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Einrichtung zur Fernlenkung eines Flugkörpers Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Fernlenkung eines Flugkörpers, beispielsweise eines unbemannten Flugzeuges oder einer Rakete.
Einrichtungen, die einen Flugkörper gegen ein Ziel lenken sollen und mit Radiowellen arbeiten, sind bereits bekannt. Das Funktionsprinzip einer solchen bekannten Einrichtung ist in Fig. 1 dargestellt. Am Flugkörper 1 sind auf jeder Seite ein Höhenruder 2 und unten und oben je ein Seitenruder 3 vorhanden.
Ist PO' die Zielrichtung und PP' die momentane Flugrichtung, so wird in einer zu PP' senkrechten Koordinatenebene die Abweichung UP' analysiert und ihre Komponente UR in der horizontalen Richtung durch Verstellung der Seitenruder 3 und die Komponente 0'S in der vertikalen Richtung durch Verstellung des Höhenruders 2 korrigiert, um den Flugkörper 1 in die Richtung PO' einzulenken, damit er das Ziel treffe. Bei dieser Einrichtung müssen sowohl die Seitenruder wie auch die Höhenruder in beiden Wirkungssinnen gesteuert werden. Der Steuerbetätigungsmechanismus ist notwendigerweise recht kompliziert und energieverzehrend, somit schwer und raumversperrend.
Aus diesem Grunde eignet er sich für manche Arten von Flugkörpern nicht. Ausserdem sind bei diesem System zur effektiven Einsteuerung des Flugkörpers auf das Ziel für beide Ruderpaare die den Ruderausschlag berechnenden Einrichtungen, die Lenkvorrichtungen, die Empfängervorrichtungen getrennt vorhanden, was die Kompliziertheit und Störungsanfälligkeit, die Kosten und das Gewicht nur zusätzlich vergrössert.
Die Erfindung will hier Abhilfe bringen und sowohl angewendet werden zur Lenkung von Flugkörpern von einem am Boden oder in der Luft befindlichen Basispunkt aus, als auch zur Steuerung von solchen Flugkörpern, die sich selbst durch eine eingebaute Steuereinrichtung auf das Ziel lenken.
Im einen wie im anderen Fall kann durch Annahme einer durch den Basispunkt gehenden Basislinie im Raum und Bestimmen einer Ebene, die im ersten Fall durch den momentanen Flugpunkt und im zweiten Fall durch den Zielpunkt verläuft, und in beiden Fällen zur Basislinie senkrecht steht, als erste Steuergrösse der Winkel gesetzt werden, um den sich der Flugpunkt im ersten Fall, der Zielpunkt im zweiten Fall, in der besagten Ebene um die Basislinie dreht, und als, zweite Steuergrösse der Abweichungs- winkel zwischen der Basislinie und der Linie, die den Basispunkt mit dem Flug- bzw. mit dem Zielpunkt verbindet.
Das Verfahren gemäss der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass zur räumlichen Festlegung des Flugpunktes ein KegeIpolarkoordinaten- system angenommen wird, bei dem der Flugpunkt oder der Zielpunkt auf dem Leitstrahl liegt und dass zur Steuerung des Flugkörpers der Abweichungs- winkel zwischen der Bezugsachse des Koordinatensystem angenommen wird, bei dem der Flugpunkt Drehung des Flugpunktes oder des Zielpunktes um die Bezugsachse dauernd festgelegt werden, während der Flugkörper im Fluge eine Drehung um seine eigene Hauptachse ausführt,
und dass der Steuerimpuls auf den Flugkörper in Funktion des vorerwähnten Abweichungswinkels jeweils dann ausgelöst wird, wenn der Eigendrehungswinkel ungefähr mit dem vorerwähnten Drehungswinkel in dem Kegel- polarkoordinatensystem zusammenfällt.
Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes sind nachstehend anhand der beiliegenden Zeichnung erläutert.
Die Fig. 2-9 der beiliegenden Zeichnung stellen zwei Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes dar.
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Fig. 2 zeigt das Peilungsprinzip des ersten Ausführungsbeispieles, das zur Lenkung eines Flugkörpers von einem am Boden gelegenen Basispunkt aus dient.
Fig. 3 ist ein Blockschema des am Boden befindlichen Teiles der nach Fig. 2 arbeitenden Einrichtung.
Fig. 4 zeigt schematisch Einzelheiten einer zu diesem Einrichtungsteil gehörenden Vorrichtung zur fortlaufenden Bestimmung des Drehungswinkels 6 und des Abweichungswinkels a des Flugkörpers.
Fig. 5 zeigt schematisch Einzelheiten einer zugehörigen Vorrichtung zur Bestimmung der Korrektur H des Abweichungswinkels zur raschen Einsteuerung des Flugkörpers auf die Basislinie.
