DE2750128A1

DE2750128A1 - Verfahren und einrichtung zur gravitationskompensation bei lenkbaren flugkoerpern

Info

Publication number: DE2750128A1
Application number: DE19772750128
Authority: DE
Inventors: David Stephen Amberntson
Original assignee: Martin Marietta Corp
Current assignee: Martin Marietta Corp
Priority date: 1976-11-10
Filing date: 1977-11-09
Publication date: 1978-05-18
Also published as: NO160030C; IL53245A; GB1542232A; JPS5361900A; NL7712327A; BE860658A; NO160030B; JPS6239442B2; IT1087291B; NO773833L; CA1092218A; US4123019A; FR2370951B1; NL189979B; FR2370951A1; DE2750128C2; NL189979C

Description

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Anmelder: Martin Marietta Corporation,

6801 Rockledge Drive, Bethesda, Maryland 20034, USA

Titel: "Verfahren und Einrichtung zur

Gravitationskompensation bei lenkbaren Flugkörpern"

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Verfahren und Einrichtung zur Gravitationskompensation bei lenkbaren Flugkörpern

Die Erfindung befaßt sich mit der Lenkung und Steuerung von Flugkörpern wie Raketen und Geschoßen und betrifft insbesondere ein Verfahren und ein System zur selbsttätigen Kompensation der VJirkungen der Gravitation auf im Flug befindliche Flugkörper.

Der Haupteinfluß der Gravitation auf die Lenkung von Flugkörpern besteht darin, daß die Trajektorie oder Flugbahn nach unten von der Flugbahn abweicht, die ohne Gravitation durchflogen würde. Die Folge hiervon sind eine zunehmende Gefahr, daß der Flugkörper vor Erreichen des anvisierten Zieles auf dem Boden oder einem bodennahen Hindernis aufschlägt, erhöhte Anforderungen an die Manövrierfähigkeit des Flugkörpers, um die abweichende Flugbahn zu korrigieren, und eine abnehmende Genauigkeit des Auftreffpunktes des Flugkörpers relativ zu dem

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anvisierten Auftreffpunkt in dem Ziel. Diese Auswirkungen sind in vielen Situationen so schwerwiegend, daß sie den Einbau irgendeiner Hinrichtung zur Kompensation der Gravitationseffekte in dr-m Lenk- und Steuersystem des Flugkörpers erfordern.

Bei den bekannten Verfahren zur !Compensation der Auswirkungen der Gravitation bei gelenkten Flugkörpern muß vor dem Start derselben eine bekannte. Rollbezugslage (beispielsweise durch Antrieb eines Kreisels mit einer definierten Richtung seiner Drehachse) hergestellt und während des Startes und des Fluges aufrechterhalten werden. Die RoJ lage des Flugkörpers relativ zu der Rollbezugslage wird dann durcli irgendeinen Winkelmesser (beispielsweise ein Kardan-Rahinen-Potentionieter) gemessen und ein dem gemessenen Rollwinkel entsprechendes Signal dazu verwendet, entweder ein mit festem Viert vorgegebenes Gravitationsausgleichssignal in geeignete Signale zur Kompensation der Auswirkungen der Gravitation in einem sich um seine Längsachse drehenden Flugkörper umzuwandeln oder den Flugkörper in eine, bestimmte Kollage zu bringen, für die eine mit festem Wert vorgegebene Gravitationskompensation vorgesehen ist. Nachteilig bei diesem bekannten Verfahren ist, dan vor dein Start eine definierte Rollbezugslage hergestellt werden muß (in vielen Fällen ungünstig), daß diese Rollbezugslage während dos Startes und des Fluges aufrechterhalten werden muß (bei einem Abschuß durch ein Geschütz schwierig oder unmöglich) und daß keine Mittel vorhanden sind, um die Größe der Gravitationskompensation zur Analeichung an die unterschiedlichen Erfordernisse bei verschiedenen Flugbahnen einstellen zu können.

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Bei einem anderen bekannten Verfahren zur Gravitationskompensation in gelenkten Geschoßen wird eine Rollbezugs lage nach dem Start mit Hilfe eines Kreisels hergestellt, der eine Bestimmung der Fluglage bezüglich der Quer- und der Hochachse ermöglicht. Aus den mit Hilfe des Kreisels festgestellten Vierten für die Fluglage bezüglich der Quer- und Hochachse wird ein Roilagesignal abgeleitet und dazu verwendet, das Geschoß auf eine bestimmte Rollage einzustellen, für welche eine vorgegebene Gravitationskompensation vorgesehen ist. Nachteilig bei diesem Verfahren sind u.a. die Möglichkeit einer Instabilität aufgrund einer Kopplung zwischen den Bewegungen um die Quer-, Hoch- und Längsachse, die langen Abklingzeiten der Rollbewegung und der Mangel an Mitteln zur Einstellung de»r Größe der Gravitationskompensation, um den unterschiedlichen Erfordernissen für verschiedene Flugbahnen entsprechen zu können.

