NO753013L

NO753013L -

Info

Publication number: NO753013L
Application number: NO753013A
Authority: NO
Inventors: I D Crawford
Original assignee: Ferranti Ltd
Priority date: 1974-09-06
Filing date: 1975-09-02
Publication date: 1976-03-09
Also published as: IT1042369B; FR2284100A1; GB1480508A; SE7509830L; DE2539626A1

Description

Foreliggende oppfinnelse angår styresystemer for raketter, og spesielt systemer der en rakett bringes til å The present invention relates to control systems for rockets, and in particular systems where a rocket is brought to

følge en laserstråle. follow a laser beam.

Det er tidligere kjent laserstyrte raketter der en laser står på en styrestasjon og sender ut en stråle av infra-røde bølger, langs hvilken en rakett bringes til å bevege seg ved hjelp av et passende styresystem. Ett av de viktigste krav til et slikt system er at det skal gi opplysninger om rakettens posisjon i det minste i elevasjon og i asimut slik at egnede styresignaler kan sendes fra styrestasjonen for å styre raketten til den ønskede posisjon. Slike signaler har vanligvis form av modulasjon av laserstrålingen. For å unngå at raketten skal behøve å føre med seg en laser for å sende strålingen til styre- There are previously known laser-guided rockets in which a laser stands on a control station and emits a beam of infrared waves, along which a rocket is made to move by means of a suitable control system. One of the most important requirements for such a system is that it must provide information on the rocket's position at least in elevation and in azimuth so that suitable control signals can be sent from the control station to steer the rocket to the desired position. Such signals usually take the form of modulation of the laser radiation. In order to avoid the rocket having to carry a laser with it to send the radiation to the control

, stasjonen er det kjent å utstyre raketten med en reflektor som reflekterer innfallende stråling tilbake langs strålebanen. Styrestasjonen har en posisjonsføls<p>m detektor som måler vinkel-posisjonen av raketten i. forhold til en referanseretning. , the station is known to equip the rocket with a reflector that reflects incident radiation back along the beam path. The control station has a position-sensing detector which measures the angular position of the rocket in relation to a reference direction.

De anordninger som benyttes for å føre informasjon fra styrestasjonen til raketten varierer sterkt. Digitalteknikk blir. så godt som alltid benyttet på grunn av mengden av den informasjon som skal fremføres. Dette nødvendiggjør anvendelse av enten en laser med høy pulsgjentagelsesfrekvens eller en høy-effekts CW laser. Mottakerkretsen i raketten må være temmelig komplisert for å kunne reprodusere de analogsignaler som er nød-vendige for å styre raketten i asimut og elevasjon. The devices used to convey information from the control station to the rocket vary greatly. Digital technology becomes. almost always used due to the amount of information to be presented. This necessitates the use of either a laser with a high pulse repetition rate or a high-power CW laser. The receiver circuit in the rocket must be rather complicated to be able to reproduce the analogue signals which are necessary to control the rocket in azimuth and elevation.

Et formål med foreliggende oppfinnelse er å komme frem til et rakettstyresystem der utstyret både på styrestasjonen og i raketten er forenklet.. One purpose of the present invention is to arrive at a rocket control system in which the equipment both at the control station and in the rocket is simplified.

Oppfinnelsen er kjennetegnet ved de i kravene gjen-gitte trekk, og oppfinnelsen vil i det følgende bli forklart The invention is characterized by the features set out in the claims, and the invention will be explained below

nærmere under henvisning til tegningen der: in more detail with reference to the drawing where:

