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DE19756763A1 - Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper - Google Patents

Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper

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Publication number
DE19756763A1
DE19756763A1 DE19756763A DE19756763A DE19756763A1 DE 19756763 A1 DE19756763 A1 DE 19756763A1 DE 19756763 A DE19756763 A DE 19756763A DE 19756763 A DE19756763 A DE 19756763A DE 19756763 A1 DE19756763 A1 DE 19756763A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
coordinate system
target
viewfinder
reference coordinate
missile
Prior art date
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Withdrawn
Application number
DE19756763A
Other languages
English (en)
Inventor
Herbert Fisel
Ulrich Hartmann
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.)
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Original Assignee
Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
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Filing date
Publication date
Application filed by Bodenseewerk Geratetechnik GmbH filed Critical Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority to DE19756763A priority Critical patent/DE19756763A1/de
Priority to EP98120542A priority patent/EP0924490B1/de
Priority to DE59807117T priority patent/DE59807117D1/de
Priority to US09/196,246 priority patent/US6179246B1/en
Publication of DE19756763A1 publication Critical patent/DE19756763A1/de
Withdrawn legal-status Critical Current

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    • 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
    • F41G7/2253—Passive homing systems, i.e. comprising a receiver and do not requiring an active illumination of the target
    • 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
    • F41G7/2213—Homing guidance systems maintaining the axis of an orientable seeking head pointed at the target, e.g. target seeking gyro
    • 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

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft einen Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper mit einem in einer Sucherrahmen-Anordnung kardanisch gelagerten, durch Zielablage-Signale auf ein Ziel ausrichtbaren bildauflösenden Sucher und Inertialsensoren.
Es gibt zielverfolgende Flugkörper mit einem bildauflösenden Sucher, z. B. in Form einer Detektor-Matrix mit einer zweidimensionalen Anordnung von Detektorelementen. Dieser Sucher ist in einer Sucherrahmen-Anordnung kardanisch gelagert. Inertialsensoren sprechen auf die Winkelbewegungen des Flugkörpers im inertialen Raum an. Drehmomenterzeuger wirken auf die Kardanrahmen der Sucherrahmen-Anordnung und entkoppeln den Sucher von den so bestimmten Winkelbewegungen des Flugkörpers. Auf der Detektor-Matrix wird ein Bild einer Objektszene erzeugt. Durch Bildverarbeitung dieses Bildes werden Zielablagedaten eines in der Objektszene enthaltenen Ziels, z. B. eines anzugreifenden feindlichen Flugzeugs, erzeugt. Die Zielablagedaten geben die Ablage des Ziels von einer optischen Achse des Suchers wieder. Auf Grund dieser Zielablagedaten wird der Sucher dem Ziel nachgeführt. Aus der Nachführung wird die Sichtlinien-Drehrate bestimmt. Aus der Sichtlinien-Drehrate werden wiederum Lenksignale für den Flugkörper abgeleitet. Mittels eines Helmvisiers wird der Sucher auf ein vom Piloten erkanntes Ziel eingewiesen. Auf dieses Ziel wird der Flugkörper in der beschriebenen Weise gelenkt.
