DE3608108C1 - Verfahren zur Abwehr von Flugobjekten - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1.

Ein solches Verfahren ist aus der US-PS 41 71 818 als Leitstrahl-Verfahren bekannt, um Flugobjekte in Form von Flugzeugen mittels Abwehrflugkörpern in Form von ferngesteuerten Raketen abzufangen. Wenn jedoch die Annäherungsgeschwindigkeit des abzuwehrenden Flugobjektes an die bodenfeste Fernsteuerstation - und womöglich darüber hinaus die Geschwindigkeit des Abwehrflugkörpers selbst, also die relative Annäherungsgeschwindigkeit zwischen Flugobjekt und Abwehrflugkörper - groß oder sogar sehr groß ist, besteht die erhebliche Gefahr, daß nach auch nur vorübergehendem Austritt des Flugobjektes aus dem Leitstrahl der - womöglich schon relativ dicht an das Flugobjekt herangeführte - Flugkörper nicht mehr die notwendigen harten Kursmanöver flugstabil ausführen kann, um das Flugobjekt auch nach Wieder- Auffassung mittels des Leitstrahles doch noch zu treffen; daß der Abwehrflugkörper also, ohne die angestrebte Abwehrwirkung, das Flugobjekt verfehlt. Die Gefahr einer solchen Fehlfunktion ist um so größer, wenn das angreifende Flugobjekt aus Gründen der Zielgebietssicherung in möglichst großem Zielabstand vom Abwehrflugkörper abgefangen und unschädlich gemacht werden soll; weil auf sehr große Entfernung einerseits die Wahrscheinlichkeit um so größer wird, daß der Abwehrflugkörper aufgrund von Umgebungs-Störeinflüssen den Strahlquerschnitt verläßt und nicht mehr von der Bodenstation aus beeinflußbar ist, während andererseits in großem Flugobjektabstand die unvermeidliche Strahlöffnung zu einem so großen Strahlquerschnitt führen kann, daß eine präzise Kollisionslenkung eines dagegen relativ kleinen Flugobjekts auf erhebliche technologische Schwierigkeiten stößt. Schließlich ist generell von Nachteil, daß ein über einen Leitstrahl gelenkter Abwehrflugkörper vor der Wirkung im angesteuerten Flugobjekt außer Gefecht gesetzt werden kann, wenn es seitens des Flugobjektes gelingt, noch nach seiner Auffassung durch den Leitstrahl dessen Strahlenquelle, also die ortsfeste Fernlenkstation zu beschädigen und damit die Gefahr in Form des anfliegenden Abwehrflugkörpers auszuschalten; wofür grundsätzlich gute Aussichten bestehen, da auch der Angriff gegen die Bodenstation sich am von dieser aufgespannten Leitstrahl orientieren kann. Da ein Abwehrflugkörper in der Regel zur Vermeidung starker Schwenkbewegung des Leitstrahls nur auf ein bestimmtes Flugobjekt gesteuert werden kann, besteht also große Gefahr, daß wenigstens ein Objekt aus einer Gruppe von im Verband angreifenden Flugobjekten die Leitstrahl-Station zerstört und daraufhin wenigstens einige weitere der Flugobjekte ihr vorgesehenes Zielgebiet tatsächlich erreichen.

In Erkenntnis dieser Gegebenheiten liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren gattungsgemäßer Art dahingehend weiterzubilden, daß mit größerer Wahrscheinlichkeit in großer Entfernung vom Zielgebiet eine optimale Wirkung des Abwehrflugkörpers im angreifenden Flugobjekt sichergestellt ist, ehe dieses das Zielgebiet oder dessen Umgebung attakieren kann; wobei insbesondere an kinematische Verhältnisse gedacht ist, wie sie vorliegen, wenn zur Flugobjekt- Abwehr mehrfach überschallschnelle Abwehrflugkörper eingesetzt werden, die angreifenden Flugobjekte entgegengesandt werden, welche sich beispielsweise ebenfalls mit mehrfacher Überschallgeschwindigkeit steil - etwa längs einer hohen ballistischen Bahnkurve nahezu senkrecht einfallend - einem Zielgebiet nähern.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß im wesentlichen dadurch gelöst, daß das Verfahren gattungsgemäßer Art die Kennzeichnungsmerkmale des Anspruches 1 aufweist.

