DE2830502C3

DE2830502C3 - Steuervorrichtung für Flugkörper

Info

Publication number: DE2830502C3
Application number: DE2830502A
Authority: DE
Inventors: Roland Dipl.-Phys. 7770 Ueberlingen Gauggel
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1978-07-12
Filing date: 1978-07-12
Publication date: 1981-10-08
Also published as: US4288050A; DE2830502A1; FR2431149B1; DE2830502B2; GB2025660A; GB2025660B; FR2431149A1

Description

2. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung eine Multiplizierschaltung (22) mit vier Eingängen (20,28,30,32) enthält, deren erstem Eingang (20) das Ausgangssignal des Schwellwertschalters (18) und deren zweiten Eingang (32) von dem Annäherungssensor (24) ein der Zeitableitung (Ri) des Abstandssignals proportionales Signal zugeführt wird, und deren dritter und vierter Eingang (28, 30) mit dem Ausgang einer von dem Abstandssignal (Ri) beaufschlagten kehrwcrtbildendcn Schaltung (26) verbunden ist, und daß das Ausgangssignal (άι·κ) der Miiltiplizierschaltung (22) am Eingang (14) des Lenkreglers (12) dem Sichlliniendrehgeschwindigkeitssignal (ύή abgeschaltet ist.

3. Steuervorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verknüpfungsschaltung einen Entfernungs-Schwellwertschaltcr (56) enthüll, der von dem Abstandssignal (Ri) den Annähertingssensors (54) beaufschlagt ist und bei Unterschreiten eines durch die maximale Querbeschleunigungsfähigkeit des Flugkörpers vorgegebenen Abstandswertes (Rn) ein Umschaltsignal (Y) liefen und daß von dem Umschaltsignal (Y) ein Schalter (40) gesteuert ist, welcher das Sichtliniendrehgeschwindigkeitssignal (ar) von dem Lenkregler (48) ab- und dafür das Signal des Sehielwinkel-Schwellwertschalters (42) aufschaltet, wobei das Signal des Schielwinke|-Schwe|lwertschaIters dem zweifach positiven bzw, negativen Grenzwert der Sichtliniendrehgeschwindigkeit (arc) entspricht, der das maximale Rudersiellmoment zur Folge hat.

Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für Flugkörper nach dem Oberbegriff des Patentan-

Ii Spruchs 1.

Bei einer bekannten Steuervorrichtung (DE-PS 14 06 578) enthält der Zielsuchkopf einen Kreiselrotor, der ein als Cassegrain-System ausgebildetes optisches System trägt, dessen optische Achse mit der Umlaufen achse des Kreiselrotors zusammenfällt In der Bildebene des optischen Systems ist eine ebenfalls mit dem Kreiselrotor umlaufende Unterbrecherscheibe vorgesehen, die auf einer Hälfte z. B. abwechselnd lichtdurchlässige und lichtundurchlässige Sektoren oder ein Schach-

2> brettmuster und auf der anderen Hälfte ein System von konzentrischen, abwechselnd lichtdurchlässigen und lichtundurchlässigen Ringen aufweist Die durch die Unterbrecherscheibe und ein infrarotdurchlässiges Filter hindurchtretende Strahlung fällt auf einen

jo infrarotempfindlichen Empfänger, welcher bei Erfassen eines Ziels außerhalb der optischen Achse des Systems ein moduliertes Wechselstromsignal abgibt. Die Phase des nach Demodulation erhaltenen Wechselstromsignals hängt von der Richtung der Zielablage in bezug

j-, auf die optische Achse des Systems ab, und die Amplitude des Wechselstromsignals hängt von der Größe der Zielablage ab. Der Kreiselrotor ist diagonal magnetisiert und von einer Ringspule umgeben. Auf diese Ringspule wird das entsprechend verstärkte

•κι Wechselstromsignal geschaltet, wodurch periodisch mit der Umlauffrequenz Momente auf den radial magnetisierten Kreiselrotor ausgeübt werden und dieser mit der Achse des optischen Systems auf das Ziel präzediert. Hierdurch wird der Kreiselrotor mit seiner Umlauf-

r. achse und der Achse des optischen Systems ständig dem Ziel nachgeführt.

