DE2501931A1

DE2501931A1 - Vorrichtung zum regeln der lage von flugkoerpern

Info

Publication number: DE2501931A1
Application number: DE19752501931
Authority: DE
Inventors: Donald G Johansen
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1974-01-25
Filing date: 1975-01-18
Publication date: 1975-07-31
Also published as: FR2259389A1; US3937423A; GB1478792A; JPS50124400A; DE2501931B2; FR2259389B1; JPS5630882B2

Description

Anmelderint Stuttgart, den 16. Januar-"1975

Hughes Aircraft Company P 2965 S/kg

Oentinela Avenue and

Teale Street

Culver City, Calif., V.St.A.

Vorrichtung zum Hegeln der Lage von Flugkörpern

Die Erfindung "bezieht sich auf eine Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen mit einer Anzahl an voneinander entfernten Stellen des Flugkörpers angeordneten Strahldüsen und mit einem innerhalb des Flugkörpers angeordneten Kreisel mit einem Freiheitsgrade Bei den Flugkörpern kann es sich um Raumflugkörper, Flugzeuge, Satelliten, Raketen und andere bewegliche Körper handeln, die eine Lagesteuerung benötigen.

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Allgemein wird die Lage eines Flugkörpers durch Kreiselkräfte in ein oder mehreren Richtungen mit Hilfe eines rotierenden Rades erheblicher Masse und erheblicher Drehzahl in einer bestimmten Richtung gesteuert oder stabilisiert. Die großen Trägheitsmomente, die dabei erzeugt werden, verhindern in erheblichem Ausmaß eine schnelle Lagekorrektur, weil Kräfte oder Drehmomente entwickelt werden müssen, welche diese Trägheitsmomente überwinden. Kardanische Aufhängungen geben die Möglichkeit, bei einer Kreiselstabilisierung mehr als einen Freiheitsgrad der Stabilisierung zu erzielen«, Je mehr Freiheitsgrade mit einer Kreiselstabilisierung angestrebt werden, um so größer wird jedoch deren Kompliziertheit. Damit verbunden ist dann auch eine erhöhte Unzuverlässigkeit des Regelsystems. Es wird jedoch ein zuverlässiges und relativ einfaches System benötigt, weil solche Systeme auch in Orbital-Flugkörpern oder Flugkörpern zur Untersuchung des Milchstraßensystems angewendet werden müssen, die viele Jahre betriebsfähig sein müssen«, Die meisten bekannten Regelsysteme sind entweder von der Schwerkraft der Erde oder anderer Himmelskörper oder von geomagnetischen Feldern, wenn solche existieren, abhängige Wenigstens im Sonnensystem weisen jedoch nur zwei Körper geomagnetische Felder auf und es sind daher die bekannten Regelsysteme für Flugkörper ungeeignet, die einem so weitreichenden Zweck dienen und an die so hohe Anforderungen gestellt werden, wie es bei dem noch zu beschreibenden Flugkörper der Fall ist.

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Die vorstehend angegebenen Kreiselsysteme sind beispielsweise in den US-PSen 3 452 948, 3 582 019, 3 188 639, 3 638 883, 3 741 500, 3 171 612, 3 105 657, 3 424 401, 3 493 194 und-3 567 155 beschrieben.

Ein Regelsystem, das von den in den oben genannten Patentschriften beschriebenen abweicht, ist in der US-PS 3 291 419 offenbart. Dieses Regelsystem besieht sich auf das Magnetfeld der Erde und benutzt Magnetometer als Sensoren· Der offensichtliche Mangel eines solchen Systems besteht, wie bereits angegeben, darin, daß es auf die Anwendung bei Himmelskörpern beschränkt ist, die ein Magnetfeld aufweisen« Bisher sind nur weniger Himmelskörper bekannt, die ein solches Magnetfeld besitzen. Außerdem ist dieses System sowohl mechanisch als auch elektrisch kompliziert und ist daher in hohem Maße unzuverlässige

Ein System, das die Lage von Flugkörpern durch Schub erzeugende Einrichtungen regelt, ist in der US-PS 2 943 822 angegeben_o Dieses System macht außerdem von Kreiseln Gebrauch, die zur Regelung mehrerer Freiheitsgrade benutzt werden, beispielsweise einen Vertikelkreisel und einen Richtungskreisel_o Diese Kreisel sind zusätzlich zu Schubeinheiten vorgesehen, die Gravitationseffekten entgegenwirken. Es handelt sich also um ein Hybrid-System zwischen Kreisel- und Schubsteuerung, das ebenfalls mechanisch und elektrisch sehr kompliziert ist. Es ist daher seinem Wesen nach unzuverlässig und ungeeignet für die beabsichtigten Zwecke,,

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Ein mit einem strömenden Medium arbeitendes Proportinnal-Schubsystem ist aus der US-PS 3 612 442 bekannt. Die Lageregelung wird mit diesem System in dem Plugkörper durch die Anwendung von wirbelverstärkenden Einrichtungen zur Modulation eines kontinuierlichen Gasstromes durch verschiedene Düsen in Abhängigkeit von elektrischen oder mit Druckmedien arbeitenden Steuerungen bewirkt» Ein offensichtlicher Nachteil dieses Systems besteht in dem ständigen Verbrauch von Treibstoff, durch den die Missionsdauer oder auch die Missions-Reichweite sehr begrenzt sind«,

Ein anderes Hybrid-Regelsystem, das von einem Federkörper und Düsen Gebrauch macht, ist in der US-PS 3 511 4-52 beschrieben» Dieses System beruht auf den Drehungen eines Reaktionsrades in einem geeigneten Gehäuse, das durch eine Anzahl von Impulsen angetrieben wird. Außerdem sind Düsen zur Steuerung der Rotationsgeschwindigkc3it des Flugkörpers vorgesehen. Das Reaktionsrad dreht sich entgegengesetzt zum umlaufenden Teil des Flugkörpers und es wird seine Drehzahl konstant gehalten. Die Kombination eines Reaktionsrades und eines umlaufenden Flugkörpers oder Flugkörperteiles zur Steuerung verschiedener Freiheitsgrade führt ebenfalls zu einem komplizierten Regelsystem, das nicht nur unzuverlässig und für Aufgaben langer Dauer ungeeignet ist, sondern auch nicht in der Lage ist, eine intern oder durch äußere Einflüsse erzeugte Nutationsbewegung des Flugkörpers auszugleichen.

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Bei "bekannten Systemen hat das von Schubaggregaten erhältliche kleinste Impulsquantum die Wirkung, einen Grenzzyklus der Nutationsbewegung des Flugkörpers einzuleiten«. Um die durch Nutation bedingte Lage, also Ausrichtung3fehler, in den für Roll- und Gierwinkel zulässigen Grenzen zu halten, ist ein häufiges Feuern der Schubaggregate erforderliche Beispielsweise könnte ein Feuern der Schubaggregate in Abständen von PAO s notwendig sein, um den Ausrichtungsfehler innerhalb zulässiger Totzonen-Toleranzen zu halten. Wenn auch die Treibstoffeinbüße bei solch häufigen Feuern klein ist, ist jedoch die Tatsache, daß das häufige Feuern jeweils vom Kaltzustand aus erfolgt, für die 2juverlässigkeit des Schubaggregates sehr störend, insbesondere, wenn mit dem Einzeltreibstoff Hydrazin arbeitende Schubaggregate verwendet werden.

Eine Anzahl theoretischer Aufsätze befaßt sich mit Bewegungsgleichungen und der Drei-Achsen-Regelung für geostationäre Nachrichtensatelliten» Der wichtigste Aufsatz "Attitude Stabilization of Synchronous Satellites Employing Narrow-Beam Antennas" von Dougherty, Lebsock und Rodden ist in der AIAA-Veröffentlichung Nr₀ 70-4-57, Third Communications Satellite Conference in Los Angeles, Californien, 6_O - 8„ April 1970» beschrieben. Es erscheint von Interesse, eine Beziehung zwischen dem Anmeldungsgegenstand und der rein theoretischen Behandlung der Bewegungsgleichungen in diesem Aufsatz herzustellen. Infolgedessen wurden

.A

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die dort angegebenen Gleichungen in dem folgenden Abschnitt "Theoretische Entwicklung und Bewegungsgleichungen" in dem Maße modifiziert, wie es die Beschreibung der Erfindung erfordert.

Insgesamt ist zum Stand der Technik festzustellen, daß bisher keine Drei-Achsen-Regelsysteme angegeben worden sind, die in der Lage wären, in geostationären Stellungen benutzt zu werden_o

Der Erfindung liegt demgemäß die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen anzugeben, das weitgehend von Schwerefeldern oder geomagnetischen Feldern von Himraelskörpern unabhängig ist und sich durch einen einfachen Aufbau und geringen Energiebedarf auszeichnet, so daß es sehr zuverlässig ist und sich für sehr lang dauernde Aufgabe, einschließlich zur Lageregelung geostationärer Satelliten, eignete

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung dadurch gelöst, daß mit den Strahldüsen eine elektronische Steuerschaltung gekojrpelt ist, welche eine solche periodische Betätigung der Strahldüsen bewirkt, daß sie eine Abweichung der Lage des Flugkörpers von einer vorbestimmten Richtung korrigieren und daß die Rotation des Kreisels von der Lage des Flugkörpers und die elektronische Steuerschaltung von der Rotation des Kreisels unabhängig ist.

