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Bombenzielgerät Die Erfindung betrifft ein Bombenzielgerät für Flugzeuge
zur Verwendung bei Angriffen in sehr geringen Flughöhen und bei hohen Fluggeschwindigkeiten,
bestehend aus einem Visierkopf zum Betrachten des vor dem Flugzeug liegenden Geländes
gegen eine aufrecht stehende Zielmarke, die eine Visierlinie bestimmt. Das Bombenzielgerät
ist insbesondere für Tiefflugangriffe unter Verwendung zündverzögerter Bomben geeignet.
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Es sind bereits Bombenzielgeräte bekanntgeworden, mit Hilfe derer
die Bombe bei einem kritischen Wert der Längsneigung des Flugzeuges, d. h. während
das Flugzeug wieder hochzieht, ausgelöst wird. Das Flugzeug führt einen Sturzflug
mit einem geneigten, auf das Ziel gerichteten Visier aus. Derartige Bombenzielgeräte
sind jedoch für einen Tiefflugangriff mit hoher Fluggeschwindigkeit ungeeignet.
Es ist die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Bombenzielgerät für Flugzeuge
zu schaffen, das bei einem Angriff im Tiefflug, der näherungsweise parallel zur
Erdoberfläche in niedriger Höhe und bei hoher Fluggeschwindigkeit erfolgt, eingesetzt
werden kann.
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Um den vorstehenden Forderungen zu genügen, weist das erfindungsgemäß
ausgebildete Bombenzielgerät eine bei Annäherung des Flugzeuges an das Ziel wirksame
Zielmarken-Präzessionseinrichtung auf, mit deren Hilfe die Zielmarke automatisch
und fortlaufend präzessiert wird dergestalt, daß die Visierlinie gegenüber der Fluglinie
gedreht wird, so daß in jeder der horizontalen und vertikalen Ebenen, in denen die
Fluglinie verläuft, das Verhältnis der Winkelgeschwindigkeit der in diese Ebene
projizierten Komponente der Visierlinie zu dem Quadrat des Sinus des Winkels zwischen
jener Komponente und der Flugknie
steuerbar ist. Außerdem ist eine
Zielmarken-Stabilisierungseinrichtung vorgesehen, die das Steuern eines jeden dieser
Verhältnisse erleichtert und der Stabilisierung der Zielmarke auf einen festen Punkt
in dem vor dem Flugzeug liegenden Gelände erlaubt, während das Flugzeug einen im
wesentlichen geradlinigen und im wesentlichen parallel zur Erdoberfläche verlaufenden
Flugkurs steuert. Außerdem weist das Bombenzielgerät eine Zielmarken-Übertragungseinrichtung
zur Übertragung der Zielmarke im stabilisierten Zustand auf, um dieselbe mit dem
Ziel, auf welches sie stabilisiert bleibt, zur Deckung zu bringen. Ferner werden
mittels einer an sich bekannten Meßeinrichtung fortlaufend geglättete und von den
Stellungen der vorgenannten Winkel abhängige Meßwerte geliefert, ,und in einem an
sich bekannten Ballistikrechner werden die kritischen Größen dieser Meßwerte bestimmt,
die dem richtigen Zeitpunkt zum Auslösen der Bombe entsprechen, wenn diese das Ziel
treffen soll, während das Flugzeug mit einer auf das Ziel stabilisierten Zielmarke
fliegt. Außerdem wird mittels einer an sich bekannten Auslöseeinrichtung ein Bomben-Auslösesignal
erzeugt, wenn die Größen dieser Meßwerte die errechneten kritischen Werte erreicht
haben.
