DE4128313A1

DE4128313A1 - Steered flying body for defence against tactical warhead - has shrapnel effect part initiated dependent upon approach where warhead approaches at higher relative speed

Info

Publication number: DE4128313A1
Application number: DE19914128313
Authority: DE
Inventors: Friedrich Dr Lindner
Original assignee: Diehl GmbH and Co
Current assignee: Diehl Stiftung and Co KG
Priority date: 1991-08-27
Filing date: 1991-08-27
Publication date: 1993-03-04
Anticipated expiration: 2011-08-28
Also published as: DE4128313C2

Abstract

The flying body (13) has a search head (16) for correction of an interception flying path (15). The search head, apart from assessing momentary target angle (a), also measures relative speed (v) and the distance (d) between the flying body and a warhead (12). An ignition circuit is provided, which from extrapolated passing flight distance (m) data gives at least one ignition release window for initiation of a defence effective part (17) for varying approach speeds different windows are provided. The search head is of the radar type (16) with reverse radiation measurement of distance and doppler measurement of speed. It is provided with mechanical or phase-controlled electronic pivoting of its directional characteristic for measurement of the target angle. USE/ADVANTAGE - For defence against fast and steeply flying tactical ballistic rockets carrying warheads.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper gemäß dem Oberbegriff des An spruches 1.The invention relates to a missile according to the preamble of the An saying 1.

Ein solcher Abwehr-Flugkörper ist in dem Beitrag "PATRIOT gegen balli stische Raketen" in WEHRTECHNIK, Heft 3/1991, Seiten 57 bis 59, insbe sondere Mitte der linken und Mitte der mittleren Spalte auf Seite 59, als ATM-Fähigkeit zielverfolgender Abfangflugkörper auch gegen extrem schnelle Zielobjekte wie die Gefechtsköpfe ballistischer Raketen ge fordert.Such a defense missile is described in the article "PATRIOT against balli stische Raketen "in WEHRTECHNIK, issue 3/1991, pages 57 to 59, esp special center of the left and middle of the middle column on page 59, as an ATM capability targeting missile against extreme fast targets such as the warheads of ballistic missiles demands.

In der Praxis begnügt man sich bei der Abwehr von Flugzielen damit, ein Splitterwirkteil zu zünden, wenn ein Annäherungssensor das Unter schreiten eines Mindest-Abstandes zum Ziel signalisiert, da ein direk ter Treffer schon bei langsamen Flugzielen praktisch nicht realisier bar ist. Das bedingt allerdings zusätzlich zur Funktion des Suchkopfes für die Zielverfolgungssteuerung die Ausbildung eines Annäherungssen sors, wie er etwa in der EP 03 45 384 A1 für Realisierung im sichtba ren Bereich des elektromagnetischen Strahlungsspektrums beschrieben ist. Damit kann dann ein Splitter-Gefechtskopf, wie er etwa aus der DE 39 34 042 A1 bekannt ist, richtungsabhängig hinsichtlich der momen tanen Ablage des abzuwehrenden Zielobjektes von der Flugbahn des Ab fang-Flugkörpers initiiert werden. Der apparative Aufwand für die Wirkungsweise des Zielverfolgungs-Suchkopfs und andererseits der Zünd auslösung bei Unterschreiten eines vorgegebenen Zielabstandes ist allerdings beträchtlich, und die Ausbildung sowie funktionale Verknüpfung dieser beiden für unterschiedliche Aufgaben ausgelegten Sensoren beansprucht erheblichen Raum im Abwehrflugkörper, der aus logistischen Gründen klein und leicht sein sollte, während andererseits im Interesse hoher Leistung im Zielobjekt ein möglichst großer Wirkteil darin untergebracht werden soll.In practice, in the defense against flight targets, you are content with to ignite a splinter active part when a proximity sensor detects the sub a minimum distance to the target is signaled as a direct The hit is practically impossible to achieve even with slow flight destinations is cash. However, this also requires the search head to function for target tracking control the formation of an approach sensor sors, as he is about in EP 03 45 384 A1 for realization in the visible Ren range of the electromagnetic radiation spectrum described is. A splinter warhead, like the one from the DE 39 34 042 A1 is known, depending on the direction in terms of torque tanen deposit of the target to be defended from the trajectory of the Ab catch missile can be initiated. The expenditure on equipment for the Mode of operation of the tracking seeker head and on the other hand the ignition is triggered when the target distance falls below a specified value however considerable, and training as well as functional Linking these two designed for different tasks Sensors occupy considerable space in the defense missile that is out logistical reasons should be small and light, while on the other hand in the interest of high performance in the target object as large as possible Active part to be housed in it.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zu grunde, einen Flugkörper gattungsgemäßer Art derart auszulegen, daß er mit geringerem sensorischen Aufwand eine höhere Wirkung im Ziel auch dann verspricht, wenn dieses sich unter sehr hoher Relativgeschwindig keit annähert.In the knowledge of these circumstances, the object of the invention reason to design a missile of the generic type such that it with less sensory effort a higher effect in the target too then promises if this moves at a very high relative speed approximation.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß der mit einem Suchkopf (vorzugsweise mit einem Radar-Suchkopf) und mit einem für unterschiedliche Wirkrichtungen zündbaren Gefechtskopf (etwa gemäß DE 14 53 815 A1, vorzugsweise aber zusätzlich bestückt mit vorgeformten Splitterelementen) ausgestattete Flugkörper hinsichtlich der Funktion seiner Zündschaltung gemäß dem Kennzeichnungsteil des Anspruches 1 ausgelegt ist.This object is achieved in that the one Seeker head (preferably with a radar seeker head) and with one for warhead that can be fired in different directions (e.g. according to DE 14 53 815 A1, but preferably also equipped with preformed ones Fragments) equipped missiles in terms of function its ignition circuit according to the characterizing part of claim 1 is designed.