O / O

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Bei der Erfindung dient also der Kreisel nur zur Stabilisierung eines Freiheitsgrades, während die Lageregelung bezüglich der anderen Freiheitsgrade durch die elektronische Steuerung von Strahldüsen oder Schubaggregaten erfolgt«, Dadurch wird die Vor-· richtung sehr einfach und zuverlässig. Außerdem kann der Kreisel ein sehr viel geringeres Trägheitsmoment haben als bei Vorrichtungen, die Kreisel zur Stabilisierung des Flugkörpers in bezug auf drei Achsen benutzen. Auch wird durch die Erfindung das Grenzzyklus-Problem ausgeschaltet, das bei in bezug auf drei Achsen stabilisierten Flugkörper auftritt, die von einer fortlaufenden Impuls-Beaufschlagung (momentum bias) Gebrauch machenο

Bei einer Ausführungsform der Erfindung werden die Mangel der bekannten Vorrichtungen durch die Verwendung eines Systems mit variablen Schwellenwerten für den Signalpegel zur Steuerung der Frequenz des Feuerns der Strahldüsen als Funktion der Größe des zu korrigierenden Nutations fehler s vermieden«. Dabei wird eine zeitliche Verzögerung in die Feuerbefehle für die Strahldüsen eingeführt, um den Zeitpunkt des Feuerns so zu legen, daß der Hutationsfehler auf Null gebracht wird. Was tatsächlich erfolgt, ist ein Vermindern des Nutationsfehlers bis auf einen V/ert, bei dem der Fehler so klein ist, daß er in eine Totzone fällt, aber noch im Fangbereich der Impulssteuerung liegt.

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Demgemäß wird durch die Erfindung eine Vorrichtung zur Lageregelung für einen Plugkörper in bezug auf drei Achsen geschaffen, das einen festen Kreisel oder Momentenrad mit einem Freiheitsgrad und versetzte Strahldüsen aufweist. Ein mit dieser Vorrichtung versehener Flugkörper ist für die Verwendung auf synchronen Umlaufbahnen geeignet. Eine stabile Dämpfung " einer Nutation des Flugkörpers in bezug auf die Gierachse wird bei der Korrektur der Abweichung des Strahlwinkels im ersten Quadrant einer Koordinatenebene durch Orbitalkopplung erzielt. Ebenso wird eine stabile Dämpfung der Nutation des Flugkörpers in bezug auf die Rollachse auf die Totzone des Rollwinkels ohne Auftreten eines stationären Grenzzyklus bei der Nutationsfrequenz erreicht«

Bei einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird von einer Steuerschaltung mit einer Signalverzögerung durch Schieberegister Gebrauch gemacht, deren Verzögerungszeit insgesamt drei Viertel einer Nutationsperiode beträgt. In einem Kanal der Steuerschaltung ist eine Einstellung des Schwellenwertes in Abständen der halben Nut at ion sp er i ode vorgesehen, was zu einer stationären Einstellung des Rollwinkels nahe der Nullstellung des Flugkörpers mit minimaler Aktivität der Strahldüsen führt, um Treibstoff zu sparen.

Eine praktische Ausführungsform der Erfindung macht von einer Regeleinrichtung Gebrauch, die ein Signal

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über das Rollverhalten des Flugkörpers benutzt, um Regel-Strahlimpulse zu erzeugen, die den Rollwinkel auf Null "bringen und die Nutation des Flugkörpers infolge des gespeicherten Momentes um die Stanpfachse dämpfen. Das Ausgangssignal eines Erd-Horizontsensors des Flugkörpers wird durch einen Tiefpaß geleitet, um Rauschkomponenten aus dem Signal zu entfernen. Das Ausgangssignal des Filters wird abgetastet, um festzustellen, ob der Fehler größer ist als die Totzone eines Kanals der Steuerschaltung. Wenn der Fehler größer ist als die Totzone, wird ein Schub-Befehlsimpuls durch ein Verzögerungsregister dieses Kanals geleitet. Ein Vorzeichen- oder Polaritätsimpuls wird gleichzeitig einem anderen Kanal der Steuerschaltung zugeführt, der ein anderes Verzögerungsregister enthält· In jedem Schieberegister werden etwa fünfzehn Stufen benutzt, um eine Gesamtverzögerung des Strahl-Befehlsimpulses von drei Vierteln der Nutationsperiode zu erzielen. Diese Verzögerung führt zu einer Einstellung der richtigen Phasenlage des Strahliiapulses in bezug auf die Nutationsperiode des Flugkörpers, die zusammen mit der auf den Rollwinkel zurückzuführenden Präzession zur einer Dämpfung der Nutation führt. Um eine übermäßige Auslösung von Strahlimpulsen bei kleinen Beträgen des Rollwinkels zu vermeiden, werden die Befehlsimpulse, die sich in den ersten zehn Stufen des Registers in dem einen Kanal befinden, rückgekoppelt, um die Totzone zu vergrößern. Durch diese Rückkopplung wird die Abhängigkeit der Impulsfrequenz vom Rollwinkel

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linearisiert und außerdem eine optimale Folge von zwei Strahlimpulsen im Abstand der halben Nutationsperiode erzielt. Hierdurch wird eine stabile Nutationsdämpfung im vollen Bereich der Nutationsamplituden erzielt und der Fehler innerhalb der Totzone gehalten, ohne daß zusätzliche Einrichtungen zur Nutationsdämpfung benötigt würden· Durch das Einsparen zusätzlicher Dämpfungseinrichtungen, die bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung nicht benötigt werden, wird eine Gewichtsersparnis erzielt. Die Strahlaktivität nach dem Fangen in der Totzone wird auf nahezu Null reduziert, weil der stationäre Grenzzyklus eliminiert wird, der normalerweise bei gepulsten Strahldüsen erforderlich ist· Hieraus folgt eine verbesserte Zuverlässigkeit während der Lebensdauer als auch eine Einsparung an Treibmitteln. Wegen der zeitlichen Verzögerung in der Steuerschaltung wird eine starke Filterung des Ausgangs signals des Sensors erzielt, die eine Verminderung der Strahlaktivität infolge des Fehlens von Sensorrauschen zur Folge hat.

Weitere Einzelheiten und Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels. Die der Beschreibung und der Zeichnung zu entnehmenden Merkmale können bei anderen Ausführungsformen der Erfindung einzeln für sich oder zu mehreren in beliebiger Kombination Anwendung finden. Es zeigen

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Fig. 1 eine perspektivische schematische Darstellung eines Flugkörpers zur Veranschaulichung der Einrichtungen zur Lageregelung und der zur Beschreibung der Lage des Flugkörpers dienenden Vektoren,

Fig. 1a ein Diagramm zur Erläuterung der Dämpfung einer Nutation großer Amplitude des Flugkörpers ,

Fig. 1b ein Diagramm zur Erläuterung der Maßnahmen, die zur Vermeidung eines stationären Grenzzyklus bei der Hutationsdämpfung führen,

Fig. 1c ein Diagramm zur Erläuterung der Verminderung des Rollwinkels durch die erfindungsgemäße Vorrichtung in Form einer Analogrechner-Simulation,

Fig. 1d ein Diagramm zur Veranschaulichung der ITutationsdämpfung in Form einer Analogrechner-Simulation,

Fig. 2 das Blockschaltbild der Steuerschaltung einer Vorrichtung nach der Erfindung,

Fig. 2a das Schaltbild eines exklusiven ODER-Gliedes, das die in der Steuerschaltung nach Fig. enthaltene Anordnung eines NICHT- und eines ODER-Gliedes ersetzen kann,

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Fig_o 3 ein Diagramm der Spannungspegel logischer Signale, die in dem einen Kanal der Steuerschal tung nach Fig. 2 vorkommen,

Fig. 4· ein Diagramm der Spannungspegel von logischen Signalen, die in dem anderen Kanal der Steuerschaltung nach Fig. 2 vorkommen, und

■ Fig. 5 ein. Schaltbild verschiedener Bauteile der Steuerschaltung nach Fig., 2»

Theoretische Entwicklung und Bewegungsgleichungen Die im folgenden gebrauchten Symbole und deren Bedeutung sind in der folgenden' Tabelle A angegebene Die Logik eines Teiles des elektronischen Systems wird durch die in Tabelle B angegebene Funktionstabelle erläutert» Anschließend sind die Bewegungsgleichungen angegeben,, In der darauffolgenden theoretischen Behandlung wird auf die in Tabelle A aufgeführten Symbole, die Funktionstabelle und die Bewegungsgleichungen Bezug genommen.. Alle Bewegungsgleichungen sind in bezug auf das in Fig. 1 dargestellte orbitale Bezugssystem geschrieben.