Nach dieser Lösung werden Abwehrflugkörper aus der Umgebung des zu schützenden Zielgebietes - ausgelöst durch eine stationäre Datenübergabeeinrichtung - in eine Nominalbahn gestartet, die spätestens in einem vorherbestimmten idealen Kollisionspunkt auf der Annäherungsbahnkurve des in noch großem Abstand abzufangenden Zielobjekts etwa tangential in jene Bahnkurve einläuft. Dazu wird jene Nominalbahn vorläufig vor der Bodenstation gemäß der konstruktiv vorgegebenen Flugdynamik des Abwehrflugkörpers und der gemessenen bzw. extrapolierten Bewegungsbahn des sich annähernden Flugobjektes bestimmt. Während der Annäherung an das Flugobjekt wird - insbesondere wenn an Bord des Abwehrflugkörpers aufgrund verringerten Abstandes dessen Relativposition zum abzufangenden Flugobjekt ermittelt werden kann - unter Berücksichtigung dieser aktuell gegebenen Zielablagedaten anhand eines dynamischen Projektilmodells die Nominalbahn-Kinematik in der vierdimensionalen (Raum-Zeit-)Navigation zeitgerafft simuliert, um den tatsächlich zu erwartenden Kollisionspunkt nach Raumkoordinate und Zeitpunkt zu bestimmen und die Abweichung vom idealen Kollisionspunkt festzustellen. Wenn die Abweichung zwischen dem aktuell tatsächlich zu erwartenden und dem vorherbestimmten, optimalen Kollisonspunkt zu groß für die angestrebte Wirkung des Abwehr-Gefechtskopfes im Zielobjekt ist, wird die zeitgeraffte Modellrechnung - während der weiteren Annäherung des Flugkörpers an das Objekt und unter Berücksichtigung seiner aktuellen Ablagepeilung - mit für diese Zeitraffer-Simulation abgewandelten Bahnparameter durchgerechnet; bis Navigationsvorgaben gefunden sind, die eine hinreichende Optimierung der zu erwartenden Kollision nach Raumpunkt und Zeitpunkt versprechen. Erst jetzt erfolgt tatsächlich eine entsprechende Korrektur der Abfangbahn des Abwehrflugkörpers; so daß bis dahin jegliche, womöglich unnütze, Manöver vermieden sind, die nur Zeit und Triebwerksenergie kosten und womöglich zu instabilen Fluggegebenheiten aufgrund letztlich zu harter Kursmanövererfordernisse führen könnten. Dann schließen sich zur Treffer-Vorhersage weitere solche zeitgeraffte Bahnsimulationen an, die erforderlichenfalls wieder zu tatsächlichen Steuerungseingriffen führen, u. s. f. Jedenfalls wird im Ergebnis eine optimale Annäherung an den idealen Kollisionspunkt erreicht, weil bei der zeitgerafften Simulationsrechnung mit den aktuellen Ortungsdaten auch der tatsächliche (bisherige) Einfluß aller nicht vorherbestimmbaren Bahnstörungen erfaßt ist, also dann noch ausgeregelt werden kann.

