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EP-4467920-B1 - DETERMINATION OF A RELATIVE POSITION OF A MISSILE IN RELATION TO A TARGET AXIS

EP4467920B1EP 4467920 B1EP4467920 B1EP 4467920B1EP-4467920-B1

Inventors

  • WOLF, ANDREAS

Dates

Publication Date
20260506
Application Date
20240522

Claims (14)

  1. Method for determining a relative position (RL) of a missile (4) with respect to a target axis (18), with the missile (4) having a roll axis (28) and, over at least one section (20) of the trajectory (10) of said missile, being located in a field of view of a transmitting unit (24) for a laser guidance field (26), wherein: - the transmitting unit (24) emits the laser guidance field (26) along the target axis (18), with the laser guidance field (26) including a periodically modulated pattern (30), according to which an intensity of the laser guidance field (26) varies in the circumferential direction (32) around the target axis (18), and with the pattern (30) rotating around the target axis (18), - the respective instantaneous intensity (IA1-3) of the laser guidance field (26) is detected at three different measurement points (MP1-3), which are on a side (34) of the missile (4) potentially illuminated by the laser guidance field (26), by using sensors at the measurement points to measure signals of the same period which are phase-shifted with respect to one another, the phase shifts of said signals being directly proportional to the difference between the polar angles of the corresponding sensors, with three measurement positions (ML1-3) of the measurement points (MP1-3) on the missile (4) being known with respect to the roll axis (28), - the three instantaneous intensities (IA1-3) and the three measurement positions (ML1-3) for at least two different pairs (PA,B) of the three measurement points (MP1-3) are used to determine a difference (DPA,B) between polar angles (PW) of the two measurement points (MP1-3) of the respective pair (PA,B) with respect to the target axis (18), - the offset (AL) of the roll axis (28) from the target axis (18) and the angle of rotation (DW) of the missile (4) around the roll axis (28) with respect to a zero angle (NW) are determined as the relative position (RL) in a manner analogous to the method of triangulation by means of trigonometric functions.
  2. Method according to Claim 1, characterized in that determination of the relative position (RL) is performed exclusively in the missile (4).
  3. Method according to either of the preceding claims, characterized in that the bottom or tail of the missile (4) is chosen as the side (34) of said missile potentially illuminated by the transmitting unit (24).
  4. Method according to any of the preceding claims, characterized in that a regular pattern in the circumferential direction (32) is generated as the pattern (30) at least in one annulus (KR1-3) around the target axis (18).
  5. Method according to any of the preceding claims, characterized in that a spoke pattern is generated as the pattern (30) at least in one annulus (KR1-3) around the target axis (18).
  6. Method according to Claim 5, characterized in that a Siemens star as a spoke pattern is generated as the pattern (30) at least in one annulus (KR1-3) around the target axis (18).
  7. Method according to any of the preceding claims, characterized in that different partial patterns (38a-c) of the pattern (30) are generated in at least two different annuli (KR1-3) around the target axis (18).
  8. Method according to any of the preceding claims, characterized in that the pattern (30) is generated by introducing a pattern disk (42) downstream of a laser source (40) in the transmitting unit (24).
  9. Method according to Claim 8, characterized in that the laser source (40) emits a laser light (44) in the form of a continuous-wave laser light.
  10. Method according to either of Claims 8 and 9, characterized in that the pattern (30) is generated by rotating the pattern disk (42) around the target axis (18).
  11. Method according to any of the preceding claims, characterized in that the method is performed for a guided munition as a missile (4).
  12. Method for steering a guided missile (4) with at least one guidance means (16) towards a target axis (18), wherein: - the method according to any of the preceding claims is performed for the guided missile as the missile (4), - the guidance means (16) is guided towards the target axis (18) depending on the relative position (RL).
  13. Method according to Claim 12, characterized in that the method is performed only for a section (20) of a trajectory (10) of the missile (4) from a launch point (12) to a target point (14).
  14. Missile assembly (22), - having a transmitting unit (24) configured to emit a laser guidance field (26) in accordance with the method according to any of Claims 1-11, - having a missile (4) configured to determine a relative position (RL) in accordance with the method according to any of Claims 1-11.

