DE1198210B

DE1198210B - Extended proportional navigation method

Info

Publication number: DE1198210B
Application number: DEB63393A
Authority: DE
Inventors: Dr Kurt Bruecker-Steinkuhl
Original assignee: KURT BRUECKER STEINKUHL DR
Current assignee: KURT BRUECKER STEINKUHL DR
Priority date: 1961-07-25
Filing date: 1961-07-25
Publication date: 1965-08-05

Description

Erweitertes Proportional-Navigationsverfahren Die Erfindung betrifft ein Navigationsverfahren, das insbesondere zur Lenkung von Flugkörpern dient und eine Weiterentwicklung der Proportional-Navigationsmethode darstellt.Extended Proportional Navigation Method The invention relates to a navigation method that is used in particular to guide missiles and represents a further development of the proportional navigation method.

Es ist bekannt, zur Lenkung von Flugkörpern das Proportional-Navigationsverfahren anzuwenden, wobei die Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel im Flugkörper gemessen und der Flugkörper so gesteuert wird, daß die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers proportional der Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit ist; der Proportionalitätsfaktor wird als Navigationskonstante oder als Navigationsfaktor bezeichnet.It is known to use the proportional navigation method for steering missiles apply, taking the angular velocity of the line of sight missile-target in the missile measured and the missile is controlled so that the angular velocity of the Missile velocity vector proportional to line-of-sight angular velocity is; the proportionality factor is called the navigation constant or the navigation factor designated.

Beim Proportional-Navigationsverfahren (F i g. 1) wird die im Zielsuchkopf aufgenommene Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel # in der Regeleinrichtung mit der Konstanten k multipliziert und der Ruderkommandoanlage zur Auslenkung der Steuerruder ,# zugeführt, wobei angenommen wird, daß die Ruderverstellung ii dem zugeführten Wert k . rp proportional ist. Die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers y folgt der Ruderverstellung 21 nicht unmittelbar; sondern infolge aerodynamischer Einflüsse erst mit einer gewissen Verzögerung, die im Schaltbild mit »Eigenverhalten« bezeichnet ist. Die Winkelgeschwindigkeit y verändert weiter die Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie Flugkörper-Ziel @, wie aus dem Schaltbild durch die mit »Kinematik« bezeichnete Rückkopplungslinie zu ersehen ist. Die veränderte Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit cj wird wiederum im Zielsuchkopf aufgenommen und im Flugkörper verarbeitet. Der Wirkungsablauf stellt somit einen geschlossenen Regelkreis dar, in dem die Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit # die Regelgröße und die Ruderverstellung 21 die Stellgröße bedeutet. Da die Stellgröße ii und auch die Winkelgeschwindigkeit y bis auf ein Verzögerungsglied der Regelgröße @ proportional ist, handelt es sich bei der Proportional-Navigation um eine proportional wirkende Regelung.In the proportional navigation method (FIG. 1), the angular velocity of the line of sight missile-target # recorded in the seeker head is multiplied by the constant k in the control device and fed to the rudder command system for deflecting the rudder, #, it being assumed that the rudder adjustment ii the supplied value k. rp is proportional. The angular velocity of the velocity vector of the missile y does not follow the rudder adjustment 21 directly; but only with a certain delay due to aerodynamic influences, which is referred to in the circuit diagram as "intrinsic behavior". The angular velocity y further changes the angular velocity of the line of sight missile-target @, as can be seen from the circuit diagram by the feedback line labeled "kinematics". The changed line-of-sight angular velocity cj is in turn recorded in the homing head and processed in the missile. The action sequence thus represents a closed control loop in which the line of sight angular velocity # is the controlled variable and the rudder adjustment 21 is the manipulated variable. Since the manipulated variable ii and also the angular velocity y are proportional to the controlled variable @ except for a delay element, proportional navigation is a proportional control.

