DE3047280C2 - "Verfahren und Einrichtung zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für Lenkorgane von rollenden Flugkörpern" - Google Patents

Description

y(x) = — · X · COSJT

JT

ω

ist. wobei a eine Konstante und * = o>f mifz— gleich

der Rollfrequenz des Flugkörpers und t gleich der Zeit ist

6. Verfahren nach Anspruch 5. dadurch gekennzeichnet, daß die Konstante

a = +3fürO<x<.-T/2und
3= - 3für -π/2<*<0

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 m> Bildung von auf eine ReferenzroUage des Flugkörpers bezogenen, Stärke und Dauer der Kommandos angebenden Kommandosignalen, dadurch gekennzeichnet, daß das Kommandosignal (Ku:, Κ/κ) ein periodisches, auf die Rollage (tot) des Flugkörpers bezogenes Signal mit einer den Betrag des Kommandos entsprechenden Amplitude und einer der Wirkrichtung des Kommandos gegenüber der ReferenzroUage entsprechenden Phasenlage (,%) ist. daß die Einrichtung einen Funktionsgenerator (6) aufweist, der, durch die Null-Durchgänge des periodischen Kommandosignals gesteuert, zwischen zwei Null-Durchgänge des Kommandosignals ein festgelegtes Funktionssignal (y(x)) abgibt, welches tlös Kommandosignal zu symmetrisch zu dessen Maximum gelegenen Zeitpunkten (B, E) schneidet, wobei die Zeitspanne zwischen diesen beiden Schnittpunkten der Amplitude des Kommandosignals proportional ist. und daß eine Vergleichs- und Ansteuerschaltung (13) vorgesehen ist, die ein das Amteuersignal (A) für die Lenkorgane (1) bildendes Ausgangssignal abgibt, dessen Beginn und Ende durch die beiden Schnittpunkte des Funkrionssignals mit dem Kommandosignal gegeben sind.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Funktionsgenerator (6) einen, beim Null-Durchgang des Kommandosignals (K. FK) gestarteten getakteten Zähler (8) zur Abgabe einer bestimmten Anzahl von Zählimpulsen innerhalb einer RoHpericde des Flugkörpers, ferner einen von den Zählimpulsen gesteuerten Code-Wandler (Nur-Lese-Speicher 10). in dem das Funktionssignal (y(x)) digitalisiert gespeichert ist. und ferner einen, mit dem Ausgang des Code-Wandlers verbundenen Digital-Analog-Wandler (11) aufweist, unrt daß zur Erzeugung des Ansteviersignals (A)Iw die Lenkorgane des Flugkörpers das Ausgangssign.il des Digital-Analog-Wandlers und das Kommandosignal der Vergleichsund Ansteiierschaltung zuführbar sind.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 7 oder 8. dadurch gekennzeichnet, daß das Kommandosignal (KfK) ein Sinussignal und das Funktionssignal ein Signal der Form

YW=- χ cosx
π

ist. wobei vorzugsweise die Karstante

3= +3fürO< *<.T/2und
a = -3für -.t/2<*<0

gewählt wird.

10. Einrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche 7 bis 9. dadurch gekennzeichnet, daß dem Lenkkommandosignal (Ku) ein im Flugkörper intern entwickeltes, ebenfalls periodisches und auf die Rollage des Flugkörpers abgestimmtes Korrektursignal (u. υ') überlagert ist. und daß das Gesamtsignal dem Kommandosignal (Km) entspricht.

11. Einrichtung nach Anspruch 10. dadurch gekennzeichnet, daß das innerhalb des Flugkörpers gebildete Korrektursignal ein Sinussignal ist.

12. Einrichtung nach Anspruch II. dadurch gekennzeichnet, daß das Korrektursignal (u. u) innerhalb eines inneren Regelkreises (5) des Flugkörpers gebildet ist.

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 Mugkii.^r werden entweder ferngelenki 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 /weiten Fall die Lenkkommandos in der Regel im flugkörper selbst erzeugt werden. Solche Flugkörper werden /. B. zur Panzerbekämpfung oder zurTicffliegerabwehr verwendet und weisen in der Regel ein Triebwerk auf, in dessen Tnebwerkstrahl zur Lenkung des Flugkörpers ein oder mehrere Strahlruder entsprechend den Lenkkommandos eintauchen. Solche Strahlrudcrsteucrungen sind im allgemeinen Schwarz-Weiß-Steuerungen, d. h. die Eintauchtiefe eines Strahlruders in den TricbwerkMrahl ist für jedes Lenkkommando gleich, lediglich die Einlauchdauer ist entsprechend unterschiedlichen Lenkkommandos unterschiedlich. Der Betrag des Kommandos bzw. des Sieuermomenies f.uf den Flugkörper wird demnach durch die Einlauchdauer des Strahlruders in den Tnebwerkstrahl. die Wirk richtung des Kommandos durch die Phasenlage des Lenkkommandos bezogen auf eine Referenzrollage des Flugkörpers dargestellt.

