DE1456122C1

DE1456122C1 - Verfahren zur Erzeugung von phasenrichtig wirksam werdenden Steuerkommandos fuer gleichsinnig um ihre Laengsachse rotierende Flugkoerper mit einem einzigen Ruderorgan und Einrichtung zur Durchfuehrung des Verfahrens

Info

Publication number: DE1456122C1
Application number: DE1456122A
Authority: DE
Inventors: Witteveen Piet Jozef; Werner Dipl-Ing Kitzig; Heinz Dipl-Phys Dr Kocher
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1965-07-20
Filing date: 1965-07-20
Publication date: 1978-06-15
Also published as: US4113203A; FR1605515A; GB1538191A; IT1019502B

Description

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Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Lenkung von gleichsinnig um ihre Längsachse rotierenden, mit einem wobei a ein konstanter Faktor ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das vorstehend aufgezeigte Verfahren ohne die vorerwähnte Koordinatenwandlung auskommen zu lassen sowie eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens anzugeben.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß während einer Umdrehung des Flugkörpers durch Vergleich von zur Flugkörperrollage phasenstarrer Funktionen für die horizontale und für die vertikale Kommandorichtung mit den Lenkkommandos mindestens zwei in ihrer Wirkrichtung um einen rechten Winkel gegeneinander versetzte Steuerkommandos nacheinander gebildet werden, deren Dauer den Lenkkommandos proportional ist.

Auf diese Weise werden polare Lenkkommandos direkt erzeugt und die feste Zuordnung zwischen der mit dem Flugkörper sich drehenden Bezugsebene des Ruderorgans und der stillstehenden Bezugsebene der kartesisch arbeitenden, die Lenkkommandos erzeugenden Einrichtung, die von irgendeinem bekannten Sensor- oder Ortungssystem oder im einfachsten Falle vom Lenkschützen vorgegeben werden, aufrechterhalten.

Die für eine Flugbahnänderung normalerweise gleichzeitig erforderlichen horizontalen und vertikalen Lenkkommandos K_y, K₇. werden nunmehr zeitlich nacheinander erteilt, nämlich immer dann, wenn das Ruderorgan sich in der erforderlichen Winkelstellung oder Rollage des rotierenden Flugkörpers befindet. Durch die Trägheit des sich fortbewegenden Flugkörpers werden die von den nacheinander in unterschiedli-

chen Winkelbereichen gegebenen Steuerkommandos verursachten Querkräfte so integriert, daß hierdurch die gleiche Flugbahnänderung hervorgerufen wird, wie sie die in Polarkoordinaten umgewandelten Lenkkommandos Ky und Κ, verursachen würden.

Bei Benutzung eines Strahlruders werden die in Fig.3 dargestellten festen Steuerkommandosektorlagen erhalten, bei denen sich lediglich die Sektorbreiten entsprechend der Größe des jeweils vorgegebenen Lenkkommandos kontinuierlich verändert. Bei konstanter Sektorlage ergeben sich demnach

Lenkkommando »Links« β = 90° Lenkkommando »Hoch« γ = 180° Lenkkommando »Rechts« <) = 270°

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20

Die zugehörigen Ein- und Austrittswinkel des Strahlruders bei variabler Sektorbreite sind

'Ii - '/1 = a ■ K_y für K_y < 0, _u-_1/3 = a ■ K_z für K_z ^ 0, 'le-'fs = aK_y für K_y < 0.

Infolge der auf den Flugkörper wirkenden Erdanziehung erübrigt sich eine Sektorlage für Tiefkommandos, so daß die Sektorlage ε=360° unbesetzt bleibt, also für andere Kommandos oder für Rückmeldungen vom Flugkörper zur Lenkeinrichtung oder Leitstelle Verwendung finden kann.

Nach einer Ausführungsform der Erfindung werden die zur Flugkörperrollage phasenstarren Funktionen als Funktionsspannungen für die horizontale und für die vertikale Kommandorichtung erzeugt.

Hierbei können sowohl in der horizontalen als auch in der vertikalen Kommandorichtung jeweils zwei zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannungen erzeugt werden.

