DE3047280A1

DE3047280A1 - "verfahren und einrichtung zum erzeugen von aus lenkkommandos gebildeten ansteuersignalen fuer lenkorgane von rollenden flugkoerpern"

Info

Publication number: DE3047280A1
Application number: DE19803047280
Authority: DE
Inventors: Josef Dipl.-Ing. 8012 Ottobrunn Hainz
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1980-12-16
Filing date: 1980-12-16
Publication date: 1982-06-24
Also published as: GB2090433B; FR2496293B1; FR2496293A1; GB2090433A; DE3047280C2

Description

Verfahren und Einrichtung zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für Lenkorgane von rollenden Flugkörpern

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Einrichtung zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane von um ihre Längsachse rollenden Flugkörpern.

Derartige Flugkörper werden entweder ferngelenkt oder steuern sich durch automatische Zielverfolgung selbst; im ersten Fall werden die Lenkkommandos von einem Lenkstand über einen geeigneten Nachrichtenweg, z.B. einen Lenkdraht, an den Flugkörper übermittelt, während im zweiten Fall die Lenkkommandos in der Regel im Flugkörper selbst erzeugt werden. Solche Flugkörper werden z.B. zur Panzerbekämpfung oder zur Tieffliegerabwehr verwendet und weisen in der Regel ein Triebwerk auf, in dessen Triebwerkstrahl zur Lenkung des Flugkörpers ein oder mehrere Strahlruder entsprechend den Lenkkommandos eintauchen. Solche Strahlrudersteuerungen sind im allgemeinen Schwarz-Weiß-Steuerungen, d.h. die Eintauchtiefe eines Strahlruders in den Triebwerkstrahl ist für jedes Lenkkommando gleich, lediglich die Eintauchdauer ist entsprechend unterschiedlichen Lenkkommandos unterschiedlich. Der Betrag des Kommandos bzw. des Steuermomentes auf den Flugkörper wird demnach durch die Eintauchdauer des Strahlruders in den Triebwerkstrahl, die Wirkrichtung des Kommandos durch die Phasenlage des Lenkkommandos bezogen auf eine Referenzroilage des Flugkörpers dargestellt.

Bei derartigen selbstgetriebenen Flugkörpern ist insbesondere die Flugphase direkt nach dem Start kritisch. Zum einen ist hier die Geschwindigkeit des Flugkörpers noch so gering, daß etwaige aerodynamische Stabilisierungsflächen des Flugkörpers noch 'nicht voll wirksam sind, d. h. der Flugkörper noch nicht ausgeprägt flugstabil ist. Zum anderen können bereits geringfügige Störungen während des Abschusses des Flugkörpers, so z. B. ein nicht momentenfreier Abgang des Flugkörpers von einer Startrampe oder aus einem Abschußrohr, zu Flugabweichungen führen, indem die Längsachse des Flugkörpers nicht mehr genau mit der Sol!flugrichtung übereinstimmt. Hier müssen demnach Vorkehrungen getroffen werden, um diese Abweichungen möglichst gering zu halten oder auszugleichen.

Bei den bisher verwendeten Verfahren zur Erzeugung der Lenkkommandosignale ist es nur schwer möglich, zusätzlich zu diesen Lenkkommandosignalen andere, z. B. in einem inneren Regelkreis des Flugkörpers erzeugte Signale vektoriell zu addieren.Derartige Zusatz- bzw. Korrektursignale könnten dazu dienen, die Abweichung der Längsachse des Flugkörpers von der Sollflugrichtung in Abhängigkeit des Anstellwinkels zwischen Längsachse und Flugrichtung oder der Auslenkgeschwindikjgeit regeltechnisch zu kompensieren.

Eine Umwandlung der übermittelten Lenkkommandosignale und der in einem inneren Regelkreis gebildeten Korrektursignale in eine andere Darstellungsart des tatsächlichen Lenkkommandos führt zu einer Verzögerung der Kommandoausführung von mindestens einer Rollperiode, was in Grenzfällen regeltechnisch nicht mehr tragbar., ist.

