DE3105219C2 - "Verfahren und Vorrichtung zur optischen Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern" - Google Patents

Abstract

Vorgestellt wird ein Verfahren zur Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern mittels polarisiertem Licht und einer Regeleinrichtung im Flugkörper. Mit diesem Verfahren wird neben der generellen Stabilisierung und Steuerung insbesondere die Feinsteuerung von Flugkörpern mit Flugbahnen geringer Bahnkrümmung, wie sie z.B. bei Panzerabwehrwaffen vorhanden sind, bewerkstelligt. Die automatische Regelung und Stabilisierung der Position einer Vorzugsrichtung des Flugkörpers senkrecht zur Flugrichtung und damit die horizontale Steuerung des Flugkörpers wird ermöglicht durch Verwendung einer Folge von Impulsen polarisierten Lichtes. Die Rollage des Flugkörpers ist mit der Durchlaßrichtung eines Polarisationsanalysators (10, 11) charakterisiert. Aus der Differenz bzw. aus dem Quotienten der Ausgangssignale von den Polarisationsanalysatoren (10, 11) nachgeschalteten Photodetektoren (12, 13) wird das Eingangssignal für ein Kurskorrektursignal (b <) für die Steuerung des Flugkörpers gewonnen.

Description

Die Erfindung betrifft eine Verfahren und eine Vorrichtung zur Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern mittels polarisiertem Licht und einer Regeleinrichtung im Flugkörper.

Verfahren zur Steuerung der genannten Art werden bei der Steuerung von Flugkörpern verwendet, um die Übertragung der Steuerbefehle per Draht oder Funk zu vermeiden. Die Drahtübertragung hat den Nachteil, daß dadurch eine Begrenzung der Fluggeschwindigkeit eintritt, da bei Fluggeschwindigkeiten über 300 m/sec Probleme hinsichtlich der Spulbarkeit des Drahtes auftreten. Bei Übertragung per Funk wird durch die breite Streuung des Sendesignals dem Gegner die Möglichkeit eröffnet, Schütze und Abschußort leichter ausfindig machen zu können.

Aus der US-PS 39 63 195 ist eine Vorrichtung zur Stabilisierung der Rollage mittels polarisiertem Laserlicht bekannt. Die Information für die Rollstabilisierung des Flugkörpers wird durch den Lichtstrahl in Form von polarisiertem Licht übertragen. Dort ist mit θ der Winkel zwischen einer ausgezeichneten Achse und dem Polarisationsvektor des Lichts bezeichnet. Durch Verwendung zweier Detektoren im Flugkörper lassen sich dip Größen sin 2 θ und cos 2 θ ableiten und Θ-Werte auf diese Weise einstellen. Nachteilig bei dieser bekannten Vorrichtung ist, daß bei kleinem Winkel θ die Richtung der Abweichung, d. h. links oder rechts nicht mehr unterschieden werden kann, und daß das Signal, das proportional sin 2 θ ist, zu einem schlechten Signal/ ίο Rausch-Verhältnis führt. Hierdurch ist eine Feinstabilisierung der Rollage und damit bei Flugkörpern mit Gleiteffekt (Kompensation der Erdbeschleunigung durch einen entsprechenden Auftrieb) eine Feinstabilisierung der Richtung des Auftriebsvektors nicht mehr möglich. Eine Feinsteuerung des Flugkörpers bei Flugbahnen mit kleiner Bannkrümmung kann mit der in der US-PS 39 63 195 angegebenen Schaltung nicht erreicht werden. Solche Rugkörper sind aber gerade als Panzerabwehrwaffen oder für Rugkörper geringer Reichweite, z. B. = 1000 m, von ganz besonderem Interesse.

Aufgabe der Erfindung ist daher, ein Verfahren und eine Vorrichtung der eingangs genannten Art anzugeben, mit der insbesondere zur Feinsteuerung von Flugkörpern eine Regelung und automatische Stabilisierung der Position einer Vorzugsroilage ermöglicht wird.

Diese Aufgabe ist dadurch gelöst, daß in der Regeleinrichtung im Flugkörper ein Korrektursignal für die Rolluge aus der Modulation des Polarisationsvektors des Signallichts in Takten um einen Mittelwert einer Raumrichtung durch Differenz- und Quotientenbildung abgeleitet wird, wobei diese Differenz- und Quotientenbildung anhand der Ausgangssignale von zwei Photodetektoren und diesen vorgeschalteten Polarisationsanalysatoren mit definierter Durchlaßrichtung vorgenommen wird.

Es ergibt sich hierbei ein Korrektursignal, solange der Mittelwert des Polarisationsvektors, in zwei aufeinanderfolgenden Takten, nicht mit der Richtung der gewünschten Vorzugsrollage - bzw. der Richtung des Auftriebsvektors - übereinstimmt.

