DE666562C

DE666562C - Zieleinrichtung fuer den Abwurf von Gegenstaenden aus Luftfahrzeugen

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Publication number: DE666562C
Application number: DEB165403D
Authority: DE
Original assignee: Siemens APP und Maschinen GmbH
Current assignee: Siemens APP und Maschinen GmbH
Priority date: 1934-05-12
Filing date: 1934-05-12
Publication date: 1938-10-24

Description

Zieleinrichtung für den Abwurf von Gegenständen aus Luftfahrzeugen In Einrichtungen zur Bestimmung der Zielrichtung für den Abwurf von Gegenständen aus Luftfahrzeugen wird ein Stabilisator, z. B. eine Kreiselvorrichtung, benötigt, der in dem Zielgerät die Lotrichtung oder die Horizontebene relativ zu der Lage des Flugzeuges angibt. Bisher diente der Stabilisator lediglich dazu, einen Teil der Zieleinrichtung, z. B. das Visier oder auch ein Prisma in der Zieloptik, erdfest gerichtet zu erhalten. Gegenüber dieser erdfesten Richtung konnte dann der sich aus der Fahrgeschwindigkeit und Fahrtrichtung, der Abwurfhöhe, dem Wind u. dgl. ergebende ballistische Vorhaltwinkel beim Zielen gebildet werden. Diese konstruktiv meist verwickelten Geräte benötigen beim Zielen besondere Einstellungen, die in vielen Fällen, insbesondere beim Abwurf von Gegenständen im Sturzflug, nicht oder doch nur sehr schwierig auszuführen sind.
Bei der Zieleinrichtung gemäß der Erfindung ist eine besondere Einstellung des Zielgerätes während des Fluges nicht erforderlich. Dies ist dadurch erreicht, daß die Stabilisiervorrichtung, z. B. ein einfacher, kardanisch im neutralen Gleichgewicht aufgehängter Kreisel, eine Zielmarke bzw. eine Anordnung von mehreren Zielmarken trägt, welche vermittels eines optischen Systems unmittelbar dem Auge des Zielenden, z. B. des Flugzeugführers, in der Weise dargeboten wird, daß diese Zielmarken im Blickfeld des Beobachters bereits die den ballistischen Vorhaltwinkel berücksichtigende Zielrichtung angeben. Das Bild der von dem Stabilisator getragenen Zielmarke bzw. -markenanordnung, welches von dem Beobachter beim Zielen mit dem wirklichen Ziel in Deckung zu bringen ist und welches vorzugsweise für eine bestimmte Abwurfhöhe den zu berücksichtigenden Vorhaltwinkel bereits in sich schließt, wird vermittels einer im Fahrzeug feststehenden Optik, beispielsweise eines Prismas und einer Sammellinse, vorteilhaft im telezentrischen Strahlengang in das Blickfeld des Beobachters geworfen, so daß dieser die mit dem wahren Ziel in Deckung zu bringende Zielmarke bzw. -markenanordnung im Unendlichen bzw. am Boden liegend zu sehen glaubt. Hierdurch wird dem Beobachter das Zielen außerordentlich erleichtert, da er nunmehr lediglich zwei Punkte, nämlich den wahren und den fiktiven Zielpunkt, in Deckung zu bringen hat und dabei selbst sich innerhalb des bei entsprechender Bemessung der Optik genügend großen Blickfeldes frei bewegen kann, ohne in der Visur behindert zu sein.
Es kann beispielsweise im Blickfeld des Beobachters eine um q.50° gegen die Visierrichtung geneigte planparallele Glasscheibe angeordnet sein, über welche von unten oder oben her vermittels einer Sammellinse die von der Kreiselvorrichtung erd- bzw. raum-

fest gehaltene Zielmarke im telezentrisch.n'

Strahlengang dem Beobachter zugewor.

wird.

