DE2548125A1 - Vorrichtung zur transformation von lenkkommandos von einem koordinatensystem in ein anderes - Google Patents
Vorrichtung zur transformation von lenkkommandos von einem koordinatensystem in ein anderesInfo
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Description
Vorrichtung zur Transformation von Lenkkommandos von einem Koordinatensystem in ein anderes. ^
Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Erzeugung eines einem Vektor im Polarkoordinatensystem entsprechenden elektrischen
Steuerkommando für einen um seine Längsachse rollenden Flugkörper, ausgehend von einem aus einem ebenen karthesischen
Koordinatensystem abgeleiteten Steuersignal, mit einer Einrichtung sowohl zur Erzeugung von Impulsen, derart, daß
jeder erzeugte Impuls einer Rollwinkeländerung des Flugkörpers um einen vorbestimmten Winkelschritt entspricht, als
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auch zur Erzeugung eines Startimpulses bei jeder neu beginnenden Umdrehung des Flugkörpers.
Um Bauungenauigkeiten auszugleichen, und um eine gewisse
Stabilisierung um die Längsachse zu erreichen, werden raketengetriebene fernlenkbare Flugkörper bei ihrem Start durch
Drallzüge in der Startvorrichtung oder durch angestellte Flächen während ihres Fluges zum Rollen um die Längsachse
gebracht.
Diesem sich aus dem Rollen des Flugkörpers ergebenden Vorteil steht jedoch die Notwendigkeit gegenüber, zur Beaufschlagung
der Lenkeinrichtung des Flugkörpers mit Lenkkommandos, die momentane Winkellage der Steuerflächen des Flugkörpers oder
bei Verwendung nur eines Steuerorgans dessen Winkelkomponente zu berücksichtigen.
Als einfachste Möglichkeit zur Lösung dieser Aufgabe erscheint es, die im karthesischen Koordinatensystem gegebenen Lenksignale
in ein Polarkoordinatensystem zu transformieren. Hierzu werden sog. Koordinatenwandler benötigt, die sich jedoch
bisher als sehr aufwendig, insbes. hinsichtlich Energieverbrauch, Platzbedarf und Herstellungspreis erwiesen haben.
Da Flugkörper Verlustgeräte sind, geht mit jedem Start eines Flugkörpers auch der Koordinatenwandler verloren. Um den Verlust
des Koordinatenwandlers zu vermeiden, sind daher Lenkverfahren bekannt geworden, nach denen im Flugkörper durch Kreisel
od.ähnl. Meßgeräte eine Roilageinformation erzeugt wird, die in Echtzeit zur Leitstelle übermittelt wird, um bereits
dort die Koordinatentransformation durchzuführen. Die im Polarkoordinatensystem ausgedrückten Lenkkommandos werden
dann an den Flugkörper zurückübermittelt, so daß sie dort phasenrichtig wirksam werden können.
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Neben dem Nachteil der Unanwendbarkeit dieses Verfahrens für mit einer bestimmten Plugbahn vorprogrammierten Flugkörpern
muß der Flugkörper mit einem bordeigenen Sender ausgerüstet werden. Damit erhöht sich die Möglichkeit der störenden Fremdeinwirkung
auf die Lenkung des Flugkörpers. Außerdem fallen die Kosten für die Sendeeinrichtung an.
In einem weiteren Verfahren wird das phasenrichtige Wirksamwerden des Steuerkommandos dadurch erzielt, daß dem Flugkörper
jeweils nur dann ein Steuerkommando mitgeteilt wird, wenn sich das Ruderorgan des rollenden Flugkörpers gerade in der richtigen
Winkelstellung befindet. Durch diese einfache Maßnahme ist ein Koordinatenwandler nicht mehr erforderlich. Allerdings liegen
die Grenzen des zweiten Verfahrens in dessen relativer Lenkträgheit. Ein Flugkörper, der sich beispielsweise mit einer
Geschwindigkeit von 600m/sec fortbewegt und mit einer Frequenz von 5Hz rollt, würde nach diesem Verfahren nur ca. alle 120m
seiner Flugbahn gesteuerte Bewegungen in einer Richtung ausführen können. Diese Lenkträgheit kann bei bestimmten Aufgaben eines
Flugkörpers, z.B. bei der Bekämpfung von anderen schnellfliegenden steuerbaren Flugkörpern oder Flugzeugen zur Minderung
des Einsatzerfolges führen.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zu schaffen, welche die Koordinatentransformation auf einfache und
billige W^eise kontinuierlich im Flugkörper durchführen kann, und es ermöglicht, zu jedem beliebigen Zeitpunkt des Fluges dem
Flugkörper sofort wirksam werdende rollagerichtige Lenkkommandos erteilen zu können.
Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß ein durch jeden Startimpuls
auf Null setzbarer, digitaler, im Binärkode arbeitender Zähler die von einer ImpulserZeugungseinrichtung erzeugten Im-
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pulse kontinuierlich aufaddiert, daß der digitale Zähler fortlaufend den mit der Sinus- bzw. Cosinusfunktion programmierten
Festwertspeicher der gezählten Impulszahl elektrische Spannungen zuleitet, daß die dem Sinus- bzw. Cosinus
des jeweiligen Rollwinkel entsprechenden Ausgangssignale der Festwertspeicher je einem Digital-Analog-Wandler für die
Sinusfunktion und die Cosinusfunktion zugeführt werden, sowie, daß jedem der beiden Digital-Analog-Wandler je eine Achse
eines ebenen karthesischen Koordinatensystems fest zugeordnet ist, daß das jeweilige Steuersignal mit dem Wert der Momentanspannung
des zugehörigen Digital-Analog-Wandlers multiplizierbar
ist, und daß die so gewonnenen Ausgangsspannungen der Digital-Analog-Wandler
in einem Addierglied addiert werden und die resultierende Summenspannung der Steuereinrichtung des
Flugkörpers als Steuerkommando zuführbar ist.
Soll der Flugkörper von einer sich bewegenden Abschußplattform abgeschossen werden, muß wegen der allgemein üblichen
Verwendung eines Lagekreisels als Referenzsystem für die Rollwinkelbestimmung, bzw. für die Koordinatentransformation im
Flugkörper eine evtl. Schräglage des Flugkörpers im Augenblick der Schußauslösung berücksichtigt werden.
Zu diesem Zweck wird eine dem Schräglagewinkel entsprechende Impulszahl, wobei jeder Impuls derselben Winkelschrittgröße
wie bei der Roilagebestimmung des Flugkörpers im Fluge entspricht, beim Abschuß des Flugkörpers von der durch den der
Rollagebestimmung zugeordneten Digitalzähler zu zählenden Impulszahl abgezogen, welches erfindungsgemäß dadurch erreicht
wird, daß ein Startimpuls einen digitalen im Binärkode arbeitenden Zähler startet, welcher dieselbe Bitanzahl benutzt, wie
der der Rollagebestimmung im Flugkörper zugeordnete digitale Zähler, daß der digitale Zähler die von einer der Abschuß-
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"plattform zugeordneten ImpuIserzeugungseinrichtung erzeug-
-ten Impulse aufaddiert und daß die Spannungen an den Ausgängen des digitalen Zählers den Eingängen einer Addiereinrichtung
zuleitbar sind, an deren anderen Eingängen die Spannungen der Ausgänge des digitalen Zählers, welcher der Rollagenbestimmung
im Flugkörper zugeordnet ist,liegen, sowie daß die Addiereinrichtung die Ausgangsspannungen des digitalen Zählers
von denen des der Rollagenbestimmung im Flugkörper zugeordneten digitalen Zählers subtrahiert und daß diese Differenzspannungen
den Festwertspeichern zuleitbar sind.
