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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers auf ein Ziel, bei welcher auf einem rotierenden Kreisel eine damit umlaufende Empfangsvorrichtung für vom Ziel kommende Signale angeordnet ist, die ein Wechselstromsignal mit der Kreiselumlauffrequenz liefert, dessen Phase von der Richtung zum Ziel bezogen auf die Kreiselachse abhängt, bei welcher ein direkt von diesem Wechselstromsignal beaufschlagter
Drehmomenterzeuger periodisch mit der Kreiselumlauffrequenz ein Präzessionsmoment auf den Kreisel um eine zur Kreiselachse senkrechte Achse jeweils in solchen Zeitpunkten ausübt, dass die Kreiselachse auf das Ziel hin präzediert und bei welcher von der Präzessionsgeschwindigkeit des Kreisels abhängende Komponentensignale in zwei Koordinaten wirkende Steuerglieder des Flugkörpers beaufschlagen.
Eine solche Vorrichtung ist bekannt durch die USA-Patentschriften Nr. 2, 948, 813 und Nr. 2, 866, 146. Bei der USA-Patentschrift Nr. 2, 948, 813 wird duch die Empfangsvorrichtung für vom Ziel kommende Signale auf dem Kreisel eine Impulsfolge erzeugt, die unzerlegt auf eine Präzessionsspule gegeben wird und den Kreisel mit der Achse der Empfangsvorrichtung für vom Ziel kommende Signale auf das Ziel hin präzediert. Dieser Vorgang ist unabhängig von der Fluglage des Flugkörpers und irgendwelchen Fluglageschwankungen. Bei der
USA-Patentschrift Nr. 2, 866, 146 wird die so erhaltene Lage des Kreisels in zwei Koordinaten relativ zu dem
Flugkörper kapazitiv oder induktiv abgegriffen und differenziert, und die so erhaltenen Komponentensignale werden auf die in zwei Koordinaten (Gier- und Nickrichtung) wirksamen Steuerglieder, d. h.
Höhen-und
Seitenruder, gegeben.
Bei der Abtastung der Lage des Kreisels relativ zum Flugkörper wird die gesamte Flugunruhe des
Flugkörpers in den Signalen wirksam, was zu Aufschaukeleffekten führen kann. Wenn zur Steuerung die Lage des Kreisels relativ zum Flugkörper abgetastet wird und die so erhaltenen Signale differenziert werden, dann repräsentieren diese differenzierten Signale die Änderung des Sichtlinienvektors vom Flugkörper zum Ziel relativ zum Flugkörper. Wenn die Steuerung des Flugkörpers in Abhängigkeit von diesen differenzierten Signalen erfolgt, die differenzierten Signale also auf null geregelt werden, dann wird der Flugkörper so gesteuert, dass das
Ziel vom Flugkörper aus stets unter dem gleichen Winkel gesehen wird. Das führt aber nicht zu einem Kurs, wie er zur Verfolgung schnell beweglicher Ziele erforderlich ist.
Im Gegenteil : Diese Art der Steuerung kann zu einem Kurs führen, der gar nicht auf das Ziel hinführt. Wünschenswert wäre ein Kurs, der den Sichtlinienvektor im Raum konstant hält, d. h. bei dem die zeitliche Änderung des Sichtlinienvektors im Raum auf null geregelt wird. Bei einem im Raum konstanten Sichtlinienvektor bewegen sich nämlich Flugkörper und Ziel in jedem
Augenblick so, dass sie bei weiterer geradlinig gleichförmiger Bewegung von Flugkörper und Ziel in einem vor beiden liegenden Punkt zusammentreffen würden. Man bezeichnet einen solchen Kurs als"Kollisionskurs", im
Gegensatz beispielsweise zu einem "Verfolgungskurs", bei dem die Flugbahntangente des Flugkörpers in jedem
Augenblick auf das Ziel gerichtet ist.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zum Steuern eines Flugkörpers auf ein Ziel zu schaffen, welche den Flugkörper längs eines solchen"Kollisionskurses"steuert.
Ausgehend von einer Vorrichtung der eingangs definierten Art wird diese Aufgabe erfindungsgemäss dadurch gelöst, dass das besagte Wechselstromsignal ausser dem Drehmomenterzeuger einer aus Amplitude und Phase dieses Wechselstromsignals die Komponentensignale bildenden Koordinatenwandlerschaltung zugeführt wird.
Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass die auf den Kreisel wirkenden Präzessionsmomente, welche die Achse der Zielsuchvorrichtung auf das Ziel gerichtet halten, und damit das auf den Drehmomenterzeuger gegebene Signal die Änderung des Sichtlinienvektors in einem raumfesten Koordinatensystem repräsentieren. Es ist also einmal ein geschlossener Regelkreis vorhanden, welcher den Kreisel ständig auf das Ziel ausrichtet. Das hiebei in dem Regelkreis auftretende Regelsignal, nämlich das Signal auf den Drehmomentgeber, entspricht der zeitlichen Änderung des Sichtlinienvektors im Raum, und dieses Signal bewirkt über die Steuerglieder des Flugkörpers, dass diese Änderung des Sichtlinienvektors im Raum (nicht gegenüber dem Flugkörper) auf null geregelt wird. Dadurch wird der Flugkörper in jedem Augenblick auf einem Kollisionskurs mit dem Ziel gehalten.
Das geschieht unbeeinflusst von der Fluglage des Flugkörpers. Es hat sich gezeigt, dass mit einer Vorrichtung nach der Erfindung auch schnell bewegliche Ziele, z. B. mit Überschallgeschwindigkeit fliegende Flugzeuge, getroffen werden können.
Der wesentliche Unterschied gegenüber dem Stand der Technik nach USA-Patentschrift Nr. 2, 866, 146 und der Erfindung besteht darin, dass bei der eingangs geschilderten Einrichtung die Präzessionsgeschwindigkeit des Kreisels relativ zum Flugkörper gemessen wird, um den Winkel zwischen der zum Ziel weisenden Kreiselachse und der Achse des Flugkörpers konstant zu halten, wogegen nach der Erfindung die Präzession in raumfesten Koordinaten gemessen und dazu herangezogen wird, den Flugkörper so zu steuern, dass die auf das Ziel weisende Kreiselachse ihre Richtung im Raum nicht zu ändern braucht. Hiedurch entsteht ein Kollisionskurs, der an sich dem bisher erzielten Verfolgungskurs überlegen ist, wozu noch kommt, dass Vibrationen des Flugkörpers nun in den Wert der gemessenen Präzessionsgeschwindigkeit nicht mehr eingehen.