Nach dieser Lösung wird der Splitter-Wirkteil (in eine Wirkrichtung nach Maßgabe des vom Suchkopf gerade erfaßten Zielwinkels) dann und nur dann ausgelöst, wenn der Suchkopf für einen Flugbahn-extrapolier ten Vorbeiflug-Abstand bestimmte Wertepaare hinsichtlich Zielwinkels und Zielabstands liefert, die in ein vorgegebenes Zündauslöse-Fenster fallen. Der Wirkteil wird also erst und nur dann initiiert, wenn bei den aktuellen Vorbeiflug-Gegebenheiten zwischen abzuwehrendem Ge fechtskopf und Abwehr-Projektil innerhalb eines bestimmten Restab standsbereiches der vom Suchkopf erfaßte Zielwinkel in einer vorgege benen Spanne liegt. Diese Toleranzbereiche werden nicht vergrößert, wenn der Vorbeiflug-Abstand sich vergrößert, sondern eher verkleinert, jedenfalls auf mehrere Zündauslöse-Fenster mit Zielwin kel-Zielabstands-Wertepaaren verteilt, die dann in Abhängigkeit von der relativen Annäherungsgeschwindigkeit zwischen Abwehr-Flugkörper und Ziel-Gefechtskopf Gültigkeit haben; mit Fenstern für kleinere Zielabstände bei größeren Zielwinkeln für den Fall geringerer Annähe rungsgeschwindigkeit.After this solution, the splitter active part (in one direction of action according to the target angle just detected by the seeker head) and then only triggered when the search head is extrapolated for a trajectory The passing distance determined certain pairs of values with regard to the target angle and delivers target range into a given ignition trigger window fall. The active part is only initiated when and at the current flyby situation between the Ge to be blocked warhead and defense projectile within a certain remaining range the range of the target angle detected by the seeker head in a predetermined lower range. These tolerance ranges are not increased, if the fly-by distance increases, but rather decreases, at least on several ignition trigger windows with Zielwin kel-target distance value pairs distributed, which then depending on the relative speed of approach between the defense missile and target warhead are valid; with windows for smaller ones Target distances at larger target angles in the event of closer proximity speed.

Die Daten für die Wertepaare, die zur Initiierung des Wirkteils füh ren, wenn sie in einem für die Vorbeiflugsituation typischen Fenster liegen, werden zweckmäßigerweise mittels eines Suchkopfes gewonnen, der eine phasengesteuerte Antenne enthält, wie sie als solche etwa aus der GB 21 44 008 A für ein radargelenktes Artilleriegeschoß bekannt ist.The data for the value pairs that lead to the initiation of the active part if they are in a window typical of the flyby situation are conveniently obtained using a search head, which contains a phase-controlled antenna, as it is made of GB 21 44 008 A is known for a radar-guided artillery shell is.