Die Zielmarke bzw.- markenanordnung wird'

erfindungsgemäß von einem einzigen durch eine Kardanlagerung im Schwerpunkt unterstützten Kreisel gehalten, dessen Umlaufachse lotrecht und im Horizontalflug senkrecht zu den beiden Kardanachsen liegt. Es wäre denkbar, an diesem Kreisel ein System von Zielmarken vorzusehen, welche jeweils für einen bestimmten Sturzflugwinkel und eine bestimmte Abwurfhöhe den zugehörigen ballistischen Vorhaltwinkel berücksichtigen. Vorzugsweise wird jedoch eine einzige punktförmige Zielmarke am Kreisel angeordnet, die zwecks Berücksichtigung des sich beim Abwurf aus einer bestimmten Höhe ergebenden ballistischen Vorhaltwinkels in einem bestimmten Abstand lotrecht über oder unter dem Schnittpunkt der Kardanachsen liegt. Man vermag durch Änderung des Abstandes der Zielmarke von dem Schnittpunkt der Kardanachsen des Kreisels sowie der Brennweite der in der die Zielmarke in das Blickfeld des Beobachters projizierenden Optik eingeschalteten Sammellinse die fiktive Ziellinie im Blickfeld des Beobachters so zu drehen, daß beim Indeckungbringen des wahren Zieles mit der am Boden erscheinenden fiktiven Zielmarke der für den Abwurf geltende Vorhaltwinkel bereits berücksichtigt . ist. Ebenso kann in der neuen Zieleinrichtung die durch Wind oder durch Eigenbewegung des Zieles, z. B. eines Schiffes, bedingte Relativverschiebung zwischen dem Flugzeug und dem Ziel berücksichtigt werden.
Dies wird im folgenden an Hand der Zeichnung näher erläutert werden, in welcher Fig. z ein Schaubild des neuen Zielgerätes und Fig. i und i a zur Erläuterung der beim Sturzflug gegebenen geometrischen Verhältnisse dienen.
Wenn gemäß Fig. i ein Flugzeug aus einer Höhe von beispielsweise 5ooo oder 6ooo m zu einem in der Regel unter einem Neigungswinkel a von 70 bis 8o° erfolgenden Sturzflug übergeht, so ist der Führer infolge der nach einiger Zeit erreichten großen Sturzgeschwindigkeit von q.5o bis 500 km/Std. gezwungen, den Abwurf bereits in einer Höhe ha von 8oo bis iooo m vorzunehmen, um einem Aufpra11 auf den Boden oder auf das Wasser zu entgehen. Der Abwurfpunkt ist mit A bezeichnet. Z ist das zu treffende Ziel. (3 ist der bei der angenommenen Abwurfhöhe icd zu berücksichtigende Vorhalt-vvinkel. Dieser Vorhaltwinkel ist außer von der Höhe Izu und von dem Sturzwinkel a auch von der Sturzgeschwindigkeit abhängig, letztere ist jedoch für die im Sturzflug auftretenden geringen

rhaltwinkel mit genügender Genauigkeit

`1s konstant anzusehen. Mit y ist der in der

-#G.eichenebene, also in der Angriffsebene, lie-

gende Windabtriftswinkel bezeichnet, der

beim Angriff auf ein fahrendes Seeziel auch den durch die Zielfahrt bedingten Abtriftswinkel mit umfaßt, da die Eigenbewegung des Zieles sich für den Flugzeugführer genau so wie die Windabtrift bemerkbar macht. Schließlich ist beim Sturzflug noch ein seitlicher Abtriftwinkel zu berücksichtigen, der durch den O_uerwind bzw. durch die O_uerfahrt des Zieles entsteht, der jedoch aus fig. i nicht ersichtlich ist.
Das Zielgerät gemäß Fig. z umfaßt zunächst den die Zielmarke 111 tragenden Kreisel K, der mittels der in der horizontalen Flugrichtung (Pfeil P) liegenden inneren Kardanzapfen z1, des Kardanringes r und der äußeren Kardanzapfen z2 in der Gabel g so aufgehängt ist, daß sein Schwerpunkt im Schnittpunkt der beiden Kardanachsen liegt und daß seine Umlaufachse a lotrecht steht. Die Marke 11l besteht z. B. aus einer hellen punktförmigen elektrischen Glühlampe oder aus einem weißen Knopf, der von außen her beleuchtet wird. Der Abstand b der Marke vom Schnittpunkt der beiden Kardanachsen ist einstellbar.
