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Dokumentenidentifikation DE69834249T2 11.01.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0000993588
Titel MITTELS GPS GESTEUERTE MUNITION
Anmelder Northrop Grumman Corp., Los Angeles, Calif., US
Erfinder ABBOTT, S., Anthony, Rancho Palos Verdes, CA 90275, US
Vertreter derzeit kein Vertreter bestellt
DE-Aktenzeichen 69834249
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 20.05.1998
EP-Aktenzeichen 989398607
WO-Anmeldetag 20.05.1998
PCT-Aktenzeichen PCT/US98/10304
WO-Veröffentlichungsnummer 1999002936
WO-Veröffentlichungsdatum 21.01.1999
EP-Offenlegungsdatum 19.04.2000
EP date of grant 19.04.2006
Veröffentlichungstag im Patentblatt 11.01.2007
IPC-Hauptklasse F42B 1/00(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP
IPC-Nebenklasse F42B 10/64(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   F41G 7/34(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   F41G 7/00(2006.01)A, L, I, 20051017, B, H, EP   

Beschreibung[de]
VORWANDTE ANMELDUNGEN

Die vorliegende Patentanmeldung ist eine Teilfortsetzung der am 27. Februar 1997 eingereichten US-Patentanmeldung mit der Seriennummer 08/806.685 mit dem Titel ON-THE-FLY ACCURACY ENHANCEMENT FOR CIVIL GPS RECEIVERS.

BEREICH DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen Munition, z.B. Bomben und dergleichen, und im Besonderen GPS-geführte Munition, die einen kostenarmen zivilen GPS-Empfänger in der Munition selbst verwendet, um ein kosteneffektives Waffensystem bereitzustellen. Es wird ein Differential-GPS-(DGPS)-Korrekturprozess zum Verbessern der Genauigkeit GPS-geführter Munition angewendet. Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird ein nachrüstbarer Seitenflossensatz bereitgestellt, um eine einfache und kostenarme Konvertierung von existierender ungeführter Munition in GPS-geführte Munition zu erleichtern. Eine autonom betriebene Bombensteuereinheit eliminiert die Notwendigkeit für kostspielige Modifikationen am Flugzeug.

HINTERGRUND DER ERFINDUNG

Die Verwendung von aus der Luft abgeworfener Munition bei der Kriegsführung ist gut bekannt. Solche Munition umfasst typischerweise ein allgemein tubuläres Gehäuse, das im Wesentlichen mit einem Sprengstoff gefüllt ist, eine Nase mit einem Aufschlagzünder und einer Sprengkapsel zum Zünden des Sprengstoffs sowie Flossen zum Stabilisieren der Munition beim Fall, so dass sie mit der Nase auf das Ziel aufschlägt und ordnungsgemäß detoniert. Die Verwendung von solcher aus der Luft abgeworfener Munition bedeutet einen erheblichen Vorteil in der Kriegstechnik, indem die Zerstörung feindlicher Ziele erleichtert wird, während unerwünschte Verluste menschlichen Lebens verringert und/oder die Zerstörung militärischer Ausrüstung erleichtert wird/werden.

Die Fachperson wird jedoch erkennen, dass herkömmliche Munition im Allgemeinen entweder mit sehr hoher Genauigkeit oder in sehr großen Stückzahlen abgefeuert werden muss, um ein gewünschtes Ziel effektiv zu zerstören. Es ist somit häufig notwendig, solche Munition entweder aus einer unerwünscht niedrigen Höhe abzuwerfen oder eine unerwünscht große Anzahl von Einsätzen zu fliegen. Das Abwerfen herkömmlicher Munition aus einer unerwünscht niedrigen Höhe setzt das Flugzeug und seine Besatzung gefährlicher Flakartillerie und Boden-Luft-Raketen aus. Die Genauigkeit solcher Flakartillerie und Boden-Luft-Raketen wird durch die aufgrund eines solchen tiefen Flugs reduzierte Entfernung zum Ziel (Höhe des Flugzeugs) verbessert. Aus diesem Grund ist eine Bombardierung aus niedriger Höhe äußerst gefährlich und wird sehr selten durchgeführt. Das Fliegen einer unerwünscht großen Anzahl von Einsätzen ist natürlich teuer, zeitaufwändig und setzt Flugzeug und Besatzung wiederholt Luftverteidigungswaffen wie Flakartillerie und Boden-Luft-Raketen aus.

Um also die fehlende Genauigkeit zu kompensieren, die von Natur aus gegeben ist, wenn solche herkömmliche Munition aus einer ausreichenden Höhe abgeworfen wird, um die Wirksamkeit von Flakartillerie und/oder vom Boden abgeschossenen Raketen zu reduzieren, muss unbedingt eine größere Zahl von Einsätzen geflogen werden. Dies geschieht, um bewirken, dass eine größere Zahl solcher herkömmlicher Geschosse ihr Ziel erreicht, um dadurch die reduzierte Genauigkeit einer solchen Bombardierung aus großer Höhe zu kompensieren und somit die Wahrscheinlichkeit zu erhöhen, dass das Ziel zerstört wird.

In einem Versuch, die Mängel von herkömmlicher Munition beim zuverlässigen Zerstören von Bodenzielen zu überwinden, besonders dann, wenn sie aus großer Höhe abgeworfen werden, wurde Smart-Munition entwickelt. Solche Smart-Munition arbeitet mit einem Leit- und Flugsteuersystem, um die Munition zu dem gewünschten Ziel zu manövrieren. Das Leitsystem sendet auf der Basis der aktuellen Position der Munition und der Position des Ziels ein Steuersignal zu den Steuerflächen, so dass die Steuerflächen die Munition zum Ziel manövrieren. Solche Leitsysteme arbeiten nach gut bekannten Grundsätzen und wenden typischerweise Technologien wie Laserführung, Infrarotführung und/oder Radar an. Solche geführte Munition erleichtert somit eine zuverlässige Zerstörung von feindlichen Zielen mit einem Flugzeug, das in einer ausreichenden Höhe fliegt, um die Wirkung von Flakartillerie und/oder vom Boden abgeschossenen Raketen abzumildern, und dies mit erheblich weniger Einsätzen.

Es ist ebenso bekannt, das globale Positionierungssystem (GPS) zum Führen verschiedener Munitionen zu beabsichtigten Zielen zu verwenden. Es werden derzeit. mehrere GPS-Satellitenkonstellationen implementiert oder sind in der Planungsphase, um genaue Navigationsinformationen und Positionsortungen für geeignete Empfänger oder Stationen überall auf der Erdoberfläche bereitzustellen. Von diesen GPS-Systemen sind das von der US-Regierung betriebene Navigation Satellite Timing and Ranging Global Positioning System „NAVSTAR GPS", das von der Regierung der früheren Sowjetunion geplante „GLONASS"-System und die beiden als „NAVSAT" und „GRANAS" bekannten europäischen Systeme derzeit in Entwicklung. Zur Vereinfachung der Beschreibung konzentriert sich die nachfolgende Erörterung und Offenbarung speziell auf die Merkmale des und die Anwendung mit dem NAVSTAR GPS, aber es ist zu verstehen, dass die Erfindung gleichermaßen auch auf andere globale Positionierungssysteme anwendbar ist.

Das von der US-Regierung betriebene NAVSTAR GPS ist so ausgelegt, dass es vier umlaufende GPS-Satelliten hat, die jeweils in jeder von sechs separaten Kreisbahnen existieren, um insgesamt vierundzwanzig GPS-Satelliten zu bilden, von denen einundzwanzig in Betrieb sind und drei als Reserve dienen. Die Satellitenumlaufbahnen sind weder polar noch äquatorial, sondern liegen in zueinander geneigten Ebenen und jeder Satellit umkreist die Erde etwa alle 12 Stunden und führt bei jeder Erdumdrehung genau zwei Umläufe aus. Bei dieser Anordnung kommen wenigstens vier Satelliten vierundzwanzig Stunden am Tag in der ganzen Welt in dasselbe Blickfeld. Die Position jedes Satelliten zu einem gegebenen Zeitpunkt ist genau bekannt und Navigationssignale werden kontinuierlich zur Erde gesandt, um Positionsinformationen zum Anzeigen der Position des Satelliten im Raum in Bezug auf Zeit (GPS-Zeit) bereitzustellen. Diese Positionsinformationen sind als Ephemeride-Daten bekannt. Zusätzlich zu den Ephemeride-Daten beinhalten die von jedem Satelliten gesandten Navigationssignale eine Anzeige der genauen Sendezeit des Signals. Demzufolge kann der Abstand oder die Entfernung zwischen einem Navigationssignalempfänger und einem sendenden Satelliten anhand dieser Zeitanzeige ermittelt werden: durch 1) Notieren der Zeit, zu der das Signal am Empfänger einging, 2) Berechnen der Ausbreitungszeitverzögerung, d.h. der Differenz zwischen Sendezeit und Empfangszeit, und 3) Multiplizieren der Verzögerung mit der Ausbreitungsgeschwindigkeit des Signals. Das Ergebnis dieser Ermittlung ergibt eine „Pseudoentfernung" zwischen dem sendenden Satelliten und dem Empfänger. Die Entfernung wird deshalb „Pseudoentfernung" genannt, weil Ungenauigkeiten aufgrund von Faktoren wie die auftreten können, dass die Empfängeruhr nicht genau auf die GPS-Zeit synchronisiert ist, und aufgrund Verzögerungen, die durch die Ausbreitung durch die Atmosphäre an den Navigationssignalausbreitungszeiten entstehen. Diese Ungenauigkeiten führen jeweils zu einer Taktabweichung (Fehler) und einer atmosphärischen Abweichung (Fehler), wobei Taktabweichungen möglicherweise bis zu mehrere Millisekunden betragen können. In jedem Fall können durch Nutzen der beiden Informationen in einem Navigationssignal, d.h. die Ephemeride-Daten und die Pseudoentfernung, von wenigstens vier Satelliten, Position und Zeit eines Empfängers in Bezug auf den Erdmittelpunkt mittels passiver Triangulationstechniken ermittelt werden.

Eine ausführlichere Erörterung des NAVSTAR GPS befindet sich in einem Artikel von B.W. Parkinson und S.W. Gilbert mit dem Titel „NAVISTAR: Global Positioning System – Ten Years Later", Proceedings of the IEEE, Bd. 71, Nr. 10, Oktober 1983, und in einem Text „GPS: A Guide to the Next Utility", herausgegeben von der Trimble Navigation Ltd aus Sunnyvale in Kalifornien, 1989, S. 1–47, die hierin beide durch Bezugnahme eingeschlossen sind.