Aus der DE-PS 14 56 161 ist ein Verfahren zur Fernlenkung eines um seine Rollage rotierenden Flugkörpers beschrieben, bei dem flugkörperintern mittels eines Wendekreisels die Winkelgeschwindigkeit des Flugkörpers um eine flugkörperfeste Querachse gemessen wird. Im Flugkörper werden die in kartesischen Koordinaten dem Flugkörper übermittelten Kommandosignale in Polarkoordinaten umgewandelt und in Abhängigkeit vom Ergebnis der Meßwerte des Wendekreisels so korrigiert, daß der Flugkörper mit seiner Längsachse wieder in die Sollflugrichtung zurückgeführt wird. Für ein derartiges Verfahren sind demnach ein Koordinatenwandler und ein zusätzlicher Wendekreisel notwendig.

Bei einer Fernlenkung mit einer solchen Koordinatentransformation können zwar Lenkkommandosignale von dem Lenkstand und im Flugkörper entwickelte Korrektursignale überlagert werden," jedoch sind die daraus ermittelten Ansteuersignale nur eine Annäherung an das tatsächlich benötigte Signal, so daß der Flugkörper in Art einer Zweipunktregelung geführt wird, demnach ständig mit seiner Längsachsenrichtung um den Sollwert pendelt (sogenanntes Chatter-Prinzip). Um die positive und negative Halbwelle des Lenkkommandosignales ausnutzen zu können/ ist außerdem ein elektrisch gekoppeLtes Strahlruderpaar vorgesehen, wobei in der Regel ständig ein Strahlruder in den Triebwerkstrahl eintaucht. Aus diesen Gründen wird auch die effektive Schubkraft verringert, insgesamt erfüllt diese Art der Fernlenkung zwar die normalerweise gestellten Anordnungen. Wünschenswert wäre jedoch eine verbesserte Steuerung, bei der eine höhere Flugpräzision erreicht werden könnte.

Bei den erwähnten Flugkörpern ist es unter anderem teilweise erwünscht, den Flugkörper um 90° bzw. 180° um die Referenzrollage verdreht zu starten. Da die Referenzroilage oftmals durch einen aus einem Lagekreisel abgeleiteten sogenannten Top-Impuls dargestellt wird, der den Referenzimpuls

für die Phasenlage der Lenkkommandosignale bildet, so wurden bei einem solchen Start die Seiten- bzw. Hochkoinitiandos mit dem Topimpuls zeitlich zusammenfallen. Damit müßten in der Lenkanlage und im Flugkörper die Lenkkommandosignale und der Topimpuls simultan empfangen werden können. Da derartige Flugkörper meistens über Lenkdraht ferngelenkt werden, dessen Übertragungsbandbreite beschränkt ist, ergeben sich hierbei Schwierigkeiten, die nicht zuverlässig überwunden werden können.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren und eine Einrichtung der eingangs genannten Art so zu verbessern, daß der Flugkörper wesentlich präziser gelenkt werden kann, als das bei bisher mit diskontinuierlich betätigten Lenkorganen der Fall war.

Diese Aufgabe ist gemäß der Erfindung für ein Verfahren durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 1 und für eine Einrichtung durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruches 7 angegebenen Merkmale gelöst.

Das Ansteuersignal für das Lenkorgan wird demnach aus einem Kommandosignal entwickelt, welches vorzugsweise ein Sinussignal ist , dessen Amplitude dem Betrag des Kommandos und dessen Phasenlage gegenüber der Referenzroilage der Wirkrichtung des Kommandos entsprechen. Durch eine solche Ausbildung des Kommandosignales ist es möglich, flugkörperintern entwickelte Korrektursignale, so z.B. die Abweichung der Flugkörperlängsachse von einem Sollwert oder die Auswanderungsgeschwindigkeit der Flugkörperlängsachse aus der Sollage, diesem Kommandosignal innerhalb eines internen Regelkreises zu überlagern, so daß sich wiederum ein sinusförmiges Gesamtkommandosignal ergibt.