Fig. 6 zeigt schematisch Einzelheiten einer Steuersignalsendevorrichtung, welche den von der Vorrichtung nach Fig. 4 erhaltenen Wert des Dre- hungswinkels 6 mit dem von der Vorrichtung nach Fig. 5 erhaltenen Korrektur H des Abweichungswin- kels kombiniert.
Fig. 7 zeigt schematisch die wichtigsten Einzelheiten des im Flugkörper untergebrachten Einrichtungsteiles.
Fig. 8 veranschaulicht das Peilungsprinzip einer zweiten Ausführungsform, die zum Einbau in einen Flugkörper bestimmt ist.
Fig. 9 zeigt schematisch das Arbeitsprinzip dieser zweiten Ausführungsform.
Die Fig. 10 und 11 zeigen den Flugkörper im Aufriss bzw. in Draufsicht und Fig. 12 ist ein Diagramm, welches eine Funktion ra = f (e) graphisch darstellt.
In Fig. 2 ist mit 00' die Basislinie bezeichnet und mit P der momentane Flugpunkt des Flugkörpers. Denkt man sich eine Koordinatenebene XO'Y, die durch den Flugpunkt P verläuft und zur Basislinie 00' winkelrecht steht, so kann die Lage des Flugpunktes, P im Raum in Kegelpolarkoordinaten ausgedrückt werden durch den Winkel XO'P = 6 in dieser Koordinatenebene, durch den Abweichungs- winkel 0'0P = -a und durch die Entfernung PO = e des Flugpunktes P vom Basispunkt O.
Wenn in der Bodenstation eine Radarvorrichtung bekannter Bauart Anwendung findet zur Durchführung des sogenannten kegeligen Absuchens , so ist die Zone innerhalb des kleinen Winkels auf der Suchachse der Antenne eine äquisensitive Zone. Somit kann man sich im Raum eine Basislinie vorstellen, die der in Fig. 2 gezeigten Linie 00' entspricht. Durch Empfang der vom Flugkörper 1 reflektierten Welle durch die Ab- suchantenne der Radarvorrichtung können die Koor- dinatengrössen 6 und a des Flugpunktes P bestimmt werden.
Ist nämlich der Flugpunkt P innerhalb der äquisensitiven Zone gelegen, so ist die Empfangssensitivität für den ganzen Absuchumfang äquisensi- tiv ; befindet sich hingegen der Flugpunkt P abseits der Basislinie 00', ausserhalb der genannten Zone, wie z. B. in Fig. 2, so ergibt sich am Empfänger eine Welle, die eine gewisse Modulation aufweist, deren Tiefe eine Funktion des Abweichungswinkels a und deren Phase eine Funktion des Drehungswinkels 6 ist.
Das Hinsteuern des Flugkörpers zur Basislinie 00' erfolgt nun am besten dadurch, dass man dem Flugkörper gestattet, jeden beliebigen Drehwinkel 6 einzunehmen, und den Abweichungswinkel ü auf Null reduziert. Da aber durch die Koordinaten 6, 0 und e erst der Ort des Flugkörpers angegeben wird, muss noch eine mit der Orientierung des Flugkörpers in Beziehung stehende Grösse durch ein geeignetes anderes Mittel gegeben werden, um den Flugkörper auf das Ziel hinsteuern zu können. Hernach wird auf die Einzelheiten eines solchen Mittels eingegangen werden.
Befindet sich der Flugpunkt P nicht auf der Basis- oder Ziellinie 00', so kann der Flugkörper, wenn er auf das Ziel hin gerichtet ist, dasselbe in gewissen Fällen treffen, ohne zuerst eine Richtungs- änderung erfahren zu müssen. Es trifft aber auch zu, dass wenn sich der Flugkörper momentan auf der Basislinie befindet, er niemals das Ziel treffen wird, wenn er nicht auf dasselbe gerichtet ist. Daraus ist zu folgern, dass es nicht genügt, in der Bodenstation nur auf den augenblicklichen Abweichungswinkel 0 abzustellen. Vielmehr muss unablässig während dem Flug die momentane Flugrichtung bestimmt werden. Die Messgrössen, die in diese Vorrichtung eingeführt werden müssen, sind der Abweichungswinkel ü und die Entfernung e des Flugpunktes vom Basispunkt O.
Ein wichtiger, in der Vorrichtung zu messender Faktor steht in Beziehung mit den Änderungsverhältnissen von ü und von e, zur Zeit t, also mit
EMI2.80
und mit
EMI2.81
Ein anderer wichtiger Faktor, der in der Vorrichtung zu errechnen ist, betrifft arctg
EMI2.83
also den Winkel zwischen der Verlängerung PP' der Linie OP und der Flugrichtung PQ ; dieser Winkel wird hernach auch Kurswinkel genannt und als positiv angegeben werden, wenn er zu einer Zunahme des Abweichungswinkels ü führt, und als negativ, wenn er zu einer Abnahme dieses letzteren führt.
