DE1506579C - Verfahren zur Lageregelung von drall stabilisierten Flugkörpern, insbesondere von Raumfahrzeugen. Satelliten, balhsti sehen Raketen od dgl - Google Patents

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Lageregelung von drallstabilisierten Flugkörpern, insbesondere von Raumfahrzeugen, Satelliten, ballistischen Raketen od. dgl., wobei der Flugkörper eine Lageplattform mit Meßgebern zur Erfassung der Nutations- und Präzessionsbewegung, sowie Mittel zur Lageregelung und durch diese beeinflußbare Stellglieder enthält.

Es sind Regelungen der genannten Art bereits bekannt, bei denen zur Erzielung einer hohen Regelgenauigkeit hochgenaue Trägheitsplattformen mit zusätzlichen Stützvorrichtungen für die einzuhaltende Genauigkeit verwendet sind. Derartige hochgenaue ■Plattformen weisen einen hohen Aufwand an Bauteilen auf und verursachen erhebliche Kosten. Sie stellen, insbesondere bei Verwendung in Flugkörpern od. dgl., für kurzzeitige Missionen einen unverhältnismäßig hohen Kostenaufwand dar.

Man kennt auch Kreiselplattformen, die nur mit zwei Freiheitsgraden arbeiten und dementsprechend billig sind. Hierbei wird der Freiheitsgrad hinsichtlich der Rollbewegung des Flugkörpers gegenüber der Plattform aufgegeben. Es ergibt sich daraus, daß mit der verbleibenden Information nur eine Präzessionsregelung, jedoch ohne weitere Hilfsinformation keine Nutationsregelung durchgeführt werden kann. Um die auftretenden Fehler von Plattformen in bezug auf Abweichungen niedrig zu halten, ist es bekannt, bei derartigen Plattformen den Flugkörperdrall zu kompensieren. Es bleibt jedoch bei dieser Art von Plattformen eine restliche Relativbewegung um die Rollachse zwischen Plattform und Flugkörper bestehen.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren zu schaffen, durch welches es ermöglicht wird, sowohl die Genauigkeit der Regelung als auch eine zeitoptimale Lösung des Ausrichlvorganges gegenüber den bekannten Regelabläufen zu verbessern und außerdem mit Hilfe des Verfahrens und der Mittel zur Durchführung des Verfahrens eine Herabsetzung der Kosten für das Regelungssystem zu erreichen.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Regelung der Nutations- bzw. Präzessionsbewegung getrennt durchgeführt' wird und die Lageregelung in abwechselnd aufeinanderfolgenden Phasen von Nutations- und Präzessionsregelung erfolgt und daß nach Unterschreitung einer geforderten Gcnauigkeilsgrenzc die Regler innerhalb einer sich anschließenden Überwachungsphase abgeschaltet werden und innerhalb der Überwachungsphase eine Überschreitung der Genauigkeitsgrenze die Regelung wieder in Tätigkeit setzt.

Ein weiteres Merkmal der vorliegenden Erfindung besteht außerdem darin, daß zur Erzielung eines zeitoptimalen Ablaufes der Einrichtung des Flugkörpers auf ein Ziel der Regelvorgang mit einer Nutationsregelung begonnen wird. Außerdem wird nach der Erfindung zur Erzielung einer hohen Genauigkeit der Einrichtung des Flugkörpers auf das Ziel der Regclungsvorgang mit einer Nulationsregelung abgeschlossen.

Ferner sieht die Erfindung Mittel zur Durchführung des Verfahrens vor, und zwar in der Weise, daß zur Messung der zu regelnden Nutations- und Präzessionsgrößen voneinander getrennt wirkende Meßgeber verwendet sind.

Mittels des erfindungsgemüßen Verfahrens und der Mittel zur Durchführung des Verfahrens ist erreicht, daß l.agcplattformen mit zwei f'reiheilsgraden verwendet werden können. Die Lageplattform braucht dabei keine Mittel zur genauen Kompensation des

Dralles des Flugkörpers aufzuweisen, sondern sie kann mit einer geringen Drallbewegung gegenüber dem Flugkörper umlaufen. Damit ist erreicht, daß bei gleichen Genauigkeitsforderungen das Regelsystem einfacher und somit billiger ausgeführt werden kann.