Die hierzu erforderlichen Signale in der Ringspule sind nach den Kreiselgcsetzen proportional der Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie im Raum, der

M, inertialen Sichtliniendrchgcschwindigkcit. Da bei geradliniger gleichförmiger Bewegung von Flugkörper und Ziel ein Kollisionskurs gesteuert wird, wenn die Sichtlinie vom Flugkörper zum Ziel raumfest bleibt, werden die auf die Ringspulc gegebenen Signale als

γ, Sichtlinienänderungssignalc gleichzeitig auf den Lenkregler des Flugkörpers gegeben, so daß die Kursänderungsgeschwindigkeit des Flugkörpers proportional der inertialen Sichlliniendrehgcschwindigkcit wird.
Solche Flugkörper werden beispielsweise als l.uft-

wi Luft-Raketen verwendet, wobei das Ziel von den heißen Gasen der Düsentriebwerke von Flugzeugen gebildet wird.

Es ist auch bekannt, durch Fühler die Auslenkung der Achse des Krciselrolors gegenüber der Flugkörper-

h"i längsachse abzutasten und den ».Schielwinkel« zu bestimmen. Das so erhaltene Schiclwinkelsignal wird jedoch bei der bekannten .Steuervorrichtung als alleiniges Lenkkommando auf den Lenkregler geschal-

tet, so daß der Schielwinkel auf null geregelt und die Längsachse des Flugkörpers nach dem Ziel ausgerichtet wird. Damit wird aber der Flugkörper in weniger günstiger Weise zum Ziel geführt.

Es ist weiterhin durch die DE-OS 19 51 518 eine Steuervorrichtung für Flugkörper mit Zielsucheinrichtung bekannt, bei welcher ein Fühler für den »Schielwinkel« zwischen Flugkörperlängsachse und optischer Achse des Zielsuchkopfs vorgesehen ist sowie ein Schwellwertschalter, über welchen ein von dem Schielwinkel abhängiges Ausgangssignal auf den Lenkregler mifschaltbar ist.

Bei dieser bekannten Anordnung soll verhindert werden, daß bei starken Steuerkommandos die eine große Querbeschleunigung des Flugkörpers und einen entsprechend großen Anstellwinkel verlangen, der Zielsuchkopf nicht an den Anschlag fahren und dadurch das Ziel verlieren kann. Aus diesem Grund wird dann, wenn das Steuerkommando einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet und auch der Schielwinkel groß ist, ein Eingriff in die Steuerung vorgenommen in der Form, daß ein vom Schielwinkel abhängige" und rrtit diesem ansteigendes Signal dem Sichtlinienänderungssignal am Eingang des Lenkreglers entgegengeschaltet wird. Damit wird zwar nicht die bei reiner Proportionalnavigation verlangte Querbeschleunigung kommandiert, es wird aber sichergestellt, daß der Zielsuchkopf in hinreichendem Abstand vom Anschlag in seinem Arbeitsbereich bleibt und weiter auf das Ziel ausgerichtet ist

Der Schwellwertschalter spricht somit auf einen Schwellwert des von der Sichtlinienänderungsgeschwindigkeit bestimmten Steuersignals an und schaltet eine Funktion des Schielwinkels als Gegenkommando auf den Eingang des Lenkrcglers.

Die Trefferablage von Luft-Luft-Flugkörpern, deren Zielsuchköpfe mit infrarotempfindlichen Empfängern, insbesondere InSb-Detektoren, ausgerüstet sind, kann im Nahbereich des Ziels stark beeinträchtigt sein. Es hat sich gezeigt, daß dies auf das Vorhandensein sogenannter »Hot Spots« zurückzuführen ist. »Hot Spots« sind Knotenbereiche im Abgasstrahl von Düsentriebwerken moderner Kampfflugzeuge, die in besonderem Maße Strahlung im Empfindlichkeitsbercich von InSb-Detektoren emittieren. Im Nachbrennerbetrieb kann die Strahlungsstärke in den »Hol Spot*« so hohe Werte annehmen, daß die Hot Spots von dem Zielsuchkopf aufgefaßt und als Scheinziel verfolgt werden. Da solche Hot Spots in einer Entfernung von bis zu 15 m vom Heck des Flugzeugs auftreten können, bedeutet dies selbst bei sonst fehlerfreier Lenkung des Flugkörpers eine große Trefferablage vom eigentlichen Ziel.

