DE1123483B

DE1123483B - Device for investigating the influence of flight controllers on the flight behavior of flight bodies

Info

Publication number: DE1123483B
Application number: DEM39407A
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Waldemar Moeller
Original assignee: Bodenseewerk Perkin Elmer and Co GmbH
Current assignee: PE Manufacturing GmbH
Priority date: 1958-10-25
Filing date: 1958-10-25
Publication date: 1962-02-08

Description

Vorrichtung zur Untersuchung des Einflusses von Flugreglern auf das Flugverhalten von Flugkörpern Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Untersuchung des Einflusses von Flugreglern auf das Flugverhalten von Flugkörpern. Die Beeinflussung der Lenkungsmittel von Flugkörpern durch Flugregler ist bekannt. Um zu untersuchen, wie sich ein Flugkörper unter dem Einfluß eines Flugreglers verhält, hat man bisher Versuchsflüge ausführen müssen, bei denen die das Flugverhalten des Flugkörpers bestimmenden Einstellgrößen des Flugreglers den Eigenschaften des Flugkörpers angepaßt worden sind. Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Anpassung der Einstellgrößen ohne kostspielige und zeitraubende Versuchsflüge zu ermöglichen.Device for investigating the influence of flight controllers on the Flight behavior of missiles The invention relates to a device for investigation the influence of flight controllers on the flight behavior of missiles. The influencing the means of directing missiles through flight controllers is known. To investigate How a missile behaves under the influence of a flight controller is known up to now Must carry out test flights in which the flight behavior of the missile determined setting variables of the flight controller adapted to the properties of the missile have been. The invention is based on this adaptation of the setting variables without allowing costly and time-consuming test flights.

Erfindungsgemäß wird diese Möglichkeit durch eine Vorrichtung geschaffen, bei der eine drehbare, zur Aufnahme des Flugreglers (St) dienende Plattform (PI) über ein Getriebe von einem steuerbaren Elektromotor (M) angetrieben ist, der unter dem Einfluß einstellbarer dynamischer, vom Ausschlag des Lenkungsmittels des Flugkörpers (Ruder od. dgl.) und von der Winkelgeschwindigkeit der Plattform abgeleiteter und dem Schiebewinkel und den Flugkörpereigenschaften entsprechender Steuergrößen steht, und zwar derart, daß die an der Plattform (PI) auftretende Drehbewegung eine Abbildung der Bewegung des Flugkörperschwerpunktes ist.According to the invention, this possibility is created by a device in which a rotatable platform (PI) serving to accommodate the flight controller (St) is driven via a gear unit by a controllable electric motor (M) which, under the influence of adjustable dynamic, is controlled by the deflection of the steering means of the missile (rudder or the like.) and derived from the angular speed of the platform and the sliding angle and the missile properties corresponding control variables, in such a way that the rotational movement occurring on the platform (PI) is an image of the movement of the missile's center of gravity.

Mit einem solchen »dynamischen Prüfstande kann man im Laboratorium im Laufe von wenigen Minuten das dynamische Verhalten des Flugkörpers mit Flugreglern bei den verschiedensten Geschwindigkeiten bzw. Staudrücken und bei allen möglichen Werten der Parameter des Flugreglers beobachten und die interessierenden Größen oszillographieren. Ebenso einfach und schnell kann geprüft werden, wie eine bauliche Änderung des Flugkörpers, z. B. bei einem Flugzeug eine Vergrößerung der Ruder oder eine Änderung des Trägheitsmomentes den Charakter der geregelten Bewegung beeinflussen würde bzw. für welche Flugzeugtypen und welche Flugzustände ein bestimmter Flugregler brauchbar ist, wann die Instabilität beginnt und die Anwendung des Flugreglers eine Gefahr für das Flugzeug bedeuten würde.Such a »dynamic test stand can be used in the laboratory the dynamic behavior of the missile with flight controllers in the course of a few minutes at the most varied of speeds or dynamic pressures and at all possible Observe the values of the parameters of the flight controller and the variables of interest oscillograph. Checks can be carried out just as easily and quickly as a structural one Change of missile, e.g. B. in an aircraft an increase in the rudder or a change in the moment of inertia will affect the character of the controlled movement would or for which aircraft types and which flight conditions a certain flight controller is useful when the instability begins and the application of the flight controller a Would mean danger to the aircraft.