Besonders vorteilhaft wirkt sich für die Erfindung aus, daß alle verwendeten Bausteine als handelsübliche Schaltelemente
verfügbar sind, so daß die Koordinatentransformation mit geringem Kostenaufwand im Flugkörper durchgeführt werden kann,
ohne daß der Verlust der Vorrichtung durch den Abschuß des Flugkörpers im Verhältnis zu den Gesamtkosten des Flugkörpers
besonders zu Buche schlüge. Es wird mithin durch die Erfindung auf einfache und billige Weise erreicht, daß der Flugkörper
während jeder Phase der Flugbahn unmittelbar rollagerichtig auf Lenkkommandos anspricht, ohne daß Rollfrequenz oder Fluggeschwindigkeit
sich störend auf das Lenkverhalten auswirken können.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung
dargestellt und wird im folgenden näher beschrieben.
Es zeigt die einzige Figur den von der flugkörperseitigen Impulseinrichtung
11 erzeugten Startimpuls 10, der einen digitalen Zähler 20 bei jeder neu beginnenden Umdrehung eines
nicht dargestellten Flugkörpers auf Null setzt.
Die DigitaLzahlvorrichtung 20 zählt die von der Impulserzeugungseinrichtung
11 erzeugten Impulse 12 bis zum Eintreffen
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des nächsten Topimpulses 10, womit der Zählvorgang aufs Neue beginnt. Die Ausgänge des digitalen Zählers 20, von dem im Beispiel
die acht Ausgänge 2 bis 256 benutzt werden, werden an die Eingänge A. bis Ag einer Addiereinrichtung 17 angeschlossen.
An den Eingängen B^ bis Bq der Addiereinrichtung 17 werden die
Ausgänge 2 bis 256 einer weiteren digitalen Zählvorrichtung angeschlossen. Dem Eingang der digitalen Zählvorrichtung 15
werden die der Schräglage des Flugkörpers im Moment des Abschus-
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ses entsprechenden Impulse, welche von einer der Abschußplattform zugeordneten ImpulserZeugungseinrichtung 16 erzeugt werden,
zugeführt. Um den digitalen Zähler 15 jeweils nur vor Abschuß eines Flugkörpers zu aktivieren, ist im Beispiel ein Startimpuls
13 vorgesehen, der zu einem entsprechenden Zeitpunkt, beispielsweise einige Zehntelsekunden vor Abschuß des Flugkörpers
von der hier nicht dargestellten Abschußelektronik bei Schußauslösung über die Impulserzeugungseinrichtung 16 getriggert
werden kann. Der Addierer 17 dient zur Subtraktion der an den Eingängen B^ bis Bo anliegenden Spannungen, von denen an den
Eingängen A* bis Ao anliegenden Spannung. Die Ausgänge S,. bis
Sq des Addierers 17 werden den Eingängen AQ bis A7 der vier
Festwertspeicher 21,22,23,24 zugeführt. Diese Festwertspeicher 21 bis 24 sind mit der Sinus- bzw. Cosinusfunktion vorprogrammiert,
so daß an ihren Ausgängen BQ bis B3 jeweils eine Spannung
anliegt, deren Wert dem momentanen Rollwinkel des Flugkörpers direkt proportional ist. Die beiden die Sinusfunktion
nachbildenden Festwertspeicher 21,22 sind mit ihren Ausgängen Bq bis B^ an einem Digital-Analog-Wandler 25 angeschlossen. Da
je zwei Festwertspeicher 21,22 bzw. 23,24 für die Darstellung des Sinus bzw. Cosinus des Rollwinkels des Flugkörpers vorgesehen
sind, können alle acht Eingänge 1 bis 8 der Digital-Analog-Wandler 25,26 genutzt werden. Die Digital-Analog-Wandler 25,
26 sind als selbstmultiplizierend ausgelegt, so daß bei Zufüh-
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rung eines Steuersignals■y bzw. ζ am Ausgang der Digital-Analog-Wandler
25,26 eine Spannung anliegt, die dem Produkt aus dem trigonometrischen Momentanwert des Rollwinkels und
dem Steuersignal y bzw. ζ entspricht. In einem Addierglied werden die Ausgänge der Digital-Analog-Wandler 25,26 addiert,
so daß am Ausgang des Addiergliedes 27 ein elektrisches Signal als Steuerkommando anliegt, das einem Vektor im Polarkoordinatensystem
entspricht. Dieses Steuerkommando wird der Steuereinrichtung 28 zugeführt. Ein solches Steuerkommando ist
insbesondere dann erforderlich, wenn nur ein Steuerorgan den Flugkörper steuert, wie z.B. eine bewegliche Schubdüse. Werden
zwei Steuerorgane verwendet, so kann das Addierglied 27 entfallen. Die Ausgänge des Digital-Analog-Wandlers 25,26 werden
dann direkt als Steuerkommandos der Steuereinrichtung 28 zugeführt.
