FI73828C - Foerfarande och anordning foer aerodynamisk styrning av ett stycke. - Google Patents

Foerfarande och anordning foer aerodynamisk styrning av ett stycke. Download PDF

Info

Publication number
FI73828C
FI73828C FI834081A FI834081A FI73828C FI 73828 C FI73828 C FI 73828C FI 834081 A FI834081 A FI 834081A FI 834081 A FI834081 A FI 834081A FI 73828 C FI73828 C FI 73828C
Authority
FI
Finland
Prior art keywords
signal
angle
signal value
unit
target
Prior art date
Application number
FI834081A
Other languages
English (en)
Swedish (sv)
Other versions
FI834081A (fi
FI73828B (fi
FI834081A0 (fi
Inventor
Bengt Skarman
Original Assignee
Saab Scania Ab
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Saab Scania Ab filed Critical Saab Scania Ab
Publication of FI834081A publication Critical patent/FI834081A/fi
Publication of FI834081A0 publication Critical patent/FI834081A0/fi
Application granted granted Critical
Publication of FI73828B publication Critical patent/FI73828B/fi
Publication of FI73828C publication Critical patent/FI73828C/fi

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41WEAPONS
    • F41GWEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22Homing guidance systems

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Steering-Linkage Mechanisms And Four-Wheel Steering (AREA)
  • Power Steering Mechanism (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Description