Der Lrfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, ein neues Verfahren und System anzugeben, mit dem für einen Flugkörper während des Fluges und unabhängig von der Rollage, in der der Flugkörper stabilisiert ist, ein Signal zur Kompensation der Auswirkungen tier Gravitation erzeugt werden kann.

Ferner soll ein neues Verfahren und System zur Kompensation der Gravitation in oinem Lenksystem für Flugkörper angegeben v/erden, in dem die Größe der Gravitationskompensation selbsttätig eingestellt wird, um der. Erfordernissen der gewünschten Flugbahn entsprechen zu können.

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Schließlich soll durch die Erfindung ein neues Verfahren und System zur Gravitationskompensation in einem Flugkörperlenksystem geschaffen werden, mit Hilfe dessen eine höhere Genauigkeit, eine kürzere Einstellzeit der Rollage, eine Eliminierung der Instabilitätsprobleme, die auf einer Kopplung der Bewegungen um die Quer-, Hoch- und Längsachse beruhen, und eine höhere Toleranz bei Abweichungen der Lenksystemparameter erreicht werden. Die Lösung der Aufgabe ist in den Patentansprüchen gekennzeichnet, Weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungnbeispieles in Verbindung mit den beiliegenden Figuren. Es stellen dar:

E'ig. I eine bildliche Darstellung der Flugbahn eines FLugkörpers, der von einem Startpunkt zu einem Ziel durch ein Lenksystem gelenkt wird,

Fig. 2 ein Blockdiagramm zur Darstellung der Funktion einer Ausführungaform eines Lenk- und Steuersystems für einen Flugkörper gemäß Firf. 1,

Fig. ] ein TUockdiagrnmm zur detaillierten Darstellung der Funkt Lon einer Ausführungsform des in Fig. 2 eingezeichneten Suchern,

Fig. \ ein l'.Lockd iagraimu /.ur Darsto 1. Lung der Funktion c-iner Au;; führung:; form dor in Fig. 2 eingezeichneten Se lbst.'iteuervorrichtung für eine Bewegung um die Oner- bzw. Mochachse, umfassend den Gravit.it io:u;kc)i;i[)on:;at umskre i r,, und

H 0 0 « 2 f) / 0 ß 6

Fig. 5 ein scheniatisches Schaltdiagraitun zur detaillierten Darstellung der Selbststeuervorrichtung und des Gravitationskompensationskreises gemäß Fig. 4.

Fig. 1 zeigt ein Beispiel einer Flugbahn für einen gelenkten Flugkörper, beispielsweise eine gelenkte Rakete oder ein gelenktes Geschoß. Der Flugkörper 1o wird von einer Abschußvorrichtung 12 in Richtung eines Zieles 14 geschossen. In der Darstellung der Fig. 1 folgt der Flugkörper 1o allgemein einer Flugbahn 1G, wobei der Anfangsabschnitt der Flugbahn 16 bis zu einem Punkt 18 im wesentlichen einer ballistischen Bahn entspricht und der Flugkörper 1o auf dem Endabschnitt der Flugbahn 16 zwischen dem Punkt 18 und dem Ziel 14 gelenkt wird.

Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, wird die Erfindung im folgenden in Verbindung mit einem bekannten System beschrieben, cas als System für mittels eines Geschützes abgeschossene Lenkgeschossc-oder als CLGP-System (cannon launched guided projectile) bezeichnet wird. Bei dem CLGP-System ist die Abschußvorrichtung ein 155-mm-Geschütz, aus dem die Geschosse mit herkömmlichen Artilleriekartuschen abgeschossen werden. Da der Flugkörper in dom CLGP-System keinen eigenen Antrieb aufweist, wird der von dem Geschütz abgefeuerte Flugkörper üblicherweise als Geschoß und weniger als Lenkwaffe bezeichnet. Es wird jeooch betont, daß die Erfindung auch auf andere Arten von Lenkgeschoß- oder Lenkwaffensystemen anwendbar ist.

Unter Bezugnahme auf Fig. 1 wird angenommen, daß die Flugbahn 1G exemplarisch für die Flugbahn eines aus einem

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-Vt-

Geschütz abgeschossenen Lenkgeschosses ist. Der Flugkörper 1o wird von dem Geschütz 12 abgefeuert und einige Zeit danach werden Steuerflügel oder Steuerflossen 2o entfaltet, so daß sie von dem Endabschnitt des Flugkörpers 1o nach außen stehen. Der Flugkörper 1o folgt einer im wesentlichen ballistischen Flugbahn bis zum Punkt 10, in dem das V.xel 14 erfaßt wird und Lenkbefehle erzeugt und den Steuerflügeln 2o zugeführt werden. Danach verändern die Steuerflügel 2o die Flugbahn in Abhängigkeit von den Lenkbefehlen und der Flugkörper 1o wird längs der Flugbahn 16' in das Ziel 14 gelenkt.

