DE19603771A1

DE19603771A1 - Duales Steuerschema für ein Fahrzeug

Info

Publication number: DE19603771A1
Application number: DE19603771A
Authority: DE
Inventors: Wayne K Schroeder
Original assignee: Loral Vought Systems Corp; Lockheed Martin Vought Systems Corp
Current assignee: Lockheed Martin Corp
Priority date: 1995-02-03
Filing date: 1996-02-02
Publication date: 1996-08-08
Also published as: USRE37331E1; FR2730303B1; US5631830A; FR2730303A1; FR2779246A1; US5835869A

Description

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf das Gebiet der Manö vriersteuerung eines Fahrzeugs, das sich durch eine fluidische Umgebung (z. B. Luft, Wasser, Plasma) bewegt und insbesondere auf einer Manövrierstrategie, die duale Steuerungsvorrichtungen verwendet, um die Fahzeugmanövrierbarkeit zu verbessern. Insbe sondere beschreibt die Erfindung einen Autopiloten mit dualer Steuerung, der Steuerbefehle an zwei Steuermechanismen, die vor und hinter dem Schwerpunkt eines Fahrzeugs angeordnet sind, sendet, um ein verbessertes Dynamikverhalten zu erzielen.

Ein Anwendungsgebiet, das eine unmittelbare Notwendigkeit für eine verbesserte Manövrierbarkeit, die von dieser Erfindung ge schaffen wird, aufweist, ist ein Abfanggeschoß. Feindliche Of fensivgeschosse stellen eine extreme Herausforderung für Ab fanggeschosse dar. Moderne Angriffswaffen sind so gestaltet, daß sie nur verminderte Radarspuren erzeugen, machen von ausge dehnten Gegenmaßnahmen Gebrauch, bewegen sich mit extrem hohen Geschwindigkeiten auf nicht oder nur schwierig vorhersagbaren Bahnen und führen seitliche Ausweichmanöver mit großer Amplitu de aus. Um einen Körper-auf-Körper-Aufschlag zu erreichen, muß das Abfanggeschoß eine große Querbeschleunigung in sehr kurzen Zeiträumen erreichen können, um das Fahrzeug senkrecht zu sei ner Flugbahn bewegen zu können, damit die Kollision mit dem ab zufangenden Geschoß sichergestellt wird.

Wie in Fig. 1 gezeigt, kann ein Geschoßsystem als ein langge streckter Körper 100 beschrieben werden, der sich durch ein fluides Medium bewegt. Das Geschoß 10 hat einen vorderen Ab schnitt und einen hinteren Abschnitt, die durch einen Schwer punkt 105 voneinander getrennt sind. Vor dem Schwerpunkt 105 befindet sich eine vordere Steuervorrichtung, wie beispielswei se Treibdüsen 110. Der hintere Abschnitt hat eine hintere Steuervorrichtung, wie Leitwerkflügel 115. Der Fachmann er kennt, daß andere Steuervorrichtungen ebenfalls möglich sind. Beispielsweise kann die vordere Steuervorrichtung mit Entenflü geln anstelle von Treibdüsen ausgestattet sein. In gleicher Weise kann die hintere Steuervorrichtung mittels Schubvektor- Steuerungstechniken realisiert sein.

Fig. 1 zeigt die Flugkörpergestalt, die Bezeichnungen und die Symbole, die für die nachfolgende Diskussion unter Verwendung eines festen Koordinatensystems, in der eine Bewegung in X-Z- Ebene stattfindet, verwendet werden. Tabelle 1 beschreibt die in Fig. 1 verwendeten Symbole.

Symbol
Beschreibung
x
cartesische (rechte) feste Körper-Längskoordinate
y	cartesische (rechte) feste Körper-Querkoordinate
z	cartesische (rechte) feste Körper-Querkoordinate
N₂	Querbeschleunigungslastfaktor längs der Körperachse z
q	Geschoßneigungsrate um die Körperachse y
U₀	Längsgeschwindigkeit längs der Körperachse x
w	Quergeschwindigkeit längs der Körperachse z
δ_fin	Ablenkwinkel des Heckflügels
δ_ihr	Größe der entwickelten Schubkraft

Ein Geschoß bewegt sich in Querrichtung in Abhängigkeit von ei ner einwirkenden Steuerkraft gemäß den physikalischen Gesetzen.

Unterhalb einer Flughöhe von etwa 20 km ist die primäre Quelle der Querbeschleunigung des Geschosses die aerodynamische Kraft, die davon herrührt, daß der Körper des Geschosses einen Winkel mit seinem Geschwindigkeitsvektor einschließt (Angriffswinkel). Flugsteuervorrichtungen (z. B. vordere Schubdüsen 110 und/oder Heckflügel 115) erzeugen diesen Angriffswinkel durch Aufbringen eines Momentes, das das vordere Ende des Geschosses in die Richtung des beabsichtigten Manövers schwenkt.

Ein Funktionsblockdiagramm eines üblichen Geschoßsteuersystems ist in Fig. 2 gezeigt. Der Block 200 repräsentiert das physika lische Fahrzeug (d. h. das Geschoß) und umfaßt alle Geschoßun tersysteme einschließlich beispielsweise die Steuerbetäti gungs-, Antriebs- und Inertialmeßsysteme sowie die aerodynami sche Konfiguration. Das gemessene dynamische Ansprechverhalten des Geschosses ist als Rückkopplungssignal 205 dargestellt. Dieses Signal enthält beispielsweise einen Meßwert der Dreh- und Vorwärtsgeschwindigkeiten und -beschleunigungen des Ge schosses 100. Die Führungslogik des Geschosses ist in Block 210 gezeigt und liefert ein befohlenes dynamisches Antwortsignal 215, das ein gewünschtes Manöver längs einer Flugbahn als Code enthält. Die Differenz zwischen dem gewünschten und dem gemes senen Antwortverhalten erzeugt das Fehlersignal 220 in üblicher Rückkopplungskonfiguration. Der Autopilotsteuerer 225 verwendet das Fehlersignal, um ein Steuersignal 230 zu erzeugen. Dieses Steuersignal enthält codierte Befehle zur Betätigung der Steu ervorrichtungen des Geschosses. Beispielsweise könnte das Steu ersignal 230 Ablenkwinkel einer Heckflügelklappe oder eines En tenflügels ausdrücken oder Ablenkgrade einer Raketenmotordüse oder eine Prozentzahl des Maximalschubes eines Fluglagensteuer motors, usw.

Vordere Steuervorrichtungssysteme

Eine Art eines konventionellen Geschoßsteuersystems verwendet nur eine vordere Steuervorrichtung. Ein Beispiel dieser Art ist das Geschoßsystem vom Typ FLAGE der Firma LTV Aerospace Corpo ration. Das FLAGE-Geschoß verwendet eine aktive Steuerung von vorderen Düsen zur Erzielung einer Manövrierbarkeit. Beim FLAGE-Geschoß sind hintere Leitflügel in festen Schrägstellun gen angebracht, um Stabilisierungs- und Rolleigenschaften zu erzeugen.

Ein konventionelles Steuerschema, das nur eine vordere Steuer vorrichtung (z. B. Düsen) verwendet, ist in Fig. 3 gezeigt. In Abhängigkeit von einem Steuersignal 300 (entsprechend dem Steu ersignal 215) vom Führungssystem 210 für eine gewünschte Schrittsteigerung der Querbeschleunigung in der positiven z- Richtung erzeugt der Autopilotsteuerer 225 des Geschosses ein zeitvariantes Schubdüsensteuersignal 305 (entsprechend dem Steuersignal 230), um das Manöver hervorzurufen. Eine Betäti gung der seitlichen Steuerdüsen erzeugt das gemessene Beschleu nigungsansprechverhalten 310 in der positiven z-Richtung senk recht zum Geschoßkörper. Es ist üblich, die Beschleunigung durch Normierung darzustellen, wobei das Geschoßgewicht einen Lastfaktor N_z erzeugt, der die Einheiten der Erdbeschleuni gungskraft aufweist.

