DE2252627A1

DE2252627A1 - PROCEDURE FOR MAINTAINING THE SET VALUE OF A SPECIFIC SIZE OF THE AIRWAY OF A PILOT

Info

Publication number: DE2252627A1
Application number: DE19722252627
Authority: DE
Inventors: Walter Diesinger; Jakob Schmitz
Original assignee: Dynamit Nobel AG
Current assignee: Dynamit Nobel AG
Priority date: 1972-10-26
Filing date: 1972-10-26
Publication date: 1974-05-02

Description

Verfahren zum Einhalten des Sollwertes einr Kenngröße der Flugbahn eines Flugkörpers Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Einhalten des Sollwertes einer Kenngröße der Flugbahn eines Flugkörpers, insbesondere einer Rakete.Method for maintaining the target value of a characteristic variable of the trajectory of a missile The invention relates to a method for maintaining the target value a parameter of the flight path of a missile, in particular a missile.

Bei sehr hohen Anforderungen hinsichtlich der Reichweite, der Zielgenauigkeit usw. werden bekanntlich Lenkflugkörper verwendet, die Jedoch sehr kompliziert im Aufbau und dementsprechend teuer und störanfällig sind.With very high requirements in terms of range and accuracy etc. are known to be used guided missiles, however, very complicated in the Structure and are accordingly expensive and prone to failure.

Für viele Aufgaben erweisen sich daher ungelenkte Flugkörper als geeigneter, die sich durch einen einfachen Aufbau, große Mobilität, Flexiblität - beispielsweise im Hinblick auf unterschiedlich große Nutzlastmengen - und einfache Bedienbarkeit auszeichnen.For many tasks unguided missiles are therefore more suitable, which is characterized by a simple structure, great mobility, flexibility - for example with regard to different payload quantities - and ease of use distinguish.

Diese Vorteile werdenallerdings mit dem Nachteil erkauft, daß Abweichungen von einer vorgegebenen Reichweite, Steighöhe, Geschwindigkeit im Ziel usw. nicht oder nur unvollkommen ausgeglichen werden können. Diese Streuungen in den Kenngrößen der Flugbahn sind bedingt durch äußere und innere Ursachen. Äußere Ursachen sind beispielsweise Luftströmungen der Luftdruck sowie die Umgebungstemperatur. Innere Ursachen, die vom Flugkörper selbst kommen, sind insbesondere Bauungenauigkeiten wie Schwankungen in der Oberflächenbeschaffenheit oder in der Treibsatzmasse bei einem als Rakete oder Raketengeschoß ausgebildeten Flugkörper. Eine Verminderung der inneren Ursachen ist zwar nöglich, jedoch aus Allrtschaftlichkeitsgründen insbesondere bei kleinen ungelenkten Flugkörpern nur bis zu einem gewissen Grade sinnvoll.However, these advantages come at the price of the disadvantage that deviations of a given range, height of climb, speed at the destination, etc. not or can only be incompletely balanced. These scatter in the parameters the trajectory are conditioned by external and internal causes. External causes are For example, air currents, the air pressure and the ambient temperature. Inner Causes that come from the missile itself are, in particular, structural inaccuracies such as fluctuations in the surface properties or in the propellant mass a missile designed as a rocket or missile projectile. A decrease the internal causes is possible, but especially for reasons of locality with small unguided missiles only makes sense to a certain extent.