Zusätzliche Alternativen und Weiterbildungen sowie weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen und, auch unter Berücksichtigung der Darlegungen in der Zusammenfas sung, aus nachstehender Beschreibung eines in der Zeichnung unter Be schränkung auf das Wesentliche stark abstrahiert und nicht maßstabsge recht skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels zur erfindungsge mäßen Lösung. Es zeigt:Additional alternatives and further training as well as further features and advantages of the invention result from the further claims and, also taking into account the explanations in the summary solution, from the description below of one in the drawing under Be Restriction to the essentials is highly abstract and not to scale quite sketched preferred implementation example for fiction moderate solution. It shows:

Fig. 1 die typische Begegnungssituation zwischen einem steil absteigenden Gefechtskopf und einem Abwehr-Flugkörper, Fig. 1 shows the typical situation encounter between a steeply descending warhead and a defense missile,

Fig. 2 ein prinzipielles Ausführungsbeispiel für den Abwehr-Flug körper und Fig. 2 shows a basic embodiment for the defense flight body and

Fig. 3 ein Diagramm zur Funktionsweise des als Annäherungszünder dienenden Suchkopfes im Abwehr-Flugkörper. Fig. 3 is a diagram of the operation of the search head serving as a proximity fuse in the defense missile.

Der längs einer steilen Wiedereintrittsbahn 11 sich mit sehr hoher Ge schwindigkeit, in der Größenordnung bis zu einigen tausend Metern pro Sekunde, annähernde Gefechtskopf 12 einer taktischen ballistischen Ra kete soll von einem dagegen kleineren und langsameren Abwehr-Flugkör per 13 unschädlich gemacht werden, der nach Voreinweisung durch ein landgebundenes Steuerradar 14 eine zielabhängige Korrektur seiner Flugbahn 15 nach Maßgabe des Auffassens des abzufangenden Gefechtskop fes 12 durch den bordeigenen Suchkopf 16 durchführt. Aufgrund der hohen Annäherungsgeschwindigkeit ist jedoch nach hinreichender Annäherung eine Bahnkorrektur für einen direkten Treffer nicht mehr möglich. Eine Verzögerung des Zündens des Splitter-Wirkteils 17 im Abwehr-Flugkörper 13 bis zum Unterschreiten eines minimalen Wirk-Ab standes würde zusätzlich zum Zielverfolgungs-Suchkopf 16 den Einbau und die Auswertung eines Abstandszünders bedingen und hätte aufgrund der hohen Begegnungsgeschwindigkeit den funktionalen Nachteil, daß die in der Praxis unvermeidlichen Meßtoleranzen leicht dazu führen, daß das Abwehr-Wirkteil 17 nicht zum günstigen Zeitpunkt wirkt und damit keine wesentliche Beschädigung des abzuwehrenden Gefechtskopfes 12 erbringt.The along a steep re-entry path 11 itself with very high speed, in the order of up to a few thousand meters per second, approximate warhead 12 of a tactical ballistic missile is supposed to be made harmless by a smaller and slower defense missile by 13 , according to Preliminary instruction by a land-based control radar 14 carries out a target-dependent correction of its trajectory 15 in accordance with the understanding of the intercepting Gefechtskop fes 12 by the on-board search head 16 . Due to the high approach speed, however, a path correction for a direct hit is no longer possible after sufficient approximation. A delay in the firing of the splitter active part 17 in the defense missile 13 until it falls below a minimum effective distance would require the installation and evaluation of a distance detonator in addition to the tracking seeker head 16 and would have the functional disadvantage that the in practice, inevitable measurement tolerances easily lead to the fact that the defense-active part 17 does not act at a favorable time and thus does not cause any significant damage to the warhead 12 to be defended.

Deshalb wird aus Daten, die der Suchkopf 16 ohnehin für die Korrektur der Abwehr-Flugbahn 15 im Zuge der Annäherung des Gefechtskopfs 12 verarbeitet, ein Zündauslöse-Fenster 18 für ein Wertepaar vorgegeben, bei dem es sich um den Momentanwert des Zielwinkels a (Momentanorien tierung des Suchkopfes 16 gegenüber der Flugbahn 15 bei erfaßtem Ge fechtskopf 12) und um den Abstand d (zwischen Projektil 13 und Ge fechtskopf 12) handelt, unter Berücksichtigung des konstruktiv vorge gebenen Wirkwinkels w der Wirkachse des Splitter-Wirkteiles 17 gegen über der Längsachse und damit der Flugbahn 15 des Projektils 13. Therefore, from data that the search head 16 processes anyway for the correction of the defense trajectory 15 in the course of the approach of the warhead 12 , an ignition trigger window 18 is specified for a pair of values, which is the instantaneous value of the target angle a (instantaneous orientation of the seeker head 16 with respect to the trajectory 15 when the combat head 12 is detected and the distance d (between the projectile 13 and the combat head 12 ), taking into account the constructively specified effective angle w of the effective axis of the splitter active part 17 against the longitudinal axis and thus the trajectory 15 of the projectile 13 .

