DE2830502B2

DE2830502B2 - Steuervorrichtung für Flugkörper

Info

Publication number: DE2830502B2
Application number: DE2830502A
Authority: DE
Inventors: Roland Dipl.-Phys. 7770 Ueberlingen Gauggel
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1978-07-12
Filing date: 1978-07-12
Publication date: 1981-01-15
Also published as: DE2830502C3; FR2431149A1; GB2025660A; DE2830502A1; FR2431149B1; US4288050A; GB2025660B

Description

^Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung fur

^{des Patentan}"

Sdeiner bekannten Steuervorrichtung (DE-PS

EäT

zieisucnKopiesuna . System trägt, dessen optische Achse mit der Umlaufeinen Schwellwertschalter, über welchen ein ^J, , ^r- , . »-■,. _T . r>-u u

dadurch gekennzeichnet, daß

hen, die auf einer Hälfte z. B. abwechselnd lichtdurchlässige und lichtundurchlässige Sektoren oder ein Schach- ÄÄSasa

^

5SSSS.

Filter hindurchtretende Strahlung fällt auf einen infrarotempfindlichen Empfänger, welcher bei Erfassen

SS

geschwindigkeitsvektors ^₇) versetzten Punkt f J?

⁶,. 1., Achse des optischen Systems auf das Ziel prazediert

^{a e} Hierdurch wird der Kreiselrotor mit seiner Umlauf-

2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch 45 achse und der Achse des optischen Systems ständig dem gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung Ziel nachgeführt

eine Multiplizierschaltung (22) mit vier Eingängen Die hierzu erforderlichen Signale in der Ringspule (20,28,30,32) enthält, deren erstem Eingang (20) das sind nach den Kreiselgesetzen proportional der Ausgangssignal des Schwellwertschalters (18) und Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie im Raum, der deren zweiten Eingang (32) von dem Annäherungs- 50 inertialen Sichtliniendrehgeschwindigkeit Da bei gerad* sensor (24) ein der Zeitableitung (Rr) des Abstands- liniger gleichförmiger Bewegung von Flugkörper und signals proportionales Signal zugeführt wird, und Ziel ein Kollisionskurs gesteuert wird, wenn die deren dritter und vierter Eingang (28, 30) mit dem Sichtlinie vom Flugkörper zum Ziel raumfest bleibt, Ausgang einer von dem Abstandssignal (Rr) werden die auf die Ringspule gegebenen Signale als beaufschlagten kehrwertbildenden Schaltung (26) 53 Sichtlinienänderungssignale gleichzeitig auf den Lenkverbunden ist, und daß das Ausgangssignal (<W) der regler des Flugkörpers gegeben, so daß die Kursände-Multiplizierschaltung (22) am Eingang (34) des rungsgeschwindigkeit des Flugkörpers proportional der Lenkreglers (12) dem Sichtliniendrehgeschwindig- inertialen Sichtliniendrehgeschwindigkeit wird, keitssignal (dpj aufgeschaltet ist. Solche Flugkörper werden beispielsweise als Luft-

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch 60 Luft-Raketen verwendet, wobei das Ziel von den heißen gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung b einen Entfernungs-Schwellwertschalter (56) enthält.

der von dem Abstandssignal (Rr) des Annäherungs-

d bi hi

g ( g

sensors (54) beaufschlagt ist und bei Unterschreilen

Gasen der Düsentriebwerke von Flugzeugen gebildet wird.

Es ist auch bekannt, durch Fühler die Auslenkung der Achse des Kreiselrotors gegenüber der Flugkörperzu

eines durch die maximale Querbeschleunigungsfä- μ längsachse abzutasten und den »Schielwinkel« higkeit des Flugkörpers vorgegebenen Abstands- bestimmen. Das so erhaltene Schielwinkelsignal wird i () lif d d bei der bekannten Steuervorrichtung als

wertes (Rn;) ein Umschaltsignal (Y) liefert und daß von dem Umschaltsignal (Y) ein Schalter (40)

jedoch bei der bekannten Steuervorrichtung alleiniges I.cnkkommando auf den Lenkregler geschal-

tet, so daß der Schielwinkel auf null geregelt und die Längsachse des Flugkörpers nach dem Ziel ausgerichtet wird. Damit wird aber der Flugkörper in weniger günstiger Weise zum Ziel geführt