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen, mit dem auf einfache Weise der Einfluß der äußeren und inneren Streuungsursachen ausgeglichen werden kann, so daß das Einhalten des Sollwertes einer Kenngröße der Flugbahn des Geschosses, der Rakete oder des Raketengeschosses gewährleistet Lst.The invention is therefore based on the object of providing a method of To create the type mentioned at the outset, with which in a simple manner the influence of the external and internal causes of dispersion can be compensated so that compliance with the Target value of a parameter of the trajectory of the projectile, rocket or rocket projectile guarantees Lst.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß beim Abschuß oder zu einem bestimmten Zeitpunkt nach dem Abschuß des Flugkörpers flugkörperseitig ein die Kenngröße beeinflussender Parameter, der mit seinem ungünstigsten Wert deren Sollwert zugeordnet ist, gemessen und bei einer Abweichung vom- ungünstigsten Wert in ein Steuersignal 'umgesetzt wird, das durch eine definierte Xnderung des aerodynamischen und/oder flugmechani schen Verhaltens den Einfluß dieser Abweichung ausgleicht. Der ungelenkte Flugkörper wird also mit einer Eigensteuerung versehen, welche den Flugkörper erfindungsgemäß auf dem im ungünstigsten Falle möglichen Parameterwert stabilisiert, indem sie bei einem günstigeren gemessenen Parameterwert das Verhalten des Flugkörpers künstlich so beeinflußt, daß. es dem ungünstigsten Parameterwert entspricht. Eine derartige Eigensteuerung ist aber ihm Vergleich zu den Steuersystemen der bekannten Lenkflugkörper, welche den Flugkörper bei dem jeweils gemessenen Parameterwert stabilisieren, in vorteilhafter Weise sehr einfach aufgebaut und dementsprechend zuverlässig.This object is achieved according to the invention in that when firing or at a certain point in time after the launch of the missile on the missile side a parameter influencing the characteristic, the most unfavorable value of its Setpoint is assigned, measured and in the event of a deviation from the most unfavorable value is converted into a control signal, which is generated by a defined change in the aerodynamic and / or flight-mechanical behavior compensates for the influence of this deviation. The unguided missile is thus provided with its own control, which the According to the invention, the missile is at the parameter value possible in the worst case stabilized by the behavior at a more favorable measured parameter value of the missile artificially influenced so that. it the most unfavorable parameter value is equivalent to. Such self-control is, however, compared to the control systems for him the known guided missile, which the missile at the respective measured parameter value stabilize, constructed very simply in an advantageous manner and accordingly Reliable.