1 73828
Menetelmä ja laite aerodynaamisen kappaleen ohjaamiseksi Förfarande och anordning för aerodynamisk styrning av ett stycke
Keksinnön kohteena on menetelmä ja laite aerodynaamisen kappaleen, esim. ammuksen tai granaatin ohjaamiseksi sen ampumisen jälkeen lentoradalla kohti maalisa sen jäljittämiseksi, jolloin kappaleella on maaliinohjauslaite, joka kehittää ulosmenosignaalin €m, joka on kappaleen kiinteän akselin, sopivimmin kappaleen symmetria-akselin, ja kappaleesta maaliin johtavan tähtäyslijan Sj^ välisen virhelukemant mitta, ja jolloin kappaletta ohjataan riippuvaisena säätö-muuttujasignaalista u, um, joka on riippuvainen tähtäys-linjan kulmaderivaateista O.
Tunnetuissa ammuksissa, joissa on maaliinohjauslaite ammuksen asennon (aseman) ja maaliin johtavan tähtäyslinjän välisen virhekulman € määrittämiseksi, käytetään gyro-ohjausta asennon kulmaderivaatan Θ määrittämiseksi, jota tarvitaan tähtäyslin jän kulmaderivaatan σ' laskemiseksi yhtälön σ' = έ + Q mukaan. Kustannusten pienentämiseksi on toivottavaa eliminoida kallis gyro-ohjaus.
Keksinnön tarkoituksena on saada aikaan johdannossa mainittua tyyppiä oleva menetelmä ja laite ammuksen ohjaamiseksi ilman, että gyro-ohjausta tarvitaan.
Keksinnön mukaisesti tämä tarkoitus saavutetaan määrittämällä niiden yhtälöiden perusteella, jotka kuvaavat kappaleen aerodynaamista käyttäytymistä maaliin nähden, toisaalta signaaliarvo, joka edustaa tähtäyslinjän kulmaderivaattia ja toisaalta signaaliarvo, joka edustaa kappaleen aseman 2 73828 kulmaderivaattaa. Mainitut kaksi singaaliarvoa yhdistetään muodostamaan virhekulma signaaliarvo. Virhekulman erosig-naaliarvo muodostetaan virhekulman mittauksella, joka saadaan maaliinohjauslaitteelta ja likimääräisestä virhe-kulman signaaliarvosta, ja syötetään takaisin mainittuihin aerodynaamisiin yhtälöihin näiden yhtälöiden arvojen saatta-msieksi ajan tasalle.
Menetelmän ja laitteen tuntomerkit on lueteltu jäljempänä esitetyissä patenttivaatimuksissa 1 ja 6 sekä niihin liittyvissä epäitsenäisissä vaatimuksissa.
Keksintöä selostetaan seuraavassa yksityiskohtaisemmin viittaamalla oheisiin piirustuksiin.
Kuvio 1 esittää yksinkertaisena tasokuvana ammusta, joka suhteellisella navigoinnilla ohjataan kohti liikkuvaa maalia sen jäljittämiseksi, jolloin joitakin olennaisia suureita on esitetty.
Kuvio 2 on yksikanavainen kaaviollinen lohkokaavio tekniikan tason mukaisesta järjestelmästä ammuksen suhteellista navigointia varten ja esittää sen toimintaa.
Kuvio 3 on yksikanavainen kaaviollinen lohkokaavio keksinnöstä sen toiminnan esittämiseksi ja kaaviolla on samanlainen ulkoasu kuin kuviolla 2.
Keksintö on sovellettavissa kaiken tyyppisiin ammuksiin, esim. ohjattuihin ammuksiin tai tykin ammuksiin, jotka on varustettu elimillä ohjatun poikkeaman aikaansaamiseksi.
il 3 73828
Kuvio 1 esittää sellaista ammusta M, joka liikkuu pitkin lentorataa kohti maaliajoneuvoa T, joka liikkuu pitkin rataa Pj. Täht äy sl inj o jen avulla on esitetty neljässä kohdassa I, II, III ja IV, kuinka ammus lähestyy maalia samanaikaisesti kun tähtäyslinjat tulevat vähitellen enemmän yhdensuuntaisiksi, mitä lähemmäs ammus tulee maalia.
Kohdassa I ammuksella M on nopeus V lentosuuntaan, o on tähtäyslinjakulma tähtäyslinja n S ja inertiasiisen vertai-lusuunnan R välillä.Q esittää ammuksen asentokulmaa kappaleen kiinteän akselin A, tässä ammuksen symmetria-akselin, ja inertiaalisen vertailusuunnan R välillä, e on virhekulma kappaleen kiinteän akselin A ja tähtäyslinjan S välillä. Nähdään, että virhekulma ε saadaan tähtäyslinjan kulmasta σ ja asentokulmasta σ seuraavan yhtälön mukaan ε = σ- θ.
Kuvio 2 esittää toiminnallisena lohkokaaviona erästä esimerkkiä tekniikan tason mukaisesta verrannolliseen navigointiin perustuvasta ammusjärjestelmästä, jossa käytetään maaliinohjauslaitetta 1'. Mikä tahansa vaikutus ammukseen suhteessa ammuksen dynamiikkaan, ympäristöön ja ohjattuun poikkeamaan on havainnollistettu lohkon 3' avulla. Tähtäyslinjan kulman σ ja asentokulman 0 todelliset arvot, jotka saadaan lohkosta 3', antavat tulokseksi todellisen virhekulman ε. Tämä viimeksi mainittu kulma mitataan maali nohjauslaitteella 1', jonka ulostulosignaali on kappaleen kiinteän symmetria-akselin A ja tähtäyslinjan S välisen hetkellisen virhekulman mitta ε .
m
Kuten johdannossa mainittiin, sellainen järjestelmä vaatii gyro-ohjauksen 2', jota tässä käytetään ammuksen asentokulman arvon Θ määrittämiseen. Mittausarvot Q ja ε lasketaan m m J m yhteen tähtäyslinjan kulman suuruuden om saamiseksi,
