Zielvorrichtung für Waffen zur Bekämpfung von beweglichen Zielen, insbesondere von Luftfahrzeugen Durch das Patent Nr.<B>328115</B> ist bereits eine Zielvorrichtung für Waffen zur Bekämpfung von be weglichen Zielen, insbesondere von Luftfahrzeugen bekannt geworden, bei welcher die Abkommpunkte im Visier durch die Vorhaltwerte nach Grösse und Richtung für einen einzigen mittleren, durch den Schussbereich der Waffe hindurchgelegten geradlini gen Weg des,
Ziels nur in Abhängigkeit von den Sei ten- und Höhenwinkeln der Waffe ermittelt werden. Die Richtung der Vorhaltewerte, welche in der Ziel vorrichtung als Winkel in der Flugebene dargestellt sind, kann dabei durch die scheinbare Flugrichtung kenntlich gemacht sein. Die Richtung des Flugweges zur Waffe in der Zielvorrichtung ist hierbei einstell bar, und zwar für die Lagen Flugzeug von links , Flugzeug von rechts und Flugzeug von vorn . Die Vorhaltewerte in der Recheneinrichtung des Vi siers sind durch eine Kurvenschar für mehrere Flug zeuggeschwindigkeiten im Gesichtsfeld der Visier einrichtung kenntlich gemacht.
Die Recheneinrich tungen der Zielvorrichtung bestehen dabei im wesentlichen aus Kurvenkörpern in Verbindung mit auf diesen liegenden Abtastern.
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine ähnliche Zielvorrichtung, welche sich insbesondere für Waffen grösseren Kalibers und damit grösserer Schussbereiche eignet, und bei welcher die Rechen grundlage des Visiers verbessert und die Berück sichtigung des Einflusses einer verkanteten, d. h. nicht horizontierten Aufstellung der Waffe vervollkomm- net werden kann, was insbesondere auch bei den sogenanaten Selbstfahrlafetten von grosser Bedeu tung ist.
Gegenstand der Erfindung ist eine Zielvorrich tung für Waffen zur Bekämpfung von beweglichen Zielen, insbesondere von Luftfahrzeugen, bei wel- cher die Richtung des Flugweges zur Waffe für die Lagen Ziel von links , Ziel von rechts und Ziel von vorn einstellbar ist, welche Zielvorrich tung dadurch gekennzeichnet, dass eine durch die Einstellung Ziel von links , Ziel von rechts oder Ziel von vorn sich ergebende Abweichung zwischen dieser Einstellung und der im Gesichtsfeld der Optik sichtbaren scheinbaren Flugrichtung da durch korrigierbar ist,
dass die Einstellung durch zusätzliche Getriebegruppen so veränderbar ist, dass der im Visier durch Rechengetriebe selbsttätig er mittelte und an einer Anzeigevorrichtung durch die Stellung einer Kante ablesbare Neigungswinkel T der Flugebene, der sich auf Grund der geometrischen Gesetzmässigkeiten bei fehlerhafter Einstellung stetig verändert, konstant wird.
In der Zeichnung sind eine beispielsweise Aus führungsform des Erfindungsgegenstandes sowie eine Ausführungsvariante eines Teiles derselben und die geometrischen Grundlagen schematisch dargestellt. Es zeigen Fig. 1 in perspektivischer Darstellung den tech nisch funktionellen Gesamtaufbau der Zielvorrich tung mit den hier verwendeten Korrekturmöglichkei- ten, wobei als Optik zunächst noch eine Reflexoptik vorgesehen ist ;
Fig. 2 die geometrische Grundlage für den Fall einer Höhenänderung des Zieles und Fig. 3 in entsprechender Weise für den Fall einer Verkantung des Geschützes ;
Fig. 4 ist, ebenfalls in perspektivischer Darstel lung, eine Ausführung der Zielvorrichtung unter Ver wendung eines Fernrohres als Visieroptik, und Fig. 5 zeigt das Gesichtsfeld des Fernrohres mit dem kleinen mittleren Kreis als Abkommarke und dem drehbaren radialen Strich, der jeweils in Über- einstimmung mit der Flugzeuglängsachse zu bringen ist.
Zur Lösung der der Erfindung gestellten Aufga ben dienen sphärische Beziehungen, die auf der Ku gel in Verbindung mit der Flugebene gelten und die sich aus den Fig. 2 und 3 ergeben.
In Fig. 2 stellt die unter dem Winkel i geneigte Ebene MPoN die Flugebene dar, in welcher der ge neigte Flugweg PW liegt. Die Flugebene schneidet die Horizontalebene in der Spurlinie MON, wobei sich im Punkt O der Beobachter oder das Geschütz befindet. Die unterschiedlichen Höhen des Flugweges sind dargestellt durch die Höhe- WW' für den Wech selpunkt und PP' für einen beliebigen Punkt auf dem Flugweg.
Der Neigungswinkel i der Flugebene ist gleich dem grossen Höhenwinkel yP zum Punkt P bzw. PO auf der Kugel. Durch die Neigung des Flug weges in der Flugebene ist die Spurlinie MN nicht mehr parallel zum Flugweg. Der Differenzwinkel wird angegeben als Winkel Qö 0M = x in der Horizontal ebene bzw. als Winkel QOOM = x' in der Flugebene. Die Winkel x, x' und i erscheinen als Bogen im recht winkligen sphärischen Dreieck MQD' Qo .
Der Winkel ä ist der Winkel, unter dem die scheinbare Flugrichtung, die zusammenfällt mit dem Grosskreis MPON, zur Vertikalen erscheint. Der Winkel a gibt die Richtung zum jeweiligen Zielpunkt in der Horizontalebene an, gezählt von der Spurlinie MN im Uhrzeigersinn. Der Winkel v = QoOQ" ist der Neigungswinkel des Flug weges.
In der Fig. 3 stellt dis Ebene ±?, die durch die Punkte VNN" hindurchgeht, die Horizontalebene dar und die Ebene 6, die durch die Punkte VN' hindurchgeht, eine verkantete Ebene. Beide Ebenen schneiden sich in der Spurlinie 0V. In der Flugebene & verläuft der Flugweg MWP, wobei die Punkte auf dem Flugweg gegeben sind durch die Höhenwinkel y (z.
B. M'OM) und Seitenwinkel a in der verkante ten Ebene (gegeben durch den Winkel N'OM'). Die Flugebene & schneidet die verkantete Ebene 65 in der Spurlinie ON' und die Horizontalebene ±? in der Spurlinie ON. Die Verkantung der beiden Ebenen 4 und 6 erscheint durch den Winkel N'ON" = v als Neigungswinkel des Flugweges.