Zum Zeitpunkt t₀ befiehlt der Führungssystemausgang (215 und 300) eine stufenförmige Anhebung der Beschleunigung in positi ver z-Achse. Bezüglich der Signale 305 und 310 befiehlt der Au topilotsteuerer 225 zwischen den Zeitpunkten t₀ und t₁ den vor deren Schubdüsen, eine Kraft 305 in positiver z-Richtung abzu geben, um die Nase des Geschosses in positiver z-Richtung 310 zu schwenken (auch bekannt als negatives Neigungsmoment). Zwi schen den Zeitpunkten t₁ und t₂ befiehlt der Autopilotsteuerer den Schubdüsen, eine negative Kraft 305 abzugeben, um die Ab wärtsdrehung des Geschosses zu verlangsamen. Nach dem Zeitpunkt t₂ befiehlt der Autopilotsteuerer, daß eine positive Kraft 305 einen stetigen Zustand und eine Beschleunigung in der positiven z-Richtung 310 einhält. (Der Fachmann erkennt, daß diese Be schreibung auch für Beschleunigungen in anderen Richtungen gilt).

Es ist wichtig anzumerken, daß die Vorwärtssteuermechanismen eine Geschoßdrehung erzielen, indem eine Kraft in der Richtung des Manövers ausgeübt wird, d. h. die gesamte Geschoßbeschleuni gung 310 ist in der Richtung des Manövers.

Hintere Steuervorrichtungssysteme

Eine weitere übliche Geschoßsteuertechnik verwendet nur eine hintere Steuervorrichtung. Beispiele sind das Geschoßsystem Pa triot von Raytheon, das VT-1-Geschoßsystem von Loral Vought Sy stems und das ATACMS-Geschoßsystem von Loral Vought Systems. Bei diesen Systemen wird eine aktive Steuerung der hinteren Flugsteuerflächen (Flügel oder Schubdüsen) verwendet, um eine Manövrierbarkeit zu erreichen.

Ein konventionelles Steuerschema, das nur eine hintere Steuer vorrichtung (Flügel) verwendet, ist in Fig. 4 dargestellt. In Abhängigkeit von einem Steuersignal 300 (entsprechend dem Steu ersignal 215) von dem Führungssteuersystem 210 für eine stufen weise Anhebung der Beschleunigung in positiver z-Richtung er zeugt der Autopilotsteuerer 225 des Geschosses ein Flügelsteu ersignal 400 (entsprechend dem Steuersignal 230), um das Manö ver auszuführen. Der Signalverlauf 405 repräsentiert das gemes sene Querbeschleunigungsansprechverhalten N_z des Geschosses, wie vom Inertialmeßsystem des Geschosses ermittelt (entspre chend dem Rückkopplungssignal 205), wobei N_z oben in bezug auf Fig. 3 beschrieben ist.

Zum Zeitpunkt t₀ befiehlt der Führungssystemausgang (215 und 300) eine schrittweise Steigerung der Beschleunigung in positi ver z-Achse. Zwischen den Zeitpunkten t₀ und t₁ sendet der Autopilotsteuerer 225 ein Befehlssignal 400 (entsprechend dem Steuersignal 230), um die hinteren Flügel des Geschosses in ei ner Richtung auszulenken, die entgegengesetzt dem gewünschten Manöver ist (die Vorzeichendefinition bezeichnet dieses als ei ne positive Ablenkung, siehe Fig. 1), wodurch eine aerodynami sche Kraft an den Flügeloberflächen in negativer z-Richtung er zeugt wird. Diese Kraft an den Flügeln beschleunigt momentan den Geschoßkörper in einer Richtung entgegengesetzt zum befoh lenen Manöver, wodurch eine zwangsläufige Verzögerung in das Manöver eingeführt wird. Die Verschwenkung des hinteren Endes des Geschosses hat zur Folge, daß die Nase des Geschosses nach unten verschwenkt und der Geschoßkörper ggf. in positiver z- Richtung beschleunigt. Zwischen den Zeitpunkten t₁ und t₂ be fiehlt der Autopilotsteuerer 225 den hinteren Flügeln, sich in derselben Drehrichtung wie das Manöver zu verbiegen, wodurch eine Flügelkraft in der Richtung des Manövers hervorgerufen wird, die zur Folge hat, daß die Geschoßverschwenkung verlang samt. Nach dem Zeitpunkt t₂ befiehlt der Autopilotsteuerer eine Flügelablenkung in einer Richtung entgegengesetzt dem Manöver, was eine entgegengesetzte Kraft und eine Verschwenkung in Rich tung des Manövers zur Folge hat, um einen Gleichmäßigkeitszu stand und eine Querbeschleunigung in positiver z-Richtung auf rechtzuerhalten. Der Fachmann erkennt, daß diese Beschreibung auch für Beschleunigungen in anderen Richtungen gilt.

Es ist wichtig anzumerken, daß Hecksteuermechanismen Flugkör perbeschleunigungen erzielen, indem eine Kraft anfänglich in zum Manöver entgegengesetzter Richtung aufgebracht wird, siehe 410, was eine zwangsläufige Verzögerung im Ansprechverhalten des Geschosses auf das befohlene Manöver hervorruft, siehe 405.

Dualsteuerungssysteme

Der Umfang der Steuerungsbefehlsgewalt, die an dem Geschoß ver fügbar ist, wird gewöhnlich durch die Längen- und Durchmesser abmessungen der Geschoßhülle 100 bestimmt. Wenn man zwei Steu ervorrichtungen - für die Dualsteuerungsstrategie - an einem einzigen Geschoß anbringt, wird der Umfang des Steuermomentes gesteigert, das am Fahrzeug Anwendung finden kann, wodurch die Möglichkeit für das Geschoß, vergrößerte Manöver auszuführen, gesteigert wird.

Während manche üblichen Geschoßsteuersysteme, wie beispielswei se das PAC-3 von Loral Vougth Systems sowohl vordere als auch hintere Steuervorrichtungen verwendet, setzen sie sie bei ebe nen Manövern doch nicht in zusammenwirkender Weise ein. Das heißt, die vordere Steuervorrichtung kann dazu verwendet wer den, das Schwenkmanöver des Geschosses zu steuern, während die hintere Steuervorrichtung dazu verwendet werden kann, gleich zeitig die Rollbewegung des Geschosses zu steuern.

Ein Funktionsblockdiagramm eines Autopilotsteuersystems, das das duale Steuerkonzept anwendet, ist in Fig. 5 gezeigt. Der Block 200 stellt das physikalische Geschoß dar mit allen Ge schoßuntersystemen, wie Steuerungsbetätigungs-, Antriebs- und Inertialmeßsysteme. Der Ausgang des Inertialmeßsystems (das beispielsweise gemessenes Systemrollen, Neigungswinkel und Gierraten und Querbeschleunigungen codiert) ist als Rückkopp lungssignal 205 gezeigt. Das gemessene Geschoßantworverhalten 205 wird mit einem befohlenen dynamischen Antwortsignal 215 vom Führungssteuersystem 210 verglichen, um in üblicher Rückkopp lungsart ein Fehlersignal 220 zu erzeugen. Der Dualsteuerungs- Autopilotsteuerer 500 verwendet das Fehlersignal 220, um ein Vordersteuersignale 505 und ein Hecksteuersignal 510 zu erzeu gen. Es sind die Geschoßsteuersignal 505 und 510, die die vor deren und hinteren Steuervorrichtungen, wie beispielsweise Dü sen 110 und Flügel 115 des Geschosses steuern.

