Zielvorrichtung für die Bekämpfung von beweglieben Zielen, insbesondere von Luftfahrzeugen Es sind Zielvorriehtuugen, die mit Ein- riehtungen zur Bestimmung des Vorhaltewin- kels für das Schiessen auf bewegliche Ziele, insbesondere Luftfahrzeuge, versehen sind, bekannt, bei denen als radial verlaufende Strichmarke die scheinbare Flugriehtung und auf dieser der Abkommpunkt, mit dem der Bedienungsmann das Ziel anvisieren muss, als Er-;
ebnis einer Multiplikation der geschätzten oder gemessenen Zielgeschwindigkeit mit der Geschossflugzeit in einer geeigneten Weise dargestellt wird. Die geometrisehe Grund lage dieser Zielvorriehtungen beruht auf den Gesetzmässigkeiten, die für die Flugebene gel len.
Dabei versteht man (s. Fig. 1) unter der h'lugebene FE diejenige Ebene, die durch den geradlinigen Weg des Ziels ZIV hindurch geht und die die Horizontalebene<I>HE</I> in einer Geraden, die durch den Standort des Ge- sehützes oder des Beobachters hindurchgeht, schneidet.
Der Winkel, den die Visiervorrieh- tnn- j' mit. dem Zielweg ZIV bildet., erscheint ini Gesiehtsfeld der Visiervorriehtun;- als Winkel (s. Fig. ?) zwischen dem dureh das Ziel hindurehgehenden Meridian und der Be- Ve;un #-":sriehtung des Ziels.
Dieser Winkel d bestimmt daher die scheinbare Flugriehtung, wie sie dem Beobachter im Fernrohr erscheint. Der Winkel ändert sieh steti- zwischen dein Wert Null bei kommendem Ziel, dem Wert 0 im Wechselpunkt und dem Wert 180 bei gehendem Ziel. In der Flugebene ist die Lage der jeweiligen Visierrichtung zum Ziel durch den Seitenwinkel ss in der Flugebene bestimmt.
Bei den bekannten Zielvorrichtungen die ser Art wird die scheinbare Flugrichtung durch Auswandern des Ziels aus dem Mittel punkt bei festgehaltener Zieleinrichtung ein malig bestimmt und diese dann durch ge triebetechnische Mittel in die in der Horizon talebene dargestellte wahre Flugrichtung um gewandelt. Dann wird auf dieser durch Ab tragen der Auswanderungsstrecke, die aus der geschätzten oder gemessenen Zielgeschwindig keit und der Geschossflugzeit berechnet wird, der Abkommpunkt bestimmt, der auf die im Gesichtsfeld der Visiereinrichtung dargestellte scheinbare Flugriehtung übertragen und dem Beobachter sichtbar gemacht wird.
Die Nach teile dieser Einrichtung bestehen vor allem in dem unstetigen Riehtvorgang infolge der Not wendigkeit, das Ziel auswandern zu lassen so wie aus dein grossen getriebetechnischen Auf wand und der Notwendigkeit, weitere Bedie nungsleute an der Zieleinrichtung verwenden zu müssen.
Diese Nachteile werden durch die vorlie gende Erfindung behoben.
Die Erfindung bezieht. sich auf eine Ziel vorrichtung für die Bekämpfung von beweg lichen Zielen, insbesondere von Luftfahr zeugen, mit einer Einrichtung zur Bestim mung des Vorhaltewinkels, bei welcher die Be- wegungsgrössen des Ziels als scheinbare Flug richtung und als augenblickliche Winkel- gesehwindigkeit in der Flugebene dadurch selbsttätig bestimmt werden, dass eine auf einer Kugelfläche sich bewegende Rolle vor gesehen ist, wobei Kugelfläche und Rolle rela tiv zueinander in zwei um 90 versetzten Ebenen in Abhängigkeit des Höhenwinkels und des Seitenwinkels verstellt werden,
so dass die Rolle sich in die scheinbare Flugrichtung einstellt und die Drehgeschwindigkeit der Rolle der augenblicklichen Seitenwinkelge- schwindigkeit in der Flugebene proportional ist.
