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Vorrichtung zum Richten von Waffen, vorzugsweise Flugzeugabwehrgeschützen
Für das Richten von Waffen zur Bekämpfung von beweglichen Zielen, insbesondere Luftfahrzeugen, werden Visiere benötigt, um die Vorhaltwerte als Winkel zwischen der Visierrichtung und der Rohrrichtung zu berechnen und dem Bedienungsmann der Waffe sichtbar zu machen. Bei Zielen, insbesondere Flugzeugen, die sich mit grossen Geschwindigkeiten bewegen, sind ausserdem motorische Antriebe des Geschützes für die Seiten-und Höhenrichtbewegung notwendig, da der Bedienungsmann nicht mehr in der Lage ist, die erforderliche Richtarbeit zu leisten. Die Antriebe bedürfen darüber hinaus einer Steuerung, die dem Bedienungsmann die sinnfällige und leicht erlernbare Bedienung der Richtantriebe ermöglicht.
Es ist bekannt, dass sich durch Anwenden der geometrischen Beziehungen zwischen den Seiten- und Höhenwinkeln, nach denen die Waffe gerichtet wird urid weiteren Winkeln, die für die Darstellung des geradlinigen horizontalen oder geneigten Flugweges in der Flugebene gelten, besonders vorteilhafte Lösungen sowohl für das Visier als auch für die Steuerung ergeben. Diese Lösungen sind insbesondere dadurch vorteilhaft, dass sie die laufend veränderliche Entfernung zum Ziel, deren Bestimmung ein Radargerät erforderlich machen würde, nicht benötigen.
Besondere Vorteile ergeben sich durch die erfindungsgemässe Vereinigung einer an sich bekannten Visiervorrichtung mit der Steuerung, da die Rechengetriebe, die zur Lösung der Rechenaufgaben in Verbindung mit der Steuerung dienen, nunmehr gleichzeitig auch für die Aufgaben des Visiers verwendet werden, so dass sich ein erheblich geringerer Gesamtaufwand an mechanischen und elektrischen Bauteilen ergibt.
Dies wird erfindungsgemäss dadurch erreicht, dass die Handsteuerung mit der Visiervorrichtung kombiniert ist, indem für die Handsteuerung vorgesehene Rechengetriebe ganz oder teilweise auch für die Berechnung der erforderlichen geometrischen Daten der Bewegung des Zieles Verwendung finden, wobei als Handsteuerung ein Getriebe vorgesehen ist, das den Neigungswinkel der Flugebene durch eine in Abhängigkeit vom Höhenwinkel betätigte Einrichtung, z. B. Kurvenkörper, konstant hält und die Visiervorrichtung das Abkommen in Polarkoordinaten angibt.
Je nach der Art des verwendeten Visiers wird die Erfindung in verschiedener Weise ausgestaltet. Bei Verwendung einer Reflexoptik für das Visier wird der Flugwinkel, der die scheinbare Flugrichtung angibt und durch eine proportionale Verstellung von Teilen des Rechengetriebes in der Steuerung bereits gegeben ist, unmittelbar zur Verstellung eines radialen Striches im Gesichtsfeld des Visiers benutzt.
Um das Visier noch weiter zu vereinfachen, kann gemäss der Erfindung auch die Ermittlung des Seitenwinkels in der Flugebene in die Steuervorrichtung verlegt werden, indem diese durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt ist, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungswinkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt.
Für den Fall, dass die veränderliche Höhe des Flugzeuges berücksichtigt werden soll, kann erfindungsgemäss die soeben angegebene Vorrichtung zum Ermitteln des Seitenwinkels in der Flugebene durch eine weitere Vorrichtung der Steuerung ergänzt sein, die aus dem geschätzten oder gemessenen und von Hand einzustellenden Neigungswinkel des Flugweges und dem Neigungswinkel der Flugebene einen Korrekturwinkel zum Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt.
Falls an Stelle der Reflexoptik eine Fernrohroptik im Visier verwendet wird, kann das Visier gleich-
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durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt ist, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungswinkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt und aus diesem sowie aus den von Hand einzustellenden beiden Werten, nämlich dem Neigungswinkel des Flugweges und der Geschwindigkeit des Flugzeuges den Vorhalt in der Flugebene ermittelt.