In zwecmäßiger Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß der gemessene Parameter mit seinem ungünstigsten Wert verglichen und der festgestellte Differenzwert, vorzugsweise unter Verwendung eines Funktionsgebers, in das Steuersignal umgesetzt wird.In a practical embodiment of the invention it is provided that the measured parameter compared with its worst value and the determined Difference value, preferably using a function generator, into the control signal is implemented.

Dieses Vorgehen erweist sich zur Erzielung eines möglichst vollkommenen Streuungsausgleiches insbesondere dann als vorteilhaft, wenn die Abweichungen des gemessenen Parameterwerte8 vom ungünstigsten Wert relativ groß sind und/oder der Zusatmenhang zwischen der Kenngröße und den Parameter durch eine lineare Funktion nicht genügend genau dargestellt werden kann.This approach proves to be the most perfect possible Scatter compensation is particularly advantageous when the deviations of the measured parameter values8 of the worst value are relatively large and / or the Correlation between the characteristic and the parameters through a linear function cannot be represented with sufficient accuracy.

Erfindungsgemäß wird als Parameter die Längs- oder Querneigung, die Gipfelhöhe, die Geschwindigkeit, die Axialbeschleunioung und/oder die Flugzeit des Flugkörpers bis zu einem bestimmten Bahnpunkt gemessen. Be einer Rakete oder einem Raketengeschoß wird gemäß einem anderen Vorschlag der Erfindung vorzuqsweise die Geschwindigkeit und/oder die Axialbeschleunigung bei Brennschluß bestimmt. Diese Messungen erfolgen mit bekannten Messinstrumenten. So kann beispielsweise die Längs- oder Querneigung des Flugkörpers mit Kreiselgeräten oder einfacher mit Beschleunigungsmessern, welche auf die entssrechenden Kräfte quer zur Flugrichtung ansprechen, erfolgen. Ein solcher beispielsweise auf der Basis eines Piezoelementes aufgebauter Beschleunigungsmesser kann auch zur Bestimmung der Pxialbescbleunigung oder der Geschwindigkeit benutzt werden, wobei er im letzten Falle mit einem Integrierer gekoppelt wird.Die Flughöhe kann beispielsweise mittels einer barometrischen Dose gemessen werden.According to the invention, the longitudinal or transverse slope, the Peak altitude, the speed, the axial acceleration and / or the flight time of the Missile measured up to a certain trajectory point. Be a missile or one Missile projectile is according to another proposal of the invention vorzuqweise the Determined speed and / or the axial acceleration in the event of a burnout. These Measurements are made with known measuring instruments. For example, the longitudinal or tilting the missile with gyroscopes or, more simply, with accelerometers, which respond to the corresponding forces across the direction of flight. Such an accelerometer, for example built on the basis of a piezo element can also be used to determine the axial slope or the speed In the latter case it is coupled to an integrator can for example be measured by means of a barometric can.

Das Steuersignal betätigt bei einer speziell-en Ausführungsform der Erfindung eine am Flugkörper angebrachte, aerodvnamische Bremseinrichtung, die beispielsweise als relativ kleine, mehr oder weniger weit ausklappbare Klappen ausgebildet sein kann.The control signal operates in a special embodiment of the Invention an attached to the missile, aerodynamic braking device, for example be designed as relatively small, more or less foldable flaps can.

Sofern der Flugkörper ein Raketentriebwerk aufweist, kann zu sätzlich oder statt dessen erfindungsgemäß auch vorgesehen werden, daß das Steuersignal eine am Flugkörper angebrachte gasdynamiscnhe Bremseinrichtung betätigt, bei der es sich um eine bekannte Schubdüse mit teilweiser Strahlablenkung zur Verrinaerung des aketenschubes handelt.If the missile has a rocket engine, it can also or instead of this, the invention also provides that the control signal is a Gas-dynamic braking device attached to the missile operated, in which it is around a well-known thrust nozzle with partial jet deflection to reduce the thrust of the axis acts.

Wenn der ungelenkte Flugkörper ein Raketentriebwerk mit wenigstens zwei Schubphasen, beispielsweise einer Starts und einer Marschphase, aufweist, so kann zum Streuungsausgleich gemäß einem weiteren Vorschlag der Erfindung auch vorgesehen werden, daß das Steuersignal die Zeitdifferenz zwischen dem Ende einer Schubphase und dem Beginn der nächsten Schubehase beeinflußt.If the unguided missile has a rocket engine with at least two overrun phases, for example a start and a march phase, so can also be provided to compensate for scattering according to a further proposal of the invention that the control signal is the time difference between the end of an overrun phase and the beginning of the next push phase.

Das erfindungsgemäße Verfahren läßt sich darüber hinaus auch in vorteilhafter Weise zu einer Veränderung der Reichweite des Flugkörpers bei konstantem Abschußwinkel verwenden, indem derjenige Parameterwert, welcher der jeweiligen Reichweite zugeordnet ist, als ungünstiger Parameterwert vorgegeben wird. Diese Veränderung der Reichweite hat gegenüber der X6nventionellen Methode der Variation des Abschußwinkels den Vorteil, daß sich die'Form der Streuungsellipse mit der Reichweite nicht verändert bzw. der Auftreffwinkel im Ziel immer nahezu der gleiche ist.The method according to the invention can also be used in an advantageous manner Way to change the range of the missile at a constant launch angle use the parameter value that is assigned to the respective range is specified as an unfavorable parameter value. This change in range has the advantage over the conventional method of varying the firing angle, that the'form of the scattering ellipse does not change with the range or the The angle of impact at the target is always almost the same.

