DE1272175B

DE1272175B - Dynamic two-axis pre-encoder

Info

Publication number: DE1272175B
Application number: DE19661272175
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Ingfried Graefe; Dipl-Ing Rolf D Pfeiffer; Dipl-Phys Wolfram H Schmitz
Original assignee: Honeywell GmbH
Current assignee: Honeywell GmbH
Priority date: 1966-04-28
Filing date: 1966-04-28
Publication date: 1968-07-04

Description

Dynamischer Zweiachsen-Vorhaltgeber Die Erfindung bezieht sich auf einen dynamischen Zweiachsen-Vorhaltgeber für Seiten- und Höhenvorhalt einer auf ein Flugziel mit beliebig geneigter Flugbahn zu richtenden Luftabwehrwaffe gegenüber einer ständig auf das Ziel gerichteten und diesem nachgeführten Visieroptik, wobei den inertialen Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie in den beiden Bewegungsrichtungen (Seite und Höhe) proportionale Signale mittels geeigneter Trägheitsgeber erzeug oder aus den Steuersignalen für den Antrieb der Visieroptik abgeleitet und in Rechenschaltungen gemäß der Gleichung zur Ermittlung des Neigungswinkels der durch die Bewegungsbahn des Zieles und den Standort der Waffe definierten Ebene (Flugbahnebene) gegenüber einer parallel zur äquatorialen Schwenkebene der Waffe und rechtwinklig zur Visierlinie verlaufenden Geraden verarbeitet werden. Sowohl die Visieroptik als auch die Waffe sind orthogonal zweiachsig beweglich, wobei der Richtschütze die Visierlinie mittels eines Richtgriffes dem Ziel nachführt. Einflüsse von Eigenbewegungen des die Waffe und die Visieroptik tragenden Untergestells, beispielsweise eines Schiffes oder eines Panzers, können über ein selbsttätiges Zielhaltesystem (Stabilisierung) ausgeglichen werden.Dynamic two-axis lead generator The invention relates to a dynamic two-axis lead generator for lateral and vertical lead of an anti-aircraft weapon to be aimed at a target with an arbitrarily inclined trajectory compared to a visor optics constantly directed at the target and tracking it, the inertial angular velocities of the line of sight in the Both directions of movement (side and height) proportional signals generated by means of suitable inertia sensors or derived from the control signals for the drive of the sight optics and in arithmetic circuits according to the equation to determine the angle of inclination of the plane (trajectory plane) defined by the trajectory of the target and the location of the weapon in relation to a straight line running parallel to the equatorial pivot plane of the weapon and at right angles to the line of sight. Both the sight optics and the weapon can be moved orthogonally in two axes, with the gunner tracking the line of sight to the target by means of an aiming handle. Influences of intrinsic movements of the underframe carrying the weapon and the sight optics, for example a ship or a tank, can be compensated for by an automatic target holding system (stabilization).

Es sind zahlreiche Vorrichtungen zur Vorhaltberechnung bekannt, die teils elektrisch und teils unter Verwendung zumeist recht aufwendiger Rechengetriebe arbeiten. Den meisten dieser Anordnungen haftet der Nachteil an, daß zur Vorhaltberechnung entweder eine Entfernungsmessung zwischen dem Standort der Waffe und dem ,Ziel benötigt oder der Vorhalt nur dann richtig berechnet wird, wenn die Flugbahn des Zieles parallel zur Seitenschwenkebene der Waffe verläuft. Vorhaltgeber mit der letztgenannten Einschränkung sind zur Bekämpfung von im Kampfanflug befindlichen Flugzielen ungeeignet. Auch eine Entfernungsmessung ist in vielen Fällen, insbesondere bei fahrbaren Waffen, kaum durchzuführen oder benötigt zuviel Zeit. Man hat auch bereits versucht, unter Verwendung komplizierter mechanischer Rechengetriebe einen Vorhaltgeber aufzubauen, der ohne Entfernungsmessung auskommt und den Vorhalt auch bei geneigter Flugbahn ermitteln kann. Solche Rechengetriebe sind jedoch einer starken mechanischen Abnutzung unterworfen, wodurch ihre Genauigkeit infolge des zunehmenden Spiels zwischen den einzelnen Getriebeteilen im Laufe des Betriebes immer geringer wird. Ferner stört die unvermeidliche mechanische Trägheit solcher Getriebe, insbesondere bei der Bekämpfung der heutzutage mit hohen Geschwindigkeiten fliegenden Luftziele. Darüber hinaus besteht ein entscheidender Nachteil darin, daß bei Verwendung von Rechengetrieben eine mechanische Kupplung zwischen Visier und Waffe erforderlich ist.There are numerous devices for calculation of lead known that partly electric and partly using mostly quite complex computing gears work. Most of these arrangements have the disadvantage that they are used to calculate the lead either a distance measurement between the location of the weapon and the target is required or the lead is only calculated correctly if the trajectory of the target is parallel runs to the side pivot plane of the weapon. Subject to the latter restriction are unsuitable for combating flight targets in combat approach. Even a distance measurement is in many cases, especially with wheeled weapons, hardly to be carried out or takes too much time. One has already tried under Use of complicated mechanical calculating gears to build a preconditioner, which manages without distance measurement and the lead even with an inclined flight path can determine. However, such calculating gears are subject to severe mechanical wear subject, increasing their accuracy as a result of increasing play between the individual transmission parts in the course of operation is getting smaller. Furthermore bothers the inevitable mechanical inertia of such gears, especially when fighting of the air targets flying at high speeds today. Furthermore there is a major disadvantage that when using computing gears a mechanical coupling between the sight and weapon is required.

Zur Erläuterung der Grundlagen der Erfindung wird beispielsweise - zunächst noch ohne Vorhaltgeber betrachtet - davon ausgegangen, daß sich auf einem eine erste Waffe (»Primärwaffe«), z. B. eine Kanone, enthaltenden Panzerturm noch eine zweite Waffe (»Sekundärwaffe«), z. B. eine Luftabwehrwaffe, befindet, die unabhängig vom Turm gedreht und hochgeschwenkt werden kann. Die zugehörige Visieroptik ist - ebenfalls auf dem Turm -ebenso freizügig drehbar und hochschwenkbar. Eine Stabilisierung sorgt dafür, daß die Visierlinie ohne Eingriff des Richtschützen ihre Richtung im Raum trotz aller Fahrzeugbewegungen beibehält. Die vom Richtschützen mit dem Richtgriff bewirkte Bewegung der Visieroptik wird jedoch von der Stabilisierung nicht behindert. Zwei gegebenenfalls abgewandelte elektrische Ubertragungsvorrichtungen sorgen dafür, daß die Waffe in ihren beiden Freiheitsgraden immer parallel zur Visieroptik eingestellt ist. Die Abwandlung der elektrischen Ubertragungsvorrichtungen besteht vorzugsweise darin, daß nicht die für den Kraftrichtantrieb der Waffe erforderliche Leistung, sondern nur die zur richtigen Verstellung nötige Information über diese Ubertragungsvorrichtung übertragen wird. Die Visicroptik ist dann also unmittelbar, die Waffe nur mittelbar stabilisiert. Ebenso wirkt der Richtgriff unmittelbar auf die Visieroptik und mittelbar auf die Waffe. Die zur Stabilisierung nötigen Kreisel sind mit dem Richtgriff so zusammengeschaltet, daß die Auslenkung des Griffes proportional der inertialen Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie ist.To explain the principles of the invention, for example - initially considered without proviso - assumed that on a a first weapon ("primary weapon"), e.g. B. a cannon containing tank turret a second weapon ("secondary weapon"), e.g. B. an anti-aircraft weapon, which is independent can be rotated and swiveled up from the tower. The associated visor optics are - Also on the tower - also freely rotatable and swiveling up. A stabilization ensures that the line of sight without intervention of the gunner in its direction Maintains space despite all vehicle movements. The one from the gunner with the gun handle However, the movement of the visor optics caused is not hindered by the stabilization. Two possibly modified electrical transmission devices ensure that the weapon is always set in its two degrees of freedom parallel to the sight optics is. The electrical transmission devices are preferably modified in that not the power required for the directional drive of the weapon, but only the information about this transmission device that is necessary for the correct adjustment is transmitted. The visual lens is then immediate, the weapon only indirectly stabilized. The directional handle also acts directly on the visor optics and indirectly to the weapon. The tops necessary for stabilization are with the Directional handle interconnected so that the deflection of the handle is proportional to the is the inertial angular velocity of the line of sight.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ohne Entfernungsmessung und ohne Verwendung eines mechanischen Rechengetriebes auf elektrischem Wege den Vorhalt nach Höhe und Seite bei beliebig geneigter Flugbahn zu berechnen. Dabei wird für die Ermittlung der Vorhaltgrößen vorausgesetzt, daß das Ziel mit gleichbleibender Geschwindigkeit vz eine geradlinige Bahn einhält und daß die Fehler genügend klein sind, die daraus entstehen, daß man für das Geschoß zu unrecht die gleichen Bedingungen annimmt, nämlich gleichbleibende Geschoßgeschwindigkeit vG auf geradliniger Geschoßbahn. Der Vorhaltgeber ermittelt nur die durch die Relativgeschwindigkeit zwischen Ziel und Waffe bedingten Vorhaltegrößen, nicht aber ballistische Korrekturwinkel.The invention is based on the object without distance measurement and without the use of a mechanical calculating gear by electrical means Calculate lead according to height and side with any inclined flight path. Included it is assumed for the determination of the lead values that the target with constant Speed vz maintains a straight path and that the errors are sufficiently small which arise from the fact that one wrongly the same conditions for the projectile assumes, namely constant projectile velocity vG on a straight projectile trajectory. The preconditioner only determines the relative speed between the target and weapon-related lead variables, but not ballistic correction angles.

