Einrichtung zum Erfassen eines Flugkörpers durch ein Ortungsgerät
Gegenstand vorliegender Erfindung ist eine Einrichtung zum Erfassen eines sich in bekannter Richtung bewegenden Flugkörpers durch ein Ortungsgerät, das, sofern sich der Flugkörper in seinem Sichtbereich befindet, eine der momentanen Ablage seiner Richtachse vom Flugkörper entsprechende Steuergrösse zu erzeugen vermag. Es kann sich dabei beispielsweise um ein Radargerät oder um ein Infrarotortungsgerät handeln. Sofern nacheinander mehrere Flugkörper, z. B.
Panzerabwehrraketen von verschiedenen Startstellen aus in bestimmten Abschussrichtungen abgeschossen werden und auf ihrem Flug von dem einen Ortungsgerät verfolgt werden und beispielsweise mit zusätzlichen Mitteln zu einem Ziel gelenkt werden sollen, ist es wichtig, dass jeder Flugkörper kurz nach dem Abschuss vom Ortungsgerät erfasst wird, das heisst in den begrenzten Sichtbereich des Ortungsgerätes hineinfliegt. Das setzt voraus, dass für jeden Flugkörper am Ortungsgerät eine zWarterich- tungo so eingestellt wird, dass der Flugkörper aus seiner Startstellung in günstiger Weise in den Sichtbereich, des Ortungsgerätes hineinfliegt, so dass er nach seinem Eintritt in diesen Sichtbereich vom Ortungsgerät selbsttätig verfolgt werden kann.
Gemäss vorliegender Erfindung sind Mittel vorgesehen, um dem Eingang eines servomotorischen Schwenkmechanismus für die Ortungsgerät-Richtachse vorerst eine der Differenz zwischen der momentanen Richtachsenrichtung und der Richtung zu einem auf der Flugkörperbewegungsbahn vorausliegend gewählten Vorhaltpunkt entsprechende Einstellsteuergrösse zuzuführen, damit die Ortungsgerät-Richtachse selbsttätig auf den Vorhaltepunkt verschwenkt wird, und dass nach erfolgtem Einfliegen des Flugkörpers in den Sichtbereich des Ortungsgerätes, durch eine von der dabei entstehenden Ausgangssteuergrösse des Ortungsgerätes erregte Relaisvorrichtung der Eingang des servomotorischen Schwenkmechanismus auf den Ausgang des Ortungsgerätes umgeschaltet wird.
Ein Ausführungs- und Hauptanwendungsbeispiel der erfindungsgemässen Einrichtung ist in der Zeicn- nung dargestellt. Es zeigen:
Fig. 1 ein Situationsplan mit einem Ortungsgerät und mehreren in dessen Umgebung zum Start in verschiedenen Richtungen aufgestellten Raketen, z. B.
Panzerabwehrraketen, die jeweils nach einer gewissen Startflugstrecke in den Sichtbereich des Ortungsgerätes einfliegen sollen.
Fig. 2 eine Hilfsvorrichtung zum Nachbilden der Startsituation und zum Ablesen der passenden Winkeleinstellung für die Orientierung des Ortungsgerätes.
Fig. 3 ein Schema für die selbsttätige Orientierung des Ortungsgerätes gegen den Vorhaltepunkt auf der Raketenflugbahn, an welchem die Rakete vom Ortungsgerät erfasst und nachher selbsttätig verfolgt werden soll.
In Fig. 1 ist mit OG ein Ortungsgerät, beispielsweise ein Infrarotortungsgerät, bezeichnet, das, wenn sich ein Flugkörper in seinem Sichtbereich befindet, eine der Ablage seiner Richtachse vom Flugkörper entsprechende Steuer- oder Fehlergrösse zu erzeugen und mit Hilfe dieser Steuergrösse selbsttätig den Flugkörper zu verfolgen vermag.