Der Winkel ü -I-\ ü' kann bestimmt werden durch Feststellung des Abweichungswinkels ü und Berechnung des Winkels ft' durch die nachstehend beschriebene Vorrichtung zur Messung der Flugrichtung des Flugpunktes P. Nimmt man an, dass der Flugkörper um den Winkel 19 -I- ft' um den Flugpunkt P gedreht wird, so verändert der Flugkörper seinen Kurs in eine neue Bahn, die dann parallel zur Basislinie 00' in der Zielrichtung verläuft. Hierbei wird angenommen, dass die Geraden 0-O', 0-P und P-Q in einer gleichen Ebene liegen.
Es ergibt sich daraus, dass wenn sich der Flugkörper parallel zur Basislinie 00' bewegt, er niemals das Ziel treffen kann. Es wird also notwendig sein, dem Flugkörper eine vorbestimmte imaginäre Bahn zu geben, um ihm zu erlauben, rasch asymptotisch auf die Basislinie 00' einzufliegen. Genauer gesagt, es wird am besten eine
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zusätzliche Kursänderung um einen vorbestimmten Winkel Aal in Funktion des Abweichungswinkels ü durchgeführt (welche Funktion in geeigneter Weise bestimmt wird durch Vorbestimmung der Bahn), zusätzlich zum Winkel & +e'.
Somit hat der von der Bodenstation zu sendende Impuls eine Abweichungs- korrektur von ä -f- Aa +,a' zu übertragen. Wie schon angetönt, wird der Winkel Ae am besten bestimmt durch Vorbestimmung der Bahn. Um die asympto- tische Annäherung rasch zu erhalten, wird ferner am besten Al) = n5 gesetzt und dabei n = f (e) vorgezogen. Ein Beispiel einer :solchen Funktion ist n=Kg+KI-e+K2-e +K3-e3 wobei Kg, , KI, K., und K3 Konstanten sind, die Abhängigkeit von den Flugeigenschaften des Flugkörpers zu bestimmen sind.
Eine solche Funktion ist in Fig. 12 graphisch dargestellt. Um der Steuerbewegung des Flugkörpers die richtige Orientation zu geben, ist im Flugkörper ein Positionskreiselgerät eingebaut, um die Winkellage des Flugkörpers während seiner Drehung um die Längsachse festzustellen.
Gemäss einem früheren Vorschlag des Erfinders zum Bau eines Flugkörpers mit Rudern, die ihm eine Drehung um seine Hauptachse erteilen, und mit Rudern, welche die Richtung der Hauptachse ändern, werden der momentane Flugpunkt P bzw. seine Koordinaten ä, e, sowie der Kurswinkel ä' automatisch berechnet in der Bodenstation mittels der Radarvorrichtung, der Vorrichtung zur Messung der Flugrichtung und der damit verbundenen Vorrichtung zur Bestimmung der Funktion der asympto- tischen Einlenkflugbahn,
und diese Werte werden kontinuierlich und automatisch an den Flugkörper gesendet als Rotationssteuergrösse ö und Abwei- chungskorrektur (3 -L Ai -3- 0') ;
beim Empfang dieser Steuergrössen steuert der Flugkörper seine Drehungsruder für die Drehungssteuergrösse ö derart, dass der durch das eingebaute Kreiselgerät gemessene Eigendrehungswinkel y des Flugkörpers beständig identisch ist mit der Steuergrösse ö und seine Ablenk- ruder gemäss der Abweichungskorrektur H=ft+Aa +Y Die hier beschriebene Einrichtung bringt gegen- über diesem früheren Vorschlag eine Verbesserung der Flugkörper 1 wird mit vier kleinen Schraubflä- chenflügeln 1' (Fig. 10 und 11) versehen,
die ihm eine langsame Drehung um seine Hauptachse erteilen, und ferner wird dem Flugkörper die Abwei- chungskorrektur H = a -f- A, & -I- e' in jeweils demjenigen Zeitpunkt zugesendet, in dem der durch das im Flugkörper eingebaute Kreiselgerät festgestellte Eigendrehungswinkel @Z fast identisch ist mit dem vorerwähnten, in der Bodenstation festgestellten Drehungswinkel 8 in den Kegelpolarkoordinaten, damit zu diesem Zeitpunkt das Ablenkruder gemäss der Ablenksteuergrösse verstellt werden.
Somit wird der Flugkörper durch wiederholte Ablenkung bei jeder Umdrehung auf die vorbestimmte Basislinie eingesteuert.
Es soll nun des näheren auf die Einzelheiten eingegangen werden, die zur Verwirklichung dieses Arbeitsprinzipes notwendig sind.
