DE1481623C3

DE1481623C3 - Verfahren und Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung eines langsam rotierenden Flugkörpers, insbesondere Satelliten

Info

Publication number: DE1481623C3
Application number: DE1481623A
Authority: DE
Inventors: Do Mau Paris Lam
Original assignee: NORD-AVIATION NATIONALE DE CONSTRUCTIONS AERONAUTIQUES PARIS Ste
Current assignee: NORD-AVIATION NATIONALE DE CONSTRUCTIONS AERONAUTIQUES PARIS Ste
Priority date: 1965-11-13
Filing date: 1966-11-10
Publication date: 1975-09-25
Also published as: DE1481623B2; GB1162159A; US3437288A; DE1481623A1; FR1468913A

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung eines sich langsam mit konstanter Geschwindigkeit um seinen Schwerpunkt drehenden Flugkörpers, durch dessen konstruktive Ausbildung seine Symmetrieachse mit einer Hauptachse seines Trägheitscllipsoides zusammenfällt und einerseits zwei Trägheitsmomente gleich groß sind und andererseits der Winkel zwischen seiner Symmetrieachse und der festen Slabilisicpingsrichtung kleiner als 10" bleibt und der anfänglich

einer freien Kreiselbewegung unterliegt, d. h., die Summe der äußeren Momente, bezogen auf seinen Schwerpunkt, ist Null.

Bisher verwendete man zur Stabilisierung solcher Flugkörper das bekannte Prinzip, den Körper schnell um seinen Schwerpunkt rotieren zu lassen. So ist es bekannt, Satelliten einen Drall, vorzugsweise um ihre größte Schwerachse, zu geben und diese Achse auszurichten, z. B. senkrecht zur Bahnebene. Es läßt sich aber nicht vermeiden, daß dieser Drall bzw. seine Achse korrigiert werden muß, sei es, daß die beim Abschuß aufgedrückte Umdrehungsgeschwindigkeit nicht mit der vorausberechneten übereinstimmt oder daß Dämpfungen und andere Störungen zu Fehlern führen, unter denen die Ausrichtung leidet. Konventionelle Mittel hierfür sind Lage und/oder Drehzahl des Flugkörpers überwachende Detektoren, deren Signale auf Steuerdüsen aufgeschaltet werden (USA.-Patentschriften 3 072 363 und 3 216 674). Der Verbrauch ist entscheidend für die Nutzlast, die der Satellit tragen kann, und für die Dauer seiner Funktionstüchtigkeit.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Steuerungsverfahren zu schaffen, mit dem ein Flugkörper mit möglichst geringem Gasverbrauch im Dauerbetrieb bei kleiner Abweichung gegenüber der vorgegebenen festen Richtung schnell, feinfühlig und genau stabilisiert werden kann. Dazu muß die Zahl der einzusetzenden Stabilisierungsschritte auf ein Minimum reduziert werden, und die Steuerung muß kontinuierlich in einer Art und Weise arbeiten, daß das Ausgleichen der Abweichung automatisch aufhört, wenn die Stabilisierung hinreichend genau ist, und wieder aufgenommen wird, wenn die zufällige Abweichung einen bestimmten Wert überschreitet; die Stabilisierungsvorrichtung ist also hierbei einsatzbereit.

Zur Lösung dieser Aufgabe geht die Erfindung von folgender Überlegung aus: Wenn man die Hauptträgheitsmomente eines Flugkörpers mit A, B und C bezeichnet (wobei aus Symmetriegründen A = B ist), dann bedingt jedes notwendigerweise zwischen 1 und 2 gelegene Verhältnis CjA bei langsamer Drehung des Körpers das zyklische Auftreten von charakteristischen Zeitpunkten, an denen er sich in günstigen Stabilisierungsbedingungen befindet. Außer dem einzigen bemerkenswerten Fall CfA = 1,5, bei dem eine charakteristische Zeit im Takt der Umdrehungsperiode auftritt, treten alle anderen charakteristischen Zeiten für alle anderen möglichen Verhältnisse CjA nur in Perioden auf, die sich von der exakten Umdrehungsperiode des zu stabilisierenden Flugkörpers unterscheiden.

Das erfindungsgemäße Verfahren ist daher für alle Verhältnisse CjA dadurch gekennzeichnet, daß mittels eines Zeitgebers gleichmäßig verteilte charakteristische Zeitpunkte bestimmt werden, die von den Anfangsbedingungen der Fluglage abhängen und an denen sich der Körper jeweils wieder in einer für seine Stabilisierung günstigen räumlichen Lage befindet und an denen mittels eines Detektors in an sich bekannter Weise die Lage der festen Stabilisierungsrichtung relativ zu einem mit dem Körper verbundenen orthogonalen Koordinatensystem bestimmt wird und Korrekturmomente auf den Körper aufgebracht werden, deren Drehimpulswerte an einem Zeitpunkt der Folge direkt aus der Messung am unmittelbar vorhergehenden Zeitpunkt hervorgehen.

