DE2600532A1

DE2600532A1 - Vorrichtung zum daempfen von schwingungen in vertikaler und/oder horizontaler richtung bei einem leitsystem fuer flugkoerper

Info

Publication number: DE2600532A1
Application number: DE19762600532
Authority: DE
Inventors: Sven Willner Dipl Ing Eriksson; Bengt Gustaf Dipl Ing Loevung; Hans Manne Alvar Salomonsson; Rolf Hilding Dipl Ing Sandlin
Original assignee: Bofors AB
Current assignee: Saab Bofors AB
Priority date: 1975-01-14
Filing date: 1976-01-08
Publication date: 1976-07-15
Also published as: JPS6164100U; IT1052918B; SE396473B; SE7500342L; JPS6222480Y2; NL7600074A; FR2298132B1; GB1533011A; NO145215C; NO760032L; CH601767A5; NO145215B; FR2298132A1; DE2600532C2; JPS5195400A

Description

GLAWE, DELFS, MOLL &. PARTNER

PATENTANWÄLTE

DR.-ING. RICHARD GLAWE, MÖNCHEN DIPL.-ING. KLAUS DELFS, HAMBURG DIPL.-PHYS. DR. WALTER MOLL, MÖNCHEN DIPL.-CHEM. DR. ULRICH MENGDEHL, HAMBURG

8 MÖNCHEN 26 POSTFACH 37 LIEBHERRSTR. 20 TEL. (089) 22 65 48 TELEX 52 25 05

MÜNCHEN

A 68

2 H AMBURG 13 POSTFACH 2570 ROTHENBAUM-CHAUSSEE 58 TEL. (040)410 20 08 TELEX 21 29 21

Aktiebolaget Bofors 690 20 Bofors, Schweden

Vorrichtung zum Dämpfen von Schwingungen in vertikaler und/oder horizontaler Richtung "bei einem Leitsystem für Flugkörper

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Dämpfen von Schwingungen in vertikaler und/oder horizontaler Richtung "bei einem Leitsystem für Flugkörper.

Die Erfindung ist insbesondere zur Verwendung in Raketen vorgesehen, deren Leitsysteme Führungskanäle aufweisen, um den Flugkörper in vertikaler und/oder horizontaler Richtung zu führen, wobei ein vertikales oder horizontales Korrektursignal als Höhen- bzw. Seitenrudersteuersignal Steuerantrieben zugeführt wird.

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Beim Führen eines Flugkörpers, beispielsweise einer Rakete, ist es bekannt, diese in vertikaler und horizontaler Richtung mit Hilfe eines Korrektursignals zu führen, beispielsweise mit Hilfe eines Computers, das in ein Steuerflächensignal für die Steuerantriebe der Rakete umgewandelt wird. Um Steuerfehler des Systems zu verringern, sind verschiedene Schaltkreise in dem Leitsjrstem vorhanden, um die Einflüsse der verschiedenen Störquellen zu kompensieren. Außerdem sind Schaltkreise vorgesehen, um die Stabilität zu erhöhen. Üblicherweise ist die Dämpfung der Schwingungen in vertikaler und horizontaler Sichtung gering, und diese Dämpfung muß gewöhnlich durch zusätzliche Hilfsmittel beim Führen der Rakete erhöht werden. Bei einem bekannten Verfahren zur Erhöhung der Dämpfung werden die Winkelgeschwindigkeit oder die transversalen Beschleunigungen des Flugkörpers gemessen, und aus diesen Werten wird der Steuerungsbeitrag berechnet, der eine Dämpfungswirkung auf den Flugkörper hat (aktives Verfahren).

In diesem Fall ist es notwendig, daß die Bandbreite der Steuerantriebe wesentlich höher ist als die Eigenfrequenz der Rakete, wobei dies in bestimmten Anwendungsfallen zu unnötig hohen Leistungsanforderungen führt. Es kann dann beispielsweise notwendig sein, Hj^draulikmotoren anstelle von Elektromotoren zu verwenden, was zu einem höheren Gewicht, Preis und größerer Komplexität insbesondere bei kleinen Raketen führt.

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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Vorrichtung zu schaffen, mit der diese lachteile vermieden werden. Dazu zeichnet sich die Erfindung dadurch aus, daß die Führungskanäle schmalbandige Filter zum Dämpfen der Schwingungen in einem schmalen Frequenzband um der Resonanzfrequenz aufweisen, die in weitgehender Übereinstimmung mit der Eigenfrequenz des Flugkörpers bringbar ist (passives Verfahren). Der Einfluß der niedrigen Eigendämpfung des Flugkörpers wird dadurch verringert, so daß zufriedenstellende Eigenschaften des Leitsystems erhalten werden.