Die Richtung der Spur ON', auf die Spur 0V bezogen, ist bestimmt durch den Winkel av. Die Richtung der Spur ON', auf die Nullrichtung OG bezogen, wird angegeben durch den Seitenwinkel ao <I>-</I> as = Winkel VOG gibt die Lage der Spurlinie 0V zur Nullrichtung OG in der Horizontalebene 4 an. aG = Winkel M'OG gibt den Seitenwinkel zum jeweiligen Zielpunkt in der verkanteten Ebene 0 an. ss ist der Seitenwinkel in der Flugebene (z.
B. N'OM). Der Winkele = N'VN" ist der Verkantungswinkel zwischen der Horizontal ebene ±? und der verkanteten Ebene 0.
Der Verkantungswinkel a, der Seitenwinkel av der Spurlinie ON' und der der Verkantung entspre chende Neigungswinkel v des Flugweges bilden die Seiten in dem sphärischen rechtwinkligen Dreieck VN"N'.
Hinsichtlich der Korrektur der Anfangseinstellung (vorläufig für unverkantete Aufstellung des Ge schützes) ergibt sich Als Kriterium für die Abweichung der bei der Einstellung Ziel von links , Ziel von rechts , Ziel von vom<B> </B> gemachten Annahmen für den Anfangsseitenwinkel und damit auch für den Flug winkel & von den wirklichen Werten dient der Nei gungswinkel i der Flugebene. Wie Fig. 2 erkennen lässt, ist der Neigungswinkel i während des ganzen horizontalen oder geneigten Flugweges unveränder lich.
Durch Einstellen der oben angegebenen An fangswerte wird die Nullrichtung der Seitenwinkel zählung, die gleichbedeutend ist mit der Richtung der Spurlinie NM, gewählt. Durch den von dieser Nullrichtung aus zählenden Seitenwinkel a und den Höhenwinkel y ist der Neigungswinkel i der Flug ebene bestimmt (zufolge der Beziehung tgi=tgy/sin a). Ist die Nullrichtung nicht richtig gewählt worden,
so entsprechen dann die im Gerät für die Vorhalter- mittlung zugrunde gelegten Rechenbedingungen nicht denen der tatsächlichen Flugebene, sondern denen einer anderen Schrägebene, deren Neigungswinkel t sich mit der Veränderung des Flugzeugstandortes ändert. Die Änderung des Neigungswinkels i in Rich tung grösser oder kleiner werdender Werte zeigt dem nach an, dass die durch die Anfangseinstellung be stimmte Spurlinie und Nullrichtung der Seitenwinkel zählung in der einen oder anderen Richtung korri giert werden muss.
Die Korrektur ist dann beendet, wenn der Neigungswinkel i sich nicht mehr ändert. Dann entspricht die der Vorhaltrechnung zugrunde gelegte Schrägebene der tatsächlichen Flugebene.
Eine getriebetechnische Lösung dieser Aufgabe ist in der Gesamtdarstellung des Getriebeaufbaues des Visiers in Fig. 1 gezeigt. Die Seitenrichtbewegung 6G des Geschützes gelangt über die Kupplung 3 und Schalt- bzw. Rutschkupplung 15 ins Visier. Bei aus gerückter Kupplung 15 ist der anschliessende Ge triebestrang ins Visier entkuppelt. Durch Drehen des Knopfes 23 wird im entkuppelten Zustand der An fangswert durch Wahl der Stellung Ziel von links , Ziel von rechts oder Ziel von vorn > eingestellt.
Der ausgerückte Zustand der Rutschkupplung 15 wird durch eine Sperre 24 so lange aufrechterhalten, bis durch Drücken des Knopfes 27 die Sperre frei gegeben und die Kupplung 15 eingerückt wird. Der Seitenwinkel a gelangt dann über die eingerückte Kupplung 15, die Zahnscheibe 14, die Kegelräder 18 und die Zahnwalze 19 auf die Achse des Kurven körperpaares 11, 12, von dem der Kurvenkörper 11 derjenige ist, der als Drehwert des Abtasters 39 den gesuchten Neigungswinkel -r der Flugebene liefert. Ausser der Drehung um seine Längsachse entspre chend dem Winkel a erfährt der Kurvenkörper eine axiale Verschiebung dadurch,
dass der mit einer Zahnstange versehene Schieber 9 einerseits mit dem Kurvenkörper in Verbindung steht, andererseits über das Kegelradpaar 8 und die Kupplung 4 von dem Höhenrichtantrieb des Geschützrohres proportional dem Höhenwinkel y angetrieben wird.
Der Drehwert des Abtasters 39, der dem Nei gungswinkel der Flugebene proportional ist, dreht über die Zahngetriebe 40, 46 und 49 die mit einem Ausschnitt versehene Klappe 50' über eine Skala 53. Die Ablesekante 50 des Ausschnittes der Klappe 50' dient zur Anzeige. Bleibt bei der Verfolgung des Ziels die Ablesekante 50 gegenüber der Skala 53 in Ruhe, so ist der am Knopf 23 eingestellte Anfangs wert richtig.
Bewegt sich die Ablesekante 50 in der einen oder anderen Richtung, so ist durch Drehen des Knopfes 23 in der einen oder anderen Richtung so lange ein Korrekturwert dem vom Geschütz kommenden Seitenwinkel a < < hinzuzufügen, bis die Ablesekante 50 vor der Skala 53 in Ruhe bleibt.
Bei einer Höhenänderung des Flugzeuges ergibt sich Wenn das Flugzeug die Höhe ändert, indem es steigt oder fällt, ändern sich gegenüber dem horizon tal fliegenden Ziel die geometrischen Verhältnisse (Fig. 2). In der Flugebene verläuft der Flugweg nicht mehr parallel zur Spurlinie NM sondern bildet mit dieser einen Winkel. Der Wechselpunkt W, in dem das Ziel dem Geschützstandort O am nächsten kommt, trennt sich von dem Punkt P auf dem Flug weg, bei dem der Höhenwinkel sein Maximum hat, in der Weise, dass sich der Wechselpunkt in der Richtung der abnehmenden Zielhöhen gegenüger dem Punkt P verschiebt.
In der Flugebene bleibt der Ver lauf der Entferungen vom Geschütz O zu den einzel nen Punkten auf dem Flugweg symmetrisch zum Wechselpunkt wie beim horizontalen Flugweg er halten. Es ändert sich deshalb auch nichts am Ver lauf der Vorhaltwerte in Abhängigkeit vom Seiten winkel Q. Dagegen ändert sich die Zugehörigkeit der Werte des Flugwinkels s zu den Vorhaltwerten A.