In der Zeichnung sind an Hand von Diagrammen

die Phasen eines beispielsweisen Verfahrensablaufes

ίο zur Einrichtung eines Flugkörpers für eine gegebene Flugmission sowie die Mittel zur Durchführung des Verfahrens und deren Anordnung bzw. Schaltung dargestellt.

F i g. 1 zeigt in einem Diagramm die Phasen des Einstellvorganges für den Flugkörper mit einer Anfangsablage und Anfangsnutation mit einer Nutationsregelung zu Beginn des Einrichtvorganges;

F i g. 2 zeigt ebenfalls in einem Diagramm die Phasen des Einstellvorganges mit einer Anfangsablage und Anfangsnutation ohne Nutationsregelung zu Beginn des Einrichtvorganges zum Vergleich gegenüber dem Einrichtvorgang gemäß F i g. 1;

F i g. 3 zeigt gleichfalls in einem Diagramm den Einstellvorgang mit den letzten Phasen innerhalb der Feinorientierung, die sich der Groborientierung anschließt;

F i g. 4a zeigt in einem Diagramm die Zusammenhänge zwischen der Stellung des Antriebes und dem Zündzeitpunkt bei Regelung der Präzession;

F i g. 4b zeigt in einem Diagramm die Zusammenhänge zwischen der Stellung des Antriebes und dem Zündzeitpunkt bei Regelung der Nutation;

F i g. 5 zeigt in einem Blockschaltbild das Regelungssystem mit Regelstrecke, Meßglied, Regler und Stellglied;

F i g. 6 zeigt in einem Diagramm den Einrichtvorgang des Flugkörpers im Hinblick auf die Begrenzung der Amplitude der Nutationsbewegung, wobei die Endphase in verkleinertem Maßslab dargestellt ist.

Zur Erläuterung des erfindungsgemäßen Verfahrens und der Mittel zur Durchführung des Verfahrens ist bei der nachfolgenden Beschreibung beispielsweise von einem Flugkörper ausgegangen, der ein sternorientiertes Stabilisierungssystem aufweist. Die Nutzlastspitze des Raumflugkörpers nimmt dabei eine Lageplattform, einen Sternsensor, sowie ein Regelungssystem in Verbindung mit einem Stellglied auf, wobei das Stellglied ein Kaltgasschubsystem mit Steuerdüsen für die Korrektur der Ablage des drallstabilisierten Raumflugkörpers zur Einrichtung des Flugkörpers auf das vorgegebene Ziel enthält. Es ist ferner noch ein Bodengerät für die Ausrichtung der Lageplattform vor dem Start vorgesehen, das hier jedoch nicht näher erläutert ist.

Die einzelnen Phasen der Lageregelung sind gemäß der F i g. 1 bis 4 mit den Bezugsziffern 1 bis 6 angedeutet. Vor Beginn des hier zeitoptimalen Regelungsvorganges hat der Flugkörper nach Loslösen von seinem Träger im allgemeinen Fall bereits eine Nutationsbewegungro/v. Es wird somit in Phase I der Regelung, um zu einem optimalen Verlauf der Regelung zu gelangen, der Abbau der Nutation des Flugkörpers 11 durch Steuerimpulse des Stellgliedes 19 (F i g. 5) bewirkt und nachfolgend die zeitoptimale Hinrichtung des Flugkörpers 11 in der Phase 2 eingeleitet.

In F i g. 1 ist über der Zeit / (see) der Raumwinkel ψ (Grad) aufgetragen. Dabei ist beispielsweise die An-

