SE424021B - Sett och anordning for styrning av en luft- eller rymdfarkost - Google Patents

Description

15 20 25 30 35 H0 6812148-2 För styrning av en luft- eller rymdfarkost, exempelvis en missil, regleras enligt uppfinningen riktningen hos den resulterande, tillförda kraftvektorn i förhållande till siktlinjen mellan missil och mål, genom att man uppmäter vinkelhastigheten hos siktlinjen och på lämpligt sätt vrider missilens kropp, till dess att den resulterande kraftvektorn pekar i en sådan riktning, att varje fel hos missilens flygbana minskas.

Anordningen för praktiserande av uppfinningen innehåller en mål- detektor, vilken exempelvis kan innefatta ett optiskt målsökarhuvud med infraröd cell, vilket avkänner riktningen hos målet i förhållande till missilkroppens längdaxel samt vinkelhastigheten hos siktlinjen mellan missil och målfl Anordningar förefinnas även, exempelvis en accelerometer eller en grupp av accelerometrar med tillhörande appara- tur, vilka indikera vinkelskillnaden mellan den på míssilen verkande, resulterande kraftvektorn och framâtriktningen hos missilens längs- Uaxel. Anordningen innehåller vidare ett system av manöverorgan för tipp- och gir-roder, vilka påverka antingen en grupp aerodynamiska roderytor eller också påverka anordningar för avböjning av den fram- drivande reastrålen hos missilens drivmotor, för att därigenom missi- lens kropp skall vridas. Anordningar förefinnas för att på mekanisk eller elektrisk väg addera målsökarhuvudets utsignal, vilken represen- terar skillnaden mellan målriktningen och missilens längsaxel, till utsignalen från accelerometrarna, vilken representerar avvikelsen mzllan den resulterande kraftvektorn och missilens längsaxel. Summan av dessa båda utsignaler jämföres med en signal, vilken är beroende av den ut- signal från detektorhuvudet, vilken representerar vinkelhastigheten hos siktlinjen, varigenom en fel-utsignal erhålles, vilken matas till manöversystemet för längdlutnings- och girstyrning, varigenom missilen vrides så att fel-utsignalen minímaliseras.

Uppfinningen beskrives närmare nedan med hjälp av ett par ut- föringsexempel och i anslutning till bifogade ritningar.

Figur l utgör en schematisk bild av en missil, vilken utnyttjar en utföringsform av det här beskrivna reglersystemet.

Figur 2 är ett vektordiagram.och visar krafter och axlar i tvâ dimensioner.

Figur 3 är ett blockschema som visar funktíonsprincipen hos ut- föringsformen enligt figur I.

Figur Ä är en schematisk bild av en missil, vilken utnyttjar en alternativ utföringsform av det här beskrivna reglersystemet.

Figur 5 år ett blockschema som visar funktionsprincipen hos u;- föringsformen enligt figur Ä. 10 15 20 25 30 QO 6812148-2 Den i figur l visade missilen utnyttjar ett målsökarhuvud med en 'lämplig optisk anordning, vilken icke beskrives i detalj men vilken representeras av kollektorskivan l, vilken är vridbart lagrad i en punkt 2. Funktionen visas och kommer att beskrivas endast i ett plan, men anordningar förefinnas för en likartad funktion i ett vinkelrätt plan, vilket innefattar längsaxeln A-A hos missilen. Detektorhuvudet är försett med en avkännande anordning, vilken uppmäter vinkeln 3 mellan den optiska axeln C-C och längsaxeln A-A. Det är också försett med anordningar för uppmätning av vinkelhastigheten hos siktlinjer mellan míssil och mål. Vanligen bestå dessa anordningar av ett på gyroskopisk väg stabiliserat optískt detektorsystem samt en grupp precessions- motorer för vridning av mäthuvudet såsom svar på det uppmätta vinkel- felet mellan mäthuvudets axel C-C och mâlriktningen. Medelnivån hos signalen för drivning av precessionsmotorerna kan därvid användas för att representera siktlinjens vinkelhastighet. Andra välkända anordningar för uppmätande av siktlinjens vinkelhastighet kunna i stället användas.

