DE4109170A1 - Automatic control for missile - has loop with dual subtractors, gain stage and integrator fed from angle and inertia devices - Google Patents
Automatic control for missile - has loop with dual subtractors, gain stage and integrator fed from angle and inertia devicesInfo
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Abstract
Description
Die Erfindung betrifft eine Selbststeuerung für einen Flug körper.The invention relates to self-control for a flight body.
Insbesondere ist sie anwendbar auf mit geringen Kosten her stellbare Selbststeuerungen zum Ausrüsten von Boden-Boden-Rake ten oder Luft-Boden-Raketen (Sub-Geschosse).In particular, it is applicable to at low cost adjustable self-controls for equipping floor-to-floor rake or air-to-surface missiles (sub-floors).
Es sind bereits Selbststeuerungen für Flugkörper bekannt, bei denen die Position des vom Flugkörper verfolgten Zieles durch einen Abstandsmesser bestimmt wird. Letzterer umfaßt ein optisches System, fokussiert auf ein Mosaik von Photodetekto ren, die sichtbare oder infrarote Strahlen erfassen, sowie elektronische Schaltungen zum Behandeln der erfaßten Signale, um zwei elektrische Signale zu liefern, die die Höhen- und Sei tenwinkel des Zieles wiedergeben, und zwar gemessen in bezug auf die Visierlinie des Abstandsmessers. Bei diesen bekannten Selbststeuerungen ist der Abstandsmesser auf einer Plattform montiert, die in Höhen- und Seitenrichtung relativ zum Körper der Rakete bewegbar ist und so gesteuert wird, daß die Visier linie des Abstandsmessers so nahe wie möglich am Ziel ver bleibt.Self-control systems for missiles are already known, where the position of the target tracked by the missile is determined by a distance meter. The latter includes a optical system, focused on a mosaic of photodetecto that detect visible or infrared rays, as well as electronic circuits for handling the detected signals, to provide two electrical signals, the height and be Play back the target's angle, measured with respect to on the line of sight of the distance meter. With these known Self-regulation is the distance meter on a platform mounted in the vertical and lateral directions relative to the body the rocket is movable and controlled so that the visor Ver the line of the distance meter as close as possible to the target remains.
Dabei werden jedoch durch die mechanische Verbindung zwi schen der bewegbaren Plattform und dem Körper der Rakete sowie auch durch die Steuerungsmotoren und -schaltungen für die Plattform die Komplexität und die Kosten der Selbststeuerung erhöht.However, the mechanical connection between the movable platform and the body of the missile, and also through the control motors and circuits for the Platform the complexity and cost of self-control elevated.
Die Erfindung richtet sich darauf, diese Nachteile zu behe ben und eine Selbststeuerung zu schaffen, bei der es nicht mehr erforderlich ist, den Abstandsmesser auf einer in zwei Achsen relativ zum Gehäuse des Flugkörpers bewegbaren Plattform zu montieren.The invention aims to overcome these disadvantages ben and create a self-control, where it is no longer is required, the distance meter on one in two axes platform movable relative to the housing of the missile assemble.
Hierzu betrifft die Erfindung eine Selbststeuerung für einen Flugkörper mit einem Höhensteuerungskanal und einem Seiten steuerungskanal, wobei jeder Kanal folgende Merkmale aufweist:To this end, the invention relates to self-regulation for a Missile with a height control channel and one side control channel, each channel having the following features:
- - eine Determinierungsvorrichtung für den Wert des Winkels, unter dem ein verfolgtes Ziel erscheint, gemessen mit Bezug auf eine Visierlinie,a device for determining the value of the angle, under which a pursued goal appears measured with respect to a line of sight,
- - eine Trägheitszentrale zum Bestimmen des Wertes der Ablei tung des Winkels zwischen der Achse des Flugkörpers und einer Trägheitsreferenz, undan inertial center for determining the value of the lead tion of the angle between the axis of the missile and a Inertia reference, and
- - Mittel zum Steuern der Leitwerke des Flugkörpers in Abhän gigkeit von den so bestimmten Werten.- Means for controlling the tail of the missile depending of the values determined in this way.