fangsablage des Raumflugkörpers mit einem Raumwinkel ψ = ϋ = 30° und die Anfangsnutation mit ■ψ = ϋ = 4°/sec vorausgesetzt. Die Pfeile mit den Bezugszeichen 1 bis 6 für die einzelnen Phasen deuten dabei in den F i g. 1 bis 4 jeweils den Beginn der angegebenen Phase an. Der Einrichtvorgang des Flugkörpers beginnt dabei mit der Phase 1 und stellt eine Grobregelung dar, in der gleichzeitig mit der Grob- und Feinsteuerdüse 20 bzw. 21 geregelt wird, wobei in Nähe des Zielpunktes X bei reiner Präzessionsregelung eine Nutationsschwingung angefacht wird. Daher ist mit diesem Einrichtvorgang die gewünschte Genauigkeit nicht zu erreichen. Gleichzeitig ist der Öffnungswinkel des Nutationskegels, welchen die Nutzlastspitze des Flugkörpers 11 beschreibt, mit Sicherheit so groß, daß die Spitze nicht mehr innerhalb des geforderten .Raumwinkels liegt. Nach Abschluß der Phase 2 des Steuervorgangs wird daher erneut die Nutationsbewegung gedämpft, wobei die Dämpfungsphase mit 3 bezeichnet ist. In den bisher beschriebenen Regelungsphasen 1, 2 und 3 wird im wesentlichen zeitoptimal gearbeitet. Um die gestellte Regelungsaufgabe lösen zu können, ist es erforderlich, die Nutzlastspitze des Flugkörpers 11 mit einer vorgegebenen Genauigkeitsschranke G auf einen Stern auszurichten. Diese Forderung kann aus theoretischen Gründen bei dem vorgesehenen begrenzten Aufwand nicht mehr im zeitoptimalen Sinne gelöst werden. Mit der Phase 4 beginnt der Feinregelbereich, der mit der Feinsteuerdüse 21 durchgeführt wird, wobei erneut eine Präzessionsregelung beginnt. Diese Feinsteuerung bedingt eine, wenn auch kleine Nutationsbewegung des Flugkörpers 11. Die Phase 4 ist beendet, wenn die mittlere Ablage der Nutzlastspitze des Flugkörpers 11 innerhalb der vorgegebenen Genauigkeitsschranke G liegt. Die restliche Nutationsbewegung des Flugkörpsrs wird dann in der Phase 5 mittels der Feinsteuerdüse 21 ausgeregelt, wobei diese Phase dann beendet ist, wenn die Nutation unter die vorgegebene Schranke G gebracht ist. Mit der Phase 5 ist der Einrichtvorgang des Flugkörpers 11 vorerst beendet. Durch äußere Störungen, die im wesentlichen Gravitations- und aerodynamische Momente sind, können am Flugkörper 11 wiederum Präzessions- und Nutationsbewegungen erzeugt werden, und es schließt aus diesem Grunde an die Phase 5 eine Überwachungsphase 6 an, die einmal die Nutationsbewegung unabhängig von der Ablage auf eine maximale Abweichung und zum anderen die Ablage innerhalb der vorgegebenen Genauigkeitsschranke G überprüft. Werden die Grenzbedingungen für die Ablage innerhalb der Überwachungsphase 6 überschritten, so wird die Regelungseinrichtung wiederum eingeschaltet, und es schließen an die Phase 6 zwei weitere Regelvorgänge an, die mit denen der Phase 4 und 5 identisch sind.

Wie aus F i g. 2 im Vergleich zum Regelungsablauf nach F i g. 1 entnommen werden kann, tritt ohne Nutationsregelung zu Beginn des Regelungsvorganges eine wesentliche Verlängerung der Einrichtzeit des Raumflugkörpers bei gleichen Anfangsbedingungen ein.

Wie bereits beschrieben, ist für die gestellte Aufgabe hier beispielsweise eine Impulsregelung mit einer Grob- und einer Feinsteuerdüse 20, 21 eines Kaltgasschubsystemes vorgesehen. Es ist weiter davon ausgegangen, daß die Grob- und Feinsteuerdüse 20, 21 an einem gemeinsamen Ort liegen, woraus sich für die Regelung bzw. Steuerung in der Phase 2 die Möglichkeit ergibt, mit größtmöglicher Energie und somit zeitoptimal zu regeln. Während der Feinregelungsphase 4 und 5 wird die Grobsteuerdüse 20 abgeschaltet und nur noch mit der Feinsteuerdüse 21 gesteuert. Für die Präzessions- und Nutationsregelung der beiden Regelungsarten gibt es jeweils ausgezeichnete Zündzeitpunkte Z bzw Z' (F i g. 4a, 4b), wobei die Festlegung dieser Zündzeitpunkte die erforderlichen Meßglieder des Regelkreises bestimmt.