Es ist weiterhin durch die DE-OS 19 51 518 eine Steuervorrichtung für Flugkörper mit Zielsucheinrichtung bekannt, bei welcher ein Fühler für den »Schielwinkel« zwischen Flugkörperlängsachse und optischer Achse des Zielsuchkopfs vorgesehen ist sowie ein Schwellwertschalter, über welchen ein von dem Schielwinkel abhängiges Ausgangssignal auf den Lenkregler aufschal tbar ist

Bei dieser bekannten Anordnung soll verhindert werden, daß bei starken Steuerkommandos die eine große Querbeschleunigung des Flugkörpers und einen entsprechend großen Anstellwinkel verlangen, der Zielsuchkopf nicht an den Anschlag fahren und dadurch das ZirI verlieren kann. Aus diesem Grund wird dann, wenn das Steuerkommando einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet und auch der Schielwinkel groß ist, ein Eingriff in die Steuerung vorgenommen in der Form, daß ein vom Schielwinkel abhängiges und mit diesem ansteigendes Signal dem Sichtlinienänderungssignal am Eingang des Lenkreglers entgegetgeschaltet wird. Damit wird zwar nicht die bei reiner Proportionalnavigation verlangte QuerbeschJeunigung kommandiert, es wird aber sichergestellt, daß der Zielsuchkopf in hinreichendem Abstand vom Anschlag in seinem Arbeitsbereich bleibt und weiter auf das Ziel ausgerichtet ist

Der Schwellwertschalter spricht somit auf einen Schwellwert des von der Sichtlinienänderungsgeschwindigkeit bestimmten Steuersignals an und schaltet eine Funktion des Schielwinkels als Gegenkommando auf den Eingang des Lenkreglers.

Die Trefferablage von Luft-Luft-Flugkörpern, deren Zielsuchköpfe mit infrarotempfindlichen Empfängern, insbesondere InSb-Detektoren, ausgerüstet sind, kann im Nahbereich des Ziels stark beeinträchtigt sein. Es hat sich gezeigt, daß dies auf das Vorhandensein sogenannter »Hot Spots« zurückzuführen ist »Hot Spots« sind Knotenbereiche im Abgasstrahl von Düsentriebwerken moderner Kampfflugzeuge, die in besonderem Maße Strahlung im Empfindlichkeitsbereich von InSb-Detektoren emittieren. Im Nachbrennerbetrieb kann die Strahlungsstärke in den »Hot Spots« so hohe Werte annehmen, daß die Hot Spots von dem Zielsuchkopf aufgefaßt und als Scheinziel verfolgt werden. Da solche Hot Spots in einer Entfernung von bis zu 15 m vom Heck des Flugzeugs auftreten können, bedeutet dies selbst bei sonst fehlerfreier Lenkung des Flugkörpers eine große Trefferablage vom eigentlichen Ziel.

Aber selbst dann, wenn keine Störung der Zielverfolgung durch Hot Spots eintritt, z. B. bei HF-Zielsuchköpfen, ist es im allgemeinen wünschenswert, den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der gegenüber den Triebwerken etwas in Richtung der Flugzeuglängsachse nach vorn, z. B. zum Cockpit hin, versetzt ist, wo ein Treffer meist wirkungsvoller ist

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Steuervorrichtung der eingangs definierten Art den Flugkörper auf einen Punkt zu steuern der gegenüber dem von dem Zielsuchkopf verfolgten Punkt in Richtung der Flugzeuglängsachse nach vorn versetzt ist.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 aufgeführten Maßnahmen gelöst.

