DE1456161C3

DE1456161C3 - Verfahren zur Fernlenkung eines um seine Rollachse rotierenden Flugkörpers und Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens

Info

Publication number: DE1456161C3
Application number: DE1456161A
Authority: DE
Inventors: Georges Paris Stcherbatcheff
Original assignee: NORD-AVIATION NATIONALE DE CONSTRUCTIONS AERONAUTIQUES PARIS Ste
Current assignee: NORD-AVIATION NATIONALE DE CONSTRUCTIONS AERONAUTIQUES PARIS Ste
Priority date: 1965-03-16
Filing date: 1965-08-06
Publication date: 1974-05-22
Also published as: DE1456161A1; GB1141999A; DE1456161B2; US3360214A; FR1458137A

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Fernlenkung eines gleichmäßig um seine Rollachse rotierenden Flugkörpers, wobei vom Boden aus auf ein

Ruder oder auf ein in einer Längsebene angeordnetes Ruderpaar des Flugkörpers aufzuschaltende Befehlssignale in kartesischen Koordinaten gesendet werden und das Ruder bzw. Ruderpaar auf Ja oder Nein anspricht und wobei ferner die Ortung von Flugkörper und Ziel am Boden erfolgt sowie die Befehlssignale mittels einer Nachführschleife korrigiert werden, und ferner eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens, bei welcher am Boden eine Einrichtung zur Messung der Zielabweichung und zur Erzeugung der Befehlssignale sowie ein Sender und ferner an Bord des Flugkörpers ein Bordempfänger, ein Koordinatenwandler sowie Einrichtungen zur Übertragung der empfangenen Befehlssignale auf das Ruder und eine Vorrichtung zur Messung der Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine auf der Längsachse desselben senkrecht stehende flugkörperfeste Querachse vorhanden sind.

Ein derartiges Verfahren zur Fernlenkung ist durch die britische Patentschrift 952 267 bekannt, wobei zu einem in Autorotation befindlichen, d. h. um seine Rollachse rotierenden Flugkörper vom Boden aus bodenkoordinatenbezogene Befehle übertragen werden, die auf zwei in senkrechten Ebenen zueinander arbeitenden Steuereinrichtungen zur Fernlenkung des Flugkörpers wirken. Dabei wird am Boden die Abweichung von der Zielrichtung bestimmt und die aus dieser Abweichung abgeleiteten und zum Flugkörper übertragenen Befehlssignale mittels einer Nachführschleife korrigiert. Ein wesentlicher Nachteil dieses bekannten Systems besteht darin, daß für jede der beiden aufeinander senkrecht stehenden Querachsen, d. h. für die Höhen- und die Seitensteuerung jeweils ein komplettes Steuersystem benötigt wird. Ferner erweisen sich die bei diesem bekannten Fernlenksystem für die Koordinatenumwandlung verwendeten und Phasendrehglieder umfassenden Schaltungseinrichtungen als sehr umfangreich, so .daß sie verhältnismäßig schwer sind und einen verhältnismäßig großen Raumanteil im Flugkörper benötigen, was insbesondere bei kleineren Flugkörpern äußerst nachteilig ist.

In der deutschen Patentschrift 1 293 040 ist ein Verfahren und eine Anlage zur Fernlenkung eines um seine Längsachse rotierenden Flugkörpers beschrieben, dessen Steuerwirkung von einem einzigen Ruder ausgeübt wird, wobei jedoch der jeweilige Rollwinkel im Flugkörper gemessen und über einen Übertragungsweg zum am Boden befindlichen Lenkstand übertragen werden muß. In einem Rechner werden aus dem Rollwinkel und flugrichtungsabhängigen Informationen Lenkbefehle für die Ruderbetätigung gebildet. Die Übertragung des jeweiligen Rollwinkels erfolgt periodisch über den Übertragungsweg, wobei die in dem Rechner gebildeten Lenkbefehle ebenfalls periodisch, jedoch zeitlich von der Übertragung der Rollwinkelsignale getrennt zum Flugkörper zurückübertragen werden und als Ein-Aus-Befehl das einzige Ruder des Flugkörpers steuern. Bei diesem Lenkbefehl gibt die Dauer des Signals den Betrag der Ruderkraft an, wogegen die Phase, bezogen auf eine Rollwinkelbezugsebene, die Rollwinkellage des Flugkörpers kennzeichnet, in der das Ruder gelegt wird. Dieses Fernlenksystem bietet keine Möglichkeit einer bodenunabhängigen weiteren Stabilisierung der Flugbahn.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Fernlenksystem für einen um seine Rollachse gleichmäßig rotierenden Flugkörper zu schaffen, das eine rasch wirksame und möglichst genaue Stabilisierung eines ferngelenkten Flugkörpers bezüglich seiner einzuhaltenden Flugbahn ermöglicht. .

