DE2944603A1 - Vorrichtung zum steuern des bombenabwurfs zur unterstuetzung des piloten fuer ein flugzeug mit einem bombenabwurfsystem - Google Patents

Description

Beschreibung

Die Erfindung betrifft die Placierung einer Zielmarkierung für einen Sturzflugabwurf mit nicht auf einer Höhe liegenden Tragflächen.

Die meisten Rechner- oder Computer-gesteuerten Luft-Bodenwaffensysteme weisen wenigstens zwei Abwurfarten auf. Die eine Abwurfart ist das manuelle Auslösen oder die Abwurfart mit fortlaufender Berechnung der Aufschlagstelle. Die andere Abwurfart ist der automatische Abwurf, der auch als Sturzflugabwurf oder als Abwurf mit fortlaufend berechneter Abwurfstelle bezeichnet wird.

Beim manuellen Abwurf oder beim Abwurf mit fortlaufend berechneter Aufschlagstelle zeigt der Computer die resultierende Aufschlagstelle an, wenn die Waffe zum gegenwärtigen Zeitpunkt ausgelöst würde. Der Pilot steuert das Flugzeug so, daß das Ziel mit dem Aufschlagstellensymbol überlagert wird. Anschließend drückt er den Waffenauslöseknopf, so daß das Auslösen der Waffe manuell ausgelöst wird.

Beim Sturzflugabwurf oder beim automatischen Abwurf zeigt der Computer ein Zielmarkierungssymbol oder einen Leuchtfleck an, der über die berechnete Aufschlagstelle angehoben ist. Diese Anhebung oder dieser Führungswinkel ist notwendig,damit das Zielmarkierungssymbol das Ziel vor dem Auslesezeitpunkt passiert. Der Pilot steuert das Flugzeug so, daß das Ziel mit dem Leuchtpunkt überlagert wird und drückt dann einen Zielbestimmungs- oder Anvisierschalter. Das signalisiert dem Computer, die gesamte zur Verfügung stehende Zielsensorinformation, beispielsweise den Sichtlinienazimuth und die Neigungswinkel, die Schrägentfernung und die Höhe aufzuzeichnen. Aus diesen Daten berechnet der Computer die Stelle des Zieles und erzeugt der Computer Steuersignale, die den Piloten so führen, daß er die berechnete Aufschlagstelle zum Ziel steuert. Wenn die berechnete Aufschlagstelle die berech-

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nete Zielposition kreuzt, gibt der Computer automatisch ein Waffenauslösesignal aus.

Für diesen Abwurf wird der Ausdruck Sturzflugabwurf verwandt, da der Pilot nach der Zielbestimmung in einem Sturzflug gewöhnlich den Steuerknüppel hart zurückzieht, um ein Hochziehen des ■ Flugzeugs mit einer hohen Beschleunigung auszulösen. Durch dieses Hochziehmanöver wird der Pilot die Bombe so früh wie möglich los. Der Pilot kann dann eine Fluchtbewegung einleiten, um einen FlugabwehrbeschuB zu vermeiden.

Wenn die Position des Leuchtfleckes kurz vor der berechneten Aufschlagstelle bei negativem Vorhaltewinkel ist, würde sich das Flugzeug bereits hinter dem Abwurfpunkt befinden, wenn der Pilot das Ziel bestimmt. Wenn andererseits die Position des Leuchtfleckes über dem Horizont liegt, kann der Pilot ihn nicht über dem Ziel anordnen, das sich wahrscheinlich am Boden befindet. Aus diesem Grund muß das Waffenabwurfsystem die Zielmarkierung irgendwo zwischen der Aufschlagstelle und dem Horizont anordnen .

Einige bestehende Operationswaffenabwurfsysteme setzen die Höhenkoordinaten der Zielmarkierung auf eine Depression Null. Andere passen den Depressionswinkel der Zielmarkierung an den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges*an. Was die Azimuthkoordinate anbetrifft, so verwenden die meisten gegenwärtigen Systeme ein driftstabilisertes Visier. Das heißt, daß das Zielmarkierungssymbol in einer azimuthalen Ebene des Bodengeschwindigkeitsvektors des Flugzeuges liegt.

Die Driftstabilisierung des Visiers bewirkt, daß das Zielmarkierungssymbol in der Bahn der berechneten Aufschlagstelle bei vernachlässigtem Querlauf liegt, vorausgesetzt daß die Bodengeschwindigkeit des Flugzeuges ihre Richtung nicht zwischen dem Anvisieren und dem Auslösen ändert. Das heißt mit anderen Worten, daß der Rechner Steuersignale erzeugt, nachdem der Pilot das Ziel

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— ο —

bestimmt hat, die einen Flug mit auf einer Höhe liegenden Tragflächen fordern. Der Pilot kann das Flugzeug zwar hochziehen, er muß das jedoch mit auf einer Höhe liegenden Tragflächen tun.

Da der Pilot gewöhnlich hart arbeiten muß, um das Zielmarkierung s symbol über das Ziel zu steuern, hat das Flugzeug zum Zeitpunkt der Zielbestimmung oftmals eine Querneigung. In diesem Fall muß der Pilot auf eine Tragflächenhöhe zunächst abrollen, bevor er sein Hochziehmanöver auslöst. Ein Pilot hat jedoch die natürliche Neigung, den Steuerknüppel gerade zurückzuziehen, nachdem das Ziel bestimmt ist, und die Steuerbefehle, die Tragflächen auf eine Höhe zu bringen, zu ignorieren.

Der Grund für die mangelnde Übereinstimmung zwischen der Arbeit des Systems und der instinktiven Reaktion des Piloten liegt in der Entscheidung, das System so auszulegen, daß das Visier driftstabilisiert ist. Durch die Erfindung soll eine bessere Übereinstimmung' zwischen dem Piloten und dem System erreicht werden, indem das System ein Hochziehen des Flugzeuges, ohne daß sich die Tragflächen auf einer Höhe befinde^ voraussieht und die Zielmarkierung entsprechend positioniert. Das wird beispielsweise dadurch erreicht, daß die Zielmarkierung links vom Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges angeordnet wird, wenn das Flugzeug eine Querneigung nach links hat, und rechts vom Flugzeuggeschwindigkeitsvektor angeordnet wird, wenn das Flugzeug eine Querneigung nach rechts hat.

