DE1165459B

DE1165459B - Device for the predetermination of the angle or angles at which a missile must leave its starting point at a certain point in time in order to collide with a predetermined target

Info

Publication number: DE1165459B
Application number: DEB53869A
Authority: DE
Inventors: Johannes Peters
Original assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Current assignee: Boelkow Entwicklungen KG
Priority date: 1959-07-04
Filing date: 1959-07-04
Publication date: 1964-03-12

Description

Einrichtung zur Vorausbestimmung des oder der Winkel, unter dem oder denen zu einem bestimmten Zeitpunkt ein Flugkörper seinen Startort verlassen muß, um mit einem vorausbestimmten Ziel zu kollidieren Einrichtungen zur Vorausbestimmung des oder der Winkel, unter dem oder denen zu einem bestimmten Zeitpunkt ein Flugkörper seinen Startort verlassen muß, um mit einem vorausbestimmten Ziel zu kollidieren, sind bekannt.Means for predicting the angle or angles at which or which a missile has to leave its place of departure at a certain point in time, in order to collide with a predetermined goal the angle (s) at which a missile (s) at a given point in time must leave its starting point in order to collide with a predetermined target, are known.

Sie bestehen in aller Regel aus einem Ortungsgerät für das Ziel, einem von Servomotoren bewegten Startgestell für den Flugkörper, einer den wahrscheinlichen Kollisionspunkt von Ziel und Flugkörper bestimmenden Recheneinrichtung sowie nachgeschalteten differenzbildenden Einrichtungen, die, stimmen die berechneten Winkel mit den Winkeln des Startgestells nicht überein, Signale erzeugen, welche nach entsprechender Verstärkung den Servomotoren zugeleitet werden, die ihrerseits auf die differenzbildenden Einrichtungen tachometrisch rückgekoppelt sind.They usually consist of a tracking device for the target, a Launching frame for the missile, one of the probable ones, moved by servomotors The collision point of the target and the missile-determining computing device as well as the downstream difference-forming devices that agree the calculated angles with the angles of the starting frame do not match, generate signals which, after appropriate amplification the servomotors are fed, which in turn on the difference-forming devices are tachometrically fed back.

Um die Flugzeit zum Kollisionspunkt, wo das Ziel sich im Kollisionsaugenblick befinden sollte, möglichst genau zu berechnen, ist es bekannt, sowohl die wahrscheinlichen Standorte des Ziels als auch die wahrscheinlichen Standorte des Flugkörpers innerhalb des in Betracht kommenden Zeitraumes für mehrere Zeitpunkte vorauszuberechnen, also zu extrapolieren.About the flight time to the collision point where the target is at the moment of the collision should be to calculate as accurately as possible, it is known both the probable Locations of the target as well as the probable locations of the missile within of the period under consideration for several points in time, i.e. to extrapolate.

Da die in Betracht kommenden Zeiträume, in denen die Kollisionspunktberechnung durch wiederholtes Rechnen mit erst angenommenen und daraufhin auf Grund der jeweiligen Berechnung verbesserten Flugzeit- und Entfernungswerten stattfinden kann, sehr klein sind, wird entweder der wahrscheinliche Kollisionspunkt mit wenigen Rechenschritten nach den Gesetzen der Trigonometrie ermittelt, oder aber es werden von einem von der Recheneinrichtung gespeisten Simulator die vorausberechneten Bahnkurven in verkleinertem Maßstab visuell dargestellt, um einem Schützen die Möglichkeit zu geben, die Flugbahn eines Flugkörpers durch Fernlenkung möglichst frühzeitig zu korrigieren, damit er mit seinem Ziel kollidiert.Since the relevant periods in which the collision point calculation by repeatedly calculating with first accepted and then on the basis of the respective Calculation of improved flight time and distance values can take place very small either becomes the probable collision point with just a few calculation steps determined according to the laws of trigonometry, or it can be determined by one of the computing device fed simulator the precalculated trajectories in a reduced Scale displayed visually to give a shooter the ability to determine the trajectory correcting a missile by remote control as early as possible so that it collides with its target.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Bestimmung des zukünftigen Kollisionspunktes zweier sich bewegender Körper zu verbessern.The invention is based on the task of determining the future To improve the collision point of two moving bodies.