Beim Null-Durchgang dieses Gesamtkommandosignales wird ein Funktionsgenerator gestartet, mit dem eine Funktion erzeugt wird, die derart festgelegt ist, daß sie das Kommandosignal zu zwei zu dessen Maximum symmetrisch gelegenen Zeitpunkten schneidet, wobei die Zeitspanne zwischen den Schnittzeitpunkten der Amplitude des Kommandosignales proportional ist. Im Gegensatz zu nach bekannten Verfahren entwickelten Ansteuersignalen ist ein gemäß der Erfindung entwickeltes Ansteuersignal tatsächlich eine präzise Darstellung des idealen Sinussignales und nicht nur eine grobe Annäherung. Das Ansteuersignal wird zudem zeitsynchron mit dem Kommandosignal entwickelt.

Die Bildung des Ansteuersignales gemäß der Erfindung bringt für den Flugkörper in der Startphase auch eine wesentlich höhere Flugstabilität als bisher. Auch wenn in dieser Phase keine LenkkommandosignaIe dem Flugkörper übermittelt werden, so werden flugkörperintern die erwähnten Korrektursignale entwickelt, die ihrerseits durch eine Sinus- bzw. Kosinusfunktion darstellbar sind. Die hieraus entsprechend dem Funktionssignal entwickelten Ansteuersignale entsprechen präzise den sinusförmigen Korrektursignalen, so daß der Flugkörper sofort exakt in seine Sollrichtung überführt wird, ohne daß er um diese Sollrichtung schwingt. _#

Durch die Einführung eines inneren Regelkreises ist insgesamt eine höhere Regelkreisverstärkung möglich, wodurch das Längssystem für den Flugkörper unempfindlich gegen Störparameter wird und der Flugkörper somit besser in der Sollflugrichtung gehalten werden kann. Außerdem kann der Flugkörper auch in einer Rollage gestartet werden, die gegenüber der Normallage verdreht ist, da bei dem Verfahren gemäß der Erfindung das zeitliche Zusammenfallen des Topimpulses und des Lenkkommandosignales kein Problem bildet. Es muß lediglich der Bordempfänge; des Flugkörpers so ausgelegt werden, daß er über den Ubertra-

gungsweg,d.h. im allgemeinen einen Lenkdraht, den Tcpimpuls aussenden kann, ohne das empfangene Lenksignal wesentlich zu stören. Der Flugkörper kann mit sehr geringer Bandbreite ferngelenkt werden, so daß Lenkdrähte weiterverwendet werden können.

Selbstverständlich ist es möglich, anstelle eines Lenkorganes auch zwei, um 180° versetzte Lenkorgane zu verwenden. Hierzu muß lediglich das Kommandosignal \Aorzeichenmäßig umgekehrt und dann wiederum mit dem Funktionssignal zum Schnitt gebracht werden. Das Funktionssignal wird in diesem Fall bei jedem Null-Durchgang des Gesamtkommandosignals gestartet.

Die Form des Funktionssignals hängt von der gewünschten Wirkung im Hinblick auf die Dauer des Ansteuersignales ab. Das Funktionssignal hat vorzugsweise die Form

a
y = .== · χ cos x,

co wobei a eine Konstante χ = V^t mit ^-ff gleich der Rollfrequenz des Flugkörpers und t gleich der Zeit ist. Wenn bei einem

Vollkommando(K_FK = 1) die" Breite des Ansteuersignals 120° sein soll, was ein üblicher Wert für strahlrudergelenkte Flugkörper ist, nimmt die Konstante a den Wert ± 3 ein.

