DE2501931B2

DE2501931B2 - Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern

Info

Publication number: DE2501931B2
Application number: DE2501931A
Authority: DE
Inventors: Donald G. Manhattan Beach Calif. Johansen
Original assignee: Hughes Aircraft Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 1974-01-25
Filing date: 1975-01-18
Publication date: 1981-06-11
Also published as: US3937423A; JPS5630882B2; FR2259389A1; FR2259389B1; GB1478792A; JPS50124400A; DE2501931A1

Description

45

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen mit einem in den Flugkörper starr eingebauten, nur einen Freiheitsgrad besitzenden Kreisel und mit einer Anzahl von an voneinander entfernten Stellen des Flugkörpers angeordneten Strahldüsen, die mit einer elektronischen Steuerschaltung gekoppelt sind, welche eine intermittierende Betätigung der Strahldüsen in Abhängigkeit von Fehlersignalen bewirkt, die für die Abweichung der Lage des Flugkörpers von einer Sollage in bezug auf die Rollachse (Rollfehler) charakteristisch sind.

Aus der AIAA-Veröffentlichung Nr. 68-461, Seiten 1 bis 10, ist es bekannt, daß die Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen mittels an voneinander entfernten Stellen des Flugkörpers angeordneten Strahldüsen geregelt werden kann, die in Abhängigkeit von Fehlersignalen intermittierend betätigt werden, die für die Abweichung der Lage des Flugkörpers von seiner Sollage in bezug auf die Rollachse charakteristisch sind, wenn in den Flugkörper ein nur einen Freiheitsgrad besitzender Kreise starr eingebaut ist, weil durch Verwendung eines solchen Kreisels auch Lageänderungen in bezug auf andere Achsen in Lageänderungen in bezug auf die Rollachse umgesetzt werden, so daß die Lageänderungen in bezug auf die Rollachse auch für Lageänderungen um andere Achsen charakteristisch sind, so daß hiervon Steuersignale für die intermittierende Betätigung der Strahldüsen gewonnen werden können. Es versteht sich, daß zur Gewinnung der Fehlersignale sowie der Steuersignale zur Betätigung der Strahldüsen elektronische Schaltungsanordnungen eingesetzt werden müssen. Der konkrete Aufbau einer solchen Schaltungsanordnung ist im Stand der Technik jedoch nicht offenbart

Demgemäß liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, die Steuerschaltung einer Vorrichtung der eingangs beschriebenen Art so auszubilden, daß ein zuverlässiger Betrieb, also eine hohe Stabilität während langer Missionszeiten, bei einer minimalen Aktivität der Strahldüsen erzielt wird.

Diese Aufgabe wird nach der Erfindung dadurch gelöst, daß die Steuerschaltung zwei die Fehlersignale abtastende Schaltungsanordnungen umfaßt, von denen die erste Schaltungsanordnung für die Polarität des Rollfehlers: charakteristische binäre Signale erzeugt, die über ein erstes mehrstufiges Schieberegister einer die Strahldüsen aktivierenden Logik zugeführt werden, wogegen die zweite Schaltungsanordnung für die Amplitude des Rollfehlers in bezug auf einen einstellbaren Schwellenwert charakteristische binäre Signale erzeugt, die über ein zweites mehrstufiges Schieberegister der Logik zugeführt werden, und daß mit dem zweiten Schieberegister und der zweiten Schaltungsanordnung eine Schwelleneinstellschaltung gekoppelt ist, die eine Einstellung des Schwellenwertes als Funktion von binären Schwellenwertsignalen bewirkt, die in dem zweiten Schieberegister gespeichert sind.

Bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird durch die Anwendung von Schieberegistern mit einfachen Mitteln eine zeitliche Verzögerung zwischen dem Auftreten des Fehlersignals und den Steuersignalen zur Aktivierung der Strahldüsen erzielt, die gewährleistet, daß der Zeitpunkt des Feuerns genau an diejenige Stelle gelegt wird, an der es eine maximale Reduzierung des Nutationsfehlers zur Folge hat Durch die Anwendung eines Sysetms mit variablen Schwellenwerten wird ferner gewährleistet, daß bei kleinen Beträgen des Rollfehlers ein Feuern der Strahldüsen vermieden und dadurch Treibstoff eingespart wird. Dabei wird von einer Art Rückkopplung Gebrauch gemacht, welche die Abhängigkeit der Frequenz des Feuerns der Strahldüsen von der Größe des Rollfehlers linearisiert und außerdem die Anwendung einer optimalen Folge von zwei Strahlimpulsen im Abstand der halben Nutationsperiode bewirkt

Insbesondere zur Anwendung in geostationären Satelliten kann die erfindungsgemäße Vorrichtung vorteilhaft einen die Fehlersignale liefernden Horizontsensor umfassen. Dabei kann zwischen den Horizontsensor und die das Fehlersignal abtastenden Schaltungsanordnungen ein Tiefpaß geschaltet sein, um hochfrequente Rauschsignale weitgehend zu eliminieren.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand des in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher beschrieben und erläutert. Es zeigt

F i g. 1 eine perspektivische schematische Darstellung eines Flugkörpers zur Veranschaulichung der Einrichtungen zur Lagerregelung und der zur Beschreibung der Lage des Flugkörpers dienenden Vektoren,

Fig. la ein Diagramm zur Erläuterung der Dämpfung

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einer Nutation großer Amplitude des Flugkörpers,

Fig. Ib ein Diagramm zur Erläuterung der Maßnahmen, die zur Vermeidung eines stationären Grenzzykius bei der Nutationsdämpfung führen,

F i g. Ic ein Diagramm zur Erläuterung der Verminderung des Rollwinkels durch die erfmdungsgemäße Vorrichtung in Form einer Analogrechner-Simulation,

Fig. Id ein Diagramm zur Veranschaulichung der Nutationsdämpfung in Form einer Analogrechner-Simulation,

F i g. 2 das Blockschaltbild der Steuerschaltung einer Vorrichtung nach der Erfindung,

Fig.2a das Schaltbild eines exklusiven ODER-Gliedes, das die in der Steuerschaltung nach Fig.2 enthaltene Anordnung eines NICHT- und eines ODER-Gliedes ersetzen kann,

F i g. 3 ein Diagramm der Spannungspegel logischer Signale, die in dem einen Kanal der Steuerschaltung nach F i g. 2 vorkommen,

Fig.4 ein Diagramm der Spannungspegel von logischen Signalen, die in dem anderen Kanal der Steuerschaltung nach F i g. 2 vorkommen, und

Fig.5 ein Schaltbild verschiedener Bauteile der Steuerschaltung nach F i g. 2.

Theoretische Entwicklung und Bewegungsgieichungen

Die im folgenden gebrauchten Symbole und deren Bedeutung sind in der folgenden Tabelle A angegeben. Die Logik eines Teils des elektronischen Systems wird durch die in Tabelle B angegebene Funktionstabeiie erläutert Anschließend sind die Bewegungsgleichungen angegeben. In der darauffolgenden theoretischen Behandlung wird auf die in Tabelle A aufgeführten Symbole, die Funktionstabelle und die Bewegungsgleichungen Bezug genommen. Alle Bewegungsgleichungen sind in bezug auf das in F i g. 1 dargestellte orbitale Bezugssystem geschrieben.