Während beim horizontalen Flugweg der Flugwinkel e ein rechtetr wird, wenn sich das Flugzeug im Wechselpunkt befindet, wird in dem dargestellten Beispiel der Flugwinkel 8 erst bei einem Punkt P, der hinter dem Wechselpunkt liegt, ein rechter. Es verschiebt sich also der Flugwinkelverlauf gegen den Vorhaltverlauf, und zwar so, dass der Flugwinkel b = 900 bei steigendem Flugweg erst nach dem Wech selpunkt, bei fallendem Flugweg dagegen vor dem Wechselpunkt erreicht wird. Diese Verschiebung kann durch einen Korrekturwinkel des Seitenwinkels in der Horizontalebene ausgedrückt werden.
Der Korrekturwinkel v berechnet sich aus den Winkelbeziehungen in dem rechtwinkligen sphäri- sehen Dreieck Q"MQ", das entsteht, wenn durch O die Parallele zum geneigten Flugweg gezogen wird. In diesem Dreieck ist der Bogen 0"Q"' der Flugnei gungswinkel v. In dem Dreieck gilt sin x = ctg -i-to, v .
Daraus ist zu entnehmen, dass der Flugneigungs winkel v höchstens gleich dem Neigungswinkel -c der Flugebene werden kann und dass in diesem Falle der Korrekturwinkel x = 900 wird. Der Flug wird dann zu einem direkt auf das Geschütz gerichteten Flug. Der Neigungswinkel i der Flugebene ist also gleichzeitig der Grenzwert für den Bereich, in dem sich der Flugneigungswinkel v bewegen kann.
Die Trennung des Wechselpunktes W von dem Punkt P, in dem der Höhenwinkel y sein Maximum erreicht und gleich dem Neigungswinkel -c der Flug ebene ist, bedeutet, dass sich die Zuordnung der Vorhaltwinkel 0, die in Abhängigkeit von dem Ab stand der Flugzeugpunkte vom Wechselpunkt berech net und auf der Kurvenscheibe 34 (Fig. 1) dargestellt sind, zu der Lage des radialen Striches auf der Scheibe 31 (Fig. 1), die den scheinbaren Flugwinkel 8 angibt, ändert.
Während beim horizontal fliegen den Ziel zu einem scheinbaren Flugwinkel 8 = 900, d. h. bei waagrechter Lage des Flugrichtungs.striches auf der Scheibe 31, die Vorhaltwerte gehören, die für den Wechselpunkt gelten, gehören bei einem ansteigenden Flugweg die Vorhaltwerte des Wechsel punktes W zu einem scheinbaren Flugwinkel 8, der kleiner ist als 900, bei einem fallenden Flugweg zu einem scheinbaren Flugwinkel 8, der grösser ist als 90 . Die Versetzung ist bestimmt durch den Winkel r',
der sowohl als Bogen W"P" als auch als Bogen 0"M auf dem Grosskreis NP"M erscheint. Aus den sphärischen Beziehungen in dem bereits erwähnten rechtwinkligen Dreieck Q"MQä ergibt sich für sin x' = sin v/sin z . Danach kann der Korrekturwinkel % aus dem zu schätzenden Flugneigungswinkel v und dem Nei gungswinkel -c der Flugebene & berechnet werden.
In Fig. 1 ist die getriebetechnische Lösung dieser Beziehung im Rahmen des Gesamtaufbaues des Vi siers beispielsweise angegeben worden. Der Flugnei gungswinkel v wird z. B. in Stufen von 10, 20 und 30 durch Drehen des Knopfes 51 und des Zeigers 52 an der Skala 53 eingestellt.
Dabei zeigt die Kante 50 der Abdeckkappe 50', die sich nach dem Nei gungswinkel z der Flugebene verstellt, den jeweils möglichen Grenzwert an und erleichtert damit die Schätzung des Flugneigungswinkels. Die Drehung des Einstellknopfes 51 bewirkt über die Seilscheibe 74 und den Seilzug 59 die Verschiebung des Abtasthe- bels 60 in axialer Richtung des Korrekturkurvenkör- pers 57.
Der Kurvenkörper 57 wird ausserdem vom Abtaster 39 her, der sich proportional zum Neigungs winkel -c der Flugebene dreht, über Zahnräder 40 und 56 um seine Längsachse gedreht. Der Drehwert des Abtasters 60 ist proportional dem gesuchten Kor rekturwinkel x'. Er wird über eine Zahntrommel 61 im Differential 33 zum Seitenwinkel ä addiert oder von diesem subtrahiert, je nachdem es sich um ein steigendes oder fallendes Ziel handelt.
Der so kor- rigierte Seitenwinkel ä verstellt die Vorhaltkurven- scheibe 34 und die Aufsatzwinkelscheibe 58.
Die Berücksichtigung des Aufsatzwinkels, a erfolgt in diesem Falle durch Verschiebung des Objektivs 45 über die Aufsatzwinkelscheibe 58. Die Kurve der Scheibe 58 enthält den Aufsatzwinkel in Abhängig keit vom Seitenwinkel d für einen Zielflug mit einer der Ballistik entsprechenden mittleren Wechselpunkt entfernung und einem mittleren Neigungswinkel der Flugebene von z. B. 45 .
Hinsichtlich der Verkantungskorrektur ergibt sich Die geometrische Grundlage des Visiers erfährt eine Änderung, sobald sich 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 Ver hältnisse sind in Fig. 3 dargestellt. Das Geschütz dreht sich in der Ebene 63, die zur Horizontalebene ±? ver kantet ist.
Die Grösse und Richtung der Verkantung ist bestimmt durch die Richtung der Achse 0V, um die die Verkantung erfolgt, und durch den Winkel, den die Geschützebene (5 mit der Horizontalebene 4 einschliesst. Ist OG die Nullrichtung, von der aus in der verkanteten Geschützebene der Seitenwinkel gemessen wird - die Nullrichtung kann z. B. die Längsachse des Fahrzeuges sein, auf dem sich die Waffe befindet - so ist die Lage der Verkantungs- achse durch den Seitenwinkel ue bestimmt.
Der Ver- kantungswinkel als Neigungswinkel der Geschütz ebene gegenüber der Horizontalebene f7 ist der Winkel 2 zwischen den beiden Ebenen im Punkt V. Die Richtung und Grösse der Verkantung kann durch eine Wasserwaage, die zunächst in die Richtung ge dreht wird, in der sie den grössten Ausschlag zeigt, und dann horizontiert wird, bestimmt werden.
