DE1198209B - Messverfahren zur Durchfuehrung der Proportional-Navigationsmethode - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Int. α.:

Deutschem.: 62 c-29/10

Nummer: 1198 209

Aktenzeichen: B 62953 XI/62 c

Anmeldetag: 19. Juni 1961

Auslegetag: 5. August 1965

Meßverfahren zur Durchführung der Proportional-Navigationsmethode

Anmelder:

Dr. Kurt Brücker-Steinkuhl, Düsseldorf 1, Liesegangstr. 10

Als Erfinder benannt:

Dr. Kurt Brücker-Steinkuhl, Düsseldorf

Die Erfindung betrifft ein Meßverfahren, das insbesondere zur Lenkung von Flugkörpern dient und auf dem Prinzip der Proportional-Navigation beruht. Unter Proportional-Navigation versteht man ein Lenkverfahren, bei dem die Winkelgeschwindigkeit 5 des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers proportional der Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel ist. Bei der üblichen und bekannten Durchführung der Proportional-Navigation wird die Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie φ gemessen und i° in einem Navigationswerk mit dem Faktor k, der Navigationskonstanten, multipliziert. Im idealisierten Falle wird angenommen, daß die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers

(Flugbahntangente) γ tatsächlich gleich dem Aus- 15 2 *

druck k · φ gehalten werden kann, so daß nur die

kinematische Seite der Angelegenheit betrachtet und gründen nur niedrig gewählt werden kann. Aus von aerodynamischen Einflüssen abgesehen wird. anderen technischen Gründen, um die Flugbahn Der idealisierte Fall (Fig. 1) ist jedoch nur in möglichst gestreckt zu halten und dem Constanterster Annäherung zutreffend. Wenn technische Ein- 20 Bearing-Kurs anzunähern und um die Querbeschleuniflüsse berücksichtigt werden, so ergibt sich, daß die gung des Flugkörpers niedrig zu halten, wäre es jedoch Winkelgeschwindigkeit γ keineswegs gleich dem Aus- erwünscht, die Konstante des Navigationsfaktors druck k · φ ist, sondern mit einer gewissen Verzögerung möglichst hoch zu wählen.

dem vorgegebenen und veränderlichen Sollwert folgt, Die Erfindung hat sich daher die Aufgabe gestellt,

wobei die Verzögerung im wesentlichen durch das 25 die Stabilität des Winkelgeschwindigkeitsverfahrens aerodynamische oder Eigenverhalten des Flugkörpers zu verbessern, derart, daß die Konstante des Navibewirict wird. gationsfaktors, auch bei geringer Entfernung Flugin der F i g. 2 ist das übliche Winkelgeschwindig- körper-Ziel, verhältnismäßig groß werden und der keitsverfahren unter Berücksichtigung technischer Flugkörper bis in Nähe des Ziels stabil gelenkt werden Einflüsse dargestellt. Die im Zielsuchkopf S auf- 30 kann.

genommene und gemessene Winkelgeschwindigkeit Das Meßverfahren ist erfindungsgemäß dadurch

der Sichtlinie φ wird dem Ruderkommandowerk gekennzeichnet, daß die Winkelgeschwindigkeit des zugeführt und in ein Signal zur Verstellung des Ruders Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers gemessen umgeformt. Der Einfachheit halber wird die Ruder- wird, ferner daß die Winkelgeschwindigkeit des verstellung?? dem Eingangswert, also der Winkel- 35 Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers mit der geschwindigkeit φ, proportional gewählt. Die Ruder- gemessenen und mit der Navigationskonstanten multiverstellung des Flugkörpers bewirkt weiter, daß sich plizierten Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie verdie Flugkörperlängsachse und auch die Flugbahn- glichen wird und daß die Differenz zwischen der mit tangente zu drehen beginnen, allerdings mit einer der Navigationskonstanten multiplizierten Winkelgewissen Verzögerung, die eben durch das aero- 40 geschwindigkeit der Sichtlinie und der Winkelgedynamische oder Eigenverhalten des Flugkörpers schwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers zur Regelung dem Ruderkommandowerk des Flugkörpers zugeführt wird.

Wie Fig. 3 zeigt, bewirkt das Ruderkommando-45 werk weiter eine Ruderverstellung ?y, wobei angenommen wird, daß die Ruderverstellung η dem Eingangswert, also der Winkelgeschwindigkeitsdifferenz, proportional gehalten wird. Die Messung der Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors.

fernung Flugkörper-Ziel noch weiter abnimmt. Unter- 50 des Flugkörpers γ ist verbunden mit einer Rücksuchungen haben gezeigt, daß insbesondere die führung dieser Winkelgeschwindigkeit zur Subtrak-Konstante des Navigationsfaktors aus Stabilitäts- tionsstelle JV am Eingang des Flugkörpers bzw. mit

bedingt ist. Der Navigationskonstanten k im idealisierten Falle entspricht hier ein Navigationsfaktor, der eine frequenzunabhängige Konstante k₀ und einen frequenzabhängigen Bestandteil F(co) umfaßt.

Ein Nachteil des beschriebenen und üblichen Verfahrens besteht darin, daß die Stabilität des Verfahrens, vor allem bei geringer Entfernung Flugkörper-Ziel, verhältnismäßig klein ist und mit abnehmender Ent-

einer Gegenkopplung. Die von γ über N und η nach γ führende Schleife stellt somit einen Hilfsregelkreis dar, der die Größe γ den veränderlichen Werten k · φ (Winkelgeschwindigkeiten der Sichtlinie φ, multipliziert mit k) soweit als möglich anpassen soll, bevor die Größe γ über die kinematische Rückkopplung die Regelgröße φ beeinflußt. Das Verfahren unterscheidet sich hiernach von der bisherigen Methode schaltungsmäßig dadurch, daß in den Hauptregelkreis ein Hilfsregelkreis mit Gegenkopplungswirkung eingebaut ist. Der Navigationsfaktor der Schaltung umfaßt eine frequenzunabhängige Konstante, die hier entsprechend

k
der Gegenkopplung durch den Ausdruck k · ■ ■ ■ ■■

gegeben ist, sowie einen frequenzabhängigen Bestandteil f"(ft>), der entsprechend der Gegenkopplung eine modifizierte Form von F(co) ist. Dieser Unterschied wirkt sich stabilitätsmäßig so aus, daß die obere Stabilitätsgrenze für die Konstante des Navigationsfaktors nach dem Verfahren der Erfindung höher verläuft als bei dem üblichen Lenkverfahren der Proportional-Navigation. Die Konstante des Navigationsfaktors bzw. die Verstärkung des Navigationswerks wird erfindungsgemäß so gewählt, daß bis in verhältnismäßig geringe Entfernung Flugkörper-Ziel die obere Stabilitätsgrenze der Konstanten nicht überschritten und der Flugkörper stabil gelenkt wird.

Dadurch, daß Differenzen zwischen dem Wert k · φ und der Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors γ bereits im liilfsregelkreis erfaßt und zur Beeinflussung des Flugkörpers benutzt werden, kann ferner die Beseitigung einer Störung bzw. einer Abweichung vom angestrebten Kurs rascher und unmittelbar erfolgen. Untersuchungen haben ergeben, daß infolgedessen die Flugbahn des Flugkörpers bei Störmanövern des Ziels ungestörter verläuft und die Fehlablage nahe dem Kollisionspunkt verringert wird. Der Vorteil des Verfahrens gemäß der Erfindung besteht also zusammengefaßt darin, daß die Stabilität der Lenkung verbessert wird, daß die Flugbahn störungsfreier verläuft, daß die Fehlablage verringert und die Wahrscheinlichkeit, das Ziel zu treffen, vergrößert wird.