Fig. 1 viser en rakett og styreutstyr skjematisk gjen-gitt, Fig. 1 shows a rocket and control equipment schematically rendered,

fig. 2 viser et blokkdiagram for styreanordningen, fig. 3 viser driften av styreanordningen på fig. 2 fig. 2 shows a block diagram for the control device, fig. 3 shows the operation of the control device in fig. 2

og and

fig; 4 viser et blokkdiagram for mottakeren i raketten. Som vist på fig. 1 omfatter styresystemet en styrestasjon med en laser på en understøttelse slik at den kan rettes mot et hvilket som helst valgt punkt. Laseren er innrettet til å sende ut stråling i en smal stråle mot et mål, og raketten skal styres slik at den "rir" på strålen mot målet. Bak på raketten er det montert en reflektor» som vanligvis- er av "hjørne"-typen som sender tilbake laserstråling til styrestasjonen. I raketten finnes det også en mottaker som svarer på instruksjoner laser-strålen fører med seg i På styrestasjonen finnes en detektor som er bevegelig sammen med laseren, og den mottar reflektert stråling fra raketten mens styreanordninger på styrestasjonen bestemmer hvilke instruksjoner som så skal sendes til raketten. fig; 4 shows a block diagram of the receiver in the rocket. As shown in fig. 1, the control system comprises a control station with a laser on a support so that it can be directed towards any selected point. The laser is designed to emit radiation in a narrow beam towards a target, and the rocket must be controlled so that it "rides" the beam towards the target. At the back of the rocket is mounted a reflector, which is usually of the "corner" type, which sends laser radiation back to the control station. In the rocket there is also a receiver that responds to instructions carried by the laser beam. At the control station there is a detector which is movable together with the laser, and it receives reflected radiation from the rocket, while control devices at the control station decide which instructions are to be sent to the rocket .

På fig. 2 vises laseren 10 og styreanordningen som befinner seg i styrestasjonen. Laseren er innrettet til å sende ut pulsstråler i en stråle 2 av passende form. Styreanordninger frembringer signalene for drift av laseren og/eller styring av • Q-omkoplingen hvis en Q-koplet laser benyttes. In fig. 2 shows the laser 10 and the control device located in the control station. The laser is arranged to emit pulse beams in a beam 2 of a suitable shape. Control devices produce the signals for operation of the laser and/or control of • the Q switching if a Q-coupled laser is used.

En del av den laserstråling som når frem til raketten reflekteres fra reflektroen som sitter på denne. Reflektroen er . vanligvis av hjørnetypen som returnerer reflektert stråling tilbake stort sett langs innfallsaksen.fDen reflektrerte stråling fokuseres av det optiske system som er vist skjematisk ved 3, Part of the laser radiation that reaches the rocket is reflected from the reflector that sits on it. The reflector is . usually of the corner type which returns reflected radiation back largely along the axis of incidence. fThe reflected radiation is focused by the optical system shown schematically at 3,

til en stillingsfølsom detektor 4. Dette kan med fordel være en kvadrantdetektor som frembringer fire utgangssignaler hvis inn-byrdes verdier angir innfallspiiinktet for strålingen på detek-toren. De fire utganger føres gjennom forsterkere 5-8 til en signalbehandlingsenhet 9. Utgangene fra signalbehandlingsenheten representerer posisjonen av raketten i asimut og elevasjon i forhold til en referanseakse som fortrinnsvis er symmetriaksen for kvadrantdetektoren. to a position-sensitive detector 4. This can advantageously be a quadrant detector which produces four output signals, the combined values of which indicate the point of incidence of the radiation on the detector. The four outputs are fed through amplifiers 5-8 to a signal processing unit 9. The outputs from the signal processing unit represent the position of the rocket in azimuth and elevation in relation to a reference axis which is preferably the axis of symmetry for the quadrant detector.

Asimut- og elevasjonssignalene angir om raketten er på den ønskede fluktlinje. Disse signaler føres til en enkoder 10 der de nødvendige korreksjoner bestemmes. Enkoderen frembringer en parallell digital utgang som karakteriserer den nød-vendige styreinstruksjon som må sendes til raketten. The azimuth and elevation signals indicate whether the rocket is on the desired flight line. These signals are fed to an encoder 10 where the necessary corrections are determined. The encoder produces a parallel digital output that characterizes the necessary control instruction that must be sent to the rocket.