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Tabelle A - Definition der Symbole

B Matrix der Transformation von Inertialin Körperkoordinaten

G Moment des Schweregradienten (kp.m) Kreisel-Drehimpuls (kp.m.s)

H ,H ,H Roll-, Stampf- bzw. G-ierkomponente des Steuerdrehimpulses (kpotios)

I ,1 ,1 Roll-, Stampf- bzw. Gierkoinponente des Trägheitsmoments (kg„m )

L .. Strahlimpulsquantum M ,M Steuermoment um Roll- bzw. Gierachse (kp_om)

XC ZC

M Betrag des aus M und M bestehenden

XC ZC

Steuermoments (kp_em)

P ITutationsperiode des Fahrzeuges (s)

T ,T Äußere Roll- und Giea^-Störmonente (kp.m)

t Zeit (s)

4s-r ' Winkel der Strahlverschiebung

0 Euler-Rollwinkel (rad)

O Euler-Stampfwinkel (rad)

ψ Euler-Gierwinkel (rad)

o)_Q Winkelgeschwindigkeit in der Umlauf bahn (rad/s)

u, ,Wp Eigenfrequenzen (rad/s)

COviW-rjiö,,, Roll-, Stampf- bzw. Gierwinkelgeschwindigkeit des Flugkörpers (rad/s)

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co Nutations frequenz (l/s) X Zeitkonstante des Tiefpasses

N Anzahl der Stufen der Schieberegister 4-6 und 66

N- Nutationsamplitude vor Strahlimpuls No Nutationsamplitude nach Strahlimpuls

ΔΝ. Durch Strahlirnj^uls bedingte Präzession des Flugkörpers

ß> Halbe Breite der Totzone Periode des Grenzzyklus

T Periode der Abtastung durch Einrichtung nach Fig. 2

X Rollvektor, in Flugrichtung des Flugkörpers und senkrecht zum Euler-Rollwinkel 0

X\ Vektor den Strähl-Drehimpulses Y Stampfvektor, senkrecht zum Euler-Stampfwinkel Q Z Giervektor, senkrecht zum Euler-Gierwinkel -ψ-

(°)*(".) erste bzw, zweite Ableitung nach der Zeit in bezug auf Inertialkoordinaten

(°) Ableitung nach der Zeit in bezug auf Körperkoordinaten

(__) Alle unterstrichenen Symbole sind Vektoren

Tabelle B - Funktionstabelle Zonen nach Fig_o 3 und 4-

I II III IV Detektor 42 O O 11 Detektor 62 1 O O 1

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BEWEGTTNGSGL

I	X	ω	X	ζ	+
		ω
I	y	y
		ω
I	Z

^Hy-

(D

H =

χ (H

(2)

T + G ■»

cos θ

Vz ^ωζ^Ηχ " ^ωχ^Ηζ

sin φ sin θ sin φ

cos θ

cos φ cos θ

sin θ χ<^Hy " ^HN⁾

cos θ(I - IJ y *

(3)

cos Φ(Ι_ν cos θ (I -

I,) Ι_χ)

(4)

sin φ sin θ cos φ cos θ

sin φ

sin ψ

cos ψ cos θ sin ψ cos θ cos φ sin Θ •sin φ cos Θ

cos φ

ω.

(5)

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^Mxc ^{+ T}x

^{(a + ω}ο^ΗΝ⁾

^Mzc^ ^Tz ⁼ V ^{+ (c +} .¹W* - ^{(b +}

"mit a = 4ω_ (I - I_) ψ -

φ + ω_οΗ_χ

d - 3_% ² (I_x (6)

H_n » max [Ι_χω_ο, Ι ω (7)

xc (8)

(9)

z max (10)

und ω- . β ω 2 ο (11)

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^Mxc ^{+ T}x

zc

mit und

M = M cos α_τ

(12)

sin. ttj ψ + ω_ο cos Ψ = (T sin α_ + T cos a_)/H„

X υ 2 JN

;·■ (ΐ3)

xc

^M*c - *, (14)

Δφ ■ φ - φ ■(15).

^LLC ^S.

mit M durch kleinstes Strahlungsquantum erteilte Winke Ige s chwindigke i t

(16) 98 31/0237

1 = Länge des Momentenarms des Flugkörpers χ = Funktion von T, tC_T und der zeitlichen Verzögerung t, des Strahlimpulses

H -- Momentbelastung um Pitchachse /

0 = Schwellenwert für kleinste halbe Totzone, auch etwa gleich ΔΝ nach Gl_o(21)

/(17)

- 0„ (1 ₊ ψ:

f β Feuerfrequenz

k = Verstärkungsfaktor, der die Ansprechgeschwindigkeit für anfängliche Rollwinkel unter dem Sättigungswert beeinflußt, f

sat *on ^v '

0 . β der höchsten Feuerfrequenz f i entsprechender Fehler

, Λ

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^J - ι* [τη) -2 (^ J oo_S «τ

^mi <f = V/inkel zwischen ΛΗ und IL, der

gemäß Fig. 1a bei kleiner Signalverzögerung gleich«*· j + ja. + ύ~ ist, wobei

JO/ die variable iotzonen-Verzögerung im Bereich O < μ. Ki 90° ist,

die vor der Steuerschaltung festgelegte Verzögerung>0 ist und

oben angegeben,- im Bereich

<90° liegt, oder der gemäß

1b bei großer Signalver-

zögerung gleich 360 - (<£j + μ, +γ)

ist«,

^rg = Verzögerung durch Sensor 10

"•β = tan WT β Verzögerung durch Filter

Γφ β ——- = Verzögerung durch Schalten der Abtast- ·. einrichtung 30

O TN = Verzögerung durch Schieberegister 46 bzw. 66

^(■22)

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Fig. 1 veranschaulicht die für einen Flugkörper 1 definierten Koordinatenachsen in "bezug auf einen Kreisel 2, der in einer zum Stampfvektor Y" des Flugkörpers senkrechten Ebene rotiert, die auch senkrecht zur Ebene des Euler—Stampfwinkels O ist. Der Winkel 0 definiert den Euler-Bollwinkel der Drehung des Flugkörpers um den Vektor X, der die Flugrichtung des Flugkörpers definiert. Der Winkel -ψ definiert .den Euler-Gierwinkel des Flugkörpers um den Vektor Z, der bei dem gewählten Ausführungsbeispiel auf die Erde weist. Die Vektoren X, X und Z stehen aufeinander senkrecht. Ein Erd-Horizontalsensor 10 ist an den Flugkörper in einer Ebene angeordnet, die zu dem Vektor Z senkrecht steht.

Die gesamten Dremomente können als Summe der vom Körper und Kreisel gelieferten Anteile, einschließlich der Kreisel-Vorbelastung (wheel bias) ausgedrückt werden, wie es Gl. (1) mathematisch angibt. Die Gl. (2) und (3) sind die Euler¹sehen Gleichungen, welche die Momente des Schweregradienten einzeln angeben.

Für kreisförmige Umlaufbahnen, die für Synchronsatelliten von Interesse sind, gibt Gl. (4) das Moment des Schweregradienten mit Euler-¥inkeln 0, ö und ψ an.

Die Änderungsgeschwindigkeit der Euler-Winkel bei einer Körperdrehung ergibt sich aus Gl. (5)·

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- 21 - 250193t

Das Auflösen der Gl. (5) zum Eliminieren der Körpergeschwindigkeit aus Gl. (3) und das Addieren des Hesultats der Gl. (4-) ergibt die gewünschten nichtlinearen Gleichungen der Bewegung des FlugKörpers.

kleine Winkel können die abgeleiteten niclitlinearen Gleichungen auf einen Satz linearer Differentialgleichungen mit konstanten Koeffizienten und den Roll-, Stampf- und Gierwinkeln sowie den drei Komponenten des inkrementalen Drehimpulses des Kreisels, nämlich 0, θ,<γ, II , H und H reduziert wej^den. Die für kleine Winkel linearisierte Form ist in den Gl. (6) dargestellt,

Pur die folgende Behandlung wird angenommen, daß die Rotationsachse des Kreisels mit der Stampfachse zusammenfallen, so daß II = H = O.

Die linearisierte Dynamik der Stampfbewegungen ist von den Roll- und Gierbewegungen entkoppelt und unabhängig ". von dem Kreisel-Drehimpuls ILj. Daher werden bei der folgenden Analyse nur die Gleichungen für die Roll- und Gierbewegungen betrachtet.

Der Kreisel-Drehimpuls ist so gewählt, daß er eine starke Kopplung zwischen der Dynamik der Rollbewegungen und der Dynamik der Gierbewegungen herstellt. Da Gier-Winkel, nicht feststellbar sind, ist es erwünscht, eine starke Kopplung zwischen den Gier- und Rollbewegungen zu schaffen, damit eine indirekte Kontrolle über die

o/.

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-22-. 250193 t

Gierbewegungen möglich ist. Dies erfolgt durch einen großen Wert des Kreisel-Drehimpulses, so daß die Kreiselkopplung Η,τψ der Giergeschwindigkeit mit der Rolldynamik bedeutend ist. Das Ergebnis ist die durch Gl. (7) ausgedrückte Bedingung.

Demgemäß können die gekoppelten Roll-Gier-Gleichungen angenähert in Form der Gl. (8) geschrieben werden.

