DK149724B - Fremgangsmaade og apparat til styring af et aerodynamisk legeme med et maalsoegende aggregat - Google Patents

Description

i 149724

Den foreliggende opfindelse angår en fremgangsmåde og et apparat til styring af et aerodynamisk legeme, eksempelvis et missil eller projektil, efter legemets affyring i en flyvebané mod et mål for at ramme dette, hvilket legeme har et målsøgende aggregat, som er indrettet til at kunne frembringe et udgangssignal, der er et mål for en fejlvinkel mellem en legemsfast akse, fortrinsvis legemets symmetriakse og en sigtelinie fra legemet til målet, og hvor legemet styres i overensstemmelse med et styrevariabelt signal, der er afhængigt af sigteliniens vinkelhastighed.

Ifølge den kendte teknik har missiler med et målsøgende aggregat til bestemmelse af fejlvinklen mellem missilstillingen og sigtelinien til målet en gyro, som benyttes til at bestemme hastigheden Θ for ændringen af vinklen Θ, der an- * giver missilets stilling, og hvilken vinkelhastighed Θ er t nødvendig for beregningen af, sigteliniens vinkelhastighed Θ i overensstemmelse med = £ + Θ·.

For at mindske omkostningerne er det ønskeligt, om den dyre gyro kunne undværes.

Formålet med opfindelsen er at anvise en fremgangsmåde og et apparat af den indledningsvist nævnte art til styring af et missil, men uden behov for en gyro.

Dette opnås ifølge opfindelsen ved, at en regneenhed, som er indrettet til at kunne virke på basis af relationer, der beskriver legemets aerodynamiske opførsel i forhold til målet, og som har den nævnte styrevariable som indgangssignal, danner en første signalværdi, der repræsenterer hastigheden for ændringen af sigteliniens vinkel, og hvilken første signalværdi benyttes til frembringelse af det styrevariable signal og en anden signalværdi, der repræsenterer hastigheden for ændringen af vinklen, der angiver missilets stilling, at en tredie signalværdi, der repræsenterer en tilnærmet værdi for fejlvinklen dannes på basis af de nævnte to signalværdier, og at en differens signalværdi mellem den målte og den tilnærmede værdi for fejlvinklen frembringes og tilbagekobles til regneenheden for at korrigere eller opdatere størrelser i regneenhedens nævnte relationer.

149724 2

Opfindelsen skal i det følgende forklares nærmere i forbindelse med tegningen, hvor fig. 1 viser en plan repræsentation af et missil, som ved proportional styring ledes mod et bevægende mål, fig. 2 et blokdiagram for et kendt kredsløb til proportional missilstyring, og fig. 3 et blokdiagram for et styrekredsløb ifølge den foreliggende opfindelse.

Opfindelsen kan anvendes i forbindelse med alle missiltyper, eksempelvis et styret missil eller et artilleri-projektil, forsynet med organer til at frembringe styret afbøjning. Fig. 1 viser et sådant missil M, der bevæger sig i en flyvebane PM mod et målfartøj T. Dette mål bevæger sig i en målbane PT· Det er vist ved hjælp af sigtelinier i fire positioner I, II, III og IV, hvor ledes missilet nærmer sig målet samtidig med, at sigtelinierne bliver gradvist mere parallelle jo nærmere missilet kommer målet.

I positionen I har missilet M en hastighed V i flyveretningen, d er sigtevinklen mellem sigtelinierne S og en udgangsreferenceretning R. Θ angiver vinklen mellem en fast akse A i forhold til missilet, her dettes symmetriakse, og den nævnte udgangsreferenceretning R. £ er en "fejlvinkel" mellem den legemsfaste akse A og sigtelinien S. Det ses, at der mellem disse vinkelstørrelser er følgende sammenhæng: £ » 6 - &

Fig. 2 viser et blokdiagram for et kendt styrekredsløb med proportional styring ved hjælp af et målsøgende aggregat 1*. Alle påvirkninger af missilet forsåvidt angår dettes dynamik, omgivelserne og den styrede afbøjning er 3 148724 illustreret ved blokken 3'. Aktuelle værdier for sigtelinievinklen <f og afbøjningsvinklen Q, der modtages fra blokken 3', medfører en aktuel fejlvinkel £ . Denne sidsnævnte måles af det målsøgende aggregat 1', hvis udgangssignal £ repræsenterer den øjeblikkelige fejlvinkel mellem den legemsfaste symmetriakse A og sigtelinien S.