Die Einfachheit der Erfindung hat ihre Ursache darin, dass auch bei der bekannten Einrichtung bereits der Präzessionsgeschwindigkeit in raumfesten Koordinaten entsprechende Wechselstromsignale von der umlaufenden Empfangsvorrichtung für die vom Ziel kommenden Signale geliefert wurden, die nun aber eine zusätzliche Funktion erhalten.
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Der Drehmomenterzeuger kann so aufgebaut sein, dass der Kreiselrotor einen Permanentmagneten mit radialem Kraftfluss enthält und von einer Ringspule umgeben ist, welcher die Signale der Empfangsvorrichtung zugeführt werden.
Vorteilhaft ist es dabei, dass die Ringspule von zwei gegensinnig gewickelten Windungen gebildet ist, die in den Anodenkreisen eines Gegentaktverstärkers liegen und im Gegentakt von den verstärkten Signalen der Empfangsvorrichtung erregt werden, wodurch sich die Magnetfelder, welche von den den Signalen überlagerten Anodengleichströmen herrühren, kompensieren.
Die Koordinatenwandlerschaltung kann zwei Synchrondemodulatoren aufweisen, denen beiden das Wechselstromsignal als Eingangssignal zugeführt wird, und die phasenverschoben zueinander und synchron mit der Umlaufbewegung des Kreiselrotors gesteuert sind, wodurch sich als Ausgangssignale der beiden Synchrondemodulatoren die Komponentensignale ergeben.
Die Ruderwirksamkeit der Steuerglieder ist abhängig von der Geschwindigkeit des Flugkörpers und der Luftdichte. Diese Grössen können z. B. bei einer Luft-zu-Luft-Rakete in relativ weiten Grenzen schwanken. Um unter diesen Umständen ein weitgehend gleichförmiges Steuerungsverhalten als Reaktion auf die Signale der Zielsuchvorrichtung zu gewährleisten, können die am Flugkörper vorgesehenen Steuerflächen mit Stellgliedern versehen sind, die zur Ausübung einer den Komponentensignalen proportionalen Kraft gegen den darauf wirkenden aerodynamischen Widerstand eingerichtet sind.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert : Fig. 1 zeigt einen Längsmittelschnitt durch eine Zielsuchvorrichtung ; Fig. 2 zeigt einen Schnitt längs der
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; Fig. 3Fig. 4 zeigt den Empfindlichkeitsverlauf der Empfangseinrichtung für vom Ziel kommende Signale mit einer Unterbrecherscheibe nach Fig. 3 ; Fig. 5 zeigt schematisch die mit einer Anordnung nach Fig. l und 3 erhaltenen Detektorsignale ; Fig. 6 zeigt eine Schaltungsanordnung für eine Flugkörpersteuerung, die mit einer Zielsuchvorrichtung nach Fig. 1 arbeitet ; Fig. 7 ist ein Regelkreisschema und veranschaulicht die Wirkungsweise der Anordnung nach Fig. 1 und 6.
Die in den Figuren der Zeichnungen dargestellte bevorzugte Ausführungsform zeichnet sich vor allem durch folgende Vorteile aus :
1. Es wird in neuartiger Weise dafür gesorgt, dass die Zielsuchvorrichtung einerseits ein relativ grosses
Gesichtsfeld besitzt, aber anderseits nach dem Erfassen eines Zieles durch weitere später in das
Gesichtsfeld eintretende Ziele nicht mehr gestört wird.
2. Es wird eine Flugkörpersteuervorrichtung mit einer erfindungsgemässen Zielsuchvorrichtung vorgesehen, welche den Flugkörper statt auf einem Verfolgungskurs auf einem Kollisionskurs in das
Ziel steuert.
3. Die Flugkörpersteuervorrichtung bestimmt nicht die Stellwege von Steuerflächen sondern die Kräfte, welche die Steuerflächen gegen den aerodynamischen Widerstand bewegen. Auf diese Weise erfolgt eine automatische Anpassung der Steuerung an die sich mit Luftdichte, Geschwindigkeit usw. ändernde Ruderwirksamkeit.
Der konstruktive Aufbau der Zielsuchvorrichtung ist in Fig. l und 2 dargestellt. In Fig. l ist mit--500- der Kreiselrotor bezeichnet, der auf einer Traghülse--521--mittels eines innenliegenden Kardangelenks schwenkbar gelagert ist. Der Kreiselrotor--500--weist eine Hülse --514-- auf, die auf dem äusseren Ring --534-- eines Kardangelenks mittels zweier Kugellager --528-- drehbar gelagert ist. In dem Ring-534ist senkrecht zu der Achse der Hülse --514-- und des hülsenförmigen Kardanringes-534--ein zweiter
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gelagert.
Durch ein solches innenliegendes Miniaturkardangelenk wird eine freie Verschwenkbarkeit des Kreiselrotors--500--in einem relativ grossen Winkelbereich sichergestellt, ohne dass auf der andern Seite die sonstige Funktion der Vorrichtung durch die Kardanringe beeinträchtigt werden würde, wie es etwa bei einer üblichen kardanischen Aufhängung mit aussenliegenden Kardanrahmen der Fall wäre.
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--522-- auf,Hohlspiegel--506--und einem Planspiegel--508--angeordnet. Die optische Achse des Cassegrain-Systems --506, 508--fällt bei dieser Ausführung aber mit der Kreiselachse zusammen.
Das Cassegrain-System erzeugt ein Bild eines Zielfeldes (einschliesslich des Zieles T) in der Ebene einer Unterbrecherscheibe--516--, die mit dem Kreiselrotor --500-- umläuft. Hinter der Unterbrecherscheibe ist feststehend ein Strahlungsempfänger --520-- angeordnet, der auf dem Ende der Traghülse--521--sitzt, und dessen elektrische Zuleitungen innen durch die Hülse--521--geführt sind. Durch die Unterbrecherscheibe erfolgt eine Modulation der Zielstrahlung, wie noch beschrieben werden wird.