Nach einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird jedoch in der vertikalen Kommandorichtung lediglich eine zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannung erzeugt und die Wirkungsrichtung der daraus abgeleiteten Steuerkommandos entgegen der Erdschwere gerichtet

Schließlich können zur Erhöhung der Ansprechempfindlichkeit und zur Kompensation von Totzeiten im Rudersystem den Lenkkommandospannungen in der horizontalen und/oder vertikalen Kommandorichtung feste oder veränderliche Vorspannungen überlagert werden.

Eine Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach der Erfindung mit einer der Erzeugung von kartesischen Lenkkommandos dienenden Lenkeinrichtung umfaßt mindestens drei von einer Synchronisiereinheit gesteuerte Funktionsgeneratoren zur Erzeugung von zur Flugkörperrollage phasenstarren Funktionsspannungen und den Funktionsgeneratoren nachgeschaltete Komparatoren, die gleichfalls mit der Lenkeinrichtung verbunden sind, sowie eine den Komparatoren nachgeschaltete Additionsstufe, der die auf den Flugkörper zu übertragenden, den vorgegebenen Lenkkommandos entsprechende Impulsfolge der Lenkkommandospannung entnehmbar ist.

Die Zuordnung der kartesisch anfallenden Lenkkommandos zur jeweiligen Rollage des Flugkörpers kann nunmehr durch logische Schaltungen bewirkt werden, so daß ein einfacher elektronischer Aufbau der Lenkanlage möglich wird.

Die Erfindung ist nachfolgend anhand der Beschreibung in Verbindung mit der Zeichnung erläutert, dabei zeigen im einzelnen

F i g. 1 bis 3 die bereits erwähnten Diagramme, Fig.4 ein Blockschaltbild einer Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach der Erfindung, F i g. 5 der zur F i g. 4 gehörende Impulsplan und F i g. 6 eine perspektivische Darstellung eines Strahlrudersystems.

Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, sei vorab ein zur Durchführung des noch zu beschreibenden Schubvektorsteuerungsverfahrens benötigtes Strahlruder 1 beschrieben, das, wie Fig.6 zeigt, auf einen drehbeweglich gelagerten Zapfen 2 befestigt ist und mit seinem scheidenförmigen Ende 3 quer zur Öffnung einer Düse 4 eines hier nicht dargestellten Strahltriebwerkes, beispielsweise einer Feststoffrakete, bewegt werden kann. Diese Bewegung kann durch zwei einander gegenüberliegende Elektromagnete 5 und 6 verursacht werden, zwischen denen ein an dem Zapfen 2 starr befestigtes Ankerblech 7 angeordnet ist. Jeder der Elektromagnete 5 und 6 wird von einem schematisch dargestellten Leiterpaar 8 und 9 in noch zu beschreibender Weise mit Lenkkommandos verkörpernden Signalspannungen versorgt. Der mit dem Strahlruder verbundene Zapfen 2 ist auf einer Platine 10 gelagert, die über ein Distanzstück 11 mit einem die Elektromagnete 5 und 6 tragenden Spant 13 verbunden ist, der sich am hinteren Ende des hier nicht dargestellten Flugkörper befindet. ^^

Die für die Lenkung des hier nicht dargestellten Flugkörpers erforderlichen Lenkkommandos werden in hier nicht näher dargestellter, an sich bekannter Weise in einer Lenkeinrichtung 20 erzeugt, und zwar in Form der bereits erläuterten kartesischen Lenkkommandos Ky und K_z. Die Lenkkommandos werden über die Leitungsverbindung 21 und 22 in die in Fig.4 als Blockschaltbild dargestellte, am Ort der Lenkeinrichtung befindliche Schaltungsanordnung eingespeist. In dieser Schaltungsanordnung erfolgt die Verarbeitung der Lenkkommandos. Sie besteht im wesentlichen aus einer Synchronisiereinheit 24, der über eine Leitungsverbindung 25 die in Fig.5a dargestellten, vom Flugkörper während seines drallstabilisierten Fluges ausgesendeten Taktimpulse zugeleitet werden, die die jeweilige Rollage des Flugkörpers bestimmen.

In der Synchronisiereinheit wird in Abhängigkeit der Taktimpulse eine in F i g. 5b dargestellte Sägezahnspannung erzeugt, die über eine Leitungsverbindung 26 Funktionsgeneratoren 28,29 und 30 ansteuert. Jeder der Funktionsgeneratoren liefert eine in Fig. 5c, 5d und 5e dargestellte, dreiecksförmige Funktionsspannung, deren Spannungsspitzen, bezogen auf eine Rollbewegung des Flugkörpers um 360°, beim Funktionsgenerator 28 bei 90°, beim Funktionsgenerator 29 bei 180° und beim Funktionsgenerator 30 bei 270° liegen. Auf diese Weise werden die in Fig.3 dargestellten Steuerkommandosektorlagen ]3, γ und δ des Flugkörpers definiert.

