DE2142510A1 - Bombenabwurfsystem - Google Patents

Description

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Patentanwälte

Di -Ing. Wilhelm Reichel Dipl-Ing.WoligangReichel

6 Frankfurt a/M. 1
Paiksiraße 13

GENERAL ELECTRIC COMPANY, Schenectady, N.Y., VStA

Bombenabwurfsystem.

Die Erfindung betrifft ein Führungssystem für ein Flugzeug, das die Zielansteuerung von Hand oder automatisch gestattet, um das Flugzeug an den Auslösepunkt für Bomben oder andere Gegenstände, wie Vorräte, zu führen. Ein wesentliches Merkmal der Erfindung ist die Verwendung einer gekrümmten Flugbahn in Ebenen, die gegenüber den üblichen orthogonalen Bezugsachsen geneigt sind, insbesondere gegenüber der vertikalen Achse, die durch das Ziel hindurchgeht. Der verwendete Rechner ist kompatibel mit Bezug auf verschiedene Meßgeräte des Flugzeuges und auf verschiedene Arten des Anfluges und ist besonders in der Lage Zielabweichungen zu kompensieren.

Bis zum heutigen Zeitpunkt beruht die Bombenabwurfstechnik auf einem Abwurf aus dem Horizontalflug (d.h. bei dem keine Rollbewegung stattfindet) oder aus einem Flugzustand, der von dem Horizontalflug nur so weit abweicht, daß der Seitenwind kompensiert wird. Der Horizontalflug beschränkt die Bewegung des Flugzeugs auf eine Vertikalebene, die durch

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das Ziel hindurchgeht, wodurch die variablen Größen des Bombenabwurfs dadurch vermindert werden, daß ein konstanter Azimutwert eingehalten wird zwischen der Flugbewegung und der Flugbahn der Bombe, doch müssen dabei andere Einschränkungen in Kauf genommen werden. Einige der Schwierigkeiten bei der Einhaltung dieser Bedingungen liegen auf der Hand. Hierzu gehören: ·

Nach der Erkennung des Zieles ist eine längere Zeit erforderlich, bevor die Richtung und der Flugzustand des Flugzeuges auf Werte gebracht werden können, die für den Anflug zum Bombenabwurf notwendig sind und um Anflugsdaten zu erzeugen.

Der kleine Vorhaltewinkel, der über dem Bug des Flugzeugs sichtbar ist, macht es unmöglich das Ziel bis zum Abwurfpunkt zu sehen, wenn Gegenstände hohen Luftwiderstandes abgeworfen werden oder wenn der Abwurf aus niedriger Flughöhe oder auf weite Entfernung atattfindet.

Ein Flugzeug, das einen solchen Horizontalflug ausführt, ist anfällig für Abwehrwaffen, weil die Bewegungen des Flugzeuges leicht voraussehbar sind, selbst wenn die Flugbahn eine Krümmung innerhalb der vertikalen Ebene aufweist.

Weniger naheliegend, jedoch von großer Wichtigkeit, ist die Schwierigkeit eine hohe Genauigkeit bei solchen Horizontalanflugmanövern zu erreichen. Man kann annehmen, daß eine Steuerung in der Vertikalebene sehr kritisch ist, weil sie die Berechnung eines Vorhaltewinkels voraussetzt, der von der Entfernung, der Geschwindigkeit und den Luftwiderstandseigenschaften der Bombe abhängt. Im Gegensatz dazu scheint eine Steuerung in seitlichenftichtung mit einer Fadenkreuzansteuerung und einer Genauigkeit von 2 bis 5 Milliradians

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erreichbar zu sein Una steht in Übereinstimmung mit der Erfahrung sowohl beim Bombenabwurf als auch beim Schuß vom Flugzeug nach Erde. Bei einer typischen Bombenauslöseentfernung von 500 m sollte die Genauigkeit einem Seitenfehler von 1 bis 3 m entsprechen. Die tatsächlichen Seiten— fehler sind-jedoch in der Praxis gewöhnlich zehnmal so groB«

Eine genaue seitliche Steuerung des Fadenkreuz- und Geschwindigkeitsvektors beim Horizohtalanf lug ist äußerst schwierig. In anderen Worten ausgedrückt kann man auch sagen, daß die genaue Steuerung der Richtung der Flugbewegung re-^ lativ zum Erdboden im Gegensatz zu der "scheinbaren Richtung aaaf der Grundlage des augenblicklichen Fluges sehr kompliziert .'. ist, besonders wenn komplizierte Manöver beteiligt sind. Um z.B. das Fadenkreuz nach rechts zu bewegen, ist eine Roll— ; bewegung nach rechts erforderlich. Bei den meisten Flugzeugen ergibt sich daraus sofort eine Gierbewegung nach links« Bei den üblichen Bombenabwurf verfahr en mit gesenktem fadenkreuz ruft die Rollbewegurig eine große zusätzliche Bewegung des Fadenkreuzes nach links hervor. Wenn der Pilot annimmt,, daß eine genügende Korrektur durch die Drehbewegung herbeigeführt worden ist, kehrt er den Vorgang um, und die dabei auftretenden Störungen erfordern eine große Vorausüberlegung.. Die Schwierigkeiten sind in der begrenzten Zeit, die dem Piloten zur Verfügung steht, nicht ohne weiteres zu lösen, so daß der Pilot seine ungültigen Korrekturen manchmal um mehrere Grade durch seitliches Abrutschen in einen Flugzustand herbeiführt, der ihm die richtigen Anflugsbedingungeii zu geben scheint, obwohl hierdurch der Geschwindigkeitsvektor der Abwurfbahn der Bombe bestimmt nicht in der richtigen Weise gesteuert wird. .

Aus diesen Betrachtungen ergibt sich, daß bei einer seit- ί liehen Zielabweichung die zur Korrektur der Flugrichtung erforderliche Zeit zur Herbeiführung des Horizontalfluges _

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und zur Erreichung des richtigen Anfluges etwa dreimal so groß ist" wie für einen direkten Anflug. Aber selbst in dieser Zeit ist es nicht möglich, den seitlichen Fehler auf einen Wert zu vermindern, der für den Angriff auf Punktziele erforderlich ist.

Wenn es sich um Abschußverfahren handelt, dann wird das System so eingerichtet, daß ein richtiger Vorhaltewinkel erzeugt wird, wenn das Ziel stetig und richtig angesteuert wird. Vor dem Zielanflug oder wenn noch Anflugsänderungen vorgenommen werden ist es notwendig, Position und/oder die W Bewegung des Flugzeuges zu verändern. Diese Veränderungen kommen zu den stetigen Anflugsbewegungen hinzu und bewirken, daß unerwünschte Signale von den Zielanflugsinstrumenten erzeugt werden, die von den Korrekturänderungen abhängen. Dies ergibt normalerweise Fehlergrößen die abklingen müssen, bevor der Zustand des stetigen Zielanfluges erreicht ist.

Es sei darauf hingewiesen, daß auch genaue Entfernungsangaben, die z.B. aus Laserinstrumenten zur Verfügung stehen, noch nicht das Problem der seitlichen Steuerung lösen. Obwohl Informationen über den Abstand für den genauen Abwurf der Bomben erforderlich sind, ist doch diese genaue Messung fe nicht dominierend oder ein Hauptfaktor, wenn es sich um den Abwurf von Wurfkörpern mit mittlerem Luftwiderstand handelt.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde ein System anzugeben, bei dem die Richtung des Fluggeschwindigkeitsvektors nur bei der Auslösung richtig zu liegen braucht und bei dem der Flugzustand oder die Manöver, durch die die Abwurfbedingungen mit dem richtigen Geschwindigkeitsvektor erreicht werden, anderweitig nicht begrenzt sind.