Diese Aufgabe ist dadurch gelöst, daß gemäß der Erfindung die Extrapolationseinrichtung für die Ermittlung der wahrscheinlichen Flugbahn des Ziels, der die wahrscheinlichen Standorte des Flugkörpers innerhalb des in Betracht kommenden Zeitraumes angebende Simulator und die den jeweiligen Unterschied der Orte des Ziels und des Flugkörpers bestimmende Recheneinrichtungen von einem Zeitgenerator gesteuerte Teile eines drei Regelgrößen verarbeitenden Regelkreises sind, der einen mit einem ersten von dem Zeitgenerator gesteuerten Austastgerät und einem zweiten nachgeschalteten Austastgerät zusammenwirkenden Koordinatenwandler zum Umformen der als Regelgröße dienenden Ortskoordinaten von Ziel und Flugkörper in Koordinaten für das Abschußgestell aufweist, dies alles in derartiger Anordnung, daß das erste Austastgerät beim Nullwerden eines Regelfehlers des auf Flugkörper und Ziel bezogenen Systems das zweite Austastgerät auslöst, worauf dieses die Werte der verbleibenden Regelfehler dieses Zeitpunktes austastet und nach ihrer Verstärkung den Servomotoren zuführt, die mit dem Simulator und mit dem Koordinatenwandler über Geber rückgekoppelt sind.This object is achieved in that, according to the invention, the extrapolation device for determining the probable trajectory of the target, the probable Specifying locations of the missile within the period in question Simulator and showing the respective difference between the locations of the target and the missile determining computing devices controlled by a time generator parts of a three Controlled variables processing control loop are, the one with a first of the Time generator controlled blanking device and a second downstream blanking device cooperating coordinate converter for transforming the location coordinates serving as a control variable of target and missile in coordinates for the launching frame, all of this in such an arrangement that the first blanking device when a control error becomes zero of the missile and target-related system triggers the second blanking device, whereupon this gauges the values of the remaining control errors at this point in time and after it has been amplified, it feeds the servomotors that operate with the simulator and with the Coordinate converters are fed back via encoder.

Eine derartige Anlage einschließlich des Ortungsgeräts für das Ziel und des Flugkörpers stellt also ein nach dem Abtastprinzip arbeitendes Regelsystem dar, in dem ein erst in Zukunft zu erwartendes Ereignis -nämlich der kleinste Abstand des Flugkörpers vom Ziel - eine auf Null zu bringende Regelgröße darstellt. Hierzu muß die verwendete Recheneinrichtung so schnell arbeiten, daß sie ein Rechenergebnis innerhalb des Zwischenraumes zweier Meßimpulse des Ortungsgeräts liefert.Such a system including the tracking device for the target and the missile is thus a control system that works according to the scanning principle in which an event to be expected only in the future - namely the smallest distance of the missile from the target - represents a controlled variable that can be brought to zero. For this the computing device used must work so fast that it produces a computation result supplies within the space between two measuring pulses of the locator.

In der Weiterbildung der Erfindung ist der die Flugbahn des Flugkörpers simulierende Simulator durch eine die tatsächlichen Koordinaten des Flugkörpers angebende, aus einem Ortungsgerät und einem Rechner bestehende Einrichtung ersetzt.In the further development of the invention, this is the flight path of the missile simulating simulator through a the actual coordinates of the missile indicating, consisting of a tracking device and a computer replaced device.