Die genannten Funktionsspannungen werden jeweils über Leitungsverbindungen 32, 33 und 34 Komparatoren 38, 39 und 40 zugeleitet, denen über die Leitungsverbindungen 21 bzw. 21a und 22 auch die mit by und b_z bezeichneten Lenkkommandospannungen der Lenkeinrichtung 20 ( vgl. auch F i g. 5c und 5e ) zugeführt werden.

In den Komparatoren werden durch Vergleich der Lenkkommandospannungen b_y und b_z mit den Spannungen der Funktionsgeneratoren 28, 29 und 30 die

Steuerimpulse für das in F i g. 6 dargestellte Strahlruder nach Art einer an sich bekannten Pulsbreitenmodulation (vgl. F i g. 5c bis 5e) erzeugt, wobei die Pulsbreite der Steuerimpulse proportional der jeweiligen Lenkkommandospannung bybzw. bz'ist.

Die Leitungen 42, 43 und 44 der vorstehend genannten Komparatoren führen zu einer Additionsstufe 45, in der die über die genannten Leitungen ankommenden Impulse zu einer Impulsfolge der in Fig.5f gezeigten Art zusammengefaßt werden. Über eine Leitungsverbindung 46 ist die den ursprünglich gegebenen Lenkkommandospannungen b_y und b_z entsprechende, die Steuerkommandos für das Strahlruder 1 verkörpernde Impulsfolge zu entnehmen. Diese Impulsfolge wird in hier nicht dargestellter, an sich bekannter Weise auf den ebenfalls nicht dargestellten Flugkörper übertragen und dort den in Fig.6 dargestellten Elektromagneten 5 und 6 und damit dem Strahlruder 1 zugeführt, welches die von der Lenkeinrichtung 20 kommandierte Flugbahnänderung des Flugkörpers herbeiführt.

Bei dem in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiel ist der Funktionsgenerator 28 und der Komparator 38 dem Lenkkommando Seite »Links«, der Funktionsgenerator 30 und dem Komparator 40 dem Lenkkommando Seite »Rechts« und der Funktionsgenerator 29 und Komparator 39 dem Lenkkommando »Hoch« zugeordnet. Es ist zu ersehen, daß der horizontalen Kommandorichtung jeweils zwei zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannungen zugeordnet sind {vgl. F i g. 5c und 5d). Dagegen ist der vertikalen Kommandorichtung lediglich eine phasenstarre Funktionsspannung zugeordnet (vgl. Fig.5e), wobei die Wirkungsrichtung der hiervon abgeleiteten Steuerimpulse entgegen der Erdschwere gerichtet ist. Auf diese Weise bleibt der in F i g. 3 mit ε bezeichnete Kommandosektor für andere Aufgaben frei.

Selbstverständlich wären auch in der vertikalen

ίο Kommandorichtung zwei zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannungen möglich. Die in Fig.4 dargestellte Schaltungsanordnung wäre in diesem Falle durch einen weiteren Funktionsgenerator, dessen dreiecksförmige Funktionsspannung bei 360° einsetzen müßte, und durch einen weiteren Komparator zu ergänzen.

