DE1951518B2 - CONTROL DEVICE FOR MISSILE WITH TARGET SEARCH DEVICE - Google Patents
CONTROL DEVICE FOR MISSILE WITH TARGET SEARCH DEVICEInfo
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- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
Description
Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für Flugkörper mit Zielsucheinrichtung mit einem Suchkopf zur Erzeugung eines Steuerkommandos nach Maßgabe der Sichtliniendrehgeschwindigkeit, der eine dem Ziel nachgeführte Antenne enthält und einem von diesem Steuerkommando gesteuerten Stellglied zur Einleitung einer Querbeschleunigung des Flugkörpers.The invention relates to a control device for missiles with a target seeker with a seeker head to generate a control command in accordance with the line of sight rotation speed, one of the target contains tracking antenna and an actuator controlled by this control command for initiation a lateral acceleration of the missile.
Flugkörper mit Zielsucheinrichtungen werden heute fast ausschließlich nach dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation gesteuert. Bei dieser Navigationsart wird die Sichtliniendrehgeschwindigkeit σ ermittelt und die Geschwindigkeit γ der Bahnrichtungsänderung des Flugkörpers so gesteuert, daß sie ein bestimmtes Vielfaches der gemessenen Sichtliniendrehgeschwindigkeit beträgt:Missiles with homing devices are now almost exclusively controlled according to the steering law of proportional navigation. With this type of navigation, the speed of rotation of the line of sight σ is determined and the speed γ of the change in orbit direction of the missile is controlled so that it is a certain multiple of the measured speed of rotation of the line of sight:
γ = K\6γ = K \ 6
K\ wird als Navigationskonstante bezeichnet. Die Messung der Sichtliniendrehgeschwindigkeit erfolgt bekanntermaßen dadurch, daß eine nach allen Richtungen frei drehbar im Flugkörper aufgehängte Antenne die vom Ziel ausgehende Strahlung (Radar, Licht im infraroten oder sichtbaren Bereich) erfaßt und dem Ziel laufend nachgeführt wird. Die Nachführgeschwindigkeit dieser Antenne gegenüber einer Bezugsrichtung im Raum entspricht der Sichtliniendiehgeschwindigkeit. »Antenne« im Sinne der Erfindung kann ein Radarempfänger sein, aber auch ein optisches System mit einem photoelektrischen oder infrarotempfindlichen Empfänger. Es ist bekannt, das der Zielablage relativ zu der Antenne entsprechende Signal einerseits zur Nachführung der Antenne und andererseits als Steuerkommando auszunutzen. K \ is called the navigation constant. The measurement of the speed of rotation of the line of sight takes place, as is known, in that an antenna suspended freely rotatable in all directions in the missile detects the radiation emanating from the target (radar, light in the infrared or visible range) and continuously tracks the target. The tracking speed of this antenna with respect to a reference direction in space corresponds to the speed of the line of sight. "Antenna" within the meaning of the invention can be a radar receiver, but also an optical system with a photoelectric or infrared-sensitive receiver. It is known to use the signal corresponding to the target position relative to the antenna on the one hand for tracking the antenna and on the other hand as a control command.
ίο Naturgemäß kann das Lenkgesetz der Proportionalnavigation
nur eingehalten werden, solange die Querbeschleunigungsfähigkeit des Flugkörpers zur
Erzielung der durch dieses Gesetz vorgeschriebenen Geschwindigkeit der Bahnrichtungsänderung ausreicht,
is Überschreitet die Sichtliniendrehgeschwindigkeit einen
bestimmten Grenzwert bcrcm, so unterliegt der Flugkörper
der im augenblicklichen Flugzustand erreichbaren durch die Festigkeit der Flugkörperzelle, die aerodynamischen
Kräfte oder die Leistungsfähigkeit der Steuervorrichtung begrenzten Querbeschleunigung. Je
nach der augenblicklichen Sichtliniendrehgeschwindigkeit wird der Flugkörper folglich nach zwei verschiedenen
Lenkgesetzen gesteuert:
Unterhalb des erwähnten Grenzwertes der Sichtliniendrehgeschwindigkeit folgt der Flugkörper dem
Gesetz der Proportionalnavigation, wie es oben angegeben ist. Oberhalb dieses Grenzwertes erfolgt
eine Steuerung mit maximaler Querbeschleunigung.ίο Naturally, the steering law of proportional navigation only be met as long as the lateral acceleration capability of the missile is sufficient of the web direction changing to achieve the prescribed by the law rate is exceeds the line of sight rotation rate bcrcm a certain limit value, the missile is subject to be reached in the current flight condition by the strength Missile cell, aerodynamic forces or the performance of the control device limited lateral acceleration. Depending on the current rate of turn of the line of sight, the missile is steered according to two different steering laws:
Below the mentioned limit value of the line-of-sight rotation speed, the missile follows the law of proportional navigation, as stated above. Above this limit value, control takes place with maximum lateral acceleration.