Tabelle A - Definition der Symbole

B Matrix der Transformation von Inertial-

in Körperkoordinaten,

C Moment des Schweregradienten (kp ■ m),

Hn Kreisel-Drehimpuls (kp · m · s),

H_x, Hy, H₂ Roll-, Stampf- bzw. Gierkomponente des

Steuerdrehimpulses (kp ms), /,, Iy, I₂ Roll-, Stampf- bzw. Gierkomponente des

Trägheitsmoments (kg · m²), hu Strahlimpulsquantum,

Mxa M_lc Stcuermoment um Roll- bzw. Gierachse

(kp · m),

M Betrag des aus M_xc und M_2C bestehenden

Steuermoments (kp · m),

P Nutationsperiode des Fahrzeuges (s),

T_x, T₂ äußere Roll- und Gier-Störmomente

(kp - m),

t Zeit (s),

α/ Winkel der Strahlverschiebung,

Φ Euler-Rollwinke! (rad),

b Euler-Stampfwinkel (rad),

ίο φ Euler-Gierwinkel (rad),

too Winkelgeschwindigkeit in der Umlauf

bahn (rad/s),

ω,, o)2 Eigenfrequenzen (rad/s),

O)_x, (üy, (O₂ Roll-, Stampf- bzw. Gierwinkelgeschwindigkeit des Flugkörpers (rad/s),

ω „ Nutationsfrequenz (1 Is),

τ Zeitkonstante des Tiefpasses,

N Anzahl der Stufen der Schieberegister 46

und 66, W₁ Nutationsamplitude vor Strahlimpuls,

N₂ Nutationsamplitude nach Strahlimpuls,

Aisi durch Strahlimpuls bedingte Präzession

des Flugkörpers,

β halbe Breite der Totzone,

2^r> T_LC Periode des Grenzzyklus,

T Periode der Abtastung durch Einrichtung

30 nach F ig. 2,

X_ Roll vektor, in Flugrichtung des Flugkör

pers und senkrecht zum Euler-Rollwinkel

JO Φ,

X' Vektor des Strahl-Drehimpulses.

Y Stampfvektor, senkrecht zum Euler-

Stampfwinkel Θ,

Z Giervektor, senkrecht zum Euler-Gier-

J"> winkel φ,

(°), (") erste bzw. zweite Ableitung nach der Zeit

in bezug auf Inertialkoordinaten. (°) Ableitung nach der Zeit in bezug auf

Körperkoordinaten,

4» (_) alle unterschriebenen Symbole sind Vek

toren.

Tabelle B - Funktionstabeiie ^4> Zonen nach Fig. 3 und 4

Il

III

>o Detektor 42 Detektor 62

0 U

Bewegungsgleichungen

Ι_νω_} I.ω.

Hy - Η_Ν

H.

I⁺Q = H ⁼t!n⁺ä»+<!>B^x(äB+äw)

(1)

(2)

	-3 W₁ ²I	sin Φ	1	COS Φ	COS²0(/,	-A)
		sin Θ	COS0	COS θ	cos Φ(/,. -	-A)
	sin Φ	sine	cosÖ(/,.-	A)
φ		cos θ	sin Φ	S
θ ψ	0 0	cos Φ sin Φ
	C

cos Φ sin<9 — si η <Z> cos Θ cos Φ

ω,

sin ψ

COS (ρ COS θ

sin ψ cos ö

M_u + T, = I_x Φ+ (a + (U₀ Wv) Φ + (b + Wv) φ - w„ H_: M_yt + Ty ⁼ Ι_νθ + dO + W₁

M-_t + T = Ι_χ.ψ + (ί+ ω₀ H_n) ψ - (b + W_v) Φ + ω,, W₁ mil a = 4ωΙ (/,.- A) ή= -(A-/,

= 3ω,²(/_ν-Λ)

Wv>max|/, ω₀, /,.ft»«, Aw₀]

ΛΥ_Γ( + T = I. ψ + W₀ W_v »> - W_v φ (4)

(5)

(6)

(7)

(8)

(9)

(10)

und

(11)

M_:c +T = W_n Wv?' - Η_ΧΦ mit M_x, = M cos aj und W-,. = —A/ sin a j

sin aj φ + W_n cos ajW = ( 7~_vsin <r₇ + 7Icos #7'

Λ/_ν< = AΦ + Wv ρ A/-, = A r- W_v Φ

(12)

(13)

(14)

φ. = φ

(15)

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, - a/i

/ι I

mil l'i durch kleinstes SlrahliingsquanUini erteilte Winkelgeschwindigkeit

(16)

/,,„I < /Φ.,, II mil

1 Länge des Momcntenarms des Flugkörpers

/ Funktion von /, «■., und der /eillichen Verzögerung /,,des Strahlimpulses

// Momenlbelastung um l'ilchiichsc

Φ,.,, = Schwellenwert für kleinste halbe Totzone. ;iuch ctw;i gleich A .Y nach Gl. (21)

(17)

/ Fcucrfrequenz

Λ Verstärkungsfaktor, der die Ansprechgeehwindigkcit für anliingliche Kollwinkel unter dem Siitiigtingwcri beeinlluMt.

Φ ,, der höchsten Feuerl'requenz / = !//'entsprechender i'eliler (18)

(19)

— ι 1

(20)

mit ό Winkel /wischen J Λ und .Y₁. der genial! Fi g.la bei kleiner Signalverzögerung gleich "./⁺ /' ⁺ ) ist. wobei

Ii die variable Totzonen-Yerzögerung im Bereich 0 </i<W° ist. j die vor der Steuerschaltung festgelegte Verzögerung X) ist und tr, wie oben angegeben, im Bereich ()<,/,<9()⁰ liegt, oder der gemiiU Fig. Ib bei gmlier Signalverzögerung gleich 360 - itij + μ + j! ist.

j_s - Verzögerung durch Sensor 10

j·,

tan 'w,,/'= Verzögerung durch Filter 20

= Verzögerung durch Schalten der Abtasteinrichtung

J/. = <·>,,T\ = Verzögerung durch Schieberegister 46 bzw.66 (21)

(22)

F i g. 1 veranschaulicht die für einen Flugkörper 1 definierten Koordinatenachsen in bezug auf einen Kreisel 2, der in einer zum Stampfvektor Y des Flugkörpers senkrechten Ebene rotiert, die auch senkrecht zur Ebene des Euler-Stampfwinkels θ ist. Der Winkel Φ definiert den Euler-Rollwinkel der Drehung des Flugkörpers um den Vektor 2L· der die Flugrichtung des Flugkörpers definiert Der Winkel φ definiert den Euler-Gierwinkel des Flugkörpers um den Vektor Z, der bei dem gewählten Ausführungsbeispiel auf die Erde weist Die Vektoren X, Y und Z stehen aufeinander senkrecht Ein Erd-Horizontalsensor 10 ist an den Flugkörper in einer Ebene angeordnet die zu dem Vektor ^senkrecht steht

Die gesamten Drehmomente können als Summe der

vom Körper und Kreisel gelieferten Anteile, einschließ-Hch der Kreisel-Vorbelastung (wheel bias) ausgedrückt werden, wie es Gl. (1) mathematisch angibt Die Gl. (2) und (3) sind die Eulerschen Gleichungen, welche die Momente des Schwergradienten einzeln angeben.

Für kreisförmige Umlaufbahnen, die für Synchronsatelliten von Interesse sind, gibt GL (4) das Moment des Schweregradienten mit Euler-Winkeln Φ, θ und ψ an.

Die Änderungsgeschwindigkeit der Euler-Winkel bei einer Körperdrehung ergibt sich aus Gl. (5).

