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Feuerleitanlage Die Erfindung betrifft eine Feuerleitanlage, bei der
ein Radargerät und ein Feuerleitrechengerät verwendet werden, um ein Ziel zu verfolgen
und Fehlersignale zu errechnen, die den gewünschten Kurs eines angreifenden Fahrzeugs
bestimmen, mit einer Visier- oder Zielvorrichtung, die Direktsicht des Zieles während
seiner Verfolgung zuläßt.
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Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung einer verbesserten Feuerleitanlage
der obigen Art, deren Bedienung erleichtert ist und die treffsicherer arbeitet.
Dies wird erfindungsgemäß erreicht durch Vorrichtungen zur Positionseinstellung
des Merkzeichens der Visiervorrichtung gegenüber dem Sichtbild des Zieles mittels
der Kombination von von dem Radargerät stammenden Antennenwinkelsignalen und von
dem Feuerleitrechengerät stammenden Fehlersignalen.
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Die Visiervorrichtung kann ein optisches Visier mit einem projiziert
werdenden Fadenkreuzbild als Merkzeichen und dem Visier zugeordnete Abweichungsanzeigevorrichtungen
aufweisen, welche Kursabweichungen des angreifenden Flugzeugs von dem gewünschten
Kurs messen, um die Abweichungen zu jedem Zeitpunkt mit Bezug auf drei zueinander
senkrechte, im Raum festgelegte Achsen sichtbar darzustellen.
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Für die Einstellung der Position der Visiervorrichtung und damit des
Merkzeichens in zwei Koordinaten quer der Visierrichtung zum Sichtbild des Zieles
gemäß den aus den gegenwärtigen Positionen mittels des Feuerleitrechengeräts vorausgesagten
Positionen des Zieles können verstellende Servosteuervorrich-,ungen vorhanden sein.
Bei der praktischen Anwendung der Erfindung steuert der Pilot das Flugzeug so, daß
ein den Vorhalt durch seine Lage berücksichtigendes F adenkreuzbild ununterbrochen
mit dem Ziel ausgerichtet gehalten wird, das er durch die Windschutzscheibe beobachtet.
Die Erfindung kombiniert die überlegene Verfolgungsfähigkeit des Direktionssystems
mit der realistischeren Darstellung des optischen Sichtsystems mit gestörter Sichtlinie,
um die Vorteile beider Systeme zu erhalten.
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Bestimmte Arten von in Jagdflugzeugen verwendeten Feuerleitanlagen
benutzen optische Zielanordnungen mit »gestörter Sichtlinie«, bei denen das optische
Fadenkreuz in den richtigen Vorhaltewinkel von dem Rechner verschoben oder »weggestört«
wird, wenn der Pilot das Flugzeug so steuert, daß das Fadenkreuz auf dem Ziel gehalten
wird. Diese Arbeitsweise, die eine grundsätzliche Folge des Verfahrens der Errechnung
eines Vorhaltewinkels ist, fügt eine bestimmte Phasenna":hzilung in die Rückführungsschleife
des Flugzeugpeilrahmens ein, so daß diese erststabilisiert wird.
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Die Erfahrung hat gezeigt, daß sich bei Verwendung von Systemen mit
gestörter Sichtlinie unter der Beanspruchung des Kampfes im Bord-zu-Bord-Betrieb
die Verfolgungsgenauigkeit infolge der grundlegenden Mechanisierung verschlechtert,
bei der die Voraussage eine Funktion des Ansprechens des Flugzeugpeilrahmens ist.
Im Gegensatz dazu ist die Voraussage mittels Direktionsverfahrens, bei dem alle
Berechnungen durch die vorhandenen Augenblickswerte, die von den Meßinstrumenten
des angreifenden Flugzeuges verfügbar sind, ausgedrückt werden, allein eine Funktion
der Ziellinienbewegung und wird daher weniger von den Bewegungen des Piloten und
der Flugzeugkonstruktion beeinflußt.