Die Gabel g, welche das Kardangehänge des Kreisels trägt, ist nicht ortsfest, sondern frei drehbar in den Stützen s des Flugzeuges gelagert, und zwar aus folgendem Grunde: Der Kreisel K darf bei keiner Fluglage ein verkantendes Moment erhalten, um die Lotlage aufrechterhalten zu können. Es ist ersichtlich, daß ein solches Moment bei Horizontalflug nicht auftreten kann, da der Kreisel in seiner für Horizontalflug gezeichneten Lage gegen Drehungen des Flugzeuges um die Hochachse unempfindlich ist und Längs-und Querneigungen des Flugzeuges um die dann in Richtung der Längs= und Querachse des Flugzeuges liegenden Kardanzapfen z1 und z2 frei erfolgen können. Dasselbe ist natürlich auch beim Sturzflug unter einem Winkel von mehr oder minder angenähert 9o° der Fall, wo lediglich die Umlaufachse a des Kreisels und die Kardanzapfen z1 relativ zum Flugzeug um 9o° verkantet stehen: Beim Übergang zum Sturzflug kann ein verkantendes Moment dann auch nicht auftreten, wenn das Schwenken ordnungsgemäß um die Querachse des Flugzeuges erfolgt. Dann dreht sich nämlich der Kreisel lediglich um seine Querzapfen z2. Wenn jedoch, wie es vielfach der Fall ist, das Flugzeug über den linken Flügel nach unten dreht, so würde, falls die Gabel g ortsfest wäre, zunächst ein Schwenken des Kreisels relativ zum Flugzeug um seine äußeren Kardanzapfen z1 und dann ein Drehen des Flugzeuges um die dann gegenüber der Umlaufachse des Kreisels um beispielsweise 2o oder 30° verkantete Hochachse eintreten. Die mit dem Flugzeug geneigten äußeren Kardanzapfen z2 würden also bei dieser Drehung des Flugzeuges um die Hochachse den geneigt zur Ebene des Ringes r stehenden Drallvektor zu drehen suchen, was eine entsprechende Präzessionsbewegung des Kreisels aus seiner Lotlage heraus zur Folge hätte. Um dies zu verhindern, wird die in den Stützen s liegende Drehachse des Bügels g mit dem inneren Kardanzapfen z1 des Kreisels gekuppelt, solange der Sturzflugwinkel nur zo oder 2o° beträgt. Zu diesem Zweck trägt der rückwärtige Zapfen z1 zwei Röllchen ro, die in der gezeichneten Nullstellung mit geringem Spielraum zwischen den beiden an der Gabel g befestigten seitwärts nach oben und unten sowie zum Kreisel hin weggebogenen Führungslaschen il und 12 spielen. Legt sich also das Flugzeug zu Beginn des Sturzfluges schräg, so nimmt der Zapfen z1 die Gabel g mit, so daß diese und damit die äußeren Kardanzapfen z2 angenähert horizontal bleiben. Wenn dann das Flugzeug über den Flügel in den Sturzflug eindreht, so erfolgt die damit verbundene Drehung des Kardangehänges um die Umlaufachse a des Kreisels, also ohne Auslösung eines verkantenden Momentes.