Um den Planspiegel --508-- des Cassegrain-Systems ist eine konische Sonnenblende vorgesehen, die
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aussen mit lichtschluckenden Mitteln verbunden ist. Die Hülse --514-- ist fast bis in den Bereich dieser Sonnenblende geführt, so dass ein direkter Lichteinfall auf den Strahlungsempfänger-520-weitgehend ausgeschaltet ist und die Strahlung nur nach der Art der beispielsweise dargestellten Strahlen zu dem Strahlungsempfänger --520-- gelangt. Oben in Fig. l ist die Hülse --514-- durch eine Quarzscheibe - -512-- abgeschlossen, die in der Mitte einen Bolzen-510-trägt, an welchem wieder der Planspiegel
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Die Unterbrecherscheibe --516-- kann die Form der Fig. 3 besitzen. Sie weist dann auf einer Hälfte ein Muster mit konzentrischen, abwechselnd hellen und dunklen Ringen, auf der andern Hälfte im wesentlichen ein Schachbrettmuster auf, das von Radien und konzentrischen Kreisen begrenzt wird. Die radialen Abmessungen der gebildeten Felder nehmen dabei zum Rande der Unterbrecherscheibe hin ab. Im Zentrum dagegen erstrecken sich die konzentrischen Ringe bis in das Schachbrettmuster hinein und nur auf einem kleinen, nach innen zu noch weiter sich verkleinernden Winkelbereich bleibt dort das Schachbrettmuster erhalten. Die mittlere Duchlässigkeit der Scheibe ist auf beiden Hälften gleich.
Es ergibt sich dann folgende Wirkungsweise : Wenn das Ziel T sich nicht auf der Kreiselachse befindet, dann liegt das Zielbild auf der Unterbrecherscheibe --516-- ausserhalb von dessen Zentrum. Beim Umlauf des Kreiselrotors--500--, mit dem auch die Unterbrecherscheibe rotiert, wird die Zielstrahlung durch das Muster der Unterbrecherscheibe moduliert. Die Art der Modulation hängt davon ab, wo das Zielbild auf der Unterbrecherscheibe liegt.
Durch die Modulation der Zielstrahlung liefert der Strahlungsempfänger dann Impulsfolgen, wie sie in Fig. 5
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(Fig. 3), dann wird es jeweils noch von einem Feld des Schachbrettmusters überdeckt, und es wird die volle Zielstrahlung moduliert und tritt als Wechselspannung am Detektor in Erscheinung. Wenn das Zielbild bei gleicher Grösse jedoch zum Rande der Unterbrecherscheibe hin auswandert, dann wird das Zielbild mehrere Ringe, z. B.--720 und 722--des Schachbrettmusters gleichzeitig überdecken. Dann wird sich die Modulation mehr und mehr herausmitteln.
Wenn das Zielbild auf der einen Hälfte durch eine dunkle Fläche des Ringes --720-- mehr und mehr abgedeckt wird, wenn die Scheibe--516--rotiert, dann wird es zur gleichen Zeit auf seiner andern Hälfte, auf der es vorher durch eine dunkle Fläche des Ringes--722--abgedeckt war, mehr und mehr freigegeben. Die Intensität, die von der Zielstrahlung an dem Strahlungsempfänger wirksam wird, bleibt im wesentlichen konstant. Dazwischen liegen die verschiedenen Übergänge. Es ist aber einleuchtend, dass die Amplitude der Wechselstromsignale --556-- am Detektor um so kleiner wird und sich die Modulation um so stärker herausmittelt, je weiter das Zielbild vom Mittelpunkt der Unterbrecherscheibe abliegt.
Man erhält dann eine Empfindlichkeitskurve, d. h. eine Abhängigkeit der Signalamplitude von der Zielablage, wie sie in Fig. 4 dargestellt ist. Man sieht, dass diese Kurve zum Rande hin abfällt. Man erkennt ferner, dass die Empfindlichkeitskurve von Fig. 4 zwischen den Maxima-706A bis 730A--, die den Ringen--706 bis 730--zugeordnet sind, tiefe fast bis auf die Nullinie hinabreichende Einschnitte aufweist. Diese entstehen, wenn das Zielbild gradmittig auf der Grenzlinie zwischen zwei Ringen, z. B.-712 und 714--, sich befindet. Dann erfolgt nämlich theoretisch keinerlei Modulation, weil sich die von dunklen Flächenteilen überdeckten und die nicht überdeckten Teile des Zielbildes bei allen Winkellagen der Unterbrecherscheibe gerade die Waage halten.
Das Maximum der Empfindlichkeitskurve ergibt sich bei-712A-, entsprechend dem Ring-712--.
Von dort aus sinkt die Empfindlichkeit auch nach innen hin wieder ab. Das liegt teilweise daran, dass das Zielbild auch in peripherer Richtung mehrere Flächen des Schachbrettmusters überlappt und dadurch ein Herausmitteln der Modulation der Zielstrahlung erfolgt. Im Zentrum--706--wird die Strahlung eines einigermassen symmetrischen Ziels gar nicht moduliert. Teils wird der Abfall der Empfindlichkeitskurve zum
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Die Empfindlichkeit wird umso kleiner werden, je grösser das Ziel ist. Umso stärker wird sich nämlich die durch das Schachbrettmuster--702--bewirkte Modulation der einzelnen Abschnitte des Zielbildes herausmitteln. Wolkenbänke, der Horizont und ähnliche grossflächige Ziele liefern daher keine Signale und können die Wirkungsweise der Zielsuchvorrichtung nicht beeinflussen. Die Zielsuchvorrichtung bevorzugt somit a) kleine Ziele gegenüber grossen und b) Ziele mit geringerer Ablage gegenüber solchen mit grosser Zielablage.