Aber selbst dann, wenn keine Störung der Zielverfolgung durch Hot Spots eintritt, /. IJ. bei HF-Zielsuchköpfcn, ist es im allgemeinen wünschenswert, den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der gegenüber den Triebwerken etwas in Richtung der Flugz.euglängsachse nach vorn, z. B. zum Cockpit hin. versetzt ist, wo ein Treffer meist wirkungsvoller ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, bei einer Steuervorrichtung der eingangs definierten Art den Flugkörper auf einen Punkt zu steuern eier gegenüber dem von dem Zielsuchkopf verfolgten Punkt in Richtung der Flugzeuglängsachse nach vorn versetzt ist.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 aufgeführten Maßnahmen gelöst.

In dem idealisierten I all geradlinig gleichförmiger

ΙΊ

Bewegungen von Ziel und Flugkörper wird der Flugkörper so gesteuert, daß die Sichtlinie zum Ziel raumfest bleibt. Die Flugkörperlängsachse wird sich dabei unter einem umso größeren Winkel zur Sichtlinie einstellen, je größer der Winkel zwischen Sichtlinie und Flugzeuggeschwindigkeitsvektor ist. Wenn der Geschwindigkeitsvektor des Zielflugzeuges in Richtung der Sichtlinie verläuft, muß der Flugkörper in Richtung der Siclulinie fliegen und richtet sich mit seiner Längsachse nach dieser und damit nach der Achse des Zielsuchkopfes aus. Der »Schielwinkel« ist dann null. Bewegt sich jedoch das Flugzeug unter einem Winkel quer zur Sichtlinie, so muß sich die Flugkörperlängsachse unter einem solchen Winkel zu der Sichtlinie einstellen, daß sie und damit auch die Bewegungsrichtung des Flugkörpers auf einen in der Bewegungsrichtung des Flugzeuges vor diesem liegenden Punkt gerichtet ist. Ein Vorhaltsignal wird nur erzeugt, wenn der Winkel zwischen Sichtlinie und Fluggeschwindigkeitsvektor,-und damit der Schielwinkel, ein bestimmtes vorgegebenes Maß überschreitet. Dh.- Vorzeichen des Vorhaltsignals wird dabei von dem Vczeichen des Schielwinkels bestimmt.

Das Vorhaltsignal ist weiterhin abhängig von der Entfernung zwischen Flugkörper und Zielflugzeug. In großem Abstand des Flugkörpers vom Zielflugzeug ist kein oder praktisch kein Vorhaltsignal erforderlich, da aus großem Abstand gesehen die Winkelgeschwindig keit des Sichtlinienvektors zum Zielfiugzeug und z. B. die des Sichtlinienvektors zu einem »Hot-Spot« praktisch übereinstimmen. Ein Vorhaltsignal wird wirksam bei kleinen Abständen vom Ziel.

Durch die DE-AS 19 12 704 ist ein Verfahren zur Eigenlenkung eines nach der Radar-Zielsuchmethode sein Ziel ansteuernden militärischen Flugkörpers beim Einsatz desselben gegen Seezielobjekte bekannt, bei dem die Lenkorgane des Flugkörpers von Radar-Fehlersignalen in Azimut und Elevation verstellbar sind. Um nicht nur die aus dem Wasser herausragenden und von dem Radar erfaßten Teile des Seezielobjekis zu treffen, ist dort vorgesehen, daß aus den Radar-Fehlersignalen in uer Elevationsebene eine Zusatzsteuerspannung gewonnen wird, die die Flugrichtung des Flugkörpers in der Elevationsebene derart beeinflußt, daß der Flugkörper sein Zielobjekt in der Elevationsebene in einem vorgegebenen Abstand unter dem Treffpunkt trifft, der ohne Aufschaltung der Zusatzsteuerspannung getroffen worden wäre. Zweck dieser Maßnahme ist, ein Schiff nicht im Bereich der Deckaufbauten sondern im Bereich der Wasserlinie oder darunter zu treffen. Dem Gegenstand der DEAS 19 12 704 liegt eine ähnliche Aufgabe zugrunde wie der vorliegenden Anmeldung. Es handelt sich jedoch um eine andere Anwendung und auch υ;« -indere Lösungsmittel.