- Diese Selbststeuerung ist dadurch gekennzeichnet, daß für mindesten einen der beiden KanäleThis self-control is characterized in that for at least one of the two channels
- - die Determinierungsvorrichtung derart auf dem Flugkörper montiert ist, daß die Bewegung ihrer Visierlinie relativ zum Flugkörper im Mittel Null ist, und- The determination device on the missile is mounted that the movement of their line of sight relative to Missile is zero on average, and
- - die Steuermittel folgende Merkmale umfassen: erste Subtra hiermittel, die an den Ausgang der Determinierungsvorrichtung und an den Ausgang von Integriermitteln angeschlossen sind, Verstärkungsmittel, die an den Ausgang der besagten ersten Sub trahiermittel angeschlossen sind, und zweite Subtrahiermittel, die an den Ausgang der Verstärkungsmittel und an den Ausgang der Trägheitszentrale angeschlossen sind, wobei die Integrier mittel an den Ausgang der zweiten Subtrahiermittel angeschlos sen sind und der Ausgang der Verstärkungsmittel die Leitwerke steuert.- The control means comprise the following features: first subtra this means that at the output of the determination device and are connected to the output of integrating means, Reinforcing means connected to the output of said first sub traction means are connected, and second subtraction means, to the output of the reinforcing means and to the output the center of inertia are connected, the integrator medium connected to the output of the second subtracting means sen and the output of the reinforcement means the tail units controls.
Bei der Selbststeuerung nach der Erfindung ist es höchstens erforderlich, eine Schwenkbarkeit um eine einzige Achse zwi schen dem Gehäuse des Flugkörpers und der die Visiervorrichtung tragenden Plattform vorzusehen, da sich, bezogen auf die andere Achse, die Relativposition der Visierlinie und der Achse des Flugkörpers nur geringfügig ändert. Es ergibt sich also gleich zeitig eine mechanische und eine elektronische Vereinfachung. Um entlang derjenigen Achse, für die die Bewegung der Visierli nie im Mittel Null ist, ein Sichtfeld angemessener Größe beizu behalten, ist es vorteilhaft, das Abmaß des Detektormosaiks entlang dieser Achse zu vergrößern, und zwar im Vergleich zu dem Mosaikabmaß von Abstandsmessern bekannter Selbststeuerun gen. Dies bildet kein besonderes Problem, da relativ großflä chige Mosaiken heutzutage zu angemessenem Preis zur Verfügung stehen.In the self-control according to the invention, it is at most required, swiveling about a single axis between rule the housing of the missile and the sighting device load-bearing platform, because in relation to the other Axis, the relative position of the line of sight and the axis of the Missile changes only slightly. So it is the same early mechanical and electronic simplification. Around along the axis for which the movement of the visor it is never on average to cover a field of view of a reasonable size It is advantageous to keep the size of the detector mosaic along this axis, compared to the mosaic dimension of distance meters of known self-control gen. This is not a particular problem, since relatively large areas Today's mosaics are available at a reasonable price stand.
Vorzugsweise ist die Determinierungsvorrichtung auf dem Flugkörper unter Zwischenschaltung von Dämpfungsmitteln für dessen Vibration montiert.Preferably, the determination device is on the Missile with the interposition of damping agents for its vibration mounted.
Unter diesen Umständen wird die Visierlinie der Vorrichtung zum Bestimmen der Winkelposition des Zieles nicht den Vibratio nen des Flugkörpers ausgesetzt. Dies bietet die Möglichkeit, stromab der Determinierungsvorrichtung elektronische Verarbei tungsschaltungen zu verwenden, die im wesentlichen über die selbe Arbeitsgeschwindigkseit verfügen, wie Verarbeitungsschal tungen von bekannten Selbststeuerungen. Bei den bekannten Selbststeuerungen profitieren die elektronischen Verarbeitungs schaltungen von der Tatsache, daß eine Regelung vorgesehen ist, um die Position der bewegbaren Plattform zu stabilisieren. Bei der erfindungsgemäßen Selbststeuerung gelangt man zu denselben vorteilhaften Ergebnissen unter Anwendung einfacher Dämpfungs mittel, bei denen es sich beispielsweise um einen "Bendix"-An schluß, einen elastomeren Block oder auch um eine Gasdämpfung handeln kann.Under these circumstances, the line of sight of the device to determine the angular position of the target, not the vibratio exposed to the missile. This offers the opportunity electronic processing downstream of the determination device tion circuits to use, which are essentially about the have the same working speed as processing scarf of known self-controls. With the known Self-control systems benefit from electronic processing circuits from the fact that regulation is provided to stabilize the position of the movable platform. At the self-control according to the invention is achieved in the same way beneficial results using simple damping medium, which is, for example, a "Bendix" -An conclusion, an elastomeric block or a gas damping can act.