Som allerede nævnt i beskrivelsesindledningen kræver et sådan kendt styrekredsløb en gyro 2', som her anvendes til at bestemme afbøjningsvinklen Måleværdierne og adderes til opnåelse af værdien for sigtelinievinklen, som efter differentiering giver en størrelse for sigteliniens vinkelhastighed. Ved hjælp af sidstnævnte størrelse beregnes et signal, som repræsenterer en styrevariabel u, i en blok 4' på basis af sammenhængen u = c . o' i henhold til principperne for proportional navigation, og hvor c er en konstant. Signalet, der repræsenterer sty-revariablen u, 1 edes til et ikke vist styreapparat for missilet i blokken 3', og den styrevariable kan realiseres ved hjælp af en kontroloverfladeafbøjning.

I omtalen af den kendte teknik og af opfindelsen i det følgende antages det for overskuelighedens skyld, at missilet bevæger sig i et og samme lodrette eller vandrette plan. Såvel den kendte som den her anviste teknik har imidlertid en mere generel anvendelse, og i praksis er missilet også styrbart i et andet plan, som står vinkelret på det førstnævnte. Sammenhængene for missilets aerodynamiske opførsel, som benyttes i det følgende, benyttes til at beskrive bevægelser i et lodret plan, og tyngdekraftens indvirkning er negligeret. Det er derfor indlysende, at de sammenhænge, som beskriver missilbevægelsen vinkelret på det lodrette plan, lades ude af betragtning.

Fig. 3 anskueliggør opfindelsen med henvisning til en udførelsesform med proportional navigation. Blokkene 1, 3 og 4 i fig. 3 har samme respektive funktion som blokkene l',3' og 4' i fig. 2.

4 149724

For at kunne undgå fcehovet £βϊ SU dyr CfyiO tJSIiyttGS ifølge den foreliggende opfindelse en regneenhed 10, som på basis af sammenhænge, der beskriver missilets aerodynamiske opførsel i forhold til målet, bestemmer en signalværdi, som er en forudsigelse af eller tilnærmelse til værdien σ for sigteliniens vinkelhastighed. De nævnte sammenhænge danner en mere eller mindre tilnærmet matematisk model af missilets aerodynamiske opførsel i forhold til målet. Ved den her beskrevne foretrukne udførelsesform er disse sammenhænge, som det vil ses af det efterfølgende, tidligere kendte, hvilket imidlertid ikke udelukker, at andre lignende sammenhænge kan finde anvendelse inden for opfindelsens rammer.

I et første trin etablerer regneenheden 10 ved hjælp af sammenhænge for missilets aerodynamik en signal-værdi θ> der repræsenterer en tilnærmelse for vinkelha-

S

stigheden Θ for ændringen af vinklen Θ, der angiver missilets stilling. Ligeledes ved hjælp af de nævnte sammenhænge beregner regneenheden 10 endvidere en tilnærmet værdi GC for missilets aerodynamiske angrebsvinkel,hvilken sidstnævnte værdi benyttes i et andet trin.

I det andet trin beregner regneenheden 10, ved hjælp af sammenhænge for missilets vinkelhastighed af sigtelinien, en signalværdi if, der repræsenterer en tilnærmelse af vinkelhastigheden for sigtelinien. Denne signalværdi anvendes som et indgangssignal til blokken 4 til dannelse af den styrevariable u = c . <f i overensstemmelse med principperne for proportional navigation.

Λ *

De to frembragte signalværdier Θ og oncombineres som vist i en enhed 20 til bestemmelse af et signal £ , der er en tilnærmet værdi af fejlvinklen. I et forbindel-sespunkt 11, baseret på sammenhængen ξ = σ'- © resulterer de to nævnt^ signalværdier i et signal, som er en tilnærmet værdi t af fejlvinklens vinkelhastighed. Efterfølgende integration i en blok 16 resulterer i det nævnte signal £. ·

Den styrevariable u, som blev bestemt i blokken 4, giver, i afhængighed af omgivelsesbetingelser og missilets 149724 5 dynamik i overensstemmelse med blokken 3, en fejlvinkel6' , som måles til f af det målsøgende aggregat 1 på kendt måde. Det skal bemærkes, at det målsøgende aggregat kan være og fortrinsvis er fastgjort til missillegemet. På den anden side kan det målsøgende aggregat også være regulerbart i forhold til missilaksen, men uden af være gyrostabiliseret, idet udeladelse af gyro netop er et formål med opfindelsen.

/V

Signalværdien £ bestemt som den tilnærmede værdi af fejlvinklen kombineres ved subtraktion i et forbindelsespunkt 12 med signalværdien £ af den målte fejlvinkel, således at der opstår et differenssignalA£ = tm - £

Dette fejlvinkeldifferenssignal^^udnyttes til at korrigere eller opdatere størrelser, dvs. såvel tilstandsvariable som ønskede parametre, i sammenhængene for regneenheden .

