Verfahren zur Übertragung von Lenkdaten an einen Flugkörper

Beschreibung

[0001] Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Übertragung von Lenkdaten zu einem an einem lenkbaren Flugkörper angebrachten Bordempfänger mittels von einem Kommandosender ausgehender, modulierter elektromagnetischer Strahlung.

[0002] Es ist bekannt, die Lenkdaten von einem Kommandosender zum lenkbaren Flugkörper mittels Draht zu übermitteln. In diesem Zusammenhang wird z.B. auf den Aufsatz «Das Panzerabwehrwaffensystem MILAN» in der Zeitschrift «Internationale Wehrrevue_", Sonderreihe 5, 1978, Seiten 58-62 hingewiesen. Durch die Übermittlung von Lenkdaten an einen Flugkörper mittels Lenkdraht wird erreicht, dass das Ziel dieses Flugkörpers möglichst wenig Information über die Tatsache des Anflugs des Flugkörpers erhält.

[0003] Um den aus mancherlei Gründen unerwünschten Lenkdraht zu vermeiden, können Lenkdaten mittels modulierter elektromagnetischer Strahlung vom Kommandosender an den Bordempfänger des lenkbaren Flugkörpers übermittelt werden. Diese Lenkmethode ist in der DE-A-2 945 847 beschrieben. Dabei kann jedoch ein am Ziel angebrachter Empfänger Information über die Tatsache des Flugkörperanflugs erhalten. Es ist zwar bekannt, die Funkübertragung der Kommandos zum Bordempfänger des ferngelenkten Flugkörpers möglichst so auszulegen, dass dem Gegner das Erkennen dieser Übertragung erschwert wird und Auswirkungen gegnerischer Störungen möglichst herabgesetzt sind. Dazu soll eine kleine Sendeleistung des Kommandosenders verwendet werden. Diese Senderleistung muss aber zumindest so gross gewählt werden, dass die Nutzfeldstärke am Bordempfänger des ferngelenkten Flugkörpers einen bestimmten Wert nicht unterschreitet. Dies bedeutet, dass während der ersten Zeit nach dem Start des Flukörpers für dessen Empfänger die Nutzfeldstärke des Kommandosignals gross ist und bei Annäherung des Flugkörpers an das Ziel das Stör/Nutz-Verhältnis immer grösser wird. Da die abgestrahlte Kommandosenderleistung unabhängig von der jeweiligen Entfernung zwischen dem Kommandosender und dem Flugkörper konstant gehalten wird und dabei aber mindestens so gross ist, dass während der gesamten Flugzeit des Flugkörpers auch am Ziel ein ausreichendes Nutz/Stör-Verhältnis vorliegt, kann das Ziel über eine relativ lange Zeit Information über die Tatsache des Flugkörperanflugs erhalten.

[0004] Aus der US-PS 2 981 943 ist nunmehr ein Funk- übertragungssystem zwischen einer festen und einer beweglichen Station bekannt, wobei vom Empfänger der beweglichen Station aus dem empfangenen Signal ein Signal für die Entfernung zwischen den beiden Stationen abgeleitet wird und mit diesem Signal die von der Antenne abzustrahlende Senderleistung der augenblicklichen Entfernung angepasst wird. Es soll dabei jeweils nur soviel Leistung aufgewendet werden, wie es für die jeweilige Aufgabe bei der Nachrichtenübertragung erforderlich ist. Damit soll eine Störung von anderen festen Stationen möglichst vermieden werden. Bei diesem bekannten Funkübertragungssystem handelt es sich aber nicht um ein Lenksystem zur Übertragung von Lenkdaten von einer ortsfesten Kommandostelle zu einem sich entfernenden Flugkörper.

[0005] Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren zur Übermittlung von Lenkdaten von einem Kommandosender an den Bordempfänger eines Flugkörpers anzugeben, so dass das Ziel dieses Flugkörpers möglichst wenig Information über die Tatsache des Anflugs des Flugkörpers erhält. Der aus mancherlei Gründen unerwünschte Lenkdraht soll vermieden und an seiner Stelle modulierte elektromagnetische Strahlung verwendet werden. Dabei soll auch sichergestellt sein, dass der Lenkflugkörper, der am Anfang seines Fluges eine grosse Ablage zur Achse zwischen dem Kommandosender und dem Ziel haben kann, vom Anfang bis zum Ende seiner Flugbahn vom Lenksignal des Kommandosenders erfasst wird.