Alles Nähere über die Erfindung ergibt sich aus der Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung, in der zwei Ausführungsbeispiele der Einrichtung zur Bestimmung des zukünftigen Kollisionspunktes dargestellt sind. Im einzelnen zeigt F i g. 1 das Zeitkoordinatenschema von Flugkörper und Ziel, F i g. 2 das Raumkoordinatenschema von Flugkörper bzw. Ziel und Abschußgestell, F i g. 3 das Schaltschema eines ersten Ausführungsbeispiels der Einrichtung nach der Erfindung, F i g. 4 das Schaltschema einer gegenüber F i g. 3 etwas geänderten Ausführungsform und F i g. 5 das Schaltschema eines zweiten mit Nachsteuerung versehenen Ausführungsbeispiels der Einrichtung nach der Erfindung.All details about the invention can be found in the description in Connection with the drawing in which two embodiments of the device for Determination of the future collision point are shown. In detail shows F i g. 1 the time coordinate scheme of missile and target, F i g. 2 the spatial coordinate scheme of missile or target and launching frame, F i g. 3 the circuit diagram a first embodiment of the device according to the invention, F i g. 4 that Circuit diagram of a compared to FIG. 3 somewhat modified embodiment and FIG. 5 shows the circuit diagram of a second exemplary embodiment provided with readjustment the device according to the invention.

In Nachfolgenden soll als Ziel ein Flugkörper I und der das Ziel zu erreichende Flugkörper als Flugkörper Il betrachtet werden. Der Weg des Flugkörpers I ist mit gewissen Fehlern aus Messungen bekannt, die beispielsweise von einem Radargerät von dem ersten Erfassen des Zieles - mit tA bezeichnet - bis zur Gegenwart - mit to bezeichnet - durchgeführt werden. Daraus kann der zukünftige Weg innerhalb bestimmter Grenzen als Wahrscheinlichkeitsverteilung ermittelt werden. Jedoch ist für einen zukünftigen Zeitpunkt to + h die Streuung um den wahrscheinlichsten Weg um so größer, je größer h ist. Andererseits können von dem Flugkörper II die mittleren Systemeigenschaften beliebig genau ermittelt werden, so daß grundsätzlich der mittlere Weg des Flugkörpers II nach der Startzeit ts in Abhängigkeit von den verschiedenen hinzutretenden Parametern angegeben werden kann. Der einzelne Weg weicht allerdings vom mittleren Weg um eine gewisse Fehlerstreuung ab, ist also auch nur im statistischen Sinne bekannt.In the following, a missile I is to be considered as the target and the missile to be reached as the missile II. The path of the missile I is known with certain errors from measurements, for example, from a radar apparatus of the first detection of the target - denoted by tA - to the present - denoted to - be performed. From this, the future path can be determined as a probability distribution within certain limits. However, for a future point in time to + h , the greater h, the greater the scatter around the most probable path. On the other hand, the mean system properties of the missile II can be determined as precisely as required, so that in principle the mean path of the missile II after the start time ts can be specified as a function of the various parameters to be added. However, the individual path deviates from the mean path by a certain amount of error, so it is only known in the statistical sense.

