DE2600532C2

DE2600532C2 - Steuervorrichtung für Flugkörper

Info

Publication number: DE2600532C2
Application number: DE2600532A
Authority: DE
Inventors: Sven Willner Dipl.-Ing. Eriksson; Bengt Gustaf Dipl.-Ing. Kaallered Lövung; Hans Manne Alvar Karlskoga Salomonsson; Rolf Hilding Dipl.-Ing. Karlskoga Sandlin
Original assignee: Bofors AB
Current assignee: Saab Bofors AB
Priority date: 1975-01-14
Filing date: 1976-01-08
Publication date: 1987-03-19
Also published as: JPS6164100U; NO145215B; NL7600074A; JPS6222480Y2; SE396473B; SE7500342L; JPS5195400A; NO760032L; FR2298132B1; IT1052918B; DE2600532A1; NO145215C; GB1533011A; CH601767A5; FR2298132A1

Description

Die Erfindung geht aus von einer Steuervorrichtung für Flugkörper, mit einer Einrichtung zum Erzeugen von Korrektursignalen für die vertikale und horizontale Steuerung sowie zwei aus signalverarbeitenden Einrichtungen bestehenden Führungskanälen zum Zuführen von aus den Korrektursignalen gebildeten Steuersignalen zu den Steuerantrieben für die vertikale und horizontale Steuerung, wobei jeder Führungskanal schmalbandige Filter sowie Mittel zum Beseitigen des Einflusses von Eigenschwingungen des Flugkörpers aufweist.
Die Erfindung ist insbesondere zur Verwendung in Raketen vorgesehen, deren Leitsysteme Führungskanäle aufweisen, um den Flugkörper in vertikaler und/oder horizontaler Richtung zu führen, wobei ein vertikales oder horizontales Korrektursignal als Höhen- bzw. Seitenrudersteuersignal Steuerantrieben zugeführt wird.
Beim Führen eines Flugkörpers, beispielsweise einer Rakete, ist es bekannt, diese in vertikaler und horizontaler Richtung mit Hilfe eines Korrektursignals zu führen, beispielsweise mit Hilfe eines Computers, das in ein Steuerflächensignal für die Steuerantriebe der Rakete umgewandelt wird. Um Steuerfehler des Systems zu verringern, sind verschiedene Schaltkreise in dem Leitsystem vorhanden, um die Einflüsse der verschiedenen Störquellen zu kompensieren. Außerdem sind Schaltkreise vorgesehen, um die Stabilität zu erhöhen. Üblicherweise ist die Dämpfung der Schwingungen in vertikaler und horizontaler Richtung gering, und diese Dämpfung muß gewöhnlich durch zusätzliche Hilfsmittel beim Führen der Rakete erhöht werden. Bei einem bekannten Verfahren zur Erhöhung der Dämpfung werden die Winkelgeschwindigkeit oder die transversalen Beschleunigungen des Flugkörpers gemessen, und aus diesen Werten wird der Steuerungsbeitrag berechnet, der eine Dämpfungswirkung auf den Flugkörper hat (aktives Verfahren).
In diesem Fall ist es notwendig, daß die Bandbreite der Steuerantriebe wesentlich höher ist als die Eigenfrequenz der Rakete, wobei dies in bestimmten Anwendungsfällen zu unnötig hohen Leistungsanforderungen führt. Es kann dann beispielsweise notwendig sein, Hydraulikmotoren anstelle von Elektromotoren zu verwenden, was zu einem höheren Gewicht, Preis und größerer Komplexität insbesondere bei kleinen Raketen führt.
Eine Steuervorrichtung der eingangs genannten Art ist in der US-PS 33 31 951 beschrieben. Bei dieser bekannten Steuervorrichtung erfolgt die Berücksichtigung der Eigenschwingungen mittels eines variablen Filtersystems im Sinne einer Kompensation oder Korrektur. Dabei werden von einem Signalgenerator den Flugkörpercharakteristiken entsprechende Korrektursignale erzeugt.
Aus der DE-OS 21 65 894 ist es bekannt, Regelparameter eines Flugreglers, die den Charakter der Regelung bestimmen, in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit zu verändern. Als Regelparameter wird dabei insbesondere die Verstärkung verwendet.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine vereinfachte Steuervorrichtung zu schaffen, bei der keine speziellen, breitbandigen Steuerantriebe erforderlich sind.
Die erfindungsgemäße Lösung dieser Aufgabe ist im Anspruch 1 angegeben. Die Unteransprüche geben vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung an.
Im folgenden wird die Erfindung mit Bezug auf die Zeichnung näher erläutert. Es zeigt
Fig. 1 ein Blockdiagramm des Leitsystems des Flugkörpers und
Fig. 2 ein Schaltungsdiagramm einer bevorzugten Ausführungsform des Bandfilters.
Zur Führung des Flugkörpers, insbesondere einer Rakete, werden zwei verschiedene Führungskanäle verwendet, und zwar ein Führungskanal 2, 3 zum Führen der Rakete in horizontaler Richtung (Seitenbewegung) und ein Führungskanal 4, 5 zum Führen der Rakete in vertikaler Richtung (Höhenbewegung). Die Führungskanäle beeinflussen die Rakete über eine Anzahl Steuerantriebe 6, die für die zwei Kanäle gemeinsam sind. Das Leitsystem der Rakete weist außerdem einen Computer 1 zum Berechnen der vertikalen und horizontalen Korrekturposition der Rakete auf. In Abhängigkeit von den berechneten Werten werden ein horizontales Korrektursignal e _s und ein vertikales Korrektursignal e _h erzeugt, die den entsprechenden Führungskanälen zugeführt werden. Die Korrektursignale werden durch Signalverarbeitungseinrichtungen 2, 4 in den entsprechenden Kanälen in Steuersignale umgewandelt, die nach Filterung (siehe unten) den Steuerantrieben 6 zugeführt werden.
