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Einrichtung zur Vorausbestimmung des oder der Winkel, unter dem oder
denen zu einem bestimmten Zeitpunkt ein Flugkörper seinen Startort verlassen muß,
um mit einem vorausbestimmten Ziel zu kollidieren Einrichtungen zur Vorausbestimmung
des oder der Winkel, unter dem oder denen zu einem bestimmten Zeitpunkt ein Flugkörper
seinen Startort verlassen muß, um mit einem vorausbestimmten Ziel zu kollidieren,
sind bekannt.
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Sie bestehen in aller Regel aus einem Ortungsgerät für das Ziel, einem
von Servomotoren bewegten Startgestell für den Flugkörper, einer den wahrscheinlichen
Kollisionspunkt von Ziel und Flugkörper bestimmenden Recheneinrichtung sowie nachgeschalteten
differenzbildenden Einrichtungen, die, stimmen die berechneten Winkel mit den Winkeln
des Startgestells nicht überein, Signale erzeugen, welche nach entsprechender Verstärkung
den Servomotoren zugeleitet werden, die ihrerseits auf die differenzbildenden Einrichtungen
tachometrisch rückgekoppelt sind.
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Um die Flugzeit zum Kollisionspunkt, wo das Ziel sich im Kollisionsaugenblick
befinden sollte, möglichst genau zu berechnen, ist es bekannt, sowohl die wahrscheinlichen
Standorte des Ziels als auch die wahrscheinlichen Standorte des Flugkörpers innerhalb
des in Betracht kommenden Zeitraumes für mehrere Zeitpunkte vorauszuberechnen, also
zu extrapolieren.
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Da die in Betracht kommenden Zeiträume, in denen die Kollisionspunktberechnung
durch wiederholtes Rechnen mit erst angenommenen und daraufhin auf Grund der jeweiligen
Berechnung verbesserten Flugzeit- und Entfernungswerten stattfinden kann, sehr klein
sind, wird entweder der wahrscheinliche Kollisionspunkt mit wenigen Rechenschritten
nach den Gesetzen der Trigonometrie ermittelt, oder aber es werden von einem von
der Recheneinrichtung gespeisten Simulator die vorausberechneten Bahnkurven in verkleinertem
Maßstab visuell dargestellt, um einem Schützen die Möglichkeit zu geben, die Flugbahn
eines Flugkörpers durch Fernlenkung möglichst frühzeitig zu korrigieren, damit er
mit seinem Ziel kollidiert.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Bestimmung des zukünftigen
Kollisionspunktes zweier sich bewegender Körper zu verbessern.
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Diese Aufgabe ist dadurch gelöst, daß gemäß der Erfindung die Extrapolationseinrichtung
für die Ermittlung der wahrscheinlichen Flugbahn des Ziels, der die wahrscheinlichen
Standorte des Flugkörpers innerhalb des in Betracht kommenden Zeitraumes angebende
Simulator und die den jeweiligen Unterschied der Orte des Ziels und des Flugkörpers
bestimmende Recheneinrichtungen von einem Zeitgenerator gesteuerte Teile eines drei
Regelgrößen verarbeitenden Regelkreises sind, der einen mit einem ersten von dem
Zeitgenerator gesteuerten Austastgerät und einem zweiten nachgeschalteten Austastgerät
zusammenwirkenden Koordinatenwandler zum Umformen der als Regelgröße dienenden Ortskoordinaten
von Ziel und Flugkörper in Koordinaten für das Abschußgestell aufweist, dies alles
in derartiger Anordnung, daß das erste Austastgerät beim Nullwerden eines Regelfehlers
des auf Flugkörper und Ziel bezogenen Systems das zweite Austastgerät auslöst, worauf
dieses die Werte der verbleibenden Regelfehler dieses Zeitpunktes austastet und
nach ihrer Verstärkung den Servomotoren zuführt, die mit dem Simulator und mit dem
Koordinatenwandler über Geber rückgekoppelt sind.