Das Führungs- und Abwurfsystem soll außerdem anpassungsfähig sein, so daß alle Arten von Zielanflügen, sei es in

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niedriger Höhe, Sturzflug, Geradeausflug oder Schräganflug, ohne Änderung des Berechnungsverfahrens oder der Anflugsdynamik durchgeführt werden können.

Zu der von der Erfindung zu lösenden Aufgabe gehört auch die Angabe eines Bombenabwurfrechners, der Abstandsinformationen aufnimmt ohne strahlende Meßgeräte. Das System soll auch verbesserte Zielanflugsdynamik aufweisen, so daß die Einstellung des Fadenkreuzes eine genaue Steuerung des Geschwindigkeitsvektors ergibt. Das System soll es außerdem ermöglichen große Vorhaltwinkel zu benutzen, um bei Querneigung Abwurfkörper mit hohem Luftwiderstand abwerfen zu können.

Es wurde gefunden, daß ein Führungssystem mit nicht zu kompliziertem Aufbau angegeben werden kann, welches das Flugzeug aus einem großen Bereich von Anfangs- oder Ausgangspositionen, in denen das- Ziel gesichtet wird, bis zum Auslöse- oder Abwurfpunkt geführt werden kann, ohne daß das Flugzeug auf eine geradlinige Anflugsbahn beschränkt ist. Gemäß der Erfindung wird ein gesteuertes Visier benutzt, das bei stetiger Ausrichtung auf das Ziel eine gekrümmte Flugbahn ergibt, die zu einem Auslösepunkt mit einem vorgegebenen Auslöseabstand führt, in dem der Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs auf das Ziel ausgerichtet ist. Dabei wird für eine gegebene Ausgangsposition des Flugzeugs ein bestimmtes Flugmanöver ausgeführt, das von der Ausgangsgeschwindigkeit und Lage des Flugzeugs ausgeht. Der Pilot kann nach Wahl die richtige ruhige Zentripetalbeschleunigung einleiten, indem er das Flugzeug so steuert, daß der Zielanflugsfehler gleich Null ist, und es ist keine inkrementelle Änderung der Ausgangsposition oder der Geschwindigkeit erforderlich. Das System eignet sich außerdem sehr gut, um eine selbsttätige Kompensation von Zielentfernungsfehlern auf der Basis der Zielanflugsdynamik vorzunehmen.

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Ein wesentliches Merkmal der Erfindung besteht darin, daß sie es ermöglicht eine automatische Fadenkreuzeinstellung vorzunehmen, die einen Zielpunkt liefert, ohne daß der Pilot irgendwelche Skalen beobachten muß oder den Abwurfrechner einstellen muß, um einer beobachteten taktischen Situation gerecht zu werden, die über die anfängliche Zielentfernungseinstellung' hinausgeht. Dem Pilot-stehen für den Anflug auf das Ziel eine große Zahl von Auswahlmöglichkeiten zur Verfügung, so daß Einschränkungen vernachlässigbar sind. Wenn er den Zielanflug nicht unmittelbar einleitet, kann er in irgendeiner V/eise bis zu einem Punkt in der allgemeinen Richtung des Ziels fliegen. Er kann den Zielanflug durch Auslösen eines Knopfes einleiten, und das Fadenkreuz zeigt dann den richtigen Vorhaltwinkel an, der zur Aufrechterhaltung der kreisförmigen Flugbahn oder einer äquivalenten Flugbahn für die betreffende Position und Geschwindigkeit des Flugzeugs erforderlich ist. Bei der bevorzugten Ausführungsform braucht der Pilot das Flugzeug nur so zu führen, daß die Ausrich-' tung des Fadenkreuzes auf das Ziel aufrechterhalten wird, wobei die kreisförmige Flugbahn sich aus der Aufrechterhaltung der vom Rechengerät geleiteten Ausrichtungsbedingung ergibt.

Die .Erfindung wird nun im Zusammenhang mit den Zeichnungen, die Ausführungsbeispiele und Erläuterungen darstellen, im einzelnen näher beschrieben.

Die Fig. 1 zeigt ein Blockschaltbild eines

Gerätes gemäß der Erfindung.

Die Fig. 2 zeigt ein Diagramm, das eine ge

krümmte Anflugsbahn darstellt.

Die Figuren 3,4 und 5A-5G sind Blockdiagramme für das Rechengerät nach der Fig. 1.

Die Fig. 6 ist ein Blockschaltbild einer

weiteren Ausführungsform der Erfindung. . ■ 609887/04 4-8

In der Fig. 1 sind in einem Blockschaltbild verschiedene Komponenten des Systems dargestellt. Zu den Hauptbestandteilen des Gerätes gehört ein Weitwinkelvisier 30, ein Rechengerät 20, welches ein beleuchtetes Fadenkreuz in dem Visier so bewegt, daß sich ein Vorhaltwinkel in Übereinstimmung mit den Beziehungen der Parameter und Veränderlichen ergibt, und eine Gruppe von Meßgeräten oder Eingangssignalgeneratoren 10, welche Eingangssignale oder Eingangsgrößen liefern, die verschiedene veränderliche Größen und Parameter darstellen, aus denen sich der richtige Zielanflug errechnen läßt. Das Weitwinkelvisier 30 ist ein sog. "headsup" Gerät, bei dem ein beleuchtetes Zielfadenkreuz oder ein Zielfleck in einer Katodenstrahlröhre 37 erzeugt und. von dem Schirm 31 der Röhre über optische Bauteile auf einen Spiegel 36 oder eine entsprechende Glasfläche projiziert wird, v/o es vom Piloten benutzt wird, um das Flugzeug auszurichten. Die richtige Ausrichtung wird durch die Ablenkung des beleuchteten Fadenkreuzes erzielt, indem die der Katodenstrahlröhre 37 zugeführten Signale verändert werden. Linsen und Spiegel 32, 33, 34, 35 und 38 stellen die üblichen Bauteile eines "heads-up"-Systems dar und sollen das vollständige Visier veranschaulichen. Die Gruppe 10 von Meßgeräten enthält die Geräte 11, 12, 13 und 14, welche elektrische Signale erzeugen, die verschiedene veränderliche Größen darstellen und enthält auch eine Gruppe von Potentiometern, welche Signale liefern, die andere veränderliche Größen oder Parameter bedeuten. Die Potentiometer sind mit Buchstaben bezeich- _: net, die die Eingangsgrößen der nachfolgenden Liste angeben. Das Rechengerät 20 ist als Blockschaltbild dargestellt und besteht aus digitalen Bauelementen. Die Eingangsgrößen werden einem Analog/Digital-Wandler 22 von der Gruppe von Meßgeräten 10 über einen Multiplexer 21 zugeführt, der als elektronischer Schalter arbeitet, so daß die Signale über nur einen Kanal nacheinander einem einzigen Analog/Digital-Umwandler 22 zugeführt werden können. Die Eingangsschaltung

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teilt die von dem Analog/Digital-Wandler 22 abgegebenen Signale in Inkrementgrößen, so daß die Rechenoperationen unter Verwendung der Inkrementsignale in dem Rechengerät 25 ausgeführt werden können. Ein Speicher,24 arbeitet mit dem Rechengerät 25 zusammen, wie es später im Zusammenhang mit Fig. 3 näher erläutert wird.