Zweckmässigerweise wird die scheinbare Flugrichtung im Gesichtsfeld des Fernrohres oder Visiers in an sich bekannter- Weise als radial verlaufende Strichmarke dargestellt, wobei aber die Strichmarke mit für verschie dene Zielgeschwindigkeiten geltenden Kenn zeichnungen versehen ist, die sich selbsttätig auf den jeweiligen Vorhaltewinkel auf der scheinbaren Flugrichtung einstellen.
Dies kann dadurch erreicht werden, dass die für einen geradlinigen Flugweg in Abhängigkeit von der gemessenen scheinbaren Flugrichtung (Winkel 8) und dem gemessenen Höhen winkel (y) berechneten und auf einer Glas scheibe dargestellten Vorhaltekurven an der durch die radiale Strichmarke bestimmten Stelle ebenfalls in das Gesichtsfeld des Visiers projiziert werden. Dabei stellen diese Kenn zeichnungen die Abkommpimkte dar, die mit dem Ziel vom Bedienungsmann in Deckung gehalten werden müssen.
Eine andere Lösung kann darin bestehen, dass die in der Zieleinrichtung mechanisch dar gestellte Flugrichtung und der mit getriebe technischen Mitteln als Produkt aus der Ge- schossflugzeit und der Winkelgeschwindigkeit des Ziels in der Flugebene mechanisch ermit telte Vorhaltewinkel dazu benutzt werden, die optische Achse der Visiereinriehtung in Rich tung der scheinbaren Flugrichtung um den Vorhalt.ewinkel zu verschwenken.
Weitere Ausgestaltungen können noch darin bestehen, dass zur Beschleunigung der selbsttätigen Ermittlung der scheinbaren Flug- richtung eine Voreinstellung von Hand auf geschätzte Werte erfolgt. Ferner kann noch eine Einriehtung vorgesehen sein, durch welche die Dämpfung, mit. der sich die schein bare Flugrichtung selbsttätig einstellt, ver ändert werden kann. Dies erfolgt zweck mässig durch eine gewollte Veränderung der Schlepplänge der Rolle, die sieh durch Be wegen auf der Kugelfläehe selbsttätig in die seheinbare Flugriehtung einstellt.
Die Figuren zeigen Ausführungsbeispiele des Erfindungsgegenstandes.
Entsprechend Fig.3 ist die Zielvorrieh- tung mit einem (Tetriebe versehen, durch welches die Bewegungsverhältnisse des Ziels auf einer um den Beobachter gelegt zii den kenden Kugel vom Halbmesser Eins nachge bildet sind. Dazu kann eine Kugel oder Kugel- kalotte 1 nach dem in der Horizontalebene ge messenen Seitenwinkel a gedreht und auf dieser eine mit. Federdriiek aufliegende dreh bare Rolle ?, eine sog. Schlepprolle, nach dem Höhenwinkel y in Richtung der Meridiane der Kugelkalotte bewegt werden.
Die Rolle \? stellt sich dann durch Drehen um die senk recht auf dem Meridian stehende Achse 3 in die scheinbare Flugrichtung ein.
Eine andere Möglichkeit entsprechend Fig. 4 besteht darin, da.ss an der jeweiligen Berührungsstelle der Sehlepprolle 2 mit der Kugelkalotte 1 die dort bestehenden Gxeschwin- digkeitsverhältnisse nachgebildet werden.
In dem Berührungspunkt schneiden sich immer zwei Geschwindigkeitskomponenten, nämlich die -N\'inkelgeschwindigkeit in der Breitenkreis ebene und die Winkelgesehwindigkeit in der Meridianebene. Erstere berechnet. sich aus der Seitenwinkelgesehwindigkeit o)@ in der Hori zontalebene und dem Höhenwinkel y zu a:, . cos y;
letztere ergibt sich unmittelbar durch die laufende Messung des Höhenwinkels und dessen Änderun-. Die augenbliekliche Be wegungsrichtung und die BewegLzngsge- schwindigkeit ergibt. sich als Resultierende aus den beiden Komponenten.