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Moderne Feuerleitanlagen des Abwehrjagdtyps bestehen aus einem selbsttätig
verfolgenden Radargerät und einem Feuerleitrechner des Direktionstyps. Die Darstellung
für den Piloten besteht aus einem Steuerpunkt auf einer Sichtröhre, gemäß dem der
Pilot durch Mittel- oder Nullstellung das Flugzeug steuert. Die Dynamik der Voraussage
liegt außerhalb des Flugzeugpeilrahmens und beeinflußt daher die Stabilität nicht.
Die Fähigkeit der Abwehrjagdanlage zur Verfolgung eines Zieles unter Verwendung
eines Direktionsrechners ist theoretisch besser, weil das Voraussageverfahren von
der Dynamik des Piloten und der Flugzeugkonstruktion getrennt ist.
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Jedoch leidet das Direktionssystem unter dem nachteiligen Umstand,
daß die Darstellung der Steuerungsinformation
weniger realistisch
als mit dem optischen Zielgerät ist. Die Wirklichkeitsnähe und die Voraussicht,
die durch direkte Sicht des Zieles und eine Steuerung in Übereinstimmung von Ziel
und Fadenkreuz geliefert wird, gehen bei den zur Zeit vorhandenen Abwehrjagdsystemen
verloren. Daher sind die Steuerungsgenauigkeiten mit Direktionssystemen gegenüber
Zielgeräten mit gestörter Sichtlinie nicht so verbessert, wie erwartet werden könnte.
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Die Erfindung liefert die Vorteile des Direktionssystems bei optischer
Sicht, wodurch die realistische Beobachtung des Ziels durch den Piloten ermöglicht
wird. Erfindungsgemäß werden Lenk- oder Steuersignale dem Piloten in realistischer
Weise optisch mittels eines Sichtsystems dargeboten. Jedoch wird das Sichtsystem
nicht einfach durch ein Gyroskop gesteuert, obgleich es kreiselstabilisiert sein
kann. Es wird zu dem richtigen Vorhaltewinkel durch Information verschoben, die
vollständig außerhalb der Sicht selbst begleitet wird. Das heißt, die Information
für die Visiervorrichtung wird von dem Radarsystem hinsichtlich der Visierlinie
zu dem Ziel geliefert.
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Außerdem wird Information hinsichtlich des gewünschten Kurses, wie
z. B. des Vorhalteverfolgungskurses, als Fehlersignalausgang des Rechners des Direktionssystems
geliefert. Diese beiden Signale, d. h. der Ausgang des Radargerätes und der Ausgang
des Rechners werden miteinander kombiniert, und die Differenz wird benutzt, um die
gewünschte Winkeleinstellung des Visiergerätes selbst vorzunehmen. Infolgedessen
fliegt der Pilot das Flugzeug so wie mit einem in üblicher Weise betätigten Visierkopffadenkreuz,
um dem Ziel das Fadenkreuz zu überlagern. Wenn die Überlagerung erreicht ist, ist
das Rechnerfehlersignal Null, und das Jagdflugzeug fliegt auf dem richtigen gewünschten
Vorhalteverfoiguugskurs.
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Ein Hauptvorteil der Erfindung liegt in der Kombination der Realisierung
einer visuellen Darstellung und der Genauigkeit und Stabilität eines Direktionsrechners.
Die Verzögerung des üblichen Visierkopfes wird dadurch beseitigt, daß der Visierkopf
in Übereinstimmung mit dem Rechnerausgang gesteuert und gleichzeitig der Mangel
an Realität in dem Direktionsrechnersystem beseitigt wird.