Die Versetzung der Zielmarkierung nach rechts und links als Funktion des Rollwinkels hat einen weiteren Vorteil, der noch wichtiger als der Vorteil sein kann, daß es nicht mehr erforderlich ist, das Flugzeug mit auf einer Höhe befindlichen Tragflächen hochzuziehen. Der Pilot hat die Möglichkeit einer direkten Steuerung der Bewegung des Zielsymbols nach rechts und links. Er muß nur das Flugzeug nach links oder rechts abrollen. Die Visiermarkierung bewegt sich entsprechend und spricht unmittelbar darauf an. Dadurch vereinfacht sich die Aufgabe den Piloten, die

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Zielmarkierung auf das Ziel zu steuern, so daß der Pilot besser zielt, d.h. ein genaueres Übereinanderfallen des Zieles und des Zielmarkierungssymbols zum Zeitpunkt der Zielbestimmung erreicht und der Waffenabwurf genauer erfolgt.

Zur besseren Abschätzung des Vorteils dieser direkten Steuerung des Visierfadenkreuzes sei die Zielaufgabe des Piloten betrachtet, wenn ein driftstabilisiertes Visier verwandt wird. Der Pilot_ muß den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges bewegen, um die Zielmarkierung zu bewegen. Der Geschwindigkeitsvektor ist jedoch ein Integral, das im dynamischen Sinn aus der Fluglage des Flugzeuges ermittelt wird, die vom Piloten gesteuert wird. Der Geschwindigkeitsvektor und die Zielmarkierung verzögern folglich die Steuertätigkeiten des Piloten, so daß eine beträchtliche Erfahrung des Piloten und ein beträchtliches Training erforderlich sind,um die Zielmarkierung in ein übereinstimmen mit dem Ziel zu steuern.

Dm eine Fluglage mit auf gleicher Höhe befindlichen Tragflächen nicht notwendig zu machen, wird bei Sturzflugwaffenabwurfsystemen das Zielmarkierungssymbol seitlich quer zum Visier auf eine Rollfluglage des Flugzeuges ansprechend bewegt.

Es ist daher das Ziel der Erfindung, eine Zielmarkierung oder ein Fadenkreuz auf einem Ziel anzuordnen.

Durch die Erfindung soll insbesondere die Zielmarkierung oder das Fadenkreuz auf einem Ziel für einen Sturzflugabwurf oder für einen Bombenabwurf mit fortlaufend berechnetem Abwurfpunkt placiert werden.

Durch die Erfindung soll insbesondere die Zielmarkierung oder das Fadenkreuz nach links und rechts auf den Rollwinkel des Bombenflugzeuges ansprechend versetzt werden.

Heiterhin soll es durch die Erfindung nicht mehr notwendig sein,

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dem Flugzeug eine Fluglage mit auf gleicher Höhe befindlichen Tragflächen beim Hochziehen des Flugzeuges beim Sturzflugabwurf zu geben.

Weiterhin soll durch die Erfindung die Zielbestimmung durch den Piloten eines Bombenflugzeugs erleichtert werden.

Im folgenden wird anhand der zugehörigen Beschreibung ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung näher erläutert.

Figur 1 zeigt eine graphische Darstellung, in der φ - φ gegenüber dem Rollwinkel für verschiedene Werte von F aufgetragen ist.

Figur 2 zeigt eine graphische Darstellung, in der F gegenüber der Höhe für verschiedene Geschwindigkeiten und Sturzflugwinkel aufgetragen ist.

Figur 3 zeigt eine typische Head-up-Anzeige im Rollzustand.

Figur 4 zeigt in einem Diagramm die Beziehung zwischen der Höhe, der Flugzeugposition und der Aufschlagstelle.

Figur 5 zeigt in einem Diagramm die Position des Flugzeuges und des Ziels.

Figur 6 zeigt das Blockschaltbild eines Computers zur Erzeugung der Visiersignale gemäß eines Ausführungsbeispiels der Erfindung.

Es ist zunächst wünschenswert, die Beziehung zwischen der Flugzeugbeschleunigung und der scheinbaren Bewegung des Aufschlagpunktes an der Sicht- oder Haad-up-Anzeige gegenüber dem Zielhintergrund zu bestimmen. Gleichung (1) ist die allgemeine Aufschlaggleichung, die die Stelle X₁, Y₁ des Aufschlagpunktes der Bombe in Form der Position X, Y und der Bodengeschwindigkeit V ,V

der Bombe beim Auslösen ausdrückt.

(D

Y₁ = Y + V t_f - T_R sin δ

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wobei t_f die Fallzeit vom Auslösen bis zum Aufschlagen, T der Bombenfallweg und <f der Driftwinkel zwischen der X-Achse und dem Horizontalanteil des Waffenluftgeschwindigkeitsvektors beim berechneten Auslösen oder Abwerfen sind.

Zunächst wird die Gleichung (1) nach der Zeit differenziert, um die Beziehung zwischen der Aufschlagpunktbewegung X- und Y_ und der Flugzeugbeschleunigung zu bekommen. Das vereinfacht die Analyse stark, da die Ausdrücke T_ vernachlässigt werden können, so daß die Analyse tatsächlich auf den Fall eines Rücktriebs gleich Null beschränkt werden kann. Das stellt keine Einschränkung dar, wie es zunächst angenommen werden könnte, da das Abwerfen gewöhnlich mit Bomben mit niedrigem Rücktrieb erfolgt und diese Bomben einer Bombe mit einem Rücktrieb gleich Null vertretbar nahekommen. Der Zweck der Analyse besteht weiterhin darin, die geeignetste Stelle des das Ziel bezeichnenden Leuchtfleckes auf dem Radarschirm zu bestimmen. Wenn aufgrund von Approximationen in der Analyse die Stelle des Leuchtfleckes nicht genau in einer Linie mit der Bewegung des Aufschlagpunktes liegt, wenn der Pilot das Flugzeug hochzieht, befiehlt der Computer eine kleine Kompensationssteuerkorrektur. Wenn der Pilot diesem Steuerbefehl folgt, vermeidet er einen Bombenabwurffehler, der sonst auftreten würde.