Die Bestim mung dieser Resultierenden kann entweder durch getriebetechnische Lösung der mat.he- inatischen Gleichung oder durch geometri sche Nachbildung des Vektorendreiecks erfol- gc1n. 1n diesem Falle wird beispielsweise eine Kugelkalotte 4, Fig. 5, mittels der Achse 5 um den Höhenwinkel y geschwenkt und gleich zeitig über die Kegelräder 6 um den Seiten winkel. a in der Horizontalebene gedreht.
Da durch ergibt sich im Berührungspunkt der Kugelkalotte 4 mit der Kugel 7 eine Antriebs- .esehwindigkeit o), <I>.</I> cos <I>y.</I> Um 90 zur An i riebsebene versetzt befindet sich eine mit Fe derdruck aufliegende Rolle 8, welche die Kugel 7 nach dem. Höhenwinkel y antreibt.
Die resul- t ierende Geschwindigkeit wird durch die Schlepprolle 9 abgenommen, wobei deren Ver- sehwenkung um die Achse 10 die Richtung, Winkel ö, und die Drehung der Rolle 9 um die Rollenachse 11 die Winkelgeschwindigkeit co" in der Flugebene angibt.
Die scheinbare Flugrichtung und die Win- lelgeschwindigkeit in der Flugebene sind aber die Grundlagen für die Bestimmung des zu künftigen Punktes, in dem sich das Ziel nach Ablauf der Gesehossflugzeit befinden wird.
Bei einer in Fig. 6 dargestellten Lagerung des Richtfernrohres 12 ist dieses um eine senk recht zur Bildebene stehende Achse 45 schwenk bar. Diese Achse 45 kann durch Drehen der Lagerteile 13 in jede beliebige Lage gebracht werden. Wird die Schnecke 14 von einer be stimmten Ausgangslage um den Winkel 8 ge dreht, so stellt sieh die Schwenkachse des Fern rohres 12 senkrecht zur scheinbaren Flugrich tung ein.
Durch Drehen des Fernrohres 12 iim diese Achse kann dann der Vorhaltwinkel als Produkt aus der gemessenen Winkelge- sehwindigkeit we und der Flugzeit des Ge- seliosses eingestellt werden. Zu diesem Zweck wird die Platte 15 proportional dem Produkt (o" <I>. t</I> axial verschoben. Auf der Platte 15 lie,t mit Federdruck der Abtaster 16 auf, der niit dem Richtfernrohr 12 fest verbunden ist.
Die Verschiebung der Platte 15 wird dadurch in eine proportionale Drehung des Richtfern- rohres -umgewandelt.
Dazu muss zuvor das Produkt der Ge- sehossflugzeit und der gemessenen Winkel geSchwindigkeit bestimmt werden. Zu diesem Zweck bedient man sich beispielsweise einer Anordnung nach Fig.7. Ein Reibkegel 17 wird von einem Federmotor 18, der laufend durch die Bewegung der Richthandräder auf gezogen wird, mit konstanter Geschwindigkeit gedreht. Auf dem Reibkegel 17 liegt die Rolle 19 auf, deren Achse über ein Differential 20 mit der Reibscheibe 21 verbunden ist.
Auf der Scheibe 21 liegt die Reibrolle 22 auf, deren Achse 23 von der Schlepprolle 9 in dem Ku gelgetriebe, Fig. 5, angetrieben wird, so dass deren Drehgeschwindigkeit der Winkelge schwindigkeit aiä proportional ist. Die Rolle 22 wird durch Drehen am Handrad 24 radial auf der Scheibe 21 verschoben. Dadurch er gibt sich eine bestimmte Drehgeschwindig keit der Scheibe 21, die in das Differential 20 eingeht. Von der andern Seite gelangt in das Differential 20 die Drehgeschwindigkeit der Reibrolle 19, die sich aus der jeweiligen Stel lung der Reibrolle 19 auf dem Kegelmantel 17 ergibt. Stimmen beide Drehgeschwindig keiten nicht überein, so verschiebt sich die Reibrolle 19 längs des Kegelmantels so lange, bis die Gleichheit hergestellt ist.
