DE4442134A1

DE4442134A1 - Lenkschleife für Flugkörper

Info

Publication number: DE4442134A1
Application number: DE4442134A
Authority: DE
Inventors: Juergen Schnatz; Willi Ruggaber
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1994-11-26
Filing date: 1994-11-26
Publication date: 1996-05-30
Also published as: EP0714013A1; EP0714013B1; US5647560A; DE59510077D1

Description

Die Erfindung betrifft eine Lenkschleife für Flugkörper, die durch einen Suchkopf zu einem Ziel geführt werden, wo bei der Suchkopf ein begrenztes Gesichtsfeld besitzt, ent haltend einen Suchkopf, der die Sichtlinie zu einem Ziel durch Schielwinkel in bezug auf flugkörperfeste Nick- und Gierachsen bestimmt und Suchkopfsignale liefert, Signalver arbeitungsmittel, die von den Suchkopfsignalen beaufschlagt sind zur Erzeugung von die Bewegung des Flugkörpers bestim menden Signalen, und Lenkmittel, welche von diesen Signalen beaufschlagt sind zur Führung des Flugkörpers zu dem Ziel.

Der Suchkopf enthält üblicherweise ein abbildendes opti sches System und einen Sensor. Das abbildende optische Sy stem besitzt eine optische Achse. Ein den Sensor enthalten der Regelkreis richtet die optische Achse des optischen Sy stems auf ein von dem Sensor erfaßtes Ziel aus. Diese opti sche Achse definiert dann eine "Sichtlinie" zum Ziel. Die Lage der Sichtlinie relativ zu dem Flugkörper kann defi niert werden durch zwei "Schielwinkel" um eine Gierachse bzw. eine Nickachse. Das optische System mit dem Sensor bildet einen "Sucher".

Der Suchkopf liefert Suchkopfsignale. Nach einem Lenkgesetz werden Lenksignale erzeugt, durch welche der Flugkörper zu dem erfaßten Ziel geführt wird. Bei dem Lenkgesetz der "Proportionalnavigation" sind die Lenksignale beispielswei se proportional der Drehgeschwindigkeit der Sichtlinie im inertialen Raum. Die Lenksignale steuern die Bewegung von Steuerflächen. Bei der Proportionalnavigation sucht die Lenkung die Lage der Sichtlinie im Raum konstant zu halten. Der Regelkreis mit dem Sucher als Meßglied und den Steuer flächen (o. dergl.) als Stellglied, durch den der Flugkör per zu dem Ziel geführt wird, bezeichnet man als "Lenkschleife".

Durch die Bewegung der Steuerflächen soll eine Querbe schleunigung des Flugkörpers erzielt werden. Zu diesem Zweck verändert der Flugkörper seinen Anstellwinkel, d. h. den Winkel zwischen Fluggeschwindigkeits-Vektor und Flug körper-Längsachse. Durch diese Änderung des Anstellwinkels werden wiederum die Schielwinkel des Suchkopfes verändert. Der Flugkörper ändert seine Lage im Raum relativ zu der im wesentlichen raumfesten Sichtlinie.

Der optische Strahlengang des Suchers verläuft durch ein Fenster im Bereich der Spitze des Flugkörpers. Dieses Fen ster bestimmt ein Gesichtsfeld des Suchers. Aus aerodynami schen und optischen Gründen ist dieses Fenster häufig seit lich an der Spitze des Flugkörpers vorgesehen. Die Größe der zulässigen Schielwinkel ist dadurch begrenzt. Verläßt die Sichtlinie zum Ziel das Gesichtsfeld des Flugkörpers, dann verliert der Suchkopf das Ziel.

Beispiele für Flugkörper, bei denen die Fenster seitlich an der Spitze des Flugkörpers vorgesehen sind, zeigen die US- PS 4 717 822 und die EP-OS 0 482 352.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Lenkschleife für Flugkörper der eingangs genannten Art so auszubilden, daß ein Zielverlust durch die Begrenzung des Gesichtsfeldes des Suchers vermieden wird.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß die Signalverarbeitungsmittel Mittel zur Beeinflussung der die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signale enthalten, die eine solche Bewegung des Flugkörpers sicherstellen, daß die Sichtlinie stets im Bereich des Gesichtsfeldes des Suchkopfes gehalten wird.