Das NAVSTAR GPS sieht zwei Codemodulationstypen für die pseudozufälligen Trägerwellenausbreitungssignale vor. Im ersten Typ, „Grob/Erfassung"-(Coarse/Acquisition)-Code, wird der Träger von einem „C/A-Signal" moduliert, C/A-Code genannt, und auch als „Standard Positioning Service" (SPS) bezeichnet. Der zweite Modulationstyp wird gewöhnlich „präziser" oder „geschützter" (P) Code und auch „präziser Positionierungsservice" (PPS) genannt. Eine verschlüsselte Version des P-Code, d.h. Y-Code, ist für die Verwendung nur durch Erdempfänger gedacht, die von der US-Regierung speziell autorisiert sind, so dass Y-Code-Sequenzen geheim gehalten und nicht öffentlich verfügbar gemacht werden. Dadurch sind mehr NAVSTAR GPS Benutzer gezwungen, sich allein auf die durch C/A-Code-Modulation bereitgestellten Daten zu verlassen, was leider ein weniger genaues Positionierungssystem ergibt. Außerdem verfälscht die US-Regierung selektiv die GPS-Daten durch Einführen von Fehlern in die von den GPS-Satelliten gesendeten C/A-Code-GPS-Signale durch Ändern der Taktparameter, d.h. die Taktparameter für einen oder mehrere Satelliten können geringfügig oder erheblich modifiziert werden, wie z.B. durch absichtliches Zitternlassen von Phase und Frequenz der Satellitenuhr was in der Praxis „Selective Availability" oder einfach SA genannt wird. SA kann aus einer Reihe verschiedener Gründe aktiviert werden, sie kann beispielsweise vom Verteidigungsministerium zwecks nationaler Sicherheit aktiviert werden. Wenn SA aktiviert ist, kann die US-Regierung das NAVSTAR GPS weiterhin benutzen, weil sie Zugang zu den Kompensationsmitteln zum Beseitigen von SA-Effekten hat. Die unkompensierten C/A-Code-Daten können jedoch erheblich weniger genau gemacht, d.h. verschlechtert werden. Im Hinblick auf die obige Unterscheidung werden C/A-Code-Modulationsempfänger als „zivile" Empfänger oder Geräte bezeichnet, und Y-Code-Modulationsempfänger werden als militärische Empfänger oder Geräte bezeichnet. Zur Verallgemeinerung bedeutet eine Bezugnahme auf einen „zivilen" Empfänger hierin einen) GPS-Empfänger oder Gerät mit varrierender oder herabgesetzter Genauigkeit, und ein „militärischer" Empfänger bedeutet einen) GPS-Empfänger oder -Gerät mit hoher Genauigkeit.

In vielen GPS-Anwendungen ist es wünschenswert, einen zivilen GPS-Empfänger zu benutzen, wie z.B. in einem mobilen oder verzichtbaren Fahrzeug, um Kosten und Komplexität zu reduzieren, obwohl der Benutzer Zugang zu den Krypto-Keys hat, die PPS-(Precise Positioning Service)-Genauigkeit bieten. Dies gilt insbesondere für verzichtbare Fahrzeuge oder Waffen zum Abschießen von einer Form von Abschussfahrzeug. Wenn der Benutzer für PPS autorisiert ist, dann kann er einen militärischen GPS-Empfänger am Abschussfahrzeug haben, der weitaus genauer als das zivile Gerät in dem verzichtbaren Fahrzeug ist.

Ein DGPS-(Differential GPS)-Korrekturprozess ist für hochgenaue zivile GPS-Anwendungen erhältlich und verwendet feste, gemessene Antennenkoordinaten und verlangt, dass die Korrekturen von einer Bodenstation fast in Echtzeit kommen. Typische zivile GPS-Empfänger haben von Natur aus Genauigkeitsbeschränkungen, weitgehend aufgrund der oben erwähnten absichtlichen Verschlechterung, die vom US-Verteidigungsministerium in die Signale eingeführt wurde, und diese Beschränkungen können mit dem DGPS-Prozess beseitigt werden. Die Genauigkeit von zivilen GPS-Empfängern, die oben erwähnt wurde, wird überlicherweise als Standard Positioning Service oder SPS bezeichnet und ist ohne Differentialkorrektur mit besser als 100 Meter vorgegeben. Während eine gewisse Genauigkeitsbeschränkung auf die Verwendung von nur einer Frequenz, die die Messung von Fehlern aufgrund der Ionosphärenverzögerungen verhindert, und die Verwendung des C/A-(Coarse/Acquisition)-Code anstatt des genaueren Precision P(Y) Code zurückzuführen ist, kommt der Hauptbeitrag zu der Genauigkeitsbeschränkung vom absichtlichen Zittern von Phase und Frequenz der Satellitenuhr, d.h. SA. Ein militärisches Gerät beseitigt die SA-Fehler mit einem Algorithmus, der Daten verwendet, die lediglich autorisierten Benutzern durch die Verwendung von Krypto-Keys zur Verfügung stehen. Außerdem kann der Benutzer eines Militärempfängers eine zweite Frequenz verfolgen, mit der Ionosphären-Verzögerungen gemessen und kompensiert werden können.

Solche geführte Munition ist zwar äußerst genau und kann somit feindliche Ziele am Boden bei einem Abwurf aus großer Höhe mit äußerst hoher Wirksamkeit zerstören, aber sie hat den inhärenten Mangel, dass sie äußerst kostspielig ist. Und es ist nicht nur die geführte Munition selbst, die weitaus teurer ist als die herkömmliche, d.h. angeführte Munition, sondern das Flugzeug, das die Munition abwirft, muss auch im großen Umfang und zu hohen Kosten modifiziert werden, um die geführte Munition aufnehmen zu können. Typischerweise müssen zusätzliche Luftfahrt- und Steuergeräte im Cockpit eingebaut werden, die Verdrahtung muss vom Cockpit zu der/dem Bombenhalterung oder -träger installiert werden und eine waffenspezifische elektrische und mechanische Schnittstelle zur geführten Munition muss vorgesehen werden. Da sie kostspielig ist, wird solche geführte Munition gewöhnlich nur für den Einsatz gegen Ziele mit sehr hohem strategischem Wert reserviert. Ein typischer Stand der Technik ist in der US 5507452 und der US 5344105 offenbart.

Im Hinblick auf das oben Gesagte wäre es wünschenswert, Munition, z.B. aus der Luft abgeworfene Munition bereitzustellen, die eine verbesserte Genauigkeit gegenüber herkömmlicher Munition hat, aber weitaus weniger teuer als geführte Munition ist.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG

Die vorliegende Erfindung geht die oben erwähnten Mängel in Verbindung mit dem Stand der Technik an und mildert sie ab. Die Erfindung ist in den beiliegenden Ansprüchen definiert Der hierin verwendete Begriff Munition ist so definiert, dass er sich auf Bomben, Raketen, Artilleriegeschosse und dergleichen erstreckt. Die Seitenflossenbaugruppe umfasst ein Gehäuse, das zum Anbringen an der Munition konfiguriert ist, wenigstens eine Flugsteuerungsfläche, einen Aktuatormechanismus zum Bewirken einer Bewegung der Flugsteuerungsfläche(n), um das Leiten der Munition zu erleichtern, und ein Leitsystem zum Steuern des Aktuatormechanismus. Das Leitsystem umfasst einen GPS-(Global Positioning System)-Empfänger zum Bewirken der Steuerung des Aktuatormechanismus.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst das Leitsystem einen zivilen GPS-Empfänger. Die Seitenflossenbaugruppe umfasst ferner einen Funkempfänger zum Empfangen von Steuersignalen von einem Flugzeug. Die Flugsteuerungsflächen umfassen vorzugsweise wenigstens drei Flossen, vorzugsweise vier Flossen.

Außerdem umfasst die vorliegende Erfindung ein Waffensystem, das ein Flugzeug umfasst. Munition, die abfeuerbar am Flugzeug angebracht ist, wobei die Munition einen Aktuatormechanismus und ein Leitsystem wie oben erörtert sowie eine Bombensteuereinheit in Verbindung mit der Munition zum Versorgen der Munition mit Leitinformationen umfasst, um die Genauigkeit des GPS-Systems der Munition zu erhöhen.

Die Bombensteuereinheit umfasst einen GPS-Empfänger mit höherer Genauigkeit als der GPS-Empfänger der Munition. Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst die Bombensteuereinheit einen militärischen GPS-Empfänger und die Munition umfasst einen zivilen GPS-Empfänger. Gemäß einer alternativen Konfiguration der vorliegenden Erfindung umfasst die Bombensteuereinheit sowohl einen militärischen als auch einen zivilen GPS-Empfänger und die Munition umfasst nur einen zivilen GPS-Empfänger.

Wenn die Bombensteuereinheit nur einen militärischen GPS-Empfänger umfasst, dann wird die Genauigkeit der GPS-geführten Munition verbessert, weil der GPS-geführten Munition genauere Positionsinformationen vom militärischen GPS-Empfänger beim Abfeuern zugeführt werden, wodurch die Genauigkeit seines Leitsystems verbessert wird.

Wenn die Bombensteuereinheit einen militärischen und einen zivilen GPS-Empfänger umfasst, dann werden Versätze oder Fehlersignale erzeugt, die die Differenz zwischen den Positionen reflektieren, die von den militärischen und zivilen GPS-Empfängern angezeigt werden, und diese Versätze werden dann zu der GPS-geführten Munition gesendet, um deren Genauigkeit zu verbessern.

Alternativ können solche Versätze dann, wenn die Bombensteuereinheit nur einen militärischen GPS-Empfänger aufweist, bei Bedarf in Bezug auf den zivilen GPS-Empfänger der GPS-geführten Munition erzeugt werden, und diese Versätze werden dann von der Bombensteuereinheit zu der GPS-geführten Munition übertragen.

Die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung kann entweder als Seitenflossensatz ausgestaltet werden, mit dem existierende Munition, wie z.B. die 500-Pfund-Bombe MK82, nachgerüstet wird, oder die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung kann eine Bombe oder sonstige Munition mit dem GPS-Leitsystem und mit einem darin integrierten Flugsteuerungssystem der vorliegenden Erfindung umfassen.

Wie die Fachperson verstehen wird, wenn die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung als Seitenflossensatz ausgestaltet wird, dann muss die ursprüngliche Seitenflosse der Munition, wie z.B. die 500-Pfund-Bombe MK82, entfernt und durch den Seitenflossensatz der vorliegenden Erfindung ersetzt werden.

Die Bombensteuereinheit umfasst einen Funksender und die Munition umfasst einen Funkempfänger, so dass die Bombensteuereinheit Steuer- und Leitinformationen zur GPS-geführten Munition senden kann, ohne dass eine Modifikation, d.h. kostspielige Verdrahtung usw., am Flugzeug nötig wäre. Bei Bedarf umfasst die GPS-geführte Munition einen Funksender zum Übertragen von Informationen wie ein Bereitschaftssignal von der GPS-geführten Munition zur Bombensteuereinheit. In diesem Fall muss die Bombensteuereinheit natürlich einen Empfänger zum Empfangen solcher Informationen beinhalten.