Die Stellung der Reibrolle 19 wird dem Kehrwert der Geschossflugzeit proportional gemacht. Die Skala 25 ist zu diesem Zweck nach der Ent fernung, die laufend gemessen wird und damit bekannt ist, beschriftet, aber nach dem Kehrwert der Geschossflugzeit geteilt.
Das Produkt o,)". <I>t</I> am Handrad 24 ist auf diese Weise dann richtig, wenn der Zeiger 26 vor der Skala 25 auf dem bekannten Wert der Entfernung steht. Dementsprechend ist das Randrad 24 zu drehen. Der Handradwert coQ <I>. t</I> dient. dann unmittelbar zum Auslenken des Fernrohres 12 (Fug. 6) um den Vorhalte winkel aus der Nullage.
Eine einfachere konstruktive Lösung ergibt sich, wenn der Abkommpunkt innerhalb des Gesichtsfeldes des Fernrohres 12 dargestellt werden kann; das heisst bei Vorhaltewerten, die kleiner als das Gesichtsfeld des Fernrohres sind.
In diesem Falle kann auf die mechanische Berechnung der Vorhaltewerte verzichtet und die Abkommpunkte in Abhängigkeit von der Zielgeschwindigkeit für den geradlinigen, horizontalen Flug dargestellt werden, so dass die Bedienungsperson sich den je nach der Zielgeschwindigkeit gültigen Abkommpunkt auswählen kann. Zu diesem Zweck ist bei spielsweise entsprechend Fig.8 im Strahlen gang der Lichtquelle eines Reflexvisiers eine undurchsichtige Scheibe 27 mit den durch sichtigen Kurven 28 der Vorhalte-,,verte für Zielgeschwindigkeiten von z.
B. 50 mjs, 100 m/s, 200 m/s und 300 m/s angeordnet. Über der Scheibe 27 befindet sich die Scheibe 29 mit einer radialen Aussparung 30, welche die Flugrichtung im Gesichtsfeld des Visiers in Form eines leuchtenden radialen Striches dar stellt. Das Zahnrad 31 wird über Zahnräder 32 nach der Flugrichtung von der Schlepp rolle 9 des Kugelgetriebes (Fig.5) gedreht, und dabei die Scheibe 29 durch die in der Scheibe 31 feste Achse 35 mitgenommen.
Die Lage der Scheibe 27 mit. den Vorhalte kurven 28 berechnet sich auf Grund der sphärischen Winkelbeziehungen aus dem Hö henwinkel y und dem scheinbaren Flugrich- tungswinkel d nach der Beziehung etg O 'T = etg y cos 8 wobei<B>G</B> 'T der Seitenwinkel zum Treffpunkt ist. Es ist demzufolge notwendig, das Produkt etg y . cos 8 getriebetechnisch zu bilden und die Vorhaltekurven 28 in Abhängigkeit von etg a'T darzustellen.
Das Produkt etg y. cos a wird dadurch gebildet, dass die Kreisringfüh- rimg 34 über die Kurvenscheibe 38 in Rich tung der Schlitzführung 39 nach dem Wert etg y verschoben wird. Die Kreisringführung 34 wird durch die sich um die Achse 36 dre hende Rolle 33 abgetastet.
Da ausserdem der Rahmen 37 mit der Achse 35 proportional zum Winkel d zusammen mit dem Zahnrad 31 ge dreht wird, ergibt sich eine Drehung des Rah mens 37 mit der Kurvenplatte 27 um die Achse 35 in Annäherung entsprechend dem Funk tionswert etg . cos 8, wie es nach obiger Bezie hung sein muss.
Im Gesichtsfeld des Visiers erscheint der Bedienungsperson dann die Flugrichtung als leuchtender Strich, auf dem die vier Schnitt- punkte mit den V orhaltekurven erkennbar sind. Der Bedienungsmann wählt einen von diesen Punkten entsprechend der geschätzten Zielgeschwindigkeit aus und richtet mit die sem das Flugzeug laufend an. Die optische Achse des Visiers, die der Rohrachse parallel ist, ist dann auf den Treffpunkt gerichtet.