En teller 11 flyttes i trinn av" pulser fra en klokke-pulsgeherator 12 og frembringer en parallell digital utgang, svarende til den som kommer fra enkoderen 10. De parallelle utganger fra enkoderen og telleren påtrykkes en sammenlikningskrets 13. Telleren 11 og sammenlikningskretsen 13 danner en tidsstyre^-anordning. Når de to innganger blir identiske, vil en utgang fra sammenlikningskretsen tenne laseren eller sette i drift Q-omkoplingen og også tilbakestille telleren 11. A counter 11 is moved in steps of pulses from a clock-pulse generator 12 and produces a parallel digital output, corresponding to that coming from the encoder 10. The parallel outputs from the encoder and the counter are applied to a comparison circuit 13. The counter 11 and the comparison circuit 13 form a timing device When the two inputs become identical, an output from the comparator will fire the laser or operate the Q switch and also reset the counter 11.

Fig. 3 viser den måte styreinstruksjonene identifiseres på. På. fig. 3a er pulsen A den som tidligere, ble sendt til ra^ketten på det tidspunkt da telleren 11 på fig. 2 ble stilt tilbake til utgangsstilling. Hver styreinstruksjon tildeles en bestemt tidsperiode som følger etter denne puls. Fire styreinstruksjoner er gitt og disse gjelder henholdsvis styring av raketten opp og til venstre, opp og til høyre, ned og til venstre og ned og til høyre. Andre signaler kan benyttes i tillegg til eller i stedet- for disse fire. Fig. 3b viser frembringelse av styreinstruksjon til raketten for å bevege denne opp og til høyre i forhold til dens eksisterende flyvebane. Enkoderen 10 på fig. 2 er stilt inn for å påtrykke et digitalsignal til sammenlikningskretsen 13 slik at telleren 11 teller klokkepulser i en tid t før dens utgang er identisk med utgangen fra enkoderen. Deretter blir laseren 1 tent og telleren 11 stilt tilbake etter denne tid t_. Fig. 3 shows the way in which the control instructions are identified. On. fig. 3a is the pulse A that was previously sent to the rocket at the time when the counter 11 in fig. 2 was set back to the initial position. Each control instruction is assigned a specific time period that follows this pulse. Four steering instructions are given and these respectively apply to steering the rocket up and to the left, up and to the right, down and to the left and down and to the right. Other signals can be used in addition to or instead of these four. Fig. 3b shows the generation of control instructions for the rocket to move it up and to the right in relation to its existing flight path. The encoder 10 in fig. 2 is set to apply a digital signal to the comparison circuit 13 so that the counter 11 counts clock pulses for a time t before its output is identical to the output from the encoder. The laser 1 is then switched on and the counter 11 is reset after this time t_.

Fordelen med denne styrernetode er at pulsgjentagelses-hastigheten for laseren 1 bare behøver være lav, og f.eks. på 10 pulser/sek. De mer kompliserte systemer som er nevnt tidligere krever høyere pulsgjentagelseshastighet eller høyeffekt CW-drift og dermed mer kostbare lasere, krafttilførsler og kjølesystemer. The advantage of this control node is that the pulse repetition rate for the laser 1 only needs to be low, and e.g. at 10 pulses/sec. The more complicated systems mentioned earlier require higher pulse repetition rates or high power CW operation and thus more expensive lasers, power supplies and cooling systems.