Eine intuitive Lösung zur Verbesserung der Geschoßmanövrierbarkeit

Eine duale Steuerung konkurrierender Vorrichtungen in koopera tiver Weise ist bislang nicht eingesetzt worden, weil es ein schwieriges Steuerproblem aufwirft. Die Schwierigkeit bei der Ausführung einer dualen Steuerstrategie liegt darin, daß man in der Lage sein muß zu bestimmen, wieviel des gewünschten Manö vers in die Verantwortlichkeit eines jeden Steuermechanismus gelegt werden soll. Das heißt, wie stark die vordere Steuervor richtung und wie stark die hintere Steuervorrichtung betätigt werden müssen, um das befohlene dynamische Ansprechverhalten zu erzielen.

Da die Manövrierbarkeit des Geschosses durch das Aufbringen von Momenten durch die vorderen und hinteren Steuervorrichtungen erhalten wird, wird intuitiv vorgeschlagen, daß das schnellste Ansprechverhalten unter Verwendung einer dualen Steuerungsstra tegie erhalten werden sollte, indem die zwei Steuervorrichtun gen das größte steuerbare Momentenpaar aufbringen. Mit anderen Worten, eine intuitive Lösung zur Verbesserung der dynamischen Fähigkeiten eines Geschosses besteht einfach darin, die einzel nen vorderen und hinteren Steuerstrategien einzusetzen - die selben Befehlsformen wie in den Fig. 3 und 4 gezeigt - aber in geeigneter Weise abgemessen. Ein Steuermechanismus, der diese Lösung verwendet, ist in Fig. 6 gezeigt. In Abhängigkeit von einem Befehlssignal 300 vom Führungssteuersystem 210 für eine stufenförmige Steigerung der Beschleunigung in positiver z- Richtung erzeugt der Autopilotsteuerer 500 des Geschosses ein Schubdüsensteuersignal (505 und 600) und ein Flügelsteuersignal (510 und 605), um das Manöver auszuführen. Das Element 610 stellt das gemessene Querbeschleunigungsansprechverhalten N_z des Geschosses auf das befohlene Manöver dar (entsprechend dem Rückkopplungssignal 205), wobei N_z oben unter Bezugnahme auf Fig. 3 beschrieben ist.

Es ist wichtig anzumerken, daß unter Verwendung dieser intuiti ven Steuerstrategie die Beschleunigung des Geschosses in der befohlenen Richtung gegenüber einer isolierten Vorwärtssteuer strategie verzögert ist (vgl. 310 und 610). Wie zuvor ange merkt, wird diese Verzögerung durch die angewendete Flügelkraft verursacht, die in einer Richtung wirkt, die entgegengesetzt zur gewünschten Richtung ist. Diesbezüglich wird erkannt, daß die Verwendung einer hinteren Steuervorrichtung eine zwangsläu fige Verzögerung im Ansprechverhalten des Geschosses hervor ruft. Die intuitive Lösung zur Verbesserung der dynamischen Fä higkeiten des Geschosses unter Verwendung einer dualen Steuer strategie schlägt daher vor, daß die Befehlssignale für die vorderen und hinteren Steuervorrichtungen derart aufeinander abgestimmt sind, daß die gewünschte Beschleunigung erzielt wird.

Übersicht über die Erfindung

Eine kooperative duale Steuerstrategie betätigt vordere und hintere Steuervorrichtungen gleichzeitig, um die Manövrierbar keit und dynamischen Eigenschaften eines Geschosses bemerkens wert zu verbessern. Um ein Manöver mit der erfindungsgemäßen Strategie auszuführen, werden die hinteren Flügel eines Geschos ses anfänglich ausgelenkt, um eine Kraft entgegengesetzt zu der gewöhnlich eingesetzten zu erzeugen (die das Heck des Geschos ses in der Richtung des befohlenen Manövers drückt), während gleichzeitig die vorderen Schubdüsen betätigt werden, um die Nase des Geschosses ebenfalls in die Richtung des befohlenen Manövers, jedoch mit größerer Geschwindigkeit als beim Heckab schnitt, zu drücken. Dies hat zur Folge, daß der Geschoßkörper in die Richtung des befohlenen Manövers gleichzeitig schwenkt und quer versetzt. Sobald eine ausreichende Größe aerodynami scher Kraft aufgrund der Körperschwenkung entwickelt wird, wer den die Heckflügel verschwenkt, um eine Kraft zu erzeugen, die zum befohlenen Manöver entgegengerichtet ist, um ein Moment am Geschoßkörper aufrechtzuerhalten und das befohlene Manöver zu vervollständigen. Ein bedeutsamer Vorteil der kooperativen dua len Steuerstrategie besteht darin, daß das Geschoß sich sofort in Richtung des befohlenen Manövers seitlich zu versetzen be ginnt (konventionelle isolierte Hecksteuerschemata erreichen dies nicht), und dies mit einer größeren Geschwindigkeit, als sie entweder mit einer isolierten vorderen Steuervorrichtung oder einer intuitiven dualen Steuerlösung möglich ist. Ein Schlüsselvorteil der Erfindung ist eine dramatisch verbesserte Auslenkfähigkeit des Geschosses.

Es ist ein wichtiges Ziel der erfindungsgemäßen Steuerstrate gie, daß der Heckflügelsteuerbefehl während des anfänglichen Abschnitts des Manövers in einer Richtung geht, die entgegenge setzt zu jener ist, die für das Manöver üblicherweise verwendet wurde. Wenn das vordere Steuersystem nicht in der Lage ist, ein ausreichendes Moment zu erzeugen, können die Flügel kurz dazu verwendet werden, das Schubdüsenmoment zu verstärken, und sie werden dann als Krafterzeugungseinrichtung bei kleinen An griffswinkeln eingesetzt. Nach dieser anfänglichen Bewegung werden die Flügel in einer Richtung verstellt, die für das Ma növer üblich ist. Im Zusammenwirken mit der Heckflügelsteuerung wird die vordere Schubdüsensteuerung in der für das Manöver er warteten Richtung ausgeführt.

Kurzbeschreibung der Zeichnungen

Die Erfindung wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Zeich nungen näher erläutert.

Fig. 1 zeigt eine Übersichtsdarstellung eines Geschoßsystems mit dem Schwerpunkt des Geschosses und einem konventionellen rechtwinkligen Koordinatensystem.

Fig. 2 ist ein Blockschaltbild eines konventionellen Geschoß steuersystems, das eine einzige (vordere oder hintere) Steuer vorrichtung verwendet.

Fig. 3 zeigt ein konventionelles Steuerschema unter Verwendung einer vorderen (Schubdüsen-) Steuervorrichtung.

Fig. 4 zeigt ein konventionelles Steuersystem, das eine hintere (Flügel-) Steuervorrichtung verwendet.

Fig. 5 ist ein Blockschaltbild eines Geschoßsteuersystems, das sowohl vordere (Schubdüsen-) und hintere (Flügel-) Steuervor richtungen verwendet.

Fig. 6 zeigt einen konventionellen dualen Steueraufbau für ein Geschoß mit vorderen (Schubdüsen-) und hinteren (Flügel-) Steu ervorrichtungen.

Fig. 7 zeigt ein duales Steuerschema gemäß der vorliegenden Er findung für ein Geschoß mit vorderen Schubdüsen- und hinteren Flügelsteuervorrichtungen.

Fig. 8 zeigt den Unterschied zwischen vorderen und hinteren Steuersignalen konventioneller Geschoßsteuerschemata eines in tuitiven dualen Steuerschemas und die Steuersignale, die gemäß der Erfindung erzeugt werden.