Bei einer Vernachlässigung von T_ in Gleichung (1) aus den obigen Gründen und einem Differenzieren der Gleichung^(1) nach der Zeit ergibt sich:

*I ■ ^Vx ⁺ Vf⁺Vf (2). ·

*I ■ ^Vy ⁺ Vf⁺Vf

Per Definition ist die Querlaufgeschwindigkeit V gleich Null am Zielbestimmungspunkt. Dann reduziert sich die Gleichung (2) auf:

^XI ⁼ Yx ⁺ Vf ⁺ Vf (Abwärtsbewegung) Yj ^{= V}y^fcf (Querbewegung)

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ORIGINAL INSPECTED

_ ₁₀ _ 29U603

Gleichung (3) zeigt, daß zum Zielbestimmungszeitpunkt die Querlaufgeschwindigkeit des berechneten Aufschlagpunktes direkt proportional der Querlaufbeschleunigung mit t* als Proportionalitätskonstanten ist. Für eine weitere Reduzierung der Längslaufaufprallbewegungsgleichung ist ein Ausdruck für t_f erforderlich. Für die Approximation einer Bombe mit einem Rücktrieb gleich Null ist die Fallzeit eine Funktion nur von der Höhe über dem Ziel und der Vertikalgeschwindigkeit. Somit ist:

>t_f 3t_f . »t_f »t_f .

Die partiellen Differentialquotienten 3t_f/3z und 3t_f/3v werden analytisch für eine Bombe mit einem Rücktrieb gleich Null in der folgenden Weise ausgedrückt:

f - ι i_

^{Z l}~2 ~ ^Vzl

Λ ± 2gZ ^ZI

' ^Vz * ^Vz]

^Vzl

wobei Z die Höhe des Bombardierungsflugzeuges zum berechneten Abwurf Zeitpunkt, V =V + gt_ = V^VÜ ^{+ 2<}3^{Z der} Abwärtsanteil der Waffengeschwindigkeit beim berechneten Aufprall und g die Erdbeschleunigung sind. Ein Einsetzen der Gleichungen (5) und (6) in die Gleichung (4) ergibt:

+ t,V I

^{z f z}' (7,

_V (7,

Bei einem koordinierten Manöver mit konstanter Geschwindigkeit stehen die Längslaufbeschleunigung, die Querlaufbeschleunigung und die Vertikalbeschleunigung alle mit der normalen Beschleunigung A_n des Flugzeugs in der folgenden Weise in Beziehung:

030025/0542 " ¹¹ "

ORIGINAL INSPECTED

. _u _ 29U603

(8)

vxs	An cos	Φ	sin	Y	+ g	i
• >■	An sin	Φ			ΐ
vz =	An cos	Φ	cos	Y	1 I

Dabei ist ψ der Flugzeugrollwinkel, der positiv ist« wenn die rechte Tragfläche nach unten gerichtet ist,und ist V der Winkel zwischen dem Waffengeschwindigkeitsvektor und der Horizontalebene am berechneten Abwurfpunkt, der bei einem Sturzflug posi tiv ist. Ein Einsetzen der Gleichungen (7) und (8) in die Glei chung (3) und die Verwendung der Identität V + gt = V _ führt

Z ZX

zur folgenden Gleichung (9):

V..V,

X_T = V + Aj-t- cos φ sinY-

Vt

r^i (A^ cos Φ cos Y - g)

^vzl ^w _ *'- .

cos φ (sin Y + cos Y ctn γ J(Abwärtsbewegung) sin φ (Querbewegung)

wobei X₁ die Abwärtsbewegungskoordinate des berechneten Auf schlagpunktes, Y₁ die Querbewegungskoordinate des berechneten Aufschlagpunktes, ]f- der Flugbahnwinkel der Waffe am berechne ten Aufschlagpunkt und ctn Ϋ_> = ^ν _χ/^ν _ζτ ^siⁿd# wobei der letztere Wert die Neigung der berechneten Aufschlagpunktbahn bezüglich der Vertikalen wiedergibt.

Die scheinbare Abwärtsbewegung X_ in der Visier- oder Sichtebene wird durch den Sinus des Depressionswinkels θ_ am berechneten Aufschlagpunkt verkürzt erscheinen. Der Tangens der Richtung ^₁ der scheinbaren Bewegung des Aufschlagpunktes in der Sicht ebene ist somit gleich: · I

tan φ_χ = = ' X₁ sin 8j

wobei F = sin Q₁ cos + (tanγ+ ctnV^₁) ist.

030025/0542 " ¹² "

In Figur 2 ist F gegenüber der Höhe über dem Ziel für verschiedene Geschwindigkeiten der Bombenflugzeuge aufgetragen. Wenn der Wert F im Nenner der Gleichung (10) gleich eins ist, dann wäre tan 6 gleich tan φ und würde die scheinbare Bewegung des Aufschlagpunktes gerade nach oben im Visier parallel zur Ordinate oder zur Normalachse des Visiers verlaufen. Der Wert F ist in Wirklichkeit immer kleiner als eins für jeden Sturzflugwinkel kleiner als 90°. Da F kleiner als eins ist, zeigt Gleichung (10), daß der Winkel φ größer als der Winkel <)> ist. Das bedeutet, daß der Aufschlagpunkt unter einem Winkel etwas nach rechts von der Ordinatenachse des Visiers bei einer Querlage zur rechten Seite oder etwas nach links von dieser Achse bei einer Querlage des Bombenflugzeuges zur linken Seite auswandern wird. Gleichung (12) gibt die Stärke dieser Winkelabweichung mathematisch

wieder: ■

. tan Φ_Ι - tan φ i

¹ " ** ⁼ 1 + tan φ^. tan φ (12)

Zum Eliminieren von tan <J>_T auf der rechten Seite der Gleichung (12) wird die Gleichung (10) verwandt.

tan φ tan (φ_τ - φ) ^£ T^ j- I (13)

^x 1 + i tan φ I

^! (14)

(1 - F)

tan (φ_τ -Φ) = ^J

F + tan'φ !

Gleichung (14) beschreibt die Bahn oder die Bewegungsrichtung des berechneten Aufschlagpunktes quer zur Sichtebene oder zum Schwenk-Visier bei einem in Querlage erfolgenden, jedoch koordinierten hochziehen des Flugzeugs. Figur 1 zeigt eine graphische Darstellung der Gleichung (14) für mehrere Werte der Größe F. Figur 2 zeigt die Größe F für verschiedene Sturzflugwinkel, Höhen und Luftgeschwindigkeiten. Diese Figur zeigt, daß 0,70 ά F< 0,95 für Sturzflugwinkel von 20 bis 40°, Luftgeschwindigkeiten zwischen 400 und 600 Knoten und Höhen bis zu 2000 m ist. Da

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F im allgemeinen größer als 0,70 ist, ist der Ausdruck φ_Σ - φ im allgemeinen kleiner als 10° (175mrad).