Die durch einen horizontal verlaufenden Zielweg MWP gehende Flugebene S schneidet die Horizon talebene f# in der Spurlinie NO, die dem Flugweg parallel verläuft. Die Flugebene schneidet die ver kantete Geschützebene 9 in der Spurlinie N'0, die nicht mehr parallel zum Flugweg verläuft, sondern wie bei einem Flugweg mit Höhenänderung diesen im Endlichen schneidet.
Die Lage der Spurlinie N'0 in der Geschützebene 6 ist bestimmt durch den Sietenwinkel oo, gerechnet von der Nullrichtung OG aus. Durch sphärische Projektion des Punktes N' in die Horizontalebene ergibt sich der Punkt N" und damit das rechtwinklige sphärische Dreieck VN"N', in dem N'N" der Bogen des Flugneigungswinkels v ist, der zu der Verkantung a gehört.
Der Einfluss der Verkantung kann somit auf eine Höhenänderung zurückgeführt und damit die Verkantung in dersel ben Weise berücksichtigt werden wie eine Höhen änderung. Der Bogen VN' gehört zu dem Winkel ao-aF, der mit av bezeichnet werden möge. Aus dem rechtwinkligen Dreieck VN'N" ist die Beziehung zu entnehmen sin v = sin av - sin a .
Die getriebetechnische Lösung der Aufgabe ist beispielsweise in Fig. 1 dargestellt.
Der durch die Wasserwaage bestimmte maximale Verkantungswinkel E wird am Knopf 63 und die Lage der Verkantungsachse als Winkel ae am Knopf 69 eingestellt. Der Drehwert des Knopfes 63 geht über die Spindel 64 und die Mutter 65 als Verschiebung auf den Kurvenkörper 66, der so geformt ist, dass er zufolge der angegebenen mathematischen Bezie hung den gesuchten Neigungswinkel v als Resultat wert liefert, wenn er proportional dem Winkel av und dem Verkantungswinkel e gedreht bzw. verschoben wird.
Der Winkel av zwischen der Verkantungsachse 0V und der Spurlinie N'0 ergibt sich dadurch, dass der von der Nullrichtung OG zählende Seitenwinkel acs der jeweiligen Geschützrichtung in das Differen tial 71 eingeführt wird, zu dem als zweiter Wert der vom Einstellknopf 23 über das Zahnrad eingestellte Anfangsseitenwinkel M'ON' = a kommt. Die Summe bzw.
Differenz dieser beiden Werte wird im Diffe rential 72 von dem am Knopf 69 eingestellten Win kel ae, der die Lage der Verkantungsachse angibt, abgezogen, so dass sich als weitere Differenz der Seitenwinkel av ergibt, nach dem der Kurvenkörper 66 gedreht wird.
Der Abtaster 67 mit der Seilrolle 68 überträgt den ermittelten Wert v über das Seil 59 als Verschiebung auf den Abtaster 60, der nunmehr den Korrekturwert %', wie bereits für die Höhenän- derungskorrektur beschrieben, auf die Vorhaltkurven- scheibe 34 und die Aufsatzscheibe 58 überträgt.
Hinsichtlich des Gesamtaufbaus der Zielvorrich tung ergibt sich an Hand der Fig. 1 In das Visier gelangen, von den Richtbewegungen der Waffe abgenommen, der Seitenwinkel ar und der Höhenwinkel y durch die Kupplungen 3 und 4.
Der Höhenwinkel y geht von der Kupplung 4 aus über das Zahngetriebe 8 auf die Zahnstange 9, die als Mitnehmer ausgebildet ist und das Kurvenkörper paar 12 und 11 sowie den Kurvenkörper 13 in axia ler Richtung nach dem Winkel y verstellt. Der Sei tenwinkel aG geht über die Schaltkupplung 15 und das Zahngetriebe 14 einerseits über die Zahnräder 18 und die Zahnwalze 19 als Drehwert auf das Kur venkörperpaar 11, 12. Durch Andrücken des Dreh knopfes 23 kann der von der Lafette eingehende Seitenwinkel mit Hilfe der Kupplung 15 entkuppelt und das Rechengetriebe ausgeschaltet werden.
Die Sperre 24 sorgt dafür, dass der ausgerückte Zustand so lange erhalten bleibt, bis dieser nach Beendigung der Anfangseinstellung eines Seitenwinkels und bei aufgefasstem Ziel durch Betätigen des Knopfes 27 wieder aufgehoben wird.
Der dem Kurvenkörper 12 mit Hilfe des Abtast- hebels 29 entnommene Wert gelangt in das Diffe- rential 10, in welches von der Zahntrommel<B>19</B> über die Zahnräder 20 auch der Wert a einläuft. Durch Addition dieser beiden Werte liefert das Differential als Drehwert dem Flugwinkel 8, der über die Zahn räder 21, 25, 26 und 28 die Strichscheibe 31 dreht. über das Differential 22 und das Zahnrad 30 dreht der Wert ausserdem die Vorhaltkurienscheibe 34.
Der Abtasthebel 32 überträgt den Wert d des Kurvenkörpers 13 über das Differential 33, die Zahnräder 35, 36, 37 und ausserdem über die Zahn räder 7 auf die Aufsatzkurvenscheibe 58, die das Objektiv 45 verstellt.
Der Kurvenkörper 11 liefert den Neigungswinkel T der Flugebene, der vom Abtaster 39 über die Zahnräder 40, 46, 49 eine Marke 50 dreht, die zu gleich als Blende für die v-Einstellung dient.
Über die Zahnräder 56 geht der Wert des Kur venkörpers 11 gleichzeitig als Drehwert in den Kur venkörper 57 ein, welcher Korrekturwerte x' für den Seitenwinkel o' bei Höhenänderungsflügen in Abhän gigkeit verschiedener Flugneigungswinkel v enthält. Am Knopf 51 wird der Neigungswinkel v mit Hilfe des Zeigers 52 gegenüber der feststehenden Skala 53 eingestellt und über die Seilscheibe 74 und den Seil zug 59 der Abtaster 60 in axialer Richtung verscho ben.
Der Abtaster 60 leitet den Wert x' des Kurven körpers 57 über die Zahntrommel 61 in das Differen tial 33, wo die Subtraktion von d erfolgt.