Die Gesamtanordnung zeigt Fig. 5. An das bereits oben erläuterte, links gezeichnete Ku gelgetriebe schliesst sich das Vorhaltegetriebe an, das aus den in Fig. 8 beschriebenen Tei len besteht. Unter diesen ist die Lichtquelle 40 mit Spiegel 41 angeordnet. Im Vorhalte getriebe wird die Ringscheibe 34 über eine Kurvenscheibe 38 nach dem Kontangens des Höhenwinkels versehwenkt. Die Reflex scheibe 42 wird um die Achse 43 zur an genäherten Berüeksiehtigung des Aufsatz winkels durch eine nach dem Höhenwinkel gedrehte Kurvenscheibe 44 geschwenkt.
In der Reflexscheibe 42 erscheint dem von rechts blickenden Beobachter der leuchtende Flugrichtungsstrich mit den Abkommpunk- ten und das Flugzeug, das er mit dem gewählten Abkommpunkt in Deckung hal ten muss.
Das Verhalten der Vorrichtung wird durch die dynamischen Eigenschaften be- einflusst, die sich dadurch äussern, da.ss die Vorhaltewerte entweder durch zu grosse Emp findlichkeit unruhig sind und damit das gleichmässige Anvisieren erschweren oder durch zu grosse Trägheit mit unzulässig gro ssen Schleppfehlern behaftet sind. Es sind deshalb Massnahmen notwendig, um die rich tige Empfindlichkeit an der fertigen Vorrich tung nach Versuchen bestimmen zu können.
Zu diesem Zweck kann entweder die Schlepp länge a der Schlepprolle 9 (Fil-. 5) einstellbar gemacht werden, oder es können die Über setzungsverhältnisse im Antrieb der Kugel 7, das heisst die Drehgeschwindigkeiten der Rolle 8 und der Kalotte 4 geändert werden.
Um weiterhin die erstmalige Einstellung der Schlepprolle 9 in die zu messende schein bare Flugrichtung zii beschleunigen, kann beispielsweise mit der Achse 10 der Schlepp rolle 9 (Fig.5) ein nach aussen führender Flugriehtungsgriff verbunden werden, an welchem durch den Bedienungsmann die Flugrichtung nach Schätzung eingestellt wird. In dies m Falle braucht die Messeinrichtung die Schlepprolle 9 nur noch durch die er forderliche Korrekturdrehung auf den ge nauen Wert einzustellen.
Schliesslich besteht auch noch die Mög lichkeit, die laufende Veränderung der schein baren Flugrichtung durch Ausnutzen folgen der geometrischer Gesetzmässigkeit ruhiger und gleichmässiger zu machen. Wie aus Fig. 1 ersichtlich, ist die zeitliche Änderung des scheinbaren Flugrichtungswinkels 8 gleich der zeitlichen Änderung des Seitenwinkels<B>a'.</B> Der Seitenwinkel d ist ein unmittelbar durch den Seitenwinkel a in der Horizontalebene auf Grund des Anvisierens des Ziels bestimmter Wert,
cla bei einer unveränderlichen Neigung der Flugebene zur Horizontalebene die beiden Seitenwinkel proportional sind. Nach einmali ger Bestimmung der scheinbaren Flugrichtung 0 kann demnach der weitere Verlauf des Flug winkels dadurch bestimmt werden, dass ein dem Seitenwinkel ss in der Horizontalebene proportionaler Betrag zum Winkel d hinzu gefügt wird.
Es ist natürlich auch möglich, den all gemeinen Erfindungsgedanken zur Bestim mung der scheinbaren Flugrichtung und der Winkelgeschwindigkeit in der Flugebene nicht zur Darstellung der Abkommpunkte im Ge sichtsfeld des Visiers oder durch Verstellen der optischen Achse eines Fernrohres zu ver wenden, sondern als Rechenwerte in einem Kommandogerät der Berechnung der Koordi naten des Treffpunktes zugrunde zu legen und die letzteren dann als Seitenwinkel, Rohr erhöhung und Zünderstelhing an die Geschütze zu übertragen.