In dem idealisierten Fall geradlinig gleichförmiger

Bewegungen von Ziel und Flugkörper wird der Flugkörper so gesteuert, daß die Sichtlinic zum Ziel raumfest bleibt Die Flugkörperlängsachse wird sich dabei unter einem umso größeren Winkel zur Sichtlinie einstellende größer der Winkel zwischen Sichtlinie und Flugzeuggeschwindigkeitsvektor ist Wenn der Geschwindigkeitsvektor des Zielfiügzeuges in Richtung der Sichtlinie verläuft muß der Flugkörper in Richtung der Sichtlinie fliegen und richtet sich mit seiner

ίο Längsachse nach dieser und damit nach der Achse des Zielsuchkopfes aus. Der »Schielwinkel« ist dann null. Bewegt sich jedoch das Flugzeug unter einem Winkel quer zur Sichtlinie, so muß sich die Flugkörperlängsachse unter einem solchen Winkel zu der Sichtlinie einstellen, daß sie und damit auch die Bewegungsrichtung des Flugkörpers auf einen in der Bewegungsrichtung des Flugzeuges vor diesem liegenden Punkt gerichtet ist Ein Vorhaltsignal wirti nur erzeugt wenn der Winkel zwischen Sichtlinie und Fluggeschwindig keitsvektor, und damit der Schielwinkel, ein bestimmtes vorgegebenes Maß überschreitet ^is Vorzeichen des

Vorhaltsignals wird dabei von dem Vorzeichen des Schielwinkels bestimmt Das Vorhaltsignal ist weiterhin abhängig von der

Entfernung zwischen Flugkörper und Zielflugzeug. In großen Abstand des Flugkörpers vom Zielflugzeug ist kein oder praktisch kein Vorhaltsignal erforderlich, da aus großem Abstand gesehen die Winkelgeschwindigkeit des Sichtlinienvektors zum Zielflugzeug und z. B.

die des Sichtlinienvektcrs zu eimern »Hot-Spot« praktisch übereinstimmen. Ein Vorhaltsignal wird wirksam bei kleinen Abständen vom Ziel.

Durch die DE-AS 19 12 704 ist ein Verfahren zur Eigenlenkung eines nach der Radar-Zielsuchmethode sein Ziel ansteuernden militärischen Flugkörpers beim Einsatz desselben gegen Seezielobjekti: bekannt bei dem die Lenkorgane des Flugkörpers von Radar-Fehlersignalen in Azimut und Elevation verstellbar sind. Um nicht nur die aus dem Wasser herausragenden und von dem Radar erfaßten Teile des Seezielobjekts zu treffen, ist dort vorgesehen, daß aus den Radar-Fehlersignalen in der Elevationsebene eine Zusatzsteuerspannung gewonnen wird, die die Flugrichtung des Flugkörpers in der Elevationsebene derart beeinflußt, daß der Flugkör-

■»5 per sein Zielobjekt in der Elevationsebene in einem vorgegebenen Abstand unter dem Treffpunkt trifft der ohne Aufschaltung der Zusatzsteuerspaninung getroffen worden wäre. Zweck dieser Maßnahme ist ein Schiff nicht im Bereich der Deckaufbauten sondern im Bereich der Wasserlinie oder darunter zu treffen. Dem Gegenstand der DE-AS 19 12 704 liegt eine ähnliche Aufgabe zugrunde wie der vorliegenden Anmeldung. Es handelt sich jedoch um eine andere Anwendung und auch um andere Lösungsmittel

Insbesondere wird bei der Anordnung nach der Erfindung ein Vorhalt in Richtung des -- variablen — Flugzeuggeschwindigkeitsvektors vorgegeben und nicht wie bei der bekannten Anordnung nur eine Ablenkung in dar Elevationsebene nach unten.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.

Die Erfindung ist nachstehend an zwei Ausf'ihrungsbeispielen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert.

F i g. 1 veranschaulicht die Flugbahn-Geometrie;

Fig. 2 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung;

Fig. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation der

Flugbahnen eines Zielflugzeuges und eines mit einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung gesteuerten Flugkörpers;

Fig. 4 ist ein Blockschaltbild einer gegenüber der Ausführungsform von Fig. 2 vereinfachten Steuervorrichtung.

