DE2750128C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft die Lenkung oder Steuerung von lenkbaren Flugkörpern wie Raketen und Geschossen, insbes. während der Zielsuchsteuerung, und betrifft die selbsttätige Kompensation des Gravitationseinflusses während des Fluges, insb. des Zielanfluges.

Der Haupteinfluß der Gravitation auf die Lenkung eines Flugkörpers mit Zielsuchsteuerung, insb. von Bodenzielen, bei dem die Steuerung wirksam wird, wenn sie das Ziel im Visier hat (US-PS 37 18 293), besteht darin, daß die tatsächliche Flugbahn nach unten von der Flugbahn abweicht, die bei einer Lenkung ohne Gravitationseinfluß durchflogen würde. Die Folge hiervon ist die Gefahr, daß der Flugkörper vor Erreichen des anvisierten Zieles auf dem Boden oder einem bodennahen Hindernis aufschlägt, erhöhte Anforderungen an die Manövrierfähigkeit des Flugkörpers, um die abweichende Flugbahn auf das Ziel hin zu korrigieren, und eine abnehmende Genauigkeit des Auftreffpunktes des Flugkörpers relativ zu dem anvisierten Auftreffpunkt in dem Ziel. Diese Auswirkungen sind in vielen Situationen so schwerwiegend, daß sie den Einbau einer Einrichtung zur Kompensation der Gravitationseffekte in dem Lenk- und Steuersystem des Flugkörpers erfordern.

Bei vielen bekannten Verfahren zur Kompensation der Auswirkungen der Gravitation bei gelenkten Flugkörpern muß vor dem Start derselben eine bekannte Rollbezugslage (beispielsweise durch Antrieb eines Kreisels mit einer definierten Richtung seiner Drehachse) hergestellt und während des Startes und des Fluges aufrechterhalten werden. Die Rollage des Flugkörpers relativ zu der Rollbezugslage wird dann durch einen Winkelmesser (beispielsweise ein Kardan-Rahmen Potentiometer) gemessen und ein dem gemessenen Rollwinkel entsprechendes Signal dazu verwendet, entweder ein mit festem Wert vorgegebenes Gravitationsausgleichssignal in geeignete Signale zur Kompensation der Auswirkungen der Gravitation in einem sich um seine Längsachse drehenden Flugkörper umzuwandeln oder den Flugkörper in eine bestimmte Rollage zu bringen, für die eine mit festem Wert vorgegebene Gravitationskompensation vorgesehen ist. Nachteilig bei diesem bekannten Verfahren zur passiven Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignals ist, daß vor dem Start eine definierte Rollbezugslage hergestellt werden muß (in vielen Fällen ungünstig), daß diese Rollbezugslage während des Startes und des Fluges aufrechterhalten werden muß (bei einem Abschuß durch ein Geschütz schwierig oder unmöglich) und daß keine Mittel vorhanden sind, um die Größe der Gravitationskompensation zur Angleichung an die unterschiedlichen Erfordernisse bei verschiedenen Flugbahnen einstellen zu können (W. T. Russel, Jet Propulsion, 1958, Jan., S. 17/24).

Bei einem anderen bekannten Verfahren zur Gravitationskompensation in gelenkten Geschossen wird eine Rollbezugslage nach dem Start mit Hilfe eines Kreisels hergestellt, der eine Bestimmung der Fluglage bezüglich der Quer- und der Hochachse ermöglicht. Aus den mit Hilfe des Kreisels festgestellten Werten für die Fluglage bezüglich der Quer- und Hochachse wird ein Rollagesignal abgeleitet und dazu verwendet, das Geschoß auf eine bestimmte Rollage einzustellen, für welche eine vorgegebene Gravitationskompensation vorgesehen ist. Nachteilig bei diesem Verfahren sind u. a. die Möglichkeit einer Instabilität aufgrund einer Kopplung zwischen den Bewegungen um die Quer-, Hoch- und Längsachse, die langen Abklingzeiten der Rollbewegung und der Mangel an Mitteln zur Einstellung der Größe der Gravitationskompensation, um den unterschiedlichen Erfordernissen für verschiedene Flugbahnen entsprechen zu können.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, Verfahren und Einrichtung anzugeben, mit denen für einen Flugkörper während des Fluges und unabhängig von der Rollage, in der der Flugkörper stabilisiert ist, ein Signal zur Kompensation der Auswirkungen der Gravitation erzeugt werden kann, bei denen die Größe der Gravitationskompensation selbsttätig eingestellt wird, um den Erfordernissen der gewünschten Flugbahn entsprechen zu können.

Verfahren und Einrichtung, die diese Aufgabe lösen, sind in den Patentansprüchen gekennzeichnet.