Weitere Ausgestaltungen und Vorteile der Erfindung gehen aus den Unteran.sprüchen in Verbindung mit der nachfolgenden Beschreibung hervor, in der die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert ist. In der Zeichnung stellen dar:

Figur 1 ein Blockschaltbild einer Einrichtung zum Erzeugen von Ansteuersignalen für einen ferngelenkten Flugkörper gemäß der Erfindung;

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Figur 2 ein Polardiagramm zur Darstellung eines Gesamtkommando signale s, das aus einem Lenkkommandosignal und einem Korrektursignal zusammengesetzt ist;

Figur 3 eine. Signaldarstellung für ein Kommandosignal und ein Funktionssignal zur Ableitung eines Ansteuersignales für ein Strahlruder des Flugkörpers;

Figur 4 ein Blockdiagramm einer Schaltung zum Erzeugen des Funktionssignals.

In Figur 1 ist eine Einrichtung zum Erzeugen von Ansteuersignalen für ein Strahlruder 1 eines ansonsten nicht dargestellten, um seine Längsachse rollenden ferngelenkten Flugkörpers gezeigt. Der Flugkörper wird über einen Lenkdraht 2 ferngelenkt, der ortsseitig mit einem Koppler 3 verbunden ist, der gleichzeitig als Bordempfänger zum Empfangen der von einem nicht dargestellten Lenkstand übermittelten Kommandosignale und Sender zum. Aussenden eines Referenz-Topimpulses zum Lenkstand dient.

Vom Lenkstand werden über den Lenkdraht Lenkkommandosignale K_T„ in Form eines Kosinussignales der Form

^KLE ⁼ S ^{COS (0}

an den Flugkörper übermittelt. Die hier gewählte Darstellung erfolgt in Polarkoordinaten entsprechend der Figur 2, so daß & die Amplitude des Lenkkommandosignales, 0 gleich urt mit ?f=r gleich der Rollfrequenz des Flugkörpers und t gleich der Zeit ist. Der Winkel ds gibt die Phasenlage des übermittelten Lenkkommandosignales hinsichtlich der Referenzrollage des Flugkörpers an, wobei jeweils dann, wenn der Flugkörper diese Referenzlage einnimmt, an den Lenkstand der erwähnte Topimpuls gesendet werden. Der Topimpuls wird innerhalb de·? Flugkörpers

durch ein Kreiselsystem 5 in bekannter Weise abgeleitet.

Dem Lenkkommandosignal werden flugkörperintern entwickelte Korrektursignale überlagert, und zwar, wie in Figur 1 angedeutet, die Abweichung u der Flugkörperlängsachse von einer Sollrichtung bzw. die Auslenkgeschwindigkeit u' der Flugkörperlängsachse aus dieser Sollrichtung. Dieses Korrektursignal wird flugkörperintern mit Hilfe eines inneren Regelkreises erzeugt, indem z.B. diese erwähnten Meßwerte mit einem Kreisel gemessen werden. Die Ablage u der Flugkörperlängsachse kann mit einem normalen Lagekreisel, die Ablenkgeschwindigkeit u¹ z.B. mit einem Wendekreisel in bekannter Weise gemessen werden. In Figur 1 ist diese Tatsache schematisch dadurch dargestellt, daß ein Ausgangssignal entsprechend der Ablage u oder der Ablagegeschwindigkeit u' auf die Summierstelle 4 zurückgeführt und dort dem Lenkkommandosignal überlagert wird. Das resultierende Signal ist ein Gesamtkommandosignal K-_v für den Flugkörper wiederum in Form

FK

eines Kosinussignales, mit einer Phasenlage <=< „_v gegenüber der

Γ Λ.

Referenzrollage des Flugkörpers, wie dies auch in Figur 2 dargestellt ist. Die-Abszisse und Ordinate in Figur 2 entsprechen hierbei den beiden senkrecht auf der Flugkörperlängsachse stehenden Winkelrichtungen und geben gleichzeitig für die Lenkkommandosignale die Amplitude in diesen beiden Richtungen an.

Das Gesamtkommandosignal kann aufgrund der obigen Überlegungen allgemein dargestellt werden als

K_FK(x) = £_FK cos χ (2)

χ ist hierbei eine Funktion von 0 undcC sowie von den beiden senkrecht zur Flugkörperlängsachse stehenden Winkelkoordinaten Θ· und Υ¹ .Dieses Signal K_FK ist in Figur 3 dargestellt. Auf der Zeitachse sind ferner zwei Topimpulse gezeigt,

woraus sich die Phasenlage des Gesamtkommandosignales entnehmen läßt.