Wird, wie F i g. 1 zu entnehmen ist, eine Zeitkoordinate t verwendet, auf der hintereinander die Zeiten tA = Zeit des ersten Erfassens des Flugkörpers I, to = Augenblickszustand, ts = Startzeit des Flugkörpers 1I und tx = Zeit der Kollision aufgetragen sind, so beziehen sich die anzustellenden Betrachtungen auf eine bestimmte Zeit to, die laufend von tA bis ts fortschreitet. Der Zeitpunkt ts sollte dabei so gewählt werden, daß eine Kollision zu einer davon abhängigen Zeit tx so wahrscheinlich wie möglich ist. Um für die Vorgänge in dem zur Durchführung des Verfahrens bestimmten Rechner nicht mit einer variablen Zeitachse arbeiten zu müssen, wird außerdem eine Zeit -r eingeführt, deren Nullpunkt mit dem Punkt ts zusammenfällt. Der noch zu beschreibende Rechner soll dabei die Vorgänge im Zeitabschnitt 0<z<-ck zeitlich stark gerafft wiedergeben. Bei einer Raffung z. B. um den Faktor 1000 erhält man den wahrscheinlichsten Ort beider Flugkörper, der zur Zeit to -I- h zu erwarten ist, bereits zur Zeit wobei angenommen ist, daß im gegenwärtigen Zeitpunkt ein Start des Flugkörpers 1I erfolgt sei. Es ist daher eine hohe Wiederholungsfrequenz möglich, so daß diese Rechnung repetierend mit verschiedenen Anfangswinkeln a und p durchgeführt werden kann. Dabei gibt es ein Winkelpaar, bei dem eine Kollision mit höchstmöglicher Wahrscheinlichkeit zu erwarten ist. Das ist der Fall, wenn die beiden vorausberechneten wahrscheinlichen Wege eine echte Kollision im definierten Sinne erfahren. Die Einstellung beider Winkel erfolgt hierbei automatisch.Will, as shown in FIG. 1, a time coordinate t is used, on which the times tA = time of the first detection of the missile I, to = instantaneous state, ts = start time of missile 1I and tx = time of the collision are plotted, then the considerations to be made relate for a certain time to, which progresses continuously from tA to ts. The point in time ts should be chosen so that a collision at a time tx that is dependent on it is as likely as possible. In order not to have to work with a variable time axis for the processes in the computer intended to carry out the method, a time -r is also introduced, the zero point of which coincides with the point ts. The computer, which is still to be described, is supposed to reproduce the processes in the time segment 0 <z <-ck at a very short time. When gathering z. B. by a factor of 1000 you get the most likely location of both missiles, which is to be expected at the time to -I- h, already at the time it is assumed that the missile 1I has taken off at the present time. A high repetition frequency is therefore possible, so that this calculation can be carried out repetitively with different starting angles a and p. There is a pair of angles at which a collision is to be expected with the highest possible probability. This is the case when the two pre-calculated probable paths experience a real collision in the defined sense. Both angles are set automatically.

Zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine Regelschaltung verwendet. Hierbei wird von folgender Überlegung ausgegangen: Der auftretende Regelfehler besteht aus den drei Komponenten des Unterschiedes im Ort, also dem Kollisionsfehler, den die beiden Flugkörper zu einem angenommenen Zeitpunkt der Kollosion iK voneinander haben. Die erfindungsgemäße selbsttätige Regelung hat nun die Eigenschaft, daß jede der Komponenten des Fehlers je eine, und zwar nur eine der drei wählbaren Größen ts, a und g? einregelt.A control circuit is used to carry out the method according to the invention used. This is based on the following consideration: The control error that occurs consists of the three components of the difference in location, i.e. the collision error, the two missiles at an assumed time of the collision iK from each other to have. The automatic control according to the invention now has the property that each of the components of the error each one, namely only one of the three selectable sizes ts, a and g? regulates.

Zur Beschreibung des Ortes beider Flugkörper werden die rechtwinkligen Koordinaten x, y, z eingeführt (F i g , 2) und ferner die mitgeführten rechtwinkligen Koordinaten e, 17, '.'» des Abschußgestelles, die aus dem alten System xyz durch zwei Drehungen entstanden sind, und zwar eine Drehung um den Winkel a und eine anschließende Drehung um den Winkel 99. Drehachse ist bei der ersten Drehung die z-Achse und bei der zweiten Drehung die neue Richtung der x-Achse, die nunmehr e-Achse heißt. Die erfindungsgemäße Lösung beruht auf der Erkenntnis, daß diese Auftrennung in drei nicht mehr gekoppelte Regelkreise dann erreicht wird, wenn der Kollisionsfehler aus dem xyz-System auf das e?7#@-System umgerechnet ist, wobei diese Umrechnung in an sich bekannter Weise erfolgen kann.The right-angled missiles are used to describe the location of both missiles Coordinates x, y, z introduced (F i g, 2) and also the carried rectangular ones Coordinates e, 17, '.' »Of the launching frame, taken from the old system xyz through two rotations have arisen, namely a rotation through the angle a and a subsequent rotation Rotation by the angle 99. The axis of rotation is the z-axis for the first rotation and at the second rotation the new direction of the x-axis, which is now called the e-axis. the inventive solution is based on the knowledge that this separation into three no longer coupled control loops is reached when the collision error is converted from the xyz system to the e? 7 # @ system, this conversion can be done in a manner known per se.