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Ein merklicher Vorteil, der aus der Verwendung der Visierlinien- oder
Antennenwinkelsignale von dem Radargerät resultiert, umfaßt die Verschiebung der
Nullsteuermarke von der Waffenbezugslinie zu dem Ziel. In dem Direktionssystem ist
die Nullsteuermarke die Waffenbezugslinie, d. h. eine Linie, die in fester Beziehung
zu dem Flugzrug steht. Bei dem System nach der Erfindung ist die Nullsteuermarke,
d. h. die Bezugslinie, von der aus der Fehler gemessen wird, selbst die Visierlinie
zu dem Ziel. Weiterhin wird in dem System nach der Erfindung der Kreisel des Visierkopfes
nicht benutzt, um das Ziel zu verfolgen, sondern der Visierkopf selbst wird von
Informationen gesteuert, die vollständig von außen abgeleitet sind.
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Eine Anzahl unerwarteter Vorteile und Verbesserungen ergeben sich
aus der Anwendung dieser Kombination des Rechnerfehlersignals und des Antennenwinkelsignals
im Zusammenhang mit der Orientierungssteuerung des Visierkopfes. Diese Vorteile
umfassen: 1. Die Genauigkeit der optischen Direktionsvorrichtung (z. B. der Visiervorrichtung,
wie sie bei der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage gesteuert wird) ist unabhängig
von den Antennenwinkelfehlern und ist nur abhängig von der Bestimmung solcher Faktoren
wie Vorlaufbereich und Munitionsgeschwindigkeit, die in dem Rechner berechnet werden.
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2. Die Einflüsse der Antennenwinkelschwankungen oder kleinen Änderungen,
die als sogenanntes Rauschen bei dem Direktionsverfahren auftreten, werden durch
die optische Direktionsvorrichtung beseitigt, was eine rauschfreie Darstellung ergibt,
die dem Piloten ermöglicht, das Flugzeug genauer zu steuern.
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3. Der Visierfadenkreuzwinkel zu der Bezugslinie stellt den tatsächlich
erforderlichen Vorhaltewinkel dar und ist von Steuerungsfehlern unabhängig.
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Zusätzliche Vorteile ergeben sich auf Grund der Tatsache, daß bei
der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage der Vorhaltewinkel mit einem Rechner des Direktionstyps
errechnet wird und infolgedessen von der Bewegung des Jagdflugzeuges unabhängig
ist, d. h., das Rechenproblem wird kontinuierlich gelöst, und das Steuerungsproblem
ist von dieser Lösung unabhängig. Somit ist das Problem vollständig gelöst, sobald
die Fehlersignale den Wert Null erhalten. Andererseits wird bei einem Störliniensystem
das Problem vollständig nur dann gelöst, wenn die Steuerungssignale beim Einsteuern
des Kurses lange genug den Wert Null gehabt haben.
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Diese Einsteuerungsperiode liegt in typischen Situationen normalerweise
in dem Bereich zwischen 2 und 10 Sekunden. Ein weiterer Vorteil ist dadurch bedingt,
daß die Steuerungsfadenkreuzdarstellung und die Tätigkeit des Piloten den Gegebenheiten
bei den üblichen Systemen mit Störlinie entsprechen, so daß nur wenig Zeitaufwand
zur umstellenden Ausbildung erforderlich ist. Trotzdem wird die Genauigkeit der
Darstellung durch dieses optische Fadenkreuz wesentlich durch die Verwendung der
Kombination von Antennenwinkelsignalen und Rechnerfehlersignalen zur Einstellung
dieses optischen Visierkopfes verbessert.
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Die Erfindung ist im Zusammenhang mit einem Ausführungsbeispiel in
der Zeichnung veranschaulicht. Es zeigt Fig. 1 eine Darstellung, wie das Sichtbild
des Zieles von dem nach vorn durch die Windschutzscheibe des Verfolgungsflugzeuges
blickenden Piloten zusammen mit dem auf die Windschutzscheibe von dem Visierkopf
projizierten Bild des Fadenkreuzes gesehen wird, Fig. 2 ein schematisches Schaltbild
der Erfindung, Fig. 3 ein Diagramm, das in vereinfachter Form die Beziehungen zwischen
einem Verfolgungsflugzeug und seinen Ziel zeigt, Fig. 4 ein Diagramm, das die Achsen
der Flugzeug-und Radarkoordinatensysteme zeigt, und Fig. 5 ein schematisches Schaltbild,
das in deutlicherer Weise die Beziehungen zwischen den Elementen einer bevorzugten
Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht.