Das die charakteristischen Zeitpunkte trennende Zeitintervall ist durch folgende Beziehung festgelegt:

TA
t = JJT. Hierin ist T die Umdrehungsperiode, A das

erste und zweite Trägheitsmoment und C das dritte Trägheitsmoment des Flugkörpers.

Die Erfindung betrifft in gleicher Weise eine Vorrichtung zur Ausführung dieses Verfahrens. Diese Vorrichtung besitzt im wesentlichen folgende Teile:

einen Detektor für die Abweichungen zwischen der festen Stabilisierungsrichtung und einem mit dem Flugkörper verbundenen orthogonalen Koordinatensystem, das eine zur Drehachse des Körpers senkrechte Ebene festlegt, wobei die Abweichungen durch die Richtungscosinus ausgedrückt werden,

einen Zeitgeber, der die von der konstruktiven Ausbildung des Flugkörpers bestimmten charakteristischen Schaltzeitpunkte liefert,
ein Steuergerät, das einerseits die Speicherung der Detektormeßwerte an jedem Schaltzeitpunkt und andererseits das Lesen dieser gespeicherten Meßwerte und anschließend das Löschen des Speichers zu jeweils unmittelbar auf die Messung folgenden Zeitpunkten steuert, ■ —^
einen Wandler zur Umformung der Richtungscosinus-Detektormeßwerte in Drehimpulse,
und Vorrichtungen zur Aufbringung dieser Drehimpulse auf die Achsen des mit dem Flugkörper verbundenen Koordinatensystems.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Beschreibung erläutert, die sich auf die Zeichnung bezieht; in dieser zeigen

F i g. 1 bis 8 schematische Darstellungen zur Erklärung des Prinzips, auf dem das erfindungsgemäße Verfahren zur Stabilisierung eines freifliegenden Körpers in fester Richtung beruht,

Fig. 9 in einem Blockschaltbild eine mögliche Steuerung zur Verwirklichung des erfindungsgemäßen Verfahrens,

Fig. 10 einen elektronischen Schaltkreis zur Stabilisierung eines Flugkörpers gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung,

Fig. 11 in einem Diagramm einen Stabilisierungsschritt, wie man ihn durch den elektronischen Schaltkreis in F i g. 10 erhält,

Fig. 12 schematisch ein Meßverfahren zur Bestimmung der Richtungscosinus sowie die Anordnung der Gasausstoßdüsen am zu stabilisierenden Flugkörper, welche die Aufbringung von Korrekturmomenten auf den Körper gestatten.

Um den Gegenstand der Erfindung und deren hauptsächliche Anwendungsmöglichkeiten klar herauszustellen, erscheint eine möglichst einfache und klare Darstellung des Problems erforderlich, das mit der Stabilisierung eines frei rotierenden Körpers in eine feste Richtung gestellt wird, bei dem es sich um einen Satelliten in seiner Erdumlaufbahn, oder um eine ballistische Rakete oder um ein Geschoß auf seiner Flugbahn handeln kann.

Wie sich aus der weiteren Beschreibung ergibt, werden diese Ziele mit dem erfindungsgemäßen Stabilisierungsverfahren erreicht.

Zunächst ist daran zu erinnern, daß das Verhalten eines rotierenden und einer freien Kreiselbewegung unterworfenen Körpers im schwerelosen Raum durch einen Körper dargestellt werden kann, der sich um

eine Achse dreht, die räumlich in bezug auf den Körper veränderlich ist, während die Resultierende der auf den Schwerpunkt des Körpers aufgebrachten Momente Null ist.

Bezeichnet man (Fig. 1) die orthogonalen Hauptachsen des Körpers mit Gx, Gy und Gz und seine Hauptträgheitsmomente um diese Achsen mit A, B und-C, wobei aus Symmetriegründen A-B ist, dann ist das den Körper kennzeichnende Trägheitsellipsoid in Achsenrichtung Gz verlängert, wenn C > A ist, abgeflacht, wenn C < A ist, und eine Kugel für C = A.

Der Körper besitzt einen Drehimpuls oder Drall H mit den Komponenten Cr, Ap und Bq, wobei r, ρ und q die Projektionen der momentanen Winkelgeschwindigkeiten des Körpers auf die Achsen Gz, Gx und Gy sind. Man kann beispielsweise ein Verhältnis CjA definieren und die Bewegung der momentanen Drehachse Gy dadurch darstellen, daß man einen Kegel mit derjichse Gz an einem Kegel mit der Achse GH öder umgekehrt schlupffrei abwälzt. Die momentane Drehachse Gy wird in beiden Fällen von der Berührungslinie der Erzeugenden beider Kegel gebildet, und Gq bezeichnet eine Kegelerzeugende für die Markierung der Verschiebungen.