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Eine derartige Anlage einschließlich des Ortungsgeräts für das Ziel
und des Flugkörpers stellt also ein nach dem Abtastprinzip arbeitendes Regelsystem
dar, in dem ein erst in Zukunft zu erwartendes Ereignis -nämlich der kleinste Abstand
des Flugkörpers vom Ziel - eine auf Null zu bringende Regelgröße darstellt. Hierzu
muß die verwendete Recheneinrichtung so schnell arbeiten, daß sie ein Rechenergebnis
innerhalb des Zwischenraumes zweier Meßimpulse des Ortungsgeräts liefert.
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In der Weiterbildung der Erfindung ist der die Flugbahn des Flugkörpers
simulierende Simulator durch eine die tatsächlichen Koordinaten des Flugkörpers
angebende, aus einem Ortungsgerät und einem Rechner bestehende Einrichtung ersetzt.
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Alles Nähere über die Erfindung ergibt sich aus der Beschreibung in
Verbindung mit der Zeichnung, in der zwei Ausführungsbeispiele der Einrichtung zur
Bestimmung des zukünftigen Kollisionspunktes dargestellt sind. Im einzelnen zeigt
F i g. 1 das Zeitkoordinatenschema von Flugkörper und Ziel, F i g. 2 das Raumkoordinatenschema
von Flugkörper bzw. Ziel und Abschußgestell,
F i g. 3 das Schaltschema
eines ersten Ausführungsbeispiels der Einrichtung nach der Erfindung, F i g. 4 das
Schaltschema einer gegenüber F i g. 3 etwas geänderten Ausführungsform und F i g.
5 das Schaltschema eines zweiten mit Nachsteuerung versehenen Ausführungsbeispiels
der Einrichtung nach der Erfindung.
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In Nachfolgenden soll als Ziel ein Flugkörper I und der das Ziel zu
erreichende Flugkörper als Flugkörper Il betrachtet werden. Der Weg des Flugkörpers
I ist mit gewissen Fehlern aus Messungen bekannt, die beispielsweise von einem Radargerät
von dem ersten Erfassen des Zieles - mit tA bezeichnet - bis zur Gegenwart - mit
to bezeichnet - durchgeführt werden. Daraus kann der zukünftige Weg innerhalb
bestimmter Grenzen als Wahrscheinlichkeitsverteilung ermittelt werden. Jedoch ist
für einen zukünftigen Zeitpunkt to + h die Streuung um den wahrscheinlichsten
Weg um so größer, je größer h ist. Andererseits können von dem Flugkörper II die
mittleren Systemeigenschaften beliebig genau ermittelt werden, so daß grundsätzlich
der mittlere Weg des Flugkörpers II nach der Startzeit ts in Abhängigkeit von den
verschiedenen hinzutretenden Parametern angegeben werden kann. Der einzelne Weg
weicht allerdings vom mittleren Weg um eine gewisse Fehlerstreuung ab, ist also
auch nur im statistischen Sinne bekannt.
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Wird, wie F i g. 1 zu entnehmen ist, eine Zeitkoordinate t verwendet,
auf der hintereinander die Zeiten tA = Zeit des ersten Erfassens des Flugkörpers
I, to = Augenblickszustand, ts = Startzeit des Flugkörpers 1I und tx
= Zeit der Kollision aufgetragen sind, so beziehen sich die anzustellenden
Betrachtungen auf eine bestimmte Zeit to, die laufend von tA bis ts fortschreitet.