Bei verkantetem Geschütz wird der grösste Win kel E der Verkantung, der vorher mit Hilfe einer Libelle ermittelt wurde, am Knopf 63 eingestellt. Die ser Wert verschiebt über die Spindel 64 und die Mit nehmermutter 65 den Kurvenkörper 66 in axialer Richtung. Vom Kurvenkörper 66, der ausserdem nach dem Seitenwinkel 6v gedreht wird, entnimmt der Abtaster 67 den Wert v und überträgt ihn über die Seilrolle 68, die am Seilzug 59 als Differential wirkt, auf den Abtaster 60 als gegebenenfalls zusätz liche axiale- Verschiebung.
Im Differential 71 wird der Seitenwinkel a, der vom Einstellknopf 23 über das Zahnrad 70 einläuft, vom Seitenwinkel des Ge schützes abgezogen oder dazugezählt. Diese Summe oder Differenz geht in das Differential 72 ein, in welchem mit dem vom Einstellknopf 69 kommenden Wert ae (der mit der Libelle gemessene Winkel zwi schen der Fahrzeuglängsachse und der Verkantungs- achse, Fig. 3) der Wert av gebildet wird, der den v-Kurvenkörper dreht.
Zur Ausleuchtung der Reflexoptik dient entweder künstliches Licht oder Tageslicht. Über eine Kon taktleiste 5 -gelangt der elektrische Strom von einer ausserhalb stehenden Stromquelle über einen Regel widerstand 43 zum Reflektor 42. Bei Tageslicht wird mit Hilfe des. Schalters 62 der Spiegel 44, der bei künstlicher Beleuchtung senkrecht steht und Glas fenster 54 verdeckt, in die 45 -Stellung gebracht. Das Tageslicht fällt dann durch das Fenster 54 ein und wird vom Spiegel 44 nach oben in die Optik umgelenkt.
Für die Verwendung des Visiers an Waffen grös- seren Kalibers ist es notwendig, die Reflexoptik durch ein Fernrohr mit entsprechender optischer Ver- grösserung zu ersetzen, damit das Flugzeug auf grös- sere Entfernungen als es mit blossem Auge möglich ist, erkannt und verfolgt werden kann.
Das Fernrohr, das an die Stelle der Reflexoptik tritt, muss so gelagert sein, dass es um eine Achse proportional dem Flugwinkel 8 und um eine zweite Achse um den Vorhaltwinkel A gedreht werden kann. Da dazu zum Unterschied von der Reflexoptik der Vorhaltwinkel A als proportionale Drehungsbewegung einer Welle vorhanden sein muss, muss zusätzlich ein Rechengetriebe vorgesehen werden, durch das der Vorhaltwinkel A in Abhängigkeit vom Seitenwinkel 6 und der Flugzeuggeschwindigkeit v berechnet wird.
Im übrigen ändert sich im Gesamtaufbau des Visiers gegenüber einem solchen mit Reflexoptik nichts.
Im Gesamtaufbau des Visiers nach Fig. 1 ent fällt die Reflexoptik mit den Teilen 41, 45, 34, 31 und die Beleuchtungseinrichtung 5, 42, 43, 44, 54 und 62. An die Stelle der Reflexoptik tritt das. Fern rohr 45' nach Fig. 4, das um eine Achse 73 drehbar ist, die ihrerseits in einem drehbaren Zahnring 31' gelagert ist. Auf der Achse 73 befindet sich ein Ke gelrad 83, das im Eingriff ist mit dem Kegelrad 82, das zusammen mit dem Stirnrad 81 auf einer ge- rueinsamen Hülse 85 siitzt, in der sich das Fernrohr 45' frei bewegen kann.
In der Optik des Fernrohres 45' befindet sich in der Mitte des Gesichtsfeldes eine Marke, die als Punkt oder als Ring mit einem nach beiden Seiten verlaufenden radialen Strich ausgebil det ist (Fig. 5). Der Strich verläuft immer rechtwin klig zur Achse 73 und bildet mit der Senkrechten den Flugwinkel B. Das Fernrohr 45' wird durch das Zahnrad 28' und den Zahnring 31' um seine Längs achse entsprechend dem Flugwinkel 8 gedreht, der, wie in Fig. 1 gezeigt ist, im Kurvenkörper 12 und Differential 10 berechnet und über Zahngetriebe 21, 25 und 26 als Drehwert zum Fernrohr gelangt.
Der Vorhaltwinkel A, um den das so gedrehte Fernrohr um seine Achse 73 geschwenkt werden muss, wird mit Hilfe des Kurvenkörpers 34' berech net. Dieser Kurvenkörper ist nach den Vorhaltwin- keln A geformt, die sich für den Bereich der Flug zeuggeschwindigkeiten von 0 bis z. B. 900 km/h für den zu Grunde gelegten mittleren Flugweg in Ab hängigkeit vom Seitenwinkel ss in der Flugebene ergeben. Er ersetzt demnach die Kurvenscheibe 34, die die Vorhaltwerte A nur für drei Flugzeugge schwindigkeiten enthält.
Der A-Kurvenkörper 34' ist längsverschiebbar auf der Achse 74' gelagert und wird über Getriebe glieder vom Abtaster 32 des Kurvenkörpers 13 ent sprechend dem Seitenwinkel ss in der Flugebene gedreht. Ausserdem wird er axial verschoben durch eine Mitnehmergabel 76, die mit der Mutter der Gewindespindel 77 verbunden ist und durch die Drehung des Knopfes 75 entsprechend der gewählten Geschwindigkeit des Ziels. gedreht wird. Der Abtaster 78 dreht sich proportional dem gesuchten Vorhalt winkel A und überträgt ihn über Zahnräder 79 in das Differential 22', in das ausserdem der am Zahn rad 28' eingestellte Drehwert (Flugwinkel 8) eingeht. Die Summe bzw.
Differenz beider Drehwerte dient über Zahnräder 80, 81 zur Drehung der Hülse 85 und über Kegelräder 82, 83 zur Drehung des Fern rohres 45' um die Achse 73.
Aiming device for weapons for combating moving targets, in particular aircraft. Patent no. <B> 328115 </B> has already made known a targeting device for weapons for combating moving targets, in particular aircraft, in which the departure points are in sight by means of the lead values according to size and direction for a single, mean, straight path through the firing range of the weapon,
Target can only be determined depending on the side and elevation angles of the weapon. The direction of the lead values, which are shown in the target device as an angle in the plane of flight, can be identified by the apparent direction of flight. The direction of the flight path to the weapon in the aiming device can be adjusted here, specifically for the aircraft from the left, aircraft from the right and aircraft from the front. The lead values in the computing device of the visor are indicated by a set of curves for several aircraft speeds in the field of view of the sighting device.