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Die Erfindung wird nachstehend an Hand der ein Ausführungsbeispiel
darstellenden Zeichnung näher erläutert. Im einzelnen zeigen F i g. i und 2 geometrische
Diagramme zur Erläuterung der Wirkungsweise eines erfindungsgemäß ausgebildeten
Bombenzielgerätes, F i g. 3 eine im wesentlichen als Blockschaltbild dargestellte
Schaltung eines Ausführungsbeispiels der Erfindung, F i g. 4 ein geometrisches Diagramm
zur Erläutei-ung einer weiteren Ausführungsform der Erfindung. Zunächst soll die
Betriebsweise eines erfindungsgemäß ausgebildeten Bombenzielgerätes an Hand von
F i g. i und 2 erläutert werden. Bei diesen Figuren ist der Einfachheit halber angenömmen
worden, daß das Flugzeug eine im wesentlichen parallel zum Erdboden in niedriger
Höhe verlaufende Flugbahn einhält und daß das Flugzeug mit hoher Geschwindigkeit
fliegt. In F i g. i ist ein in die durch die Fluglinie gelegte vertikale Ebene projizierter
Anflug für einen Angriff dargestellt. Mit P ist die Stellung des Flugzeuges bezeichnet,
das mit einer über Grand gemessenen Geschwindigkeit S auf der Flugbahn PA parallel
zum Erdboden G auf ein feststehendes Erdziel Q zufliegt, das in der gleichen vertikalen
Ebene liegt. In dem dargestellten Augenblick beträgt die Entfernung zu dem Zielpunkt
Q die Strecke r, und der Sichtwinkel schräg nach unten zwischen dem
Geschwindigkeitssektor PA und der Visierlinie PQ beträgt 0v, wobei der Index v die
vertikale Bezugsebene bezeichnet. Die Durchgangsentfernung - das ist die Höhe, in
welcher das Flugzeug bei diesen Bedingungen über den Zielpunkt Q fliegen wird -
ist mit Dv bezeichnet. Wenn mit w" die Winkelgeschwindigkeit der sich beim Anfliegen
ändernden Sichtlinie in der Vertikalebene bezeichnet wird, ergeben sich unter Berücksichtigung
der obengenannten Bedingungen aus der Figur folgende Beziehungen f-Lvv z
S sin ®". (i) Hieraus ergibt sich tplv = (S/Y) sin
ƒ",
und da i/r = sin O"/ D" ,
können wir schreiben M" = (S/Dv)
sin' 0,, (2) oder Mv = SD"/zs. (3) Wenn also keine quergerichtete Windströmung auftritt
und Anordnungen getroffen -sind, mit deren Hilfe die Zielmarke in einem Visierkopf
des Flugzeuges fortlaufend abwärts bewegt werden kann, so daß die Visierlinie, die
durch die Zielmarke definiert ist, eine Winkelgeschwindigkeit K sin' 0" hat, wobei
der Wert K von Hand einstellbar ist und der Wert O" der oben definierte Winkel zwischen
der Visierlinie und dem Geschwindigkeitsvektor (oder der Fluglinie) ist. Der Wert
K kann durch den Piloten so eingestellt werden, daß er dem Wert S/D" gleicht, wodurch
erreicht wird, daß die Zielmarke auf den Zielpunkt Q gerichtet bleibt, wenn sich
das Flugzeug weiter dem Ziel Q nähert. Unter diesen Bedingungen kann die Zielmarke
als »grundstabilisierte oder auf den Punkt Q stabilisiert bezeichnet werden. Wenn
die obengenannten einschränkenden Voraussetzungen der Gültigkeit der Gleichung (2)
vorliegen, d. h. wenn ein Tiefflug mit hoher Geschwindigkeit erfolgt, kann die Zielmarke
zu einem beliebigen sichtbaren Punkt auf dem vor dem Flugzeug liegenden Gelände
gerichtet sein und auf diesen Punkt stabilisiert bleiben, unabhängig von dem augenblicklichen
Wert für 0".
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So kann bei einem bei horizontalem Flug erfolgenden Angriff mit konstanter
Geschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber dem Erdboden und bei einer gleichbleibenden
Flughöhe über ebenem Gelände der Wert K durch den Piloten so eingestellt werden,
daß dadurch die Zielmarke auf einen sichtbaren feststehenden Punkt auf dem Erdboden
stabilisiert wird, bevor das Ziel überhaupt sichtbar wird. Sobald nun das Ziel in
das Gesichtsfeld des Piloten rückt, kann dieser die Zielmarke auf das Ziel anheben
(während der Wert K die eingestellte Größe beibehält), so daß dann die Zielmarke
während des ablaufenden Angriffes auf diesem Ziel stabilisiert bleibt.