Bei derartigen selbsigetriebcnen Flugkörpern ist insbesondere die Flugphase direkt nach dem Stan 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 l-ängsachse des Flugkörpers nicht mehr genau mit der Sollflugrichtung übereinstimmt. Hier müssen demnach Vorkehrungen getroffen werden, um diese Abweichungen möglichst gering zu halten oder auszugleichen.

Bei den bisher verwendeten Verfahren zur Erzeugung der Lcnkkommandosignale ist es nur schwer möglich. zusätzlich Z" 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 Sollflugrichtupg in Abhängigkeit des Anstellwinkels zwischen Längsachse und 1 lugr—htung oder der Auslenkgeschwindigkeit regcliechnisch zu kompcnsie rcn.

line Umwandlung der Übermittelten l.cnkkoi'imandosignale und der n· einem inneren Regelkreis gebildeten Korrektursi^nale in cmc andere Darstellungsart d<*s tatsächlichen Lenkkommandos führt zu einer Verzögerung der Kommandoausfuhrung von mindestens einer Rollperiodc. was in (jren/fallcn rcgeltechnisch nichi mehr tragbar ist.

Aus der Df PS 14 3b 161 ist ein Verfahren z.ir Fernlenkung eine«· um seine Rollagc rotierenden Flugkörpers besihriebcn. bei dem fliigkörpcrintcrn nutIt-K eines Wendekrcisels die Winkelgeschwindigkeit des I liigkörpers um eine fliigkorpcrfesie Querachse gemessen wird. Im Flugkörper werden die in kartcM-schcn Koordinaten dem Flugkörper übermittelten Kommandosignalc in Polarkoorclinatcn umgewandelt und in Abhängigkeit vom Ergebnis der Meßwerte des Wendekrcisels so korrigiert, daß der Flugkörper mit seiner Längsachse wieder in die Sollfltigrichtiing zurückgeführt wird, F'ir ein derartiges Verfahren sind demnach ein Koordimitenwandler und ein zusätzlicher Wendekreisel notwendig.

Bei einer Fernlenkung mit einer solchen Koordinatentransfo.rnation können zwar Lenkkommandosignale von dem Lenkstand und im Flugkörper entwickelte Korrektursignalc überlagert werden, jedoch sind die daraus ermittelten Anstcucrsignale nur eine Annäherung an das tatsächlich benötigte Signal, so daß der Flugkörper in Art einer Zweipunktregelung geführt κι wird, demnach ständig mit seiner Längsachsenrichtung um den Sollwert pendelt (sogenanntes Chatter-Prinzip). LJm die positive und negative Halbwelle des Lenkkommandosignals ausnutzen zu können, ist außerdem ein elektrisch gekoppeltes Strahlruderpaar vorgesehen, π 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 Anforderungen. Wünschenswert wäre

2u jedoch eine verbesserte Steuerung, bei der eine höhere Flugprazision erreicht werden könnte.

Bei den erwähnten Flugkörpern L· es unter anderem teilweise erwünscht, den Flugkörper um 90" bzw. 18CJ um die Referenzrollage verdreht zu starten. Da die Referenzrollage oftmals durch einen aus einem Lagekreisel abgeleiteten sogenannten Top-Impuls dargestellt *ird.derden Referenzimpuls für die Phasenlage der Lenkkommandosignale bildet, so würden bei einem solchen Start die Seiten- bzw. Hochkommandos mit

w dem Topimpuls zeitlich /usammenfa'len. 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 Übcrtragungs-

J5 bandbreite 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 F all war.

I->iesc Aufgabe ist gemäß der Erfindung für ein

Verfahren durch die im kennzeichnenden Teil des Patintanspruchs I und für eine Einrichtung durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 7 angegebenen Merkmale gelöst.

