DE1781233C1 - Method and device for controlling missiles - Google Patents

Method and device for controlling missiles

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DE1781233C1
DE1781233C1 DE1781233A DE1781233A DE1781233C1 DE 1781233 C1 DE1781233 C1 DE 1781233C1 DE 1781233 A DE1781233 A DE 1781233A DE 1781233 A DE1781233 A DE 1781233A DE 1781233 C1 DE1781233 C1 DE 1781233C1
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British Aerospace PLC
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Description

Die trnndung betrifft ein iroportional-Zielsuchverfahren für Flugkörper, z. B. Raketen, bei dem die Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie zwischen dem Flugkörper und dem Ziel gemessen und mit einer Navigationskonstante multipliziert zur Bildung eines Fehlersignals herangezogen wird, durch welches Betätigungsvorrichtungen am Flugkörper so lange angetrieben werden, bis durch Beeinflussung der Richtung des resultierenden Kraftvektors in bezug auf die Ziellinie der Fehler in der Flugbahn des Flugkörpers und damit das Fehlersignal sein Minimum erreichtThe separation concerns an iroportional target search process for missiles, e.g. B. Missiles, at which the angular velocity of the target line between the missile and measured the target and multiplied by a navigation constant to form an error signal is used by which actuators on the missile are driven until by influencing the direction of the resulting force vector with respect to the target line the error in the The flight path of the missile and thus the error signal has reached its minimum

Bei einem bekannten Navigationsverfahren (GB-PS 8 26 664) wird das Produkt aus der Winkelgeschwindigkeit ω der Ziellinie und dem Navigantionsfaktor K zur Erzeugung des Fehlersignals mit d«m Geschwindig-In a known navigation method (GB-PS 8 26 664) the product of the angular velocity ω of the target line and the navigation factor K is used to generate the error signal with d «m velocity.

keitssigna! multipliziert, um ein Signal für die benötigte Beschleunigung abzuleiten, das dann mit der tatsächlichen Beschleunigung summiert wird.keitssigna! multiplied to get a signal for the needed Derive acceleration, which is then summed up with the actual acceleration.

Bei anderen bekannten Verfai.vn werden Winkelgeschwindigkeiten summiert (US-PS 28 26 380 und DE-PS 11 98 209), die Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie mit einer Beschleunigungsgröße multipliziert (GB-PS 11 98 210), das Produkt Κω mit dem Abstand zum Ziel multipliziert und das Ergebnis mit dem Sinus des Winkels zwischen Ziellinie und Raketenlängsachse summiert(US-PS32 0öl43).In other known Verfai.vn angular speeds are summed (US-PS 28 26 380 and DE-PS 11 98 209), the angular speed of the target line is multiplied by an acceleration value (GB-PS 11 98 210), the product Κω with the distance to the target multiplied and the result added up with the sine of the angle between the target line and the missile longitudinal axis (US-PS 32 0öl43).

Der wesentliche Nachteil bei den bekannten Zielsuchverfahren besteht darin, daß die Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie, zum Teil auch davon abgeleitete zusammengesetzte Größen mit komplexeren Signal-The main disadvantage of the known target search method is that the angular velocity the finish line, partly also derived composite quantities with more complex signal

größen verglichen, nämlich zeitlichen Ableitungen von Winkeln, Quotienten von V/inkelgeschwindigkeiten, Winkelfunktionen und anderen Größen, die zwar auf Winkel zurückgehen, daraus jedoch erst durch eine oder mehrere Rechenoperationen gewonnen werden müssen. Diese Rechenoperationen kosten Zeit und führen zu einer niedrigen Reaktionsgeschwindigkeit des Flugkörpers. Eine geringe Reaktionsgeschwindigkeit bedeutet aber, daß die Rakete von sehr schnellen oder sehr manövrierfähigen Zielen ausmanövriert werden kann.sizes compared, namely temporal derivatives of angles, quotients of angular velocities, Trigonometric functions and other quantities that go back to angles, but only from them through an or several arithmetic operations must be obtained. These arithmetic operations cost time and lead low missile response speed. Means a slow reaction rate but that the missile can be out-maneuvered by very fast or very maneuverable targets.