Figur 3 zeigt, wie das Visier aussehen kann, während das Ziel oder das Korn in einer 20°-Querlage nach rechts bei einem Sturzflug von 20° bei 400 Knoten von einer Höhe von 610 m Über den Boden bestimmt wird. Der dargestellte Sichtschirm ist um 20° nach rechts gedreht oder gerollt. Der berechnete Aufschlagpunkt liegt in der dargestellten Weise etwas nach rechts von der Bodenbahnebene versetzt, um den Querlaufeffekt eines Seitenwindes von links nach rechts darzustellen.

Zur Vervollständigung der Ableitung der Gleichungen für die Arbeitsweise mit fortlaufend berechnetem Abwurfpunkt wird zunächst die Richtung des Vektors bestimmt, der das Flugzeug und den Aufschlagpunkt verbindet, wie es schematisch in Figur 4 dargestellt ist. Die Gleichungen für die Aufschlagvorhersage sind gleich:

X_T = X +t -V -T_n cos 6
I fx R . _s

Y₁ = Y +t_fV_y-T_R sin

^ZI

wobei X-, Y₁ und Z₁ die Komponenten des Aufschlagpunktes in erdfesten Koordinaten, X, Y und Z die Komponenten der Position des Flugzeuges in erdfesten Koordinaten, V-., V die Komponenten der Flugzeugbodengeschwindigkeit, t, und T die Fallzeit und der Fallweg der Waffe, <T der Flugzeugkurs bezüglich der X-Achse und H. und H die Höhe des Flugzeuges und des Zieles sind.

A X

Der nächste Schritt besteht darin, den Vektor zwischen dem Flugzeug und dem Aufschlagpunkt von erdfesten Koordinaten auf Flugzeugkoordinaten X_A, Y_A, Z_A durch die folgende Transformation T zu transformieren.

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- 14 -

(X₁ - X)₃ (Y₁ - Y), (ζ_τ - ζ).

[T]

-χ

Z₁ -ζ

(16)

wobei

cos ψ cos θ

(.17) sin Ψ cos θ - sin θ

cos^cos φ +sin^sin9sin$) σοβθβίηφ

Von dem berechneten Aufschlagpunkt aus wird das Zielmarkierungssymbol auf dem Sichtschirm parallel zur Ordinatenachse um Q-, einem Wert, der in Kürze bestimmt wird, und nach rechts parallel zur Abszisse des Sichtschirmes um einen Wert θ -tan (φ - φ) versetzt. Dadurch wird das Zielmarkierungssymbol annähernd in eine Linie mit der Bahn des berechneten Aufschlagpunktes gebracht, wenn der Pilot den Steuerknüppel gerade zurückzieht, ohne abzurollen (siehe Figur 3).

Die Wahl von θ ist etwas willkürlich, da dieser Wert zusammen mit der Stärke der Hochziehbeschleunigung lediglich die Zeit zwischen der Zielbestimmung und dem Abwurf festlegt. Die meisten Piloten bevorzugen es, diese Zeit so kurz wie möglich zu wählen, so daß sie so schnell wie möglich die Bombe loswerden können und wieder ihr Ausweichfluchtmanöver beginnen können. Diese Zeit muß jedoch lang genug sein, damit Zeit zur Verfügung steht, um wenigstens kleine Steuerkorrekturen durchzuführen.

Die einzige absolut notwendige Einschränkung für θ besteht darin, daß θ_, weder negativ noch so groß sein darf, daß der das Ziel bestimmende Leuchtfleck auf dem Schirm auf dem Horizont oder über dem Horizont liegt. Wäre θ_τ negativ, so wäre der Auslösepunkt bereits passiert, wenn der Pilot das Ziel ortet. Wenn der Leuchtfleck über dem Horizont liegt, kann der Pilot den

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. ₁₅ -

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Leuchtfleck nicht auf das Ziel placieren. Eine Möglichkeit da für zu sorgen, daß der Leuchtfleck immer den berechneten Aufschlagpunkt führt und dennoch zum Boden gerichtet ist, besteht darin, θ_ nach dem Ausdruck zu berechnen, der in Verbindung mit Figur 5 abgeleitet wird. Das heißt:

(18)

wobei θ_ der Winkel zwischen der Sichtlinie zum fortlaufend berechneten Aufschlagpunkt und der Sichtlinie durch das Zielmarkierungssymbol bei der Zielbestimmung oder vor der Zielbestimmung ist, V der fortlaufend berechnete Abwärtsbewegungs-

Ji

anteil der Waffengeschwindigkeit zu irgendeinem Zeitpunkt bis zum Abwurf (Bodengeschwindigkeit) ist, t_pR ein Parameter ist, der nominell gleich 2,5 see. für einen Sturzflugabwurf und einen Bombenabwurf aus niedriger Höhe . ist # Z die fortlaufend berechnete Höhe der Waffe über dem Ziel bis zum Abwurf ist und R_ der ballistische Bombenabwurfbereich ist.

Aus Figur 5 ergibt sich

tan θ- - tan θ,

Vpr

^tan β tan

β_τ

(19)

wobei θ der Winkel zwischen der horizontalen Ebene und der Sichtlinie zum berechneten Aufschlagpunkt ist.

(I ₊ tan e tan e_T)

tan β - tan β

\^{x +}

5 tan e \

tan

tan θ -

₍₂₀₎

(21)

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tan θ_τ - i^^iL κ_^ . _ * **" (22)

tan e_T = > <1β)

Dieser Wert für θ bringt erfolgreich das das Ziel bezeichnende Symbol zu einem Punkt auf dem Boden, der um einen Wert abseits vom Aufschlagpunkt liegt, der annähernd gleich V_xt_pR ist. Der Parameter t-,^ gibt das Zeitintervall zwischen der Zielbe-

Ar i\

Stimmung und dem Abwurf für ein Flugzeug das im Horizontalflug ist. Die Wahl eines Wertes für t_pR, der zwischen 1 und 4 Sekunden liegt, sollte zu einer annehmbaren Operationszeit zwischen der Zielbestimmung und dem Abwurf führen.

Es wird beispielsweise ©_T aus der Gleichung (18) für die folgende typische Gruppe von Zielbestimmungskonditionen bei der fortlaufenden Berechnung des AbwurfpunktGS berechnet.