Von einem Vorhaltgeber der eingangs genannten Art ausgehend wird die genannte Aufgabe erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß ferner Signale, die der Zielgeschwindigkeit vZ, der mittleren Geschoßgeschwindigkeit vG und dem in der Flugbahnebene gemessenen Anflugwinkel .1 zwischen der Bewegungsrichtung des Ziels und der Normalebene zum Radiusvektor r zwischen Waffe und Ziel proportional sind, in Rechenschaltungen gemäß der Gleichung zur Ermittlung des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene verarbeitet werden.Based on a preconditioner of the type mentioned, the stated object is achieved according to the invention in that further signals that indicate the target speed vZ, the mean projectile speed vG and the approach angle measured in the flight path plane .1 between the direction of movement of the target and the normal plane to the radius vector r between Weapon and target are proportional, in arithmetic circuits according to the equation are processed to determine the lead angle a in the flight path plane.

Zur fortlaufenden Berechnung des Anflugwinkels wird in Weiterbildung der Erfindung einem Eingang eines Integrierverstärkers ein dem bei Beginn der Vorhaltberechnung gegebenen Anflugwinkel 20 entsprechendes Signal und einem weiteren Eingang ein der Winkelgeschwindigkeit # der Visierlinie proportionales Signal zugeführt, wobei an den Ausgang des Integrierverstärkers ein Kosinusnetzwerk angeschlossen ist, dessen Ausgangssignal in einer Multiplizieranordnung mit dem Quotienten aus Flugzeuggeschwindigkeit vz und mittlerer Geschoßgeschwindigkeit vG multipliziert wird und das Signal sin a ergibt.For the continuous calculation of the approach angle, in a development of the invention, a signal corresponding to the approach angle 20 given at the start of the calculation of the lead is fed to an input of an integrating amplifier and a signal proportional to the angular velocity # of the line of sight is fed to a further input, a cosine network being connected to the output of the integrating amplifier, its output signal in a multiplier with the quotient is multiplied from the aircraft speed vz and the mean projectile speed vG and results in the signal sin a.

Zweckmäßig werden die der Flugzeuggeschwindigkeit vZ, der mittleren Geschoßgeschwindigkeit vG und dem bei Beginn der Vorhaltberechnung gegebenen Anflugwinkel Ao entsprechenden Signale von Hand an einem Vorwahlgerät eingestellt. Die Flugzeuggeschwindigkeit muß geschätzt werden und ist vorteilhaft auf mehrere diskrete Werte einstellbar. Die mittlere Geschoßgeschwindigkeit hängt bei gegebener Anfangsgeschwindigkeit des Geschosses selbstverständlich von der Entfernung zwischen Waffe und Ziel ab. Um eine Entfernungsmessung oder -schätzung überflüssig zu machen, ist vorzugsweise ein der Hauptkampfentfernung entsprechender Wert vorgegeben.Those of the aircraft speed vZ, the mean one, are expedient Projectile velocity vG and the approach angle given at the start of the lead calculation Ao corresponding signals are set by hand on a preselection device. The aircraft speed must be estimated and can advantageously be set to several discrete values. The mean projectile speed depends on the given initial speed of the Projectile depends of course on the distance between the weapon and the target. Around Eliminating the need for distance measurement or estimation is preferred a value corresponding to the main combat distance is given.

Die den inertialen Winkelgeschwindigkeiten CH und Cs der Visierlinie proportionalen Signale lassen sich auf verschiedene Weise erzeugen. Bei einer Ausführungsform der Erfindung werden sie durch je einen visierlinienfest orientierten Wendekreisel für beide Schwenkrichtungen zur Verfügung gestellt. Dabei folgt der Wendekreisel für die Seitendrehgeschwindigkeit gleichzeitig auch den Drehbewegungen in Höhenrichtung.The signals proportional to the inertial angular velocities CH and Cs of the line of sight can be generated in various ways. In one embodiment of the invention, they are made available for both pivoting directions by means of a turning gyro oriented fixed to the line of sight. The rate gyro for the lateral turning speed also follows the turning movements in the vertical direction at the same time.

Bei einer anderen Ausführungsform, die später an Hand des dargestellten Blockschaltbildes näher erläutert werden wird, werden sie aus den Steuersignalen eines elektrischen Richtgriffes für den Visierantrieb abgeleitet.In another embodiment, which is shown later with reference to the Block diagram will be explained in more detail, they are from the control signals derived from an electric directional handle for the sight drive.

Zur Berechnung des erforderlichen Elevationswinkels 0-SK der Waffe gegenüber ihrer äquatorialen Schwenkebene und des Seitenvorhaltewinkels us der Waffe gegenüber der Visierlinie wird bei dem erfindungsgemäßen Vorhaltgeber ein dem Elevationswinkel %)yF der Visierlinie proportionales Signal erzeugt, vorzugsweise dem Visierantrieb entnommen und in geeigneten Rechenschaltungen zusammen mit den zuvor an Hand der Gleichungen (1) und (II) ermittelten, dem Vorhaltewinkel a in der Flugbahnebene und dem Neigungswinkel x der Flugbahnebene gegenüber der äquatorialen Schwenkebene proportionalen Signalen gemäß den folgenden Gleichungen verarbeitet sin -)9K = sin (->VF * cos a + cos <-)VF, sin a, sin x, (11I) Ein wesentlicher Vorteil des Vorhaltgebers gemäß der Erfindung besteht darin, daß bei der Berechnung der Vorhaltgrößen nicht nur Schwenkbewegungen der Visieroptik nach Höhe und Seite im Zuge der Nachführung der Visierlinie zum Ziel berücksichtigt, sondern auch bei Rollbewegungen der Optik um die Visierlinie die Vorhaltgrößen selbsttätig korrigiert und richtig berechnet werden, sofern das Ziel voraussetzungsgemäß im Bereich der Fadenkreuzmitte der Visieroptik gehalten wird.To calculate the required elevation angle 0-SK of the weapon in relation to its equatorial pivot plane and the lateral lead angle us of the weapon in relation to the line of sight, a signal proportional to the elevation angle%) yF of the line of sight is generated in the lead generator according to the invention, preferably taken from the sight drive and together with suitable arithmetic circuits the signals proportional to the lead angle a in the flight path plane and the inclination angle x of the flight path plane with respect to the equatorial swivel plane according to the following equations processed according to the following equations: sin -) 9K = sin (-> VF * cos a + cos <-) VF, sin a, sin x, (11I) A major advantage of the lead generator according to the invention is that when calculating the lead sizes, not only does pivoting movements of the sight optics according to height and side take into account in the course of tracking the sight line to the target, but also automatically corrects and corrects the lead sizes when the optics roll around the sight line calculated correctly, provided that the target is held in the area of the crosshair center of the sight optics as required.

Im folgenden werden zunächst an Hand F i g. 1 und 2 die dem Vorhaltgeber gemäß der Erfindung zugrunde liegenden Rechengleichungen erläutert.In the following, firstly with reference to F i g. 1 and 2 are those of the applicant according to the invention underlying arithmetic equations explained.