Um Tot- oder Verzugszeiten des aus mechanischen Bauelementen bestehenden, elektromagnetisch betätigten Strahlruders 1 herabsetzen oder gar unwirksam zu machen, die die Kommandowirksamkeit bei kleinem seitlichem Kommandosektor, also kleiner Winkeldifferenz ψ2—ψ\ bzw. ψ4—ψ3 bzw. φ₆—φ% ist es möglich, den Kommandospannungen b_y und fe jeweils eine positive und negative, beispielsweise über Potentiometer einstellbare Vorspannung zu überlagern. Eine Verfälschung eines »Rechts«- »Links«-Kommandos kann hierdurch nicht eintreten, da sich die Wirkung der Vorspannungen bei einer Rollbewegung des Flugkörpers um 360° aufhebt.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Lenkung von gleichsinnig um ihre Längsachse rotierenden, mit einem einzigen Ruderorgan ausgerüsteten Flugkörpern, wobei aufgrund der in kartesischen Koordinaten ermittelten Information über die Ablage des Flugkörpers von einer Bezugsrichtung Lenkkommandos vorgegeben werden, aus denen am Ruderorgan phasenrichtig wirksam werdende Steuerkommandos erzeugt werden, dadurch gekennzeichnet, daß während einer Umdrehung des Flugkörpers durch Vergleich von zur Flugkörperroilage phasenstarrer Funktionen für die horizontale und für die vertikale Kommandorichtung mit den Lenkkommandos mindestens zwei in ihrer Wirkrichtung um einen rechten Winkel gegeneinander versetzte Steuerkommandos nacheinander gebildet werden, deren Dauer den Lenkkommandos proportional ist.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zur Flugkörperrollage phasenstarren Funktionen als Funktionsspannungen für die horizontale und für die vertikale Kommandorichtung erzeugt werden.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl in der horizontalen als auch in der vertikalen Kommandorichtung jeweils zwei zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannungen erzeugt werden.

4. Verfahren nach den Ansprüchen 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß in der vertikalen Kommandorichtung lediglich eine zur Rollage des Flugkörpers phasenstarre Funktionsspannung erzeugt wird und die Wirkungsrichtung der daraus abgeleiteten Steuerkommandos entgegen der Erdschwere gerichtet ist.

5. Verfahren nach den Ansprüchen 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erhöhung der Ansprechempfindlichkeit und zur Kompensation von Totzeiten im Rudersystem den Lenkkommandospannungen in der horizontalen und/oder vertikalen Kommandorichtung feste oder veränderliche Vorspannungen überlagert werden.

6. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens mit einer der Erzeugung von kartesischen Lenkkommandos dienenden Lenkeinrichtung, gekennzeichnet durch mindestens drei von einer Synchronisiereinheit (24) gesteuerten Funktionsgeneratoren (28, 29, 30) zur Erzeugung von zur Flugkörperrollage phasenstarren Funktionsspannungen und durch den Funktionsgeneratoren nachgeschaltete Komparatoren (38, 39, 40), die gleichfalls mit der Lenkeinrichtung (20) verbunden sind, sowie durch eine den Komparatoren nachgeschaltete Additionsstufe (45), der die auf den Flugkörper zu übertragenden, den vorgegebenen Lenkkommandos entsprechende Impulsfolge der Lenkkommandospannung entnehmbar ist.

60 einzigen Ruderorgan ausgerüsteten Flugkörpern, wobei aufgrund der in kartesischen Koordinaten ermittelten Information über die Ablage des Flugkörpers von einer Bezugsrichtung Lenkkommandos vorgegeben werden, aus denen am Ruderorgan phasenrichtig wirksam werdende Steuerkommandos erzeugt werden.

Solche Flugkörper sind insofern vorteilhaft, als Bauungenauigkeiten wenig Einfluß auf ihre Flugbahn haben und ihre Rudereinrichtungen auf ein Mindestmaß beschränkt sind. Diesen konstruktiven Vorteilen und der erhöhten Zuverlässigkeit stehen jedoch der hohe Aufwand gegenüber, die der für die Umwandlung kartesischer in polare Lenkkommandos notwendige Koordinatenwandler erfordert, oder aber, bei Anwendung eines Servosystems, die Verwendung Verschleiß unterworfener Teile und die niedrige Grundfrequenz eines derartigen Servosystems.

Das Ruderorgan eines derartigen Flugkörpers wird bekanntlich durch Steuerkommandos ausgelöst, die von horizontalen und vertikalen Lenkkommandos Ky und K_z eines auf Flugkörper und zugeordnete Lenkeinrichtung bezogenen kartesischen Koordinatensystems abstammen. Vor ihrer Übermittlung an den Flugkörper werden diese in polare Lenkkommandos ρ und α überführt (vgl. Fig. 1). Hier werden, wenn das Ruderorgan beispielsweise ein Strahlruder ist, aus dem Kommandovektor und dem Winkel tx die in F i g. 2 dargestellten Eintrittsund Austrittswinkel φι und φ₂ für das Strahlruder für einen 360° betragenden Umlauf des Flugkörpers wie folgt berechnet: