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EP0653600B2 - Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf - Google Patents

Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf Download PDF

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Publication number
EP0653600B2
EP0653600B2 EP94116112A EP94116112A EP0653600B2 EP 0653600 B2 EP0653600 B2 EP 0653600B2 EP 94116112 A EP94116112 A EP 94116112A EP 94116112 A EP94116112 A EP 94116112A EP 0653600 B2 EP0653600 B2 EP 0653600B2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
virtual
seeker head
head
azimuth
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP94116112A
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English (en)
French (fr)
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EP0653600B1 (de
EP0653600A1 (de
Inventor
Dr. Athanassios Zacharias
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.)
Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG
Original Assignee
Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
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Publication date
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=6502769&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=EP0653600(B2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG filed Critical Mafo Systemtechnik Dr Ing A Zacharias GmbH and Co KG
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Publication of EP0653600B1 publication Critical patent/EP0653600B1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0653600B2 publication Critical patent/EP0653600B2/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

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Classifications

    • 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

Definitions

  • the invention relates to a method for determining the line of sight missile / target with a seeker head rigidly connected to the missile.
  • a device for detecting targets on the ground by sensors is different Spectral ranges for low-flying aircraft are known, with a sensor on a lift-generating aircraft towed by the aircraft Missile is mounted and the sensor signals from the own movements of the missile without Use of gyroscopes can be decoupled from the aircraft by constant measurement of its position angle.
  • DE 40 34 419 A1 and DE 40 07 999 C2 are missiles with a gimbal-mounted, inertially stabilized Known television camera, whose signals are directed to a monitor, from there to the missile to steer.
  • US-A-5 253 823 discloses a steering processor in which a Kalman filter is used in combination with a rigid seeker head using coordinate transformations to determine the validity of the to ensure the underlying approximation.
  • the object of the invention is to provide a method with the help of which together with the missile Proportional navigation can be carried out easily in a rigidly connected search head.
  • the output signals of the search head rigidly connected to the missile are used, to track a gimballed and gyro-stabilized virtual seeker head.
  • the virtual search head represents the mathematical model of a gimbal stored and gyro-stabilized search head in the computer. The same time with the movement of the missile Running motion simulation of the virtual seeker head enables the rotation rate of the line of sight to be determined Missile / target.
  • the frame arrangement and the gyro stabilization of the virtual seeker head play no essential for the inventive method Role.
  • the type of frame design and gyro stabilization are reflected in the software of the virtual Seeker head down.
  • the azimuth and elevation placement angles of the target are converted into the azimuth and elevation placement angles of the virtual search head.
  • the virtual search head tracks the line of sight with a time behavior of the 1st order (or higher).
  • the rotation rates of the virtual result from the movements of the virtual search head calculated by software Search head in the inertial system or, in the case of earth-fixed application, in the geodetic system, which in the steering algorithm incorporated.
  • the respective position angles of the are also determined from the rotation rates of the virtual search head virtual search head, i.e. its angular position in the inertial system. These are used to convert the position angle from staring at the virtual seeker head needed.
  • the missile follows the steering commands, changes its position and position, and this changes the placement angle in the rigid search head. These are in turn converted into the virtual search head. With that, the loop has closed.
  • a missile 1 has a search head 2 rigidly arranged therein. With s 1 the missile longitudinal axis is designated, which is also the axis of the rigid seeker head 2, and with SL the line of sight missile 1 - target Z.