F i g. 1 zeigt die durch die als geradlinig angenommene Flugbahn f des Zieles und den Standort der Waffe, beispielsweise eines Panzers P, definierte Flugbahnebene FE in Draufsicht und F i g. 2 die Lage der Flugbahnebene in einem Raumkoordinatensystem, in dessen Mittelpunkt die Waffe P steht und welches auf die äquatoriale Schwenkebene AE der Waffe bezogen ist, also Lageänderungen dieser Ebene im Raum folgt.F i g. 1 shows the trajectory f assumed to be straight the target and the location of the weapon, for example a tank P, defined Trajectory plane FE in plan view and FIG. 2 the position of the trajectory plane in one Space coordinate system in the center of which the weapon P is and which is aimed at equatorial pivot plane AE of the weapon is related, so changes in position of this plane follows in space.

In F i g. 1 bedeutet: Z Standort des Zieles im Abschußaugenblick; r Visierlinie im Abschußaugenblick; P Standort des Panzers; T Treffpunkt des Geschosses mit dem Ziel; GE Gesichtsfeldebene, d. h. Normalebene zur Visierlinie r im Punkt Z; 7, der in der Flugbahnebene gemessene Anflugwinkel zwischen der Flugbahn f des Ziels und der Gesichtsfeldebene GE; s Schußlinie; o Vorhaltewinkel zwischen Schußlinie s und Visierlinie r, gemessen in der Flügbahnebene. Durch Anwendung des Sinussatzes im Dreieck ZTP ergibt sich Führt man in diese Gleichung die Geschoßflugzeit tG, d. h. die Zeit, die das Geschoß benötigt, um vom Panzer P bis zum Treffpunkt T zu gelangen, die als konstant angesehene Bewegungsgeschwindigkeit vT des Zieles und die über die Geschoßflugzeit tG gemittelte Geschoßgeschwindigkeit vG ein und berücksichtigt, daß .f = ZT = vZ - tG und S = VG . iG, so erhält man für die Gleichung (V) die Beziehung d. h., der Sinus des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene läßt sich aus der Zielgeschwindigkeit vz, der Geschoßgeschwindigkeit vG und dem Anflugwinkel A, berechnen zu Im Mittelpunkt der in F i g. 2 dargestellten Kugel steht der Panzer P. Die Äquatorialebene AE der Kugel entspricht der fahrzeugfesten äquatorialen Schwenkebene der Waffe. Der Pol N liegt anf der Verlängerung der Seitenschwenkachse der Waffe, unabhängig von der Lage' des Panzers im Gelände. Der Radius der Kugel entspricht der Länge der Visierlinie r. Z ist wieder der Standort des Zieles im Abschußaugenblick und T' der Durchstoßpunkt der Schußlinie s oder ihrer Verlängerung durch die Kugel. Die Flugbahn .f des Zieles führt vom Punkt Z zum Treffpunkt T, der - da die Flugbahn nicht einem Großkreis folgt, sondern gegenüber der Gesichtsfeldebene um den Winkel 7, zum Kugelinneren hin geneigt ist - nicht mit dem Durchstoßpunkt T' zusammenfällt, sondern zwischen diesem und dem Mittelpunkt P liegt.In Fig. 1 means: Z location of the target at the moment of launch; r line of sight at the moment of launch; P location of the tank; T meeting point of the floor with the target; GE field of view plane, ie normal plane to line of sight r at point Z; 7, the approach angle measured in the flight path plane between the flight path f of the target and the field of view plane GE; s line of fire; o Lead angle between the line of fire s and line of sight r, measured in the plane of the flight path. Applying the sine law in the triangle ZTP results If the projectile flight time tG is introduced into this equation, i.e. the time the projectile needs to get from the tank P to the point of impact T, the movement speed vT of the target, which is regarded as constant, and the projectile speed vG averaged over the projectile flight time tG and takes into account, that .f = ZT = vZ - tG and S = VG . iG, one obtains the relation for equation (V) that is, the sine of the lead angle a in the flight path plane can be calculated from the target speed vz, the projectile speed vG and the approach angle A At the center of the in F i g. 2 is the tank P. The equatorial plane AE of the ball corresponds to the vehicle-fixed equatorial pivot plane of the weapon. The pole N lies on the extension of the side pivot axis of the weapon, regardless of the position of the tank in the terrain. The radius of the sphere corresponds to the length of the line of sight r. Z is again the location of the target at the moment of launch and T 'the point of penetration of the line of fire s or its extension through the bullet. The trajectory .f of the target leads from point Z to the meeting point T, which - since the trajectory does not follow a great circle, but is inclined towards the plane of the field of view by the angle 7 towards the interior of the sphere - does not coincide with the penetration point T ', but between it and the center point P.

In F i g. 2 sind ferner folgende Winkel bzw. deren Großkreisbogen eingetragen: OvF Elevationswinkel der Visierlinie r gegenüber der äquatorialen Schwenkebene AE; (-)SK Elevationswinkel der Waffe (Schußlinie s) gegenüber der äquatorialen Schwenkebene AE; ccS Seitenvorhaltwinkel der Waffe gegenüber der Visierlinie, gemessen in der äquatorialen Schwenkebene; x Neigungswinkel der Flugbahnebene FE gegenüber einer Tangente an den Breitenkreis im Punkt Z und damit gleichbedeutend mit dem Winkel der Flugbahnebene FE gegenüber einer Geraden, die der äquatorialen Schwenkebene AE der Waffe parallel ist und die Visierlinie zum Punkt Z rechtwinklig schneidet.In Fig. 2 the following angles or their great circular arcs are also entered: OvF Elevation angle of the line of sight r with respect to the equatorial pivot plane AE; (-) SK elevation angle of the weapon (line of fire s) with respect to the equatorial pivot plane AE; ccS Lateral lead angle of the weapon in relation to the line of sight, measured in the equatorial pivot plane; x Angle of inclination of the flight path plane FE with respect to a tangent to the circle of latitude at point Z and thus synonymous with the angle of the flight path plane FE with respect to a straight line that is parallel to the equatorial pivot plane AE of the weapon and intersects the line of sight to point Z at right angles.

Da bei der nachfolgenden Berechnung der Winkel (-)SK und as alle Strecken längs Großkreisen gleichen Durchmessers r'gemessen werden, sind in der Zeichnung die Bogenstrecken jeweils nur mit dem Bogenmaß des entsprechenden Winkels bezeichnet.Since in the following calculation the angles (-) SK and as all distances along great circles of the same diameter r 'are measured in the drawing the arc lines are only designated with the radian measure of the corresponding angle.

Die Anwendung des Seitenkosinussatzes im Dreieck NZT' führt zu folgender Gleichung: cos (90° - (9SK) = cos (90° - OVF) - cos a (VII) + sin (90° - (9v,) - sin a - cos (90° - x). Hieraus folgt für den Elevationswinkel (->SK der Waffe die obengenannte Gleichung sin <)SK = sin 0-vF - cos a (III) + cos 0-vF - sin a - sin x. The application of the side cosine law in the triangle NZT 'leads to the following equation: cos (90 ° - (9SK) = cos (90 ° - OVF) - cos a (VII) + sin (90 ° - (9v,) - sin a - cos (90 ° - x). From this follows the above equation sin <) for the elevation angle (-> SK of the weapon) SK = sin 0-vF - cos a (III) + cos 0-vF - sin a - sin x.

Bei Anwendung des Sinussatzes auf das Kugeldreieck NZT' erhält man woraus sich der Sinus des gesuchten Seitenvorhaltewinkels as ergibt zu wie bereits angegeben.Applying the sine law to the spherical triangle NZT 'one obtains from which the sine of the searched page lead angle as results to as already stated.

Wie man sieht, ist sowohl zur Berechnung des Elevationswinkels OSK als auch des Seitenvorhaltewinkels as die Kenntnis des Neigungswinkels x erforderlich. Dies ist der Winkel, unter dem die Visierlinie dem Ziel nachgeführt werden muß. Das Verhältnis der Nachführwinkelgeschwindigkeiten in Höhen- und Seitenrichtung bestimmt die Richtung der resultierenden Nachführbewegung der Visierlinie entsprechend der Neigung der Flugbahnebene. Damit sind aber auch die zur Nachführung der Visierlinie zum Ziel erforderlichen Komponenten der inertialen Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie nach Höhe und Seite charakteristisch für die Neigung der Flugbahnebene, d. h., es gilt: Betrachtet man diese Verhältnisse im Gesichtsfeld der Visieroptik mit Fadenkreuz, wie es sich dem Richtschützen darbietet, so ergibt sich, solange die äquatoriale Schwenkebene horizontal liegt, die in F i g. 3a gezeigte Darstellung, in der der senkrechte Faden F" des Fadenkreuzes der Tangente an den Längenkreis durch den Punkt Z und der waagerechte Faden F,, der Tangente an den im Punkt Z darauf senkrecht stehenden Großkreis entspricht.As can be seen, knowledge of the angle of inclination x is required both for calculating the elevation angle OSK and the lateral lead angle as. This is the angle at which the line of sight must follow the target. The ratio of the tracking angular velocities in the vertical and lateral directions determines the direction of the resulting tracking movement of the line of sight according to the inclination of the flight path plane. This means that the components of the inertial angular velocity of the line of sight required for tracking the line of sight to the target are also characteristic of the inclination of the trajectory plane in terms of height and side, that is, the following applies: If one observes these relationships in the field of view of the sight optics with crosshairs, as presented to the gunner, then, as long as the equatorial pivot plane is horizontal, the result shown in FIG. 3a, in which the vertical thread F ″ of the crosshair corresponds to the tangent to the longitude through point Z and the horizontal thread F ″ corresponds to the tangent to the great circle perpendicular to it at point Z.

