DE2539457C2 - Verfahren und Steuersystem zum Eliminieren der Nutation eines Raumflugkörpers - Google Patents
Verfahren und Steuersystem zum Eliminieren der Nutation eines RaumflugkörpersInfo
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Description
τ =
Inn
τ =
2πη
20
eingeschaltet wird, wobei η eine ganze Zahl von ωΠ
die Nutationsfrequenz ist.
2. Steuersystem für einen Raumflugkörper vom Doppeldralltyp mit einer Drallachse, einer von
einem Drallglied entdrallten Plattform und einer charakteristischen Nutationsfrequenz, das zum Eliminieren
einer Nutation verwendet wird, die durch eine nicht durch den Schwerpunkt des Flugkörpers
gehende Schubkraft verursacht wird, mit einem im Flugkörper vorgesehenen Empfänger, der dem
Flugkörper übermittelte Signale empfängt und in Abhängigkeit davon ein Ausgangssigna! erzeugt,
sowie einem auf der Plattform angebrachten Triebwerk, das von dern Ausgangssignal des
Empfängers gesteuert wird, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal d^s Empfängers (13,14,
15, 16) das Triebwerk (12, 17, 18) während einer Betriebsperiode
einschaltet, wobei η eine ganze Zahl und a>„ die
Nutationsfrequenz ist (Fig. 1).
3. Steuersystem für einen Raumflugkörper vom Doppeldralltyp mit einer Drallachse, einer von
einem Drallglied entdrallten Plattform und einer charakteristischen Nutationsfrequenz, zum Eliminieren
einer Nutation, die durch eine nicht durch den Schwerpunkt des Flugkörpers gehende Schubkraft
verursacht wird, mit einer im Flugkörper vorgesehenen Detektoranordnung, die eine Abweichung von
einer gewünschten Fluglage des Flugkörpers feststellt und in Abhängigkeit davon ein Ausgangssignal
erzeugt, sowie einem auf der Plattform angebrachten Triebwerk, das von dem Detektorausgangssignal
gesteuert wird und auf den Flugkörper die Schubkraft ausübt, dadurch gekennzeichnet, daß mit
der Detektoranordnung (19) eine logische Schaltung (15) verbunden ist, die in Abhängigkeit von der
Fluglage-Abweichung ein logisches Steuerausgangssignal erzeugt, welches das Triebwerk für eine
Betriebsperiode
2 η η
65 Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie auf Steuersysteme
nach den Oberbegriffen der Ansprüche 2 und 3.
Wenn ein drallstabilisierter oder Doppeldvall-Raumflugkörper
zur Steuerung seiner Fluglage, Flugbahn oder Geschwindigkeit durch Schubkräfte seiner hierfür
vorgesehenen Triebwerke beaufschlagt wird, tritt das Problem einer als Nutation bezeichneten unerwünschten
Kegelbewegung des Flugkörpers auf. Die Nutation wird durch ein Drehmoment auf Grund einer Schubkraft
erzeugt, die längs einer nicht durch den Schwerpunkt des Flugkörpers verlaufenden Achse
fehlgerichtet ist. Dieses Drehmoment hat etae Komponente unter einem rechten Winkel zu dem Gesamt-Drehimpuls
oder Drallvektor des Flugkörpers.
Es sind bereits viele Systeme bekannt, die der unerwünschten Nutation entgegenwirken sollen. So gibt
es Steuereinrichtungen für die Fluglage und/oder Flugbahn mit einer Kombination passiver Elemente, die
so angeordnet sind, daß die Nutationsenergie verbraucht wird. Aus der US-PS 3 695 554 ist es
beispielsweise be; einem Doppeldrall-Raumflugkörper mit einer entdrallten (drallfrei stabilisierten) Plattform
bekannt, Nutation durch Änderung des Drehmoments eines Schwungrades in Abhängigkeit von einem
Nutationsmeßsignal in einem geschlossenen Regelkreis zu beseitigen bzw. zu vermeiden, wobei durch eine
entsprechende Masseverteilung des Flugkörpers bewirkte Kreuzprodukte der Trägheitsmomentvektoren
ausgenutzt werden sollen. Andere bekannte Einrichtungen zur Steuerung der Fluglage oder Flugbahn wirken
der Nutation des Flugkörpers durch äußere Kräfte spezieller Schubdüsen des Flugkörpers entgegen, die
ebenfalls durch elektrische SigcJe von die Nutation erfassenden Fühlern betätigt werden. Alle diese
bekannten Steuereinrichtungen sind unerwünscht aufwendig.