Sturzflugwinkel 30°

wahre Luftgeschwindigkeit 450 Knoten ^iVx ^{= 231}'^{5 ra}/sec.)

Höhe Z 1117 m _(o . „ „ o,

Bombenabwurfbereich FL 1448 m

Bei einem Wert von t__R = 2,5 Sekunden berechnet sich der folgende Wert von θ_ für diesen Fall.

/231.5 ·— χ 2.5 sec\ /1117 m\

tan e_T = , ₀.₁₅₄₆

. ι 4. f 1117Γ . 231.5 χ 2.5
^{X +} \j448y ⁺

(23)

θ_τ - 153.4 millirad. - 8.79 Grad

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Die Verwendung des Parameterwertes 2,5 Sekunden für t_pR führt zu einer Kornplacierung, die um 1,14 * (Θ - Q^ ■ 28,86 ^e) über dem Flugbahnwinkel (Y" = 30 °) liegt. Das liegt zwischen den beiden bekannten Kornanordnungen, bei denen die Zielmarkierung in der Neigungsebene des Geschwindigkeitsvektors oder in der Flugzeugjustierung angeordnet wird.

Der Parameter t_pR in Gleichung (18) liefert ein gewisses Maß an Softwarekontrolle über die charakteristische Zeit zwischen der Zielbestimmung und dem Abwurf beim Sturzflugabwurf. Sie kann so eingestellt werden, wie es der Pilot bevorzugt.

Die Gleichungen (14) und (18) sind die Mechanisierungsgleichungen, die den angegebenen Zweck erfüllen, das das Ziel bestimmende Symbol (Figur 3) an eine derartige Stelle zu bringen, das nach der Bestimmung des Zieles der Pilot den Steuerknüppel gerade zurückziehen kann, ohne zunächst auf die Höhe der Fluglage der Tragfläche abzurollen.

Die oben beschriebene Ableitung der Gleichungen für die Anordnung des Zielkorns hängen von zwei Approximationen ab. Die erste besteht darin, daß die Leuchtfleckbewegung während des Hochziehens unabhängig vom Bombenrücktrieb ist. Die zweite besteht darin, daß sich der Leuchtfleck in einer geraden Linie beim koordinierten Schwenkhochziehen bewegt.

Die Approximation eines Bombenrücktriebs gleich Null bringt tatsächlich keinen neuen Leuchtfleckanordnungsfehler über diejenigen Fehler hinaus mit sich, die bei den geläufigen Anordnungen des Leuchtflecks auftreten. Der Querlauf ändert sich tatr sächlich beim Hochziehen bei beiden geläufigen Verfahren und bei dem vorliegenden Verfahren und der Pilot muß diese Änderung dadurch kompensieren, daß er eine kleine Steuerkorrektur während des Hochziehmanövers in beiden Fällen ausführt. Das neue Verfahren ist diesbezüglich nicht schlechter als die bisher verwandten

Verfahren. 030025/0542

INSPECTED - 18 -

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Die zweite Annahme, daß der Aufschlagpunkt sich in einer geraden Linie beim Hochziehen bewegt, ist so lange gültig, wie F d.h. der Nenner in der Gleichung (10) während des Hochziehens konstant bleibt. F ändert sich natürlich beim Hochziehen, wie sich auch die Höhe undderSturzflugwinkel des Flugzeuges ändern. Das ändert die Neigung der Bahn des Aufschlagpunktes in der Sicht-oder der Head-up-Anzeige, was dazu führt, daß sich der Aufschlagpunkt in Form einer Kurve und nicht längs eines geradlinigen Weges bewegt.

Um die Größe dieser Neigungsänderung abzuschätzen, wird der Wert von F sowohl bei der Zielbestimmung und nochmals beim Abwurf während eines typischen Sturzflugabwurfs berechnet. Die folgenden Angaben fassen die Zielbestimmungs- und Abwurfbedingungen zusammen:
Zielbestimmung

Geschwindigkeit 450 Knoten, Höhe 1000 m, Sturzflugwinkel 30° Abwurf
Geschwindigkeit 450 Knoten, Höhe 863 m , Sturzflugwinkel 19,7°

Unter Verwendung der Angaben im obigen Beispiel wird F wie in Figur 2 berechnet:

F = sin θ - cos jMtanY-+ ctnfJ) = °'^{867 bei der} Zielbestimmung ^{6 a} · ^x 0,788 beim Abwurf

Die entsprechenden Werte für tan(φ- - (J)) für einen Rollwinkel von 20° ergeben sich aus Gleichung (13)

ίώ - 20 °) - "
"· 0,0838 beim Abwurf.

Die maximale Änderung in der Neigung von der Zielbestimmung zum Abwurf beträgt bei diesem Beispiel 0,0354 rad. Die mittlere Änderung in der Neigung beträgt 0,0177 rad. Dieser Wert wird durch den Winkelunterschied θ zwischen dem Aufschlagpunkt und dem das Ziel bestimmenden Symbol zum Zeitpunkt der Zielbestimmung multi-

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CBlGiMAL INSPECTED

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pliziert, um einen seitlichen Anordnungsfehler des Leuchtflecks zu bewirken. Wiederum ist das nicht notwendigerweise ein Bombenabwurf fehler, da der Pilot diesen Fehler dadurch kompensieren kann, daß er beim Hochziehen das Steuersignal auslöscht. Im folgenden wird betrachtet, wie groß eine Kompensationssteuerkorrektur sein muß, die der Pilot ausführen muß.

Die Größe von θ_ nach der Gleichung (17) bei einem Wert tp_R = 2,5 Sekunden unter den obigen Bedingungen bei der Zielbestimmung beträgt 171 millirad. Wenn dieser Winkel mit der mittleren Änderung in der Neigung zwischen der Zielbestimmung und dem Abwurf multipliziert wird, würde sich ein seitlicher Leuchtfleckversetzungsfehler von etwa 3 millirad ergeben. Aus diesem Beispiel kann geschlossen werden, daß die Annahme einer Bewegung des Aufschlagpunktes längs einer geraden Linie zu einem annehmbaren kleinen Fehler wenn nicht gar vernachlässigbaren Steuerfehlersignal führt.

Das heißt, daß die Steuerkorrekturen des Piloten, die notwendig sind, um Anordnungsfehler des Leuchtfleckes zu kompensieren, die durch die Annahme eines Bombenrficktriebs gleich Null und einer Bewegung des Aufschlagpunktes längs einer geraden Linie hervorgerufen werden, nicht größer als die Steuerkorrekturen sind, die bei den geläufigen Anordnungen des Leuchtflecks notwendig sind.