Fig. 9 zeigt den Unterschied im Geschoßansprechverhalten zwi schen konventionellen Geschoßsteuerschemata, einem intuitiven dualen Steuerschema und dem Ansprechverhalten, das von einem dualen Steuerschema gemäß der Erfindung erzeugt wird.

Fig. 10 zeigt die verbesserte Geschoßablenkfähigkeit bei der erfindungsgemäßen dualen Steuerstrategie im Vergleich zu kon ventionellen isolierten Flügel- oder Schubdüsen-Steuer strategieen, und ein intuitives duales Steuerschema.

Fig. 11 zeigt ein Blockschaltbild für ein verallgemeinertes Steuerschema zum Zwecke der Beschreibung eines Steuerers auf der Grundlage der Fuzzy-Logik, der gemäß der Erfindung ausge führt ist.

Fig. 12 zeigt eine graphische Darstellung einer dreieckigen Fuzzy-Mitgliederregel.

Fig. 13 zeigt die nicht-lineare Abweichung zwischen Fehler- und Steuersignalen in einer beispielhaften Fuzzy-Logik-Ausführung der erfindungsgemäßen Steuerstrategie.

Fig. 14 zeigt den Amplitudenverlauf der vorderen und hinteren Steuerbefehlssignale in einem kooperativen dualen Steuersystem für eine Ausführungsform der erfindungsgemäßen Steuerstrategie auf der Grundlage einer Fuzzy-Logik.

Fig. 15 zeigt die (simulierten) Querbeschleunigungsansprechver halten für isolierte Steuermechanismen im Vergleich zum An sprechverhalten, das man mit einer kooperativen dualen Steuer strategie gemäß der vorliegenden Erfindung erhält.

Detaillierte Beschreibung einer speziellen Ausführungsform

Eine beispielhafte Ausführungsform der Erfindung wird nachfol gend erläutert, da sie unter Verwendung einer kooperativen dua len Steuerstrategie ausgeführt werden kann. Im Interesse der Klarheit werden in dieser Beschreibung nicht alle Merkmale ei ner wirklichen Ausführungsart beschrieben. Es sei selbstver ständlich angemerkt, daß bei der Entwicklung einer jeden sol chen wirklichen Ausführungsform (wie bei jedem Steuersystem entwicklungsprojekt) zahlreiche ausführungsspezifische Ent scheidungen getroffen werden müssen, um die vom Entwerfer gege benen Vorgaben zu erreichen, wie beispielsweise Erfüllung sy stem- und geschäftsbezogener Vorgaben, die von einer Ausfüh rungsform zur anderen variieren können. Es sei darüber hinaus angemerkt, daß ein solcher Entwicklungseinsatz komplex und zeitaufwendig sein kann, dennoch aber eine Routineaufgabe eines Systemingenieurs für aerodynamische Steuerungen gewöhnlichen Fachwissens ist, der von dieser Beschreibung Nutzen zieht.

Ein Teil dieser Beschreibung enthält Material, das unter Urhe berrechtsschutz steht. Der Rechtsinhaber hat keine Einwendungen gegen die faximile Wiedergabe der Patentbeschreibung, wie sie in den Akten des Patentamtes erscheint, behält sich aber im üb rigen alle Urheberrechte vor.

Erfindungsgemäße Steuerstrategie

Eine duale Steuerstrategie gemäß der vorliegenden Erfindung be tätigt die vorderen und hinteren Steuervorrichtungen gleichzei tig, um die Manövrierbarkeit und die dynamischen Fähigkeiten eines Geschosses bemerkenswert zu verbessern. Um ein Manöver auszuführen, werden gemäß der vorliegenden Erfindung die Heck flügel eines Geschosses anfänglich ausgelenkt, um eine Kraft zu erzeugen, die entgegengesetzt zu der gewöhnlich eingesetzten ist (d. h. sie stößt das Heck des Geschosses in die Richtung des befohlenen Manövers), während gleichzeitig vordere Schubdüsen betätigt werden, um die Nase des Geschosses ebenfalls in die Richtung des befohlenen Manövers, jedoch mit größerer Geschwin digkeit als den Heckabschnitt, zu stoßen. Dies hat zur Folge, daß der Geschoßkörper gleichzeitig in Richtung des befohlenen Manövers schwenkt und sich quer versetzt. Sobald ein ausrei chendes Ausmaß aerodynamischer Kraft sich aufgrund der Körper schwenkung entwickelt, werden die Heckflügel ausgelenkt, um ei ne Kraft zu erzeugen, die dem befohlenen Manöver entgegenge richtet ist (d. h. wie üblicherweise ausgeführt), um ein Moment am Geschoßkörper aufrechtzuerhalten und das befohlene Manöver zu vervollständigen. Ein wichtiger Vorteil der erfindungsgemä ßen Strategie besteht darin, daß sich das Geschoß in der Rich tung des befohlenen Manövers sofort seitlich versetzt (übliche isolierte Hecksteuersystem erreichen dieses nicht), und dieses mit einer größeren Geschwindigkeit, als sowohl mit isolierten vorderen Steuervorrichtungen als auch mit einer intuitiven dua len Steuerlösung der oben beschriebenen Art möglich ist.

Das Verhalten eines dualen Steuersystems gemäß der Erfindung ist in Fig. 7 gezeigt. In Abhängigkeit von einem Steuersignal 300 von dem Führungssteuersystem 210 für eine stufenhafte Stei gerung der Beschleunigung in positiver Z-Richtung erzeugt der Autopilotsteuerer 500 des Geschosses ein Schubdüsensteuersignal (505 und 700) und ein Flügelsteuersignal (510 und 705), um das Manöver auszuführen. Die Kurve 710 in Fig. 7 stellt die (vom interialen Meßsystem entsprechend dem Signal 205) gemessene Querbeschleunigungsantwort N_z des Geschosses auf das befohlene Manöver dar, wobei N_z oben in bezug auf Fig. 3 beschrieben wur de.

Es ist ein wichtiges Merkmal der erfindungsgemäßen Steuerstra tegie, daß der Heckflügelsteuerbefehl 700 während des Anfangs abschnitts des Manövers in einer Richtung entgegengesetzt zu der konventionell für das Manöver verwendeten Richtung liegt. Wenn das vordere Steuersystem nicht in der Lage ist, ein aus reichend hohes Moment zu erzeugen, dann können die Flügel kurz zeitig dazu verwendet werden, das Schubdüsenmoment zu unterstüt zen, und sie werden dann als Krafterzeugungseinrichtung bei niedrigen Angriffswinkeln eingesetzt. Nach dieser Anfangsbewe gung werden die Flügel in einer Richtung abgelenkt, die für das Manöver üblich ist, vgl. 705 mit 405 und 605. Im Zusammenwirken mit der Heckflügelsteuerung wird die vordere Schubdüsensteue rung in der Richtung ausgeführt, die für das Manöver erwartet wird, vgl. 700 mit 400 und 600.

Die Erfindung macht von dem physikalischen Phänomen in vorteil hafter Weise Gebrauch, daß trotz der Tatsache, daß die von den vorderen und hinteren Steuervorrichtungen erzeugten Kräfte in einer Größenordnung liegen, die geringer ist als die bei hohen Angriffswinkeln verfügbaren aerodynamischen Kräfte, bei kleinen Angriffswinkeln, die von den Steuervorrichtungen erzeugten Kräfte, die entscheidenden Kräfte sind, die zu dem befohlenen Manöver beitragen. Als ein hypothetisches Beispiel sei angenom men, daß ein Geschoß 100 sich im Flug befindet und das Füh rungssystem 210 ein dynamisches Ansprechbefehlssignal 215 zum Autopilotsteuerer 500 sendet, das angibt, daß die Nase des Ge schosses nach unten in die positive Z-Richtung bewegt werden sollte. In Übereinstimmung mit der erfindungsgemäßen Steuer strategie werden zunächst die Hecksteuerflügel 115 ausgelenkt, um das hintere Ende des Geschosses nach unten auszulenken (d. h. entgegengesetzt zu der Richtung, die traditionell für ein Manö ver in positiver Z-Richtung erwartet wird), während die vorde ren Schubdüsen 110 ebenfalls angeschaltet werden, um die Nase des Geschosses in die positive Z-Richtung zu drücken. Der Schlüssel ist, daß sich die Nase des Geschosses schneller in die positive Z-Richtung bewegt, als das hintere Ende des Ge schosses. Dieses ist wiederum ein Ergebnis von Kraft und Mo ment, die von den schnellwirkenden Schubdüsen erzeugt werden.