Die so entstandene Gesamtanordnung ist in Fig. 3 dargestellt. Das Ortungsgerät 1 für den Flugkörper I gibt den Ort nach der üblichen Technik in Polarkoordinaten an. Jedoch ist die Art der Ausgabe für die Erfindung nicht wesentlich. Der Ort des Flugkörpers I wird für t < to durch drei Koordinaten in einem beliebigen System (polar oder rechtwinklig) laufend in einen Rechner 2 hineingeliefert, welcher daraus die drei Koordinaten x, (r), y1 (z) und z1 (c) für den wahrscheinlichsten zukünftigen Weg des Flugkörpers I in Abhängigkeit von der Zeit bestimmt. Die Zeit a kann dem Zeitgenerator 3 als eine analoge Größe zum Beispiel als Sägezahnspannung entnommen werden. Sie ruft im Rechner 2 die Komponenten des Ortes für die zukünftigen Zeitpunkte z in zeitgerafften Koordinaten ab. Der Weg des Flugkörpers II entsprechend den drei Koordinaten x, (z), y, (z) und z2 (i) wird ebenfalls nach Abruf durch denselben Zeitgenerator 3 im Rechner 4 bestimmt. Dieser Rechner ist also ein in verkürzter Zeit arbeitender elektronischer Simulator des Flugkörpers II, in den die verschiedensten Parameter P1, P, . .. P. - die z. B. Luftdruck, Temperatur, Windgeschwindigkeit, Windrichtung, Feuchtigkeit usw. bedeuten können -sowie die beiden Winkel x und T von außen eingegeben werden. Der Unterschied d x (c), d y (c) und d z (z) der Orte wird in bekannter Weise in den drei Rechengliedern 5a, 5b und 5c gebildet und im Koordinatentransformator 6 auf die neuen Koordinaten e, ii, @ umgerechnet.The overall arrangement thus obtained is shown in FIG. 3. The locating device 1 for the missile I specifies the location in polar coordinates using conventional technology. However, the type of output is not essential to the invention. The location of the missile I is continuously supplied to a computer 2 for t <to by three coordinates in any system (polar or right-angled), from which the three coordinates x, (r), y1 (z) and z1 (c) for determines the most likely future path of the missile I as a function of time. The time a can be taken from the time generator 3 as an analog variable, for example as a sawtooth voltage. In the computer 2, it calls up the components of the location for the future points in time z in time-gathered coordinates. The path of the missile II corresponding to the three coordinates x, (z), y, (z) and z2 (i) is also determined after being called up by the same time generator 3 in the computer 4 . This computer is therefore a working in a reduced time electronic simulator of the missile II, in which the various parameters P1, P. .. P. - the z. B. air pressure, temperature, wind speed, wind direction, humidity, etc. can mean - as well as the two angles x and T can be entered from the outside. The difference dx (c), dy (c) and dz (z) of the locations is formed in a known manner in the three arithmetic units 5a, 5b and 5c and converted in the coordinate transformer 6 to the new coordinates e, ii, @.

In F i g. 3 ist zunächst derjenige Sonderfall dargestellt, bei dem sich die Richtung des Flugkörpers II während des Fluges zwischen ts und tx nur um einen Winkel ändert, der im Bogenmaß klein gegen Eins ist. In diesem Fall kann man die Anfangswerte x und g7 unmittelbar in den Simulator4 und in den Koordinatentransformator 6 hineingeben. Da A i7 unter der obigen Voraussetzung die Vorwärtsrichtung des Flugkörpers II ist, in der kleine Änderungen von a und 99 ohne Einfluß sind, bestimmt diese Fehlerkomponente also allein die Kollisionszeit als diejenige Zeit z = 'sk, in der d 17 (z) = 0 ist. Um diese Zeit auch für die anderen Komponenten des Fehlers zur Kollisionszeit zu machen, muß durch die Regelanordnung bewirkt werden, daß zu dieser Zeit ebenfalls die beiden anderen Komponenten des Regelfehlers d e (-rk) und d @ (zk) durch kleine Änderungen von x und 99 verschwinden.In Fig. 3 initially shows that special case in which the direction of the missile II changes during the flight between ts and tx only by an angle that is small in radian to unity. In this case the initial values x and g7 can be entered directly into the simulator 4 and into the coordinate transformer 6. Since A i7 is the forward direction of missile II under the above assumption, in which small changes in a and 99 have no influence, this error component determines the collision time as the time z = 'sk in which d 17 (z) = 0 is. In order to make this time the collision time for the other components of the error as well, the control system must ensure that at this time the two other components of the control error d e (-rk) and d @ (zk) by small changes in x and 99 disappear.