Insbesondere wird bei der Anordnung nach der Erfindung ein Vorh.i'ft in Richtung des — variablen — Flugzeuggcschwindigkeitsvektors vorgegeben und nicht wie bei der bekannten Anordnung nur eine Ablenkung in der Klevationscbeno nach unten.

Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der UtilerunspruchC;

Die Erfindung ist nachstehend an zwei Ausführungsbeispiclen unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher erläutert.

Fig. I veranschaulicht die Flugbahn-Geometrie;

F i g. 2 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung;

F i g. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation der

Flugbahnen eines Zielflugzeuges und eines mit einer erfindungsgemäßcn Steuervorrichtung gesteuerten Flugkörpers;

F ig. 4 ist ein Blockschaltbild einer gegenüber der Atisführungsform von F i g. 2 vereinfachten Steuervorrichtung.

Fs sei angenommen, dall das /u verfolgende Flugzeug /■/fin einem Abstand Λ hinter seinem TricbwcrkiiuslaB in der Verlängerung der Flug/.ciiglängsachsc einen »Hot Spot« //7SA*erzeugt, und daß der Suchkopf des Flugkörpers I'K stall des Flugzeugtriebwerkes diesen I lot Spot verfolgt. Der Flugkörper IK würde dann nach dem Ciesct/ der Proporlionalnavigation so gesteuert, daß einer Änderung des Sichtlinien winkeis ii/'/ii diesem I lot Spot //7'.SViIH Raum entgegengewirkt wird und der Flugkörper in unerwünschter Weise einen Kollisionskurs mit dem I lot Spot HTSP verfolgt. Aus der Flugbahn-Geometrie gemäß I ι g. 1 ergibt sich folgende Beziehung /wischen eiern Sichiiinienwinkci »r zu dem Scheinziel Hol Spot //7'.SViIiKl dem Sichtlinienwinkel α ι zu dem wahren Ziel Flugzeug IV. und zwischen den entsprechenden Sichtlinien Winkelgeschwindigkeiten:

Fs ist

sinl«,. .>,)

wobei

;■/ der Winkel zwischen dem llugzeuggeschwindigkeitsvektor Vi und der Referenzrichlung W/:7-'untl

Ri der Abstand zwischen Flugkörper IK und Flugzeug //ist.

Durch Differentiation nach der Zeil ergibt sich daraus:

■ :,

R₁ cosl·;,.

Ks muß also an dem Lenkregler dem vom Suchkopf gelieferten o/.-Stciiersignal ein Vorhallsignal aiifgcschaltet werden, um nichl nach or sondern ii/ zu regeln und den Flugkörper stall auf den Hot Spot HTSl' auf das Flugzeug zu steuern.

Gleichung (2) läßt sich folgendermaßen vereinfachen:

1. Die Größe

COS(rTp — .T, >

kann näherungsweise gleich eins gesetzt werden. In größerem Abstand von Ziel isl n_r im wesentlichen gleich or- Die Winkel unterscheiden sich in nennenswertem Maße erst bei einer solchen Annäherung an das Ziel, daß dann eine Korrektur des Lenkkommandos durch eine Kosinusfunktion der Winkeldifferenz sowieso keine nennenswerte Auswirkung auf die Flugbahn des Flugkörpers FK hai.