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In Fig. 1 ist veranschaulicht, wie es dem Piloten erscheint, wenn
er ein Ziel bei Annäherung seines Flugzeuges an das Ziel (gemäß Fig. 3) optisch
verfolgt, wobei er das Ziel 1 durch seine Windschutzscheibe 2 sieht. Ein Bild
4 wird auf die Windschutzscheibe von dem Visierkopffadenkreuz (in der Figur
nicht gezeigt) projiziert, und der Pilot steuert das Flugzeug 5 so, daß sich das
Bild 4 mit dem Ziel deckt. Wenn dies der
Fall ist, weiß der Pilot,
daß er den genauen Vorhalteverfolgungskurs fliegt und daß er zu beliebiger Zeit
abfeuern kann, wobei er die Sicherheit hat, das Ziel 1 zu treffen, falls es im Bereich
seiner Waffen liegt.
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Ebensogut kann er sich dem Ziel mit Hilfe eines gleichwertigen Bildes
auf einer üblichen Kathodenstrahlröhre (nicht gezeigt) annähern.
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Die scheinbaren vertikalen und horizontalen Verschiebungen zwischen
dem Fadenkreuzbild 4 und dem optisch beobachteten Ziel l sind Ausdrücken
und
direkt proportional, wobei M" und My Komponenten längs der z- und y-Achse des Fehlvektors
M (Fig. 3) sind und Tf die Flugzeit vom Abschuß bis zur Detonation des verschossenen
Geschosses ist. Diese Werte, deren Ableitung später betrachtet wird, werden in dem
Rechner gelöst und als Einstellinstruktionen an den servogesteuerten Visierkopf
geliefert, der das Fadenkreuzbild 4 auf die Windschutzscheibe projiziert.
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Unter verschlechterten. Sichtverhältnissen können diese Werte auch
als reine Befehlssignale gegeben werden, die den Piloten anweisen, den Steuerkurs
des Flugzeuges um die entsprechenden Azimut- und Höhengrade zu ändern.
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In dem Diagramm nach Fig. 3 .ist das angreifende Flugzeug 5 so dargestellt,
daß es längs eines Steuerkurses von A nach D fliegt, wobei es den
Punkt A zur Zeit des Abfeuerns erreicht. Zu diesem Zeitpunkt befindet sich
das Zielflugzeug 1 im Punkt B. Das Zielflugzeug soll annahmegemäß mit konstanter
Geschwindigkeit Vt auf einem festen Kurs von B zu
einem vorherbestimmbaren
Auftreffpunkt C während des Fluges des Geschosses weiterfliegen. Die Entfernung
von dem Punkt B bis zu dem Punkt C kann dann als das Produkt von Vt und der Zeit
bis zum Auftreffen Tf, d. h. als Vt Tf dargestellt werden.
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Nach dem Abfeuern seines Geschosses am Punkt A kann das angreifende
Flugzeug 5 seinen Kurs beliebig ändern. Es soll angenommen werden, daß der Anfangskurs
des Geschosses nicht genau in Richtung des vorher bestimmten Auftreffpunktes C,
sondern in Richtung eines tatsächlichen Detonationspunktes D liegt. Das Geschoß
bewegt sich auf dem Steuerkurs AD
mit der durch seinen eigenen Vortrieb bedingten
Geschwindigkeit, die durch eine Komponente vergrößert wird, die durch die Geschwindigkeit
des Verfolgungsflugzeuges beim Abfeuern verursacht ist. Wenn man die Gesamtgeschwindigkeit
bis zu dem tatsächlichen Detonationspunkt D als Y9 bezeichnet, wobei
die Gesamtgeschwindigkeit sich als vektoriell kombinierte Geschwindigkeit des Flugzeuges
5 und des abgefeuerten Geschosses ergibt, kann die Entfernung zu dem Punkt D als
das Produkt dieser Größe Vy mit dem gleichen Zeitintervall Tf dargestellt werden,
da währenddessen das Ziel zu dem vorherbestimmten Auftreffpunkt C gelangt.