Aus diesem Kommandosignal wird nun das ebenfalls in Figur 3 dargestellte Funktionssignal y(x) entwickelt. Hierbei soll vorausgesetzt werden, daß bei einem Vollkommando, d.h. einem Kommandosignal K„_K mit maximaler Amplitude entsprechend einem hier normierten Wert von EINS die Kommandoimpulsbreite 120° entsprechend 2/3TT betragen soll. Dieser Wert hat sich für strahlrudergesteuerte Flugkörper als annehmbarer Wert herausgestellt. Dies bedeutet, daß das Strahlruder während einer Drittel Rollumdrehung des Flugkörpers in den Triebwerkstrahl eingetaucht bleibt.Die Kommandoimpulsbreite soll weiterhin, wie oben erläutert, proportional zu der Amplitude des Kommandosignales sein, auch wenn dieses kein Vollkommandosignal ist. Aufgrund dieser Voraussetzungen läßt sich das Funktionssignal y(x) wie folgt darstellten:

y(x) = ^. · χ cosx für 0<x<tr/2 (3) y(x) = -^ · χ cos χ für - TT/2 4. χ ^-0 (4)

Zur Erzeugung dieses Funktionssignales ist ein Funktionsgenerator 6 erforderlich, der in Figur 4 näher dargestellt ist. Das Kommandosignal K„„ wird dem positiven Eingang eines Kamparators 7 zugeführt, dessen anderer

Eingang auf Nullpotential liegt. Am Ausgang dieses Komparators 7 erscheint demnach nur dann ein Signal, wenn das Kommandosignal K^₁. positiv ist. Dieses Ausgangssignal wird dem Eingang eines UmkehrZählers 8 zugeführt, wobei hier zwischen Ausgang des Verstärkers und Eingang des Zählers noch ein ODER-Glied 9 vorgesehen ist, welches bei Ausnutzung des negativen Anteiles des Kommandosignales notwendig ist, wie weiter unten beschrieben. Der Zähler 8 wird mit einem Taktsignal Τ_ω getaktet, welches aus dem Kreiselsystem 5 abgeleitet wird. Hierzu versieht man die Blende des verbundenen Lage-

kreiseis mit einer weiteren Spur von mindestens 120 Spalten und tastet diese z. B. optisch ab. Hieraus ergibt sich dann der Taktimpuls T₁^ .

Die Zählerausgänge sind mit den Eingängen eines Code-Wandlers in Form eines Nur-Lese-Speichers ROM verbunden, in dem das erwähnte Funktionssignal in der Darstellung gemäß Figur 2 gespeichert ist. Dieses Funktionssignal wird aus dem Code-Wandler 10 ausgelesen und über einen Digital-Analog-Wandler in das gezeigte Analogsignal y (x) umgewandelt.

Ein Funktionsgenerator einer ähnlichen Art ist in der DE-PS 25 48 125 der Anmelderin beschrieben, auf die insoweit verwiesen

Falls nicht nur ein Strahlruder angesteuert werden soll, sondern ein um 180°· gegen das erste versetzt angeordnetes zweites Strahlruder ebenfalls gesteuert betätigt werden soll, so wird das Kommandosignal K_,_K dem negativen Eingang eines zweiten, hier nur gestrichelt dargestellten !Comparators 7^f zugeführt, dessen positiver Eingang auf Nullpotential liegt. Der Ausgang dieses Komparators 7' wird über den zweiten Eingang des erwähnten ODER-Gliedes dem Zähler zugeführt. Durch eine Flip-Flop-Schaltung 12 wird sichergestellt, daß der Zähler 8 bei Anliegen des positiven Kommandosignales aufwärts und anschließend abwärts zählt, wodurch über den Code-Wandler 10 die beiden symmetrischen Hälften des Funktionssignales in digitaler Darstellung ausgelesen und am Ausgang des Digital-Analog-Wandlers 11 das gesamte analoge Funktionssignal anliegt.