Für die Ausführung der Erfindung beim nichtautomatischen Bombenabwurf sind nach Fig. 1 und dem darin dargestellten Ausführungsbeispiel folgende Bestandteile erforderlich: ein Weitwinkelvisier 30 mit einem Zielfadenkreuz, das einen großen Vorhaltwinkel einzustellen gestattet; eine Gruppe von Meßinstrumenten und einstellbaren Eingangsgrößen 11, 12, 13 und 14, die Signale liefern, welche die Flugzeuggeschwindigkeit, die Wendegeschwindigkeit oder Beschleunigung, Zustandssignale für die Zielentfernung, für die Auslöseentfernung und für die Eigenschaften der abgeworfenen Körper liefern; ein Rechengerät zur Verarbeitung der Daten, das das Visier 20 steuert. Obwohl verschiedene Arten von Rechengeräten verwendet werden können, hat es sich als zweckmäßig erwiesen, einen digitalen inkrementellen Rechner zu verwenden, wie er in US-PS 3 109 090 beschrieben ist. Die in der Zeichnung und in der Beschreibung weiterhin benutzten Größen haben folgende Bedeutung:

= Vorhaltewinkel in einem Achsensystem p, q, r = Erhebungskomj
system u, v, w

L_y = Erhebungskomponente des Vorhaltewinkels im Achsen-

L_ = Querkomponente des Vorhaltewinkels im Achsensystem

S " = Skalenfaktor . - " ~- .

Sy, = kinematischer Vorhalteempfindlichkeitsfaktor

Sp = Korrekturfaktor für den freien Fall S, , = Seitenwindkorrekturfaktor

S^ = vertikaler Bombenabwurfsgeschwindigkeitskorrekturfaktor u = Flugzeuglängsachse
ν = Flugzeugquerachse

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w = Flugzeughochachse ·

ρ = Achse des Fluggeschwindigkeitsvektors V

q = Berechnungsachse in der UV Ebene

r = Berechnungsachse in der UW Ebene

ζ = Einheitsvektor entlang der auf dem Erdboden vertikalen

Achse durch das Flugzeug

D = Zielabstand

Do = Auslöseentfernung

D = zu Beginn geschätzte Entfernung

D_ = korrigierte oder Präzisionszielentfernung

D = Entfernungsänderung

Dp = Entfernung entlang der Flugbahn

D .= Luftmasse-Auslöseentfernung

D = äquivalente Vakuum-Auslöseentfernung

g = Erdbeschleunigungskonstante

V = Bombenanfangsgeschwindigkeit _α = Anstellwinkel

ϊ = beruhigte Wendegeschwindigkeit T₀ = Beruhigungszeit

V = Geschwindigkeitsvektor

V_ = Absolutwert von V = Fluggeschwindigkeit

W_R = Abstandskomponente der Windgeschwindigkeit (in der Vertikalebene durch die Sichtlinie)

W. = Horizontalkomponente der Windgeschwindigkeit senkrecht zur Sichtlinie . -

δ = kinematischer Korrekturfaktor Cjj = Luftwiderstand/Masseparameter ?/qo = relative Luftdichte ω = Wendegeschwindigkeit P₀ = Flugzeugposition beim ersten Sichten des Zieles a = Flugzeugbeschleunigung

Q=a-g = Ausgangssignale des Beschleunigungsmessers, die Gravitationskräfte einschließen

T^ = Zeitverzögerung für Bombenauslösung

N = Beruhigungsäusdruck '.■-.-

Σ = Wendegeschwindigkeit der Sichtlinie «α»- λ

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M = Flugzeugmasse

Gy. = Auftriebskoeffizient

0 = Zustand der Flugzeugbewaffnungsausgangslinie für Nullwert

^ = Differentialdruck (pitot minus statisch) T = Zielbezugsposition
R = Anfangsradius der Bahnkrümmüng P = Flugzeugnickwinkel
R = Flugzeugrollwinkel
P_R = Bombenauslöseposition
X,Y sind variable V/orte · Sp,Sq sind feste Konstanten, ausgedrückt als Worte T,W₁P,Q sind Inkremente oder Wertänderurigsschritte S ist ein Skalenfaktor
Z ist das Ausgangsinkrement
R_± ist der Rest
.· ist der Summenwert.

(Die Indices p,q,r,u,v,w,z stellen die Komponenten entlang den Achsen p,q,r,u,v,w,z, dar).

Fig. 2 zeigt den Zielanflugskurs. Es ist eine Darstellung der Flugbahn in der Zeichenebene, die durch das Ziel und die Ausgangsposition des Flugzeugs gegeben ist und hat keine Beziehung auf die Vertikalausdehnung. Dies ist der Fall, weil die Flugbahn in der dargestellten Weise gemäß der Erfindung um einen beträchtlichen Winkel gegenüber der Vertikalen geneigt werden kann. Fig. 2 zeigt die Flugbahn Dp von der Ausgangsposition P des Flugzeuges wenn das Ziel in Sicht kommt, zum Ziel T und stellt dar, wie ein konstanter Anstellwinkel A zwischen der Sichtlinie D und dem Geschwindigkeitsvektor V eine Flugbahn konstanter Krümmung ergeben kann. Fig. 2 zeigt die Auslöseentfernung D_R als einen Kreis unter der Voraus setzung, daß der Bombenauslösepunkt bestimmt wird durch den Schnittpunkt der Flugbahn mit dem Kreis der Auslöseentfernung.

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Wie aus Fig. 2 hervorgeht, wird ein Flugzeug in der Position P mit einer Grundgeschwindigkeit V und einem Anfangsanstellwinkel λ gegenüber der Sichtlinie zum Zielbezugspunkt T , durch die Angabe der Auslöseentfernung D_R und einer Anfangszielentfernung D auf eine bestimmte Bahn ' konstanter Krümmung geleitet, bei der der Geschwindigkeitsvektor sowohl am Anfangspunkt P als auch am Aüslösepunkt P_R tangential verläuft. Mit anderen Worten ausgedrückt heißt es, daß die Größen λ, D_Q, D_R und die Tangentenbedingung einen Kreis bestimmen. Da die Darstellungsebene der Fig. 2 die Flugebene ist, liegt der Punkt T", d.h. der Zielbezugspunkt, im Raum direkt über dem Ziel in einem Abstand , der dem freien Fall der Bombe mit der Geschwindigkeit in der Auslöseentfernung entspricht

Das Flugzeug hat die richtige Position und Geschwindigkeit von Anfang an und benötigt keine Korrekturbewegungen, die im allgemeinen die Meßinstrumente stören. Der Zielabstand D ist jedoch häufig nicht mit Genauigkeit verfügbar. Der Win-= kel λ zwischen dem Geschwindigkeitsvektor und der Sichtlinie ist nicht verfügbar ohne Hilfsmittel, die den Winkel zwischen der Richtung des Flugzeugs und der Sichtlinie messen. Ferner ist es notwendig den Zielanflug mit Bezug auf das Flugzeugsystem zu lösen, im Gegensatz zu einem auf den Boden orientierten System. Ferner müssen verschiedene Faktoren, wie freier Fall, Windkorrektur usw., in den üblichen Systemen berücksichtigt werden. Obwohl Fig. 2 keinen Schwerkraftfaktor angibt, der im Grunde ein fester Versetzungsfaktor ist, kann er für irgendeine Ebene, welche den Anfangsflugzeuggeschwindigkeit svektor V und die Zielposition enthält, angenommen werden. Als Grenzwerte bleiben daher lediglich übrig A<90°, Ε>_ο/% ;> T und die praktischen Wendegeschwindigkeitsgrenzen des Flugzeuges.