Durch die ausgezogene Linie 16 * ist dargestellt, daß die Flugbahn des Geschosses1o während der Lenkphase dazu neigt, aufgrund der Einwirkung der Gravitation auf den Flugkörper 1o unter die der Sichtlinie (LOS) entsprechende Flugbahn 22 zu sinken. Wie man erkennt, kann daher der Flugkörper vor dem Erreichen des Zieles 14 möglicherweise den Boden oder ein bodennahes Objekt berühren. Um dies zu vermeiden, sollte die ideale Flugbahn längs der Sichtlinie. 22 oder vorzugsweise sogar oberhalb dieser längs der mit 24 bezeichneten }3ahn verlaufen.

Um diese idealere Flugbahn 24 zu erreichen, ist es möglich, in die Rechnungen zur Berechnung des Lenksignales ein festes Gravitationsausgleichssignal einzuführen, wenn die Aufwärtsrichtung des Flugkörpers bekannt ist. Wie jedoch bereits vorher erwähnt wurde, hat diese Art der Gravitationskompensation gewisse Nachteile. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird der Flugkörper 1o bezüglich der Bewegung um seine Längsachse in einem beliebigen Rollwinkel stabilisiert. Dann werden die Gravitationskompensations-

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signale zu diesem willkürlichen Rollwinkel dynamisch berechnet/ ohne daß die Rollage des Flugkörpers 1o bestimmt werden muß.

Eine Ausfuhrungsform eines Systems mit einem Gravitationskompensationsschaltkreis gemäß der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 2 dargestellt. Das in Fig. 2 dargestellte Lenksystem umfaßt einen Sucher 26 üblicher Bauart, wie er beispielsweise in einem Proportionalnavigationslenksystem verwendet wird. In einem solchen System umfaßt der Sucher 26 einen Kurskreisel, der eine Lagebezugsachse (beispielsweise die Kreiselachse) unabhängig von der Flugkörperlage festlegt und der Lagesignale GMP und GMY erzeugt, welche die kardanischen Winkel des Kreisels bezüglich der Querachse und der Hochachse wiedergeben. Diese Lagesignale GMP und GMY geben die Lage des Flugkörpers 1o relativ zu der Kreiselachse an und werden einer Selbststeueranlage 28 für eine Bewegung um die Quer- bzw. Hochachse zugeführt. Ferner gibt der Sucher 26 Sichtliniensignale PLOS und YLO3 bezüglich der Querachse bzw. der Hochachse auf die Selbststeueranlage 20.

Wie im weiteren noch näher beschrieben werden wird, erzeugt die Selbststeueranlage 28 entsprechende Gravitationsausgleichssignale GHP und GBY bezüglich der Que'r- und der Ilochachse und gibt diese Signale auf den Sucher 26. Zu sdtzlich erzeugt die Selbststeueranlage 23 Leitflossenlenksignale PViJC und YVNC für eine Bewegung um die Querbzw, die Hochachse, um die Lage des Flugkörpers 1o und damit seine Flugbahn zu steuern. Wie man später noch erkennen wird, werden diese Leitflossenlenksignale PVNC und YVNC in Abhängicjkpit der Lagesignale GMP und GIiY, der berechneten Gravitationsausgleichssignale, der Sicht-

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- ia -

liniensignale und in Abhängigkeit von von einem Steuersignalgenerator 3o kommenden Betriebsartsteuersignalen erzeugt.

Der Steuersignalgpncrator 3o erzeugt ein oder mehrere Betriebsartsteuersignale SMC, um die Betriebsart (beispielsweise arretiert., frei, nachlaufend) des Kreisels in dem Sucher 26 zu steuern. Darüberhinaus liefert der Steuersicrnalgcnerator 3o ein Gravitationsausgleichsrechensignal CG3, ein Lagehaltesignal ATHLD, ein Gravitationsausgleichseinschaltsignal GBCNB und ein Lenkeinschaltsignal GIDENB an die Selbststeueranlage 28, um die Erzeugung der Gravitationsausgleichssignale und der Leitflossenlenksignale zu steuern,wie dies im folgenden noch genauer beschrieben wird.

Viie bereits vorher erwähnt wurde, benötigt man bei dem erfindungsgemäßen System keine Kenntnis der Rollage des Flugkörpers. Vielmehr wird der Flugkörper 1o in einer beliebigen Rollage oder einer beliebigen Rollbewegung vor und wahrend der Berechnung der Gravitationsausgleichssignale stabilisiert. Hierzu liefert ein geeigneter bekannter Sensor 32 zur Messung der Geschwindigkeit der Rollbewegung ein Rollgeschwindigkeitssignal RRTE, das einer herkömmlichen Selbststeuereinrichtung 34 für die Rollbewegung zugeführt wird. Diese Selbststeuereinrichtung erzeugt ein Rollsteuersignal RLC, das dann in irgendeiner geeigneten Weise zur Stabilisierung des Flugkörpers in einer willkürlichen Rollage oder -bewegung verwendet wird.

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Der Kreisel in dem Sucher 26 wird anfangs mechanisch verriegelt, wenn der Flugkörper zunächst abgeschossen wird. An einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn stabilisiert die Selbststeuereinrichtung 34 die Rollage des Flugkörpers beieinem beliebigen Rollwinkel. Der Kreisel des Suchers wird in Drehung versetzt und die mechanische Verriegelung gelöst. Danach kann die Berechnung der Gravitationskompensation beginnen.