Der ungefähre Wert des Kreisel-Drehimpulses und die allgemeine Form der Regelung der Roll- und Gier-Drehimpulse kann durch Betrachtung der ungeregelten Roll- und Gier-Gleichungen gewonnen werden, wenn M=M =0 gesetzt wird. Zunächst sei beachtet, daß im stationären Zustand der Gierwinkel, der durch ein konstantes Giermoment bedingt ist, durch Gl. (9) gegeben

Dies stellt eine nicht beobachtbare Integratioiiukonstante für die Gleichung der Eierbewegung dar. Dieser_;Winkel ist unkontrollierbar, kann jedoch durch Einstellen des Kreisel-Drehimpulses auf einen annehmbaren Wert begrenzt werden. Wenn die Glieder M und

M_e„ dazu benutzt werden, die Dynamik der Roll- und ze

Gierbewegungen zu regeln, hat die zusätzliche Kopplung einen zusätzlich stationären Gierwinkel zur Folge, der auf ein konstantes Rollmoment zurückzuführen ist. Es wird später gezeigt, daß der zusätzliche Winkel, der

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auf ein Rollmoment zurückzuführen ist, klein ist, so daß Gl. (1O) zur Bemessung des Kreisel-Dreh— impulses verwendet werden kann.

Es kann gezeigt werden, daß die ungeregelte Dynamik der EoIl- und Gierbewegungen Eigenfrequenzen haben, die in Gl. (11) angegeben sind. Das hochfrequente Glied ⁰Oy. stellt die Nutationsbewegung eines Kreisels dar, während das niederfrequente Glied Wp eine Bewegung mit der Bahngeschwindigkeit charakterisiert, die auf die Drehung des Orbitsystems zum Inertialsystem bedingt ist. Die feste Inertialrichtung scheint mit der Bahn-Winkelgeschwindigkeit in bezug auf das Bahn-Bezugssystem zu rotieren»

Eine ungefähre Beschränkung des Konstrukfcionsspielraumes für &j kann erhalten werden, indem nur die Bewegung mit niedriger Frequenz betrachtet wird, bei der das Rollverhalten nahe Hull gehalten wird, indem die Regeldüsen derart gepulst werden, daß der Rollwinkel auf Null gebracht wird.

Für Bewegungen mit großer Periode können die zweiten

Ableitungen y und 0 als Null betrachtet werden. Daher können Bewegungen großer Periode durch die Gl. (12) ausgedrückt werden.

Obwohl die Lagekorrektur durch eine Folge von Schubimpulsen erfolgt, ist es bei Bewegungen langer Dauer

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zulässig, daß die Regelung als kontinuierlicher Vorgang "betrachtet; wird, der eine kontinuierliche Nullstellung des Rollwinkels zur Folge hat, so daß 0 = 0 = 0 gesetzt werden kann. So resultiert aus der Gl. (12) die Gl. (13), welche die Gierbewegung beschreibt.

Gemäß Gl. (13) ist die Lage des Flugkörpers stabil, wenn 4. -, im ersten oder im dritten Quadranten liegt· V/egen der Äquivalenz der Gl. (13), abgesehen von einer Korrektur der Polarität, braucht nur der Fall betrachtet zu werden, bei dem 0 <<ä/j <T90 .

Die hochfrequente Version der Gl. (8) kann geironnen werden, indem Cj = O und T = T = 0 gesetzt werden. Das Ergebnis sind die Gl. (14·). Diese Gl. (14-) sind die Beschreibung des zu regelnden dynamischen Modells, das hinsichtlich seines Prinzips, seiner Funktion und seines Aufbaus im folgenden erläutert wird_e

Bei Befrachtung der Fig. 1, 1a und 1b und der von dem System.zu erfüllenden Forderungen ist erkennbar, daß ein Einachs—Lageregelsystem ohne gespeicherten Drehimpuls, das nur von Strahldüsen Gebrauch macht, nur in einem Grenzzyklusmodus arbeiten kann. Dies beruht auf der Schwierigkeit, eine zuverlässige Strahltastung unter einem kleinsten Wert des Strahlungsimpulses zu bewirken. Ein stationärer Zustand bei einem solchen Regelsystem, bei dem Störmomente im wesentlichen Null

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sind, erfordert doppelseitige Strahlinpulse innerhalb der !Totzone, Eine typische Grenzzyklus-Periode hierfür ist durch Ql. (16) definiert. Die Beziehung zwischen den Parametern der Gl. (16), die Änderungen der Totzone berücksichtigt, zeigt einen Kompromiß zwischen der Genauigkeit der Ausrichtung und der Lebensdauer der Strahlaktivχüät, der für beide Größen ; günstiger wird, je mehr das kleinste Strahlimpulsquantum reduziert werden kann« Das kleinste Strahlungsimpulsquantum wird andererseits häufig durch die Bemessung des Schubes und des Momentenarmes für eine schnelle Reaktion und Beschränkungen hinsichtlich der geringsten Strahldauer bestimmt. .

Diese Situation wird bei der erfindungsgeiaäßen Vorrichtung durch Vorliegen eines gespeicherten Drehimpulses innerhalb des Flugkörpers durch den Kreisel2 geändert. Beispielsweise wird in einem System, das einen Kreisel-Drehimpuls in liichtüng der Stampf achse aufweist, der Kollwinkel durch eine Anzahl von Schubimpulsen zu Null gemacht, die ein Drehmoment mit einer Komponente um die Kahrachse Z aufweisen und den Gesamtdrehimpuls des Flugkörpers so zum Präzessieren bringen, daß der Rotationsvektor sich in der örtlichen Horizontalebene befindet. Da das Tasten der Strahldüsen eine Nutation des Flugkörpers um den Vektor des Trägheitsmomentes zur Folge hat, ist es erforderlich, daß mittels der Düsen ein Drehmoment um die Rollachse X ausgeübt wird, und daß die Strahlimpulse in bezug auf die iJutationsperiode die richtige Phasenlage hat, ura eine Dämpfung der Nutation zu erzielen.

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Die erfiiidungsgemäße Vorrichtung arbeitet mit einem Kreisel-Drehimpuls und Strahldüsen und bewirkt eine Regelung, durch die der Rollwinkel des Flugkörpers auf Null gebracht wird. Die Kegelvorrichtung hat ein stationäres Verhalten, das keinen örenzzyklus aufweist. Daher wird durch die Erfindung eine starke Verminderung der Aktivität der Strahldüsen während der Missionszeit und gleichzeitig eine bedeutende .Verbesserung der Zuverlässigkeit erzielt.

Das Gesamtsystem liefert Momentimpulse, die das Ausgangssignal des Rollsensors auf Null bringen, durch die Anwendung von Strahldüsen zur Lagekorrektur. Ein restlicher Gierfehler wird anschließend durch die Kopplung an die Flugbahn zu Null gebracht. Ein stabiles N-ullen des Gierwinkels erfordert, daß der Winkel der-Strahlverschiebung <S_Vj sich im ersten Quadranten, nämlich zwischen O und 90°, befindet..

Der verwendete Sensor liefert ein Ausgangssignal, das zunächst gefiltert wird, um hochfrequente Rauschkomponenten zu entfernen und eine Strahldüsen-Aktivität zu verhindern, wenn sich der tatsächliche Rollwinkel innerhalb der Totzone 2/i befindet. Da die gesamte Phasenverzögerung durch die Regelvorrichtung hoch ist, ist es möglich, Filter mit großer Zeitkonstante zu verwenden und dadurch den Rauschpegel bedeutend zu reduzieren. Zeitkonstanten des Filters in der Größenordnung von 10/0 der Nutationsperiode sind realisierbar., Wenp. "

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beispielsweise die Nutationsperiode 2^0 s beträgt;, könnte die Zeitkonstante des Filters 25 s betragen. Typische Rauschzahlen eines Sensors haben eine Zeitkonstante von 1 s als Basis, so daß der mittlere Rauschpegel um den Faktor 5 reduziert werden kann,

Das gefilterte Fehlersignal wird anschließend durch ein Totzonen-Element geleitet, das bestimmt, ob positive oder negative Strahlimpulse benötigt werden. Der Fehler wird periodisch ermittelt oder abgetastet* Die Abtast— Periode ist um wenigstens eine Größenordnung kleiner ■ als die Nutationsperiode. Dies ist erforderlich, um die Unsicherheit des Zeitpunktes der Überschreitung der Totzone zu reduzieren, die einen zufälligen Phasenfehler beim Tasten der Strahldüsen hervorruft. Beispielsweise ist bei einer Abtastperiode, die ein 20tel der Nutationsperiode beträgt, ein maximaler Fehler der Impulsphasenlage von 18° möglich. Dieser Fehler kann jedoch durch eine Einstellung der Schleifenphase auf ein Voreilen um 9 ausgeglichen werden, so daß die Unsicherheit gleichmäßig um den ermittelten Punkt verteilt wird.