Ferner umfasst die Bombensteuereinheit gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung ein vollkommen autonomes Gerät, das keine Strom- oder sonstigen Verbindungen mit dem Flugzeug benötigt, was die Verwendung der GPS-geführten Munition der vorliegenden Erfindung ohne Modifikation am Flugzeug weiter erleichtert. Somit kann die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung mit verschiedenen existierenden Flugzeugen genutzt werden, einfach indem die Munition auf einen mechanisch kompatiblen Träger oder Bombenabfeuerungsmechanismus geladen wird und indem dem Piloten oder einem anderen Besatzungsmitglied die Bombensteuereinheit gegeben wird, die vorzugsweise am Bein des Besatzungsmitglieds festgeschnallt wird. Somit ist keine elektrische oder mechanische Modifikation des Flugzeugs notwendig.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst die GPS-geführte Munition ferner ein Trägheitslenksystem, das wenigstens einen Rollkreisel zum Erfassen von Änderungen der Rolllage der GPS-geführten Munition umfasst, um dessen ordnungsgemäße Flugsteuerung zu erleichtern.

Gemäß einer alternativen Konfiguration der GPS-geführten Munition der vorliegenden Erfindung umfasst die GPS-geführte Munition zwei Antennen für den zivilen GPS-Empfänger und die GPS-geführte Munition. Eine Antenne wird an jeder von zwei unterschiedlichen Flossen der GPS-geführten Munition angeordnet, und eine Umschaltschaltung wechselt die Verbindung des GPS-Empfängers mit jeder der beiden Antennen sequentiell ab. Somit erleichtert die Verwendung von zwei Antennen die Ermittlung der Rolllage der Munition, so dass sich ein Rollkreisel erübrigt.

Diese sowie andere Vorteile der vorliegenden Erfindung gehen aus der nachfolgenden Beschreibung und den Zeichnungen hervor. Es ist zu verstehen, dass diese Änderungen und die spezielle gezeigte und beschriebene Struktur im Rahmen des Umfangs der Ansprüche vorgenommen werden können, ohne vom Wesen der Erfindung abzuweichen.

KURZBESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

1 zeigt das Abwerfen einer Munition durch ein Flugzeug auf ein Ziel, wobei die Position des Flugzeugs über einen militärischen GPS-Empfänger kontinuierlich aktualisiert wird und die Position der Munition über den militärischen GPS-Empfänger des Flugzeugs bis zum Abschuss kontinuierlich aktualisiert wird und danach über einen darin enthaltenen zivilen GPS-Empfänger aktualisiert wird;

2 zeigt ein einzelnes Flugzeug, das mehrere Stücke Munition auf ein einzelnes Ziel abwirft, und zeigt auch ein einzelnes Flugzeug, das ein einzelnes Stück Munition auf mehrere Ziele abwirft;

3 zeigt ein Flugzeug mit daran installierter GPS-geführter Munition, wobei die Munition einen Seitenflossensatz gemäß der vorliegenden Erfindung umfasst, und zeigt auch eine am Bein eines Besatzungsmitglieds festgeschnallte autonome Bombensteuereinheit;

4 ist eine Seitenansicht eines Flugzeugs, die eine GPS-geführte Munition, d.h. eine Bombe zeigt, mit der das Flugzeug gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung beladen ist;

5 ist ein schematisches Diagramm, das Verifizierung und Test, Laden der Missionsdaten und den Flug einer GPS-geführten Munition gemäß der vorliegenden Erfindung zeigt;

6 ist ein Blockdiagramm, das die Interaktion der in dem Flugzeug angeordneten Bombensteuereinheit mit dem Seitenflossensatz der GPS-geführten Munition zeigt;

7 ist ein Blockdiagramm, das die Kompatibilität der GPS-geführten Munition der vorliegenden Erfindung mit einem Flugzeug zeigt, das mit einem Bus ausgestattet ist;

8 ist ein Blockdiagramm, das das Navigationssystem der GPS-geführten Munition der vorliegenden Erfindung zeigt;

9 ist ein Fließschema, das die Schritte zeigt, die bei einer typischen Mission unter Verwendung von GPS-geführter Munition gemäß der vorliegenden Erfindung beteiligt sind;

10 ist ein Fließschema, das die Abschussvorbereitung der GPS-geführten Munition der vorliegenden Erfindung zeigt;

11 ist eine Draufsicht auf die Bombensteuereinheit der vorliegenden Erfindung und zeigt deren Bedienelemente und Display;

12 ist ein Blockdiagramm der Bombensteuereinheit der vorliegenden Erfindung;

13 ist ein Fließschema, das die Initialisierung der Bombensteuereinheit der vorliegenden Erfindung zeigt;

14 ist eine fragmentarische Perspektivansicht, die den Seitenflossensatz (TK10) der vorliegenden Erfindung mit seinen Leit- und Flugsteuerungskomponenten zeigt;

15 ist ein Basislinienblockdiagramm des Seitenflossensatzes der vorliegenden Erfindung;

16 ist ein Fließschema, das den Betrieb des Seitenflossensatzes gemäß der vorliegenden Erfindung illustriert; und

17 ist ein Blockdiagramm der Navigationsvorrichtungen des Seitenflossensatzes gemäß der vorliegenden Erfindung, das dessen Kalman-Filter zeigt.

AUSFÜHRLICHE BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSGESTALTUNG

Die nachfolgende ausführliche Beschreibung in Verbindung mit den beiliegenden Zeichnungen soll die derzeit bevorzugte Ausgestaltung der Erfindung beschreiben und nicht die einzige Form repräsentieren, in der die vorliegende Erfindung konstruiert oder genutzt werden kann. Die Beschreibung zeigt die Funktionen und die Folge von Schritten zum Konstruieren und Betreiben der Erfindung in Verbindung mit der illustrierten Ausgestaltung. Es ist jedoch zu verstehen, dass dieselben oder äquivalente Funktionen auch mit anderen Ausgestaltungen erzielt werden können, die ebenfalls als in Wesen und Umfang der Erfindung fallend anzusehen sind.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung erleichtert ein Flossensatz, der einen zivilen GPS-Empfänger enthält, das Manövrieren der Munition nach dem Abfeuern. Die Genauigkeit von GPS-geführter Munition (mit einem zivilen GPS-Empfänger) wird dadurch verbessert, dass Positions-Updates und/oder ein Fehlersignal von einem in dem Flugzeug angeordneten militärischen GPS-Empfänger bereitgestellt werden. Der militärische GPS-Empfänger ist vorzugsweise in der Bombensteuereinheit angeordnet und vorzugsweise am Bein eines Besatzungsmitglieds festgeschnallt, so dass sich kostspielige Flugzeugmodifikationen erübrigen.

Die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung ist in den 117 illustriert, die eine derzeit bevorzugte Ausgestaltung davon darstellen. 1 zeigt ein Flugzeug 10 mit einer Bombensteuereinheit (BCU, in 3 gezeigt) gemäß der vorliegenden Erfindung, die in dessen Cockpit angeordnet ist, das wenigstens eine GPS-geführte Munition trägt, in vier verschiedenen Positionen A, B, C und D in Verbindung mit einer Bombardierungsmission. Das Flugzeug 10 in Position A ist in der Prämissionsphase dargestellt, in der der richtige militärische GPS-Code in die Bombensteuereinheit geladen wird.

Wie die Fachperson verstehen wird, ist ein Verschlüsselungskey erforderlich, damit ein militärischer GPS-Empfänger ordnungsgemäß funktioniert. Auch die Zielkoordinaten und der Bombentyp werden in der Prämissionsphase in die BCU geladen. Falls gewünscht, können jetzt die Zielkoordinaten von der Bombensteuereinheit zur Bombe übertragen werden. Alternativ können die Zielkoordinaten direkt, typischerweise über einen Personal Computer, in die Munition geladen werden.

Das Flugzeug 10 in Position B befindet sich in der GPS-Erfassungsphase, in der es GPS-Daten mit militärischer Genauigkeit empfängt, um seine Position präzise zu definieren. Dies erfolgt typischerweise bei einer TOT (Time On Target) gleich oder größer als 25 Minuten. Jetzt empfangen sowohl der militärische GPS-Empfänger im Flugzeug 10 als auch der zivile GPS-Empfänger in der GPS-geführten Munition 12 Positions-Updates von den GPS-Satelliten 14 (der Deutlichkeit halber zeigt 1 nur einen GPS-Satelliten).

Das Flugzeug 10 in Position C befindet sich in einem Vorabschuss-Modus, d.h. gewöhnlich etwa 2–3 Minuten vor dem Abfeuern der Munition. Hierbei berechnet die Bombensteuereinheit den CCRP (kontinuierlich errechneter Abfeuerungspunkt), CCIP (kontinuierlich berechneter Aufschlagpunkt) und Positions- und Flugrichtungsanweisungen (Heading-Cues) für das Flugzeug. Bei Bedarf werden die Zielkoordinaten aktualisiert.

In der Vorabschussphase muss der Pilot zu CCRP/Linie fliegen und die Flughöhe halten, d.h. um maximal 5 Grad rollen.

Es ist wünschenswert, das Rollen minimal zu halten, da die Rolllage des Flugzeugs 10 beim Abfeuern die Rolllage der GPS-geführten Munition 12 beim Abfeuern wesentlich beeinflusst und da die Rolllage der abgefeuerten GPS-geführten Munition 12 erheblich deren Genauigkeit beeinflusst.

Die Genauigkeit der GPS-geführten Munition 12 wird durch Rollen beeinträchtigt, da unterschiedliche Flugsteuerungsflächen davon benutzt werden müssen, um die GPS-geführte Munition 12 auf das Ziel zu richten, je nach der Rolllage der GPS-geführten Munition 12. Das heißt, die Flossen, die für eine Rechtskurve der GPS-geführten Munition 12 verwendet werden, wenn sich die GPS-geführte Munition 12 in einer ersten Rolllage befindet, sind typischerweise andere als die Flossen, die verwendet werden, wenn sich die GPS-geführte Munition 12 in einer zweiten Rolllage befindet. Die Rolllage der GPS-geführten Munition 12 wird zwar durch eine rudimentäres Trägheitslenksystem überwacht, das vorzugsweise einen Rollkreisel umfasst, aber die Fachperson wird verstehen, dass die Verwendung eines solchen Trägheitslenksystems zusätzliche unerwünschte Fehler einführt. Um also solche zusätzlichen Fehler minimal zu halten, ist es erwünscht, das Flugzeug 10 beim Abschuss in einer allgemein waagerechten Lage zu halten. Auf diese Weise ist die Genauigkeit des Lenksystems der GPS-geführten Munition 12 weniger vom Rollkreisel abhängig.