Der Kreisel in dem Sucher 26 stellt eine von der Lage des Flugkörpers unabhängige Lagebezugsachse her. Der Steuersignalgenerator 3o steuert die Verriegelung und Entriegelung des Kreisels, um so eine spezielle Form der Berechnung des Gravitationsausgleichs zu wählen und das exakte Arbeiten des Kreisels beim Nachführen zu ermöglichen. Beispielsweise bleibt bei einer Ausführungsform der Erfindung der Kreisel während der Berechnung des Gravitationsausgleichs elektrisch verriegelt in dem Sinne, daß auf den Kreisel ein Drehmoment ausgeübt wird, um ihn und damit die Lagobezugsachse in einer vorbestimmten Beziehung zu der Lage des Flugkörpers, beispielsweise die Kreiselachse in Flucht mit der Achse des Flugkörpers zu halten. In einer anderen nachfolgend beschriebenen Ausführung der Erfindung wird der Kreisel während der Berechnung des Gravitationsausgleichs nicht verriegelt, so daß er eine feste Bezugslage einhält.

Der Sucher 26 gibt die Sichtliniensignale PLOS, YLOS und die Lagesignale GMP, GMY an die Selbststeueranlage. 28, die unter der Kontrolle des Steuersignalgencrators 3o die Gravitationsausglcichssignalo GBP, GPY bezüglich der Querachse bzw. dor Hochachse erzeugt. 'Wie man aus dem

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-Ur-

folgenden erkennt, verwendet die Selbststeueranlage 28 die vom Sucher 26 erzeugten Gravitationsausgleichssignale GBP, GBY zusammen mit den Sichtliniensignalen PLOS und YLOS dazu, den Flugkörper auf einer bezüglich der Gravitation korrigierten Flugbahn ins Ziel zu lenken.

Fig. 3 zeigt eine Ausführungsform eines typischen Suchers, wie er zur Durchführung der vorliegenden Erfindung verwendet wird. Der Sucher 26 v/eist einen kardanisch aufgehängten Kreisel 36 herkömmlicher Bauart auf. Der Kreisel 36 liefert Winkelsignale GMP und GMY entsprechend der Lage der Kardanrahmen bezüglich der Quer- bzw. der Hochachse. Diese Signale werden von Potentiometern oder anderen geeigneten, mit dem Kardanrahmen des Kreisels gekoppelten Positionsgebern erzeugt. Die Winkel- oder Lagesignale GiIP und GMY werden auf Kontakte 4oa eines Wahlschalters zur Betätigung eines Kreiselstellmotors gegeben. Eefindet sich der Wahlschalter 4o in der in Fig. 3 dargestellten Stellung, in der die Kontakte 4oa angeschlossen sind, so entspricht dies einer Arretierung des Kreisels 36. Die gemeinsamen Kontakte 41 des Wahlschalters 4o sind mit einem Stellmotor 42 bezüglich der Hochachse und einem Stellmotor 44 bezüglich der Querachse verbunden, die ein Drehmoment auf den Kreisel 36 ausüben können, um so seine Position in der herkömmlichen Weise einzustellen.

Der Sucher 26 umfaßt ferner einen Detektor 46 zum Feststellen einer Sichtlinie von dem Flugkörper zu de.m Ziel. Beispielsweise kann ein geeigneter Laserdetektor vorgesehen sein, der mit dem Kreisel 36 optisch gekoppelt ist, um von dem Ziel reflektierte Laserenergie zu empfangen. Als Detektor kann ein Gerät der üblichen Pauart verwendet

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werden, das Fehlersignale entsprechend der Winkeldifferenz zwischen der Zielsichtlinie und der Sucherbezugsachse erzeugt. Der Detektor 46 liefert entsprechende Sichtliniensignale PLOS und YLOS bezüglich der Quer- bzw. der Hochachse und gibt diese auf die Selbststeueranlage 28 gemäß Fig. 2 sowie jeweils auf einen Eingang entsprechender Summierverstärker 43 und 5o. Die Gravitationsausgleichssignale GBP und GDY bezüglich der Quer- bzw. Hochachse werden den anderen Eingängen der Summierverstärker 48 und 5o zugeführt. Die Ausgangssignale der Summierverstärker und 5o werden zu Kontakten 4oc des Wahlschalters 4o geleitet (Fig. 3). Bei Beaufschlagung der Kontakte 4oc wird der Kreisel nachgeführt.

Der VJahlschalter 4o umfaßt ferner Kontakte 4ob, die entweder offen sind oder Masseschluß haben und bei deren Beaufschlagung der Kreisel frei ist. Der Wahlschalter 4o wird durch Betriebsartsteuersignale SMC gesteuert, die von dem Steuersignalgenerator 3o erzeugt werden. Je nachdem, wie das Gravitationsausgleichssignal berechnet werden soll, kann das Betriebsartsteuersignal SMC den Wahlschalter 4o während der Berechnung des Gravitationsausgleichssignals entweder in der der Arretierung des Kreisels 36 entsprechenden Stellung (Kontakte 4oa geschlossen) oder in der der Freigabe des Kreisels 36 entsprechenden Stellung (Kontakte 4ob geschlossen) halten.