ίο Für die Präzessionsregelung ergibt sich der ausgezeichnete Zündzeitpunkt Z für das Stellglied 19 daraus, daß der drallstabilisierte Flugkörper sich physikalisch wie ein Kreisel verhält, wobei ein Impuls auf den Flugkörper in irgendeiner Richtung diesen senkrecht dazu präzessieren läßt. Es folgt daraus, daß die Düsen 20 und 21 bei der Zündung des Stellgliedes 19 senkrecht zur Sichtlinie S zum Zielort X liegen müssen, wie in F i g. 4a verdeutlicht ist. Es ergibt sich somit als Zündbedingung, daß der Winkel φ' zwischen Sichtlinie S und der flugkörperfesten Koordinate ψρ gleich 0 ist oder daß

cos φ' ->■ Max

sein muß. Durch Umformung dieses Ausdruckes er-, gibt sich

Uf = & cos ω₈ ■ t + ψ sin <w_s · / -> Max

wobei # die raumfeste Winkelkoordinate, a>_s die Kreisfrequenz, t die Zeit und ψ die zweite raumfeste Winkei- koordinate darstellt. Das Signal für die Zündung des Stellgliedes 19 wird dabei, wie bereits beschrieben, aus einer nichtentdrallten Plattform entnommen, wobei das Signal zum Zündzeitpunkt ein Maximum aufweist. Im Feinregelbereich kann das Signal für die Zündung des Stellgliedes 19 auch aus den Signalen eines vorhandenen Sternsensors gewonnen werden. Die Düsen 20 und 21 bzw. das Stellglied 19 arbeitet während einer Zeit τ. Dieses Zeitintervall liegt dabei symmetrisch zu dem vorstehend bestimmten Zündzeitpunkt Z. Die Zündzeit τ bestimmt den Zündwinkel, der bei der Grobregelung im Sinne einer optimalen Regelung auf 180° festgelegt ist. Die Düsen 20 und 21 bzw. das Stellglied 19 arbeitet somit während einer halben Umdrehung des Flugkörpers 11. Im Feinregelbereich wird dann der Zündwinkel eingeengt.

Der ausgezeichnete Zündzeitpunkt Z' für die Nutationsregelung gemäß F i g. 4 b ist dann erreicht, wenn die Düse 20 und 21 senkrecht zum Radius R₁ des augenblicklichen Nutationskreises Nk zeigt. Daraus entwickelt sich die Zündbedingung φ* = 0 oder

cos r/r

Max.

Die Fliehbeschleunigung in der Einbauachse senkrecht zur Düse 20 bzw. 21 beträgt dabei

bp — Ar₁ ω_Ν ² cos φ* + k_s co_s ².

Dabei bedeutet o>n die Winkelgeschwindigkeit der augenblicklichen Nutationsbewegung, cü_s die Kreisfrequenz der drehenden Spitze des Flugkörpers 11, bp die Fliehbeschleunigung, Zc₁ den Radius des augenblicklichen Nutationskreises und k_s den Radius des Flugkörpers von der Mittelachse zum Meßort am Flugkörper. Der Winkel φ* bezeichnet den Winkel zwischen der flugkörperfesten Winkelkoordinate $f und dem Zündzeitpunkt Z', der mit einer durch die Längsachse des Flugkörpers 11 gehenden und den Mittelpunkt -κΡ des augenblicklichen Nutationskregels gehenden Linie Z' festgelegt ist. Da hierbei ω₈ ²

konstant ist, kann die Zündbedingung auch durch die Beziehung

bF -> Max

erfüllt werden. Die Zündzeit der Düse 20 und 21 liegt hierbei wie bei der Präzessionsregelung wiederum symmetrisch zum definierten Zündzeitpunkt Z', und der Zündwinkel beträgt im Grobregelbereich ebenso wie dort 180° und im Feinregelbereich weniger.

Im folgenden wird das Prinzip der Nutationsmessung in Verbindung mit dem Beschleunigungsmesser 13' beschrieben. Der Beschleunigungsmesser 13' ist im Flugkörper so montiert, daß er die Radialkomponente bF-der Flugkörperbeschleunigung mißt. Diese Komponente bp setzt sich aus einem festen Wert b_m', der durch den Flugkörperdrall hervorgerufen wird, und einem veränderlichen Wert, der von der augenblicklichen Nutationsbewegung abhängt, zusammen.