Am Launch Basket (Abschussstelle) 18 werden eine oder mehrere GPS-geführte Stücke Munition 12 vom Flugzeug 10 abgefeuert. Aufgrund der durch die GPS-Lenkung der Munition 12 bereitgestellten zusätzlichen Genauigkeit kann die GPS-geführte Munition 12 aus einer weitaus größeren Höhe unter Beibehaltung der gewünschten Genauigkeit abgefeuert werden. Ein solches Abfeuern der GPS-geführten Munition 12 aus großer Höhe bietet eine erheblich verbesserte Sicherheit für Besatzung und Flugzeug 10, so dass die Überlebensfähigkeit der Mission erheblich verbessert wird.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird die Genauigkeit der Munition erheblich verbessert, ohne dass dies die Kosten stark erhöhen würde. Dies wird dadurch erzielt, dass ein ziviler GPS-Empfänger (74 von 6) und die GPS-geführte Munition 12 verwendet wenden. Wie die Fachperson verstehen wird, ist ein ziviler GPS-Empfänger weitaus weniger teuer als ein militärischer GPS-Empfänger. Somit würde ein militärischer GPS-Empfänger zwar eine verbesserte Genauigkeit für die GPS-geführte Munition bieten, aber eine ausreichende Genauigkeit wird durch die Verwendung eines zivilen GPS-Empfängers gemäß der Methodik der vorliegenden Erfindung erzielt, bei der die Genauigkeit des zivilen GPS-Empfängers dank der Kommunikation mit einem militärischen GPS-Empfänger in der Bombensteuereinheit 24 erheblich verbessert wird, wie nachfolgend ausführlicher erörtert wird.

Somit bietet die Verwendung von solcher GPS-geführter Munition 12 einen wünschenswerten Kompromiss zwischen der Verwendung von ungenauen und ungeführten Schwerkraftmunitionen, d.h. Bomben, und teurer geführter Munition wie z.B. von lasergeführten Smart-Bomben. Wie die Fachperson verstehen wird, bringt die Verwendung von ungeführten Bomben von Natur aus eine größere Zabl von Bomben mit sich, und es ist typischerweise eine größere Anzahl von Einsätzen nötig, um die Zerstörung des Ziels zu gewährleisten. Die Verwendung von ungeführter Munition erfordert auch weitaus gefährlichere Abfeuerungen aus geringer Höhe, um die Zerstörung des Ziels zu gewährleisten.

Die Verwendung von geführter Munition wie Smart-Bomben ist äußerst kostspielig und wird daher nur für die strategisch wichtigsten Ziele reserviert.

Die vorliegende Erfindung bedeutet einen wünschenswerten Kompromiss zwischen Kosten und Wirksamkeit. Gemäß der vorliegenden Erfindung bieten kostenarme Modifikationen an der Munition und die Verwendung einer Bombensteuereinheit, die keine Modifikation am Flugzeug erfordert, eine verbesserte Genauigkeit für die Munition, so dass die Zahl der Einsätze, die zum wirksamen Zerstören eines gewünschten Ziels nötig sind, erheblich reduziert wird.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird ein kontinuierlich errechneter Aufschlagpunkt (CCIP) in der Vorabschussphase gegeben. Wenn der kontinuierlich errechnete Aufschlagpunkt mit dem Ziel übereinstimmt, dann wird die gewünschte GPS-geführte Munition abgefeuert. Auf diese Weise ist die ballistische Flugbahn der GPS-geführten Munition 12 derart, dass minimale Korrekturen für das GPS-Lenksystem der Munition 12 erforderlich sind, um ein genaues Aufschlagen auf das Ziel zu gewährleisten.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird die GPS-geführte Munition 12 manuell abgefeuert, d.h. über die Betätigung eines Raketenknopfes, um die Notwendigkeit für kostspielige Modifikationen am Flugzeug zu verringern. Wie die Fachperson jedoch verstehen wird, kann die GPS-geführte Munition 12 auch automatisch über eine elektrische Verbindung zwischen dem elektromechanischen Bombenabfeuerungsmechanismus des Flugzeugs und der Bombensteuereinheit 24 bei Bedarf abgefeuert werden.

Die TOT (Time On Target) für einen solchen Abschuss aus großer Höhe beträgt typischerweise 0,5–1,0 Minute. Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung gibt die Bombensteuereinheit einen Abfeuerungscountdown. Wie oben erwähnt, kann die Munition entweder manuell von einem Besatzungsmitglied oder alternativ automatisch durch die Bombensteuereinheit abgefeuert werden, wenn der kontinuierlich errechnete Aufschlagpunkt (CCIP) mit dem Ziel übereinstimmt.

Nach dem Abfeuern führt das GPS-Leitsystem der Munition 12 die Munition 12 in Richtung auf das Ziel 20. So ist es weniger wahrscheinlich, dass Genauigkeit oder Zeitpunkt des Abfeuerns, Windbedingungen usw. verursachen, dass die GPS-geführte Munition 12 der vorliegenden Erfindung das Ziel verfehlt, als bei nicht geführter Munition.

Zu diesem Zeitpunkt kann das Flugzeug 10 bei Bedarf ein Ziel-Update während des Flugs empfangen, entweder von einem bodengestützten Sender (nicht dargestellt) oder von einem anderen Flugzeug 16. Ein solches Ziel-Update während des Flugs kann entweder von einem Besatzungsmitglied gesendet werden, das dann das Ziel-Update über die Bombensteuereinheit zur GPS-geführten Munition sendet, oder kann bei Bedarf von dem bodengestützten Sender oder Flugzeug 16 direkt zur GPS-geführten Munition gesendet werden. Wie die Fachperson verstehen wird, sind verschiedene Verschlüsselungen und/oder Authentifikationsmethodiken möglich, um die Berechtigung des Senders zum Ändern der Zielkoordinaten der GPS-geführten Munition zu verifizieren. Ein einziges Flugzeug kann natürlich mehr als eine GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung führen. In diesem Fall wird vorzugsweise eine einzelne Bombensteuereinheit benutzt, um eine Schnittstelle zu jeder einzelnen GPS-geführten Munition bereitzustellen. Es können natürlich bei Bedarf auch zwei oder mehr unterschiedliche Bombensteuereinheiten verwendet werden.

2 zeigt das Abfeuern mehrerer Stücke GPS-geführter Munition 12 auf ein einzelnes Ziel 20 mit einem einzelnen Flugzeug 10 und das Abfeuern mehrerer Stücke GPS-geführter Munition 12 auf mehrere Ziele 20a20c durch ein einzelnes Flugzeug 10. Die Verwendung von GPS-geführter Munition gemäß der vorliegenden Erfindung erleichtert eine genaue Bombardierung eines einzelnen Ziels 20 mit mehreren Stücken GPS-geführter Munition 12, die von einem einzelnen Flugzeug 10 abgeschossen werden. Da das GPS-Leitsystem der GPS-geführten Munition 12 Fehler in der ballistischen Flugbahn der Munition 12 korrigiert, die durch deren Abfeuerung zu unterschiedlichen Zeitpunkten entstehen, die unterschiedlichen kontinuierlich errechneten Aufschlagpunkten (CCIPs) entsprechen, wird die Genauigkeit der GPS-Munition erhöht.

Die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung erleichtert auch ein genaues Bombardieren mehrerer Ziele bei einem einzelnen Anflug oder Munitionslauf. Wie die Fachperson verstehen wird, wenn mehrere, dicht beabstandete Ziele bombardiert werden sollen, dann ist es gewöhnlich notwendig, mehrere Anflüge durchzuführen, um die Zeit zu erhalten, die für ein genaues individuelles Abfeuern der Munition notwendig ist. Wenn jedoch die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung verwendet wird, dann ist die Genauigkeit, mit der die Munition abgefeuert wird, weitaus weniger wesentlich, weil das GPS-Leitsystem solche Fehler kompensiert. Somit können mehrere Stücke dieser GPS-geführten Munition 12 abgefeuert werden, so dass die separaten Stücke GPS-geführte Munition 12individuell zu ihren jeweiligen Zielen 20a20c geführt werden. Dadurch wird die Zahl der Bombenläufe reduziert, die zum Zerstören mehrerer dicht beabstandeter Ziele notwendig sind, wodurch die Überlebbarkeit für Besatzung und Flugzeug erheblich verbessert wird.

Nun mit Bezug auf 3, die GPS-geführte Munition umfasst vorzugsweise eine Bombe mit einem daran installierten Seitenflossensatz 22. Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung ist der Seitenflossensatz speziell zum Anbringen an eine 500-Pfund-Bombe MK82/EU2 ausgelegt. Wie die Fachperson verstehen wird, ist MK82/EU2 Standardmunition und wird üblicherweise im größten Teil der Welt eingesetzt. Somit bietet der Seitenflossensatz 22 der vorliegenden Erfindung ein kostenarmes, leicht zu verwendendes Mittel zum Konvertieren einer standardmäßigen 500-Pfund-Bombe in eine vergleichsweise genaue Waffe.

Die BCU 24 umfasst eine tragbare, autonome Vorrichtung, die vorzugsweise einem Besatzungsmitglied wie z.B. dem Piloten 26 mit Riemen 28 vorzugsweise am Bein befestigt wird. Somit ist die Bombensteuereinheit 24 für ein leichtes Ablesen ihres Displays 30 und für eine leichte Verwendung positioniert.

Die Bombensteuereinheit 24 umfasst eine GPS-Antenne 32 zum Erleichtern genauer Positions-Updates an der GPS-geführten Munition 12 über deren eingebauten militärischen GPS-Empfänger. Die Bombensteuereinheit 24 umfasst auch eine Kommunikationsverbindung 34 mit der GPS-geführten Munition, damit deren Leitsystem leichter verbessert werden kann, das einen zivilen GPS-Empfänger umfasst, und auch um dessen Steuerung zu erleichtern, z.B. das Abfeuern.

Eine Tastatur 38 erleichtert die Eingabe von Zielkoordinaten, Steuercodes usw. Bei Bedarf umfasst die Bombensteuereinheit 24 ferner eine KYK-13 Eingabe 36 zum Erleichtern der Eingabe des Verschlüsselungskey, der für die Verwendung des militärischen GPS-Empfängers notwendig ist. Ein Munitions-ID-Schalter 40 umfasst vorzugsweise einen Auswahlschalter zum Wählen, mit welchem der mehreren Stücke Munition, mit denen das Flugzeug 10 beladen ist, zu einem bestimmten Zeitpunkt kommuniziert werden soll. So stellt der Pilot 26 einfach den Munitions-ID-Auswahlschalter 40 auf das gewünschte Stück GPS-geführte Munition 12 und gibt beispielsweise die Ziellkoordinaten darin ein.