Selbstverständlich kann ein solcher Prüfstand auch in bekannter Weise bei der Serienfertigung, bei der laufenden Betriebskontrolle und bei der Reparatur von Flugreglern zur Funktionsprüfung und Justierung jedes einzelnen Reglers eingesetzt werden. In diesem Falle werden, wie es bei solchen Prüfgeräten üblich ist, feste Einstellungen gewählt, bei denen der zu prüfende Regler mit bestimmten Kennwerten reagieren muß. Hiermit ist eine schnelle Kontrolle der Funktionsfähigkeit des Flugreglers möglich. Als Ausführungsbeispiel der Erfindung ist im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung ein dynamischer Prüfstand beschrieben und seine Wirkungsweise am Beispiel der Kursregelung eines Flugzeuges erläutert.Such a test stand can of course also be used in a known manner in series production, in ongoing operational controls and in repairs used by flight controllers for functional testing and adjustment of each individual controller will. In this case, as is usual with such test devices, fixed Settings selected in which the controller to be tested has certain characteristic values must react. This enables a quick check of the functionality of the flight controller possible. As an embodiment of the invention, reference is made below a dynamic test bench and its mode of operation are described on the drawing explained using the example of the course control of an aircraft.

Der dynamische Prüfstand trägt die Rudermaschine RM, die über einen Kraftverstärker vom Flugregler St beaufschlagt wird. Ein Ruderlagengeber RL liefert ein elektrisches Signal, das dem Ruderausschlag proportional ist.The dynamic test bench carries the rowing machine RM, which is acted upon by the flight controller St via a force amplifier. A rudder position sensor RL supplies an electrical signal that is proportional to the rudder deflection.

Der dynamische Prüfstand besitzt ferner eine Plattform PI, welche durch einen Elektromotor M (Ferrarismotor) über ein Untersetzungsgetriebe gedreht werden kann. Auf der Plattform wird der Flugregler St befestigt.The dynamic test stand also has a platform PI which can be rotated by an electric motor M (Ferrari motor) via a reduction gear. The flight controller St is attached to the platform.

Die jeweilige Winkeleinstellung der Plattform repräsentiert am dynamischen Prüfstand den Lagewinkel des Flugzeuges, z. B. den Azimutwinkel y.The respective angle setting of the platform represents the dynamic Test bench the angle of the aircraft, z. B. the azimuth angle y.

Auf eine Auslenkung @ des Ruderlagengebers RL aus seiner Nullage antwortet der dynamische Prüfstand mit einer Verdrehung der Plattform P1. Dabei ist der Lagewinkel yp der Plattform in seiner Größe und seinem zeitlichen Verlauf mit dem Winkel durch dieselbe Gesetzmäßigkeit verknüpft wie im Flugzeug der Lagewinkel mit dem Ruderausschlag.It responds to a deflection @ of the rudder position sensor RL from its zero position the dynamic test bench with a rotation of the platform P1. Where is the position angle yp of the platform in its size and its temporal progression with the angle the same regularity as in an airplane the attitude angle is linked to the rudder deflection.

Bei Drehbewegungen des Flugzeuges werden die Winkelbeschleunigungen durch die Größe der darauf einwirkenden Drehmomente durch das Trägheitsmoment I des Flugzeuges um die betreffende Achse bestimmt. Auf dem dynamischen Prüfstand ist an der Plattformachse das Trägheitsmoment I' der Plattform und der mit ihr gekuppelten Bauteile (Motor, Getriebe, Flugregler) wirksam; dieses ist um einen Faktor f etwa von der Größenordnung 10s kleiner als das Trägheitsmoment des Flugzeuges. Die Plattform wird sich daher in derselben Weise drehen wie das Flugzeug, falls das vom Motor erzeugte Drehmoment das im Maßstab 1 : f verkleinerte Abbild der am Flugzeug wirkenden Momente ist.When the aircraft rotates, the angular accelerations by the magnitude of the torques acting on it through the moment of inertia I. of the aircraft about the relevant axis. On the dynamic test bench is the moment of inertia I 'of the platform and that coupled to it on the platform axis Components (engine, gearbox, flight controller) effective; this is about one factor f is about 10s smaller than the aircraft's moment of inertia. The platform will therefore rotate in the same way as the aircraft if the torque generated by the motor is the scaled 1: f image of the am Airplane acting moments is.