Die Erfindung sieht als Lösung dieser Aufgabe, ausgehend von dem eingangs erwähnten Verfahren gemäß Anspruch 1 vor, daß im Flugkörper die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine einzige flugkörperfeste Querachse gemessen und im Flugkörper die Befehlssignale nach Umwandlung in Polarkoordinaten in Abhängigkeit vom Ergebnis dieser Messung so korrigiert werden, daß der Mittelwert der Summe aus Meßsignal und Befehlssignal dem Wert Null angenähert wird. ■- ■ *

Zur Durchführung des Verfahrens wird von "einer Vorrichtung ausgegangen, die einen Koordinatenwandler umfaßt und in dem Buch »Leitfaden der Fernlenkung« von Ferdinand Müller, Deutsche Radar-Verlagsgesellschaft mbH, 1 955, S. 168 bis 170, erläutert ist. Ausgehend von diesem bekannten Koordinatenwandler wird nach Anspruch 2 erfindungsgemäß für die Durchführung des Verfahrens, vorgesehen, daß der Ausgang des Koordinatenwandlers . und der Ausgang der Vorrichtung zur Messung ■ der Winkelgeschwindigkeit mit dem Eingang eines Vorzeichendetektors ,und der Ausgang des Vorzeichendetektors mit den Betätigungsorgänen für die Ruder verbunden sind.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand von weiteren Ansprüchen.

Durch die Verwirklichung der erfindungsgemäßen Maßnahmen läßt sich ein ferngelenkter Flugkörper bezüglich seiner einzuhaltenden Flugbahn mit sehr hoher Genauigkeit stabilisieren, obwohl nur ein um eine einzige Querachse wirksames Steuersystem vorhanden ist. Durch die Verwendung nur eines solchen einzigen Steuersystems läßt sich der Aufwand und der Raumbedarf erheblich senken, was insbesondere bei_;kleinen Flugkörpern von sehr wesentlichem Vorteil ist, bei denen in der Regel im hinteren Teil des Flugkörpers nicht genügend Platz vorhanden ist, um voluminöse ferngelenkte Steuereinrichtungen unterzubringen. Durch die Erfindung ist jedoch auch in diesem Fall eine ferngesteuerte Lenkung eines Flugkörpers mit sehr hoher Genauigkeit und sehr kurzen Ansprechzeiten möglich. ■··..■

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Es zeigt

F i g. 1 den schematischen Aufbau einer Lenkvorrichtung,

F i g. 2 ein Kreisel-Meßgerät zur Messung der Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine flugkörperfeste Querachse,

F i g. 3 schematisch eine erste Ausführungsform eines Koordinatenwandlers, ■

F i g. 4 und 9 weitere Ausführungsformen des Koordinatenwandlers,

F i g. 5, 6 und 7 die vom Koordinatenwandler umgeformten Bef ehlssignale,

F i g. 8 ein Netzwerk zur Erläuterung der Wirkungsweise des Koordinatenwandlers.

Das in Fig. 1 dargestellte Fernlenksystem weist eine Einrichtung 1 zur Messung der Zielabweichung auf, d. h. die Abweichung der tatsächlichen Stellung des .Schwerpunkts des Flugkörpers von der Stellung, die der Schwerpunkt theoretisch in jedem Augenblick bei Einhaltung der Zielrichtung einnehmen sollte.

Eine solche Meßvorrichtung besteht beispielsweise einerseits aus einem Zielfernrohr, welches ein Bedienungsmann so gut wie möglich auf ein Ziel einstellt, andererseits aus einem Ortungssystem des Flugkörpers. Dieses Ortungssystem weist einen Abgreifer, welcher aus einer Infrarot-Strahlungsquelle besteht, die am Heck des Flugkörpers angeordnet ist, und einen Winkelmesser auf, dessen optische Achse mit derjenigen des Zielfernrohrs zusammenfällt und das die Abweichungen des Körpers von der genannten optischen Achse angibt.

Die Einrichtung 1 ist mit einem Rechner 2 verbunden, welcher, ausgehend von der gemessenen Abweichung, einen Seitenbefehl By und einen Höhenbefehl Bz erzeugt.

Bei dem oben betrachteten Beispiel kann der Rechner 2 eine erste Vorrichtung, die ein erstes, zur Abweichung des Körpers von der optischen Achse des Zielfernrohrs proportionales Signal erzeugt, und eine zweite Vorrichtung, die ein zweites Signal als Funktion der Geschwindigkeit des Abwanderns dieser optischen Achse gibt, sowie Einrichtungen zum Mischen dieses ersten und dieses zweiten Signals aufweisen.

Das so erzeugte Befehlssignal wird mittels eines Senders 3 auf den Bordempfänger 4 des Flugkörpers übertragen. An Bord des Flugkörpers wandelt ein Koordinatenwandler 5 die auf ein bodenfestes Koordinatensystem bezogenen Befehlssignale in auf ein flugkörperfesles Koordinatensystem bezogene Befehlssignale um. .

Die Anlage an Bord des Körpers weist außerdem eine Vorrichtung 6 auf, mit welcher die augenblickliche Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine zur Längsachse des Körpers (der Meßachse) senkrechte Achse meßbar ist, um daraus ein zu dieser' Winkelgeschwindigkeit proportionales elektrisches Signal zu erzeugen.