Eine bevorzugte Ausführungsform ist dadurch gekennzeichnet, daß für den anderen der beiden KanäleA preferred embodiment is characterized in that that for the other of the two channels
- - die Determinierungsvorrichtung bewegbar auf dem Flugkörper montiert und der Wert des Winkels zwischen der Visierlinie und der Achse des Flugkörpers steuerbar ist, und- The determination device movable on the missile mounted and the value of the angle between the line of sight and the axis of the missile is controllable, and
- - die Steuermittel folgende Merkmale umfassen: Verstärkungs mittel, die an den Ausgang der Determinierungsvorrichtung ange schlossen sind, Subtrahiermittel, die an den Ausgang der Ver stärkungsmittel und an den Ausgang der Trägheitszentrale ange schlossen sind, Integriermittel, die an den Ausgang der Subtra hiermittel angeschlossen sind, um Mittel zur Steuerung der Po sition der Visierlinie relativ zur Achse des Flugkörpers, wobei der Ausgang der Verstärkungsmittel die Leitwerke steuert.- The control means comprise the following features: reinforcement means indicated at the output of the determining device are closed, subtraction means connected to the output of Ver tonic and at the exit of the inertial center are closed, integrating means connected to the output of the subtra this means are connected to means for controlling the Po sition of the line of sight relative to the axis of the missile, wherein the output of the reinforcement means controls the tail units.
Vorteilhafterweise wird der Kanal, für den die Bewegung der Visierlinie relativ zum Flugkörper im Mittel Null ist, von dem Höhensteuerungskanal gebildet, wäre der Kanal, für den der Win kel der Visierlinie steuerbar ist, von dem Seitensteuerungska nal gebildet wird.Advantageously, the channel for which the movement of the Line of sight relative to the missile is on average zero, from which Height control channel would be the channel for which the win kel of the line of sight is controllable from the side control box nal is formed.
Unter diesen Umständen ist die erfindungsgemäße Selbststeue rung sehr gut für eine Boden-Boden-Rakete oder eine Luft-Boden- Rakete geeignet, da die Bewegbarkeit der Visiervorrichtung die Möglichkeit bietet, ein Panoramasichtfeld für die Seitensteue rung mit einem Detektormosaik zu erzielen, das entlang der Sei tensteuerungsachse angemessene Abmaße besitzt. Für die Höhen steuerung muß das Sichtfeld bei einem derartigen Flugkörper nicht besonders groß sein, was dazu führt, das die Abmaße des Mosaiks auch entlang der Höhensteuerungsachse in vernünftigen Grenzen bleiben.Under these circumstances, the self-control according to the invention very good for a surface-to-surface missile or an air-to-surface Suitable rocket because the mobility of the sighting device Possibility offers a panoramic field of view for the side tax to achieve with a detector mosaic that runs along the line control axis has appropriate dimensions. For the heights Control must be the field of view in such a missile not be particularly large, which leads to the dimensions of the Mosaics also reasonable along the height control axis Limits remain.
Die Erfindung wird im folgenden an Hand einer bevorzugten er findungsgemäßen Selbststeuerung im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert. Die Zeichnung zeigt in:The invention is based on a preferred he self-control according to the invention in connection with the Drawing explained in more detail. The drawing shows in:
Fig. 1 eine perspektivische Ansicht des optischen und me chanischen Teils der erfindungsgemäßen Selbststeue rung; Fig. 1 is a perspective view of the optical and me chanical part of the self-control tion;
Fig. 2 ein Blockdiagramm des Höhensteuerungskanals der er findungsgemäßen Selbststeuerung; und Fig. 2 is a block diagram of the height control channel of the self-control according to the invention; and
Fig. 3 ein Blockdiagramm des Seitensteuerungskanals der er findungsgemäßen Selbststeuerung. Fig. 3 is a block diagram of the side control channel he self-control according to the invention.
In Fig. 1 ist der vordere Gehäuseabschnitt 1 einer Boden- Boden-Rakete dargestellt. Dieser Abschnitt 1 trägt eine Deter minierungsvorrichtung 2 für die Winkelposition des von der Ra kete verfolgten Ziels, und zwar zur Steuerung der Leitwerke der Rakete mittels der erfindungsgemäßen Selbststeuerung.In Fig. 1, the front housing section 1 of a surface-to-surface missile is shown. This section 1 carries a detection device 2 for the angular position of the target pursued by the rocket, namely for controlling the tail units of the rocket by means of the self-control according to the invention.