Das Ansteucrsignal fur das Lenkorgan wird demnach aus einem Kommandosignal entwickelt, welches vor zugsweise ein Sinussignal ist. dessen Amplitude dem Betrag des Kommandos und dessen Phasenlage gegenüber der Ref^rcn/rollagc der Wirkrichtung des Kommandos entsprechen. Durch eine solche Ausbildung des Kommandosignals isi es möglich, flugkörper

v> irler. entwickelte Korrektursignale, so z.B. die Abweichung der I liigkorperliiiigs.iehse von einem Sollwert oder die uiswandcningsgesehwirvligkeit lier I lugkörperliingsachsc .ins der Soilage, diesem Koni mandosignal innerhalb eines internen Regelkreises zu

bo überlagern, so dall sich wiederum ein sinusförmiges (ies.imikonini.iiHlosign.il ergibt.

fkiiii Null Durchgang dieses (JesajutkummandoM gnals wird ein Funktionsgenerator gcstartci.. mit dem eine Funktion erzeugt wird, die derart festgelegt ist. daß

(•j sic das Kommandosignal zu zwei zu dessen Maximum symmci'v-ch gelegenen Zeitpunkten schneide¹, v.ohji die Zeitspanne zwischen den Schnitt/.citpunkien der Amplitude des Kommamlosignals proportional ist. Im

Gegensat/, zu nach bekannten Verfuhren entwickelten Anstellersignalen ist ein gemäß der Erfindung cntwikkeltes Ansteuersignal tatsächlich eine präzise Darstellung des idealen .Sinussignals und nicht nur eine grobe Annäherung. Das Ansleucrsignal wird zudem zeilsynchron mit dem Kommanclosigna! entwickelt.

Die Bildung des Ansicuersignals gemäß der Erfindung bringt für den ringkörper in der Startphase auch eine wesentlich höhere I lugstabiliiät als bisher. Auch wenn in dieser Phase keine Lenkkommandosignale dem Flugkörper übermittelt werden, so werden flugkörperintern die erwähnten Korrektlirsignale entwickelt, die ihrerseits durch eine Sinus bzw. Kosinusfunktion darstellbar sind. Die hieraus entsprechend dem F'unktionssignal entwickelten Anstcuersignale 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 eine* inpc^rf?ⁿ Rf^(*lkrrises ist insgesamt eine höhere Regelkrcisverstärkung möglich, wodurch das Lenksystem für den flugkörper unempfindlich gegen Störparameter wird und der Flugkörper somit besser in der Sollfliigrichiung gehalten werden kann. Außerdem kann der Flugkörper auch in einer Railage gestartet werden, die gegenüber der Normallagc verdreht ist. da bei dem Verfahren gemäß der Erfindung da* zeitliche Zusammenfallen des Topimpulses und des Lenkkommandosignals kein Problem bildet. Ls muli lediglich der Bordempfänger des Klugkörpers so ausgelegt werden, daß er über den Übertragungsweg, d.h. im allgemeinen einen lenkdraht, den Topimpuls aussenden kann, ohne das empfangene Lenksignal wesentlich zu stören. Der Flugkörper kann mit sehr geringer Bandbreite ferngelenkt werden, so daß l.enkdrähte weiterverarbeitet werden können.

Selbstverständlich ist es möglich, anstelle eines Lenkorgans auch zwei, um I8<V versetzte Lenkorgane zu verwenden. Hierzu muß lediglich das Kommandosignai vorzeichenmäßig 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 vor. der gewünschten Wirkung im Hinblick auf die Dauer des Ansteiiersignals ab. Das Funktionssignal hat vorzugsweise die Form

a y = — ·

wobei a eine Konstante ν = ω/ ^mil~TZ S'^e'^cn der

Rollfrequenz des Flugkörpers und ί gleich der Zeit ist. Wenn bei einem Vollkommando (K η = I) die Breite des Ansteuersignals 120^c sein soll, was ein üblicher Wert für strahlrudergelenkte Flugkörper ist. nimmt die Konstante α den Wert ± 3 ein.

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

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

Fig.2 ein Polardiagramm zur Darstellung eines Gesamtkommandosignals, das aus einem Lenkkommandosignal und einem Korrektlirsignal zusammengesetzt ist.

Fig. J eine Signaldarstclliing für ein Kommandos!· gnal und ein Funklionssignal zur Ableitung eines > Anstciiersignals für ein Slrahlriidcr des Flugkörpers.

F i g. 4 ein Blockdiagramm einer Schaltung zum Erzeugen des l-'unktionssignals.

In I-i g. I ist eine Einrichtung zum Erzeugen von Ansieuersignalcn für ein Strahlruder I eines ansonsten to nicht dargestellten, um seine Längsachse rollenden ferngelenkten Flugkörpers gezeigt. Der Flugkörper wird über einen Lenkdraht 2 ferngelenkt, der ortsseitig mit einem Koppler 1 verbunden ist der gleichzeitig als Bordempfiinger zum llmpfangen der von einem nicht ii dargestellten Lenkstand übermittelten Kommandosignale und Sender zum Aussenden eines Referenz-Topimpulses zum Lenkstand dient.