Die Erfindung erlaubt die Erzielung einer höheren Lenk- und Zielgenauigkeit, eine kürzere Einstellzeit der Rollage, die Ausschaltung von Instabilitätsproblemen, die auf einer Kopplung der Bewegungen um die Quer-, Hoch- und Längsachse beruhen, und eine höhere Toleranz für Abweichungen der Lenksystemparameter zulässig ist, da das Gravitationsausgleichssignal dynamisch, d. h. während des Fluges und nicht vor dem Start des Flugkörpers, erzeugt wird.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit den Figuren. Es stellt dar:

Fig. 1 eine bildliche Darstellung der Flugbahn eines Flugkörpers, der von einem Startpunkt zu einem Ziel durch ein Lenksystem gelenkt wird,

Fig. 2 ein Blockdiagramm zur Darstellung der Funktion einer Ausführungsform eines Lenk- und Steuersystems für einen Flugkörper gemäß Fig. 1,

Fig. 3 ein Blockdiagramm zur detaillierten Darstellung der Funktion einer Ausführungsform des in Fig. 2 eingezeichneten Suchers,

Fig. 4 ein Blockdiagramm zur Darstellung der Funktion einer Ausführungsform der in Fig. 2 eingezeichneten Selbststeuervorrichtung für eine Bewegung um die Quer- bzw. Hochachse, umfassend den Gravitationskompensationskreis, und

Fig. 5 ein schematisches Schaltdiagramm zur detaillierten Darstellung der Selbststeuervorrichtung und des Gravitationskompensationskreises gemäß Fig. 4.

Fig. 1 zeigt ein Beispiel einer Flugbahn für einen gelenkten Flugkörper, beispielsweise eine gelenkte Rakete oder ein gelenktes Geschoß. Der Flugkörper 10 wird von einer Abschußvorrichtung 12 in Richtung eines Zieles 14 geschossen. In der Darstellung der Fig. 1 folgt der Flugkörper 10 allgemein einer Flugbahn 16, wobei der Anfangsabschnitt der Flugbahn 16 bis zu einem Punkt 18 im wesentlichen einer ballistischen Bahn entspricht und der Flugkörper 10 auf dem Endabschnitt der Flugbahn 16 zwischen dem Punkt 18 und dem Ziel 14 gelenkt wird.

Um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, wird die Erfindung im folgenden in Verbindung mit einem bekannten System beschrieben, das als System für mittels eines Geschützes abgeschossene Lenkgeschosse oder als CLGP-System (cannon launched guided projectile) bezeichnet wird. Bei dem CLGP-System ist die Abschußvorrichtung ein 155-mm- Geschütz, aus dem die Geschosse mit herkömmlichen Artilleriekartuschen abgeschossen werden. Da der Flugkörper in dem CLGP-System keinen eigenen Antrieb aufweist, wird der von dem Geschütz abgefeuerte Flugkörper üblicherweise als Geschoß und weniger als Lenkwaffe bezeichnet. Es wird jedoch betont, daß die Erfindung auch auf andere Arten von Lenkgeschoß- oder Lenkwaffensystemen anwendbar ist.

Unter Bezugnahme auf Fig. 1 wird angenommen, daß die Flugbahn 16 exemplarisch für die Flugbahn eines aus einem Geschütz abgeschossenen Lenkgeschosses ist. Der Flugkörper 10 wird von dem Geschütz 12 abgefeuert und einige Zeit danach werden Steuerflügel oder Steuerflossen 20 entfaltet, so daß sie von dem Endabschnitt des Flugkörpers 10 nach außen stehen. Der Flugkörper 10 folgt einer im wesentlichen ballistischen Flugbahn bis zum Punkt 10, in dem das Ziel 14 erfaßt wird und Lenkbefehle erzeugt und den Steuerflügeln 20 zugeführt werden. Danach verändern die Steuerflügel 20 die Flugbahn in Abhängigkeit von den Lenkbefehlen und der Flugkörper 10 wird längs der Flugbahn 16′ in das Ziel 14 gelenkt.

Durch die ausgezogene Linie 16′ ist dargestellt, daß die Flugbahn des Geschosses 10 während der Lenkphase dazu neigt, aufgrund der Einwirkung der Gravitation auf den Flugkörper 10 unter die der Sichtlinie (LOS) entsprechende Flugbahn 22 zu sinken. Wie man erkennt, kann daher der Flugkörper vor dem Erreichen des Zieles 14 möglicherweise den Boden oder bodennahes Objekt berühren. Um dies zu vermeiden, sollte die ideale Flugbahn längs der Sichtlinie 22 oder vorzugsweise sogar oberhalb dieser längs der mit 24 bezeichneten Bahn verlaufen.