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Es wurde festgestellt, daß das Problem einer konstanten Bahnkrümmung in einem Flugzeugbezugssystem auf der Basis der Flugzeugwendegeschwindigkeit und der Quer- und Erhebungsanstellwinkel- A und A behandelt werden kann. D.h., es ist bei .dieser Wahl der veränderlichen Größen praktisch die Aufgabe einer konstanten Krümmung zu mechanisieren und die variablen Größen des Flugzeuge-s als Korrekturen einzuführen. Wenn man von dem Verhältnis der Flugzeugwendegeschwindigkeit ω zur Flugzeuggeschwindigkeit ausgeht, besteht folgende Beziehung:

«ι. / V_a = + 2(Dcos Asin )/(D_Q - D_R). (1)

w = - 2(DD sin A )/(D² - D_R)

Es wurde ferner als wesentlich festgestellt, daß der Zielanflug dadurch gelöst werden kann, daß das Flugzeug gezwungen wird, eine berechnete Wendebewegung (während des Zielanfluges) auszuführen, bei der der Pilot das Flugzeug beständig in der berechneten Weise ausrichtet. Das Wendemanöver hat also die doppelte Aufgabe der Messung des Anstellwinkels und deiTErzeugung einer richtigen Anflugbahn. Das in Fig. 1 dargestellte System kombiniert die Bahnberechnung mit .einer Bahnmessung und der Pilot kombiniert ein Flugzeugwendemanöver mit der Anvisierung des Zieles, indem er lediglich die Ausrichtung zwischen dem Fadenkreuz und dem Ziel aufrechterhält. Der richtige Zielanflug für den Bombenabwurf wird dadurch erreicht, daß ein Gleichgewichtszustand aufrechterhalten wird, bei dem das Ansprechen auf das Visierfadenkreuz die Trägheitsbewegung des Flugzeuges oder die Bodenanflugsbahn ausgleicht.·-Der· Rechner 20 ermöglicht daher die Lösung der Gleichung (1) durch entsprechende Programmierung.

Es sei bemerkt, daß die Erfindung nicht auf eine. Bahn konstanter Krümmung beschränkt ist. Es können auch anders ge-

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krümmte Bahnen, wie z.B. eine Spiralbahn, verwendet werden. Es ist jedoch wichtig, daß die Bahn eine Tangente für den Fluggeschwindigkeitsvektor in dem Anfangspunkt P und für die Sichtlinie am Auslösepunkt P_R bildet. Hierdurch hat der Pilot die Möglichkeit auf der gewünschten Bahn zu fliegen, indem er die richtige Wendegeschwindigkeit einführt, ohne daß eine irikrementelle Änderung der Position oder Geschwindigkeit erforderlich ist. Es ergibt sich hierdurch eine unendlich große Schar von geeigneten Flugbahnen, die den unendlich zahlreichen Anfangsbedingungen genügen. Wenn der Pilot nicht die richtige centripetale Beschleunigung wählt, indem er die Ausrichtung des Fadenkreuzes aufrechterhält, dann weicht er von der ursprünglich gewünschten Bahn ab. Dies ergibt jedoch lediglich eine neue Ausgangsposition, die von dem Rechner berücksichtigt wird.

Der Rechner 20 der Fig. 1 verwendet, um die verschiedenen Gleichungen zu lösen, den in Fig. 3 dargestellten Algorithmus, der algebraisch wie folgt ausgedrückt werden kann:

± ΧΔΤ ± YAW ί SpA P±S_QA_Q + q ^ =«_χ (2)

= R_i+S Δ Z₁

Der Multiplexer 21 wird benutzt, um die Analogwerte der Eingangsgrößen mit Hilfe eines einzigen Analog/Digital-Umwandlers 22 in eine Signalfolge zu verwandeln. Die Eingangsgrößen sind derart programmgesteuert, daß sie jeweils bei einer der 64 Algorithmuszeiten eintreten. Der Rechner führt alle Berechnungen aus, indem eine inkrementelle Technik angewendet wird. Die Eingangsschaltung 23 wandelt die einem Wort entsprechenden digitalen Eingangsgrößen in die gewünschten Inkremente, d.h. Wertänderungsschritte, um. Diese Inkremente werden in dem Rechner 25 verarbeitet, um die gewünschten Rechnungen auszuführen. Der Rechner wird sequentiell gesteuert durch ein

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Programm, das in einem Kernprogrammierer 26 gespeichert ist. Die Arbeitsweise des Rechners 20 kann durch Bezugnahme auf das Diagramm der Fig. 1 beschrieben werden, wonach der Multiplexer 21 infolge aufeinanderfolgender Abtastungen, die von den verschiedenen Meßgeräten zur Verfügung gestellten Analoginformationen dem Analog/Digital-Wandler 22 (A/D Wandler) in vorbestimmter Folge zuführt. Der A/D Wandler 22 wandelt die Analoginformation in digitale Form in üblicherweise um, wobei Zeitgeber und Steuersignale des verdrahtetenV Programmierers 26 benutzt werden. Die Informationen werden der Eingangsschaltung 23 als serielle digitale Daten inBbrm ganzer Worte zugeführt. Die Eingangsschaltung 23, die normalerweise zur praktischen besseren Ausnutzung die elektronische Ausrüstung mit der Ausgangsschaltung 27 teilt, wandelt die Worte in Inkremente, d.h. Wertänderungsschritte, um, die die Eingangsgrößen bei der Rechnung klarstellen. Diese Inkrementgrößen durchlauf en · den Rechner 25, in welchem die Berechnung der Bombenabwurfaufgäbe stattfindet, durch Lösung der Gleichung (2) mit Hilfe eines Datenspeichers 24, der Zwischenergebnisse speichert und unter Steuerung durch den verdrahteten Programmierer 26. Die Information in Form von Inkrementen, welche die Ausgangsgrößen darstellen, die von dem Rechengerät 25 berechnet worden sind, werden einer Ausgangsschaltung 27 zugeleitet, welche die Inkremente summiert und die Information in Wortform einem D/A-Wandler 28 zur Umwandlung in analoge Form zuleitet.

In der Ausgangsschaltung werden die Ausgangsinkremente gesammelt', um Ausgangsdaten in Form von Worten zu bilden, die sequentiell einem einzigen D/A-Wandler 28 zugeführt werden. Eine Multiplex- und Halteschaltung 29 führt die sich ergebenden sequentiellen Analogsignale der betreffenden Ausgangsleitung zu. Wie schon erwähnt, könnte die Eingangsschaltung 23 und die Ausgangsschaltung 27 kombiniert werden.