Aiming device for combating moving targets, especially aircraft. Target devices are known which are provided with devices for determining the lead angle for shooting at moving targets, in particular aircraft, in which the apparent flight direction is the radially running line mark and on this the deviating point with which the operator must aim at the target, as he-;
even a multiplication of the estimated or measured target speed with the projectile flight time is represented in a suitable manner. The geometric basis of these target devices is based on the laws that gel for the plane of flight.
In this context, one understands (see FIG. 1) the h'lug plane FE that plane that goes through the straight path of the target ZIV and that the horizontal plane <I> HE </I> in a straight line that passes through the location of the Protective gear or the observer passes through, cuts.
The angle that the visor device- tnn- j 'with. forms the target path ZIV., appears in the field of view of the sighting device; - as an angle (see Fig.?) between the meridian passing through the target and the direction of the target.
This angle d therefore determines the apparent flight direction as it appears to the observer in the telescope. The angle changes steadily between the value zero for the coming destination, the value 0 at the change point and the value 180 for the going destination. In the plane of flight, the position of the respective direction of sight to the target is determined by the lateral angle ss in the plane of flight.
In the known target devices of this type, the apparent direction of flight is determined by migrating the target from the center point with the target device held in place and then converted into the true flight direction shown in the horizontal plane by ge transmission technology means. Then the departure point is determined on this by starting the emigration route, which is calculated from the estimated or measured target speed and the projectile flight time, which is transferred to the apparent flight direction shown in the field of view of the sighting device and made visible to the observer.
The disadvantages of this facility consist mainly of the discontinuous straightening process as a result of the need to allow the destination to emigrate as well as your large gearbox expenditure and the need to use other operators at the target facility.
These disadvantages are remedied by the present invention.
The invention relates. A target device for combating moving targets, in particular aircraft, with a device for determining the lead angle at which the target's movement variables as the apparent direction of flight and the instantaneous angular speed in the plane of flight thereby automatically be determined that a roller moving on a spherical surface is seen before, the spherical surface and roller being adjusted relative to one another in two planes offset by 90 depending on the elevation angle and the lateral angle,
so that the roller adjusts itself in the apparent direction of flight and the speed of rotation of the roller is proportional to the instantaneous lateral angular velocity in the flight plane.
Appropriately, the apparent direction of flight in the field of view of the telescope or sight is shown in a manner known per se as a radially extending line mark, but the line mark is provided with markings that apply to different target speeds and that automatically adjust to the respective lead angle on the apparent direction of flight .
This can be achieved by transferring the lead curves calculated for a straight flight path as a function of the measured apparent flight direction (angle 8) and the measured altitude angle (y) and shown on a glass pane at the point determined by the radial line mark Field of view of the visor can be projected. These markings represent the agreements that the operator must keep under cover with the aim.
Another solution can consist in using the direction of flight mechanically presented in the aiming device and the lead angle mechanically determined with gear technology as the product of the projectile flight time and the angular speed of the target in the plane of flight, the optical axis of the sighting device in the direction of the apparent direction of flight by the lead angle.
Further refinements can also consist in the fact that, in order to accelerate the automatic determination of the apparent flight direction, a manual presetting to estimated values is carried out. Furthermore, a device can be provided through which the damping, with. which automatically adjusts the apparent direction of flight, can be changed. This is done appropriately by a deliberate change in the towing length of the roller, which automatically adjusts to the visible flight direction by moving it on the spherical surface.
The figures show exemplary embodiments of the subject matter of the invention.
According to FIG. 3, the target device is provided with a gear mechanism, by means of which the movement conditions of the target are reproduced on a ball of radius one placed around the observer. For this purpose, a ball or spherical cap 1 according to the in The lateral angle a measured in the horizontal plane is rotated and on this a rotatable roller, a so-called drag roller, which rests with a spring drive, is moved according to the elevation angle y in the direction of the meridians of the spherical cap.
The role \? is then set by turning around axis 3, which is perpendicular to the meridian, in the apparent direction of flight.
Another possibility according to FIG. 4 is that the speed ratios existing there are simulated at the respective point of contact between the floor roller 2 and the spherical cap 1.