Das Auflösen der GL (5) zum Eliminieren der Körpergeschwindigkeit aus Gl. (3) und das Addieren des Resultats der GL (4) ergibt die gewünschten nichtlinearen Gleichungen der Bewegung des Flugkörpers. Für kleine Winkel können die abgeleiteten nichtline-

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aren Gleichungen auf einen Satz linearer Differentialgleichungen mit konstanten Koeffizienten und den Roll-, Stampf- und Gierwinkeln sowie den drei Komponenten des inkrementalen Drehimpulses des Kreisels, nämlich Φ, Θ, ψ, W₁, H₁ und H, reduziert -, werden. Die für kleine Winkel linearisierte Form ist in den Gl. (6) dargestellt.

Für die folgende Behandlung wird angenommen, daß die Rotationsachse des Kreisels mit der Stampfachse zusammenfallen, so daß H_x = H^O. _w

Die linearisierte Dynamik der Stampfbewegungen ist von den Roll- und Gierbewegungen entkoppelt und unabhängig von dem Kreisel-Drehimpuls H_n. Daher werden bei der folgenden Analyse nur die Gleichungen für die Roll- und Gierbewegungen betrachtet. ι -,

Der Kreisel-Drehimpuls ist so gewählt, daß er eine starke Kopplung zwischen der Dynamik der Ronbewegungen und der Dynamik der Gierbewegungen herstellt. Da Gierwinkel nicht feststellbar sind, ist es erwünscht, eine starke Kopplung zwischen den Gier- _>u und Rollbewegungen zu schaffen, damit eine indirekte Kontrolle über die Gierbewegungen möglich ist. Dies erfolgt durch einen großen Wert des Kreisel-Drehimpulses, so daß die Kreiselkopplung Ημψ der Giergeschwindigkeit mit der Rolldynamik bedeutend ist. Das r> Ergebnis ist die durch Gl. (7) ausgedrückte Bedingung.

Demgemäß können die gekoppelten Roll-Gier-Gleichungen angenähert in Form der Gl. (8) geschrieben werden.

Der ungefähre Wert des Kreisel-Drehimpulses und to die allgemeine Form der Regelung der Roll- und Gier-Drehimpulse kann durch Betrachtung der ungeregelten Roll- und Gier-Gleichungen gewonnen werden, wenn Μ_χο=Μ_ζο*-0 gesetzt wird. Zunächst sei beachtet, daß im stationären Zustand der Gierwinkel, der durch r. ein konstantes Giermoment bedingt ist, durch Gl. (9) gegeben ist

Dies stellt eine nicht beobachtbare Integrationskonstante für die Gleichung der Gierbewegung dar. Dieser Winkel ist unkontrollierbar, kann jedoch durch Einstel- 4ii len des Kreisel-Drehimpulses auf einen annehmbaren Wert begrenzt werden. Wenn die Glieder M_xc und M,_c dazu benutzt werden, die Dynamik der Roll- und Gierbewegungen zu regeln, hat die zusätzliche Kopplung einen zusätzlichen stationären Gierwinkel zur -r, Folge, der auf ein konstantes Rollmoment zurückzuführen ist Es wird später gezeigt, daß der zusätzliche Winkel, der auf ein Rollmoment zurückzuführen ist, klein ist, so daß Gl. (10) zur Bemessung des Kreisel-Drehimpulses verwendet werden kann. >n

Es kann gezeigt werden, daß die ungeregelte Dynamik der Roll- und Gierbewegungen Eigenfrequenzen haben, die in Gl. (11) angegeben sind. Das hochfrequente Glied -j| stellt die Nutationsbewegung eines Kreisels dar, während das niederfrequente Glied η ci)2 eine Bewegung mit der Bahngeschwindigkeit charakterisiert die auf die Drehung des Orbitsystems zum Inertialsystem bedingt ist Die feste Inertialrichtung scheint mit der Bahn-Winkelgeschwindigkeit in bezug auf das Bahn-Bezugssystem zu rotieren. bo

Eine ungefähre Beschränkung des Konstruktionsspieiraumes für «/ kann erhalten werden, indem nur die Bewegung mit niedriger Frequenz betrachtet wird, bei der das Rollverhalten nahe Null gehalten wird, indem die Regeldüsen derart gepulst werden, daß der Rollwinkel auf Null gebracht wird.

Für Bewegungen mit großer Periode können die zweiten Ableitungen ψ und Φ als Null betrachtet werden. Daher können Bewegungen großer Periode durch die Gl.(12) ausgedrückt werden.

Obwohl die Lagekorrektur durch eine Folge von Schubimpulsen erfolgt, ist es bei Bewegungen langer Dauer zulässig, daß die Regelung als kontinuierlicher Vorgang betrachtet wird, der eine kontinuierliche Nullstellung des Rollwinkels zur Folge hat, so daß Φ — Φ — 0 gesetzt werden kann. So resultiert aus der (11 (12) die GI. (13), welche die Gierbewegung beschreibt.

Gemäß Gl. (13) ist die Lage des Flugkörpers stabil, wenn tx/ im ersten oder im dritten Quadranten liegt. Wegen der Äquivalenz der Gl. (13), abgesehen von einer Korrektur der Polarität, braucht nur der Fall betrachtet zu werden, bei dem 0 < λ / < 90°.

Die hochfrequente Version der Gl. (8) kann gewonnen werden, indem ωο = Ο und 7"» = T_x = O gesetzt werden. Das Ergebnis sind die Gi. (14). Diese Gi. (14) sind die Beschreibung des zu regelnden dynamischen Modells, das hinsichtlich seines Prinzips, seiner Funktion und seines Aufbaus im folgenden erläutert wird.

Bei Betrachtung der Fig. 1, la und Ib und der von dem System zu erfüllenden Forderungen ist erkennbar, daß ein Einachs-Lageregelsystem ohne gespeicherten Drehimpuls, das nur von Strahldüsen Gebrauch macht, nur in einem Grenzzyklusmodus arbei' :n kann. Dies Deruht auf der Schwierigkeit, eine zuverlässige Strahltastung unter einem kleinsten Wert des Strahlungsimpulses zu bewirken. Ein stationärer Zustand bei einem solchen Regelsystem, bei dem Störmomente im wesentlichen Null sind, erfordert doppelseitige Sttahlimpulse innerhalb der Totzone. Eine typische Grenzzyklus-Periode hierfür ist durch Gl. (16) definiert. Die Beziehung zwischen den Parametern der Gl. (I6). die Änderungen der Totzone berücksichtigt, zeigt einen Kompromiß zwischen der Genauigkeit der Ausrichtung und der Lebensdauer der Strahlaktivität, der fü^r beide Größen günstiger wird, je mehr das kleinste Strahlimpulsquantum reduziert werden kann. Das kleinste Strahlungsimpulsquantum wird andererseits häufig durch die Bemessung des Schubes und des Momentenarmes für eine schnelle Reaktion und Beschränkungen hinsichtlich der geringsten Strahldauer bestimmt.