Nach der Erfindung werden die die Bewegung des Flugkörpers bestimmenden Signale, z. B. die Lenksignale, nicht nur durch das Lenkgesetz im Sinne einer optimalen Führung des Flug körpers zu dem Ziel bestimmt sondern zusätzlich dahinge hend beeinflußt, daß die Sichtlinie sicher im Gesichtsfeld des Suchkopfes bleibt. Es wird also u. U. ein im Sinne der Zielverfolgung optimales Lenksignal begrenzt und weniger optimal gemacht, wenn durch die dem optimalen Lenksignal entsprechende Querbeschleunigung die Sichtlinie aus dem Ge sichtsfeld herauswandern und ein Zielverlust eintreten wür de. Die optimale Zielverfolgung nützt nichts, wenn schließ lich das Ziel verloren geht und der Flugkörper dadurch ori entierungslos wird. Die Aufgabe, die Sichtlinie im Ge sichtsfeld des Suchkopfes zu halten kann auch bei unsymme trischer Anordnung des Fensters eine durch das Lenkgesetz nicht geforderte Rollbewegung des Flugkörpers erforderlich machen.

Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteran sprüche.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.

Fig. 1 ist eine schematisch-perspektivische Darstellung eines zielverfolgenden Flugkörpers mit einem Such kopf dessen Strahlengang durch ein Fenster hin durchtritt, das seitlich im Bereich der Spitze des Flugkörpers angeordnet ist.

Fig. 2 veranschaulicht das Gesichtsfeld des Suchers Such kopfes von Fig. 1 in bezug auf die Richtung der Längsachse des Flugkörpers.

Fig. 3 ist ein Blockdiagramm und zeigt die Lenkschleife des Flugkörpers von Fig. 1.

Fig. 4 ist ein Blockdiagramm und zeigt die Mittel zur Be einflussung der die Bewegung des Flugkörpers be stimmenden Signale, durch welche die Sichtlinie zum Ziel stets innerhalb des Gesichtsfeldes des Suchkopfes gehalten wird.

Fig. 5 zeigt ein "Kommandofenster", welches die Regeln symbolisiert, nach denen in Abhängigkeit von den Schielwinkeln eine Rollbewegung des Flugkörpers eingeleitet wird.

Fig. 6 und 7 veranschaulichen die Wirkung einer 180°- Rollbewegung des Flugkörpers auf die relative Lage von Sichtlinie und Gesichtsfeld.

Fig. 8 veranschaulicht die Drehbewegung des Flugkörpers in dem Fall, daß die Sichlinie sich dem seitlichen Rand des Gesichtsfeldes nähert.

Fig. 9 veranschaulicht die Drehbewegung des Flugkörpers für einen weiteren Typ der relativen Lage von prä dizierter Sichtlinie und Längsachse des Flugkör pers.

Fig. 1 ist eine schematisch-perspektivische Darstellung ei nes Flugkörpers 10 mit Triebwerken 12 und 14, einem Such kopf 16 an der Spitze und Steuerflächen 18. Der Suchkopf 16 weist ein Fenster 20 mit drei Facetten auf. Der (nicht sichtbare) Sucher "sieht" mit einer Sichtlinie 22 durch dieses Fenster 20. Mit x_b ist die Richtung der Längsachse des Flugkörpers 10 bezeichnet. Die Lage der Sichtlinie 22 relativ zu dem Flugkörper 10 ist definiert durch zwei Win kel λ_yp und λ_zp um die flugkörperfeste Nick- bzw. Gierachse y_b bzw. z_b.

Fig. 2 zeigt die Lage des Gesichtsfeldes 24 des Suchkopfes 16 in bezug auf die Richtung der Längsachse x_b. Das Ge sichtsfeld ist um die Nickachse y_b begrenzt durch die maxi malen Nick-Schielwinkel ε_yo und -ε_yu die Gierachse z_b ist das Gesichtsfeld begrenzt durch die maximalen Gier schielwinkel -ε_z und +ε_z. Um die Nickachse ist das Gesichts feld 24 stark unsymmetrisch. Um die Gierachse ist das Ge sichtsfeld 24 symmetrisch aber natürlich begrenzt.