It 73828 joka differentioinnin jälkeen antaa tähtäyslinjän kulmaderi-vaatan suuruuden Tämä viimeksi mainitun suureen avulla säätömuuttujaa u edustava signaali lasketaan lohkoon 4' ohjauslain u = c· σ perusteella suhteellisuusnavigoinnin periaatteen mukaisesti, jolloin c_ on vakio. Säätömuuttujaa u edustava signaali syötetään esittämättä jätettyyn ammuksen ohjauslaitteeseen lohkossa 3', ja säätömuuttuja voidaan toteuttaa säädön pintapoikkeaman avulla.
Tekniikan tason kuvauksessa edellä ja keksinnön kuvauksessa jäljempänä ammuksen oletetaan yksinkertaisuuden vuoksi liikkuvan yhdessä ja samassa pystysuuntaisessa tai vaakasuuntaisessa tasossa vastaten kaltevuus- tai sivupoik-keamakanavaa vastaavasti. Kuitenkin sekä aiemmin tunnettu menetelmä että keksintö ovat yleisemmin sovellettavissa ja käytännössä ammus on myös ohjattavissa toisessa tasossa, joka on kohtisuorassa mainittuun ensimmäiseen tasoon nähden. Ammuksen aerodynaamisen käyttäytymisen yhteydet, joita käytetään seuraavassa keksinnön suoritusesimerkin kuvauksessa, ovat tarkoitetut kuvaamaan liikettä pysty-tasossa, ja lisäksi on ollut mahdollista jättää huomioonottamatta painovoiman vaikutus. Tästä syystä on ilmeistä, että ammuksen liikettä pystytasoon nähden kohtisuorassa suunnassa kuvaavat yhteydet eivät ole sen monimutkaisempia.
Kuvio 3 havainnollistaa keksinnön suoritusmuotoa, jossa on suhteellinen navigointi. Kuvion 3 lohkokaavioon kuuluu lohkot 1, 3 ja 4, joilla on samat vastintoiminnot kuin kuvion 2 vastaavilla lohkoilla ja jotka on varustettu perussymboleilla.
Jotta vältetään kalliin gyro-ohjauksen tarve, käytetään keksinnössä tietokonelaskinyksikköä 10, joka toimii niiden yhteyksien perusteella, jotka kuvaavat ammuksen aerodynaamista käyttäytymistä suhteessa maaliin sen signaaliarvon ii 5 73828 määrittämiseksi, joka on tähtäyslinjan kulmaderivaatan ennakoitu tai likimääräinen arvo σ. Mainitut yhteydet muodostavat enemmän tai vähemmän likimääräisen matemaattisen mallin ammuksen aerodynaamisesta käyttäytymisestä suhteessa maaliin. Tässä kuvatussa edullisessa suoritusmuodossa nämä yhteydet, kuten voidaan nähdä seuraavasta, ovat ennestään tunnettuja, mikä kuitenkaan ei sulje pois sitä tosiasiaa, että muita samanlaisia yhteyksiä voidaan käyttää keksinnön puitteissa.
Ensimmäisessä vaiheessa tietokonelaskinyksikkö 10 kehittää ammuksen aerodynamiikan yhteyksien avulla signaaliarvon Λ Θ, joka edustaa ammuksen asennon kulmaderivaata n Θ likiarvoa. Lisäksi mainittujen ammuksen aerodynaamisten yhteyksien avulla tietokonelaskinyksikkö 10 laskee ammuksen aerodynaa-
A
misen etenemiskulman likiarvon a, jota viimeksi mainittua arvoa käytetään tietokonelaskinyksikön seuraavassa vaiheessa.
Seuraavassa vaiheessa tietokonelaskinyksikkö 10 kehittää ammuksen tähtäyslinjan kulmaderivaatan yhteyksien avulla signaaliarvon a, joka edustaa tähtäyslinjan kulmaderivaatan likiarvoa. Tätä signaaliarvoa käytetään sisääntulosignaalina yksikköön 4 säätömuuttujasignaalin ij kehittämiseksi ohjaus- t lain avulla, tässä u = c · σ suhteellisen navigoinnin periaatteiden mukaisesti.
Aiemmin määritetty säätömuuttujasignaali vaihtoehtoisesti säädön pintapoikkeama um tai samanlainen, joka annetaan mitattuna signaalina ohjauslaitteesta lohkossa 3, toimii sisääntulosignaalina tietokonelaskinyksikölle 10.
/> /?*
Kaksi kehitettyä signaaliarvo 0 ja σ yhdistetään, kuten on esitetty, yksikössä 20 signaalin ^määrittämiseksi, joka on virhekulman likiarvo. Liitoskohdassa 11 yhtälöin e = o- 0 perusteella mainitut kaksi signaaliarvoa aikaan- 6 73828 saavat signaalin, joka on virhekulman kulmaderivaata n S? likiarvo e. Seuraavalla integroinnilla, kuten on esitetty, lohkossa 16, joka on merkitty laplace'n integraatio-operaattoriksi, aikaansaadaan mainittu signaali 'e".
Säätömuuttuja u, joka on määritetty lohkossa 4 ohjauslain avulla, aikaansaa, riippuvaisena ympäristöolosuhteista ja ammuksen dynamiikasta lohkon 3 mukaisesti, virhekulman ε, joka luetaan em:ksi maalinohjauslaitteella 1 tekniikan tasosta tunnettuun tapaan. On mainittava, että maaliinohjaus-laite voidaan kiinnittää ja sopivammin on kiinnitetty ammuksen runkoon. Toisaalta ma a 1iinohjauslaite voi myös olla suunnattavissa ammuksen akseliin nähden, kuitenkin olematta gyro stabi 1 oitu, koska gyro-ohjauksen puuttuminen on keksinnön tarkoitus.