Um diese idealere Flugbahn zu erreichen, ist es möglich, in die Rechnungen zur Berechnung des Lenksignales ein festes Gravitationsausgleichssignal einzuführen, wenn die Aufwärtsrichtung des Flugkörpers bekannt ist. Wie jedoch bereits vorher erwähnt wurde, hat diese Art der Gravitationskompensation gewisse Nachteile. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird der Flugkörper 10 bezüglich der Bewegung um seine Längsachse in einem beliebigen Rollwinkel stabilisiert. Dann werden die Gravitationskompensationssignale zu diesem willkürlichen Rollwinkel dynamisch berechnet, ohne daß die Rollage des Flugkörpers 10 bestimmt werden muß.

Eine Ausführungsform eines Systems mit einem Gravitationskompensationsschaltkreis gemäß der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 2 dargestellt. Das in Fig. 2 dargestellte Lenksystem umfaßt einen Sucher 26 üblicher Bauart, wie er beispielsweise in einem Proportionalnavigationslenksystem verwendet wird. In einem solchen System umfaßt der Sucher 26 einen Kurskreisel, der eine Lagebezugsachse (beispielsweise die Kreiselachse) unabhängig von der Flugkörperlage festlegt und der Lagesignale GMP und GMY erzeugt, welche die kardanischen Winkel des Kreisels bezüglich der Querachse und der Hochachse wiedergegeben. Diese Lagesignale GMP und GMY geben die Lage des Flugkörpers 10 relativ zu der Kreiselachse an und werden einer Selbststeueranlage 28 für eine Bewegung um die Quer- bzw. Hochachse zugeführt. Ferner gibt der Sucher 26 Sichtliniensignale PLOS und YLOS bezüglich der Querachse bzw. Hochachse auf die Selbststeueranlage 28.

Wie im weiteren noch näher beschrieben werden wird, erzeugt die Selbststeueranlage 28 entsprechende Gravitationsausgleichssignale GBP und GBY bezüglich der Quer- und der Hochachse und gibt diese Signale auf den Sucher 26. Zusätzlich erzeugt die Selbststeueranlage 28 Leitflossenlenksignale PVNC und YVNC für eine Bewegung um die Quer- bzw. die Hochachse, um die Lage des Flugkörpers 10 und damit seine Flugbahn zu steuern. Wie man später noch erkennen wird, werden diese Leitflossenlenksignale PVNC und YVNC in Abhängigkeit der Lagesignale GMP und GMY, der berechneten Gravitationsausgleichssignale, der Sichtliniensignale und in Abhängigkeit von einem Steuersignalgenerator 30 kommenden Betriebsartsteuersignalen erzeugt.

Der Steuersignalgenerator 30 erzeugt ein oder mehrere Betriebsartsteuersignale SMC, um die Betriebsart (beispielsweise arretiert, frei, nachlaufend) des Kreisels in dem Sucher 26 zu steuern. Darüberhinaus liefert der Steuersignalgenerator 30 ein Gravitationsausgleichsrechensignal CGB, ein Lagehaltesignal ATHLD, ein Gravitationsausgleichseinschaltsignal GBENB und ein Lenkeinschaltsignal GIDENB an die Selbststeueranlage 28, um die Erzeugung der Gravitationsausgleichssignale und der Leitflossenlenksignale zu steuern, wie dies im folgenden noch genauer beschrieben wird.

Wie bereits vorher erwähnt wurde, benötigt man bei dem erfindungsgemäßen System keine Kenntnis der Rollage des Flugkörpers. Vielmehr wird der Flugkörper 10 in einer beliebigen Rollage oder einer beliebigen Rollbewegung vor und während der Berechnung der Gravitationsausgleichssignale stabilisiert. Hierzu liefert ein geeigneter bekannter Sensor 32 zur Messung der Geschwindigkeit der Rollbewegung ein Rollgeschwindigkeitssignal RRTE, das einer herkömmlichen Selbststeuereinrichtung 34 für die Rollbewegung zugeführt wird. Diese Selbststeuereinrichtung erzeugt ein Rollsteuersignal RLC, das dann in irgendeiner geeigneten Weise zur Stabilisierung des Flugkörpers in einer willkürlichen Rollage oder -bewegung verwendet wird.

Der Kreisel in dem Sucher 26 wird anfangs mechanisch verriegelt, wenn der Flugkörper zunächst abgeschossen wird. An einem vorbestimmten Punkt der Flugbahn stabilisiert die Selbststeuereinrichtung 34 die Rollage des Flugkörpers bei einem beliebigen Rollwinkel. Der Kreisel des Suchers 26 wird in Drehung versetzt und die mechanische Verriegelung gelöst. Danach kann die Berechnung der Gravitationskompensation beginnen.