Der Schwellenwert für die Totzone wird nach dem Verlauf der abgetasteten Werte während der vorhergehenden halben Nutationsperiode eingestellt. Danach wird die Totzone durch entweder positive oder negative Strahlimpulse verbreitert. Negative Strahlimpulse werden durch das Regelsystem elektronisch umgekehrt, so daß sie der

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Abtastvorrichtung als positive Impulse erscheinen. Bei kleinen Fehlern werden Strahlirapulse erzeugt, die um halbe Nutationsperioden voneinander getrennt sind, Solch eine Trennung hat die kleinste restliche Mutation zur Folge. Bei groiien Fehlern hat die Einstellung der Totzone eine erhöhte ötrahltastfrequenz zur Folge und führt daher zu einem schnelleren Ansprechen« Die maximale Tastfrequenz ist gleich der Abtastfrequenz und beträgt demnach zwanzig Impulse pro Hutationsperiode·

Die abgetastete Information besteht aus zwei binären Bits ο Das Schwellenbit zeigt an, ob die Totzonen-Schv/elle , ob positiv oder negativ, überschritten worden ist«, Das Zeichenbit zeigt das Vorzeichen des Fehlersignales an. Diese Bits sind Eingangssignale für zwei Schieberegister, die dazu dienen, das Tasten der Strahldüsen so zu verzögern, daß die richtige Phasenlage zwischen der Mutationsperiode und dem Strahl-Regelimpuls erzielt wird. Die ersten zehn Bits des Schieberegisters für das Schwellenbit stellen die Totzone ein, um die optimale Arbeitsfrequenz abzuleiten, wie es vorstehend behandelt worden ist.

Die Vorzeichen- und Schwellenbits werden am Ausgang der Schieberegister kombiniert, um die richtige, positive oder negative Strahldüse während einer festen Impulsdauer zu tasten, wenn das ochwellenbit den Spannungspegel einer logischen Λ hat. Die Strahlmomentachse ist durch

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den Vektor X¹ definiert und allgemein so gelegen, daß sowohl ein Roll- als auch ein Gieruoiaent erzeugt wird. Der Verschiebewinkel ^j bezeichnet den Winkel zwischen der Rollachse und der Strahlmonentach.se. Obwohl die wirksamste Regelung des Rollverhaltens bei dvj ^s 90° (reines Giermoment) erzielt wird, erfordert die Regelung des Gierverhaltens über die Orbitalkopplung einen reduzierten Verschiebewinkel,der gewähnlich kleiner als 30 ist»

Die Totzonenschwelle wird gewöhnlich aln Kompromiß:. zwischen einer Verminderung des Richtungsfehlers und einer Vergrößerung des Strahlimpulsquanturns gewählt. Der ßrenzzyklus des stationären Zustandes kann dadurch vermieden werden, daß den durch Gl. (17) gegebenen Kriterien genügt wird„Erhaltene Übergangsdatim zeigen an, daß Λ *» 1 ist.

Für Rollwinkel, die größer sind als die Totzone, ändert sich die Feuerfrequenz f gemäß Gl. (18) bis zu deren Maximalwert. Daher beeinflußt der Verstärkungsfaktor k die Ansprechgeschwindigkeit für anfängliche Rollwinkel,' die unterhalb des Sättigungswertes 0 _D. liegen, der durch Gl. (19) definiert ist. Für den Verstärkungsfaktor k kann der Wert Λ gewählt werden. Es scheint nicht wünschenswert, k wesentlich kleiner als 1 zu machen, beispielsweise 0,1, weil hierdurch ein unerwünschtes mehrfaches Feuern infolge von Sensorrauschen bedingt sein könnte, wenn der Rollwinkel nahe der Totzone ist.

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Zxir Vereinfachung der Analyse wird für die Wahl der Zeitkonstante f des Filters die durch Gl. (20) gegebene Beschränkung vorgeschrieben. Dies ermöglicht eine näherungsweise Behandlung des Filters als reine Phasenverzögerung bei der Nutationsfrequenz &) . Zur Bestimmung einer realistischen oberen Grenze für T war eine Simulation durch Analogrechner erforderlich.

Betrachtungen über die Nutationsdämpfung werden angewandt, um die Gesamtverzögerung zwischen dem Abtasten des Fehlers und dem Auslösen der Strahlimpulse zu bestimmen. Die Notwendigkeit für eine genaue zeitliche Steuerung der Strahlimpulse in bezug auf die Nutationsperiode wird anhand der Fig. 1a und 1b verständlich, welche die Projektion des Vektors des Gesamtdrehimpulses des Flugkörpers und der Stampf achse auf die Himmel 3kugel zeigen. Diese Größen sind durch die Punkte M., M„ und Q bezeichnet. Vor dem Feuern einer Strahldüse führt der Flugkörper eine liutationsbewegung um den im Inertialsystem festen Drehimpuls-Vektor UL aus« Das Feuern der Strahldüse hat ein Präzessieren des Drehimpuls-Vektors

nach Mp und eine neue liutationsamplitude zur Folge. Eine Strahldämpfung erfolgt, wenn die Ifutationsanqplitude durch Strahlimpulse vermindert wird. Die vorher und nachher vorhandenen Nutationswerte sind durch den Gosinussatz für das Dreieck IvLQMp verknüpft, \7±e es Gl. (21) angibt. In Gl. (21) ist ΛΝ die durch den Strahlimpuls bedingte Präzession und dT der spitze Winkel /φ/LMp. Diese Gleichung definiert einen Bereich brauchbarer Feuerwinkel, die Np IL ergeben. Bei großen

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Amplituden (N->>iP) gilt für diesen Bereich |<j'! <90° Wenn die Mutationsamplitude abnimmt, nimmt auch der Bereich für "brauchbare Werte des Winkels 4 ab. Bei wird der brauchbare Bereich für den Feuer

winkel <f zu Null, so daß eine Strahldäiapfung unterhalb dieses Viertes nicht mehr möglich ist. Bei Ii- = ΔΜ wird in einem realistischeren Bereich von \£\ <60° eine positive Dämpfung erzielt. Es ist vorauszusehen, daß 0 ^* A^ eine vernünftige erste Annäherung für eine Beziehung zwischen dem Schubquantum und der Rollv/inkel-y Totzone ist. Der Innenwinkel £ bezieht sich auf die Phasenlage des Strahlimpulses zur Nutationsperiode* Die Nutationsphase Mull wird durch die maximale Gierlage definiert. Wie aus Fig. la ersichtlich, hat der Winkel £ drei Komponenten, nämlich den Winkel der StrahlverSchiebung oder Verschiebewinkel <£-x» die auf die endliche Totzone zurückzuführende Phasenverzögerung und die durch die Steuerschaltung bedingte Verzögerung " Die Verzögerung ηρ ist fest, während die Verzögerung^ mit der Nutations amplitude variiert«, Bei kleinen Nutations amplituden nähert sich ,& dem Viert von 90°, so daß mit positiven ^ und γ ein unerwünschter stationärer Grenzzyklus entsteht. Ein positives <£ wird für eine statische Stabilität benötigt, während ein positives-y infolge der Notwendigkeit vorhanden ist, eine Verzögerung zum Filtern des Auij gangs signals des Eollsensors vorzusehen.

Fig, 1b veranschaulicht die Vorteile der Ötrahlregelung der Lage des Flugkörpers niich Fig. 1. Die Verwendung

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einer großen Signalverzögerung ermöglicht sowohl die Anwendung einer verzögernden Filterung und die nominelle Bestimmung der Phasenlage der Strahlimpulse für maximale Dämpfung» Auf diese Weise wird ein stationärer Grenzzyklus durch ein System vermieden, das Rauschsignale in hohem Maße abweist. Bei gegebenem düj kann ein Winkel-p gewählt werden, der die Summe der SignalVerzögerungen vom Sensoreingang bis zu den Strahldüsen umfaßt. Die Phasenverzögerungen werden durch die Gl_β (22) ausgedrückt, die sich auf die in Fig. 2 dargestellte Steuerschaltung beziehen.

Die Wahl der Verzögerung γ ist ein Kompromiß zur Erzielung einer guten Dämpfung bei großen und kleinen Nutationsamplituden. Aus Fig. 1b ist ersichtlich, daß _yU/ von Hull bei großen Wutationsamplituden bis 90° ,bei kleinen Amplituden variiert, die der Totzone vergleichbar sind. Maximale Dämpfung wird für die Grerizfälle bei <{= 360° erreicht. Hieraus folgt bei großen Amplituden der Optimalwert für γ = 360° - <iU und für den Fall kleiner Amplituden der Optimalwert-γ« = 270° - dL-. Für eine erste Konstruktion wird für γ der Mittelwert dieser Grenzwerte gewählt, nämlichy- = 315 -<£j· Dieser Wert führt zu einer Phasenvoreilung von 4-5° gegenüber dem Optimum bei großer Nutation und infolgedessen zu einer Verminderung der Dämpfung um den Faktor 1/^2^ Ein gleicher Verlust an Dämpfung findet bei kleinen Amplituden infolge einer gegenüber dem Optimalwert nacheilenden Phase statt. Die Stabilitätsgrenzen bezüglich der Phasenlage sind bei kleinen Amplituden

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wegen des verminderten Dampfungsbereich.es von £ kleiner. Infolgedessen könnte bei einer besser optimierten Ausführung der Fall der kleinen Amplituden stärker berücksichtigt werden.