Aus der DE-AS 21 28 687 ist es an sich bekannt, an einem drallstabilisierten Flugkörper ein Triebwerk zum
Erzeugen von Schubkräften so anzuordnen, daß es bei seinem Betrieb auf den Flugkörper keinerlei Kippmomente
ausübt, die eine Einleitung von Präzessions- oder Nutationsbewegungen verursachen könnten. Zu diesem
Zweck sollen die Schubkräfte eine senkrecht zur Drallachse stehende Ebene unter einem Winkel kleiner
als 90° schneiden. Wenn hierbei die Betriebszeit einer nur axiale Schubkräfte erzeugenden Düse so gewählt
wird, daß sie einer ganzen Anzahl von Drallperioden gleich ist, wird die Nutation am Ende des Schubintervalls
auf ein Minimum reduziert.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die durch nicht durch den Schwerpunkt des Raumfahrzeugs
gehende Schubkräfte zum Ändern der Fluglage, Umlaufbahn oder Geschwindigkeit verursachte Nutation
zu eliminieren, ohne daß dafür ein unerwünscht hoher Steueraufwand erforderlich ist.
Diese Aufgabe wird durch die kennzeichnenden Merkmale der Patentansprüche gelöst.
Durch die Erfindung wird ohne besonderen Steueraufwand eine bleibende Nutation vermieden, die sich
andernfalls infolge der erwähnten Schubkräfte ergeben würde. Eine Beschränkung auf Schubkräfte, die auf den
Schwerpunkt gerichtet sind, ist nicht erforderlich.
An Hand der Zeichnung wird die Erfindung näher erläutert. Es zeigt
F i g. I eine schematische Darstellung eines entdrallten
Flugkörpers mit einem Nutationssteuersystem gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung; und
F i g. 2 eine graphische Darstellung der Bahn, über die sich_ein Quer-Drallvektor hx-y(t) und der Drallvektor
H des Flugkörpers im Koordinatensystem des Flugkörpers während der Zeit eines Zyklus der
Flugkörpernutation bewegen können.
Bei einem auf einer Umlaufbahn befindlichen Flugkörper sind oft Änderungen der Fluglage, der
Orientierung oder der Geschwindigkeit erforderlich, damit er einen bestimmten Auftrag erfüllen kann. Es
kann sich dabei um einen mit seinem gesamten Körper rotierenden Flugkörper, einen Flugkörper vom Doppeldralltyp
oder um einen »entdrallten« (drallfrei stabilisierten) Flugkörper handeln, der im letzteren Fall ein
rotierendes Impulsrad (Schwungrad) enthält, welches von einem anderen Teil des Flugkörpers entdrallt ist.
Beide Typen bewirken in an sich bekannter Weise eine Kreiselstabilisierung oder gyroskopische r.!eifheic. Rotierende,
Doppeldrall- und entdrallte Flugkörper haben einen Gesamtdrallvektor H, der vorzugsweise längs
einer der Hauptlrägheitsachsen (X, Y oder Z) des Flugkörpers ausgerichtet ist Der Drallvektor eines
entdrallten Flugkörpers ist proportional zu der Winkelgeschwindigkeit des rotierenden Impulsrades und bei
fehlender Nutation längs der Hauptachse gerichtet, um die sjch das Impulsrad dreht. Wenn der Gesamtdrallvektor
H längs der Z-Achse gerichtet ist, liegen die X- und die V-Achse in einer Ebene quer zur Z-Achse. Die
X- Y- Ebene wird als Querebene bezeichnet.