Mit Hilfe dieses Vefahrens wird auf vorteilhafte Weise eine einfache optische Steuerung von Flugkörpern mit eindeutiger Zuordnung der Drehrichtung des Flugkörpers zum Kurskorrektursignal ermöglicht. Dabei wird auch das Korrektursignal dem Betrage nach wesentlich größer, was insbesondere bei kleinen Drehwinkeln wichtig ist. Diese Vorteile, d. h. die eindeutige Festlegung des Drehsinns der Vorzugsachse, die lineare Abhängigkeit des Kurskorrektursignals vom Drehwinkel bei kleinem Drehwinkel und das wesentlich größere Kurskorrektursignal führen zu einer einfachen kostensparenden Regelung. Das hier vorgeschlagene Verfahren beinhaltet ein allgemeines Regelungsprinzip für die optische Steuerung von Flugkörpern.

Mit diesem Verfahren kann zum Beispiel die Auftriebsschiene eines Flugkörpers aus der Vertikalrichtung herausgedreht und damit der Flugkörper auch in horizontaler Richtung gesteuert werden.

Die Erfindung ist anhand der Figuren näher erläutert. to Es zeigen

Fig. 1 die Beziehung für die Winkelablage φ zwischen Ziel- und Flugkörperweg,

Fig. 2 ein Blockschaltbild der Regeleinrichtung im Flugkörper,
b5 Fig. 3 den zeitlichen Ablauf der Signale,

F i g. 4 ein Blockschaltbild für eine Signalverarbeitung innerhalb der Regeleinrichtung im Flugkörper,

Fig. 5 den Zusammenhang zwischen wichtigen Win-

kein in Bezug auf den Drehwinkel a_p und den Richtungen des Polarisationsvektors P₀.

Für die Korrektur der Flugbahn können als Gründe auftreten,

a) seitliche Bewegungen des Zieks zwischen den Zeitpunkten des Abschusses und des gewünschten Treffens,

b) Winkelablagen des Flugkörpers von der gewünschten Richtung beispielsweise durch Ungenauigkeiten beim Abschuß oder durch Seitenwind

c) spontane Rollbewegung des Flugkörpers die wegen der daraus resultierenden seitlichen Beschleunigung zu einem horizontalen Abdriften führen können.

ergibt sich:

At... verbleibende Flugzeit

At =

	vn	φ C)
	_ 2RP-	O2
	(A	const.
beil	Vm* I =

b_± = 2 φ (/) ■ v_nug2 X

Auftrieb am Flugkörper

Ausgangsstellung;

Auftriebsvektor

vertikal

nach Drehung der Vorzugsrollage um Winkel/aus der Vertikalstellung

Bei Steuerungen, bei denen der Lenkschütze ein Zielfernrohr verwendet, kann durch einfaches Nachführen des Zielfernrohres bzw. des Goniometerkopfes automatisch die Bestimmung der Winkelablage φ (r) erfolgen (Fall a).

Im Fall b) kann die Winkelablage visuell im Rasterfeld des Zielfernrohres bestimmt werden. Alternativ ist auch eine automatische Bestimmung möglich, indem die Winkelablage zwischen Fadenkreuz (Ziel) und Leuchtpunkt des Flugkörpers elektronisch registriert wird.

Im Fall c) fuhren die Rollbewegungen infolge der unten beschriebenen optischen Signalübertragung automatisch zu einem Kurskorrektursignal, das eine Stabilisierung des Auftriebsvektors bewirkt.

In der Fig. 1 sind der Schütze und das Ziel gekennzeichnet, die Winkelablage φ (t), die je nach Entfernung R_n Schütze - Ziel und verbleibender Flugzeit A t einen größeren oder kleineren seitlichen Kurskorrekturweg S_x= Rp * φ U) erfordert. Die Entfernung R_p kann mit einer Laserdiode, die auch zur Aussendung der polarisierten Lichtpulse dient, vor Abschuß des Flugkörpers ausgemessen werden. Die notwendige seitliche Beschleunigung b_L als Kurskorrektursignal wird in einem Mikroprozessor aus der gemessenen Winkelablage φ (t) errechnet.

Das Kurskorrektursignal wird im Flugkörper aus der Drehung des Polarisationsvektors P₀ des empfangenen Lichts um einen Winkel a_p abgeleitet, wobei die Größe von α,, durch die Beziehung b_L = b_oy~s\nß bestimmt ist.

Die Winkelablage φ und die erforderliche Beschleunigung Z)_x als Kurskorrektursignal gibt sich dtmnach für kleine Winkel φ zu

J_x = R₁, x φ (ή b.