Signaaliarvo £, joka on määritetty virhekulman likiarvona, yhdistetään vähennyslaskulla liitoskohdassa 12 virhekulman mittauksen signaaliarvoon em, josta tuloksena on erosignaali, joka vastaa eroa Δε - cm Tätä virhekulman erosignaaliarvoa käytetään suureiden korjaamiseen tai ajantasalle saattamiseen, ts. sekä antamaan muuttujia että haluttuja parametrejä, tietokonelaskin-yksikössä oleville yhtälöille.
Perustana tietokonelaskinyksikön ensimmäiselle vaiheelle on kaksi tilayhtälöä i « i 0 : 0 + a^a + b^u a = Q + a yx + b ^ u jossa tilamuuttujat 0 ja a vastaavat asennon ku1 maderivaattaa ja aerodynaamista etenemiskulmaa, vastaavasti; u on säätömuuttuja, joka voidaan toteuttaa säädön pintapoik-keama;
II
73828 a^, a^, a-j ovat aerodynaamisia parametrejä, jotka ovat riipuvaisia ammuksen muodosta ja massajakaumista, ja b2 ovat momentti- ja voimaparametrejä vastaavasti.
Nämä tilayhtälöt ovat likiarvoja täydel1is emmi stä tilayhtälöistä, jotka on esitetty esim. Dynamic of Atmospheric Fligth, pp. 162, 163, Bernard Etkin, John Wiley 4 sons Inc., 1972.
Havaitaan, että kahden tilayhtälön ratkaisu ataa likiarvot Τ' 0 ja q kulma-asennolle ja aerodynaamiselle etenemiskulmalle vastavasti.
Mitä tulee tilayhtälöiden parametreihin b^ ja b^, oletetaan tässä keksinnön suoritusmuodossa, että b1 = 0; b2 = 0, esim. b^ ja b^ ovat olennaisesti vakioita.
^ /V
Lyhyinä aikaväleinä likiarvot 0 ja a määritetään laskemalla ja yhdessä ulostulevan säätömuutt uj asignaal in lj kanssa yksiköltä A tai mitatun säätöpoikkeamasignaalin um kanssa, jotka syötetään tietokonelaskinyksikön sisääntuloon.
Toisessa tietokonelaskinyksikön 10 vaiheessa tähtäyslinjän kulmaderivaatan likiarvon σ määrittämiseksi käytetään seuraavaa yhtälöä σ = (2 σ + a +t>2u) · V/r joka on sinänsä tunnettu. Tässä yhtälössä niillä suureilla, joilla on samat symbolit kuin yllä, on vastaavanlainen yllä esitetty merkitys, a ja σ edustavat tähtöyslinjan kulmakiihtyvyyttä ja kulmaderivaattaa vastaavasti; ^ on ammuksen liikenopeus, jonka oletetaan olevan tunnettu ja esimerkiksi voi olla vakio; r on etäisyys ammuksesta maaliin.
8 73828 -ί· Määritettäessä signaaliarvoa σ, joka edustaa tähtäyslinjan kulmaderivaatan likiarvoa, määritetään ensin ammuksen tähtäyslinjaan nähden kohtisuoran kiihtyvyyden likiarvo “a aikaisemmin lasketusta aerodynaamisen etenemiskulman likiarvosta a. Mainittu kiihtyvyys 1ikimääräistet ään kiihtyvyydeksi poikittaissuuntaan symmetria-akseliin nähden yhtälöin a = -(a^oi + b^U)^ mukaan.
Sitten likiarvon σ signaali määritetään yhtälöstä o = (2 V σ - a)/r.
Ammuksen ohjausjärjestelmä käynnistetään ennalta määrätyllä etäisyydellä maalista, maalinohjausLaitteen määrittämänä, jolloin saadaan maalin etäisyyden alkuarvo r . Sitten etäisyysarvo £ saadaan tavalla, joka ei ole esitetty piirustuksessa. Jos maali on liikkumaton, voidaan etäisyyarvo £ ilmaista esim. yhtälöllä r = r - V · t, jossa _t on aika sen jälkeen, kun alkuetäisyyarvo rQ määritettiin.
Sen etäisyyden rQ määrittämiseksi, jolla ammuksen ohjausjärjestelmän tulee aloittaa toiminta, on kuvion 3 mukaisesti järjestetty signaalitie r^n tietokonelaskinyksikölle 10.Tämän signaalitien kautta syötetään informaatiota, jonka avulla kehitetään rQ ja joka voi vaikuttaa muihin suureisiin, jotka voivat olla riippuvaisia r :sta. Lisäksi on esitetty signaalitie tietokonelaskinyksikköön 10 nopeuden V määrittämiseksi tässä kuvatussa suoritus-esimerkissä.
Tässä yhteydessä on mainittava, että viimeksi mainittu tilayhtälö likiarvon <j signaalia varten sovellutuksissa, joissa on pienemmät tarkkuusvaatimukset maalin ohiampumis-etäisyyden suhteen, voidaan korvata yhtälöllä σ = 0; ts. tähtäyslinjan kulmaderivaatan oletetaan olevan vakio virhekulman ε mittausten välisinä aikajaksoina.
|[ 9 73828
Tietokonelaskinyksiköllä 10 määritettyjä s.iqnaaliarvoja σ ja Θ, kuten on edellä mainittu, käytetään toisaalta aikaansaamaan säätömuuttujasignaali u ja toisaalta aikaan-saamaan signaaliarvo e.
Integroinnin jälkeen tätä jälkimmäistä signaaliarvoa c käytetään erosignaaliarvon Δε aikaansaamiseen vertaamalla mitattuun virhekulman signaaliarvoon ε^, kuten on näytetty yksikössä 12.
Kuten kuviossa 3 on näytetty, signaaliarvot , joka on ennuste, syötetään myös maaliinohjauslaitteeseen 1 varmistamaan, että mainittu laite etsii maalia oikealla ku1 ma - a 1uee1-la .