Bei der Kursregelung dreht sich das Flugzeug um die Hochachse. Diese Drehungen werden hauptsächlich durch die folgenden Drehmomente hervorgerufen: a) Das durch den Seitenruderausschlag @ entstehende Moment. Es kann näherungsweise als zu @ proportional angesehen werden.During course control, the aircraft turns around its vertical axis. These Rotations are mainly caused by the following torques: a) The moment created by the rudder deflection @. It can be approximate considered to be proportional to @.

b) Das Moment der Richtungsstabilität. Es ist proportional dem Schiebewinkel ß.b) The moment of directional stability. It is proportional to the sliding angle ß.

c) Das Moment der Wendedämpfung. Es ist proportional der Winkelgeschwindigkeit ojZ = ap . d) Hierzu treten noch »Störmomente« verschiedener Herkunft, z. B. infolge von Böen usw.c) The moment of turning damping. It is proportional to the angular velocity ojZ = ap. d) In addition, there are "disturbing moments" of various origins, e. B. as a result of gusts etc.

Mit den Indizes D für Dämpfung, R für Ruderwirksamkeit, St für Eigenstabilität hat das gesamte auf das Flugzeug wirkende Giermoment also die folgende Struktur: N = -nD coz - hst ß - nR @ (-I- Störmomente) (bei der üblichen Festsetzung der Vorzeichen sind hD, hst und hn im allgemeinen positiv), und die daraus folgende Winkelbeschleunigung ist Die Koeffizienten nD, nst, nn bzw. aD, ast, aR hängen einerseits von der Bauart des Flugzeuges, andererseits von Fluggeschwindigkeit und Luftdichte ab.With the indices D for damping, R for rudder effectiveness, St for inherent stability, the entire yaw moment acting on the aircraft has the following structure: N = -nD coz - hst ß - nR @ (-I- disturbance torques) (with the usual definition of the Signs are generally positive), and the resulting angular acceleration is The coefficients nD, nst, nn or aD, ast, aR depend on the one hand on the type of aircraft and on the other hand on the airspeed and air density.

Am Prüfstand ist das vom Ferrarismotor M erzeugte Drehmoment und damit auch die Winkelbeschleunigung der Plattform PZ proportional dem Produkt von Erregerspannung UErr, und Steuerspannung Ust des Motors: c UErr Ust. Die Erregerspannung wird mittels eines Drehknopfes auf einen zu aR proportionalen Wert eingestellt: UErr = C'aR Dann ist es also notwendig, daß die Steuerspannung Ust in folgender Weise von @, @ und ß abhängt: Wenn diese Voraussetzung erfüllt ist und wenn noch die Koeffizienten c' und c" passend gewählt sind (nämlich so, daß cc'c" = -1 ist), wird auch für den dynamischen Prüfstand dieselbe Gleichung gelten wie für das Flugzeug: = -aD @ - ast ß - aR Störgröße).On the test bench, the torque generated by the Ferrari motor M and thus also the angular acceleration of the platform PZ is proportional to the product of the excitation voltage UErr and the control voltage Ust of the motor: c UErr Ust. The excitation voltage is set to a value proportional to aR using a rotary knob: UErr = C'aR Then it is necessary that the control voltage Ust depends on @, @ and ß in the following way: If this requirement is met and if the coefficients c 'and c "are selected appropriately (namely so that cc'c" = -1 ), the same equation will also apply to the dynamic test bench as to the aircraft: = -aD @ - ast ß - aR disturbance variable).

Die Steuerspannung für den Ferrarismotor M liefert ein Verstärker HV, dem folgende Eingangsspannungen zugeführt werden: a) Ein dem Ruderausschlag @ proportionales Signal. Es wird vom Ruderlagenabgriff' RL geliefert.The control voltage for the Ferrari motor M is supplied by an amplifier HV to which the following input voltages are fed: a) A signal proportional to the rudder deflection @. It is supplied by the rudder angle pick-up 'RL.

b) Ein der Drehgeschwindigkeit @ der Plattform proportionales Signal. Es wird von einem mit dem Motor M gekuppelten Tachogenerator G geliefert. c) Ein Signal, welches dem Schiebewinkel ß proportional ist. Es wird von dem Abgriff SW geliefert, wie noch zu erläutern ist.b) A signal proportional to the speed of rotation @ of the platform. It is supplied by a tachometer generator G coupled to the motor M. c) A signal which is proportional to the slip angle β. It is supplied by the tap SW , as will be explained below.

d) Gegebenenfalls ein Störsignal, das dem Prüfstand von außen zugeführt werden kann.d) Possibly an interfering signal which is fed to the test stand from outside can be.