Vor dem Kreisel, und zwar in Richtung der Flugzeuglängsachse, ist beispielsweise an der flugzeugfesten Lasche z, das Pentaprisma R angeordnet. Nachdem das Flugzeug in die Sturzfluglage gekommen ist, steht die Zielmarke M relativ zu der flugzeugfesten Einrichtung um ungefähr 9o° verdreht, beispielsweise im Punkt M'. Ihr Bild wird nun in dem punktiert angedeuteten Strahlengang durch das Prisma R und durch die Trommel T und die darin oben angeordnete Sammellinse S auf die planparallele Glasscheibe G geworfen, von wo es. in das Auge des Flugzeugführers B reflektiert wird. Die Sammellinse S ist so geschliffen, daß ihr Brennpunkt angenähert oder genau mit dem' Punkt M' zusammenfällt, so daß sie das Bild dieses Punktes in parallelem Strahlengang unter Vermittlung der Glasscheibe G zum Beobachter projiziert. Die Brennweite der Linse S kann durch Einschieben von zusätzlichen Linsen in den Strahlengang durch den Spalt p vergrößert oder verkleinert werden, je nachdem man eine konvex oder konkav gekrümmte Linse einlegt. Die Halterung für die Linse S trägt auch gleichzeitig in Stützen st die Drehzapfen z, der Glasscheibe G. - Diese ist vermittels des Schneckengetriebes s1 und der Welle w1 von dem kleinen Motor in, verstellbar. .Dieser Motor verschiebt bei Verdrehung der Glasscheibe G gleichzeitig über Kegelräder c die an der Mutter der Spindel d befestigte Platte e, die an Stangen h1 und h2 geführt ist. Diese Platte trägt einen Längs- und Querstrich hl bzw. h2 und möglichst .an einer Seite auch noch die Gradeinteilung für den Sturzflugwinkel x. Das Bild der Platte wird durch die beiden Prismen 0 und P und die Sammellinse S ebenfalls auf die Glasscheibe G und von dieser in das Auge des Beobachters geworfen. Das unten liegende Prisma 0 hat lediglich die Aufgabe, die beiden für den Durchgang des Bildes der Platte e in Betracht kommenden Seiten der Prismenkombination planparallel zu machen. Um das Reflexionsvermögen der gegen das Prisma 0 anliegenden Fläche des Pentaprismas bezüglich der von der Bildmarke M' ausgehenden Strahlen zu erhalten, ist diese Fläche matt versilbert.
Die Glasscheibe G wird nebst ihren Stützen st von einem an der Trommel T drehbar gelagerten Schneckenrad s2 getragen, welches vermittels Schnecke s3 über Kegelräder r1, Welle 7v2 und Kegelräder r2 von einem zweiten Motor nag gedreht werden kann. Die beiden Motoren m1 und m2 sind z. B. durch Druckknöpfe einschaltbar, die am Steuerknüppel bzw. Steuerrad des Flugzeuges angeordnet sind und vom Flugzeugführer mit dem Daumen betätigt werden.
Vor Beginn oder erforderlichenfalls auch noch während des Reisefluges stellt der Flugzeugführer den Abstand b der Zielmarke M und die Brennweite der Sammellinse S für die beabsichtigte Abwurfhöhe ein, daß die Richtung der telezentrischen Strahlen, welche von der Glasplatte G die im Sturzflug um 70, 8o oder auch 9o° relativ zum Flugzeug gekippte Zielmarke M zum Beobachter projizieren, gegenüber der durch den Pfeil V angegebenen, parallel zur Flugzeuglängsachse liegenden Visierrichtung um den ballistischen Vorhaltwinkel ß abgelenkt wird. Lediglich bei einem Sturzflugwinkel von 9o°, also dann, wenn die Zielmarke M genau vor dem Prisma R steht, werden die von dieser Marke ausgehenden Strahlen von der Glasscheibe E genau in Richtung des Pfeiles h zum Beobachter projiziert, was einem Vorhaltwinkel ß = o entspricht. Je mehr jedoch der Sturzflugwinkel von 9o° abweicht, um so größer wird die Ablenkung der telezentrischen Strahlen sein, die diese Zielmarke dem Beobachter zuwerfen. Somit gehört bei einem festen Abstand b zu jedem Neigungswinkel der Zielmarke !1l ein ganz bestimmter, dem zugehörigen ballistischen Vorhaltwinkel ß entsprechender Ablenkungswinkel der durch die fiktive Zielmarke gegebenen Zielrichtung. Wenn man nun, wie es für den Abwurf aus einer größeren Höhe, z. B. aooo m, erforderlich ist, deal Abstand b der Zielmarke M vergrößert und die Brennweite der Linse S entsprechend verringert, so ist ersichtlich, daß dann zu den einzelnen von 9o° abweichenden Sturzflugwinkeln entsprechend größere Ablenkungswinkel der das Bild der Zielmarke von der Glasscheibe aus im telezentrischen Gang dem Beobachter zuwerfenden Strahlen gehört. Die berücksichtigten ballistischen Vorhaltwinkel ß sind dann der größeren Abwurfhöhe entsprechend größer.