Flugkörper, die gegen stark manövrierende Ziele eingesetzt werden oder aus sehr kurzen Distanzen verschossen werden sollen, müssen ihrerseits hoch manövrierfähig sein, d. h., sie müssen eine hohe Querbeschleunigungsfähigkeit von 20 g und mehr besitzen. Dabei ist es wesentlich, daß die Proportionalitätskonstante des Lenkgesetzes so gewählt ist, daß schon bei verhältnismäßig kleinen Sichtliniendrehgeschwindigkeiten der Grenzwert OGrcm erreicht und die maximale Querbeschleunigung kommandiert wird. Für so konzipierte Flugkörper gibt es andererseits Abschußpositionen zum Ziel, die zu Flugphasen führen, in denen die kommandierte Querbeschleunigung nachteilig ist, weil sehr hohe Auslenkungen der Sucherantenne auftreten. Das hat verschiedene Gründe. Bei einem nach dem Lenkgesetz der Proportionalnavigation gesteuerten Flugkörper ist eine hohe Querbeschleunigung mil einem großen Antennen-Auslenkwinkel verbunden, und zwar unabhängig davon, wie die Querbeschleunigung erzeugt wird. Ist der Flugkörper so ausgelegt, daß zut Erzeugung der Querbeschleunigung große Anstellwin· kel des Flugkörpers benötigt werden, dann überlagen sich diesem durch die Bahnkinematik bedingten Antei des Antenne-Auslenkwinkels noch zusätzlich dei Anstellwinkeides Flugkörpers.Missiles that are used against highly maneuvering targets or are to be fired from very short distances must for their part be highly maneuverable, ie they must have a high lateral acceleration capacity of 20 g and more. It is essential that the constant of proportionality of the steering law is chosen so that the limit value OGrcm is reached and the maximum transverse acceleration is commanded even at relatively low rotational speeds of the line of sight. For missiles designed in this way, on the other hand, there are launch positions to the target which lead to flight phases in which the commanded transverse acceleration is disadvantageous because very high deflections of the seeker antenna occur. There are several reasons for this. In a missile controlled according to the steering law of proportional navigation, a high transverse acceleration is associated with a large antenna deflection angle, regardless of how the transverse acceleration is generated. If the missile is designed in such a way that large angles of attack of the missile are required to generate the transverse acceleration, then the angle of attack of the missile is superimposed on this part of the antenna deflection angle caused by the path kinematics.
Die möglichen Auslenkwinkel der Antenne sine jedoch begrenzt, und zwar einerseits aus konstruktiver Gründen und andererseits wegen der Abdeckung dei einfallenden Zielstrahlung durch Teile der Flugkörper Zelle. Wenn also eine bestimmte Sichtliniendrehge schwindigkeit nach dem Lenkgesetz eine hohe Querbe schleunigung verlangt, dann kann es in bestimmte! Flugphasen geschehen, daß die Antenne an dei Anschlag fährt und damit das Ziel verlieren würde.However, the possible deflection angle of the antenna is limited, on the one hand from a structural point of view Reasons and on the other hand because of the coverage of the incident target radiation by parts of the missile Cell. So if a certain line of sight Drehge speed according to the steering law a high cross acceleration demands, then it can in certain! Flight phases happen that the antenna at dei Stop and would lose the target.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei eine Steuervorrichtung der eingangs erwähnten Art ziThe invention is based on the object zi in a control device of the type mentioned
h5 verhindern, daß der Auslenkwinkel der Antenne eil zulässiges Maß überschreitet.h5 prevent the deflection angle of the antenna from rushing exceeds permissible level.
