DE4300761A1 - Vorrichtung zur Steuerung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Steuerung eines Flugverhaltens einer Trägerrakete, die mit einem Antrieb sowie einer Nutzlast versehen ist und die min­ destens eine Steuerung sowie mindestens ein Lenkelement zur Veränderung der Flugbahn der Trägerrakete quer zu einer Raketenlängsachse aufweist.

Eine Veränderung der Bewegungsrichtung der Trägerrakete quer zur Längsrichtung kann beispielsweise mit Hilfe einer Schubvektorsteuerung erfolgen. Hierbei sind schwenkbar gelagerte Antriebsaggregate vorgesehen, mit deren Hilfe die Schubrichtung relativ zur Raketenlängs­ achse verändert werden kann.

Bei speziellen Lenkkörpern, beispielsweise bei Luft-/Luftraketen, ist es bekannt, Lenkbewegungen mit Hilfe von Steuerflächen vorzunehmen, die relativ zur Raketenlängsachse einstellbar sind und durch ihre je­ weilige Luftanströmung Querkräfte bereitstellen.

Bei einem Betrieb von Trägerraketen zeigt es sich, daß bei einem Aufstieg Querbelastungen im Bereich der Atmo­ sphäre durch Windböen auftreten. Diese zusätzlichen Kräfte werden in die Struktur der Rakete eingeleitet und sind vorab nur schwer kalkulierbar. Es ist deshalb erforderlich, einen Sicherheitsfaktor vorzusehen, der bei der Auslegung der Struktur der Trägerrakete berück­ sichtigt wird. Wird eine derart konstruierte Rakete eingesetzt, so muß dafür gesorgt werden, daß die maxi­ mal zulässige Windgeschwindigkeit kleiner als die bei der Konstruktion angenommene auftretende Windstärke ist, um einen ausreichend großen Sicherheitsabstand zur Vermeidung von Beschädigungen zu gewährleisten. Liegt eine stärkere Windgeschwindigkeit vor, so ist ein Start nicht möglich. Da jedoch die Anzahl der Startmöglich­ keiten von einer Vielzahl weiterer Faktoren ebenfalls eingeschränkt wird, kann die Verfügbarkeit der Träger­ rakete durch die Empfindlichkeit bezüglich des Auftre­ tens von Windböen erheblich reduziert werden.

Die Windempflindlichkeit führt somit dazu, daß zum einen die Zahl der möglichen Startzeitpunkte reduziert wird, andererseits muß die Struktur der Rakete hinrei­ chend stabil ausgebildet werden, um im zulässigen Be­ reich liegende Querkräfte aufnehmen zu können. Hieraus resultiert eine Vergrößerung der Masse der Trägerrake­ te, die bei gleicher Antriebsleistung eine Verringerung der maximal aufnehmbaren Nutzlast zur Folge hat.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, eine Vorrichtung der einleitend genannten Art derart zu kon­ struieren, daß Auswirkungen von Windböen vermindert werden.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß das Lenkelement als ein verschwenkbar gelagerter Leit­ flügel ausgebildet ist, der in einem seitlichen Bereich der Trägerrakete angeordnet ist und daß ein Stell­ element, das von der Steuerung derart angesteuert wird, daß von Sensoren bereitgestellte Meßwerte über Seiten­ windbelastungen zur Kompensation von Querkräften in Positionierungen des Leitflügels umgesetzt werden, mit dem Leitflügel verbunden ist.

Aufgrund dieser Steuerflächen ist es möglich, die Rake­ te in Abhängigkeit von aktuell auftretenden Böen aktiv zu regeln. Durch die Sensoren wird eine Möglichkeit geschaffen, die Wirkung der Böen auf die Rakete während des Fluges zu messen. Aufgrund der erfaßten Meßwerte kann das Regelungssystem die jeweils erforderlichen Ausschläge der Steuerflächen vorgeben, um hiermit der Kraftentfaltung der Böen entgegenzuwirken. Hierdurch wird ein Böenabminderungssystem für Raketen bereitge­ stellt.

Mit Hilfe der Steuerflächen werden Querkräfte, die auf­ grund von auftretenden Massenbeschleunigungen und Massenabbremsungen auftreten, durch entsprechende Ein­ leitung von Gegenkräften abgeschwächt bzw. im Idealfall kompensiert.

Beim Einsatz im Bereich von Raketen, die über keine separate Schubvektorsteuerung verfügen, ist es darüber hinaus möglich, mit Hilfe der Leitflügel eine Bahn­ steuerung vorzunehmen, um die Lage der Rakete entsprechend der jeweiligen Missionsanforderung zu be­ einflussen und hierdurch die Einhaltung einer vordefi­ nierten Bahn zu gewährleisten. Für die Lage- und Bahn­ regelung werden zusätzliche Sensoren verwendet, die an das Regelungssystem angeschlossen sind.