In der Nachbarschaft des Ortungsgerätes sind mehrere Raketen Rt, R2 usw. in bestimmten Startorientierungen bereitgestellt, die von der Leitstelle aus, an der sich das Ortungsgerät befindet, wahlweise abgeschossen werden können. Die Ortsvektoren vom Ortungsgerät OG zu den Raketen R1, R2 usw. sind je durch ihre Länge d1, d2 usw. und ihre Winkel al, a2 usw. gegenüber einer festgewählten Bezugsachse N gegeben. Die Startorientierungen der Raketen sind je durch die Winkel ssi, 82 usw. gegenüber den Orts vektoren gegeben.
Es ist vorgesehen, das Ortungsgerät OG jeweils beim Starten einer Rakete gegen eines auf der Flugbahn der betreffenden Rakete um eine gewisse Strecke V vorausliegenden Treffpunkt Tz, T2 usw. zu richten und Mittel vorzusehen, welche nach dem Erfassen der Rakete in der Umgebung des betreffenden Vorhaltepunktes T selbsttätige Weiterverfolgung der Rakete durch das Ortungsgerät ermöglichen.
Zu diesem Zweck muss das Ortungsgerät auf einen Winkel a'i = al + yt bzw. a'. = a2 + y2 usw. gegen- über der Bezugsachse N eingestellt werden.
In Fig. 2 ist ein Hilfsgerät zum geometrischen Nachbilden der Situation nach Fig. 1 dargestellt, an welchem die passende Orientierung des Ortungsgerätes leicht ablesbar ist.
Es umfasst einen Massstab 1, auf welchem ein Läufer 2 auf einen Distanzwert d einstellbar ist, welcher der Länge des Vektors vom Ortungsgerät OG proportional ist. Der Läufer 2 bildet das Schwenklager für einen Stab 3 vorbestimmter Länge V, dessen Ende einen Zapfen 30 trägt, der in einem geraden Schlitz 40 eines Stabes 4 verschiebbar geführt ist. Der Stab 4 ist mit einer Skalenscheibe 5 verbunden, in deren Zentrum D der Massstab 1 drehbargelagert ist. Der Stab 3 ist gegenüber dem Stab 1 um einen Winkel ss zu verschwenken, welcher den Winkel zwischen der Startorientierung einer Rakete und dem Vektor zum Ortungsgerät OG gleich ist. Es ist dann an der Skalenscheibe 5 leicht der Winkel y ablesbar, um welchen die Richtachse des Ortungsgerätes gegenüber dem Ortsvektor zur Rakete zu verschwenken ist.
Der Orientierungswinkel des Ortungsgerätes OG gegen über der Bezugsachse N muss also den Wert a' a + y haben.
Die Winkelwerte a'i = aI + yl; a'2 = a2 + y2 usw. lassen sich an Potentiometern P1, P usw. voreinstellen, die also je eine dem Wert der für jede Rakete ermittelten Orientierungswinkel a' 1, a'2 usw. analog entsprechende Steuerspannung erzeugen.
Beim Abschiessen einer bestimmten Rakete wird ein Wahlschalter Sw auf die entsprechende Steuer spannung eingestellt. Der Drehwelle WO des Ortungsgerätes OG ist ein Servomotor SM mit Eingangsverstärker Ve zugeordnet. Ausserdem wird von der Welle
WO ein Istwertgeber ai verstellt, so dass dessen Ausgangsspannung ai stets der momentanen Orientierung des Ortungsgerätes analog entspricht. Die Differenz d = ai wird in der Startphase dem Eingangsverstärker
Ve zugeführt, so dass das Ortungsgerät OG gegen den Treffpunkt gerichtet wird, an welchem die Rakete erfasst werden soll.
Sobald dies der Fall ist, erzeugt das Ortungsgerät eine Fehlergrösse E, die der Ablage der Rakete von der Richtachse des Ortungsgerätes OG entspricht und ein Relais A zu erregen vermag, dessen Kontakt a damit umgeschaltet wird, so dass der Flugkörper vom Ortungsgerät selbsttätig verfolgt wird, indem der Servomotor mit der Fehlergrösse E des Ortungsgerätes gesteuert wird. Selbstverständlich kann auch eine servomotorische Zwei-Koordinatensteuerung des Ortungsgerätes in bekannter Weise realisiert werden.