Es ist zweckmäßig, die Verstärkung der Gegenkopplung, entsprechend dem Ausdruck Ar₀, veränderlich zu halten und gegebenenfalls in Abhängigkeit von der reziproken Entfernung Flugkörper-Ziel zu ändern. Es empfiehlt sich hierbei, den Verstärkungsregler der Gegenkopplung nach Werten der reziproken Entfernung zu eichen, derart, daß abnehmenden Entfernungen zunehmende Verstärkungen entsprechen.

Die Ruderverstellung η braucht dem Eingangswert des Ruderkommandowerks, nämlich der Winkelgeschwindigkeitsdifferenz, nicht unbedingt proportional zu sein; sie kann auch in anderer Weise durch die Winkelgeschwindigkeitsdifferenz beeinflußt werden.

Die Messung von Winkelgeschwindigkeiten ist im allgemeinen umständlicher und erfordert einen höheren Aufwand als die Messung von Winkeln. Nach einer weiteren Ausführungsform des Verfahrens werden daher die Winkel der Sichtlinie und des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers gegen eine raumfeste Bezugslinie gemessen, wobei die Differenz der Werte & ·φ und γ dem Ruderkommandowerk zu-' geführt wird. Anschließend wird in einem technischen Differentiator, der dem Ruderkommandowerk zugeordnet ist, die eingeführte Winkeldifferenz differenziert und somit die Winkeldifferenz zur gewünschten Winkelgeschwindigkeitsdifferenz umgewandelt. Die nachträgliche Differentiation der Winkeldifferenz hat den Vorteil, daß zunächst nur Winkel und nicht Winkelgeschwindigkeiten gemessen zu werden brauchen und daß die Differentiation in einem festen Netzwerk, im einfachsten Falle in einer Widerstands-Kondensatorschaltung, erfolgt. Als raumfeste Bezugslinie, auf welche die Winkel der Sichtlinie und des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers bei der

ίο Messung bezogen werden, wird vorzugsweise diejenige Linie gewählt, auf die die Kreiselachse bei Entfesselung ausgerichtet ist.

Entsprechend dem Abfall der für den Navigationsfaktor gültigen Stabilitätsgrenze mit abnehmender Entfernung kann die Verstärkung bei großen Entfernungen Flugkörper-Ziel höher sein als bei niedrigen Entfernungen. Die Verstärkung des Navigationswerks wird daher nicht konstant gehalten, sondern während des Fluges verändert; insbesondere wird die Ver-

ao Stärkung entsprechend der Abnahme der oberen Stabilitätsgrenze während des Fluges von hohen Werten auf niedrige Werte verringert.

Die Änderung bzw. Steuerung der Verstärkung kann nach einem vorgeschriebenen zeitabhängigen Programm erfolgen, wobei das Programm so festgesetzt wird, daß bei normalem Ablauf des Fluges die obere Stabilitätsgrenze erst bei kleiner Entfernung Flugkörper-Ziel überschritten wird. Die Änderung bzw. Steuerung der Verstärkung kann jedoch auch variabel je nach Ablauf des Fluges und je nach Einfluß weiterer zu messender Größen durchgeführt werden. Das Verfahren sieht dafür eine laufende Messung der Entfernung Flugkörper-Ziel sowie eine Steuerung der Verstärkung in Abhängigkeit von der gemessenen Erlernung vor. Die Steuerung hat den Vorteil, daß die Verstärkung während des größten Teiles der Flugbahn so groß wie möglich, aber noch unter der oberen Stabilitätsgrenze gehalten wird.
Die für die Verstärkung bzw. die Konstante des Navigationsfaktors gültige obere Stabilitätsgrenze ist der Geschwindigkeit des Flugkörpers umgekehrt proportional. Um daher die Stabilität des Verfahrens bei kleiner Entfernung zusätzlich noch zu erhöhen, ist weiterhin vorgesehen, die Flugkörpergeschwindigkeit bei Annäherung an das Ziel zu verringern. Diese Änderung der Geschwindigkeit kann ebenso wie die Änderung der Verstärkung entweder nach vorgegebenem zeitabhängigem Programm oder variabel, insbesondere nach Entfernungsmessung Flugkörper-Ziel, erfolgen.