Die von dem Koordinatenwandler 5 und der Vorrichtung 6 abgegebenen Signale werden gleichzeitig auf ein Vorzeichen-Detektor 7 gegeben, welcher ein elektrisches Signal mit konstanter Amplitude erzeugt, die entsprechend dem Vorzeichen des zu der Steuerung zu übertragenden Befehls positiv oder negativ ist. Dieses Signal wird einer auf Ja oder Nein ansprechenden Steuerung zugeführt, welche auf den Flugkörper ein konstantes Moment im positiven oder negativen Sinn in bezug auf eine auf der Längsachse des Flugkörpers senkrecht stehenden Achse ausüben kann.

Eine solche Steuerung ist in der französischen Patentschrift 1 099 901 beschrieben. Sie weist zwei Ruder 8a und 8 b auf, welche den Strahl der Düse 9 (gesehen von hinten) an zwei diametral gegenüberliegenden Stellen des Querschnitts unterbrechen können. Die Betätigung der Ruder 8 a und Sb wird durch elektromagnetische Betätigungsorgane 10 a, 10 b veranlaßt, welche durch das angelegte Signal je nach dem Vorzeichen desselben eine Strahl auslenkung im einen oder anderen Sinne bewirken.'

Durch die Strahlauslenkung ergibt sich eine Komponente der Schubkraft senkrecht zur Längs- oder Rollachse, welche in einer radialen Ebene wirkt, die »Wirkungsebene der Steuerungen« genannt wird. Da sich in bezug auf ein festes Bezugssystem diese Wirkungsebene mit der Drehgeschwindigkeit ω des Körpers um seine Längsachse dreht, kann man auf diese Weise ein beliebiges Manöver des Flugkörpers steuern.

Allgemein umfaßt das Fernlenksystem gemäß Fig. 1 eine Nachführungsschleife, welche die Abweichungen von der Ausrichtung durch geeignete Einwirkung auf die Steuerung auszuschalten sucht.

Die Nachführschleife hat die Funktion, die Veränderungen der Abweichung von der Ausrichtung zu vermindern und die Genauigkeit der Lenkung sowie die Geschwindigkeit des Ansprechens auf Befehlssignale zu verbessern, indem in jedem Augenblick die tatsächliche Winkelgeschwindigkeit des Körpers berücksichtigt wird, welche nicht nur von dem empfangenen Befehlssignal, sondern von verschiedenen Störwirkungen abhängt. Infolge des Vorhandenseins der Nachführschleife wirken die empfangenen Befehlssignale nicht mehr direkt auf die Steuerungen, sondern werden mit der gemessenen Winkelgeschwindigkeit in Beziehung gesetzt. Das daraus abgeleitete Ergebnis wird zur Steuerung benutzt.

Die Nachführschleife spielt die Rolle einer Unterdrückungsschaltung und ist in der folgenden Weise aufgebaut: Der Flugkörper besitzt in jedem Augenblick eine bestimmte Winkelgeschwindigkeit um die oben definierte Meßachse, die Vorrichtung 6 mißt diese Winkelgeschwindigkeit und erzeugt ein Signal, welches mit denjenigen der unter Umständen empfangenen Befehlssignale zusammengesetzt wird. Der Vorzeichen-Detektor 7 gibt auf die Steuerung ein Signal mit einem solchen Vorzeichen, daß es bei Abwesenheit eines Befehlssignals zur Betätigung der Steuerung diese Winkelgeschwindigkeit zu Null zu machen sucht. Tatsächlich stellt sich in dieser Schaltung eine Schwingung ein, welche in Abwesenheit eines Befehls den Mittelwert dieser Winkelgeschwindigkeit und daher des Meßsignals auf Null hält. Bei ' Vorhandensein eines Befehls wird der Mittelwert der \ Summe des Meßsignals und des Befehlssignals auf ■ Null gehalten. !

Es wird festgestellt, daß die Nachführung, welche die Nachführschleife bewirkt, auf die Summe der < Frequenzen des Befehlssignals und der Drehung des | Flugkörpers um seine Längsachse ansprechen soll, j Diese Summe muß daher unterhalb der Eigenschwin- · gungsfrequenz der Nachführung liegen. Durch die Geschwindigkeit des Ansprechens der Sirahlsteuerungen läßt sich eine höhere Eigenschwingungsfrequenz ', und daher ein zufriedenstellendes Ansprechen der j ganzen Anordnung erzielen. j

Eine solche Nachführschleife kann billig und mit I geringerem Platzbedarf verwirklicht werden. Sie ist daher insbesondere für kleine Flugkörper geeignet.;

Außerdem ist sie für aerodynamische Unsymmetrien des Flugkörpers sowie Nullabweichungen der ^! Meßvorrichtung unempfindlich. Tatsächlich setzt sich j jede dauernde Störung in ein zu einer Drehung um! die Längsachse führendes Moment um und ergibt daher einen Mittelwert Null.

An Hand der F i g. 2 wird eine Ausführungsform j der Vorrichtung zur Messung der Winkelgeschwin-; digkeit beschrieben. Diese an sich bekannte Vorrichtung kann jedoch auch durch irgendeine andere, gleichwertige Vorrichtung ersetzt werden.