Da das Visier mit der Waffe bewegt wird und das Rechengetriebe zweckmässig an der Lafette ruhend angeordnet ist, sind diese beiden Teile der Gesamtvorrichtung durch mechanische Mittel zu verbinden, um gemäss der Erfindung Messwerte und aus diesen errechnete Werte zu übertragen. Diese Werte sind im Getriebe als Drehwinkel gegeben. Da diese Winkel, durch die Eigenschaften des Rechengetriebes bedingt, keinesfalls mehr als 3600 betragen und sehr geringe Bruchteile dieses Höchstwertes auf das Visier übertragen werden müssen, wäre für die Übertragungsglieder, z. B. biegsame Wellen oder Zahnradgetriebe, ein sehr geringer Totgang notwendig, wenn ein Totgang das Ergebnis der Übertragung nicht verfälschen soll.
Die Schwierigkeit, eine Übertragung mit so geringem Totgang zu erreichen, kann gemäss der Erfindung auf folgende Weise umgangen werden :
Diejenigen Werte, die von einem Getriebe auf das andere übertragen werden müssen, benutzt man durch an sich bekannte Nachlaufvorrichtungen zum Steuern von Motoren mit hoher Übersetzung, so dass die Ausgangswelle des gesteuerten Motors ein Vielfaches der Drehung ausführt, die dem Messwert an der Nachlaufvorrichtung entsprach. Diese vervielfachte Drehung wird dann durch mechanische Getriebeteile wie starre und biegsame Wellen und Zahnräder auf das zweite Getriebe übertragen. Dort wird sie durch entsprechende Übersetzungen wieder auf die anfängliche Winkelgrosse reduziert.
Dadurch wird erreicht, dass der konstruktiv unvermeidbare Totgang der Übemag1mgsglieder nur einen sehr geringen Anteil der
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Es hat sich gezeigt, dass zum Berechnen einer Funktion aus zwei Variablen, wie es im Cange der Auswertung mehrfach nötig ist, zweckmässig an sich bekannte Kurvenkörper benutzt werden, die z. B. zur
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in Achsrichtung verschoben werden. Die Werte der gesuchten Funktion werden durch einen auf der Kurvenfläche laufenden Taster abgegriffen.
Da im Visier die scheinbare Flugrichtung durch einen im Gesichtsfeld erscheinenden radialen Strich dargestellt ist, wird zweckmässig die Richtung dieses Visierstriches vom Bedienungsmann durch ein Handrad einstellbar gemacht, so dass fortwährend die Richtung des Visierstriches in Übereinstimmung mit der Längsachse des beobachteten Flugzeuges gehalten werden kann. Das Flugzeug waqdert dabei im Visierbild längs des Visierstriches mit einer scheinbaren Fluggeschwindigkeit aus. Zweckmässig wird ein Handoder Fusshebel vorgesehen, der es gestattet, die Nachführungsgeschwindigkeit des Antriebes so zu regeln, dass das Flugzeug mit der Folgemarke im Gesichtsfeld in Deckung bleibt.
Erfindungsgemäss kann das zum Einstellen der beheinbaren Flugrichtung dienende Handrad mit einer Vorrichtung versehen sein, die es gestattet, nach Wahl die weitere Verfolgung der zuletzt eingestellten scheinbaren Flugrichtung durch Umschaltung dem Rechengetriebe zu übertragen. Das Rechengetriebe steuert dann selbsttätig die scheinbare Flugrichtung so, dass die aus den zuletzt \om Bedienungsmann ein-
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Die Umschaltung vom Handsteuer auf Steuerung durch das Rechengetriebe kann selbsttätig gemacht sein, indem das Handrad gegenüber der von ihm in das Getriebe führenden Welle einen geringen Totgang hat, so dass es sich bei Beginn des Eingriffes von Hand gegenüber der Welle um einen kleinen Winkel verdreht. Mit dem Handrad einerseits und der Welle anderseits ist je ein Kontaktstück verbunden.
Bei geringer relativer Verdrehung schliessen diese einen Kontakt und schalten dadurch das Getriebe von selbsttäti- gern Arbeiten auf Handeinstellung um.
Die Figuren zeigen Ausführungsbeispiele nach dem Erfindungsgedanken.