Man erkennt in dieser Darstellung, daß, wenn sich die Achse Gy mit einer Winkelgeschwindigkeit r um Gz bewegt, die'auf der Erzeugenden des Kegels mit der Achse GH liegende Linie ρ sich um GH mit einer derartigen Winkelgeschwindigkeit Ω bewegt, daß das Verhältnis dieser Winkelgeschwindigkeiten durch die

Beziehung Ω = r —^z— gegeben ist. Das führt für

ein Verhältnis CjA zwischen 1 und 2 auf die Beziehung O < Q < r,

Wenn man den so definierten Flugkörper in eine feste Richtung GS stabilisieren will, oder genauer gesagt, wenn man unter der Annahme eines geringen, d. h. unterhalb 10° liegenden, durch den Winkel ■& dargestellten Abweichungsbetrages die Achsen GH, Gz und GS in Übereinstimmung bringen will, dann ist aus der klassischen Mechanik bekannt, daß die Bestimmung des Abweichungsbetrages und die Aufbringung von Korrekturmomenten nur erfolgen kann, wenn die Drehachse Gz, der Drehimpuls um die Achse GH und die Kegelerzeugende Gq in derselben Ebene liegen. Daher müssen die charakteristischen Zeitpunkte bekannt sein, an denen dies der Fall ist.

Um eine Vorstellung darüber zu geben, wie sich die Bewegung des zu stabilisierenden Flugkörpers geometrisch darstellt, wurde in F i g. 1, 2 a und 2 b nur als Beispiel ein Fall gewählt, in dem C und A in einem einfachen, leicht zu veranschaulichenden Verhältnis von C/Ά = 8/5 stehen.

In einem solchen Fall beträgt das zwei aufeinanderfolgende charakteristische Zeitpunkte trennende Zeitintervall, bezogen auf eine Umdrehungsperiode des

TA 1 ■ 5
Körpers: t = -^p — -=—=■ = 0,3125, d. h., ein charak-

teristischer Zeitpunkt tritt jede 0,3125te Umdrehung auf, oder 3,2 solche Zeitpunkte kommen auf eine Umdrehung.

Fig. 2a und 2b geben eine Vorstellung von der Bewegung des in der Ebene P₁ (Fig. 1) analysierten Abwälzens. Im Fall in Fig. 2a betrachtet man den für C repräsentativen Kreisumfang als fest und den ' für A repräsentativen Kreisumfang als beweglich. Man geht von einem Anfangszeitraum i₀ aus, an dem die Punkte z, H und ρ in einer Flucht liegen, γ ist der Berührpunkt der beiden Kreisumfänge mit den Winkelgeschwindigkeiten Ω und r, und ρ ist ein Punkt, der mit dem beweglichen Kreisumfang verbunden ist, der die Winkelgeschwindigkeit Ω hat. Man erkennt, daß unter diesen Bedingungen die Hypozykloide von ρ derart verläuft, daß das Fluchten der drei Punkte z, H und Q erneut bei z, Q₁ und H' zum Zeitpunkt T₁ eintritt, bei z, H", Q₂ zum Zeitpunkt i₂, bei ζ, ρ₃, Η'" zum Zeitpunkt i₃ usw.; t_o,t_l,t₂,t₃ ... sind dann also die gesuchten charakteristischen Zeitpunkte.

Eine gleichartige Überlegung kann angestellt werden, indem man den Kreisumfang A als fest betrachtet und den Kreisumfang C als beweglich. Sie führt zum gleichen Ergebnis, Fig. 2b gibt hiervon eine Vorstellung.

Man erkennt unmittelbar, daß diese aufeinander-

TA folgenden Fluchtungszeitpunkte den Abstand r = y^ haben, wobei T die bekannte Umdrehungsperiode des zu stabilisierenden Körpers ist. Aus Fig. 1 folgt außerdem, daß die Analyse der Achsenbewegung durch einen Beobachter erfolgen kann oder durch ein Meßgerät, das mit dem Körper verbunden ist. Dieser Beobachter oder die entsprechenden Geräte betrachten die Bewegung der Vektqren, .welche die Durchstoßpunkte der genannten Achsen durch eine fest angenommene Ebene P₁ verbinden. Die Ebene P₁ steht hierbei senkrecht zur Achse Gz und hat die Höhe GO = 1 gegenüber dem Schwerpunkt G des Körpers. Bei diesem Beispiel sind folglich S₀ der Durchstoßpunkt von GS, ω derjenige von Gy und H₀ derjenige von GH durch die Ebene P₁. Die relative Lage dieser Punkte in der entsprechenden Ebene Gx, Gy ist durch ihre entsprechenden Projektionen gegeben. So sind P und Q die Richtungscosinus der Richtung des Drehimpulses GH, p, q die Richtungskomponenten der momentanen Drehachse Gy und aß' die Richtungscosinus der festen Richtung GS relativ zum Koordinatensystem G, x', y', das aus weiter unten angeführten Gründen gegenüber dem System G, x, y

TlA

um einen Winkel -^- versetzt ist.