Die zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens in einem ungelenkten Flugkörper unterzubringende Anordnung besteht somit beispielsweise aus einem Gerät zur Messung des gewählten Parameters, einem Summierer zur Berechnung des Unterschiedes dieses Parameters gegenüber dem. zugeordneten ungünstigsten Wert, einem Funktionsgeber, der abhängig von der ermittelten Differenz das Steuersignal ermittelt, welches'dann die. gewählte Korrekturgröße festlegt und reguliert, beispielsweise die Einstellung des aerodynamischen Widerstandes mittels kleiner Klappen oder die Festlegung der Zeitdiffernz zwischen der Anzündung des ersten Treibsatzes und der Anzündung des zweiten Treibsatzes eines Raketenflugkörpers mit zwei Schubphasen.The implementation of the method according to the invention in an unguided The arrangement to be accommodated in the missile thus consists, for example, of a device to measure the selected parameter, a totalizer to calculate the difference this parameter compared to the. assigned worst value, a function generator, which determines the control signal as a function of the determined difference, which then the. The selected correction variable determines and regulates, for example the setting the aerodynamic resistance by means of small flaps or the determination of the Time difference between the ignition of the first propellant charge and the ignition of the second propellant charge of a rocket missile with two thrust phases.

Anhand der beiliegenden Zeichnungen wird die Erfindung beispielhaft näher erläutert, wobei als Kenngröße die Reichweite des Flugkörpers angenommen ist. Es zeigen Fig. 1 schematisch ein Ausführungsbeispiel einer. Anordnung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens, Fig. 2 den Zusammenhang zwischen der Brennschlußgeschwindigkeit und der Reichweite, Fig. 3 den Zusammenhang zwischen der Streuung der Brennschlußgeschwindigkeit und der benötigten Erhöhung des Widerstandsbeiwertes und Fig. 4 die Reichweite'in Abhängigkeit von der Anzndverzögerung bei einem Raketenflugkörper mit Schubteilung.The invention is illustrated by way of example with the aid of the accompanying drawings explained in more detail, the range of the missile being assumed as the parameter. 1 shows schematically an exemplary embodiment of a. Arrangement for implementation of the method according to the invention, FIG. 2 shows the relationship between the closing speed and the range, Fig. 3 shows the relationship between the spread of the burn closure speed and the required increase in the drag coefficient and FIG. 4 the range in Dependence on the ignition delay for a rocket missile with thrust division.

Gemäß- der in Fig. 1 gezeigten Anordnung mißt der Beschlzunigungsmesser 1 die Axialbeschleunigung vx(t) des Raketenflugkörpers während der Brennzeit des Treibsatzes. Die Beschleunigung v@(t) wird während der Brennzeit mit dem Integrierer 2 integriert, so daß bei Brennschluß -zur Zeit t = tb am Ausgang des Integrierers 2 eine der Geschwindigkeit bei Brennschluß vx(tb) entsprechende elektrische Spannung vorliegt. Die Brennschlußgeschwinaigkeit stellt hier den gewählten Parameter dar, welcher den vorgegeberen Sollwert der Reichweite beeinflußt. Dieser Sollwert ist dem ungünstigsten Wert der Brennschlußgeschwindigkeit vx(tb)min zugeordnet, der aufgrund statistischer Schießversuche mit der jeweiligen Flugkörperserie ermittelt wurde. Mit dem Summierer 3 wird die Differenzgeschwindigkeit vx(tb) = vx(tb) -ermittelt. Die dieser Differenzgeschwindigkeit entsprechende elektrische Spannung wird von dem Funktionsgeber 4 in eine elektrische Spannung umgewandelt, die dem Wert #cW entspricht. Dieser Wert gibt an, wie der aerodynamische Widerstandsbeiwert Cw während der Freiflugphase der Rakete erhöht werden muß, um die Sollreichweite zu erhalten. Die dem Wert #cw entsprechende Spannung wird von der Steuermechanik 5 in eine Bremsklappenverstellung 1 = f(h 0w> umgesetzt, welche die Erhöhung des Widerstandsbeiwertes um #cw bewirkt.According to the arrangement shown in FIG. 1, the acceleration meter measures 1 is the axial acceleration vx (t) of the missile during the burning time of the Propellant. The acceleration v @ (t) is determined by the integrator during the burning time 2 integrated, so that when there is no fire -at time t = tb at the output of the integrator 2 an electrical voltage corresponding to the speed at the end of the fire vx (tb) is present. The burn-out speed represents the selected parameter here, which influences the specified target value for the range. This setpoint is assigned to the most unfavorable value of the closing speed vx (tb) min, the determined on the basis of statistical shooting tests with the respective missile series became. With the summer 3, the differential speed vx (tb) = vx (tb) is determined. The electrical voltage corresponding to this differential speed is from converted by the function generator 4 into an electrical voltage corresponding to the value #cW is equivalent to. This value indicates how the aerodynamic drag coefficient Cw during the free flight phase of the rocket must be increased in order to obtain the target range. The voltage corresponding to the value #cw is converted by the control mechanism 5 into a brake flap adjustment 1 = f (h 0w> implemented, which increases the drag coefficient by #cw.

