[0001] Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.
[0002] Ein solches Verfahren ist aus der US-PS 3 695 555 für ein endphasenlenkbares Artillerieprojektil
oder aus der GB-PS 1 605 007 für ein Projektil in der Bauform eines zielsuchenden
Torpedos bekannt. Insbesondere bezieht die Erfindung sich aber auf endphasenlenkbare
Projektile, wie sie aus DEFENSE ELECTRONICS, Heft Juni 1984, Seite 102, als Submunition
bekannt sind.
[0003] Steuerungstechnisch einfachste Verhältnisse für die Manövrierbarkeit eines solchen
Projektils ergeben sich, wenn einem gekreuzten Paar von Heck-Steuerrudern ein ebenso
gekreuztes Paar von gegenüber den Ruderflächen wesentlich größeren Gleitflügeln zugeordnet
ist. Da der Abschuß bzw. Start der Projektile aus konstruktiven Gründen nicht mit
ausgefahrenen Rudern und Gleitflächen erfolgen kann, andererseits eine Kaliberbegrenzung
für die Auslegung des Projektils und der Raumbedarf für den Gefechtskopf und die Zielsuchsteuerungseinrichtungen
nicht den notwendigen Raum für das Einklappen großer Gleitflügel verfügbar machen,
während die wünschenswerte große aerodynamische Gleitflugleistung mit nur kleinen
Gleitflügeln nicht erreichbar ist, muß man sich bei Projektilen der für vorliegende
Erfindung bevorzugt in Betracht gezogenen Art mit horizontalen Gleitflügeln begnügen.
[0004] Wie unten anhand der Fig. 1 näher erläutert, ist wegen Fehlens vertikal orientierter
Gleitflächen die Manövrierbarkeit in Gier-Richtung (also in seitlicher Verschwenkung
der Projektil-Längsachse) aus einer aktuell gegebenen Fluglage heraus überaus beschränkt.
Zur Ansteuerung eines seitlich abliegenden Zieles ist deshalb eine Verschwenkung des
Auftriebsvektors aus der Vertikalen in Richtung auf das seitlichvoraus abliegende
Ziel erforderlich, was eine entsprechend starke Rollbewegung des Projektils um seine
Längsachse bedingt. Weil ein solches Projektil aber keinen strömungsdynamisch symmetrischen
Körper darstellt, hat jede Veränderung der Roll-Lage Rückwirkungen auf andere aerodynamische
Einflüsse und somit unerwünschte Rückwirkungen auf das Flugverhalten. Diese Rückwirkungen
sind nicht linear, und besonders stark bei großen Rollwinkeln; was überaus großen
Regelungsaufwand für die Ansteuerung der einzelnen flugkritischen Komponenten bedingt,
um ein vorgegebenes Manöver flugstabil durchführen zu können. Beim Übergang aus rascher
Gleitflugbewegung in eine steile Abstiegsbahn zur Ansteuerung eines akquirierten Zieles
sind aber besonders harte Kursmanöver erforderlich, die leicht aus dem stabilen Flugverhalten
herausführen können; so daß die Projektilbewegung der Steuerung dann nicht mehr gehorcht
und das Ziel verfehlt werden kann.
[0005] In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, das
gattungsgemäße Ansteuerungsverfahren derart abzuwandeln, daß sich auch bei Vorhandensein
nur eines horizontalen Gleitflächenpaares am Projektil harte Giermanöver zur raschen
Zielansteuerung durchführen lassen, ohne Gefahr zu laufen, daß das Flugverhalten dadurch
instabil wird, das Projektil sich also nicht mehr oder jedenfalls nicht mehr im wünschenswerten
Zeitverhalten ins Ziel einsteuern läßt.
[0006] Diese Aufgabe wird bei einem Verfahren gattungsgemäßer Art im wesentlichen dadurch
gelöst, daß die Maßnahmen gemäß dem kennzeichnenden Teil des Anspruches 1 getroffen
werden; d.h. die resultierende aerodynamische Flügelkraft wird im Sinne einer Minimierung
des Rollwinkels in die Gier-Zielrichtung verschwenkt.