En rakett som er styrt på den beskrevne måte vil alltid "jage", det vil si at den aldri vil bevege seg langs den egentlige ønskede flylinje hvis lysflekken som faller på kvadrantdetektoren.er liten. Årsaken til dette er at en instruksjon om å bevege seg f.eks. "opp og til venstre" bare vil bli av- sluttet når raketten beveger seg for langt og et "ned og til høyre" signal frembringes. Fig. 3 viser denne form for styring. Som et alternativ kan lysflekken som faller på kvadrantdetektoren være ute av fokus eller på annen måte endret slik at mer enn en kvadrant mottar lys før raketten krysser den ønskede bane. Svingebevegelsen av raketten kan progressivt nedsettes ved anvendelse av passende enkoding og dekodingsanordninger.På denne måte kan rakettens kurs■finjusteres. A rocket guided in the manner described will always "chase", i.e. it will never move along the actual desired flight line if the spot of light falling on the quadrant detector is small. The reason for this is that an instruction to move e.g. "up and left" will only be terminated when the rocket moves too far and a "down and right" signal is produced. Fig. 3 shows this form of control. Alternatively, the spot of light falling on the quadrant detector may be out of focus or otherwise altered so that more than one quadrant receives light before the rocket crosses the desired trajectory. The swing movement of the rocket can be progressively reduced by using suitable encoding and decoding devices. In this way, the course of the rocket can be fine-tuned.

Fig. 4 viser et blokkdiagram for mottageren i raketten. En mottaker 30 mottar styreinstruksjonspulser fra en detek-^ tor som befinner seg på raketten og sender disse til dekoderen 31. En teller 32 blir matet med klokkepulser fra en klokkepuls-generator 33 med samme pulshastighet som styrestasjonen. Utgangene fra telleren påtrykkes dekoderen 31 som på sin side frembringer asimut- og elevasjonsstyresignaler av den rette pola-ritet avhengig av den mottatte styreinstruksjon,og disse føres gjennom asimut- og elevasjonssignaldempere 34 og 35 til de til-hørende styreservosystemer. Demperne styres av signaler fra dekoderen for å øke eller redusere dempningen etter behov til frembringelse av den riktige hastighet for rakettstyresystemet. En forsinkelseskrets 36 fører det mottatte signal til telleren Fig. 4 shows a block diagram of the receiver in the rocket. A receiver 30 receives control instruction pulses from a detector located on the rocket and sends these to the decoder 31. A counter 32 is fed with clock pulses from a clock pulse generator 33 with the same pulse rate as the control station. The outputs from the counter are applied to the decoder 31 which in turn produces azimuth and elevation control signals of the correct polarity depending on the control instruction received, and these are fed through azimuth and elevation signal attenuators 34 and 35 to the associated control servo systems. The dampers are controlled by signals from the decoder to increase or decrease the damping as needed to produce the correct speed for the missile guidance system. A delay circuit 36 leads the received signal to the counter

32 for å tilbakestille denne. 32 to reset this.

Mottakeren arbeider på denne måte: The receiver works in this way:

Etter mottaking av den forrige styreinstruksjon blir telleren 32 tilbakestilt og starter med å telle fra null med en hastighet som bestemmes av klokkepulshastigheten. Når den neste styreinstruksjon mottas, blir tallet i telleren prøvet av dekoderen og den identifiserer den spesielle styreinstruksjon.-Telleren 32 blir igjen stilt tilbake og starter tellingen fra null med den hastighet som bestemmes av klokkepulshastigheten. After receiving the previous control instruction, counter 32 is reset and starts counting from zero at a rate determined by the clock pulse rate. When the next control instruction is received, the number in the counter is sampled by the decoder and it identifies the particular control instruction.-Counter 32 is again reset and starts counting from zero at the rate determined by the clock pulse rate.

De nødvendige asimut- og elevasjonssignaler frembringes av dekoderen 31. The necessary azimuth and elevation signals are produced by the decoder 31.