Mit 1 ist der Flugkörper bezeichnet. 4 ist eine Radarsende- und Empfangsanlage bekannter Bauart. 5 ist eine Antenne, die das konische Absuchen für den Radar durchführt. 7 ist eine Beobachtungsvorrichtung des Radars, 8 eine Skala für die Able- sung des Drehungswinkels ä, 9 eine Skala für die Ablesung des Abweichungswinkels a, 10 eine Vorrichtung zur Bestimmung des Winkels Y,
11 eine Vorrichtung zur Bestimmung der zusätzlichen Kurs- änderung Aa zur Erzeugung der asymptotischen Einlenkflugbahn, 12 eine Vorrichtung zur Bestimmung der Abweichungskorrektur H, 13 ein Steuersignalsender, der die Korrektur H zum Flugkörper sendet, 14 eine Entfernungsskala.
Wie schon erwähnt, wird die Radiowelle, welche durch die das konische Absuchen besorgende Antenne 5 des Radars ausgesendet wurde, nach Reflek- tion am Flugkörper durch den Empfängerteil des Radars 4 empfangen ; das Signal wird in eine gewisse Tiefe moduliert sein, wenn der Flugkörper sich nicht genau auf der äquisensitiven Linie, d. h. der Basis- Linie 00' befindet.
Es gelangt vom Radar 4 in die Beobachtungsvorrichtung 7, in welcher der Drehungswinkel ö mittels der Skala 8 und der Abweichungs- winkel Ü mittels der Skala 9 abgelesen werden kann. Zugleich gelangt ein Teil des Signals in einen zum Radar gehörenden Entfernungsmesskanal 6, der fortlaufend auf der Skala 14 die Entfernung PO = e angibt.
Die in der Vorrichtung festgestellte Mess- grösse ä wird sogleich an die Vorrichtung zur Bestimmung der Abweichungskorrektur 12 und die auch in der Vorrichtung 7 bestimmte Messgrösse - & an die in Fig. 5 gezeigte Vorrichtung 10 weiterge- P a ben, die sie zusammen mit der Messgrösse e aus dem Entfernungsmesskanal 6 zur Bestimmungsgrösse Y verarbeitet.
Von der Vorrichtung 7 wird die Mess- grösse ü auch an die Vorrichtung 11 zur Bestimmung der Funktion A, & zur Erzeugung der asymptotischen Einflugbahn weitergegeben, zusammen mit der Messgrösse e. Diese Vorrichtung gibt den aus a und e errechneten Wert ü -i-- Ae an die Vorrichtung 15, die ihn zu dem von der Vorrichtung 10 erhaltenen Wert >l' addiert und den Summenwert H = & -I- Aü -f- Y an die Vorrichtung 12 weitergibt.
Durch ein Posi- tionskreiselgerät und einen zugehörigen Sender, beides wie in Fig. 7 gezeigt im Flugkörper 1 eingebaut, wird ein den Eigendrehungswinkel y des Flugkörpers um seine Hauptachse angebendes Signal ausgesendet und zusammen mit der reflektierten Radarsuch- welle vom Radar 4 empfangen und gesondert in die Vorrichtung 12 weitergegeben. In diese letztere werden also der Drehungswinkel ä in den Polarkoordinaten, der Eigendrehungswinkel y und die Grösse H eingebracht.
Wie hernach mit bezug auf Fig. 6 beschrieben, wird die Ablenksteuergrösse H vom Sen-
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der 13 jeweils dann an den Flugkörper gesendet, wenn der Drehungswinkel 8 fast identisch ist mit dem Eigendrehungswinkel y.
Es wird nun mit Bezugnahme auf Fig. 4 auf die Einzelheiten der Vorrichtung zur Messung der Kegel- polarkoordination 6 und a des Flugpunktes eingegangen.
Die vom Flugkörper reflektierte Radiowelle wird, wie schon erwähnt, vom Empfänger des Radars 4 als moduliertes Signal an einen Abweichungsrness- kanal 20 und an einen Entfernungsmesskanal 21 weitergegeben ; wenn sich der Flugkörper nicht auf der Basislinie 00' befindet, hat dieses Signal die Wellenform I (Fig. 4).
Das aus dem Kanal 20 austretende Signal hat dann die Wellenform II. Der Wechselstromgenerator 22 rotiert (synchron) mit dem Antennenträger und die Phasenverschiebung zwischen dem die Wellenform III aufweisenden und vom Generator 22 erzeugten Signal einerseits und dem die Wellenform 1I aufweisenden Signal, das vom Kanal 20 gegeben wird, andererseits, ist ein Mass für den Drehungswinkel 8 des Flugkörpers 1 im Flugpunkt P ; ferner ist die Modulationstiefe des die Wellenform 1I aufweisenden Signals ein Mass für die Abweichung ,I des, Flugpunktes P.