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Falls, wie angenommen wurde, der tatsächliche Detonationspunkt D nicht
genau mit dem vorausgesagten Auftreffpunkt C zusammenfällt, kann die vektorielle
Differenz zwischen dem Punkt C und dem tatsächlichen Detonationspunkt D durch den
Fehlvektor M dargestellt werden.
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Der Fehlvektor M kann dann als ein gemeinsames Element sowohl in den
die Bewegung des Zieles ausdrückenden Gleichungen als auch in den die Bewegung des
Verfolgungsflugzeuges darstellenden Gleichungen verwendet werden, wobei die Eingangsdaten
dafür von zwei unabhängigen Systemen erhalten werden. Durch geeignete Servoanordnungen
können der Kurs des Verfolgungsflugzeuges und die Richtung, in der die Waffe abgefeuert
werden soll, geändert werden, bis der Fehlvektor auf Null gebracht worden ist. Wenn
dies erreicht ist, kann der Pilot beliebig abfeuern und die Erzielung direkter Treffer
bis zur Bereichsgrenze seiner Bewaffnung erwarten.
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Die mathematischen Beziehungen, gemäß denen der Wert des Fehlvektors
als das gemeinsame Element zwischen von dem Flugzeugradar abgeleiteter Information
und der Information von einer anderen Einrichtung verwendet werden kann, wird als
nächstes mit Bezug auf Fig. 3 bis 5 erörtert. Es ist zweckmäßig, diese Beziehungen
mit Hilfe der Vektorgeometrie darzustellen.
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Ein Teil der Information wird von dem angreifenden Flugzeug in Flugzeugkoordinaten
und ein Teil in den Koordinaten des Antennensystems erhalten, und die zugehörigen
Daten müssen von der Anlage von einer Gruppe dieser Koordinaten auf die andere transformiert
werden, um eine vollständige Lösung zu erzielen.
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Das Bezugssystem für das Flugzeug besteht aus der x-, y- und z-Achse,
die zueinander senkrecht verlaufen. Die x-Achse wird konventionsgemäß als die aus
dem Flugzeugbug nach vorn gerichtet Achse betrachtet, die y-Achse tritt aus dem
rechten Flügel hervor, und die z-Achse verläuft nach untern, wie in Fig. 4 gezeigt
ist. Die x-Achse kann somit als die Symmetrielängsachse des Flugzeuges betrachtet
werden. Der Nullpunkt oder die Nullpunkte der Radarsystemachsen kann bzw. können
gegen den Nullpunkt des Flugzeugsystems verschoben sein, und das Radarsystem enthält
die zueinander senkrechten Achsen i, j und k, die angenähert den Achsen
x, y und z des Flugzeugsystems entsprechen. In dieser Darstellung ist zur Vereinfachung
die Annahme gemacht worden, daß die Radarantenne in Richtung der Waffenausgangs-
oder -bezugslinie liegt, wobei diese Linie mit der Symmetrielängsachse zusammenfällt.
Räumlich fixierte Bezugsvorrichtungen können durch Verwendung gyroskopisch gesteuerter
stabiler Plattformen an sich bekannter Bauarten erhalten werden.
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Bei der Durchführung der Arbeitsvorgänge in den die Voraussage und
die Ballistik betreffenden Teilen des Rechners sind solche Konstruktionen und Verfahren
angewandt worden, wie in dem USA.-Patent 2 933 980 mit der Bezeichnung »Integrated
Aircraft Fire Control Autopilot« beschrieben ist. Unter Bezugnahme auf dieses Patent
ist hier eine Wiederholung der gegebenen Einzelheiten einer als Beispiel beschriebenen
Konstruktion nicht erforderlich.
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Es ist auch möglich, eine »Vektorfilteranlage« gemäß dem USA.-Patent
2805022 zuzufügen, das ein System zum Glätten der Radareingangssignale erläutert.