Es sei angenommen, daß das zu verfolgende Flugzeug FZ in einem Abstand A hinter seinem Triebwerkaus'aß in der Verlängerung der Flugzeuglängsachse einen »Hot Spot« HTSP erzeugt, und daß der Suchkopf des Flugkörpers FK statt des Flugzeugtriebwerkes diesen Hot Spot verfolgt. Der Flugkörper FK würde dann nach dem Gesetz der Proportionalnavigation so gesteuert, daß einer Änderung des Sichtlinienwinkels up zu diesem Hot Spot HTSPim Raum entgegengewirkt wird und der Flugkörper in unerwünschter Weise einen Kollisionskurs mit dem Hot Spot HTSP verfolgt. Aus der Flugbahn-Geometrie gemäß F i g. I ergibt sich folgende Beziehung zwischen dem Sichtlinienwinkel or zu dem Schein/.iei Hot Spot HTSPund dem Sichtlinienwinkel σ; zu dem wahren Ziel Flugzeug FZ und zwischen den entsprechenden Sichtlinienwinkelgeschwindigkeiten:

Es ist

Ul

wobei

yr der Winkel zwischen dem Flugzeuggeschwindigkeitsvektor VYundder Referenzrichtung REFund

Rt der Abstand zwischen Flugkörper FK und Flugzeug FZ ist.

Durch Differentiation nach der Zeit ergibt sich daraus:

"T = Tp - —-

A R_T

cos (Tp-T₇-)

(2)

(t_p - -/_T)COS(Tp - γ_τ) -

Es muß also an dem Lenkregler dem vom Suchkopf gelieferten öp-Steuersignal ein Vorhaltsignal aufgeschaltet werden, um nicht nach dp sondern örzu regeln und den Flugkörper statt auf den Hot Spot HTSP auf das Flugzeug zu steuern.

Gleichung (2) läßt sich folgendermaßen vereinfachen:

1. Die Größe

COS(o> — CT₇-)

kann näherungsweise gleich eins gesetzt werden. In größerem Abstand von Ziel ist op im wesentlichen gleich Ot- Die Winkel unterscheiden sich in nennenswertem Maße erst bei einer solchen Annäherung an das Ziel, daß dann eine Korrektur des Lenkkommandos durch eine Kosinusfunktion der Winkeldifferenz sowieso keine nennenswerte Auswirkung auf die Flugbahn des Flugkörpers FK hat

2. Bei üblichen Luft-Luft-Flugkörpern ist einerseits infoige der hohen Verstärkung in der Lenkschleife

ο/· klein. Auch die Flugrichtung des Ziels ändert siel relativ langsam, so daß der Term όρ-γτ relati' klein ist. Rr, d. h. die Annäherungsgeschwindigkei des Flugkörpers an das Flugzeug ist relativ groß, s< daß /?r//?rgroß gegen όρ-γτ wird und der zweiti Term der Klammer in Gleichung (2) den erstei Term immer dann überwiegt, wenn die Winkeldif ferenzop—yrnicht zu klein wird.
Der Winkel ορ-γτ /.wischen der Sichtlinie zun Scheinziel HTSPund der Flugzeuggeschwindigkei hängt, wie eingangs schon erläutert, mit den Schielwinkel A zwischen Flugkörperachse un< Zielsuchkopfachse zusammen. Es kann die Sinus funktion von ορ—γτ näherungsweise durch eini Stufenfunktion des Schielwinkeis λ ersetzt werder die für kleine Schielwinkel den Wert null hat um oberhalb eines Grenzwinkels +kr, einen festei positiven Wert K und unterhalb eines negativei Grenzwinkels — Ar,- einen entsprechenden negati ven Wert — K annimmt.

Damit vereinfacht sich Gleichung (2) zu

·,- = Tp — Tp

für λ > '/.(■

für / 5Ξ /_R

_rx = A K — ysign(A)

^KT

Bleibt der Schielwinkel λ während des gesamter Fluges klein, so handelt es sich im wesentlichen uneben direkten Nachschuß, so daß die Hot Spots die Lenkung des Flugkörpers nicht störend beeinflussen. E; wird in diesem Falle kein Korrektursignal dpi, aufgeschaltet. Die Aufschaltung eines Korrektursignal! erfolgt bei größeren Schielwinkeln die auftreten, wenr das Flugzeug sich quer zur Sichtlinie bewegt.

Als wesentliche Größen werden in Gleichung (4) die Annäherungsgeschwindigkeit Rt und der Abstand R, des Flugkörpers zum Ziel benötigt Beide Werte werder mit Hilfe eines Annäherungssensors gemessen. Dei Abstand A zwischen Hot Spot HTSPund Flugzeugheck wird als konstant vorausgesetzt und definiert zusammer mit der geeignet gewählten Größe K die Verstärkung des Korrekturgliedes.