E ro signaalia rvoa Δε käytetään ammuksen ohjausmenettelyssä korjaamaan tai saattamaan ajan tasalle peräjälkeen tilamuuttujina ja parametreinä olevia suureita tietokonelaskinyksikön yhtälöissä. Niinpä kuviossa 3 on näytetty takaisinkytkentä-yksiköissä 13, kuinka aikaisemmin määritetyille tilamuuttu-jille θ, a jaσ , virhekulman ε määritetylle arvolle sekä momentin ja voiman parametreille ja kullekin annetaan erityinen korjauskerroin k ^ - k ^, kuten on esitetty lohkossa 15. Kukin uiosmenosignaali tästä lohkosta 15 edustaa korjaustermiä, joka on erityinen kullekin suureelle.
Vastaavien suureiden korjaus tai ajantasalle saattaminen on seuraavanlainen ίο 7 3 8 2 8 r ϊ r ' Γ > 1 Λ ❖ g· Q kx 0 Δβ £ '· a k2 α δ£ σ = σ + k3 (επ)"ε) σ + Δσ ε ε k4 ε Δε /S Η Λ* 'Ν - b. b. k- b. Δ^ι 1 ,5 *2 Λ1 b2 b2 k6 b2 Äb2 . J \ ' ^ ' t ^ J t-1 - J N t-1· Tässä indeksi "t" osoittaa korjattua suureen arvoa tällä hetkellä ja indeksi "t-1" osoittaa aikaisempaa suureen arvoa. Korjaustekijat k^ - kg ovat tässä kertoimia, jotka toisaalta ovat riippuvaisia herkkyydestä Δε nähden ja toisaalta vastaavan suureen luotettavuudesta. Kukin korjauskerroin k^ - kfi on tyypiltään funktio k^= ( f(a^, a2, V, r, u). Näin ollen ne ovat muuttuvia ammuksen ohjausmenettelyssä ja ne lasketaan useita kertoja, jota on kuvattu kuviossa 3 lohkon 14 avulla. Sopiva menetelmä korjauskertoimien k^ - kg laskemiseksi on Kalman'in suodattimien avulla; kts. esim. Introduction to Stochastic Control Theory, kappaleet 5-4, Karl J Aström, Academic Press, New Nork, London, 1970.
Yksikössä 20 on havainnollistettu suureiden T peräkkäinen korjaaminen tai ajantasalle saattaminen. Korjausarvo Ae* yhdistetään aikaisemmin määritettyyn suureen arvoon A, ej._i liitoskohdassa 1Θ. Kytkin 19, joka on esitetty mainitun liitoskohdan ulosmanon ja integraattorin 16 ulosmenon välissä, havainnollistaa korjatun suurearvon käyttöönottoa. Muiden suureiden korjausta ei ole esitetty yksityiskohtaisesti, mutta se tapahtuu samalla tavoin.
» * * c keksinnön erityisen suorvtjuamuod.on mukaisesti aerodynaamiset parametrit - a3 voidaan pitää vakioina koko ohjausmenette-
II
11 73828 lyn ajan, kuten on esitetty kuviossa 3. Täten tarvittava tarkkuus voidaan saavuttaa siten, että ainoastaan parametrit b^ ja korjataan yhdessä suureiden 0, α, ε ja
Todetaan, että likiarvoissa suureita edustavat signaaliarvot ovat mainittujen suureiden ennusteita sopivana tulevana ajanhetkenä.
Edellä mainitut yksiköt keksinnön toteuttamiseksi voidaan rakentaa elektronisten komponenttien avulla, jotka varmistavat hyvin nopeat laskentavaiheet.
Keksinnön edullinen ja hyvin kompakti suoritusmuoto saadaan mikroprosessorin avulla, joka keksinnön mukaisesti on järjestetty laskemaan σ* Sopivimmin muut toiminnot, kuten säät ömuu 11 u j a s ignaali n laskeminen ja niiden signaalien laskeminen, jotka edustavat sekä virhekulman likiarvoa ε että virhekulman erosuuretta Δε, samoinkuin korjauskertoimien k^ - k^ laskeminen ja korrelaatiosuureiden laskeminen, ovat yhdistetyt mikroprosessoriin, joka sitten myös huolehtii virhekulman erosuureen Δε takaisin-syötöstä ko. suureiden korjaamiseksi. Täten kuvioon 3 kuuluu liitäntäelin 17, joka huolehtii sovituksesta sen alapuolella kuvassa esitettyjen lohkojen, jotka havainnollistavat digitaalisesti toimivaa mikroprosessoria, ja sen yläpuolella kuvassa esitettyjen ammusyksiköiden välillä, jotka ammusyksiköt ovat signaalien välityksellä yhteistoiminnassa mikroprosessorin kanssa.
Aloitettaessa laskentatoiminta muuttujille ja parametreille annetaan alkuarvot, jotka on määritetty ammuksen hetkellisestä virhekulmasta ja aikaisemmin sisäänsyötetystä informaatiosta r. ja \l. . Laskutoimitukset mikroproses- ιη in .
sorissa suoritetaan e saamiseksi suoritettavien virhekulman m mittausten välisinä ajanjaksoina, ja signaaliarvot, 12 73828 jotka on saatu tuloksena laskutoimituksista yhdessä laskentavaiheessa, talletetaan muistiin vastaavien suureiden ennusteina käytettäväksi peräjälkeen seuraavan laskenta-vaiheen laskutoimituksissa.
Keksintöä on kuvattu viittaamalla yhteen erityiseen suoritusmuotoon, joka perustuu suhteelliseen navigointiin. Kuitenkaan keksintö ei ole rajoittunut suhteellisen navigoinnin ohjauslakiin, vaan mitä tahansa sopivaa ohjauslakia voidaan käyttää, joka antaa tulokseksi säätö-signaalin ij, joka on riippuvainen tähtäyslinjan kulmaderi-vaatasta o, nimittäin u = f(o). Erityisesti, kun ammuksella on ohjausraketit ohjauspintojen asemesta, käytetään muunnettua suhteellista navigointia, jossa ohjauspoikkeama aiheutetaan, kun säätösignaali u_ ylittää ennalta määrätyn arvon.