Im Luftkampf mit engen Kurven ("Close-in-Combat") ist es wünschenswert, ein Ziel auch noch unter einem großen Schielwinkel des Suchers erfassen zu können. Allerdings ist der Schielwinkel des Suchers natürlich konstruktiv begrenzt. Beim Luftkampf mit engen Kurven können Situationen auftreten, bei denen das Ziel unter einem Blickwinkel erscheint, der größer als der maximal zulässige Schielwinkel des Suchers ist. Dann kann keine Einweisung des Suchkopfes auf das Ziel erfolgen. Im weiteren Verlauf des Kurvenflugs kann sich dann der Blickwinkel auf einen Wert unterhalb des maximal zulässigen Schielwinkels verkleinern. Dann kann eine Einweisung des Suchkopfes auf das Ziel erfolgen und der Flugkörper abgeschossen werden. Je früher dies geschieht, desto größer sind die Aussichten auf einen Treffer. Wenn aber der Flugkörper abgeschossen worden ist, dann hat er zunächst die Tendenz, sich aerodynamisch in Richtung des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeugs auszurichten. Dabei kann der Blickwinkel zum Ziel den maximal zulässigen Schielwinkel des Suchers wieder überschreiten, so daß das Ziel verloren geht. Das Ziel kann auch durch Wolken vorübergehend verdeckt sein.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, einen Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper so auszubilden, daß der Sucher auch bei kurzzeitiger Beeinträchtigung der Zielverfolgung wieder auf das Ziel ausgerichtet wird, sobald die Beeinträchtigung wieder weggefallen ist.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß
  • (a) aus Signalen des bildauflösenden Suchers und der Sucherrahmenabgriffe ein virtuelles, inertial stabilisiertes Referenz-Koordinatensystems festlegbar ist, dessen eine Achse in Richtung des Ziels ausgerichtet ist,
  • (b) das stabilisierte Referenz-Koordinatensystem bei Auftreten einer Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel an Hand der dann vorliegenden Sichtlinien-Informationen (z. B. Richtung, Drehrate, Drehbescheinigung) des Referenz-Koordinatensystems auf prädizierte Zielpositionen ausrichtbar ist und
  • (c) der Sucher nach der besagten einen Achse des Referenz-Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn die Beeinträchtigung weggefallen ist, wobei dann die Signale des Suchers wieder die Nachführung des Suchers übernehmen.
Nach der Erfindung wird somit ständig ein Referenz-Koordinatensystem festgelegt, dessen Achse auf das Ziel hin ausgerichtet ist. Das ist eine Art "virtueller" Sucher. Normalerweise folgt dieses Referenz-Koordinatensystem dem Ziel genau so, wie der Sucher an Hand der Ablagedaten dem Ziel nachgeführt wird. Wenn die Nachführbewegung des Suchers nach dem Ziel beeinträchtigt wird, sei es, daß der Sucher seinen maximal zulässigen Schielwinkel erreicht, sei es daß der Sucher z. B. durch Wolken das Ziel vorübergehend nicht mehr "sieht", wird das Referenz- Koordinatensystem einer prädizierten Zielposition nachgeführt. Die prädizierte Zielposition wird aus der unmittelbar vor Eintritt der Beeinträchtigung bestimmten Sichtlinien-Informationen durch eine Art Extrapolation bestimmt. Wenn dann die Beeinträchtigung wegfällt, also z. B. das Ziel wieder unter einem den maximal zulässigen Schielwinkel unterschreitenden Blickwinkel erscheint, wird der Sucher nach dem so weitergeführten Referenz-Koordinatensystem ausgerichtet. Dann wird der Sucher das kurzzeitig verlorene Ziel wieder in seinem Gesichtsfeld erfassen. Der Sucher wird dann durch die wieder auftretenden, von der Bildverarbeitung gelieferten Ablagedaten genau dem Ziel nachgeführt.
Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
Fig. 1 zeigt ein Beispiel für eine Situation, in welcher im Luftkampf mit engen Kurven eine Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel und der Zieleinweisung eines zielverfolgenden Flugkörpers durch Begrenzung des Schielwinkels des Suchers auf einen maximal zulässigen Wert erfolgen kann.
Fig. 2 zeigt ein Beispiel für eine andere Situation, in welcher im Luftkampf mit engen Kurven eine Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers nach dem Ziel und der Zieleinweisung eines zielverfolgenden Flugkörpers durch Begrenzung des Schielwinkels des Suchers auf einen maximal zulässigen Wert erfolgen kann.
Fig. 3 zeigt die Geometrie beim Abschuß eines Flugkörpers durch ein Flugzeug.
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung eines infrarotempfindlichen Suchers bei einem zielverfolgenden Flugkörper.
Fig. 5 zeigt schematisch die Spitze eines Flugkörpers mit einem Suchkopf und veranschaulicht die Begrenzung des Schielwinkels.
Fig. 6 ist ein vereinfachtes Blockdiagramm und zeigt die Erzeugung von Inkrementen der Sichtlinien-Drehrate für die Nachführung des Referenz- Koordinatensystems.
Fig. 7 ist ein vereinfachtes Blockdiagramm und zeigt die Darstellung eines Flugkörperfesten Systems (s) bezogen auf ein Inertialsystem und eines Referenz-Koordinatensystems (r), bezogen auf das Flugkörpersystem.