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In Fig. 2 ist ein schematisches vereinfachtes Schaltbild der Anlage
dargestellt, wobei eine Radarantenne 6 so angeordnet ist, daß sie Echosignale empfängt
und diese an das automctisch verfolgende Radargerät 7 liefert, das die Azimut- und
Höhenposition der Antenne 6 selbsttätig steuert und auf das Ziel gerichtet hält.
Daten von dem Radargerät 7 werden überZuleitungen9 und 10 an einen Feuerleitrechner
11 des Direktionstyps geliefert. Dieses System ist gleichermaßen wie andere Formen
von Strahlungsenergieanzeigeanlagen anwendbar, wie z. B. solche Anlagen, die den
Infrarot-
Bereich des elektromagnetischen Spektrums verwenden. Der
Feuerleitrechner liefert mit Hilfe von zusätzlichen Daten, die von irgendeiner Stelle
der Anlage, wie später beschrieben wird, erhalten werden, über die Leitungen
12 bzw. 13 Gierungs- bzw. Längsneigungssignale an Summiernetzwerke
14 bzw.15, wo Korrekturen über Leitungen 16 und 17 für die
Antennendrehwinkel ?i und @ eingefügt werden; welche die Winkeldifferenzen, die
durch die Verschiebung der Radarantenne bedingt sind, von der Symmetrielängsachse
des Flugzeuges darstellen. Die Netzwerke 14
und 15 speisen Verstärker 18 bzw.
19, die korrigierte Gierungs- bzw. Längsneigungssignale an die Einstellservoelemente
in dem Visierkopf liefern. Die Gierungsservoregler 20 und der Längsneigungsservoregler
21
stellen den Visierkopf 22 kontinuierlich gemäß den Berechnungen des Feuerleitrechners
11 ein.
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Ein Teil der Servosignale wird über die Gierungsrückführungsleitung
24 und die Längsneigungsrückführungsleitung 25 an die- Summierungsnetzwerke
14
und 15 zurückgeleitet, um glattere Arbeitsweise zu erhalten.
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Der Visierkopf 22 ist so eingerichtet, daß er mittels üblicher optischer
Vorrichtungen (nicht gezeigt) das Fadenkreuzbild 4 auf der Windschutzscheibe
2 projiziert, wie man aus Fig. 1 erkennt. Wie oben erklärt wurde, steuert
der Pilot das Flugzeug in einer solchen Weise, daß er das Bild 4 mit dem
tatsächlichen Ziel 1
zur Deckung bringt. Wenn dies der Fall ist, weiß er,
daß er beliebig abfeuern und Treffer im Ziel erwarten kann, da alle Berechnungen,
die zum treffsicheren Ausrichten seiner Waffe notwendig waren, in automatischer
Weise von dem Feuerleitrechner 11 berücksichtigt wurden und somit in der projizierten
Position 4
des Visierkopffadenkreuzes enthalten sind.
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In der folgenden Diskussion werden die folgenden Symbole benutzt:
Tf ist die Flugzeit des Geschosses zu dem vorherbestimmbaren Auftreffpunkt am Ziel
und wird gleich der Flugzeit des Geschosses zu dem tatsächlichen Detonationspunkt
angenommen; Yf stellt die Geschwindigkeit des Jagdflugzeuges oder des angreifenden
Flugzeuges dar; V, stellt die Geschwindigkeit des Geschosses relativ zu dem Jagdflugzeug
dar; ist die Summe der Geschwindigkeitskomponenten in der Abfeuerrichtung, die durch
das Geschoß und das angreifende Flugzeug bedingt sind; Yt ist die Geschwindigkeit
des Ziels; r, stellt den Radarabstand dar; r bedeutet den Radarabstand in vektorieller
Form; T ist die vektorielle Entfernungsgeschwindigkeit und ist gleich Vt
- 7f ;
c) ist die winkelmäßige Änderungsgeschwindigkeit der Visierlinie
zum Ziel; M ist der Fehlvektor; i, j und k sind die Antennenkoordinaten;
x, y und z sind die Flugzeugkoordinaten; Va ist der Steuerkurs des angreifenden
Flugzeuges zum Abfeuerzeitpunkt; 71 ist der Radarhöhenkardanwinkel; @ ist Bier Radarazimutkardanwinkel;
P3 ist der statische Druck der Luft in der Höhe des Jagdflugzeuges; Pso ist der
statische guck der Luft auf Meereshöhe; 0 ist der Ungsneigungswinkel des Jagdflugzeuges;
ist der Rollwinkel des Jagdflugzeuges, und a ist der Anstellwinkel oder die Differenz
zwischen der Richtung der Achse des Flugzeuges und der Richtung, längs welcher der
Geschwindigkeitsvektor des Jagdflugzeuges errechnet wird.