Wenn sich das Geschoß zu neigen beginnt, wodurch die aerodyna mische Kraft auf den Geschoßkörper aufgrund des zunehmenden An griffswinkels anwächst, werden die Flügel ausgelenkt, um die Aufgabe der das primäre Moment erzeugenden Vorrichtung zu über nehmen, während der Einsatz der vorderen Schubdüsen vermindert wird, um ihre begrenzten Treibmittelreserven zu schonen. Wenn die Flügel als das primäre Moment erzeugende Vorrichtung einge setzt werden, dann werden sie in der erwarteten (d. h. der kon ventionellen) Richtung ausgelenkt, d. h. um eine Kraft in einer zum Manöver entgegengesetzten Richtung zu erzeugen. In den An fangsstufen des Manövers werden die Flügel daher primär als Krafterzeugungseinrichtung eingesetzt, während in den späteren Stufen des Manövers sie primär als Momentenerzeugungseinrich tung eingesetzt werden. Die Art und Weise, in der die Flügel von einer Krafterzeugungseinrichtung, wo sie ein Moment erzeu gen, das dem Manöver entgegengesetzt ist, in eine Momentener zeugungseinrichtung übergehen, wo sie eine Kraft erzeugen, die dem Manöver entgegengesetzt ist, erfolgt in einer Weise, die das gewünschte dynamische Ansprechverhalten erzeugt.

Wie der Fachmann weiß, ist die Art und Weise, in der dieser Steuerflächenübergang ausgeführt wird, um das gewünschte dyna mische Ansprechverhalten zu erzielen, eine Funktion der spe ziellen Gestalt des Geschosses und enthält beispielsweise die Größe der verfügbaren Steuerkraft von den vorderen und hinteren Steuervorrichtungen, die aerodynamischen Eigenschaften des Ge schosses, und die Flugbedingungen (Geschwindigkeit, Höhe usw.) des Geschosses.

Ein Vergleich von Steuersignalstrategien miteinander läßt die Neuheit der vorliegenden Lösung zur Verbesserung der Manövrier barkeit eines Geschosses ganz klar erkennen. Fig. 8 vergleicht den Autopilotsteuererausgang nur einer vorderen Steuerstrategie (300), einer intuitiven dualen Steuerstrategie (600) und eines dualen Steuerschemas gemäß der Erfindung (705) miteinander.

Ein ähnlicher Vergleich der Geschoßbeschleunigungsprofile, der in Fig. 9 dargestellt ist, läßt den Vorteil der Erfindung ge genüber dem Stand der Technik erkennen.

Der Fachmann erkennt, daß das Verhalten eines Fahrzeugs, das von der erfindungsgemäßen dualen Steuerstrategie Gebrauch macht, durch Fahrzeugtelemetrie überwacht werden kann. Dieses ermöglicht ein bequemes Verfahren zur Auswertung der Wirksam keit des Steuerers bei einer speziellen Ausführungsform. Alter nativ bietet die Fahrzeugtelemetrie ein Mittel zur Bestimmung, ob ein Fahrzeug die erfindungsgemäße Steuerstrategie einsetzt.

Verbesserte Ablenkfähigkeit der erfindungsgemäßen Steuerstrategie

Der Zweck eines Abfangeschosses ist es, ein feindliches Geschoß abzufangen oder zu vernichten (selbst wenn das feindliche Ge schoß Ausweichmanöver hoher Beschleunigung ausführt) . Dieses wiederum erfordert, daß das Abfanggeschoß in der Lage ist, sich so schnell wie möglich seitlich zu bewegen. Die maximale seit liche Distanz, um die ein Geschoß sich in einer vorgegebenen Zeitdauer bewegen kann, definiert in einem Intertialbezugsrah men, ist bekannt als die Ablenkfähigkeit des Geschosses.

Ein wichtiger Vorteil im Betrieb der erfindungsgemäßen dualen Steuerstrategie ist eine dramatisch verbesserte Ablenkfähigkeit des Geschosses. Um diese wichtige Verbesserung zu illustrieren, sei die Situation angenommen, in der ein Abfanggeschoß sich an ein Ziel hoher Geschwindigkeit annähert, das ein Ausweichmanö ver ausführt, das es erforderlich macht, daß das Abfanggeschoß dem mit maximaler Auslenkfähigkeit begegnet.

Fig. 10 zeigt die simulierte Auslenkfähigkeit (ansprechend auf einen Befehl von 20g vom Führungssteuersystem des Abfangge schosses) für ein Geschoß mit folgender Konfiguration: Flug bei Mach 3, Höhe 0 NN, Gewicht 48 kg, Länge 2,64 m, Durchmesser 16,5 cm, Heckflügelausladung 11,4 cm und Auslenkschub 3114 N. Wie dargestellt, erzeugt ein Führungsbefehl von 20g eine Aus lenkung 1000 von 4,7 m unter Verwendung der erfindungsgemäßen Steuerstrategie in einem relevanten Zeitrahmen von 0,25 s. Im Vergleich dazu hat eine isolierte Schubdüsensteuerung eine Aus lenkung 1005 von 3,4 m, ein intuitives Dualsteuersystem eine Auslenkung 1010 von 3,2 m und eine isolierte Flügelsteuerung eine Auslenkung 105 von 3,1 m. Die resultierende Auslenkfähig keit kann direkt mit der gesteigerten Fähigkeit gegen mano vrierbare Ziele korreliert werden oder dazu verwendet werden, Führungssensorungenauigkeiten auszugleichen.

Ausführung der erfindungsgemäßen Steuerstrategie in Fuzzy-Logik

Dieser Abschnitt enthält im wesentlichen Teil einen Aufsatz, der vom Erfinder beim IEEE International Symposium on Intelli gent Control in Columbus, Ohio, USA am 17. August 1994 präsen tiert worden ist und beschreibt einen Steuerer gemäß der Erfin dung, der unter Verwendung von Fuzzy-Logiktechniken ausgeführt worden ist.

Fuzzy-Logik hat die Fähigkeit, eine Nichtlinearkartierung von Bedingungen im Fehlerraum einerseits und Aktionen im Steuerbe fehlsraum andererseits zu erzeugen. Diese Eigenschaft überträgt sich auf die Fähigkeit, die Ansprechzeit auf eine Schritteinga be, wie mit einem zwei Freiheitsgrade aufweisenden neigungsebe nen Autopilot eines Überschallgeschosses erläutert, zu verbes sern. Genauer gesagt, es wird weiter gezeigt, daß die Fuzzy- Logik-Methode einen Satz von Ausführungsindizes adressieren kann, die mehrdeutig angegeben sein können, aber intuitiv wich tig sind. Ein Beispiel eines Geschosses, das gleichzeitig von zwei konkurrierenden Steuermechanismen gesteuert wird, wird zur Darstellung verwendet, wo dieser Vorteil relevant und wün schenswert ist.