Claims (5)

1. Menetelmä aerodynaamisen kappaleen, esim. ammuksen tai granaatin ohjaamiseksi sen ampumisen jälkeen lentoradalla kohti maalia sen jäljittämiseksi, jolloin kappaleella on maaliinohjauslaite, joka kehittää ulosmeno-signaalin /ε(Ι)), joka on kappaleen kiinteän akselin, sopivimmin kappaleen symmetria-akselin, ja kappaleesta maaliin johtavan tähtäyslinjän (S^) välisen virhekulman (e) mitta, ja jolloin kappaletta ohjataan riippuvaisena säätömuuttujasignaalista (u, um), joka on riippuvainen tähtäyslinja n kulmaderivastasta (σ), tunnettu siitä, että tietokonelaskinyksikkö (10), joka toimii niiden yhtälöiden perusteella, jotka kuvaavat kappaleen aerodynaamista käyttäytymistä maaliin nähden ja jolla yksiköllä on mainittu kappaleen säätömuuttuja (u, um) sisääntulosignaalina, muodostaa ensimmäisen signaaliarvon (σ), joka edustaa tähtäyslinjan kulmaderivaattaa (o) ja jota kätyetään muodostamaan säätömuuttujasignaali (u, u ), ja toisen signaaliarvon (0), joka edustaa kappaleen asennon kulmaderivaattaa (0), että kolmas signaaliarvo (Θ), joka edustaa virhekulman ('e) likiarvoa, muodostetaan A /TS mainituista kahdesta signaalista (σ, 0), että muodostetaan virhekulman (ε) mittauksen (e ) ja likiarvon (*ε) välinen m erosignaaliarvo (Δε), joka syötetään takaisin tietokone-laskinyksikköön sen yhtälöiden suureiden korjaamiseksi.
2. Patenttivaatimuksen 1 mukainen menetelmä, tunnettu siitä, että erosignaaliarvo (Δε), ennen takaisin-syöttämistä tietokonelaskinyksikköön (10), kerrotaan korjauskertoimella (k^ - k^) vastaten vastaavaa suuretta, joka on korjattava mainituissa yhtälöissä.
3. Patenttivaatimuksen 2 mukainen menetelmä, tunnettu siitä, että korjauskerroin (k^ - k^) on muuttuva ammuksen parametrien ja muuttujien suhteen ja että kor- IA 73828 jauskerroin saatetaan ajantasalle ohjauksen kestäessä. A. Patenttivaatmuksen 1 mukainen menetelmä, tunnettu siitä, että asennon kulmaderivaattaa edustava signaaliarvo (9) määritetään yhtälöistä . · I 9=a^9+a2a+bjU * ' a = 9 + a^ot + Ö2U • · joissa 9 on asennon kulmaderivaatta ja 9 sen aikadifferen- i tiaali, a on aerodynaaminen etenemiskulma ja a sen aikadäf ferentiaali, u_ on säätömuuttuja, a^, a2» a^ ovat aerodynaamisia parametrejä, ja b2 ovat momentin ja voiman parametrejä vastaavasti, ja että signaaliarvo (σ), joka edustaa tähtäyslinjan kulmaderivaattaa, märitetään yhtälöstä σ = (2σ + a-ja + t>2u) · v/r ja pienempien tarkkuusvaatimuSten tapauksessa yhtälöstä σ = o • # m joissa σ 0n tähtäyslinjan kulmaderivaatti ja σ sen aika-differentiaali, V on kappaleen liikenopeus, r sen etäisyys maalista.
5. Patenttivaatimuksen A mukainen menetelmä, tunnettu siitä, että erosignaaliarvo (Δε) kerrotaan korjauskertoimella (k^ - k^) ennen sen syöttämistä takaisin tietokonelaskinyksikköön, kunkin kertoimen vastatessa vastaavaa korjattavaa suuretta mainituissa yhtälöissä, että mainittu korjaus suoritetaan momentin ja voiman parametreille (b^, 02), kun taas aerodynaamiset parametrit (a^, a^, aj) pidetään vakiona. 1 2 II Laite aerodynaamisen kappaleen, kuten ammuksen tai kranaatin ohjaamiseksi sen ampumisen jälkeen kohti maalia 2 maalin jälji11ämi1 seksi, jolloin kappaleella on maaliin- 15 73828 ohjauslaite (1), joka syöttää ulosmenosignaalin (em)> joka on kappaleen kiinteän akselin (A), sopivimmin sen symmetria-akselin, ja kappaleesta maaliin johtavan tähtäys- linjan (S^) välisen virhekulman (ε) mitta, ja yksikkö (4), joka on järjestetty määrittämään säätömuuttujasignaalin (u, u ), joka on riippuvainen tähtäyslinjan kulmaderi- vaatasta (6), tunnettu tietokonelaskinyksiköstä (10), joka toimii niiden yhtälöiden perusteella, jotka kuvaavat kappaleen aerodynaamista käyttäytymistä maaliin nähden ja jolla on säätömuuttujasignaali (u, u ) sisään- /s m tulosignaalina ensimmäisen signaaliarvon (o) kehittämiseksi, joka eduetaa tähtäyslinjan kulmaderivaattaa (σ ), mainitun signaaliarvon ollessa sisääntulosignaali yksikölle (4) säätömuuttujasignaalin määrittämiseksi, ja toisen signaali-❖ arvon (Θ) kehittämiseksi kappaleen asennon kulmaderivaattaa (0) varten, yksikkö (20), joka kehittää mainituista kahdesta signaaliarvosta kolmannen signaaliarvon (^), joka edustaa virhekulman (ε) likiarvoa, yksikkö (12) erosignaaliarvon (Δε) muodostamiseksi mitatun kulman A (em) ja likimääräisen signaaliarvon (ε) välille, ja takaisinkytkentäyksikkö (13), joka on järjestetty syöttämään takaisin tietokonelaskinyksikköön (10) virhekulman erosig-naaliarvon (Δε) tietokonelaskinyksikön yhtälöiden suureiden korjaamiseksi.
7. Patenttivaatimuksen 6 mukainen laite, tunnet-t u siitä, että takaisinkytkentäyksikkoön (13) kuuluu elimet (15) virhekulman erosignaaliarvon (Δε) muuntamiseksi kertomalla se kertoimella (k^ - k^), joka vastaa vastaavaa korjattavaa suuretta. 1 Patenttivaatimuksen 6 tai 7 mukainen laite, tunnettu mikroprosessorista, johon kuuluu mainittu tietokonelaskinyksikkö (10), mainittu yksikkö (4) säätömuuttujasignaalin määrittämiseksi, mainittu yksikkö 16 73828 (20) kolmannen signaaliarvon (ε) määrittämiseksi, mainittu yksikkö (12) erosignaaliarvon (Δε) määrittämiseksi ja maini-ttu takai sänky tkent äyksikkö (13). il 17 73828
FI834081A 1981-10-08 1983-11-08 Foerfarande och anordning foer aerodynamisk styrning av ett stycke. FI73828C (fi)