Bei der Proportional-Navigation tritt wie bei jeder proportional wirkenden Regelung im Beharrungszustand eine bleibende Regelabweichung, ein bleibender Stellungsfehler auf. Die Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit @ kann also bei Kurswinkeländerungen des Zieles durch entsprechende Steuerungen des Flugkörpers nicht auf ihren Sollwert Null zurückgebracht werden, sondern behält einen endlichen, von Null abweichenden Restwert bei, so daß bei plötzlich einsetzenden, fortdauernden Störmanövern des Zieles auch die Sichtlinie im Raum rotiert. Die Querbeschleunigung des Flugkörpers im Beharrungszustand ist ferner sowohl bei einem unbeschleunigten als auch bei einem beschleunigten Ziel um so kleiner, je geringer die bleibende Regelabweichung ist. Da die vom Flugkörper aufzubringende Querbeschleunigung ein bestimmtes Grenzmaß nicht überschreiten darf, ist es daher wesentlich, die bleibende Regelabweichung möglichst klein zu halten.With the proportional navigation occurs as with any proportionally acting Regulation in the steady state, a permanent system deviation, a permanent position error on. The line of sight angular velocity @ can therefore be changed when the course angle changes Target by appropriate controls of the missile not on their target value Zero can be brought back, but retains a finite, non-zero Residual value at, so that if the Target also rotates the line of sight in space. The lateral acceleration of the missile is also in the steady state with an unaccelerated as well as with a accelerated target, the smaller the lower the remaining control deviation. Since the transverse acceleration to be applied by the missile is a certain limit must not exceed, it is therefore essential to the remaining control deviation to keep it as small as possible.

Die bleibende Regelabweichung bei einer proportional wirkenden Regelung wird kleiner, wenn die statische Verstärkung, die sich bei der Proportional-Navigation als Navigationsfaktor dokumentiert, vergrößert wird. Die Verstärkung kann jedoch nicht beliebig groß gewählt werden, da mit wachsender Verstärkung gleichzeitig auch die Schwingneigung und Gefahr der Instabilität wächst. Es hat sich insbesondere gezeigt, daß für den Navigationsfaktor eine untere entfernungsunabhängige und eine obere entfernungsabhängige Stabilitätsgrenze bestehen, die möglichst nicht überschritten werden sollten.The remaining control deviation in the case of a proportional control becomes smaller when the static gain that results from proportional navigation documented as a navigation factor, is enlarged. The reinforcement can, however can not be chosen arbitrarily large, since with increasing gain at the same time the tendency to oscillate and the risk of instability increases. It has in particular showed that for the navigation factor a lower distance-independent and a upper distance-dependent stability limit exist, which if possible not exceeded should be.

Der Nachteil des Proportional-Navigationsverfahrens liegt demnach darin, daß es mit Rücksicht auf die aufzubringende Querbeschleunigung des Flugkörpers erforderlich ist, die Abweichung der Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit vom Sollwert Null möglichst klein und den Navigationsfaktor möglichst groß zu halten, daß es aber aus Stabilitätsgründen nicht möglich ist, den Navigationsfaktor über einen gewissen, verhältnismäßig niedrigen Grenzwert zu steigern.The disadvantage of the proportional navigation method is accordingly in that it takes into account the transverse acceleration of the missile to be applied is required, the deviation of the line-of-sight angular velocity from the target value Zero as small as possible and the navigation factor as large as possible to keep it but for reasons of stability it is not possible to use a certain, relatively low limit value.

Die Erfindung hat sich daher die Aufgabe gestellt, diese Nachteile zu beheben, und schlägt ein Navigationsverfahren vor, das sich erfindungsgemäß dadurch kennzeichnet, daß der Integralwert der gemessenen Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit gebildet wird und daß der Summenwert aus der mit einer ersten Konstanten multiplizierten Winkelgeschwindigkeit und aus dem mit einer zweiten Konstanten multiplizierten Integralwert der Ruderkommandoanlage des Flugkörpers zur Auslenkung der Steuerruder zugeführt wird. Die Einführung des Integralwerts nach dem Verfahren hat den Vorteil, daß die Regelabweichung zu Null gemacht bzw. der Restwert der Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit im Beharrungszustand beseitigt wird und daß die Querbeschleunigung des Flugkörpers auf einen möglichst niedrigen Wert gebracht wird, ohne daß der Navigationsfaktor unzulässig vergrößert zu werden braucht.The invention has therefore set itself the task of addressing these disadvantages to remedy, and proposes a navigation method that, according to the invention, thereby indicates that the integral value of the measured line-of-sight angular velocity is formed and that the sum value is multiplied by a first constant Angular velocity and from the integral value multiplied by a second constant the rudder command system of the missile to deflect the rudder will. The introduction of the integral value after the Procedure has the Advantage that the control deviation is made zero or the residual value of the line-of-sight angular velocity is eliminated in the steady state and that the lateral acceleration of the missile is brought to the lowest possible value without affecting the navigation factor needs to be enlarged impermissibly.