Die Determinierungsvorrichtung 2 entspricht ihrem Prinzip nach einem Abstandsmesser, d. h. sie weist ein optisches System mit einer Visierachse oder -linie 21 auf, das das Bild des ver folgten Zieles auf ein Mosaik aus Photodetektoren fokussiert. Letztere sprechen auf sichtbare oder Infrarotstrahlung an. Die Ausgangssignale der Photodetektoren des Mosaiks werden in einer Verarbeitungsschaltung behandelt, die zwei Signale liefert. Das eine Signal S gibt den Höhenwinkel des Zieles wieder, gemessen mit Bezug auf die Visierlinie 21, während das andere Signal G den Seitenwinkel des Ziels repräsentiert, ebenfalls gemessen mit Bezug auf die Visierlinie 21. Jedoch ist hier das Abmaß des Mosaiks, mindesten entlang der Höhensteuerachse, beträchtlich größer als das des Mosaiks eines an sich bekannten Abstandsmes sers mit relativ geringem Abmaß.The determination device 2 corresponds to its principle according to a distance meter, ie it has an optical system with a sighting axis or line 21 , which focuses the image of the target pursued on a mosaic of photodetectors. The latter respond to visible or infrared radiation. The output signals from the photodetectors of the mosaic are processed in a processing circuit which supplies two signals. The one signal S represents the elevation angle of the target, measured with reference to the line of sight 21 , while the other signal G represents the side angle of the target, also measured with reference to the line of sight 21 . However, here the dimension of the mosaic, at least along the height control axis, is considerably larger than that of the mosaic of a distance meter known per se with a relatively small dimension.
Gemäß Fig. 1 ist die Determinierungsvorrichtung 2 auf ei ner Plattform 24 montiert, die um eine vertikale Achse 25 dreh bar ist. Die Plattform 24 ist also in Seitensteuerrichtung be wegbar. Ein Motor 26 gestattet die Steuerung der Relativposi tion der Plattform 24 und damit der Visierlinie 21 mit Bezug auf die Achse 11 der Rakete. Ein Sensor 27 ist in der Lage, den Winkel zwischen der Visierlinie 21 und der Achse 11 der Rakete zu messen.Referring to FIG. 1, the Determinierungsvorrichtung 2 is mounted on egg ner platform 24, which is rotating about a vertical axis 25 bar. The platform 24 is thus be movable in the lateral control direction. A motor 26 allows control of the relative position of the platform 24 and thus the line of sight 21 with respect to the axis 11 of the rocket. A sensor 27 is able to measure the angle between the line of sight 21 and the axis 11 of the missile.
In Höhensteuerrichtung ist keine Schwenkbarkeit zwischen der bewegbaren Plattform 24 und dem Vorderteil 1 des Raketenge häuses vorgesehen. Jedoch ist die Determinierungsvorrichtung 2 auf der Plattform 24 unter Zwischenschaltung elastomerer Blöcke, wie etwa des Blocks 23, montiert. Die Funktion der Blöcke besteht darin, die Vibrationen des Raketenkörpers zu dämpfen, damit sie nicht in vollem Umfang auf die Vorrichtung 2 übertragen werden und dementsprechend die Position der Visier linie 21 höchstens geringfügig beeinflussen. Letztere ist also insoweit während des Fluges stabilisiert.In the height control direction, no pivotability between the movable platform 24 and the front part 1 of the rocket housing is provided. However, the determination device 2 is mounted on the platform 24 with the interposition of elastomeric blocks, such as block 23 . The function of the blocks is to dampen the vibrations of the missile body so that they are not transferred in full to the device 2 and accordingly affect the position of the sight line 21 at most slightly. To this extent, the latter is stabilized during the flight.
Man kann also sagen, daß die Determinierungsvorrichtung in Höhensteuerrichtung so auf der Rakete montiert ist, daß die Be wegung ihrer Visierlinie 21, bezogen auf die Achse 11 der Ra kete, im Mittel Null ist. It can therefore be said that the determining device is mounted on the missile in the height control direction so that the movement of its line of sight 21 , based on the axis 11 of the rocket, is on average zero.