Im obigen Beispiel wurde das Verhältnis CIA derart gewählt, daß sich die charakteristischen Zeitpunkte alle 5/16 der Umdrehungsperiode des Körpers wiederholen.

Im folgenden Teil der Beschreibung wird gezeigt, wie man sich ein Verfahren zur Stabilisierung des Körpers vorstellen kann, das an jedem charakteristischen Zeitpunkt wirksam wird und dies sowohl für das beispielhaft in Fig. 1, 2a und 2b gewählte Verhältnis CjA als auch für jedes andere zwischen 1 und 2 gelegene Verhältnis CjA, d. h. wie weiter oben gezeigt, für jedes Verhältnis CjA, bei dem O < Ω < r ist.

Ebenso wird die Art und Weise angegeben, wie der Wert der Korrekturmomente bestimmt wird, die an jedem charakteristischen Zeitpunkt auf den Körper aufzubringen sind, um dessen schnellstmögliche Stabilisierung zu erreichen.

Der mit dem Körper verbundene Beobachter sieht bei Betrachtung der Ebene P₁ folgendes: Einerseits dreht sich der Punkt S₀ um H₀ mit der Winkelgeschwindigkeit Ω, da die Länge H₀S₀ konstant bleibt; andererseits dreht sich der Punkt H₀ um O mit der Geschwindigkeit r, da die Länge GO offensichtlich konstant bleibt, die ja durch Definition gleich 1 ist.

Diese Bewegung bleibt gültig, solange keine Drehmomente aufgebracht werden, die in F i g. 1 durch die Pfeile +L und — L für die Achse Gx und + M und — M für die Achse Gy dargestellt sind, d. h. solange L= M = O ist.

Wenn man auf die Achsen Gx und Gy (s. Fig. 3) Momente Lund M konstanter Stärke, aber sehr kurzer Dauer aufbringt, dann verschiebt sich der Punkt H₀

in der Ebene P₁ nach H₀ derart, daß der Vektor H₀H₀ als Komponenten die Größe L₁ und M₁ hat, die proportional zur Wirkungsdauer der auf die Achsen Gx und Gy aufgebrachten Momente L und M sind. Der Punkt S dagegen bewegt sich nicht und bleibt in seiner Stellung S₀.

Man erkennt, daß die anfängliche Lage der Punkte '⁵ S₀, H₀ und O, die vor dem Drehimpuls der Korrekturmomente vorlag und in Fig. 3 mit ausgezogenen Linien dargestellt ist, nach dem Drehimpuls dieser Momente sich in die Lage S₀, H₀, O verwandelt, die mit gestrichelten Linien in F i g. 3 dargestellt ist.

Der Wert der aufzubringenden Drehimpulse wird (Fig. 1 und 4) aus der Messung der Komponenten O₀ und ßo gewonnen; diese Komponenten werden im Koordinatensystem Gx', Gy' bestimmt, was die Verschiebung der Detektorkoordinaten gegenüber dem

Koordinatensystem Gx, Gy um einen Winkel -γτ

2C

erfordert.

20

In F i g. 4 ist die Lage der Koordinatensysteme x,o,y und x',o,y' am charakteristischen Zeitpunkt I₁ dargestellt, an dem die Werte O₀ und ßo ermittelt wurden. Am unmittelbar folgenden Zeitpunkt J₂

T A

(wobei also t₂ — fi = -~-p ist) werden die Werte

2(x')

Ω + r

= t

6o

χ =

ι Ω

Ω + r

χ =

nr Ω + r

Eine klassische Rechnung mit komplexen Zahlen, die hier nicht wiederholt wird, um die Beschreibung

nicht unnötig auszudehnen, beweist, daß H₂Zi₃ eine Funktion von OS_x ist und daß die Koordinaten von

H₂H₃ gleich den halben Koordinaten von OS₁ sind, die am vorangegangenen charakteristischen Zeitpunkt bestimmt wurden, und daß die charakteristischen

TA

Zeitpunkte im Abstand t = j^ im Zeitpunkt t zu OH₂ + H₂H₃ = -~ führen und zum Zeitpunkt t + 1 zu —2^- = O.

In allgemeiner Weise ist It₂H₃, das H auf die Mitte von OS führt, gleich OS₁, versetzt um einen Winkel ^r.

In F i g. 8 ist auf der Zeitachse ein Zyklus des erfindungsgemäßen Stabilisierungsverfahrens dargestellt.