  • ⁇ s represents the elevation offset angle of the rigid seeker head 2, that is to say the angle between the missile longitudinal axis s 1 or the axis of the rigid seeker head 2 and the line of sight SL.
  • the virtual seeker head With 2v the virtual seeker head is designated, with v 1 its axis and with ⁇ v the offset angle between the axis v 1 of the virtual seeker head 2v and the line of sight SL.
  • the 1st order follow-up behavior is only an example and can also be achieved through a higher order follow-up behavior be replaced.
  • FIG. 2 shows the three-dimensional coordinate system of the rigid and the virtual search head with the respective storage angles ⁇ s and ⁇ v (elevation) and ⁇ s and ⁇ v (azimuth).
  • the rigid seeker head 2 has the actual azimuth and elevation placement angles ⁇ s and ⁇ s as input variables.
  • the placement angles ⁇ s and ⁇ s are measured with a measuring mechanism and the measured placement angles ⁇ sm and ⁇ sm in the virtual search head 2v are transformed by the transformation software 3 into the azimuth and elevation placement angles ⁇ v and ⁇ v of the virtual search head 2v.
  • the virtual offset angles ⁇ v and ⁇ v are fed to the dynamic mathematical model 4 of the virtual search head 2 and from this the rotation rates q v , r v of the virtual search head 2v are calculated, with which the virtual search head 2v tracks the line of sight SL.
  • the values of the rotation rates q v and r v simultaneously flow into the steering controller 5 in order to form the commands for the missile 6, so that the missile speed vector is rotated in proportion to the line of sight SL.
  • the loop is closed via the feedback 7.
  • the conversion with the transformation software 3 from the rigid to the virtual system using the equations (5) and (6) takes place via the loops 8 and 9.
  • the rotation rates p v , q v and r v of the virtual search head 2v is determined, which are used to form the transformation matrix [T] vl .
  • the rotational speeds p, q and r of the rigid seeker head 2 are measured via the loop 9, which are used to form the transformation matrix [T] IS .
  • the rates of rotation p, q, r of the rigid seeker head 2 can be made with turning gyros 11, for example from three uniaxial ones or a uniaxial and a biaxial gyroscope.
  • the search head 2 rigidly connected to the missile 1 has the placement angles Ab s and ⁇ s , while the gyroscope 11 measure the rotation rates p m , q m , r m .
  • the time derivative Q of the quarternion Q is formed from the rotation rates p m , q m , r m .
  • the quarternion Q and thus the transformation matrix [T] SI for the transformation from the inertial (geodetic) into the missile-fixed (rigid) system is obtained by integration.
  • the transformation matrix [T] VS is obtained according to equation (5) above for the transformation from the rigid (rigid) search head system into the virtual search head system.
  • the components of the unit vector [r 1 ] in the target direction Z in the missile-fixed (rigid) system are formed from the measured placement angles ⁇ sm , ⁇ sm of the rigid seeker head 2, as explained above in connection with FIG. 1 using the components x s , z s , These components are converted into the virtual seeker head system using the transformation matrix [T] VS (see equation (2)).
  • the placement angles ⁇ v and ⁇ v are determined in the virtual search head 2v.
  • the sought-after rotation rates of the virtual seeker head 2v are proportional to the storage angles, assuming a first-order follow-up behavior (equations 4 and 7).
  • the rotation rates q v and r v of the virtual search head 2v are completed by the rotation rate p v , which is determined separately via a positive coupling (ZK), since the virtual search head 2v cannot rotate freely about its longitudinal axis.
  • the azimuth and elevation placement angles ⁇ sm and ⁇ sm measured with the rigidly connected search head are thus transformed into the azimuth and elevation placement angles ⁇ v and ⁇ v of a gimbal-mounted and gyro-stabilized virtual search head 2v, which is rotated by p v , q v and r v around its axes v 1 , v 2 , v 3 of the line of sight SL is tracked.
  • the transformation of the azimuth and elevation placement angles ⁇ sm and ⁇ sm measured with the rigidly connected search head 2 into the azimuth and elevation placement angles ⁇ v and ⁇ v of the virtual search head 2v takes place on the one hand on the basis of the rotation rates p v , q v , r v of the virtual search head 2v about its axes v 1 , v 2 , v 3 , which result from the continuously determined azimuth and elevation placement angles ⁇ v , ⁇ v of the virtual seeker head and the forced coupling ZK, and on the other hand due to the rotation rates p m , q m , r m of the rigidly connected search head around the body-fixed axes s 1 , s 2 , s 3 .