Fuzzy-Logik

Fuzzy-Logik ist eine mathematische Disziplin basierend auf der Fuzzy-Satztheorie, die Wahrheits- und Falschgrade zuläßt. Fuz zy-Logik in einem Steuerer kartiert einen Satz von Eingaben, genannt Vorgänger über einen Satz Steuerimpulsausgängen, ge nannt Konsequenzen, die in geeigneter Weise Vorrichtungen betä tigen, um das System in den gewünschten Zustand zu überführen. Wegen der vielwertigen Natur der Fuzzy-Logik können die Werte der Systemzustände kategorisch durch linguistische Variable be schrieben werden, die die intuitive Kenntnis oder das Gefühl aufrechterhalten, das der Ingenieur von dem beschriebenen Sy stem hat.

Beispielsweise können Raten beschrieben werden als "positiv schnell" oder "negativ langsam", und Steuervorgänge können als "negativ groß" oder "positiv mittel" usw. klassifiziert werden. Was durch manche als Ad-Hoc-Timing kritisiert worden ist, ist in Wirklichkeit eine Minimierungstechnik, bei der der Ingenieur einen mehrdeutigen Satz von Ausführungsindizes konzipiert und angewendet hat.

Es sei das verallgemeinerte Rückkopplungssteuersystem der Fig. 11 betrachtet, wo G die Systemanlage (äquivalent dem Fahrzeug 200) ist, y_G der Vektor gemessener Antworten (äquivalent der gemessenen dynamischen Antwort 205) ist, r der Vektor der ein gegebenen Befehlspegel ist (äquivalent dem befohlenen dynami schen Ansprechverhalten (215), der Vektor e die Differenz zwi schen den gewünschten Befehlspegeln und den gemessenen Antwor ten oder der Fehlerzustand ist (äquivalent dem Fehlersignal 220), K der Stabilisierungssteuerer ist (äquivalent dem Autopi lotsteuerer 225) und u der Vektor der Befehle für das Steuerbe tätigungssystem ist (äquivalent dem zusammengesetzten Steuersi gnal, das die vorderen und hinteren Steuerbefehle 505 bzw. 510 enthält). Wenn K als auf Fuzzy-Logik basierend ausgewählt wird, dann wird der Fehlerzustand e zu einem bestimmten Zeitpunkt mit dem gewünschten Steuerbefehl u in drei Schritten korreliert:

1) Fuzzifizierung, 2) Regelauswertung und 3) Entfuzzifizierung.

Fuzzifizierung ist der Vorgang der Charakterisierung jedes Fehlerzustandes, der in den Steuerer eingegeben wird, über ei nen Bereich von Werten, der das Universum des Diskurses U ge nannt wird. Es ist hilfreich für Abstimmungszwecke, jedes U durch einen typischen Maximalwert seines zugehörigen Fehlerzu standes zu normieren. Jedes Diskursuniversum ist in mehrere überlappende Untersätze unterteilt, die durch eine Mitglied schaftsfunktion definiert und mit einer linguistischen Varia blen bezeichnet sind, wie beispielsweise "positiv groß". Ein bestimmter oder "harter" Wert eines Fehlerzustandes kann zu mehr als einem Untersatz von U gehören, und der Grad der Mit gliedschaft, µ, wird durch die Mitgliedschaftsfunktion be stimmt. Der Grad der Mitgliedschaft ist über das Intervall von 0,1 definiert als:

µ_an 0 a_n (e),

wobei a_n die n-te Mitgliedschaftsfunktion, wie beispielsweise "negativ langsam" bezeichnet. Ein einfaches Beispiel des Fuzzi fizierungsvorgangs ist in Fig. 12 dargestellt. Dreieckige Mit gliedschaftsfunktionen werden für dieses Beispiel verwendet, weil sie vorteilhafte Eigenschaften haben (siehe beispielsweise K.Liu und F.L. Lewis: "Some Issues About Fuzzy Logic Control", veröffentlicht in Proceedings of the 32nd Conferenc on Decision an Control, Dezember 1993, Seiten 1743-1748).

Der nächste Schritt bei der Kartierung des Fehlersignals gegen über dem Steuerbefehl ist die Regelauswertung. Die angenommene Vorzeichendefinition und das dynamische Verhältnis zwischen in teraktiven Fehlerzuständen und Ausgangssteuerbefehlen drücken sich in diesen Regeln aus. Für jede mögliche Kombination von Mitgliedschaftsklassen (eine von jedem Diskursuniversum) gibt es eine Regel, die angibt, welche Ausgangsmitgliedschaftsfunk tion aktiviert wird. Für zwei oder mehr Fehlerzustände haben die Fuzzy-Steuerregeln die Form:

wenn (e₁∈a_i,1) und (e₂∈b_i,2) und . . . dann (u∈c_i)

wobei e₁ und e₂ Eingaben an den Steuerer, a, b und c linguisti sche oder Fuzzy-Kennzeichen sind, u die ausgegebene Steuerung ist und der Index i die Regelnummer angibt.

Der letzte Schritt besteht darin, die Gruppe der aktivierten Mitgliedschaftsfunktion, die zu dem ausgegebenen Steuerbefehl gehören, zu entfuzzifizieren. Wenn die Werte für die Fehlerzu stände in der ausgewerteten Regel gegeben sind, dann ist der Grad, zu dem u zur ausgegebenen linguistischen Variablen c_i ge hört, gleich

ω_i = min (µ_ai,1, µ_bi,1 . . . .),

wobei ω_i der Grad der Erfüllung der Regel ist. Das verbreite te Verfahren zur Bestimmung des diskreten Ausgangswertes für jede Steuerung im Vektor u ist die Berechnung des Schwerpunk tes, wo ihre Mitgliedschaftsfunktionswerte längs des Diskur suniversums der Ausgangssteuerung wirken. Der Ausgangswert ist gegeben durch

wobei n die Anzahl der Regeln ist. Somit wird ein harter Ein gangswert über einem harten Ausgangswert durch diesen Vorgang mit drei Schritten aufgetragen. Es ist gezeigt worden, daß ein willkürliches Auftragen eines Eingangs über einem Ausgang stattfinden kann, wenn eine nicht-lineare Funktion (wie bei spielsweise die Minimumfunktion) im Korrelationsvorgang verwen det wird (siehe D.E. Rumelhart, J.L. McClelland und die PDP Re search Group, Parallel Distributed Processing, Band 1: Founda tions, MIT Press, Cambridge, MA, 1986, Seiten 318-362).

Der nicht-lineare Beitrag des Fuzzy-Logiksteuerers erlaubt es, die Gestalt der Antwort über den gesamten Bereich der Befehls pegel zurechtzuschneiden. Eine Antwort könnte so gestaltet wer den, daß sie für niedrige Befehls-/Rauschpegel träge ist, für nominale Pegel konservativ und für hohe Pegel übertrieben ist (wo der wirksame Einsatz der Steuerung nicht das Hauptproblem ist). Das nicht-lineare Merkmal ermöglicht es auch, ohne ein schränkende vorausgesetzte Systemnichtlinearitäten sich anzu passen. Beispiele für Nichtlinearitäten, die mit dem gezeigten Beispiel einhergehen, sind die Impulssteuerung und der große aerodynamische Angriffswinkel.