In Fig. 1 ist eine Luftkampfsituation dargestellt, bei welcher sich ein Kampfflugzeug 10 auf einer engen, kreisähnlichen Flugbahn 12 bewegt, die um einen Punkt 14 gekrümmt ist. Ein feindliches Kampfflugzeug 16 (Ziel) bewegt sich auf einer ebenfalls engen, kreisähnlichen Flugbahn 18, die um einen vom Punkt 14 relativ weit entfernten Punkt 20 gekrümmt ist. Beide Kampfflugzeuge 10 und 16 durchlaufen die kreisähnliche Flugbahn im Uhrzeigersinn. Bei einer engen, kreisförmigen Flugbahn 12 oder 18 fliegen die Kampfflugzeuge 10 bzw. 16 mit großem Lastvielfachen und damit, wie dargestellt, großen Anstellwinkeln. Das bedeutet, daß die Längsachse 30 (Aircraft Datum Line) des Kampfflugzeugs 10 mit dem Geschwindigkeitsvektor einen Winkel bildet.
Mit 22, 24, 26 und 28 sind zu verschiedenen Zeitpunkten bestehende Sichtlinien von dem Kampfflugzeug 10 zum Ziel 16 bezeichnet. Man erkennt, daß dabei das feindliche Kampfflugzeug (Ziel) 16 von dem Kampfflugzeug 10 aus zunächst unter einem Blickwinkel < 90° erscheint. Das ergibt die Sichtlinie 22. Die Sichtlinie 24 verläuft unter einem Blickwinkel von 90° gegenüber der Längsachse 30 des Kampfflugzeugs 10. Mit den Sichtlinien 26 und 28 wird der Blickwinkel, unter dem das feindliche Kampfflugzeug 16 dem Piloten und dem Sucher eines am Kampfflugzeug 10 vorgesehenen Flugkörpers erscheint, im weiteren Verlauf der Flugbahnen 12 und 18 immer kleiner. Es gibt nun einen maximalen Blickwinkel, unter welchem der Flugkörper von dem Piloten mittels eines Helmvisiers auf das Ziel, nämlich das feindliche Kampfflugzeug 16 eingewiesen werden kann. Dieser maximale Blickwinkel für die Zieleinweisung liegt z. B. nahe an 90°, entspricht also etwa der Sichtlinie 24.
In Fig. 4 ist mit 32 ein Sucher eines zielverfolgenden Flugkörpers 34 (Fig. 5) bezeichnet. Der Sucher 32 enthält einen bildauflösenden, auf Infrarotstrahlung ansprechenden Detektor 36 und eine Abbildungsoptik 38. Der Sucher 32 ist, wie in Fig. 5 dargestellt ist, durch eine Sucherrahmen-Anordnung 40 um eine Nickachse 42 relativ zu der Längsachse 44 des Flugkörpers 34 verschwenkbar. Weiterhin ist eine Verdrehung des Suchers 32 um diese Längsachse 44 (Rollachse) möglich. Der Sucher 32 hat eine optische Achse 46. Der Winkel zwischen der optischen Achse 46 des Suchers 32 und der Längsachse 44 des Flugkörpers 34 wird als "Schielwinkel" bezeichnet. Aus konstruktiven Gründen ist der Schielwinkel auf einen "maximal zulässigen Schielwinkel" begrenzt, wie aus Fig. 5 ersichtlich ist. Der Sucher 32 sitzt hinter einem für Infrarotstrahlung durchlässigen kuppelförmigen Fenster, dem "Dom" 48 in der Spitze des Flugkörpers 34. Der maximal zulässige Schielwinkel ist z. B. dadurch bestimmt, daß der Abbildungsstrahlengang der Abbildungsoptik 38 noch zumindest teilweise durch den Dom 48 hindurch verlaufen muß.
Der Pilot muß nun versuchen, das gegnerische Kampfflugzeug 16 möglichst frühzeitig, d. h. in dem Beispiel von Fig. 1 unter großen Blickwinkeln aufzufassen und den zielverfolgenden Flugkörper 34 auf das Ziel einzuweisen. Je früher der Flugkörper 34 gestartet wird, desto größer ist die Erfolgswahrscheinlichkeit für einen Abschuß des gegnerischen Kampfflugzeuges 16. Eine Beeinträchtigung ist dabei die Begrenzung des Schielwinkels.