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Die Figuren 4 und 5 zeigen v/eitere Vorgänge, die in dem Rechner 20 der Fig. 1 ausgeführt werden. Der Rechner hat sechs variable Eingangsgrößen P, Q, X, Y, dT und dW. Die Eingangswerte P und Q werden mit skalaren Faktoren S und Sq multipliziert.- Die anderen vier Eingänge werden dazu benutzt, um· zwei unabhängige Integratiqnsvorgänge auszuführen. Alle vier Leitungen werden summiert und dem Inkrementselektor 25E in Fig. 3 zugeführt, der eine äquivalente Verstärkung ®o hat. Dies ist der Grunälgorithmusbaustein, der noch durch eine Rückkopplung ergänzt wird, um die gewünschte Aufgabe auszuführen. Wenn z.B. die Ausgangsgröße Z^ dem Eingang Q zugeführt wird, ergibt sich eine Rückkopplungsschleife

S für -sir. Der Eingang bei P ergibt eine Ubertragungsgröße

Eingänge an den beiden anderen Leitungen ergeben

w- ( \ XdT + J YdW). Die Gesamtausgangsgröße ist Q J ,

^ + j XdT + J YdW
Z = --£— : ^J- — (3)

(Wenn einzelne Eingangsgrößen weggelassen werden, dann blei-, ben die entsprechenden Ausdrücke in der Gleichung fort). Die komplexe Gleichung kann mit Hilfe nur eines Algorithmus, gelöst werden. Andere Rückkopplungskombinationen werden benutzt, um eine ganze Liste von Übertragungsfunktionen zu erzeugen.

Um die Bildung von Flußdiagrammen für das System zu vereinfachen, ist ein Symbol für diesen Algorithmus eingeführt worden. Er ist in Fig. 4 dargestellt. Die sechs Eingänge P, Q, X, Y, T und W entsprechen direkt denen des eben diskutierten Diagramms. Es ist Aufgabe des verdrahteten Programmierers 26 diese Eingangsgrößen von dem richtigen Platz in dem Speicher

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zu entnehmen, so daß sich die richtigen Eingangsgrößen und Rückkopplungspfade ergeben.

Der Komputer benutzt ein Rechenwerk 25, das mit veränderlichen Inkrementen arbeitet. Es erreicht die hohe Iterations- ■ geschwindigkeit der bekannten digitalen Rechengeräte für Differentialgleichungen, die im englischen auch als DDA bekannt sind und vermeidet die folgenden Nachteile: 1) Eine Geschwindigkeitsbegrenzung während eines schnellen Nachführungszustandes ergibt keinen Verlust an Information. 2) Das Rechenwerk hat einen ausgeklügelten Satz von Normaloperationen und vermeidet ein Abweichen aufgrund von Annäherungen zweiter Größenordnung. 3) Das Werk arbeitet mit völlig flexiblem Maßstab, so daß die Fehler vermieden werden, die bei den "overflow" DDA-Geräten auftreten. 4) Es hat ein Inkrement der Größenordnung Null, um sog. "rectification error driff'-Fehler zu vermeiden.

Das Rechengerät der Fig. 3 führt die angegebenen Operationen aus. Das Diagramm der Fig. 3 bezieht sich auf Rechenvorgänge des Rechenwerks 25,des. Speichers 24 und des verdrahteten Programmierers 26 und zeigt die relative Lage der internen Daten zur Zeit des vierten Algorithmus. Jeder Algorithmus wird sequentiell verarbeitet und die vollständige Iteration wird wieder begonnen. Die Eingangsgrößen (ΔΡ, ΔΥ usw.) sind alle inkrementell und werden dem Speicher 24 unter Steuerung durch den Programmierer 26 entnommen. Der konstante skalare Faktor, der als Teil des Programmes für Algorithmus Nr. 4 gespeichert ist, ist hier mit S^ bezeichnet. Er wird einem inkrementellen Vervielfacher 25A zugeführt, wo er mit dem FaktorΛΡ^ multipliziert wird. Da alle Inkremente ( ^ΔΡ, AY usw) auf Potenzen von zwei begrenzt sind (0±2°, ±2 , tZ , ... Ϊ2 ), kann die Multiplikation ausgeführt werden, indem lediglich das binäre Komma um eine entsprechende Anzahl von Stellen verschoben wird. Da der Rechner seriell arbeitet, d.h. die

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Bits folgen zeitlich aufeinander, und das niedrigste Bit kommt zuerst, kann, die Verschiebung des binären Kommas dadurch bewerkstelligt werden, daß-lediglich die richtige Anzahl von Zeitverzögerungsbits der Folge von Binärdaten zugeführt werden, die den skalaren Faktor S_p darstellen. Das Ergebnis ist das Produkt S._p Δ P^ (die inkrementell Form von SP, die wir als einen Ausdruck des Algorithmus erkennen).

Das zweite dargestellte Register 24A speichert die X-Werte. Das Eingangsinkrement Δχ, wird dazu benutzt, den alten Wert von X/ zu erneuern, und das Ergebnis wird am Ende des Schie-' beregisters X gespeichert. Der Ausdruck wird dann einem Inkrementvervielfacher 25B zugeführt, der einen Multiplikationsfaktor Δ T- hat. Das Ergebnis ist X^ Δ T-, das als inkrementelle Form von ΣΧλΔ TY aufgefaßt werden kann, das etwa gleich S ^x4^dT4 ist·. Dies ist der zweite Ausdruck des oben erwähnten normalen Algorithmus.

.In ähnlicher Weise werden die inkrementellen Formen von j Y-dW- und S_Q- δQa erzeugt. Alle diese Ausdrücke werden zusammen mit einem etwaigen Rest addiert, der in dem «-Register für den vierten Algorithmus bleibt. Dieser wird als β ^ bezeichnet.

Beim normalen Betrieb ist der Inhalt des 9-Registers nahezu gleich Null. Das ζ-Register hat im wesentlichen die Funktion eines Schwällraums oder Überlaufs. Der Wert des Inkrements, das für den Ausgang Δ Z, erzeugt wird, wird durch den Inkrementwähler 25E bestimmt. Da ΔZ als Eingangsgröße für andere Algorithmen benutzt werden kann, muß es eine ganzzahlige Potenz von zwei sein, wie oben erwähnt wurde. Es besteht also eine Differenz zwischen dem tatsächlich gewählten Inlacement und der Größe, die in den .Inkrementselektor eingespeist worden ist. Eine Nichtbeachtung dieser Differenz würde zu großen Abtriebsfehlern führen. Durch die Verwendung des

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?-Überlaufs und die Rückführungstechnik bei der Anwendung der Algorithmen werden diese Schwierigkeiten vermieden. Bei der tatsächlichen Ausführung wird die alte Ausgangsgröße Δ Z. negativ dem Eingang Aq, zugeführt. Sie wird skalar verändert durch S_n und wird daher von dem alten gewünschten Wert Q₇

abgezogen. Dieser Nettorestwert zusammen mit der Summe der Änderungen, die sich aus den anderen Eingangsgrößen (AP₄, ΔΧ₄, ΔΤ, und AW. ) ergeben, werden von dem Inkrementselektor angenähert, um den neuen Ausgangswert ΔZ₄ zu ergeben. Es sei bemerkt, daß entweder S_n oder Y,, dem Inkrementselektor zugeführt werden. Diese Größen sind erforderlich, um bei dem Inkrementselektionsvorgang skalare Veränderungen der Rückführungsgrößen zu bewirken. S_Q wird für Multiplikation, Integration, .Addition usw. benutzt, während Y₄ für Division, Wurzelziehen und ähnliche Funktionen verwendet wird.

Der Inkrementselektor ist der Kern des mit variablem Inkrement arbeitenden Gerätes. Wenn die Eingangsgrößen des Algorithmus sich rasch verändern, dann wird dem Inkrementse— lektor eine große Datenmenge zur Annäherung angeboten. Je nach der erforderlichen Geschwindigkeit können Inkremente von 1 bis 64 ausgewählt werden.