Bei dem Integrierer 2, Summierer 3 und Funktionsgeber 4 handelt es sich um elektronische Baueinheiten, wie sie beispielsweise von den Analogrechnern her bekannt sind. Bezüglich ihrer näheren Erläuterung wird auf das Buch von Giloi und Lauber, "Analogrechnen", Springer-Verlag, Berlin/Göttingen/Heidelberg, 1963, verwiesen.The integrator 2, the adder 3 and the function generator 4 are involved are electronic components, such as those used in analog computers are known ago. For a more detailed explanation, see the book by Giloi and Lauber, "Analogue computing", Springer-Verlag, Berlin / Göttingen / Heidelberg, 1963, referenced.

Die. Fig. 2 zeigt qualitativ wie die Reichweite von der Brennschlußgeschwindigkeit beeinflußt wird. Der minimalen Brennschlußgeschwindigkeit vx min ist dabei die Sollreichweite Rsoll zugeordnet, während der größten auftretenden Brennschl.ußgeschwindigkeit Vx max die maximale Reichweite Rmax zugeordnet ist. Die erfindungsgemäße einfache Eigensteuerung gewährleistet nun, caa bei Streuungen der Brennschlußgeschwindigkeit zwischen diesen beiden Grenzwerten gerade eine solche künstliche Erhöhung 9es oder standsbeiwertes erfolgt, daß die Reichweite in Jedem Falle auf den vorgegebenen Wert Rsoll reduziert wird.The. Fig. 2 shows qualitatively how the range of the burn closure speed being affected. The minimum burn-out speed vx min is the target range Rsoll is assigned, during the highest burning closure rate Vx max is assigned the maximum range Rmax. The inventive simple Self-control now ensures that approx between these two limit values just such an artificial increase 9es or stand coefficient takes place that the range in each case on the specified Value Rsoll is reduced.

Die Abhängigkeit der Widerstandserhöhung #cw von der Streuung #vx(tb) der Brennschlußgeschwindigkeit kann für jeden Flugkörper grundsätzlich rechnerisch ermittelt werden. Da diese Streuung im allgemeinen klein gegenüber dem ungünstigsten Wert vx min ist, kann dabei die Funktion f(#vx(tb)) im benötigten Bereich durch eine Gerade#cw = konst.## vx(tb) gemäß Fig. 3 dargestellt werden. Diese Annäherun durch eine lineare Funktion - deren Zulässigkeit natürlich von der im Einzelfall geforderten Genauigkeit des Streuungsausgleichs abhängt - hat den Vorteil, daß der Funktionsgeber 4 gemäß Fig. 1 entfallen kann, wodurcb die Anordnung weiter vereinfacht undverbilligt wird.The dependence of the increase in resistance #cw on the scattering #vx (tb) the flame retardation speed can in principle be calculated for each missile be determined. Since this scatter is generally small compared to the worst Value is vx min, the function f (#vx (tb)) can perform in the required range a straight line # cw = const. ## vx (tb) according to FIG. 3 can be shown. This approach by a linear function - the admissibility of which, of course, depends on the individual case the required accuracy of the scatter compensation - has the advantage that the Function generator 4 according to FIG. 1 can be omitted, which further simplifies the arrangement and is cheaper.