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Gemäß Fig. 3 feuert das angreifende Flugzeug, das sich mit durch Y.
dargestellter Geschwindigkeit und Richtung bewegt, sein Geschoß - wie schon ausgeführt
wurde - an dem Punkt A in einer solchen Richtung ab, daß das Ziel an dem von dem
Rechner vorausbestimmbaren Auftreffpunkt C getroffen wird. Zum Abfeuerzeitpunkt
befindet sich das Ziel im PunktB,unddieaugenblicklicheEntfernungzudemZiel, die von
dem Radargerät des angreifenden Flugzeuges bestimmt wird, wird durch einen Abstandsvektor
i' dargestellt, der die angezeigte Größe und Richtung enthält. Es wird angenommen,
daß das Ziel bis zum Detonationszeitpunkt mit den von dem Rechner bestimmten Werten
der Geschwindigkeit und Richtung oder Vt Tf konstant weiterfliegt. Als weitere Annahme
gilt, daß die Flugzeiten Tffür das Ziel und das Geschoß gleich sind, daß aber das
Geschoß nicht an dem vorausgesagten Punkt C, sondern am wahren Detonationspunkt
D detoniert. Der Abstand zwischen den Punkten C und D wird durch den Fehlvektor
M dargestellt. Der Fehlvektor ist gleich der vektoriellen Differenz zwischen
der Summe von r und Vt Tf und dem Produkt der durchschnittlichen Geschoßgeschwindigkeit
mit der Zeit bis zur Detonation, d. h. V9 Tf. Als Gleichung geschrieben sieht dies
so aus: M = r -F Et Tf - Y9Tf- (1)
Eine Umformung durch
Teilung durch Tf bei der Gleichung (1) ergibt:
Da nun Vg = va -f- Yo (3)
ist, wobei V, die durchschnittliche Geschoßgeschwindigkeit
relativ zu dem Jagdflugzeug und Ya die Geschwindigkeit des Jagdflugzeuges zum Abfeuerzeitpunkt
sind, kann die Gleichung (3) in die Gleichung (2) eingesetzt und geschrieben werden:
Die Bewegung des Zielflugzeuges kann auch durch seine Vektorgeschwindigkeit Va plus
der Entfernungsgeschwindigkeit ausgedrückt werden: yt - Va -E-
11-- (5)
Wenn man dies in die Gleichung (4) einsetzt, ergibt sich:
Nach Umschreibung der Glieder der Gleichung (6) erhält man:
Von dem Radarsystem kann man r und r ableiten. Der Vektor r kann mit Hilfe des Einheitsvektors
oder durch die Komponente des Vektors längs einer besonderen Achse ausgedrückt werden.
Die Radardaten können vor der Zuführung an den Rechner durch Vektorfiltervorrichtungen
geglättet werden, wie sie
beispielsweise in dem obererwähnten USA:
Patent 2805022 beschrieben sind.