Anwendungsbeispiel: Geschoßautopilot

Ein Anwendungsbeispiel ist ein Geschoß, das sowohl Heckflügel steuerung als auch vordere Schubsteuerung mit einem Autopilot aufweist, der simultan beide Steuervorrichtungen verwendet und steuert (siehe auch Fig. 1 und 11) . Das beispielhafte Geschoß ist ein hochmanövrierbares Ultraschallgeschoß mit einer Länge von etwa 4 Metern (13 Fuß), einem Durchmesser von etwa 30 cm (1 Fuß) und einem Gewicht von etwa 135 kg. Zur detaillierten Ent wicklung des beispielhaften Systems siehe W.K. Schroeder, Para meter Estimation Using A Back Propagation Neutral Network, Ma sters Thesis, Universität von Texas in Arlington, Mai 1990. Die Steuerung des Geschosses wird durch von einem Stellglied betä tigte, bewegliche Heckflügel und vordere Impulsschubdüsen er reicht. Die Schubdüsen erzeugen eine Impulskraft von etwa 450 kp, jedoch moduliert mit einer linearen Kraftschwankung beim beschriebenen Beispiel. Die Lage des Schwerpunkts ist so ge wählt, daß sich ein stabiles Geschoß und ein geeigneter Momen tenarm sowohl für die hintere als auch für die vordere Steue rung ergeben. Die Mechanismen waren so dimensioniert und ange ordnet, daß sie etwa die gleiche Ablenkfähigkeit für ein Manö ver von einer halben Sekunde aufweisen. Die Summierung der Kräfte und Momente für das symmetrische, nicht-rollende, mit konstanter Vorwärtsgeschwindigkeit angetriebene Projektil er gibt die folgenden Gleichungen für die Bewegung im Raum:

wobei q die Neigungsrate, w die Quergeschwindigkeit und N_z der Querbeschleunigungslastfaktor sind (siehe Tabelle 1). Die Flü gel- und Schubdüsensteuerbefehle sind mit δ_fc und δ_tc bezeich net, während die herrschenden Inkremente der jeweiligen Steue rung durch δ_f und δ_t gegeben sind. Die Ausdrücke ω_n und ζ bezie hen sich auf die Eigenfrequenz und das Dämpfungsverhältnis des Flügelbetätigungssystems zweiter Ordnung, die Definitionen und Werte dimensionierter aerodynamischen Stabilitätsableitungen für einen Flug mit 3 Mach (U₀ = 910 m/s) sind in Tabelle 2 auf getragen.

Tabelle 2

Zeit-Invariante-Koeffizienten bei Mach 3

Die folgenden Verhältnisse vervollständigen die Verbindung des in Fig. 11 angegebenen Blockschaltbilds:

Die Fehlerzustände (oder Vorgänger) für den Fuzzy-Logiksteuerer sind die Differenz zwischen dem gewünschten Lastfaktor und der gemessenen N_z-Antwort und die Differenz zwischen der Trimmnei gungsrate und der gemessenen Neigungsrate. Der Trimmwert der Neigungsrate kann von dem N_z-Befehlspegel hergeleitet werden, da die dynamischen Eigenschaften so stark miteinander verkop pelt sind. Die Vorgänger werden in getrennte Mitgliedschafts funktionen sowohl für die Flügel als auch für die Schubdüsen eingeführt. Die Steuervektorelemente von u (oder Konsequenzen) sind eine Kombination von Befehlen für die Heckflügel und die vorderen Schubdüsen.

Ein wichtiger Anreiz für die gleichzeitige Verwendung beider Steuermechanismen ist eine Verbesserung der Ansprechzeit und der daraus folgenden Abweichfähigkeit, die eine gegebene Ge schoßkonfiguration erreichen kann. Der Umfang der Querbeschleu nigung, zu der das Geschoß bei einem Abfangmanöver in der Lage sein muß, wird durch die Verbesserung der Ansprechzeit quadra tisch vermindert. Das Steuereransprechverhalten kann verbessert oder verschlechtert werden, indem einfach der wirksame Momen tenarm am Geschoß verändert wird. Dieses kann man erreichen, indem man den Schwerpunkt verschiebt, was während des gesamten Fluges stattfindet, oder indem man den physikalischen Ort der Steuervorrichtung bewegt. Je länger der Momentenarm ist, umso schneller ist die Steuerantwort. Aufgrund physikalischer Gren zen sind die Orte für den Steuermechanismus beim Entwurf des Geschosses sehr früh vorgegeben. Die verbleibende Wahl für die Steigerung des dem Geschoß zugeführten Ablenkmoments ist somit augenscheinlich der gleichzeitige Einsatz beider Steuerungsvor richtungen.

Eine duale Steuerung ist ein schwieriges Problem für konventio nelle Analysetechniken. Ihre Mehrfach-Eingabe- und Mehrfach- Ausgabe-Eigenschaften schließen Einfacheingabe- und Einfachaus gabe-Verfahren, wie beispielsweise Bode-, Wurzelort- und ähnli che Verfahren aus. Weil diese Steuermechanismen die gleiche Aufgabe erfüllen (einem Fahrzeug ein Moment zu vermitteln), konkurrieren sie. Es ist daher ein Ausführungsindex notwendig, um jeder Vorrichtung den Einsatz zuzuweisen. Der Vorteil, den die Fuzzy-Logik durch ihre gestaltbare lineare Variation zwi schen u und e bieten kann, ist die Fähigkeit, kollidierende Ausführungsindizes (jedoch mehrdeutig) zu adressieren. Bei spielsweise:

1. Die Heckflügelsteuerung ist relativ billig.
2. Die vordere Impulsdüsensteuerung hat stark beschränkte Le bensdauer und ist daher teuer.
3. Das Beschleunigungsverhalten (N_z) ist eine Hauptforderung.
4. Das Auslenkverhalten (proportional dem doppelten Integral von N_z) ist eine Hauptforderung.

Die Rückstoßsteuerung ist bezüglich ihres Ansprechverhaltens bewundernswert, weil sie eine Steuerkraft in Richtung des Manö vers liefert im Gegensatz zu der Flügelsteuerung, die eine Steuerkraft in der entgegengesetzten Richtung liefert. Die den Querschubantrieben innewohnenden Eigenschaften haben jedoch ei ne begrenzte Einsatzzeit zur Folge. Bei geringen Befehlspegeln ist es daher unerwünscht, die Möglichkeiten der Querschubdüsen zu vergeuden. Wenn der Fehler zu Null gemacht ist und sich der Flugkörper in Trimmbedingungen befindet, dann sollte die steti ge Zustandssteuerung von den Flügeln übernommen werden.

Der Schlüssel zur Erreichung der gewünschten Ansprechverhalten und zur Befriedigung der obigen Ausführungsindizes liegt in der Gestaltung der Befehlssteuersignale auf der Grundlage der Größe des ankommenden Beschleunigungsbefehls (d. h. des befohlenen Dy namikansprechverhaltens) . Die nicht-lineare Steuerervariation, die hierfür eingesetzt wird, ist in Fig. 14 gezeigt. Es sei an gemerkt, daß aufgrund der Tatsache, daß für einen Null-Fehler- Eingang zur Fuzzy-Logiksteuerung kein Steuerausgang erzeugt wird, ein Stetigkeitszustandsfehler erforderlich ist, um den Trimm zu halten. Der Steuerbefehl ist daher so gegeben, daß 10e erzeugt werden.

Analyse und Simulationsergebnisse

Das Ziel des Manövers ist es, einen gewünschten N_z-Befehlspegel als Antwort auf einen Stufeneingang zu erreichen. Der gewünsch te Pegel ist auf 10g für die Simulationsanalyse gesetzt. Das Kriterium des minimalen "Überschießens" ist zu dem Zweck ge wählt, die Antworten verschiedener Steuerer miteinander zu ver gleichen. Dieses ist äquivalent zur Vorgabe eines Dämpfungsver hältnisses von etwa 0,9 für ein lineares System zweiter Ord nung. Die islierten Steuerantworten entsprechen einer linearen, zeitinvarianten Rückkopplung mit konstanter Verstärkung, wobei die Steuerraten und Maximalbefehle identisch gesprungen sind. Unter diesen Vorgaben zeigt Fig. 15 die Querbeschleunigungs- Lastfaktor-N_z-Antwort unter Verwendung eines dualen Steuersche mas gemäß der Erfindung 1500, eine konventionelle isolierte Schubdüsensteuerung 1505 und konventionelle isolierte Flügel steuermechanismen 1510. Der Fachmann erkennt, daß die Auslenk fähigkeit eines Geschosses proportional dem doppelten Integral des Querbeschleunigungslastfaktors des Geschosses ist. Die dua le Steuerstrategie, die durch die Kurve 1500 dargestellt wird, hat somit eine Auslenkfähigkeit größerer Amplitude, als bei einer konventionellen isolierten Schubdüsensteuerung oder einer konventionellen isolierten Flügelsteuerung erreichbar ist.