Die elastomeren Blöcke, wie etwa der Block 23, können er setzt werden durch Gasdämpfer, durch "Bendix"-Anschlüsse oder durch jegliche andere geeignete Vorrichtungen. Ein "Bendix"-An schluß umfaßt in an sich bekannter Weise zwei Bänder aus fe derndem geschlitztem Metall, die rechtwinklig ineinandergrei fen.The elastomeric blocks, such as block 23 , can be replaced by gas dampers, "Bendix" connectors, or by any other suitable device. A "Bendix" connection includes, in a manner known per se, two ribbons made of slotted metal which spring at right angles to one another.
Fig. 2 zeigt ein Blockschema der elektronischen Verarbei tungsschaltungen des Höhensteuerungskanals. Fig. 2 shows a block diagram of the electronic processing circuits of the height control channel.
Ein Subtrahierer 3 weist einen Plus-Eingang zur Aufnahme des Signals S, einen Minus-Eingang zur Aufnahme eines Signals A und einen Ausgang auf, der ein Signal SA liefert.A subtractor 3 has a plus input for receiving the signal S, a minus input for receiving a signal A and an output which supplies a signal SA.
Ein Verstärker 4 ist mit einem Eingang zur Aufnahme des Si gnals SA und mit einem Ausgang zur Lieferung eines verstärkten Signals GS versehen.An amplifier 4 is provided with an input for receiving the signal SA and with an output for supplying an amplified signal GS.
Ein Subtrahierer 6 weist einen Plus-Eingang zur Aufnahme des Signals GS, einen Minus-Eingang zur Aufnahme eines Signals DSM, das von einer an Bord der Rakete montierten Trägheitszen trale 5 geliefert wird, und einen Ausgang zur Abgabe eines Si gnals KDS auf.A subtractor 6 has a plus input for receiving the signal GS, a minus input for receiving a signal DSM, which is supplied by an inertial center 5 mounted on board the rocket, and an output for emitting a signal KDS.
Ein Intregator 7 ist mit einem Eingang zur Aufnahme des Signals KDS und mit einem das Signal A abgebenden Ausgang ver sehen.An intregator 7 is seen with an input for receiving the signal KDS and with an output signal A ver.
Das Signal DSM am Ausgang der Trägheitszentrale 5 gibt den Wert der Ableitung nach der Zeit des Winkels zwischen der Achse 11 der Rakete und einer Trägheitsreferenz wieder, und zwar ge messen in der Ebene der Höhensteuerung.The signal DSM at the output of the inertial center 5 represents the value of the derivative after the time of the angle between the axis 11 of the rocket and an inertial reference again, namely ge measured in the plane of the altitude control.
Das Signal GS dient dazu, die Leitwerke der Rakete zu steu ern, und zwar derart, daß deren Position in der Ebene der Hö hensteuerung korrigiert wird.The signal GS is used to control the tail of the missile ern, in such a way that their position in the plane of the Hö hen control is corrected.
Fig. 3 zeigt ein Blockschema der elektronischen Verarbei tungsschaltungen des Seitensteuerkanals. Fig. 3 shows a block diagram of the electronic processing circuits of the side control channel.
Ein Verstärker 4′ weist einen Eingang zur Aufnahme des Si gnals G und einen Ausgang zur Abgabe eines verstärkten Signals GG auf. An amplifier 4 'has an input for receiving the Si signal G and an output for emitting an amplified signal GG.
Ein Subtrahierer 6′ ist mit einem Plus-Eingang zur Aufnahme des Signals GG, einem Minus-Eingang zur Aufnahme eines von der Trägheitszentrale 5 gelieferten Signals DGM und einem Ausgang zur Abgabe eines Signals KDG versehen.A subtractor 6 'is provided with a plus input for receiving the signal GG, a minus input for receiving a signal DGM supplied by the inertial center 5 and an output for emitting a signal KDG.
Ein Integrator 7′ wiest einen Eingang zur Aufnahme des Si gnals KDG und einen Ausgang zur Abgabe eines Signals P auf.An integrator 7 'has an input for receiving the Si signal KDG and an output for emitting a signal P.
Eine Steuerschaltung 8 ist mit einem ersten Eingang zur Aufnahme des Signals P, einem zweiten Eingang zur Aufnahme ei nes Signals GP und einem Ausgang zur Abgabe eines Signals CP versehen.A control circuit 8 is provided with a first input for receiving the signal P, a second input for receiving a signal GP and an output for delivering a signal CP.