Dieses Signal gelangt in die Primärseite eines Transformators 23, dessen Sekundärwicklung 24 mit zwei Verstärkerröhren 25, 26 in Gegentakt-Schaltung verbunden ist, so dass auf die Gitter dieser Röhren zwei ähnliche, aber um 1800 phasenverschobene Wellensignale IV bzw. V gegeben werden. Die im Generator 22 erzeugte Wechselspannung ist an die Primärseite eines Goniometers! 27 angelegt und ein Wechselstrom mit der Wellenform VI fliesst von der Sekundärseite dieses Gonio- meters in die Anoden der Verstärkerröhren 25, 26.
Die Wirkungsweise dieses Einrichtungsteiles ist die folgende: wenn der Drehungswinkel 6 für den jeweiligen Flugpunkt gleich null ist, so besteht keine Ungleichheit zwischen den Wellenformen 1I und 11I, vorausgesetzt, dass die Ausgangswelle des( Motors 30 so ausgelegt ist, dass sie mit der Stellung von 8 = 0 übereinstimmt. Ausserdem ist die Anordnung so getroffen, dass die Phasenverschiebung zwischen der Wellenform III auf der Primärseite des Goniometers 27 und der Wellenform VI auf der Sekundärseite dieses Goniometers 27 stets 90 bleibt.
Da somit eine Phasenverschiebung von 90,1 zwischen den Wellenformen IV, V und der Wellenform VI verbleibt, sind die Verstärkerröhren 25 und 26 ausgeglichen und die Welle des Motors 30 bleibt in der Nullage, entsprechend ö = 0, stehen. Wenn nun der Wert von 6 von Null auf 6' wechselt, so bleibt die Wellenform III unverändert, da sie eine durch den Generator 22 erzeugte Bezugswellenform ist. Hingegen wirkt sich die Winkeländerung auf die Wellenform II und somit auch die Wellenformen IV und V aus.
Falls aber nicht auch die Phase der Wellenform VI auf der Sekundärseite des Gonio- meters 27 um den Wert 8' verschoben wird, besteht nun eine Unausgeglichenheit der Verstärkerröhren 25 und 26, und diese Unausgeglichenheit bewirkt eine Drehung des Motors. Dieser nimmt den mit ihm drehfest verbundenen Rotor des Goniometers 27 mit.
Sobald dabei die Phase der Wellenform VI auf der Sekundärseite des Goniometers um ä' verschoben worden ist, sind die Verstärkerröhren 25 und 26 wieder im Gleichgewicht, weshalb dann der Motor 30 wieder anhält und die neue Drehlage der Motorwelle den Drehungswinkel 6' anzeigt.
Nebst der Wicklung 24 weist die Sekundärseite des Transformators 23 auch eine Wicklung 31 auf; die in dieser erzeugte Spannung wird durch eine Röhre 32 verstärkt und der Anodenstrom wird durch einen Gleichrichter 33 gleichgerichtet und fliesst durch die Erregerfeldwicklung 35 des Genera- tors 34.
Es wird so eine Spannung erzeugt, die proportional ist zur Modulationstiefe des die Wellenform 1I aufweisenden Signals, somit zum Abwei- chungswinkel -a des Flugkörpers ; somit beginnt der Motor 36 zu drehen und verändert dabei die Lage eines Abgreifers 37 auf einem Widerstand; der so veränderte Strom erzeugt ein verändertes Erregerfeld, das demjenigen des Feldes 35 entgegenwirkt.
Ist der Widerstand so gewählt, dass das Feld 38 das Feld 35 gerade durch Drehung des Motors um den Abwei- chungswinkel e aufhebt, so hält der Motor dann nach Drehung um diesen Winkel an und zeigt so den Abweichungswinkel ft an.
Der Drehungswinkel 6 und der Abweichungs- winkel ü des Flugkörpers 1 werden somit automatisch bestimmt. Wie schon erwähnt, wird der Drehungswinkel ö sofort an die Vorrichtung 12 weitergegeben, während die Abweichungskorrektur als Wert H = - & 1 AD '- 0' an den Flugkörper übermittelt wird, und zwar nach Durchlaufen der Vorrichtung 11 zur Bestimmung der Funktion Aä der asympto- tischen Einlenkflugbahn und über die Vorrichtung 10 zur Bestimmung der Flugrichtung des Flugpunktes P.
Es werden nun die Einzelheiten der Vorrichtung zur Bestimmung der Abweichungskorrektur H mit Bezug auf Fig. 5 beschrieben. Der durch die Drehlage der Welle des in Fig. 4 gezeigten Motors 36 gegebene Abweichungswinkel -a wird auf die Welle des Generators 40 weitergegeben durch die übertragungsvorrichtung 39 ; die in diesem Generator erzeugte elektromotorische Kraft ist bei konstanter Erregung proportional zur zeitlichen Änderung
EMI4.100
des Abweichungswinkels ft und wird an die Klemmen des Widerstandes 41 angelegt. Ein Abgreifer 42 bewegt sich über diesen Widerstand im Verhältnis zum Wert e, der im Kanal 21 bestimmt wurde.