Fig. l zeigt die geometrischen Beziehungen für eine vereinfachte Annahme. Fig. 2 stellt das Gesichtsfeld im Visier mit Bezug auf die geometrischen Beziehungen entsprechend Fig. l dar. Fig. 3 zeigt, ähnlich der Fig. 1, die geometrischen Beziehungen bei Berücksichtigung weiterer Grössen. Die Fig. 4 und 5 sind durch weitere Einzelheiten ergänzte geometrische Darstellungen ähnlich wie Fig. l und 3. Fig. 6 ist die Gesamtanordnung der Steuerung und des Visiers an der Waffe, und Fig. 7 stellt den Getriebeplan für den Fall dar, dass im Visier eine Reflexoptik verwendet wird, während Fig. 8 den Getriebeplan bei Anwendung eines Fernrohrvisiers zeigt.
In Fig. l ist vereinfachend angenommen, dass sich das Flugzeug in gleichbleibender Höhe bewegt. M und W sind Punkte auf dem Zielweg, der in der Höhe h = MM'verläuft. Im Mittelpunkt 0 der Kugel ist der Geschützstandort zu denken. Der Punkt M auf dem Flugweg erscheint dem in 0 stehenden Bedienungs-
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lich entfernt gehendes Ziel. Der Winkel 6 gibt aber gleichzeitig das jeweilige Verhältnis zwischen den Winkelgeschwindigkeiten nach dem Seiten- und dem Höhenwinkel an.
Wie in Fig. 3 dargestellt, ändert sich im Punkt Mo die Höhenwinkelgeschwindigkeit in Richtung des durch M, gehenden Meridians M. M'und die Seitenwinkelgeschwindigkeit in der durch M gehenden Breitenkreisebene M 0PO. Die resultierende Geschwindigkeit ergibt sich durch Zusammensetzung der beiden Komponenten als Grösse MoQo. Diese resultierende Geschwindigkeit liegt auf dem Grösstkreis mound schliesst mit dem Meridian den Winkel 6 ein. Es ist also moo- die Höhenwinkelgeschwindigkeit Wy.
Mlo die Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Breitenkreisebene 'o" und MOo die Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Flugebene .. Aus der Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Breitenkreisebene o"berech-
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(Me'P## = ##. cosγ.
Ist somit die Grösse der Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Flugebene #c, = M0Q0 und der Richtungs- winkel 6 bekannt, so ist damit auch die Höhenwinkelgeschwindigkeit MR, und die Seitenwinkelgeschwindigkeit M0P0 bzw. M0'P0' bekannt.
Im Gesichtsfeld des Fernrohres (Fig. 2) fällt der Geschwindigkeitsvektor der Höhenwinkelgeschwindigkeit mit der Senkrechten (Meridian) zusammen, der Geschwindigkeitsvektor der Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Breitenkreisebene steht senkrecht dazu, und der Geschwindigkeitsvektor der resultierenden Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Flugebene liegt auf dem unter dem Winkel 6 geneigten radialen Strich.
Wie Fig. 1 und 3 erkennen lassen, ist der Neigungswinkel r der Flugebene während des ganzen horizontalen oder geneigten Flugweges unveränderlich. Durch den Flugwinkel ö und den Höhenwinkel γ ist der Neigungswinkel r der Flugebene, bestimmt (zufolge der Beziehung cos r =cos y. sin 6). Wenn das Flugzeug die Höhe ändert, indem es steigt oder fällt, änderr sich gegenüber dem horizontal fliegenden Ziel die geometrischen Verhältnisse (Fig. 4).
In der Flugebene verläuft der Flugweg nicht mehr parallel zur Spurlinie NO, sondern bildet mit dieser einen Winke]. Der Wechselpunkt W, in dem das Ziel dem Geschützstandort 0 am nächsten kommt, trennt sich von dem Punkt P auf dem Flugweg, bei dem der Höhenwinkel sein Maximum hat, in der Weise, dass sich der Wechselpunkt in Richtung der abnehmenden Zielhöhen gegenüber dem Punkt P verschiebt. In der Flugebene bleibt der Verlauf der Entfernungen vom Geschütz 0 zu den einzelnen Punkten auf dem Flugweg symmetrisch zum Wechselpunkt wie beim horizontalen Flugweg erhalten.
Es ändert sich deshalb auch nichts am Verlauf der Vorhaltwerte in Abhängigkeit vom Seitenwinkel a'. Dagegen ändert sich die Zugehörigkeit der Werte des Flugwinkels 6 zu den
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gegen den Vorhaltverlauf, u. zw. so, dass der Flugwinkel 6 = 900 bei steigendem Flugweg erst nach dem Wechselpunkt, bei fallendem Flugweg vor dem Wechselpunkt erreicht wird. Diese Verschiebung kann durch einen Korrekturwinkel des Seitenwinkels in der Horizontalebene ausgedrückt werden.