Erfindungsgemäß wird das dadurch erreicht, daß dii Aufschaltung des Steuerkommandos auf das StellglieiAccording to the invention this is achieved in that the control command is switched on to the actuator
η Abhängigkeit von dem Auslenkwinkel der Antenne m Sinne einer Verringerung der Querbescl>:eunigung >ei hohen Auslenkwinkeln veränderbar ist.η Dependence on the deflection angle of the antenna in the sense of a reduction in the transverse inclination > Can be changed at high deflection angles.
Es erfolgt somit gemäß der Erfindung eine Beeinflussung des Lenkgesetzes in Abhängigkeit von dem \uslenkwinkel der Antenne, durch welche sichergestellt wird, daß bei groüen Auslenkwinkeln der Antenne, welche die Gefahr mit sich bringen, daß die Antenne an den Anschlag fährt, eine geringere Querbeschleunigung eingesi.euert wird als d;es das normale Lenkgesetz verlangt. Das führt wieder zu kleineren Antennen-Auslenkwinkeln, da einerseits eine Verringerung des Anstellwinkels und außerdem eine im Sinne des Auslenkwinkels der Antenne günstigere Bahnkinematik erreicht wird.According to the invention, the steering law is thus influenced as a function of the Angle of deflection of the antenna, through which ensured becomes that with large deflection angles of the antenna, which bring with it the danger that the antenna to moves to the stop, a lower lateral acceleration is applied than the normal steering law required. This again leads to smaller antenna deflection angles because, on the one hand, a reduction in the Angle of attack and also a more favorable path kinematics in terms of the deflection angle of the antenna is achieved.
Die Erfindung kann in der Weise verwirklicht werden, daß dem Steuerkommando am Eingang des Stellgliedes ein vom Antennen-Auslenkwinkel und außerdem vom Steuerkommando selbst abhängiges Gegenkommando entgegengeschaltet ist.The invention can be implemented in such a way that the control command at the input of the actuator a counter command that is dependent on the antenna deflection angle and also on the control command itself is switched in the opposite direction.
Das Gegenkommando kann unterhalb eines zulässigen Antennen-Auslenkwinkels Null sein und für größere Auslenkwinkel anwachsen. Ein Eingriff in die Steuervorrichtung erfolgt also nur dann, wenn der Auslenkwinkel der Antenne ein bestimmtes kritisches Maß überschreitet. The counter command can be zero below a permissible antenna deflection angle and for larger ones Increase the deflection angle. The control device is only intervened when the deflection angle the antenna exceeds a certain critical level.
Der Eingriff in die Steuervorrichtung wird ferner nur vorgenommen, wenn das Steuerkommando ebenfalls einen gewissen Schwellwert überschreitet.Furthermore, the control device is only intervened if the control command is also given exceeds a certain threshold.
Das Gegenkommando wird also nur aufgeschaltet, wenn sowohl der Antennenauslenkwinkel als auch das Steuerkommando einen bestimmten Schwellwert überschritten haben. Dadurch ist gewährleistet, daß in der Endphase des Zielanfluges kein Gegenkommando erfolgt, das Lenkgesetz der Proportionalnavigation somit erfüllt ist.The counter command is only activated if both the antenna deflection angle and the Control command have exceeded a certain threshold value. This ensures that in the In the end phase of the approach to the target, there is no countercommand, the steering law of proportional navigation thus is fulfilled.
Weiterhin hat es sich als vorteilhaft erwiesen, wenn das Gegenkommando über einen Schalter aufgeschaltet ist, der das Gegenkommando sperrt, wenn die Antenne nach dem Bahninneren weist. In solchen Flugphasen ist es nämlich entscheidend, daß dort die volle mögliche Querbeschleunigung des Flugkörpers zur Verfügung steht.It has also proven to be advantageous if the counter command is activated via a switch that blocks the counter command when the antenna points to the inside of the train. In such flight phases it is namely, it is crucial that the full possible lateral acceleration of the missile is available there stands.
Die Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert.The invention is explained in more detail below with reference to the drawings.