Für die Bodenstation, die nur den Start eines Abwehrflugkörpers unter Vorgabe des idealen Kollisionspunktes und des vorläufigen vierdimensionalen Nominalkurses gemäß der Annäherungskinematik des abzuwehrenden Flugobjektes initiieren muß, kann auf die Technik der Zieldatenrechner zurückgegriffen werden, für die ein typisches Beispiel in der DE-OS 32 38 293 beschrieben ist. Der iterativ arbeitende Simulationsrechner stellt im Grunde einen (hierarchisch untergeordneten) Flugregler dar, der aufgrund eines vorgegebenen regelungstechnischen Modells des Flugverhaltens des Abwehrflugkörpers, unter Berücksichtigung der beim Start vorgegebenen Nominalbahn und der danach fortlaufend ermittelten relativen Ablage vom Flugobjekt, im Zeitrafferverfahren die Bewegungsbahn und damit den tatsächlich zu erwartenden Kollisionspunkt bestimmt. Die für ein optimales Simulationsergebnis angesetzten Zustandsgrößen werden dann dem eigentlichen Autopiloten-Flugregler als Sollwerte vorgegeben. Hinsichtlich der Funktion eines solchen übergeordneten Flugreglers - der nach vorliegender Erfindung die vierdimensionalen Bahn-Sollwerte gemäß dem optimierten Simulationsergebnis erfliegen soll - kann ebenfalls auf als solche bekannte Technologien zurückgegriffen werden, vgl. beispielsweise die EP-OS 1 22 718.

Insbesondere im Falle eines sehr hoch und steil eintretenden Flugobjektes führen atmosphärische Reibungserscheinungen zu einer starken thermischen Strahlung, die günstig für die Wirkungsweise einer passiven Infrarot-Zielverfolgungseinrichtung des Abwehrflugkörpers ist; für die ein bevorzugtes Realisierungsbeispiel in der eigenen älteren deutschen Patentanmeldung P 34 35 634.7 beschrieben ist.

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 vereinfacht skizzierten bevorzugten Ausführungsbeispiels zur Realisierung der erfindungsgemäßen Lösung. Es zeigt

Fig. 1 in horizontaler Projektion repräsentative Bahnkurven zur Annäherung eines Abwehrflugkörpers an einen vierdimensionalen vorausbestimmten optimalen Kollisionspunkt mit einem anfliegenden Flugobjekt und

Fig. 2 in vereinfachter Blockschaltbilddarstellung den Bahnführungs-Steuerungsablauf im Abwehrflugkörper.

Zum Schutz eines potentiellen Zielgebietes 11 vor angreifenden Flugobjekten 12 sind in der Zielgebiets-Umgebung Start-Stellungen 13 für Abwehrflugkörper 14 errichtet, die dem Flugobjekt 12 möglichst längs seiner Annäherungsbahnkurve 15 entgegenfliegen und ihn in möglichst großem Abstand vom Zielgebiet 11 in einem Kollisionspunkt k zerstören sollen; wobei in der Praxis eine hinreichende Annäherung an einen theoretisch-idealen Kollisionspunkt K genügt, um dann mittels eines Annäherungszünders 16 beispielsweise einen Splitter-Gefechtskopf 17 des Abwehrflugkörpers 14, zur Zerstörung funktionswesentlicher Komponenten des anfliegenden Flugobjektes 12, zu zünden.

Die Tatsache des Anfluges eines abzuwehrenden Flugobjektes 12 wird mittels einer hier bodengebundenen Radarstellung 18 - die abseits des Zielgebietes 11 installiert sein kann - bereits in sehr großer Entfernung vom Zielgebiet 11 und damit in einem Abstand erfaßt, der noch weit außerhalb der Ortungsreichweite einer Zielverfolgungseinrichtung 19 im Flugkörper 14 liegt. Ein in der Radarstellung 18 untergebrachter oder jedenfalls mit ihr zusammenwirkender Navigationsrechner 20 bestimmt die Annäherungsbahnkurve 15 des Flugobjektes 12 aus einer Folge von Raumpunkten 21 und Bewegungsvektoren 22 zu einer Reihe von aufeinanderfolgenden Zeitpunkten t (in Fig. 1 sind zur Vereinfachung der Darstellung nur zwei Zeitpunkte t 5, t 4 eingetragen).