Fig. 2 zeigt eine ähnliche Luftkampf-Situation wie Fig. 1. Entsprechende Elemente sind mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie dort. Bei dieser Luftkampf-Situation liegen die Punkte 14A und 20A, um welche die beiden Flugbahnen 14A bzw. 18A gekrümmt sind, dicht beieinander.
Ein weiteres Problem besteht darin, daß der Flugkörper 34 nach dem Start und Freigabe des Lenksystems die Tendenz hat, sich zunächst mit seiner Längsachse 44 in die Richtung des Geschwindigkeitsvektors 50 des Kampfflugzeugs 10 einzustellen. Dadurch kann der Blickwinkel zum Ziel, auch wenn dieser zum Zeitpunkt des Starts des Flugkörpers 34 kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel ist und der Sucher 32 des Flugkörpers 34 das feindliche Kampfflugzeug 16 erfassen kann, sich wieder auf einen Winkel vergrößern, der größer als der maximal zulässige Schielwinkel ist.
Das ist in Fig. 3 dargestellt. In Fig. 3 ist mit 30 die Längsachse ("Aircraft Datum Line") des Kampfflugzeugs 10 bezeichnet. Eine Gerade 44A bezeichnet die Längsachse des Flugkörpers 34 ("Missile Boresight") im Startgerät, also vor dem Start. Die Gerade 44A bildet mit der Längsachse 30 im allgemeinen einen kleinen Winkel. Mit 54 ist die Sichtlinie vom Schwerpunkt 56 des Kampfflugzeuges 10 zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 54 bildet mit dem Geschwindigkeitsvektor 50 einen Winkel α ("Lag Angle"). Mit 58 ist die - zur Sichtlinie 54 parallele - Sichtlinie vom Sucher 32 des Flugkörpers 34 zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 58 bildet mit der Längsachse 44A des Flugkörpers 34 einen Winkel β ("Missile Off-Boresight Angle at Launch"). Mit 60 ist die Sichtlinie vom Heimvisier des Piloten zum Ziel bezeichnet. Diese Sichtlinie 60 ist nahezu parallel zu den Sichtlinien 54 und 58. Die Sichtlinie 60 bildet mit der Längsachse 30 des Kampfflugzeugs 10 einen Winkel 7 ("Designator Off-Boresight Angle at Launch"). Mit 62 ist die Sichtlinie von dem Sucher 32 des Flugkörpers 34 zum Ziel zum Zeitpunkt der Ruderfreigabe nach dem Start bezeichnet. Auch diese Sichtlinie 62 ist parallel zu den Sichtlinien 54, 58 und 60. Die Sichtlinie 62 bildet mit der Längsachse 44 des Flugkörpers 34 einen Winkel δ ("Off-Boresight Angle at Control Unlock").
Vor dem Start des Flugkörpers 34 ist der Winkel β kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel. Der Sucher 32 erfaßt daher das Ziel und kann dem Ziel nachgeführt werden, wobei sich eine gemessene Sichtlinien-Drehrate ergibt. Wie aus Fig. 3 ersichtlich ist, stellt sich der Flugkörper 34 nach dem Start zunächst mit seiner Längsachse 44 im wesentlichen in Richtung des Geschwindigkeitsvektors 50 ein. Zum Zeitpunkt der Freigabe der Lenkung wird der Sichtlinien-Winkel δ vorübergehend wieder < 90° und größer als der maximal zulässige Schielwinkel des Suchers 32 (Fig. 5). Der Sucher 32 "sieht" dann das Ziel nicht mehr. Es tritt wieder eine "Beeinträchtigung" der Nachführung ein.
Wie aus Fig. 5 ersichtlich ist, sind drei Koordinatensysteme definiert, die in Fig. 5 jeweils durch ihre x-Achsen repräsentiert sind. Ein Flugkörper-Koordinatensystem mit der Achse xs ist flugkörperfest. Die xs-Achse entspricht der Längsachse 44 des Flugkörpers. Ein Sucher-Koordinatensystem mit der Achse xh ist sucherfest. Die xh-Achse entspricht der optischen Achse des Suchers 32. Ein drittes Koordinatensystem mit der Achse xr ist ein virtuelles Referenz-Koordinatensystem, das rechnerisch festgelegt wird. Darüberhinaus gibt es noch ein Inertialsystem, d. h. ein Koordinatensystem, das bezüglich seiner Lage fest im inertialen Raum ruht.