Applications Claiming Priority (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SE8105948 1981-10-08
SE8105948A SE430102B (sv) 1981-10-08 1981-10-08 Sett och anordning for styrning av en aerodynamisk kropp med skrovfast malsokare
SE8200317 1982-10-06
PCT/SE1982/000317 WO1983001298A1 (en) 1981-10-08 1982-10-06 A method and an apparatus for steering an aerodynamic body having a homing device

Publications (4)

Publication Number Publication Date
FI834081A FI834081A (fi) 1983-11-08
FI834081A0 FI834081A0 (fi) 1983-11-08
FI73828B FI73828B (fi) 1987-07-31
FI73828C true FI73828C (fi) 1987-11-09

Family

ID=20344729

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FI834081A FI73828C (fi) 1981-10-08 1983-11-08 Foerfarande och anordning foer aerodynamisk styrning av ett stycke.

Country Status (12)

Country Link
US (1) US4529151A (fi)
EP (1) EP0100319B1 (fi)
JP (1) JPS58501688A (fi)
AU (1) AU549393B2 (fi)
CA (1) CA1196420A (fi)
DE (1) DE3275314D1 (fi)
DK (1) DK149724C (fi)
FI (1) FI73828C (fi)
IT (1) IT1203644B (fi)
SE (1) SE430102B (fi)
WO (1) WO1983001298A1 (fi)
YU (2) YU45119B (fi)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4750688A (en) * 1985-10-31 1988-06-14 British Aerospace Plc Line of sight missile guidance
US5022608A (en) * 1990-01-08 1991-06-11 Hughes Aircraft Company Lightweight missile guidance system
US5064141A (en) * 1990-02-16 1991-11-12 Raytheon Company Combined sensor guidance system
RU2021577C1 (ru) * 1992-06-30 1994-10-15 Машиностроительное Конструкторское Бюро "Факел" Способ управления снарядом
CA2161045A1 (en) * 1994-11-15 1996-05-16 Michael L. Wells Error detector apparatus with digital coordinate transformation
US5975460A (en) * 1997-11-10 1999-11-02 Raytheon Company Nonlinear guidance gain factor for guided missiles
KR100791725B1 (ko) 2000-05-19 2008-01-03 티디케이가부시기가이샤 기능성층을 갖는 기능성 필름 및 그 기능성층이 부여된 물체
US8288696B1 (en) * 2007-07-26 2012-10-16 Lockheed Martin Corporation Inertial boost thrust vector control interceptor guidance
US7795565B2 (en) * 2008-01-03 2010-09-14 Lockheed Martin Corporation Guidance system with varying error correction gain
US8946606B1 (en) * 2008-03-26 2015-02-03 Arete Associates Determining angular rate for line-of-sight to a moving object, with a body-fixed imaging sensor
CN111913491B (zh) * 2020-09-22 2022-04-01 中国人民解放军海军航空大学 一种基于视线角非线性抗饱和与不确定性补偿的制导方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3181813A (en) * 1956-08-10 1965-05-04 Jr Joseph F Gulick Inter-ferometer homing system
FR1265834A (fr) * 1959-03-31 1961-07-07 Sud Aviation Procédé et dispositif d'auto-guidage d'un engin sur une cible mobile
DE1174655B (de) * 1961-02-18 1964-07-23 Messerschmitt Ag Verfahren zur Lenkung eines Traegers von Geschossen auf der Ortskurve ballistischer Schusspositionen und Einrichtung zur Aus-fuehrung des Verfahrens
US3372890A (en) * 1966-02-04 1968-03-12 Martin Marietta Corp Data processor for circular scanning tracking system
US3523659A (en) * 1968-03-04 1970-08-11 Gen Dynamics Corp Rolling missile guidance system having body fixed antennas
CA1009370A (en) * 1972-01-03 1977-04-26 Ship Systems Laser guided projectile
JPS552555B2 (fi) * 1972-09-28 1980-01-21
US4037202A (en) * 1975-04-21 1977-07-19 Raytheon Company Microprogram controlled digital processor having addressable flip/flop section
US4168813A (en) * 1976-10-12 1979-09-25 The Boeing Company Guidance system for missiles
DE2738507C3 (de) * 1977-08-26 1980-08-07 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen Verfahren zur Erhöhung der Treffwahrscheinlichkeit von gestörten Flugkörpern und Einrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE2830502C3 (de) * 1978-07-12 1981-10-08 Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH, 7770 Überlingen Steuervorrichtung für Flugkörper
FR2474686B1 (fr) * 1980-01-29 1986-04-04 Europ Propulsion Systeme d'auto-guidage simplifie pour engin du type obus ou roquette
US4456862A (en) * 1982-09-22 1984-06-26 General Dynamics, Pomona Division Augmented proportional navigation in second order predictive scheme