Die mit der Navigationskonstanten k multiplizierte Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie @ kann zunächst einer Mischstelle zugeleitet werden, der außerdem die während des Fluges gemessene Winkelgeschwindigkeit y des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers zufließt, wobei die Differenz zwischen dem Wert k - @ undderWinkelgeschwindigkeit ydemRuderkommandowerk zugeführt wird. Die Differenzbildung hat den Vorteil, daß die obere Stabilitätsgrenze des Navigationsfaktors nach oben verschoben und die Stabilität des Verfahrens erhöht wird. In diesem Falle wird der Integralwert der Differenz (k . j - y) gebildet und der Summenwert aus der mit einer ersten Konstanten multiplizierten Differenz (k . @ - y) und aus dem mit einer zweiten Konstanten multiplizierten Integralwert als Signal zur Verstellung der Steuerruder im Ruderkommandowerk benutzt.The angular velocity of the line of sight @ multiplied by the navigation constant k can first be fed to a mixing point, which also receives the angular velocity y of the velocity vector of the missile measured during the flight, with the difference between the value k - @ and the angular velocity y being fed to the rudder control. The difference formation has the advantage that the upper stability limit of the navigation factor is shifted upwards and the stability of the method is increased. In this case, the integral value of the difference (k. J - y) is formed and the total value from the difference (k. @ - y) multiplied by a first constant and from the integral value multiplied by a second constant as a signal for adjusting the rudders in the Ruderkommandowerk used.

Aus Stabilitätsgründen kann es zweckmäßig sein, außer dem Integralwert auch den Differentialquotienten der Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit j bzw. der Differenz (k . j - y) zu bilden und zur Lenkung des Flugkörpers heranzuziehen. Hierbei wird der Summenwert aus der mit einer ersten Konstanten multiplizierten Winkelgeschwindigkeit j bzw. Differenz (k # 0 - j#), ferner aus dem mit einer zweiten Konstanten multiplizierten Integralwert und aus dem mit einer dritten Konstanten multiplizierten Differentialquotienten gebildet. Der Summenwert der drei Bestandteile wird als Signal zur Verstellung der Steuerruder im Ruderkommandowerk benutzt.For reasons of stability, it can be useful, in addition to the integral value, to also form the differential quotient of the angular velocity of the line of sight j or the difference (k. J - y) and to use it to steer the missile. Here, the sum value is formed from the angular velocity j or the difference (k # 0-j #) multiplied by a first constant, from the integral value multiplied by a second constant and from the differential quotient multiplied by a third constant. The sum of the three components is used as a signal for adjusting the rudder in the rudder control unit.

Die Konstanten bzw. Verstärkungen des Integralwerts und gegebenenfalls des Differentialquotienten werden so gewählt, daß bis in nahe Entfernungen zum Ziel die oberen Stabilitätsgrenzen dieser Konstanten nicht überschritten werden. Da die oberen Stabilitätsgrenzen der Konstanten mit abnehmender Entfernung Flugkörper-Ziel abnehmen, können die Konstanten des Integralwerts und gegebenenfalls des Differentialquotienten während des Fluges verändert werden, um eine Verringerung der Werte bei Annäherung an das Ziel zu erzielen, wofür ein zeitabhängiges Programm oder eine Entfernungsmessung Flugkörper-Ziel vorgesehen ist.The constants or gains of the integral value and, if applicable of the differential quotient are chosen so that up to close distances to the target the upper stability limits of these constants are not exceeded. Since the upper stability limits of the constants with decreasing distance from missile to target can decrease, the constants of the integral value and possibly the differential quotient can be changed during flight to reduce the values on approach to achieve the goal, for which a time-dependent program or a distance measurement Missile target is provided.

Ein Ausführungsbeispiel des Navigationsverfahrens gemäß der Erfindung ist in F i g. 2 dargestellt. Nach F i g. 2 wird der Wert k - rp dem Ruderkommandowerk nicht unmittelbar, sondern über eine Mischstelle N zugeführt, der außerdem die im Flugkörper gemessene Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers y zufließt. Anschließend wird die in der Mischstelle N gebildete Differenz (k - 0 - y) in das Ruderkommandowerk eingespeist. Die vom Ende des Flugkörpers abgeleitete und zur Mischstelle N führende Verbindung stellt zusammen mit der Verbindung von N nach j# über die Ruderkommandoanlage und das Eigenverhalten einen Hilfsregelkreis dar, der in den Hauptregelkreis eingebaut ist. Im Ruderkommandowerk wird der Integralwert der Differenz (k . @ - y) gebildet. Die Summe aus dem mit einer ersten Konstanten multiplizierten Differenzwert (k - 0 - y) und aus dem mit einer zweiten Konstanten multiplizierten Integralwert (k - f @ dt - f y dt) wird als Signal zur Auslenkung der Steuerruder benutzt.An embodiment of the navigation method according to the invention is shown in FIG. 2 shown. According to FIG. 2, the value k- rp is not fed directly to the rudder control unit, but via a mixing point N, to which the angular velocity of the velocity vector of the missile y measured in the missile also flows. The difference (k - 0 - y) formed in the mixing point N is then fed into the rudder control unit. The connection derived from the end of the missile and leading to the mixing point N, together with the connection from N to j # via the rudder command system and the intrinsic behavior, represents an auxiliary control loop that is built into the main control loop. The integral value of the difference (k. @ - y) is formed in the rudder control unit. The sum of the difference value multiplied by a first constant (k - 0 - y) and the integral value multiplied by a second constant (k - f @ dt - f y dt) is used as a signal for deflecting the rudders.