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Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten Flugkörper/Ziel mit einem mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopf.
Ein derartiges Verfahren ist bekannt (DE 34 42 598 A1). Dabei ist im Flugkörper ein inertial-stabilisierter Suchkopf kardanisch aufgehängt, der die Komponenten der Drehraten der Sichtlinie Flugkörper/Ziel mißt. Die Meßwerte werden als Eingangswerte benutzt, um den Flugkörper nach dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation zu steuern.
Die kardanische Aufhängung von Suchköpfen erfordert eine aufwendige Präzisionsmechanik. Ein mit dem Flugkörper starr verbundener Suchkopf hätte demgegenüber wegen seiner Einfachheit erhebliche Vorteile. Er weist jedoch den Nachteil auf, daß der damit festgestellte Ablagewinkel zu einem Ausgangssignal führt, das nicht nur von der Drehrate der Sichtlinie Flugkörper/Ziel, sondern auch von der Drehrate des Flugkörpers abhängig ist.
Aus DE 42 38 521 C2 ist eine Einrichtung zur Erfassung von Zielen am Boden durch Sensoren verschiedener Spektralbereiche für tieffliegende Flugzeuge bekannt, wobei ein Sensor an einem vom Flugzeug geschleppten, auftriebserzeugenden Flugkörper montiert ist und die Sensorsignale von den Eigenbewegungen des Flugkörpers ohne Verwendung von Kreiseln durch ständige Vermessung seiner Lagewinkel zum Flugzeug entkoppelt werden.
Aus DE 40 34 419 A1 und DE 40 07 999 C2 sind Flugkörper mit einer kardanisch aufgehängten, inertial-stabilisierten Fernsehkamera bekannt, deren Signale zu einem Monitor geleitet werden, um von dort aus den Flugkörper zu lenken.
Feiner ist aus US-A-5 253 823 ein Lenkprozessor bekannt, bei dem ein Kalman-Filter in Kombination mit einem starren Suchkopf verwendet wird, wobei Koordinatentransformationen benutzt werden, um die Gültigkeit der zugrunde liegenden Approximation zu gewährleisten.
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren bereitzustellen, mit dessen Hilfe zusammen mit einem mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopf eine Proportionalnavigation auf einfache Weise durchgeführt werden kann.
Dies wird erfindungsgemäß mit dem im Anspruch 1 gekennzeichneten Verfahren erreicht. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung wiedergegeben.
Erfindungsgemäß werden also die Ausgangssignale des mit dem Flugkörper starr verbundenen Suchkopfes benutzt, um einen kardanisch aufgehängten und kreiselstabilisierten virtuellen Suchkopf der Sichtlinie nachzuführen.
Der virtuelle Suchkopf stellt bei dem erfindungsgemäßen Verfahren das mathematische Modell eines kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten Suchkopfes im Rechner dar. Die zeitgleich mit der Bewegung des Flugkörpers ablaufende Bewegungssimulation des virtuellen Suchkopfes ermöglicht die Bestimmung der Drehrate der Sichtlinie Flugkörper/Ziel.
Die Rahmenanordnung sowie die Kreiselstabilisierung des virtuellen Suchkopfes, also ob er z. B. durch eine rotierende Masse oder externe Wendekreisel stabilisiert ist, spielen für das erfindungsgemäße Verfahren keine wesentliche Rolle. Die Art der Rahmenausführung und der Kreiselstabilisierung schlagen sich in der Software des virtuellen Suchkopfes nieder.
Läßt man Einzelheiten wie notwendige Koordinatentransformationen und diverse Umrechnungen beiseite, so erfolgt die Bestimmung der Sichtliniendrehrate erfindungsgemäß wie folgt:
Azimut- und Elevationsablagewinkel des Ziels, gemessen im starren Suchkopf, werden in die Azimut- und Elevationsablagewinkel des virtuellen Suchkopfes umgerechnet.
Der virtuelle Suchkopf wird mit einem Zeitverhalten 1. Ordnung (oder höher) der Sichtlinie nachgeführt.
Aus den per Software berechneten Bewegungen des virtuellen Suchkopfes ergeben sich die Drehraten des virtuellen Suchkopfes im Inertialsystem bzw. bei erdfester Anwendung im geodätischen System, welche in den Lenkalgorithmus einfließen. Aus den Drehraten des virtuellen Suchkopfes ermitteln sich auch die jeweiligen Lagewinkel des virtuellen Suchkopfes, d.h. seine Winkellage im Inertialsystem. Diese werden zur Umrechnung der Lagewinkel vom starren zum virtuellen Suchkopf benötigt.
Der Flugkörper folgt den Lenkkommandos, ändert seine Lage und Position, und dadurch ändern sich die Ablagewinkel im starren Suchkopf. Diese werden wiederum in den virtuellen Suchkopf umgerechnet. Damit hat sich die Schleife geschlossen.