Ein zweiter, wesentlicher Nachteil der bekannten Lenkverfahren besteht darin, daß sie kompliziert und teuer sind, wobei zu berücksichtigen ist, daß mit jeder Rakete, die abgefeuert und zur Explosion gebracht wird, die gesamte Rakete einschließlich des Lenksystems zerstört wird. Somit bedeutet ein kompliziertes Lenksystem für jede abgefeuerte Rakete einen hohen finanziellen Aufwand, der insbesondere bei geringen Reaktionsgeschwindigkeiten und damit geringeren TrefferquotenA second, major disadvantage of the known steering method is that they are complicated and are expensive, bearing in mind that with every missile that is fired and detonated, the entire missile including the guidance system is destroyed. Thus means a complicated steering system a high financial outlay for each missile fired, especially in the case of low reaction speeds and thus lower hit rates

nicht tragbar ist.is not portable.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein ProportionaJ-Zielsuchverfahren der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß einerseits die Reaktionsgeschwindigkeit erhöht wird und damit eine hohe Treffsicherheit auch bei schnellen und sehr manövrierfähigen Zielen erreicht wird und das andererseits mit einfacheren Mittete arbeitet, so daß der Aufwand bei der in die Rakete eingebauten Vorrichtung in Grenzen gehauen wird.The invention is based on the object of a proportional target search method of the type mentioned so that on the one hand the reaction rate is increased and thus a high accuracy even with fast and very maneuverable Goals is achieved and on the other hand works with simpler means, so that the effort in the Missile built-in device is carved into boundaries.

■Die gestellte Aufgabe wird gemäß der Erfindung dadurch gelöst, daß zur Bildung des Fehlersignals das der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie proportionale, mit der Navigationskonstante multiplizierte erste Signal mit einem zweiten Signal, das dem Winkel zwischen der Flugkörperlängsachse und der Ziellinie unmittelbar proportional ist, sowie mit einem dritten Signal, das dem Winkel zwischen der Flugkörperlängsachsc und dem resultierenden Kraftvektor unmittelbar proportional ist, summiert wird.■ The task set is achieved according to the invention solved that for the formation of the error signal that of the angular velocity of the target line proportional, with the navigation constant multiplied the first signal by a second signal representing the angle between the Missile longitudinal axis and the target line is directly proportional, as well as with a third signal that the Angle between the missile longitudinal axisc and the resulting force vector is directly proportional, is totaled.

In weiterer Ausgestaltung des erfindüngsgemäßen Verfahrens wird das mit der Navigationskonstante multiplizierte, der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie proportionale Signal in einer ersten Summierungsstufe algebraisch mit dem dritten Signal, und das aus dieser ersten Summierung resultierende Signal in einer zweiten Summierungsstufe mit dem zweiten Signal summiert. In a further embodiment of the inventive The method is multiplied by the navigation constant and proportional to the angular velocity of the target line Signal in a first summation stage algebraically with the third signal, and that from this The signal resulting from the first summation is summed with the second signal in a second summation stage.

Eine vorteilhafte Weiterbildung der Erfindung sieht eine Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens vor, bei der zum Ableiten des ersten und zweiten Signals im Flugkörper ein Zieldetektor mit einem schwenkbar befestigten Suchkopf enthalten ist, der sich auf das Ziel richtet und vorzugsweise eine Infrarot-Detektorzelle und ein zugehöriges optisches System enthältAn advantageous development of the invention provides a device for carrying out the method, for deriving the first and second signals in the missile a target detector with a pivotably attached Seeker head is included, which is aimed at the target and preferably an infrared detector cell and includes an associated optical system

Der wesentliche Vorteil des erfindungsgemäß gebildeten Fehlersignals liegt darin, daß die Reaktionsgeschwindigkeit des Flugkörpers dadurch wesentlich erhöht wild, daß mit der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie nur solche Signale verglichen werden, die Winkeln unmittelbar proportional sir.d. Es bedarf daher keiner komplizierten Schaltungen, so daß sich kleine Zeitkonstanten ergeben, die für die Reaktionsgeschwindigkeit der Steuerung von entscheidender Bedeutung sind.The main advantage of the error signal formed according to the invention is that the reaction speed the missile thereby increases wildly that with the angular velocity of the target line only those signals are compared, the angles are directly proportional to sir.d. There is therefore no need complicated circuits, so that small time constants result for the speed of reaction control are critical.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden anhand der Zeichnung näher erläutert. Dabei stellen dar:Embodiments of the invention are explained in more detail with reference to the drawing. Here represent:

F i g. 1 eine Schema;:eichriung eines Flugkörpers, der mit der erfindungsgemäßen Steuervorrichtung ausgerüstet ist,F i g. 1 a scheme;: calibration of a missile that is equipped with the control device according to the invention,

Fig.2 ein Vektordiagramm, welches die Kräfte und Achsefi in zwei Dimensionen zeigt,Fig.2 is a vector diagram showing the forces and Axis fi shows in two dimensions

Fig.3 ein Schaltschema, welches das Arbeitsprinzip der erfindungsgemäßen Vorrichtung zeigt.Fig.3 is a circuit diagram showing the working principle shows the device according to the invention.

Fig.4 eine Schemazeichnung eines Flugkörpers, der mit einem alternativen Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Vorrichtung ausgerüstet ist und4 is a schematic drawing of a missile which is equipped with an alternative embodiment of the device according to the invention and

Fig. 5 ein Schaltschema, welches das Arbeitsprinzip des in F i g. 4 dargestellten Ausführungsbeispieles zeigt.Fig. 5 is a circuit diagram showing the working principle of the in FIG. 4 shows the illustrated embodiment.

Das in Fig. 1 dargestellte Ausführungsbeispiel eines Flugkörpers verwendet einen Zielsuchkopf mit einer optischen Einrichtung, die nicht im Detail beschrieben ist, sondern durch einen um einen Punkt 2 schwenkbaren Antennenschirm 1 dargestellt ist. Die Arbeitsweise ist nur in einer Ebene dargestellt und beschrieben, jedoch ist eine Vorrichtung mit ähnlicher Arbeitsweise in einer Ebene rechtwinklig zur ersten vorgesehen, welches die Längsachse des Flugkörpers A-A einschließt. Der Suchkopf ist mit einem Aufnahmeinstrument versehen, welches den Winkel 3 zwischen der optischen Achse C-C und der Längsachse A-A mißt Er ist ferner mit Instrumenten ausgerüstet, die das Ablenkungsmaß der Ziellinie zwischen dem Flugkörper und dem Antennenschirm 1 messen. Diese Geräte wurden in einem typischen Ausführungsbeispiel aus einem kreiselstabilisierten optischen Detektorsystem und einem Satz Aufrichtmotoren bestehen, die den Kopf in Abhängigkeit von dem gemessenen Winkelfehler zwischen der Suchkopf-The exemplary embodiment of a missile shown in FIG. 1 uses a homing head with an optical device that is not described in detail, but is represented by an antenna screen 1 that can be pivoted about a point 2. The mode of operation is shown and described in only one plane, but a device with a similar mode of operation is provided in a plane at right angles to the first, which includes the longitudinal axis of the missile AA . The seeker head is provided with a recording instrument which measures the angle 3 between the optical axis CC and the longitudinal axis AA. In a typical exemplary embodiment, these devices consist of a gyro-stabilized optical detector system and a set of erecting motors that drive the head as a function of the measured angular error between the seeker head

i& achse C-C und der Zielrichtung verschwenken Der mittlere Pegel des Signals für den Antrieb der Aufrichtmotore würde dann zur Darstellung der Winkeländerungsgeschwindigkeit der Ziellinie verwendet werden. Natürlich können statt dessen auch andere, bekanntePivot i & axis CC and the target direction The mean level of the signal for the drive of the erecting motors would then be used to represent the angular rate of change of the target line. Of course, other, well-known ones can also be used instead

is Vorrichtungen zum Messen der Winkeländerungsgeschwindigkeit der Ziellinie verwende: werden. Ein auf Beschleunigung ansprechendes Instrument oder Instrumente ? mißt die von außen einwirkenden Kraftkomponenten, welche in den Querrichti -gen 5 und 6 und in der Längsrichtung 7 wirken. Zur Bestimmung des Winkels zwischen dem resultierenden Kraftvektor und der Längsachse des Flugkörpers ist ein geeignetes Gerät vorgesehen.is using devices to measure the rate of change of angle of the line of sight: be used. An instrument or instruments responsive to acceleration? measures the force components acting from the outside, which act in the transverse directions 5 and 6 and in the longitudinal direction 7 . A suitable device is provided for determining the angle between the resulting force vector and the longitudinal axis of the missile.