Sofern sich im Einzelfall die vorgenannte Widerstandsänderung als Funktion der Brennschlußgeschwindigkeit selbst, also ac = f( Vx(tb)) mit hinreichender Genauigkeit darstellen läßt, kann auch noch der Summierer 3 gemäß Fig. 1 entfallen, so daß lediglich ein Beschleunigungsmesser 1 und ein Integrierer 2 erforderlich sind, deren Spannungssignal die Steuermechanik 5 entsprechend betätigt, die, wie erwähnt, aus Klappen bestehen kann, die zur Ausführung der kleinen Streuungskorrekturen relativ klein sind.If the aforementioned change in resistance turns out to be Function of the closing speed itself, i.e. ac = f (Vx (tb)) with sufficient Can represent accuracy, the adder 3 according to FIG. 1 can also be omitted, so that only an accelerometer 1 and an integrator 2 are required are whose voltage signal actuates the control mechanism 5 accordingly, which, as mentioned, can consist of flaps, which are used to carry out the small dispersion corrections are relatively small.

Wird die Steuermechanik 5 so ausgelegt, daß auch eine verglcichsweise starke Änderung des aerodynamischen Widerstandsbeiwertes möglich ist, so ist eine Variation der Reichweite des Flugkörpers ohne Änderung des Abschußwinkels der Abschußanlage möglich. Das läßt sich durchführen, weil bei konstantes Abschußwinkel die Reichweite über den aerodynamischen Widerstand gesteuert werden kann. Hierzu wird in der Anordnung gemaß' Fig. 7 vor dem Abschuß der Wert vx(tb)min auf den zu der gewünschten Reichweite fUhrenden Werft, der aus einer Schußtafel zu entnelirnen ist, eingestellt.If the control mechanism 5 is designed so that also a comparcichweise strong change in the aerodynamic drag coefficient is possible, so is a Variation of the range of the missile without changing the launch angle of the launch system possible. This can be done because the range is at a constant launch angle can be controlled via the aerodynamic resistance. This is done in the arrangement According to FIG. 7, before the launch, the value vx (tb) min to the range required for the desired range leading Shipyard, which is to be stripped from a bulletin board, set.

Den Res-t erledigt die Elektronik gemaß Fig. 1, und zwar genauer als die konventionelle Reichweitenmodifikation durch Änderung des Abschußwinkels, weil innere und äußere Streuungsursachen gleich mitkorrigiert werden.The electronics according to FIG. 1 do the rest, more precisely than the conventional range modification by changing the firing angle, because internal and external causes of dispersion are corrected at the same time.