Im Interesse eines leistungsstarken und funktionssicheren Triebwerks 23 des Abwehrflugkörpers 14 wird vorzugsweise auf eine Triebwerkssteuerung (also auf eine Beeinflussung der Längsgeschwindigkeit des Abwehrflugkörpers 14 über eine Schub-Variation) verzichtet. Aus mechanischen Gründen kann ein solcher Abwehrflugkörper 14 nicht beliebige Kursmanöver durchführen, da eine Überlagerung der aus der Startbeschleunigung und der Erdanziehung resultierenden Beschleunigungskräfte mit den bei Kursänderungen auftretenden Zentrifugalkräften zu einer Überbeanspruchung der mechanischen Systeme und/oder zu instabilem Flugverhalten führen könnte. Es läßt sich deshalb, unter Berücksichtigung der Startorientierung, in Relation zur ermittelten Annäherungsbahnkurve 15 des abzuwehrende Flugobjektes 12 für den Abwehrflugkörper 14 eine Nominalbahn rechnerisch bestimmen, in der noch hinreichender Abstand vom Auftreten von Grenzwerten der sich auswirkenden Beschleunigungskräfte sichergestellt ist, um nach dem Start noch Kurskorrekturen durchführen zu können, also in keiner Flugphase des Abwehrflugkörpers 14 dessen konstruktive Grenzbeanspruchung zu überschreiten.

Unter Vorgabe einer solchen Nominalbahn läßt sich, in Relation zur mittels des Navigationsrechners 20 extrapolierten Annäherungsbahnkurve 15 und unter Beachung der verfügbaren, zeitabhängigen Triebwerksleistung, somit ein idealer Kollisionspunkt K(t 0) zwischen Abwehrflugkörper 14 und Flugobjekt 12 rechnerisch hinsichtlich seiner räumlichen Ortskoordinaten und des Zeitpunktes t 0 ab Start des Mission des Abwehrflugkörpers 14 Zeitpunkt t 3 (in Fig. 1) vorherbestimmen.

Während eine geschlossene rechnerische Bestimmung eines variablen, ununterbrochenen Polygonzuges recht aufwendig hinsichtlich des an Bord des Abwehrflugkörpers 14 zu installierenden Flugregel-Rechners (vgl. unten) und dessen Rechenzeitbedarfes wäre, genügt es im Rahmen vorliegender Aufgabenstellung, die erwähnte Nominalbahn durch Definition einer Folge von relativ wenigen, mittels des Abwehrflugkörpers 14 nacheinander anzupeilenden Wegpunkten 24 im räumlichen Koordinatensystem zu definieren, in denen sich lineare Grobbahnelemente 25 kreuzen. Bei den Gegebenheiten gemäß der Beispieldarstellung der Fig. 1 ist die beim Start zunächst vorgegebene Nominalbahn, längs der des Abwehrflugkörpers 14 den idealen Kollisionspunkt K zum Zeitpunkt t 0 erreichen würde, also durch die Aufeinanderfolge nachstehender Wegepunkte 24 (und somit diese verbindender Grobbahnelemente 25) angenähert:
Das erste Grobbahnelement 25 (3-2) ist durch die ggf. variable, Abschuß-Orientierung der Start-Stellung 13 gegeben;
das sich anschließende zweite Grobbahnelement 25 (2-1) dient der Kurskorrektur in Richtung auf einen, vor dem avisierten Kollisionspunkt K(t 0), auf der Annäherungsbahnkurve 15 liegenden Wegpunkt 24 (t 1);
das dritte, und in diesem Beispielsfalle letzte beim Start vorgegebene, Grobbahnelement 25 (1-0) ist unter den zur Vereinfachung zunächst vorauszusetzenden idealen Gegebenheiten identisch mit der Bahntangente 26 (t 0) durch den idealen Kollisionspunkt K(t 0).

Jener Kollisionspunkt K(t 0) weist, was die Kursmanöver des Abwehrflugkörpers 14 betrifft, also nicht die Funktion eines Wegpunktes, sondern die Funktion eines sogenannten Zielpunktes auf; also eines Kurspunktes, der tatsächlich, und dabei mit einer bestimmten Anflugorientierung, erreicht werden soll - nämlich in Richtung des Bahntangente 26 aber der Richtung des Bewegungsvektors 22 des Flugobjektes 12 entgegengesetzt.