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Aus der Geschwindigkeit S des Flugzeuges gegenüber dem Erdboden, aus
der Winkelgeschwindigkeit w" der auf das Ziel stabilisierten Sichtlinie kann leicht
ein kritischer Wert für den Winkel 0_v mit Hilfe von Analog-Rechengeräten ermittelt
werden, welcher den Zeitpunkt angibt, in welchem eine Bombe am Flugzeug gelöst werden
muß, wenn sie das Ziel treffen soll. Da die Bombe möglicherweise Abmessungen hat,
die einen hohen Luftwiderstand bewirken, müssen auch die geometrischen Verhältnisse
an Hand eines in eine horizontale Ebene projizierten Angriffsfluges für den Fall
betrachtet werden, daß eine Windströmung
mit einer quer zur Flugrichtung
verlaufenden Komponente auftritt. Infolge des Windwiderstandes wird der Fall der
Bombe verzögert, so daß die Zeit l welche die Bombe bis zum Erreichen des Zieles
benötigt, größer ist als die Zeit M, die das Flugzeug zum Erreichen des Zieldurchgangspunktes
nach dem Auslösen der Bombe benötigt. Die Bombe ist also der quergerichteten Windkomponente
länger ausgesetzt als das Flugzeug, und zwar um den Zeitwert (t-M). Während dieser
zusätzlichen Zeit wird die Bombe um die Entfernung S, (t-M) von der Projektionslinie
des Flugkurses auf dem Erdboden abgelenkt, wobei mit S, die Geschwindigkeit der
Querkomponente des Windes bezeichnet ist. Das Flugzeug muß also so angeflogen werden,
daß es um die gleiche Entfernung auf die Windseite gegenüber dem Ziel verschoben
fliegt, damit die Bombe trotz seitlichem Abtrieb das Ziel trifft. In der den Angriff
wieder in eine Ebene projiziert darstellenden F i g. 2 bedeutet PA die Flugrichtung,
die das Flugzeug gegenüber dem Erdboden mit der Geschwindigkeit S und in der Entfernung
r von dem Punkt Q einhält. Die Werte für S und _r müßten nun mit ihren entsprechenden
Projektionswerten bezeichnet werden, doch sind diese Werte im allgemeinen von den
tatsächlichen Werten nur wenig verschieden. Die Flugrichtung des Flugzeuges entspricht
der Linie PB, wenn der Wind mit einer Quergeschwindigkeit S, senkrecht zu der auf
den Erdboden projezierten Fluglinie bläst.
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Es ergeben sich daher wieder ähnliche geometrische Beziehungen wie
im Zusammenhang mit F i g. z, wobei jedoch an Stelle der Werte Do, 0z, und w" nunmehr
die Werte Do, Oh und wh treten: wh = (SI Dh) (4)
oder wh
= SDhly2. (5)
Die horizontale Durchgangsentfernung Dh ergibt sich aus
den Überlegungen weiter oben zu Dh = S@ (-1 - M) .
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Es sind nun verschiedene Anordnungen möglich, mit denen eine Visierlinie
in Übereinstimmung praktisch mit diesen Gleichungen gesteuert werden kann. Eine
besonders günstige Einrichtung für diesen Zweck stellt ein Wirbelstrom-Kreiselkompaß
oder ein Neigungskreisel dar, da er zusätzlich eine Dämpfung der Bewegung der Zielmarke
bewirkt. Wie im einzelnen noch erläutert wird, weist ein solcher Kreisel als Teil
des Rotors ein elektrisch leitendes Glied auf, das gewöhnlich kugelschalenförmig
ausgebildet ist und in dem mit Hilfe von am Kreiselrahmen befestigten Spulen Wirbelströme
erzeugt werden. Dabei sind die Spulen in rechtwinklig zueinander verlaufenden Ebenen
angeordnet, wobei in der folgenden Betrachtung angenommen wird, daß es sich hierbei
um die Vertikalebene und die Horizontalebene der Vorrichtung handelt. Da hierbei
entgegengesetzte Paare dieser Spulen verschieden erregt werden, ist es möglich,
durch die erzeugten Wirbelströme eine Ablenkung der Kugelschale zu erzielen, was
eine Präzessionsbewegung des Kreisels zur Folge hat, so daß seine Drehachse in diesen
Ebenen gegenüber einer Bezugslinie des Kreiselrahmens verstellt wird. Wenn die Spulen
eines Paares verschieden erregt werden, um eine Drehung der Drehachse in einer dieser
Ebenen zu bewirken, führt der Kreisel eine Präzessionsbewegung in Übereinstimmung
mit der Beziehung w = alT durch, wobei _w die Winkelgeschwindigkeit der Drehachse
gegenüber der Bezugslinie, a der Winkel zwischen der Drehachse und der Zentralachse
des durch die Spulen ausgebildeten Magnetfeldes und T die Zeitkonstante des Kreisels
ausdrücken. Letztere ist die Proportionalitätskonstante bezüglich der Winkelgeschwindigkeit
und der Kreiselachse zu dem Winkel zwischen der Kreiselachse und der Magnetfeldzentrallinie.