Dadurch, dass die Hälfte der Unterbrecherscheibe--516--die Strahlung nicht moduliert, erhält man einen Bezugspunkt für die Richtung der Zielablage, so dass man aus der Lage der Impulsfolgen--556--die Richtung der Zielablage bestimmen kann. Die mittlere Durchlässigkeit der Unterbrecherscheibe--516--ist auf beiden Hälften-702 und 704-gleich, so dass grossflächige Ziele wie Wolkenbänke auch kein Signal mit der Umlauffrequenz der Unterbrecherscheibe abgeben können, wie das z. B. bei einer vollständig undurchsichtigen Fläche-704--der Fall wäre.
Die Impulsfolgen-556--werden demoduliert und beaufschlagen in noch zu beschreibender Weise in
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beschriebenen, zum Rande hin abfallenden Empfindlichkeitskurve (Fig. 4) wird nun folgendes erreicht :
Wenn zunächst ein Ziel T in der dargestellten Weise am Rande des Gesichtfeldes liegt, dann werden Impulse --556-- erzeugt und durch die Spule --548-- wird der Kreisel auf das Ziel T ausgerichtet. Zunächst sind die Impulse schwach, dan werden sie stärker, je mehr sich der Kreisel auf das Ziel hindreht und je kleiner die Zielablage dadurch wird. Nach einem Maximum --712A-- werden die Impulse dann wieder kleiner und verschwinden, sobald die Zielsuchvorrichtung das Ziel T im Zentrum erfasst hat.
Wenn nun am Rande des Gesichtsfeldes ein zweites Ziel T auftritt, dann wird dieses zweite Ziel zunächst auch Signale am Detektor - -520-- hervorrufen, die einen Wechselstrom in der Wicklung--548--erzeugen. Dieser Wechselstrom wird suchen, den Kreiselrotor--500--mit der Zielsuchvorrichtung in Richtung auf das neue Ziel hin zu verschwenken. Sobald aber die Zielsuchvorrichtung aus ihrer auf das erste Ziel ausgerichteten Lage herausgelenkt wird, treten nun auch die Impulse von dem ersten Ziel wieder auf, und zwar in einem solchen Sinne, dass sie die Zielsuchvorrichtung wieder auf das erste Ziel auszurichten trachten. Diese Impulse werden mit zunehmender Ablage des ersten Zieles sehr schnell stärker, so dass sie die Impulse von dem zweiten Ziel überwinden, das ja am
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einmal dorthin gelangt ist.
Die Zielsuchvorrichtung zeigt also folgendes Verhalten : Wenn sich das Ziel allein im Gesichtsfeld befindet, dann richtet sie sich auf dieses Ziel aus. Bei mehreren gleichartigen Zielen richtet sie sich auf das aus, welches am nächsten dem Zentrum des Gesichtfeldes gelegen ist. Wenn sie also einmal ein Ziel im Zentrum ihres Gesichtsfldes "gefangen" hat, dann wird sie von weiteren Störzielen nicht mehr beeinflusst.
Die erhaltenen Detektorsignale--556-- (Fig. 5) werden durch einen Gleichrichter-870-- (Fig. 6) gleichgerichtet und durch den Widerstand --871-- und parallelgeschalteten Kondensator --872-- geglättet. Man erhält dann eine Wechselspannung nach Art von-558- (Fig. 5), die über einen Kondensator-873am Gitter einer Triode --874-- anliegen. Die Triode --874-- liegt mit einem Anodenwiderstand-875 und 876--an einer Anodenspannung + A, und einmal von der Anode und zum andern von der Kathode werden zwei um 1800 in der Phase versetzte Wechselspannungen abgegriffen und über Kondensatoren-877 bzw.
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--548-- von Fig. 1 besteht548"--bezeichnet sind. Diese Ringspulen liegen in den Anodenstromkreisen der Röhren --802 und 804-und sind über Widerstände--806 bzw. 808-mit einer Anodenstromquelle + B verbunden. Die Kathoden der Röhren liegen über einen gemeinsamen Kathodenwiderstand--879--an Masse.
Dabei fliesst-unabhängig von den Wechselstromsignalen--558---durch die beiden Spulenwicklungen - 548' und 548"-- ein konstanter Anodengleichstrom, der in beiden Wicklungen gleich ist. Da ein solcher konstanter Strom ein Magnetfeld erzeugt, welches ein ständiges Präzessionsmoment auf den Kreiselrotor ausüben würde, sind die beiden Wicklungen so gewickelt und angeschlossen, dass sich diese von den Anodengleichströmen herrührenden Felder aufheben. Die Wechselstromsignale, die ja auf die Röhren --802 und 804--im Gegentakt gegeben werden, wirken dagegen im gleichen Sinne bei der Erzeugung der Magnetfelder.
Es erfolgt auf diese Weise wie beschrieben eine Nachführung der Zielsuchvorrichtung nach dem Ziel T durch Momente, die von der Ringspule --548-- auf den Magneten-522-ausgeübt werden. Die Kreiselachse mit dem Cassegrain-System bleibt praktisch ständig auf das Ziel ausgerichtet.
Bei der hier beschriebenen Anordnung wird nun nicht wie beim Stand der Technik die Lage des Kreisels relativ zu dem Flugkörper abgetastet und zur Steuerung des Flugkörpers benutzt, sondern das Signal, das auf die Ringspule --548-- gegeben wird, um die Kreiselachse dem Ziel nachzuführen, also praktisch das Detektorsignal, wird gleichzeitig auch zur Steuerung des Flugkörpers verwendet. Es wird noch unten erläutert werden, was das für Konsequenzen hat.
Das Steuersignal wird an den beiden Widerständen--806 und 808--abgegriffen und der in Fig. 6 dargestellten phasenempfindlichen Gleichrichterschaltung zugeführt. Diese Schaltung enthält zwei gesteuerte Gleichrichter-810, 812-in Form von Ringmodulatoren mit Dioden-814, 818,822, 826, bzw. 830,834, 838, 842--gleichsinnig in vier Zweigen einer Brückenschaltung und mit damit jeweils in Reihe liegenden
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854, 856--induziert werden. Die Spulenpaare sind gehäusefest angeordnet und gegeneinander winkelversetzt. Die beiden Spulen jedes Paares dienen dabei gleichzeitig als Symmetrierwiderstände der Ringmodulatoren --810 und 812--.