F ig. 2 zeigt, jedoch nur in einer Ebene, eine typische Situation der auf den Flugkörper einwirkenden Kräfte und ihre Richtungen und die Richtungen des Zieles und der Flugkörperachsen. Die Linie OR. die zu der Längsachse A-A des Flugkörpers in einer« Winkel φ steht, ist der resultierende Kraftvektor aufgrund des Motorschubes OT, während die aerodynamische Kraft ON senkrecht zur Flugkörperachse und der aerodynamische Strömungswiderstand OD entlang der Flugkörperachse wirkt Die aerodynamischen Kräfte ergeben sich aus einer Flugkörpergeschwindigkeit OV, und zwar in einer Richtung, die zu der Achse A-A in einem Winkel β stehen. Fig. 2 shows, but only in one plane, a typical situation of the forces acting on the missile and their directions and the directions of the target and the missile axes. The OR line. which is at an «angle φ to the longitudinal axis AA of the missile, is the resulting force vector due to the engine thrust OT, while the aerodynamic force ON acts perpendicular to the missile axis and the aerodynamic flow resistance OD acts along the missile axis. The aerodynamic forces result from a missile speed OV, namely in a direction which are at an angle β to the axis AA .

Die Achse C-Cist unter einem Winkel Φ at/ die Achse A-A gerichtet und besitzt eine Winkeländerungsgeschwindigkeit ω, welche der Winkeländemngsgeichwindigkeit der Ziellinie des Flugkörpers entspricht. Die Richtung des Zieles ist durch die Linie OB dargestellt. The axis C-C is directed at an angle Φ at / the axis AA and has an angular rate of change ω which corresponds to the angular rate of change of the target line of the missile. The direction of the destination is shown by the line OB .

Die Winkeländerungsgeschwindigkeit der Ziellinie oder die des Suchkopfes wird, wie zuvor beschrieben.The angular rate of change of the target line or that of the seeker head is as previously described.

durch das Antriebssignal für den Aufrichtmotor oder durch andere Instrumente bestimmt, wobei das Signal um einen Faktor K verstärkt und mit dem Signal der auf die Beschleunigung ansprechenden Instrumente verglichen wird, welches den Winkel ψ darstellt Das kombinierte Signal, welches die Summe dieser beiden Größen darstellt, wird dann mit dem gemessenen Winkel Φ des S-rchkopfes verglichen, wobei das daraus resultierende Differenz- oder Fehlersignal zum Antrieb von Stellmotoren 8 und Steuerflächen 9 verwendet (vird (s. F i g. 1).determined by the drive signal for the erecting motor or by other instruments, the signal being amplified by a factor K and compared with the signal from the instruments responding to the acceleration, which represents the angle ψ The combined signal which represents the sum of these two quantities, is then compared with the measured angle Φ of the scanning head, the resulting difference or error signal being used to drive servomotors 8 and control surfaces 9 (see Fig. 1).

Das Stellmotorsystem dient dazu, den Flugkörper mit Hilfe der Steuerflächen zu drehen, so daß das oben erwähnte Fehlersignal vermindert wird. Zu diesem Zwtck kann jedes gewöhnlich benutzte Flugkörpersteuersystem verwendet werden. Das Gesamtsteuersystem ist daher so aufgebaut, daß es ein Verfahren zir Flugkörpersteuerung ergibt, welches sich ungefähr durch die folgende Gleichung darstellen läßt:The servomotor system is used to rotate the missile with the aid of the control surfaces, so that the above-mentioned Error signal is reduced. Any commonly used missile control system can serve this purpose be used. The overall control system is therefore designed to be a missile control method which can be roughly represented by the following equation:

Φ + φ = Κω Φ + φ = Κω

Dies wird, wie beschrieben, erreicht durch eine Verringerung eines Fehlersignales E: As described, this is achieved by reducing an error signal E:

F-(Keo-v>)-ΦF- (Keo-v>) - Φ (2)(2)

Die Größen in den obigen Gleichungen stellen die elektrischen oder mechanischen Signale dar, welche von den zuvor erwähnten Instrumenten gemessen wurde, und die in F i g. 3 dargestellt sind.The quantities in the above equations represent the electrical or mechanical signals which are transmitted by was measured by the aforementioned instruments, and the one shown in FIG. 3 are shown.