Der Korrekturwinkel K berechnet sich aus den Winkelbeziehungen in dem rechtwinkligen sphärischen Dreieck Q0MQ'0, das entsteht, wenn durch 0 die Parallele zum geneigten Flugweg gezogen wird. In diesem Dreieck ist der Bcgen Q'.. der Flugneigungswinkel . In dem Dreieck gilt :
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Daraus ist zu entnehmen, dass der Flugneigungswinkel v höchstens gleich dem Neigungswinkel r der Flugebene werden kann, und dass in diesem Falle der Korrekturwinkel K = 900 wird, Der Flug wird dann zu einem direkt auf das Geschütz gerichteten Flug. Der Neigungswinkel r der Flugebene ist also gleichzeitig der Grenzwert für den Bereich, in dem sich der Flugneigungswinkel v bewegen kann.
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Die Trennung des Wechselpunktes Wvon dem Punkt P, in dem der Höhenwinkel y''ein Maximum erreicht und gleich dem Neigungswinkel T der Flugebene ist, bedeutet, dass sich die Zuordnung der Vorhaltwinkel A, die in Abhängigkeit von dem Abstand des Flugzeugs vom Wechselpunkt berechnet sind, zu der Lage des radialen Striches (Fig. 2), die den Flugwinkel 6 angibt, ändert. Während beim horizontal flie- genden Ziel zu einem Flugwinkel 6 = 900, d. h. bei waagrechter Lage des Flugrichtungsstriches die Vor- haltwcrte gehören, die für den Wechselpunkt gelten, gehören bei einem ansteigenden Flugweg die Vorhaltwerte des Wechselpunktes W zu einem Flugwinkel 6, der kleiner ist als 900, bei einem fallenden Flugweg zu einem Flugwinkel a, der grösser ist als 900.
Die Versetzung ist bestimmt uurch den Winkels der sowohl als Bogen W0P0 als auch als Bogen QoM auf dem Grösstkreis NP0M erscheint. Aus den sphäri schen Beziehungen in dem bereits erwähnten rechtwinkligen Dreieck Q MQ. ergibt sich für
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Danach kann der Korrekturwinkel K'aus dem zu schätzenden Flugneigungswinkel u und dem Neigungswinkel Tder Flugebene berechnet werden.
Die geometrische Grundlage des Visiers erfährt eine Änderung, sobald das Geschütz, an dem sich das Visier befindet, nicht horizontiert ist oder nicht horizontiert werden kann, wie es z. B. bei Selbstfahrlafetten der Fall ist. Die geometrischen Verhältnisse sind in Fig. 5 dargestellt. Das Geschütz dreht sich in
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stimmt durch die Richtung der Achse OV, um die die Verkantung euolgt, und durch den Winkel, den diE' Geschnzebene Gmit der Horizontalebene H einschliesst. Ist OG die Nullrichtung, von der aus in der ver-
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Nullrichtung kam.. :. B.Fahrzeuges sein, auf der sich die Waffe befindet-so ist die Lage der Verkantung ; ; achse durch den Seitenwinkel o bestimmt.
Der Verkantungswinkel als Neigungswinkel der Geschutzebene gegenüber der Horizontalebene H ist der Winkel e zwischen den beiden Ebenen im Punkte V. Die Richtung und Grösse der Verkantung kann durch eine Wasserwaage, die zunächst in die Richtung gedreht wird, in der sie den grössten Ausschlag zeigt, und dann horizontiert wird, bestimmt werden.
Die durch einen horizontal verlaufenden Zielweg MWP gehende Flugebene F schneidet die Horizontalebene H in der Spurlinie NO, die dem Flugweg parallel verläuft. Die Flugebene schneidet die verken- tete Geschützebene G in der Spurlinie N'O, die nicht mehr parallel zum Flugweg verläuft, sondern wie bei einem Flugweg mit Höhsnänderung diesen im Endlichen schneidet. Die Lage der Spurlisie N'O in der Geschützebene G ist bestimmt durch den Seitenwinkel #0, gerechnet von der Nulltichtung OG aus. Durch sphärische Projektion des Punktes N'in die Horizontalebene ergibt sich Punkt n" und damit das rechtwinklige sphärische Dreieck VN"N', in dem N'N" der Bogen des Flugr. eigungswinkels 1I ist, der zu der Verkantung E gehört.