Das Gesamtkommandosignal K„_K und das Funktionssignal y (x) werden, wie in Figur 1 dargestellt, einer Vergleichs- und Ansteuerungsschaltung 13 zugeführt, die im wesentlichen

-T3-*"

aus einem Schwellwertschalter besteht. Soweit die beiden Signale Kp^ und y (x) zum Zeitpunkt B (Figur 3) gleich sind, gibt die Vergleichs- und Ansteuerschaltung 13 ein Impulssignal ab, das erst endet, wenn Funktionssignal und Kommandosignal zum Zeitpunkt E erneut den gleichen Wert aufweisen. Dieses Ansteuer-.signal A wird in einem Endverstärker 14 verstärkt und den in Figur 1 nur schematisch dargestellten Magnetspulen des Strahl -■ e. - ■■ ■ . ... ..

Sollen, wie oben erwähnt, zwei Strahlruder betätigt werden, so wird das Kommandosignal in einem Verstärker 15 invertiert und dann erneut mit dem über den Differenzverstärker 7' erzeugten Funktionssignal y(x) in einer zweiten Vergleichs- und An-

wird über einen zweiten Endverstärker 14" dem zweiten Strahlruder 1' zugeführt.

Das gemäß der Erfindung angegebene Verfahren zum Erzeugen eines Ansteuersignals für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane, so z. B. Strahlrudern von rollenden Flugkörpern, ermöglicht es, daß der Flugkörper sehr präzise geführt wird, da das Ansteuersignal unter allen Umständen dem tatsächlichen
Korrektursignal entspricht, das den Flugkörper auf den gewünschten Kurs bringt. Der Flugkörper fliegt daher sehr ruhig, schwingt demnach nicht um eine Sollrichtung, wie dies bei bekannten Chatter-Verfahren ist. Außerdem ist es möglich, die
Lenkorgane so anzusteuern, daß ohne Ansteuerung in dem Triebwerksstrahl kein Lenkorgan eingetaucht ist. Hierdurch wird
insgesamt der Schub des Flugkörpers vergrößert. Insgesamt können mit einem derartig präzisen Verfahren die dynamischen Flugkörper in einer Rollage zu starten, die nicht mit der Normallage übereinstimmt.

ORIGINAL INSPECTED

SElbstverständlich könnte die gesamte Signalverarbeitung im Flugkörper und im Lenkstand, auch rein digital verarbeitet und z. B. durch einen Mikroprozessor gesteuert werden.

Leerseite

Claims

Patentansprüche

Verfahren zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane von um ihre Längsachse rollenden Flugkörpern, dadurch gekennzeichnet , daß das Lenkkommando als auf die Rollfrequenz des Flugkörpers bezogenes periodisches Kommandosignal mit einer dem Betrag des Kommandos entsprechenden Amplitude und einer der Wirkrichtung des Kommandos gegenüber einer Referenzroilage des Flugkörpers entsprechenden Phasenlage dargestellt wird, daß jeweils zwischen zwei ' Null-Durchgängen des periodischen Kommandosignales simultan mit diesem ein Funktionssignal erzeugt wird, dessen Verlauf derart festgelegt ist, daß es das Kommandosignal zu zwei zu dessen Maximum symmetrisch gelegenen Zeitpunkten schneidet und die Zeitspanne zwischen diesen beiden Schnittpunkten der Amplitude des Kommandosignales proportional ist, und daß während dieser Zeitspanne das Ansteuersignal erzeugt wird.