In dieser Figur sind f_1; t₂ und t₃ die charakteristischen Zeitpunkte, die durch ein identisches Zeit-

TA
Intervall ί = j^ voneinander getrennt sind, das durch die konstruktive Ausbildung des zu stabilisierenden Flugkörpers bestimmt ist.

Die Pfeile F_Ps, Fp₂ und F_P} bezeichnen die Augenblicke, an denen bei den charakteristischen Zeitpunkten t_x, t₂ und t₃ die Komponenten O₀, — ß_Ot ; — ß_Ol ; Ct₀₃ — ß_Oi gemessen werden.

Die Pfeile"

— Fr, und

— F_f5 bezeichnen

Anfang und Ende der Aufbringung der Korrekturmomente auf die Achsen Gx und Gy. Diese Momente sind gleich -^y- und ^y- unmittelbar nach dem Zeit-

of

-ψ- unmittelbar nach dem

und ßo/2 (s. Fig. 5) in proportionale Drehimpulse umgeformt und auf die Achsen Gx und Gy aufgebracht. Hierbei ist leicht einzusehen, daß der Punkt H₀ in die Lage H₀ kommt und die mit ausgezogenen Linien dargestellte Anordnung von O,H₀,S₀ in die mit gestrichelten Linien dargestellte Anordnung O, Ho, S₀ übergeht.

Um das erfindungsgemäße Stabilisierungsverfahren vollständig darzustellen, geht man (Fig. 6 und 7) von dem Zeitpunkt aus, an dem die Stabilisierung beendet ist, d. h. von dem Zeitpunkt des Zusammenfallens der Punkte O, H und S, die in diesem Zeitpunkt mit O, H₅ und S₅ in Fig. 6 bezeichnet sind. Am unmittelbar vorangegangenen Zeitpunkt hatte man O, S₄, H₄ mit Zusammenfallen von O und S₄. Davor hatte man die Anordnung OH₃S₃, wobei sich H₃ in der Mitte von OS₃ befand und das Zeitintervall derart war, daß die von OH gebrauchte Zeit zum Bestreichen des Winkels Ϊ (s. Fi g. 7) gleich der von HS gebrauchten Zeit zum Bestreichen des Winkels 2 war, woraus sich folgende Beziehung ergibt:

punkt t₂ und gleich -ψ- und

Zeitpunkt i₃.

Aus dieser Betrachtung ergibt sich also, daß das erfindungsgemäße Stabilisierungsverfahren folgende Operationen umfaßt:

Im Koordinatensystem x'y' werden ständig die Werte der Richtungscosinus gemessen;
an Schaltzeitpunkten, die durch konstante Zeitintervalle voneinander getrennt sind, welche von der Bauart des Körpers abhängen, werden diese Meßwerte gespeichert;

die Meßwerte werden anschließend gelesen und in Drehimpulse umgesetzt, die am unmittelbar folgenden Schaltzeitpunkt um die Achsen Gy und Gx aufgebracht werden.

Das erfindungsgemäße Verfahren gestattet also bei Kenntnis des Verhältnisses C/A eine schnellstmögliche Stabilisierung aller Flugkörper, die unter den eingangs aufgeführten Bedingungen stehen. Dieses Verfahren bietet einen glücklichen Kompromiß zwischen dem Energieverbrauch der Stabilisierungsvorrichtung, der nahe am theoretischen Minimum liegt, der Anzahl der Stabilisierungsschritte, die auf ein Minimum reduziert ist und sowohl für kleine als auch für relativ große Richtungsabweichungen gleich bleibt, und der Stabilisierungsgenauigkeit, die sehr hoch ist.

Unter Bezug auf Fig. 9 bis 12 werden jetzt die Mittel zur Ausführung des erfindungsgemäßen Verfahrens beschrieben.

Zunächst zeigt das Blockschaltbild in F i g. 9 eine mögliche Ausführungsform eines aus mehreren Baugruppen bestehenden Gerätes, um analog zu Fi g. 1, 2 a und 2 b das Erfindungsprinzip darzustellen.

In F i g. 9 bezeichnet 15 einen Detektor, der Γ7/1

um '-γ versetzt auf dem zu stabilisierenden Körper angebracht ist und die Abweichung zwischen der Symmetrieachse Gz des Körpers und der festen

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Richtung GZ in Form der Richtungscosinus α',β' dieser Richtung, bezogen auf die Achsen Gx' und Gy', angibt, wobei der Winkel & zwischen den Achsen Gz und GZ < 10° sei.

Ein Steuergerät 17 hat eine dreifache Steuerfunktion: Es steuert über eine erste Reihe von Elementen 16a, 16b, 16c und I6d an den charakteristischen Zeitpunkten t„ die übergabe der Meßwerte des Detektors 15 in die Speicher 18a, 18b, 18c und

18 d, über eine zweite Reihe von Elementen 19 a, 19 b,

19 c und 19 d an den Zeitpunkten t„ + λ das Lesen dieser Meßwerte und sehr kurz danach an den Zeitpunkten i„ + A₁ das Löschen der Speicher.