Die Nachführstellung des Wahlschalters 4o (Kontakte 4oc geschlossen) wird erst dann eingenommen, wenn der Sucher 26 nach der Berechnung des Gravitationsausgleichssignals in den Nachführzustand versetzt wird. Hierzu mißt der Laserdetektor 46 die von dem Ziel reflektierte Energie

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- yt -1?

und erzeugt die Sichtliniensignale PLOS und YLOS bezüglich der Quer- bzw. Hochachse. In dem Nachführzustand werden diese Signale mit den entsprechenden Gravitationsausgleichssignalen bezüglich der Quer- und der Hochachse durch die Summierverstärker 48, 5o summiert. Die Suirmensignale werden den entsprechenden Stellmotoren für eine Bewegung bezüglich der Querachse bzw. der Hochachse zugeführt, um die Lage des Kreisels 36 und damit des durch den Kreisel 36 gesteuerten optischen Teiles (beispielsweise eines Spiegels) einzustellen. Die Sichtliniensignale PLOS und YLOS werden ferner der Selbststeueranlage 28 zugeführt, in der sie zur Erzeugung von Leitflossenlenksignalen PVNC und YVNC verwendet v/erden, wie dies im folgenden noch näher beschrieben wird.

Die Fig. 4 und 5 zeigen eine bevorzugte Ausführungsform der in Fig. 2 eingezeichneten Selbststeueranlage 28 mehr im Detail. Es ist zu sagen, daß die zur Verarbeitung der Sichtliniensignale bezüglich der Querachse und der Hochachse verwendeten Schaltkreise sowie die zur Erzeugung der Gravitationsausgleichssignale bezüglich dieser Richtungen verwendeten Schaltkreise jeweils identisch sind für die der Quer- bzw. der Hochachse entsprechenden Kanäle. Daher ist in den Fig. 4 und 5 nur der der Querachse entsprechende Kanal der Selbststeueranlage 28 dargestellt.

Zunächst wird auf Fig. 4 Bezug genommen. Das den Rahmenwinkel um die Querachse kennzeichnende Lagesignal GMP von dem Kreisel 36 (Fig. 3) v/ird auf einen Leitflossenlenksignalgenerator 52 sowohl direkt als auch über einen Schalter 56 gegeben. Das Lagehaltesignal ATHLD von dom Steuersignalgcnerator 3o (Fig. 2) steuert die Betätigung

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des Schalters 56 und zusammen mit dem vom Steuersignalgenerator 3o gelieferten Gravitationsausgleichsrechensignal CGB die Arbeit des Schaltkreises 6o zur Berechnung des Gravitationsausgleiches. Es ist zu bemerken, daß der Schalter 56 und die übrigen Schalter in der Selbststeueranlage 28 zwar funktionell als mechanische Schalter dargestellt sind. Für diese Schalter werden jedoch vorzugsweise elektronische Schalter verwendet, die in herkömm licher Weise über Steuersignale von dem Steuersignalgenerator 3o her betätigt werden können.

Das Ausgangssignal aus dem Schaltkreis 6o wird auf den Sucher 26 (Fig. 2 und 3) als Gravitationsausgleichssignal GBP bezüglich der Querachse gegeben. Das Ausgangssignal des Schaltkreises 6o wird ferner über einen Widerstand 74 und einen Schalter 62 dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Die Betätigung des Schalters 62 wird durch ein vom Steuersignalgenerator 3o (Fig. 2) erzeugtes Gravitationsausgleichseinschaltsignal GBKNB gesteuert. Der Leitflossenlenksignalgenerator 52 erzeugt das Leitflossenlenksignal PVMC bezüglich der Querachse, das die Flugbahn des Flugkörpers über eine Bewegung der Steuerflügel 2o oder auf eine andere geeignete Weise steuert.

Das vom Detektor 46 gelieferte Sichtliniensignal PLOS bezüglich der Querachse wird über einen Schalter 66 dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Der Schalter 66 wird durch ein von dem Steuersignalgenerator 3o erzeugtes Lenkeinschaltsignal GIDENB gesteuert.

Ein detaillierteres schematisches Diagramm der Selbststeueranlage 28 der Fig. 4 ist in Fig. 5 dargestellt, um das Verständnis der Arbeitsweise der Selbststeueranlage 28 zu

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erleichtern. Wie bereits oben festgestellt wurde, können die Signalverarbeitungskanäle der Selbststeueranlage 28 bezüglich der Quer- und der Hochachse entsprechend der Darstellung identisch ausgebildet sein. Daher wird im folgenden nur der spezielle Aufbau und die Betriebsweise des Kanals für die Querachse beschrieben. Aus Gründen der Klarheit sind gleiche Bauteile in den beiden Kanälen mit den gleichen Bezugsziffern versehen, wobei die Bezugsziffern für die Bauteile des Kanales für die Hochachse mit einem Apostroph versehen sind.