Fig. 3 veranschaulicht die Lenkschleife oder den Lenkregel kreis. Mit 26 ist ein Ziel bezeichnet. Das Ziel 26 wird von dem Sucher 28 erfaßt. Der Sucher 28 stellt sich mit seiner Sichtlinie auf das Ziel ein. Die Lage der Sichtlinie 22 mit den Nick- und Gier-Schielwinkeln kann z. B. in Form von Kar danwinkeln an dem Sucher 28 abgegriffen werden. Die so ge messenen Schielwinkel λ_ym und λ_zm werden, wie durch eine Schleife 30 angedeutet ist, auf eine Schaltung 32 aufge schaltet, die einem Zielverlust entgegenwirkt.

Im übrigen erfolgt eine Lenkung durch einen Lenkrechner 34 nach einem Lenkgesetz in Abhängigkeit von der Sichtlinie oder deren Drehgeschwindigkeit. Der Lenkrechner 34 komman diert Lenkgesetz-Querbeschleunigungen a_yco und a_zco, durch welche der Flugkörper 10 nach dem angewandten Lenkgesetz dem Ziel 26 nachgeführt werden sollte. Diese Lenkgesetz- Querbeschleunigungen a_yco und a_zco werden jedoch noch auf die Schaltung 32 aufgeschaltet und erforderlichenfalls so modi fiziert, daß einem Zielverlust entgegengewirkt oder eine Rollbewegung des Flugkörpers 10 eingeleitet wird. Die Schaltung 32 erhält auch die gemessenen Querbeschleunigun gen a_ym und a_zm des Flugkörpers 10. Das ist durch die Schlei fe 36 dargestellt. Die Schaltung 32 liefert kommandierte Querbeschleunigungen a_yc und a_zc in Richtung der Nick- bzw. Gierachse. Ferner liefert die Schaltung ggf. Kommandos ΔΦ_c, welche eine Rollbewegung des Flugkörpers einleiten. Die Be wegung des Flugkörpers wirkt sich wieder auf den Sucher 28 aus. Das ist durch die Schleife 38 und einen Summierpunkt 40 dargestellt.

Die Schaltung 32 ist in Fig. 4 im einzelnen dargestellt.

An einem Eingang 42 liegt die von dem Lenkrechner 34 gelie ferte Lenkgesetz-Querbeschleunigung a_yco in Richtung der Nickachse an. An einem Eingang 44 liegt die von dem Lenkrechner 34 gelieferte Lenkgesetz-Querbeschleunigung a_zco in Richtung der Gierachse an. An einem Eingang 46 liegt die gemessene Querbeschleunigung a_ym des Flugkörpers 10 in Rich tung der Nickachse an. An einem Eingang 48 liegt die gemes sene Querbeschleunigung a_zm des Flugkörpers 10 in Richtung der Gierachse an. In Summierpunkten 50 und 52 werden die Differenzen der Lenkgesetz-Querbeschleunigungen und der ge messenen Querbeschleunigungen gebildet:

Δa_y = a_yco - a_ym
Δa_z = a_zco - a_zm.

Das sind die Änderungen der Querbeschleunigungen, die sich bei Erzeugung der vom Lenkrechner 34 berechneten Lenkge setz-Querbeschleunigungen ergeben würden. Diese Änderungen würden zu Änderungen der Anstellwinkel führen. Solche Ände rungen der Anstellwinkel führen zu gegensinnigen Änderungen der Schielwinkel. Der Flugkörper 10 wird relativ zu der im wesentlichen feststehenden Sichtlinie um Nick- und Gierach se verschwenkt. Wird z. B. der Nickwinkel des Flugkörpers 10 gegenüber dem inertialen Raum und der darin festen Sichtli nie 22 zur Erzielung einer in Richtung der Gierachse wir kenden Querbeschleunigung im Uhrzeigersinn verändert, dann verändert sich der Schielwinkel, nämlich der Winkel, unter dem das Ziel aus dem Flugkörper 10 gesehen wird, entgegen dem Uhrzeigersinn. Einer kommandierten Änderung der Querbe schleunigung entspricht eine sich aus der Aerodynamik des Flugkörpers 10 ergebende Änderung des Anstellwinkels. Diese bewirkt wiederum eine Änderung des betreffenden Schielwin kels. Aus einer kommandierten Änderung der Querbeschleuni gung kann daher eine Änderung des Schielwinkels prädiziert werden. In Fig. 4 ist angenommen, daß der Zusammenhang zwi schen kommandierter Änderung der Querbeschleunigung und daraus prädizierter Änderung des zugehörigen Schielwinkes die Proportionalität ist:

Δλ_z = -K_a Δa_y
Δλ_y = K_a Δa_z

Die Multiplikation mit den Koeffizienten -K_a bzw. K_a ist in Fig. 4 durch Blöcke 54 bzw. 56 dargestellt. Statt des linea ren Zusammenhanges können durchaus auch komplexere und nichtlineare Zusammenhänge zwischen den Änderungen der Schielwinkel und den kommandierten Änderungen der Querbe schleunigungen bestehen.

Aus diesen Änderungen der Schielwinkel können nun prädi zierte Schielwinkel als Summe der aktuellen, gemessenen Schielwinkel und den Änderungen der Schielwinkel gebildet werden. Die gemessenen Schielwinkel λ_ym und λ_zm werden an dem Sucher 28 (Fig. 3) abgegriffen und über Schleife 30 auf die Schaltung 32 aufgeschaltet. Diese gemessenen Schielwinkel λ_ym und λ_zm liegen an Eingängen 58 bzw. 60 der Schaltung 32 (Fig. 4) an. Den gemessenen Schielwinkeln λ_ym und λ_zm sind die berechneten Änderungen der Schielwinkel in Summierpunkten 62 bzw. 64 überlagert. Daraus ergeben sich die prädizierten Schielwinkel λ_yp bzw. λ_zp.

Die so erhaltenen prädizierten Schielwinkel λ_yp bzw. λ_zp sind auf Begrenzer 66 bzw. 68 aufgeschaltet. Die Begrenzer be grenzen die Werte der Schielwinkel auf vorgegebene Grenz werte ν_yo und -ν_yu bzw. ν_z und -ν_z. Die Werte von ν_yo und -ν_yu bzw. ν_z und -ν_z sind etwas kleiner als die oben im Zusammen hang mit Fig. 2 erwähnten Werte ε_yo und ε_yu bzw. -ε_z und +ε_z. Der durch die Begrenzer 66 und 68 festgelegte Bereich ist aus Sicherheitsgründen etwas gegenüber dem durch das Fenster 20 bestimmten realen Gesichtsfeld verkleinert.

Die Begrenzer 66 und 68 liefern dementsprechend begrenzte Werte der prädizierten Schielwinkel λ_yp bzw. λ_zp, falls die prädizierten Schielwinkel aus dem durch die Begrenzer 66 und 68 festgelegten Gesichtsfeld herausfallen. Von diesen begrenzten Schielwinkeln werden nun in Summierpunkten 70 bzw. 72 die gemessenen Schielwinkel subtrahiert. Das ist durch die Schleifen 74 bzw. 76 dargestellt. Dadurch ergeben sich begrenzte Änderungen der Schielwinkel δλ_yp Δλ_zp. Diese begrenzten Änderungen der Schielwinkel werden nun einer Operation unterworfen, die invers zu der durch die Blöcke 56 bzw. 54 dargestellten Operation ist. Im vorliegenden Fall sind diese inversen Operationen Multiplikationen mit 1/K_a bzw. -1/K_a. Diese inversen Operationen sind in Fig. 4 durch Blöcke 78 bzw. 80 dargestellt. Die inverse Operation gemäß Block 80 liefert eine modifizierte Änderung Δa_yp der Querbeschleunigung in Richtung der Nickachse. Die inverse Operation gemäß Block 78 liefert eine modifizierte Änderung Δa_zp der Querbeschleunigung in Richtung der Gierachse. Die sen modifizierten Änderungen werden die entsprechenden ge messenen Querbeschleunigungen a_ym bzw. a_zm in Summierpunkten 82 bzw. 84 überlagert. Das ist in Fig. 4 durch Schleifen 86 bzw. 88 dargestellt.