Vom Lenkstand werden über den Lenkdraht Lenk kommandosignale Ku in Form eines Kosinussignals der >ci Form

Ku = ο COS ('/»

(I)

an den Flugkörper übermittelt. Die hier gewählte Darstellung erfolgt in Polarkoordinaten entsprechend 2'} der F' i g. 2, so daß ρ die Amplitude des Lenkkoiiimando-

OJ

signals. Φ gleich ω ι miiy^gleich der Rollfrequenz des Flugkörpers und / gleich der Zeit ist. Der Winkel \ gibt die Phasenlage des übermittelten Lcnkkommandosi-

in gnals 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 des Flugkörpers durch ein Kreiselsystem 5 in

j-5 bekannter Weise abgeleitet.

Dem Lenkkommandosignal werden flugkörperintern entwickelte Korrektursignale überlagert, und zwar, wie in F i g. 1 angedeutet, die Abweichung i/der Flugkörperlängsachse von einer Sollrichtung bzw. die Auslenkge-

jo schwindigkcit 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 Flugkörperlängs-

Ji achse kann mit einem normalen Lagekreisel, die Ablenkgeschwindigkeit u'z. B. mit einem Wendekreisel in bekannter Weise gemessen werden. In F i g. 1 ist diese Tatsache schematisch dadurch dargestellt, daß ein Ausgangssignal entsprechend der Ablage u oder der

so Ablagegeschwindigkeit u' auf die Summierstelle 4 zurückgeführt und dort dem Lenkkommandosignal überlagert wird. Das resultierende Signal 5t ein Gesamtkommandosignal Kfk für den Flugkörper wiederum in Form eines Kosinussignals, mit einer Phasenlage chfk gegenüber der Referenzrollage des Flugkörpers, wie dies auch in F i g. 2 dargestellt ist. Die Abszisse und Ordinate in F i g. 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

Kfx (x)⁼ KfRCOS X (2)

χ ist hierbei eine Funktion von Φ und ä sowie von den beiden senkrecht zur Flugkörperlängsachse stehenden

Winkelkoordimiten (-) und iji. Dieses Signal Κ/κ isi in I·'ig. J dargestellt. Auf der /eiiiichse sind ferner /wci Topimpulse gezeigt, woraus sich die Phasenlage des Ciesamtkoniniandosignals en ι nehmen liil.lt.

Aus diesem Krmmandosignal wird nun das ebenfalls in I-i g. J dargestellte Funktionssignal y(\) einwickelt. Hierbei soll vorausgesetzt werden, dall bei einem Vollkommando. d. h. einem Kommandosignal Ku, mit maxi''· ,ler Amplitude entsprechend einem hier normierten Wert von IHNS die Konimandoimpuls'oreite 120 entsprechend 2.7/3 betragen soll. Dieser Wert hai sich für strahlrudergcsieiierte Flugkörper als annehmbarer Wert herausgestellt. Dies hedeuiet. daß das Strahlrudcr während einer Driitcl-Kollumdrchung des Flugkörpers in den Triebwerksirahl eingetaucht bleibt. Die Kommandoimpulsbreite soll weiterhin, wie oben erläutert, proportional zu der Amplitude des Kommandosignals sein, auch wenn dieses kein Vollkommandosigiiiil ist. Aufgrund dieser Voraussetzungen lallt sich das I uiiklionssignal i(Owie folgt darstellen:

y (χ) = -^ · veos ν für 0 < χ < nil (3)

ν (χ) = · .ν cos .ν für --12 < χ S 0 (4)

/ur Erzeugung dieses Funktionssignals ist ein Funktionsgenerator 6 erforderlich, der in F i g. 4 näher dargestellt ist. Das Kommandosignal Κικ wird dem posit cn Eingang eines Komparator!» 7 zugeführt, dessen anderer Eingang auf Niillpotential liegt. Am Ausgang dieses Komparator 7 erscheint demnach nur dann ein Signal, wenn das Konimandosignal Κικ positiv ist. Dieses Ausgangssignal wird dem Eingang eines Unikehrz.ählers 8 zugeführt, wobei hier zwischen Ausgang des Verstärkers und Eingang des Zählers noch ein ODFR-Glied 9 vorgesehen ist. welches bei Ausnutzung des negativen Anteils des Kommandosignals notwendig ist. wie weiter unten beschrieben. Der Zähler 8 wird mit einem Taktsignal T₁., getaktet, welches aus dem Kreiselsystem 5 abgeleitet wird. Hierzu versieht man die Blende des vorhandenen Lagekreisels mit einer weiteren Spur von mindestens 120 Spalten und tastet diese z. B. optisch ab. Hieraus ergibt sich dann der Taktimpuls 7^,,.