Die zeitlich davorliegenden Kurspunkte aber, nämlich die Wegpunkte 24, werden beim Erfliegen der Grobbahnelemente 25 nur vorübergehend angeflogen, doch tatsächlich nicht erreicht. Denn zur Vermeidung zu harter Kursmanöver wird mittels eines Autopiloten-Flugreglers 27 an Bord des Abwehrflugkörpers 14 jeweils rechtzeitig vor Erreichen eines Wegpunktes 24 ein flugdynamisch günstiger, die beiden hier aufeinanderfolgenden Grobbahnelemente 25 tangierender Übergangsbogen 28 bestimmt und abgeflogen.

Innerhalb dieses übergeordneten, die Funktion eines Autopiloten realisierenden Flugreglers 27 ist an Bord des Abwehrflugkörpers 14 ferner ein Simulationsrechner 29 ausgebildet. Sobald die Zielverfolgungseinrichtung 19 des Abwehrflugkörpers 14 (aufgrund hinreichender Annäherung an ein Flugobjekt 12) dessen Bewegungsparameter relativ zum jeweiligen eigenen Momentanstandort - beispielsweise über einen passiven Infrarot-Sensor - erfaßt, wird im Simulationsrechner 29 im Zeitrafferverfahren, also in der z. B. zeitlich tausendfach beschleunigten Systemsimulation, (unter Berücksichtigung der momentanen Relativbewegung zwischen Abwehrflugkörper 14 und abzuwehrendem Flugobjekt 12 sowie der vorgegebenen Wegpunkte 24 der Nominalbahn) ausgerechnet, inwieweit die unter den gegebenen Verhältnissen tatsächlich erzielbare Annäherung vom rechnerisch vorherbestimmten, idealen Kollisionspunkt K(t 0) räumlich und zeitlich abweicht.

Solche Abweichungen resultieren insbesondere aus Umwelt-Störeinflüssen 30 wie Windkräften, die eine Abweichung der tatsächlichen Bewegung von den rechnerisch ermittelten Bahnkurven bedingen, aber auch aus etwaigen Manövern des sich annähernden Flugobjektes 12 und aus Schubunregelmäßigkeiten in der Arbeitsweise des Flugkörper-Triebwerkes 23. Zu diesen Einflüssen 30 gehören damit auch tatsächliche Abweichungen des Objektes 12 von einer errechneten ballistischen Bahnkurve 15 aufgrund nichtlinearer Verzögerungen, die aus starken atmosphärischen Reibungsverlusten resultieren. Eine ausreichende Zielwirkung läßt der Gefechtskopf 17 des Abwehrflugkörpers 14 aber nur erwarten, wenn er nicht in zu großem Abstand und mit zu großem Aspektwinkel das Flugobjekt 12 passiert; wenn also der Bewegungseintritt des Abwehrflugkörpers 14 in die Annäherungsbahnkurve 15 (dieser entgegengerichtet) vor Eintritt des optimalen Kollisionszeitpunktes t 0 durch die Basis eines als Bahnführungs-Grenzwert vorgegebenen spitzwinkeligen Eintrittskegels - nachstehend zur Veranschaulichung als Einschwenktrichter 31 bezeichnet - erfolgt; dessen Spitze vorm oder möglichst sogar im tatsächlich zu erwartenden Kollisionspunkt K(t 0) liegt. Daneben ist die Vorgabe des Einschwenktrichters 31, also seines Öffnungswinkels, auch dadurch bestimmt, welchen Zielauffaßwinkel die bordeigene Vorfolgungseinrichtung 19 aufweist. Eine individuelle Vorgabe des momentan günstigen Trichters 31 bei der Eingabe der Nominalbahndaten 37 (Fig. 2) ist deshalb zweckmäßig.

Zur Vereinfachung der Übersicht ist in Fig. 1 eine Abweichung des tatsächlichen vom vorherbestimmten, idealen Kollisionspunkt K(t 0) zeichnerisch nicht zusätzlich berücksichtigt.