2. Bei üblichen Luft-Luft-Flugkörpern ist einerseits infolge der hohen Verstärkung in der Lenkschleife (»/■klein. Auch die flugrichtung des Ziels ändert sich relativ langsam, so daß der Term όι·-γι relativ klein isl. R/, d.h. die Annäherungsgeschwindigkeit des Flugkörpers an das Flugzeug ist relativ groß, so daß RiIRi groß gegen (>/■-}'; wird und der zweite Term der Klammer in Gleichung (2) den ersten Term immer dann überwiegt, wenn die Winkeldifferenz (i/·-)¹/ nicht zu klein wird
Der Winkel (>/■-)'/ zwischen der Sichtlinie zum Scheinziel //7".SVund der llugzcuggeschwindigkcit hünfi. wie eingangs schon erläutert, mit dem Schielwinkel A zwischen Fliigkörpcrachsc und Zielsuchkopfiichsc zusammen. Fs kann die Sinusfunktion von or-yi näherungsweise· durch eine Stufenfunktion des Schielwinkels λ erselzl werden, die für kleine Schielwinkcl den Wert null hai und oberhalb eines Grenzwinkels λ λ,, einen festen positiven Wen K und innerhalb eines negativen ν irenzwinkeis -λ,, einen einsprechenden ncgaiivcn Wert - K annimmt.

Damit vereinfacht sich Gleichung (2) /ii

■;, .f_r „_rk für ; ■ /.,; ■■/ - 'i_r für / < /.,.

K ' sign (/.(
"ι"

Bleibt der Schiclwinkel λ wahrend des gesamten Fluges klein, so handelt es siclv im wesentlichen um einen direkten Nachschuß, so daß die Hol Spots die Lenkung des Flugkörpers nichl störend beeinflussen. Ils wird in diesem Falle kein Korreklursignal »/·». aufgeschallel. Die Aufschaltung eines Korrcklursignals erfolgt bei größeren Schielwinkcln die auftreten, wenn das flugzeug sich quer zur Sichtlinie bewegt.

Als wesentliche Größen werden in Gleichung (4) die Annähcrungsgeschwindigkeil Ri und der Absland Ri des Flugkörpers zum Ziel benötigt. Beide Werte werden mit Hilfe eines Annäherungssensors gemessen. Der Absland A zwischen Hol Spot HTSPund Fhigzcugheck wird als konstant vorausgesetzt und definiert zusammen mit der geeignet gewählten Größe K die Verstärkung des Korrckturglicdcs.

(!ine Schaltungsanordnung, durch welche eine Korrektur des Steuersignals gemäß Gleichung (3) und (4) erfolgt, isl in F i g. 2 als Blockschaltbild dargestellt.

Mit 10 ist dn Suchkopf bezeichnet, der beispielsweise nach Art der DF-PS 14 06 578 ausgebildet sein ka..i und ein Signal proportional zu or liefert, der Winkelgeschwindigkeit des Sichllinienvcklors /u dem vom Suchkopf JO verfolgten Zieles, welches im vorliegenden Fall der Hot Spot HTSP isl. Dieses Signal ä_r beaufschlagt den Lenkregler 12. der über ein Stellglied 14 die F'lugkörperbcwcgung in üblicher Weise beeinflußt. Die Flugkörperbewegung und Bahnkinematik ist in F i g. 2 durch das Kästchen 16 symbolisiert. Sie ergibt eine Beeinflussung von Ru Ri und o/·. Das ist die Lenkschlcife eines Flugkörpers bei Proporlionalnavigation.

Der Suchkopf 10 weist weiterhin einen Abgriff für den Schielwinkel z. auf. Das von diesem Abgriff gelieferte Signal beaufschlagt einen Schwellwertschalter iS. Der Schweüwenschaiier ίο liefert das Ausgangssignal null für -A₍,<z.< +Ä,„ Für Schielwinkel λ>λ₍. liefen der Schwellwertschalter 18 ein Signal +A-K.

für Schielwinkel λ< -λα ist das Ausgangssignal gleich -A ■ K.