Som basis for regneenhedens første behandlingstrin findes to tilstandsligninger it * Θ = a^ Θ· + &2°c + b^ u oO = -Θ + a^c( + b2u hvor de tilstandsvariable © og<i?C svarer til henholdsvis vinkelhastigheden for ændringen af vinklen -Θ, der angiver missilets stilling, og den aerodynamiske angrebsvinkel, u den styrevariable, som kan betragtes som en kontrolfladeafledning, a^, a2 og a3 er aerodynamiske parametre, som er afhængige af missilets form og massefordeling, og b^ og b2 er en torsions- henholdsvis en kraftparameter.

Disse tilstandsligninger er tilnærmelser af mere fuldstændige tilstandsligninger, der kan findes i eksempelvis "Dynamic of Atmospheric Flight" side 162,163 af Bernard Etkin, John Wiley & Sons Inc., 1972.

Det ses, at løsninger af de to tilstandsligninger Λ Λ resulterer i tilnærmede værdier Θ og ¢( for henholdsvis vinkelhastigheden for ændringen af vinklen ©, der angiver missilets stilling, og den aerodynamiske angrebsvinkel.

6 T49724

Hvad angår parametrene b^ og b2 i tilstandsligningerne er det i denne udførelsesform for opfindelsen antaget, at * 4 bj = 0 og b2 = O, dvs., at b^ og b2 er i det væsentlige konstante.

I.løbet af korte intervaller bestemmes de tilnærmede A A

værdier 0 og ol, ved beregning og med udgangssignalet den styrevariable u fra enheden 4 eller et målt styreafbøjnings-signal um som indgangssignal til regneenheden.

Til det andet behandlingstrjri i regneenheden 10 med beregning af den tilnærmede værdi O' af sigteliniens vinkelhastighed anvendes tilstandsligningen cr= (2^+ a,o^ + b-u) . V/r # fc, f ^ som er kendt, o og o'repræsenterer vinkelaccelerationen henholdsvis vinkelhastigheden af sigtelinien, V er missilets banehastighed, som antages at være kendt, og som eksempelvis kan være konstant, og r er afstanden fra missilet til målet.

Ved bestemmelsen af signalværdien O', der repræsenterer tilnærmelsen til sigteliniens vinkelhastighed, bestemmes først en tilnærmet værdi é£,for missilets acceleration vinkelret på sigtelinien på basis af den tidligere beregnede tilnærmelse Oo for den aerodynamiske angrebsvinkel. Den nævnte acceleration er tilnærmet accelerationen på tværs af symmetriaksen i overensstemmelse med a = -(a, ΰό + b« u)V.

•3 2 *

Derefter bestemmes den tilnærmede værdi er i overensstemmelse med c/= (2V o"- a)/r

Missilets styresystem aktiveres i en forud fastsat - afstand fra målet detekteret af det nå Isøgende aggregat.

Herved er en udgangsværdi rQ for afstanden til målet opnået. Derefter bestemmes en afstandsværdi r på en måde, der ikke fremgår af tegningen. Hvis målet er ubevægeligt, kan afstandsværdien r eksempelvis udtrykkes ved r = rQ -V . t, hvor t er den tid, som er forløbet siden den oprindelige afstandsværdi rQ blev bestemt.

Til fastlæggelse af den afstand rQ, ved hvilken missilets styresystem skal begynde at virke, er der ifølge 7 169724 fig. 3 en signalbane r. til regneenheden 10. Via denne signalbane ledes informationen, som etablerer rQ og kan influere på andre størrelser, der kan være afhængige af rQ. Endvidere er vist en signalvej Vin til regneenheden 10 til bestemmelse af hastigheden V i den hér beskrevne udførelsesform.

Det skal i denne forbindelse nævnes, at den sidst-nævnteAti1stands1igning for signalet med den tilnærmede værdi o"ved anvendelser, der stiller mindre krav om nøjagtighed på den endelige fejlafstand, kan erstattes af •O

ligningen o = o. Sigteliniens vinkelhastighed antages herved at være konstant i intervaller mellem målinger af fejlvinklen £ . λ A

Signalværdierne d"og Θ bestemt ved hjælp af regneenheden 10, som nævnt i det foregående, anvendes dels til frembringelse af den s^yrevariable u, dels til frembringelse af signalværdien £.

Efter integration anvendes dette sidstnævnte signal £ til frembringelse af en differenssignalværdi ^ £ ved sammenligning med den målte fejlvinkelsignalværdi £ , som vist i enheden 12.