Das geschieht bei der erfindungsgemäßen Einrichtung in folgender Weise: Ein Austastgerät 7 beobachtet das Verschwinden von A r und hält denjenigen Wert von z fest, bei dem das geschieht. Dies ist die gesuchte Zeit ix. Sie wird einem elektronischen Austastgerät 8 zugeführt, welches aus den beiden anderen Komponenten des Kollisionsfehlers die Werte A e (rk) und A',' (-rk) austastet, festhält und so verstärkt, daß sie die Servomotoren des Startgestelles 9 im richtigen Sinne betätigen können. Die gerade eingestellten Winkel x und c" werden von zwei Gebern 10 und 11 abgenommen und - wie bereits angegeben -dem Simulator 4 und dem Koordinatentransformator 6 zugeführt. Damit ist der Regelkreis geschlossen, und es wird erreicht, daß das Startgestell 9 sich automatisch auf diejenigen Winkelwerte x und c, einstellt, die eine Kollision der beiden wahrscheinlichsten Flugbahnen bewrirken.This happens in the device according to the invention in the following way: A blanking device 7 observes the disappearance of A r and records the value of z at which this happens. This is the time ix searched for. It is fed to an electronic blanking device 8 , which scans the values A e (rk) and A ',' (-rk) from the other two components of the collision error, holds it and amplifies it so that it actuates the servomotors of the starting frame 9 in the correct sense can. The angles x and c ″ that have just been set are picked up by two encoders 10 and 11 and - as already stated - fed to the simulator 4 and the coordinate transformer 6 Sets angle values x and c, which cause a collision of the two most likely flight paths.

Bei dem allgemeineren Fall, daß die Änderungen der Richtung zwischen der Startzeit und der Kollisionszeit größer sind als vorausgesetzt, kann man die Anordnung gemäß F i g. 3 so ändern, wie es aus F i g. 4 ersichtlich ist. Hierbei werden die Winkel a und q: nur dem Rechner 4 zugeführt, der die Winkel a2 (a) und rp2 (z) des Flugkörpers 11 nunmehr zusätzlich errechnet und an den Koordinatentransformator 6 abgibt. Die übrige Einrichtung wird hiervon nicht berührt.In the more general case that the changes in direction between the start time and the collision time are greater than assumed, the arrangement according to FIG. 3 change as shown in fig. 4 can be seen. Here, the angles a and q: are only fed to the computer 4 , which now additionally calculates the angles a2 (a) and rp2 (z) of the missile 11 and sends them to the coordinate transformer 6. The rest of the facility is not affected.