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Als nächstes wird der Radarabstand betrachtet, der durch seine Komponenten
längs den Radarkoordinatenachsen i, j und k und die Winkelgeschwindigkeit
co ausgedrückt ist. Unter der Annahme, daß das angreifende Flugzeug richtigen Steuerkars
hat, so daß die Komponenten rj und rk oder der Abstand sowie ihre Änderungsgeschwindigkeiten
Null sind, ist r = ri 1i , (8)
wobei 1 die Komponente des vorhergehenden
Faktors längs der von dem Index angegebenenAchsebezeichnet. Wenn man diese Bezeichnung
verwendet und rj und rk gleich Null hält, kann man den Ausdruck für die Änderungsgeschwindigkeit
von r folgendermaßen schreiben r=rj+äir, die Gleichung (9) kann umgeschrieben werden
in
Dies wird bei Fortfall der Komponenten rj und rk:
Die Gleichung (11) ist gleichbedeutend mit r = ri 1i + £Ok ri 1i - coi ri
Tt. (12) Die Werte von cok und coj können direkt von den Antennengyroskopen in dem
Radarsystem 7 erhalten werden. Soweit sind die Operationen in Antennenkoordinaten
durchgeführt worden.
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Als nächstes wird von dem Rechner verlangt, den Ausdruck
der Gleichung (7) zu lösen. Dieser kann folgendermaßen ausgedrückt werden:
Um eine Änderung der obigen in Antennenkoordinaten errechneten Daten auf Werte in
Flugzeugkoordinaten zu bewirken, .durch welche die ballistische Information geliefert
wird, können auf die Gleichung (13) die Eulerschen Transformationen angewandt werden.
Dabei ist
Führt man die angegebenen Matrizenmultiplikationen aus, so ergibt sich:
Die Werte,0 und @ werden direkt von den Abnehmern an der Antenne des Radarsystems
geliefert. Wenn man die Ausdrücke (13) ausmultipliziert, ergibt sich die vollständige
Transformation von Antennenauf Flugzeugkoordinaten in den Gleichungen: Vx
= cosij cos # Vi -j- cosil sind V3 -[- sinii Vk, (16) VI, = -sin @ Ni + cos
@ V I, (17) Vz = -sin 17 cos f Vi -sin,9 sin @ V + cos n Vk .
(18)
Aus diesen Gleichungen kann man in Flugzeugkoordinaten ausgedrückt folgende Beziehungen
ableiten-
Geht man auf die Gleichung
zurück, so erhält man bei Änderung der vektoriellen Gleichungsform in die Gleichungsform
für die Koordinaten längs der x-, y- und z-Achse
oder:
In den obigen Gleichungen kann man die Geschwindigkeitskomponenten
V,." Yay und Tier als Funktionen der folgenden Faktoren darstellen
Die zusätzlichen Faktoren, die in den Gleichungen (26), (27) und (28) eingeführt
wurden-sie stammen aus dem Flugdatengerät 30 -, werden in dem Rechner
11
zum Lösen der ballistischen Relationen durch bekannte Verfahren benutzt.
Durch Einsetzen der Gleichung (26) in die Gleichung (23) erhält man:
Wenn man nun M" = 0 macht, kann man eine Lösung für Tf erzielen, da dies
die einzige Unbekannte in der Gleichung (29) ist. Wenn man die Gleichung (27) in
die Gleichung (21) einsetzt, ergibt sich:
In gleicher Weise wird die Gleichung (28) in die Gleichung (22) eingesetzt, wobei
man erhält:
Die allein auf der linken Seite stehenden Größen in den Gleichungen (30) und (31)
werden zum Steuern des Flugzeuges benutzt, indem sie dem optischen Visierkopf als
Einstellfaktoren zugeführt werden. , An Stelle optischer Anzeige können die Größen
und
dem Piloten auch als reine Befehlssignale zugeleitet werden, damit der Pilot danach
den Steuerkurs des Flugzeuges um eine bestimmte Anzahl von Azimut- und Höhengraden
ändert.
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Die Anlage nach der Erfindung versorgt somit den Piloten mit genauerer
Information, um seine Aufgabe in leichter durchführbarer Form lösen zu können.