Das erfindungsgemäße Verfahren läßt sich auch für ungelenkte Raketenflugkörper mit zwei oder mehreren Schubphasen verwenden, beispielsweise für einen Flugkörper mit einem Start- und einem Marschtriebwerk oder für Raketenflugkörper mit Schubteilung, sgenannte Doppelimpulsmotoren. Bei dieser Ausführungsform benutzt man als Korrekturgröße für die Reichweite den Anzündzeitpunkt der zweiten Schubphase, um so die Folgen der inneren und äußeren Streuungsursachen aus der ersten Schubphase zu korrrigieren. Dadurch kann die bei Flugkörpern mit nur einer Schubphase erforderliche aerodynamische und/oder gasdynamische Bremseinrichtung entfallen. Selbstverständlich kann diese aber auch zusätzlich vorgesehen werden, sofern beispielsweise auch ein Ausgleich der u.U. durch die zweite Schubphase bedingten Streuungen erwünscht sein sollte. Bei Raketentriebwerken mit mehr als zwei Schubphasen kann je nach den Erfordernissen nur der Anzündzeitpunkt der letzten Schubphase oder auch einer oder mehrerer der vorhergehenden - die erste Phase ausgenommen - entsprechend dem erfindungsgemäßen Verfahren beeinflußt werden.The method according to the invention can also be used for unguided rocket missiles use with two or more thrust phases, for example for a missile with a launch engine and a cruise engine or for rocket missiles with thrust split, so-called double pulse motors. In this embodiment one uses as a correction variable the ignition time of the second overrun phase for the range, so the consequences to correct the internal and external causes of dispersion from the first thrust phase. This allows the aerodynamic required for missiles with only one thrust phase and / or gas-dynamic braking device are omitted. Of course this can but can also be provided in addition, provided, for example, compensation the scatter caused by the second thrust phase should be desirable. For rocket engines with more than two thrust phases, depending on the requirements only the ignition time of the last overrun phase or one or more of the previous - except the first phase - according to the invention Procedures are influenced.

In Fig. 4 ist qualitativ die Abhängigkeit der Reichweite eines ungelenkten Raketenflugkörpers mit zwei Schubphasen von der Anzündverzögerung #ta gezeigt. Unter der Anzündverzögerung versteht man die Zeit zwischen der Anzündung zweier Treibsätze. Bei einer Abweichung von der Anzündverzögerung #tz = n sek., die zu der maximalen Reichweite R = m km führt, sinkt auch die Reichweite.In Fig. 4 is the qualitative dependence of the range of an unguided Rocket missile shown with two thrust phases from the ignition delay #ta. Under The ignition delay is the time between the ignition of two propellant charges. If there is a deviation from the ignition delay #tz = n sec., Which corresponds to the maximum Range R = m km, the range also decreases.

Entsprechend der in Fig. 1 gezeigten Anordnung, bei welcher eine künstliche Erhöhung des Luftwiderstandes zur Verminderung von Streuungen benutzt wird, können die Streuungseinflüsse auch über eine Beeinflußung des flugmechanischen Verhaltens mit Hilfe des Anzündzeitpunktes des zweiten Treibsatzes ausgeglichen werden.According to the arrangement shown in Fig. 1, in which an artificial Increasing the air resistance is used to reduce scattering, can the scattering influences also affect the flight mechanical behavior be compensated with the help of the ignition time of the second propellant charge.

Dazu ist es nur erforderlich, daß der in Fig. 1 gezeigte ru-stionsgeber 4 statt der Widerstandserhöhung #cw die Anzündverzögerung als Funktion der Streuung der Brennschlußgeschwindigkeit, also #t2 = f(#vx(tb)), gespeichert hat. Bei Erreichen der zum Erzielen der vorgegebenen Reichweite erforderlichen Anzündverzögerung braucht dann lediglich das Zündsignal für Cez zweiten Treibsatz gegeben zu werden, so daß die in Fig. 1 gezeigte Steuermechanik 5 entfällt. Im allgemeinen wird man dabei eine Verringerung der /tnzUndverzögerung wählen, da dann der Rai:etenflugkörper steiler und langsamer im Ziel auftrifft, während er bei einer Vergrößerung der Anzündverzögerung flacher und schnel-1er, als bei dem Normalwert #ta = n sek. auftrifft.For this it is only necessary that the ru-stionsgeber shown in Fig. 1 4 instead of the increase in resistance #cw the ignition delay as a function of the spread the closing speed, i.e. # t2 = f (#vx (tb)). Upon reaching the ignition delay required to achieve the specified range then only the ignition signal for Cez second propellant charge to be given, so that the control mechanism 5 shown in FIG. 1 is omitted. In general, you get into it choose a reduction in the / tnzUnderlag, since then the raid missile hits the target steeper and slower, while it hits the target with an increase in the ignition delay flatter and faster than with the normal value #ta = n sec. hits.