A Som det fremgår af fig. 3, bliver signalværdien af£ , som er en forudsigelse, også tilført det målsøgende aggregat 1 for at sikre, at dette aggregat søger målet i et passende vinkelareal.

Differenssignalværdien^\^anvendes i missilets sty-rejeredsløb til successivt at korrigere eller opdatere størrelser som tilstandsvariable og parametre i relationerne til regneenheden. Det er således i fig. 3 vist i en tilbagekoblingsjjflhed 13,^hvorledes allerede bestemte tilstand^variable Θ, og cf, en bestemt værdi for fejlvinklen £ såvel som torsions- og kraftparametrene b^ og b2 hver er tilordnet en specifik korrektionsfaktor k^ -kg (blokken 15). Hvert udgangssignal fra blokken 15 repræsenterer en korrektion, som er særegen for hver størrelse.

149724 8

Korrektionerne eller opdateringerne af de pågældende størrelser sker således \Λ\ * r ί r? θ θ k, 0 Λθ & * k2 £ A* S- = £ ♦ k3 ί + ** it k4 ε . Δί

Λ Λ A

Λ, >>, k5 b1 Ab, 62 k6 ®2 Ab2 \ ;t-1 t hvor mærket "t" angiver den korrigerede værdi nu, medens mærket "t-l" angiver den tidligere værdi. Korrektionsfaktorerne k^ - kg er her koefficienter, som er afhængige af dels følsomheden for,A£ , dels af de respektive størrelsers pålidelighed. Hver korrektionsfaktor k^- kg er en funktion af typen k^ = f (a^, a2, a^, V, r, u). De er som følge heraf variable i missilets styring og beregnes adskillige gange, som antydet ved blokken 14 i fig. 3. En hensigsmæssig måde at beregne de nævnte korrektionsfaktorer k^ - kg på er at anvende Kalmanfiltre, se eksempelvis "Introduction to Stochastic Control Theory", kapitel 5-4 af Karl J. Åstrom, Academic Press, New York, London, 1970.

I enheden 20 er vist successive korrektioner eller

A

opdateringer af størrelserne. KorrektionsværdienA £ kombineres med en tidligere bestemt værdi £ i et forbindelsespunkt 18. En afbryder 19, der er vist mellem dette forbindelsespunkts udgang og udgangen for integratoren Λ 16 illustrerer indførelsen af den korrigerede værdi £ ^. Opdateringen af de øvrige størrelser er ikke vist i detaljer, men finder sted på tilsvarende måde.

Ifølge en særlig egenskab ved opfindelsen kan de aerodynamiske parametre a^- a^ holdes konstante under hele styringen som vist i fig. 3. En ønsket nøjagtig hed kan således opnås ved, at alene parametrene b^ og b^ 149724 9 . ? opdateres sammen med størrelserne €/QC , cTog c ·

Det bemærkes, at signalværdierne, som repræsenterer tilnærmede størrelser, er forudsigelser af de nævnte størrelser til et passende fremtidigt tidspunkt.

De i det foregående omtalte enheder til udøvelse af opfindelsen kan implementeres ved hjælp af elektroniske komponenter, som sikrer meget hurtige regneoperationer.

En foretrukket og meget kompakt implementering af opfindelsen opnås ved hjælp af en mikroprocesso^, som ifølge opfindelsen er anvendt til beregning af o. Foretrukket er øvrige funktioner, såsom beregning af det styrevariable signal u og^signalerne, der repræsenterer såvel den tilnærmede værdi C for fejlvinklen som fejlvinkeldiffe-rensen-Afsamt beregningerne af korrektionsfaktorerne k^- kg og korrelationsstørrelserne, ligeledes vedlagt i mikroprocessoren, der så også drager omsorg for tilbagekobling af fe jlvinkeldif ferens værdien^ for opdatering af de pågældende størrelser. Fig. 3 indeholder således en grænseflade 17, som sørger for tilpasning mellem de lavere i fig. 3 viste blokke, som illustrerer den digitalt arbejdende mikroprocessor, og de over grænsefladen i fig. 3 viste missilenheder.

Ved start af beregningsproceduren tilordnes variable og udgangsværdier, som bestemmes af den øjeblikkelige fejlvinkel for missilet og tidligere indført information som r^n og V^n. Beregningerne i mikroproceduren udføres i intervaller mellem målinger af fejlvinklen for opnåelse af værdien^ , og de signalværdier, som opnås som resultat af beregningerne i en regneoperation, lagres som forudsigelser af respektive størrelser, der anvendes successivt ved beregninger i den næste regneoperation.