Somit wird an die Spule 44 des Kreuzspulin- strumentes 43 eine Spannung angelegt, die zum Produkt e.a proportional ist. Da das die Entfernunge darstellende Signal mit der Welle des Generators 45 in Verbindung steht, ist die Klemmenspannung dieses Generators zu e proportional ; diese Klemmenspannung wird an die andere Spule 46 des Kreuzspulin- strumentes 43 angelegt. Es ergibt sich daraus, dass
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der Drehwinkel ä' des Rotors 47 des Kreuzspulin- struments 43 den Wert arctg hat, der gleich dem vorerwähnten Kurswinkel
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ft' des Flugkörpers ist.
Dieser Wert wird mittels des Servomotors 48 dem als Differentialgetriebe ausgebildeten Additionsmechanismus 15 zugeführt, gleichzeitig mit dem von der Vorrichtung 11 zugeführten Wert a -I- Ae ; der Summenwert H = a- '-, Aü -I- Y wird durch eine Welle auf die Vorrichtung 12 übertragen, der zugleich, wie schon erwähnt, auch der Wert 8 zugeführt wird.
Es werden nun die Einzelheiten der Vorrichtung 12 zur Bestimmung des Zeitpunktes zum Auslösen des Steuerimpulses mit bezug auf Fig. 6 beschrieben. Der Drehungswinkel 8 in Kegelpolarkoordinaten, bestimmt als Drehungswinkel der Welle des Motors 30 wie in Fig. 4 gezeigt, wird auf die Welle 50 übertragen zwecks Drehens von Schleifringen 52, 53, 54, 55 um einen entsprechenden Winkel mittels des Getriebes 51. Währenddessen wird, wie mit bezug auf Fig. 3 bereits beschrieben, der Wert des Eigendrehungswinkels y des Flugkörpers um seine Hauptachse beständig an die Bodenstation weitergemeldet und hier auf die Welle 56 gegeben. Auf dieser sind Bürsten 57, 58, 59, 60 festgesetzt.
Die Bürste 57 kann über einen auf dem Schleifring 52 vorhandenen Kontakt 61, die Bürste 58 über zwei nebeneinander auf dem Schleifring 53 vorhandene Kontakte 62, die Bürste 59 über drei nebeneinander auf dem Schleifring 54 vorhandene Kontakte 63, und die Bürste 60 über vier auf dem Schleifring 55 nebeneinander vorhandene Kontakte 64 gleiten, die Bürsten 57-60 weisen keine gegenseitige Winkelverschiebung auf und auch die Mittelpunkte der Kontaktgruppen 62, 63 und 64 weisen gegenüber dem Kontakt 61 keine Winkelverschiebung auf.
Die Steuergrösse H wird vom Addiermechanismus 15 als Drehwinkel auf die Welle 65 gegeben; eine auf dieser Welle festsitzende Bürste 66 bewegt sich nach Massgabe dieser Grösse über den feststehenden Schleifring 67, der voneinander getrennte Kontaktfelder Cl, C2, C3, C4 besitzt, die einzeln mittels Leitungsdrähten 68, 69, 70 bzw. 71 und zugehörigen Schleifkontakten und mittels des Schleifringes 52, 53, 54 bzw. 55 leitend mit dem Kontakt 61, der Kontaktgruppe 62, der Kontaktgruppe 63 bzw. der Kontaktgruppe 64 verbunden sind.
Ein bestimmter Drehungswinkel 8 verursacht offensichtlich eine entsprechende Drehung sämtlicher Schleifringe 52, 53, 54, 55. Da die Welle 56 samt den Bürsten 57, 58, 59, 60 synchron mit derjenigen des Flugkörpers um seine Hauptachse dreht, steht jeder der Bürsten 57 bis 60 in der Mitte des Zugehörigen Kontaktes 61 bzw. den zugehörigen Kontaktgruppen 62, 63, bzw.
64, wenn der Eigendrehungs- winkel y des Flugkörpers um seine Hauptachse dem Drehungswinkel 8 ungefähr gleich ist, unbekümmert um den jeweiligen Wert dieser Drehungswinkel 8 und y. Ausserdem ist, unabhängig davon, je nach der Grösse des Wertes H, die Bürste 66 mit dem einen oder anderen der Felder Cl bis C4 in. Berührung gekommen, und zwar mit dem Feld Cl für einen Mindestwert von H, mit dem Feld C4 für einen viermal höheren Wert von H.
Berührt die Bürste 66 das Feld Cl, so ist der Einzelkontakt 61 eingeschaltet und beim Gleiten der Bürste 57 über diesen Einzelkontakt wird ein Einzelimpuls auf den Sender 13 gegeben. Berührt aber, wie dies in Fig. 6 der Fall ist, die Bürste 66 das Feld C2, so werden beim Hinweggleiten der Bürste 58 über die beiden Kontakte der Kontaktgruppe 62 kurz hintereinander zwei Impulse an den Sender 63 weitergegeben.