[0007] Diese Lösung beruht auf der Erkenntnis, daß die seitliche Zielansteuerung aus der
Such-Gleitflugbahn heraus ohnehin mit einer Abstiegsbewegung verbunden ist; daß es
also nicht unbedingt erforderlich ist, den aufwärtsgerichteten Vektor des während
der Gleitflugbahn gegebenen Auftriebs auch noch bei der Querneigungs-Giersteuerung
beizubehalten. Stattdessen wird durch entsprechend gegensinnige Ansteuerung der horizontalen
Heckruder die Gleitflächen-Anströmung so umgelenkt, daß sich ein aerodynamischer Abtrieb
auf das Projektil auswirkt. Die dann noch erforderliche Querneigung (Rollbewegung)
zur Giereinsteuerung der Flugrichtung auf das anzuvisierende Ziel ist klein, insbesondere
sehr viel kleiner als beim Verschwenken eines beibehaltenen Auftriebsvektors. Damit
sind trotz harter Giermanöver nur geringe Rollwinkel erforderlich; und da geringere
Rollwinkel nur sehr geringe Rückwirkungen auf das Flug- und Steuerungsverhalten des
Projektiles haben, ist dessen Manövrierung weniger kritisch, ist also der Aufwand
für die erforderlichen Regelungs- und Steuerungseinrichtungen eines auch in der Endphase
des Abstieges manövrierbaren Projektils wesentlich geringer. Vorteilhaft bei der erfindungsgemäßen
Lösung ist darüberhinaus, daß der Übergang aus der Gleitflugbahn in die Abstiegsbahn
infolge Übergang von Auftrieb auf Abtrieb sehr viel steiler einsetzen kann. Das ist
insbesondere bei großer horizontaler Annäherungsgeschwindigkeit an das Ziel von Bedeutung,
um nicht über die Position des Zieles hinauszufliegen und dieses deshalb zu verfehlen,
wenn keine harten Wendemanöver möglich sind.
[0008] Andererseits erfolgt ein Übergang von Auftrieb auf Abtrieb nicht oder nur verzögert,
wird also jedenfalls zunächst der Auftrieb beibehalten, wenn entweder das anzusteuernde
Ziel ohnehin schon fast voraus, also unter nur geringem Gierwinkel, ausgemacht wurde
oder aber wenn, bei zu frühem Umschalten auf Abtrieb, die Gefahr besteht, daß die
nun durchsackende Flugbahn nicht mehr zur Überbrückung eines noch großen Zielabstandes
ausreicht.
[0009] Auch wenn das Ziel bei großem momentan gegebenem Abstand Fluchtbewegungen ausführt,
kann es zweckmäßig sein, trotz Zielauffassung zunächst noch den Auftrieb, also die
Gleitbahn beizubehalten, bis der Abstand für optimalen Übergang in eine steile Abstiegsbahn
hinreichend verringert ist. Die entsprechenden Umsteuerungs-Kriterien lassen sich
ohne weiteres aus den Informationen wie Zielabstand und Sichtlinienneigung bzw. Sichtliniendrehwinkelgeschwindigkeit
ableiten, die ohnehin vom Suchkopf bzw. von der ihm nachgeschalteten Steuerungseinrichtung
für die Kollisionskurs- Steuerung (Proportionalnavigation in der Endflugphase) an
Bord des Projektils gewonnen und ausgewertet werden.
[0010] 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 Zusammenfassung, aus nachstehender Beschreibung eines in der
Zeichnung unter Beschränkung auf das Wesentliche stark abstrahiert und nicht ganz
maßstabsgerecht skizzierten bevorzugten Realisierungsbeispiels in Ausübung der erfindungsgemäßen
Maßnahmen.
[0011] Es zeigt:
Fig. 1 in Seitenansicht ein gleitfähiges und steuerbares Projektil mit auf die Horizontalebene
beschränkten Gleitflächen
Fig. 2 in rückwärtiger Ansicht ein Projektil gemäß Fig. 1 bei der Ansteuerung eines
seitlich voraus aufgefaßten Zieles, unter Darstellung des Rollvorganges für das Einschwenken
in die seitliche Ablagerichtung für den Fall konventioneller Auftriebssteuerung und
für den Fall erfindungsgemäßer Abtriebssteuerung, und
Fig. 3 eine Vertikalebene durch die Gleitflugbahn des Projektils und die Position
des von ihm akquirierten Zieles.
[0012] Das in Fig. 1 in Seitenansicht skizzierte Projektil 1 ist mit gekreuzten, also paarweise
horizontal und vertikal orientierten Steuerrudern 2, 3 und mit einem Paar nur horizontal
sich erstreckender, im Querschnitt angenähert symmetrischer Gleitflächen 4 ausgestattet.