Wenn die Zeitraffer-Simulation der aktuellen Bahn des Abwehrflugkörpers 14 in Relation zur tatsächlichen Annäherungsbahnkurve 15, also die Extrapolation der wechselseitigen Bewegungsabläufe, erbringen sollte, daß der Einschwenktrichter 31 vom Abwehrflugkörper 14 verfehlt werden könnte, also nicht die munitionstechnisch erforderliche (zeitliche und örtliche) Annäherung an das Flugobjekt 12 sichergestellt ist, wird an Bord des Abwehrflugkörpers 14 zunächst im Wege der Zeitraffer-Simulation berechnet, wie sich die Annäherungsverhältnisse ändern würden, wenn bestimmte Änderungen beim Erfliegen der bisher vorgegebenen Grobbahnelemente 25 erfolgen würden. Solche Änderungen liegen insbesondere in der Variation der Krümmungsradien der Übergangsbögen 28 zwischen den vorgegebenen Grobbahnelementen 25; erforderlichenfalls aber auch in einer Verschiebung vorgegebener, momentan und künftig anzuvisierender Wegpunkte 24 (also Änderungen der räumlichen Orientierung der Grobbahnelemente 25). Ziel der Simulation ist es, trotz unbeeinflußbaren Schubes des Flugkörper-Triebwerks 23 und unbeeinflußbarer Bewegung des Flugobjektes 12 zunächst beim Simulations-Ergebnis zum günstigen Zeitpunkt in den räumlichen Einschwenktrichter 31 einzutreten, um zu einem Zeitpunkt t 0 einen - womöglich gegenüber der ursprünglichen Annahme räumlich verschobenen - realen Kollisionspunkt K möglichst dicht zu erreichen. Die Flugzustands- Vorgaben eines "guten" Simulationsergebnisses werden dann als reale Sollwerte dem Flugregler 27 vorgegeben, um Korrekturen gegenüber den bisherigen (Nominalbahn-)Vorgaben zu fliegen.

Wesentlich ist also, daß an Bord des Abwehrflugkörpers 14 so lange - unter Berücksichtigung der realen Annäherungsgegebenheiten, die über die Zielverfolgungseinrichtung 19 gewonnen werden - Abweichungen von der ursprünglich im Navigationsrechner 20 ermittelten Nominalbahn zeitgerafft simuliert werden, bis noch vorausliegende Wegpunkte 24′ und/oder Übergangsbögen 28′ gefunden wurden, die einen zeitoptimierten Eintritt in die Basis des Einschwenktrichters 31 versprechen. Erst dann erfolgt eine tatsächliche Beeinflussung der momentanen Bewegung des Abwehrflugkörpers 14 durch entsprechende Ansteuerung seiner Stellelemente 32, etwa in Form von Steuerrudern oder Querschubdüsen. Dadurch wird die Gefahr vorübergehend ungünstiger Abweichungen aus der vorgegebenen Nominalbahn, und damit die Gefahr des Erfordernisses harter Kursmanöver in der Schlußphase der Annäherung an das Flugobjekt 12, vermieden.

Als Beispiel für eine solche Korrekturmaßnahme ist in Fig. 1 ein stark vorverlegter Wegpunkt 24′(t 1) skizziert; der aber zur Vermeidung zu großer mechanischer Beanspruchungen mit sehr sanftem Übergangsbogen 28′(t 1) passiert wird, um möglichst spitzwinkelig in die Bahntangente 26 (t 0) durch den realen Kollisionspunkt K(t 0) einzuschwenken.