Die Ausgangsspannungen werden zwischen den Spulenpaaren-850, 852 und 854, 856-einerseits und zwischen Symmetrierwiderständen--846, 848--in der andern Brückendiagonalen anderseits abgegriffen und liegen über Widerstände --558 und 650-an der Steuerwicklung-862 bzw. 864-je eines Magnetverstärkers an.
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Der Magnetverstärker bewirkt, dass die zugeordneten Steuerflächen gegen den aerodynamischen Widerstand mit einem dem Ausgangssignal proportionalen Moment bewegt werden.
Bedingungen für die Steuerung auf einem Kollisionskurs ist, dass die Richtung der Sichtlinie, d. h. der Verbindungslinie zwischen Flugkörper und Ziel stets raumfest bleibt. Nun ist bei der beschriebenen für Anordnung der Strom in der Ringspule--548--proportional der zeitlichen Änderung Åa der Sichtlinie. Durch die Rückführung vom Detektorsignal, das von der Zielabweichung e, der Intensität der Zielstrahlung S usw. abhängt, über die Ringspule--548--wieder auf die Empfangseinrichtung für vom Ziel kommende Signale wird ja die Zielabweichung praktisch ständig zu null gemacht. Die Vorrichtung folgt der Sichtlinie. Ihre Lage entspricht damit d.
Anderseits ist die Stromstärke in der Spule--548--proportional der zeitlichen Änderung der Kreiselachse und damit Åa. Das wird besonders deutlich aus dem Regelkreisschema von Fig. 7. Durch eine Rückführung über die Ringspule--548--und den Magneten--522--wird eine Proportionalität zwischen dem aus dem Detektorsignal abgeleiteten Spulenstrom und der Änderung Åa der Sichtlinienrichtung hergestellt.
Dieses so erhaltene, der Änderung der Sichtlinie proportionale Signal wird in der Koordinatenwandlerschaltung von Fig. 6 in Komponenten bezogen auf flugkörperfeste Ebenen zerlegt und
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ergeben sich Gleichstrommittelwerte, gleich der Amplitude der Signalspannung multipliziert mit dem Kosinus des Phasenwinkels zwischen Signal und Steuerspannung.
Diese Gleichstrommittelwerte fliessen durch die Steuerwicklungen--862, 864--von Magnetverstärkern.
Diese bewirken durch irgendwelche geeigneten, hier nicht näher dargestellte Verstellmittel, dass die Steuerflächen gegen den daran wirksamen aerodynamischen Widerstand mit einem den besagten Gleichstrommittelwerten proportionalen Drehmoment verstellt werden. Bei der beschriebenen Anordnung wird somit nicht, wie bei den bekannten Steuervorrichtungen, der Weg der Steuerflächen durch das Steuersignal bestimmt, sondern das auf die Steuerflächen wirksame Stellmoment. Die Steuerflächen stellen sich dann in eine Lage ein, in welcher die auf die Steuerflächen wirkenden aerodynamischen Kräfte diesem Stellmoment die Waage halten.
Das auf die Steuerfläche wirkende aerodynamische Moment ist Mf=Lf. di =kI wenn Lf die Auftriebskraft der Steuerflächen und dl der Abstand des Druckschwerpunktes der Steuerfläche von der Schwenkachse derselben und Ic der Spulenstrom ist.
Der Flugkörper stellt sich nun unter einem solchen Anstellwinkel ei ein, dass sich die auf den Flugkörper wirkenden Momente die Waage halten. Ist Lb die auf den eigentlichen Flugkörper und die Stabilisierungsflossen wirkende Auftriebskraft Lb = cb v2, dann gilt
Lbd3 = Lfd2.
Darin ist d3 der Abstand des Druckschwerpunktes des Flugkörpers und der Stabilisierungsflossen vom Massenschwerpunkt und d2 der Abstand des Druckschwerpunktes der Steuerflächen vom Massenschwerpunkt.
Die dann auf den Flugkörper wirkende Querbeschleunigung al ergibt sich aus
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wobei M die Masse des Flugkörpers ist.
Das bedeutet : Bei der erfindungsgemässen Kraftsteuerung der Steuerflächen ist die Querbeschleunigung ausser vom Spulenstrom Ic in der Ringspule--548--der Zielsuchvorrichtung nur von Konstanten des Flugkörpers abhängig und wird nicht von der Luftdichte usw. beeinflusst. Der Spulenstrom Ic ist wieder proportional d der Änderung der Sichtlinie.
Durch die erfindungsgemässe Kraftsteuerung wird somit automatisch der Tatsache Rechnung getragen, dass sich die Ruderwirksamkeit mit erhöhter Fluggeschwindigkeit und erhöhter Luftdichte erhöht. Ein vorgegebener Ruderausschlag bewirkt bei hoher Geschwindigkeit und hoher Luftdichte ein höheres Moment als bei niedriger Geschwindigkeit und Luftdichte. Die bekannten Steuervorrichtungen, bei denen das Steuersignal den Stellweg der Ruder bestimmt, verhalten sich somit bei verschiedenen aerodynamischen Bedingungen unterschiedlich. Diese Schwierigkeit wird bei der beschriebenen Anordnung vermieden.
Die beschriebene Zielsuchvorrichtung kann beispielsweise bei einer zielsuchenden Luft-zu-Luft-Rakete Verwendung finden. Diese kann an einem Flugzeug befestigt sein. Der Pilot des Flugzeuges benutzt im Fluge seine Waffenvisiere, um das Geschoss grob auf ein Objekt auszurichten. Der Pilot hört dann über die Bordtelephonanlage das von der Zielsuchvorrichtung erzeugte Signal ab und peilt das Geschoss ein, bis er das Signalminimum gefunden hat, das der Mitte der Unterbrecherscheibe--704--in Fig. 4 entspricht. Der Pilot drückt dann seinen Auslöseknopf und schiesst die Geschosse auf das Ziel ab.