Aus einer gegensinnigen Anstellung z.B. der horizontalen Steuerruder 2 resultiert
eine Rollbewegung 5 um die Projektil-Längsachse 6. Gleichsinnige Anstellkomponenten
der Horizontal-Ruder 2 in die in Fig. 1 voll ausgezogen dargestellte Richtung bewirken
eine Anströmung 7 der Gleitflächen 4, aus der ein Auftrieb 8 des Projektils 1, der
zum Erdmittelpunkt hin gerichteten Schwerkraft entgegen, resultiert; und bei der es
sich somit um die normale Betriebsweise für einen etwa parallel zum Zielgebiet 15
orientierten Gleitflug des Projektils 1 handelt. Dagegen führt eine Anstellung beider
horizontaler Ruder 2 in die in Fig. 1 gestrichelt angedeute Winkelrichtung zu einer
Anströmung 7' der Gleitflächen 4, woraus ein Abtrieb 9 des Projektils 1, also eine
aerodynamische Unterstützung der Bewegungskomponente in Richtung der Erdanziehung
und damit ein steiles Eintauchen aus einer Gleitbahn 18 in eine Sturz-Abstiegsbahn
19 (Fig. 3) resultiert. Über die Anstellung der horizontalen Steuerruder 2 ist also
eine Nickbewegung 10 des Projektils 1 um die Querachse 11 durch seinen Schwerpunkt
12 steuerbar.
[0013] Für starke Gierbewegungen 13 um die Schwerpunkts-Hochachse 14 reicht die relativ
kleine Fläche der vertikalen Steuerruder 3 und die aus der seitlichen Anblasung des
schmalen Rumpfes des Projektils 1 resultierende Querkraft nicht aus, da diese nicht
aerodynamisch durch gleich orientierte Anströmungsflichen (also durch Flügel quer
zu den Horizontalflächen 4) unterstützt werden.
[0014] Für Kursänderungen (Gierbewegungen 13) ist es deshalb - wie als solches aus der konventionellen
f lugaeug-Steuerung bekannt - erforderlich, das Projektil 1 mittels der Ruder 2 in
eine Querneigung zu rollen, also eine Rollbewegung 5 durchzufuhren, bis die Horizontalflächen
4 auch hinreichende Neigungskomponenten in vertikaler Richtung aufweisen; dann führt
die Anströmung 7, also der nun entsprechend seitlich geneigte Vektor des Auftriebes
8, zu einem im wesentlichen wieder über die Horizontalruder 2 gesteuerten Kurvenflug;
bis die Längsachse 6 die neue Flugrichtung eingenommen hat und die Rollbewegung 5
deshalb wieder bis in die normale Horizontallage rückgängig gemacht werden kann.
[0015] Diesem konventionellen Manöver einer Querneigung zur Durchführung größerer seitlicher
Kursänderungen entspricht die Darstellungsfolge in Fig. 2 oben. Im in Fig. 2 oben
links dargestellten Zeitpunkt (dem die Darstellung in Fig. 3 entspricht) faßt das
in rückwärtiger Ansicht skizzierte Projektil 1 aus seiner momentanen Gleitbahn 18
heraus über dem Zielgebiet 15 mittels seines verschwenkbaren Suchkopfes 16 (Fig. 1)
seitlich voraus ein zu bekämpfendes Ziel 17 auf. Während zur Ansteuerung des Zieles
17 die Nickbewegung 10 in der Horizontalebene (gemäß Darstellung in Fig. 1) durch
die Ansteuerung der Horizontalruder 2 erfolgt - vorzugsweise im Interesse möglichst
steilen Zielanfluges mit verzögerter Nickbewegung 10, wie im einzelnen in der GB-OS
21 34 632 der Anmelderin näher dargestellt -, bedarf bei konventionellem Querneigungs-Manöver
die seitliche Kurskorrektur gemäß oberer Darstellung in Fig. 2 einer faßt 180° betragenden
Rollbewegung 5; um nämlich im Zuge des Zielanfluges den auf der Gleitbahn 18 noch
senkrecht nach oben gerichteten Vektor des Auftriebs 8 in Richtung auf das anzusteuernde
Ziel 17 zu verschwenken, wie durch den Pfeil für den verschwenkten Auftrieb 8' in
Fig. 2 rechts hinten (jenseits der Ebene der Darstellung des Projektils 1 links oben)
angedeutet.