Der Kreisel in dem Sucher 26 stellt eine von der Lage des Flugkörpers unabhängige Lagebezugsachse her. Der Steuersignalgenerator 30 steuert die Verriegelung und Entriegelung des Kreisels, um so eine spezielle Form der Berechnung des Gravitationsausgleichs zu wählen und das exakte Arbeiten des Kreisels beim Nachführen zu ermöglichen. Beispielsweise bleibt bei einer Ausführungsform der Erfindung der Kreisel während der Berechnung des Gravitationsausgleichs elektrisch verriegelt in dem Sinne, daß auf den Kreisel ein Drehmoment ausgeübt wird, um ihn und damit die Lagebezugsachse in einer vorbestimmten Beziehung zu der Lage des Flugkörpers, beispielsweise die Kreiselachse in Flucht mit der Achse des Flugkörpers zu halten. In einer anderen nachfolgend beschriebenen Ausführung der Erfindung wird der Kreisel während der Berechnung des Gravitationsausgleichs nicht verriegelt, so daß er eine feste Bezugslage einhält.

Der Sucher 26 gibt die Sichtliniensignale PLOS, YLOS und die Lagesignale GMP, GMY an die Selbststeueranlage 28, die unter der Kontrolle des Steuersignalgenerators 30 die Gravitationsausgleichssignale GBP, GPY bezüglich der Querachse bzw. der Hochachse erzeugt. Wie man aus dem folgenden erkennt, verwendet die Selbststeueranlage 28 die vom Sucher 26 erzeugten Gravitationsausgleichssignale GBP, GBY zusammen mit den Sichtliniensignalen PLOS und YLOS dazu, den Flugkörper auf einer bezüglich der Gravitation korrigierten Flugbahn ins Ziel zu lenken.

Fig. 3 zeigt eine Ausführungsform eines typischen Suchers, wie er zur Durchführung der vorliegenden Erfindung verwendet wird. Der Sucher 26 weist einen kardanisch aufgehängten Kreisel 36 herkömmlicher Bauart auf. Der Kreisel 36 liefert Winkelsignale GMP und GMY entsprechend der Lage der Kardanrahmen bezüglich der Quer- bzw. der Hochachse. Diese Signale werden von Potentiometern oder anderen geeigneten, mit dem Kardanrahmen des Kreisels gekoppelten Positionsgebern erzeugt. Die Winkel- oder Lagesignale GMP und GMY werden auf Kontakte 40 a eines Wahlschalters zur Betätigung eines Kreiselstellmotors gegeben. Befindet sich der Wahlschalter 40 in der in Fig. 3 dargestellten Stellung, in der die Kontakte 40 a angeschlossen sind, so entspricht dies einer Arretierung des Kreisels 36. Die gemeinsamen Kontakte 41 des Wahlschalters 40 sind mit einem Stellmotor 42 bezüglich der Hochachse und einem Stellmotor 44 bezüglich der Querachse verbunden, die ein Drehmoment auf den Kreisel 36 ausüben können, um so seine Position in der herkömmlichen Weise einzustellen.

Der Sucher 26 umfaßt ferner einen Detektor 46 zum Feststellen einer Sichtlinie von dem Flugkörper zu dem Ziel. Beispielsweise kann ein geeigneter Laserdetektor vorgesehen sein, der mit dem Kreisel 36 optisch gekoppelt ist, um von dem Ziel reflektierte Laserenergie zu empfangen. Als Detektor kann ein Gerät der üblichen Bauart verwendet werden, das Fehlersignale entsprechend der Winkeldifferenz zwischen der Zielsichtlinie und der Sucherbezugsachse erzeugt. Der Detektor 46 liefert entsprechende Sichtliniensignale PLOS und YLOS bezüglich der Quer- bzw. der Hochachse und gibt diese auf die Selbststeueranlage 28 gemäß Fig. 2 sowie jeweils auf einen Eingang entsprechender Summierverstärker 48 und 50. Die Gravitationsausgleichssignale GBP und GBY bezüglich der Quer- bzw. Hochachse werden den anderen Eingängen der Summierverstärker 48 und 50 zugeführt. Die Ausgangssignale der Summierverstärker 48 und 50 werden zu Kontakten 40 c geleitet (Fig. 3). Bei Beaufschlagung der Kontakte 40 c wird der Kreisel nachgeführt.