Es muß noch erläutert werden, wie das dem Schiebewinkel proportionale Signal erhalten wird. Der Schiebewinkel ß ist der Winkel zwischen der Symmetrieebene des Flugzeuges und der Flugbahntangente. Die Lage der Symmetrieebene wird auf dem dynamischen Prüfstand durch die Stellung der Plattform repräsentiert. Es muß also am Prüfstand außerdem noch ein Bauteil vorhanden sein, welches die Richtung der Flugbahntangente darstellt, dann kann durch einen zwischen diesem Bauteil und der Plattform angebrachten Abgriff das verlangte Signal gebildet werden. Der Azimutwinkel der Bahntangente (Flugwind-Azimutwinkel) sei x, der Schiebewinkel ist dann ß = y-x. Zur Ermittlung des Winkels x wird die Gleichung benutzt x = aß = aß (V - x) die sich aus dem Gleichgewicht zwischen Schiebe-Seitenkraft und Zentrifugalkraft ergibt.It has yet to be explained how the signal proportional to the slip angle is obtained. The sliding angle ß is the angle between the plane of symmetry of the aircraft and the flight path tangent. The position of the plane of symmetry is represented on the dynamic test bench by the position of the platform. So there must also be a component on the test stand that represents the direction of the flight path tangent, then the required signal can be generated by a tap attached between this component and the platform. The azimuth angle of the path tangent (flight wind azimuth angle) is x, the slip angle is then ß = yx. To determine the angle x, the equation x = aß = aß (V - x) is used, which results from the equilibrium between sliding side force and centrifugal force.

Wie aus Abb. 1 zu erkennen ist, wird das vom Abgriff' SW gebildete, zu ß proportionale Signal nach Verstärkung im Verstärker Vß einem Integrationsmotor M' zugeführt, dessen Drehzahl proportional zu diesem Signal ist. Ein mit diesem Motor verbundenes Untersetzungsgetriebe liefert an seiner Abtriebsachse die Richtung der Flugbahntangente. Diese Achse trägt den Stator des Abgriffes SW, während sein Rotor auf der Achse der Plattform Pl befestigt ist.As can be seen from Fig. 1, the signal formed by the tap 'SW and proportional to β is fed to an integration motor M' after amplification in the amplifier Vß, the speed of which is proportional to this signal. A reduction gear connected to this motor supplies the direction of the flight path tangent on its output axis. This axis carries the stator of the tap SW, while its rotor is attached to the axis of the platform Pl.

In derselben Weise, wie es für die Kursregelung beschrieben wurde, kann auch die Längslageregelung auf dem dynamischen Prüfstand untersucht werden. Im Falle der Querlageregelung wird das ß-Signal nicht verwendet (aß und ast = 0). In the same way as it was described for the course control, the longitudinal position control can also be examined on the dynamic test bench. In the case of lateral position control, the ß-signal is not used (aß and ast = 0).

Um ein gegebenes Flugzeug in einem gegebenen Flugzustand zu untersuchen, muß man also (für jede Achse) die vier Größen an, aD, ast und aß kennen. Als die wichtigste von ihnen, die das Flugzeug in erster Linie charakterisiert, soweit es sich um die Flugregelung handelt, muß die Größe aR betrachtet werden. Sie hat die physikalische Bedeutung Winkelbeschleunigung geteilt durch Ruderausschlag und die Dimension sec-2.In order to examine a given aircraft in a given flight condition, one must know the four quantities an, aD, ast and ate (for each axis). As the most important of them, which primarily characterizes the aircraft, as far as the flight control is concerned, the quantity aR must be considered. It has the physical meaning of angular acceleration divided by the rudder deflection and the dimension sec-2.

Die übrigen Parameter aD, ast, aß sind demgegenüber - für einen gut durchgebildeten Flugregler - oft von geringerer Bedeutung. Meist bekommt man schon ein angenähert richtiges Bild vom Verhalten des Flugzeuges mit Flugreglern, wenn man aß = 0 setzt, eine rohe Annäherung ist unter Umständen sogar schon mit aD = ast = aß = 0 zu erhalten. Die Einstellung der Größe aR am Prüfstand erfolgt, wie schon gesagt, über die Erregerspannung des Motors M.The other parameters aD, ast, are eating contrast - for a well-educated autopilot - often of lesser importance. Usually you get an approximately correct picture of the behavior of the aircraft with flight controls if you set aß = 0, a rough approximation can even be obtained with aD = ast = aß = 0. As already mentioned, variable aR is set on the test bench via the excitation voltage of the motor M.