Im folgenden wird die Erfindung mit Bezug auf die Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 ein Blockdiagramm des Leitsystems des Flugkörpers und

Fig. 2 ein Sohaltungsdiagramm einer bevorzugten Ausführungsform des Bandfilters.

Zur Führung des Flugkörpers, insbesondere einer Rakete, werden zwei verschiedene Führungskanäle verwendet, und zwar ein Führungskanal 2, 3 zum Führen der Rakete in horizontaler Richtung (Seitenbewegung) und ein Führungskanal 4> 5 zum Führen der Rakete in vertikaler Richtung (Höhenbewegung). Die Führungskanäle beeinflussen die Rakete über eine Anzahl Steuerantriebe 6, die für die zwei Kanäle gemeinsam sind. Das leit-

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system der Rakete weist außerdem einen Computer 1 zum Berechnen der vertikalen und horizontalen Korrekturposition der Rakete auf. In Abhängigkeit von den berechneten Werten werden ein horizontales Korrektursignal e und ein vertikales Korrektursignal e, erzeugt, die den entsprechenden Führungskanälen sugeführt werden. Die Korrektursignale werden durch Signalverarbeitungseinrichtungen 2, 4 in den entsprechenden Kanälen in Steuersignale umgewandelt, die nach Filterung (siehe unten) den Steuerantrieben 6 zugeführt werden.

Die SignalVerarbeitungseinrichtungen 2, 4 weisen verschiedene an sich bekannte Einheiten auf, um dem Führungskanal die gewünschten steuertechnischen Eigenschaften hinsichtlich der Stabilität und der Dämpfung zu geben, beispielsweise zur Anpassung der Verstärkung, zum Ausfiltern des Rauschens und von Störungen usw. Eine der aerodynamischen Eigenschaften der Rakete hinsichtlich der Höhen- und Seitenbewegungen ist die, daß geringe Dämpfung der Eigenfrequenz vorliegt, die sich mit der Raketengeschwindigkeit ändert. Um dies zu kompensieren, sind die Führungskanäle mit schmalbandigen Filtern 3, 5 versehen, die die Eigenschaft aufweisen, daß sie die Schwingungen in einem schmalen Band um die Resonanzfrequenz dämpfen. Durch derartige Steuerung dieser Frequenz, daß sie in weitgehender Übereinstimmung mit der Eigenfrequenz der Rakete bleibt, wird eine Dämpfungswirkung in dem Führungsschaltkreis für Schwingungen mit der Eigenfrequenz erreicht. Die Steuerantriebe erhalten daher keine Signale mit der Eigenfrequenz, so daß al-

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lein dadurch, grundsätzlich die steuerungstechnischen Eigenschaften der Rakete verbessert werden. Da sich die Eigenfrequenz der Rakete mit der Geschwindigkeit ändert, muß die Paßfrequenz ebenfalls so gesteuert werden, daß sie sich mit der Geschwindigkeit der Rakete ändert. Bs ist daher erforderlich, die Raketengeschwindigkeit zu messen. Dies kann dadurch erreicht werden, daß das Signal eines Beschleunigungsmessers integriert wird, der die Längsbeschleunigung und -verzögerung mißt. Dieses Signal wird dann verstärkt und durch Impulsformer in ein Steuersignal U in Form eines Impulszuges umgewandelt, der dem Steuereingang 7 des Bandfilters zugeführt wird (siehe Big. 2).

Der Impulszug besteht dann aus einer Anzahl negativer Impulse, deren Breite von der Raketengeschwindigkeit abhängt. Zusätzlich zu dem Eingang 7 für das Steuersignal, das von der Geschwindigkeit abhängt, weist das Bandfilter ebenfalls einen Eingang 8 für das Steuersignal der Rakete auf. Dieses Signal wird über einen Spannungsteiler (Rp, R*) dem positiven Eingang eines Operationsverstärkers 10 zugeführt, der wiederum am Ausgang 9 des Bandfilters ein Signal abgibt. Das Steuersignal der Rakete wird ebenfalls über einen Kondensator C₁, der in Reihe mit einem Widerstand R₁ geschaltet ist, dem negativen Eingang des Operationsverstärkers zugeführt. Der Operationsverstärker weist außerdem einen Rückkopplungszweig mit einem Kondensator G_Q auf, der parallel zu einem Widerstand R_Q ist.