Dadurch werden erste kommandierte Beschleunigungen a_yc1 und a_zc1 erhalten. Diese ersten kommandierten Beschleunigungen a_yc1 und a_zc1 sind auf weitere Begrenzermittel 90 geschaltet. Dort erfahren sie erforderlichenfalls eine weitere Begren zung, falls der mit einer Querbeschleunigung kommandierte Anstellwinkel aus aerodynamischen Gründen zu groß wird. An Ausgängen 92 und 94 erscheinen dann kommandierte Beschleu nigungen a_yc bzw. a_zc. Durch diese werden, wie aus Fig. 3 her vorgeht, die Steuerflächen des Flugkörpers angesteuert.

Zusätzlich kann dem Flugkörper 10 eine Rollbewegung erteilt werden, durch welche der Flugkörper 10 in eine Rollage be wegt wird, in welcher das Fenster 20 (Fig. 1) günstig zu der Sichtlinie 22 liegt. Der Gier-Schielwinkel λ_z soll klein sein und der Nick-Schielwinkel λ_y soll in den weniger stark beschränkten, negativen Bereich (unten in Fig. 2) fallen. Zu diesem Zweck werden die prädizierten Schielwinkel und X_yp und λ_zp auf Eingänge 96 bzw. 98 einer Rollsteuerung 100 geschaltet.

Die Rollsteuerung 100 liefert an einem Ausgang 102 ein Rollkommando ΔΦ_c.

Das Rollkommando ΔΦ_c ergibt sich aus den prädizierten Schielwinkeln λ_yp und λ_zp nach vorgegebenen Regeln:

(a) Wenn der prädizierte Gier-Schielwinkel λ_zp und der Nick-Schielwinkel λ_yp die Bedingung erfüllen: - δ λ_zp δundλ_yp ν_yo,wobei δ und ν_yo die Begrenzungen eines "Fensters" für die Sichtlinie in dem Gesichtsfeld 24 des Suchkopfes 16 ist, wird die Rollage des Flugkörpers 10 beibehal ten.
(b) Wenn die präzedierten Schielwinkel in einem Bereich - δ λ_zp δundλ_yp ν_yo,liegen, wird dem Flugkörper 10 eine 180° Rolldrehung kommandiert.
(c) Wenn die prädizierten Schielwinkel λ_zp und λ_yp in den Bereich λ_zp -δ; λ_yp -ν_yo oder λ_zp δ, λ_yp -ν_yoliegen, wird dem Flugkörper 10 eine Rollbewegung um den WinkelΔΦ_c = arctan (λ_zp/λ_yp)kommandiert.
(d) Wenn die prädizierten Schielwinkel λ_zp und λ_yp in den Bereich λ_zp -δ; -ν_yo λ_yp ν_yo oder λ_zp δ;
-ν_yo λ_yp ν_yoliegen, wird dem Flugkörper im Fall eines positiv prä dizierten Gier-Schielwinkels λ_zp eine Rolldrehung um den Winkel -90° und im Fall eines negativ prädizierten Gier-Schielwinkels λ_zp eine Rolldrehung um den Winkel + 90° kommandiert.

Das ist in Fig. 5 in Form eines "Kommandofensters" darge stellt. In horizontaler Richtung sind in Fig. 5 prädizierte (vorhergesagte) Gier-Schielwinkel λ_zp auf getragen. In verti kaler Richtung sind in Fig. 5 prädizierte Nick-Schielwinkel λ_yp aufgetragen. Jeder Punkt in der Fläche von Fig. 5 ent spricht daher einer durch zwei Schielwinkel definierten Sichtlinie.

In Fig. 5 ist das durch das Fenster 20 definierte reale Ge sichtsfeld 24 eingezeichnet. Weiterhin ist das innerhalb des realen Gesichtsfeldes 24 angeordnete eingeschränkte Ge sichtsfeld 104 dargestellt, welches durch die Begrenzerwer te ν_yo und -ν_yu bzw. ν_z und -ν_z der Begrenzer 66 und 68 fest gelegt ist.

