Bild des Visiers 12 sehr klein wird, d. h. einen vorgegebenen kleinen Grenzwert unterschreitet. Sobald dieses der Fall ist, wird die Flug körperlenkung von dem Visier 12 übernommen. Somit wirken sich Störungen durch andere Lichtquellen oder durch Hinder nisse unterschiedlich auf die Sensoren aus, so daß Flug körper 7 und Störer 4 oder Hindernisse 3 durch Triangula tion unterschieden werden können. Wie aus Bild 5 ersicht lich ist, läßt sich eine Abschußanlage realisieren, bei der die Abschußrampe 9 auf einem Fahrzeug 14 montiert ist. Während der Hilfssensor 10 zusammen mit der Abschußrampe 9 unmittelbar auf dem Fahrzeug angeordnet ist, ist das Visier 12 von dem Fahrzeug 14 abgesetzt, beispielsweise befindet es sich auf einer nicht gezeichneten elevierbaren Plattform. Vorteilhafterweise ergeben sich einfachere Konstruktionen der Waffenanlage und ein höhere Flexibilität des Einsatzes.In Figure 5, a launcher 9 is equipped with an auxiliary sensor 10 , the line of sight to the missile 7 is 11 . From the launcher 9 and its auxiliary sensor 10 is arranged a visor 12 with a line of sight 13 to the target 6 , the line of sight 13 being cut from the line of sight 11 at a distance which enables a safe transition of the missile guidance from one sensor to another. Immediately after the shot from the missile 7 from the launcher 9 , the location of the missile 7 is performed by the auxiliary sensor 10 , until the distance b between the missile 7 and the line of sight 13 in the image of the sight 12 becomes very small, ie falls below a predetermined small limit. As soon as this is the case, the missile guidance is taken over by the visor 12 . Thus, disturbances caused by other light sources or obstacles have different effects on the sensors, so that missile 7 and interferer 4 or obstacles 3 can be distinguished by triangulation. As can be seen from Fig. 5, a launching system can be realized in which the launching ramp 9 is mounted on a vehicle 14 . While the auxiliary sensor 10 is arranged together with the launch ramp 9 directly on the vehicle, the visor 12 is set off from the vehicle 14 , for example it is located on an elevatable platform (not shown). Advantageously, there are simpler designs of the weapon system and greater flexibility in use.

BezugszeichenlisteReference list

1 Sensor
2 Sensor
3 Hindernis
4 Störer
5 Visierlinie von Sensor 2
6 Ziel
7 Flugkörper
8 Sichtlinie von Sensor 1
9 Abschußrampe
10 Hilfssensor
11 Sichtlinie des Hilfssensors 10
12 Visier
13 Visierlinie des Visiers 12
14 Fahrzeug 1 sensor
2 sensor
3 obstacle
4 interferers
5 line of sight from sensor 2
6 goal
7 missiles
8 Line of sight from sensor 1
9 launch pad
10 auxiliary sensor
11 Line of sight of the auxiliary sensor 10
12 visor
13 line of sight of the visor 12
14 vehicle

Claims

1. A method for guiding a missile with at least one radiation source preferably arranged at the rear of the missile, which is located by two sensors arranged next to one another in the launch ramp, steering commands to be transmitted which are derived from the locating signals being derived from the location signals to the missile's steering device hold the line of sight of a sensor that detects a target, characterized in that the two sensors ( 1 , 2 ) have sufficiently congruent fields of view and detect the missile ( 7 ) when it enters these fields of view, the sensors ( 1 , 2 ) in the Launcher with their optical axes sen in a predetermined lateral offset (a) to each other such that a target ( 6 ) entering the field of view is sighted by the sensor ( 2 ) on its line of sight ( 5 ) and by the other sensor ( 1 ) on its line of sight ( 8 ) to the missile ( 7 ) can be detected, both location results intelligent linkage to reduce downtimes.

2. The method according to claim 1, characterized in that the line of sight of the target ( 6 ) sighting sensor ( 2 ) with the line of sight of a visor is harmonized exactly.

3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that from the point in time at which the missile ( 7 ) is detected and identified by both sensors ( 1 , 2 ) to eliminate harmonization errors, the position of the missile ( 5 ) two sensors (1, 2) is determined by measurement and the measured positions in the Senso ren (1, 2) are aligned.

4. The method according to claim 3, characterized in that the reference point used is that sensor ( 2 ) with which the target ( 6 ) is sighted or which is harmonized with the visor.

5. The method according to claim 1, 2, 3 or 4, characterized in that the distance of an interferer ( 4 ), which is between the sensors ( 1 , 2 ) and the missile ( 7 ), approximately according to the formula is determined, the following meaning being assigned to the individual formula symbols:
s = distance between the sensors ( 1 , 2 ) and the interferer ( 4 )
a = lateral offset of the sensors ( 1 , 2 ) to each other,
f = distance between the sensors ( 1 , 2 ) and the missile ( 7 ) determined according to the path-time law,
b₁ = deviation between missile ( 7 ) and interferer ( 4 ) in the image of the first sensor ( 1 ), and
b₂ = deviation between missile ( 7 ) and interferer ( 4 ) in the image of the second sensor ( 2 ).

6. The method according to claim 1, 2, 3 or 4, characterized in that the distance of the target ( 6 ) from the Senso ren ( 1 , 2 ) approximately according to the formula is determined, the following meaning being assigned to the individual formula symbols:
z = distance between the sensors ( 1 , 2 ) and the target ( 6 ),
a = lateral offset of the sensors ( 1 , 2 ) to each other,
f = distance between the sensors ( 1 , 2 ) and the missile ( 7 ) determined according to the path-time law,
b'₁ = deviation between target ( 6 ) and missile ( 7 ) in the image of the first sensor ( 1 ), and
b'₂ = deviation between target ( 6 ) and missile ( 7 ) in the image of the second sensor ( 2 ).

7. The method according to any one of claims 1 to 6 using a on the launch ramp ( 9 ) of the missile ( 7 ) arranged auxiliary sensor ( 10 ) and one of the launch ramp ( 9 ) spatially remote visor ( 12 ), characterized by that immediately after the launch of the missile ( 7 ), the location of the missile ( 7 ) is carried out by means of the auxiliary sensor ( 10 ), that the visor ( 13 ) of the target ( 6 ) that detects the sight ( 12 ) from the missile ( 7 ) detecting line of sight ( 11 ) of the auxiliary sensor ( 10 ) in a safe transition of the missile guidance from the auxiliary sensor ( 10 ) to the visor ( 12 ) enabling distance is cut, and that the missile guidance from the visor ( 12 ) is taken over when in the sighting image the distance (b) between the missile ( 7 ) and the sighting line ( 13 ) falls below a predetermined small limit.

8. The method according to claim 7, characterized in that the missile ( 7 ) of interferers ( 4 ) is distinguished by triangulation calculations.