Diese Situation wird bei der erfindungsgemäüen Vorrichtung durch Vorliegen eines gespeicherten Drehimpulses innerhalb des Flugkörpers durch den Kreisel 2 geändert. Beispielsweise wird in einem System, das einen Kreisel-Drehimpuls in Richtung der Stampfachse aufweist, der Rollwinkel durch eine Anzahl von Schubimpulsen zu Null gemacht, die ein Drehmoment mit einer Komponente um die Kehrachse Z aufweisen und den Gesamtdrehimpuls des Flugkörpers so zum Präzessieren bringen, daß der Rotationsvektor sich in der örtlichen Horizontalebene beFmdeL Da das Tasten der Strahldüsen eine Nutation des Flugkörpers um den Vektor des Trägheitsmomentes zur Folge hat, ist es erforderlich, daß mittels der Düsen ein Drehmoment um die Rollachse Xausgeübt wird, und daß die Strahlimpulse in bezug auf die Nutationsperiode die richtige Phasenlage hat, um eine Dämpfung der Nutation zu erzielen.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung arbeitet mit einem Kreisel-Drehimpuls und Strahldüsen und bewirkt eine Regelung, durch die der Rollwinkel des Flugkörpers auf Null gebracht wird. Die Regelvorrichtung hat ein stationäres Verhalten, das keinen Grenzzyklus aufweist Daher wird durch die Erfindung ein starke Verminderung der Aktivität der Strahldüsen während der Missionszeit und gleichzeitig eine bedeutende

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Verbesserung der Zuverlässigkeit erzielt.

Das Gesamtsystem liefert Momentimpulse, die das Ausgangssignal des Rollsensors auf Null bringen, durch die Anwendung von Strahldüsen zur Lagekorrektur. Ein restlicher Gierfehler wird anschließend durch die Kopplung an die Flugbahn zu Null gebracht. Ein stabiles Nullen des Gierwinkels erfordert, daß der Winkel der Strahlverschiebung λ/ sich im ersten Quadranten, nämlich zwischen0und9C°,befindet.

Der verwendete Sensor liefert ein Ausgangssignal, das zunächst gefiltert wird, um hochfrequente Rauschkop^nenten zu entfernen und eine Strahldüsen-Aktivität zu verhindern, wenn sich der tatsächliche Rollwinkel innerhalb der Totzone 2ß befindet. Da die gesamte Phasenverzögerung durch die Regelvorrichtung hoch ist, ist es möglich. Filter mit großer Zeitkonstante zu verwenden und dadurch den Rauschpegel bedeutend zu reduzieren. Zeitkonstanten des Filters in der Größenordnung von 10% der Nutationsperiode sind realisierbar. Wenn beispielsweise die Nutationsperiode 250 s beträgt, könnte die Zeitkonstante des Filters 25 s betragen. Typische Rauschzahlen eines Sensors haben eine Zeitkonstante von 1 s als Basis, so daß der mittlere Rauschpegel um den Faktor 5 reduziert werden kann.

Das gefilterte Fehlersignal wird anschließend durch ein Totzonen-Element geleitet, das bestimmt, ob positive oder negative Strahlimpulse benötigt werden. Der Fehler wird periodisch ermittelt oder abgetastet. Die Abtastperiode ist um wenigstens eine Größenordnung kleiner als die Nutationsperiode. Dies ist erforderlich, um die Unsicherheit des Zeitpunktes der Überschreitung der Totzone zu reduzieren die einen zufälligen Phasenfehler beim Tasten der Strahldüsen hervorruft. Beispielsweise ist bei einer Abtastperiode, die ein 20tel der Nutationsperiode beträgt, ein maximaler Fehler der Impulsphasenlage von 18° möglich. Dieser Fehler kann jedoch durch eine Einstellung der Schleifphase auf ein Voreilen im 9° ausgeglichen werden, so daß die Unsicherheit gleichmäßig um den ermittelten Punkt verteilt wird.

Der Schwellenwert für die Totzone wird nach dem Verlauf der abgetasteten Werte während der vorhergehenden halben Nutationsperiode eingestellt. Danach wird die Totzone durch entweder positive oder negative Strahlimpulse verbreitert Negative Strahlimpulse werden durch das Regelsystem elektronisch umgekehrt, so daß sie der Abtastvorrichtung als positive Impulse erscheinen. Bei kleinen Fehlern werden Strahlimpulse erzeugt, die um halbe Nutationsperioden voneinander getrennt sind. Solch eine Trennung hat die kleinste restliche Nutation zur Folge. Bei großen Fehlern hat die Einstellung der Totzone eine erhöhte Strahltastfrequenz zur Folge und führt daher zu einem schnelleren Ansprechen. Die maximale Tastfrequenz ist gleich der Abtastfrequenz und beträgt demnach zwanzig Impulse pro Nutationsperiode.

Die abgetastete Information besteht aus zwei binären Bits. Das Schwellenbit zeigt an, ob die Totzonen-Schwelle, ob positiv oder negativ, überschritten worden ist Das Zeichenbit zeigt das Vorzeichen des Fehlersignales an. Diese Bits sind Eingangssignale für zwei Schieberegister, die dazu dienen, das Tasten der Strahldüsen so zu verzögern, daß die richtige Phasenlage zwischen der Nutationsperiode und dem Strahl-Regelimpuls erzielt wird. Die ersten zehn Bits des Schieberegisters für das Schwellenbit stellen die Totzone ein, um die optimale Arbeitsfrequenz abzuleiten, wie es vorstehend behandelt worden ist

Die Vorzeichen- und Schwellenbits werden am Ausgang der Schieberegister kombiniert, um die richtige, positive oder negative Strahldüse während einer festen Impulsdauer zu tasten, wenn das Schwellenbit den Spannungspegel einer logischen 1 hat. Die Strahlmomentachse ist durch den Vektor X' definiert und allgemein so gelegen, daß sowohl ein Roll- als auch ein Giermoment erzeugt wird. Der Verschiebewinkel «/ bezeichnet den Winkel zwischen der Rollachse und der Strahlmomentachse. Obwohl die wirksamste Regelung ties Rollverhaltens bei «/=90° (reines Giermoment) erzielt wird, erfordert die Regelung des Gierverhaltens über die Orbitalkopplung einen reduzierten Verschiebewinkel, der gewöhnlich kleiner als 30° ist.

Die Tolzonenschwelle wird gewöhnlich als Kompromiß zwischen einer Verminderung des Richtungsfehlers und einer Vergrößerung des Sirahlimpuisquaniums gewählt. Der Grenzzyklus des stationären Zustandes kann dadurch vermieden werden, daß den durch Gl. (17) gegebenen Kriterien genügt wird. Erhaltene Übergangsdaten zeigen an, daß Λ s 1 ist.

Für Rollwinkel, die größer sind als die Totzone, ändert sich die Feuerfrequenz /gemäß Gl. (18) bis zu deren Maximalwert. Daher beeinflußt der Verstärkungsfaktor it die Ansprechgeschwindigkeit für anfängliche Rollwinkel, die unterhalb des Sättigungswertes Φ ^, liegen, der durch Gl. (19) definiert ist. Für den Verstärkungsfaktor k icann der Wert 1 gewählt werden. Es scheint nicht wünschenswert, k wesentlich kleiner als 1 zu machen, beispielsweise 0,1, weil hierdurch ein unerwünschtes mehrfaches Feuern infolge von Sensorrauschen bedingt sein könnte, wenn der Rollwinkel nahe der Totzone ist.

Zur Vereinfachung der Analyse wird für die Wahl der Zeitkonstante τ des Filters die durch Gl. (20) gegebene Beschränkung vorgeschrieben. Dies ermöglicht eine näherungsweise Behandlung des Filters als reine Phasenverzögerung bei der Nutationsfrequenz W_n. Zur Bestimmung einer realistischen oberen Grenze für τ war eine Simulation durch Analogrechner erforderlich.