Ein Personal Computer 42 wird vorzugsweise zum Testen der Seitenflossensatzes 22 verwendet, während sich die GPS-geführte Munition 12 auf dem Boden befindet. Der Personal Computer 42 kann bei Bedarf auch zum Heraufladen von Zielkoordinaten in das Leitsystem des Seitenflossensatzes 22 verwendet werden.

Nun mit Bezug auf 4, das Flugzeug 10 hat eine GPS-Antenne 44, die entweder ein Teil der Bombensteuereinheit 24 oder getrennt davon sein kann und die mechanisch an einem Teil des Flugzeugs 10 angebracht und über eine Leitung mit der Bombensteuereinheit 24 verbunden ist. Eine Funkfrequenzverbindungsantenne 44 der Bombensteuereinheit kann ebenso entweder ein Teil der Bombensteuereinheit 24 selbst sein oder am Flugzeug 10 angebracht und dann über eine Leitung mit der Bombensteuereinheit 24 verbunden werden.

Die GPS-geführte Munition 12 umfasst ebenfalls eine GPS-Antenne 48 und eine RF-Verbindungsantenne 50 der Bombensteuereinheit. Die GPS-Antenne 44 der Bombensteuereinheit erleichtert den Betrieb der militärischen und zivilen Empfänger daran. Der GPS-Empfänger davon und die GPS-Antenne 48 der GPS-geführten Munition 12 erleichtern den Betrieb von deren zivilem GPS-Empfänger. Die Funkfrequenzverbindungsantenne 46 der Bombensteuereinheit des Flugzeugs 10 und die RF-Verbindungsantenne 50 der Munitionseinheit der GPS-geführten Munition 12 erleichtern die Kommunikation zwischen der Bombensteuereinheit 24 und der GPS-geführten Munition 12.

Gemäß einer bevorzugten Konfiguration der vorliegenden Erfindung umfasst die Bombensteuereinheit sowohl einen militärischen GPS-Empfänger als auch einen zivilen GPS-Empfänger, die jeweils eine gemeinsame GPS-Antenne nutzen, so dass die Differenz oder der Fehler zwischen dem militärischen und dem zivilen GPS-Empfänger leicht errechnet und dann zu der GPS-geführten Munition 12 gesendet werden kann. In einer alternativen Konfiguration der vorliegenden Erfindung ist nur ein militärischer GPS-Empfänger in der Bombensteuereinheit 24 enthalten und der Fehler wird zwischen diesem militärischen GPS-Empfänger und dem zivilen GPS-Empfänger der GPS-geführten Munition 12 errechnet.

5 zeigt Verifikation und Test 52, Laden der Missionsdaten 54 und Flugfunktionen 56 der GPS-geführten Munition 12 ausführlicher. Die Verifikations- und Testfunktion 52 umfasst das Senden von Strom von Stromversorgungen 58 zur GPS-geführten Munition 12 und das Senden von Ziel- und/oder Steuersignalen zur GPS-geführten Munition 12 vom Personal Computer 42. Die Bombensteuereinheit 24 ist mit dem Personal Computer 42 in Verbindung und bildet eine Audio-Link von der Bombensteuereinheit 24 zum Personal Computer 42, um den ordnungsgemäßen Betrieb des Tonausgangs der Bombensteuereinheit 24 zu verifizieren. Die Audio-Link erzeugt vorzugsweise einen hörbaren Ton, um dem Besatzungsmitglied 26 verschiedene Bedingungen anzuzeigen, wie beispielsweise die Einleitung des kontinuierlich errechneten Aufschlagpunkts (CCIP), das Abfeuern der Waffe und den simulierten Aufschlag der Waffe beim Testen. Die Audio-Link wird typischerweise benutzt, um dem Piloten anzuzeigen, wenn er ruhig und waagerecht fliegen muss, unmittelbar vor dem Abfeuern, um eine Kalibrierung des Rollkreisels zu bewirken und auch um das Rollen der GPS-geführten Munition nach dem Abfeuern minimal zu halten.

Beim Laden der Missionsdaten 54 erleichtert der Personal Computer 42, nachdem er zuvor Missionsdaten entweder über Tastatureingabe oder über eine Diskette, ein Netzwerk usw. erhalten hat, das Laden der Missionsdaten in die Bombensteuereinheit 24. Bei Bedarf kann der Personal Computer 42 Missionsdaten direkt in die GPS-geführte Munition 12 heraufladen.

Bei der Flugfunktion 56 empfängt die GPS-geführte Munition 12 zivile GPS-Positionsdaten über die GPS-Antenne 48, die das GPS-Signal zum zivilen GPS-Empfänger in der GPS-geführten Munition 12 bereitstellt, sowie ein Funksignal, vorzugsweise ein UHF-Funksignal 60, von der Bombensteuereinheit 24.

Nun mit Bezug auf 6, die Bombensteuereinheit 24, die typischerweise an Bord des Flugzeugs 10 angeordnet ist, umfasst eine GPS-Antenne 44 in elektrischer Verbindung mit einem militärischen GPS-Empfänger 62. Der militärische GPS-Empfänger 62 kommuniziert mit einem Prozessor 64, der den Ausgang des militärischen GPS-Empfängers 62 für das Display 66 verarbeitet. Die Bombensteuereinheit 24 ist fakultativ mit dem existierenden Flugzeugfunkgerät 68 in Verbindung, das bei Bedarf benutzt werden kann, um die Übermittlung von Zielkoordinaten zu der GPS-geführten Munition und die Übermittlung eines Abschussbereitschaftssignals von der GPS-geführten Munition 12 zur Bombensteuereinheit 24 zu erleichtern. Alternativ beinhaltet die Bombensteuereinheit 24 ein autonom betriebenes Funkgerät.

Die GPS-geführte Munition 12 umfasst eine Datenschnittstelle und einen Bodenleistungsport 70, um das Testen und das fakultative Heraufladen von Zielkoordinaten dorthin am Boden zu erleichtern.

Ein Munitionsabfeuerungssensor 72 zeigt der Besatzung an, dass die GPS-geführte Munition 12 vom Flugzeug abgefeuert wurde. Die GPS-Antenne 48 empfängt ein GPS-Signal vom Satelliten 14 und sendet das GPS-Signal zum zivilen GPS-Empfänger 74. Der zivile GPS-Empfänger 74 sendet einen Ausgang an die Steuerelektronik 76, die mit Sensoren 78, z.B. einem Trägheitslenksensor wie z.B. einem Rollkreisel, in elektrischer Verbindung ist. Die Steuerelektronik 76 ist auch mit Steueraktuatoren 80 in elektrischer Verbindung, damit die Flugsteuerungsflächen, z.B. die Flossen, bewegt werden können, um das Manövrieren der GPS-geführten Munition 12 in Richtung auf das Ziel zu erleichtern.

Die Thermobatterie 82 und/oder der Leistungsgenerator 84, z.B. die Staudruckturbine, senden elektrische Leistung zur GPS-geführten Munition 12.

Ein Munitions-ID-Schalter 86, der sich vorzugsweise außerhalb auf der GPS-geführten Munition befindet, ermittelt den Funkkommunikationskanal zwischen diesem Stück GPS-geführter Munition 12 und der Bombensteuereinheit 10, so dass die Bombensteuereinheit 10 mit mehreren verschiedenen Stücken GPS-geführter Munition 12 auf demselben Flugzeug verwendet werden kann und so dass die Bombensteuereinheiten unterschiedlicher Flugzeuge nicht gegenseitig ihre Munition stören.

Es ist wichtig zu bemerken, dass das in 6 gezeigte Design keinen Flugzeugdatenbus benötigt. Wenn jedoch ein Flugzeugdatenbus zur Verfügung steht, darin kann alternativ die Konfiguration von 7 verwendet werden. Wie in 7 gezeigt, hängt ein Munitionsträger 88 unter der Flugzeugtragfläche 90 herab. Der Munitionsträger 88 beinhaltet eine Schnittstelle DIGIBUS 1553 oder 1760. In diesem Fall umfasst ein Trägeradapter 92 einen Buskonverter 94 und ein Funkgerät 96, das die Munition dem Flugzeug mit einem Flugzeugcode 98 eindeutig identifiziert. Wie zuvor, ermöglicht eine Funkantenne 47 elektrische Kommunikation zwischen dem Flugzeug 10 und der GPS-geführten Munition 12.

Nun mit Bezug auf 8, der militärische GPS-Empfänger 62 der Bombensteuereinheit 64 sendet Positions- und Geschwindigkeitsausgänge zu einer Abweichungskalibrierschaltung 100 des Prozessors 102 der Bombensteuereinheit. Wie zuvor erörtert, umfasst die Bombensteuereinheit 24 gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung auch einen zivilen GPS-Empfänger 63, der Pseudoentfernungen zur Abweichungskalibrierschaltung 100 des Prozessors 102 der Bombensteuereinheit liefert. Die Abweichungskalibrierschaltung 100 erzeugt dann Abweichungs- oder Fehlersignale zur Kleinste-Quadrate-(LSQ)-Ortungsschaltung 104 des Flossensatzes 22, um die Genauigkeit der GPS-Lenkung der GPS-geführten Munition 12 zu erhöhen. Positions- und Geschwindigkeitsinformationen vom militärischen GPS-Empfänger 62 können bei Bedarf direkt vom militärischen Empfänger 62 zum Canned-Gain-Kalman-Filter 106 übertragen werden, um dessen Filterfähigkeit zu verbessern und dadurch eine verbesserte Genauigkeit nach dem Abfeuern der GPS-geführten Munition 12 zu erzielen. Der Navigationszustand-Extrapolator 108 sendet Positions- und Geschwindigkeitsinformationen zum Leit- und Steuersystem.

Bei Bedarf wird eine Steuerbeschleunigungsmesserschätzung von einem Trägheitslenksystem bereitgestellt, um bei der Extrapolation und Filterung des Navigationszustands zu assistieren.

Nun mit Bezug auf 9, ein typischer Einsatz oder eine typische Bombenmission, bei der die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung eingesetzt wird, umfasst im Allgemeinen die folgenden Schritte: Startvorbereitung 110, Start 112, Navigation zum Near-Release-Punkt 114, Anflug zum Abfeuerungspunkt 116, Abfeuerungsvorbereitung 118, Waffenablösung 120, Rollstabilisierung 122, Koppelnavigation 124 und Lenkung zum Ziel 126. Die Startvorbereitung 110 dauert typischerweise mehrere Stunden. Bei der Startvorbereitung 110 werden Pilot und Flugzeug bereit gemacht und warten gewöhnlich auf den Missionsbeginn. Während dieser Zeit können die Triebwerke des Flugzeugs bei Bedarf laufen.

