DE3047280C2 - "Verfahren und Einrichtung zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für Lenkorgane von rollenden Flugkörpern" - Google Patents
"Verfahren und Einrichtung zum Erzeugen von aus Lenkkommandos gebildeten Ansteuersignalen für Lenkorgane von rollenden Flugkörpern"Info
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- G05D1/107—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles
- G05D1/108—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for missiles animated with a rolling movement
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F41G7/305—Details for spin-stabilized missiles
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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
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
π
ist. wobei vorzugsweise die Karstante
3= +3fürO< *<.T/2und
a = -3für -.t/2<*<0
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* inpcrf?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 120c 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)
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
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
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