Bei solchen Flugkörpern, die mit einer Lenkeinrichtung versehen sind, besteht die Möglichkeit, wesentliche Teile dieser Anlage auch für eine Nachsteuerung während des Fluges zu benutzen. Hierbei kann das Ziel wie in F i g. 3 mit dem Ortungsgerät 1 über den Startzeitpunkt ts hinaus verfolgt werden. Für die Verfolgung des Flugkörpers 11 kann entweder ein Simulator ähnlich dem Simulator 4 in F i g. 3 verwendet werden, der jedoch im Gegensatz zu der dort verwendeten Einrichtung in wirklicher Zeit arbeiten muß, oder aber es wird, wie in F i g. 5 dargestellt, ein zweites Radargerät 12 verwendet. Am Ausgang der drei Glieder 5a, 5b und 5c entstehen wieder die Komponenten des Unterschiedes im Ort beider Flugkörper in wahrer Zeit, wobei es wieder gleichgültig ist, welches Koordinatensystem die beiden Ortungsgeräte 1 und 12 benutzen, vorausgesetzt, daß es dasselbe ist. (Bekanntlich können die Geräte 1, 12, 5a, 5b und 5c konstruktiv und funktionsmäßig zu einer Einheit zusammengefußt werden.) Die im xyz-System berechneten Fehlerkoordinaten werden mit Hilfe eines Extrapolators 2 in die Zukunft extrapoliert, der dem gleich bezeichneten Teil der F i g. 3 bei der Bestimmung der Startwinkel im wesentlichen entspricht. Diese so entstehenden Fehler A x (z), A y (r), A z (c) werden durch einen Koordinatentransformator 6 (F i g. 5) in die Koordinaten des Startgestelles A e (a), A n (c) und A Z (z) entsprechend seiner Stellung im Augenblick des Abschusses umgerechnet und daraus mit Hilfe der Austastgeräte 7 und 8 die Kollisionszeit zx und die beiden Koordinaten des Kollisionsfehlers A e (-rk) und A @ (rk) bestimmt.With such missiles that are provided with a steering device, there is the possibility of using essential parts of this system for readjustment during flight. Here, the goal can be as shown in FIG. 3 can be tracked with the locating device 1 beyond the start time ts. For tracking the missile 11 , either a simulator similar to the simulator 4 in FIG. 3 are used, which, however, in contrast to the device used there, must work in real time, or it will, as in FIG. 5, a second radar device 12 is used. At the output of the three members 5a, 5b and 5c , the components of the difference in the location of the two missiles in real time arise again, whereby it is again immaterial which coordinate system the two locating devices 1 and 12 use, provided that it is the same. (As is well known, the devices 1, 12, 5a, 5b and 5c can be combined in terms of design and function to form a unit.) The error coordinates calculated in the xyz system are extrapolated into the future with the help of an extrapolator 2 , which corresponds to the part of the F i G. 3 essentially corresponds to the determination of the starting angle. These resulting errors A x (z), A y (r), A z (c) are converted by a coordinate transformer 6 (FIG. 5) into the coordinates of the starting frame A e (a), A n (c) and AZ (z) is converted according to its position at the moment of firing and the collision time zx and the two coordinates of the collision error A e (-rk) and A @ (rk) are determined therefrom with the aid of the blanking devices 7 and 8.

Für den Fall, daß sich die Richtung des Flugkörpers II während des Fluges nicht wesentlich ändert, können die in den Koordinatentransformator 6 eingegebenen Werte x und 9p auf den Werten beim Start stehenbleiben. Ist diese Voraussetzung nicht erfüllt, so gibt es zwei Möglichkeiten Die eine besteht darin, wieder, wie in F i g. 4 dargestellt, einem dem Rechner 4 in F i g. 3 entsprechenden Rechner oder aber einem an das Ortungsgerät 12 anschließenden Zusatzrechner 15 die laufenden Werte a2 (t) und cp2 (t) zu entnehmen und dem Koordinatentransformator 6 zuzuführen, wie es in F i g. 5 (unten) gestrichelt eingezeichnet ist.In the event that the direction of the missile II does not change significantly during the flight, the values x and 9p input into the coordinate transformer 6 can remain at the values at the start. If this prerequisite is not met, there are two possibilities. One is, again, as in FIG. 4, to a computer 4 in FIG. 3 corresponding computer or an additional computer 15 connected to the locating device 12 to take the current values a2 (t) and cp2 (t) and to supply them to the coordinate transformer 6, as shown in FIG. 5 (below) is shown in dashed lines.

Das zweite Verfahren rechnet die Lenkkommandos A' (t) und B' (t), die mit dem Kommandorechner 13 aus der Kollisionszeit TK und den beiden Komponenten des Kollisionsfehlers bestimmt sind, im Flugkörper 11 durch einen mitgeführten Rechner 14 auf die eigene Richtung des Flugkörpers in die Kommandos A (t) und B (t) um, wie die gestrichelte Darstellung in F i g. 5 (oben links) zeigt.The second method calculates the steering commands A '(t) and B' (t), which are determined with the command computer 13 from the collision time TK and the two components of the collision error, in the missile 11 by an accompanying computer 14 for the missile's own direction to the commands A (t) and B (t) , like the dashed illustration in FIG. 5 (top left) shows.