Der Wahlschalter 40 umfaßt ferner Kontakte 40 b, die entweder offen sind oder Masseschluß haben und bei deren Beaufschlagung der Kreisel frei ist. Der Wahlschalter 40 wird durch Betriebsartsteuersignale SMC gesteuert, die von dem Steuersignalgenerator 30 erzeugt werden. Je nachdem, wie das Gravitationsausgleichssignal berechnet werden soll, kann das Betriebsartsteuersignal SMC den Wahlschalter 40 während der Berechnung des Gravitationsausgleichssignals entweder in der der Arretierung des Kreisels 36 entsprechenden Stellung (Kontakte 40 a geschlossen) oder in der der Freigabe des Kreisels 36 entsprechenden Stellung (Kontakte 40 a geschlossen) halten.

Die Nachführstellung des Wahlschalters 40 (Kontakte 40 c geschlossen) wird erst dann eingenommen, wenn der Sucher 26 nach der Berechnung des Gravitationsausgleichssignals in den Nachführzustand versetzt wird. Hierzu mißt der Laserdetektor 46 die von dem Ziel reflektierte Energie und erzeugt die Sichtliniensignale PLOS und YLOS bezüglich der Quer- bzw. Hochachse. In dem Nachführzustand werden diese Signale mit den entsprechenden Gravitationsausgleichssignalen bezüglich der Quer- und der Hochachse durch die Summierverstärker 48, 50 summiert. Die Summensignale werden den entsprechenden Stellmotoren für eine Bewegung bezüglich der Querachse bzw. der Hochachse zugeführt, um die Lage des Kreisels 36 und damit des durch den Kreisel 36 gesteuerten optischen Teiles (beispielsweise eines Spiegels) einzustellen. Die Sichtliniensignale PLOS und YLOS werden ferner der Selbststeueranlage 28 zugeführt, in der sie zur Erzeugung von Leitflossenlenksignalen PVNC und YVNC verwendet werden, wie dies im folgenden noch näher beschrieben wird.

Die Fig. 4 und 5 zeigen eine bevorzugte Ausführungsform der in Fig. 2 eingezeichneten Selbststeueranlage 28 mehr im Detail. Es ist zu sagen, daß die zur Verarbeitung der Sichtliniensignale bezüglich der Querachse und der Hochachse verwendeten Schaltkreise sowie die zur Erzeugung der Gravitationsausgleichssignale bezüglich dieser Richtungen verwendeten Schaltkreise jeweils identisch sind für die der Quer- bzw. der Hochachse entsprechenden Kanäle. Daher ist in den Fig. 4 und 5 nur der der Querachse entsprechende Kanal der Selbststeueranlage 28 dargestellt.

Zunächst wird auf Fig. 4 Bezug genommen. Das den Rahmenwinkel um die Querachse kennzeichnende Lagesignal GMP von dem Kreisel 36 (Fig. 3) wird auf einen Leitflossenlenksignalgenerator 52 sowohl direkt als auch über einen Schalter 56 gegeben. Das Lagehaltesignal ATHLD von dem Steuersignalgenerator 30 (Fig. 2) steuert die Betätigung des Schalters 56 und zusammen mit dem vom Steuersignalgenerator 30 gelieferten Gravitationsausgleichsrechensignal CGB die Arbeit des Schaltkreises 60 zur Berechnung des Gravitationsausgleiches. Es ist zu bemerken, daß der Schalter 56 und die übrigen Schalter in der Selbststeueranlage 28 zwar funktionell als mechanische Schalter dargestellt sind. Für diese Schalter werden jedoch vorzugsweise elektronische Schalter verwendet, die in herkömmlicher Weise über Steuersignale von dem Steuersignalgenerator 30 her betätigt werden können.

Das Ausgangssignal aus dem Schaltkreis 60 wird auf den Sucher 26 (Fig. 2 und 3) als Gravitationsausgleichssignal GBP bezüglich der Querachse gegeben. Das Ausgangssignal des Schaltkreises 60 wird ferner über einen Widerstand 74 und einen Schalter 62 dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Die Betätigung des Schalters 62 wird durch ein vom Steuersignalgenerator 30 (Fig. 2) erzeugtes Gravitationsausgleichseinschaltsignal -GBENB gesteuert. Der Leitflossenlenksignalgenerator 52 erzeugt das Leitflossenlenksignal PVNC bezüglich der Querachse, das die Flugbahn des Flugkörpers über eine Bewegung der Steuerflügel 20 oder auf eine andere geeignete Weise steuert.

Das vom Detektor 46 gelieferte Sichtliniensignal PLOS bezüglich der Querachse wird über einen Schalter 66 dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Der Schalter 66 wird durch ein von dem Steuersignalgenerator 30 erzeugtes Lenkeinschaltsignal GIDENB gesteuert.