Das Signal CP dient dazu, den Motor 26 zu steuern, der in Seitensteuerrichtung die Plattform 24 und damit die Visierlinie 21 ausrichtet. Das Signal GP ist das Ausgangssignal des Sensors 27, der ständig den Wert des Winkels zwischen der Visierlinie 21 und der Achse 11 der Rakete mißt, und zwar in der Ebene der Seitensteuerung.The signal CP serves to control the motor 26 , which aligns the platform 24 and thus the line of sight 21 in the lateral control direction. The signal GP is the output signal of the sensor 27 , which constantly measures the value of the angle between the line of sight 21 and the axis 11 of the missile, in the plane of the side control.
Das Signal DGM am Ausgang der Trägheitszentrale 5 gibt den Wert der Ableitung nach der Zeit des Winkels zwischen der Achse 11 der Rakete und einer Trägheitsreferenz wieder, und zwar ge messen in der Ebene der Seitensteuerung.The signal DGM at the output of the inertial center 5 represents the value of the derivative after the time of the angle between the axis 11 of the rocket and an inertial reference again, namely ge measured in the plane of the side control.
Das Signal GG wird dazu verwendet, die Leitwerke der Rakete derart zu steuern, daß deren Position in der Ebene der Seiten steuerung korrigiert wird.The GG signal is used to launch the missile's tail unit to control such that their position in the plane of the pages control is corrected.
Die vorstehend beschriebene Selbststeuerung arbeitet fol gendermaßen.The self-control described above works fol to the extent.
Das Signal A gemäß Fig. 2 kann wie folgt beschrieben wer den:The signal A according to FIG. 2 can be described as follows:
A = GS/p - SM (1)A = GS / p - SM (1)
In der Gleichung (1) steht der Buchstabe p für die Laplace- Transformation, während SM den Winkel zwischen der Achse 11 der Rakete und einer Trägheitsreferenz bezeichnet, und zwar gemes sen in der Ebene der Seitensteuerung. In equation (1), the letter p stands for the Laplace transformation, while SM denotes the angle between the axis 11 of the rocket and an inertial reference, measured in the plane of the side control.
Die Gleichung (1) drückt einfach die Tatsache aus, daß das Signal A, das aus der im Integrator 7 durchgeführten Integra tion desjenigen Signals resultiert, welches die Differenz zwi schen dem Signal GS und dem Signal DSM wiedergibt, gleich ist der Differenz der Signale, die die Integrale der Signale GS und DSM repräsentieren.The equation (1) simply expresses the fact that the signal A, which results from the integration in the integrator 7 of the signal which represents the difference between the signal GS and the signal DSM, is equal to the difference between the signals, which represent the integrals of the signals GS and DSM.
Andererseits kann jedoch das Signal GS ersichtlich folgen dermaßen beschrieben werden:On the other hand, however, the signal GS can clearly follow are described as follows:
GS = K (S - A) (2)GS = K (S - A) (2)
K ist die Verstärkung des Verstärkers 4.K is the gain of amplifier 4 .
Durch Einsetzen der Gleichung (1) in die Gleichung (2) er gibt sich:By inserting equation (1) into equation (2) he gives:
GS = K (S - GS/p + SM) (3)GS = K (S - GS / p + SM) (3)
Die Gleichung (3) schreibt sich:Equation (3) is written:
GS (1 + K/p) = K (S + SM) (4)GS (1 + K / p) = K (S + SM) (4)
woraus folgt:From which follows:
GS = p (S + SM) [1/(1 + p/K)] (5).GS = p (S + SM) [1 / (1 + p / K)] (5).
Wenn die Verstärkung K groß genug ist, um in erster Nähe rung den Ausdruck in der eckigen Klammer der Gleichung (5) ver nachlässigen zu können, so schreibt sich diese:If the gain K is large enough to be in close proximity expression in the square brackets of equation (5) to be able to neglect, so it writes:
GS = p (S + SM) (5′)GS = p (S + SM) (5 ′)
Da das Signal S den Höhenwinkel des Zieles, gemessen mit Bezug auf die Visierlinie 21, hier also die Achse 11 der Rakete wiedergibt und da der Wert SM den Winkel der Achse 11 der Ra kete, bezogen auf eine Trägheitsreferenz, in der Höhen steuerebene bedeutet, so gibt ersichtlich die Gleichung (5′) die Tatsache wieder, daß das Signal GS gleich ist der Ableitung des Winkels des Zieles nach einer Trägheitsreferenz, gemessen in der Ebene der Höhensteuerung, und sich daher eignet zur Steuerung der Höhenleitwerke der Rakete.Since the signal S represents the elevation angle of the target, measured with respect to the line of sight 21, in this case the axis 11 of the missile, and because the value SM the angle of the axis kete 11 of Ra, with respect to an inertial reference means control plane in the height, so the equation (5 ') shows the fact that the signal GS is equal to the derivation of the angle of the target according to an inertial reference, measured in the plane of the altitude control, and is therefore suitable for controlling the horizontal tail of the missile.