The Recheneinrich lines of the target device consist essentially of cam bodies in connection with scanners lying on them.
The present invention relates to a similar aiming device which is particularly suitable for weapons of larger caliber and thus larger firing ranges, and in which the arithmetic basis of the visor improves and the consideration of the influence of a tilted, d. H. The weapon can be set up in a non-leveled position, which is particularly important in the case of the so-called self-propelled guns.
The invention relates to a target device for weapons to combat moving targets, in particular aircraft, in which the direction of the flight path to the weapon can be set for the target from the left, target from the right and target from the front, which target device thereby characterized in that a deviation between this setting and the apparent flight direction visible in the visual field of the optics can be corrected as a result of the setting target from left, target from right or target from the front,
that the setting can be changed by additional gear groups in such a way that the inclination angle T of the flight plane, which is automatically averaged in the visor by computing gear and which can be read on a display device through the position of an edge and which changes continuously due to the geometrical principles in the event of incorrect setting, becomes constant.
In the drawing, an example of implementation of the subject matter of the invention and a variant of a part of the same and the geometric principles are shown schematically. 1 shows, in a perspective representation, the technically functional overall structure of the target device with the correction options used here, with reflex optics initially being provided as optics;
FIG. 2 shows the geometric basis for the case of a change in height of the target and FIG. 3 in a corresponding manner for the case of the cannon tilting;
Fig. 4 is, also in perspective presen- tation, an embodiment of the aiming device using a telescope as a sighting optics, and Fig. 5 shows the field of view of the telescope with the small middle circle as a deviating mark and the rotatable radial line, each in over- must be brought into line with the aircraft's longitudinal axis.
To solve the tasks set forth in the invention, spherical relationships that apply to the Ku gel in conjunction with the plane of flight and which can be seen from FIGS. 2 and 3 are used.
In FIG. 2, the plane MPoN inclined at the angle i represents the plane of flight in which the inclined flight path PW lies. The flight plane intersects the horizontal plane in the track line MON, with the observer or the gun located at point O. The different heights of the flight path are represented by the height WW 'for the change point and PP' for any point on the flight path.
The angle of inclination i of the flight plane is equal to the large elevation angle yP to point P or PO on the sphere. Due to the inclination of the flight path in the flight plane, the track line MN is no longer parallel to the flight path. The difference angle is given as angle Qö 0M = x in the horizontal plane or as angle QOOM = x 'in the flight plane. The angles x, x 'and i appear as arcs in the right-angled spherical triangle MQD' Qo.
The angle ä is the angle at which the apparent direction of flight, which coincides with the great circle MPON, appears to the vertical. The angle a indicates the direction to the respective target point in the horizontal plane, counted clockwise from the track line MN. The angle v = QoOQ "is the angle of inclination of the flight path.
In FIG. 3, the plane ±?, Which passes through the points VNN ", represents the horizontal plane and the plane 6, which passes through the points VN ', represents a tilted plane. Both planes intersect in the track line 0V The flight plane & is the flight path MWP, whereby the points on the flight path are given by the elevation angle y (e.g.
B. M'OM) and side angle a in the tilted plane (given by the angle N'OM '). The flight plane & intersects the tilted plane 65 in the track line ON 'and the horizontal plane ±? in the ON track line. The tilt of the two planes 4 and 6 appears through the angle N'ON "= v as the inclination angle of the flight path.
The direction of the track ON ', related to the track 0V, is determined by the angle av. The direction of the track ON', related to the zero direction OG, is specified by the lateral angle ao <I> - </I> as = angle VOG indicates the position of the track line 0V to the zero direction OG in the horizontal plane 4. aG = angle M'OG specifies the side angle to the respective target point in the tilted plane 0. ss is the side angle in the plane of flight (e.g.
B. N'OM). The angle = N'VN "is the tilt angle between the horizontal plane ±? And the tilted plane 0.
The tilt angle a, the lateral angle av of the track line ON 'and the tilt angle v of the flight path corresponding to the tilt form the sides in the spherical right triangle VN "N'.
With regard to the correction of the initial setting (provisionally for unaligned installation of the contactor), the following criterion for the deviation of the assumptions made by the <B> </B> in the setting target from left, target from right, target for the initial side angle and thus the angle of inclination i of the plane of flight is also used for the flight angle & of the real values. As can be seen in FIG. 2, the angle of inclination i is unchangeable Lich during the entire horizontal or inclined flight path.
By setting the initial values given above, the zero direction of the lateral angle count, which is equivalent to the direction of the track line NM, is selected. The inclination angle i of the flight plane is determined by the side angle a counting from this zero direction and the elevation angle y (according to the relationship tgi = tgy / sin a). If the zero direction has not been selected correctly,
the calculation conditions on which the device is based for the calculation of the lead then do not correspond to those of the actual flight plane, but to those of another inclined plane, the angle of inclination t of which changes with the change in the aircraft position. The change in the angle of inclination i in the direction of increasing or decreasing values indicates that the track line and zero direction of the lateral angle counting determined by the initial setting must be corrected in one direction or the other.
The correction is ended when the angle of inclination i no longer changes. Then the inclined plane on which the calculation is based corresponds to the actual flight plane.
A transmission technology solution to this problem is shown in the overall representation of the transmission structure of the visor in FIG. The lateral directional movement 6G of the gun reaches its sights via the clutch 3 and the shift or slip clutch 15. When the clutch 15 is disengaged, the subsequent Ge gear train is disconnected from the visor. By turning the button 23, the initial value is set in the uncoupled state by selecting the position target from the left, target from the right or target from the front>.
The disengaged state of the slip clutch 15 is maintained by a lock 24 until the lock is released by pressing the button 27 and the clutch 15 is engaged. The lateral angle a then arrives via the engaged clutch 15, the toothed disk 14, the bevel gears 18 and the toothed roller 19 on the axis of the pair of cams 11, 12, of which the cam 11 is the one that, as the rotation value of the scanner 39, has the desired angle of inclination - r of the flight plane. In addition to the rotation around its longitudinal axis corresponding to the angle a, the cam body experiences an axial displacement
that the slide 9 provided with a rack is connected to the cam body on the one hand, and is driven proportionally to the elevation angle y via the bevel gear pair 8 and the coupling 4 by the elevation drive of the gun barrel.
The rotation value of the scanner 39, which is proportional to the angle of inclination of the flight plane, rotates the cutout flap 50 'via a scale 53 via the toothed gears 40, 46 and 49. The reading edge 50 of the cutout of the flap 50' is used for display. If the reading edge 50 remains at rest with respect to the scale 53 while the target is being pursued, the initial value set on the button 23 is correct.