Der Start 112 dauert im Allgemeinen etwa 60 Sekunden. Beim Start 112 rollt das Flugzeug, fährt typischerweise eine Strecke weit über den Boden und steigt auf Höhe. Der Strom für die GPS-geführte Munition ist typischerweise beim Start verfügbar und der zivile GPS-Empfänger ist zu diesem Zeitpunkt funktionsfähig.

Die Navigation zum Near-Release-Punkt 114 dauert typischerweise bis zu zwei Stunden. Während dieser Zeit manövriert der Pilot zum Abfeuerungspunkt. Flugzeugnavigation und Missionsplanung erleichtern das Manövrieren des Flugzeugs zum Abfeuerungspunkt. Zu diesem Zeitpunkt werden typischerweise eine Bombensteuereinheit-Waffenprüfung und eine GPS-Tageskey-Initialisierung durchgeführt. Aktuelle Ephemeride- und Pseudoentfernungskorrekturen werden zur GPS-geführten Munition gesendet. Bei Bedarf kann die Stromversorgung der Bombensteuereinheit abgeschaltet werden, wenn die Bombensteuereinheit nicht benutzt wird, um Strom zu sparen. Die Bombensteuereinheit ist typischerweise völlig autonom und wird daher mit Batteriestrom betrieben. Alternativ kann die Bombensteuereinheit vom Flugzeug gespeist werden. Die Bombensteuereinheit muss natürlich beim Anflug zum Abfeuerungspunkt 116 eingeschaltet werden, um eine Erhöhung der Genauigkeit zu erleichtern, mit der das Leitsystem der GAS-geführten Munition 12 arbeitet, wie nachfolgend ausführlich erörtert wird Der Anflug zum Abfeuerungspunkt 116 dauert typischerweise etwa 15 Minuten. Während des Abfeuerungspunktanflugs 116 wird die Bombensteuereinheit eingeschaltet. Es wird Mission 1 (oder ggf. eine andere Mission) gewählt, wodurch die Zielkoordinaten definiert werden. Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung können mehrere unterschiedliche Missionen, jeweils mit eindeutigen Zielkoordinaten, in die Bombensteuereinheit vorprogrammiert werden. Periodische Ephemeride und Pseudokntfernungskorrekturen werden von der Bombensteuereinheit 24 zur GPS-geführten Munition 12 gesendet, um die Genauigkeit von deren Leitsystem zu verbessern.

Die Abfeuerungsvorbereitung 118 dauert typischerweise etwa 3 Minuten. Während der Abfeuerungsvorbereitung 118 sendet die Bombensteuereinheit Lenkanweisungen auf der Basis von aktueller Position und Geschwindigkeit des Flugzeugs und dem Ort des Ziels zum Piloten. Die gewählte GPS-geführte Munition initialisiert ihr Navigationssystem. Die Initialisierung des Kalibrierungssystems der GPS-geführten Munition beinhaltet das Kalibrieren ihres Trägheitsnavigationssystems. Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst die Initialisierung des Trägheitslenksystems der GPS-geführten Munition die Kalibrierung oder Nullung des Rollkreisels. Dazu wird das Flugzeug möglichst gerade und waagerecht geflogen, um den ebenen Nullrollausgang des Rollkreisels zu definieren. Während dieser Zeit werden periodische Ephemeride und Pseudoentfernungskorrekturen von der Bombensteuereinheit 24 zur GPS-geführten Munition 12 gesendet.

Die Waffenablösung 120 dauert typischerweise etwa zwei Sekunden. Während der Waffenablösung 120 werden ein oder mehrere Stücke GPS-geführter Munition 12 vom Flugzeug 10 abgestoßen oder abgelöst.

Die Rollstabilisierung 122 dauert typischerweise etwa 3 Sekunden. Während der Rollstabilisierung 122 wird versucht, das Rollen der GPS-geführten Munition 12 möglichst nahe zu null zu regeln. Während dieser Zeit empfängt das Navigationssystem der GPS-geführten Munition 12 zusätzliche GPS-Positionsinformationen über seinen zivilen GPS-Empfänger.

Die Koppelnavigation 124 dauert typischerweise etwa 5 Sekunden nach dem Abfeuern. Während der Koppelnavigation 124 wird die GPS-geführte Munition 12 mittels einer Koppelnavigationslösung zum Ziel hingeführt, die von den Vorabfeuerungsbedingungen der GPS-geführten Munition 12 erzeugt wird. Die Koppelnavigation beginnt vorzugsweise erst nach dem Stabilisieren des Rollens der GPS-geführten Munition.

Die Koppelnavigation stoppt typischerweise und die GPS-Leitung übernimmt so bald wie möglich nach dem Abschuss. Wenn jedoch das GPS-Signal nicht zur Verfügung steht, d.h. blockiert wird, dann wird die Koppelnavigation 124 bis zum Aufschlag fortgesetzt.

Die Lenkung zum Ziel 126 dauert typischerweise etwa 17 bis 35 Sekunden, je nach Geschwindigkeit und Lage des Flugzeugs beim Abfeuern. Die Lenkung zum Ziel kulminiert mit dem Aufschlag der GPS-geführten Munition 12 auf dem Ziel. Somit erfolgen GPS-Korrekturen an der Flugbahn der GPS-geführten Munition 12 konstant bis zum Aufschlag.

Nun mit Bezug auf 10, die Abschussvorbereitung beinhaltet Aktionen seitens des Besatzungsmitglieds, typischerweise des Piloten 26 des Flugzeugs 10; Aktionen, die von der Bombensteuereinheit 24 ausgeführt werden, und Aktionen, die von der GPS-geführten Munition 12 ausgeführt werden. Das Besatzungsmitglied oder der Pilot 26 lenkt (130) das Flugzeug 10 zum Launch-Basket, d.h. zum Abfeuerungspunkt der GPS-geführten Munition mittels Lenkbefehlen 134, die von der Bombensteuereinheit 24 auf der Basis der aktuellen Position und Geschwindigkeit des Flugzeugs sowie des Ortes des Ziels basieren. Der Pilot muss auch eine Nullrollrate und eine konstante Mach-Zahl und Lage halten, da Haltebedingungen 136 angewendet werden, die das Initialisieren 138 des Navigationssystems der GPS-geführten Munition 112 erleichtern. Wenn die Haltebedingungen angewendet werden, dann sendet (140) die Bombensteuereinheit Positionsinformationen zum Navigationssystem der GPS-geführten Munition 12. Ein von der Bombensteuereinheit 24 erzeugtes Tonsignal macht den Piloten auf die Tatsache aufmerksam, dass Informationen von der Bombensteuereinheit 24 zur GPS-geführten Munition 12 gesendet werden und dass es daher notwendig ist, die Haltebedingungen zu halten, bis das Tonsignal 142 aufhört.

Bei der Abschussablösung berechnet die Bombensteuereinheit 24 den kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunkt (CCRP). Der kontinuierlich errechnete Abfeuerungspunkt wird zum Berechnen der Restzeit bis zum Abfeuerungspunkt 144 benutzt. Wenn bei 146 die Restzeit weniger als 90 Sekunden beträgt, dann wird ein Tonsignal 142 von der Bombensteuereinheit 24 erzeugt, um den Piloten darauf aufmerksam zu machen, dass die Haltebedingungen 136 angewendet werden müssen. Vor Beginn des Tonsignals 142, d.h. wenn die Restzeit bis zum Abfeuerungspunkt länger als 90 Sekunden ist, berechnet die BCU den kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunkt (CCRP) und die Restzeit bis zum Abfeuerungspunkt 144 weiter.

Während der Abschussvorbereitung führt die Bombensteuereinheit 24 auch eine GPS-Rezitation 148 durch und berechnet Pseudoentfernungskorrekturen 150, die zum Navigationssystem der GPS-geführten Munition 12 gesendet werden, um dessen Genauigkeit zu verbessern. Pseudoentfernungskorrekturen 152 werden von der BCU 24 zur GPS-geführten Munition 12 gesendet.

Nun mit Bezug auf 11, die Bombensteuereinheit 24 umfasst vorzugsweise eine Funkantenne 160 zum Senden von GPS-Daten- und -Steuersignalen zur GPS-geführten Munition 12. Die Bombensteuereinheit 24 umfasst auch ein Display 30, das Informationen über die GPS-geführte Munition 12 und das Ziel sowie Informationen über den Flug des Flugzeugs 10 anzeigt. Ein Audioanschluss 162 erleichtert das Senden eines Tonsignals zum Piloten, um anzuzeigen, dass der Pilot das Flugzeug 10 gerade und waagerecht fliegen muss, um die Kalibrierung des Trägheitslenksystems der GPS-geführten Munition 12 zu erleichtern. Ein GPS-Anschluss 164 dient zur Verbindung mit einer externen GPS-Antenne, die vorzugsweise im Cockpit des Flugzeugs montiert ist. Über den Auswahlschalter 166 kann die Bombensteuereinheit abgeschaltet, in einen Standby-Modus geschaltet, auf Senden primärer GPS-, d.h. Positionsdaten oder auf Arbeiten in einem anderen Modus, d.h. Bereitstellen eines Fehler- oder Differential-GPS-Signals, geschaltet werden. Helligkeit- und Kontrastbedienelemente 168 dienen dazu, bei Bedarf Helligkeit und Kontrast des Displays 30 einzustellen.

Mit Bezug auf 12, gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst die Bombensteuereinheit 24 eine GPS-Antenne 32, die ein Signal zum Leistungsteiler 200 sendet. Der Leistungsteiler erzeugt Ausgänge zum Collins p-Code GPS 202 und zum Motorola c-Code GPS 204. Ein Multiplexer 206 erzeugt einen RS-232-Ausgang zu einem eingebauten 4865L-Computer und einen Ausgang zum comtuport eines eingebauten 486 SL-Computers 208. Der RS-232-Ausgang des Collins p-Code GPS 202 wird an Com 1 des 486 Computers 208 angelegt.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst die Bombensteuereinheit 24 ferner einen Prüfport zum Erleichter der elektrischen Kommunikation mit der GPS-geführten Munition 12 beim Testen des Systems. Eine Batteriestromversorgung 210 bildet eine interne Stromversorgung, um einen autonomen Betrieb der Bombensteuereinheit 24 zu ermöglichen.

Ferner hat der 486SL. Computer 208 gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung eine erste (212) und eine zweite (214) PCMCIA-Schnittstelle. Die erste PCMCIA-Schnittstelle 212 kann entweder eine PCMCIA-Reserveschnittstelle sein oder kann für einen beliebigen spezifischen Zweck verwendet werden. Die zweite PCMCIA-Schnittstelle 214 dient zum Erleichtern der Kommunikation mit einem Halbleiter-Flash-Laufwerk 216, vorzugsweise mit einer Kapazität von etwa 20 MB.