Das Ausgangssignal des Schwellwertschalters 18 liegt an einem Eingang 20 einer Multiplizierschaltung 22. Ein Annäherungssensor 24 liefert Signale nach Maßgabe des Abstandes Rt zwischen Flugkörper und Zielflugzcug und der Abstandsänderung Rt- Das Abstandssignal Rt lifcg*. an einer kehrwertbildenden Schaltung 26 an. Das ist praktisch ein Quotientenbildner, an dessen Zählereingang ein konstantes Signal »eins« anliegt und dessen Nennereingang das Signal Ri erhalt. Das Ausgangssignal l//?rder Schaltung 26 liegt gleichzeitig an zwei Eingängen 28, 30 der Multiplizierschaltung 22 an. An einem weiteren Eingang .32 der Mullipli/ierschaltung 22 liegt das Signal Ar von dem Annäherungssensor 24. Die Multiplizierschaltung 22 erzeugt ein Signal proportional dem Produkt aller an den vier Eingängen 20, 28, 30 und 32 anliegenden Signale, und dieses Signal wird als Vorhaltsignal am hingang des Lenkregler¹- \i dem Sichtliniendrehgeschwindigkeitssignal r>/> aiifge· schaltet.

Wenn der Schielwinkel zwischen -/.,, und +A₁, liegt, ist das Signal am Eingang 20 null, und dementsprechend ist auch das Ausgangssigmil der Multiplizierschaltung 22 null. Die Lenkung des Flugkörpers FK erfolgt in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation auf den Hot Spot hin. der aber vom Flugkörper aus gesehen im wesentlichen fluchtend mit dem eigentlichen Ziel liegt, so daß der Flugkörper schließlich auch das Ziel trifft. Wird der Schielwinkel λ größer als + Kc, oder kleiner als -'/., . so liefert die Multiplizierschaltung ein Vorhaltsignal άρκ gemäß Gleichung (4). welches dem Signal or in Libereinstimmung mit Gleichung (3) bei 34 aufgeschaltet wird.

F i g. 3 zeigt das Ergebnis einer Simulation des beschriebenen Korrektlirverfahrens. Es handelt sich dabei um einen Zielanflug eines realistischen Luft-Luft-Flugkörpers. auf ein niehtmanövrierendes Ziel mit folgenden Anfangsbedingungen:

( — 0 I ι, = 300 m see Abschußgeschwindigkeit des Flugkörper*.
V₁ - 3tK) m see Geschwindigkeit des

Zieles.

,τ ρ, = 60 Angriffswinkel.

R_rn = 800 m Abschußentfernung.

Nach einer Flugzeit von 3.26 Sekunden hat sich die in F i g. 3 dargestellte Flugbahngeometrie eingestellt. Bis zu diesem Zeitpunkt flog der Flugkörper nach der reinen Proporiionalnavigation und verringerte seinen Abstand zum Ziel bis auf 130 m. Dieser Flugzustand ist Ausgangspunkt für den Zielanflug mit und ohne Korrektur. Die gestrichelte Linie stellt die Flugbahn des Flugkörpers ohne Korrektur dar. Die Querverbindung zwischen Flugkörper- und Zielbahn sind die Sichtlinien zwischen Flugkörper-Suchkopf und Hot Spot in Zeitintervallen von 0.05 Sekunden. Nach 3.6 Sekunden fliegt der Flugkörper mit einer Ablage von ca. 0,2 m an dem Hot Spot HTSP vorbei. Geht man davon aus, daß die zulässige Trefferablage 10 m beträgt, was durch den gestrichelten Kreis dargestellt ist, so erfüllt der Flugkörper die Trefferbedingung gerade nicht mehr.

Mit der beschriebenen Korrektur fliegt der Flugkörper längs der ausgezogenen Flugbahn. Der Flugkörper kreuzt die Flugbahn 10 m vor dem Hot Spot und trifft somit genau das Ziel. Die Trefferbedingung in diesem Augenblick ist durch den ausgezogen gezeichneten Kreis dargestellt.

Die Steuervorrichtung kann weiter vereinfacht werden, wenn man dafür sorgt, daß die Annäherungsgeschwindigkeit Rr einen bestimmten Minimalwert Rrmm nicht unterschreitet, der durch

^{A K} R ² '< rc.