Selbstverständlich ist die Eingabe der Startschräglage des Flugkörpers nur bei Abschuß des Flugkörpers von sich bewegenden
Abschußplattformen sinnvoll, so daß bei Abschuß von starren Abschußplattformen die Schaltelemente 15,16,17 eingespart werden
können.
Patentansprüche
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Leerseite
Claims (3)
- PatentansprücheVorrichtung zur Erzeugung eines einem Vektor im Polarkoordinatensystem entsprechenden elektrischen Steuerkommandos für einen um seine Längsachse rollenden Flugkörper, ausgehend von einem aus einem ebenen karthesischen Koordinatensystem abgeleiteten Steuersignal, mit einer Einrichtung sowohl zur Erzeugung von Impulsen, derart, daß jeder erzeugte Impuls einer Rollwinkeländerung des Flugkörpers um einen vorbestimmbaren Winkelschritt entspricht, als auch zur Erzeugung eines Startimpulses bei jeder neu beginnenden Umdrehung des Flugkörpers, dadurch gekennzeichnet , daß ein durch jeden Startimpuls (10) auf Null setzbarer, digitaler, im Binärkode arbeitender Zähler (20) die von der Impulserzeugungseinrichtung (11) erzeugten Impulse (12) kontinuierlich aufaddiert, daß der digitale Zähler (20) fortlaufend den mit der Sinus- bzw. Cosinusfunktion programmierten Festwertspeichern (21,22, 23,24) der gezählten Impulszahl entsprechende elektrische Spannungen zuleitet, daß die dem Sinus bzw. Cosinus des jeweiligen Rollwinkels entsprechenden Ausgangssignale der Festwertspeicher (21,22,23,24) je einem Digital-Analog-Wandler (25,26) für die Sinusfunktion und die Cosinusfunktion zugeführt werden,sowie daß jeder der beiden Digital-Analog-Wandler (25,26) je einer Achse (y}z) eines ebenen karthesischen Koordinatensystems fest zugeordnet ist, daß das jeweilige Steuersignal (y,z) mit dem Wert der Momentanspannung des zugehörigen Digital-Analog-Wandlers (25,26) multiplizierbar ist und daß die so gewonnenen Ausgangsspan--9-709818/0466nungen der Digital-Analog-Wandler (25,26) in einem Addierglied (27) addiert werden und die resultierende Summenspannung der Steuereinrichtung (28) des Flugkörpers als Steuerkommando zuführbar ist.
- 2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß ein Startimpuls (13) einen digitalen im Binärkode arbeitenden Zähler (15) startet, welcher dieselbe Bitanzahl benutzt wie der der RoIlagebeStimmung im Flugkörper zugeordnete Digitalzähler (20), daß der digitale Zähler (15) die von einer der Abschußplattform zugeordneten Impulserzeugungseinrichtung (16) erzeugten Impulse aufaddiert, daß die Spannungen an den Ausgängen (2 bis 256) des digitalen Zählers (15) den Eingängen (B bis Bg) einer Addiereinrichtung (17) zuleitbar sind, an deren anderen Eingängen (A. bis AJ die Spannungen der Ausgänge (2 bis 256) des digitalen Zählers (20) liegen, sowie daß die Addiereinrichtung (17) die Ausgangsspannungen des digitalen Zählers (15) von denen des digitalen Zählers (20) subtrahiert und daß diese Differenzspannungen den Festwertspeichern (21,22,23,24) zuleitbar sind.