Das erfindungsgemäße Verfahren der Leuchtfleckanordnung gibt in der oben beschriebenen Weise dem Piloten eine genaue direkte azimuthale Kontrolle über die Leuchtfleckposition im Gegensatz zu den üblichen operativen Leuchtfleckanordnungsmechani-.sierungen, die mit dem Flugzeuggeschwindigkeitsvektor fest gekoppelt sind.

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Um die azimutale . Orientierung eines driftstabilisierten Leuchtfleckes zu ändern, muß der Pilot die Azimutalrichtung des Plugzeuggeschwindigkeitsvektors ändern. Das ist ein Integrationsprozeß mit einer diesem Prozeß eigenen Zeitverzögerung. Der Pilot muß zunächst das Flugzeug in die Richtung abrollen, in die er den Leuchtfleck bewegen will und anschließend den Steuerknüppel zurückziehen. Der Leuchtfleck bewegt sich dann allmählich auf den gewünschten Azimut zu.

Im Gegensatz dazu dreht sich bei der Mechanisierung der Erfindung der Leuchtfleck unmittelbar um den berechneten Aufschlagpunkt auf einem Hebelarm gleich θ_,, wenn der Pilot das Flugzeug abrollt, wie es in Figur 3 dargestellt ist. Der Drehwinkel φ_ des Leuchtfleckes ist etwas größer als der Rollwinkel φ selbst. Der Leuchtfleck wird gegenüber einer Kippbewegung und einer Gierbewegung stabilisiert, da außer für kleine Querlaufterme und Korrekturen der Ausstoßgeschwindigkeitsrichtung bei der Berechnung des Aufschlagpunktes θ , tan (^₁ - <t>) und der berechnete Aufschlagpunkt alle unabhängig vom Anstellwinkel und vom Gierwinkel des Flugzeugs sind. Der Pilot kann jedoch eine letzte zweite Azimutaljustierung durchführen, um den Leuchtfleck über dem Ziel anzuordnen, indem er einfach den Rollwinkel des Flugzeuges verändert.

Die Empfindlichkeit, mit der der Leuchtfleck auf die Rollkontrollfunktion anspricht, ist proportional zum Hebelarm θ Durch Erhöhen oder Herabsetzen von θ über eine Änderung des Parameters t__n kann die Empfindlichkeit des Leuchtfleckes auf Rollbewegungen eingestellt werden, so daß sie mit dem Maß der Empfindlichkeit übereinstimmt, das durch den Piloten erwünscht ist.

Das Hauptziel der Erfindung ist ein Verfahren zur Anordnung des Leuchtfleckes für einen Sturzflugwaffenabwurf, bei dem der Pilot nach dem Bestimmen des Ziels nicht auf die Tragflügelstellung abrollen muß, bevor er das Flugzeug zum Abwurf hochzieht. Betrachtet man jedoch die resultierende Mechanisierung,

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,. , _.._AL INSPECTED

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so ergibt sich, daß das erfindungsgemäße Verfahren allgemein die fortlaufende Berechnung der Aufschlagstelle (CCIP) und den Abwurf aus fester Höhe umfaßt. Herkömmliche Waffenabwurfsysteme behandeln diese beiden Möglichkeiten als getrennte Abwurfarten. Durch eine Kombination zu einer einzigen Abwurfart wird sowohl die Software vereinfacht und werden die Anzahl der Entscheidungen über die Wahl der Abwurfart und die Tätigkeiten für den Piloten verringert.

Figur 3 zeigt, daß dann, wenn 0„ gleich Null ist, ein Abwerfen mit fortlaufender Berechnung der Aufschlagstelle vorliegt. Der Parameter t_nD in Gleichung (18) kann sowohl als ein Parameter angesehen werden, der ein Kontinuum von Abwurfarten liefert, bei, dem der Abwurf mit fortlaufender Berechnung der Aufschlagstelle ein Extremum, nämlich"t__ = 0 ist.

JrK

Dieselbe Software, die für den Sturzflugabwurf verwandt wird, kann auch den Abwurf mit fortlaufender Berechnung der Aufschlagstelle einfach dadurch liefern, daß t _ = 0 . gesetzt wird.

Das Abwerfen aus einer festen Höhe ist gleichfalls mit dem Sturzflugabwurf insofern verwandt, als es erfordert, daß das Zielbestimmungssymbol um einen gewissen Betrag θ_τ über der laufend berechneten Aufschlagstelle liegt. Der Hauptunterschied besteht darin, daß θ gleichfalls kleiner als der Winkelabstand zwischen der Sichtlinie zur Aufschlagstelle und dem Flugzeuggeschwindigkeitsvektor sein muß, da dann, wenn das Flugzeug sich im Horizontalflug befindet, der Geschwindigkeitsvektor bereits über dem Ziel liegt. Der zweite Unterschied besteht darin, daß beim Abwurf aus einer festen Höhe Bomben mit hohem Rücktrieb anstelle von Bomben mit niedrigem Rücktrieb verwandt werden.

Die Gleichung (18) für θ erfüllt alle obigen Bedingungen. Ihre Ableitung (Figur 5) ist sowohl auf Bomben mit hohem Rücktrieb als auch Bomben mit niedrigem Rücktrieb anwendbar und führt das Zielbestimmungssymbol zu einem Punkt auf dem Boden, der neben der Aufschlagstelle liegt. Bei einer festen Flughöhe ist tat-

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~²²~ 294*603

sächlich die Zeit zwischen der Zielbestimmung und dem Abwurf genau gleich t__.

IrK.

Im typischen Fall werden die erforderlichen Rechenschritte in einer digitalen Datenverarbeitungsanlage durchgeführt. Es kann eine spezielle Datenverarbeitungsanlage vorgesehen sein, die besonders so ausgelegt ist/ daß sie die erforderlichen Rechenschritte ausführt oder es kann eine allgemeine Datenverarbeitungsanlage vorgesehen sein, die für die erforderlichen Rechenschritte programmiert ist.

Der Computer kann auch ein Analogrechner sein.

Sensoren können entweder digitale oder analoge Ausgangssignale erzeugen. Digitalanalog-und Analogdigitalwandler können dazu dienen, das Ausgangssignal in ein passendes Format zu bringen.