In Fig. 6 ist der Sucher 32, also eine bildauflösende elektro-optische Baugruppe, über eine Sucherrahmen-Anordnung 40 im Flugkörper 34 gelagert. Mit 62 ist eine flugkörperfeste, inertiale Sensoreinheit bezeichnet. Die inertiale Sensoreinheit 62 kann mit Kreiseln oder Laserkreiseln oder sonstigen auf Drehraten ansprechenden Inertialsensoren aufgebaut sein. Die inertiale Sensoreinheit 62 liefert Drehraten p, q und r um drei flugkörperfeste Achsen.
Der Sucher 32 liefert an einem Ausgang 64 Bilddaten. Die Bilddaten sind auf eine Bildverarbeitung 66 aufgeschaltet. Die Bildverarbeitung 66 liefert Ablagedaten entsprechend einer Zielablage in dem sucherfesten Koordinatensystem, die durch einen Vektor ε darstellbar sind. Diese Ablagedaten ε h sind auf Mittel 68 zur Koordinaten- Transformation aufgeschaltet. Die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation erhalten einmal, wie durch Verbindung 70 dargestellt, Rahmenwinkel von der Sucherrahmen- Anordnung 62. Zum anderen erhalten die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation auch Richtungskosinus-Daten entsprechend einer Richtungskosinusmatrix C r s. Die Richtungskosinusmatrix C r s gibt, wie noch beschrieben wird, die Drehung aus dem Referenz-Koordinatensystem in das Sucher-Koordinatensystem wieder. Die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation liefern dann Ablagedaten bezogen auf das Referenz- Koordinatenystem. Diese Ablagedaten ε r sind auf ein Schätzfilter 72 aufgeschaltet. Das Schätzfilter 72 liefert Inkremente Δσy und Δσz der Sichtlinien-Drehrate.
Die Inkremente Δσy und Δσz der Sichtlinien-Drehrate sind auf Mittel 74 zur Festlegung eines Referenz-Koordinatensystems aufgeschaltet. Anfangs-Schielwinkel λy0 und λz0 sind auf Mittel 76 zur Festlegung einer Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems aufgeschaltet. In dieser Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems sind die Schielwinkel λ noch kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel. Der Sucher 32 erfaßt noch das Ziel. Die Daten der Anfangslage des Referenz-Koordinatensystems sind ebenfalls auf die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz-Koordinatensystems aufgeschaltet.
In dem dargestellten, bevorzugten Ausführungsbeispiel ist das Referenz- Koordinatensystem durch eine Quaternion mit den Elementen Ir0, Ir1, Ir2 und Ir3 dargestellt. In entsprechender Weise ist auch die Anfangslage des Referenz- Koordinatensystems durch eine Quaternion qr0 dargestellt. Die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz-Koordinatensystems bewirken gleichzeitig eine Normierung.
Die inertiale Sensoreinheit 40 liefert die drei Winkelgeschwindigkeiten p, q und r um drei flugkörperfeste Achsen. Die Abtastung der Winkelgeschwindigkeiten p, q und r in einem festen Takt liefert Winkelinkremente ΔΦx, ΔΦy und ΔΦz. Die Abtastung mit einem festen Takt ist in Fig. 7 durch einen dreipoligen Schalter 78 symbolisiert. Die Winkelinkremente ΔΦx, ΔΦy und ΔΦz. sind auf Mittel 80 zur Darstellung eines Flugkörper- Koordinatensystems geschaltet. Die Lage des Flugkörper-Koordinatensystems ist auf ein Inertialsystem bezogen. Das Flugkörper-Koordinatensystem ist ebenfalls durch eine Quaternion festgelegt. Die Quaternion hat die Elemente Ii0, Ii1, Ii2 und Ii3.
Die das Referenz-Koordinatensystem darstellende Quaternion von den Mitteln 74 und die das Flugkörper-Koordinatensystem darstellende Quaternion von den Mitteln 80 d. h. die Elemente Ii0, Ii1, Ii2 und Ii3 werden durch Multiplikationsmittel 82 "multipliziert". Die Multiplikation der Quaternionen liefert die relative Lage von Flugkörper- Koordinatensystem und Referenz-Koordinatensystem. Diese ist wieder durch eine Quaternion qr s dargestellt.