Der Einfluss der Verkantung kann somit auf eine Höhenänderung zurückgefühlt und damit die Verkantung in derselben Weise berücksichtigt werden wie eine Höhenünderung. Der Bogen VN"
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Winkel o-oVN'N"ist die Beziehung zu entnehmen
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fur die Verwendung des Visiers an Waffen grösseren Kalibers ist es notwendig, die Reflexoptik durch
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Da dazu zum Unterschied von der Reflexoptik der Vorhaltwinkel A als proportionale Drehbewegung einer Welle vorhanden sein muss, muss zusätzlich ein Rechengetriebe vorgesehen werden, durch das der Vorhaltwinkel A in Abhängigkeit vom Seitenwinkel a'und der Flugzeuggeschwindigkeit v berechnet wird, Im übrigen ändert sich am Gesamtaufbau des Visiers gegenüber der Verwendung einer Reflexoptik nichts.
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Fig. 6 :
An der Lafette der Waffe 101 ist in im einzelnen nicht dargestellter Weise der Steuerkasten 102 befestigt. Die Steuerung wird durch das Hendrad 3 und den Hebel 4 bedient und liefert in ebenfalls nicht dargestellter Weise als Ausgangswerte einerseits die Werte, nach denen die motorischen Antriebe für die Seiten- und die Höhenrichtbewegung laufend verstellt werden und anderseits die Werte, die die Visierlinie gegenüber der Rohrrichtung um den Vorhaltwinkel verstellen und in das Visier 5 gelangen. Diese Werte werden als Drehwerte von Wellen in geeigneter Weise durch den Visierträger 6 vom Steuerkasten 102 in das Visier übertragen.
Das Handrad 3 hat zweckmässigerweise gegenüber der von ihm in das Getriebe
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führenden Welle einen geringen Totgang, so dass es sich bei Beginn des Eingriffs von Hand gegenüber der Welle um einen kleinen Winkel verdreht. Mit dem Handrad 3 und mit der Welle ist je ein Kontaktstück verbunden, die bei relativer Verdrehung einen Kontakt schliessen und dadurch die Umschaltung des Getriebes von selbsttätigem Arbeiten auf Handeinstellung bewirken.
An dem Steuerkasten 102 befinden sich die Bedienungsknöpfe 57,64, 67 zum Einstellen der verschiedenen Winkelwerte und die Anzeigevorrichtungen C3, 55 an denen die Arbeitsweise der Steuerung und des Visiers beobachtet werden kann.
Fig. 7 : In den Steuerkasten gelangen von den Richtantrieben der Waffe der Seitenwinkel aG und der Höhenwinkel y durch die Wellen 1 und 2. Der Bedienungsmann beobachtet durch die Reflexscheibe 7 das Ziel und stellt durch Drehen eines Bedienungshandrades 3 den radialen Flugrichtungsstrich auf dar Scheibe 8, der über die Reflexsc1 : eibe 7 ins Unendliche projiziert wird. so ein, dass er mit der Flugzeuglängsachse zusammenfällt und am Ziel erscheint.
Der Drehwert des Handrades ist somit proportional der scheinbaren Flugrichtung 6. Er wird im einzelnen auf folgende Weise zu dem radialen Strich auf der Scheibe 8 übertragen :
Der Drehwert des Handrades 3 gelangt einerseits über Zahngetriebe 9, 10 und 11 auf die Kontaktstiftscheibe 45 und anderseits auf die Welle 13. Mit der Welle 12 ist auf der einen Seite die Schaltscheibe 46 eines Nachlaufwerkes fest verbunden, die entsprechend der relativen Lage des Kontaktstiftes auf Scheibe 45 den Nachlaufmotor 44 so steuert, dass Kontaktstift und Gegenkontakt immer in Übereinstimmung bleiben. Der Motor 44 dreht sich somit proportional dem Flugwinkel 5 und überträgt ihn einerseits auf die Welle 12 und anderseits über biegsame Welle 145, Zahngetriebe 146,47 und Kupplung 48 in das Visier 5.