F i g. 3 zeigt den Verlauf der Signale in einem typischen Ausführungsbeispiel, welches dem der F i g. 1 ähnlich ist Die Form der Gleichung (2) ist so angeordnet, daß das Signal, welches durch (Κω—ψ) dargestellt ίο ist, in seinem Maximalwert begrenzt werden kann, so daß der Suchkopfwinkel Φ einen bestimmten Wert nicht überschreitet. In F i g. 3 wird die vom Ziel her einfallende Strahlung durch ein optisches System 14 auf einen Detektor 15 im Zielsuchkopf fokussiert. Das Fehlersi- is gnal, welches die Abweichung der Suchkopfrichtung von der tatsächlichen Zielrichtung darstellt, wird durch einen Verstärker Yl verstärkt und dazu verwendet, die Aufrichtmotoren 18 anzutreiben, welche mit einem Kardanrahmen 19 für den Suchkopf gekoppelt sind und diesen so ausrichten, daß das Fehlersignal der Suchkopfrichtung gegen O reduziert wird. Ein Winkelabgriff 20 erhält den Suchkopfwinkel Φ von dem Kardanrahmen 19. Das an die Aufrichtmotoren abgegebene Signal wird ebenfalls abgegriffen und bildet den Ausgang ω der Suchkopfwinkeländerungsgeschwindigkeit.F i g. 3 shows the course of the signals in a typical exemplary embodiment, which is similar to that of FIGS. 1 is similar The form of equation (2) is arranged so that the signal, which is represented by (Κω-ψ) ίο, can be limited in its maximum value so that the seeker head angle Φ does not exceed a certain value. In Fig. 3, the radiation incident from the target is focused by an optical system 14 onto a detector 15 in the target seeker head. The error signal, which represents the deviation of the seeker head direction from the actual target direction, is amplified by an amplifier Yl and used to drive the erecting motors 18, which are coupled to a gimbal frame 19 for the seeker head and align it so that the error signal the seeker head direction towards O is reduced. An angle pick-up 20 receives the seeker head angle Φ from the cardan frame 19. The signal sent to the erecting motors is also picked up and forms the output ω of the speed of the seeker head angle change.

Das Signal ω wird durch einen Verstärker 21 um den Faktor K verstärkt und dann bei 22 mit einem Signal summiert, welches den Winkel # darstellt. Dieses Signal kommt von einem Resolververstärker 23, der seine Eingänge von den Beschleunigungsmessern 24 und 25 erhält, welche entsprechend auf Kräfte in Richtung der Längsachse des Flugkörpers und rechtwinklig dazu ansprechen. Der summierte Ausgang wird über einen Begrenzungsverstärker 26 weitergegeben und wird ferner bsi 16 rnit dem Suchkonfwirike!siiTns! Φ summiert, wobei das Ergebnis dazu verwendet wird, die Flugbahn des Flugkörpers über einen Betätigungsverstärker 27, die Stellmotore 8 und die Steuerflächen 9 einzustellen.The signal ω is amplified by an amplifier 21 by the factor K and then summed at 22 with a signal which represents the angle #. This signal comes from a resolver amplifier 23, which receives its inputs from the accelerometers 24 and 25, which respond accordingly to forces in the direction of the longitudinal axis of the missile and at right angles thereto. The summed output is passed through a limiting amplifier 26 and is further bsi 16 the Suchko with n fwirike! Si iT ns! Φ summed, the result being used to adjust the flight path of the missile via an actuation amplifier 27, the servomotors 8 and the control surfaces 9.