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Meßverfahren zur Durchführung der Proportional-Navigationsmethode, wobei zur Beeinflussung der Ruderverstellung die gemessene Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel mit der Navigationskonstanten multipliziert wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers gemessen wird, ferner daß die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers mit der mit der Navigationskonstanten multiplizierten Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie verglichen wird und daß die Differenz zwischen der mit der Navigationskonstanten multiplizierten Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie und der Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers zur

Regelung dem Ruderkommandowerk des Flugkörpers zugeführt wird.

2. Meßverfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ruderverstellung des Flugkörpers proportional zur Winkelgeschwindigkeitsdifferenz gehalten wird.

3. Meßverfahren nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß an Stelle von Winkelgeschwindigkeiten die Winkel des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers sowie der Sichtlinie xo Flugkörper-Ziel gegen eine raumfeste Bezugslinie gemessen werden, ferner daß die Differenz zwischen dem mit der Navigationskonstanten multiplizierten Sichtlinienwinkel und dem Winkel des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers zur Regelung dem Ruderkommandowerk des Flugkörpers zugeführt wird und daß durch einen im Ruderkommandowerk angeordneten technischen Differentiator die Winkeldifferenz zur Winkelgeschwindigkeitsdifferenz umgewandelt wird.

4. Meßverfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß als raumfeste Bezugslinie diejenige Linie gewählt wird, auf die die Kreiselachse bei Entfesselung ausgerichtet ist.

5. Meßverfahren nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstärkung des Navigationswerks während des Fluges verändert wird.

6. Meßverfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstärkung des Navigationswerks nach vorgegebenem Programm zeitabhängig oder in Abhängigkeit von der gemessenen Entfernung Flugkörper-Ziel gesteuert und bei Annäherung an das Ziel von hohen Werten auf niedrige Werte verringert wird.

7. Vorrichtung zur Anwendung des Meßverfahrens nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die mittels Zielsuchkopf aufgenommene Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie nach Umwandlung in eine elektrische Spannung in einem Verstärker des Navigationswerks verstärkt bzw. mit einer Konstanten k multipliziert und einer Mischstelle zugeführt wird, daß der Winkel des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers mittels Flugrichtungsanzeiger laufend gemessen und aus den laufend gemessenen Winkelwerten die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors gebildet und der Mischstelle zugeführt wird, daß in der Mischstelle die Differenz der Spannungen k · φ und γ gebildet und diese Differenz im Verstärker des Ruderkommandowerks verstärkt bzw. mit einer Konstanten Ar₀ multipliziert wird, daß die Verstärkung k₀ mittels eines geeichten Reglers eingestellt wird und daß die Ausgangsspannung des Verstärkers des Ruderkommandowerks einem Stellmotor zwecks Ruderverstellung zugeleitet wird.

In Betracht gezogene Druckschriften:

A. S. Locke, »Guidance«, S. 475 ff. und 624 ff., Princeton, N.Y., 1955;

R.B. D ο w, »Fundamentals of Advanced Missiles«, S. 31 ff. und 186 ff., New York, 1958;

R. K. R ο η e y, »Linear Homing Navigation«, Agardograph 21 Agard. 2. Guided Missiles Seminar, Guidance and Control, 1956;

R.R. B e η η e 11 and W. E. M a t h e w s, »Analytical Determination of Miss-Distances for Linear Homing Navigation Systems«, Technical Memorandum No. 260 of Hughes Aircraft Co., 1952;

B. Stückler, »Über das Problem der Lenkung von Flugabwehr-Flugkörpern«, Luftfahrttechnik,
Bd. 5/1959, S. 38.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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