Wird ein gleicher Beschleunigungsmesser 13' um 180° versetzt im Flugkörper 11 montiert, so liefert dieser ein um 180° phasenverschobenes Signal. Durch Gegenschalten beider Sensoren 13' wird der Gleichanteil bm eliminiert, und es bleibt das doppelte Nutzsignal übrig. Das Signal hat sein Maximum, wenn die Beschleunigungsmesser 13' auf der Linie Z' (F i g. 4 b) liegen.

Die Beschleunigungsmesser 13' für die Messung der Nutation des Flugkörpers 11 werden nahe der Längsachse des Flugkörpers eingebaut. Es wird damit erreicht, daß der Drallanteil der Beschleunigung klein gehalten wird. Die Steuerdüsen 20 und 21 des Stellgliedes 19 des Flugkörpers 11, die für die Grob- bzw. Feinsteuerung des Flugkörpers vorgesehen sind, nehmen in bezug auf ihre Schubwirkungseinrichtung eine gleiche Lage ein, so daß für die Phase 2 und 3 mit größtmöglicher Energie und somit zeitoptimal geregelt werden kann. Die Grob- und Feinsteuerdüse 20 und 21 können auch durch eine einzige Düse ersetzt werden, die für den Grob- bzw. Feinsteuerbereich in bezug auf die Größe des Schubes oder in bezug auf die Zündzeit regelbar ausgeführt ist.

In F i g. 5 ist zusammenfassend ein Blockschaltbild der Regelungseinrichtung gezeigt. Die Teile 11 stellen den eigentlichen Flugkörper bzw. die insgesamt mit 9 bezeichnete Regelstrecke dar. Die Koordinaten # und ψ werden durch das Meßglied 12 mit den beiden voneinander unabhängig wirkenden Meßgliedern 13 bzw. 13' erfaßt. Durch die Meßglieder werden die flugkörperfesten Winkelkoordinaten Df und yy für die Präzessionsmessung bzw. die flugkörperfesten Winkelkoordinaten On und y>if für die Nutationsbewegung gebildet und an eine Logik 15 zur Bestimmung des Zündzeitpunktes Z für die Regelung der Präzession bzw. eine Logik 15' für die Bildung des Zündzeitpunktes Z' zur Regelung der Nutation gegeben, von denen aus der Zündimpuls über einen Umschalter 16 und einen Impulsmodulator 17 sowie einen weiteren Umschalter 18 entweder auf das Stellglied 19 bzw. dessen Grobsteuerdüse 20 bzw. Feinsteuerdüse 21 gegeben wird. Die Glieder 15,15', 16,17 und 18 bilden dabei die Regelungseinrichtung 14, während die Düsen 20 und 21 mit dem Kaltgasantrieb das Steuerbzw. Stellglied 19 bilden.

' In F i g. 6 sind gegenüber des Regelungsablaufes gemäß F i g. 1 im Grobregelbereich, einschließlich der Phase 3, die Phasen 1 und 2 in häufigerem Wechsel zwischen Phase 1 und 2 eingeschaltet. Dadurch wird die Zeit t der Einrichtung des Flugkörpers auf das Ziel X, bezogen auf den gesamten Regelvorgang, verkürzt. Die Anfangsbedingungen für den oben angegebenen Regelungsvorgang entsprechen dabei denen der F i g. 1.

Es kann auch der Energieverbrauch des Stellgliedes für den Gesamtregelvorgang bis zu einer vorgegebenen Genauigkeitsgrenze G ein Optimum erreichen, wenn die zeitliche Aufeinanderfolge der einzelnen Phasen der Regelung in bestimmter Weise festgelegt wird. Im Grobregelbereich, d. h. in den Regelungsphasen 2 und 3, wird dabei die Größe der Nutationsbewegung des Flugkörpers ständig überwacht und bei einer Überschreitung eines vorbestimmten Genauigkeitsbereiches durch Steuerimpulse mittels des Stellsystems 19 die Größe der Nutation des Flugkörpers beschränkt, jedoch nicht ausgeregelt. Dieser Steuerungsvorgang kann auch in mehreren Schritten erfolgen. Der Energieverbrauch kann durch eine solche Maßnahme auf ein Minimum beschränkt werden. Sobald der die Regelungsphasen 3 und 4 einschließende Feinregelungsbereich erreicht ist, weist somit die Flugkörperbewegung nur noch eine verminderte Restenergie auf, die sich mit minimalem Aufwand an Energie des Regelungs- und Stellsystems ausregeln läßt.