Die dargestellte Vorrichtung wird von einem Kreiselmeßgerät gebildet, welches im wesentlichen aus einem Kreisel 12 besteht, der sich um eine Achse 13 dreht, welche eine der Symmetrieachsen eines Rahmens 14 bildet. Dieser letztere kann um zwei in der anderen Symmetrieachse des Rahmens 14 an dem Körper befestigte Schwenkzapfen 15, 16 schwingen,

wobei diese Achse mit der Längs- oder Rollachse zusammenfällt.

Jede Winkelgeschwindigkeit des Körpers um eine auf der Ebene des Rahmens 14 senkrecht stehende Achse erzeugt ein Moment, welches diesen Rahmen um die Schwenkzapfen 15, 16 zu drehen sucht. Dieser Drehung wirken eine Feder 17 und ein Dämpfer 18 entgegen. Das Moment wird durch die Verdrehung des Rahmens 14 gemessen, welche auf einen nicht dargestellten Empfänger wirkt, der ein zu der zu messenden Winkelgeschwindigkeit proportionales Signal erzeugt.

An Hand der F i g. 3 wird eine einfache Ausführungsform des Koordinatenwandlers 5 beschrieben.

Sie weist einen Kreisel auf, welcher im wesentlichen aus einem Kreiselkörper 19 besteht, der sich um eine der Symmetrieachsen eines inneren Rahmens 20 dreht. Der Rahmen 20 kann um seine zweite Symmetrieachse schwingen, welche mit einer der Symmetrieachsen eines äußeren Rahmens 21 zusammenfällt. Dieser letztere ist selbst längs einer zweiten Symmetrieachse, welche mit der Längsachse des Körpers zusammenfällt, auf zwei Lagerböcken 22 und 23 gelagert. Ein Kommutator weist vier leitende Sektoren 24, 25, 26 und 27, welche gegeneinander isoliert sind, und eine isolierende Welle 27a auf, welche mit vier leitenden Ringen 28, 29, 30 und 31 versehen ist. Die Welle Πα, welche axial zur Längsachse verläuft, ist fest mit der Seite 32 des Rahmens 21 verbunden.

Über die Ringe 28 bis 31 gibt der Bordempfänger 4 auf die vier Sektoren 24 bis 27 jeweils Potentiale By, Bz, -By bzw. Bz.

Zwei diametral gegenüberliegende Bürstenpaare 33 und 34 bzw. 35 und 36 sind folgendermaßen geschaltet: Die Bürsten 34 und 36 sind mit Masse verbunden, während die Bürsten 33 und 35 mit dem Vorzeichen-Detektor 7 in folgender Weise verbunden sind: Drei Widerstände 37,38 und 39 sind gemeinsam mit einem ihrer Enden an diesem Vorzeichen-Detektor 7 angeschlossen, während ihre entgegengesetzten Enden jeweils mit der Vorrichtung 6 zur Messung der Winkelgeschwindigkeit, der Bürste 33 bzw. der Bürste 35 verbunden sind.

In bezug auf den Boden hält der Kreisel die Sektoren 24 bis 27 fest, während die Bürsten, die mit dem Flugkörper verbunden sind, eine Drehung mit der Geschwindigkeit o> um die Längsachse des Flugkörpers ausführen und infolgedessen die leitenden Sektoren abtasten.

Die Widerstände 37, 38, 39 bilden die Summe des Kreiselsignals und einer bestimmten Funktion der von den Bürsten 33 bzw. 35 aufgenommenen Befehlssignale, d.h. der Signale ±By und +Bz. Die Verschiebung zwischen den Bürsten wird so bestimmt, daß die genannte Funktion ausreichend genau die Umwandlungsfunktion annähert, welche den Koordinatenwechsel Boden—Flugkörper definiert.

Diese Funktion ist folgendermaßen definiert:

B-By cos wt + Bz sin ω/.

paares und weiterer Widerstände, daß feinere Abstufungen entstehen, welche eine bessere Annäherung der Funktion sin ω/ oder cos'wi ergeben. Eine feinere Abstufung ist in F i g. 7 dargestellt, in welcher die angegebenen Winkel die Versetzung oder Verschiebung der Bürsten und die Zahlen die jeweiligen Amplituden der Stufen betreffen, welche im Verlauf einer Periode + V₂ (über 30°); +1 (über 60°); +¹Z₂ (über 30"); 0 (über 60°); -V₂ (über 30°); - 1 (über

ίο 60°); -V₂ (über 30°); und 0 (über 60°) betragen.

Es läßt sich zeigen, daß die in F i g. 7 dargestellte Funktion die dritte Harmonische nicht enthält, was ein ausgezeichnetes Resultat ist.

In Fig. 4 ist eine weitere Ausführungsform des Koordinatenwandlers dargestellt.

In dieser Figur sind der Vorzeichen-Detektor 7, die Ruder 8 α und 8 b zum Unterbrechen des Strahls sowie die Vorrichtung 6 zur Messung der Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers dargestellt.