Eine derart starke Nominalbahn-Änderung, wie zeichnerisch durch das extrem verschwenkte Grobbahnelement 25′ illustriert, wird in der Praxis allerdings nur erforderlich, wenn die Zielverfolgungseinrichtung 19 für die Endphasen-Kollisionslenkung des Abwehrflugkörpers 14 nach einer gewissen vorgegebenen Missionszeit mit ihrem relativ schmalen Öffnungswinkel das abzufangende Objekt 12 noch immer nicht aufgefaßt haben sollte. Denn das deutet auf extreme, unvorhergesehene Verzögerungen beim Eintritt des Objektes 12 in den Abfangbereich hin, also auf eine wesentlich stärker gekrümmte (steilere) Sturzbahnkurve 15 als in großer Auffaßentfernung am Boden vorausberechnet werden konnte. Der Abwehrflugkörper 14 erfährt dann also einen Versatz in Richtung auf die erwartete Bahnkurve 15 (oder noch darüber hinaus); in der Erwartung, daß seine Zielverfolgungseinrichtung 19 danach beim steileren Hochziehen längs des Bogens 28′ doch noch zur Auffassung des Objektes 12 kommt.

In der Beispielsdarstellung gemäß Fig. 1 ist vorgesehen, über eine Datenverbindung 33 gegebenenfalls die Start-Stellung 13 auszurichten und jedenfalls dem Abwehrflugkörper 14 unmittelbar vor seinem Start seine vorläufige Nominalbahn, also die optimalen Wegpunkte 24 in bezug auf die vom externen Navigationsrechner 20 extrapolierte Annäherungsbahnkurve 16, vorzugeben. Grundsätzlich kann zusätzlich eine drahtlose Informationsübermittlung zum gestarteten Abwehrflugkörper 14 vorgesehen sein, um die Bewegungskomponenten der realen relativen Annäherung zwischen Flugobjekt 12 und Abwehrflugkörper 14 nicht allein mit den Bordmitteln der Zielverfolgungseinrichtung 19 erfassen zu müssen, sondern auch diesbezüglich rascher eine größere Datenmenge für die zeitgeraffte Flugbahnsimulation (und die daraus abgeleitete Variation der vorgegebenen Nominalbahn) zur Verfügung stellen zu können.

Auf jeden Fall ist der bordeigene Flugregler 27 außer mit der - vorzugsweise passiv arbeitenden - Zielverfolgungseinrichtung 19 (Fig. 2) mit den üblichen Informationsgebern 34 und Aufnehmern 35 (wie Beschleunigungsmesser, Kreisel und Missionszeit-Uhr) für Erfassung des dynamischen Verhaltens des realen Abwehrflugkörpers 14 und für regelungstechnisch zu berücksichtigende Störgrößen aufgrund der Umwelteinflüsse 30 ausgestattet; um mittels des zeitdiskret, also im Abtastbetrieb arbeitenden Simulationsrechners 29 zeitgerafft iterativ die optimierten Sollwerte für die funktionell übergeordnete Funktion des Flugreglers 27 bestimmen zu können, die im Verlaufe der Mission als Korrekturdaten 36 die ursprünglich, zum Startzeitpunkt t 3 extrapolierten, Nominaldaten 37 für die Ansteuerung der Stellelemente 32 ersetzen.

Im Ergebnis werden somit zu einem beliebigen aktuellen Zeitpunkt auf der Anflugbahn (25-28) jedenfalls alle (gemessenen) Abweichungen von der ursprünglich vorgegebenen Nominalflugbahn, und - falls durch weitere Vermessung der Annäherungsbahnkurve 15 des Zielobjektes 12 bekannt - auch Veränderungen des Kollisionspunktes K(t 0), primär durch Anpassung der noch vorausliegenden Nominalflugbahn unter Beachtung physikalischer Grenzen und definierter Endbedingungen (insbesondere der Sollflugzeit) kompensiert; und nicht etwa durch ständige Störkompensation bezogen auf eine einmalig festgelegte Sollflugbahn ausgeglichen.