Claims (16)

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Lageregelung von drallstabilisierten Flugkörpern, insbesondere Raumfahrzeugen, Satelliten, ballistischen Raketen od. dgl., wobei der Flugkörper eine Lageplattform mit Meßgebern zur Erfassung der Nutations- und Präzessionsbewegung sowie Mittel zur Lageregelung und durch diese beeinflußbare Stellglieder enthält,

■ dadurch gekennzeichnet, daß die Regelung der Nutations- bzw. Präzessionsbewegung getrennt durchgeführt wird und die Lageregelung in abwechselnd aufeinanderfolgenden Phasen (1 bis 6) von Nutations- und Präzessionsregelung erfolgt, und daß nach Unterschreitung einer geforderten Genauigkeitsgrenze (G) die Regler (14) innerhalb einer sich anschließenden Überwachungsphase (6) abgeschaltet werden und innerhalb der Überwachungsphase eine Überschreitung der Genauigkeitsgrenze (G) die Regelung wieder in Tätigkeit setzt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung eines zeitoptimalen Ablaufes der Einrichtung des Flugkörpers auf ein Ziel der Regelvorgang mit einer Nutationsregelung begonnen wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung einer hohen Genauigkeit der Einrichtung des Flugkörpers auf das Ziel der Regelungsvorgang mit einer Nutationsregelung abschließt.

4. Verfahren nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzielung eines minimalen Energieverbrauches des Stellgliedes (19) innerhalb der Grobregelungsphase (Phase 2) die Nutationsbewegung überwacht und nur bei Überschreiten einer vorgegebenen Amplitude ein relativ kurzzeitiger Nutationsregelvorgang eingeschaltet wird (Phase 3).

5. Verfahren nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die letzten Phasen d. h. nahe dem Zielpunkt (X) mit verminderter Energie des Stellsystems (19) geregelt werden, und zwar im

Sinne einer Erhöhung der Genauigkeit des Gesamtregelvorganges.

6. Regeleinrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß zur Messung der zu regelnden Nutations- und Präzessionsgrößen voneinander getrennt wirkende Meßgeber (13 bzw. 13') vorgesehen sind.

7. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß als Meßgeber für die Nutationsregelung ein Beschleunigungsmesser (13') vorgesehen ist.

8. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß für die Messung der Präzessionsbewegung eine nichtentdrallte Lageplattform (13) im Meßglied (12) enthalten ist.

9. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Beschleunigungsmesser (13') außerhalb, jedoch nahe der Längsachse des Flugkörpers (11) in einer Wirkungsrichtung radial zur Längsmittelachse des Flugkörpers (11) in diesem eingebaut ist.

10. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Beschleunigungsmesser (13') um einen Winkelbetrag gegen die Wirkungsrichtung des Stellgliedes (19) versetzt am Raumflugkörper (11) angeordnet ist.

11. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß zwei um 180° zueinander versetzt am Flugkörper (11) angeordnete Beschleunigungsmesser (13') vorgesehen sind.

12. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Stellglied (19) durch ein Kaltgasschubsystem mit Steuerdüsen (21), 21) gebildet ist.

13. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die eine der Steuerdüsen als Grobsteuerdüse (20) und die andere der Steuerdüsen als Feinsteuerdüse (21) ausgebildet ist.

14. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen (20, 21) am Flugkörper (11) eine gleiche Lage in bezug auf die Wirkungseinrichtung ihres Schubes einnehmen.

15. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß eine einzige Steuerdüse vorgesehen ist, die entsprechend der Grobbzw. Feinsteuerung in ihrer Schubwirkung regelbar ist.

16. Regeleinrichtung nach Anspruch 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß als Stellglied ein kontinuierlich arbeitendes Antriebssystem vorgesehen ist.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen 009 536/73