Der Kreisel, welcher die Vorrichtung zum Koordinatenwechsel aufweist und gemäß F i g. 3 ausgebildet und angeordnet ist, ist nicht dargestellt.

F i g. 4 zeigt in schematischer Weise die vier leitenden Sektoren 24, 25, 26 und 27 sowie die Bürsten 33, 34, 35 und 36, welche bereits beschrieben wurden.

Der in F i g. 4 dargestellte Koordinatenwandler weist Klemmen 40 bzw. 41, weiche mit den Sektoren 24 bzw. 26 verbunden sind und zwischen welche das Befehlssignal By angelegt wird, sowie Klemmen 42, 43 auf, weiche mit den Sektoren 25 bzw. 27 verbunden sind und zwischen welche das Befehlssignal Bz vom. Bordempfänger 4 aus angelegt wird.

Die Bürsten 34 und 36 sind mit Masse verbunden, während die Bürsten 33 und 35 mit dem Vorzeichen-Detektor 7 über die zwischengeschalteten Widerstände 44 bzw. 45 verbunden sind.

Der Ausgang der Vorrichtung 6 ist mit einer den beiden Widerständen 46 und 47 gemeinsamen Stelle unter Zwischenschaltung eines Verbindungskondensators 48 verbunden, welcher durch einen Widerstand 49 entkoppelt ist, der mit Masse verbunden ist.

Der Widerstand 46 ist mit einer Verbindungsstelle zwischen dem Widerstand 44 und der Bürste 33 verbunden, während der Widerstand 47 mit einer Verbindungsstelle zwischen dem Widerstand 45 und der Bürste 35 verbunden ist.

Ein Schaltkreis, welcher aus einem Widerstand 50 und einer dazu parallelgeschalteten Anordnung aus

• einem Widerstand 51 und einem Kondensator 52 besteht, welche in Reihe geschaltet sind, verbindet die Klemme 41 mit dem Sektor 26.

In gleicher Weise verbindet ein Schaltkreis, welcher aus einem Widerstand 53 und einer damit parallelgeschalteten Anordnung aus einem Widerstand 54

und einem Kondensator 55 besteht, welche in Reihe geschaltet sind, die Klemme 43 mit dem Sektor 27.

Bei der in F i g. 3 dargestellten Vorrichtung wird das Ansprechen auf das Befehlssignal B durch ein Gesetz der Form

B =

Die F i g. 5 und 6 zeigen, daß die Funktionen sin ώί und cos ω t in gewissen Fällen mit ausreichender Annäherung durch eine Treppenfunktion ersetzt werden können, welche im Verlauf einer Periode die Werte 0, +1,0 und — 1 durchläuft. Dies läßt sich mit einem einzigen Bürstenpaar erzielen. Tatsächlich ermöglicht die Hinzufügung eines zweiten Bürstenbeherrscht, wobei & die vom Kreiselmeßgerät gemessene Winkelgeschwindigkeit ist.

Um die Ansprechgeschwindigkeit und die Genauigkeit des Stabilisators zu erhöhen, wird mittels der in Fig. 4 dargestellten Ausführungsform ein Gesetz der Form

B + K₁B' = Κ₂Θ'

409 621/461

verwirklicht, wobei B' die Ableitung des Befehlssignals nach der Zeit ist.

Diese Formel drückt die Tatsache aus, daß das Befehlssignal B, das in die den Stabilisator darstellende Nachführschleife eingeleitet wird, einen Ausdruck enthält, welcher zum Integral des Eingangs (-)' dieser Schaltung proportional ist.

Bei diesem Verfahren wird also ein Integralausdruck in eine Nachführschleife eingeführt. Zur Erzeugung dieses Integralausdrucks genügt es, einen als »unvollständiger Integrator« bezeichneten flC-Kreis einzuführen. .

Die Anwendung dieses Verfahrens auf den Stabilisator ist deshalb nicht ohne weiteres möglich, da der Eingang der Nachführschleife von einem Wert Θ' der Winkelgeschwindigkeit des Körpers gebildet wird, welcher in bezug auf eine einzige Achse gemessen worden ist, die sich selbst mit einer bereits definierten Winkelgeschwindigkeit ω dreht.
.. Damit die Integration dieser Winkelgeschwindigkeit, welche in beliebiger Weise mit der höheren Frequenz-^— moduliert ist, die Wirkung ausübt, welche

... '2.71 ■ ■ ■ , ■ . " ■

von der Nachführung erwartet wird, muß dieselbe mit einer vorher demodulierten Winkelgeschwindigkeit ausgeführt werden, d. h. nach einem Koordinatenwechsel, der wieder die zwei Komponenten (~)'_y und θ', in bezug auf zwei auf der Erde gelegene Koordinatenachsen ergibt.

Wenn die Integration der Komponenten &'_y und Θ'_ζ durchgeführt ist, müssen die Befehlssignale By und Bz, welche den Integralausdruck enthalten, wieder moduliert werden, d. h., es muß durch einen neuen Koordinatenwechsel ein einziges Befehlssignal B erzeugt werden, welches zur Einwirkung auf die Steuerung bestimmt ist.