Ein detailliertes schematisches Diagramm der Selbststeueranlage 28 der Fig. 4 ist in Fig. 5 dargestellt, um das Verständnis der Arbeitsweise der Selbststeueranlage 28 zu erleichtern. Wie bereits oben festgestellt wurde, können die Signalverarbeitungskanäle der Selbststeueranlage 28 bezüglich der Quer- und der Hochachse entsprechend der Darstellung identisch ausgebildet sein. Daher wird im folgenden nur der spezielle Aufbau und die Betriebsweise des Kanals für die Querachse beschrieben. Aus Gründen der Klarheit sind gleiche Bauteile in den beiden Kanälen mit den gleichen Bezugsziffern versehen, wobei die Bezugsziffern für die Bauteile des Kanales für die Hochachse mit einem Apostroph versehen sind.

Im folgenden wird auf Fig. 5 Bezug genommen. Das den Lagewinkel des kardanischen Rahmens bezüglich der Querachse kennzeichnende Lagesignal GMP wird über einen Widerstand 65 auf einen Schalter 55 gegeben, der durch das Lagehaltesignal ATHLD gesteuert wird. Das Ausgangssignal des Schalters 45 wird einem Schalter 58 zugeführt, der durch das Gravitationsausgleichsrechensignal CGB gesteuert wird. Das Lagesignal GMP wird ferner über einen Widerstand 54 auf den Schalter 58 gegeben. Die Bauteile 54, 55 und 65 umfassen eine Verstärkungswahlschaltung, mit Hilfe der Verstärkungswerte für zwei Betriebsarten der Gravitationsausgleichsberechnung unabhängig voneinander gewählt werden können, wie dies im weiteren noch beschrieben wird.

Das Ausgangssignal des Schalters 58 wird zu einem Gravitationsausgleichsintegratorkreis bei 60 zugeführt. Der Integratorkreis 60 ist ein Integratorkreis üblicher Bauart mit einem Operationsverstärker 70 und zugehörigen, Widerstände R 2, R 5 und R 21 sowie Kondensatoren C 3 und 72 umfassenden Bauteilen, die in herkömmlicher Weise angeordnet sind, um bei Schließen des Schalters 58 das anliegende Signal zu integrieren und das Ergebnis beim darauffolgenden Öffnen des Schalters 58 zu halten oder zu speichern.

Das von dem Gravitationsausgleichsintegratorkreis erzeugte Ausgangssignal ist das Gravitationsausgleichssignal GBP. Durch Rückkopplung des Ausgangssignals GBP über die Widerstände 64 und den Schalter 57 zu dem Schalter 58 wird eine Rückkopplungsschleife zur Steuerung der Niederfrequenzverstärkung in einem Betriebszustand zur Berechnung des Gravitationsausgleiches hergestellt. Der Schalter 57 wird durch das Gravitationsausgleichseinschaltsignal GBENB gesteuert. Das Gravitationsausgleichssignal GBP wird über den Widerstand 74 und den Schalter 62 zusammen mit dem vom Schalter 56 kommenden torgesteuerten Lagesignal GMP, dem vom Schalter 66 kommenden Lenksignal und dem vom Sucher 26 kommenden Lagesignal GMP dem Leitflossenlenksignalgenerator 52 zugeführt. Der Leitflossenlenksignalgenerator 52 weist geeignete Operationsverstärker 76 und 78 herkömmlicher Bauart auf, die in der üblichen Weise angeordnet sind, um die Eingangssignale zur Erzeugung der gewünschten Leitflossenlenksignale miteinander zu kombinieren.

Für eine geeignete Signalverarbeitung bei einem durch ein Geschütz abgefeuerten Lenkgeschoß können bei dem in Fig. 5 dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung folgende Bauteile verwendet werden:

Bei diesem Ausführungsbeispiel arbeitet der Schaltkreis zur Gravitationskompensation folgendermaßen: Zu einem geeigneten Zeitpunkt nach dem Abschluß des Flugkörpers wird durch das Gravitationsausgleichrechensignal CGB der Schalter 58 geschlossen und das Lagesignal GMP auf den Schaltkreis 60 zur Berechnung des Gravitationsausgleichs gegeben. Während der Berechnung des Gravitationsausgleichssignals verbleibt der Schalter 66 in der Offen-Stellung.