Wie bei der aerodynamischen und/oder gasdynamischen Bremsung eines Flugkörpers ist auch hier neben der Streuungsverminderung eine Reichweitensteuerung bei konstantem Abschußwinkel #o durch Veränderung der Anzündverzögerung möglich. Die Kombination beider Effekte - Reichweitensteuerung und Streuungsverminderung -ist hier besonders einfach, weil keine Mechanik zu betätigen ist.As with the aerodynamic and / or gas dynamic braking of a Here, too, the missile is a range control in addition to the reduction in dispersion with a constant firing angle #o possible by changing the ignition delay. The combination of both effects - range control and dispersion reduction -is particularly easy here because no mechanics are to be operated.

Der künstlichen aerodynamischen und/oder gasdynamischen Bremsung entspricht hier die bewußt ungünstig gewählte Anzündverzögerungszeit.The artificial aerodynamic and / or gas-dynamic braking corresponds here the deliberately unfavorable ignition delay time.

Anstelle der bei den vorstehenden Beispielen gewählten Abweichung der Brennschlußgeschwindigkeit von einem vorgegebenen ungünstigsten Wert als die Kenngröße - hier die Reichweite - beeinflussender Parameter können auch beispielsweise Toleranzen der Längs-oder Querneigung des Flugkörpers zu einem bestimmten Zeitpunkt während der Flugzeit, z.B. bei Brennschluß oder beim Verlassen der Abschußvorrichtung, Toleranzen der Beschleunigung während der Antriebsphase, insbesondere bei Brennschluß eines Raketc-nflugkörpers, Toleranzen der Gipfelhöhe oder auch Toleranzon Flugzeit bis zu einem bestimmten Bahnpunkt ermittelt und mit einen vorgegebenen ungünstigsten Wert verglichen werden.Instead of the deviation chosen in the previous examples the closing speed of a predetermined worst-case value than the Parameter - here the range - influencing parameters can also, for example Tolerances of the longitudinal or lateral inclination of the missile at a given point in time during the flight time, e.g. when the fire is closed or when leaving the launcher, Acceleration tolerances during the drive phase, especially when there is no flame of a rocket missile, tolerances of the peak altitude or tolerance of the flight time determined up to a certain point on the path and with a given worst case Value to be compared.

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e:

1 Method for maintaining the target value of a characteristic quantity of the trajectory a missile, in particular a missile, d a d u r c h g e k e n n n z e i c h n e t, Ythat at the time of the launch or at a certain point in time after the launch of the missile, a parameter influencing the parameter on the missile side, the with its most unfavorable value whose setpoint is assigned, measured and at a Deviation from the most unfavorable value is converted into a control signal that is transmitted by a defined change in the aerodynamic and / or flight-mechanical behavior the influence - compensates for this deviation.

2. The method according to claim 1, characterized in that the measured The parameter is compared with its most unfavorable value and the determined difference value, preferably using a function generator, converted into the control signal will.

3. The method according to claim 1 or 2, characterized in that as parameters the longitudinal or transverse slope, the summit height, the speed, the axial acceleration and / or the flight time of the missile up to a certain one Path point is measured.

4. The method of claim 3, wherein the missile is a rocket engine has, characterized in that the speed and / or the axial acceleration is measured when there is no flame.

5. The method according to any one of claims 1 to 4, characterized in that that the control signal is an aerodynamic braking device attached to the missile actuated.

6. The method according to any one of claims 1 to 5, wherein the missile a Has rocket engine, characterized in that the control signal is an am Missile mounted gas dynamic braking device actuated.

7. The method according to any one of claims 1 to 6, wherein the missile. a rocket engine with at least two thrust noses, characterized in that that the control signal the time difference between the end of a push phase and the The beginning of the next push phase is influenced.

8. The method according to any one of claims 1 to 7, characterized by the application for changing the range of the missile at a constant launch angle.

L e r s e i t e