Nachstehend ist die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
  • Fig. 1 eine schematische ebene Darstellung des Elevationsablagewinkels für den starren und den virtuellen Suchkopf;
  • Fig. 2 eine der Fig. 1 entsprechende dreidimensionale Darstellung, wobei der Flugkörper sowie der starre und der virtuelle Suchkopf nicht dargestellt sind;
  • Fig. 3 schematisch das Prinzip des erfindungsgemäßen Verfahrens: und
  • Fig. 4 schematisch das Blockschaltbild der Software zur Durchführung des Verfahrens.
    • Gemäß Fig. 1 weist ein Flugkörper 1 einen darin starr angeordneten Suchkopf 2 auf. Mit s1 ist die FlugkörperLängsachse bezeichnet, die zugleich die Achse des starren Suchkopfes 2 ist, und mit SL die Sichtlinie Flugkörper 1 - Ziel Z.
    Θs stellt den Elevationsablagewinkel des starren Suchkopfes 2, also den Winkel zwischen der Flugkörper-Längsachse s1 bzw. der Achse des starren Suchkopfes 2 und der Sichtlinie SL dar.
    Mit 2v ist der virtuelle Suchkopf bezeichnet, mit v1 dessen Achse und mit Θv der Ablagewinkel zwischen der Achse v1 des virtuellen Suchkopfes 2v und der Sichtlinie SL.
    Aus dem Ablagewinkel Θs ergeben sich für den Sichtlinien-Einheitsvektor [r1] die Komponenten xs und zs im System des starren Suchkopfes, wie folgt:
    Figure 00030001
    Die Umrechnung der Komponenten des Einheitsvektors [r1] im starren System, also xs und zs, in die Komponenten des virtuellen Systems xv und zv erfolgt nach folgender Gleichung:
    Figure 00030002
    worin [T]VS die Transformationsmatrix zur Umrechnung vom starren in das virtuelle System darstellt.
    Der gesuchte virtuelle Ablagewinkel Θv ist nach Fig. 1 Θv = arc tan zV xV
    Die Drehrate qv des virtuellen Suchkopfes 2v ist unter der Annahme eines Folgeverhaltens 1. Ordnung qv = K·Θv
    Das Folgeverhalten 1. Ordnung steht nur beispielhaft und kann auch durch ein Folgeverhalten höherer Ordnung ersetzt werden.
    In Fig. 2 ist das dreidimensionale Koordinatensystem des starren und des virtuellen Suchkopfes mit den jeweiligen Ablagewinkeln Θs und Θv (Elevation) und Ψs und Ψv (Azimut) dargestellt.
    Nach der funktionalen Prinzipskizze der Fig. 3 hat der starre Suchkopf 2 die tatsächlichen Azimut- und Elevationsablagewinkel Ψs und Θs als Eingangsgrößen. Die Ablagewinkel Ψs und Θs werden mit einem Meßwerk gemessen und die gemessenen Ablagewinkel Ψsm und Θsm im virtuellen Suchkopf 2v durch die Transformations-Software 3 in die Azimut- und Elevationsablagewinkel Ψv und Θv des virtuellen Suchkopfs 2v transformiert.
    Die virtuellen Ablagewinkel Ψv und Θv werden dem dynamischen mathematischen Modell 4 des virtuellen Suchkopfes 2 zugeführt und daraus die Drehraten qv, rv des virtuellen Suchkopfes 2v berechnet, mit denen der virtuelle Suchkopf 2v der Sichtlinie SL nachgeführt wird.
    Die Werte der Drehraten qv und rv fließen zugleich in den Lenkregler 5 ein, um die Kommandos für den Flugkörper 6 zu bilden, so daß der Flugkörpergeschwindigkeitsvektor proportional zur Sichtlinie SL gedreht wird. Die Schleife wird über die Rückführung 7 geschlossen.
    Die Transformation vom starren Suchkopf 2 in den virtuellen Suchkopf 2v mit der Transformationsmatrix [T]VS erfolgt nach folgender Gleichung: [T]VS = [T]VI x [T]IS
    Darin stellen [T]VI die Transformationsmatrix vom inertialen (geodätischen) System in das virtuelle System und [T]IS die Transformationsmatrix vom flugkörperfesten oder starren System in das inertiale (geodätische) System dar, wobei gilt: [T] IS = [T] T SI worin [T] T / SI die transponierte Transformationsmatrix vom inertialen (geodätischen) System zum flugkörperfesten System ist.
    Die Umrechnung mit der Transformations-Software 3 vom starren in das virtuelle System anhand der Gleichungen (5) und (6) erfolgt über die Schleifen 8 und 9. Dazu werden über die Schleife 8 durch die Software 10 die Drehraten pv, qv und rv des virtuellen Suchkopfes 2v ermittelt, die zur Bildung der Transformationsmatrix [T]vl herangezogen werden. Über die Schleife 9 werden die Drehgeschwindigen p, q und r des starren Suchkopfes 2 gemessen, die zur Bitdung der Transformationsmatrix [T]IS herangezogen werden.
    Die Drehraten p, q, r des starren Suchkopfes 2 können mit Wendekreiseln 11, beispielsweise aus drei einachsigen oder einem einachsigen und einem zweiachsigen Wendekreisel, erhalten werden.