Zusätzliche Ermöglichungsverfahren

Zusätzlich zur oben beschriebenen Fuzzy-Logikausführungsform, die eine Zeitdomänenbeschreibung verwendet, kann die erfin dungsgemäße Steuerstrategie auch unter Verwendung einer Fre quenzanalysetechnik demonstriert werden, die als H_∞-Steuersyn these bekannt ist. Der Fachmann weiß, daß die H_∞-Analyse eine Mehrfacheingabe-/Mehrfachausgabe-Zustands-Raum-Steuertechnik ist. Ein Schlüssel zur Ausführung der erfindungsgemäßen Steuer strategie unter Verwendung von H_∞-Techniken ist die Gestaltung der Steuerbefehlssignale in der Frequenzdomäne.

Ein H_∞-Steuerer nach der Erfindung dämpft die Verwendung von Flügeln als Antwort auf hochfrequent befohlene Beschleunigungen und dämpft den Einsatz der vorderen Schubdüsen in Antwort auf Niederfrequenz befohlene Beschleunigungen. Die Auswahl dieser spezifischen Dämpfungsfrequenzen gewichtet den Einsatz der zwei Steuervorrichtungen und ist ein iterativer Prozeß, der im Ein satz der Vorrichtung, wie durch die Erfindung definiert, seinen Gipfel erreicht.

Die Definition der hohen und niederen Frequenzen ist eine Funk tion der Konfiguration des Flugkörpers, der Flugbedingungen und der Steuerautorität. Als grobe Verallgemeinerung kann gesagt werden, daß der Beginn der hochfrequenten Dämpfung der Flügel eine Größenordnung größer ist, als die Eigenfrequenz des Flug körpers, jedoch unterhalb der Frequenz der Flügelbetätigungs vorrichtungen. Die Frequenz, unterhalb der der Einsatz der vor deren Schubdüsen abgeschwächt wird, ist typischerweise in der selben Größenordnung wie die Eigenfrequenz des Flugkörpers.

Vorteile

Es ist ein grundsätzlicher Zweck der vorliegenden Erfindung, einen dualen Steuermechanismus zu verwenden, der vordere und hintere Steuertechniken kooperativ kombiniert, um die dynami schen Eigenschaften (Manövrierbarkeit) eines Flugkörpers drama tisch zu verbessern. Ein Steuerschema gemäß der Erfindung weist die folgenden Vorteile auf:

1. Gesteigerte Flugkörpermanövrierbarkeit, gemessen durch die Auslenkfähigkeit des Flugkörpers. Die daraus folgenden Vorteile umfassen:
- a) Vergrößertes Volumen des verteidigbaren Luftraumes, wie durch Höhen- und Bereichskoordinaten definiert (Einsatzraum)
- b) Gesteigerte Fähigkeit gegen umfangreicher manövrierbare Feindflugkörper.
- c) Gesteigerte Fähigkeit gegen Feindflugkörper mit kleinen Ra darquerschnittsflächen.
- d) Verminderte Gebrauchsanforderungen an (teure) Sensor- Hardware für gleiche Flugkörpermanövrierbarkeit im Vergleich zu Flugkörpern, die konventionelle Steuerstrategien verwenden.
2. Vergrößerte Steuerlebensdauer und wirksamer Steuereinsatz. Eine vorteilhafte Folge dieses Vorteils ist das verminderte Flugkörpergewicht in bezug auf die Kosten, verglichen mit Flug körpern, die bei gleicher Manövrierbarkeit konventionelle Steuerstrategien einsetzen (Gewicht ist proportional zu den Kosten).

Claims

1. Verfahren zum schnellen Ändern der Bewegungsrichtung eines Körpers, der sich in einem fluiden Medium bewegt, in eine ge wünschte neue Richtung, wobei die neue Richtung in dem Iner tialbezugsrahmen des Körpers gemessen wird, wobei der Körper einen vorderen Abschnitt und eine vordere Schubsteuervorrich tung und einen Heckabschnitt und eine Heckflügelsteuervorrich tung aufweist, umfassend:

a) Betätigen der vorderen Schubsteuervorrichtung zur Erzeugung einer vorderen Steuerkraft, die auf den vorderen Abschnitt im wesentlichen in der gewünschten neuen Richtung wirkt, und Betä tigen der Heckflügelsteuervorrichtung zur Erzeugung einer Heck flügelkraft, die auf den Heckabschnitt im wesentlichen in der gewünschten neuen Richtung einwirkt;
b) nachfolgendes Betätigen der Hecksteuervorrichtung zur Erzeu gung einer Hecksteuerkraft, die auf den Heckabschnitt in einer Richtung im wesentlichen entgegengesetzt zur Richtung der im Schritt (a) wirkenden Hecksteuerkraft wirkt.

2. Verfahren zur schnellen Änderung der Bewegungsrichtung eines Fahrzeugs, das sich in einem fluiden Medium bewegt, in eine ge wünschte neue Richtung, wobei die neue Richtung in dem Iner tialbezugsrahmen des Fahrzeugs gemessen wird, wobei das Fahr zeug einen vorderen Abschnitt und eine vordere Steuervorrich tung und einen hinteren Abschnitt und eine hintere Steuervor richtung aufweist, umfassend:

a) Betätigen der vorderen Steuervorrichtung zur Erzeugung einer vorderen Steuerkraft, die auf den Steuerabschnitt im wesentli chen in der gewünschten neuen Richtung wirkt, und Betätigen der hinteren Steuervorrichtung zur Erzeugung einer hinteren Steuer kraft, die auf den hinteren Abschnitt im wesentlichen in der gewünschten neuen Richtung einwirkt,
b) nachfolgendes Betätigen der hinteren Steuervorrichtung zur Erzeugung einer hinteren Steuerkraft, die auf den hinteren Ab schnitt in einer Richtung wirkt, die im wesentlichen entgegen gesetzt zu der Richtung verläuft, in der die im Schritt a wir kende hintere Steuerkraft einwirkt.

3. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem das Fahrzeug ein Flugkör per ist.

4. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem das Fahrzeug ein Torpedo ist.

5. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem die vordere Steuervor richtung Schubdüsen sind.

6. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem die vordere Steuervor richtung Entenflügel sind.

7. Verfahren nach Anspruch 2, bei der die hintere Steuervor richtung Flügel sind.

8. Verfahren nach Anspruch 2, bei der die hintere Steuervor richtung Schubdüsen sind.

9. Verfahren nach Anspruch 2, bei dem die hinteren Steuervor richtungen eine Schubvektorsteuerung verwenden.

10. Flugkörpersteuerlogikmaschine mit einem Speicher, der einen Satz maschinell ausführbarer Programmbefehle enthält, um die Bewegungsrichtung eines Flugkörpers, der sich in einem fluiden Medium bewegt, schnell in eine gewünschte neue Richtung in Übereinstimmung mit dem Verfahren nach Anspruch 1 zu ändern.

11. Maschine mit einem Speicher, der einen Satz maschinell aus führbarer Programmbefehle enthält, um die Bewegungsrichtung ei nes Fahrezeugs, das sich in einem fluiden Medium bewegt, schnell in eine gewünschte neue Richtung in Übereinstimmung mit dem Verfahren nach Anspruch 2 zu ändern.