In Fig. 3 ist berücksichtigt, daß nur für den Fall, daß die Bahn-Ex trapolationen 11/15 an Bord des Flugkörpers 13 einen kleinen Vorbeiflug-Abstand m erbringen, die Vorgabe und Abspeicherung eines einzigen Zündauslöse-Fensters 18 sinnvoll ist. Für einen größeren Vorbeiflug-Abstand m ergibt, dann ist es für eine optimale Wirkung des Wirkteils 17 im Ziel (Gefechtskopf 12) zweckmäßig, wenigstens zwei unterschiedliche Zündauslöse-Fenster 18 vorzusehen, nämlich für niedrige Relativ- oder Annäherungsgeschwindigkeit v zwischen Flugkörper 13 und Gefechtskopf 12 ein Zündauslöse-Fenster 18′ bei Annäherung bis auf Erreichen eines kleinen Abstandes d und Zielauffas sung unter einem großen Zielwinkel a einerseits sowie andererseits wenigstens ein weiteres Fenster 18′′ für den Fall hoher Annäherungsgeschwindigkeit v mit Zündauslösung bei noch großem Zielabstand d aber unter kleinem Zielwinkel a.In Fig. 3 it is taken into account that only in the event that the orbital trapolations 11/15 bring a small flyby distance m on board the missile 13 , the specification and storage of a single ignition trigger window 18 is sensible. For a larger flyby distance m, then it is expedient for an optimal effect of the active part 17 in the target (warhead 12 ) to provide at least two different ignition trigger windows 18 , namely for low relative or approach speed v between missile 13 and warhead 12 an ignition trigger window 18 'when approaching until a small distance d and Zielauffas solution at a large target angle a on the one hand and on the other hand at least one further window 18 ''for the case of high approach speed v with ignition trigger at a still large target distance d but at a small target angle a.

Während also der Abwehr-Flugkörper 13 mittels seines Suchkopfes 16 auf den abzufangenden Gefechtskopf 12 trackt, wird zusätzlich zum Ziel winkel a, für die Ansteuerung des Stellsystems 19 zur Korrektur der Flugbahn 15 mittels Steuermitteln 20 (Querschubdüsen oder wie darge stellt Steuerrudern), der Ziel-Abstand d und aus dessen Veränderung oder aus einem Echo-Doppler die Relativgeschwindigkeit v gemessen und daraus über eine Flugbahn-Extrapolation der voraussichtliche Vorbei flug-Abstand m ermittelt. Wenn der klein ist, also nahezu Treffer-Ge gebenheiten erreicht werden, kann ein relativ großes abgespeichertes Zündauslöse-Fenster 18 in der Zündschaltung 21 aufgerufen werden; und nach Maßgabe der Ablage-Richtung des vom Suchkopf 16 gelieferten Zielwinkels a werden bei Anstehen eines a/d Wertepaares aus dem Bereich dieses Fensters 18 die Wirkteil-Zünder 22 derart zeitlich und örtlich versetzt initiiert, daß der Wirkwinkel w des Splitter-Wirk teils 17 in eben diese Richtung gegenüber der Projektil-Längsachse und- Flugbahn 15 verschwenkt ist. Wenn andererseits die dem Suchkopf 16 nachgeschaltete Zündschaltung 21 einen großen voraussichtlichen Vor beiflug-Abstand m ermittelt, dann wird eine Auswahl getroffen aus unterschiedlich vorgegebenen Fenstern 18′, 18′′ mit unterschiedlichen a/d-Paaren, nämlich in Abhängigkeit von der aktuellen Annäherungsge schwindigkeit v. Für die Praxis genügt es, wie in Fig. 3 berücksichtigt, Zündauslöse-Fenster 18 für zwei Vorbeiflug-Abstände m (klein und groß) vorzusehen und für großen Vorbeiflug-Abstand m wiederum zwei typische a/d-Fenster 18′, 18′′ für einerseits kleine und andererseits große Annäherungsgeschwindigkeit v abzuspeichern. Wenn allerdings vom Suchkopf 16 keine in das für diesen Vorbeiflug-Abstand m vorgegebene Zündauslöse-Fenster 18 fallende Wertepaarung a/d ermittelt wird, dann fliegt der Flugkörper 13 weiter und wird nach gewisser vorgegebener Sicherheitszeitspanne durch Selbstzerlegung zerstört, falls der Suchkopf 16 nicht noch ein anderes Ziel erfaßt, das günstiger angesteuert werden kann.Thus, while the defense missile 13 is tracing the warhead 12 to be intercepted by means of its seeker head 16 , in addition to the target angle a, for the actuation of the actuating system 19 for correcting the trajectory 15 by means of control means 20 (transverse thrusters or, as illustrated, control rudders), the target -Distance d and from its change or from an echo Doppler the relative speed v is measured and the expected flight distance m is determined therefrom via a trajectory extrapolation. If that is small, ie almost hit conditions can be achieved, a relatively large stored ignition trigger window 18 can be called up in the ignition circuit 21 ; and in accordance with the storage direction of the target angle a supplied by the seeker head 16 , when an a / d pair of values is pending from the area of this window 18, the active part detonators 22 are initiated in such a way that the effective angle w of the splitter active part 17 is offset is pivoted in exactly this direction with respect to the projectile longitudinal axis and trajectory 15 . If, on the other hand, the ignition circuit 21 connected downstream of the seeker head 16 determines a large expected pre-flight distance m, then a selection is made from differently specified windows 18 ', 18 ''with different a / d pairs, namely as a function of the current approach speed v. In practice, as is taken into account in FIG. 3, it is sufficient to provide ignition trigger windows 18 for two flyby distances m (small and large) and for large flyby distances m again two typical a / d windows 18 ', 18 '' to store small approach speed v on the one hand and large on the other hand. However, when the search head 16 not in the flyby distance for this predetermined Zündauslöse window m 18 falling values pairing a / D is determined, then flying the missile 13 on and after a certain predetermined safety period by self-decomposition destroyed if the seeker 16 is not a other target detected, which can be controlled cheaper.