Wenn eine Änderung der Fluglage, Orientierung oder Geschwindigkeit des Flugkörpers gewünscht wird,
werden an dem Flugkörper montierte Schubtriebwerke während einer vorbestimmten Zeit gezündet und damit
die jeweils erforderlichen Kräfte bzw. das resultierende Drehmoment erzeugt. Die Fluglage kann auch auf
Grund eir;s Drehmoments gesteuert werden, das auf den Flugkörper von einem Reaktionsrad ausgeübt wird,
dessen Drehachse quer zu dem Hauptimpulsrad liegt. Wenn die Schubachse, d. h. die Achse, längs der die
Schubkraft oder die das Drehmoment erzeugende Kraft gerichtet ist, nicht durch den Schwerpunkt des
Flugkörpers verläuft, hat das resultierende Drehmoment
Tdes Flugkörpers eine Komponente senkrecht zu dem Gesamtdrallvektor des Flugkörpers, so daß sich
eine unerwünscht Nutation oder Taumelbewegung des Flugkörpers mit ein^r Frequenz ωη ergibt. Die
Nutationsfrequenz ωπ ist gegeben durch:
_// pad 1
7^<T" L sec J
(D
wobei H der Gesarntdrall des Flugkörpers, Ix das
Trägheitsmoment des Flugkörpers um die X-Achse, die eine Hauptträgheitsachse in der Quersbene ist, und Iy
das Trägheitsmoment des Flugkörpers um die K-Achse ist, die eine Hauptträgheitsachse senkrecht zu der
X-Achse ist und ebenfalls in der Querebene liegt.
Vor der Nutation ist der Drallvektor Pf eines
rotierenden oder eines entdrallten Flugkörpers vorzugsweise längs einer Hauptträgheitsachse, beispielsweise
der Z-Ach;;c des Flugkörpers ausgerichtet. Wenn der Flugkörper einem eine Nutation bewirkender
Drehmoment ausgest'/t wird, ist der Drallvektor H
nicht mehr mit der Z-Achse ausgerichtet, sondern hat eine Richtung, die sich mit der Zeit in dem X, Y,
Z-Koordinatensystem je nach dem Drehmomentv?ktor und der Schubdauer ändert Bei einem Flugkörper, der
einerNutation unterworfen ist, hat der Gesamtdrallvektor 77 Drallkomponenten in einer Ebene quer zu der
Drallachse. Minderen Worten bewegt die Spitze des
Drallvektors H eines Flugkörpers, der einer Nutation unterworfen ist, sich von einem Ausgangspunkt entlang
einem vorhersagbaren, geschlossenen Weg in dem X, Y, Z-Koordinatensystem des Flugkörpers. Gleichzeitig
bewegt sich die Spitze der Drallachse des Flugkörpers, d. h. der Z-Achse (oder die Spitze des Vektors ω2 der
Flugkörperwinkelgeschwindigkeit), in einem kleinen Kreis um den Drallvektor //und kommt am Ende einer
vorgegebenen Nutationsperiode zu dem Ausgangspunkt zurück. Die Nutationsperiode v, während der der
Winkelgeschwindigkeitsvektor ωζ die geschlossene
Bahn durchläuft und an den gleichen Punkt seines Umlaufzyklus zurückkehrt, ist gegeben durch
τ =
wobei hindurch die Gleichung (1)bestimmt ist. Wenn das
Stördrehmoment an dem Ende der Periode r oder einem ganzzahligen Vielfachen davon beendet wird,
wird die Restnutation des Flugkörpers auf ein Minimum herabgesetzt. Da die Periode τ bekannt ist, wird im
folgenden eine Steuervorrichtung beschrieben, die eine Schubdüse oder eine ein Drehmoment erzeugende
Einrichtung einschaltet, welche während einer einzigen Nutationsperiode oder einem ganzzahligen Vielfachen
davon arbeitet, um die Nutation des Flugkörpers zu eliminieren.
In Fi g. 1 ist ein entdrallter Flugkörper 10 mit einem
Impulsrad ti gezeigt, das sich im Gegenuhrzeigersinn um eine Hauptachse ('Z-Achse) des Flugkörpers mit
einer Winkelgeschwindigkeit ωι dreht. Der Bitrieb des
Flugkörpers 10 wird noch beschrieben. Fig. 2 ist eine grafische Darstellung des Drallvektors H, wenn der
Flugkörper 10 einem eine Nutation bewirkenden Drehmoment Tx ausgesetzt ist. Die Z-Achse des
Flugkörpers ist die Drallachse, um die das Impulsrad 11
rotiert. Wenn_äußere Stördrehmomente_fchlen, ist der
Drallvektor H im wesentlichen gleich hz, d. <i. mit der
Z-Achse ausgerichtet. Der Betrag des Drallvektors Y,
vor der Nutation ist durch folgende Gleichung gegeben:
hz =
wobei ω/die Winkelgeschwindigkeit des Impulsrades 11
und Was Trägheitsmoment des Impulsrades 11 ist. Esist^
zu beachten, daß die Größe des Gesamtdrallvektors H im wesentlichen gleich der Größe des Drallvektors TTZ
ist, wenn die Quer-Drallkomponenten des Drallvektors 77 eine verhältnismäßig kleine Größe hr.ben.
Wenn eine Kraft F von einer Schubdüse 12 auf den
Flugkörper 10 ausgeübt wird, bewirkt sie ein Stördrehmoment Γ, (das als Komponente des Gesamt-Drehrromentvekjtors
F α 77 entlang der X-Achse definiert ist,
wobei F der Positionsvektor der Kraft F und d der Positionsvektor senkrecht zu dem Abstand von_dem
Schwerpunkt 0 des Flugkörpers zu rie.n Vektor F ist)
um die Λ-Achse des Flugkörpers oder eine Achse quer
zu der Drall- oder Z-Achse. Das Drehmoment Tx bewirkt einen sicm mit dir Zeit ändernden Drall in der
X-V-Ebene des Flugkörpers, wie er in Fig. 2 als Quer-Dnillvektor 7Fr_, ftjdargestellt ist, der eine mit der
Zeit veränderliche Komponente entlang der X-Achse,
d. h. die Komponente Ujt), und eine mit der Zeit veränderliche Komponente entlang der K-Achse, d. h.
die Komponente WJOhai. Der Quer-Drallvektor h,-Jt)
ist gleich der Vektorsumme von Ujt) + hjt). Größe und ί
Richtung des Gesamtdrallvektors H ist gleich der Vektorsumme von
Ujt) + Ujt) + I1(I).
Die Größe der sich mit der Zeit ändernden Drallkomponente
hjt) entlang der X-Achse ist durch die folgende Gleichung bestimmt:
hit)
sin«,/
wobei Γ, die Größe des um die X-Achse wirkenden Drehmomentes, rdie Zeit (in Sekunden) gerechnet von
dem Zeitpunkt, an dem das Drehmoment 7', anfanglich
erzeugt wird, und o>P die Nutationsfrequenz des
Flugkörpers ist. die durch die Gleichung (1) definiert ist. Die Größe der sich mit der Zeit ändernden Drallkomponente
Ujt) entlang der K-Achse ist durch folgende
Gleichung gegeben:
kit) -
T1
(1 -
(5)
wobei /, das Trägheitsmoment des Flugkörpers um die
V Achse und /, das Trägheitsmoment des Flugkörpers um die X-Achse ist.