Beim Übergang zum Sturzflug und während des Sturzfluges werden sich nacheinander folgende Vorgänge abspielen: Wenn der Flugzeugführer im Horizontalflug in genügende Nähe an das Ziel herangekommen zu sein glaubt, geht er um die Querachse des Flugzeuges oder seitlich über den Flügel zum Sturzflug über. Er sieht dann beispielsweise das in Fig. i a schematisch angegebene Bild vor sich, in welchem Z das zu treffende Ziel, z. B. ein Schiff, ist, gegenüber dem er das im telezentrischen Strahlengang von der Glasscheibe ihm zugeworfene Kreuz k1, k2 der Glasscheibe e zunächst beispielsweise bei X liegen sieht. Von diesem Kreuz verkörpert die Linie k1 die Hochachse und die Linie k2 die Querachse des Flugzeuges genau so, als ob von einer hinter dem Flugzeug (in der Sturzrichtung) stehenden Sonne der Schatten der bildlich vorhanden gedachten Hoch- und Querachse des Flugzeuges auf die Erde geworfen würde. Als drittes Element sieht der Flugzeugführer noch die fiktive Zielmarke M am Boden bzw. auf dem Wasser liegen. Aus deren Lage gegenüber der ebenfalls sichtbaren Skaleneinteilung kann er genügend genau den Winkel a erkennen, unter welchem er gegenwärtig abstürzt. Sollte er beobachten, d.aß die Zielmarke 117' noch unterhalb der 70°-Marke liegt, so müßte er gegebenenfalls sein Flugzeug vorher nochmals kurzzeitig anheben, um näher an das Ziel heranzukommen und dann unter dem gewünschten Winkel a von 7o bis 8o° auf das Ziel stoßen zu können. Sollte die fiktive Zielmarke M' nicht auf dem den Schatten seiner Hochachse verkörpernden Strich k1, sondern seitlich neben diesem liegen, so erkennt er daran, daß seine Maschine nach der einen oder anderen Seite hängt, letzteres deshalb, weil bei im Sturzflug hängender Maschine der Kreisel K und damit die Zielmarke 111' aus der Vertikalebene (durch die Längsachse des Flugzeuges) ausgelenkt steht, die Zielmarke M also relativ zu dem Längsstrich k1 der Glasscheibe e seitlich verschoben steht. Durch Betätigen der Quersteuer bzw. des Seitenruders vermag der Flugzeugführer die Maschine wieder so in die richtige Lage zu bringen, daß der Punkt M' (Fig. i a) wieder auf den Längsstrich k1 rückt. Nach dieser navigatorischen Ausrichtung weiß der Flugzeugführer, daß er unter einem für den Abwurf günstigen Neigungswinkel geradlinig abstürzt.
Seine nächste Aufgabe ist, den Schnittpunkt des bisher noch bei X liegenden Schattenkreuzes k1, k2 mit dem Zielpunkt Z in Deckung zu bringen und in Deckung zu halten. Bei Windstille und bei nicht fahrendem Ziel Z ist dieses außerordentlich einfach. Er braucht nur durch entsprechende Betätigung des Höhen- und Seitensteuers die Längsachse des Flugzeuges unter dem Winkel a (Fig. i) auszurichten. Wenn jedoch eine Eigenfahrt des Zieles Z oder, was praktisch auf dasselbe hinauskommt, eine seitliche Abtrift durch Wind vorhanden ist, so wird der Flugzeugführer (unter Beibehaltung des Sturzflugwinkels a) schon nach ganz kurzer Zeit feststellen, daß das Schattenkreuz k1, k2 sich von dem Ziel Z fortbewegt. Er wird es nach einigen Sekunden beispielsweise bei Y liegen sehen. Er kann nun so vorgehen, daß er durch Betätigen der Druckknöpfe am Steuerrad die Motoren in, und m2 so lange einschaltet, bis durch Neigen und Drehen der Glasscheibe G das Schattenkreuz von Y aus in Richtung der Querverschiebung seines Flugzeuges nach Y' wandert. Wenn er nun wiederum durch Betätigen des Seiten- und Höhensteuers das Schattenkreuz auf das Ziel Z gebracht hat, so hat er damit sein Flugzeug um den in der Angriffsebene vorhandenen Abtriftswinkel y gehoben und um den Querabtriftswinkel y' in den Wind gedreht. Die Sturzflugrichtung bleibt also unter dem Winkel a nach wie vor genau auf das Ziel gerichtet, wobei jedoch die Längsachse des Flugzeuges gegenüber dieser Sturzflugrichtung um die Abtriftswinkel geneigt steht.