Im folgenden wird auf Fig. 5 Bezug genommen. Das den Lagewinkel des kardanischen Rahmens bezüglich der Querachse kennzeichnende Lagesignal GMP wird über einen Widerstand 65 auf einen Schalter 55 gegeben, der durch das Lagehaltesignal ATIILD gesteuert wird. Das Ausgangssignal des Schalters 45 wird einem Schalter 58 zugeführt, der durch das Gravitationsausgleichsrechensignal CGB gesteuert wird. Das Lagesignal GMP wird ferner über einen Widerstand 54 auf den Schalter 50 gegeben. Die Bauteile 54, 55 und 65 umfassen eine Verstärkungswahlschaltung, mit Hilfe der Verstärkungswerte für zwei Betriebsarten der Gravitationsausgleichsberechnung unabhängig voneinander gewählt werden können, wie dies im v/eiteren noch beschrieben wird.

Das Aus^angssignal des Schalters 58 wird zu einem Gravitationsausgleichsintcgratorkrcis bei Go zugeführt. Der Integratorkrais 6o ist ein Integratorkreis üblicher Bauart mit einem Operationsverstärker 7o und zugehörigen, Widerstände R2, R5 und R21 sowie Kondensatoren C3 und 72 umfassenden Bauteilen, die in herkömmlicher Weise angeordnet sind, um bei Schließen des Schalters 53 das anlie-

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gonde Signal zu integrieren und das Ergebnis beim darauffolgenden Üffnen des Schalters 58 zu halten oder zu speichern.

Das von dem Gravitationsausgleichsintegratorkreis erzeugte Ausgangssignal ist das Gravitationsausgleichssignal GBP. Durch Rückkopplung des Ausgangssignals GBP über die Widerstände 64 und den Schalter 57 zu dem Schalter 58 wird eine Rückkopplungsschleife zur Steuerung der Niederfrequenzverstärkung in einem Betriebszustand zur Berechnung des Gravitationsausgleiches hergestellt. Der Schalter 57 wird durch das Gravitationsausgleichseinschaltsignal GBENB gesteuert. Das Gravitationsausgleichssignal GBP wird über den Widerstand 74 und den Schalter 62 zusammen mit dem vom Schalter 56 kommenden torgesteuerten Lagesignal GMP, dem vom Schalter 66 kommenden Lenksignal und dem vom Sucher 26 kommenden Lagesignal GMP dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Der Leitflossenlenksignalgenerator 52 weist geeignete Operationsverstärker 76 und 78 herkömmlicher Bauart auf, die in der üblichen Weise angeordnet sind, um die Eingangssignale zur Erzeugung der gewünschten Leitflossenlenksignale miteinander zu kombinieren.

Für eine geeignete Signalverarbeitung bei einem durch ein Geschütz abgefeuerten Lenkgeschoß können bei dem in Fig. dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung folgende Bauteile verwendet werden:

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Bauteil	VJe rt	Bauteil	Wert / Ί	35 ,7K	Harris
R2	1 ootC	74(R)	422K		Semiconductor
R3	47.6K	55(SW)	DG2o1)		(und gleich
R5	11 OK	56(SW)	DG2o1)		artige)
R7	422K	57(SW)	DG2o1)
R8	4o2K	58(SW)	DG2o1)
R9	4o2K	62(SW)	DG2o1)
Rio	4o2K	66(SW)	DG2o1)
R12	59K	C1	1,uf
R13	51 ,1K	C2	o{2,uf 33pf
R14	4o2K	C3	1 ,Uf
R16	1K	72(C)	1N4148
R17	6,81K	D1	1N4148
R18	2ooK	D2	1N 414 3	National
R19	51,1K	D3	1N4148	Semi conductor
R21	1oK	D4	LMI0IA)	(und gleich
R22	9o,9K	7o	Ll^ 74 7 )	artige)
54(R)	511K	76	LM74 7 )
64(R)	2ooK	7 S	)

		65(R)

C =	Kondensator
D =	Diode
K =	k
R =	Widerstand
SW =	Schalter

Bei diesem Ausführungsbeispiel arbeitet der Schaltkreis zur Gravitationskompensation folgendermaßen: Zu einem geeigneten Zeitpunkt nach dem Abschuß des Flugkörpers wird durch das Gravitationsausgleichrechensignal CGB der Schalter 58 geschlossen und das Lagesignal GMP auf den Schaltkreis 60 zur Berechnung des Gravitationsausgleichs gegeben. Während der Berechnung des Graviatationsausgleichssignals verbleibt der Schalter 66 in der Offen-Steilung.