Der 486SL Computer 208 umfasst vorzugsweise ferner die Bereitstellung einer Zeigevorrichtung, z.B. eine Rollkugel oder eine Maus. Alternativ kann ein Touchscreen oder eine andere Zeigevorrichtung verwendet werden. Der 486SL Computer erzeugt vorzugsweise einen Ausgang zu einem LCD-Gaphikdisplay 230.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung umfasst der 486SL-Computer 208 ferner einen PC-Druckerport 218, der Daten zu einer RF-Datenlink und zu einer Schnittstelle/Abtastlogik-Schnittstelle 220 erzeugt. Die RF-Datenlink- und Schnittstelle/Abtastlogik-Schnittstelle ist mit einem Funkempfänger 222 und einem Funksender 224 in Verbindung, die eine gemeinsame Funkantenne 226 nutzen. Sechs diskrete Schalter 228 erzeugen Eingänge zur RF-Datenlink- und Interlink/Abtastlogik-Schnittstelle 220 und erleichtern die Eingabe eines eindeutigen Identifikationscodes in die Bombensteuereinheit, so dass die Bombensteuereinheit nur mit der gewünschten GPS-geführten Munition kommuniziert.

Nun mit Bezug auf 13, bei der Initialisierung der Bombensteuereinheit 24 schaltet der Pilot zunächst die Bombensteuereinheit 24 ein (300). Dies bewirkt eine erste Erfassung 302 durch den kommerziellen GPS-Empfänger und eine erste Erfassung 304 durch den militärischen GPS-Empfänger. Die erste Erfassung 302 durch den kommerziellen GPS-Empfänger und die erste Erfassung 304 durch den militärischen GPS-Empfänger erfordern gewöhnlich etwa 20 Sekunden. Wenn der Almanac vorhanden ist 306, dann erfolgt eine erste Ortung 308. Wenn der Almanac nicht vorhanden ist 306, dann wird er eingeholt 310. Das Einholen des Almanac dauert typischerweise etwa 12,5 Minuten. Nach der ersten Ortung 308 werden die Ephemeride eingeholt 312. Dies erfordert im Allgemeinen etwa 30 Sekunden. Der GPS-Empfang beginnt 148 und es erfolgt die Berechnung von Pseudoentfernungskorrekturen 150. Der GPS-Empfang 148 bei der Berechnung der Pseudoentfernungskorrekturen erfolgt im Allgemeinen mit einer Frequenz von etwa 1 Hz. Eine Pseudoentfernungskorrektur kann dann zur GPS-geführten Munition 12 gesendet werden.

Für den militärischen GPS-Empfäner wird geprüft, ob der Key vorhanden ist 314. Wenn der Key vorhanden ist, dann erfolgt eine erste Ortung 316 durch den militärischen GPS-Empfänger. Ansonsten wird der Key eingeholt 318, dann erfolgt die erste Ortung 316. Der GPS-Empfang 320 wird dann mit einer Frequenz von etwa 1 Hz fortgesetzt. Zielkoordinaten 322 werden bereitgestellt, um die Berechnung 130 des kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunktes zu erleichtern. Der kontinuierlich errechnete Abfeuerungspunkt wird zum Berechnen der Restzeit (Time to go) verwendet 144. Der Vorgang der Berechnung des kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunktes und der Restzeit wird mit einer Frequenz von etwa 20 Hz fortgesetzt. Die Längen- und Breitengrade des kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunktes werden zum Berechnen von Heading-Cues (Flugrichtungsanweisungen), die dem Piloten die gewünschte Flugrichtung zum Abfeuerungspunkt angeben, und auch zum Errechnen der Restzeit 146 verwendet. Die GPS-geführte Munition 12 bleibt bis zum Beginn der Abschussvorbereitung kontinuierlich in einem Standby-Modus 148.

Nun mit Bezug auf 14, ein Flossensatz für die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung umfasst ein Gehäuse 400, das mechanisch am hinteren Ende einer Munition wie z.B. einer 500-Pfund-Bombe MK82/EU2 befestigt werden kann.

Die Erörterung und die Illustration einer 500-Pfund-Bombe MK82/EU2 hierin dienen lediglich zur Veranschaulichung und nicht zur Begrenzung. Die Fachperson wird jedoch verstehen, dass die GPS-geführte Munition der vorliegenden Erfindung mit verschiedenen anderen existierenden Munitionen und sogar bei Bedarf in Munition mit kundenspezifischem Design verwendet werden kann.

Das Elektronikmodul 402 umfasst elektronische Schaltungen zum Zusammenschalten von Amplitudensensor 404, Thermobatterie 406, Staudruckgenerator 408, Funkgerät 410, Steueraktuatoren 412, Ablösungssensor 414 und GPS-Empfänger 416. Der Amplitudensensor 404 enthält ein Trägheitsnavigationssystem, das wenigstens einen Rollkreisel umfasst. Die Thermobatterie 406 liefert Strom zum Betreiben der Elektronik und der Steueraktuatoren nach dem Abfeuern vor und nach dem Abschuss der GPS-geführten Munition 12. Bei Bedarf erzeugt ein Staudruckgenerator 408 Leistung oder erhöht den Ausgang der Thermobatterie 406 nach dem Abfeuern der GPS-geführten Munition 12. Das Funkgerät 410 erleichtert die Kommunikation mit der Bombensteuereinheit 424.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung bieten vier individuelle Steueraktuatoren 412 unabhängige Steuerungsflächen oder Flossen 418. Eine solche unabhängige Steuerung der Flossen erleichtert die Verwendung verschiedener Flugsteuerstrategien wie z.B. scharfe Wendungen, Schiebekurven usw. Die Fachperson wird erkennen, dass bei Bedarf weniger als vier Steueraktuatoren 412 verwendet werden können.

Die am hinteren Ende der GPS-geführten Munition 12 befindliche GPS-Antenne 48 erleichtert den Empfang von Positionsinformationen von den GPS-Satelliten über den zivilen GPS-Empfänger 416.

Der Ablösungssensor 414 zeigt an, dass die GPS-geführte Munition 12 vom Flugzeug 10 abgefeuert wurde, um einen autonomen Betrieb der GPS-geführten Munition 12 einzuleiten.

Nun mit Bezug auf 15, gemäß einer alternativen Konfiguration der vorliegenden Erfindung umfasst der Leit- und Steuerprozessor einen 40 MHz 80106 Prozessor 500 mit einer CPU-Bus-Architektur 502, wobei Funkfrequenzdatenlink- und GPS-Schnittstellen-EEPROM/RAM 504, Aktuatorschnittstelle/Leistungsverstärker 506, 256 K-Word-Memory 508 und Analog/Digital-Wandler 510 alle auf dem CPU-Bus 502 sitzen. Ein Sender 512 und ein Empfänger 514 sind in elektrischer Verbindung mit dem RF-Datenlink- und GPS-Schnittstelllen-EEPROM/RAM 504 und nutzen eine gemeinsame GPS-Antenne 516. Der Aktuatorschnittstelle/Leistungsverstärker sendet Positionierungsbefehle zu den Aktuatoren 518 und empfängt kompetentes Feedback davon. Der Analog/Digital-Wandler 510 empfängt Signale von Beschleunigungsmessern (falls vorhanden) und dem Rolllagensensor, d.h. dem Rollkreisel 520.

Gemäß der bevorzugten Ausgestaltung dieser alternativen Konfiguration der Erfindung befindet sich der Leit- und Steuerprozessor 500 in Kommunikation mit einer Datenlink 522, die von einer Batterie 524 gespeist und nur für Testzwecke verwendet wird. Die Datenlink 522 hat eine Antenne, die zum Simulieren von Signalen von der Bombensteuereinheit 24 verwendet werden kann.

Die GPS-Antenne 528 ist mit dem Motorola C-Code-GPS 530 in Kommunikation, das einen RS232-Ausgang zum RF-Datenlink- und GPS-Schnittstellen-EEPROM/RAM 504 sendet. Eine Thermobatterie 532 und/oder ein Staudruckgenerator 534 wirken mit der DC-DC-Stromversorgung 536 und dem Gleichrichterfilter und dem Batterie-Squib 538 zwecks Stromversorgung zusammen. Gemäß dieser bevorzugten Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung sind DC-DC-Stromversorgung 536, Motorola C-Code GPS 530, Leit- und Steuerprozessor 500, RF-Datenlink- und GPS-Schnittstellen-EEPROM/RAM 504, Aktuatorschnittstelle/Leistungsverstärker 506, 256 KWord-Memory 508, Analog/Digital-Konverter 510, Sender 512 und Empfänger 514 alle auf einer einzigen Mutterplatine 540 angeordnet. Die Fachperson wird jedoch verstehen, dass ebenso verschiedene andere Konfigurationen dieser Komponenten geeignet sind.

16 zeigt ein Blockdiagramm, das den Betrieb des Navigations- und Flugsteuersystems der GPS-geführten Munition 12 illustriert. Der zivile GPS-Empfänger 74 sendet Pseudoentfernungen und Entfernungsraten zum Navigationsfilter 550, der dann Positions-, Geschwindigkeits- und Windinformationen zum Prädiktor 552 sendet.

Der Prädiktor 552 sendet ein '100 Hz bei 1 Hz' Signal zum Navigationspuffer 554, der Navigationspuffer 554 erzeugt ein 100 Hz Positions-, Geschwinidigkeits- und Rollsignal zum Lenksystem 556. Das Lenksystem 556 sendet ein Steuersignal zur Steuerung 558. Die Steuerung 558 erzeugt Flossensteuerwinkel zum Flugsteuerungssystem und empfängt den Ausgang des Navigationsfilters 550. Die Steuerung 558 erzeugt auch eine Schätzung des angewandten Steuereingriffs zum Navigationsfilter 550. Der Rollkreisel 560 sendet Ausgänge zum Navigationsfilter 550 und zur Steuerung 558. Fakultative Beschleunigungsmesser 562 erzeugen ggf. einen Ausgang zu einem dynamischen Druckschätzglied 564, von dem Drag (Widerstand) berechnet und zum Navigationsfilter 550 gesendet werden kann. Das dynamische Druckschätzglied 564 sendet auch einen Ausgang zur Steuerung 558.

Nun mit Bezug auf 17, die Steuerung von 16 sendet Drag- und applizierte Steuer- und Körperfest-Koordinaten zum Navigations-Kalman-Filter 600. Der GPS-Empfänger Encore 602, der zivile GPS-Empfänger, sendet entweder positionierte Geschwindigkeitszeitdaten oder Pseudoentfernungen und Entfernungsraten zum Navigations-Kalman-Filter 600. Der Funkempfänger 514 erzeugt Differentialkorrekturen zum GPS-Empfänger Encore 602 oder Pseudoentfernungen und Entfernungsraten zum Navigations-Kalman-Filter 600. Der Navigations-Kalman-Filter 600 sendet Positions- und Geschwindigkeitsdaten zum Kurzzeitbewegungs-Prädiktor, der einen '100 Hz bei 1 Hz' Ausgang zum Navigationspuffer 554 sendet. Der Navigationspuffer erzeugt ein Ausgangssignal zum Leitsystem wie in 16 gezeigt.