Som allerede forklart blir demperne 34 og 35 styrt As already explained, the dampers 34 and 35 are controlled

av dekoderen 33. Forskjellige styremetoder er mulige. For eksempel kan spesielle styreinstruksjoner angå verdien av den dempning som skal tre i virksomhet. Som et alternativ kan automatisk styring benyttes. Ved en slik anordning kan dekoderen program-meres for å variere dempningen i overensstemmelse med en på for-hånd fastlagt rekkefølge. Som et eksempel kan man anta at den •siste styreinstruksjon var "opp og til høyre". Hvis den neste instruksjon er "ned og til venstre" som representerer en krysning av den ønskede flyvebane, vil dempningen av asimut- og elevasjonssignalene automatisk økes ett trinn av et "økt dempning" signal fra dekoderen. En derpå følgende krysning av flyvebanen på grunn av den neste styreinstruksjon som er "opp og til høyre" vil innføre ennu mer dempning. På denne måte kan rakettens følsomhetsgrad progressivt reduseres slik at den til slutt flyr langs den ønskede flyvebane. of the decoder 33. Different control methods are possible. For example, special board instructions may concern the value of the damping to be put into operation. As an alternative, automatic control can be used. With such a device, the decoder can be programmed to vary the damping in accordance with a predetermined order. As an example, one can assume that the •last steering instruction was "up and to the right". If the next instruction is "down and left" representing a crossing of the desired flight path, the attenuation of the azimuth and elevation signals will automatically be increased by one step by an "increase attenuation" signal from the decoder. A subsequent crossing of the flight path due to the next steering instruction which is "up and right" will introduce even more damping. In this way, the rocket's degree of sensitivity can be progressively reduced so that it eventually flies along the desired flight path.

Man kan også ha anordninger som er slik at gjentatt mottaking av samme styreinstruksjon ville redusere dempningen for å korrigere forstyrrelser som har fått raketten til å av-vike fra flyvebanen.. One can also have devices that are such that repeated reception of the same control instruction would reduce the damping to correct disturbances that have caused the rocket to deviate from the flight path.

Styrestasjonen kan med fordel benytte de utsendte The control station can advantageously use the seconded

og reflekterte laserpulser til måling av rakettens avstand fra styrestasjonen. Dette kan benyttes for kontroll med avfyringen av raketten eller andre former for rakettens oppførsel med utsendelse av den rette styreinstruksjon. and reflected laser pulses for measuring the rocket's distance from the control station. This can be used to control the firing of the rocket or other forms of the rocket's behavior with the sending of the right control instruction.

Claims

Missile guidance system, including a laser placed on a guidance station for sending laser pulses towards a target, characterized by a reflector carried by the missile for reflection of a part of the incident radiation back to the guidance station, a receiver on the missile, which receiver is sensitive to guidance instructions supplied via the laser radiation and control devices located at the control station, affected by radiation reflected by the rocket to cause the laser to send the necessary control instructions, which control instructions are in the form of pulses each representing a separate control instruction whose specificity is indicated by the time that elapses between the pulse and the immediately preceding pulse.

2. System as stated in claim 1, characterized in that the control device comprises a detector that is affected by radiation reflected from the rocket to produce electrical signals that indicate the rocket's course, an encoder that is affected by the aforementioned electrical signals to produce a parallel digital output that represents the correct control instruction to be sent to the rocket, and time control devices

which causes the instruction to be sent.

3. System as stated in claim 2, characterized in that time control devices comprise a counter which is moved in steps of clock pulses and is arranged to give a parallel digital output and a comparison circuit which is fed to the outputs of the encoder and the counter, and is arranged to cause the laser emits a beam pulse when the two outputs are identical.

4. System as stated in claim 3, characterized in that switching on the laser causes the counter to be reset.

5. System as stated in any one of claims 1-4, characterized in that the receiver includes a decoder and a counter which together serve to produce azimuth and elevation control signals on the basis of time measurement of a received radiated signal .

6. System as stated in claim 4, characterized in that the receiver includes devices for varying the rocket's sensitivity to a specific series of control instructions.

7. System as specified in claim 6, characterized by the fact that it includes damping devices which are applied to the azimuth and elevation control signals.

8. System as specified in claim 7, characterized in that the decoder produces signals for controlling the degree of attenuation of the azimuth and elevation signals, introduced by the respective attenuation devices.