Der hinter einer ballistischen Haube 23 im Stirnbereich des Flugkör pers 13 angeordnete Sensor 24 des Suchkopfes 16 kann als Schwenkantenne realisiert sein, im Interesse hoher Datenrate zur Ermittlung der Zielwinkel a und der momentanen Abstände d besser jedoch als Starr-Antenne mit phasenansteuerbaren Antennenelementen zur räumlichen Verschwenkung der Suchkopf-Antennencharakteristik. Im Zuge sich verringernden Abstandes d kann im Suchkopf 16 dabei die Sendeleistung verringert werden, um dessen Operationsleistung kurz vor dem Initiieren der Zünder 22 möglichst vollständig der Gewinnung aktueller a/d-Wertepaare für deren Vergleich mit den vorbeiflug-abhän gigen und geschwindigkeits-abhängigen Zündauslöse-Fenstern 18 zur Ver fügung zu stellen.The sensor 24 of the seeker head 16 arranged behind a ballistic hood 23 in the end region of the missile 13 can be implemented as a swivel antenna, but in the interest of a high data rate for determining the target angle a and the instantaneous distances d better as a rigid antenna with phase-controllable antenna elements for spatial pivoting the search head antenna characteristic. In the course of a decreasing distance d, the transmit power can be reduced in the search head 16 in order to obtain the operational power shortly before initiation of the detonators 22 as completely as possible to obtain current a / d value pairs for their comparison with the fly-by-dependent and speed-dependent triggering - Provide windows 18 .

Claims

1. Guided missile ( 13 ) with active part ( 17 ) to ward off a warhead that is also approaching quickly and steeply ( 12 ), in particular from a tactical missile, which is detected by an on-board seeker head ( 16 ) to correct the intercepting trajectory ( 15 ) , characterized in that the seeker head ( 16 ) is designed not only for detecting the current target angle (a) but also for measuring the relative speed (v) and the distance (d) between the missile ( 13 ) and warhead ( 12 ) and an ignition circuit ( 21 ) is provided which, for a fly-by distance (m) extrapolated from this data, specifies at least one ignition trigger window ( 18 ) for initiating the defense active part ( 17 ) when both the current distance (d) and the current moment Target angle (a) lies in the range that make up this window ( 18 ).

2. Missile according to claim 1, characterized in that for different approach speeds (v) under different windows ( 18 ', 18 '') are provided.

3. Missile according to claim 2, characterized in that for higher approach speeds (v) the Zündauslö se window ( 18 '') at larger distances (d) and smaller Zielwin angles (a).

4. Missile according to one of the preceding claims, characterized in that un different ignition trigger windows ( 18 ; 18 ', 18 '') are provided for different classes of fly-by distances (m).

5. Missile according to one of the preceding claims, characterized in that a radar seeker head ( 16 ) with retroreflective measurement of the distance (d) and Doppler measurement of the speed (v) is provided.

6. Missile according to claim 5, characterized in that a radar seeker head ( 16 ) with mechanically or phased-ert-electronic pivoting of its directional characteristics for measuring the target angle (a) is provided.

7. Missile according to one of the preceding claims, characterized in that a splitter active part ( 17 ) with a plurality of detonators ( 22 ) for the target angle (a) dependent spatial orientation of a from the defense trajectory ( 15 ) different angle of action (w) is provided.