Description

Die Erfindung betrifft einen Flugkörper, der von einer Sendeeinheit wegfliegt, wobei die Sendeeinheit währenddessen entlang einer Zielachse ein Laserlenkfeld für den Flugkörper ausstrahlt. Aus der EP 2 083 243 A2 ist ein Verfahren bekannt zur Ermittlung der Rollwinkellage eines Flugkörpers, insbesondere eines Geschosses oder dergleichen sowie eine entsprechende Vorrichtung. Es ist ein neuartiges Verfahren sowie eine entsprechende Vorrichtung zur Ermittlung der Rollwinkellage zur Verfügung zu stellen, welche eine Ermittlung der Rollwinkellage mit vergleichsweise geringem Aufwand jedoch hoher Genauigkeit ermöglicht, die auch bei größeren Reichweiten einsetzbar sind und gegen Winkelverkippungen des Flugkörpers im Vergleich zur optischen Achse unempfindlich sind. Es wird ein Verfahren mit folgenden Merkmalen vorgeschlagen: Erzeugung eines bewegten Laserstrahlmusters über einen Raumwinkel alpha eines Laserstrahls, innerhalb dem sich der Flugkörper befindet, Erfassung des Laserlichts am Flugkörper an einer seitlich zu dessen Rotationsachse befindlichen Erfassungsstelle, Abgriff des Laserstrahlmusters an der jeweiligen Position der Erfassungsstelle sowie Ermittlung der momentanen Rollwinkellage auf der Grundlage von Dopplereffektbedingten Frequenzverschiebungen an der Erfassungsstelle. Aus der Offenlegungsschrift DE-OS 26 18 703 ist ein Verfahren bekannt, welches die Steuerung eines in Autorotation befindlichen Geschosses bezüglich einer Achse erlaubt, wobei elektromagnetische Strahlen sehr kurzer Wellenlänge in Form eines amplitudenmodulierten Bündels ausgesandt werden und dieses Bündel durch wenigstens einen Strahlungsdetektor abgetastet wird, welcher auf dem in Autorotation befindlichen Geschoß oder Projektil angeordnet ist, wobei die durch diese Detektoren ausgesandten Signale es ermöglichen, die für die Selbststeuerung des Geschosses bezüglich der durch die Mitte des Bündels und das Ziel definierten Achse notwendigen Daten herzuleiten. Aus der Offenlegungsschrift DE-OS 1 431 217 ist ein Kurzstreckenflugkörper bekannt mit Flugwegsteuerungen und Mitteln zum Drehen des Flugkörpers um seine Achse während des Fluges, gekennzeichnet durch einen Detektor, der auf infrarote, sichtbare oder ultraviolette Strahlung anspricht und auf dem Flugkörper mit Bezug auf seine Umlaufachse versetzt angeordnet ist, so daß der Detektorausgang, wenn der Flugkörper in einem umlaufenden Strahlungsmuster liegt und mit Bezug auf die Umlaufachse des Musters versetzt ist, eine frequenzmodulierte Komponente einschließt, sowie durch Mittel, die auf die Frequenzmodulation des Detektorausganges ansprechen und so angeordnet sind, daß sie die Flugwegsteuerungen in Abhängigkeit von der Frequenzmodulation durch Steuerung des Flugkörpers in Richtung auf die Musterachse einstellen. Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, die Lageerkennung für ein Geschoss zu verbessern. Die Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren gemäß Patentanspruch 1. Bevorzugte oder vorteilhafte Ausführungsformen der Erfindung sowie anderer Erfindungskategorien ergeben sich aus den weiteren Ansprüchen, der nachfolgenden Beschreibung sowie den beigefügten Figuren. Das Verfahren dient zur bzw. bewirkt die Ermittlung einer Relativlage eines Flugkörpers in Bezug auf eine Zielachse. Die Zielachse entspricht einer Soll-Flugrichtung für zumindest einen Abschnitt der Flugbahn des Flugkörpers. Der Flugkörper muss nicht zwingend ein Lenkflugkörper sein. Er ist jedoch bevorzugt ein solcher, denn so ist es möglich, nicht nur dessen Flugbahn zu kontrollieren, sondern die Flugbahn auch zu korrigieren und den Lenkflugkörper - zumindest auf einem Abschnitt seines Fluges - auf die Soll-Flugbahn zu führen. Die Erfindung geht dabei davon aus, dass sich der Flugkörper zumindest auf einem Abschnitt seiner Flugbahn in einer ungestörten Sichtlinie, also einem Sichtfeld der bzw. zu einer Sendeeinheit befindet, um von deren Laserlenkfeld erreichbar zu sein. Die Sendeeinheit dient nämlich dazu bzw. ist dazu eingerichtet, das Laserlenkfeld auszustrahlen. Das Laserlenkfeld wird dabei entlang einer Zielachse ausgestrahlt. Die Ausstrahlung findet zumindest zeitweise während der Flugdauer des Flugkörpers statt, muss also nicht während der gesamten Flugdauer des Flugkörpers stattfinden. Ausreichend ist z. B. das Lenkfeld nur in einem Abschnitt der Flugbahn auszusenden, um in diesem Abschnitt den Flugkörper als Lenkflugkörper auf die Zielachse zu führen. Insbesondere geht die Erfindung davon aus, dass der Flugkörper von der Sendeeinheit wegfliegt bzw. sich von dieser wegbewegt. Dies betrifft dann zumindest eine tendenzielle Flugrichtung / Flugbahn und ist nicht im engen Sinne einer zwangsweise lotrechten Bewegung zu verstehen. Im Fall, dass der Flugkörper eine Lenkmunition ist, ist dies jedoch durchaus zutreffend. Die Erfindung geht weiterhin davon aus, dass der Flugkörper eine Rollachse bzw. Längsachse aufweist. Diese verläuft insbesondere während des Fluges des Flugkörpers nicht senkrecht zur Zielachse. In