Die Rollage des Flugkörpers kann definiert werden durch die Durchlaßrichtung des Polarisationsanalysa- > tors, vorzugsweise durch E- (siehe Fig. 5); eine feste Raumrichtung ist vom Schützen her vorgegeben durch den Polarisationsvektor P₀ des einfallenden Lichtes, der in guter Näherung nicht durch Luftturbulenzen gestört wird.

ι Änderungen der Rollage (definiert durch E-) relativ zum Polarisationsvektor 7| um einen Winkel a_p, sei es durch Steuersignale A P₀ oder durch spontane und zu korrigierende Rollbewegungen AE₁, führen zu einer großen relativen Änderung des Signals am Detektor Z)_x (siehe Fig. 2) der das transmittierte Licht der zu E-senkrecht stehenden Polarisationsrichtung empfängt. Damit kann eine Änderung a_p dem Betrage nach, aber noch nicht in ihrem Drehsinn (+a_p oder -a_p) nachgewiesen werden.

Dies wird möglich, indem die Polarisation des emittierten Lichts moduliert wird, in Takten um Winkel + Aa und -Aa entsprechend dem Prinzip, das in Fi g. 3 veranschaulicht ist. Ist zum Beispiel a_p positiv, so ist das Signal J_x im Modulationstakt 1 am Detektor D₁ größer als das Signal J_x im nachfolgenden Modulalionstakt 2. Wäre a_p negativ, so würde J_x kleiner sein als das entsprechende Signal J_x.

^Dabei ist angenommen, daß in der Ausgangsstellung P₀ H E-. Somit ist das Vorzeichen der Differenz J₁ - J₁ eindeutig korreliert mit dem Vorzeichen von a_p (siehe Fig. 3a, b, c). Eine Links- oder Rechtsdrehung kann somit am Vorzeichen der Spannung am Ausgang des Integrators (siehe Fig. 3d, 4d) unterschieden werden. Voraussetzung für eine eindeutige Zuordnung von Vorzeichen und Drehsinn ist eine definierte Phasenlage der Multiplikationspulse A/im Flugkörper (siehe Fig. 3) zu der Modulation des Polarisationsvektors P₀ beim Schützen. Diese Synchronisierung kann auf verschiedene Weise erreicht werden, z. B. indem vor dem Abschuß V) elektrische Pulse von der Modulationseinheit beim Schützen auf die Elektronik im Flugkörper übertragen werden.

Die Modulation des Polarisationsvektors P₀ hat den

weiteren Vorteil, daß die Differenz J_x - J_x (siehe F i g. 3 b) linear mit dem Sinus des Drehwinkels a_p geht, während ohne Modulation das Signal J proportional dem Quadrat von sin a_p ist. Damit wird nicht nur die Abhängigkeit des Signals von der Regelgröße einfacher, sondern auch dem Betrage nach wesentlich größer, was

Wi insbesondere bei kleinem Drehwinkel a_p wichtig ist.

Die Vorrichtung ist in den Fig. 2 und 4 näher dargestellt. Im Flugkörper ist ein optisches Fenster 8 mit einem Filter 9 installiert, in das das Signallicht TaIIt. Das Schmalbandfilter 9 dient dazu, das quasi monochromahj tische Signallicht durchzulassen; das unpolarisierte aber breitbandige Hintergrundlicht wird dabei unterdrückt. Dahinter folgen Polarisationsanalysatoren 10,15 mit definierten Durchlaßeinrichtungen E, die zueinan-

der orthogonal stehen oder ein polarisierender Strahlteiler. Das Licht fällt auf zwei Photodetektoren 12,13, welche die Ausgangssignale D₁, D₁ liefern. Über Verstärker 15, 16 (siehe auch Fig. 4) entstehen die Stromsignale J₁, J₁, die in der Signalverarbeitung 14 weiterverar- > beitet werden. Dort wird sowohl die Summe J₁ + J₁ gebildet (siehe F i g. 3 d) als auch das Stromsignal J₁ aus dem Verstärker 15 mit Multiplikationspulsen Mim Multiplikator 17 versehen (siehe auch Fig. 3b, 3c). Anschließend erfolgt eine Mittelwertbildung 20, 21. ι»

Um das Regelsignal unabhängig von Intensitätsschwankungen AI₀ (Schwankungen in der Lichtquelle, Luftturbulenzen, Fehlausrichtung Lichtstrahl - Flugkörper, sich ändernde Entfernung während des Fluges) des einfallenden Signallichtcs, das wie hier gepulst sein ι kann, zu machen, wird in einem Teiler 22 der Quotient </[ - Jl>/(<Ji + Ji>) gebildet. Die Summe J₁ + J₁ ist dabei gleich der einfallenden Lichtintensität, unabhängig von der Richtung der einfallenden Lichtintensität, unabhängig von der Richtung des Polarisationsvektors. -'<>