PATENTANSPROCHE
I. Einrichtung zum Erfassen eines sich in bekann ter Richtung bewegenden Flugkörpers durch ein
Ortungsgerät, das, sofern sich der Flugkörper in seinem Sichtbereich > befindet, eine der momentanen Ablage seiner Richtachse vom Flugkörper entsprechende Steuergrösse zu erzeugen vermag, dadurch gekennzeichnet, dass Mittel vorgesehen sind, um dem Eingang eines servomotorischen Schwenkmechanismus für die Ortungsgerät-Richtachse vorerst eine der Differenz zwischen der momentanen Richtachsenrichtung und der Richtung zu einem auf der Flugkörperbewegungsbahn vorausliegend gewählten Vorhaltepunkt entsprechende Einstellsteuergrösse zuzuführen, damit die Ortungsgerät-Richtachse selbsttätig auf den Vorhaltepunkt verschwenkt wird und dass, nach erfolgtem Einfliegen des Flugkörpers in den Sichtbereich des Ortungsgerätes,
durch eine von der dabei entstehenden Ausgangssteuergrösse des Ortungsgerätes erregte Relaisvorrichtung der Eingang des servomotorischen Schwenkmechanismus auf den Ausgang des Ortungsgerätes umgeschaltet wird.
II. Verwendung der Einrichtung nach Patentan spruch I in einer Leitstelle zum Lenken von Raketen, die von bekannten Startstellen aus in bekannten Abschiessrichtungen abgeschossen werden und nachher von einem Ortungsgerät verfolgt werden sollen, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung eine Mehrzahl von einstellbaren Gebern umfasst, deren jeder eine einer bestimmten Rakete zuordenbare Einstellsteuergrösse für das Ortungsgerät so zu erzeu gen vermag, dass die Einstellrichtung einem Vorhaltepunkt für die betreffende Rakete entspricht, auf welchen das Ortungsgerät beim Start der betreffenden Rakete zu richten ist, damit dieses dort die Rakete erfassen kann.
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Device for detecting a missile by a locating device
The subject of the present invention is a device for detecting a missile moving in a known direction by a locating device which, if the missile is in its field of vision, is able to generate a control variable corresponding to the momentary deviation of its directional axis from the missile. It can be, for example, a radar device or an infrared location device. If successively several missiles, z. B.
Anti-tank missiles are fired from different launch locations in certain firing directions and are followed on their flight by a tracking device and are to be guided to a target, for example, with additional means, it is important that each missile is detected by the tracking device shortly after being launched, that is flies into the limited field of vision of the locator. This presupposes that a waiting direction is set for each missile on the position-finding device so that the missile flies from its launch position in a favorable manner into the field of vision of the position-finding device, so that it can be tracked automatically by the position-finding device after entering this field of vision .
According to the present invention, means are provided in order to initially supply the input of a servo-motorized pivoting mechanism for the locating device alignment axis with a setting control variable corresponding to the difference between the current alignment axis direction and the direction to a lead point previously selected on the missile trajectory, so that the locating device alignment axis automatically moves to the lead point is pivoted, and that after the missile has flown into the field of vision of the locating device, the input of the servomotor pivoting mechanism is switched to the output of the locating device by a relay device excited by the resulting output control variable of the locating device.
One embodiment and main application example of the device according to the invention is shown in the drawing. Show it:
Fig. 1 is a situation plan with a tracking device and several missiles set up in its vicinity for launch in different directions, z. B.
Anti-tank missiles, which are supposed to fly into the field of vision of the tracking device after a certain take-off route.
2 shows an auxiliary device for simulating the starting situation and for reading off the appropriate angle setting for the orientation of the locating device.
3 shows a diagram for the automatic orientation of the position-finding device with respect to the lead point on the rocket trajectory at which the rocket is to be detected by the position-finding device and then automatically tracked.
In Fig. 1, OG denotes a locating device, for example an infrared locating device, which, when a missile is in its field of vision, generates a control or error variable corresponding to the storage of its directional axis from the missile and automatically closes the missile with the help of this control variable able to pursue.