Betrachtungen über die Nutationsdämpfung werden angewandt, um die Gesamtverzögerung zwischen dem Abtasten des Fehlers und dem Auslösen der Strahlimpulse zu bestimmen. Die Notwendigkeit für eine genaue zeitliche Steuerung der Strahlimpuise in bezug auf die Nutationsperiode wird anhand der F i g. 1 a und 1 b verständlich, welche die Projektion des Vektors des Gesamtdrehimpulses des Flugkörpers und der Stampfachse auf die Himmelskugel zeigen. Diese Größen sind durch die Punkte M\, Λί> und Q bezeichnet Vor dem Feuern einer Strahldüse führt der Flugkörper eine Nutationsbewegung um den im Inertialsystem festen Drehimpuls-Vektor M\ aus. Das Feuern der Strahldüse hat ein Prozessieren des Drehimpuls-Vektors nach M₂ und eine neue Nutationsamplitude zur Folge. Eine Strahldämpfung erfolgt, wenn die Nutationsamplitude durch Strahlimpul.^ce vermindert wird. Die vorher und nachher vorhandenen Nutationswerte sind durch den Cosinussatz für das Dreieck M\QM2 verknüpft, wie es Gl. (21) angibt In GL (21) ist ΔΝ die durch den Strahlimpuls bedingte Präzession und ό der spitze Winkel /_ QM\M2. Diese Gleichung definiert einen Bereich brauchbarer Feuerwinkel, die N2N] ergeben. Bei großen Amplituden (N\ >AN)güt für diesen Bereich |<5| <90°. Wenn die Nutationsamplitude abnimmt, nimmt auch der Bereich für brauchbare Werte des Winkels δ ab. Bei Ν\=ΔΝ/2 wird der brauchbare Bereich für den Feuei winkel δ zu Null, so daß eine

Strahldämpfung unterhalb dieses Wertes nicht mehr möglich ist. Bei Ni =ΔΝ wird in einem realistischeren Bereich von |<5| <60° eine positive Dämpfung erzielt. Es ist vorauszusehen, daß Φ_Οη=ΔΝ eine vernünftige erste Annäherung für eine Beziehung zwischen dem Schubijuantum und der Rollwinkel-Totzone ist Der Innenwinkel δ bezieht sich auf die Phasenlage des Strahlimpulses zur Nutationsperiode. Die Nutationsphase Null wird durch die maximale Gierlage definiert Wie aus F i g. 1 a ersichtlich, hat der Winkel δ drei Komponenten, nämlich den Winkel der Strahlverschiebung oder Verschiebewinkel «/, die auf die endliche Totzone zurückzuführende Phasenverzögerung μ und die durch die Steuerschaltung bedingte Verzögerung γ. Die Verzögerung γ ist fest, während die Verzögerung μ mit der Nutationsamplitude variiert. Bei kleinen Nutationsamplituden nähen sich μ dem Wert von 90°, so daß mit positiven ä/ und γ ein unerwünschter stationärer Grenzzyklus entsteht. Ein positives x/ wird für eine statische Stabilität benötigt, während ein positives γ infolge der Notwendigkeit vorhanden ist, eine Verzörung zum Filtern des Ausgangssignals des Rollsensors vorzusehen.

Fig. Ib veranschaulicht die Vorteile der Strahl regelung der Lage des Flugkörpers nach F i g. 1. Die Verwetidung einer großen Signalverzögerung ermöglicht sowohl die Anwendung einer verzögernden Filterung und die nominelle Bestimmung der Phasenlage der Strahlimpulse für maximale Dämpfung. Auf diese Weise wird ein stationärer Grenzzyklus durch ein System vermieden, das Rauschsignale in hohem Maße abweist. Bei gegebenem <x/ kann ein Winkel γ gewählt werden, der die Summe der Signalverzögerungen vom Sensoreingang bis zu den Strahldüsen umfaßt. Die Phasenverzögerungen werden durch die Gl. (22) ausgedrückt, die sich auf die in Fig.2 dargestellte Steuerschaltung beziehen.

Die Wahl der Verzögerung γ ist ein Kompromiß zur Erzielung einer guten Dämpfung bei großen und kleinen Nutationsamplituden. Aus Fig. Ib ist ersichtlich, daß μ von Null bei großen Nutationsamplituden bis 90" bei kleinen Amplituden variiert, die der Totzone vergleichbar sind. Maximale Dämpfung wird für die Grenüfälle bei 0 = 360° erreicht. Hieraus folgt bei großen Amplituden der Optimalwert für y = 360°—Λ/ und für den Fall kleiner Amplituden der Optimalwert γ = 270° —Λ/. Für eine erste Konstruktion wird für γ der Mittelwert dieser Grenzwerte gewählt, nämlich y = 315° — Oi). Dieser Wert führt zu einer Phasenvoreilung von 45° gegenüber dem Optimum bei großer Nutation und infolgedessen zu einer Verminderung der Dämpfung um den Faktor l/j/2. Ein gleicher Verlust an Dämpfung findet bei kleinen Amplituden infolge einer gegenüber dem Optimalwert nacheilenden Phase statt. Die Stabilisitätsgrenzen bezüglich der Phasenlage sind bei kleinen Amplituden wegen des verminderten Dämpfungsbereiches von ό kleiner. Infolgedessen könnte bei einer besser optimierten Ausführung der Fall der kleinen Amplitude stärker berücksichtigt werden.

F i g. Ic zeigt die Regelung der Lage des Flugkörpers bezüglich des Rollwinkels und Fig. Id die Nutationsdämpfung. Das Übergangsverhalten des Flugkörpers und die Regeleigenschaften lassen die folgenden Parameter erkennen, die durch eine Simulation durch Analogrechner ermittelt wurden:
Winkel der Strahlverschiebung a/ = 30"

Totzone des Rollwinkels Φ,,,, = 0,03°

Durch Strahlimpuis bedingter

Nutationsperiode P Abtastzeit T Stufen der Schieberegister 46
und 66 N Verstärkung der Rückkopplungsschleife A

Zeitkonstante des Sensors Ts

Zeitkonstante des Filters τ ι

240 s 12 s

15

1,0

M_n

— = 8 s

Präzessionswink¹¹!

ΛΝ = 0015° Fig. Ic zeigt das Verhalten der Vorrichtung beim Reduzieren eines anfänglichen Rollwinkels von 0,5' Der Fehler wird in den Bereich der Totzone mit

r, vernachlässigbarer stationärer Nutation zurückgeführt. Fig. Id zeigt, wie eine zu Beginn vorhandene Nutation durch die Strahldüsen bis auf eine stationäre Nutation gedämpft wird, die sich innerhalb der Totzone befindet. Bei dem dargestellten Fall ruft eine stationäre Störung

in periodische Korrekturen durch Strahlimpulse hervor, wenn der Rollwinkel die Totzone überschreitet. In beiden Fällen tritt ein zusätzlicher Gierwinkel auf. Dieser Gierwinkel wird durch eine Orbitalkopplung infolge der Winkel verschiebung der Strahldüsen erzeilt.