Unter Berücksichtigung der Tatsache, daß bei dem Seiten steuerkanal nach Fig. 3 die Schaltung 8 dazu dient, ständig das Signal GP mit dem Signal P zu vergleichen und den Motor 26 zu steuern, kann man dieselbe Rechnung wie vorstehend durchfüh ren, die dann ziegt, daß das Signal GG der Ableitung des Win kels des Zieles nach einer Trägheitsreferenz entspricht, gemes sen in der Ebene der Seitensteuerung, und sich zur Steuerung der Seitenleitwerke eignet.Taking into account the fact that the circuit 8 serving at the sides of the control channel of Fig. 3, continuously, the signal GP to the signal P to compare and control the motor 26 may be the same calculation ren above imple which then bar shows, that the signal GG corresponds to the derivative of the angle of the target according to an inertia reference, measured in the level of the side control, and is suitable for controlling the vertical tails.
Die Schaltungen nach den Fig. 2 und 3 können ohne wei teres in analoger oder numerische Form ausgebildet sein. Es sei darauf hingewiesen, daß sie ähnliche Funktionen benutzen.The circuits according to FIGS. 2 and 3 can be designed in analog or numerical form without white teres. It should be noted that they use similar functions.
Die oben beschriebene Arbeitsweise entspricht der Verfol gungsfunktion, die dazu dient, ein Ziel zu verfolgen, dessen Vorhandensein bereits in einer vorhergehenden Suchphase festge stellt worden ist. Wie an sich bekannt, wird die Plattform bei der Suchfunktion so gesteuert, daß sie eine Panorama-Abtastung durchführt, bis das Vorhandensein eines Zieles festgestellt wird.The procedure described above corresponds to the pursuit function that serves to pursue a goal, the Presence already established in a previous search phase has been put. As is known per se, the platform is at the search function is controlled to do a panoramic scan performs until the presence of a target is established becomes.
Wie für den Fachmann ersichtlich, sind hier die Abmaße des Detektormosaiks in der Ebene der Höhensteuerung größer als die Abmaße in der Ebene der Seitensteuerung.As can be seen by those skilled in the art, here are the dimensions of the Detector mosaic in the level of the height control larger than that Dimensions in the level of the side control.
Claims (5)
- - eine Determinierungsvorrichtung (2) für den Wert des Win kels (S, G), unter dem ein verfolgtes Ziel erscheint, gemessen mit Bezug auf eine Visierlinie (21),
- - eine Trägheitszentrale (5) zum Bestimmen des Wertes der Ableitung (DSM, DGM) des Winkels zwischen der Achse (11) des Flugkörpers (1) und einer Trägheitsreferenz, und
- - Mittel (3, 4, 7, 4′, 6′, 7′, 8, 24) zum Steuern der Leitwerke des Flugkörpers (1) in Abhängigkeit von den so be stimmten Werten,
- a determining device ( 2 ) for the value of the angle (S, G), below which a tracked target appears, measured with reference to a line of sight ( 21 ),
- - An inertial center ( 5 ) for determining the value of the derivative (DSM, DGM) of the angle between the axis ( 11 ) of the missile ( 1 ) and an inertia reference, and
- - Means ( 3, 4, 7, 4 ', 6', 7 ', 8, 24 ) for controlling the tail units of the missile ( 1 ) depending on the values thus determined,
daß für mindestens einen der beiden Kanäle
- - die Determinierungsvorrichtung (2) derart auf dem Flugkör per (1) montiert ist, daß die Bewegung ihrer Visierlinie (21) relativ zum Flugkörper (1) im Mittel Null ist, und
- - die Steuermittel folgende Merkmale umfassen: erste Subtra hiermittel (3), die an den Ausgang der Determinierungsvorrich tung (2) und an den Ausgang von Integriermitteln (7) ange schlossen sind, Verstärkungsmittel (4), die an den Ausgang der besagten ersten Subtrahiermittel (3) angeschlossen sind, und zweite Subtrahiermittel (6), die an den Ausgang der Verstär kungsmittel (4) und an den Ausgang der Trägheitszentrale (5) angeschlossen sind, wobei die Integriermittel (7) an den Aus gang der zweiten Subtrahiermittel (6) angeschlossen sind und der Ausgang (GS) der Verstärkungsmittel (4) die Leitwerke steu ert.