Eine Schaltungsanordnung, durch welche eine Kor rektur des Steuersignals gemäß Gleichung (3) und (4^ erfolgt, ist in F i g. 2 als Blockschaltbild dargestellt

Mit 10 ist ein Suchkopf bezeichnet der beispielsweise nach Art der DE-PS 14 06 578 ausgebildet sein kann unc ein Signal proportional zu Op liefert der Winkelge schwindigkeit des Sichüinienvektors zu dem voit Suchkopf 10 verfolgten Zieles, welches im vorliegender Fall der Hot Spot HTSP ist Dieses Signal äi beaufschlagt den Lenkregler 12, der über ein Stellgliec 14 die Flugkörperbewegung in üblicher Weise beein flußt Die Flugkörperbewegung und Bahnkinematik is in F i g. 2 durch das Kästchen 16 symbolisiert Sie ergib eine Beeinflussung von Rt, Rt und ap. Das ist dk Lenkschleife eines Flugkörpers bei Proportionalnaviga tion.

Der Suchkopf 10 weist weiterhin einen Abgriff füi den Schielwinkel λ auf. Das von diesem Abgrif gelieferte Signal beaufschlagt einen Schwellwertschal ter 18. Der Schwellwertschalter 18 liefert das Ausgangs signal null für -λσ^λ< +A_& Für Schielwinkel λ>λ₍ liefert der Schwellwertschalter 18 ein Signal +AK

für Schielwinkei λ< -λ,, ist das Ausgangssignal gleich -A-K.

Das Ausgangssignal des Schwellwertschalters 18 liegt an einem Eil.gang 20 einer Miiltiplizierschaltung 22. Ein Annäherungssensor 24 li'-fert Signale nach Maßgabe des Abstandes Ri zwischen Flugkörper und Zielflugzeug und der Abstandsänderung Rr. Das Abstandssignal 1 liegt an einer kehrwertbildenden Schaltung 26 an. Da? ist praktisch ein Quotientenbildner, an dessen Zählereingang ein konstantes Signal »eins« anliegt und dessen Nennereingang das Signal Rr erhält. Das Ausgangssignal MR: der Schaltung 26 liegt gleichzeitig an zwei Eingängen 28, 30 der Multiplizierschaltung 22 an. An einem weiteren Eingang 32der Multiplizierschaltung 22 liegt das Signal Ri von dem Annäherungssensor 24. Die Multiplizierschaltung 22 erzeugt ein Signal proportional dem Produkt aller an den vier Eingängen 20, 28, 30 und 32 anliegenden Signale, und dieses Signal

wird als Vnrhait>;iomii am Pintjanc* Ηρε ι (>niere>n\f*rK to Anderun⁰ der Sichtünie

somit genau das Ziel. Die Trclferbedingung in diesem Augenblick ist durch den ausgezogen gezeichneten Kreis dargestellt.

Die Steuervorrichtung kann weiter vereinfacht werden, wenn man dafür sorgt, daß die Annäherungsgeschwindigkeit Rt einen bestimmten Minimalwert Rrmm nicht unterschreitet, der durch

\a-K ^RJr\ ~ 2 U. ' (M

definiert wird.

In dieser Ungleichung bedeutet am den Grenzwert der .Sichtliniendrehgeschwindigkeit, der das maximale Ruderstellmoment des Flugkörpers zur Folge hat. Der Lenkregler erhält ein der Sichtliniendrehgeschwindigkeit or proportionales Signal und bewirkt ein der

dem Sichtlinicndrehgeschwindigkeitssignal op aufgeschaltet.

Wenn der Schielwinkel zwischen —Ac; und +Ac liegt, ist das Signal am Eingang 20 null, und dementsprechend ist auch das Ausgangssignal der Multiplizierschaltung 22 null. Die Lenkung des Flugkörpers FK erfolgt in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation auf den Hot Spot hin. der aber vom Flugkörper aus gesehen im wesentlichen fluchtend mit dem eigentlichen Ziel liegt, so daß der Flugkörper schließlich auch das Ziel trifft. Wird der Schielwinkel A größer als ¹ λα oder kleiner als —λα. so liefert die Multiplizierschaltung ein Vorhaltsignal όρκ gemäß Gleichung (4). welches dem Signal op in Übereinstimmung mit Gleichung (3) bei 34 aufgeschaltet wird.