Wenn also die Visierlinie stets dem Ziel nachgeführt wird, so sind die hierbei meßbaren inertialen Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie in den beiden orthogonalen Komponenten auch bei jeder Richtungsänderung der Flugbahnebene charakteristisch für deren augenblicklichen Neigungswinkel x. Bewegt sich das Ziel in der Gesichtsfeldebene der Visieroptik in Richtung des Pfeiles f', so muß das Fadenkreuz und damit die Visierlinie in dieser Richtung nachgeführt werden, wenn das Ziel in der Fadenkreuzmitte gehalten werden soll.So if the line of sight is always tracked to the target, so are the measurable inertial angular velocities of the line of sight in the two orthogonal components are also characteristic for every change in direction of the flight path plane for their current angle of inclination x. Does the target move in the plane of the field of view the visor optics in the direction of arrow f ', the crosshairs and thus the Line of sight can be tracked in this direction when the target is in the center of the crosshair should be held.

Die beiden inertialen, zueinander orthogonal stehenden Winkelgeschwindigkeitskomponenten der Visierlinie lassen sich mit Hilfe je eines visierlinienfest angebrachten Wendekreisels messen. Eine andere Möglichkeit besteht darin, diese Signale aus den Steuerspannungen für den Antrieb der Visieroptik abzuleiten. Werden beispielsweise zur Stabilisierung der Visierlinie gegenüber Lageänderungen der äquatorialen Schwenkebene im Raum integrierende Wendekreisel eingesetzt, so können diese über eine Rückführung solchen Einfluß auf die Steuerspannungen für den Visierantrieb haben, daß diese Steuerspannungen den inertialen Winkelgeschwindigkeiten proportional sind. Man kann also die Steuerspannungen eines in zwei Freiheitsgraden verstellbaren Richtgriffes für die Visieroptik unmittelbar zur Berechnung des Neigungswinkels der Flugbahnebene gemäß Gleichung (II) heranziehen.The two inertial, mutually orthogonal angular velocity components the line of sight can be adjusted with the help of a turning gyro that is fixed to the line of sight measure up. Another option is to get these signals off derive the control voltages for the drive of the sight optics. For example to stabilize the line of sight against changes in the position of the equatorial swivel plane Rotating gyros that are integrated in the room are used, so these can be via a return have such an influence on the control voltages for the sight drive that this Control voltages are proportional to the inertial angular velocities. One can So the control voltages of a directional handle adjustable in two degrees of freedom for the visor optics directly to calculate the inclination angle of the flight path plane use according to equation (II).

Der Vorhaltgeber gemäß der Erfindung soll auch bei Bewegungen der äquatorialen Schwenkebene im Raum richtige Werte liefern. Nimmt man an, daß das Ziel ein Flugzeug oder ein sonstiger Flugkörper, die äquatoriale Schwenkebene der Waffe hingegen Teil eines Land- oder Seefahrzeuges, beispielsweise eines Panzerturms oder eines Schiffsdecks, ist, so kann die translatorische Bewegungsgeschwindigkeit der äquatorialen Schwenkebene im Raum gegenüber der Flugzeuggeschwindigkeit vernachlässigt werden. Zu berücksichtigen sind dann noch Drehbewegungen der äquatorialen Schwenkebene um ihre drei orthogonalen Achsen, beispielsweise infolge von Nick-, Roll- oder Gierbewegungen des Trägerfahrzeugs. Durch ein selbsttätiges, stabilisiertes Zielhaltesystem oder durch die Tätigkeit des Richtschützen ist voraussetzungsgemäß dafür gesorgt, daß bei allen diesen Bewegungen die Visierlinie auf das Ziel . gerichtet bleibt. Ohne Vorhaltgeber würde die Waffe stets parallel zur Visierlinie gerichtet sein. Bei Einschaltung des V orhaltgebers hingegen ist die Achse der Waffe gegenüber der Visierlinie um den Vorhaltwinkel geneigt. Tritt jetzt ein Verkanten der Waffe, d. h. eine Dreh- oder Rollbewegung um die Visierlinie als Achse ein, so bleibt die Visierlinie zwar auf das Ziel gerichtet, die Achse der Waffe würde jedoch einen Kegelmantel um die Visierlinie beschreiben, statt ihre Richtung beizubehalten. Überraschenderweise führt aber das Nachführen der Visierlinie zum Ziel - gleichzeitig selbsttätig zur Stabilisierung der Waffe derart, daß diese keinen Kegelmantel um die Visierlinie beschreibt, sondern mit ihrer Achse in die Flugbahnebene zurückgeführt wird.The Vorhaltgeber according to the invention should also with movements of the equatorial swivel plane in space deliver correct values. Assume that that Target an aircraft or other missile, the equatorial pivot plane of the Weapon, on the other hand, is part of a land or sea vehicle, for example an armored turret or a ship's deck, then the translational speed of movement the equatorial swivel plane in space is neglected compared to the aircraft speed will. Rotational movements of the equatorial swivel plane must then also be taken into account around their three orthogonal axes, for example as a result of pitching, rolling or yawing movements of the carrier vehicle. By an automatic, stabilized target holding system or The work of the gunner ensures that in all these movements the line of sight on the target. remains directed. Without The weapon would always be pointed parallel to the line of sight. at Activation of the default, however, is the axis of the weapon opposite the line of sight inclined by the lead angle. If the weapon now tilts, d. H. a turning or rolling around the line of sight as an axis, the line of sight remains Aimed at the target, however, the axis of the weapon would form a cone jacket around the Describe the line of sight instead of maintaining its direction. Surprisingly but the tracking of the line of sight leads to the goal - at the same time automatically to the Stabilization of the weapon in such a way that it does not have a cone around the line of sight describes, but is returned with its axis in the trajectory plane.

Diese Verhältnisse sollen im folgenden an Hand F i g. 3 a und 3 b erläutert werden.These relationships are to be found in the following with reference to FIG. 3 a and 3 b explained.