[0016] Wenn dagegen zur Zielansteuerung die Horizontalruder 2 auf Abtrieb 9 umgestellt werden,
wie bei der unteren Manöverdarstellung in Fig. 2 zum Ausdruck gebracht, bedarf es
für die Gierbewegung aus der momentanen Gleitbahn 18 heraus einer gegensinnigen Querneigung,
also einer gegensinnigen Rollbewegung 5' des Projektils 1. Da nun die maßgebliche
Beschleunigungskomponente für die Annäherung an das Ziel 17, nämlich der Abtrieb 9,
bereits die zutreffende Orientierung aufweist, ist der für die Endphasenlenkung erforderliche
Gegen-Rollwinkel 5' - wie sich auch aus der symbolischen Darstellung in Fig. 2 ergibtzwangsläufig
wesentlich geringer, als der Rollwinkel 5 bei der konventionellen Querneigung unter
Beibehaltung des Auftriebes 8. Der verringerte erforderliche Winkel der Rollbewegung
5' bedeutet aber, wie einleitend erwähnt, ein besseres Manövrierverhalten des Projektils
1 und damit einen besser beherrschbaren und doch auch rascheren Übergang aus der Gleitbahn
18 in die Abstiegsbahn 19; was insbesondere dann wichtig ist, wenn der horizontale
Zielabstand 20 (quer zur Darstellebene der Fig. 2; vgl. Fig. 3) bei Zielauffassung
und Umsteuerung auf Abtrieb 9 nur noch relativ gering ist, also aus hoher Gleitfluggeschwindigkeit
des Projektils 1 heraus harte Giermanöver zur Änderung der Flugrichtung auf das Ziel
17 hin erforderlich werden.
[0017] Andererseits ist es zweckmäßig, bei Zielauffassung jedenfalls zunächst noch die Anstellung
der Horizontalruder 2 für Auftrieb 8 beizubehalten (also in der vom Suchkopf 16 geführten
Steuerungseinrichtung 21 für die Anstellung der Horizontalruder 2 noch nicht gleich
auf Abtriebs-Querneigung umzuschalten), wenn der Zielabstand 20 noch sehr groß ist
bzw. sich aufgrund einer Fluchtbewegung 22 des Zieles 17 nicht oder jedenfalls nur
relativ wenig verringert. Denn in diesen Fällen ist für eine später möglichst steile
(
MUnitionstechnisch also möglichst wirksame) Abstiegsbahn 19 zunächst noch eine Fortsetzung
des raschen Gleitfluges in der Bahn 18, zur Verringerung des Zielabstandes 20, wünschenswert.
[0018] Die Flugkörper-Bewegung längs der Gleitbahn 18 bedarf aber zur Kompensation der Erdanziehung
eines aerodynamischen Auftriebes 8. Das Projektil 1 würde also aus einer anfänglichen
Gleitbahn 18 durchsacken und das Ziel 17 nur im flachen Anflug oder gar nicht mehr
erreichen können, wenn - trotz gegebener Zielauffassung mittels des Suchkopfes 16
- der horizontale Abstand 20 für den gewünschten Verlauf der unter Abtrieb 9 einzuschlagenden
Abstiegsbahn 19 noch zu groß ist.
[0019] Desgleichen ist eine Umsteuerung auf Abtrieb 9 nicht, bzw. erst in der allerletzten
Phase der Abtiegsbahn 19 - also stark verzögert -, erforderlich, wenn das aufgefaßte
Ziel 17 (gemäß Fig. 3) nahezu in der Vertikalebene durch die momentane Gleitbahn 18
liegt, also nur eine geringe Gier-Kurskorrektur und dementsprechend nur eine geringe
Rollbewegung 5 bei beibehaltener vektorieller Richtung des Auftriebes 8 erforderlich
ist..
1. Verfahren zum Ansteuern eines seitlich voraus ausgemachten Zieles aus der Gleitflugbahn
eines, mit einem Suchkopf, mit Steuerrudern und mit horizontalen Gleitflächen ausgestatteten,
Projektiles heraus unter Durchführung einer Rollbewegung für das Giermanöver, dadurch
gekennzeichnet,
daß zum Übergang aus der Gleitflugbahn in eine Giermanöver-Abstiegsbahn die Steuerruder
von Auftrieb auf Abtrieb umgestellt werden.
2. Verfahren nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn der Zielablage-Gierwinkel
unter Abtrieb einen betragsmäßig jedenfalls nicht wesentlich größeren, gegensinnigen,
Rollwinkel für das Giermanöver bedingt, als unter Beibehaltung des Gleitflug-Auftriebs.
3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt, wenn ein vorgebbarer horizontaler
Zielabstand unterschritten ist.
4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Umstellung auf Abtrieb nur bzw. erst erfolgt-, wenn ein vorgebbarer vertikaler
Zielabstand noch nicht unterschritten ist.