If the reading edge 50 moves in one direction or the other, a correction value must be added to the azimuth a <<coming from the gun by turning the knob 23 in one direction or the other until the reading edge 50 remains at rest in front of the scale 53 .
When the aircraft changes in altitude, if the aircraft changes altitude by rising or falling, the geometric relationships change with respect to the horizontally flying target (FIG. 2). In the flight plane, the flight path no longer runs parallel to the track line NM but forms an angle with it. The change point W, at which the target comes closest to the gun location O, separates from the point P on the flight, at which the angle of elevation has its maximum, in such a way that the change point in the direction of the decreasing target heights is opposite Point P moves.
In the flight plane, the course of the distances from the gun O to the individual points on the flight path remains symmetrical to the transition point, as with the horizontal flight path. Therefore, nothing changes in the course of the lead values depending on the side angle Q. In contrast, the association of the values of the flight angle s with the lead values A.
While in the horizontal flight path the flight angle e becomes a right when the aircraft is at the change point, in the example shown the flight angle θ only becomes right at a point P, which is behind the change point. The flight angle curve is shifted against the lead curve, in fact in such a way that the flight angle b = 900 is only reached after the change point when the flight path increases, and before the change point when the flight path decreases. This shift can be expressed by a correction angle of the side angle in the horizontal plane.
The correction angle v is calculated from the angular relationships in the right-angled spherical triangle Q "MQ", which arises when the parallel to the inclined flight path is drawn through O. In this triangle, the arc 0 "Q" 'is the flight angle v. In the triangle, sin x = ctg -i-to, v applies.
From this it can be seen that the flight inclination angle v can at most be equal to the inclination angle -c of the flight plane and that in this case the correction angle x = 900. The flight then becomes a flight aimed directly at the gun. The angle of inclination i of the flight plane is at the same time the limit value for the range in which the angle of flight inclination v can move.
The separation of the change point W from the point P, at which the elevation angle y reaches its maximum and is equal to the inclination angle -c of the flight plane, means that the assignment of the lead angle 0, which was dependent on the distance between the aircraft points from the change point calculated net and shown on the cam 34 (Fig. 1), to the position of the radial line on the disc 31 (Fig. 1), which indicates the apparent flight angle 8, changes.
While flying horizontally the target is at an apparent flight angle 8 = 900, i.e. H. if the flight direction line is in a horizontal position on the disc 31, the lead values that apply to the change point belong, in the case of an increasing flight path, the lead values of the change point W to an apparent flight angle 8, which is less than 900, with a falling flight path an apparent flight angle θ that is greater than 90. The offset is determined by the angle r ',
which appears both as arc W "P" and as arc 0 "M on the great circle NP" M. From the spherical relationships in the right-angled triangle Q "MQä already mentioned, sin x '= sin v / sin z. The correction angle% can then be calculated from the flight inclination angle v to be estimated and the inclination angle -c of the flight plane &.
In Fig. 1, the transmission solution of this relationship has been given as part of the overall structure of the Vi siers, for example. The Flugnei supply angle v is z. B. set in steps of 10, 20 and 30 by turning the knob 51 and the pointer 52 on the scale 53.
The edge 50 of the cap 50 ', which is adjusted according to the inclination angle z of the flight plane, shows the respective possible limit value and thus facilitates the estimation of the flight inclination angle. The rotation of the adjusting knob 51 effects the displacement of the scanning lever 60 in the axial direction of the correction cam 57 via the pulley 74 and the cable 59.
The cam 57 is also rotated by the scanner 39, which rotates proportionally to the inclination angle -c of the plane of flight, about its longitudinal axis via gears 40 and 56. The rotational value of the scanner 60 is proportional to the correction angle x 'sought. It is added to or subtracted from the lateral angle α via a toothed drum 61 in the differential 33, depending on whether the target is rising or falling.
The lateral angle α corrected in this way adjusts the lead cam disk 34 and the top angle disk 58.
In this case, the attachment angle, a is taken into account by shifting the lens 45 over the attachment angle disk 58. The curve of the disk 58 contains the attachment angle as a function of the side angle d for a target flight with a mean change point distance corresponding to the ballistics and a mean inclination angle of Flight plane of z. B. 45.
The geometrical basis of the sight changes as soon as the gun on which the sight is located is not leveled or cannot be leveled as it is. z. B. is the case with self-propelled guns. The geometric relationships are shown in FIG. The gun rotates in plane 63, which corresponds to the horizontal plane ±? is canted.
The size and direction of the tilt is determined by the direction of the axis 0V, around which the tilting takes place, and by the angle that the gun plane (5 includes with the horizontal plane 4. If OG is the zero direction from which in the tilted gun plane of the The lateral angle is measured - the zero direction can, for example, be the longitudinal axis of the vehicle on which the weapon is located - the position of the tilt axis is determined by the lateral angle ue.
The cant angle as the angle of inclination of the gun plane in relation to the horizontal plane f7 is the angle 2 between the two planes at point V. The direction and size of the cant can be determined using a spirit level, which is initially turned in the direction in which it is greatest Deflection shows, and then leveled, can be determined.
The flight plane S going through a horizontally extending target path MWP intersects the horizontal plane f # in the track line NO, which runs parallel to the flight path. The flight plane intersects the canted gun plane 9 in the track line N'0, which no longer runs parallel to the flight path, but intersects it finite like a flight path with a change in altitude.
The position of the track line N'0 in the gun plane 6 is determined by the Sietenwinkel oo, calculated from the zero direction OG. The spherical projection of the point N 'into the horizontal plane results in the point N "and thus the right-angled spherical triangle VN" N', in which N'N "is the arc of the inclination angle v that belongs to the tilt a.
The influence of the tilt can thus be traced back to a change in height and thus the tilt can be taken into account in the same way as a change in height. The arc VN 'belongs to the angle ao-aF, which may be denoted by av. The relationship sin v = sin av - sin a can be seen from the right-angled triangle VN'N ".
The transmission technology solution to the problem is shown in FIG. 1, for example.
The maximum tilt angle E determined by the spirit level is set on button 63 and the position of the tilt axis as angle ae on button 69. The rotation value of the button 63 goes via the spindle 64 and the nut 65 as a displacement on the cam 66, which is shaped so that, according to the specified mathematical relationship, it delivers the desired angle of inclination v as a result when it is proportional to the angle av and the tilt angle e is rotated or shifted.