Wenn das Gravitationsausgleichssignal in der der Beibehaltung der Lage entsprechenden Betriebsart berechnet werden soll, bleiben die Schalter 55 und 57 offen, während die Schalter 56 und 62 geschlossen werden. Der Flugkörper wird durch die Leitflossenlenksignale PVNC und YVNC gesteuert, um seine Lage in einer vorbestimmten Beziehung zu der Lagebezugsachse des Kreisels 36 (beispielsweise in Flucht mit der Lagebezugsachse) zu halten. Bei dieser Betriebsart der Gravitationsausgleichsberechnung wird der Wahlschalter 40 in dem Sucher 26 (Fig. 3) in eine der Freigabe des Kreisels 36 entsprechende Stellung gebracht, in der die Kontakte 40 b geschlossen sind, so daß der Kreisel 36 völlig frei ist ist und eine feste Lagebezugsachse im Raum beibehält. Irgendwelche Winkeldifferenzen zwischen der Lagebezugsachse des Kreisels und der Lage des Flugkörpers werden dann durch eine Änderung der Lage des Flugkörpers verringert. Das Gravitationsausgleichssignal GBP nimmt zu, bis das Lagesignal GMP auf Null reduziert ist. In diesem Augenblick bewirkt das Gravitationsausgleichssignal GBP den Steuerbefehl für die Steuerflügel 20, um die von der Gravitation hervorgerufenen Abweichungen um die Querachse zu kompensieren.

Das Gravitationsausgleichssignal kann alternativ hierzu in einem ballistischen Flugzustand berechnet werden, wobei der Kreisel 36 elektrisch arretiert ist, so daß die Winkeldifferenzen zwischen der Lagebezugsachse des Kreisels und der Lage des Flugkörpers durch eine Drehung des Kreisels reduziert werden kann. Bei dieser Berechnungsart des Gravitationsausgleichssignals sind die Schalter 56, 62 und 66 geöffnet, während die Schalter 55, 57 und 58 geschlossen sind. Der Wahlschalter 40 befindet sich in der der Arretierung des Kreisels entsprechenden, in Fig. 3 dargestellten Stellung, in der die Kontakte 40 a geschlossen sind. Wenn sich die Flugbahn und die Lage des Flugkörpers unter der Wirkung der Gravitation abwärts senkt, hat die Bezugsachse des elektrisch verriegelten Suchers 26 das Bestreben, hinter (d. h. oberhalb) der Mittellinie des Flugkörpers zu bleiben. Das resultierende Lagesignal ist proportional zu der von der Schwerkraft hervorgerufenen Komponente der Drehgeschwindigkeit um die Querachse. Der Schaltkreis 60 zur Berechnung des Gravitationsausgleichs erzeugt ein Gravitationsausgleichssignal GBP bezüglich der Querachse, das proportional zu dem Lagesignal GMP und daher auch proportional zu der von der Schwerkraft herrührenden Komponente um die Querachse ist. Der Widerstand 65 wird so gewählt, daß man das geeignete Verhältnis von Gravitationsausgleich zu Drehgeschwindigkeit erhält.

Wie vorstehend bereits festgestellt wurde, gilt die obige Beschreibung der Arbeitsweise des Kanales bezüglich der Querachse in gleicher Weise für einen identisch aufgebauten Kanal für die Hochachse, so daß Gravitationsausgleichssignale bezüglich der Quer- und der Hochachse (d. h. Komponenten des Gravitationsausgleichssignals bezüglich der Hoch- und der Querachse) erzeugt werden. Auch erfolgt die Berechnung der Gravitationsausgleichssignale GBP und GBY in einem dynamischen Rückkopplungssystem, so daß eine Angleichung dieser Signale an unterschiedliche Bedingungen (beispielsweise Rollverhalten, Sturzwinkel, Geschwindigkeit) in geeigneter Weise selbsttätig erfolgt.

Claims (10)

1. Verfahren zur dynamischen Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignals während des Fluges eines lenkbaren Flugkörpers für die Korrektur dessen Flugbahn, insbes. einer Lenkwaffe oder eines Geschosses, bei dem im Flugkörper eine Lagebezugsachse hergestellt und dieser gegenüber die Flugbahn unter Berücksichtigung eines Gravitationsausgleichssignals während der Lenkphase geändert wird, dadurch gekennzeichnet, daß auf bestimmten Flugbahnabschnitten die meßbaren Nickwinkeländerungen des Flugkörpers (10) gegenüber der flugkörperunabhängigen Lagebezugsachse als gravitationsbedingt angesehen und als Gravitationsausgleichssignale gespeichert werden und die Flugbahn anschließend zum Ausgleich des Gravitationseinflusses entsprechend diesen gespeicherten Signalen geändert wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung des Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) die Lage des Flugkörpers (10) solange geändert wird, bis der Flugkörper (10) in seiner Lage auf die Bezugsachse ausgerichtet ist, und daß das Gravitationsausgleichssignal (GBP, GBY) in Abhängigkeit von der zur Ausrichtung erforderlichen Lageänderung erzeugt wird.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Erzeugung des Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) zuerst die Rollage des Flugkörpers (10) stabilisiert wird, dann die Bezugsachse mittels eines in dem Flugkörper (10) angeordneten Kreisels (36) hergestellt wird und daß schließlich Signale angelegt werden, um ein Drehmoment auf den Kreisel (36) auszuüben und die Bezugsachse auf die Flugbahn (16) des Flugkörpers (10) auszurichten, und daß die angelegten Signale wie das Gravitationsausgleichssignal gespeichert werden.