Die Diagramme der Figuren. 5A bis G zeigen symbolisch die Algorithmen für die erforderlichen Funktionen. Die erforderlichen Funktionen werden in flie speziellen Funktionen umgewandelt, die dann benutzt werden, um die richtige Verdrahtung der Magnetkerne des Programmierers 26 sicherzustellen.

Zur Verwendung bei weiteren Berechnungen werden Zustandssignale des Flugzeuges für Nicken P und Rollen R von dem Vertikalkreisel 12 in den Richtungskosinus eines Einheitsvektors ζ umgewandelt, der parallel zu der örtlichen Bodenvertikalen liegt und in Beziehung zu den Bezugsachsen uvw steht:

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u_z = Sin P (4)

v_ = Cos P sin R (5)

w_z = Cos P Cos R (6)

Durch Koordinatentransformationen wandelt der Komputer die Eingangssignale in eine geeignete Form zur Berechnung in Trägheitskoordinaten um. Die Signale der Beschleunigungsmesser 13 und 14 für die seitliche Beschleunigung Q und die Auftriebsbeschleunigung Q liefern in üblicher Weise die Anstellwinkelkomponenten des Flugzeuges relativ zum Fluggeschwindigkeitsvektor auf der Grundlage der normalen Flugzeugcharakteristiken:

- ν
(7)

(S)

(Diese Gleichungen werden in dem Gerät der Fig. 6 durch die Einrichtung 79 zum Lösen von Gleichungen gelöst).

Aus den Kompontenten der Zentrifugalbeschleunigung wird die Wendegeschwindigkeit des Flugzeugsgeschwindigkeitsvektors . I bestimmt: ' »

ο r = i (gz^V . - (9)

U) q = 1 (-gz_w +Q^ " (10)

Für die Berechnung der Achsen pqr wird der Richtungskosinus für die beiden Achsen q und r relativ zu dem Vertikalvektor abgeleitet: .

^zr = - ^av^uz^{+ w}z <¹¹>

Es ist auch wünschenswert, die Wendegeschwindigkeitssignale bezüglich der Erhebung τ und der Querlage * mit einer Zeitkonstante T, die in der Größenordnung von einer Sekunde liegt, zu vergleichen:

T + TT =to + Τ«, _uiu _r (13)

T_r + TT_r =»_Γ - T_WutOq (14)

Um die Einwirkung des V/indes und des Luftwiderstandes der Bombe auf die Auslöseentfernung zu berücksichtigen, wird die Luftmassenauslöseentfernung D. unter Berücksichtigung des

' Cl

Verhältnisses der Windkomponente W_R und der Flugzeuggeschwindigkeit V in Form einer Differentialgleichung berücksichtigt:

D_a = D_R + (W_R/V) ( TD_a / (W_R/V)) (15)

Die äquivalente Auslöseentfernung im Vakuum unter Berücksichtigung der Auslöseentfernung D₀ des Bombenluftwiderstands-

koeffizienten C_ß und der relativen Luftdichte ?,., 9 ergibt: D₀ = D_. J1 + C_n (β,. β_Λ) DJ] (16)

6 3. 1_ JJ IO 8lA _t

Diese Größen werden kombiniert, um skälare Faktoren für den Zielanflug und für die Ballistik zu erzeugen. Auf der Grundlage von Gleichung (11) und dem wirklichen Zielabstand D sowie der Bereichsänderung D ergibt sich ein Zielflugfaktor S . nach folgender Gleichung: . .

^S1 = (°_C ² ->R²) / (-2DDJ - . _ (17)

_c D_n) / (2DD₀
Der Schwerkraftskorrektionsfaktor S₂ ist: " S₂ . gD_eD_a/2V²D_c . (18)

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- 21 Der Seitenwindversetzungskorrektionsfaktor S, ist:

^iDc]"^W

^S3 ⁼h ^{+ C}D W'J ^iD

Für die Vertikalaustrittsgeschwindigkeit V der Bombe ergibt sich ein Korrektionsfaktor:

Es ist zweckmäßig die Berechnung in zwei grundsätzlich voneinander unabhängigen Teilen durchzuführen. Getrennte Bahnen werden für die Höhe und für die Querrichtung berechnet und dann in dem Visier kombiniert. Der Komputer ist jedoch so programmiert, als ob die Gleichungen sich auf unabhängige Probleme beziehen. Die Ausgangssignale des Komputers in dem Bezugssystem pqr vor der Auflösung in Visierkoordinaten sind die Augenblickswerte des horizontalen und vertikalen Vorhaltewinkels:

V= S₁ T_q + S₂W_{11 +} S₃z_q - S₄ - «r (21)

^Lw = ^S1 ^Tr"^S2^zq ^{+ S}3²r -°w <²²>

Die obigen Gleichungen sind auf der Grundlage der wirklichen Zielentfernung D ermittelt. Wenn die Entfernung geschätzt wird und von Hand eingesetzt wird oder sonst einem beträchtlichen Fehler unterliegen kann, läßt sich eine Genauigkeit des Systems dadurch erzielen, daß die Entfernung auf der Basis des tatsächlichen Zielanfluges korrigiert wird. Die obigen Berechnungen erzeugen Vorhaltwinkel, welche dazu führen, daß der. Pilot einer Bahn folgt, die die Sichtlinie richtig einhält. Wenn' die anfängliche Schätzung der Entfernung zu klein war, dann hat das Flugzeug das Bestreben, zu rasch zu wenden. Die Änderungsgeschwindigkeit des Vorhaltewinkels ist eine direkte Funktion der Annäherungsgeschwindigkeit

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2K251Ö

D = V Cos λ = γ und der berechneten Bahnkrümmung. Fig. 2

Ά α.

läßt erkennen, daß die berechnete Bahnkrümmung eine direkte Funktion der geschätzten Entfernung ist und daß das Flugzeug nicht der richtigen Bahn folgt, wenn die Entfernung einen Fehler enthält. Die Bewegung der Sichtlinie im Flugzeug entspricht der Gleichung:

V₀ sin A = - D λ (23)

el

Bei richtigen Entfernungsdaten entspricht die Bewegung der Sichtlinie der Gleichung:

D_c U + K) (24)

Die Abweichung dieser beiden Ausdrücke voneinander ist daher eine Funktion des Entfernungsfehlers,und aus ihrer Differenz ergibt sich eine Funktion zur Erzeugung einer Entfernungsfehlerkorrektur:

σ = M £- DA - D_c (ω + A f] (25)

Hierdurch ergibt sich eine kinematische Entfernungsmessung, die besonders wirksam ist, wenn die Änderungsgeschwindigkeit des Anflugwinkels groß ist. Da die Anderungsgeschwindigkeit der transversalen Komponente des Vorhaltewinkels klein wird, wenn sich das Flugzeug dem Auslösepunkt-nähert, ist die Verschiebung des freien Falls nützlich und daher wird der gesamte Anstellwinkel X benutzt. Die Entfernungskorrektur wird durch Integration der Zielentfernung unterstützt: ·

D_c = D₀ C (V+¥_R)dt +/ödt (26)

Unter Berücksichtigung der verfügbaren Signale wird ö wie folgt ergänzt:

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2U2510

- ω

(27)

Die Aufgabe des Visiers 30 in Fig. 1 ist lediglich ein einstellbares Zielfadenkreuz darzustellen, das ein sichtbarer Punkt ist, der die WinkelverSchiebung gegenüber den Flugzeug- , achsen darstellt. Abgesehen von der Möglichkeit weite Winkelabweichungen zu verarbeiten, hat das Visier 30 den normalen Aufbau eines "head-up" Gerätes. Das Zielbild wird zweckmäßig mit Hilfe der Katodenstrahlröhre 31 erzeugt. Der Lichtfleck wird durch einen elliptoidischen Reflektor 34 auf einen elliptoidischen Glasschirm 36 projiziert. Um die Visiereinrichtung raumsparend zu gestalten, sind Umlenkspiegel 38 vorgesehen. Eine Korrektorlinse 35 kompensiert Aberrationen der beiden « elliptoidischen Elemente 34 und 36. Die Relaislinse 32 ist eine Gauss-Doppellinse, die kleiner als normal ist, weil eine Feldlinse 33 vorgesehen ist, die das Licht des Leüchtflecks konvergent macht.