- 3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Ausgangsspannungen der Digital-Analog-Wandler (25,26) jede für sich direkt der Steuereinrichtung (28) des Flugkörpers als Steuerkommando zuführbar ist.709818/0468
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE2548125A DE2548125C3 (de) | 1975-10-28 | 1975-10-28 | Vorrichtung zur Transformation von Lenkkommandos von einem Koordinatensystem in ein anderes |
US05/731,940 US4080655A (en) | 1975-10-28 | 1976-10-13 | Device for the transformation of steering control signals from one coordinate system to another |
FR7631406A FR2347723A1 (fr) | 1975-10-28 | 1976-10-19 | Dispositif de transformation d'ordres de guidage d'un systeme de coordonnees a un autre |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
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Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE2548125A1 true DE2548125A1 (de) | 1977-05-05 |
DE2548125B2 DE2548125B2 (de) | 1979-04-26 |
DE2548125C3 DE2548125C3 (de) | 1980-01-03 |
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE2548125A Expired DE2548125C3 (de) | 1975-10-28 | 1975-10-28 | Vorrichtung zur Transformation von Lenkkommandos von einem Koordinatensystem in ein anderes |
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US (1) | US4080655A (de) |
DE (1) | DE2548125C3 (de) |
FR (1) | FR2347723A1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112389538A (zh) * | 2020-12-08 | 2021-02-23 | 航天科技控股集团股份有限公司 | 一种映射对应方式转向控制系统及方法 |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2403925A2 (fr) * | 1977-09-23 | 1979-04-20 | Alphen Jacques | Dispositif de correction automatique de l'orientation du faisceau lumineux d'un projecteur de motocycle ou vehicule analogue |
BR8008858A (pt) * | 1979-10-05 | 1981-08-25 | Hell R Gmbh | Processo para a transformacao de sinais digitais de crominancia de um sistema retangular de coordenadas cromaticas em sinais digitais de tonalidade e sinais de saturacao de um sistema polar de coordenadas cromaticas e conexao de transformacao |
US5094406A (en) * | 1991-01-07 | 1992-03-10 | The Boeing Company | Missile control system using virtual autopilot |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3588002A (en) * | 1967-10-24 | 1971-06-28 | Albert J White | Adaptive missile guidance systems |
DE1556419A1 (de) * | 1968-02-06 | 1970-04-09 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur Schubvektorsteuerung von um ihre Rollachse rotierenden,lenkbaren Flugkoerpern mit einem einzigen Strahlruder und Einrichtung zur Durchfuehrung des Verfahrens |
US3633017A (en) * | 1970-01-07 | 1972-01-04 | Sperry Rand Corp | Digital waveform generator |
US3739374A (en) * | 1971-08-27 | 1973-06-12 | Mandrel Industries | Digital sweep generator for generating analog signals |
FR2164544B1 (de) * | 1971-12-21 | 1974-09-27 | Ibm France | |
GB1464003A (en) * | 1973-09-27 | 1977-02-09 | Avery Denison Ltd | Unbalance correction |
GB1480508A (en) * | 1974-09-06 | 1977-07-20 | Ferranti Ltd | Missile guidance systems |
US3976869A (en) * | 1974-09-27 | 1976-08-24 | The Singer Company | Solid state resolver coordinate converter unit |
US3984672A (en) * | 1974-12-05 | 1976-10-05 | Control Systems Research, Inc. | Solid state translator |
US3952187A (en) * | 1975-06-27 | 1976-04-20 | Ford Motor Company | Circuit for transforming rectangular coordinates to polar coordinates |
-
1975
- 1975-10-28 DE DE2548125A patent/DE2548125C3/de not_active Expired
-
1976
- 1976-10-13 US US05/731,940 patent/US4080655A/en not_active Expired - Lifetime
- 1976-10-19 FR FR7631406A patent/FR2347723A1/fr active Granted
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN112389538A (zh) * | 2020-12-08 | 2021-02-23 | 航天科技控股集团股份有限公司 | 一种映射对应方式转向控制系统及方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE2548125C3 (de) | 1980-01-03 |
US4080655A (en) | 1978-03-21 |
DE2548125B2 (de) | 1979-04-26 |
FR2347723A1 (fr) | 1977-11-04 |
FR2347723B1 (de) | 1981-07-31 |
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