Der Flugzeugführer vermag die durch Wind bzw. Eigenfahrt des Zieles bedingte Abtrift dann, wenn er z. B. an der Lage des Schiffes die Richtung der Eigenfahrt und an der Rauchfahne den herrschenden Wind mit genügender Genauigkeit abzuschätzen weiß, auch schneller auszugleichen, indem er sofort nach dem erstmaligen Ausrichten seines Flugzeuges durch Betätigung der Ruder um einen gewissen Betrag entgegen der Abtriftsrichtung vom Ziel Z z. B. nach Y" steuert und dann durch Betätigen der die Motoren m1 und ih2 einschaltenden Druckknöpfe das Schattenkreuz mit dem Ziel Z in Deckung bringt. Falls nach dieser ersten Abtriftskorrektur noch eine geringe Auswanderung des Schattenkreuzes vom Ziel weg verbleibt, muß dasselbe Manöver noch einmal erneuert werden. Ein geübter Sturzflieger vermag jedoch leicht schon beim ersten Mal die Lage seines Flugzeuges richtig so zu korrigieren, daß er trotz der durch Wind und durch die Eigenbewegung des Zieles bedingten Voraus- bzw. Seitenabtrift genau geradlinig unter dem Winkel a auf das Ziel zustößt.
In dieser Lage verbleibt dann das Flugzeug, bis der Flugzeugführer durch einen Blick auf den Höhenmesser, dessen Anzeige übrigens der Bequemlichkeit wegen auch unmittelbar auf den linken oder rechten Rand der Glasscheibe G projiziert werden kann, feststellt, daß er die vorgeschriebene Abwurfhöhe von beispielsweise 8oo m ungefähr erreicht hat. Alsdann hebt er sein Flugzeug um den ballistischen Vorhaltwinkel ß an, indem er die fiktive Zielmarke M' (Fig. i a) mit dem Ziel Z in Deckung bringt. Unmittelbar darauf löst er z. B. durch Drücken weiterer am Steuerknüppel vorgesehener elektrischer Kontakte elektromagnetisch das Aufhängeschloß des abzuwerfenden- Gegenstandes aus und geht darauf in den Horizontalflug über. Der ausgelöste Gegenstand fällt dann in dem schwach gekrümmten Parabelbogen o auf das Ziel Z.
Der in der Einrichtung nach Fig.2 als Träger der fiktiven Zielmarke vorgesehene Kreisel mit neutralerAufhängung muß natürlich vor dem -Übergang zum Sturzflug in irgendeiner bekannten Weise lotrecht ausgerichtet werden. Der Kreisel vermag dann jedoch für die verhältnismäßig kurze Dauer des Sturzfluges die Lotlage sehr genau innezuhalten. Selbstverständlich könnte an Stelle eines einzigen Kreisels auch ein vorzugsweise aus mehreren Kreiseln bestehendes, die Lotlage selbst aufsuchendes und dann innehaltendes Kreiselpendel Anwendung finden.
Für den Fall, daß der Flugzeugführer B durch die Motorhaube des Flugzeuges oder durch andere Aufbauten in der Visur unmittelbar in Richtung des angedeuteten Pfeiles V behindert ist, muß vor der Glasscheibe G ein an sich bekannter periskopartiger Aufbau vorgesehen werden, der die Visierrichtung V um den erforderlichen Betrag parallel nach oben bzw. nach vorn über die Hindernisse hinweghebt. In diesem Fall könnte die Glasscheibe G flugzeugfest angeordnet sein, da dann die Möglichkeit gegeben ist, die Schwenkung der Visierlinie entsprechend dem Abtriftswinkel y wie auch deren Drehung entsprechend dem seitlichen Abtriftswinkel in der Optik des Periskops bzw. unmittelbar am Periskoprohr vorzunehmen. PATr,NTANSPRÜCHL: i. Zieleinrichtung für den Abwurf von Gegenständen aus Luftfahrzeugen, yorzugsweise im Sturzflug, unter Verwendung einer Stabilisiervorrichtung, z. B. Kreiselvorrichtung, dadurch gekennzeichnet, daß eine von der Stabilisiervorrichtung getragene Zielmarke bzw. -markenanordnung vermittels eines optischen Systems in solcher Weise in das Blickfeld des Zielenden gebracht wird, daß sie dort unmittelbar die den ballistischen Vorhaltwinkel berücksichtigende Zielrichtung angibt.