Im Visier dient der Drehwert über Zahngetriebe 49 und 50 zum Drehen der mit dem radialen Strich versehenen Scheibe 8 in der Reflexoptik. Auf der Welle 12 befindet sich die Kurvenkörpergruppe 14,15, 13, die entsprechend dem Flugwinkel S gedreht und über die von der Welle 1 getriebenen Kegelräder 17, Spindel 18 und Mutter 19 entsprechend dem Höhenwinkel y verschoben wird. Der Abtaster 20 des Kurvenkörpers 14 liefert auf Grund bekannter sphärischer Beziehung den Seitenwinkel 0'in der Flugebene, der Abtaster 21 des Kurvenkörpers 15 liefert den Neigungswinkel r der Flugebene und der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 den Seitenwinkel a in der Horizontalebene, gemessen von der Richtung der Spurlinie, in der die Flugebene die Horizontalebene schneidet.
Der Abtaster 20 überträgt über das Segmentgetriebe
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ferential 25, in den der Korrekturwinkel K'für den Fall, dass das Flugzeug seine Höhe ändert, durch Schwenken seines Zwischenrades hinzugefügt wird. Nach der Differenz 0'- K'wird die Kontaktstiftscheibe des Nachlaufwerkes 26 gedreht, die den Motor 27 so steuert, dass der Gegenkontakt des Nachlaufwerkes 26 mit dem Kontaktstift in Übereinstimmung bleibt. Auf diese Weise wird der der Differenz 0'- K'propor- tionale Drehwert verstärkt und über eine biegsame Welle 28 über Zahngetriebe 29,30, 31 und Kupplung 32 ins Visiergehäuse 5 geleitet.
Dort wird weiter über Zahngetriebe 33,34 und Differential 35 die Vorhaltkurvenscheibe 36 entsprechend dem Winkelwert 0'- K'gedreht u'ld anderseits über Zahngetriebe 37 und Kurvenscheibe 38 die Visieroptik 39 proportional der Aufsatzwinkel verschoben. Der Abtaster 21, des- sen Drehbewegung dem Neigungswinkel r der Flugebene proportional ist, dreht über Zahnrad 40 erstens den Kurvenkörper 41 und zweitens die Kontaktstiftscheibe., j, 2, die durch ihre relative Stellung zur Gegenkontaktscheibe 43 den Nachlaufmotor 44 nach Umschaltung am Handrad 3 von Handsteuerung auf selbsttätigen Betrieb in bekannter Weise so steuert, dass die Drehungen der Motorachse einerseits über die bieg- same Welle 145 in das Visier 5 geleitet werden, anderseits die Welle 12 und damit die Kurvenkörpergruppe 14,15,
16 und insbesondere den Kurvenkörper 15 derart drehen, dass der von diesem Kurvenkörper gelieferte Neigungswinkel T der Flugebene konstant bleibt. Damit wird der bereits bekannte Effekt der automatischen Vorsteuerung erreicht, durch die eine Erleichterung der Tätigkeit des Bedienungsmannes erreicht wird. Das Bedienungshandrad 3 wird auf diese Weise für den Fall, dass das Flugzeug geradlinig fliegt, selbsttätig laufend richtig entsprechend der Änderung des Flugwinkels 6 gedreht.
Die Drehung des Abtasters 21, die dem Neigungswinkel rder Flugebene proportional ist, wird weiterhin über Segmentgetriebe 21a und Kegelräder 51 auf die Hohlwelle 52 und auf die mit dieser fest ver- bundene, mit einem Anschnitt versehene Scheibe 53 übertragen, deren Ablesekante 54 auf der Teilung 55 die Grösse des Neigungswinkels abzulesen gestattet.
Der Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 dreht sich proportional dem Korrekturwinkel 'bei Höhenän- derung des Ziels. Er wird durch die Einstellung des Neigungswinkels 11 des Flugwegs mit Bedienungsknopf 57 über Seilscheibe 58, Seilzugdifferential 59 durch das Seil 60 in Längsrichtung des Kurvenkörpers 41 verschoben. Der Abtaster 56 treibt über Zahnwalze 61 den Zwischenradträger des Differentials 25 an, in dem, wie bereits beschrieben, die Differenz zwischen dem Seitenwinkel 0'in der Flugebene und dem Korrekturwinkel K'gebildet wird.