Ein sich anschließender Wandler besitzt zwei Kreise mit Additionsgliedern 2Oe, 20/ und Schaltgliedern 21 e, 21/und setzt die vom Detektor 15 gelieferten

Daten a„, ß„ in Drehimpulse —γ- und -γ- um.

Fig. 10 zeigt eine bevorzugte Ausführungsform eines elektronischen Stabilisierungskreises bei Anwendung der Erfindung auf einen künstlichen Satelliten, der rotationssymmetrisch zur Achse Gz ist, wobei diese Achse trotz der scheinbaren Sonnenbewegung und trotz möglicher Störungen ständig in Sonnenrichtung GZ zeigen soll.

Die Richtungscosinus a, ß' der Sonnenrichtung GZ werden ständig mittels einer klassischen Einrichtung, z. B. einer Fotozelle, gemessen, und am Ausgang des Meßgerätes 1 werden elektrische Spannungen erhalten, die proportional zu den Koordinaten der Richtungscosinus sind. Um die Beschreibung eindeutig zu machen und zu erleichtern, wird im folgenden alles mit dem Bezugszeichen α versehen, was die vom Richtungscosinus α ausgehenden Signale betrifft, und ebenso alles mit dem Bezugszeichen b, was die vom Richtungscosinus ß' ausgehenden Signale betrifft. Diese Signale werden bei 2a, 2b verstärkt und dann über elektronische Tore 3a_1; 3a₂ und 3b_u 3b₂ auf Speicherkondensatoren 4a_u 4a₂'Und 4 b_u 4b₂ übertragen. Dioden 5O₁, Sa₂ und Sb₁, 5b₂ übergeben die polarisierten Signale an die Kippschalter 7α_ΐ5 7α₂ und Tb₁, Tb₂, die ihrerseits mit Additionsgliedern 8a und Sb verbunden sind.

Ein Zeitgeber 12 hat eine zweifache Steuerfunktion: einerseits schließt er die Tore 3a_1? 3a₂ und 3b_l5 3b₂, andererseits steuert er die Umkehrglieder 9 a, 9 b. Jedes Umkehrglied ist vorwärts über Widerstände 6ui,6a₂ und Ob₁₉Ob₂ mit den entsprechenden Dioden Sa₁, 5 a₂ und Sb₁₇Sb₂ verbunden.

Die von den Additionsgliedern 8a und Sb abgegebenen Signale werden in Drehimpulse umgesetzt. Dies erfolgt mit Hilfe von Schaltdioden 110₁,11 a₂ und HfJ₁, Wb₂, die über Ventile 1Oa₁, 1Oa₂ und 1Ob₁, 1Ob₂ Gasdüsen 13O₁,13a₂ und 13b_l513b₂ steuern.

Bei einem solchen Stabilisierungsgerät ist ein derartiges Verhältnis gj vorgesehen, daß bei ⁶ Drehimpulse

Aufbringung der Signale auf die Düsenventile 1Oa₁ bis 1Ob₂ die Düsen Gasströme ausstoßen, deren Drehimpuls im Absolutwert gleich dem halben Wert jedes empfangenen Signals ist. So erzeugen Signale mit dem Niveau a'_n und ß'_n an den Düsen Drehimpulse äa„ und ι)ß_n und bewirken Korrekturen 4r und -γ.

Als Beispiel wird jetzt unter bezug auf F i g. 10 und 11 die Verarbeitung des Signals η allein beschrieben. Sie umfaßt Speichern, Lesen und anschließendes Umwandeln des Signals zur Aufbringung auf die Impulsgeber. Selbstverständlich erfolgt die Verarbeitung des Signals ß' analog zur Verarbeitung des Signals a.

Zum Zeitpunkt t„ wird das Signal a'„, das der ständig vom Meßgerät 1 gelieferten momentanen Spannung e_l5 e₂ entspricht, in die beiden Kondensatoren 4α_1; 4α₂ eingespeichert, und zwar durch Schließen der Tore 3 U₁,3 a₂ unter Einwirkung des Zeitgebers 12 und durch Sperrung der Dioden Sa₁, 5 a₂.

Die durch das Umkehrglied 9 a bestimmten Polaritäten sind an diesem Zeitpunkt: - an den Punkten g_l5 Z₁ und A₁ und + an den Punkten g₂,/₂, h₂.