In einem entdrallten Flugkörper bewegt sich die
Spit/c des Quer-Drallvektors h,-Jt) auf einer elliptischen
Bahn als Funktion der Zeit in der X- K-Querebene. wenn das Trägheitsmoment /, und die X-Achse nicht
gleich dem Drehmoment /, um die K-Achse ist. Aus den Gleichungen (4) und (5) ergibt sich, daß die Spitze des
Quer Drallvektors h,. Jt) sich als Funktion der Zeit in
einer kreisförmigen Bahn in der X-K-Querebene bewegt, wenn das Trägheitsmoment /, um die X-Achse
gleich dem Trägheitsmoment /> um die K-Achse ist.
Die Ellipse Din F i g. 2 ist die elliptische Bahn, die die
Bewegung des Quer-Drallvektors Ji1-Jt) in der Zeit in
Abhängigkeit von Periode und Größe des angelegten Drehmoments 7", beschreibt. Aus dieser Ellipse Dergibt
sich, daß durch Wahl der Zeitdauer, während der die Kraft feder das resultierende Drehmoment T, angelegt
wird gleich r die Größe des Quer-Drallvektors Έ,-Jt)
auf ein Minimum herabgesetzt werden kann, da dessen Größe am Anfangspunkt O (F i g. 2) minimal ist.
Die Nutation des Flugkörpers, d. h. dessen auf einer
Kegelfläche erfolgenden Bewegung wird oft durch den Halbkegelwinkel θ ausgedrückt, der gegeben ist durch:
(6)
55
wobei h,-y{t) der oben definierte Quer-Drall und hz
durch die Gleichung (3) definiert ist. Wie aus F i g. 2 zu ersehen ist, sind die Größe des Quer-Drallvektors
Kr-Jt) und der Halbkegelwinkel θ am Punkt 0 ein
Minimum.
Im folgenden wird auf F i g. 1 Bezug genommen. Ein
Befehlssignal zum Einschalten der Schubdüse 12, die hierbei Brennstoff wie beispielsweise Druckgas aus
einem Tank 17 während der durch die Gleichung (2) definierten bekannten Periode r erhält, wird von einer
Bodenstation (nicht gezeigt) über eine Antenne 13 an einen Befehlssignal- oder Fernmeßempfänger 14 übertragen.
Das Befehlssignal von der Bodenstation kann in Abhängigkeit von einem Signal erzeugt werden, das von
einem geeigneten Fluglagenfühler 19 kommt, der auf dem Flugkörper 10 montiert ist. Das von der
Bodenstation übertragene Signal kann ein kodiertes Signal mit einer vorbestimmten Amplitude sein, die die
Betriebszeit der Schubdüse bestimmt. Alternativ kann die Schubdüse 12 wahrend einer Zeitperiode in Betrieb
sein, die durch die Impulsbreite des von der Rodenstation
übertragenen Signals bestimmt wird. Der I-'ernmeßempfänger
14 kann ein an sich bekannter Empfänger sein, der das von der Bodenstation empfangene Signal
verarbeitet und das verarbeitete Bodenstationssignal an eine logische Schaltung 15 überträgt. Die Trägheitsmomente
/, und /, des Flugkörpers und die Größe lies Drallvektors entlang der /f-Achse (die durch die
Gleichung (3) bestimmt ist) sind als Information in einer Speicherbank in der Schaltung 15 gespeichert. Die
Schaltung 15 ist in an sich bekannter Weise so ausgeführt, daß sie die Gleichung (I) rechnet und ein
logisches Ausgangssignal in Abhängigkeit von dem Ausgangssignal des Fernmeßempfängers 14 erzeugt.