Die Quaternion qr s, welche die relative Lage des Flugkörper-Koordinatensystems und des Referenz-Koordinatensystems darstellt, ist ebenfalls auf Mittel 86 zur Bildung der zugehörigen Richtungskosinus-Matrix C r s aufgeschaltet.
Die Richtungskosinus-Matrix C r s liefert die Lage des Referenz-Koordinatensystems relativ zum Flugkörper. Diese Richtungskosinus-Matrix C r s wird, wie in Fig. 6 dargestellt ist, auf die Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation aufgeschaltet. Dadurch liefern diese Mittel 68 zur Koordinaten-Transformation die Ablagedaten bezogen auf das Referenz-Koordinatensystem. Aus den Elementen der Richtungskosinus-Matrix C r s werden Stellsignale für die Sucherrahmen-Anordnung 40 gewonnen, so daß diese Bewegung des Flugkörpers 34 am Sucher 32 kompensiert wird und der Sucher 32 von den Bewegungen des Flugkörpers 34 entkoppelt ist.
Der beschriebene Suchkopf arbeitet wie folgt:
Im Normalbetrieb, wenn der Sucher 32 das Ziel erfaßt und diesem mit einem Schielwinkel unterhalb des maximal zulässigen Schielwinkels folgt, fallen das Sucher- Koordinatensystem mit der Achse xh und das Referenz-Koordinatensystem mit der Achse xr näherungsweise zusammen. Wenn der Sucher 32 den maximal zulässigen Schielwinkel erreicht hat, dann wird der Sucher 32 in seiner Position angehalten. Das Referenz- Koordinatensystem bewegt sich jedoch relativ zu dem Flugkörper 34 weiter. Diese Bewegung wird bestimmt durch die Sichtlinien-Drehrate, die im Zeitpunkt des Erreichens des maximal zulässigen Schielwinkels bestand. Diese Sichtlinien-Drehrate liefert weitere Inkremente Δσy und Δσz auf die Mittel 74 zur Festlegung des Referenz- Koordinatensystems im inertialen Raum. Dadurch wird das Referenz-Koordinatensystem einer prädizierten Position des Ziels nachgeführt. Es wird angenommen, daß die Sichtlinien-Drehrate im inertialen Raum kurzzeitig im wesentlichen konstant bleibt. Die prädizierte Position wird durch eine Art Extrapolation gewonnen. Durch die Multiplikation der Quaternionen mittels der Multiplikationsmittel 82 ergibt sich die Lage des Referenz-Koordinatensystems relativ zu dem Flugkörper. Wenn der so berechnete Schielwinkel des Referenz-Koordinatensystems wieder kleiner als der maximal zulässige Schielwinkel wird, dann wird der reale Sucher 32 nach diesem Referenz- Koordinatensystem ausgerichtet. Damit wird der Sucher 32 auf die prädizierte Position des Ziels gerichtet. Man kann davon ausgehen, daß diese prädizierte Position in der Nähe der Position des realen Zieles liegt und damit das Ziel im Gesichtsfeld des Suchers 32 wieder erfaßt wird.
In der Situation von Fig. 3 verliert der Sucher 32 nach dem Start des Flugkörpers 34 zunächst das Ziel, weil sich durch die Ausrichtung des Flugkörpers 34 nach dem Geschwindigkeitsvektor 50 der Blickwinkel δ zum Ziel über den maximal zulässigen Schielwinkel des Suchers 32 erhöht. Die Achse xr des Referenzsystems wird, wie beschrieben, auf die prädizierte Position des Ziels ausgerichtet. Nach der Ruderfreigabe wird aber der Flugkörper 34 unter Zugrundelegung der letzten vom Sucher 32 gemessenen Sichtlinien-Drehrate so gelenkt, daß er das Ziel verfolgt. Der Flugkörper 34 dreht sich also in Richtung auf das Ziel. Dadurch wird der "Blickwinkel" des durch das Referenz-Koordinatensystem repräsentierten "virtuellen Suchers" wieder verringert. Der Blickwinkel unterschreitet den maximal zulässigen Schielwinkel. Dadurch kann, wie beschrieben, der Sucher 32 wieder nach dem Referenz-Koordinatensystem ausgerichtet und erfaßt das Ziel.