Eine Verwendung ist auch bei anderen Trägersystemen möglich, um eine aktive Steuerung der Nutzlast während der Durchführung einer Mission zu ermöglichen. Hieraus resultiert, daß eine realisierbare Missionszeit verlän­ gert werden kann und daß ein Wiedereintritt in dichtere Schichten der Atmosphäre direkt gesteuert werden kann.

Eine Kombination einer günstigen aerodynamischen Form­ gebung mit einer ausreichenden Stabilität zur Einlei­ tung von Kräften in die Trägerrakete wird dadurch be­ reitgestellt, daß der Leitflügel im wesentlichen drei­ eckförmig ausgebildet ist und sich ausgehend von einer der Trägerrakete zugewandten Basis bezüglich der Längs­ achse radial nach außen verjüngt. Es ist aber auch möglich, beispielsweise eine rechteckförmige Gestaltung mit oder ohne Pfeilung vorzusehen.

Eine weitere Verbesserung der Funktionalität kann da­ durch erfolgen, daß der Leitflügel im Bereich seiner der Trägerrakete abgewandten Ausdehnung mit einer Ab­ flachung versehen ist.

Eine Steuermöglichkeit zur Kompensation von aus unter­ schiedlichen Richtungen einwirkenden Windböen wird da­ durch bereitgestellt, daß entlang eines Umfanges der Trägerrakete vier Leitflügel im wesentlichen äquidi­ stant angeordnet sind.

Zur Ermöglichung einer Anordnung einer geringen Anzahl von Lenkelementen derart, daß eine Entlastung besonders durch Querkräfte gefährdeter Bereiche der Trägerrakete erfolgen kann, wird vorgeschlagen, daß der Leitflügel bei einer mehrstufigen Trägerrakete im Bereich eines Überganges einer zweiten Stufe in eine dritte Stufe angeordnet ist.

Eine besonders zweckmäßige Anordnung bei einer mehrstu­ figen Rakete erfolgt da-durch, daß der Leitflügel im Bereich einer den Übergang der zweiten Stufe in die dritte Stufe umhüllenden Übergangsverkleidung angeord­ net ist.

Zur Gewährleistung einer hohen Effektivität wird vorge­ schlagen, daß die Steuerung mit zwei einander über­ lagerten Regelkreisen versehen ist.

Eine exakte Einhaltung einer vorgegebenen Posi­ tionierung des Leitflügels kann dadurch erfolgen, daß der innere Kreis aus dem Leitflügel, dem Stellelement, der Steuerung sowie einem Positionssensor ausgebildet ist.

Zur Ermöglichung einer qualitativ hochwertigen Kompensation von einwirkenden Querkräften ist vorge­ sehen, daß der äußere Kreis Sensoren zur Detektion der Seitenwindbeeinflussung, eine Steuerung zur Böen­ minderung sowie einen Sollwertgenerator aufweist.

In der Zeichnung sind Ausführungsbeispiele der Erfin­ dung schematisch dargestellt. Es zeigen:

Fig. 1 eine Seitenansicht einer mit Leitflügeln aus­ gestatteten Trägerrakete
und

Fig. 2 ein Blockschaltbild zur Veranschaulichung der wesentlichen funktionellen Komponenten.

Die Vorrichtung zur Steuerung des Flugverhaltens einer Trägerrakete (1) besteht im wesentlichen aus Leitflü­ geln (2), die in einem seitlichen Bereich (3) der Trä­ gerrakete (1) angeordnet sind.

Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform ist die Trägerrakete (1) aus einer ersten Stufe (4), einer zweiten Stufe (5), einer dritten Stufe (6) sowie einer Nutzlast (15) ausgebildet. Ein Übergang der zweiten Stufe (5) zur dritten Stufe (6) ist mit einer Über­ gangsverkleidung (7) versehen und im Bereich dieser Übergangsverkleidung (7) sind vier Leitflügel (2) ange­ ordnet, die gleichmäßig über den Umfang der Übergangs­ verkleidung (7) verteilt sind und hierdurch jeweils zwischen sich Winkel von etwa 90° aufspannen.

Die Leitflügel (2) weisen eine etwa dreieckförmige Kon­ tur auf. Ausgehend von einer der Trägerrakete (1) zuge­ wandt angeordneten Basis verjüngen sich die Leitflügel (2) in eine nach außen weisende Richtung. Insbesondere ist daran gedacht, einen der Trägerrakete (1) abge­ wandten Bereich der Leitflügel (2) mit einer Abflachung (8) zu versehen. Eine der ersten Stufe (4) zugewandte Begrenzung der Leitflügel (2) erstreckt sich im wesent­ lichen senkrecht zu einer Längsachse (9) der Träger­ rakete (1). Eine der dritten Stufe zugewandten Be­ grenzung verläuft schräg zur Längsachse (9) und ist im Bereich ihres der Trägerrakete (1) abgewandten Endes durch die Abflachung (8) in die der ersten Stufe (4) zugewandte Begrenzung übergeleitet.