Pig. 1c zeigt die Regelung der Lage des Flugkörpers bezüglich des Rollwinkels und Figo 1d die-Nutations-. dämpfung. Das Übergangsverhalten des Flugkörpers und die Regeleigenschaften lassen die folgenden Parameter erkennen, die durch eine Simulation durch Analogrechner ermittelt wurden:

Winkel der Strahlverschiebung	0 ¹On	30°
Totzone des Rollwinkels	An »	- 0.03°
Durch Strahlimpuls bedingter Präzessionswinkel	P =	0.015°
Nutationsperiode	τ =	240 s
Abtastzeit		12 s
Stufen der Schieberegister 46 und 66	k =	15
Verstärkung der Rückkopplungs- schleife	1.Ό

Zeitkonstante des Sensors
Zeitkonstante des Filters

./c

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Fig„ 1c zeigt das Verhalten der Vorrichtung beim Reduzieren eines anfänglichen Rollwinkels von 0,5°« Der Fehler wird in den Bereich der Totzone mit vernachlässigbarer stationärer Nutation zurückgeführt. Fig. 1d zeigt, wie eine zu Beginn vorhandene Nutation durch die Strahldüsen bis auf eine stationäre Nutation gedämpft wird, die sich innerhalb der Totzone befindet. Bei dem dargestellten Fall rui't eine stationäre Störung periodische Korrekturen durch Strahlimpulse hervor, wenn der Rollwinkel die Totzone überschreitet. In beiden Fällen tritt ein zusätzlicher Gierwinkel auf. Dieser Gierwinkel wird durch eine Orbitalkopplung infolge der Winke!verschiebung der Strahldüsen erzielt.

Beschreibung einer Ausführungsform der Erfindung Bei der in den Fig. 1, 2, 2a, 3 und 4- dargestellten Vorrichtung ist ein Infrarot-Sensor 10 derart auf dem Flugkörper 1 angeordnet, daß sein Blickfeld längs der Gierachse Z auf die Erde gerichtet ist, um eine Abtastbewegung über den Horizont der Erde auszuführen und den Sekans "der Sehne des Winkels zu vergleichen, der von der Achse Z mit einer Bezugssehne auf der Erde gebildet wird, deren Uinkel zwischen 35 und 55° liegt und normalerweise 45° beträgt. Der Erd-Horizontsensor 10 ist senkrecht zur Achse Z_ gerichtet und mißt den Fehler des Rollwinkels 0, der durch Gl. (15) definiert ist. Hierin ist &0 die Winkelanderung der Rollage gegenüber der Bezugssehne. Die Winkeländerung ist negativ, wenn der Winkelfehler oberhalb der Bezugssehne liegt, und

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negativ, wenn der Winkelfehler unterhalb der Bezugssehne liegt. 0 ist der für den Plugkörper gewünschte Rollwinkel und 0 der tatsächliche Rollwinkel in bezug auf die Bezugssehne. Solche Sensoren sind bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen behandelt zu werden. ,

Im Flugkörper 1 ist ein Momentenrad oder Kreisel 2 vorhanden, der in Winkelrichtung θ rotiert, die senkrecht zum Vektor Y der Stampfachse steht. Außerdem sind zwei Strahldüsen 80 und 90 vorhanden. Es ist möglich, mehrere Kreisel zu benutzen, um die gleiche Funktion zu erfüllen, die von dem einen Kreisel erfüllt wird, In diesem Fall hat jeder der Kreisel einen Freiheitsgrad und es rotieren die Kreisel in der gleichen Ebene.

Über ein Kabel 11 ist mit dem Ausgang des Horizontsensors 10 ein'Tiefpaß 20 verbunden, das auf das Ausgangssignal des Horizontsensors 10 anspricht. Die höchste Frequenz, die der Tiefpaß 20 überträgt, beträgt etwa 0,033 Hz, damit das ITutzsignal von Rauschkomponenten in dem vom Horizontsensor 10 gelieferten Signal unterschieden werden kann, die gewöhnlich bei höheren Frequenzen als 0,033 Hz liegen. Mit dem Ausgang des Filters 20 ist ein Detektor 42 zum Feststellen der Polarität des Ausgangssignals des Tiefpasses 20 verbunden. Positive oder negative Ausgangssignale des Tiefpasses 20 werden auch einem Umsetzer 61 zugeführt, der aus den positiven oder negatifen Spannungen Signale

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"bildet, die für die absoluten Werte der Eingangssignal charakteristisch sind, so daß diese absoluten Werte von einem Detektor 62 festgestellt werden können.

Die Ausgangssignale der Detektoren 42 und 62 werden · ⁱ je einem normalerweise offenen Schalter 32 bzw. 34 zugeführt. Die Schalter sind Teil einer Abtasteinrichtung 30» die eine Abtast-Taktsteuerung 31 umfaßt, die mit einer Abtastperiode arbeitet, die etwa 1/20tel der Nutationsperiode des Flugkörpers beträgt, und die alle 15 Sekunden das Schließen der Schalter 32 und 34- für eine vorbestimmte Zeitdauer bewirkt» Die Abtasteinrichtung 30 liefert automatisch die erforderliche Taktfrequenz, um die Forderungen dieses Systems zu erfüllen, und liefert Impulse mit der erforderlichen Frequenz als Eingangssignale Begrenzern 44 und 64. Die Abtast-Taktsteuerung 31, die periodisch die Schalter 32 und 34 betätigt, liefert gleichzeitig die erforderliche iVbtastrate zum Ein- und Ausschalten dieser Schalter während der Abtastperiode. Abtasteinrichtungen, wie die hier verwendete Einrichtung 30, sind iii der Technik bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen behandelt zu werden. Es sei jedoch an dieser Stelle festgestellt, daß es die Wirkung des periodischen üffnens und Schließens der Schalter und 34 für feste, vorbestimmte Zeitabschnitte ist, durch das Impulse als Eingangssignale für die Begrenzer 44 und 64 gebildet werden, weil die Ausgangssignale des Horizontsensors 10 und des Tiefpasses ihrem Wesen nach nicht impulsförmig sind.

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Die Begrenzer 44 und 64 sind in der Lage, den Spannungspegel ihrer Ausgangssignale automatiscn auf entweder O V oder 5 V einzustellen, auch wenn die Spannung der Eingangssignale der Begrenzer 5 V überschreitete Die Spannungspegel O V und 5 V entsprechen den binären Werten "O" und "1¹O Von nun an.-wird auf diese binären. Werte Bezug genommen, um die Ausgangs-" signale der Detektoren zu bezeichnen, und es sind diese Werte in der Funktionstabelle B angegebene In Figo 3 sind aμf der Abszisse die dem Detektor zugeführten Spannung und auf der Ordinate die Ausgangsspannung am Detektor 42 in Form der logischen Werte O und 1 dargestellt. Dem Umsetzer 61 werden sowohl positive als auch negative Spannungen zugeführt. Die entsprechenden Ausgangsspannungen in Form logischer Werte 0 und 1 sind in Fig. 4 dargestellt. Es sei bemerkt, daß der Teil der Zonen II und III, in denen der Detektor 62 ein Ausgangssignal mit Null Pegel liefert,· als Totzone bezeichnet wird. Diese Totzone wird in Abhängigkeit von HoIl-Korrektursignalen erweitert, wie es oben beschrieben wurde» .

Der Detektor 42 liefert ein Ausgangssignal mit dem Pegel der logischen 1 in den Zonen III und IV, wie es Fig. 3 zeigt, wenn ihm ein Signal vom Filter 20 zugeführt wird. Wenn das Ausgangssignal des Filters negativ ist, ist das Ausgangssignal in den Zonen I und II auf dem logischen Pegel einer binären 0_o Die Ausgangssignale des Detektors 42 liegen während der

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Abtastperioden vor, wenn die Abtasteinrichtung 30 das Schließen der Schalter 32 und 34· bewirkt, und liefert Impulse an die Begrenzer 44· und 4-6, die zu den anderen Zeiten, wenn die Abtasteinrichtung 30 inaktiv ist, also wenn die Schalter 32 und 34- offen sind, fehlenο

Der Detektor 62 liefert Ausgangssignale mit dem

jl

binären logischen Pegel 1 in den Zonen I und IV, wie es Fig. 4· zeigt, wenn ihm Signale vom Umsetzer zugeführt v/erden· Wenn der Rollfehler negativ ist, wird in der Zone I ein Signal mit dem Pegel der logischen 1 vorliegen. Ist der Rollwinkel positiv, erscheint eine binäre logische 1 in der Zone XV. Wenn ein kleines Signal vom Filter 20 empfangen wird, ist in den Zonen II und III ein binäres Signal mit dem logischen Pegel 0 vorhanden, wie es Fig. 4- zeigt.

Wenn positive oder negative Schwellenwerte mit Hilfe des Detektors 62 und den vom Umsetzer 61 zugeführten Eingangssignalen festgestellt v/erden, wird das Ausgangssignal des Detektors 62 dem Schalter 34- der Abtasteinrichtung 30 zugeführt.