that for at least one of the two channels
- - the Determinierungsvorrichtung (2) is mounted on the Flugkör by (1), that the movement of their line of sight (21) relative to the missile (1) in the central zero and
- - The control means include the following features: first subtra here means ( 3 ), which are connected to the output of the Determinierungsvorrich device ( 2 ) and to the output of integrating means ( 7 ), amplifying means ( 4 ) connected to the output of said first subtracting means ( 3 ) are connected, and second subtracting means ( 6 ) which are connected to the output of the amplifying means ( 4 ) and to the output of the inertial center ( 5 ), the integrating means ( 7 ) being connected to the output of the second subtracting means ( 6 ) are connected and the output (GS) of the reinforcement means ( 4 ) controls the tail units.
dadurch gekennzeichnet,
daß für den anderen der beiden Kanäle
- - die Determinierungsvorrichtung (2) bewegbar auf dem Flug körper (1) montiert und der Wert des Winkels zwischen der Vi sierlinie (21) und der Achse (11) des Flugkörpers (1) steuerbar ist, und
- - die Steuermittel folgende Merkmale umfassen: Verstärkungs mittel (4′), die an den Ausgang der Determinierungsvorrichtung (2) angeschlossen sind, Subtrahiermittel (6′), die an den Aus gang der Verstärkungsmittel (4′) und an den Ausgang der Träg heitszentrale (5) angeschlossen sind, Integriermittel (7′), die an den Ausgang der Subtrahiermittel (6′) angeschlossen sind, und Mittel (8, 24) zur Steuerung der Position der Visierlinie (21) relativ zur Achse (11) des Flugkörpers (1), wobei der Aus gang (GG) der Verstärkungsmittel (4′) die Leitwerke steuert.
characterized,
that for the other of the two channels
- - the Determinierungsvorrichtung (2) movably mounted on the missile (1) and the value of the angle between the Vi sierlinie (21) and the axis (11) of the missile (1) is controllable, and
- - The control means comprise the following features: amplifying means ( 4 ') which are connected to the output of the determining device ( 2 ), subtracting means ( 6 ') which to the output of the amplifying means ( 4 ') and to the output of the inertial center ( 5 ) are connected, integrating means ( 7 ') which are connected to the output of the subtracting means ( 6 '), and means ( 8, 24 ) for controlling the position of the line of sight ( 21 ) relative to the axis ( 11 ) of the missile ( 1 ), the output (GG) of the reinforcing means ( 4 ') controls the tail units.
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9003663A FR2660063B1 (en) | 1990-03-22 | 1990-03-22 | SELF-DIRECTING MISSILE. |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| DE4109170A1 true DE4109170A1 (en) | 1991-09-26 |
Family
ID=9394993
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| DE19914109170 Withdrawn DE4109170A1 (en) | 1990-03-22 | 1991-03-20 | Automatic control for missile - has loop with dual subtractors, gain stage and integrator fed from angle and inertia devices |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| DE (1) | DE4109170A1 (en) |
| FR (1) | FR2660063B1 (en) |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB920713A (en) * | 1960-01-15 | 1963-03-13 | Vickers Res Ltd | Improvements in or relating to guidance systems for missiles |
| GB1600201A (en) * | 1967-09-11 | 1981-10-14 | British Aerospace | Guidance systems |
| US4168813A (en) * | 1976-10-12 | 1979-09-25 | The Boeing Company | Guidance system for missiles |
| US4508293A (en) * | 1982-07-12 | 1985-04-02 | General Dynamics, Pomona Division | Seeker-body decoupling system |
-
1990
- 1990-03-22 FR FR9003663A patent/FR2660063B1/en not_active Expired - Fee Related
-
1991
- 1991-03-20 DE DE19914109170 patent/DE4109170A1/en not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2660063A1 (en) | 1991-09-27 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 8141 | Disposal/no request for examination |