    In Fig. 4 ist die Software zur Realisierung des virtuellen Suchkopfes 2v näher erläutert.
    Danach weist der starr mit dem Flugkörper 1 verbundene Suchkopf 2 die Ablagewinkel Ψs und Θs auf, während die Wendekreisel 11 die Drehraten pm, qm, rm messen.
    Damit ergeben sich folgende Eingangsgrößen des virtuellen Suchkopfes 2v:
  • a) die Ablagewinkel Ψsm und Θsm, die der mit dem Flugkörper 1 starr verbundene Suchkopf 2 als Meßwerte ausgibt, und
  • b) die von den Wendekreiseln 11 gemessenen Werte pm, qm, rm für die Drehraten des Flugkörpers 1, bezogen auf die drei Achsen des körperfesten (starren) Koordinatensystems.
    • Aus den Drehraten pm, qm, rm wird die zeitliche Ableitung Q der Quarternion Q gebildet. Durch Integration erhält man die Quarternion Q und damit die Transformationsmatrix [T]SI für die Transformation vom inertialen (geodätischen) in das flugkörperfeste (starre) System.
    Mit Hilfe der Transformationsmatrix [T]VI für die Transformation vom inertialen System in das virtuelle Suchkopfsystem und der Transformationsmatrix [T]IS für die Transformation vom starren in das inertiale geodätische System erhält man nach der vorstehenden Gleichung (5) die Transformationsmatrix [T]VS für die Transformation vom körperfesten (starren) Suchkopfsystem in das virtuelle Suchkopfsystem.
    Aus den gemessenen Ablagewinkeln Ψsm, Θsm des starren Suchkopfes 2 werden die Komponenten des Einheitsvektors [r1] in Zielrichtung Z im flugkörperfesten (starren) System gebildet, wie vorstehend im Zusammenhang in Fig. 1 anhand der Komponenten xs, zs erläutert. Diese Komponenten werden mit der Transformationsmatrix [T]VS in das virtuelle Suchkopfsystem umgerechnet (vergleiche Gleichung (2)).
    Mit den transformierten Komponenten (xv, zv) des Einheitsvektors [r1] werden die Ablagewinkel Ψv und Θv im virtuellen Suchkopf 2v ermittelt.
    Die gesuchten Drehraten des virtuellen Suchkopfes 2v sind unter der Annahme eines Folgeverhaltens 1. Ordnung den Ablagewinkeln proportional (Gleichungen 4 und 7). qv = K · Θv und rv = K · Ψv
    Die Drehraten qv und rv des virtuellen Suchkopfes 2v werden durch die Drehrate pv vervollständigt, welche gesondert über eine Zwangskopplung (ZK) ermittelt wird, da sich der virtuelle Suchkopf 2v nicht frei um seine Längsachse drehen kann.
    Aus pv, qv, rv erhält man die zeitliche Ableitung Qv und durch Integration die Quarternion Qv, aus der die Transformationsmatrix [T]VI gebildet wird und mit deren Hilfe zusammen mit der Transformationsmatrix [T]IS die Transformationsmatrix [T]VS gemäß der Gleichung (5) ermittelt wird.
    Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren werden also die mit dem starr verbundenen Suchkopf gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel ψsm und Θsm in die Azimut- und Elevationsablagewinkel ψv und Θv eines kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten virtuellen Suchkopfes 2v transformiert, der durch Drehung pv, qv und rv um seine Achsen v1, v2, v3 der Sichtlinie SL nachgeführt wird.
    Die Transformation der mit dem starr verbundenen Suchkopf 2 gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel ψ sm und Θsm in die Azimut- und Elevationsablagewinkel ψv und Θv des virtuellen Suchkopfes 2v erfolgt einerseits aufgrund der Drehraten pv, qv, rv des virtuellen Suchkopfes 2v um seine Achsen v1, v2, v3, die sich aus den kontinuierlich ermittelten Azimut- und Elevationsablagewinkeln ψv, Θv des virtuellen Suchkopfes und der Zwangskopplung ZK ergeben, und andererseits aufgrund der Drehraten pm, qm, rm des starr verbundenen Suchkopfes um die körperfesten Achsen s1, s2, s3.
    Unter der Zwangskopplung ZK ist dabei eine mathematische Bedingung zu verstehen, welche berücksichtigt, daß der virtuelle Suchkopf in der Längsachse nicht frei drehbar gegenüber dem Flugkörper ist. Vielmehr ergibt sich die Drehrate pv um die Achse v1 des virtuellen Koordinatensystems aus:
    • den Drehraten qv um die Achse v2 und rv um die Achse v3 des virtuellen Koordinatensystems
    • den Drehraten des Flugkörpers pm, qm, rm um die flugkörperfesten Achsen s1, s2 und s3
    sowie
    • der Transformationsmatrix [T]VS,
    wobei die Transformationsmatrix [T]VS sich aus den Gleichungen (5) und (6) auf Seite 6 der Beschreibung ergibt.