Die Zählerausgänge sind mit den Eingängen eines Code-Wandlers 10 in Form eines Nur-Lese-Speichers ROM verbunden, in dem das erwähnte Funktionssignal in der Darstellung gemäß F i g. 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.

Falls nicht nur ein Strahlruder angesteuert werden soll, sondern ein um 180° gegen das erste versetzt angeordnetes zweites Slrahlruder ebenfalls gesteuert, betätigt werden soll, so wird das Konimandosignal Κι _λ dem negativen Eingang eines zweiten, hier nur gestrichelt dargestellten Komparator T zugeführt. ·, dessen positiver Eingang auf Niillpotential liegt. Der Ausgang dieses Komparator 7' wird über den /weiten Eingang des erwähnten ODER-Gliedes 9 dem Zähler zugeführt. Durch eine I lip-ilop-Schaliiing 12 wird sichergestellt, daß der Zähler 8 bei Anliegen des

ίο positiven Kommandosignals aufwärts und anschließend abwärts zählt, wodurch über den Code-Wandler 10 die beiden symmetrischen Hälften des Funktionssignals in digitaler Darstellung ausgelesen und am Ausgang des Digital-Analog-Wandlers Il das gesamte analoge

ι . Funktionssignal anliegt.

Das Cicsamtkommandosignal K·κ und das l'unktions signal v(\) werden, wie in Fig. I dargestellt, einer Vergleichs- und Anslcuerungsschaltung 13 zugeführt, die im wesentlichen aus einem Schwellwertschalter

:ii besteht. Soweit die beiden Signale Κικ und \(\) zum Zeitpunkt i?(F i g. 3) gleich sind, gibt die Vergleichs- und Ansteucrscha.iiing 13 ein Inipulssignal ab. chi«: erst endet, wenn Funktionssignal und Kommandosignai zum Zeitpunkt /: erneut den gleichen Wert aufweisen. Dieses

j; Ansteuersignal Λ wird in einem Endverstärker 14 verstärkt und den in Fig I nur schematisch dargestellten Magnetspulen des .Strahlruders I zugeführt.

Sollen, wie oben erwähnt, zwei Strahlrudcr betätigt werden, so wird das Konimandosignal in einem

ίο Verstärker 15 invertiert und dann erneut mit dem über den Differenzverstärker 7' erzeugten Funktionssignal ifv^in einer zweiten Vergleichs- und Ansteuerschaltung 13' verglichen. Das <.o erzeugte Ansteuersignal Λ 'wird über einen zweite¹! Endverstärker 14' dem zweiten

Ii .Strahlruder Γ zugeführt.

Das gemäß der Erfindung angegebene Vcrfanren zum Erzeugen eines Ansteuersignals für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane, so z. B. Strahlrudem 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 Triebwerksstrah! 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.

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

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (5)

Patentansprüche:

1. Verfahren zum Erzeugen von aus Lcnkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für diskontinuierlich betätigte Lenkorgane von um ihre Längsach- ^ se rollenden Flugkörpern, dadurch gekennzeichnet, daß das Lenkkommando als auf die Rollage des Flugkörpers bezogenes periodisches Kommandosignal mit einer dem Betrag des Kommandos entsprechenden Amplitude und einer '° der Wirkrichtung des Kommandos gegenüber einer ReferenzroUage des Flugkörpers entsprechenden Phasenlage dargestellt wird, daß jeweils zwischen zwei NuH-Durchgängen des periodischen Kommandosignals simultan mit diesem ein Funktionssignal ¹^ 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 Komman- M dosignah; proportional ist. und daß während dieser Zeitspanne das AnsieuciVignai erzeugt *ird

2 Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das periodische Kommandusignal ein Sinussignal ist. «

1 Verfahren nach einem der ^sprüche 1 oder Z dadurch gekennzeichnet, dar- als Ansteuersignal für das Lenkorgan ein Impulssignal mit konstanter Amplitude verwendet wird.

4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß dem periodisch« - Kommandosignal ein oder mehrere ebenfalls periodische sowir· auf die Rollage des Flugkörpers bezogene, innerhalb des Flugkörpers gebildete Korrektursignafe 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 Funk- *o tionssignal ein Signal der Form