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Wenn das Gravitationsausgleichssignal in der der Beibehaltung der Lage entsprechenden Betriebsart berechnet v/erden soll, bleiben die Schalter 55 und 57 offen, während die Schalter 56 und 62 geschlossen werden. Der Flugkörper wird durch die Leitflossenlenkslgnale PVNC und YVNC gesteuert, um seine Lage in einer vorbestimmten Beziehung zu der Lagebezugsachse des Kreisels 36 (beispielsweise in Flucht mit der Lagebezugsachse) zu halten. Bei dieser Betriebsart der Gravitationsausgleichsberechnung wird der Wahlschalter 4o in dem Sucher 26 (Fig. 3) in eine der Freigabe des Kreisels 36 entsprechende Stellung gebracht, in der die Kontakte 4ob geschlossen sind, so daß der Kreisel 36 völlig frei ist und eine feste Lagebezugsachse im Raum beibehält. Irgendwelche Winkeldifferenzen zwischen der Lagebezugsachse des Kreisels und der Lage des Flugkörpers werden dann durch eine Änderung der Lage des Flugkörpers verringert. Das Gravitationsausgleichssignal GBP nimmt zu, bis das Lagesignal GMP auf Null reduziert ist. In diesem Augenblick bewirkt das Gravitationsausgleichssignal GBP den Steuerbefehl für die Steuerflügel 2o, um die von der Gravitation hervorgerufenen Abweichungen um die Querachse zu kompensieren.

Das Gravitationsausgleichssignal kann alternativ hierzu in einem ballistischen Flugzustand berechnet werden, wobei der Kreisel 36 elektrisch arretiert ist, so daß die Winkeldifferenzen zwischen der Lagebezugsachse des Kreisels und der Lage des Flugkörpers durch eine Drehung des Kreisels reduziert werden*. Dei dieser Berechnungsart des Gravitationsausgleichssignals sind die Schalter 56, 62 und 66 geöffnet, während die Schalter 55, 57 und 58 geschlossen sind. Dor Wahlschalter 4o befindet sich in der der Arretierung des Kreisels entsprechenden, in Fig.

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dargestellten Stellung, in der die Kontakte 4oa geschlossen sind. Wenn sich die Flugbahn und die Lage des Flugkörpers unter der Wirkung der Gravitation abwärts senkt, hat die Bezugsachse des elektrisch verriegelten Suchers 26 das Bestreben, hinter (d.h. oberhalb) der Mittellinie des Flugkörpers zu bleiben. Das resultierende Lagesignal ist proportional zu der von der Schwerkraft hervorgerufenen Komponente der Drehgeschwindigkeit um die Querachse. Der Schaltkreis Go zur Berechnung des Gravitationsausgleichs erzeugt ein Gravitationsausgleichssignal GBP bezüglich der Querachse, das proportional zu dem Lagesignal GMP und daher auch proportional zu der von der Schwerkraft herrührenden Komponente um die Querachse ist. Der Widerstand 65 wird so gewählt, daß man das geeignete Verhältnis von Gravitationsausgleich zu Drehgeschwindigkeit erhält.

Wie vorstehend bereits festgestellt wurde, gilt die obige Beschreibung der Arbeitsweise des Kanales bezüglich der Querachse in gleicher Weise für einen identisch aufgebauten Kanal für die Hochachse, so daß Gravitationsausgleichssignale bezüglich der Quer- und der Hochachse (d.h. Komponenten des Gravitationsausgleichssignals bezüglich der Hoch- und der Querachse) erzeugt werden. Auch erfolgt die nerechnung der Gravitationsausgleichssignale GIiP und GBY in einem dynastischen Rückkopplungssystem, so daß eine Angleichung dieser Signale an unterschiedliche Bedingungen (beispielsweise Rollverhalten, Sturzwinkel, Geschwindigkeit) in geeigneter Weise selbsttätig erfolgt.

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Claims

Patentansprüche

1. jVerf ahren zur dynamischen Erzeugung eines Gravitationskompensationssignales zur Korrektur der Flugbahn eines Flugkörpers, insbesondere einer Lenkwaffe oder eines Geschosses ,während des Flugs desselben, dadurch
gekennzeichnet / daß in dem Flugkörper
(1o) eine von der Lage des Flugkörpers (1o) unabhängige Bezugsachse hergestellt wird, daß ein Gravitationsausgleichssignal (GBP. GBY) in Abhängigkeit von gravitationsbedingten Lageänderungpn des Flugkörpers (1o) relativ zu der Bezugsachse erzeugt v.'ird und daß das Gravitationsausgleichssignal (GBP, GBY) für eine anschließende Änderung der Flugbahn (16) des Flugkörpers (1o) gespeichert wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß zur Erzeugung des Gravitationsausgleichssignales (GBP, GiJY) die Lage des Flugkörpers (1o) geändert wird, um den Flugkörper (1o) in seiner Lage auf die Bezugsachse auszurichten, und daß das
Gravitationsausgleichssignal (GB-P, GBY) in Abhängigkeit der zur Ausrichtung erforderlichen Lageänderung erzeugt wird.