Opfindelsen er blevet beskrevet med henvisning til en særlig udførelsesform baseret på proportional navigation. Opfindelsen er imidlertid ikke begrænset til styreloven for proportional navigation, idet enhver passende styrelov, der resulterer i et styresignal u, afhængigt af sigteliniens vinkelhastighed c/, nemlig u = f(o) kan anvendes. Især når missilet har styreraketter i stedet 149724 ίο for styreplaner benyttes en modificeret proportional navigation, hvor styreafbøjninger forårsages, når styresignalet u overstiger en forud fastsat værdi.

Claims (6)

14972A

1. Fremgangsmåde til styring af et aerodynamisk legeme, eksempelvis et missil eller projektil, efter legemets affyring i en flyvebane mod et mål for at ramme dette, hvilket legeme har et målsøgende aggregat, som er indrettet til at kunne frembringe et udgangssignal (£m), der er et mål for en fejlvinkel (£) mellem en legemsfast akse, fortrinsvis legemets symmetriakse (A), og en sigtelinie (S^) fra legemet til målet, og hvor legemet styres i overensstemmelse med et styrevariabelt signal (u, um), der er afhængigt af sigteliniens vinkelhastighed (o"), kendetegnet ved, at en regneenhed (10), som er indrettet til at kunne virke på basis af relationer,- der beskriver legemets aerodynamiske opførsel i forhold til målet, og som har den nævnte styrevariable (t^, um) som indgangssignal, danner en første signalværdi (o"), der repræsenterer hastigheden for ændringen af sigteliniens vinkel (o·'), og hvilken første signalværdi (o°" ) benyttes til frembringelse af det styrevariable signal (u, u ), og en anden signalværdi (Θ), der repræsen- ΙΠ -^\ terer hastigheden (Θ) for ændringen af vinklen (©·), der Λ angiver missilets stilling, at en tredie signalværdi (£ ) der repræsenterer en tilnærmet værdi for fejlvinkleji (£ ) , dannes på basis af de nævnte to signalværdier ('er-, Θ-), og at en differenssignalværdi^(4 £) mellem den målte (ξ m) og den tilnærmede værdi (f ) for fejlvinklen ( £ ) frembringes og tilbagekobles til regneenheden for at korrigere eller opdatere størrelser i regneenhedens nævnte relationer.

2. Fremgangsmåde ifølge krav 1, kendetegnet ved, at differenssignalværdien , inden den . tilbagekobles til regneenheden (10) multipliceres med en korrektionsfaktor (k^ - kg) svarende til de respektive størrelser, som skal korrigeres i de nævnte relationer. 14972Λ

3. Fremgangsmåde ifølge krav 2, kendete g-n e t ved, at korrektionsfaktoren (k^ - kg) er variabel i henseende til parametre og variable for missilet, og at korrektionsfaktoren opdateres i løbet af styreoperationen.

4. Fremgangsmåde ifølge krav 1, kendetegnet ved, at signalværdien (ff), som repræsenterer missilstillingens vinkelhastighedsændring bestemmes på basis af udtrykkene Θ = a^ % + + ^iu oO = θ + b2U t · * hvor Θ er attitudens vinkelhastighed og β tidsdifferentialet deraf er den aerodynamiske angrebsvinkel og tidsdifferentialet deraf, u er den styrevariable, a^, a2 og a3 aerodynamiske parametre, b^ og b2 henholdsvis en torsions- og en kraftparameter, og åt signalværdien ( σ'), der repræsenterer sigteliniens vinkelhastighed, bestemmes på basis af udtrykket </ = (2 o' + a^Οζ, + b2U) . V/r eller i tilfælde af, at der stilles mindre krav om nøjagtighed 11 or = 0 / . n hvor cr er sigteliniens vinkelhastighed, o tidsdifferentialet deraf, V legemets banehastighed og r afstanden til målet.

5. Fremgangsmåde ifølge krav 2-4, kendetegnet ved, at opdateringen med korrektionsfaktoren (k^ - kg)udføres for torsions- og kraftparametrene (b·^, b2), medens de aerodynamiske parametre (a^, a2, a^) holdes konstant .

6. Apparat til styring af et aerodynamisk legeme, eksempelvis et missil eller projektil, efter legemets affyring i en flyvebane mod et mål for at ramme dette, hvilket legeme har et målsøgende aggregat, som er indrettet til at kunne frembringe et udgangssignal (£m), der er et mål for en fejlvinkel (£) mellem en legemsfast akse, fortrinsvis legemets symmetriakse, og en sigtelinie (S^) fra legemet til målet, og hvor legemet har en enhed (4), der er udført til at frembringe et styrevariabelt signal