F i g. 4 zeigt ein alternatives Ausführungsbeispiel, bei dem die auf Beschleunigung ansprechenden Elemente aus einem Pende! iO bestehen, der an dem gleichen Punkt 2 wie der Zielsuchkopf schwenkbar gehalten ist. Das Pendel iö ist mit einem Winkelgriff versehen, der direkt den Winkel 11 zwischen der optischen Achse C-C und der Richtung des resultierenden Kraftvektors OZ? mißt, so daß er ein Signal erzeugt, welches die Größe Φ + ψ darstellt, wie es in F i g. 2 gezeigt ist. F i g. 5 zeigt den Signalverlauf und entspricht dem Schema der F i g. 4. In F i g. 4 ist eine alternative Form der Steuerbetätigung schematisch dargestellt, wobei die Stellmotore 8 bewegliche Steuerflächen 12 betätigen, welche in der Düse des Schubmotors 13 angeordnet sind, so daß bei Verschwenkung der Steuerflächen 12 aut den Flugkörper ein Giermoment übertragen wird. Zur Erzeugung dieses Giermotors kann statt dessen auch irgendeine andere Vorrichtung verwendet werden, weiche den Schubstrahl ablenktF i g. 4 shows an alternative embodiment in which the acceleration-responsive elements from a Pende! OK exist, which is held pivotably at the same point 2 as the homing head. The pendulum iö is provided with an angle handle which directly defines the angle 11 between the optical axis CC and the direction of the resulting force vector OZ? measures so that it generates a signal which represents the quantity Φ + ψ , as shown in FIG. 2 is shown. F i g. 5 shows the signal profile and corresponds to the scheme in FIG. 4. In Fig. 4, an alternative form of control actuation is shown schematically, the servomotors 8 actuating movable control surfaces 12 which are arranged in the nozzle of the thrust motor 13 so that a yaw moment is transmitted to the missile when the control surfaces 12 are pivoted. Instead, any other device which deflects the thrust jet can also be used to generate this yaw motor

In F i g. 5 wird der Ausgang des Verstärkers 21 mit dem Faktor K bei dem Punkt 32 mit einem Signal summien, welches den Wert Φ+ψ darstellt und von dem Winkelabgriff 20 abgeleitet ist, der bei diesem Ausführungsbeispiel mit dem Pendelbeschleunigungsmesser 31 gekuppelt ist. Das Ergebnis wird wie zuvor an den Betätigungsverstärker 27 abgegeben.In Fig. 5, the output of the amplifier 21 is summed by the factor K at the point 32 with a signal which represents the value Φ + ψ and is derived from the angle pick-up 20, which is coupled to the pendulum accelerometer 31 in this exemplary embodiment. The result is output to the actuation amplifier 27 as before.

Hierzu 4 Blatt ZeichnungenFor this purpose 4 sheets of drawings

Claims (10)