Claims (7)

1. Verfahren zur Abwehr von Flugobjekten mittels steuerbarer Abwehrflugkörper, dadurch gekennzeichnet,
daß mittels eines Navigationsrechners eine Bestimmung und Extrapolation der Annäherungsbahnkurve des Flugobjektes erfolgt, wenn dieses sich noch in sehr großem Abstand vom zu schützenden Zielgebiet befindet,
daß der Navigationsrechner einen räumlich und zeitlich optimalen Kollisionspunkt für einen aus der Nähe des Zielgebietes startbaren Abwehrflugkörpers, und vor diesem Kollisionspunkt einen spitzwinkeligen Einschwenktrichter um die Annäherungs-Bahntangente im Kollisionspunkt, bestimmt und diese Daten, sowie Wegpunkte für eine Nominalflugbahn in die Basis dieses anzusteuernden Einschwenktrichters hinein, dem Abwehrflugkörper vor seinem Start übermittelt,
daß an Bord des Abwehrflugkörpers nach dem Start in einem Simulationsrechner zeitgerafft - unter Berücksichtigung eines regelungstechnisch- dynamischen Modells des Flugkörpers, der seinem übergeordneten Flugregler momentan vorgegebenen Nominalbahn und von Ortungsinformationen, die an Bord des Abwehrflugkörpers relativ zum von ihm inzwischen aufgefaßten Flugobjekt gewonnen werden, - der vierdimensionale (räumliche und zeitliche) Punkt der aus den aktuellen Bewegungsgegebenheiten tatsächlich zu erwartenden dichtesten Annäherung an das abzufangende Flugobjekt errechnet wird,
daß diese Berechnung unter Berücksichtigung der aktuellen relativen Positionsdaten zum abzufangenden Flugobjekt iterativ wiederholt wird, bis mit abgewandelten Bahndaten eine hinreichende tatsächliche Annäherung an das Flugobjekt in definierter relativer Orientierung des Abwehrflugkörpers zu erwarten ist,
daß am Flugregler nun die Steuerungsvorgaben für die ursprünglich vorgegebene und eingeschlagene Nominalbahn nach Maßgabe jener korrigierten Bahndaten verändert werden, und
daß die zeitgeraffte iterative Vorausberechnung der tatsächlich zu erwartenden Kollisionsgegebenheiten mit den geänderten Bahndaten und den aktuellen relativen Ortungsinformationen wiederholt wird, um erforderlichenfalls die Flugregler-Vorgaben abermals anzupassen.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die von Flugzustandsgrößen der vorgegebenen Nominalbahn abweichenden Vorgaben für das optimale Ergebnis der zeitgerafften diskreten Modell-Iterationsrechnung einem übergeordneten Autopiloten- Flugregler als neue Kurs-Sollwerte vorgegeben werden.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,
daß ein Abwehrflugkörper ohne steuerbare Triebwerksleistung vorgesehen ist, wobei die Zeitkriterien der vierdimensionalen Navigation über verkürzte oder verlängerte Übergangsbögen zwischen durch Wegpunkte definierten Grobbahnelementen beeinflußt werden.

4. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß ein Eingriff in die momentane Ansteuerung der Flugkörper-Stellelemente erst vorgenommen wird, wenn die zeitgeraffte iterative Modellrechnung Übergangsbögen und/oder Wegpunkte für eine verbesserte tatsächlich zu erwartende Annäherung an das Flugobjekt erbracht hat.

5. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß die Nominalbahn so vorgegeben ist, daß die längs Übergangsbögen zu erwartenden Kursmanöver innerhalb der Grenzen vorgegebener maximaler Beschleunigungsbeanspruchung des Abwehrflugkörpers bleiben.

6. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß eine Verlagerung der letzten Phasen der vorgegebenen Nominalflugbahn in Richtung auf eine physikalisch mögliche Abweichung des Flugobjektes von seiner vorausberechneten Annäherungsbahnkurve bewirkt wird, wenn an Bord des Abwehrflugkörpers mittels seiner Zielverfolgungseinrichtung, nach einer vorgegebenen Missionszeit längs der Nominalflugbahn, noch keine Auffassung des Flugobjektes erfolgt.

7. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet,
daß im Bahnpunkt der minimalen Annäherung an das Flugobjekt, bzw. bei Unterschreiten eines vorgegebenen Minimalabstandes, ein Splitter-Gefechtskopf des Abwehrflugkörpers gezündet wird.