F i g. 3 a zeigt, wie bereits erwähnt, die Visicroptik mit dem Fadenkreuz F", F,, bei horizontaler Lage der äquatorialen Schwenkebene AE. Um das Fadenkreuz ständig auf dem sich längs der Linie f' bewegenden Ziel zu halten, muß dieses und damit die Visierlinie unter dem Winkel ;I gegenüber dem horizontalen Faden F,, bewegt werden. Es ist dabei zu beachten, daß der Faden F,, parallel zur äquatorialen Schwenkebene von Waffe und Visieroptik verläuft, während der lotrechte Faden F" die Projektion eines Längenkreises der sich über der äquatorialen Schwenkebene wölbenden Halbkugel darstellt. Um die Visicrlinie der Flugbahn des Zieles längs der Linie f' nachzuführen, müssen also die inertialen Winkelgeschwindigkeiten nach Höhe und Seite ini Verhältnis stehen. Führt nun die äquatoriale Schwenkebene und mit ihr das Fadenkreuz eine Rollbewegung um den Winkel I ;- um die Visierlinie aus, so nimmt das Fadenkreuz im Raum beispielsweise die aus Fi g. 3b ersichtliche Lage ein. Würde der Richtschütze jetzt die zuvor vorgegebene Stellung des Richtgriffes beibehalten und damit der Waffe, bezogen auf die äquatoriale Schwenkebene, und damit zugleich gegenüber dem Faden F,, des Fadenkreuzes einen Vorhalt entsprechend dem Winkel ;l weiterhin geben, so verlöre er das Ziel, welches sich raumbezogen längs der Linie f' bewegt, aus dem Fadenkreuz. Er würde nämlich dann das Fadenkreuz und damit die Visierlinie in Richtung des Pfeiles f" bewegen. Um das Ziel in Fadenkreuzmitte zu halten, muß also der Richtschütze das Verhältnis der Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie nach Höhe und Seite derart ändern, daß sich das Fadenkreuz und die Visierlinie wieder längs der Linie f' bewegen. Er wird also der Visierlinie eine Drehbewegung erteilen müssen, die nach Höhe und Seite dem Verhältnis entspricht. Diese sich beim Nachführen der Waffe von selbst ergebende Änderung des Winkels ;, bewirkt über den Vorhaltgeber, daß die Waffe in der Flugbahnebene bleibt. Damit ist sichergestellt, daß der Vorhaltgeber bei beliebigen Lageänderungen der äquatorialen Schwenkebene, d. h. des Panzers im Gelände, nicht nur den Vorhaltewinkel, sondern auch die absolute Richtung des Vorhaltes richtig berechnet und die Waffe entsprechend einstellt.F i g. 3 a shows, as already mentioned, the visual optical system with the crosshairs F ", F ,, with the equatorial pivot plane AE in a horizontal position be moved at the angle; I with respect to the horizontal thread F ,,. It should be noted that the thread F ,, runs parallel to the equatorial pivot plane of the weapon and sight optics, while the perpendicular thread F "is the projection of a longitude that extends over represents the hemisphere arching the equatorial pivot plane. In order to track the line of sight of the trajectory of the target along the line f ', the inertial angular velocities according to height and side must be in relation to each other stand. If the equatorial swivel plane and with it the crosshair now perform a rolling movement by the angle I ; - around the line of sight, the crosshair in space takes, for example, that from 3b apparent location. If the gunner would now maintain the previously specified position of the directional handle and thus continue to give the weapon, in relation to the equatorial pivot plane, and thus at the same time a lead corresponding to the angle; moves spatially along the line f ', out of the crosshairs. He would then move the crosshair and thus the line of sight in the direction of arrow f ". In order to keep the target in the center of the crosshair, the gunner must change the ratio of the angular velocities of the line of sight according to height and side in such a way that the crosshair and the line of sight change move again along the line f '. He will therefore have to give the line of sight a rotary movement which is proportionate in height and direction is equivalent to. This change in the angle, which occurs automatically when the weapon is tracking, causes the weapon to remain in the plane of the trajectory via the preconditioner. This ensures that the lead generator correctly calculates not only the lead angle but also the absolute direction of the lead and adjusts the weapon accordingly for any changes in the position of the equatorial swivel plane, ie of the tank in the field.

Die bei der Änderung der Richtgriffstellung durch den Richtschützen auftretenden Signale in der Richtgriff-Steuerschaltung entsprechend den neuen Sollwerten der Drehgeschwindigkeiten Cfr und CS der Waffe werden dem Vorhaltgeber zugeführt. Auch wenn die den inertialen Winkelgeschwindigkeiten proportionalen Signale aus Wendekreiseln entnommen werden, ändert sich deren Verhältnis bei Rollbewegungen der Visieroptik um die Visierlinie, weil sich die Orientierung der visierlinienfest angeordneten Wendekreisel im Raum entsprechend ändert und damit die Zerlegung der Schwenkgeschwindigkeit der Visierlinie in zwei orthogonale Komponenten eine andere ist.When the gunner changes the position of the directional handle occurring signals in the directional handle control circuit according to the new setpoints the rotational speeds Cfr and CS of the weapon are fed to the lead generator. Even if the signals proportional to the inertial angular velocities are off Turning gyroscopes are removed, their ratio changes with rolling movements the sight optics around the sight line, because the orientation of the sight line is fixed arranged rate gyro changes accordingly in space and thus the decomposition of the Pivot speed of the line of sight into two orthogonal components another is.

Die Erfindung wird im folgenden an Hand eines in F i g. 4 dargestellten Blockschaltbildes erläutert. Es sei jedoch ausdrücklich bemerkt, daß sich die für den Vorhaltgeber gemäß der Erfindung charakteristischen Verfahrensschritte auch mit anderen elektrischen Schaltungen verwirklichen lassen. Die genannten Gleichungen können auf rein elektronischem Wege, beispielsweise mit Hilfe eines Analogrechners, gelöst werden. Im Ausführungsbeispiel werden zur trigonometrischen Umwandlung sogenannte Resolver oder Koordinatenwandler benutzt. Statt dessen können beispielsweise auch Sinus- und Kosinuspotentiometer eingesetzt werden. Die Verwendung von Resolvern empfiehlt sich überall dort, wo eine mechanische Winkelverstellung als Eingangsgröße zur Verfügung steht oder als Ausgangs- oder Rückführgrößc benötigt wird. Die Servokreise können, wie das Ausführungsbeispiel zeigt, mit Wechselstrom betrieben werden, aber auch statt dessen mit Gleichstrom. Bei Gleichstrombetrieb führt eine Richlwigsumkehr des Stromes zur Umkehr der Drehrichtung der Motoren. Bei Wechselstrombetrieb wird die Drehrichtungsumkehr durch Phasenumkehr des trägerfrequenten Wechselstromes in bezug auf eine Vergleichsphase bewirkt. In beiden Fällen ist dem Gleichstrom bzw. der Trägerfrequenz ein Wechselstrom niedriger Frequenz überlagert.The invention is described below with reference to one in FIG. 4 shown Block diagram explained. It should be noted, however, that the the method steps characteristic of the preconditioner according to the invention as well can be realized with other electrical circuits. The equations mentioned can be done electronically, for example with the help of an analog computer, be solved. In the exemplary embodiment, so-called Resolver or coordinate converter used. Instead, for example, can also Sine and cosine potentiometers can be used. The use of resolvers is recommended wherever a mechanical angle adjustment is an input variable is available or required as an output or feedback variable. The servo circuits can, as the embodiment shows, be operated with alternating current, but also with direct current instead. In the case of direct current operation, there is a Richlwig inversion of Current to reverse the direction of rotation of the motors. With AC operation, the Direction of rotation reversal by reversing the phase of the carrier-frequency alternating current in relation to effected on a comparison phase. In both cases the direct current or the Carrier frequency an alternating current of low frequency superimposed.