Die Erfindung kann durch Analogkomponenten ergänzt werden, die in dem Blockschaltbild der Fig. 6 dargestellt sind. Wie in Fig. 1 werden die Werte Q und Q der beiden linearen Beschleunigungsmesser 13 und 14 dazu benutzt, um Komponenten des Anstellwinkels α . α in Übereinstimmung mit den Gleichun-

vw

gen (7) und (8) in dem Gleichungslöser 79 zu berechnen und die Zentrifugalbeschleunigung a und a für die Wendegeschwindigkeiten u» und ω zu messen. Für den letzteren Zweck werden die gleichen Ausgangsgrößen Q und Q, korrigiert, in—

vw

dem die Schwerkraftkomponenten gZ und gZ entlang der Auftriebs- und. der seitlichen Achsen mit Hilfe der Vorrichtungen und 91 subtrahiert werden. Man erkennt daraus, daß die erforderlichen Wendegeschwindigkeiten diejenigen des Fluggeschwindigkeit svektors und nicht diejenigen des Flugzeuges sind und daß die Beschleunigungsmesser einen besseren Wert liefern, "

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als Geschwindigkeitskreisel. Die Schwerkraftskomponenten, die dazu benutzt werden, um die Beschleunigung zu korrigieren und Korrekturen für den Bombenfall zu erzeugen, werden dadurch erhalten, daß in dem Resolver 61 ein vertikaler Vektor in die Flugzeugachsen durch Benutzung der Roll- und Nickwinkel aus dem üblichen vertikalen Kreisel 12 übergeführt wird.

Die Komponenten der Zentrifugalbeschleunigung werden in einer Teilerschaltung 66 durch die Flugzeuggeschwindigkeit V ge-

CL

teilt, um die Wendegeschwindigkeit ,tu zu erhalten, die dann mit dem skalaren Faktor S multipliziert wird, um die Komponenten A und A_w des Vorhaltewinkels λ zu erzeugen, der die gekrümmte Bahn zum Auslösepunkt P_R hin hervorruft. Der Wert S wird durch den Gleichungslöser 78 berechnet und zwar aus der Entfernung D ,der Geschwindigkeit V und der gewünschten Auslöseentfernung D_R in Übereinstimmung mit der bevorzugten Beziehung, die in Gleichung (1) gegeben ist und für den Wert S ergibt:

2 2'
^DC * ^DR

• · ^2Va.^Dc

Um die Schwerkraftsfallkorrektur in dem ballistischen Rechengerät 62 zu erhalten, wird der vertikale Fall G der Bombe entsprechend der Auslöseentfernung D_R,der Geschwindigkeit V . und den Luftwiderstands- und Masseeigenschaften der Bombe berechnet. Der Wert G wird dann durch die vorhandene Entfernung D„ dividiert, um einen Korrekturwinkel zu erhaltenTTiieser ist klein am Anfang des Anfluges und nimmt zu bis zu dem er- "^: forderlichen Wert beim Abwurfpunkt der Bombe, wenn D = D_R. Dieser Winkel, der in seine Komponenten in Flugzeugachsenrich- ; tungen aufgelöst ist, wird dem V.orhaltwinkel A hinzugefügt und durch die Anstellwinkel α und <*_w korrigiert, um die Gesamtanstellwinkelkomponenten L_v und L_w zu erhalten, die dem Visier 80 zugeführt werden.

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. ί S 4 JL 3 I υ

Die korrigierte Entfernung D wird durch Ersatz und Korrektur der ursprünglich geschätzten Entfernung D erzeugt. Die Neubildung des Wertes erfolgt durch Integration der Fluggeschwindigkeit mit Bezug auf die Zeit, und die Korrektur erfolgt durch Vergleich der Winkelgeschwindigkeit der Sichtlinie mit dem Wert, der aus der bekannten Geschwindigkeit und dem Vorhaltewinkel zwisohen der Sichtlinie und dem Fluggeschwindigkeitsvektor errechnet wird. Die Beziehung lautet D_c = D_Q -j [v_a + K(V_& λ - D₀ i )]dt.

Die Ausführung des Gerätes nach Fig. 6 ist einfach und wird auch Fachleuten klar sein, die nicht Spezialisten für inkrementell arbeitende digitale Rechengeräte sind. Übliche Analogrechnfirbauteile, sogar elektromechanischer Art können verwendet werden. Vorzugsweise werden Gleichstromverstärker und "quartersquare" Vervielfacherschaltungen für die Multiplikation (64, 65, 67, 69, 70, 72) und die Division (66) benutzt. Differentiation (68) und Integration (71) und kombinierte algebraische Operationen zum Lösen der Gleichungen werden mit Hilfe üblicher Operationsverstärker bewerkstelligt. Obwohl es möglich ist normale Visiere zu verwenden, ist es doch zweckmäßig ein Weitwinkelvisier anzuwenden, um die volle Korekturmöglichkeit für den Bereich auszunutzen und große' Vorhaltwinkel zu ermöglichen und um entsprechend große Wendegeschwindigkeitssignale zu erzeugen, in denen Beiträge von Rauschen, Wind, Fehler des Piloten usw. möglichst verkleinert werden. Es ist z.B...zweckmäßig, ein Standardvisier dadurch abzuändern, daß der Glasschirm mit einem Gelenk versehen wird. Das Gerät der Fig. 6, einschließlich des Visiers, kann durch Ausführungen ergänzt werden, die in dem US-PS 3 427 437 vom 11. Februar 1969 beschrieben sind.

Eine besonders wünschenswerte Zielanflugsbahn ergibt sich, wenn ein kontinuierlicher Satz von korrespondierenden Wertepaaren für den Anstellwinkel λ und die Wendegeschwindigkeitw vorhanden ist, d.h. wenn der Anstellwinkel α bei dem Flug-

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zustand und seiner Änderungsgeschwindigkeit vernachlässigt werden kann (Bei dem bevorzugten kreisförmigen Bahnverlauf ist to konstant für einen idealen Zielanflug). Es sei noch auf zwei grundlegende Möglichkeiten zur Ergänzung der Erfindung hingewiesen. Die erste Möglichkeit besteht darin, die Wendegeschwindigkeit zu verändern, so daß der korrekte Anstellwinkel, erzeugt wird, und die andere Möglichkeit ist, den Anstellwinkel so zu verändern, daß die korrekte Wendegeschwindigkeit hervorgerufen wird. Weil * und ι» voneinander abhängige Veränderliche sind, sind die beiden Möglichkeiten tatsächlich äquivalent, aber die erstere Möglichkeit ergibt, daß der Pilot die Flugzeugsteuerflächen in relativ stabile Lagen bringt, so daß das Flugzeug Kurvenlage hat und einen Sturzflug unter annähernd konstanten Bedingungen durchführt, die Signale des Beschleunigungsmessers oder des Geschwindigkeitskreisels in Übereinstimmung mit dem korrekten Zielanflug erzeugen. Der Augenblickswert der Zielfadenkreuzlage ist ein0 Funktion der gemessenen Wendegeschwindigkeit und der gewünschten Wendegeschwindigkeit für den richtigen Zielanflugsbahnverlauf.