4. Einrichtung zur dynamischen Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignales während des Fluges zur Kompensation der von der Gravitation herrührenden Einwirkungen auf die Flugbahn eines Flugkörpers, insbesondere einer Lenkwaffe oder eines Geschosses, zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 3, mit einer im Flugkörper angeordneten Vorrichtung, insbesondere einem Kreisel, zur Erzeugung einer von der Lage des Flugkörpers unabhängigen Lagebezugsachse, und einer Steuereinrichtung zur Änderung der Fluglage, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) in Abhängigkeit gravitationsbedingter Lageänderungen des Flugkörpers (10) relativ zur Lagebezugsachse und eine Speichereinrichtung zur Speicherung des erzeugten Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) vorgesehen sind und daß die Steuereinrichtung zur anschließenden Änderung der Flugbahn (16) des Flugkörpers (10) mit den gespeicherten Signalen beaufschlagbar ist.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, mit einem Kreisel zur Erzeugung der Lagebezugsachse, dadurch gekennzeichnet,
daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) folgende Merkmale umfaßt:
eine Arretierungseinrichtung zur Festlegung des Kreisels (36), um die Lagebezugsachse in einer festen Beziehung relativ zur Lage des Flugkörpers (10) zu halten,
eine Einrichtung zur Freigabe des Kreisels (36) aus dem arretierten Zustand zu einem vorbestimmten Zeitpunkt während des Fluges des Flugkörpers (10),
eine Einrichtung (32) zur Messung der Winkeldifferenz zwischen der Lage des Flugkörpers (10) und der Lagebezugsachse und zur Erzeugung eines der gemessenen Winkeldifferenz entsprechenden elektrischen Signales und
eine durch das elektrische Signal steuerbare Stelleinrichtung (42, 44) zur Drehung des Kreisels (36), um die Bezugsachse mit der Lage des Flugkörpers (10) in Übereinstimmung zu bringen,
und daß das Gravitationsausgleichssignal (GBP, GBY) in Abhängigkeit von diesem elektrischen Signal erzeugbar ist.

6. Einrichtung nach Anspruch 4, mit einem Kreisel zur Erzeugung der Lagebezugsachse, dadurch gekennzeichnet,
daß die Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) folgende Merkmale umfaßt:
eine Arretierungseinrichtung zur Festlegung des Kreisels (36), um die Lagebezugsachse in einer festen Beziehung zur Lage des Flugkörpers (10) zu halten,
eine Einrichtung zur Freigabe des Kreisels (36) aus seinem arretierten Zustand während des Fluges des Flugkörpers (10) und
eine Meßeinrichtung zur Messung der Winkeldifferenz zwischen der Bezugsachse und der Lage des Flugkörpers (10),
und daß das Gravitationsausgleichssignal (GBP, GBY) in Abhängigkeit der gemessenen Differenz erzeugt wird.

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Änderung der Flugbahn des Flugkörpers (10) durch die gemessene Differenz in eine mit der Bezugsachse in Übereinstimmung stehende Lage steuerbar ist.

8. Einrichtung nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Signales in Abhängigkeit der gemessenen Winkeldifferenz und eine Einrichtung zur Integration des erzeugten elektrischen Signales für die Erzeugung des Gravitationsausgleichssignals (GBP, GBY) vorgesehen sind.

9. Einrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung vorgesehen ist, mit der die Rollage des Flugkörpers bei einem beliebigen Rollwinkel vor der Erzeugung des Gravitationsausgleichssignals (GBP, GBY) stabilisierbar ist.

10. Einrichtung nach Anspruch 4, in der das Gravitationsausgleichssignal dazu verwendet wird, einen Flugkörper über eine Flugbahn in sein Ziel zu lenken, dadurch gekennzeichnet,
daß eine Einrichtung zur Messung einer Winkeldifferenz zwischen der Bezugsachse und einer Sichtlinie (22) zum Ziel (14), eine Stabilisierungseinrichtung zur Stabilisierung des Flugkörpers (10) in einer beliebigen Rollage und eine Einrichtung zum Einschalten der Vorrichtung zur Erzeugung eines Gravitationsausgleichssignales und der Speichervorrichtung zur Speicherung des erzeugten Gravitationsausgleichssignales im Anschluß an die Stabilisierung der Rollage durch die Stabilisierungseinrichtung vorgesehen sind,
und daß die Einrichtung zur Änderung der Flugbahn des Flugkörpers (10) in Abhängigkeit der gemessenen Winkeldifferenz und des gespeicherten Gravitationsausgleichssignales (GBP, GBY) steuerbar ist.