Der Zeitpunkt ts sollte dabei so gewählt werden, daß eine Kollision zu einer davon
abhängigen Zeit tx so wahrscheinlich wie möglich ist. Um für die Vorgänge in dem
zur Durchführung des Verfahrens bestimmten Rechner nicht mit einer variablen Zeitachse
arbeiten zu müssen, wird außerdem eine Zeit -r eingeführt, deren Nullpunkt mit dem
Punkt ts zusammenfällt. Der noch zu beschreibende Rechner soll dabei die Vorgänge
im Zeitabschnitt 0<z<-ck zeitlich stark gerafft wiedergeben. Bei einer Raffung
z. B. um den Faktor 1000 erhält man den wahrscheinlichsten Ort beider Flugkörper,
der zur Zeit to -I- h zu
erwarten ist, bereits zur Zeit
wobei angenommen ist, daß im gegenwärtigen Zeitpunkt ein Start des Flugkörpers 1I
erfolgt sei. Es ist daher eine hohe Wiederholungsfrequenz möglich, so daß diese
Rechnung repetierend mit verschiedenen Anfangswinkeln a und p durchgeführt werden
kann. Dabei gibt es ein Winkelpaar, bei dem eine Kollision mit höchstmöglicher Wahrscheinlichkeit
zu erwarten ist. Das ist der Fall, wenn die beiden vorausberechneten wahrscheinlichen
Wege eine echte Kollision im definierten Sinne erfahren. Die Einstellung beider
Winkel erfolgt hierbei automatisch.
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Zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird eine Regelschaltung
verwendet. Hierbei wird von folgender Überlegung ausgegangen: Der auftretende Regelfehler
besteht aus den drei Komponenten des Unterschiedes im Ort, also dem Kollisionsfehler,
den die beiden Flugkörper zu einem angenommenen Zeitpunkt der Kollosion iK voneinander
haben. Die erfindungsgemäße selbsttätige Regelung hat nun die Eigenschaft, daß jede
der Komponenten des Fehlers je eine, und zwar nur eine der drei wählbaren Größen
ts, a und g? einregelt.
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Zur Beschreibung des Ortes beider Flugkörper werden die rechtwinkligen
Koordinaten x, y, z eingeführt (F i g , 2) und ferner die mitgeführten rechtwinkligen
Koordinaten e, 17, '.'» des Abschußgestelles, die aus dem alten System xyz durch
zwei Drehungen entstanden sind, und zwar eine Drehung um den Winkel a und eine anschließende
Drehung um den Winkel 99. Drehachse ist bei der ersten Drehung die z-Achse und bei
der zweiten Drehung die neue Richtung der x-Achse, die nunmehr e-Achse heißt. Die
erfindungsgemäße Lösung beruht auf der Erkenntnis, daß diese Auftrennung in drei
nicht mehr gekoppelte Regelkreise dann erreicht wird, wenn der Kollisionsfehler
aus dem xyz-System auf das e?7#@-System umgerechnet ist, wobei diese Umrechnung
in an sich bekannter Weise erfolgen kann.
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Die so entstandene Gesamtanordnung ist in Fig. 3 dargestellt. Das
Ortungsgerät 1 für den Flugkörper I gibt den Ort nach der üblichen Technik
in Polarkoordinaten an. Jedoch ist die Art der Ausgabe für die Erfindung nicht wesentlich.
Der Ort des Flugkörpers I wird für t < to durch drei Koordinaten in einem
beliebigen System (polar oder rechtwinklig) laufend in einen Rechner 2 hineingeliefert,
welcher daraus die drei Koordinaten x, (r), y1 (z) und z1 (c) für den wahrscheinlichsten
zukünftigen Weg des Flugkörpers I in Abhängigkeit von der Zeit bestimmt. Die Zeit
a kann dem Zeitgenerator 3 als eine analoge Größe zum Beispiel als Sägezahnspannung
entnommen werden. Sie ruft im Rechner 2 die Komponenten des Ortes für die zukünftigen
Zeitpunkte z in zeitgerafften Koordinaten ab. Der Weg des Flugkörpers II entsprechend
den drei Koordinaten x, (z), y, (z) und z2 (i) wird ebenfalls nach Abruf durch denselben
Zeitgenerator 3 im Rechner 4 bestimmt. Dieser Rechner ist also ein in verkürzter
Zeit arbeitender elektronischer Simulator des Flugkörpers II, in den die verschiedensten
Parameter P1, P, . .. P. - die z. B. Luftdruck, Temperatur, Windgeschwindigkeit,
Windrichtung, Feuchtigkeit usw. bedeuten können -sowie die beiden Winkel x und T
von außen eingegeben werden. Der Unterschied d x (c), d y (c) und
d z (z) der Orte wird in bekannter Weise in den drei Rechengliedern 5a, 5b und 5c
gebildet und im Koordinatentransformator 6 auf die neuen Koordinaten e, ii, @ umgerechnet.