In den Blockschaltbildern F i g. 4 bis 6 sind mechanische Verbindungen jeweils gestrichelt und elektrische Verbindungen mit ausgezogenen Linien eingezeichnet. Bei dem in F i g. 4 dargestellten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Vorhaltgebers wird das dem elektrischen Richtgriff Ri für den Visierantrieb entnommene, der inertialen Elevationswinkelgeschwindigkeit CH proportionale Signal in einem Modulator Mod 1 einer Trägerfrequenzspannung T von beispielsweise 400 Hz aufmoduliert und über einen Schalter S 1H der einen Statorwicklung w11 des Resolvers Resl zugeführt. In entsprechender Weise gelangt das in einem Modulator Mod 2 dem gleichen Träger T aufmodulierte, der inertialen Seitenwinkelgeschwindigkeit CS der Visierlinie proportionale Signal über einen Schalter Sls an die zweite Statorwicklung w12 des Resolvers Res 1. Die beiden Statorwicklungen w11 und w12 sind räumlich um 90° gegeneinander versetzt, so daß im Stator ein Wechselfeld mit Winkellage x entsprechend der Beziehung entsteht. Die beiden Rotorwicklungen w13 und w14 des Resolvers Resl sind ebenfalls im rechten Winkel zueinander angeordnet und nach außen mit einem so hohen Widerstand abgeschlossen, daß kein nennenswerter Strom fließen kann und kein Drehmoment entsteht. Der Rotor benötigt also einen äußeren Antrieb. Hierzu dient der über den Verstärker V 1 an die eine Rotorwicklung w 13 angeschlossene Servomotor M 1, welcher über ein Getriebe sowohl den Rotor des genannten Resolvers Resl als auch den eines später noch in seiner Funktion zu erläuternden Resolvers Res3 entsprechend dem Winkel x verstellt. Zur Stabilisierung des Servokreises dient in bekannter Weise ein vom Motor M 1 angetriebener Tachogenerator G l, dessen Ausgangssignal an den anderen Eingang des Differentialverstärkers V 1 zurückgeführt wird. Uber den Motor M1 wird der Rotor des Resolvers Rest so lange gedreht, bis die Wicklung w13 keine Spannung mehr liefert. Dann nimmt der Rotor gerade die Winkellage m ein, und die Gleichung tg _CH x C ist gelöst. An einem Vorwahlgerät VG werden der geschätzte Anflugwinkel 20 bei Beginn der Vorhaltberechnung und die geschätzte Flugzeuggeschwindigkeit vz eingegeben. Letztere ist auf zwei Werte von beispielsweise 160 und 250 m/sec. einstellbar. Der Anflugwinkel Ao ist in Schritten von jeweils 15° zwischen 45 und 90° cinstellbar. Die mittlere Geschoßgeschwindigkeit VG ist fest vorgegeben entsprechend dem für die Hauptkampfentfernung zutreffenden Wert. Das Vorwahlgerät enthält ferner einen Startschalter S1, .der nach Vornahme der genannten Einstellungen geschlossen wird und dabei gleichzeitig die bereits genannten Schalter S 1,1 und S 1s schließt und damit die Statorwicklungen des Resolvers Res l an den Richtgriff anschaltet. Das dem Anflugwinkel 4 entsprechende Signal wird dem Eingang für die Anfangsbedingung eines Integrierverstärkers V 2 zugeführt, dessen Integriereingang ein der Winkelgeschwindigkeit j der Visierlinie r proportionales Signal erhält. Dieses Signal dient der fortlaufenden, automatischen Nachführung des dem Anflugwinkel proportionalen Signals am Ausgang des Integrierverstärkers. Hierzu wird ein aus der zweiten Rotorwicklung w14 des Resolvers Res l abgeleitetes, dem Wert proportionales Signal mit Hilfe eines mit dem Träger T gespeisten Demodulators Demod 1 von der Trägerfrequenz getrennt und über einen Kontakt S 11 des Startschalters S1 an den Integriereingang des Integrierverstärkers V 2 gelegt. An den Ausgang des Integrierverstärkers V2 ist das Kosinusnetzwerk N2 angeschlossen, welches aus dem am Ausgang des Integrierverstärkers V 2 stehenden, dem Anflugwinkel Ä proportionalen Signal ein Signal entsprechend cos A. erzeugt und hiermit das Potentiometer Pott speist. Dessen Schleifer wird aus dem Vorwahlgerät entsprechend dem Verhältnis verstellt und führt somit das Signal Damit ist also auch die Gleichung (I) gelöst. Es sind nunmehr der Sinus des Vorhaltewinkels Q in der Flugbahnebene und der Neigungswinkel x der Flugbahnebene bekannt. Der Schalter S I l am Integriereingang des Verstärkers V 2 verbindet in der dargestellten Ruhelage den Ausgang des Integrierverstärkers über die Leitung L2 mit dem Integriereingang und sorgt damit für die Rückstellung des Integrierverstärkers auf Null.In the block diagrams F i g. 4 to 6, mechanical connections are each shown in dashed lines and electrical connections are shown with solid lines. In the case of the one shown in FIG. 4 shown embodiment of the present invention, the signal taken from the electrical directional handle Ri for the sight drive and proportional to the inertial elevation angular velocity CH is modulated in a modulator Mod 1 to a carrier frequency voltage T of 400 Hz, for example, and fed via a switch S 1H to a stator winding w11 of the resolver Resl . In a corresponding manner, the signal modulated onto the same carrier T in a modulator Mod 2 and proportional to the inertial lateral angular velocity CS of the line of sight reaches the second stator winding w12 of the resolver Res 1 via a switch Sls. The two stator windings w11 and w12 are spatially 90 ° relative to one another offset, so that in the stator an alternating field with angular position x according to the relationship arises. The two rotor windings w13 and w14 of the resolver Resl are also arranged at right angles to one another and closed off from the outside with such a high resistance that no significant current can flow and no torque arises. The rotor therefore needs an external drive. Servo motor M 1 is connected to one rotor winding w 13 via amplifier V 1 and adjusts both the rotor of said resolver Resl and that of a resolver Res3, which will be explained later in terms of its function, according to angle x via a gear. A tachometer generator G l driven by motor M 1, the output signal of which is fed back to the other input of differential amplifier V 1, is used in a known manner to stabilize the servo circuit. The rotor of the resolver rest is rotated via the motor M1 until the winding w13 no longer supplies any voltage. Then the rotor just assumes the angular position m, and the equation tg _CH x C is solved. The estimated approach angle 20 at the start of the lead calculation and the estimated aircraft speed vz are entered on a preselection device VG. The latter is set to two values of 160 and 250 m / sec, for example. adjustable. The approach angle Ao can be adjusted in steps of 15 ° between 45 and 90 °. The mean projectile speed VG is fixed according to the value applicable for the main combat distance. The preselection device also contains a start switch S1, which is closed after the aforementioned settings have been made and at the same time closes the aforementioned switches S 1,1 and S 1s and thus connects the stator windings of the resolver Res l to the directional handle. The signal corresponding to the approach angle 4 is fed to the input for the initial condition of an integrating amplifier V 2, the integrating input of which receives a signal proportional to the angular velocity j of the line of sight r. This signal is used for the continuous, automatic tracking of the signal proportional to the approach angle at the output of the integrating amplifier. For this purpose, a value derived from the second rotor winding w14 of the resolver Res l is used proportional signal separated from the carrier frequency with the aid of a demodulator Demod 1 fed by the carrier T and applied to the integrating input of the integrating amplifier V 2 via a contact S 11 of the start switch S1. The cosine network N2 is connected to the output of the integrating amplifier V2, which generates a signal corresponding to cos A. from the signal at the output of the integrating amplifier V 2, which is proportional to the approach angle A, and thus feeds the potentiometer Pott. Its grinder becomes from the preselection device according to the ratio adjusts and thus carries the signal This also solves equation (I). The sine of the lead angle Q in the flight path plane and the inclination angle x of the flight path plane are now known. The switch SI l at the integrating input of the amplifier V 2 connects the output of the integrating amplifier via the line L2 to the integrating input in the rest position shown and thus ensures that the integrating amplifier is reset to zero.

Die Eingabe der dem Anfangsanflugwinkel @, der Flugzeuggeschwindigkeit vz und der mittleren Geschoßgeschwindigkeit vG entsprechenden Werte in die das Signal sin ß berechnende Schaltung braucht nicht durch Handeinstellung an einem Vorwahlgerät, sondern kann auch auf andere Weise erfolgen. Zumindest ein Teil dieser Signale kann beispielsweise als Rechenwert vorliegen. An Stelle eines Potentiometers mit entsprechend dem einen Faktor, nämlich verstellbarem Schleifer kann eine elektronische Multiplizierschaltung Mult20 zur Bildung des Produktes eingesetzt werden, wie dies in Fi g. 5 dargestellt ist. Dem einen Eingang wird das Signal cos .i und dem anderen das Signal zugeführt. Am Ausgang erhält man dann das Signal sin o. .The input of the values corresponding to the initial approach angle @, the aircraft speed vz and the mean projectile speed vG into the circuit calculating the signal sin ß does not need to be done manually on a preselector, but can also be done in other ways. At least some of these signals can be present as a calculation value, for example. Instead of a potentiometer with one factor, namely adjustable grinder can use an electronic multiplier circuit Mult20 to form the product are used, as shown in Fi g. 5 is shown. One input receives the signal cos .i and the other the signal fed. The signal sin o is then obtained at the output.

Zur Berechnung des Elevationswinkels Osx der Waffe gegenüber ihrer äquatorialen Schwenkebene ist, wie Gleichung (I11) zeigt, ein dem Elevationswinkel OYF der Visierlinie proportionales Signal erforderlich. Zu diesem Zweck wird der Rotor eines zweiten Resolvers Rest entsprechend dem Elevationswinkel 0"F der Visierlinie verstellt. Die Statorwicklung w21 dieses Resolvers liegt an einem konstanten Wechselstromsignal Uo. Die Wicklung w22 wird in geeigneter Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen. An der einen Rotorwicklung w23 wird ein dem Sinus des Elevationswinkels OvF entsprechendes Signal abgegriffen und dem einen Eingang der Multiplizierschaltung Mult 1 zugeführt. Aus dem am Schleifer des Potentiometers Pott stehenden Signal sin a wird in einer Umwandlungsschaltung US nach der Gleichung ein dem Kosinus des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene proportionales Signal erzeugt. Die Um- wandlungsschaltnng leitet aus einem Eingangssignal x ein Ausgangssignal 1 --.x' ab, im vorliegenden Fall also aus dem Eingangssignal sin a des Ausgangssignal cos a. Dieses wird in. einem Modulator Modi dem Träger T aufmoduliert und dem anderen Eingang der Multiplizierschaltung Mult 1 zugeleitet. An deren Ausgang steht also das Signal cos a - sin 0.F.To calculate the elevation angle Osx of the weapon with respect to its equatorial swivel plane, a signal proportional to the elevation angle OYF of the line of sight is required, as equation (I11) shows. For this purpose, the rotor of a second resolver rest is adjusted according to the elevation angle 0 "F of the line of sight. The stator winding w21 of this resolver is connected to a constant alternating current signal Uo. The winding w22 is terminated in a suitable manner with or without resistance. On one rotor winding w23 a signal corresponding to the sine of the elevation angle OvF is tapped and fed to one input of the multiplier circuit Mult 1. The signal sin a at the wiper of the potentiometer Pott becomes US in a conversion circuit according to the equation generates a signal proportional to the cosine of the lead angle a in the flight path plane. The Um- conversion circuit derives from an input signal x an output signal 1 -. x 'from, in the present case i.e. from the input signal sin a of the output signal cos a. This is modulated onto the carrier T in a modulator mode and fed to the other input of the multiplier circuit Mult 1. The signal cos a - sin 0.F is at its output.