En accelerationskännande anordning eller accelerationskännande anord- ningar Å uppmäter de tillförda yttre kraftkomposanter, vilka verka i tvärs- och längsriktningarna 5, 6 och 7, och lämpliga anordningar före- finnas för bestämmande av vinkeln mellan den resulterande kraftvektorn och missilens längsaxel.

Figur 2 visar, ehuru endast i ett plan en typisk situation be- träffande de på missilen verkande krafterna och deras riktningar samt riktningarna hos mål- och missilaxlarna. OR, som bildar vinkeln XT med missilens längsaxel A-A, utgör den resulterande kraftvektorn av motorns drivkraft OT, den aerodynamiska kraften ON vinkelrätt mot missil axeln samt det aerodynamiska motståndet OD, vilket verkar i missil- axelns lëngsriktning. De aerodynamiska krafterna uppstå på grund av missilens rörelsehastighet OV i en riktning med vinkeln/6 i förhållan- de till axeln A-A. Målsökarhuvudets optiska axel C-C har riktningen É i förhållande till axeln A-A samt har vinkelhastigheten ul , mot- svarande vinkelhastigheten hos siktlinjen mellan missil och mål. .âïets riktning angives av linjen OB. _ Siktlinjens vinkelhastighet eller målsökarhuvudets vinkelhast g- hetaü erhålles ur den ovan nämnda drivsignalen till precessionsmot rn, eller från andra lämpliga anordningar, och signalen förstärkes med ett belopp K och jämföras med signalen från accelerometrarna, vilka; representerar vinkeln Vf. Den kombinerade signalen, vilken represen e- rar summan av dessa båda kvantiteter, jämföres därefter med mäthuvu.ets vinkelvärde 0, och den resulterande skillnads- eller felsignalen används 6812148-2 10 lö 20 25 30 35 för att driva manöverorganen 8 och roderytorna 9 i figur l. Manövre- ringssystemet är anordnat att medelst roderytorna vrida missilkroppen, så att den ovan nämnda felsignalen minimaliseras. Varje vanligen använd typ av styrnings- och manövreringssystem för en missil kan användas för detta ändamål. Det totala styrsystemet är sålunda anordnat att åstad- komma ett förfaringssätt för missilstyrning, vilket approximativt kan representeras av ekvationen ø + v' '= Kw (1) och detta ernås såsom ovan beskrivits genom att man gör felsignalen 2 så liten som möjligt e'= (Kw- v) - ø (a) De i ovanstående ekvationer ingående storheterna representera de signaler, elektriska eller mekaniska, vilka uppmätas medelst ovan- nämnda anordningar, och de belysas närmare av figur 3, som visar signal- flödet vid en typisk tillämpning som liknar tillämpningen enligt figur l. Ekvation (2) ovan har erhållit en sådan form, att den av (Ka:-tt) representerade signalen kan begränsas ifråga om sitt maximívärde, för att mäthuvudets vinkel 0 icke skall överstiga något önskat värde.

I figur 3 fokuseras den infallande strålningen från målet med hjälp av det optiska systemet 14 på detektorn 15 inuti målsökarhuvudet l. Den felsignal, vilken representerar avvikelsen mellan mäthuvudets "blickriktning" och den verkliga riktningen till målet, förstärkes vid 17 och används för drivning av precessionsmotorerna 18, vilka äro kopp- lade till mäthuvudets kardanringar 19 för återföring av mäthuvudet på lämpligt sätt, så att felsignalen för mäthuvudets riktning minskas mot noll. Ett vinkelavkännande organ 20 avtager mäthuvudets vinkel 6 från mäthuvudets kardanríngar. Den till precessionsmotorerna tillförda sig- nalen avtages likaså, för att man skall erhålla utsignalen ä) för måt- huvudets vinkelhastighet, Signalen ä? förstärkes vid 21 med faktorn K och summeras därefter vid 22 med en signal, vilken representerar vinkeln lå] som erhållits från en resolverförstärkare 23, vilken mottager insignaler från accele- rometrarna 2% och 25, vilka i sin tur äro känsliga för krafter vinkel- rätt mot respektive längs med missilens längdaxel. Den summerade ut- signalen matas via en begränsande förstärkare 26 för att vid 16 vidare algebraiskt summeras med mäthuvudets vinkelsignal Q, varefter resultatet används för att reglera missilens flygbana via en drivförstårkare 27, manöversystemet 8 och roderytorna 9.