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In F i g. 3 ist zunächst derjenige Sonderfall dargestellt, bei dem
sich die Richtung des Flugkörpers II während des Fluges zwischen ts und tx nur um
einen Winkel ändert, der im Bogenmaß klein gegen Eins ist. In diesem Fall kann man
die Anfangswerte x und g7 unmittelbar in den Simulator4 und in den Koordinatentransformator
6 hineingeben. Da A i7 unter der obigen Voraussetzung die Vorwärtsrichtung des Flugkörpers
II ist, in der kleine Änderungen von a und 99 ohne Einfluß sind, bestimmt diese
Fehlerkomponente also allein die Kollisionszeit als diejenige Zeit z = 'sk,
in der d 17 (z) = 0 ist. Um diese Zeit auch für die anderen Komponenten des
Fehlers zur Kollisionszeit zu machen, muß durch die Regelanordnung bewirkt werden,
daß zu dieser Zeit ebenfalls die beiden anderen Komponenten des Regelfehlers
d e (-rk) und d @ (zk) durch kleine Änderungen von x und 99
verschwinden.
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Das geschieht bei der erfindungsgemäßen Einrichtung in folgender Weise:
Ein Austastgerät 7
beobachtet das Verschwinden von A r und hält
denjenigen Wert von z fest, bei dem das geschieht. Dies ist die gesuchte Zeit ix.
Sie wird einem elektronischen Austastgerät 8 zugeführt, welches aus den beiden
anderen Komponenten des Kollisionsfehlers die Werte A e (rk) und
A',' (-rk) austastet, festhält und so verstärkt, daß sie die Servomotoren
des Startgestelles 9 im richtigen Sinne betätigen können. Die gerade eingestellten
Winkel x und c" werden von zwei Gebern 10
und 11 abgenommen und - wie
bereits angegeben -dem Simulator 4 und dem Koordinatentransformator 6 zugeführt.
Damit ist der Regelkreis geschlossen, und es wird erreicht, daß das Startgestell
9 sich automatisch auf diejenigen Winkelwerte x und c, einstellt, die eine Kollision
der beiden wahrscheinlichsten Flugbahnen bewrirken.
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Bei dem allgemeineren Fall, daß die Änderungen der Richtung zwischen
der Startzeit und der Kollisionszeit größer sind als vorausgesetzt, kann man die
Anordnung gemäß F i g. 3 so ändern, wie es aus F i g. 4 ersichtlich ist. Hierbei
werden die Winkel a und q: nur dem Rechner 4 zugeführt, der die Winkel
a2 (a) und rp2 (z) des Flugkörpers 11 nunmehr zusätzlich errechnet und an
den Koordinatentransformator 6 abgibt. Die übrige Einrichtung wird hiervon nicht
berührt.