Aus der zweiten Läuferwicklung w24 des Resolvers Rest wird ein dem Kosinus des Elevationswinkels der Visierlinie entsprechendes Signal cos OVF entnommen und dem einen Eingang einer zweiten Multiplizierschaltung Mult2 zugeleitet.The remainder of the second rotor winding w24 of the resolver becomes a dem The signal cos OVF corresponding to the cosine of the elevation angle of the line of sight is taken and fed to one input of a second multiplier circuit Mult2.

Wie bereits erwähnt, wird gleichzeitig mit dem Rotor des Resolvers Res l vom Servomotor M1 auch der Rotor eines dritten Resolvers Res3 entsprechend dem Winkel x verstellt. Das Signal sin a am Schleifer des Potentiometers Pott wird in einem Modulator Mod4 dem Träger T aufmoduliert und speist die Statorwicklung w31 des dritten Resolvers Res3. Die Wicklung w32 wird in geeigneter Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen. An der einen Läuferwicklung w33 dieses Resolvers Res3 entsteht dann ein Signal sin a - sin x, welches dem anderen Eingang der Multiplizierschaltung Mult2 zugeführt wird. Das Ausgangssignal dieser Multiplizierschaltung ist also der Größe sin a - sin x ' coS OYF proportional. Damit sind die zur Berechnung des Sinus des Elevationswinkels osK der Waffe gemäß Gleichung (III) benötigten beiden Summanden bekannt. Diese Ausgangssignale der beiden Multiplizierschaltungen Multl und Mult2 werden zwecks Summation zwei Eingängen eines Summierverstärkers V3 zugeführt, dessen Ausgangssignal den Servomotor M3 steuert. Der Motor M3 verstellt über ein Getriebe den Rotor eines Drehmeldegebers CX 1 so lange, bis das von einer Statorwicklung dieses Drehmeldegebers an einen weiteren Eingang des Summierverstärkers zurückgeführte, dem Sinus des berechneten Soll-Elevationswinkels CSK der Waffe entsprechende Signal sin OsK gleich der Summe der den beiden anderen Eingängen des Summierverstärkers zugeführten Signale und damit die Gleichung (III) erfüllt ist. An die drei Anschlußleitungen des Drehmeldegebers CX 1, die durch die einzelne Leitung zum Verstärker V 3 zunächst unsymmetrisch belastet sind, wird eine nicht dargestellte Kombination passiver Schaltelemente angeschlossen, derart, daß die Belastung symmetrisch wird. Der Regelkreis, bestehend aus Verstärker V3, Motor M3; Getriebe und Drehmeldegeber CX 1, ist auch hier mit Hilfe eines vom Motor M3 angetriebenen Tachometergenerators G3 stabilisiert, dessen ---Ausgangssignal an den Verstärkereingang zurückgeführt wird. Das den Sollwert OsK des Elevationswinkels darstellende Ausgangssignal des Drehmeldegebers CX 1 wird sodann den Statorwicklungen eines Drehmeldeempfängers CT 1 zugeführt, dessen Rotor entsprechend dem jeweiligen Istwert OsK; des Elevationswinkels der Waffe verstellt wird. Die Rotorwicklung dieses Drehmeldeempfängers CT 1 liefert dann das 'Nachführsignal für den Höhenrichtantrieb HR der Waffe entsprechend der Differenz zwischen Soll- und Istwcrt des Elevationswinkels (-)SK. Mit dem Antrieb der Visieroptik ist einerseits zur Einspeisung des Signals OVF in den zweiten Resolver Rest der Rotor dieses Resolvers und andererseits der Rotor eines zweiten Drehmeldegebers CX 2 gekoppelt. Für den wahlweisen Betrieb der Waffe ohne Vorhaltgeber können die Statorwicklungen des Drehmeldeempfängers CT 1 mit Hilfe des Umschalters S2 von denen des ersten Drehmeldegebers CX 1 ab- geschaltet und an die des zweiten Drehmeldegebers CX 2 angeschlossen werden. Dann wird die Waffe SK vom Antrieb der Visieroptik VF unmittelbar parallel zur Visieroptik gesteuert.As already mentioned, the rotor of a third resolver Res3 is adjusted simultaneously with the rotor of the resolver Res 1 by the servomotor M1 in accordance with the angle x. The signal sin a at the wiper of the potentiometer Pott is modulated onto the carrier T in a modulator Mod4 and feeds the stator winding w31 of the third resolver Res3. The winding w32 is terminated in a suitable manner with or without resistance. A signal sin a-sin x then arises at one rotor winding w33 of this resolver Res3, which signal is fed to the other input of the multiplier circuit Mult2. The output signal of this multiplier circuit is therefore proportional to the quantity sin a - sin x 'coS OYF. The two summands required to calculate the sine of the elevation angle osK of the weapon according to equation (III) are thus known. These output signals of the two multiplier circuits Multl and Mult2 are fed to two inputs of a summing amplifier V3, the output signal of which controls the servomotor M3, for the purpose of summing. The motor M3 adjusts the rotor of a resolver CX 1 via a gear until the signal sin OsK, which corresponds to the sine of the calculated target elevation angle CSK of the weapon, is returned from a stator winding of this resolver to a further input of the summing amplifier, equals the sum of the signals fed to the two other inputs of the summing amplifier and thus equation (III) is fulfilled. A combination of passive switching elements, not shown, is connected to the three connection lines of the resolver CX 1, which are initially loaded asymmetrically by the individual line to the amplifier V 3, in such a way that the load becomes symmetrical. The control circuit, consisting of amplifier V3, motor M3; The gearbox and resolver CX 1 are also stabilized here with the aid of a tachometer generator G3 driven by the motor M3, the output signal of which is fed back to the amplifier input. The output signal of the resolver CX 1 representing the setpoint OsK of the elevation angle is then fed to the stator windings of a resolver receiver CT 1 , the rotor of which corresponds to the respective actual value OsK; the elevation angle of the weapon is adjusted. The rotor winding of this rotary signal receiver CT 1 then supplies the tracking signal for the elevation drive HR of the weapon corresponding to the difference between the setpoint and actual value of the elevation angle (-) SK. With the drive of the sighting optics, on the one hand, the rotor of this resolver and, on the other hand, the rotor of a second resolver encoder CX 2 are coupled to feed the signal OVF into the second resolver remainder. For the optional operation of the weapon without pre-encoder, the stator windings of the resolver receiver CT 1 can be disconnected from those of the first resolver CX 1 with the help of the switch S2 and connected to those of the second resolver encoder CX 2 . Then the weapon SK is controlled by the drive of the sight optics VF directly parallel to the sight optics.