Die Ruderverstellung 27 löst eine Änderung der Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Flugkörpers y aus; sie ist mit einer Verzögerung durch aerodynamische Einflüsse verbunden, die im Blockdiagramm als Eigenverhalten des Flugkörpers durch den frequenzabhängigen Ausdruck F(co) dargestellt ist. Der Regelkreis wird geschlossen durch Rückführung des Wertes y über eine Rückkopplungsschleife (Kinematik) zu einer Mischstelle am Eingang des Regelkreises M, der auch die Winkelgeschwindigkeit des Geschwindigkeitsvektors des Zieles y7 zufließt. Stellgröße des Regelkreises ist die Ruderverstellung il, und Regelgröße ist die Sichtlinienwinkelgeschwindigkeit j mit dem Sollwert Null.The rudder adjustment 27 triggers a change in the angular speed the velocity vector of the missile y from; it is with a delay connected by aerodynamic influences, which are shown in the block diagram as intrinsic behavior of the missile is represented by the frequency-dependent expression F (co). Of the The control loop is closed by feeding back the value y via a feedback loop (Kinematics) to a mixing point at the input of the control loop M, which also controls the angular velocity of the velocity vector of the target y7 flows in. Manipulated variable of the control loop is the rudder adjustment il and the controlled variable is the line-of-sight angular velocity j with the setpoint zero.

Claims

Claims: 1. Extended proportional navigation method, whereby the angular velocity of the missile-target line of sight is measured thereby characterized in that the integral value of the measured angular velocity is formed and that the sum of the angular velocity multiplied by a first constant and from the integral value of the rudder command system multiplied by a second constant of the missile is supplied to deflect the rudder.

2. Navigation method according to claim 1, characterized in that in the control device, in addition to the integral value the differential quotient of the measured angular velocity is also formed and that the sum of the angular velocity multiplied by the first constant, from the integral value multiplied by the second constant and from the with a third constant multiplied differential quotient of the rudder command system to deflect the rudder.

3. Navigation method according to claims 1 and 2, characterized in that the difference between the angular velocity of the line of sight @ multiplied by the navigation constant k and the angular velocity of the velocity vector of the missile j # is formed in a mixing point in the rudder command system, and the integral value is also formed in the rudder command system and optionally the differential quotient of the difference (k. cp - y) is formed and that the sum of the difference (k. @ - y) multiplied by a first constant, from the integral value multiplied by a second constant and optionally from that of a third Constant multiplied differential quotient is used as a signal for deflecting the rudder.

4th Navigation method according to Claims 1 to 3, characterized in that the Constants of the integral value and possibly of the differential quotient so chosen that the upper stability limits of the missile up to close distances from the target of the constants are not exceeded. 5. Navigation method according to claims 1 to 3, characterized in that the constants of the integral value and, if necessary, the differential quotient can be changed during the flight, to achieve a decrease in values as the goal is approached. Into consideration Drawn pamphlets: A. S. Locke, "Guidance", pp. 475ff and 624ff., Princeton, N. Y., 1955; R. B. D o w, "Fundamentals of Advanced Missiles", pp. 31ff and 186ff, New York, 1958; R. K. R o n e y, "Linear Homing Navigation", Agardograph 21 Agard, 2. Guided Missdes Seminar, Guidance and Control, 1956; R. R. Bennett and W. E. Mathews, "Analytical Determination of Miss-Distances for Linear Homing Navigation Systems", Technical Memorandum No. 260 of Hughes Aircraft Co., 1952; B. S t ü c k 1 e r, »About the problem of the control of anti-aircraft bodies ", Luftfahrttechnik, Bd.5, 1959, p.38; W. O p p e 1 t, "Small Handbook of Technical Control Processes", Weinheim, Verlag Chemie, 1960.