Die Verwendung von Quaternionen zur Darstellung der Koordinatensysteme vermeidet Singularitäten, die bei anderen Darstellungen bei einem Schielwinkel von 90° auftreten würden.

Claims (10)

1. Suchkopf für zielverfolgende Flugkörper mit einem in einer Sucherrahmen- Anordnung (40) kardanisch gelagerten, durch Zielablage-Signale auf ein Ziel ausrichtbaren bildauflösenden Sucher (32) und Inertialsensoren (62), dadurch gekennzeichnet daß
  • (a) aus Signalen des bildauflösenden Suchers (32) und der Sucherrahmen- Anordnung (40) ein virtuelles, inertial stabilisiertes Referenz- Koordinatensystems festlegbar ist, dessen eine Achse (xr) in Richtung des Ziels ausgerichtet ist,
  • (b) das stabilisierte Referenz-Koordinatensystem bei Auftreten einer Beeinträchtigung der Nachführung des Suchers (32) nach dem Ziel an Hand der dann vorliegenden Sichtlinien-Informationen (z. B. Richtung, Drehgeschwindigkeit, Drehbeschleunigung) des Referenz- Koordinatensystems auf prädizierte Zielpositionen ausrichtbar ist und
  • (c) der Sucher (32) nach der besagten einen Achse (xr) des Referenz- Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn die Beeinträchtigung weggefallen ist, wobei dann die Signale des Suchers (32) wieder die Nachführung des Suchers (32) übernehmen.
2. Suchkopf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
  • (a) die Beeinträchtigung in einer Begrenzung der Sucherbewegung auf einen maximalen Schielwinkel besteht und der Sucher (32) bei Erreichen dieses maximalen Schielwinkels in seiner Position festhaltbar ist,
  • (b) der Sucher nach der besagten einen Achse (xr) des Referenz- Koordinatensystems ausrichtbar ist, wenn der Schielwinkel dieser Achse den besagten maximalen Schielwinkel unterschreitet.
3. Suchkopf nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch
  • (a) Mittel (68) zur Koordinaten-Transformation von Zielablagedaten (ε) aus einem Sucher-Koordinatensystem in das Referenz-Koordinatensystem zur Erzeugung von transformierten Ablagedaten (εr),
  • (b) ein Schätzfilter (72) auf welches die transformierten Zielablagedaten (εr) aufgeschaltet sind zur Erzeugung von Inkrementen (Δσy, Δσz) der Sichtlinien- Drehrate und
  • (c) Mittel (74) zum Festlegen des Referenz-Koordinatensystems, die von den Inkrementen (Δσy, Δσz) der Sichtlinien-Drehrate beaufschlagt sind.
4. Suchkopf nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß auf die Mittel (74) zum Festlegen des Referenz-Koordinatensystems Anfangs-Schielwinkel (λy0, λz0) des Suchers (32) bei dessen Ausrichtung auf das Ziel aufgeschaltet sind.
5. Suchkopf nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (68) zur Koordinaten-Transformation von Rahmenwinkeln der Sucherrahmen-Anordnung (40) beaufschlagt sind.
6. Suchkopf nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Referenz-Koordinatensystem durch eine Quaternion festgelegt ist.
7. Suchkopf nach einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet durch Mittel (80) zur Festlegung eines Flugkörper-Koordinatensystems (xs), welche von Winkelinkrementen (ΔΦx, ΔΦy, ΔΦz) von den Inertialsensoren (62) beaufschlagt sind, wobei dieses Flugkörper-Koordinatensystem die Lage des Flugkörpers (34) relativ zu einem Inertialsystem wiedergibt.
8. Suchkopf nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugkörper- Koordinatensystem durch eine Quaternion festgelegt ist.
9. Suchkopf nach den Ansprüchen 6 und 8, gekennzeichnet durch Mittel (82) zur Multiplikation der beiden das Referenz-Koordinatensystem und das Flugkörper- Koordinatensystem darstellenden Quaternionen zur Erzeugung einer Quaternion (qr s), welche die relative Lage von Flugkörper-Koordinatensystem und Referenz- Koordinatensystem wiedergibt.