Die Signalverarbeitungseinrichtungen 2, 4 weisen verschiedene an sich bekannte Einheiten auf, um dem Führungskanal die gewünschten steuertechnischen Eigenschaften hinsichtlich der Stabilität und der Dämpfung zu geben, beispielsweise zur Anpassung der Verstärkung, zum Ausfiltern des Rauschens und von Störungen usw. Eine der aerodynamischen Eigenschaften der Rakete hinsichtlich der Höhen- und Seitenbewegungen ist die, daß geringe Dämpfung der Eigenfrequenz vorliegt, die sich mit der Raketengeschwindigkeit ändert. Um dies zu kompensieren, sind die Führungskanäle mit schmalbandigen Filtern 3, 5 versehen, die die Eigenschaft aufweisen, daß sie die Schwingungen in einem schmalen Band um die Resonanzfrequenz dämpfen und somit als Bandsperren wirken. Durch derartige Steuerung dieser Frequenz, daß sie in weitgehender Übereinstimmung mit der Eigenfrequenz der Rakete bleibt, wird eine Dämpfungswirkung in dem Führungsschaltkreis für Schwingungen mit der Eigenfrequenz erreicht. Die Steuerantriebe erhalten daher keine Signale mit der Eigenfrequenz, so daß allein dadurch grundsätzlich die steuerungstechnischen Eigenschaften der Rakete verbessert werden. Da sich die Eigenfrequenz der Rakete mit der Geschwindigkeit ändert, muß die Paßfrequenz ebenfalls so gesteuert werden, daß sie sich mit der Geschwindigkeit der Rakete ändert. Es ist daher erforderlich, die Raketengeschwindigkeit zu messen. Dies kann dadurch erreicht werden, daß das Signal eines Beschleunigungsmessers integriert wird, der die Längsbeschleunigung und -verzögerung mißt. Dieses Signal wird dann verstärkt und durch Impulsformer in ein Steuersignal U _v in Form eines Impulszuges umgewandelt, der dem Steuereingang 7 der Bandsperre zugeführt wird (siehe Fig. 2).
Der Impulszug besteht dann aus einer Anzahl negativer Impulse, deren Breite von der Raketengeschwindigkeit abhängt. Zusätzlich zu dem Eingang 7 für das Steuersignal, das von der Geschwindigkeit abhängt, weist die Bandsperre ebenfalls einen Eingang 8 für das Steuersignal der Rakete auf. Dieses Signal wird über einen Spannungsteiler (R&sub2;, R&sub3;) dem positiven Eingang eines Operationsverstärkers 10 zugeführt, der wiederum am Ausgang 9 der Bandsperre ein Signal abgibt. Das Steuersignal der Rakete wird ebenfalls über einen Kondensator C&sub1;, der in Reihe mit einem Widerstand R&sub1; geschaltet ist, dem negativen Eingang des Operationsverstärkers zugeführt. Der Operationsverstärker weist außerdem einen Rückkopplungszweig mit einem Kondensator C&sub0; auf, der parallel zu einem Widerstand R&sub0; ist. Sowohl die Verbindung zu dem negativen Eingang des Operationsverstärkers als auch der Rückkopplungszweig weisen Feldeffekttransistoren (Q&sub1; bzw. Q&sub2;) auf, die beide durch das von der Geschwindigkeit abhängende Steuersignal U _v über den Eingang 7 über eine Diode D 1 angesteuert werden. Der Eingang 7 ist außerdem über einen Widerstand R&sub4; mit Masse und über den Widerstand R&sub5; mit dem Eingang 8 verbunden. Wenn das Signal an dem Eingang 8 mit U _in und das Signal an dem Ausgang 9 mit U _ut bezeichnet werden, so erhält man die Gleichung °=c:50&udf54;&udf53;vu10&udf54;&udf53;vz4&udf54; &udf53;vu10&udf54;wobei a = Spannungsteilung. Die Übertragungsfunktion des Filters kann dann in der folgenden Weise geschrieben werden: °=c:30&udf54;&udf53;vu10&udf54;&udf53;vz2&udf54; &udf53;vu10&udf54;wobei °=c:30&udf54;&udf53;vu10&udf54;&udf53;vz2&udf54; &udf53;vu10&udf54;die Mittenfrequenz und ρ_T und ρ _N die Eigendämpfung der Bandsperre kennzeichnen. ρ _T wird dann gleich der Eigendämpfung des Flugkörpers gesetzt (gewöhnlich ≈0,1) und ρ _N gleich der sich ergebenden gewünschten Dämpfung (gewöhnlich ≈0,5-1,0). Aus der obigen Gleichung ergibt sich, daß eine Dämpfungswirkung am Ausgangssignal bei oder in der Nähe der Mittenfrequenz erhalten wird. Aus der Gleichung ergibt sich ebenfalls, daß durch Wählen geeigneter Werte von R&sub0;, R&sub1;, C&sub0; und C&sub1; die Mittenfrequenz so eingestellt werden kann, daß sie mit der Eigenfrequenz der Rakete übereinstimmt.
Um die Mittenfrequenz mit der Geschwindigkeit der Rakete verändern zu können, werden die zwei Feldeffekttransistoren Q&sub1; und Q&sub2; durch die oben erwähnten Steuersignale angesteuert, die von der Geschwindigkeit derart abhängen, daß die negativen Impulse, die die Diode D 1 durchlaufen, die Feldeffekttransistoren sperren. Das Verhältnis zwischen dem leitenden und nichtleitenden Zustand der Feldeffekttransistoren hängt von der Impulsbreite der negativen Impulse ab, die wiederum von der Geschwindigkeit der Rakete abhängen.