Zum Zeitpunkt t„ + λ erzeugt das Umkehrglied 9 a auf Grund eines Impulses des Zeitgebers 12 einen plötzlichen Polaritätswechsel bei g_l5 g₂, was einen gleichen Wechsel bei Zi,/2 mit sich bringt, wodurch ein Ladungsausgleich der beiden Kondensatoren 4a_l5 4a₂ herbeigeführt wird. Wenn die Dioden Sa₁, 5a₂ geeignet orientiert sind, laden sich die Kondensatoren an diesem Zeitpunkt ganz auf, so lange, bis die Niveaus Z₁,/₂ gleich den Niveaus g_1; g₂ sind. Lagen die Kondensatoren 4a_1; 4a₂ vorher auf den Niveaus a'„, dann beginnt die Aufladung der Kondensatoren genau an dem- Zeitpunkt, an dem die Polaritäten Z₁₁Z₂ gleich dem Niveau _a'„ sind. Das führt unter Berücksichtigung der charakteristischen-- Aufladungssteilheit der Kondensatoren zu einer Verschiebung γ,γ' für die Polarität »Null« der Punkte f_uJ₂.

Zum Zeitpunkt t„ + A₁ ist das Signal a'_n variabler Höhe in ein Signal A₁, A₂ von variabler Dauer umgewandelt. Das Umkehrglied 9 a wechselt unter Einwirkung eines Impulses vom Zeitgeber 12·» erneut die Polarität und führt das System auf den Zustand zurück, in dem es sich vor t_n + λ befand. Gleichzeitig öffnen sich die Tore 3a_1; 3a₂ wieder und übertragen neue Werte a_n + 1 und ß„ + 1 auf die Kondensatoren 4 α!,4α₂.

Zum Zeitpunkt i„ + 1 schließen sich die Tore 3a_1; 3a₂, das Signal a'_n + 1 wird gespeichert, und der Prozeß läuft wieder ab wie zum Zeitpunkt t„.

Die Signale A₁, A₂ sind so in Dauer und Polarität proportional zum Niveau und der Polarität der Spannung, die an den Zeitpunkten t„ gespeichert wird. Diese Signale werden im Additionsglied 8 a verarbeitet, aus dem sie nach Auswahl durch die Dioden 110₁,11 a₂ auf die Ventile JO U₁ ,10 a₂ gelangen, die durch Düsen Oa₁, 13 a₂ den spätestens am Zeitpunkt t_n + A₁ aufzubringenden Drehimpuls steuern.

Die gleichen Vorgänge wiederholen sich an jedem Schaltzeitpunkt t„, t„ + 1, t„ + 2 usw., der durch den Zeitgeber bestimmt wird.

Nimmt man an, die Sonne habe am Zeitpunkt r„

gegenüber der Symmetrieachse des Satelliten eine

Winkelabweichung 0 < 10°, dann ist der Satellit

ab dem Zeitpunkt t„ + 2 stabilisiert, d. h. nach zwei Schaltphasen.

Fig. 12 zeigt schematisch die Anordnung einer Meßvorrichtung und der Steuerdüsen an einem (nicht dargestellten) Flugkörper mit dem Schwerpunkt G. Man erkennt namentlich, daß die Achsen der Düsen 13a_t bis 13b₂ parallel zu den Achsen Gx, Gy stehen und daß die Richtungscosinus «' und /i' mit einer Vorrichtung gemessen werden, die ein Objektiv 22 in Richtung Gz besitzt, das auf ein Raster 23 ein Bild S, des Punktes S wirft. Das Raster liefert mit Hilfe eines geeigneten Mittels, z. B. einer fotoelektrischen Einrichtung mit Verstärkung, die wirklichen Koordinaten dieser Richtungscosinus.

Hierzu 7 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Richtungsstabilisierung eines sich langsam mit konstanter Geschwindigkeit um seinen Schwerpunkt drehenden Flugkörpers, durch dessen konstruktive Ausbildung seine Symmetrieachse mit einer Hauptachse seines Trägheitsellipsoids zusammenfällt und einerseits zwei Trägheitsmomente gleich groß sind und andererseits der Winkel zwischen seiner Symmetrieachse und der festen Stabilisierungsrichtung kleiner als 10° bleibt und der anfänglich einer freien Kreiselbewegung unterliegt, dadurch gekennzeichnet, daß mittels eines Zeitgebers (12) gleichmäßig verteilte charakteristische Zeitpunkte Ui, t₂, i₃) bestimmt werden, die von den Anfangsbedingungen der Fluglage abhängen und an denen sich der Körper jeweils wieder in einer für seine Stabilisierung günstigen räumlichen Lage (F i g. 2a, 2b) befindet und an denen mittels eines Detektors in an sich bekannter Weise (15,1) die Lage der festen Stabilisierungsrichtung (GZ) relativ zu einem mit dem Körper verbundenen orthogonalen Koordinatensystem (x', y', z) bestimmt wird und Korrekturmomente (L, M) auf den Körper aufgebracht werden, deren Drehimpulswerte (-y-' ~Tj ^{an emem} Zeitpunkt (i„) der Folge direkt aus der Messung (a'_n, ß'_n) am unmittelbar vorhergehenden Zeitpunkt (t_n — I) hervorgehen.

2. Stabilisierungsverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das zwei charakteristische Zeitpunkte trennende Zeitintervall (t)

TA
aus der Beziehung ί = ^r bestimmt wird, in

der T die Periode der Eigendrehung, A eines der beiden ersten und C das dritte Trägheitsmoment des Flugkörpers sind.

3. Stabilisierungsverfahren nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Richtungsabweichung (&) der Symmetrieachse (Gz) des Flugkörpers gegenüber der festen Richtung (GZ) fortlaufend durch Messung der Richtungscosinus (</, ß') dieser Richtung bezüglich eines mit dem Flugkörper verbundenen Koordinatensystems (x', y') bestimmt wird, wobei diese Koordinaten gegenüber den Bezugskoordinaten (x, y) des Körpers um einen Winkel ^- versetzt sind.

4. Stabilisierungsverfahren nach den vorangegangenen Ansprüchen, dadurch gekennzeichnet, daß die Richtungscosinus (a'_n, [I_n) der festen Richtung an einem gegebenen charakteristischen Zeitpunkt (f„) in Korrekturdrehimpulse

—'—, -y-j umgeformt werden, deren Absolutwerte gleich dem halben Wert der entsprechenden Richtungscosinus sind und die am nächsten, unmittelbar auf die Messung der Richtungscosinus folgenden Zeitpunkt (t„ + 1) gleichzeitig paarweise um das Bezugskoordinatensystem (x, y) des Flugkörpers aufgebracht werden.

5. Stabilisierungsvorrichtung zur Ausführung des Stabilisierungsverfahrens nach den Ansprüchen 1 bis 4, gekennzeichnet durch: einen Detektor (15) für die Abweichungen (D) zwischen der festen Richtung (GZ) und einem mit dem Flugkörper verbundenen orthogonalen Koordinatensystem (x', y'), das eine zur Körperdrehachse (Gz) senkrechte Ebene (P₁) festlegt, wobei die Abweichungen durch die Richtungscosinus («', ß') ausgedrückt werden; einen Zeitgeber, der die von der konstruktiven Ausbildung des Flugkörpers bestimmten charakteristischen Schaltzeitpunkte U₁, t₂, i₃) liefert; ein Steuergerät mit einer ersten Reihe von Schaltelementen (16a, 16b, 16c und 16d) zur übertragung der Meßwerte des Detektors an den charakteristischen Schaltzeitpunkten (f„) in Speicher (18a, 18b, 18c und 18d), einer zweiten Reihe von Schaltelementen (19 a, 19 b, 19 c und 19 rf) zur Steuerung einerseits des Lesens der gespeicherten Meßwerte und andererseits zum Löschen der Speicher zu jeweils unmittelbar auf den Meßzeitpunkt folgenden Zeiten U_n + /. bzw. t,, + /^) und einem Wandler (2Oe, 20/ 21 e, 21/) zur Umformung der Richtungscosinusmeßwerte (an, ß'_n) des Detektors in Drehimpulse (—γ-, ι) ; und schließlich durch Vorrichtungen (Oa₁, 13a₂, Db₁, I3b₂) zur Aufbringung dieser Drehimpulse auf die Bezugsachsen (x, y) des Flugkörpers (F i g. 9,11,12).

6. Stabilisierungsvorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß derSDetektor (1) elektrische Spannungen, die proportional zu den beiden Richtungscosinus («', ß') zwischen der festen Richtung und der Körpersymmetrieachse sind, an zwei parallel angeordnete elektronische Schaltkreise (2 a ... 8 a, 2 b ... 8 b) abgibt, von denen jeder das Arbeiten von jeweils zwei Gasdüsen (Oa₁, Oa₂ und Ob₁, Ob₂) wahlweise steuert, die in an sich bekannter Weise einander entgegengerichtet auf jeweils einer Achse des orthogonalen Bezugskoordinatensystems (x, y) des Flugkörpers angebracht sind, das zur Bestimmung der Richtungscosinus der Abweichung dient, wobei diese beiden elektronischen Schaltkreise durch den Zeitgeber (12) gesteuert werden (Fig. 10).

7. Stabilisierungsvorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Verhältnis zwischen den vom Detektor abgegebenen Signalen

(«„, ß_n) und den Drehimpulsen [—j—* 7~) "^er" art festgelegt ist, daß bei Aufbringung dieser Signale auf die öffnungsventile für die Düsen (Oa₁, Oa₂ und Ob₁, Ob₂) diese Düsen Gasströme ausstoßen, deren Impuls im Absolutwert gleich dem halben Wert jedes empfangenen Signals ist.