Es ist wichtig, hierbei zu vermerken, daß die Berechnung des Kommandos in den Rechnern 13 und 14 unter Vernachlässigung von Fehlern höherer Ordnung geschehen darf, falls ein Ortungsgerät und nicht etwa nur ein Simulator verwendet wird. Die Rechner sind in diesem Fall Glieder eines Regelkreises, der sich über den Flugkörper II und das Ortungsgerät 2 schließt.It is important to note here that the computation of the command in computers 13 and 14 may be done ignoring higher-order errors if a locating device and not just a simulator is used. In this case, the computers are members of a control loop that closes via the missile II and the locating device 2.

Der Vergleich der Anordnungen für den Startrechner nach F i g. 3 und der für den Lenkkommandorechner nach F i g. 5 zeigt, daß viele gleichartige Teilgeräte benutzt werden. Sie sind in beiden Figuren mit gleichen Ziffern bezeichnet. Es besteht daher die Möglichkeit, die Anlage beim Start, nachdem sie vorher als Startrechner benutzt worden ist, automatisch zum Lenkkommandorechner umzuschalten. Diese Möglichkeit wird man vorzugsweise bei einem Analogrechner verwenden, wenn nur ein einzelner Flugkörper zur gleichen Zeit bedient werden soll.The comparison of the arrangements for the start computer according to FIG. 3 and that for the steering command computer according to FIG. 5 shows that many similar subdevices to be used. They are denoted by the same numbers in both figures. It exists therefore the possibility of starting the system after it was previously used as a start computer has been used to automatically switch to the steering command computer. This possibility is preferably used with an analog computer, if only a single one Missile should be operated at the same time.

Bekanntlich besteht bei einem Digitalrechner die Möglichkeit, dieselbe Anlage wechselweise aufeinanderfolgend für mehrere Zwecke zu verwenden. Daher kann man die digitale Variante der Erfindung auch wechselweise aufeinanderfolgend je nach Bedarf sowohl als Start- als auch als Lenkkommandorechner für mehrere Flugkörper verwenden.As is well known, there is the possibility of doing the same with a digital computer The system can be used alternately in succession for several purposes. Hence can one the digital variant of the invention also alternately one after the other as required both as a launch and steering command computer for several missiles use.

Claims

Claims: 1. Device for the predetermination of the angle or angles at which a missile must leave its starting point at a certain point in time in order to collide with a predetermined target, with a locating device for the target, a starting frame for the missile moved by servomotors , an extrapolation device for determining the probable trajectory of the target, a simulator indicating the probable locations of the missile within the period in question, a computing device determining the respective difference between the locations of the target and the missile and a coordinate converter, characterized in that the The extrapolation device (2), the simulator (4) and the computing device (5) controlled by a time generator (3) are parts of a control loop that processes three control variables (x, y, z), which includes a blanking device (7 ) and a second after old blanking device (8) cooperating coordinate converter (6) for converting the spatial coordinates (x1, y1, z1; x2, Y2, ZO of the target and missile in coordinates (e, 77, @) for the launching frame (9), all in such an arrangement that the first blanking device when a control error of the system related to the missile and target becomes zero the second blanking device triggers, whereupon it scans the values of the remaining control errors at this point in time and, after amplification, feeds them to the servomotors, which are fed back to the simulator and to the coordinate converter via encoders (10, 11).

2. Device according to claim 1, characterized in that the simulator is replaced by a device which indicates the actual coordinates of the missile and consists of a locating device (12) and a computer (15).

3. Device according to claim 2, characterized in that that the control circuit acting as a start computer at the moment of the launch of the missile is designed to be switchable in such a way that it functions as a steering command computer after the start has taken place works.

4. Device according to claims 2 and 3, characterized in that the control loop acting as a computer is designed such that it can be used alternately in succession as a start and / or steering command computer. Considered publications German Patent No. 430 611; U.S. Patents Nos. 2,412,585, 2,600,159, 2,737,652. Prior Patents Considered: German Patents Nos. 1,108,083, 1,131,563.