(5)

definiert wird.

In dieser Ungleichung bedeutet <ij>₍. den Grenzwert

r> der Sichtliniendrehgeschwindigkeit. der das maximale Ruderstellmoment des Flugkörpers zur Folge hat. Der Lenkregler erhält ein der Sichtliniendrehgeschwindigkeit ο/· proportionales Signal und bewirkt ein der Änderung der Sichtiinie entgegenwirkende·» RuüeiVieii-

."i moment, das seinerseits der Sichtliniendrehgeschwindigkeit proportional ist. Dem konstruktiv bedingten maximalen Ruderstellmoment entspricht ein bestimmter Grenzwert on; der Sichtliniendrehgeschwindigkeit. Rh; ist ein Grenzwert des Abstandes vom Ziel, der

. ·. dadurch bestimmt ist, daß bei der konstruktiv bedingten maximal möglichen Querbeschleunigung des Flugkörpers aus diesem Abstand heraus ein vorgegebener optimaler Vorhalt des Flugkörpers erreichbar ist.

Bei Erfüllung der in Gleichung (5) angegebenen

ν Bedingung kann zunächst eine Lenkung des Flugkörpers in üblicher Weise nach dem Gesetz der Proportionalnavigation erfolgen bis der Abstand Rn, vom Ziel erreicht ist. In diesem Abstand wird die Lenkschleife aufgebrochen und auf den Lenkregler das

i. Lenkkommando n_n, aufgeschaltet, das maximale Querbeschleunigung des Flugkörpers bewirkt. Dieses Lenkkommando η pe, erzeugt dann, wegen der entsprechenden Wahl des Abstandes Rn; den gewünschten Vorhalt gegenüber dem durch die zuletzt erhaltene lip-lnforma-

ι" tion bestimmten Kurs.

Diese Aufschaltung erfolgt jedoch, wie bei der Sipuervorrichtune von F i B. 2. nur dann, wenn der Schielwinkel vorgegebene Grenzwerte ±/.,. überschreitet. Die dem Lenkregler zugeführten Signa'e sind

i" dann

<T₇ — .T_p für

und R_T < R_TC, oder R_T > R_T(,

π j = n_rG sign!/.) für >. > >._o und R₁ < R,,,

Eine nach diesem Prinzip arbeitende Steuervorrichtung ist in F i g. 4 schematisch als Blockdiagramm dargestellt

In F i g. 4 ist mit 36 ein Suchkopf bezeichnet, der ein Signal öp proportional der Sichtliniendrehgeschwindigkeit opin sowie ein Signal proportional dem Schielwinkel λ liefert. Das erstere Signal liegt an einem festen Kontakt 38 eines Umschalters 40 (der hier als mechanischer Umschalter dargestellt ist aber von einem elektronischen Bauteil gebildet werden kann). Das Schielwinkelsignal liegt an einem Schwellwertschalter 42 an, der bei einem Schielwinkel

- r-c, < '■ < + >-G
ein Ausgangssignal null, bei einem Schielwinkel λ>λα

ein Ausgungssignal +2On; und bei einem Schielwinkel λ<-Ar; ein Ausgangssignal -2 (in; liefert. Dieses Ausgangssignal liegt an einem zweiten festen Kontakt 44 des Umschalters 40 an. Der bewegliche Kontakt 46 des Umschalters 40 (oder sein elektronisches Äquivalent) ist mit dem Lenkregler 48 verbunden.

Der Lenkregler 48 beeinflußt über ein Stellglied 50 die Flugkörper'tewegung, wobei die Flugkörperbewegung und Bahnkiliematik wieder durch ein Kästchen 52 symbolisiert ist. Die Sichtliniendrehgeschwindigkeit or,„ wird von dem Suchkopf 36 gemessen und in ein entsprechendes Signal op umgesetzt, womit die normale Lenkschleife geschlossen ist.