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The invention relates to a device for controlling a missile at a target, in which a receiving device rotating therewith for signals coming from the target is arranged on a rotating gyro, which device supplies an alternating current signal with the gyro rotation frequency, the phase of which is from the direction to the target based on the gyro axis at which a directly acted upon by this alternating current signal
Torque generator periodically exerts a precession torque on the gyro at the gyro rotation frequency around an axis perpendicular to the gyro axis at such times that the gyro axis precesses towards the target and at which component signals dependent on the precession speed of the gyro act on control elements of the missile acting in two coordinates.
Such a device is known from U.S. Patents No. 2, 948, 813 and No. 2, 866, 146. In U.S. Patent No. 2, 948, 813, the receiving device for signals coming from the target is on the gyro a pulse sequence is generated which is passed on to a precession coil without being broken up and precesses the gyro with the axis of the receiving device for signals coming from the target towards the target. This process is independent of the flight position of the missile and any flight position fluctuations. In the
USA Patent No. 2, 866, 146 shows the position of the gyro thus obtained in two coordinates relative to the
Missiles are tapped capacitively or inductively and differentiated, and the component signals obtained in this way are transmitted to the control elements effective in two coordinates (yaw and pitch direction), i.e. H.
Height and
Rudder, given.
When scanning the position of the gyro relative to the missile, the entire flight unrest of the
Missile effective in the signals, which can lead to rocking effects. If the position of the gyro relative to the missile is scanned for control and the signals thus obtained are differentiated, then these differentiated signals represent the change in the line of sight vector from the missile to the target relative to the missile. If the missile is controlled as a function of these differentiated signals, i.e. the differentiated signals are regulated to zero, then the missile is controlled in such a way that the
The target is always seen at the same angle from the missile. However, this does not lead to a course such as is necessary for the pursuit of rapidly moving targets.
On the contrary: this type of control can lead to a course that does not even lead to the goal. It would be desirable to have a course that keeps the line of sight vector constant in space; H. in which the temporal change of the line of sight vector in space is regulated to zero. With a line of sight vector that is constant in space, the missile and target move in each
Moment so that if the missile and target continued to move in a straight line, they would meet at a point in front of them. Such a course is called a "collision course", im
Contrast, for example, with a "pursuit course" in which the flight path tangent of the missile in each
Moment is focused on the goal.
The invention is based on the object of creating a device for steering a missile towards a target which controls the missile along such a "collision course".
Based on a device of the type defined at the outset, this object is achieved according to the invention in that the said alternating current signal is fed, in addition to the torque generator, to a coordinate converter circuit that forms the component signals from the amplitude and phase of this alternating current signal.
The invention is based on the knowledge that the precession moments acting on the gyro, which keep the axis of the homing device directed towards the target, and thus the signal given to the torque generator, represent the change in the line of sight vector in a fixed coordinate system. So there is a closed control loop, which constantly aligns the gyro with the target. The control signal occurring in the control loop, namely the signal to the torque transmitter, corresponds to the change in the line of sight vector in space over time, and this signal causes this change in the line of sight vector in space (not with respect to the missile) to be regulated to zero via the control elements of the missile becomes. This keeps the missile on a collision course with the target at all times.
This happens unaffected by the flight position of the missile. It has been shown that with a device according to the invention, even fast moving targets such. B. planes flying at supersonic speed can be hit.
The main difference compared to the prior art according to US Pat. No. 2, 866, 146 and the invention is that in the device described above, the precession speed of the gyro is measured relative to the missile by the angle between the gyro axis pointing to the target and to keep the axis of the missile constant, whereas according to the invention the precession is measured in fixed coordinates and used to control the missile so that the gyro axis pointing to the target does not need to change its direction in space. This creates a collision course which is in itself superior to the pursuit course achieved up to now, in addition to which vibrations of the missile are no longer included in the value of the measured precession speed.
The simplicity of the invention is due to the fact that in the known device as well, alternating current signals corresponding to the precession speed in fixed-space coordinates were supplied by the rotating receiving device for the signals coming from the target, but these are now given an additional function.
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The torque generator can be constructed in such a way that the gyro rotor contains a permanent magnet with a radial flow of force and is surrounded by a ring coil to which the signals from the receiving device are fed.
It is advantageous that the toroidal coil is formed by two turns wound in opposite directions, which are located in the anode circuits of a push-pull amplifier and are excited in push-pull by the amplified signals of the receiving device, whereby the magnetic fields that originate from the anode direct currents superimposed on the signals compensate each other .
The coordinate converter circuit can have two synchronous demodulators, both of which are supplied with the alternating current signal as an input signal, and which are controlled out of phase with one another and synchronously with the orbital movement of the gyro rotor, resulting in the component signals as output signals of the two synchronous demodulators.
The effectiveness of the rudder controls depends on the speed of the missile and the density of the air. These sizes can e.g. B. in an air-to-air missile vary within relatively wide limits. In order to ensure a largely uniform control behavior under these circumstances in response to the signals of the homing device, the control surfaces provided on the missile can be provided with actuators which are designed to exert a force proportional to the component signals against the aerodynamic resistance acting thereon.
An exemplary embodiment of the invention is explained in more detail below with reference to the drawings: FIG. 1 shows a longitudinal center section through a target seeker; Fig. 2 shows a section along the
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; Fig. 3Fig. 4 shows the sensitivity curve of the receiving device for signals coming from the target with an interrupter disk according to FIG. 3; FIG. 5 shows schematically the detector signals obtained with an arrangement according to FIGS. 1 and 3; FIG. 6 shows a circuit arrangement for a missile control which operates with a target seeker according to FIG. 1; FIG. 7 is a control loop diagram and illustrates the mode of operation of the arrangement according to FIGS. 1 and 6.
The preferred embodiment shown in the figures of the drawings is characterized above all by the following advantages:
1. It is ensured in a novel way that the target seeker on the one hand a relatively large
Field of view, but on the other hand after the acquisition of a target by others later in the
Objectives entering the field of vision are no longer disturbed.
2. A missile control device is provided with a target search device according to the invention, which instead of on a pursuit course on a collision course into the
Target controls.
3. The missile control device does not determine the travel ranges of control surfaces but rather the forces that move the control surfaces against the aerodynamic resistance. In this way, the controls are automatically adapted to the rudder efficiency, which changes with air density, speed, etc.