Nach oben ist der Bereich der einstellbaren aR-Werte durch die Daten des Prüfstandes, insbesondere durch die Eigenschaften des Antriebsmotors M begrenzt. Es empfiehlt sich, daß auf die Plattform Pl nicht übermäßig große und schwere Geräte gesetzt werden, da das Trägheitsmoment des Steuergerätes sich zu dem der Plattform addiert und dadurch die möglichen Werte der Winkelbeschleunigung herabsetzt. Im allgemeinen soll bei einem gewissen »Normwert« des Trägheitsmomentes I' gearbeitet werden. Falls das Trägheitsmoment - bei aufgesetztem Steuergerät - unterhalb dieses Wertes liegt, wird es auf den Normwert gebracht, indem Korrekturscheiben auf die Achse des Motors M gesteckt werden. Außerdem sind Scheiben (S) vorgesehen, durch welche das Trägheitsmoment I' auf das 10fache bzw. 100fache des Normwertes gebracht werden kann. Kleine Werte von aR lassen sich dann genauer einstellen.Up is the range of adjustable aR values through the data of the test bench, in particular limited by the properties of the drive motor M. It is recommended that the platform Pl is not excessively large and heavy equipment because the moment of inertia of the control unit differs from that of the platform is added and thereby reduces the possible values of the angular acceleration. in the in general, at a certain "standard value" of the moment of inertia I ' to be worked. If the moment of inertia - with the control unit in place - is below If this value lies, it is brought to the standard value by using correction discs be plugged onto the axis of the motor M. In addition, discs (S) are provided, by which the moment of inertia I 'is 10 times or 100 times the standard value can be brought. Small values of aR can then be set more precisely.

An Stelle des im Ausführungsbeispiel beschriebenen Ferrarismotors M kann auch ein anderer steuerbarer Asynchronmotor verwendet werden. Da die angetriebene Plattform PL die Flugkörperbewegungen nachahmen soll, ist es erforderlich, die Reibung sehr gering zu halten und den Motor M kollektorlos und so empfindlich auszubilden, daß sein Anlaufdrehmoment ein Tausendstel des vollen Drehmomentes, möglichst sogar noch kleiner ist.Instead of the Ferrari motor described in the exemplary embodiment Another controllable asynchronous motor can also be used. Since the powered If the platform PL is to imitate the missile movements, it is necessary to reduce the friction to keep it very low and to make the motor M brushless and so sensitive, that its starting torque is a thousandth of the full torque, if possible even is even smaller.

Die zur Steuerung des Motors M gegebenenfalls heranzuziehende Störgröße kann zur Darstellung von Böen dienen. Sie kann auch z. B. einem Rechengerät entnommen werden, das den Einfluß errechnet, den z. B. bei der Prüfung eines Kurssteuergerätes eine Neigung um die Längs- oder Querachse des Flugzeuges ausüben würde. Man kann über ein solches Rechengerät gegebenenfalls mehrere Prüfvorrichtungen der beschriebenen Art miteinander koppeln, so daß Flugregler für die drei Achsen des Flugkörpers gleichzeitig untersucht und unter Berücksichtigung ihres gegenseitigen Einflusses vermessen werden können.The disturbance variable to be used to control the motor M if necessary can be used to represent gusts. You can also z. B. taken from a computing device that calculates the influence that z. B. when testing a course control device would incline around the longitudinal or transverse axis of the aircraft. One can Using such a computing device, if necessary, several test devices of the ones described Kind of couple together so that flight controllers for the three axes of the missile at the same time examined and measured taking into account their mutual influence can.

Claims

PATENT CLAIMS: 1. A device for investigating the influence of flight controllers on the flight behavior of missiles, characterized in that a rotatable platform (P1) serving to accommodate the flight controller (St) is driven by a controllable electric motor (M) via a transmission is under the influence of adjustable dynamic, from the deflection of the steering means of the missile (rudder or the like.) and from the angular speed of the platform and the sliding angle and the missile properties corresponding control variables, in such a way that the rotary movement occurring on the platform (P1) is a map of the movement of the missile's center of gravity.

2. Apparatus according to claim 1, characterized characterized in that the drive motor (M) of the platform (P1) is an asynchronous motor is, the excitation of which is adjustable according to the missile properties (aR) and whose control voltage (Ust) is controlled by one of the dynamic control variables Amplifier is removed.

3. Apparatus according to claim 1, characterized in that for the electrical representation of the sliding angle (ß) an electrical tapping system (SW) connected to the platform (P1) is provided, the rotor of which is seated on the platform shaft and the stator of which is controlled by an integration motor (M ' ) is rotated with a delay in accordance with the tapping voltage (ß) representing the sliding angle.

4. Apparatus according to claim 3, characterized in that on a shaft of the gearbox driving the platform (PL) to change the moment of inertia additional masses (S) are attached. Publications Considered: British U.S. Patent No. 558,374.