Die Zahl der an den Sender 13 gegebenen Impulse hängt also von dem Wert H ab, um den die Welle 65 von einer Ausgangslage aus verdreht wurde, und der Impuls bzw. die Impulsfolge wird immer dann gesendet, wenn der Eigendrehungswinkel y des Flugkörpers genau bzw. fast genau mit dem Drehungswinkel 8 in den Polarkoordinaten übereinstimmt.
Wie nun im einzelnen mit bezug auf Fig. 7 beschrieben wird, bewirkt jeder Impuls ein momentanes einseitiges Ausschwenken eines. Steuerruders und somit eine entsprechende Einheitsablenkung des Flugkörpers von seiner Flugbahn zur Basislinie bzw. Zielrichtung 00' hin, wobei die Gesamtablenkung zur Grösse des Wertes H proportional ist.
Im Flugkörper 1 ist das schon erwähnte Kreiselgerät 72 (Fig. 7) eingebaut, welches. den Eigendrehungswinkel y des Flugkörpers misst. Ein diesem Eigendrehungswinkel entsprechendes Wellensignal wird beständig vom Sender 73 an die Bodenstation gesendet und hier dechiffriert auf den Rotor 56 (Fig. 6) gegeben.
Ausserdem ist im Flugkörper die Vorrichtung eingebaut, welche den jeweiligen Einzelimpuls bzw. die Impulsfolge, je nach der Steuerwert- grösse H, in Steuerruderausschläge umsetzt. Im ein- zelnen geschieht dies wie folgt Im Flugkörper werden die Impulse durch einen Empfänger 74 aufgenommen und verstärkt an die Primärwicklung eines Funkengenerators 75 weitergegeben, der bei jedem Impuls an einer Zündkerze 76 einen Funken erzeugt, und zwar im obersten Teil eines Zylinders;
dieser steht über ein Einlassventil 78 mit einem Behälter 77 in Verbindung, der hochkomprimiertes brennbares Gas enthält. Bei Entzündung einer Zylinderfüllung durch den an der Zündkerze 76 erzeugten Funken explodiert dieselbe und bewirkt so die Abwärtsverschiebung eines Kolbens 80 entgegen dem Widerstand einer Feder 81, wobei das untere Ende der Kolbenstange 80' das an ihm angelenkte Steuerruder 82 ausschwenkt. Kurz bevor der Kolben seine untere Totpunktlage erreicht, öffnet er ein nicht gezeigtes, vor der Abgasleitung 84 angeordnetes Auslassventil und öffnet ferner über den Hebel 83 und die Stange 85 das Einlassventil 78 entgegen dem Widerstand der Feder 86.
Das aus dem Behälter 77 eintretende brennbare Gas spült das Abgas aus dem Zylinder und wird gleich darauf
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durch den Kolben 80 verdichtet, der jetzt nach Schliessung des Ventils 78 (und des Auspuffventils), durch die Feder 81 nach oben geworfen wird. Dies geschieht so rasch, dass die Explosionen bzw. Auf- und Abwärtsbewegungen des Kolbens und somit die Ausschwenkung des Steuerruders 82 ohne weiteres im Rhythmus einer durch den Sender 74 empfangenen Impulsfolge stattfinden können.
Es sei noch erwähnt, dass der Schleifring 67 mehr als vier Felder C1 , C., ... aufweisen könnte ; der Anzahl dieser Felder hat die Anzahl von Schleifringen 52, 53 ... und die Anzahl von Kontakten auf dem letzten dieser Schleifringe zu entsprechen; umso kleiner hat aber auch der Steuerausschlag des Ruders 82 zu sein. Es. wird sich dies in einer feinstufigeren Abgreifung der Steuergrösse H auswirken.
Die beschriebene Steuereinrichtung hat über die einleitend erwähnte, vorbekannte Steuereinrichtung folgende Vorteile 1) In der vorbekannten Einrichtung, die mit einem rechteckigen Koordinatensystem arbeitet, müssen sowohl die Seitenruder als auch die Höhenruder von einer Nullage aus auf beide Seiten ausgesteuert werden können, wobei eine grosse Steuerbetätigungskraft erforderlich ist und der im Flugkörper einzubauende Einrichtungsteil schwer, voluminös und kompliziert ist.
In dem beschriebenen Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäs- sen Einrichtung wird die Drehung des Flugkörpers um seine Hauptachse in höchst einfacher Weise durch unbewegliche, .schraubflächenförmige Rippen oder Schaufeln bewirkt, auf die der Fahrwind und/oder der Treibgasstrom der Rakete oder sonstigen Flugkörpers einwirkt; es genügt ein einseitig ausschlagendes Steuerruder, dessen Betätigungsmechanismus bestechend einfach und leicht ist.