The structural design of the homing device is shown in FIGS. 1 and 2. In FIG. 1, the gyro rotor is denoted by -500-, which is pivotably mounted on a support sleeve -521-by means of an internal universal joint. The gyro rotor - 500 - has a sleeve --514-- which is rotatably mounted on the outer ring --534-- of a universal joint by means of two ball bearings --528--. In the ring-534, perpendicular to the axis of the sleeve --514 - and the sleeve-shaped gimbal ring-534 - there is a second
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stored.
Such an internal miniature cardan joint ensures that the gyro rotor can be freely pivoted - 500 - in a relatively large angular range without the other function of the device being impaired by the cardan rings on the other side, as is the case with a conventional cardanic suspension external gimbals would be the case.
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--522--, concave mirror - 506 - and a plane mirror - 508 - arranged. The optical axis of the Cassegrain system - 506, 508 - coincides with the gyro axis in this version.
The Cassegrain system creates an image of a target field (including target T) in the plane of an interrupter disc - 516 - which rotates with the gyro rotor --500--. Behind the interrupter plate there is a fixed radiation receiver --520 - which sits on the end of the support sleeve - 521 - and whose electrical leads are routed through the inside of the sleeve - 521. The target radiation is modulated by the interrupter disk, as will be described below.
A conical sun visor is provided around the plane mirror --508 - of the Cassegrain system, which
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is connected outside with light-absorbing means. The sleeve --514 - is led almost into the area of this sun visor, so that a direct incidence of light on the radiation receiver 520 is largely switched off and the radiation only reaches the radiation receiver according to the type of beams shown, for example --520-- got. Above in Fig. 1 the sleeve --514 - is closed by a quartz disk - -512 - which has a bolt 510 in the middle, on which the plane mirror again
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The interrupter disk --516 - can have the shape of FIG. 3. It then has on one half a pattern with concentric, alternating light and dark rings, on the other half essentially a checkerboard pattern, which is delimited by radii and concentric circles. The radial dimensions of the fields formed decrease towards the edge of the interrupter disk. In the center, on the other hand, the concentric rings extend into the checkerboard pattern and the checkerboard pattern is only retained there in a small angular area that narrows towards the inside. The average permeability of the pane is the same on both halves.
This then results in the following mode of action: If the target T is not located on the gyro axis, then the target image on the interrupter disk --516-- lies outside of its center. When the gyro rotor - 500 -, with which the interrupter disc rotates, the target radiation is modulated by the pattern of the interrupter disc. The type of modulation depends on where the target image is on the interrupter disk.
By modulating the target radiation, the radiation receiver then delivers pulse sequences as shown in FIG. 5
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(Fig. 3), then it is always covered by a field of the checkerboard pattern, and the full target radiation is modulated and appears as an alternating voltage on the detector. If, however, the target image migrates to the edge of the interrupter disc with the same size, then the target image will have several rings, e.g. B. - 720 and 722 - overlap the chessboard pattern at the same time. Then the modulation will average out more and more.
If the target image is covered more and more on one half by a dark area of the ring --720 - when the disk - 516 - rotates, then it is at the same time on its other half that it was previously through a dark area of the ring - 722 - was covered, more and more exposed. The intensity that is effective on the radiation receiver by the target radiation remains essentially constant. In between are the various transitions. However, it is evident that the amplitude of the alternating current signals -556- at the detector becomes smaller and the more the modulation averages out, the further the target image is from the center of the interrupter disc.
A sensitivity curve is then obtained; H. a dependence of the signal amplitude on the target offset, as shown in FIG. You can see that this curve slopes down towards the edge. It can also be seen that the sensitivity curve of FIG. 4 has deep cuts reaching almost down to the zero line between the maxima - 706A to 730A - which are assigned to the rings - 706 to 730. These arise when the target image is in the middle of the border between two rings, e.g. B.-712 and 714--, is located. In theory, there is then no modulation whatsoever, because the parts of the target image that are covered by dark surface parts and those that are not covered are in balance at all angular positions of the interrupter disk.
The maximum of the sensitivity curve results at -712A-, corresponding to the ring-712--.
From there, the sensitivity decreases again towards the inside. This is partly due to the fact that the target image also overlaps several surfaces of the checkerboard pattern in the peripheral direction and the modulation of the target radiation is averaged out as a result. In the center - 706 - the radiation from a somewhat symmetrical target is not modulated at all. Part of the decrease in the sensitivity curve becomes
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The greater the target, the smaller the sensitivity. This is because the modulation of the individual sections of the target image brought about by the checkerboard pattern - 702 - is all the more pronounced. Cloud banks, the horizon and similar large-area targets therefore do not provide any signals and cannot influence the operation of the target seeker. The target seeker thus prefers a) small targets over large ones and b) targets with a smaller offset over those with a large target offset.
Because half of the interrupter plate - 516 - does not modulate the radiation, a reference point is obtained for the direction of the target deposit, so that the direction of the target deposit can be determined from the position of the pulse trains - 556 -. The average permeability of the interrupter disk - 516 - is the same on both halves - 702 and 704 - so that large-area targets such as cloud banks cannot emit a signal with the orbital frequency of the interrupter disk. B. with a completely opaque surface - 704 - would be the case.
The pulse trains - 556 - are demodulated and applied in a manner to be described in
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described, falling towards the edge (Fig. 4), the following is now achieved:
If a target T is at the edge of the field of view as shown, then pulses --556-- are generated and the coil --548-- is used to align the gyro with the target T. Initially the impulses are weak, then they get stronger the more the gyro turns towards the target and the smaller the target offset becomes. After a maximum --712A - the pulses then become smaller again and disappear as soon as the target seeker has captured target T in the center.
If a second target T occurs at the edge of the field of view, this second target will initially also produce signals at the detector - -520 - which generate an alternating current in the winding - 548. This alternating current will seek to pivot the gyro rotor - 500 - with the target seeker in the direction of the new target. However, as soon as the homing device is deflected out of its position aligned with the first target, the impulses from the first target also reappear in such a way that they attempt to align the homing apparatus again with the first target. These impulses become stronger very quickly as the first target is moved away, so that they overcome the impulses from the second target, the one on
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once got there.