Beschreibung einer Ausführungsform der Erfindung

Bei der in den Fig. 1, 2, 2a, 3 und 4 dargestellten Vorrichtung ist ein Infrarot-Sensor 10 derart auf dem Flugkörper 1 angeordnet, daß sein Blickfeld längs der

«ι Gierachse Z auf die Erde gerichtet ist, um eine Abtastbewegung über den Horizont der Erde auszuführen und den Sekans der Sehne des Winkels zu vergleichen, der von der Achse Zmit einer Bezugssehne auf der Erde gebildet wird, deren Winkel zwischen 35

j-, und 55° liegt und normalerweise 45° beträgt. Der Erd-Horizontsensor 10 ist senkrecht zur Achse Z gerichtet und mißt den Fehler des Rollwinkels Φ, der durch Gl. (15) definiert ist. Hierin ist ΔΦ die Winkeländerung der Rollage gegenüber der Bczugsebe-

4Ii ne. Die Winkeländerung ist negativ, wenn der Winkelfehler oberhalb der Bezugssehne liegt, und negativ, wenn der Winkelfehler unterhalb der Bezugs sehne liegt. Φ_c ist der für den Flugkörper gewünschte Rollwinkel und Φ der tatsächliche Rollwinkel in bezug

r» auf die Bezugssehne. Solche Sensoren sind bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen behandelt zu werden.

Im Flugkörper 1 ist ein Momentenrad oder Kreisel 2 vorhanden, der in Winkelrichtung θ rotiert, die senkrecht zum Vektor Y der Stampfachse steht

Vi Außerdem sind zwei Strahldüsen 80 und 90 vorhanden Es ist möglich, mehrere Kreisel zu benutzen, um die gleiche Funktion zu erfüllen, die von dem einen Kreise erfüllt wird. In diesem Fall hat jeder der Kreisel einen Freiheitsgrad und es rotieren die Kreisel in der gleichen Ebene.

Über ein Kabel 11 ist mit dem Ausgang de Horizontsensors 10 ein Tiefpaß 20 verbunden, das au das Ausgangssignal des Horizontsensors 10 anspricht Die höchste Frequenz, die der Tiefpaß 20 überträgt

w) beträgt etwa 0,033 Hz, damit das Nutzsignal vor Rauschkomponenten in dem vom Horizontsensor IC gelieferten Signal unterschieden werden kann, du gewöhnlich bei höheren Frequenzen als 0,033 Hz liegen Mit dem Ausgang des Filters 20 ist ein Detektor 42 zurr

b^r> Feststellen der Polarität des Ausgangssignals de: Tiefpasses 20 verbunden. Positive oder negativ« Ausgangssignale des Tiefpasses 20 werden auch einerr Umsetzer 61 zugeführt, der aus den positiven odei

negativen Spannungen Signale bildet, die für die absoluten Werte der Eingangssignale charakteristisch sind, so daß diese absoluten Werte von einem Detektor 62 festgestellt werden können.

Die Ausgangssignale der Detektoren 42 und 62 werden je einem normalen offenen Schalter 32 bzw. 34 zugeführt. Die Schalter sind Teil einer Abtasteinrichtung 30, die eine Abtast-Taktsteuerung 31 umfaßt, die mit einer Abtastperiode arbeitet, die etwa '/artel der Nutationsperiode des Flugkörpers beträgt, und die alle 15 Sekunden das Schließen der Schalter 32 und 34 für eine vorbestimmte Zeitdauer bewirkt. Die Abtasteinrichtung 30 liefert automatisch die erforderliche Taktfrequenz, um die Forderungen dieses Systems zu erfüllen, und liefert Impulse mit der erforderlichen Frequenz als Eingangssignale Begrenzern 44 und 64. Die Abtast-Taktsteuerung 31, die periodisch die Schalter 32 und 34 betätigt, liefert gleichzeitig die erforderliche Abtastrate zum Ein- und Ausschalten dieser Schalter während der Abtastperiode. Abtasteinrichtungen, wie die hier verwendete Einrichtung 30, sind in der Technik bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen behandelt zu werden. Es sei jedoch an dieser Stelle festgestellt, daß es die Wirkung des periodischen Öffnens und Schließens der Schalter 32 und 34 für feste, vorbestimmte Zeitabschnitte ist, durch das Impulse als Eingangssignale für die Begrenzer 44 und 64 gebildet werden, weil die Ausgangssignale des Horizintalsensors 10 und des Tiefpasses 20 ihrem Wesen nach nicht impulsförmig sind.

Die Begrenzer 44 und 64 sind in der Lage, den Spannungspegel ihrer Ausgangssignale automatisch auf entweder 0 V oder 5 V einzustellen, auch wenn die Spannung der Eingangssignale der Begrenzer 5 V überschreitet. Die Spannungspegel 0 V und 5 V entsprechen den binären Werten »0« und »1«. Von nun an wird auf diese binären Werte Bezug genommen, um die Ausgangssignale der Detektoren zu bezeichnen, und es sind diese Werte in der Funktionstabelle B angegeben. In F i g. 3 sind auf der Abszisse die dem Detektor 42 zugeführten Spannung und auf der Ordinate die Ausgangsspannung am Detektor 42 in Form der logischen Werte 0 und 1 dargestellt. Dem Umsetzer 61 werden sowohl positive als auch negative Spannungen zugeführt. Die entsprechenden Ausgangsspannungen in Form logischer Werte 0 und 1 sind in Fig.4 dargestellt. Es sei bemerkt, daß der Teil der Zonen U und III, in denen der Detektor 62 ein Ausgangssignal mit Null Pegel liefert, als Totzone bezeichnet wird. Diese Totzone wird in Abhängigkeit von Roll-Korrektursignalen erweitert, wie es oben beschrieben wurde.

Der Detektor 42 liefert ein Ausgangssignal mit dem Pegel der logischen 1 in den Zonen III und IV, wie es F i g. 3 zeigt, wenn ihm ein Signal vom Filter 20 zugeführt wird. Wenn das Ausgangssignal des Filters 20 negativ ist, ist das Ausgangssignal in den Zonen I und Il auf dem logischen Pegel einer binären 0. Die Ausgangssignale des Detektors 42 liegen während der Abtastperioden vor, wenn die Abtasteinrichtung 30 das Schließen der Schalter 32 und 34 bewirkt, und liefert Impulse an die Begrenzer 44 und 46, die zu den anderen Zeiten, wenn die Abtasteinrichtung 30 inaktiv ist, also wenn die Schalter 32 und 34 offen sind, fehlen.

Der Detektor 62 liefert Ausgangssignale mit dem binären logischen Pegel 1 in den Zonen I und IV, wie es Fig. 4 zeigt, wenn ihn Signale vom Umsetzer 61 zugeführt werden. Wenn der Rollfehler negativ ist, wird

in der Zone I ein Signal mit dem Pegel der logischen 1 vorliegen. Ist der Rollwinkel positiv, erscheint eine binäre logische 1 in der Zone IV. Wenn ein kleines Signal vom Filter 20 empfangen wird, ist in den Zonen II und III ein binäres Signal mit dem logischen Pegel O vorhanden, wie es F i g. 4 zeigt.

Wenn positive oder negative Schwellenwerte mit Hilfe des Detektors 62 und den vom Umsetzer 61 zugeführten Eingangssignalen festgestellt werden, wird das Ausgangssignal des Detektors 62 dem Schalter 34 der Abtasteinrichtung 30 zugeführt.

Eine Zusammenfassung der Binärlogik für die Ausgangssignale der Detektoren 42 und 62 und damit auch für die Ausgangssignale der Begrenzer 44 und 64 ist der oben aufgeführten Funktionstabelle B zu entnehmen.