Die in F i g. 4 dargestellte Vorrichtung erfüllt mit ausreichender Annäherung diese dreifache Funktion einer Demodulation, Integration und Rückmodulation in einer außerordentlich einfachen Weise.

Es wurde bereits in Verbindung mit den F i g. 3, 5, 6 und 7 gezeigt, daß die beschriebene Vorrichtung mit einem Sektoren-Kommutator und Bürsten mit ausreichender Annäherung die Koordinatenumwandlung für das Befehlssignal vornimmt. Diese Koordinatenumwandlung kann durch die Kommutator-Vorrichtung ebensogut im Sinne der Integration eines Signals wie im Sinne seiner Abtastung durchgeführt ,werden. , . ,

Eine solche Kommutator-Vorrichtung ist daher zur Umwandlung des Signals Θ' in zwei Signale geeignet, welche eine ausreichende Annäherung der idealen Ausdrücke . . ■

l_y = Θ' cos cot .
und l_z — ©'sin ωί

darstellen, die den Wechsel der Meßkoordinaten definieren.

Die Ausdrücke /_,, und /₂ lassen sich folgendermäßen schreiben:

Θ' Θ'

L = y (/ + cos 2ω t) -\ 2 sin 2ω /

2 2

Iz=—:j>sin2co/-|

JL £

—cos2<wi).

65

Wenn man dieselben an einen unvollständigen Integratorkreis mit Widerstand und Kondensator anlegt, werden die Ausdrücke mit «>t offensichtlich infolge ihrer höheren Frequenz so gut eliminiert, daß die am Ausgang der Integratorschaltung erhaltenen Ausdrücke nur das Integral der Komponenten von (-)' in festen Bezugswerten enthalten, was genau das Resultat ist, welches man erzielen will.

Wenn die Integration durchgeführt ist, führt die gleiche Korn mutator-Vorrichtung eine Koofdinatenumwandlung im Sinne der Rückmodulation durch.

Die Wirkungsweise der in F i g. 4 .dargestellten Vorrichtung wird an Hand der Fig. 8 weiter erläutert. In F i g. 8 ist ein Netzwerk dargestellt, das dazu bestimmt ist, einen Integralausdruck in eine Nachführeinrichtung einzuführen, die vollständig in bodenbezogenen Koordinaten arbeitet. Es sind die Vorrichtung 6. der Vorzeichen-Detektor 7 und die Ruder 8 a und Sb dargestellt. Das Befehlssignal B, welches von einer nicht dargestellten Quelle niedriger Impedanz geliefert wird, wird auf die Klemmen 56, 57 gegeben und auf den Vorzeichen-Detektor einerseits direkt über einen Widerstand 58 und andererseits durch einen Schaltkreis übertragen, welcher für diesen Eingang wie ein unvollständiger Differentiator wirkt unc aus einem Kondensator 59 und einem Widerstand 6( besteht. / .

Das Winkelgeschwindigkeits-Signal Θ'. wird auj den Vorzeichen-Detektor über den Kreis 60, 59 geg& ben, welcher die Wirkung eines unvollständigen Inte grators ausübt. j

Eine solche Schaltung führt in die Nachführein richtung nicht nur das Integral des Signals Θ', sorj dem auch hilfsweise die Ableitung des Befehlssignal ein. Die Einführung der Ableitung des Befehlssignal ermöglicht eine Berücksichtigung der seitlichen Bt schleunigungen, welche vom Flugkörper geforde: werden, und verbessert das Ansprechen auf der selben.

Das in F i g. 8 dargestellte Netzwerk muß in b stimmter Weise umgewandelt werden, um es eine sich drehenden Flugkörper anzupassen, welcher eij einzige Wirkungsebene der Steuerungen besitzt. j

Obwohl das Funktionieren der aus F i g. 4 übe nommenen Schaltung ohne Zuhilfenahme einer rechnung nicht vollständig dargestellt werden ka: wird nachfolgend versucht, eine vereinfachte EI terung desselben zu geben. Diese Erläuterung be spracht nicht, sehr genau zu sein, und der Wert vorliegenden Erfindung hängt nicht von derselben

In Fig. 4 sind zwei unvollständige Integra schaltungen dargestellt, welche von den Kondens ren 52 und 55 und den Widerständen 46 und 47 bildet werden. Wie man sieht, werden nur die densatoren im Verlauf der Drehung der Bürsten k mutiert, wodurch das Schema ohne Nachteil verj facht wird. Tatsächlich ist es nutzlos, die Wi stände zu kommutieren, da deren Impedanz von Frequenz unabhängig ist.

Die mit den Widerständen 46, 47 verbundenen derstände44 und 45 dienen, wie oben erläutert,] Lieferung des Mittelwerts der Potentiale der Bü 33 und 35, um die Stufen zu erzielen, wie si F i g. 7 dargestellt sind.

Die mit den Kondensatoren 52, 55 verbund' WiderständeSO, 51 und 53, 54 ermöglichen die führung der Ableitung der Befehlssignale By, welche in Form von bezugspotentialfreien Spai gen an die Klemmen 40, 41 sowie 42, 43 an werden.