Der Abstand Rr des Flugkörpers vom Ziel wird mittels eines Annäherungssensors 54 erfaßt, und ein entsprechendes Signal beaufschlagt einen Schwellwertschalter 56. Der Schwellwertschalter 56 liefert ein Ausgangssignal Y - 0 für Rr> Rh; und ein Ausgangssignal K= Δ für R_T<Rri;- Das L-Signal am Ausgang des Schwellwertschalters 56 legt den Umschalter 40 aus der gezeichneten Stellung, in welcher der Kontakt 38 mit dem Eingang des Lenkreglers 48 verbunden ist, um in die andere Stellung, wo über den Kontakt 44 der Ausgang des Schwellwertschalters 42 auf den Lenkregler 48 geschaltet ist.

Wenn also der Abstand Rt kleiner als der Grenzwert Rn, wird, dann wird der Schalter 40 umgelegt und der (»/•-Ausgang des Suchkopfes von dem Lenkregler 48 abgeschaltet. Stattdessen erhält der Lenkregler 48 das Ausgangssignal 2 dpa, wenn λ>λ_(; ist bzw. -2(ip_C„ wenn λ<λ<·; ist. Der Lenkregler 48 kommandiert dann auf jeden Fall die maximal mögliche Querbeschleunigung des Flugkörpers, und zwar mit dem durch das Vorzeichen des Schielwinkels entsprechenden Vorzeichen. Rtc war so gewählt worden, daß sich damit der gewünschte Vorhalt ergibt.

Die beschriebene Anordnung wurde anhand der Steuerung eines Flugkörpers auf einen Punkt vor einem »Hot Spot« erläutert. Die Steuerung kann jedoch in gleicher Weise verwendet werden, um den Flugkörper auf einen Punkt zu lenken, der sonstwie vor dem vom Suchkopf erfaßten Punkt liegt. Wenn der Suchkopf z. B. ein am Heck des Flugzeuges angeordnetes Düsentriebwerk erlabt, dann ist es im allgemeinen günstiger, den Flugkörper auf einen um einen bestimmten Betrag vor diesem Triebwerk liegenden Punkt zu lenken, weil dort ein Treffer wirkungsvoller ist.

4 liliiti Zui

Claims

Patentansprüche:

1. Steuervorrichtung für Flugkörper, die mittels eines Zielsuchkopfes auf Flugzeuge gelenkt werden, enthaltend:

einen Zielsuchkopf und eine Einrichtung zum ständigen Ausrichten des Zielsuchkopfes auf ein Ziel,

Mittel zur Erzeugung eines Sichtlinienänderungssignals, welches proportional ist der Änderungsgeschwindigkeit der vom Zielsuchkopf zum Ziel verlaufenden Sichtlinie im Raum, einen von dem Sichtlinienänderungssignal beaufschlagten Lenkregler,
einen Fühler für den »Schielwinkel« zwischen Flugkörperlängsachse und optischer Achse des Zielsuchkopfes und

einen Schwellwertschalter, über welchen ein von dpra Schielwinkel abhängiges Ausgangssignal auf den Lenkregler aufschaitbar ist,

dadurch gekennzeichnet, daß

(a) der Schwellwertschalter (18,42) bei Überschreiten eines positiven bzw. Unterschreiten eines negativen Schwellwerts (±λα) des Schielwinkels (λ) ein Ausgangssignal entsprechenden Vorzeichens liefert,

(b) ein Annäherungssensor (24, 54) vorgesehen ist, der ein Abstandssignal (Ri) nach Maßgabe des Abstanci zwischen Flugkörper (FK) und Flugzeug (FZ) liefert, und

(c) das Ausgangssignal des Schwellwertschalters (18, 42) und das Absiand.^cMgnal (Ri) auf eine Verknüpfungsschaltung (26, 22 bzw. 56, 40) zur Bildung eines den Lenkregler (12, 48) beaufschlagenden Vorhaltsignals aufgeschaltet sind, welches die Bahn des Flugkörpers bei kleinen Abständen (Ri) und großen Schielwinkeln (λ) auf einen gegenüber dem vom Zielsuchkopf (10, 36) angepeilten Ziel in Richtung des Flugzeuggeschwindigkeitsvektors (Vi) versetzten Punk', ablenkt.