Die Ausgangssignale der Begrenzer 44 und 64 werden Schieberegistern 46 und 66 zugeführt. Diese Schieberegister führen in das System die erforderliche Signalverzögerung ein und bewirken eine Zwischenspeicherung der binären Informationen, die ihnen als Eingangssignale zugeführt werden. Die Schieberegister arbeiten mit serieller Eingabe und paralleler Ausgabe, wie es in der Technik häufig üblich ist und nicht näher beschrieben zu werden braucht. Die Schieberegister umfassen je 15 Stufen, so daß die Ausgangssignale der jeweils letzten Stufen 46.15 und 66.15 um eine Zeit verzögert sind, die drei Viertel der Nutationsperiode gleich ist.

Die Signalverschiebung in den Schiebergistern 46 und 66 erfolgt von Stufe bei den Abtastzeiten der Abtasteinrichtung 30. Zu diesem Zweck ist über eine Leitung 35 eine Verbindung zwischen den Schieberegistern 46 und 66 und der Taktsteuerung 31 hergestellt. Die Verschiebung erfolgt unmittelbar vor dem Zeitpunkt, zu dem von den Schaltern 32 und 34 Signalwerte übertragen werden, wodurch das Verschieben der Information in den Registern und das Eingeben neuer Information möglich ist.

Wenn also in der Zone IV eine logische 1 vorliegt, ist am Schalter 32 in Impulsform eine Information vorhanden, die anzeigt, daß die positive Strahldüse 80 ausgelöst werden soll. Diese Information wird über den Begrenzer 44 und das Schieberegister 46 übertragen und liegt auf der Leitung 47 als Eingangssignal für ein UND-Glied 72 einer Logik 70 vor. Das UND-Glied 72 benötigt eine zweite Information, die bei Vorliegen einer logischen 1 am Schalter 34 geliefert wird. Der Impuls, der dieses logische Signal repräsentiert, wird durch den Begrenzer 64 und das Schieberegister 66 dem anderen Eingang des UND-Gliedes 72 zugeführt, um die positive Strahldüse 80 zu aktivieren. Gleichzeitig wird jedoch vom Ausgang des Schieberegisters 66 auf der Leitung 67 eine logische 1 einem UND-Glied 74 zugeführt. Es sei daran erinnert, daß das Ausgangssignai des Schieberegisters 46 in den Zonen III und IV infolge der Wirkung des Detektors 42 eine binäre 1 liefert und dieses Signal über den Begrenzer 44 und das Schieberegister 46 auf die Leitung 47 gegeben wird. Von dieser Leitung wird es einem NICHT-Glied 73 zugeführt, dessen Ausgangssignal dem UND-Glied 74 zugeführt wird. Wenn also am Ausgang des Schieberegisters 46 eine binäre 1 vorliegt, ist am anderen Eingang des UND-Gliedes 74 eine binäre 0 vorhanden, Dadurch wird die Übertragung eines Signales über das UND-Glied 74 und der Betrieb der negativen Strahldüse 90 verhindert. Die bisher beschriebene Operation verhindert das Zuführen von Schwellensignalen zu einer der Strahldüsen, wie beispielsweise der

Strahldüse 90, weil bei Fehlen einer solchen Sperrung eine unerwünschte gleichzeitige Aktion beider Strahldüsen ohne resultierende Korrektur erfolgen würde. Es sei auch erwähnt, daß das NICHT-Glied 73 und das UND-Glied 74 durch ein exklusives ODER-Glied 74' ersetzt werden könnte, das in der Funktionstabelle B in die gleichen Resultate liefern würde. Es ist erwünscht, die Sperrfunktion mit nur einem Schieberegister 66 zu verwirklichen, jedoch wenigstens zehn Impulse auszunutzen, die der halben Nutationsperiode des Flugkörpers entsprechen. Daher werden von den ersten zehn Speicherelementen 66.1 bis 66.10 des Schieberegisters 66 Ausgangssignale abgezweigt und als Eingangssignale einem Addierer 68 zugeführt, der die von den Speicherelementen 66.1 bis 66.10 gelieferten Impulse summiert. Diese Impulse werden mit gleichem Gewicht behandelt, um die Summier- und Rechenoperationen möglichst einfach zu halten.

Wenn von den Speicherelementen 66.1 bis 66.10 des Schieberegisters dem Addierer 68 wenigstens ein Impuls zugeführt wird, bildet der Addierer die aufsummierten Werte der Ausgangssignale der Stufen 66.1 bis 66.10, die am besten als stufenförmige Spannung bezeichnet werden können, dem Eingang einer Schwelleneinstellschaltung 69 zu. Das Ausgangssignal der Schwelleneinstellschaltung 69 ist eine dem Detektor 62 zugeführte Einstellspannung. Diese Einstellspannung entspricht der Winkelöffnung, die der Breite der Zonen II und HI nach Fig. 4 proportional ist. Wenn beispielsweise das stufenförmige Signal nur eine Stufe umfaßt, dann wird die Breite der Zonen Il und III verdoppelt, wenn das Signal zwei Stufen aufweist, wird die Breite der Zonen verdreifacht usw. Schwelleneinstellschaltungen sind in der Technik bekannt und brauchen hier nicht im einzelnen beschrieben zu werden.

Der Zweck einer Verbreiterung der Zonen Il und III besteht darin, eine Auslösung der Strahldüse bei kleinen Winkelabweichungen ΔΦ und damit eine Überkorrektur zu verhindern, die hauptsächlich auf die durch das Schieberegister 66, aber auch das Schieberegister 46 bedingte Verzögerung zurückzuführen ist, weil beide Register benötigt werden, um Ausgangssignale für die Aktivierung der UND-Glieder 72 und 74 und damit für die Aktivierung jeweils einer der beiden Strahldüsen 80 oder 90 zu erhalten. Die Rückkopplung von Impulsen über den Addierer 68 und die Schwelleneinstellschaltung 69 verhindert, daß weitere Impulse am Schalter 34 erscheinen und schützt damit vor einer Überkorrektur der Lage des Flugkörpers.

Wie oben erwähnt, erscheint in den Zonen II und III als Eingangssignal für die Schalter 34 eine binäre 0. In diesem Fall wird auch eine binäre 0 dem UND-Glied 72 zugeführt und die Strahldüse 80 an einer Operation gehindert. Ebenso wird auch dem UND-Glied 74 eine binäre 0 zugeführt, so daß auch die Strahldüse 90 gegen eine Aktivierung gesperrt ist. Weiterhin sind keine Ausgangssignale an den Stufen 66.1 bis 66.10 des Schieberegisters vorhanden, so daß keine Signale den Addierer 68 und die Schwelleneinstellschaltung 69 durchlaufen. Unter diesen Umständen ist es nicht nötig, dem Detektor 62 ein Signal zur Einstellung den Schwellenwertes zuzuführen. Es ist offensichtlich, daß bei diesem Betriebszustand die Sirahldüsen 80 und 90 in Ruhe sind.

Wenn eines der UND-Glieder 72 und 74 zwei Eingangssignale in Form einer binären 1 erhalten, liefert es ein Ausgangssignal in Form einer binären 1. Diesen Ausgangssignal liegt bei der beschriebenen Vorrichtung für eine Dauer von etwa 50 ms vor, was der Verzögerungszeit durch die Register 44 oder 66 entspricht, so daß die Strahldüsen 80 oder 90, gemäß der vorstehend beschriebenen Logik, für eine Dauer von 50 ms aktiviert werden, um eine Präzession oder Korrektur des Vektcrs Hn des Drehimpulses des Flugkörpers in einer solchen Richtung zu bewirken, daß der Rollwinkel zu Null gemacht wird. Der Winkel α/ ist

ίο der Winkel zwischen den Achsen 2L ^un£l Ä'< ^von denen X' die Achse des Drehmomentes ist, das von einer der Strahldüsen 80 oder 90 ausgeübt wird. Es ist zu beobachten, daß der Vektor des Drehmomentes auch eine Gierkomponente aufweist und daß aufgetretene Gierwinkel dank der Funktion der Strahldüsen bei der Korrektur des Rollwinkels ebenfalls auf Null gebracht werden, wie es vorstehend beschrieben wyrde.