Claims

1. Steuervorrichtung für Flugkörper, mit einer Einrichtung zum Erzeugen von Korrektursignalen für die vertikale und horizontale Steuerung sowie aus zwei aus signalverarbeitenden Einrichtungen bestehenden Führungskanälen zum Zuführen von aus den Korrektursignalen gebildeten Steuersignalen zu den Steuerantrieben für die vertikale und horizontale Steuerung, wobei jeder Führungskanal schmalbandige Filter sowie Mittel zum Beseitigen des Einflusses von Eigenschwingungen des Flugkörpers aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß das schmalbandige Filter (3, 5) in jedem Führungskanal eine Bandsperre mit veränderbarer Bandmittenfrequenz ist und daß eine die Bandsperre in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit des Flugkörpers steuernde Einrichtung vorgesehen ist, die die Bandmittenfrequenz der Bandsperre im wesentlichen gleich der geschwindigkeitsabhängigen Frequenz der Eigenschwingungen des Flugkörpers hält.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein sich mit der Geschwindigkeit des Flugkörpers änderndes Steuersignal (U _v) dem Steuereingang der Bandsperre (3, 5) zuführbar ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal (U _v) durch Integration des Signals eines die longitudinale Beschleunigung oder Verzögerung des Flugkörpers messenden Beschleunigungsmessers erhalten wird.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Steuersignal (U _v) dem positiven Eingang eines Operationsverstärkers (10) der Bandsperre (3, 5) über einen Spannungsteiler (R&sub2;, R&sub3;) und dem negativen Eingang des Operationsverstärkers über einen mit einem Widerstand R&sub1; in Reihe geschalteten Kondensator C&sub1; zuführbar ist und daß ein Rückkopplungszweig mit einem zu einem Widerstand (R&sub0;) parallelen Kondensator (C&sub0;) zwischen dem Ausgang des Operationsverstärkers (10) und seinem negativen Eingang vorgesehen ist.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß sowohl die Verbindung mit dem negativen Eingang des Operationsverstärkers (10) als auch der Rückkopplungszweig durch das Steuersignal (U _v) ansteuerbare Feldeffekttransistoren (Q&sub1; bzw. Q&sub2;) aufweisen.