In einem Bereich 106 der sich in "vertikaler" Richtung von ν_yo bis zum Rand des Gesichtsfeldes und in "horizontaler" Richtung von -δ bis +δ erstreckt, erfolgt keine Änderung der Rollage. Die Sichtlinie 22 liegt im wesentlichen opti mal zu dem Fenster 20. ΔΦ_c = 0. Das ist die oben angegebene Regel "(a)".

In einem Bereich 108, der sich in horizontaler Richtung ebenfalls von -δ bis +δ erstreckt, und in vertikaler Rich tung von ν_yo bis zum "oberen" Rand des Gesichtsfeldes reicht, wird eine 180°-Rollbewegung des Flugkörpers 10 kom mandiert. Die Wirkung einer solchen 180°-Rollbewegung auf die relative Lage von Sichtlinie und Gesichtsfeld kann an hand der schematischen Darstellung von Fig. 6 und 7 verstan den werden. In Fig. 6 ist angenommen, daß das Fenster 20 nach unten weist. Die Rollachse x_b des Flugkörpers 10 liegt horizontal. Die Sichtlinie 22 ist gegenüber der Rollachse x_b in einer vertikalen Ebene geneigt und liegt in dem Bereich 108 nahe dem Rand des Gesichtsfeldes 24. Wenn dann der Flugkörper 10 mit dem Fenster 20 um 180° um die Rollachse x_b gedreht wird, dann ergeben sich die Verhältnisse von Fig. 7: Die Lage der Sichtlinie 22 und die Lage der Rollachse x_b bleiben unverändert. Die Ränder ε_yo und -ε_yu des Gesichtsfel des 24 sind an der Rollachse x_b gespiegelt. In Fig. 5 ent spräche das einer Drehung um 180° um den Schnittpunkt der λ_yp- und λ_zp-Achsen. Die Sichtlinie liegt dann in dem geome trisch günstigeren Winkelbereich des Gesichtsfeldes 22. Das entspricht der oben angegebenen Regel "(b)".

Wenn die Sichtlinie 22 des Suchkopfes 16 in einem der Be reiche 110 oder 112 liegt, also gegen die Längsmittelebene des Gesichtsfeldes um mehr als den Winkel δ seitlich ver setzt ist, dann erfolgt eine solche Drehung des Flugkör pers 10 um die Rollachse x_b und damit eine Drehung des Ge sichtsfeldes um einen Winkel ΔΦ, daß die prädizierte Sicht linie 22 wieder auf diese Längsmittelebene zu liegen kommt. Aus Fig. 8 ergibt sich für den hierzu zu kommandierenden Rollwinkel ΔΦ_c die Beziehung

ΔΦ_c = arctan λ_zp/λ_yp.

Das ist die oben angegebene Regel "(c)".

Wenn die prädizierte Sichtlinie des Suchkopfes in einem der Felder 114 oder 116 von Fig. 5 liegt, die sich längs der "λ_zp-Achse" erstrecken, dann erfolgt eine Drehung des Flug körpers 10 um 90° um die Rollachse x_b. Durch eine Drehung um 90° liegen diese "Mengen von Sichtlinien" nicht mehr bei derseits der λ_zp-Achse sondern beiderseits der - um 90° ge drehten - λ_yp-Achse und damit zentral im Gesichtsfeld. Die Drehung des Flugkörpers und damit des Gesichtsfeldes 24 muß im Falle des Feldes 114 (λ_zp<0) im Uhrzeigersinn erfolgen, im Falle des Feldes 116 (λ_zp<0) entgegen dem Uhrzeigersinn. Dann befindet sich die prädizierte Sichtlinie in dem Be reich 0<λ_yp<-ε_yu des gedrehten Gesichtsfeldes.

Wenn die prädizierte Sichtlinie in einem der Bereiche 118 oder 120 liegt, dann erfolgt, wie in Fig. 9 dargestellt ist, eine Drehung um einen Rollwinkel ΔΦ_c der sich aus der Be ziehung ΔΦ = arctan(λ_zp/λ_yp) -180° _* sign(λ_zp) ergibt. Durch eine solche Drehung des Flugkörpers 10 und damit des Ge sichtsfeldes 24 kommt der eine Sichtlinie repräsentierende Punkt aus dem Feld 118 oder 120 auf die λ_yp-Achse zu liegen.