2. Zieleinrichtung nach Anspruch i, dadurch gekennzeichnet, daß im freien Blickfeld des Zielenden (Flugzeugfizhrers) ein durchsichtiges Element, z. B. eine Glasscheibe, angeordnet ist, vermittels dessen von der im Fahrzeug erd- bzw. raumfest angeordneten Stabilisiervorrichtung (Kreiselvorrichtung) aus die stabilisierte Zielmarke im telezentrischen Strahlengang in das Auge des Zielenden projiziert wird, so daß dieser die mit dem wahren Ziel in Deckung zu bringende Zielmarke im Unendlichen bzw. am Boden liegend zu sehen glaubt.
3. Zieleinrichtung nach Anspruch i und 2, gekennzeichnet durch eine im Blickfeld des Zielenden liegende planparallele Glasscheibe, die so gegen die Blickrichtung geneigt steht, daß die Zielmarke der im Fahrzeug erd- bzw. raumfest angeordneten Vorrichtung vermittels eines optischen Systems mit Sammellinse im telezentrischen Strahlengang von der Glasscheibe aus in das Auge des Zielenden reflektiert wird.
q.. Zieleinrichtung für den Abwurf von Gegenständen im Sturzflug mit einem Kreisel mit lotrechter Drehachse und Kardanaufhängung mit im Horizontalflug horizontalen Kardanachsen als Träger der stabilisierten Zielmarke, dadurch gekennzeichnet, daß die äußere quer zur Fahrtrichtung liegende Achse der Kardanaufhängung von einem z. B. gabelförmig ausgebildeten Glied getragen wird, welches um eine parallel zur Flugzeuglängsachse ortsfest gelagerte Achse frei drehbar ist.
5. Zieleinrichtung nach Anspruch q., dadurch gekennzeichnet, daß- die innere mit der Drehachse des Trägergliedes (Gabel) im Waagerechtflug gleichgerichtete Kardanachse mit der Achse des Trägergliedes gekuppelt ist, solange die Neigung der sich mit dem Flugzeug neigenden Drehachse des Trägergliedes nur gering, z. B. weniger als io oder 2o°, ist.
6. Zieleinrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die innere Achse der Kardanaufhängung an ihrem einen der Traggabel zugewandten Ende zwei übereinanderliegende Rollen trägt, die zwischen zwei seitwärts nach oben und unten bzw. zum Kreisel hin weggebogenen, mit der Traggabel verbundenen Führungslaschen spielt.
Zieleinrichtung nach Anspruch 3 oder folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß die Zielmarke am Stabilisierungskreisel in vorzugsweise einstellbarem Abstand lotrecht über oder unter dem Schnittpunkt der Kardanachsen angeordnet und punktförmig, z. B. eine kleine elektrische Lampe, ist.
B. Zieleinrichtung nach Anspruch 1, 2 oder folgenden, gekennzeichnet durch ein in Richtung der Fahrzeuglängsachse vor oder hinter dem Schnittpunkt der Kardanachsen der die Zielmarke tragenden Kreiselvorrichtung angeordnetes Prisma, z, B. Pentaprisma, das im Sturzflug das Bild der Zielmarke mit Hilfe einer Sammellinse über die im Blickfeld des Beobachters liegende Glasscheibe im telezentrischen Strahlengang in das Auge des Zielenden projiziert.
g. Zieleinrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennweite der das Bild der Zielmarke im parallelen Strahlengang auf die Glasscheibe projizierenden Linse so bemessen ist, daß sie zu dem lotrechten Abstand der Zielmarke von dem Schnittpunkt der Achsen der Kardanaufhängung des Kreisels in einem in einer bestimmten Abwurfhöhe geltenden Vorhaltwinkeln des Zieles entsprechenden Verhältnis steht derart, daß die Zielmarke von der Glasscheibe um den zum jeweiligen Sturzflugwinkel (a) gehörenden ballistischen Vorhaltwinkel abgelenkt in das Auge des Zielenden reflektiert wird.
io. Zieleinrichtung nach Anspruch 8 und g, gekennzeichnet durch Mittel zur Veränderung der Brennweite der Sammellinse, z. B. durch in den Strahlengang einschiebbare konvex oder konkav gekrümmte Zusatzlinsen.
1i. Zieleinrichtung nach Anspruch 1, a oder folgenden, dadurch gekennzeichnet, daß auf die im Blickfeld des Beobachters liegende Glasscheibe o. dgl. außer der stabilisierten Zielmarke noch eine die räumliche Richtung der Flugzeuglängsachse angebende Marke, z. B. Fadenkreuz, sowie eine die Neigung des Sturzfluges erkennbar machende Strich- oder Gradeinteilung in solcher Weise projiziert wird, daß auch deren Bild im telezentrischen Strahlengang in das Auge des Zielenden reflektiert wird. 12. Zieleinrichtung nach Anspruch 8 und i i, dadurch gekennzeichnet, daß unterhalb des im Fahrzeug fest angeordneten Prismas (R) und parallel zu der durch die Längs- und Querachse des Fahrzeuges gebildeten Ebene eine vorzugsweise von unten her beleuchtete Glasscheibe (e) mit Fadenkreuz und mit in Richtung der Flugzeuglängsachse vorgesehener Gradeinteilung für den Sturzflugwinkel vorgesehen ist, welche in ihrer Längsrichtung verschieblich sein kann.
13. Zieleinrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Pentaprisma (R) durch ein zweckmäßig fest dagegen anliegendes keilförmiges Prisma (Q) so ergänzt ist, daß es das Bild der unter ihm liegenden Platte (e) ungebrochen durchläßt.
1q.. Zieleinrichtung nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die gegen das Zusatzprisma (Q) anliegende Fläche des Pentaprismas mattiert, z. B. schwach versilbert ist.
15. Zieleinrichtung nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch im Blickfeld des Beobachters vorgesehene, vorzugsweise mit der Glasscheibe (G) identische verstellbare Mittel zur Ablenkung des Visierstrahles entsprechend den sich aus einer Verschiebung des Fahrzeuges infolge Wind oder den sich aus der Eigenbewegung des Zieles ergebenden Abtriftswinkeln.
16. Zieleinrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch einen vom Zielenden (Flugzeugführer) ferngesteuerten Motor (ml) zur Verstellung der im freien Blickfeld des Zielenden angeordneten Glasscheibe um eine parallel zur Flugzeugquerachse liegende Drehachse und zur Verschiebung der unterhalb des Prismas in Richtung der Flugzeuglängsachse verschieblich angeordneten Glasscheibe mit Gradeinteilung für den Sturzflugwinkel gemäß dem sich beim Zielen im Sturzflug ergebenden, in der Angriffsebene liegenden Abtriftswinkel (y).
17. Zieleinrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch einen vom Beobachter (Flugzeugführer) ferngesteuerten Motor (in,) zur Drehung des Visierstrahles, z. B. der Glasscheibe (g), um eine parallel zur Flugzeughochachse liegende Drehachse entsprechend dem sich beim Zielen ergebenden seitlichen Abtriftswinkel.
18. Zieleinrichtung nach Anspruch 16 und 17, dadurch gekennzeichnet, daß die beiden Motoren durch Druckknöpfe ein-und ausschaltbar sind, welche am Steuerknüppel bzw. Steuerrad des Flugzeugführers angeordnet sind.
i9. Zieleinrichtung nach Anspruch i und den folgenden in Verbindung mit einer ihr vorgeschalteten Periskopoptik zur Parallelverschiebung der Visierrichtung über etwaige, die Visur beeinträchtigende Hindernisse, z. B. Motorhaube.