F i g. 1 zeigt schematisch einen erfindungsgemäßen Flugkörper und dient der Darstellung der verwendeten Bezeichnungen;F i g. 1 shows schematically a missile according to the invention and serves to illustrate the used Designations;
F i g. 2 zeigt eine Flugbahn und die Fluglage eines Flugkörpers bei hoher Querbeschleunigung, bei welcher die Gefahr gegeben ist, daß die Antenne an den Anschlag gelangt;F i g. 2 shows a flight path and the attitude of a missile at high lateral acceleration, at which there is a risk that the antenna will hit the stop;
Fig.3 zeigt im Vergleich dazu die entsprechende Flugphase bei einer erfindungsgemäß verminderten Querbeschleunigung mit entsprechend verminderten Antennen-Auslenkwinkeln;In comparison, FIG. 3 shows the corresponding one Flight phase with a transverse acceleration that is reduced according to the invention with correspondingly reduced Antenna deflection angles;
Fig.4 zeigt eine Flugbahn, bei welcher die volle Querbeschleunigung des Flugkörpers benötigt wird;Fig.4 shows a trajectory in which the full Lateral acceleration of the missile is required;
Fig. 5 ist ein Blockschaltbild einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung; undFigure 5 is a block diagram of one of the present invention Control device; and
F i g. 6 zeigt die Charakteristik eine-j Gegenkommando-Generators, d. h. die Abhängigkeit des erzeugten Gegenkommandos von der Antennen-Auslenkung λ.F i g. 6 shows the characteristics of a -j counter command generator, d. H. the dependence of the generated countercommand on the antenna deflection λ.
Von einer Steuerung 10 wird ein Steuerkommando nach Maßgabe der Sichtliniendrehgeschwindigkeit 0 geliefert. Dieses Steuerkomrnando wird auf einen Stellmotor 12 geschaltet, der über die Flugkörperaerodynamik 14 eine Querbeschleunigung γ des Flugkörpers hervorruft. Von einem Gegenkommando-Generator 16 wird ein Gegenkommando in Abhängigkeit des Antennen-Auslenkwinkek λ erzeugt. Dieses Gegenkommando kann in der in F i g. 6 angegebenen Weise von dem Auslenkwinkel λ abhängen. Es ist aber auch jeder andere Zusammenhang denkbar, bei dem das Gegenkommando mit λ zunimmt. Die Charakteristik des Gegenkommando-Generators wird in geeignter Weise entsprechend den Eigenschaften und Aufgaben des Flugkörpers gewählt. Das Signal des Gegenkommando-Generators 16 wird über einen Schalter 18 geleitet, der nur dann schließt, wenn das Steuerkommando den vorgegebenen Schwellwert überschreitet. Ein weiterer Schalter 20 leitet das Gegenkommando nur dann weiter, wenn die unten näher erläuterte Kombip.ationsbedingung für die Vorzeichen des Antennenauslenk-Winkels und des Steuerkommandos erfüllt ist.A control command in accordance with the line of sight rotational speed 0 is supplied by a controller 10. This control command is switched to a servomotor 12 which, via the missile aerodynamics 14, causes a transverse acceleration γ of the missile. A counter-command generator 16 generates a counter-command as a function of the antenna deflection angle λ. This countercommand can be used in the form shown in FIG. 6 depend on the deflection angle λ indicated. However, any other connection is also conceivable in which the counter-command increases with λ. The characteristics of the counter-command generator are selected in a suitable manner according to the properties and tasks of the missile. The signal from the counter-command generator 16 is passed through a switch 18 which only closes when the control command exceeds the predetermined threshold value. Another switch 20 forwards the counter-command only if the combination condition explained in more detail below for the sign of the antenna deflection angle and the control command is met.