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Bei solchen Flugkörpern, die mit einer Lenkeinrichtung versehen sind,
besteht die Möglichkeit, wesentliche Teile dieser Anlage auch für eine Nachsteuerung
während des Fluges zu benutzen. Hierbei kann das Ziel wie in F i g. 3 mit dem Ortungsgerät
1 über den Startzeitpunkt ts hinaus verfolgt werden. Für die Verfolgung des Flugkörpers
11 kann entweder ein Simulator ähnlich dem Simulator 4 in F i g. 3
verwendet werden, der jedoch im Gegensatz zu der dort verwendeten Einrichtung in
wirklicher Zeit arbeiten muß, oder aber es wird, wie in F i g. 5 dargestellt, ein
zweites Radargerät 12 verwendet. Am Ausgang der drei Glieder 5a, 5b
und 5c entstehen wieder die Komponenten des Unterschiedes im Ort beider Flugkörper
in wahrer Zeit, wobei es wieder gleichgültig ist, welches Koordinatensystem die
beiden Ortungsgeräte 1 und 12 benutzen, vorausgesetzt, daß es dasselbe ist. (Bekanntlich
können die Geräte 1, 12, 5a, 5b und 5c konstruktiv und funktionsmäßig
zu einer Einheit zusammengefußt werden.) Die im xyz-System berechneten Fehlerkoordinaten
werden mit Hilfe eines Extrapolators 2 in die Zukunft extrapoliert, der dem
gleich bezeichneten Teil der F i g. 3 bei der Bestimmung der Startwinkel im wesentlichen
entspricht. Diese so entstehenden Fehler A x (z), A y (r), A z (c)
werden durch einen Koordinatentransformator 6 (F i g. 5) in die Koordinaten
des Startgestelles A e (a), A n (c) und A Z (z) entsprechend seiner
Stellung im Augenblick des Abschusses umgerechnet und daraus mit Hilfe der Austastgeräte
7 und 8 die Kollisionszeit zx und die beiden Koordinaten des Kollisionsfehlers
A e (-rk) und A @ (rk) bestimmt.
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Für den Fall, daß sich die Richtung des Flugkörpers II während des
Fluges nicht wesentlich ändert, können die in den Koordinatentransformator
6 eingegebenen Werte x und 9p auf den Werten beim Start stehenbleiben. Ist
diese Voraussetzung nicht erfüllt, so gibt es zwei Möglichkeiten Die eine besteht
darin, wieder, wie in F i g. 4 dargestellt, einem dem Rechner 4 in F i g.
3 entsprechenden Rechner oder aber einem an das Ortungsgerät 12 anschließenden
Zusatzrechner 15 die laufenden Werte a2 (t) und cp2 (t) zu entnehmen
und dem Koordinatentransformator 6 zuzuführen, wie es in F i g. 5 (unten) gestrichelt
eingezeichnet ist.
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Das zweite Verfahren rechnet die Lenkkommandos A' (t) und
B' (t), die mit dem Kommandorechner 13
aus der Kollisionszeit TK und
den beiden Komponenten des Kollisionsfehlers bestimmt sind, im Flugkörper 11 durch
einen mitgeführten Rechner 14 auf die eigene Richtung des Flugkörpers in
die Kommandos A (t) und B (t) um, wie die gestrichelte Darstellung
in F i g. 5 (oben links) zeigt.
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Es ist wichtig, hierbei zu vermerken, daß die Berechnung des Kommandos
in den Rechnern 13 und 14 unter Vernachlässigung von Fehlern höherer
Ordnung geschehen darf, falls ein Ortungsgerät und nicht etwa nur ein Simulator
verwendet wird. Die Rechner sind in diesem Fall Glieder eines Regelkreises, der
sich über den Flugkörper II und das Ortungsgerät 2 schließt.
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Der Vergleich der Anordnungen für den Startrechner nach F i g. 3 und
der für den Lenkkommandorechner nach F i g. 5 zeigt, daß viele gleichartige Teilgeräte
benutzt werden. Sie sind in beiden Figuren mit gleichen Ziffern bezeichnet. Es besteht
daher die Möglichkeit, die Anlage beim Start, nachdem sie vorher als Startrechner
benutzt worden ist, automatisch zum Lenkkommandorechner umzuschalten. Diese Möglichkeit
wird man vorzugsweise bei einem Analogrechner verwenden, wenn nur ein einzelner
Flugkörper zur gleichen Zeit bedient werden soll.
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Bekanntlich besteht bei einem Digitalrechner die Möglichkeit, dieselbe
Anlage wechselweise aufeinanderfolgend für mehrere Zwecke zu verwenden. Daher kann
man die digitale Variante der Erfindung auch wechselweise aufeinanderfolgend je
nach Bedarf sowohl als Start- als auch als Lenkkommandorechner für mehrere Flugkörper
verwenden.