Eine Zusammenfassung der Binärlogik für die Ausgangssignale der Detektoren 4-2 und 62 und damit auch für die Ausgangs signale der Begrenzer 44· und 64- ist der oben aufgeführten Funktionstabelle B zu entnehmen.

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Die Ausgangssignale der Begrenzer 44 und 64 werden Schieberegistern 46 und 66 zugeführt. Diese Schieberegister führen in das System die erforderliche Signalverzögerung ein und bewirken eine Zwischenspeicherung der binären Informationen, die ihnen als Eingangssignale zugeführt werden« Die Schieberegister arbeiten mit aerieller Eingabe und paralleler Ausgabe, wie es in der Technik häufig üblich ist und nicht näher beschrieben zu werden braucht. Die Schieberegister um-· fassen Je 15 Stufen, so daß die Ausgangs signale der jeweils letzten Stufen 46„15 und 66«15 um eine Zeit verzögert sind, die drei Viertel der llutationsperiode gleich ist.

Die Signalverschiebung in den Schieberegistern 46 und 66 erfolgt von Stufe zu Stufe bei den Abtastzeiten der Abtasteinrichtung 30«. Zu diesem Zweck ist über eine Leitung 35 eine Verbindung zwischen den Schieberegistern 46 und 66 und der Abtast-Taktsteuerung hergestellt. Die Verschiebung erfolgt unmittelbar vor dem Zeitpunkt, zu dem von den Schaltern 32 und 34 Signalwerte übertragen werden, wodurch das Verschieben der Information in den Registern und das Eingeben neuer Information möglich ist*

Wenn also in der Zone IV eine logische 1 vorliegt, ist am Schalter 32 in Impulsform eine Information vorhanden, die anzeigt, daß die positive Strahldüse ausgelöst werden soll*· Diese Information wird über den

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Begrenzer 44 und das Schieberegister 46 übertragen land liegt auf der Leitung 47 als Eingangssignal für ein IttlD-Glied 72 einer Logik 70 vor. Das TJITD-Glied benötigt eine zweite Information, die bei Vorliegen einer logischen i am Schalter 34 geliefert wird. Der Impuls, der dieses logische Signal repräsentiert, wird durch den Begrenzer 64 und das Schieberegister dem anderen Eingang des UND-Gliedes 72 zugeführt, um die positive Strahldüse 80 zu aktivieren. Gleichzeitig wird jedoch vom Ausgang des Schieberegisters 66 auf der Leitung 67 eine logische Λ einem UITD-Glied 74-zugeführt. Es sei daran erinnert, daß das Ausgangssignal des Schieberegisters 46 in den Zonen III und IV infolge der Wirkung des Detektors 42 eine binäre 1 liefert und dieses Signal über den Begrenzer 44 und das Schieberegister 46 auf die Leitung 47 gegeben wird. Von dieser Leitung wird es einem NICIM-Glied zugeführt, dessen Aus gangs signal dem UITD-Glied 74-zugeführt wird. Wenn also am Ausgang des Schieberegisters 46 eine binäre 1 vorliegt, ist am anderen Eingang des IttiD-uiiedes 74 eine binäre 0 vorhanden. Dadurch' wird die Übertragung eines Signales über das UND—Glied 74 und der Betrieb der negativen Strahldüse 90 verhindert. Die bisher beschriebene Operation verhindert das Zuführen von Schwellensignalen zu einer der Strahldüsen, wie beispielsweise der Strahldüse 90, weil bei Fehlen einer solchen Sperrung eine unerwünschte gleichzeitige Aktion beider Strahldüsen ohne resultierende Korrektur erfolgen würde. Es sei auch erwähnt,

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daß das NICHT-Glied 73 und das UND-Glied 74 durch ein exklusives ODER-Glied 74·' ers.etzt werden könnte, das in der Funktionstabelle B die gleichen ^esuitate liefern würde. Es ist erwünscht, die Sperrfunktion mit nur einem Schieberegister 66 zu verwirklichen, jedoch wenigstens zehn Impulse auszunutzen, die der halben Nutationsperiode des Flugkörpers entsprechen. Daher werden von den ersten zehn Speicherelementen 66*1 bis 66.10 des Schieberegisters 66 Ausgangssignale abgezweigt und als Eingangssignale einem Addierer 68 zugeführt, der die von den Speicherelementen 66.1 bis 66.10 gelieferten Impulse summiert. Diese Impulse werden mit gleichem Gewicht behandelt, um die Summier- und Rechenoperationen möglichst einfach zu halten.

Wenn von den Speicherelementen 66„1 bis 66.10 des Schieberegisters dem Addierer 68 wenigstens ein impuls, zugeführt wird, bildet der Addierer die aufsummierten Werte der Ausgangssignale der Stufen 66_O1 bis 66.10, die am besten als stufenförmige Spannung bezeichnet werden können, dem Eingang einer Schwelleneinsteilschaltung 69 zu. Das Ausgangssignal der Schwelleneinsteilschaltung 69 ist eine dem Detektor 62 zugeführte Einstellspannung. Diese Einstellspannung entspricht der Winkelöffnung, die der Breite der 2onen II und III nach Fig. 4- proportional ist. V/enn bei- : spielsweise das stufenförmige Signal nur eine Stufe umfaßt, dann wird die Breite der Zonen II und III

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verdoppelt, wenn das Signal zwei Stufen aufweist, wird die Breite der Zonen verdreifacht usw.« Schwelleneinstellschaltungen sind in der Technik "bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen beschrieben zu werden.

Der Zweck einer Verbreiterung der Zonen II und III besteht darin, eine Auslösung der Strahldüsen bei kleinen Winkelabweichungen Δ 0 und damit eine Überkorrektur zu verhindern, die haptsächlich auf die durch das Schieberegister 66, aber auch das Schieberegister 46 bedingte Verzögerung zurückzuführen ist, v/eil beide Register benötigt werden, um Ausgangssignale für die Aktivierung der UND-Glieder 72 und 74- und damit für die Aktivierung jeweils einer der beiden Strahldüsen 80 oder 90 zu erhalten. Die Rückkopplung von Impulsen über den Addierer 68 und die Schwelleneinstellschal tung 69 verhindert, daß weitere Impulse am Schalter 34- erscheinen und schützt damit vor einer Überkorrektur der Lage des Flugkörpers.

Wie oben erwähnt, erscheint in den Zonen II und III als Eingangssignal für die Schalter 34 eine binäre O₀ In diesem Fall wird auch eine binäre 0 dem UND-Glied zugeführt und die Strahldüse 80 an einer Operation gehindert« Ebenso wird auch dem UITD-GIied 74- eine binäre 0 zugeführt, so daß auch * lie Strahldüse 90 gegen eine Aktivierung gesperrt ist. Weiterhin sind keine Ausgangssignale an den Stufen 66.1 bis 66„10

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des Schieberegisters vorhanden, so daß keine Signale den Addierer 68 und die SchwelleneinstellselialtuiQg durchlaufen. Unter diesen Umständen ist es nickt nötig, dem Detektor 62 ein Signal zur Einstellung des Schwellenwertes zuzuführen. Es ist offensichtlich, daß »bei diesem Betriebszustand die Strahldüsen 80 imd 90 in Ruhe sind.

Wenn eines der UND-Glieder 72 und 74 zwei Eingangssignale in Form einer binären Ί erhalten, liefert es ein Ausgangs signal in Form einer binären i. Dieses Ausgangssignal liegt bei der beschriebenen ¥orriclitung für eine Dauer von etwa 50 ^ms vor, was der Verzögerungs zeit durch die Register 44 oder 66 entspricht, so daß die Strahldüsen 80 oder 90» gemäß der vorstehend beschriebenen Logik, für eine Dauer von 50 ms aktiviert werden, um eine Präzession oder Korrektur des ¥ektors "H-des Drehimpulses des Flugkörpers in einer solchen Richtung zu bewirken, daß der Rollwinkel zu Hull gemacht wird. Der Winkel 4-nist der Winkel zwischen den Achsen X und X¹, von denen X¹ die Achse des Drehmomentes ist, das von einer der Strahldüsen.80 oder ausgeübt wird. Es ist zu beachten, daß der Vektor des Drehmomentes auch eine Gierkouponente aufweist und daß aufgetretene Gierwinkel dank der Funktion der Strahldüsen bei der Korrektur des Rollwinkels ebenfalls auf Hull gebracht werden, wie es vorstehend beschrieben wurde.

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Durch die vorstehend beschriebene Aktivierung der
Strahldüsen 80 und 90 wird eine Uutationsbewegung
um den Drehimpulsvektor des Flugkörpers erzeugte
Eine solche Hutationsbewegung ist störend, ivenn sie in !Flugrichtung des Flugkörpers weist« Daher ist es erwünscht, solche ITutationsbewegungen zu dämpfen. Der erste Impuls, der am Schalter 34- erscheint, erzeugt letztlich eine llutationsbewegung durch Feuern der
Strahldüse 80 oder 90.