Um die Erfindung in automatischer oder halbautomatischer Form durchzuführen ist es notwendig, Signale einzuführen, welche dem Querwinkel A_y und Erhebungswinkel A^. entsprechen. Im allgemeinen wird dies durch Hand- oder automatische Einstellung eines Visierelementes durchgeführt, welches Signale erzeugt, die den Anstellwinkel in Flugzeugkoordinaten darstellen. Entsprechend dem Ausführungsbeispiel können diese Signale dazu verwendet werden, um die Flugbahn zu steuern, wobei die Rollendes Anstellwinkels und der Wendegeschwindigkeit vertauscht sind.

Es ist gewöhnlich wünschenswert, Versorgungslasten aus möglichst kurzer Entfernung abzuwerfen, um ein Aufplatzen zu vermeiden, so daß die Fehlerabstände minimal werden. Bei dem bevorzugten Zielanflug mit einem Flugzeug, welches den

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Fluggeschwindigkeitsvektor und den Abwurfpuhkt gegeben « enthalt, ist die Neigung der Ebene normalerweise klein und die Neigung liegt in einem verhältnismäßig kleinen Winkelbereich. Dies fühfet dazu, daß die Fallzeit der Bombe verhältnismäßig klein ist, so daß der freie Fall nahezu konstant ist, und "in manchen Anwendungsfällen kann er auch als konstant behandelt werden.

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Claims (3)

2U25T0 Patentansprüche

1.) Führungssystem zur Lenkung der Bewegungen eines Flugzeuges für den Präzisionsabwurf von Bomben oder anderen Abwurfkörpern, bei dem ein Drehbewegungssignal und ein Geschwindigkeitssignal erzeugt wird,
dadurch gekennzeichnet, daß ein Visier mit einem Zielbild vorgesehen ist, um die Richtung des Zieles zu messen und gleichzeitig die Flugbewegungen zu lenken und daß ein Visierrechner aus den Drehbewegungssignalen und den Geschwindigkeitssignalen ein Signal erzeugt, das das Visierbild so einstellt, daß die Ausrichtung des Flugzeuges auf das Ziel angezeigt und die Drehbewegung konstant gehalten werden, so daß die Verfolgung des Ziels mit dem Visierbild bewirkt, daß das Flugzeug auf einer gekrümmten Bahn in einer schrägen Ebene~zum Abwurfpunkt geführt wird. .

2. Führungssystem nach Anspruch 1,

dadurch' gekennzeichnet» daß ein optisches Visier ein bewegbares Fadenkreuz dem Pilpt für den Zielanflug darbietet, wobei Signale erzeugt werden, welche der Zielentfernung D^ der Auslöseentfernung D_R.der Fluggeschwindigkeit V und dem Vorhaltewinkel A entsprechen und daß ein Rechengerät ein kinematisches Vorhaltewinkelsi-

2 2 *
gnal als Funktion von (D -D_R )/2 D D erzeugt, wobei D die Zielentfernung, D_R die Auslöseentfernung und D die Änderungsgeschwindigkeit der Zielentfernung ist, daß ferner das Rechengerät Einrichtungeienthält, um ein Kompensationssignal zu erzeugen, welches die ballistischen Eigenschaften der Bombe berücksichtigt und auf die Signale anspricht, die den Werten D, D^, V und λ entsprechen, um die Änderungsgeschwindigkeit der Zielentfernung D zu berechnen und um das kinematische Vorhaltwinkelsignal zu erzeugen und daß ferner Einrichtungen vorgesehen sind, die das Fadenkreuz in Über einstimmung mit dem vom Rechner gelieferten kinematischen Vorhaltwinkelsignal und dem Kompensationssignal bewegen.

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2Η25Ί0 ' -■

3. Führungssystem nach Anspruch 1 zur Erzeugung einer gekrümmten Zielanflugbahn in einer schrägen Ebene und zur Bestimmung des Auslösepunktes für die Bombe, dadurch gekennzeichnet, daß im Flugzeug vorgesehene Meßgeräte Signale erzeugen, die der Entfernung" D_Q zwischen dem Anfangspunkt der Anflugbahn und dem Ziel sowie der Entfernung· Dq zwischen dem Auslösepunkt und dem Ziel sowie ferner der Fluggeschwindigkeit V und der Wendegeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechen daß ferner Recheneinrichtungen vorgesehen sind, die auf diese Signale ansprechen, um 1) zusätzliche Signale zu berechnen und zu erzeugen, die der korrigierten Entfernung D^ zwischen dem Flugzeug und dem Ziel entsprechen und 2) um aus allen , diesen Signalen Riehtsignale zu berechnen, welche die rieh-» tige Winkelabweichung λ zwischen der Achse des Flugzeuges und der Sichtlinie vom Flugzeug zum Ziel auf der Basis von

2 2 *

^λ οι ω (D - Dr )2DD_C darstellen, um die Anflugbahn als gekrümmte Bahn mit angenähert konstanter Krümmung aufrecht zu erhalten und daß ferner ein Weitwinkelvisier vorgesehen ist* welches ein bewegbares Fadenkreuz im Blickfeld des Piloten des Flugzeuges enthält, um eine Richtung anzuzeigen, und mit Einrichtungen zur Bewegung des Fadenkreuzes in Abhängigkeit von den RiehtSignalen, damit der Pilot durch Anflug des Zieles mit Hilfe des Fadenkreuzes eine Flugbahn steuern kann, die durch einen Bombenauslösepunkt hindurchgeht.

4ο Führungssystem zur Steuerung der Flugmanöver eines Flugzeuges zum Präzisionsabwurf von Bomben oder ähnlichen Wurfkörpern,

dadurch gekennzeichnet, daß Signale, die von der Wendebewegung des Flugzeugs um mehr als eine Achse abhängig sind und sie darstellen, erzeugt werden, daß ferner Signale erzeugt werden, welche die Fluggeschwindigkeit darstellen, daß ferner ein Visier mit einem in seiner Lage veränderlichen Zielfadenkreuz vorgesehen ist, welches gestattet, die Richtung des Zieles zu

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messen und gleichzeitig die Flugmanöver einzuleiten, und daß ein Visierrechner auf die Wendesignale und die Fluggeschwindigkeitssignale anspricht, um ein Signal zu erzeugen, welches das Zielfadenkreuz in eine solche Stellung bringt, daß es die richtige Ausrichtung des Flugzeuges auf das Ziel anzeigt, um die Wendebewegung konstant zu halten, wodurch beim Anflug auf das Ziel mit Hilfe des Zielfadenkreuzes das Flugzeug auf einer gekrümmten Bahn in einer schrägen Ebene zu einem Auslösepunkt geführt wird, von dem aus ein freifallender ausgelöster Wurfkörper das Ziel trifft.

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•3*.

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