Es ist festzustellen, daß das in F i g. 4 dargestellte »kommutierte Netzwerk« auch andere Anwendungen zuläßt.

Um die Verwendung von Bürsten zu vermeiden, wird es in der Praxis bevorzugt, das kommutierte Netzwerk gemäß F i g. 4 in Form der in F i g. 9 dargestellten elektronischen Vorrichtung mit optischer Betätigung auszuführen.

Eine solche Vorrichtung verwendet als Kommutatorelemente Photodioden 61 bis 69, welche durch Widerstände 70 bis 73 und Kondensatoren 74 und 75 miteinander verbunden sind.

In F i g. 9 sind zur Bezeichnung entsprechender Elemente die gleichen Bezugszeichen verwendet wie in Fig. 4, und + By bzw. + Bz bezeichnen jeweils die Befehlssignale in Höhen- und Seitenrichtung in bodenbezogenen Koordinaten.

Die Photodioden haben die Eigenschaft, im nicht belichteten Zustand den Stromdurchgang zu unterbrechen und im belichteten Zustand leitend zu sein.

Die Belichtung der Photodioden wird mittels einer nicht dargestellten Lampe durch Schlitze erzielt, welche in einer Scheibe angeordnet sind, die in bezug auf den Flugkörper durch den darin befindlichen Kreisel um die Flugkörper-Längsachse in Drehung versetzt wird.

Im Verlauf einer Umdrehung von 360° haben die Photodioden 61 und 64 während des Winkels 0 bis 120°, die Photodioden 62 und 63 während des Winkels 180 bis 300°, die Photodioden 66 und 69 während des Winkels 90 bis 210°, die Photodioden 67 und 68 während der Winkel 0 bis 30 und 270 bis 360' und die Photodiode 65 während der Winkel 30 bis 90, 120 bis 180, 210 bis 270 und 300 bis 360° Stromdurchgang.

Es läßt sich zeigen, daß das in Fig. 9 dargestellte kommutierende Netzwerk dem in F i g. 4 dargestellten gleichwertig ist.

Es ist ersichtlich, daß die Photodioden 61 und 64 das Befehlssignal +By, die Photodioden 62 und 63 das Befehlssignal — By, die Photodioden 66 und 69 das Befehlssignal +Bz und die Photodioden 67 und 68 das Befehlssignal -Bz durchlassen.

Während bestimmter, nachfolgend definierter Bruchteile der Umdrehung hat das eine der Diodennetzwerke 61 bis 64 bzw. 66 bis 69 Stromdurchgang, und das andere ist gesperrt, wogegen während anderer Bruchteile der Umdrehung die beiden Netzwerke gleichzeitig Stromdurchgang haben. In jedem Netzwerk hat in einem beliebigen Augenblick nur ein Diodenpaar Durchgang, und das andere ist gesperrt.

Die Photodiode 9 läßt die Stufe 1 durch, wenn ein einziges der beiden Netzwerke Stromdurchgang hat, und die Stufe 1/2, wenn die zwei Netzwerke zugleich Stromdurchgang haben. Dadurch wird die in F i g. 7 dargestellte Treppenkurve verwirklicht.

Die Ausführung der übrigen Teile der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird dem Fachmann überlassen. Insbesondere kann der Vorzeichen-Detektor aus einem Verstärker mit hohem Verstärkungsfaktor bestehen, auf den ein eine Kippeinrichtung betätigender Amplitudenbegrenzer folgt.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Fernlenkung eines gleichmäßig um seine Rollachse rotierenden Flugkörpers, wobei vom Boden aus auf ein Ruder oder auf ein in einer Längsebene angeordnetes Ruderpaar des Flugkörpers aufzuschaltende Befehlssignale in kartesischen Koordinaten gesendet werden und das Ruder bzw. Ruderpaar auf Ja oder Nein anspricht und wobei ferner die Ortung von j.o Flugkörper und Ziel am Boden erfolgt sowie die Befehlssignale mittels einer Nachführschleife korrigiert werden, dadurch gekennzeichnet, daß im Flugkörper die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine einzige flugkörperfeste Querachse gemessen und im Flugkörper die Befehlssignale nach Umwandlung in Polarkoordinaten in Abhängigkeit vom Ergebnis dieser Messung so korrigiert werden, daß der Mittelwert der Summe aus Meßsignal und Befehlssignal dem Wert Null angenähert wird.

2. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1, welche am Boden eine Einrichtung zur Messung der Zielabweichung und zur Erzeugung der Befehlssignale sowie einen Sender und ferner an Bord des Flugkörpers einen Bordempfänger, einen Koordinatenwandler sowie Einrichtungen zur Übertragung der empfangenen Befehlssignale auf das Ruder und eine Vorrichtung zur Messung der Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine auf der Längsachse desselben senkrecht stehende flugkörperfeste Querachse aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang des Koordinatenwandlers und der Ausgang der Vorrichtung (6) zur Messung der Winkelgeschwindigkeit mit dem Eingang eines Vorzeichendetektors (7) und der Ausgang des Vorzeichendetektors mit den Betätigungsorganen (10 a, 10 &) für die Ruder (8 a, Sb) verbunden sind.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, wobei der Koordinatenwandler einen kardanisch aufgehängten Kreisel aufweist, bei dem die Drehachse des äußeren Rahmens mit der Längsachse des Flugkörpers zusammenfällt und in der Verlängerung dieser Drehachse an dem äußeren Rahmen eine isolierende Welle angeordnet ist, an der zumindest ein erstes Paar und ein zweites Paar von diametral gegenüberliegenden leitenden Sektoren befestigt sind, dadurch gekennzeichnet, daß eine erste und eine zweite Schaltung vorgesehen sind, die jeweils die leitenden Sektoren (24, 25 bzw. 26, 27) des ersten und zweiten Paares mit dem zugeordneten Ausgang des Bordempfängers (4) für die Höhen- und Seitenkomponenten der Befehlssignale verbinden und jeweils einen Kondensator (52 bzw. 55) aufweisen, daß ein erstes Bürstenpaar (33, 34) und ein zweites Bürstenpaar (35, 36) sich diametral gegenüberliegen und mit den entsprechenden Sektoren zusammenarbeiten, wobei jeweils eine Bürste (34, 36) jedes Paares an Masse liegt, und daß die jeweils andere Bürste (33, 35) jedes Paares mit dem Vorzeichendetektor (7) und Masse jeweils über Widerstände (46 bzw. 47, 49) verbunden ist, welche zusammen mit den entsprechenden Kondensatoren (52 bzw. 55) einen unvollkommenen Integrator bilden.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß mit den Kondensatoren (52,

55) jeweils ein Widerstand (51 bzw. 54) in Reihe geschaltet ist und ferner je ein weiterer Widerstand (50 bzw. 53) parallel zur Reihenschaltung (51, 52 und 54, 55) liegt -und daß die Ausgangssignale des Bordempfängers (4) in Reihe zur RC-Kombination (51, 52, 50; 54, 55, 53) an Klemmen (40, 41; 42, 43) einspeisbar sind.

5. Vorrichtung nach Anspruch 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet, daß Widerstände (44 und 45) jeweils die Bürsten (33, 35) mit dem Vorzeichendetektor (7) verbinden und zusammen mit den Widerständen (46, 47) eine Einrichtung zum Zuführen des Mittelwertes der Summe aus Meßsignal und Befehlssignal zum Vorzeichendetektor bilden, der in Form eines treppenförmigen Signals Amplituden aufweist, welche den Amplituden der Befehlssignale durch eine Reihe von gegebenen Meßfaktoren, die während der einen Halbperiode positiv und während der anderen Halbperiode negativ sind, proportional sind.

6. Vorrichtung nach Anspruch 2 oder 3, wobei der Koordinatenwandler einen kardanisch aufgehängten Kreisel aufweist, bei dem die Drehachse des äußeren Rahmens mit der Längsachse des Flugkörpers zusammenfällt und in der Verlängerung dieser Drehachse an dem äußeren kardanischen Rahmen eine Welle vorgesehen ist, gekennzeichnet durch eine auf der Welle befestigte geschlitzte Scheibe, eine auf der einen Seite der Scheibe angeordnete Lichtquelle und ein auf der anderen Seite angeordnetes Schaltnetzwerk, welches neun Fotodioden (61 bis 69) enthält, die in vorbestimmter Folge mittels der geschlitzten Scheibe von der Lichtquelle belichtbar sind, wobei das Schaltnetzwerk ferner erste und zweite Kondensatoren (74, 75) und erste bis vierte Widerstände (70 bis 73) aufweist, der erste und der zweite Widerstand (70, 71) einen ersten Verbindungspunkt und der dritte sowie der vierte Widerstand (72, 73) einen zweiten Verbindungspunkt besitzen, der zweite und der vierte Widerstand den Eingang des Vorzeichendetektors (7) mit beiden Verbindungspunkten verbinden, die fünfte Fotodiode (65) die Verbindungspunkte miteinander verbindet, der Koordinatenwandler erste (+By), zweite (-By), dritte (-Bz) und vierte (+Bz) Eingänge für die Befehlssignale aufweist, die erste und die dritte Fotodiode (61, 63) in Reihe den ersten Eingang des Koordinatenwandlers mit dem ersten Verbindungspunkt, die zweite und vierte Fotodiode (62, 64) in Reihe den zweiten Eingang des Koordinatenwandlers mit dem zweiten Verbindungspunkt, die achte und sechste Fotodiode (66, 68) in Reihe den dritten Eingang · des Koordinatenwandlers mit dem zweiten Verbindungspunkt sowie die neunte und die siebte Fotodiode (67, 69) in Reihe den vierten Eingang des Koordinatenwandlers mit dem zweiten Verbindungspunkt verbinden und der erste Kondensator (74) quer über die erste (61) und die zweite (62) sowie der zweite Kondensator (75) quer über die achte (68) und die neunte (69) Fotodiode verbunden sind.