Bei jeder der so kommandierten Rollagen ist durch die Be grenzer 66 und 68 sichergestellt, daß sich die Sichtlinie 22 innerhalb des eingeschränkten Gesichtsfeldes 104 befin det. Durch die kommandierten Rollbewegungen wird sicherge stellt, daß die Begrenzung durch die Begrenzer 66 und 68 nicht zu stark zu sein braucht. Durch das Zusammenwirken der von der Rollsteuerung 100 kommandierten Rollbewegungen und die Begrenzung durch die Begrenzer 66 und 68 wird si chergestellt, daß einerseits kein Zielverlust eintreten kann, andererseits aber die Steuerung nach dem benutzten Lenkgesetz bestmöglich erfolgt.

Jede der beiden Maßnahmen könnte allerdings auch unabhängig von der anderen angewandt werden.

Claims

1. Lenkschleife für Flugkörper (10), die durch einen Such kopf (16) zu einem Ziel geführt werden, wobei der Such kopf (16) ein begrenztes Gesichtsfeld (24) besitzt, enthaltend

(a) einen Suchkopf (16), der die Sichtlinie (22) zu ei nem Ziel (26) durch Schielwinkel (λ_y, λ_z) in bezug auf flugkörperfeste Nick- und Gierachsen (y_b, z_b) be stimmt und Suchkopfsignale liefert,
(b) Signalverarbeitungsmittel, die von den Suchkopfsi gnalen beaufschlagt sind zur Erzeugung von die Be wegung des Flugkörpers (10) bestimmenden Signalen (ΔΦ_c, a_yc, a_zc) und
(c) Lenkmittel, welche von diesen Signalen beaufschlagt sind zur Führung des Flugkörpers zu dem Ziel,

dadurch gekennzeichnet, daß

(d) die Signalverarbeitungsmittel Mittel (32) zur Be einflussung der die Bewegung des Flugkörpers (10) bestimmenden Signale (ΔΦ_c, a_yc, a_zc) enthalten, die ei ne solche Bewegung des Flugkörpers (10) sicherstel len, daß die Sichtlinie (22) stets im Bereich des Gesichtsfeldes (24) des Suchkopfes (16) gehalten wird.

2. Lenkschleife nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungsmittel

(a) Mittel (34) zur Erzeugung von Signalen (a_yco, a_zco) aufweisen, welche Lenkgesetz-Querbeschleunigungen des Flugkörpers (10) nach einem Lenkgesetz aus den Suchkopfsignalen erzeugt,
(b) Mittel (52, 56, 62; 50, 54, 64) zur Berechnung von sich aus den Lenkgesetz-Querbeschleunigungen ergebenden prädizierten Schielwinkeln (λ_yp, λ_zp),
(c) Mittel (66, 68) zur Begrenzung der so erhaltenen, prädizierten Schielwinkel (λ_yp, λ_zp) auf einen Bereich (104) innerhalb des Gesichtsfeldes (24) des Such kopfes (16),
(d) Mittel (70, 78, 84; 72, 80, 82) zur Bildung von Querbe schleunigungen kommandierenden Lenksignalen (a_yc1, a_zc1) nach Maßgabe der so begrenzten Schiel winkel.

3. Lenkschleife nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
die Mittel zur Berechnung von sich aus den Lenkgesetz- Querbeschleunigungen ergebenden prädizierten Schielwin keln enthalten:

(a) Mittel (50, 52) zur Bildung der Differenz der je weiligen Lenkgesetz-Querbeschleunigung und einer gemessenen Querbeschleunigung,
(b) Mittel (56, 54) zur Prädiktion einer Schielwinkel- Änderung (δλ_y, Δλ_z) aus dieser Differenz nach einer vorgegebenen, ein Modell des Zusammenhanges zwi schen Querbeschleunigungs-Differenz und Schielwin kel-Änderung repräsentierenden Funktion,
(c) Mittel (62, 64) zur Bildung der Summe der prädi zierten Schielwinkel-Änderung (Δλ_y, Δλ_z) und des ak tuellen Schielwinkels (λ_ym, λ_zm) als prädizierten Schielwinkel.