Patentansprüche:Patent claims: 1. Proportional-Zielversuchverfahren für Flugkörper, z. B. Raketen, bei dem die Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie zwischen dem Flugkörper und dem Ziel gemessen und mit einer Navigationskonstante multipliziert zur Bildung eines Fehlersignals herangezogen wird, durch welches Betätigungsvorrichtungen am Flugkörper so lange angetrieben werden, bis durch Beeinflussung der Richtung des resultierenden Kraftvektors in Bezug auf die Ziellinie der Fehler in der Flugbahn des Flugkörpers und damit das Fehlersignal sein Minimum erreicht, dadurch gekennzeichnet, daß zur Bildung des Fehlersignals das der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie proportionale, mit der Navigationskonstante multiplizierte erste Signal mit einem zweiten Signal, das dem Winkel zwischen der Flugkörperlängsachse und der Ziellinie unmittelbar proportional ist, sowie mit einem dritten Signal, das dem Winkel zwischen der Flugkörperlängsachse und dem resultierenden Kraftvektor· unmittelbar proportional ist, summiert wird.1. Proportional aiming method for missiles, z. B. missiles, in which the angular velocity of the target line between the missile and the Target measured and multiplied by a navigation constant used to generate an error signal which actuators on the missile are driven for so long up by influencing the direction of the resulting force vector in relation to the target line of the Errors in the flight path of the missile and thus the error signal reaches its minimum, thereby characterized in that for the formation of the error signal that of the angular velocity of the target line proportional first signal multiplied by the navigation constant with a second signal that is directly proportional to the angle between the missile longitudinal axis and the target line, as well as with a third signal, which is the angle between the missile's longitudinal axis and the resulting Force vector · is directly proportional, is summed. Z Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das mit der Navigationskonstante multiplizierte, der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie proportionale Signal in einer ersten Summierungsstufe mit dem dritten Signal, und das aus dieser ersten Sun'-nierung resultierende Signal in einer zweiten Summierungsstufe mit dem zweiten Signal summiert wird.Z method according to claim 1, characterized in that the multiplied by the navigation constant, the angular velocity of the target line proportional signal in a first summation stage with the third signal, and the signal resulting from this first solarization in a second Summing stage is summed with the second signal. 3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das aus der ersten Summierungsstufe gewonnene Signal einer Begrenzung unterworfen wird, bevor es zur zweiten Summierungsstufe gelangt. 3. The method according to claim 2, characterized in that that from the first summation stage obtained signal is subjected to a limitation before it reaches the second summing stage. 4. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß zum Ableiten des ersten und zweiten Signals im Flugkörper ein Zieldetektor mit einem schwenkbar befestigten Suchkopf enthalten ist, der sich auf das Ziel richtet.4. Apparatus for performing the method according to claim 1 to 3, characterized in that for deriving the first and second signals in the missile, a target detector with a pivotable attached seeker head is included, which is aimed at the target. 5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Zielsuchkopf eine lnfrafrotdetektorzelle und ein zugehöriges optisches System enthält. 5. Apparatus according to claim 4, characterized in that that the homing head contains an infrared detector cell and an associated optical system. 6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Suchkopf selbstständig von Antriebseinrichtung auf das Ziel gerichtet wird, welche auf ein Antriebssignal ansprechen, das den Fehler zwischen der Ziellinie und der Ausrichtung des Suchkopfes darstellt, wobei das erste, der Winkelgeschwindigkeit der Ziellinie proportionale Signal von dem Antriebssignal abgeleitet ist, während das zweite Signal von einer Winkelabgriffeinrichtung abgeleitet ist, welche die Winkelstellung des Suchkopfes relativ zum Rumpf des Flugkörpers anzeigt.6. Apparatus according to claim 4 or 5, characterized in that the seeker head independently of Drive device is aimed at the target, which are responsive to a drive signal indicating the error represents between the line of sight and the orientation of the seeker head, the first being the angular velocity the target line proportional signal is derived from the drive signal, while the second Signal is derived from an angle pick-up device, which the angular position of the seeker head relative to the missile's fuselage. 7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 6 zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper zur Ableitung des dritten Signals Beschleunigungsmeßeinrichtungen und einen Winkelresolver enthält. 7. Device according to one of claims 4 to 6 for performing the method according to claim 1 to 3, characterized in that the missile contains acceleration measuring devices and an angle resolver for deriving the third signal. 8. Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper zur Ableitung des dritten Signals eine Beschleunigungsmeßeinrichtung enthält, die mit der Winkelabgriffeinrichtung gekop pelt ist, wobei die Kombination des Beschleuni-8. Apparatus according to claim 6, characterized in that the missile for deriving the third Signal contains an accelerometer, the gekop with the Winkelabgriffeinrichtung pelt, where the combination of the acceleration gungsmessers und des Winkelabgriffes ein Ausgangssignal erzeugt, das der Summe des zweiten und des dritten Signals proportional ist.gungsmessers and the angle tap generates an output signal that is the sum of the second and of the third signal is proportional. 9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Flugkörper eine erste Summierstufe zur Summierung des ersten, mit der Navigationskonstante multiplizierten Signals und des dritten Signals, sowie eine zweite Summierstufe enthält, in der das Ausgangssignal der ersten Summierstufe und das zweite Signal algebraisch summiert werden.9. Device according to one of claims 4 to 7, characterized in that the missile a first summing stage for summing the first signal multiplied by the navigation constant and the third signal, and a second summing stage in which the output signal of the first Summing stage and the second signal are algebraically summed. 10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß ein Signalbegrenzer vorgesehen ist, über den das Ausgangssignal der ersten Summierstufe zur zweiten Summierstufe gelangt.10. Apparatus according to claim 9, characterized in that a signal limiter is provided via which the output signal of the first summing stage reaches the second summing stage.
DE1781233A 1967-09-11 1968-09-11 Method and device for controlling missiles Expired DE1781233C1 (en)

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GB41447/67A GB1600201A (en) 1967-09-11 1967-09-11 Guidance systems

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DE1781233C1 true DE1781233C1 (en) 1985-10-31

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DE1781233A Expired DE1781233C1 (en) 1967-09-11 1968-09-11 Method and device for controlling missiles

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DE (1) DE1781233C1 (en)
IT (1) IT1048952B (en)

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IT1048952B (en) 1980-12-20

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