Two speed components always intersect at the point of contact, namely the -N \ 'angular speed in the parallel plane and the angular speed in the meridian plane. The former is calculated. from the lateral angular velocity o) @ in the horizontal plane and the elevation angle y to a :,. cos y;
the latter results directly from the ongoing measurement of the elevation angle and its changes. The current direction of movement and the speed of movement result. as a result of the two components.
This resultant can be determined either by means of a transmission solution of the mathematical mathematical equation or by means of a geometric simulation of the vector triangle. In this case, for example, a spherical cap 4, Fig. 5, is pivoted by means of the axis 5 by the elevation angle y and at the same time via the bevel gears 6 by the side angle. a rotated in the horizontal plane.
This results in a drive speed o), <I>. </I> cos <I> y. </I> at the point of contact between spherical cap 4 and ball 7, offset by 90 to the drive plane is a with Fe derdruck resting roller 8, which the ball 7 after. Elevation angle y drives.
The resulting speed is picked up by the drag roller 9, its pivoting about the axis 10 indicating the direction, angle δ, and the rotation of the roller 9 about the roller axis 11 indicating the angular speed co ″ in the plane of flight.
The apparent direction of flight and the angular speed in the flight plane are, however, the basis for determining the future point at which the target will be after the visor flight time has elapsed.
When the directional telescope 12 is supported in FIG. 6, it is pivotable about an axis 45 perpendicular to the image plane. This axis 45 can be brought into any position by rotating the bearing parts 13. If the screw 14 rotates from a certain starting position by the angle 8 ge, then see the pivot axis of the telescope tube 12 perpendicular to the apparent direction of flight a device.
By rotating the telescope 12 in this axis, the lead angle can then be set as the product of the measured angular velocity we and the flight time of the pillar. For this purpose, the plate 15 is axially displaced in proportion to the product (o "<I>. T </I>. The scanner 16, which is firmly connected to the directional telescope 12, rests on the plate 15 with spring pressure.
The displacement of the plate 15 is thereby converted into a proportional rotation of the aiming telescope.
To do this, the product of the tower flight time and the measured angular velocity must be determined beforehand. For this purpose, an arrangement according to FIG. 7 is used, for example. A friction cone 17 is rotated at a constant speed by a spring motor 18, which is continuously pulled by the movement of the straightening handwheels. The roller 19, the axis of which is connected to the friction disk 21 via a differential 20, rests on the friction cone 17.
The friction roller 22 rests on the disc 21, the axis 23 of which is driven by the drag roller 9 in the Ku gel transmission, FIG. 5, so that its rotational speed is proportional to the angular speed aiä. The roller 22 is moved radially on the disk 21 by turning the handwheel 24. As a result, he is a certain speed Drehgeschwindig the disc 21, which is included in the differential 20. Die Drehgeschwindig From the other side, the rotational speed of the friction roller 19, which results from the respective Stel development of the friction roller 19 on the conical surface 17, reaches the differential 20. If the two speeds of rotation do not match, then the friction roller 19 moves along the conical shell until equality is established.
The position of the friction roller 19 is made proportional to the reciprocal of the projectile flight time. For this purpose, the scale 25 is labeled according to the distance that is continuously measured and thus known, but is divided according to the reciprocal of the projectile flight time.
The product o,) ". <I> t </I> on the handwheel 24 is correct in this way when the pointer 26 is in front of the scale 25 at the known value of the distance. The edge wheel 24 must be rotated accordingly Handwheel value coQ <I>. T </I> is then used directly for deflecting the telescope 12 (Fig. 6) by the lead angle from the zero position.
A simpler constructive solution is obtained if the point of departure can be displayed within the field of view of the telescope 12; that means with lead values that are smaller than the field of view of the telescope.
In this case, the mechanical calculation of the lead values can be dispensed with and the departure points can be displayed as a function of the target speed for the straight, horizontal flight so that the operator can select the departure point that is valid depending on the target speed. For this purpose, for example, in accordance with FIG. 8 in the beam path of the light source of a reflex sight, an opaque disk 27 with the through-visible curves 28 of the reserves - ,, values for target speeds of z.