Es ist zu verstehen, dass die beschriebene und in den Zeichnungen dargestellte beispielhafte GPS-geführte Munition lediglich derzeit bevorzugte Ausgestaltungen der Erfindung repräsentiert. In der Tat können verschiedene Modifikationen und Additionen vorgenommen werden.


Anspruch[de]
Waffensystem für eine von einem Flugzeug abschießbare Munition, das Folgendes umfasst:

a) eine Bombensteuereinheit mit:

i) einem Gehäuse;

ii) einem in dem Gehäuse angeordneten C/A-Code-GPS-(Global Positioning System)-Empfänger der Steuereinheit, wobei der C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit die Aufgabe hat, GPS-Satellitensignale zu empfangen und davon ein C/A-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen;

iii) einem in dem Gehäuse angeordneten P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit, wobei der P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit die Aufgabe hat, GPS-Satellitensignale zu empfangen und davon ein P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen;

iv) einem Bombensteuerungsprozessor in dem Gehäuse und in elektrischer Verbindung mit dem C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit, wobei der Prozessor die Aufgabe hat, ein GPS-Fehlersignal als Reaktion auf die Differenz zwischen dem C/A-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen; und

v) einem Sender, der in dem Gehäuse angeordnet und in elektrischer Verbindung mit dem Prozessor ist, wobei der Sender die Aufgabe hat, das GPS-Fehlersignal erst vor dem Abschuss der Munition zu senden; und

b) eine aus der Luft abschießbare Munition, die an dem Flugzeug befestigt werden kann, wobei die Munition Folgendes umfasst:

i) ein internes Leitsystem, das in der Munition angeordnet ist und einen Munitions-C/A-Code-GPS-Empfänger aufweist mit der Aufgabe, GPS-Satellitensignale zu empfangen und davon ein Munitions-C/A-Code-GPS-Ortungssignal zu erzeugen, wobei das Leitsystemn so konfiguriert ist, dass es das GPS-Fehlersignal erst vor dem Abschuss der Munition empfängt und ein Aktuatorsteuersignal als Reaktion auf das GPS-Fehlersignal und das Munitions-C/A-Code-GPS-Ortungssignal erst nach dem Abschuss der Munition erzeugt;

ii) wenigstens eine translatierbare Flugsteuerungsfläche, die entlang einer Außenfläche der Munition angeordnet ist; und

iii) einen Aktuatormechanismus, der in der Munition angeordnet und mechanisch mit der Flugsteuerungsfläche und in elektrischer Verbindung mit dem Leitsystem gekoppelt ist, wobei der Aktuatormechanismus die Aufgabe hat, die Flugsteuerungsfläche als Reaktion auf das Aktuatorsteuersignal zu steuern.
Waffensystem nach Anspruch 1, bei dem der Sender der Bombensteuereinheit ein RF-Sender ist, um das GPS-Fehlersignal vor dem Abschuss der Munition zu senden, und die Munition einen RF-Empfänger zum Empfangen des GPS-Fehlersignals umfasst. Waffensystem nach Anspruch 1, bei dem der Bombensteuerungsprozessor so konfiguriert ist, dass er das GPS-Fehlersignal mit Ephemeride und Pseudo-Reichweitenkorrekturen erzeugt, die die Differenz zwischen dem C/A-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit repräsentieren. Waffensystem nach Anspruch 1, bei dem die Bombensteuereinheit ferner eine interne Energieversorgung umfasst, die in dem Gehäuse angeordnet ist und die Aufgabe hat, die Bombensteuereinheit unabhängig vom Flugzeug zu speisen. Waffensystem nach Anspruch 1, bei dem das Gehäuse für die Befestigung an einem Bein eines Besatzungsmitgliedes des Luftfahrzeugs konfiguriert ist. Seitenflossenbaugruppe, die an einer aus der Luft abschießbaren Munition montiert werden kann, für die Verwendung mit einer Bombensteuereinheit mit der Aufgabe, ein von einem C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit und einem P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit erzeugtes RF-GPS-Fehlersignal zu senden, wobei die Seitenflossenbaugruppe Folgendes umfasst:

a) wenigstens eine translatierbare Flugsteuerungsfläche, die von der Seitenflossenbaugruppe nach außen vorsteht;

b) ein Leitsystem, das in der Seitenflossenbaugruppe angeordnet ist und Folgendes umfasst:

i) einen Munitions-C/A-Code-GPS-Empfänger, der so konfiguriert ist, dass er ein GPS-Satellitensignal empfängt und davon ein Munitions-C/A-Code-GPS-Ortungssignal erzeugt;

ii) einen Seitenflossenempfänger, der so konfiguriert ist, dass er das RF-GPS-Fehlersignal von der Bombensteuereinheit vor dem Abschuss der Munition empfangt; und

iii) einen Leit- und Steuerprozessor in elektrischer Verbindung mit dem Munitions-C/A-Code-GPS-Empfänger und dem Seitenflossenempfänger, wobei der Leit- und Steuerprozessor die Aufgabe hat, ein Leitsteuersignal als Reaktion auf das Munitions-C/A-Code-GPS-Ortungssignal und das GPS-Fehlersignal zu erzeugen; und

c) einen Aktuatormechanismus in elektrischer Verbindung mit dem Leitsystem, der mechanisch mit der Flugsteuerungsfläche gekoppelt ist, wobei der Aktuatormechanismus so konfiguriert ist, dass er die Flugsteuerungsfläche allein als Reaktion auf das Leitsteuersignal steuert.
Seitenflossenbaugruppe nach Anspruch 6, wobei die Flugsteuerungsfläche wenigstens drei Flossen umfasst. Seitenflossenbaugruppe nach Anspruch 6, wobei das GPS-Fehlersignal Ephemeride und Pseudo-Reichweitenkorrekturen umfasst, die die Differenz zwischen dem C/A-Code-GPS-Signal der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit repräsentieren. Seitenflossenbaugruppe nach Anspruch 6, bei der der Seitenflossenempfänger so konfiguriert ist, dass er RF-Signale von der Bombensteuereinheit erst vor dem Abschuss der Munition empfängt. Bombensteuereinheit für eine aus der Luft abschießbare GPS-geführte Munition, die Folgendes umfasst:

a) ein Gehäuse;

b) einen in dem Gehäuse angeordneten C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit, wobei der C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit die Aufgabe hat, GPS-Satellitensignale zu empfangen und davon ein C/A-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen;

c) einen in dem Gehäuse angeordneten P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit, wobei der P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit die Aufgabe hat, GPS-Satellitensignale zu empfangen und davon ein P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen;

d) einen Bombensteuerungsprozessor, der in dem Gehäuse angeordnet und in elektrischer Verbindung mit dem C/A-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Empfänger der Steuereinheit ist, wobei der Prozessor die Aufgabe hat, ein GPS-Fehlersignal als Reaktion auf die Differenz zwischen dem C/A-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit zu erzeugen; und

e) einen Sender, der in dem Gehäuse angeordnet und in elektrischer Verbindung mit dem Prozessor ist, wobei der Sender die Aufgabe hat, das GPS-Fehlersignal erst vor dem Abschuss der Munition zu senden.
Bombensteuereinheit nach Anspruch 10, wobei die Bombensteuereinheit ferner eine interne Stromversorgung umfasst, die im Gehäuse angeordnet ist und die Aufgabe hat, allein die Bombensteuereinheit unabhängig von dem Flugzeug mit Energie zu versorgen. Bombensteuereinheit nach Anspruch 10, wobei das Gehäuse zum Anbringen an einem Bein eines Besatzungsmitglieds konfiguriert ist. Bombensteuereinheit nach Anspruch 10, wobei die Bombensteuereinheit so konfiguriert ist, dass sie einen kontinuierlich errechneten Abfeuerungspunkt (CCRP) zum Erleichtern des Abschusses der Munition auf ein gewünschtes Ziel ermittelt. Bombensteuereinheit nach Anspruch 10, wobei der Sender der Bombensteuereinheit ein RF-Sender ist, um das GPS-Fehlersignal vor dem Abschuss der Munition zu senden. Bombensteuereinheit nach Anspruch 14, wobei der Bombensteuerprozessor so konfiguriert ist, dass er das GPS-Fehlersignal mit Ephemeride und Pseudo-Reichweitenkorrekturen erzeugt, die die Differenz zwischen dem C/A-Code-GPS-Signal der Steuereinheit und dem P-Code-GPS-Ortungssignal der Steuereinheit repräsentieren. Verfahren zum Befördern einer Munition von einem Flugzeug zu einem Ziel, wobei das Verfahren die folgenden Schritte umfasst:

a) Ermitteln eines ersten Ortes der Munition vor dem Abschuss mit einem C/A-Code-GPS-Empfänger der Bombensteuereinheit;

b) Ermitteln eines zweiten Ortes der Munition vor dem Abschuss mit einem P-Code-GPS-Empfänger der Bombensteuereinheit, wobei der zweite Ort näher an einem tatsächlichen Ort der Munition liegt als der erste Ort;

c) Erzeugen eines GPS-Fehlersignals vor dem Abschuss mit einem Prozessor der Bombensteuereinheit von dem ersten Ort und dem zweiten Ort;

d) Übermitteln des GPS-Fehlersignals zu der Munition;

e) Abfeuern der Munition von dem Flugzeug;

f) Ermitteln eines Munitionsortes während des Flugs von einem Munitions-C/A-Code-GPS-Empfänger, der in der Munition angeordnet ist, und dem GPS-Fehlersignal, wobei eine Genauigkeit des Munitionsortes während des Fluges durch das GPS-Fehlersignal verbessert wird; und

g) Lenken der Munition von der Flugposition ins Ziel.
Verfahren nach Anspruch 16, wobei Schritt (c) ferner das Berechnen eines kontinuierlich berechneten Abfeuerungspunkts (CCRP) mit der Bombensteuereinheit zum Erleichtern des Abfeuerns der Munition umfasst. Verfahren nach Anspruch 17, das ferner das Vorprogrammieren der Bombensteuereinheit mit Informationen umfasst, die den Zielort repräsentieren, vor dem Ermitteln des ersten Ortes. Verfahren nach Anspruch 16, wobei Schritt (c) das Erzeugen eines GPS-Fehlersignals mit Ephemeride und Pseudo-Entfernungskorrekturdaten erzeugt, die die Differenz zwischen dem ersten Ort und dem zweiten Ort repräsentieren.






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