Figur 6 zeigt das Blockschaltbild eines Rechners, der entweder ein digitaler oder ein analoger Rechner sein kann und die erforderlichen Arbeitsschritte ausführt. Es versteht sich, daß die Signale in der geeigneten digitalen oder analogen Form vorliegen.

Die Luftdichte ist eine bekannte Funktion der Lufttemperatur und des statischen Luftdruckes. Die wahre Luftgeschwindigkeit eines Flugzeuges ist eine bekannte Funktion des Staudruckes und des statischen barometrischen Druckes sowie der statischen Lufttemperatur. Der Luftdichtenrechner 10 berechnet sowohl die Luftdichte ^ als auch die wahre Luftgeschwindigkeit TAS.

Der ballistische Computer 12 berechnet den Abwurfbereich R der Bombe, den Flugwinkel der Bombe beim Aufschlag, die Flugbahn der Bombe und die Flugzeit der Bombe als bekannte Funktion der Luftdichte, der wahren Luftgeschwindigkeit, der Lufttemperatur, dem Verhältnis des Bombenrücktriebkoeffizienten C_n multipliziert mit der Bombenquerschnittsfläche A zur Bombenmasse M, der Erdbeschleunigung g, der Flugzeughöhe Z relativ zum Ziel

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und der Flugzeuggeschwindigkeit V , V .

χ y

Ein typischer ballistischer Computer wird im Naval Weapons Center report NWC-TP-5416, herausgegeben September 1972 von Arthur A. Duke u.a. unter dem Titel "A Ballistic Trajectory Algorithm for Digital Airborne Fire Control" beschrieben.

Ein Trägheitsautonavigator 18 verwendet im typischen Fall eine kardanisch aufgehängte stabilisierte Plattform, die zwei oder drei Beschleunigungsmesser und zwei oder drei Gyroskope trägt. Geschlossene Servoregelkreise von den Ausgängen der Gyroskope und der Beschleunigungsmesser stabilisieren die Plattform auf eine örtliche Höhenlage und die Beschleunigungsmesser erzeugen Signale, die dazu dienen, Geschwindigkeits- und Positionssignale zu erzeugen. Eine Xnderungseinrichtung, beispielsweise ein Radarhöhenmesser oder der Zielcomputer 34, erzeugt Signale, die ein Maß für die Höhe des Flugzeuges Z_ über dem Ziel sind, sowie die Koordinaten des Zieles relativ zum Flugzeug zum Zeitpunkt des Anvisierens des Zieles. Eine mit dem Trägheitsnavigator 18 verbundene Computereinrichtung verwendet die Werte X und Y und die Signale vom Autonavigator dazu, die X, Y, Z-Signale der Position des Flugzeuges relativ zum Ziel auszulösen oder fortlaufend fortzuschreiben. Signale, die ein Maß für den Rollwinkel 6, für den Kurs des Flugzeuges

Λ|> und für den Anstellwinkel* des Flugzeuges O sind, können von Koordinatenwandlern auf den kardanischen Achsen

des Autonavigators 18 erhalten werden.

Die Signale vom Autonavigator 18 werden in der folgenden Weise verteilt. Das Signal Z liegt am ballistischen Computer" 12 und am F-Computer 20. Die Signale V, V liegen am ballistischen

χ y

Computer 12. Die Signale V und V liegen auch am Aufschlag-

x y

computer 24 zusammen mit den Werten X und Y. Das Signal Z liegt am F-Computer 20 und am θ -Computer 14. Das Signal φ liegt am Visierquerachsen-Computer. Das Signal <T liegt am Aufschlagcomputer 24. Alle drei Computer-Signale ά, θ und Tf* liegen am

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Koordinatenwandler 26.

Neben den Signalen V , V , X, Y und <f empfängt der Aufschlag-

x y

Computer die Signale T_n und t~, die die Fallzeit und die Flugbahn der Bombe wiedergeben, vom ballistischen Computer 12.

Die X₁ und Y Positionen der Aufschlagstelle werden durch den Aufschlagcomputer 24 berechnet und die Signale X₁ und Y werden dem Steuer- und Abwurf-Computer, dem Koordinatenwandler 26, der die Koordinatensignale für die Aufschlagstelle in Visierkoordinaten transformiert und an den Trägheitsautonavigator 18 legt.

Der F-Computer berechnet das Signal F auf die Signale Z und Z, das Bodengeschwindigkeitssignal," das Bombenabwurfbereichssignal R und das Signal für den Flugbahnwinkel V' _ der Waffe vom ballistischen Computer 12 ansprechend. Aus Figur 4 ist die Be-

Ziehung zwischen Z, Z und V" entnehmbar.

Der θ -Computer 14 berechnet θ auf die Signale Z, R und t ansprechend. R„ ist der ballistische Bereich des Bombensignals vom Computer 12, das Signal Z kommt vom Autonavigator und der Wert t-,η ist bekannt. Die Konstante t_nD ist die Zeit von der Zielbestimmung zum Abwurf, wenn der Pilot das Flugzeug nicht bis zu einem Zeitpunkt nach dem Abwerfen der Bombe hochzieht.

Der Visierquerachsen-Computer spricht auf den Wert θ und den Wert F an und berechnet einen Wert ©„, tan (φ_Ι - (f>) der Querachsenanordnung des Leuchtfleckes, der dem Azimut der Aufschlagstelle zuaddiert wird, um den Leuchtfleck auf der Querachse zu versetzen.

Der Leuchtfleck wird auf seiner vertikalen Achse um einen Betrag θ zuzüglich der Höhe der Aufschlagstelle versetzt.

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Die Signale für die vertikale Versetzung und die Querachsenversetzung des Leuchtfleckes werden nicht nur der Leuchtfleckanzeige sondern auch dem Zielcomputer 34 zugeführt.

Der Zielcomputer 34 liefert die Koordinatenposition X_T, Y_T des Flugzeuges in Erdkoordinaten bezüglich des Zieles beim Anvisieren des Zieles auf die Anordnung des Leuchtfleckes, die Schrägentfernung zum Ziel die barometrische Höhe des Zieles und des Flugzeuges ansprechend.

Steuersignale für das Flugzeug und Abwurfsignale für die Bombe werden durch den Steuer- und Abwurfcomputer 32 auf die Werte X₁ und Y ansprechend erzeugt, die die berechneten Koordinaten des Aufschlagpunktes der Bombe sind. Wenn die Werte X₁ und Y_ gleich Null sind, wird die Bombe abgeworfen. Wenn die Werte X und Y nicht gleichzeitig auf Null gehen, wird die Bombe dann abgewor-

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fen, wenn der Wert X_ + Y₁ am kleinsten ist.