Der Zusammenhang zwischen dem Signal am Ausgang der Signalverarbeitung 14 und dem Winkel a„ zwischen dem Polarisationsvektor P₀ und der Rollage, definiert durch E_u ergibt sich:

= a_p

Aa

= a_p~ Aa

£, = E₀X cos a

E = E₀ x sin a

Intensität /~ E¹ I₁ = I₀ x sin² α
/ι = I₀ x cos²«

sin² (a·. + Aa)

Il = I₀ ■ sin² (a_p- Aa)

Strom J nach Verstärker:

Ji = V₁ χ /1 H = V₁ χ H

sowie

J₁= V₁XI_x

V₁, V₁ sind effektive Verstärkungsfaktoren, die auch von der Fläche und dem Wirkungsgrad der Photodetektoren j» 12,13 abhängig sind.

sin (ff„ + Aa) = sina_p cosAa + cosa_p s'inA a
sin (a_p - Aa) = sin a_p cos A a - cos a_p sin A a Ul - Jl)ZUo V₁) = sin² (a_p + Aa)- sin² (e> -Aa)

= (sin a_p cos A a)² + 2 sin a_p cos a_p sin A α cos A a + (cos a_p sin A a)

- (sina_p cosA a)⁷ + 2sina„ cosa_p sinAa cosAa - (cosa_p sinAa)

= 4 sin a_p cos a_p ■ sin A a cos A a

= sin2α. · sin(2 Aa);

/' - I¹

J₁ J₁

J₁ = V₁I₁+ V₁I₁

= I₀(V₁SXTi² a + V_x cos² a) = I₀-V für V₁ = V₁ = V

= sin 2 a_p sin (2 A a)

J₁₊J₁

für den Fall, daß Verstärkungsfaktoren

V₁= K= Vl
Näherung für kleine Drehwinkel a_p

jo d. h. das Signal am Ausgang ist linear mit dem Drehwinkel α des Polarisationsvektors <P_Q> und wird in seiner Größe optimiert für A a = 45°.

Für den Augenblick der Befehlserteilung zur Nachsteuerung der Rollage in die neue Lage des Polarisa-

5i tionsvektors </£> gilt also, daß der Winkel a_p zwischen £, und <P₀> gleich ist dem Winkelß, um den der Flugkörper nach der Drehung der Vorzugsrollage aus der Verti kalstellung bewegt wurde. Nach vollzogener Nachführung von E- in die neue Sollage von <^> ist:

Das Korrektursignal b_± leitet sich folglich direkt von der Drehung des Polarisationsvektors 7£ um den Winkel a_p ab. Kurskorrekturen des Flugkörpers ergeben sich somit aus der Korrektur der Rollage.

Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Verfahren zur Stabilisierung und Steuerung von rollstabilisierten Flugkörpern mittels polarisiertem Licht und einer Regeleinrichtung im Flugkörper, dadurch gekennzeichnet, daß in der Regeleinrichtung (1) im Flugkörper ein Korrektursignal (Z)_x) für die Rollage aus einer Modulation eines Polarisationsvektors des polarisierten Lichts in Takten um einen Mittelwert einer Raumrichtung (a_p) durch Differenz- und Quotientenbildung abgeleitet wird, wobei diese Differenz- und Quotientenbildung anhand der Ausgangssignale von zwei Photodetektoren (12, 13) und diesen vorgeschalteten Polarisationsanalysatoren (10,11) mit definierter Durchlaßrichtung (E.) vorgenommen wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Korrektursignal (b_±) optimiert wird, in dem die Winkeltakte des Polarisationsvektors (P₀) ± 45° betragen.

3. Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß in der Regeleinrichtung (1) ein Polarisationsanalysator (10, 11) mit definierter Durchlaßrichtung (£,), mit dahinter angeordneten Photodetektoren (12, 13) und einer Signalverarbeitung (14) vorhanden ist und daß in der Signalverarbeitung (14) die Ausgangssignale (Z)_x, D₁) der Photodetektoren (12, 13) verstärkt werden (Verstärker 15, 16), daß deren Stromsignale (7_X, J₁) addiert werden (Addierer 18), und daß das dem ersten Takt der Modulation zugeordnete Stromsignal (Z_x) in einem Multiplikator (17) mit Multiplikationspulsen (19) versehen wird, daß sowohl vom Ausgangssignal des Addierers (18) als auch des Multiplikators (17) Mittelwerte gebildet werden (Mittelwertbildung 20, 21), daß in einem Teiler (22) hieraus das Verhältnis dieser Mittelwerte gebildet wird und als Eingangssignal für die Bildung des Korrektursignals (6_X) dient.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß zur Unterdrückung des Hintergrundlichtes ein Spektralfilter (9) vor dem Polarisationsanalysator (10,11) eingefügt ist.