Fig. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation des beschriebenen Korrekturverfahrens. Es handelt sich dabei um einen Zielanflug eines realistischen Luft-Luft-Flugkörpers, auf ein nichtmanövrierendes Ziel mit folgenden Anfangsbedingungen:

' = 0 ''.W = 300 m see Abschußgeschwindigkeit des Flugkörpers.
I₇- = 300 m see Geschwindigkeit des

Zieles.

Tp_n = 60 Angriffswinkel.

R_Tf) = 800 m Abschußentfernung.

moment, des seinerseits der Sichtliniendrehgeschwindigkeit proportional ist. Dem konstruktiv bedingten maximalen Ruderstellmoment entspricht ein bestimmter Grenzwert άρα der Sichtliniendrehgeschwindigkeit.

Rtc, ist ein Grenzwert des Abstandes vom Ziel, der dadurch bestimmt ist, daß bei der konstruktiv bedingten maximal möglichen Querbeschleunigung des Flugkörpers aus diesem Abstand heraus ein vorgegebener optimaler Vorhalt des Flugkörpers erreichbar ist.

Bei Erfüllung der in Gleichung (5) angegebenen Bedingung kann zunächst eine Lenkung des Flugkörpers in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation erfolgen bis der Abstand Rm vom Ziel erreicht ist. In diesem Abstand wird die Lenkschleife aufgebrochen und auf den Lenkregler das Lenkkommando öpc aufgeschaltet, das maximale Querbeschleunigung des Flugkörpers bewirkt. Dieses Lenkkommando dpa erzeugt dann, wegen der entsprechenden Wahl des Abstandes Rtc den gewünschten Vorhalt gegenüber dem durch die zuletzt erhaltene op-Information bestimmten Kurs.

Diese Aufschaltung erfolgt jedoch, wie bei oer Steuervorrichtung von F i g. 2, nur dann, wenn der Schielwinkel vorgegebene Grenzwerte ±λα überschreitet. Die dem Lenkregler zugeführten Signale sind dann

Nach einer Flugzeit von 3,26 Sekunden hat sich die in Fig.3 dargestellte Flugbahngeometrie eingestellt Bis zu diesem Zeitpunkt flog der Flugkörper nach der reinen Proportionalnavigation und verringerte seinen Abstand zum Ziel bis auf 130 m. Dieser Flugzustand ist Ausgangspunkt für den Zielanflug mit und ohne Korrektur. Die gestrichelte Linie stellt die Flugbahn des Flugkörpers ohne Korrektur dar. Die Querverbindung zwischen Flugkörper- und Zielbahn sind die Sichtlinien zwischen Flugkörper-Suchkopf und Hot Spot in Zeitintervallen von 0,05 Sekunden. Nach 3,6 Sekunden eo fliegt der Flugkörper mit einer Ablage von ca. 0,2 m an dem Hot Spot HTSP vorbei. Geht man davon aus, daß die zulässige Trefferablage 10 m beträgt, was durch den gestrichelten Kreis dargestellt ist, so erfüllt der Flugkörper die Trefferbedingung gerade nicht mehr.

Mit der beschriebenen Korrektur fliegt der Flugkörper längs der ausgezogenen Flugbahn. Der Flugkörper kreuzt die Flugbahn 10 m vor dem Hot Spot und trifft (T₇- = (tp für I /.! < /._G

und R_T< R_TC oder R_T > R_TG (6)

σ_τ = cip_G ■ sign(/.) für I /1 > >._c und R_T < R_TG

Eine nach diesem Prinzip arbeitende Steuervorrichtung ist in Fig.4 schematisch als Blockdiagramm dargestellt

In Fig.4 ist mit 36 ein Suchkopf bezeichnet, der ein Signal dp proportional der Sichtliniendrehgeschwindig keit σ pm sowie ein Signal proportional dem Schielwinkel A liefert Das erstere Signal liegt an einem festen Kontakt 38 eines Umschalters 40 (der hier als mechanischer Umschalter dargestellt ist aber von einem elektronischen Bauteil gebildet werden kann). Das Schielwinkelsignal liegt an einem Schwellwertschalter 42 an, der bei einem Schielwinkel

- i_G < λ < + A₆
ein Ausgangssigna] null, bei einem Schielwinkel A>A,_G

ein Ausgangssignal + 2 (ηκ; und bei einem Schiel winkel λ<—λ(, ein Ausgangssignal -2 ore liefert. Dieses Ausgangssignal liegt an einem zweiten festen Kontakt 44 des Umschalters 40 an. Der bewegliche Kontakt 46 des Umschalters 40 (oder sein elektronisches Äquivalent) ist mit dem Lenkregler 48 verbunden.