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ORIGINAL INSPECTED

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß zur Erzeugung des Gravitationsausgleichssignales (GSP, GSY) zuerst die Rollage des Flugkörpers (1ο) stabilisiert wird, dann die Bezugsachse mittels eines in dem Flugkörper (1o) angeordneten Kreisels (36) hergestellt wird und daß schließlich Signale angelegt v/erden, um ein Drehmoment auf den Kreisel (3G) auszuüben und die Bezugsachse auf die Flugbahn (16) des Flugkörpers (1o) auszurichten, wobei die angelegten Signale, wie das Gravitationsausgleichssignal gespeichert werden.

4. Einrichtung zur dynamischen Erzeugung eines Gravitationskoinpensationssignales zur Kornpensation der von der Gravitation herrührenden einwirkungen auf die Flugbahn eines Flugkörpers, insbesondere einer Lenkwaffe oder eines Geschosses,während des Fluges desselben, insbesondere zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekennzeichnet durch eine in dem Flugkörper (1o) angeordnete Vorrichtung (36) zur Erzeugung einer von der Lage des Flugkörpers (1o) unabhängigen Bezugsachuse, eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationskompensationssignales (GBP, GBY) in Abhängigkeit gravitationsbedingter Lageänderungen des Flugkörpers (1o) relativ zur Cezugsachse und eine Speichereinrichtung zur Speicherung des erzeugten Gravitationskompensationssignales (GBP, GbV) für eine anschließende Änderung der Flugbahn (16) des Flugkörpers (1o) .

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"~ 3 —

5. einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung zur Erzeugung einer Bezugsachse von einem in dem Flugkörper (1o) gelagerten Kreisel (36) gebildet ist und daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationskompcnsationssignales (GBP, GPY) folgende Merkmale umfaßt: Arretierungsmittel zur Festlegung des Kreisels (36), um die Bezugsachse in einer festen Beziehung relativ zur Lage des Flugkörpers (1o) zu halten, Mittel zur Freigabe des Kreisels (36) aus einem arretierten Zustand zu einem vorbestimmten Zeitpunkt während des Fluges des Flugkörpers (1o), eine Einrichtung (32) zur Messung der Winkeldifferenz zwischen der Lage des Flugkörpers (1o) und der Bezugsachse und zur Erzeugung eines der gemessenen Winkeldifferenz entsprechenden elektrischen Gignales und eine durch das elektrische Signal steuerbare Stelleinrichtung (42, 44) zur Drehung des Kreisels (36), um die Bezugsachse mit der Lage des Flugkörpers (1o) in Übereinstimmung zu bringen, wobei das Gravitationsausgleichssignal (GBP, GBY) in Abhängigkeit von diesem elektrischen Signal erzeugt wird.

6. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet , daß die Vorrichtung zur Erzeugung einer Bezugsachse von einem in dem Flugkörper (1o) gelagerten Kreisel gebildet ist und daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationskompensationssignales (GRP, GBY) folgende Merkmale umfaßt: Arretierung3mittel zur Festlegung dos Kreisels (3G), un die Bezugsachse in einer festen Beziehung zur Lage des Flugkör; rrs (1o) zu halten, Mittel zur Freigabe des Kreisels (3ö) aus seinem arretierton Zustand wüh-

'/ f ι / Π Ρ Β 4

rend des Fluges des Flugkörpers (1o) und eine Meßeinrichtung zur Messung der Winkeldifferenz zwischen der Cesugsachso und der Lage des Flugkörpers (1o), wobei das Gravitationskompensationssignal (GBP, GBY) in Abhängigkeit der gemessenen Differenz erzeugt wird.

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet , daß eine durch die gemessene Differenz steuerbare einrichtung zur Änderung der Flugbahn des Flugkörpers (1o) vorgesehen ist, um die Lage des Flugkörpers (1o) mit der Bezugsachse in Übereinstimmung zu bringen.

δ. Einrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet , daß Mittel zur Erzeugung eines elektrischen Signales in Abhängigkeit der gemessenen Winkeldifferenz und einer Einrichtung zur Integration des erzeugten elektrischen Signales vorgesehen sind, ura das Gravitationskompensationssignal (GBP, GBY) zu erzeugen.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet , daß Mittel vorgesehen sind, um die Rollage des Flugkörpers bei einem beliebigen Rollwinkel vor der Erzeugung des Gravitationskompensationssignales (GBP, GBY) zu stabilisieren.

1o. Einrichtung nach Anspruch 4, in der das Gravitationskompensationssianal dazu verwendet wird, einen Flugkörper über eine Flugbahn in sein Ziel zu lenken, gekennzeichnet durch Mittel zur Messung

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einer Winkeldifferenz zwischen der Bezugsachse und einer Sichtlinie (22) zum Ziel (14), Mittel zur Stabilisierung des Flugkörpers (1o) in einer beliebigen Rollage, Mittel zum Einschalten der Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationskompensationssignales und der Speichervorrichtung zur Speicherung des erzeugten Gravitationskompensationssignales im Anschluß an die Stabilisierung der Rollage durch die Stabilisierungsmittel, und eine Einrichtung zur Änderung der Flugbahn des Flugkörpers (1o) in Abhängigkeit der gemessenen Winkeldifferenz und des gespeicherten Gravitationskompensationssignales (GBP, GBY).

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