Figur H visar en alternativ anordning, vid vilken det accelera- tionskänsliga elementet består av en pendel 10 svängbart upphängd vid 10 mi 6812148-2 samma punkt 2 som mäthuvudet samt försedd med ett vinkelavkännande organ, vilket direkt uppmäter vinkeln ll mellan den optiska axeln C~C och riktningen hos den resulterande kraftvektorn OR, varigenom en signal alstras, vilken representerar kvantiteten (9 +\¶) enligt figur 2. I figur 5 visas ett signalflödesdiagram, vilket motsvarar schemat enligt figur H. En alternativ form av styrmanövrering visas schematiskt i figur H, varvid styrmanöverorganen 8 påverka rörliga rodervingar 12, vilka äro placerade i den drivande reastrålen från motorn 13, vari- genom ett moment i längdlutningsled eller i girled tillföres missil- kroppen, när rodervingarna göra utslag. Varje slags annan anordning för avböjning av den framdrivande reastrålen för åstadkommande av ett moment i längdlutningsled eller i girled kan i stället användas.

I figur 5 visas utsignalen från förstärkaren 21, vilken förstär- ker med faktorn K, algebraiskt summerad vid_32 med en signal, vilken representerar värdet (0 + ¶f), som erhållits från det vinkelavkännande organet 20, vilket nu är sammankopplat med pendelns accelerometer 31.

Resultanten matas såsom förut till drivförstärkaren 27 för manövrerings- systemet.

Claims (4)

6812ï48-2 Patentkrav

1. Sätt för styrning av en luft- eller rymdfarkost, exempelvis en missil, mot ett mål, k ä n n e t e c k n a t av att styrningen sker genom reglering av riktningen hos den resulterande, till missi- len tillförda kraftvektorn (R) i förhållande till en siktlinje (C - C) mellan missilen och målet, varvid vinkelhastigheten uJ hos missilen uppmätes och styrorgan (9) pâverkas för inställning av mis- silens kropp så att den resulterande kraftvektorn (R) får en rikt- ning, vid vilken fel hos missilens flygbana (OV) minimeras, varjämte signaler, som var för sig äro proportionella mot nämnda vinkelhas- tighet a1, mot vinkeln #1 mellan missilens längsaxel (A - A) och den resulterande tillförda kraftvektorn (R), och mot vinkeln ø mellan missilens längsaxel och siktlinjen (C - C), härledas och algebraiskt kombineras för erhållande av en felsignal 2.= (Kw -m) - - Q, där K är en förstärkningsfaktor, vilken minimeras och användes för att driva manöverorgan (8) för påverkan av styrorganen (9).

2. Anordning för genomförande av sättet att styra en luft- eller rymdfarkost, exempelvis en missil, mot ett mål, enligt kravet 1, k ä n n e t e c k n a d av anordningar (14, 15, 17) för här- ledande av en första signal, proportionell mot vinkelhastigheten çg hos en siktlinje (C-C) mellan missilen och ett mål, anordningar (24, 25, 23) för härledande av en andra signal, proportionell mot vinkeln ø mellan siktlinjen (C-C) och missilens längsaxel (A-A), anordningar (20) för härledande av en tredje signal, proportionell mot vinkeln sl mellan missilens längsaxel (A-A) och den resulte- rande vektorn (R) av de på missilen verkande krafterna, samt anord- ningar (22, 16) för att algebraiskt summera de tre sigrflerna för erhållande av en felsignal É , vilken är minimerad och är tillförd till manöverorgan (8) för styrorgan (9) för reglering av missilens flygbana (O-V).

3. Anordning enligt kravet 2, k ä n n e t e c k n a d av att anordningarna för härledande av den första och den andra signalen innefatta en måldetektor (15), vilken har ett svängbart monterat målsökarhuvud (1), vilket är anordnat att ställa in sig i siktlin- jvns (C-C) riktning mot måluf.

4. Anordning enligt kravet 3, k ä n n e t e c k n a d av att-målsökarhuvudet (1) innehåller en infrarödkänslig detektorcell och ett tillhörande optiskt system.