Der Lenkregler 48 beeinflußt über ein Stellglied 50 die Fliigkörperbewegung, wobei die Flugkörperbewegung und BahnKinematik wieder durch ein Kästchen 52 symbolisiert ist. Die Sichtliniendrehgeschwindigkeit όι·,_π wird von dem Suchkopf 36 gemessen und in ein entsprechendes Signal dp umgesetzt, womit die normale Lenkschleife geschlossen ist.

Der Abstand Ri des Flugkörpers vom Ziel wird mittels eines Annäherungssensors 54 erfaßt, und ein entsprechendes Signal beaufschlagt einen Schwellwertschalter 56. Der Schwellwertschalter 56 liefert ein Ausgangssignal Y = 0 für Ri> Rn; und ein Ausgangssignal Y= L für Rr<Rn;. Das /.-Signal am Ausgang des SlIiwcmwci isciiiiiiei s 56 iegi ueii unisülialici 40 au* der gezeichneten Stellung, in welcher der Kontakt 38 mit dem Eingang des Lenkreglers 48 verbunden ist. um in die andere Stellung, wo über den Kontakt 44 der Ausgang des Schwellwertschalters 42 auf den Lenkregler 48 geschaltet ist.

Wenn also der \bstand Rr kleiner als der Grenzwert Rix; wird, dann wird der Schalter 40 umgelegt und der rtr-Ausgang des Suchkopfes von dem Lenkregler 48 abgeschaltet. Stattdessen erhält der Lenkregler 48 das Ausgangssignal 2 (in;, wenn λ>λ₍, ist bzw. -2 on;. wenn λ<λο ist. Der Lenkregler 48 kommandiert dann auf jeden Fall die maximal mögliche Qucrbeschlci;ni gung des Flugkörpers, und zwar mit dem durch chis Vorzeichen des Schielwinkels entsprechenden Vorzeichen. Rn; war so gewählt worden, daß sich damit der gewünschte Vorhalt ergibt.

Die beschriebene Anordnung wurde hnhand der Steuerung eines Flugkörpers auf einen Punkt vor einem »Hot Spot« erläutert. Die Steuerung kann iedoch in gleicher Weise verwendet werden, um den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der sonstwie vor dem vom Suchkopf erfaßten Punkt liegt. Wenn der Suchkopf / B. ein am Heck des Flugzeuges angeordnetes Düsentrieb WcTK cfiäui, udi'ii'i ist cS iiVi iiti^ciVicificn güi'iSii^ci'. urn Flugkörper auf einen um einen bestimmten Betrag vor diesem Triebwerk liegenden Punkt zu lenken, weil dort ein Treffer wirkungsvoller ist.

ier/u 4 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentanspröche:

1, Steuervorrichtung für Flugkörper, die mittels eines Zielsuchkopfes auf Flugzeuge gelenkt werden, enthaltend:

einen Zielsuchkopf und eine Einrichtung zum ständigen Ausrichten des Zielsuchkopfes auf ein Ziel, ^

Mittel zur Erzeugung eines Sichtlinienänderungssignals, welches proportional ist der Änderungsgeschwindigkeit der vom ZielsuchkopfzumzfelveriaufendenSichüinieimRaum, einen von dem Sichtlinienänderungssignal beaufschlagten Lenkregler

gesteuert ist, welcher das Sichtliniendrehgeschwindigkeitssignal (ö/>) von dem Lenkregler (48) ab- und dafür das Signal des Schielwinkel-Schwellwertschalters (42) aufschaltet, wobei das Signal des Schielwinkel-Schwellwertschalters dem zweifach positiven bzw. negativen Grenzwert der Sichtliniendrehge- «hwindigteit (*«) entspricht, der das maximale Ruderstellmoment zur Folge hat