4. Lenkschleife nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß
die Mittel zur Bildung von Querbeschleunigungen komman dierenden Lenksignalen nach Maßgabe der begrenzten Schielwinkel enthalten:

(a) Mittel (70, 72) zur Bildung der Differenz (Δλ_yp, Δλ_zp) des begrenzten, prädizierten Schielwinkels und des aktuellen Schielwinkels,
(b) Mittel (78, 80) zur Bildung eines eine Beschleuni gungs-Änderung darstellenden Signals (Δa_yp, Δa_zp) als inverse Funktion der ein Modell des Zusammenhanges zwischen Querbeschleunigungs-Differenz und Schiel winkel-Änderung repräsentierenden Funktion,
(c) Mittel (84, 82) zur Überlagerung dieses eine Be schleunigungs-Änderung darstellenden Signals und des gemessenen Beschleunigungs-Signals (a_ym, a_zm) zur Bildung eines Lenksignals.

5. Lenkschleife nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die erhaltenen Lenksignale nach Maßgabe eines An stellwinkels des Flugkörpers einer zusätzlichen Be grenzung unterworfen sind.

6. Lenkschleife nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden prädizierten Schielwin kel (λ_yp, λ_zp) auf eine Rollsteuerung (100) aufgeschaltet sind, durch welche eine Rollage des Flugkörpers (10) vorgebbar ist, in welcher die Sichtlinie (22) günstig zu dem Gesichtsfeld (24) des Suchkopfes (16) liegt.

7. Lenkschleife nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß von der Rollsteuerung (100) Rollagen (ΔΦ_c) des Flugkörpers (10) nach vorgegebenen Regeln vorgebbar sind, abhängig davon, in welchen Wertebereichen die prädizierten Schielwinkel (λ_yp, λ_zp) liegen.

8. Lenkschleife nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollage des Flugkörpers (10) durch die Roll steuerung (100) nach folgenden Regeln bestimmt wird:

(a) Wenn der prädizierte Gier-Schielwinkel λ_zp und der Nick-Schielwinkel λ_yp die Bedingung erfüllen: - δ λ_zp δundλ_yp ν_yo,wobei δ und ν_yo die Begrenzungen eines "Fensters" (106) für die Sichtlinie (22) in dem Gesichtsfeld (24) des Suchkopfes (16) ist, wird die Rollage des Flugkörpers (10) beibehalten.
(b) Wenn die präzidierten Schielwinkel (λ_yp, λ_zp) in ei nem Bereich - δ λ_zp δundλ_yp ν_yo,

liegen, wird dem Flugkörper (10) eine 180° Rolld rehung kommandiert.

(c) Wenn die prädizierten Schielwinkel λ_zp und λ_yp in den Bereich λ_zp -δ; λ_yp -ν_yo oder λ_zp δ; λ_yp -ν_yoliegen, wird dem Flugkörper (10) eine Rollbewegung um den WinkelΔΦ = arctan (λ_zp/λ_yp)kommandiert.
(d) Wenn die prädizierten Schielwinkel λ_zp und λ_yp in den Bereich λ_zp -δ; -ν_yo λ_yp ν_yo oder λ_zp δ; -ν_yo λ_yp ν_yoliegen, wird dem Flugkörper (10) im Fall eines po sitiv prädizierten Gier-Schielwinkels λ_zp eine Rolldrehung um den Winkel -90° und im Fall eines negativ prädizierten Gier-Schielwinkels λ_zp eine Rolldrehung um den Winkel +90° kommandiert.

9. Lenkschleife nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Rollage des Flugkörpers (10) durch die Roll steuerung (100) weiterhin nach folgender Regel be stimmbar ist:
Wenn die prädizierten Schielwinkel (λ_yp, λ_zp) in einem der Bereiche λ_yp<ν_yo und entweder λ_zp -δ oder λ_zp +δ,liegen, dann wird eine Drehung um einen Rollwinkel ΔΦ, der sich aus der BeziehungΔΦ = arctan (λ_zp/λ_yp)-180°*sign(λ_zp)ergibt.