Wie Gleichung (IV) zeigt, sind zur Berechnung des Vorhaltewinkels as in der äquatorialen Schwenkebene einerseits das Produkt sin a - cos x und andererseits der Kosinus des Elevationswinkels OsK der Waffe erforderlich. Der Lösung der Gleichung (IV) dient die den Verstärker V4 und den Resolver Res4 enthaltende Schaltung. Der zweiten Rotorwicklung w34 des dritten Resolvers Res3 wird ein dem Produkt sin a - cos x proportionales Signal entnommen und dem einen Eingang des Differentialverstärkers V4 zugeführt. Das Verstärkerausgangssignal speist die Statorwicklung w41 des vierten Resolvers Res4, dessen Rotor durch den Servomotor M 3 entsprechend dem Soll-Elevationswinkel 0-SK der Waffe gegenüber der äquatorialen Schwenkebene verstellt wird. An der Rotorwicklung w43 des Resolvers Res4 steht dann eine Spannung, die dem Produkt aus cbs OsK und der Ausgangsspannung U, des Verstärkers V4 entspricht. Sie wird als Spannung UZ an den anderen Eingang des Differentialverstärkers V4 zurückgeführt. An Hand der folgenden Nebenrechnung wird gezeigt, wie mit dieser Schaltung die Gleichung (IV) gelöst werden kann, sofern der Verstärker V 4 eine genügend hohe Verstärkung von beispielsweise V = 10@ hat. Die dem einen Eingang des Differentialverstärkers V4 zugeführte Spannung entsprechend sin a - cos;, wird hierin mit U1 bezeichnet. Dann gilt UA = V (U, - UZ) und UZ = Ua * cos (-)SK . Hieraus folgt U V . Ul A 1 + V - cos 0-SK Unter der Voraussetzung, daß V - cos 0-sK groß ist im Vergleich zum Wert 1, kann letzterer im Nenner des Bruches vernachlässigt werden, so daß sich dann ergibt U - Ul - sin a - cos x . `# COS OSK COS OSK Damit ist auch die Gleichung (IV) gelöst und der Sinus des Vorhaltewinkels a in der äquatorialen Schwenkebene ermittelt. Die Wicklungen w42 und w44 werden in geeigneter Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen. Da der im Seitenrichtkreis der Waffe vorgesehene Drehmeldeempfänger im vorliegenden Fall ohnehin das Eingangssignal sin as benötigt, braucht der Winkel as selbst nicht berechnet zu werden, was andererseits aber keine Schwierigkeiten bereiten würde. Gerade die Berechnung der Größe sin as zeigt deutlich, daß man an Stelle des Resolvers Res4 ein Potentiometer verwenden kann, dessen Wicklung nach der Funktion gewickelt ist und dessen Schleifer entsprechend dem Winkel (-),K verstellt wird. Wenn man dann das Signal sin a - cos;, an das Potentiometer legt, so kann am Schleifer das gesuchte Signal sln res abgegriffen werden. Das Ausgangssignal sin as des Verstärkers V4 wird über einen weiteren Kontakt S21 des Umschalters S2 dem Seitenrichtantrieb der Waffe zugeführt. Bei Betrieb ohne Vorhaltgeber -unterbricht der Schalter S21 diese Leitung. Die Waffe wird dann auch in Seitenrichtung unmittelbar parallel zur Visierlinie gesteuert.As equation (IV) shows, on the one hand the product sin a - cos x and on the other hand the cosine of the elevation angle OsK of the weapon are required to calculate the lead angle as in the equatorial swivel plane. The solution of equation (IV) is used by the circuit containing the amplifier V4 and the resolver Res4. A signal proportional to the product sin a - cos x is taken from the second rotor winding w34 of the third resolver Res3 and fed to one input of the differential amplifier V4. The amplifier output signal feeds the stator winding w41 of the fourth resolver Res4, the rotor of which is adjusted by the servomotor M 3 according to the target elevation angle 0-SK of the weapon with respect to the equatorial pivot plane. At the rotor winding w43 of the resolver Res4 there is then a voltage which corresponds to the product of cbs OsK and the output voltage U, of the amplifier V4. It is fed back as voltage UZ to the other input of the differential amplifier V4. The following additional calculation shows how equation (IV) can be solved with this circuit, provided that the amplifier V 4 has a sufficiently high gain of, for example, V = 10 @. The voltage supplied to one input of the differential amplifier V4, corresponding to sin a-cos ;, is referred to herein as U1. Then UA = V (U, - UZ) and UZ = Ua * cos (-) SK. From this it follows U V. Ul A 1 + V - cos 0-SK Assuming that V - cos 0-sK is large compared to the value 1, the latter can be neglected in the denominator of the fraction, so that then results U - Ul - sin a - cos x . # COS OSK COS OSK This also solves equation (IV) and determines the sine of the lead angle a in the equatorial swivel plane. The windings w42 and w44 are terminated with or without resistance as appropriate. Since the resolver receiver provided in the directional circle of the weapon in the present case requires the input signal sin as anyway, the angle as itself does not need to be calculated, which, on the other hand, would not cause any difficulties. The calculation of the variable sin as clearly shows that a potentiometer can be used instead of the resolver Res4, the winding of which depends on the function is wound and its slider is adjusted according to the angle (-), K. If you then apply the signal sin a - cos ;, to the potentiometer, the desired signal sln res can be picked up on the slider. The output signal sin as of the amplifier V4 is fed to the directional drive of the weapon via a further contact S21 of the switch S2. When operating without a preconditioner, switch S21 interrupts this line. The weapon is then also controlled in the lateral direction directly parallel to the line of sight.

F i g. 6 zeigt, wie man mit Hilfe eines Sinuspotentiometers R,;" und eines Kosinuspotentiometers R"s, deren Schleifer gemeinsam entsprechend dem Winkel (-vT verstellt werden, die Multiplikationen cos s sin O,,F und sin s - cos O,,. ausführen kann. Auch die Funktionen der übrigen Resolver lassen sich mit Hilfe solcher Potentiometer erfüllen.F i g. 6 shows how to use a sine potentiometer R ,; "and of a cosine potentiometer R "s, whose slider jointly corresponds to the angle (-vT can be adjusted, the multiplications cos s sin O ,, F and sin s - cos O ,,. can perform. The functions of the other resolvers can also be controlled with the help of these Meet the potentiometer.

Claims

Claims: 1. Dynamic two-axis lead generator for lateral and vertical lead of an anti-aircraft weapon to be aimed at a target with an arbitrarily inclined trajectory compared to a visor optics constantly directed at the target and tracking it, whereby the inertial angular velocities (Cs, CH) of the line of sight in the two Movement directions (side and height) proportional signals generated by means of suitable inertia transducers or derived from the control signals for the drive of the sight optics and in arithmetic circuits according to the equation To determine the angle of inclination (x) of the plane (flight path plane FE) defined by the trajectory (f) of the target (Z) and the location (P) of the weapon in relation to a straight line running parallel to the equatorial pivot plane (AE) of the weapon and at right angles to the line of sight are processed, characterized in that furthermore signals that indicate the target speed (vZ), the mean projectile speed (vG) and the angle (approach angle A) measured in the flight path plane (FE) between the direction of movement of the target and the normal plane to the radius vector (r) between weapon and target (field of view level GE) are proportional, in arithmetic circuits according to the equation processed to determine the lead angle (a) in the flight path plane.

2. Lead generator according to claim 1, characterized in that an input of an integrating amplifier (V2) as an initial condition is a signal corresponding to the approach angle (A,) given at the beginning of the lead calculation and a further input (integrating input) is the angular velocity (i) of the line of sight ( r) proportional signal is supplied and that a cosine network (N2) is connected to the output of the integrating amplifier (V2), its output signal (cos A) in a multiplier with the quotient of the aircraft speed (v ") and the mean Projectile velocity (vG) is multiplied and the signal sin R results.

3. Vorhaltgeber according to claim 2, characterized in that the aircraft speed (v2), the mean projectile speed (VG) and the approach angle given at the beginning of the lead calculation (A0) corresponding signals can be set manually on a preselector (VG), which the The signal corresponding to the initial approach angle (2, o) at one input of the integrating amplifier (V2) and the signal proportional to the quotient vz in the form of a mechanical adjustment. a potentiometer wiper (Pot 2) or as an electrical input signal for a multiplier circuit (Mult20).

4. preconditioner according to claim 3, characterized in that the aircraft speed (VZ) is adjustable to several predetermined values and the mean projectile speed (VG) is either also adjustable or fixed to the value applicable to the main combat distance.

5. preconditioner according to one of claims 2 to 4, characterized in that for continuous, automatic tracking of the approach angle ( ) ) proportional, at the output of the integrating amplifier (V2) standing signal the inertial angular velocities (CH, Cs) proportional signals to the two 90 ° offset stator windings of a resolver (Resl) and a value derived from a rotor winding (w14) of the resolver and thus the angular velocity .1 of the line of sight in the flight path plane proportional signal is fed to the integrating input of the amplifier (V2).

6. Lead generator according to one of claims 1 to 5, characterized in that for calculating the required elevation angle (OsK) of the weapon with respect to its equatorial pivot plane and the lateral lead angle (as) of the weapon with respect to the line of sight an elevation angle (OVF) of the line of sight proportional Signal generated, preferably taken from the sight drive and processed in suitable computing circuits according to the following equations' sin CSK = sin Oy p 'cos a + cos OVr - sin Q - sin x, sin Q - cos x sin as (III) = cos 0. SK (IV)

Considered publications: German Patent Nos. 1060 746, 1069 036. 1 152 641; French Patent No. 1336 053; British Patent No. 609,306; UNITED STATES. Patent Nos. 2,427,463, 2,658,277, 2,745,600, 3,039,194, 3,049,299, 3107,294; Journal "Wehrtechnische Monatshefte", 1965. pp. 66 to 74, 114 to 123; Book: K orn and K orn, "Electronic Analog Computers", 1st edition, 1952, MeGraw Hill, p. 291; Book: G reenwood, "Electronic Instruments" (MIT series vol. 21, MeGraw Hill, 1948), pp. 106, 108, 160.