Also Published As

Publication number Publication date
US4529151A (en) 1985-07-16
DK149724C (da) 1987-04-06
JPS58501688A (ja) 1983-10-06
AU549393B2 (en) 1986-01-23
DK256083A (da) 1983-06-06
WO1983001298A1 (en) 1983-04-14
DK256083D0 (da) 1983-06-06
SE430102B (sv) 1983-10-17
YU227882A (en) 1990-06-30
IT1203644B (it) 1989-02-15
YU108286A (en) 1988-12-31
FI834081A (fi) 1983-11-08
EP0100319B1 (en) 1987-01-28
IT8249227A0 (it) 1982-10-07
CA1196420A (en) 1985-11-05
AU8996582A (en) 1983-04-27
DE3275314D1 (en) 1987-03-05
FI73828B (fi) 1987-07-31
EP0100319A1 (en) 1984-02-15
YU46693B (sh) 1994-04-05
SE8105948L (sv) 1983-04-09
FI834081A0 (fi) 1983-11-08
YU45119B (en) 1992-03-10
DK149724B (da) 1986-09-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
FI73828C (fi) Foerfarande och anordning foer aerodynamisk styrning av ett stycke.
US10502527B2 (en) Real-time ballistic solutions for calculating an aiming adjustment and for indicating a subsonic threshold
US4128837A (en) Prediction computation for weapon control
NO124962B (fi)
US4173785A (en) Inertial guidance system for vertically launched missiles without roll control
US2992423A (en) Rocket launch control systems
FR2436357A1 (fr) Systeme et procede d&#39;entrainement au tir
JP4008520B2 (ja) プログラム可能発射体の爆発時間の決定法
US3995144A (en) Banked bombing system
RU2361233C1 (ru) Способ доставки постановщика радиопомех
US3206143A (en) Controller for guiding a missile carrier on the location curve of ballistic firing positions
RU2402743C1 (ru) Способ и система наведения вращающейся ракеты
US3497161A (en) Method for compensating a ballistic missile for atmospheric perturbations
US6422119B1 (en) Method and device for transferring information to programmable projectiles
RU2682087C1 (ru) Способ определения зенитного угла и азимута скважины и гироскопический инклинометр
Khaikov Estimate of projectile initial velocity as a solution of a two-point boundary value problem
RU2735418C2 (ru) Пространственная имитационная модель системы управления автоматическим маневренным летательным аппаратом
Mehra et al. Air-to-air missile guidance for strapdown seekers
RU2795367C1 (ru) Способ программно-корректируемого сопровождения цели
RU2190822C2 (ru) Способ обеспечения прицельной стрельбы с хода при фланговых перемещениях танка
RU2746340C2 (ru) Система наведения управляемого реактивного снаряда
US3453653A (en) Inertial height sensing system
RU2786758C1 (ru) Способ формирования динамической зоны разрешения выстрела и устройство для его осуществления
RU2298759C1 (ru) Способ управления вооружением
US2983442A (en) Target range and bearing computer with fire conditions correction apparatus

Legal Events

Date Code Title Description
MM Patent lapsed

Owner name: SAAB-SCANIA AKTIEBOLAG