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Der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 dreht sich proportional dem Seitenwinkel 0 in der Horizontalebene, von der Richtung der Spurlinie zwischen Flugebene und Hcuzüntalebene gezählt. In dem Differential 62 wird die Differenz zwischen diesem Seitenwinkel und dem Geschützseitenwinkel oG gebildet und von dieser in dem Differential 63 der Seitenwinkel der Verkantungsachse abgezogen. In das Differential 63 geht zu diesem Zweck der als Drehwert am Bedienungsknopf 64 eingestellte, durch eine Wasserwaage bestimmte Winkel der Verkantungsachse über Kegelräder 65. Entsprechend diesem Differenzwinkel wird der Kurvenkörper 66 gedreht, der ausserdem proportional dem am Bedienungsknopf 67 eingestellten Verkantungswinkel über Kegelräder 68 und Spindel und Mutter 69 verschoben wird.
Der Abtaster 70 des Kurvenkörpers 66 verschiebt sich proportional dem der Verkantung entsprechenden Neigungswinkel ! , der über das bereits beschriebene Differential 59 auf den Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 einwirkt.
Die Drehbewegungen des Bedienungshandra : ies 3 dienen ausserdem zum Steuern der an der Waffe vorhandenen, nicht dargestellten motorischen Antriebe. Zu diesem Zweck befindet sich auf der Welle 13 ein Kurvenkörper 71, der proportional dem Flugwinkel 6 gedreht und über Mutter und Spindel 72, Kegelräder 73 und 74 durch die Drehung des Handgriffs 75 oder des Fusspedals 76 in Längsrichtung verschoben
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bleibt. Der Kurvenkörper 71 ist so geformt, dass er die Winkelgeschwindigkeit wo'in der Flugebene in zwei Komponenten : die Hohenwinkelgeschwindigkeit wy und die Seitenwinkelgeschwindigkeit Wo" in der Breitenkreisebene zerlegt.
Der Abtaster 77 dreht sich proportional der Höhenwinkelgexhwindigkeit wy und leitet sie über Welle 78 in das Antriebsaggregat für die Höhenrichtbewegung. Der Abtaster 79 dreht sich proportional der Seitenwinkelgeschwindigkeit wo We in der Breitenkreisebene und dreht den Kurvenkörper 80, der ausserdem proportional dem durch Welle 1 eingeleiteten Höhenwinkel 7 verschoben wird.
Der Abtaster 81 dreht sich proportional der Scitenwinkelgeschwindigkeit wo in der Horizontalebene und leitet diese über Welle 82 in das Antriebsaggregat für die Seitenrichtbewegung der Waffe.
Für den Fall, dass an Stelle der Reflexoptik in Fig. 7 ein Fernrohr verwendet wird, ergeben sich folgende Änderungen (Fig. 8). Im Steuerkasten kommt ein Kurvenkörper 90 hinzu, der entsprechend der Einstellung der Flugzeuggeschwindigkeit am Knopf 91 über Kegelräder 92, 93 Spindel und Mutter 94 proportional der Flugzeuggeschwindigkeit v verschoben und proportional dem Seiten winkel 0'- K I gedreht wird. Der Abtaster 95 dreht sich proportional dem gesuchten Vorhaltwinkel A und überträgt diese Drehung über Zahnrad 96, Kontaktstiftscheibe 97, Gegenkontaktscheibe 98 auf den Nachlaufrnotor 99. Der Nachlaufmotor 99 tritt an die Stelle des Nachlaufmotors 27 nach Fig. 7.
In das Visier 5 gelangen auf diese Weise über die Kupplungen 32 und 48 der Flugwinkel 6 - wie in Fig. 7-und der Vorhaltwinkel A, die in bekannter Weise zum Verschwenken des Zielfernrohrs um die Längsachse nach dem Flugwinkel o und um die Querachse nach dem Vorhaltwinkel A dienen.
PATENTANSPRÜCHE :
1. Vorrichtung zum Richten von Waffen, vorzugsweise Flugzeugabwehrgeschützen, mit einer Handsteuerung zum Bewegen der Waffe und einer Visiervorrichtung, dadurch gekennzeichnet, dass die Handsteuerung mit der Visiervorrichtung kombiniert ist, indem für die Handsteuerung vorgesehene Rechengetriebe ganz oder teilweise auch für die Berechnung der erforderlichen geometrischen Daten der Bewegung des Zieles Verwendung finden, wobei als Handsteuerung ein Getriebe vorgesehen ist, das den Neigungwinkel der Flugebene durch eine in Abhängigkeit vom Höhenwinkel betätigte Einrichtung, z. B. Kurvenkörper (14, 15, 16), konstant hält, und die Visiervorrichtung das Abkommen in Polarkoordinaten angibt.