Die Querbeschleunigung γ des Flugkörpers wird durch die Aufschaltung des Gegenkommandos mit zunehmendem Antenne-Auslenkkwinkel λ verringert. Als Folge davon geht die Bahnkurve des Flugkörpers, wie sie in F i g. 2 gezeigt ist, in die weniger gekrümmte Bahnkurve nach F i g. 3 über. Die Antennen-Auslenkung bleibt jetzt wesentlich kleiner, einmal aufgrund der günstigeren Bahnkinematik, zum anderen weil der Anstell- bzw. Schiebewinkel des Flugkörpers infolge der geringeren kommandierten Querbeschleunigung γ kleiner ist.The transverse acceleration γ of the missile is reduced by the activation of the opposing command with increasing antenna deflection angle λ. As a result, the trajectory of the missile goes as shown in FIG. 2 is shown in the less curved trajectory according to FIG. 3 over. The antenna deflection now remains significantly smaller, on the one hand due to the more favorable path kinematics, on the other hand because the angle of attack or sliding of the missile is smaller as a result of the lower commanded transverse acceleration γ .
Eine solche Verringerung des Steuerkommandos in Abhängigkeit von der Antennen-Auslenkung hätte jedoch den Nachteil, daß die Querbeschleunigung γ auch dann herabgesetzt würde, wenn sie z. B. beim Schuß aus geringen Distanzen voll benötigt wird. Wie aus dem in F i g. 4 gezeigten Beispiel hervorgeht, ist es ein typisches Merkmal solcher Situationen, daß die Antenne in Richtung der kommandierten Querbeschleunigung γ, also nach dem Bahninneren, weist. Im Gegensatz dazu weist die Antenne in Situationen, in denen die volle Querbeschleunigung γ nicht· erwünscht, ja sogar schädlich ist, nach dem Bahnäußeren. Die Vorzeichenkombination der kommandierten Querbeschleunigung γ und des Antennen-Auslenkwinkels λ ist somit ein Kennzeichen dafür, ob eine hohe Querbeschleunigung γ erwünscht ist oder nicht. Aus diesem Grunde wird der Schalter 20 vorgesehen, der das Gegenkommando in denjenigen Fällen sperrt, in denen die Antenne nach dem Bahninneren weist. Werden die in Fig. 1 dargestellten Winke! in Pfeilrichtung positiv gezählt, se erfolgt die Sperre, wenn das Produkt von ό und λ positiv ist.However, such a reduction in the control command as a function of the antenna deflection would have the disadvantage that the lateral acceleration γ would also be reduced if it were, for. B. is fully required when shooting from short distances. As shown in FIG. 4 shows, it is a typical feature of such situations that the antenna points in the direction of the commanded transverse acceleration γ, i.e. towards the inside of the path. In contrast to this, in situations in which the full transverse acceleration γ is undesirable, even harmful, the antenna points to the outside of the track. The combination of signs of the commanded transverse acceleration γ and the antenna deflection angle λ is thus an indicator of whether a high transverse acceleration γ is desired or not. For this reason, the switch 20 is provided, which blocks the counter command in those cases in which the antenna points to the inside of the track. Are the angles shown in Fig. 1! counted positively in the direction of the arrow, the lock occurs when the product of ό and λ is positive.
Hierzu 5 Blatt ZeichnungenIn addition 5 sheets of drawings
Claims (6)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE1951518A DE1951518C3 (en) | 1969-10-13 | 1969-10-13 | Control device for missiles with homing device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE1951518A DE1951518C3 (en) | 1969-10-13 | 1969-10-13 | Control device for missiles with homing device |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE1951518A1 DE1951518A1 (en) | 1974-07-18 |
| DE1951518B2 true DE1951518B2 (en) | 1977-12-29 |
| DE1951518C3 DE1951518C3 (en) | 1978-08-24 |
Family
ID=5748035
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE1951518A Expired DE1951518C3 (en) | 1969-10-13 | 1969-10-13 | Control device for missiles with homing device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE1951518C3 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0010958A1 (en) * | 1978-11-01 | 1980-05-14 | E-Systems Inc. | Homing system and technique for guiding a missile towards a metal target |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2830502C3 (en) * | 1978-07-12 | 1981-10-08 | Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH, 7770 Überlingen | Missile control device |
-
1969
- 1969-10-13 DE DE1951518A patent/DE1951518C3/en not_active Expired
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0010958A1 (en) * | 1978-11-01 | 1980-05-14 | E-Systems Inc. | Homing system and technique for guiding a missile towards a metal target |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE1951518C3 (en) | 1978-08-24 |
| DE1951518A1 (en) | 1974-07-18 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) |