Durch die vorstehend beschriebene Aktivierung der Strahldüsen 80 und 90 wird eine Nutationsbewegung um den Drehimpulsvektor des Flugkörpers erzeugt. Eine solche Nutationsbewegung ist störend, wenn sie in Flugrichtung des Flugkörpers weist. Daher ist es erwünscht, solche Nutationsbewegung zu dämpfen. Der erste Impuls, der am Schalter 34 erscheint, erzeugt

2> letztlich eine Nutationsbewegung durcli Feuern der Strahldüse 80 oder 90.

Um diese selbst eingeleitete Nutationsbewegung zu dämpfen wird ein zweiter Impuls am Schalter 34, der nach einer Zeit von der Größe einer halben

w Nutationsperiode dem ersten Impuls folgt, durch das Schieberegister 66 geleitet. Das System spricht auch auf diesen zweiten Impuls an, so daß dieser zweite Impuls, wenn er durch den Addierer 68 und die Schwelleneinstellschaltung 69 in den Detektor 62 geleitet wird, eine

i) Verbreiterung der in Fig.4 gezeigten Zonen Il und III bewirkt. Die Verbreiterung dieser Zonen verhindert, daß weitere Impulse den Detektor 62 erregen, so daß keine weiteren Impulse das Schiebergister 66 durchlaufen. Dieser zweite Impuls durchläuft ebenfalls das

μ Register 66, um den UND-Gliedern 72 und 74 eine logische 1 zuzuführen, die zusammen mit Ajsgangsimpulsen des Schieberegisters 46 in aer vorstehend beschriebenen Weise eine Aktivierung einer der Strahldüse 80 oder 90 bewirkt. Es wurde experimentell

4~> und auch analytisch gefunden, daß die einzige Bedingung für das Dämpfen von Nutationsbewegungen, die auf den ersten Korrekturimpuls zurückzuführen sind, darin besteht, einen weiteren Impuls zu liefern, der gegenüber dem ersten Impuls um die Dauer einer

v) halben Nutationsperiode verzögert ist. Der zweite Impuls wird automatisch geliefert, weil der Horizontsensor 10 auf den Nutationsfehler anspricht.

Es ist offensichtlich, daß der erste Impuls für eine Korrektur benötigt wird, wenn der Detektor 62

■n außerhalb der Zonen II und III arbeitet. Da es bekannt ist, daß ein zweiter Impuls benötigt wird, der dem ersten Impuls im Abstand einer halben Nutationsperiode folgt, um die Nutation zu dämpfen wird ein solcher Impuls unmittelbar nach dem Feststellen des Rollfehlers

bo geliefert, der durch die Nutationsbewegung des Flugkörpers erzeugt wird.

Eine Nutation, die auf andere Ursachen als den ersten Korrekturimpuls zurückzuführen ist, kann ebenfalls bei diesem System gedämpft werden. Auch diese Nutation

hi hat einen größeren Rollwinkel zur Kolge, der bewirk', daß ein Roll-Fehlersignal den Tießpaß 20 passiert und über die Zonen I und IV der F i g. 3 und 4 schwingt, weii dieses Signal eine entsprechend große Amplitude hat.

25 Ol 931

Infolgedessen liegen Ausgangssignale der Detektoren 42 und 62 an den Schaltern 32 und 34 vor, so daß logische Signale den beiden Schieberegistern, den UND- und NICHT-GIiedern zugeführt und Signale zur periodischen und abwechselnden Aktivierung der Strahldüsen 80 und 90 im Abstand der halben Nutationsperiode zugeführt werden, um solange eine Dämpfung der Nutationsbewegung zu bewirken, bis die von außen eingeleitete Nutationsbewegung abgeklungen ist. Die zeitliche Verzögerung um drei Viertel der Nutationsperiode, die von den Schieberegistern 46 und 66 für Signale in den Stufen 46.15 und 66.15 bewirkt wird, dient dazu, die richtige Phasenlage der Aktivierung der Strahldüsen in bezug auf die Nutationsperiode und die Nullrichtur.g für den Roll-Bezugswinkel einzustellen.

Es sei erwähnt, daß jede Aktivierung einer Strahldüse

in einer Verminderung des Rollwinkels resultiert, die etwa durch die halbe Breite der Zonen Il und III ausgedrückt werden kann.

In F i g. 5 ist als Blockschaltbild der Aufbau einiger > Teile der Schaltungsanordnung nach Fig.2 mehr im einzelnen dargestellt Die Bauteile sind in F i g. 5 mit den gleichen Bezugszeichen versehen wie in Fig.2, so daß ihre Identifizierung und ein Vergleich leicht möglich ist. Da solche Bauteile wie die Detektoren 42 und 62, der

ι ο Umsetzer 61 und die Begrenzer 44 und 64 auf den Seiten 185 bis 189 des Buches von Johnson: »Analog Computer Techniques«, 2. Auflage, 1963, McGraw Hill Book Company, New York, veröffentlicht sind, ist es nicht erforderlich. Einzelheiten dieser in F i g. 2 schematisch

ι ■> als Blöcke dargestellten Bauelemente an dieser Stelle zu behandeln.

Hk/zu 6 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zum Regeln der Lage von Flugkörpern in bezug auf mehrere Achsen mit einem in den Flugkörper starr eingebauten, nur einen Freiheitsgrad besitzenden Kreisel und mit einer Anzahl von an voneinander entfernten Stellen des Flugkörpers angeordneten Strahldüsen, die mit einer elektronischen Steuerschaltung gekoppelt sind, welche eine intermittierende Betätigung der Strahldüsen in Abhängigkeit von Fehlersignalen bewirkt, die für die Abweichung der Lage des Flugkörpers von einer Sollage in bezug auf die Rollachse (Rollfehler) charakteristisch sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerschaltung zwei die Fehlersignale abtastende Scha-tungsannrdnungen (40, 60) umfaßt, von denen die erste Schaltungsanordnung (40) für die Polarität des Rollfehlers charakteristische binäre Signale erzeugt, die über ein erstes mehrstufiges Schieberegister (46) einer die Strahldüsen (80, 90) aktivierenden Logik (70) zugeführt werden, wogegen die zweite Schaltungsanordnung (60) für die Amplitude des Rollfehlers in bezug auf einen einstellbaren Schwellenwert charakteristische binäre Signale erzeugt, die über ein zweites mehrstufiges Schieberegister (66) der Logik (70) zugeführt werden, und daß mit dem zweiten Schieberegister (66) und der zweiten Schaltungsanordnung (60) eine Schwelleneinstellschaltung (69) gekoppelt ist, die eine Einstellung des Schwellenwertes als Funktion von binären Schwellenwertsignalen bewirkt, die in dem zweiten Schieberegister (66) gespeichert sind.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie einen die Fehlersignale liefernden Horizontsensor (10) umfaßt.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Horizontsensor (10) und die das Fehlersignal abtastenden Schaliungsanordnungen (40,60) ein Tiefpaß (20) geschaltet ist.