    Claims (7)

    1. Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten Flugkörper/Ziel mit einem mit dem Flugkörper (1) starr verbundenen Suchkopf (2), wobei die mit dem starr verbundenen Suchkopf (2) im flugkörperfesten Koordinatensystem (s1, s2, s3) gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψsm und sm) des Zieles in die Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψv und v) des Zieles, bezogen auf ein Koordinatensystem, transformiert werden, dadurch gekennzeichnet, daß das Koordinatensystem das Koordinatensystem eines virtuellen kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten Suchkopfes (2v) ist, der durch das mathematische Modell eines kardanisch gelagerten und kreiselstabilisierten Suchkopfes in einem Rechner dargestellt und durch Drehung mit den Drehraten (pv, qv, rv) um seine drei Achsen (v1, v2, v3) der Sichtlinie (SL) Flugkörper/Ziel nachgeführt wird, indem eine zeitgleich mit der Bewegung des Flugkörpers (1) ablaufende Bewegungssimulation des virtuellen Suchkopfes (2v) erfolgt und die Art der Rahmenausführung und der Kreiselstabilisierung des zu simulierenden, kardanisch gelagerten, kreiselstabilisierten Suchkopfes in die Software eingehen.
    2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Transformation der mit dem starr verbundenen Suchkopf (2) gemessenen Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψsm und sm) in die Azimut- und Elevationsablagewinkel (Ψv und v) des virtuellen Suchkopfs (2v) einerseits über die Drehraten (pv, qv, rv) des virtuellen Suchkopfs (2v) um seine drei Achsen (v1, v2, v3) und andererseits über die Drehraten (pm, qm, rm) des starr verbundenen Suchkopfes (2) um die drei flugkörperfesten Achsen (s1, s2, s3) erfolgt.
    3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der virtuelle Suchkopf (2v) der Sichtlinie (SL) Flugkörper/Ziel mit einem Zeitverhalten erster oder höherer Ordnung nachgeführt wird.
    4. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Transformation die Quaternionen-Methode angewandt wird.
    5. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass bei der Transformation die Eulerwinkel-Methode angewendet wird.
    6. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Drehraten (qv, rv) des virtuellen Suchkopfes (2v) um dessen beide zu seiner Längsachse (v1) senkrechten Achsen (v2, v3) zur Lenkung des Flugkörpers (1) nach der Proportionalnavigation verwendet werden.
    7. Verfahren nach einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine beliebige Rahmenanordnung des virtuellen Suchkopfes (2v) angewendet wird.
    EP94116112A 1993-11-16 1994-10-12 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf Expired - Lifetime EP0653600B2 (de)

    Applications Claiming Priority (2)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    DE4339187A DE4339187C1 (de) 1993-11-16 1993-11-16 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf
    DE4339187 1993-11-16

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    Publication Number Publication Date
    EP0653600A1 EP0653600A1 (de) 1995-05-17
    EP0653600B1 EP0653600B1 (de) 1996-05-08
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    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP94116112A Expired - Lifetime EP0653600B2 (de) 1993-11-16 1994-10-12 Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf

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    Country Link
    US (1) US5669579A (de)
    EP (1) EP0653600B2 (de)
    AT (1) ATE137857T1 (de)
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