In einer Ausgangspositionierung sind die verschwenkbar mit der Trägerrakete (1) verbundenen Leitflügel (2) derart ausgerichtet, daß Leitflächen (10) bezüglich einer in Richtung der Längsachse (9) ausgerichteten Luftströmung nur einen sehr geringen Luftwiderstand aufweisen.

Die schaltungstechnische Kombination der wesentlichen funktionellen Komponenten ist in Fig. 2 dargestellt. Der Leitflügel (2) ist mit einem Stellelement (11) ver­ bunden, dessen Funktion von einer Steuerung (12) kon­ trolliert wird. Die Steuerung (12) wertet Meßsignale von Sensoren (13) zur Detektion von Seitenwindbeein­ flussungen der Trägerrakete (1) aus. Zur Bereitstellung eines geschlossenen Regelkreises ist im Bereich des Leitflügels (2) ein Positionssensor (14) angeordnet, der ebenfalls mit der Steuerung (12) verbunden ist. Zum Aufbau eines komplexen Steuerungssystems können auch zusätzliche Sensoren verwendet werden.

Zur Ermöglichung einer Ausregelung von Störeinflüssen ist insbesondere vorgesehen, die Steuerung (12) mit zwei einander überlagerten Regelkreisen auszustatten. Insbesondere ist daran gedacht, eine kaskadenartige Regelungsstruktur mit einem inneren Regelkreis und einem äußeren Regelkreis zu realisieren.

Der innere Regelkreis besteht aus dem Leitflügel (2), dem Stellelement (11), der Steuerung (12) sowie dem Positionssensor (14). Dieser Regelkreis dient zur Positionsregelung der Leitflügel (2).

Der äußere Regelkreis ergänzt den inneren Regelkreis um die Sensoren (13) zur Detektion der Seitenwindbeein­ flussung, einer Steuerung (18) zur Böenminderung sowie einem Sollwertgenerator (16). Die beiden Regelkreis wirken auf die durch Böen (17) beeinflußte Rakete (1).

Claims (9)

1. Vorrichtung zur Steuerung eines Flugverhaltens einer Trägerrakete, die mit einem Antrieb sowie einer Nutzlast versehen ist und die mindestens eine Steuerung sowie mindestens ein Lenkelement zur Ver­ änderung einer Flugbahn der Trägerrakete quer zu einer Raketenlängsachse aufweist, dadurch gekenn­ zeichnet, daß das Lenkelement als ein verschwenkbar gelagerter Leitflügel (2) ausgebildet ist, der in einem seitlichen Bereich (3) der Trägerrakete (1) angeordnet ist und daß ein Stellelement (11), das von der Steuerung (12) derart angesteuert wird, daß von Sensoren (13) bereitgestellte Meßwerte über Seitenwindbelastungen zur Kompensation von Quer­ kräften in Positionierungen des Leitflügels (2) umgesetzt werden, mit dem Leitflügel (2) verbunden ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich­ net, daß der Leitflügel (2) im wesentlichen drei­ eckförmig ausgebildet ist und sich ausgehend von einer der Trägerrakete (1) zugewandten Basis bezüg­ lich der Längsachse (9) radial nach außen verjüngt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Leitflügel (2) im Bereich seiner der Trägerrakete (1) abgewandten Ausdehnung mit einer Abflachung (8) versehen ist.

4. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, da­ durch gekennzeichnet, daß entlang eines Umfanges der Trägerrakete (1) vier Leitflügel (2) im wesent­ lichen äquidistant angeordnet sind.

5. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, da­ durch gekennzeichnet, daß der Leitflügel (2) bei einer mehrstufigen Trägerrakete (1) im Bereich eines Überganges einer zweiten Stufe (5) in eine dritte Stufe (6) angeordnet ist.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeich­ net, daß der Leitflügel (2) im Bereich einer den Übergang der zweiten Stufe (5) in die dritte Stufe (6) umhüllenden Übergangsverkleidung (7) angeordnet ist.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, da­ durch gekennzeichnet, daß die Steuerung (12) mit zwei einander überlagerten Regelkreisen versehen ist.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, da­ durch gekennzeichnet, daß der innere Kreis aus dem Leitflügel (2), dem Stellelement (11), der Steuerung (12) sowie einem Positionssensor (14) ausgebildet ist.

9. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, da­ durch gekennzeichnet, daß der äußere Kreis Sensoren (13) zur Detektion der Seitenwindbeeinflussung, eine Steuerung (18) zur Böenminderung sowie einen Sollwertgenerator (16) aufweist.