ORIGINAL INSPECTED
2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das periodische Kommandosignal ein Sinüssignal ist.
3. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß als AnSteuersignal für das Lenkorgan ein Impulssignal· mit konstanter Amplitude verwendet wird.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß dem periodischen Kommandosignal ein oder mehrere ebenfalls periodische sowie auf die Rollfrequenz des Flugkörpers bezogene, innerhalb des Flugkörpers gebildete Korrektursignale überlagert werden, und daß simultan mit dem durch diese überlagerung entstandenen Gesamtkommandosignal das Funktionssignal erzeugt wird.
5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Funktionssignal ein Signal der Form

y(x) = ^- · χ . cosx ist, wobei a eine Konstante und X= Wt mit ^ gleich der

Rollfrequenz des Flugkörpers und t gleich der Zeit ist.
6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Konstante

a = +3 für 0<x<TT72 und a = -3 für -~

gewählt wird.
7. Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach.einem der vorhergehenden Ansprüche zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten AnsteuerSignalen für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane von um ihre Längsachse rollenden Flugkörpern mit einem Kommandogeber zur Bildung von auf eine Referenzrolllage des Plugkörpers bezogenen, Stärke und Dauer der Kommandos angebenden Kommandosignalen, dadurch gekennzeichnet , daß das Kommandosignal (Kp, K) ein periodisches, auf die Rollfrequenz (U) ) des Flugkörpers bezogenes Signal mit,einer dem Betrag des Kommando entsprechenden Amplitude und einer der Wirkrichtung des Kommandos gegenüber der Referenzroilage entsprechenden Phasenlage (**) ist, daß die Einrichtung einen Funktionsgenerator (6) aufweist, der, durch die Null-Durchgänge des periodischen Kommandosignales gesteuert, zwischen zwei Null-Durchgängen des Kommandosignales ein festgelegtes Funktionssignal (y(x)) abgibt, welches das Kommandosignal zu symmetrisch zu dessen Maximum gelegenen Zeitpunkten (B, E) schneidet, wobei die Zeitspanne zwischen diesen beiden Schnittpunkten der Amplitude des Kommandosignales proportional ist, und daß eine Vergleichs- und Ansteuerschaltung (13) vorgesehen ist, die ein das AnSteuersignal. (A) für die Lenkorgane (1) bildendes Ausgangssignal abgibt, dessen Beginn und Ende durch die beiden Schnittpunkte des Funktionssignales mit dem Kommandosignal gegeben sind.
8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Funktionsgenerator (6) einen, beim Null-Durchgang des Kommandosignales (K< FK) gestarteten getakteten Zähler (8) zur Abgabe einer bestimmten Anzahl von Zählimpulsen innerhalb einer Rollperiode des Flugkörpers, ferner einen von den Zählimpulsen gesteuerten Code-Wandler (Nur-Lese-Speicher 10), in dem das Funktionssignal (y(x)) digitalisiert gespeichert xst, und ferner einen, mit dem Ausgang des Code-Wandlers verbundenen Digital-Analog-Wandler (11) aufweist,

-4-

und daß zur Erzeugung des Ansteuersignales (A) für die Lenkorgane des Flugkörpers das Ausgangssignal des Digital-Analog Wandlers und das Kommandosignal der Vergleichs- und Ansteuer schaltung zuführbar sind.
9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 7 und 8, dadurch gekenn zeichnet, daß das Kommandosignal (K ) ein Sinussignal und das Funktionssignal ein Signal der Form

= Jl · χ ·

TT

ist, wobei vorzugsweise die Konstante

a = +3 für 0<x<Tf/2 und a = -3 für -TT/2<:x^:0

gewählt wird.
10. Einrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche 7 bis 9,

dadurch gekennzeichnet, daß' dem Lenkkommandosignal (K „) ein im

L-ti

Flugkörper intern entwickeltes, ebenfalls periodisches und auf die Rollfrequenz des Flugkörpers abgestimmtes Korrektursignal (u, u¹) überlagert ist, und daß das Gesamtsignal dem Kommando signal (K) entspr icht.

FK
11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß das innerhalb des Flugkörpers gebildete Korrektursignal ein Sinussignal ist.
12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Korrektursignal (u, u¹) innerhalb eines inneren Regelkreises (5) des Flugkörpers gebildet ist.