Nach der Zielbestimmung werden Steuersignale vom Steuer- und AbwurfComputer 32, die dem Kreuzprodukt der Aufschlagpunktgeschwindigkeit und der Aufschlagpunktposition relativ zum Ziel proportional sind, dem Piloten an einer nicht dargestellten Anzeige geliefert. Der Pilot steuert das Flugzeug so, daß ein Steuersignal gleich Null beibehalten wird.

Der Aufschlagcomputer 24 mechanisiert die Gleichung (14). Der Zielcomputer ändert die Zielkoordinaten vom Flugzeug auf Erdkoordinaten beim Anvisieren oder Bestimmen des Zieles.

Der Pilot des Flugzeuges steuert das Flugzeug auf das Ziel zu, um den Leuchtfleck auf das Ziel zu bringen. Wenn sich der Leuchtfleck dem Ziel nähert, trimmt der Leuchtfleck nach rechts oder nach links durch ein Abrollen des Flugzeuges nach rechts oder links. Wenn der Leuchtfleck durch das Ziel geht, visiert der Pilot das Ziel an oder bestimmt der Pilot das Ziel und beginnt der Pilot unmittelbar damit, das Flugzeug hochzuziehen, indem er den Steuerknüppel gerade nach hinten zieht* Abschließende

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Korrekturen können durch den Piloten nach dem Anvisieren durch die folgenden Steuersignale erfolgen.

Die erfindungsgemäße Vorrichtung eignet sich somit zum Abwerfen einer Bombe auf ein Ziel, insbesondere beim Bombenabwurf im Sturzflug, bei dem der Pilot eine letzte kleine Korrektur des Zielleuchtfleckes oder des Zielbestimmungspunktes dadurch ausführt, daß er das Flugzeug abrollt, worauf er den Steuerknüppel gerade zurückzieht, ohne aus dem Abrollen herauszukommen.

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Claims (10)

PATENTANWÄLTE A. 3RÜNECKER H. KINKELDEY DK-Mt W. STOCKMAIR οιι-Μα- α* cwncx K. SCHUMANN P. H. JAKOB on.-wa G. BEZOLD . 8 MpNCHEN 22 ' ' . . MAXHuULIAMSTRASSE «9 5- Nov. 1979 P 14 417 LITTON SYSTEMS, TJJC. North Crescent Drive, Beverly Hills, California, USA Vorrichtung zum Steuern des Bombenabwurfs zur Unterstützung des Piloten für ein Flugzeug mit einem Bombenabwurfsystem PATENTANSPRÜCHE

1. Vorrichtung zum Steuern des Bombenabwurfs auf ein Ziel zur Unterstützung des Piloten für ein Flugzeug mit Bombenabwurfsystem gekennzeichnet durch

1) eine Luftdichten-Computereinrichtung (10), die auf Signale für den barometrischen Luftdruck, für den Luftstaudruck und die Temperatur ansprechend Signale erzeugt, die ein Maß für die Luftdichte f> und die wahre Luftgeschwindigkeit sind,

2) eine Einrichtung (18), die Signale erzeugt, die ein MaB für

die Vertikal- und Horizontalgeschwindigkeitsanteile Z, V ,V

des Flugzeuges und für die Vertikal- und Horizontalanteile

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(oee) aaaeea

Telex oe-aosao

TKLEQRAMME MONAPAT

ORIGINAL tklbkopikrbk

der Flugzeugposition x,y,z relativ zum Ziel θ, φ, ^ und <f sind _t und eine Einrichtung aufweist, die auf Signale X_, Y_ anspricht, die ein Maß für die Erdkoordinaten des Zieles relativ zur Position des Flugzeuges zum Zeitpunkt der Zielbestimmung sind,

3) eine ballistische Computereinrichtung (12), die auf die Signale Z , V , V , C_A/M und g ansprechend Signale erzeugt, die ein Maß für R₃, t_f, T_R und Jf₁ sind,

4) eine F-Computereinrichtung (20), die auf die Signale R^, Z,

Z , T und das Signal für die Bodengeschwindigkeit anspricht und ein Signal erzeugt, das ein Maß für F ist,

5) eine Visierquerachsen-Computereinrichtung (16) , die auf die Signale F, ψ und θ ansprechend ein Signal erzeugt, das ein Maß für θ_τ · tan (φ_χ - φ) ist,

6) eine Aufschlag-Computereinrichtung (24) , die auf die Signale V , V , <f , x, y, t- und T ansprechend Signale erzeugt, die ein Maß für die Koordinaten X₁ und Y der Aufschlagstelle relativ zum Ziel sind,

7) eine erste Koordinatenwandlereinrichtung (26) , die auf die Signale φ,^ und θ anspricht, um die Koordinaten X und Y_ in Leuchtpunkt-Azimut' -und Höhensignale umwandelt,

8) eine Einrichtung (28), die das Signal θ · tan (φ - φ) zum Leuchtpunkt-Azimut -Signal addiert, um ein Signal zur Querachsenplacierung des Leuchtpunktes zu liefern,

9) eine Einrichtung (30), die das Signal θ zum Leuchtpunkthöhensignal addiert, um ein Signal zur Vertikalplacierung des Leuchtpunktes zu liefern,

10)eine zweite Koordinatenwandlereinrichtung (34), die auf die Signale Θ, Tf» , φ und die Signale für die barometrische Höhe des Flugzeuges, die barometrische Höhe des Zieles für die Querachsenplacierung des Leuchtpunktes und die Vertikalplacierung des Leuchtpunktes anspricht und die Signale X , Y_ und Z_ erzeugt, und

Deine Einrichtung (32), die ein Signal zum Abwurf einer Bombe

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erzeugt, wenn der Wert X + Y₁ ein Minimum hat.

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2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (32) , die auf die Signale X-* T- anschliessend an die Zielbestimmung ansprechend ein Steuersignal erzeugt, um den Piloten bis zum Bombenabwurf zu führen.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Koordinatenwandlereinrichtung (34) weiterhin auf Signale anspricht, die ein MaB für die Schrägentfernung vom Flugzeug zum Ziel sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine θ -Computereinrichtung (14), die ein Signal für θ_ auf die Bodengeschwindigkeit, R_, Z und t__ ansprechend erzeugt.

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