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Sowohl die Verbindung zu dem negativen Eingang des Operationsverstärkers als auch der RücMcopplungs zweig weisen Feldeffekttransistoren (Q₁ bzw. Q₂) auf, die beide durch das von der Geschwindigkeit abhängende Steuersignal U über den Eingang 7
über eine Diode D 1 angesteuert werden. Der Eingang 7 ist
außerdem über einen Widerstand R. mit Erde und über den Widerstand R₁- mit dem Eingang 8 verbunden. Wenn das Signal an dem Eingang 8 mit TL und das Signal an dem Ausgang 9 mit TJ ^ bezeichnet werden, so erhält man die Gleichung

wobei a = Spannungsteilung. Die Transmissionsfunktion des
Filters kann dann in der folgenden Weise geschrieben werden!

s²

— Q.

s + 21 _Έ - >s + ϋθ

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wobei w = ~\/β——JT- die Paßfrequenz und ^ _m und <2 „ ^N Y ^R0 1 0 1 ^L

die Eigendämpfung des Bandfilters kennzeichnen. <ξ ~ wird dann gleich der Eigendämpfung des Flugkörpers gesetzt (gewöhnlich ^ 0,1) und Q, jT gleich der sich ergebenden gewünschten Dämpfung (gewöhnlich « 0,5 - 1»0). Aus der obigen Gleichung ergibt sich, daß eine Dämpfungswirkung am Ausgangssignal bei oder in der lähe der Paßfrequenz erhalten wird. Aus der Gleichung ergibt sich ebenfalls, daß durch Wählen geeigneter Werte von R_ß, R₁, C₀ und C₁ die Paßfrequenz so eingestellt werden kann, daß sie mit der Eigenfrequenz der Rakete übereinstimmt.

Um die Paßfrequenz mit der Geschwindigkeit der Rakete verändern zu können, werden die zwei Feldeffekttransistoren Q₁ und Qp durch die oben erwähnten Steuersignale angesteuert, die von der Geschwindigkeit derart abhängen, daß die negativen Impulse, die die Diode D 1 durchlaufen, die Feldeffekttransistoren sperren. Das Verhältnis zwischen dem leitenden und nichtleitenden Zustand der Feldeffekttransistoren hängt von der Impulsbreite der negativen Impulse ab, die wiederum von der Geschwindigkeit der Rakete abhängen.

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Claims

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Patentansprüche

Qj Vorrichtung zum Dämpfen von Schwingungen in vertikaler und/oder horizontaler Richtung "bei einem Leitsystem für Flugkörper, das Führungskanäle zum vertikalen und horizontalen rühren des Plugkörpers aufweist und ein vertikales oder horizontales Korrektursignal als Höhen- bzw. Seitenrudersteuersignale Steuerantrieben zuführt, dadurch gekennzeichnet, daß die Führungskanäle schmalbandige Filter (3, 5) zum Dämpfen der Schwingungen in einem schmalen Frequenzband um der Resonanzfrequenz aufweisen, die in weitgehende Übereinstimmung mit der Eigenfrequenz des Flugkörpers bringbar ist.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß ein sich mit der Geschwindigkeit des Flugkörpers änderndes Steuersignal (U ) dem Steuereingang (7) des Filters (3> 5) zuführbar ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal (U ) durch Integration des Signals eines die longitudinale Beschleunigung oder Verzögerung des Flugkörpers messenden Beschleunigungsmessers erhalten wird.

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4. Torrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet , daß das Steuersignal (U ) dem positiven Eingang eines Operationsverstärkers (10) des Filters (3, 5) über einen Spannungsteiler (R₂' ^U) ^un<^ ^em negativen Eingang des Operationsverstärkers über einen mit einem Widerstand R₁ in Reihe geschalteten Kondensator C₁ zuführbar ist und daß ein Rückkopplungszweig mit einem zu einem Widerstand (R₀) parallelen Kondensator (CU) zwischen dem Ausgang des Operationsverstärkers (10) und seinem negativen Eingang vorgesehen ist.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl die Verbindung mit dem negativen Eingang des Operationsverstärkers (10) als auch der Rückkopplungszweig durch das Steuersignal (U ) ansteuerbare Feldeffekttransistoren (Q₁ bzw. Q₂) aufweisen.

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