[0006] Gemäss der Erfindung, die sich auf ein Verfahren der eingangs genannten Art bezieht, wird diese Aufgabe dadurch gelöst, dass die Abstrahlungskeulenbreite (Divergenzwinkel) des Kommandosenders in Abhängigkeit von der zwischen dem Flugkörper und dem Kommandosender momentan bestehenden Entfernung, deren Angabe beim Kommandosender vorliegt, so gesteuert wird, dass der Bordempfänger im Flugkörper stets gerade die für ein ausreichendes Signal-Rausch-verhältnis nötige Empfangsleistung erhält.

[0007] Zusätzlich zur Steuerung der Abstrahlungskeulenbreite des Kommandosenders kann gemäss einer Weiterbildung der Erfindung auch die Abstrahlleistung des Kommandosenders in Abhängigkeit von der Entfernung zwischen dem Flugkörper und dem Kommandosender so gesteuert werden, dass der Empfänger im Flugkörper stets gerade die für ein ausreichendes Signal-Rauschverhältnis nötige Empfangsleistung erhält.

[0008] Der Divergenzwinkel des Kommandosenders ist dabei im Nahbereich des Flugkörpers verhältnismässig gross und wird mit zunehmendem Abstand zwischen Flugkörper und Kommandosender kleiner. Dadurch wird gleichermassen sichergestellt, dass der Lenkflugkörper, der am Anfang eine grosse Ablage zur Achse Kommandosender - Ziel haben kann, «eingefangen» wird. Darüber hinaus wird die Leistungsdichte am Ziel möglichst klein und ebenfalls die Verratsgefahr gering gehalten.

[0009] Eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung unter der Voraussetzung, dass das Entfernungs-Zeit-Diagramm für den Flugkörper bekannt ist, besteht darin, dass die Steuerung der Abstrahlungskeulenbreite und gegebenenfalls zusätzlich der Abstrahlleistung des Kommandosenders rein zeitabhängig erfolgt. Die Kommandosenderleistungsdichte kann dann im Nahbereich des Flugkörpers, d.h. wenn der Flugkörper noch relativ nahe beim Kommandosender ist, verhältnsimässig klein sein und steigt mit zunehmender Entfernung zwischen dem Flugkörper und dem Kommandosender an. Es wird in diesem Zusammenhang noch darauf hingewiesen, dass das Entfernungs-Zeit-Diagramm für den Flugkörper meistens bekannt ist.

[0010] Eine andere zweckmässige Möglichkeit zur Ermittlung der Steuergrösse für die Keulenbreite und gegebenenfalls die Leistung des Kommandosenders besteht darin, dass an einer mit der Abschussanlage des Flugkörpers verbundenen Ortungseinrichtung, z.B. an einem Infrarot-Goniometer, mittels welchem an sich die Lage des lenkbaren Flugkörpers relativ zur Visierlinie der Abschussanlage bestimmt wird, die Intensität des vom Flugkörper eintreffenden Signals (IR-Signal) gemessen und als Signal für die Steuerung der Abstrahlungskeulenbreite und gegebenenfalls zusätzlich der Abstrahlleistung des Kommandosenders verwendet wird. Durch diese Massnahme wird eine optimale Anpassung an die wetterabhängigen Dämpfungswerte der Atmosphäre erzielt.

[0011] In vorteilhafter Weise wird die Senderfrequenz des Kommandosenders so gewählt, dass sich eine hohe atmosphärische Grunddämpfung für die vom Kommandosender ausgesendete elektromagnetische Strahlung ergibt. Dadurch wird die witterungsabhängige «Reserve» an Sendeleistung relativ gering gehalten, so dass die ansonsten erhöhte Verratsgefahr bei guten Witterungsbedingungen vermieden wird.

Ansprüche

1. Verfahren zur Übertragung von Lenkdaten zu einem an einem lenkbaren Flugkörper angebrachten Bordempfänger mittels von einem Kommandosender ausgehender, modulierter elektromagnetischer Strahlung, dadurch gekennzeichnet, dass die Abstrahlungskeulenbreite des Kommandosenders in Abhängigkeit von der zwischen dem Flugkörper und dem Kommandosender momentan bestehenden Entfernung, deren Angabe beim Kommandosender vorliegt, so gesteuert wird, dass der Bordempfänger im Flugkörper stets gerade die für ein ausreichendes Signal-Rausch-verhältnis nötige Empfangsleistung erhält.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zusätzlich noch die Abstrahlleistung des Kommandosenders in Abhängigkeit von der Entfernung zwischen dem Flugkörper und dem Kommandosender so gesteuert wird, dass der Empfänger im Flugkörper stets gerade die für ein ausreichendes Signal-Rausch-Verhältnis nötige Empfangsleistung erhält.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass unter der Voraussetzung, dass das Entfernungs-Zeit-Diagramm für den Flugkörper bekannt ist, die Steuerung der Abstrahlungskeulenbreite und gegebenenfalls zusätzlich der Abstrahlleistung des Kommandosenders rein zeitabhängig erfolgt.

4. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass an einer mit der Abschussanlage des Flugkörpers verbundenen Ortungseinrichtung, z.B. an einem Infrarot-Goniometer, mit-

tels welchem an sich die Lage des lenkbaren Flugkörpers relativ zur Visierlinie der Abschussanlage bestimmt wird, die Intensität des vom Flugkörper eintreffenden Signals gemessen wird und als Signal für die Steuerung der Abstrahlungskeulenbreite und gegebenenfalls zusätzlich der Abstrahlleistung des Kommandosenders verwendet wird.

5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sendefrequenz des Kommandosenders so gewählt wird, dass sich eine hohe atmosphärische Grunddämpfung für die ausgesendete elektromagnetische Strahlung ergibt.

Claims

1. A method of transmission of guide data to an air-borne receiver attached to a controllable missile, by means of modulated electromagnetic radiation from a radio-control transmitter, characterised in that the radiation lobe width of the radio-control transmitter is varied in dependence upon the instantaneous distance between the missile and the radio-control transmitter, an indication of which is present at the radio-control transmitter, such that the receiver in the missile continually receives the level of received power required for an efficient signal-to-noise ratio.

2. A method as claimed in Claim 1, characterised in that the radiation power of the radio-control transmitter is additionally controlled in dependence upon the spacing between the missile and the radio-control transmitter, such that the receiver in the missile continually receives the received power required for an efficient signal-to-noise ratio.

3. A method as claimed in Claim 1 or 2, characterised in that where the distance-time-diagram for the missile is known, the control of the radiation lobe width and possibly also of the radiation power of the radio-control transmitter is effected purely in dependence upon time.

4. A method as claimed in Claim 1 or 2, characterised in that on an orientation device, e.g. on an infrared goniometer, by means of which the position of the controllable missile relative to the line of sight of the launching point is determined per se, the intensity of the signal arriving from the missile is measured and used as a signal for control of the radiation lobe width and possibly also of the radiation power of the radio-control transmitter.

5. A method as claimed in one of the preceding Claims, characterised in that the transmitting frequency of the radio-control transmitter is selected such that the fundamental atmospheric attenuation for the transmitted electromagnetic radiation is high.

Revendications

1. Procédé pour transmettre des données de guidage à un récepteur de bord, monté dans un missile pouvant être guidé, au moyen d'un rayonnement électromagnétique modulé délivré par un émetteur d'ordres, caractérisé par le fait que la largeur du lobe de rayonnement de l'émetteur d'ordres est commandée en fonction de la distance présente instantanément entre le missile et l'émetteur d'ordres et dont l'indication est présente dans ce dernier, de telle sorte que le récepteur de bord du missile reçoit précisément la puissance de réception nécessaire pour un rapport signal/bruit suffisant.

2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé par le fait qu'en outre la puissance de rayonnement de l'émetteur d'ordres est commandée en fonction de la distance entre le missile et l'émetteur d'ordres de telle sorte que le récepteur situé dans le missile reçoit toujours précisément la puissance de réception nécessaire pour un rapport signal/bruit suffisant.

3. Procédé suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que dans l'hypothèse où le diagramme distance-temps est connu pour le missile, la commande de la largeur du lobe de rayonnement et en outre éventuellement de la puissance de rayonnement de l'émetteur d'ordres s'effectue d'une manière dépendant uniquement du temps.

4. Procédé suivant la revendication 1 ou 2, caractérisé par le fait que l'intensité du signal délivré par le missile est mesurée dans un dispositif de repérage, par exemple un goniomètre à infrarouge, relié à l'installation de tir du missile et au moyen duquel la position du missile pouvant être guidé est déterminée par rapport à la ligne de visée de l'installation de tir, et est utilisée comme signal pour la commande de la largeur du lobe de rayonnement et en outre éventuellement de la puissance de rayonnement de l'émetteur d'ordres.

5. Procédé suivant l'une des revendications précédentes, caractérisé par le fait que la fréquence d'émission de l'émetteur d'ordres est choisie de manière à obtenir un affaiblissement fondamental atmosphérique élevé pour le rayonnement électromagnétique émis.