Um diese selbst eingeleitete Ifutationsbewegung zu
dämpfen wird ein zweiter Impuls am Schalter 34-s der nach einer Zeit von der Größe einer halben Hutationsperiode dem ersten Impuls folgt, durch das Schieberegister 66 geleitet« Das System spricht auch auf
diesen zweiten Impuls an, so daß dieser zweite Impuls, wenn er durch den Addierer 68 und die Schwelleneinstellschal tung 69 in den Detektor 62 geleitet wird, eine Verbreiterung der in Fig. 4 gezeigten Zonen II und III bewirkt. Die Verbreiterung dieser Zonen verhindert, daß weitere Impulse den Detektor 62 erregen, so daß keine weiteren Impulse das Schieberegister durchlaufen. Dieser zweite Impuls durchläuft ebenfalls das Begister 66, um den XIIB-Gliedem ξ?2 und 74 eine logische i zuzuführen, die zusammen mit Ausgangsimpulsen des Schieberegisters 46 in der vorstehend beschriebenen Weise eine Aktivierung einer der Strahldüsen 60 oder bewirkt. Es wurde experimentell und auch analytisch gefunden, daß die einzige Bedingung für das Dämpfen

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von Nutationsbewegungen, die auf den ersten Korrekturimpuls zurückzufuhren sind, darin besteht, einen weiteren Impuls zu liefern, der gegenüber dem ersten Impuls um die Dauer einer halben Nutationsperiode verzögert ist# Der zweite Impuls wird automatisch geliefert, weil der Horizontsensor 10 auf den Nutationsfehler anspricht_β

Es ist offensichtlich, daß der erste Impuls für eine Korrektur benötigt wird, wenn der Detektor 62 außerhalb der Zonen II und III arbeitet«, Da es bekannt ist, daß ein zweiter Impuls benötigt wird, der dem ersten Impuls im Abstand einer halben ITutatxonsperxode folgt, um die Nutation zu dämpfen, wird ein solcher Impuls unmittelbar nach dem Feststellen des Rollfehlers geliefert, der durch die Nutationsbewegung des Flugkörpers erzeugt wird«

Eine Nutation, die auf andere Ursachen als den .ersten Korrektur impuls zurückzuführen ist, kann ebenfalls- bei diesem System gedämpft werden. Auch diese Nutation hat einen größeren Rollwinkel zur Folge, der bev-irkt, daß ein Roll-Fehlersignal den Tiefpaß 20 passiert und über die Zonen I und IV der Fig. 3 und 4- schwingt, weil dieses Signal eine entsprechend große Amplitude hat. ■ Infolgedessen lxegen Ausgangssignale der Detektoren 4-2 und 62 an den Schaltern 32 und 34 vor, so daß logische Signale den beiden Schieberegistern, den UND- und NICHT-Gliedern zugeführt und Signale zur

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periodischen und abwechselnden Aktivierung der Strahldüsen 80 und 90 im Abstand der halben Nutationsperxode zugeführt werden, um solange eine Dämpfung der Nutationsbewegung zu bewirken, bis die von außen eingeleitete. Nutationsbewegung abgeklungen ist. Die zeitliche Verzögerung um drei Viertel der ITutationsperiode, die von den Schieberegistern 46 und 66 für Signale in den Stufen 46o15 und 66_O15 bewirkt wird, dient dazu, die richtige Phasenlage der Aktivierung der Strahldüsen in bezug auf die Nutationsperiode und die Nullrichtung für den Iloll-Bezugswinkel einzustellen.

Es sei erwähnt, daß jede Aktivierung einer Strahldüse in einer Verminderung des Rollwinkels resultiert, die etwa durch die halbe Breite der Zonen II und III ausgedrückt werden kann.

In Fig. 5 ist als Blockschaltbild der Aufbau einiger Teile der Schaltungsanordnung nach Fig. 2 mehr im einzelnen dargestellt. Die Bauteile sind in Fig. 5 mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie in Fig. 2, so daß ihre Identifizierung und ein Vergleich leicht möglich ist. Da solche Bauteile wie die Detektoren 42 und 62, der Umsetzer 61 und die Begrenzer 44 und 64 auf den Seiten 185 bis 189 des Buches von Johnson: "Analog Computer Techniques", 2.Auflage, 1965, McGraw Hill Book Company, New York, veröffentlicht sind, ist es nicht erforderlich; Einzelheiten dieser in Fig. 2 schematisch als Blöcke dargestellten Bauelemente an dieser Stelle zu behandeln,.

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Claims

Patentansprüche

orrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen mit einer Anzahl an voneinander entfernten Stellen des Flugkörpers angeordneten Strahldüsen und mit einem innerhalb des Flugkörpers angeordneten Kreisel Bit einem Freiheitsgrad, dadurch gekennzeichnet, daß mit den Strahldüsen (80, 90) eine elektronische Steuerschaltung (20, A-O, 60, 70) gekoppelt ist, welche eine solche periodische Betätigung der Strahldüsen (80, 90) bewirkt, daß sie eine Abweichung der Lage des Flugkörpers (1) von einer vorbestimmten Richtung korrigieren und daß die Rotation des Kreisels (2) von der Lage des Flugkörpers (1) und die elektronische Steuerschaltung (20, A-O, 60, 70) von der Rotation des Kreisels (2) unabhängig ist.

2. "Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Strahldüsen (80, 90) und die Steuerschaltung (20, A-O, 60, 70) eine Dämpfung der ITutationsbewegung und eine Korrektur des Rollwinkels des Flugkörpers bewirken.

3« "Vorrichtung nach Anspxmch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerschaltung (20, 40, 60, 70) einen Tiefpaß (20), eine die Polarität des Ausgangssignals des Tiefpasses (20) feststellende erste

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Schaltungsanordnung (40) und eine die Amplitude des Aus gang s signal s des Tiefpasses (20) in "bezug auf einen Schwellenwert feststellende zweite Schaltungsanordnung (60) umfaßte

4. Vorrichtung nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet, daß an die Ausgänge der beiden Schaitungsanordnungen (40, 60) eine Logik (70) angeschlossen ist, die in Abhängigkeit von den AusgangsSignalen der "beiden Schaltungsanordnungen (40, 60) die Strahldüsen (80, 90) aktiviert.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Logik (70) ein UND-Glied (72) und ein exklusives ODER-Glied (74¹) umfaßt und die Ausgangssignale dieser Verknüpfungsglieder Je einer entsprechenden Strahldüse (80 bzw« 90) zugeführt v/erden.

6. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Logik (70) zwei UND-Glieder (72, 74) und ein UICHT-Glied (73), das mit einem Eingang eines der UND-Glieder (74) verbunden ist, umfaßt und die Ausgangssignale der beiden ÜHD-Glieder (72, 74) je einer entsprechenden Strahldüse (80 bzw. 90) zugeführt werden.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 3 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß mit dem Eingang des Tiefpasses (20) ein Horizontsensor (10) verbunden ist, der den Hollwinkel des Flugkörpers in bezug auf eine vorgegebene Sichtung feststellt.

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8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 3 his 7, dadurch gekennzeichnet, daß mit der Steuerschaltung eine Abtasteinrichtung (30) gekoppelt ist, die ein periodisches Hindurchleiten der Signale durch die beiden Schaltungsanordnungen (⁷I-O, 60) der Steuerschaltung mit einer vorbestimmten Abtastfrequenz bewirkt.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Schaltungsanordnung (40) einen mit dem· Tiefpaß (20) verbundenen ersten Detektor (4-2), einen von der Abtasteinrichtung (30) mit dem ersten Detektor (42) verbundenen ersten Begrenzer (44·) und ein mit dem ersten Begrenzer (4-4) und der Abtasteinrichtung verbundenes erstes Schieberegister (46) umfaßt,

10. Vorrichtung nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Schaltungsanordnung (60) einen mit dem Tiefpaß (20) verbundenen Umsetzer (61), der ein für den absoluten Wert der Ausgangsspannung des Tiefpasses (20) charakteristisches Ausgangssignal liefert, einen mit dem Ausgang des Umsetzers (61) verbundenen zweiten Detektor (62), einen von der Abtasteinrichtung (30) mit dem zweiten Detektor (62) periodisch verbundenen zweiten Begrenzer (64) und ein mit dem zweiten Begrenzer (64) und der Abtasteinrichtung (30) verbundenes zweites Schieberegister (66) umfaßt.

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β Vorrichtung nach Anspruch 9 und/oder 10, dadurch gekennzeichnet, daß das erate und/oder zweite Schieberegister (46; 66) fünfzehn Speicherelemente (46o1 Ms 46.15» 66.1 bis 66.15) umfaßt und das Ausgangssignal des ersten bzw. zweiten Schieberegisters von dem bei aufeinanderfolgender Aktivierung als fünfzehntes Glied aktivierten Speicherelement (4-6.15; 66.15) abgeleitet wird_o

12. Vorrichtung nach den Ansprüchen 10 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß mit den bei aufeinanderfolgender Aktivierung als erstes bis zehntes Glied aktivierten Speicherelementen (66.1 bis 66.10) des zweiten Schieberegisters ein Addierer (68) verbunden und zwischen dessen Ausgang und den Eingang des zv/eiten lietektors (62) eine Schwelleneinstellschaltung (69) geschaltet ist.

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