In the vicinity of the position-finding device several rockets Rt, R2, etc. are provided in certain launch orientations, which can be launched from the control center where the position-finding device is located. The position vectors from the locating device OG to the rockets R1, R2 etc. are given by their length d1, d2 etc. and their angles a1, a2 etc. with respect to a fixed reference axis N. The launch orientations of the rockets are given by the angle ssi, 82, etc. with respect to the local vectors.
It is provided that when a rocket is launched, the locating device OG is directed towards a meeting point Tz, T2, etc. lying ahead on the flight path of the rocket in question by a certain distance V and means are provided which, after the rocket has been detected, in the vicinity of the relevant lead point T enable the missile to be tracked automatically by the tracking device.
For this purpose, the locating device must be at an angle a'i = al + yt or a '. = a2 + y2 etc. can be set in relation to the reference axis N.
FIG. 2 shows an auxiliary device for geometrically simulating the situation according to FIG. 1, from which the appropriate orientation of the locating device can easily be read.
It comprises a scale 1 on which a runner 2 can be set to a distance value d, which is proportional to the length of the vector from the locating device OG. The rotor 2 forms the pivot bearing for a rod 3 of a predetermined length V, the end of which carries a pin 30 which is slidably guided in a straight slot 40 of a rod 4. The rod 4 is connected to a dial 5, in the center D of which the scale 1 is rotatably mounted. The rod 3 is to be pivoted with respect to the rod 1 by an angle ss which is the same as the angle between the launch orientation of a rocket and the vector to the locating device OG. The angle y can then easily be read on the dial 5, by which the directional axis of the locating device is to be pivoted relative to the position vector to the rocket.
The orientation angle of the locating device OG with respect to the reference axis N must therefore have the value a 'a + y.
The angle values a'i = aI + yl; a'2 = a2 + y2 etc. can be preset on potentiometers P1, P etc., which thus each generate a control voltage corresponding to the value of the orientation angle a '1, a'2 etc. determined for each rocket.
When launching a particular missile, a selector switch Sw is set to the appropriate control voltage. A servomotor SM with input amplifier Ve is assigned to the rotating shaft WO of the locating device OG. In addition, the wave
WHERE an actual value transmitter ai is adjusted so that its output voltage ai always corresponds analogously to the current orientation of the locating device. The difference d = ai becomes the input amplifier in the starting phase
Ve supplied so that the locating device OG is directed towards the meeting point at which the missile is to be detected.
As soon as this is the case, the locating device generates an error quantity E, which corresponds to the placement of the rocket from the alignment axis of the locating device OG and is able to excite a relay A, whose contact a is switched over so that the missile is automatically tracked by the locating device, by controlling the servomotor with the error size E of the locating device. Of course, a servomotor two-coordinate control of the locating device can also be implemented in a known manner.
PATENT CLAIM
I. Device for detecting a missile moving in known ter direction by a
Locating device, which, if the missile is in its field of vision> is able to generate a control variable corresponding to the current position of its alignment axis from the missile, characterized in that means are provided to initially one of the input of a servo-motorized pivoting mechanism for the locating device alignment axis Difference between the instantaneous directional axis direction and the direction to a lead point selected on the missile trajectory ahead of the corresponding setting control variable, so that the tracking device alignment axis is automatically pivoted to the lead point and that, after the missile has flown into the field of view of the tracking device,
the input of the servomotor pivoting mechanism is switched to the output of the locating device by a relay device excited by the output control variable of the locating device.
II. Use of the device according to patent claim I in a control center for guiding rockets that are fired from known launch locations in known firing directions and are to be tracked afterwards by a locating device, characterized in that the device comprises a plurality of adjustable sensors whose Each one of a certain rocket assignable setting control variable for the locating device is able to generate so that the setting direction corresponds to a lead point for the rocket in question, at which the locating device is to be aimed at the launch of the rocket in question so that it can detect the rocket there.
** WARNING ** End of DESC field could overlap beginning of CLMS **.