The target seeker thus shows the following behavior: If the target is alone in the field of view, then it aligns itself with this target. If there are several targets of the same type, it will focus on the one that is closest to the center of the field of view. So once she has "caught" a target in the center of her face, then she is no longer influenced by other interfering targets.
The detector signals obtained - 556 - (Fig. 5) are rectified by a rectifier-870 - (Fig. 6) and smoothed by the resistor --871 - and capacitor --872-- connected in parallel. An alternating voltage like -558- (Fig. 5) is then obtained, which is applied via a capacitor -873 to the grid of a triode -874-. The triode -874- is connected to an anode voltage + A with an anode resistor -875 and 876 - and two alternating voltages, shifted in phase by 1800, are tapped on one side from the anode and on the other from the cathode .
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--548-- of Fig. 1 consists of 548 "-. These toroidal coils are located in the anode circuits of tubes --802 and 804 - and are connected to an anode current source + B via resistors - 806 and 808 respectively. The cathodes the tubes are connected to ground via a common cathode resistor - 879.
Independent of the alternating current signals - 558 - through the two coil windings - 548 'and 548 "- a constant anode direct current flows which is the same in both windings. Since such a constant current generates a magnetic field which creates a constant precession moment would exercise the gyro rotor, the two windings are wound and connected in such a way that these fields from the anode direct currents cancel each other. The alternating current signals, which are pushed to the tubes --802 and 804 - have the same effect the generation of the magnetic fields.
In this way, as described, the target searching device is tracked to target T by moments that are exerted by the toroidal coil --548 - on the magnet 522. The gyro axis with the Cassegrain system remains practically constantly aligned with the target.
With the arrangement described here, the position of the gyro relative to the missile is not scanned and used to control the missile, as is the case with the prior art, but the signal that is sent to the ring coil --548 - around the gyro axis to the target tracking, i.e. practically the detector signal, is also used to control the missile. The consequences of this will be explained below.
The control signal is tapped at the two resistors - 806 and 808 - and fed to the phase-sensitive rectifier circuit shown in FIG. This circuit contains two controlled rectifiers - 810, 812 - in the form of ring modulators with diodes - 814, 818, 822, 826, or 830, 834, 838, 842 - in the same direction in four branches of a bridge circuit and with each in series
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854, 856 - are induced. The coil pairs are fixed to the housing and angularly offset from one another. The two coils of each pair also serve as balancing resistors for the ring modulators --810 and 812--.
The output voltages are tapped between the coil pairs - 850, 852 and 854, 856 - on the one hand and between balancing resistors - 846, 848 - in the other bridge diagonal and are connected to the control winding - 862 and 864 via resistors - 558 and 650 - each with a magnetic amplifier.
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The magnetic amplifier has the effect that the associated control surfaces are moved against the aerodynamic resistance with a torque proportional to the output signal.
Conditions for steering on a collision course is that the direction of the line of sight, i.e. H. the connecting line between the missile and the target always remains fixed in space. Now, in the arrangement described for the arrangement, the current in the ring coil - 548 - is proportional to the temporal change Åa of the line of sight. By returning the detector signal, which depends on the target deviation e, the intensity of the target radiation S, etc., via the ring coil - 548 - back to the receiving device for signals coming from the target, the target deviation is practically constantly made zero. The device follows the line of sight. Your position thus corresponds to d.
On the other hand, the current strength in the coil - 548 - is proportional to the change in the gyro axis over time and therefore Åa. This is particularly clear from the control circuit diagram of FIG. 7. By means of feedback via the ring coil - 548 - and the magnet - 522 - a proportionality is established between the coil current derived from the detector signal and the change Åa in the direction of the line of sight.
This signal, which is obtained in this way and is proportional to the change in the line of sight, is broken down in the coordinate converter circuit of FIG. 6 into components based on planes fixed to the missile
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this results in mean DC values equal to the amplitude of the signal voltage multiplied by the cosine of the phase angle between the signal and the control voltage.
These mean DC values flow through the control windings - 862, 864 - of magnetic amplifiers.
By means of any suitable adjustment means, not shown in detail here, these cause the control surfaces to be adjusted against the aerodynamic resistance acting on them with a torque proportional to the said mean direct current values. In the arrangement described, the path of the control surfaces is not determined by the control signal, as is the case with the known control devices, but rather the actuating torque acting on the control surfaces. The control surfaces then adjust to a position in which the aerodynamic forces acting on the control surfaces balance this actuating torque.
The aerodynamic moment acting on the control surface is Mf = Lf. di = kI if Lf is the buoyancy force of the control surfaces and dl is the distance between the center of pressure of the control surface and its pivot axis and Ic is the coil current.
The missile now adjusts itself at an angle of attack ei such that the moments acting on the missile are balanced. If Lb is the lift force acting on the actual missile and the stabilizing fins Lb = cb v2, then the following applies
Lbd3 = Lfd2.
Here d3 is the distance between the center of pressure of the missile and the stabilizing fins from the center of mass and d2 the distance between the center of pressure of the control surfaces and the center of mass.
The transverse acceleration al then acting on the missile results from
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where M is the mass of the missile.
That means: With the force control of the control surfaces according to the invention, the transverse acceleration is dependent only on the missile constants and is not influenced by the air density etc., apart from the coil current Ic in the toroidal coil - 548 - of the target seeker. The coil current Ic is again proportional to the change in the line of sight d.
The force control according to the invention thus automatically takes into account the fact that the rudder effectiveness increases with increased airspeed and increased air density. A given rudder deflection causes a higher moment at high speed and high air density than at low speed and air density. The known control devices, in which the control signal determines the travel of the rudder, behave differently under different aerodynamic conditions. This difficulty is avoided in the arrangement described.
The homing device described can be used, for example, in a homing air-to-air missile. This can be attached to an aircraft. The pilot of the aircraft uses his weapon sights in flight to roughly aim the projectile at an object. The pilot then listens to the signal generated by the homing device via the on-board telephone system and takes aim at the projectile until he has found the signal minimum which corresponds to the center of the interrupter disk - 704 - in FIG. The pilot then presses his trigger button and fires the projectiles at the target.
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