Das logische Ausgangssignal der Schaltung 15 wird an die elektronische Zündschaltung 16 übertragen, die
einen Zeitgeber (nicht gezeigt) aufweist und so angeordnet is' daß sie auf das Ausgangssignal der
Schaltung 15 anspricht und die Schubdüse 12 während einer Periode reinschaltet oder zündet, wobei r durch
die Gleichung (2) bestimmt ist. Die Schubdüse 12 wird durch die elektronische Zündschaltung 16 am Ende der
Periode automatisch abgeschaltet und damit unwirksam gemacht. Es ist zu beachten, daß die Zündschaltung 16
eine an sich bekannte, auf ein Signal ansprechende Drossel 18 aufweisen kann, um die Größe der
Schubkraft der Schubdüse 12 zu steuern. Bei einem Manöver des Flugkörpers, durch das eine gewünschte
Fluglagen- oder Flugbahneinstellung durchgeführt werden soll, kann daher eine drosselgesteuerte Rakete oder
Schubdüse verwendet werden, die während wenigstens einer Nutationsperiode in Betrieb ist. Alle Steuersignale,
die die Zünddauer der Schubdüse und die Größe der Schubkraft bestimmen, können auch durch logische
Schaltungen in der Bodenstation festgelegt oder erzeugt werden.
In einem anderen Ausführungsbeispiel kann die Schaltung 15 in an sich bekannter Weise so ausgeführt
sein, daß sie die Betriebsperiode r der Schubdüse in
Abhängigkeit von einem Signal eines Fluglagenfühlers 19 berechnet. Bei diesem Ausführungsbeispiel kann man
daher von einem Regelkreis sprechen.
Zusammenfassend kann gesagt werden, daß eine Steuervorrichtung angegeben wird, um die Nutation
eines Flugkörpers auf Grund des Betriebes einer an dem Flugkörper vorgesehenen Schubdüse auf ein Minimum
herabzusetzen. Die Schubdüse wird nur während einer Periode betätigt, die gleich dem Produkt einer ganzen
Zahl mal der Nutationsperiode 7^Zan ist Obwohl eine
Nutationssteuervorrichtung für einen entdrallten Flugkörper beschrieben wurde, ist sie im Prinzip auch bei
rotierenden oder DoppeldraH-Fhigkörpern anwendbar.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (1)
1. Verfahren zum Eliminieren der Nutation eines Raumflugkörpers vom Doppeldralltyp, der durch
eine die Nutation verursachende, nicht durch seinen Schwerpunkt gehende Schubkraft zum Ändern
seiner Fluglage, Umlaufbahn oder Geschwindigkeit beaufschlagt wird und eine Drallachse, eine von
einem Drallglied entdrallte Plattform und eine charakteristische Nutationsperiode hat, wobei von
einer Sensoreinrichtung am Flugkörper erzeugte Signale das Ein- und Ausschalten eines am
Flugkörper angebrachten Triebwerks steuern, d a durch gekennzeichnet, daß das Triebwerk
für eine Betriebsdauer
einschaltet, wobei π eine ganze Zahl und ωη die
Nutationsfrequenz ist.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2539457A DE2539457C2 (de) | 1975-09-04 | 1975-09-04 | Verfahren und Steuersystem zum Eliminieren der Nutation eines Raumflugkörpers |
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---|---|---|---|
DE2539457A DE2539457C2 (de) | 1975-09-04 | 1975-09-04 | Verfahren und Steuersystem zum Eliminieren der Nutation eines Raumflugkörpers |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2539457A1 DE2539457A1 (de) | 1977-03-10 |
DE2539457C2 true DE2539457C2 (de) | 1982-07-01 |
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ID=5955637
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2539457A Expired DE2539457C2 (de) | 1975-09-04 | 1975-09-04 | Verfahren und Steuersystem zum Eliminieren der Nutation eines Raumflugkörpers |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE2539457C2 (de) |
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CN108548684B (zh) * | 2018-04-25 | 2024-05-03 | 河北工业大学 | 一种机械脉冲式空间碎片主动消旋实验系统 |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2128687C3 (de) * | 1970-07-06 | 1974-11-14 | Hughes Aircraft Co | Drallstabilisiertes Gerät |
US3695554A (en) * | 1970-10-16 | 1972-10-03 | Rca Corp | Nutation damping in dual-spin spacecraft |
-
1975
- 1975-09-04 DE DE2539457A patent/DE2539457C2/de not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2539457A1 (de) | 1977-03-10 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
D2 | Grant after examination |