10. Suchkopf nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausrichtung des Suchers (32) nach dem Referenz-Koordinatensystem nach Wegfall der Beeinträchtigung in Abhängigkeit von dieser Quaternion steuerbar ist.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010024252B3 (de) * 2010-06-18 2011-12-22 Lkf-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung zur passiven Ausrichtung einer Geräteplattform in einem durch ein Medium bewegten Körper

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6281970B1 (en) * 1998-03-12 2001-08-28 Synergistix Llc Airborne IR fire surveillance system providing firespot geopositioning
DE19950667A1 (de) * 1999-10-21 2001-04-26 Bodenseewerk Geraetetech Verfahren zum Führen eines Flugkörpers auf ein Ziel bei Zielverlust
US6422508B1 (en) * 2000-04-05 2002-07-23 Galileo Group, Inc. System for robotic control of imaging data having a steerable gimbal mounted spectral sensor and methods
DE10153094A1 (de) * 2001-10-30 2003-05-15 Bodenseewerk Geraetetech Optischer Sensor mit einem Sensorstrahlengang und einem parallel zu der optischen Achse des Sensorstrahlenganges emittierenden Laserstrahler
US7277558B2 (en) * 2001-11-27 2007-10-02 Lockheed Martin Corporation Method and system for estimating the position of moving objects in images
US6747738B2 (en) * 2002-07-01 2004-06-08 Raytheon Company Optical system with variable dispersion
US6863244B2 (en) * 2003-01-24 2005-03-08 The Boeing Company Mitigation of angular acceleration effects on optical sensor data
DE10346163A1 (de) * 2003-10-04 2005-05-04 Diehl Bgt Defence Gmbh & Co Kg Flugkörper zur Brandbekämpfung
US7773116B1 (en) 2006-02-08 2010-08-10 Lockheed Martin Corporation Digital imaging stabilization
US7409292B2 (en) * 2006-05-26 2008-08-05 Honeywell International Inc. Method and system for degimbalization of vehicle navigation data
US7925439B2 (en) * 2006-10-19 2011-04-12 Topcon Positioning Systems, Inc. Gimbaled satellite positioning system antenna
US8946606B1 (en) * 2008-03-26 2015-02-03 Arete Associates Determining angular rate for line-of-sight to a moving object, with a body-fixed imaging sensor
US20110304737A1 (en) * 2010-06-15 2011-12-15 Flir Systems, Inc. Gimbal positioning with target velocity compensation
US11947349B2 (en) 2012-03-02 2024-04-02 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US9501055B2 (en) 2012-03-02 2016-11-22 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for engagement management of aerial threats
US9170070B2 (en) 2012-03-02 2015-10-27 Orbital Atk, Inc. Methods and apparatuses for active protection from aerial threats
US11313650B2 (en) * 2012-03-02 2022-04-26 Northrop Grumman Systems Corporation Methods and apparatuses for aerial interception of aerial threats
US8786846B2 (en) 2012-07-05 2014-07-22 Matvey Lvovskiy Method for determination of head position relative to rectangular axes for observer equipped with head-mounted module
CN109154815B (zh) * 2017-11-30 2022-06-21 深圳市大疆创新科技有限公司 最高温度点跟踪方法、装置和无人机
US10410371B2 (en) * 2017-12-21 2019-09-10 The Boeing Company Cluttered background removal from imagery for object detection

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2841748C1 (de) * 1978-09-26 1996-07-04 Bodenseewerk Geraetetech Suchkopf, insbesondere zur automatischen Zielverfolgung
FR2632072B1 (fr) * 1985-08-02 1990-11-16 Thomson Csf Procede et dispositif de detection de prochaine interposition de masque entre un avion et une cible, notamment dans un systeme de tir aux armes guidees par laser
DE4339187C1 (de) * 1993-11-16 1995-04-13 Mafo Systemtech Gmbh & Co Kg Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf
DE4442134A1 (de) * 1994-11-26 1996-05-30 Bodenseewerk Geraetetech Lenkschleife für Flugkörper
IL117589A (en) * 1996-03-21 2001-10-31 Israel Aircraft Ind Ltd Air-to-air missile guidance system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102010024252B3 (de) * 2010-06-18 2011-12-22 Lkf-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung zur passiven Ausrichtung einer Geräteplattform in einem durch ein Medium bewegten Körper

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Publication number Publication date
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