2) Es ist keine Zweiwegsteuerung erforderlich ; die Steuerung auf die Ziellinie zu erfolgt asympto- tisch durch wiederholtes kurzzeitiges Ausschwenken des Steuerruders in stets dem gleichen Sinne.
3) In dem am Boden befindlichen Teil der vorbe- kannten Einrichtung müssen Mittel vorhanden sein, die in einem rechtwinkligen Koordinatensystem die Abweichung nach oben, nach unten und nach beiden Seiten bestimmen; der entsprechende Teil der erfindungsgemässen Einrichtung fällt viel einfacher aus, weil er auf einem Kegelpolarkoordinatensystem basiert ist.
Es soll nun kurz der Aufbau und die Wirkungsweise einer zweiten Ausführungsform der erfindungs- gemässen Einrichtung beschrieben werden, und zwar einer solchen, die eine vom Flugkörper selbst mitgetragene Steuereinrichtung bildet.
In Fig. 8 bedeutet die Linie PP' die momentane Flugrichtung des im Flugpunkt P befindlichen Flugkörpers 101, der das Ziel Q treffen soll. Wird eine Koordinatenebene XO'Y angenommen, die den Zielpunkt Q enthält, so kann die Lage des Zielpunktes Q im Raum in Kegelpolarkoordinaten ausgedrückt werden, und zwar durch den Winkel XO'Q = 8 in der Ebene XO'Y, durch den Winkel a zwischen der Linie PO und der Flugrichtung PO'P' und durch die Entfernung e zwischen P und Q.
Am Flugkörper ist wieder eine schraubflächen- förmige Schaufel vorhanden, die ihm im Fluge eine langsame Drehung um seine Hauptachse erteilt und die auf dieser Achse angeordnete Radarantenne führt jederzeit ein konisches Absuchen um diese Achse aus und bestimmt automatisch die Lage des Zielpunktes in den Koordinaten 8 und a. Beim Empfang einer vom Ziel reflektierten Welle ist das vom Radarempfänger abgegebene Signal amplitudenmodu- llert. Befindet sich der Zielpunkt Q auf der Flugrichtung, so ist die Empfangssensitivität auf dem ganzen Suchumfang gleichmässig ;
befindet sich hingegen der Zielpunkt Q ausserhalb der Flugrichtung, wie dies bei Fig. 8 der Fall ist, so weist die empfangene Welle eine gewisse Amplitudenmodulationstiefe auf, welche ein Mass ist für den Abweichungswinkel und die Phase der Modulation ist ein Mass für den Drehungswinkel ä. Damit nun der Flugkörper das Ziel treffen kann, wird er wiederholt zwecks Reduzierung des Abweichungswinkels e auf null von seiner augenblicklichen Flugrichtung abgelenkt, und zwar jeweils dann, wenn der Winkel seiner Eigendrehung um seine Hauptachse gleich dem Koordinatenwinkel S ist.
Die Einzelheiten dieser Einrichtung werden nun mit bezug auf die Fig. 7 und 9 beschrieben. Die Antenne 103 bekannter Bauart ist im Flugkörper so eingebaut, dass die Radiowellen von ihr unter einem Winkel a zur Hauptachse des Flugkörpers ausgesendet werden. Die vom Zielobjekt reflektierte Welle wird vom Sender-Empfänger 102 als Signal in Form einer modulierten Welle I an die Steuersignalvorrich- tung 104 weitergegeben und von dieser an die ge- mäss Fig. 7 ausgeführte Steuerbetätigungsvorrichtung 105, und zwar als Steuersignal Il, welches nur Pulse aufweist, die den steilsten Teilen der Welle I entsprechen.
Die Pulse lösen durch den Funkengenerator der Vorrichtung 105 je einen Funken an der Zündkerze 76 aus. Im übrigen arbeitet die Vorrichtung 105 in der oben mit bezug auf Fig. 7 beschriebenen Art und Weise.
Da jede Phase des Signals 1I ungefähr mit der Phase des Signals I identisch ist, die den Drehungswinkel ä des Zielpunktes Q in den Polarkoordinaten darstellt, wird infolge des sofortigen Reagierens der Ruderbetätigungsvorrichtung 105 auf jeden Puls die Flugbahn des Flugkörpers im Sinne einer Verkleinerung des Abweichungswinkels 0 jedesmal dann abgelenkt, wenn der Eigendrehungswinkel y gleich diesem Drehungswinkel 5 ist.
Sobald die Flugrichtung mit der Zielrichtung zusammenfällt, fällt die Modulation der Welle I weg und das Signal 1I weist keine Pulse auf, die ein Arbeiten der Ruderbetätigungs- vorrichtung 105 veranlassen würden ; somit bleibt dann die Flugbahn unabgelenkt.
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Der Kreisel 72 und der zugehörige Sender müssen bei dieser Ausführung nicht notwendigerweise vorhanden sein.