B. 50 mjs, 100 m / s, 200 m / s and 300 m / s. Above the disk 27 is the disk 29 with a radial recess 30, which represents the direction of flight in the field of view of the visor in the form of a luminous radial line. The gear 31 is rotated via gears 32 in the direction of flight of the drag roller 9 of the ball drive (Figure 5), while the disc 29 is taken along by the axis 35 fixed in the disc 31.
The position of the disc 27 with. The lead curve 28 is calculated on the basis of the spherical angle relationships from the height angle y and the apparent flight direction angle d according to the relationship etg O 'T = etg y cos 8 where <B> G </B>' T is the side angle to the point of impact is. It is therefore necessary to use the product etg y. to form cos 8 in terms of transmission technology and to represent the lead curves 28 as a function of etg a'T.
The product etg y. cos a is formed in that the circular ring guide 34 is shifted via the cam disk 38 in the direction of the slot guide 39 according to the value etg y. The circular guide 34 is scanned by the roller 33 rotating about the axis 36.
In addition, since the frame 37 with the axis 35 is proportional to the angle d rotates together with the gear 31, there is a rotation of the frame mens 37 with the cam plate 27 about the axis 35 in approximation according to the func tion value etg. cos 8, as it must be according to the above relationship.
In the field of vision of the visor, the operator then sees the direction of flight as a luminous line on which the four points of intersection with the reserve curves can be recognized. The operator selects one of these points according to the estimated target speed and uses this sem the aircraft to continuously. The optical axis of the sight, which is parallel to the tube axis, is then directed towards the point of impact.
The overall arrangement is shown in Fig. 5. To the already explained above, shown on the left Ku gel gear connects to the reserve gear, which consists of the parts described in Fig. 8 len. The light source 40 with mirror 41 is arranged below these. In the pre-transmission, the annular disc 34 is pivoted via a cam 38 according to the contangence of the elevation angle. The reflex disk 42 is pivoted about the axis 43 to approximate the attachment angle by a cam 44 rotated according to the elevation angle.
In the reflective disk 42, the observer looking from the right appears the luminous flight direction line with the departure points and the aircraft that he must keep in line with the selected departure point.
The behavior of the device is influenced by the dynamic properties, which manifest themselves in the fact that the lead values are either unsteady due to excessive sensitivity and thus make uniform aiming more difficult, or due to excessive inertia, they are subject to inadmissibly large drag errors. Measures are therefore necessary in order to be able to determine the correct sensitivity of the finished device after tests.
For this purpose, either the drag length a of the drag roller 9 (Fil-. 5) can be made adjustable, or the transmission ratios in the drive of the ball 7, that is, the rotational speeds of the roller 8 and the dome 4 can be changed.
In order to continue to accelerate the initial setting of the drag roller 9 in the apparent flight direction to be measured zii, an outward flight direction handle can be connected, for example, to the axis 10 of the drag roller 9 (Figure 5), on which the flight direction is estimated by the operator is set. In this m case, the measuring device only needs to adjust the drag roller 9 to the exact value by the necessary corrective rotation.
Finally, there is also the possibility of making the ongoing change in the apparent direction of flight calmer and more even by using the geometrical principles. As can be seen from FIG. 1, the change in the apparent flight direction angle θ over time is equal to the change in the azimuth angle α over time. The azimuth angle d is a direct result of the azimuth angle α in the horizontal plane due to the sighting of the target certain value,
cla with a constant inclination of the flight plane to the horizontal plane, the two side angles are proportional. After determining the apparent direction of flight 0 once, the further course of the flight angle can be determined by adding an amount proportional to the lateral angle ss in the horizontal plane to the angle d.
It is of course also possible to use the general inventive concept for determining the apparent direction of flight and the angular speed in the plane of flight, not to display the points of departure in the field of view of the sight or by adjusting the optical axis of a telescope, but as arithmetic values in a command device to base the calculation of the coordinates of the point of impact and then transfer the latter to the guns as side angle, barrel elevation and fuse position.