The angle av between the tilt axis 0V and the track line N'0 results from the fact that the side angle acs counting from the zero direction OG of the respective gun direction is introduced into the differential 71, to which the second value set by the setting knob 23 via the gear wheel Start side angle M'ON '= a comes. The sum or
The difference between these two values is subtracted in the differential 72 from the angle ae set on the knob 69, which indicates the position of the tilt axis, so that the lateral angle av after which the cam 66 is rotated results as a further difference.
The scanner 67 with the rope pulley 68 transmits the determined value v via the rope 59 as a displacement to the scanner 60, which now transfers the correction value% ', as already described for the height change correction, to the lead cam disk 34 and the attachment disk 58 .
With regard to the overall structure of the target device, FIG. 1 shows the side angle ar and the elevation angle y through the couplings 3 and 4 to get into the sight, removed from the directional movements of the weapon.
The elevation angle y goes from the clutch 4 via the toothed gear 8 to the rack 9, which is designed as a driver and the cam pair 12 and 11 and the cam 13 adjusted in the axial direction according to the angle y. The side angle aG goes through the clutch 15 and the gear mechanism 14 on the one hand via the gears 18 and the toothed roller 19 as a rotation value on the pair of cursors 11, 12.By pressing the rotary knob 23, the side angle coming from the mount can be adjusted using the clutch 15 disengaged and the computing gear switched off.
The lock 24 ensures that the disengaged state is maintained until it is canceled again after the initial setting of a lateral angle has been completed and the target is grasped by actuating the button 27.
The value taken from the cam body 12 with the aid of the scanning lever 29 reaches the differential 10, into which the value a also enters from the toothed drum 19 via the gear wheels 20. By adding these two values, the differential delivers the angle of flight 8 as the rotation value, which rotates the reticle 31 via the gears 21, 25, 26 and 28. Via the differential 22 and the gear 30, the value also rotates the lead cam disk 34.
The scanning lever 32 transmits the value d of the cam 13 via the differential 33, the gears 35, 36, 37 and also via the gears 7 on the attachment cam 58 which adjusts the lens 45.
The cam 11 supplies the angle of inclination T of the flight plane, which rotates a mark 50 from the scanner 39 via the gears 40, 46, 49, which at the same time serves as a diaphragm for the v-setting.
Via the gears 56, the value of the curve venkörpers 11 is entered simultaneously as a rotation value in the curve venkkörpers 57, which contains correction values x 'for the lateral angle o' in altitude change flights as a function of different inclination angles v. At the button 51, the angle of inclination v is set with the help of the pointer 52 relative to the fixed scale 53 and ben shifted over the pulley 74 and the cable train 59 of the scanner 60 in the axial direction.
The scanner 60 forwards the value x 'of the cam body 57 via the toothed drum 61 in the Differen tial 33, where the subtraction of d takes place.
If the gun is tilted, the largest angle E of the tilt, which was previously determined with the aid of a spirit level, is set on button 63. This value moves the cam 66 in the axial direction via the spindle 64 and the slave nut 65 with. From the cam 66, which is also rotated according to the lateral angle 6v, the scanner 67 takes the value v and transfers it via the pulley 68, which acts as a differential on the cable 59, to the scanner 60 as an additional axial displacement if necessary.
In the differential 71, the side angle a, which runs in from the adjustment knob 23 via the gear 70, is subtracted from or added to the side angle of the Ge contactor. This sum or difference goes into the differential 72, in which with the value ae coming from the setting knob 69 (the angle measured with the level between the vehicle's longitudinal axis and the canting axis, FIG. 3) the value av is formed which represents the v-curve body rotates.
Either artificial light or daylight is used to illuminate the reflex optics. Via a contact strip 5, the electric current arrives from an external power source via a control resistor 43 to the reflector 42. In daylight, the mirror 44, which is vertical in artificial lighting and covers the glass window 54, is turned into brought the 45 position. The daylight then falls through the window 54 and is deflected by the mirror 44 upwards into the optics.
For the use of the sight on weapons of larger caliber, it is necessary to replace the reflex optics with a telescope with a corresponding optical magnification so that the aircraft can be recognized and tracked at greater distances than is possible with the naked eye .
The telescope, which takes the place of the reflex optics, must be mounted in such a way that it can be rotated around an axis proportional to the flight angle θ and around a second axis by the lead angle A. Since, in contrast to the reflex optics, the lead angle A has to be present as a proportional rotational movement of a shaft, a calculation gear must also be provided by which the lead angle A is calculated as a function of the lateral angle 6 and the aircraft speed v.
Apart from that, nothing changes in the overall structure of the visor compared to one with reflex optics.
In the overall structure of the visor according to FIG. 1, the reflex optics with parts 41, 45, 34, 31 and the lighting device 5, 42, 43, 44, 54 and 62. The reflex optics are replaced by the telescope 45 ' 4, which is rotatable about an axis 73, which in turn is mounted in a rotatable toothed ring 31 '. On the axle 73 there is a bevel gear 83 which meshes with the bevel gear 82 which, together with the spur gear 81, sits on a common sleeve 85 in which the telescope 45 'can move freely.
In the optics of the telescope 45 'there is a mark in the center of the field of view, which is designed as a point or as a ring with a radial line extending to both sides (FIG. 5). The line always runs at right angles to the axis 73 and forms the flight angle B with the vertical. The telescope 45 'is rotated by the gear 28' and the toothed ring 31 'about its longitudinal axis corresponding to the flight angle 8, which, as in FIG is shown, calculated in the cam 12 and differential 10 and passed via toothed gears 21, 25 and 26 as a rotation value to the telescope.
The lead angle A by which the telescope rotated in this way must be pivoted about its axis 73 is calculated with the aid of the cam 34 '. This curve body is shaped according to the lead angles A, which are convincing for the range of flight speeds from 0 to z. B. 900 km / h for the underlying mean flight path as a function of the lateral angle ss result in the flight plane. It therefore replaces the cam 34, which contains the lead values A only for three Flugzeugge speeds.
The A-cam 34 'is longitudinally displaceable on the axis 74' and is rotated via gear members from the scanner 32 of the cam 13 accordingly to the lateral angle ss in the plane of flight. In addition, it is axially displaced by a driving fork 76 which is connected to the nut of the threaded spindle 77 and by the rotation of the knob 75 according to the selected speed of the target. is rotated. The scanner 78 rotates proportionally to the lead angle A sought and transmits it via gears 79 to the differential 22 ', which also includes the rotation value set on the gear 28' (flight angle 8). The sum or
The difference between the two rotational values is used via gears 80, 81 to rotate the sleeve 85 and via bevel gears 82, 83 to rotate the telescope tube 45 'about the axis 73.