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Wenn diese Ebene die Vertikalebene ist und der Kreisel die Zielmarke
so steuert, daß die Drehachse des Kreisels immer mit der Visierlinie zusammenfällt,
kann an Stelle von a der Wert 0_" - O" geschrieben werden, wobei 0" der Winkel zwischen
der Zentrallinie des Magnetfeldes und der Fluglinie des Flugzeuges ist. 0v ist bereits
vorstehend definiert worden. Damit e *bt sich rgl wv = (@v - O@lT
- (%)
Um ein' Arbeiten des Kreisels gemäß der Gleichung (2) zu bewirken, muß
der Wert wv durch den rechts stehenden Betrag in der Gleichung (2) ersetzt werden,
so daß gilt 0, = 0v -@- KTsin2Ov, (8)
wobei K, wie vorstehend
bereits angegeben, den Geschwindigkeitssteuerwert SIDz, darstellt.
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Wenn also die entsprechenden Spulen des Magnetfeldsystems durch ein
Signal 0" erregt werden, das diesem Wert 0, proportional ist, kann der Kreisel
mit einem Signal 0, proportional zu 0-v, das von dem Kreisel selbst mittels einer
geeigneten Abtasteinrichtung abgeleitet werden kann, so beeinflußt werden, daß die
Zielmarke fortlaufend in Übereinstimmung der Gleichung (2) abgesenkt wird und die
Zielmarke auf den vor dem Flugzeug liegenden Erdboden stabilisiert wird, vorausgesetzt,
daß K den zu der Geschwindigkeit S und der Höhe D, des Flugzeuges passenden Wert
angenommen hat. Dadurch, daß der Wert K durch den Piloten von Hand eingestellt werden
kann, kann auch das Signal 0, durch Stabilisierung der Zielmarke auf
irgendein geeignetes, leicht auszumachendes Objekt auf dem vor dem Flugzeug liegenden
Gelände stabilisiert werden, ohne daß die genaue Kenntnis des Wertes für die Geschwindigkeit
und die Flughöhe erforderlich wäre. Wenn außerdem weitere Erleichterungen vorgesehen
sind, die dem Piloten die Einstellung des augenblicklichen Wertes des Signals
0, erlauben, während der vorgegebene Wert K beibehalten wird, kann
die Zielmarke auf ein weiter entferntes Objekt, wie das Ziel, angehoben werden,
auf das dann die Zielmarke ebenfalls stabilisiert bleibt.
Ähnliche
Überlegungen gelten hinsichtlich der horizontalen Ebene, wenn der Angriff bei Seitenwind
geflogen wird. Hier kann ein Signal Oh zum Erregen der die Stellung der Drehachse
in der horizontalen Ebene steuernden Feldspulen in einer der Gleichung (8) ähnelnden
Form abgeleitet werden. Es ist jedoch zweckmäßiger, das Signal Oh von dem Signal
0, und von anderen zur Verfügung stehenden Faktoren abzuleiten. Eine solche Gleichung
kann wie folgt erzielt werden. Die Kreiselcharakteristik in der Horizontalebene
ähnelt der Gleichung (7) gh = (Oh - OJA T
oder 11h = Oh -I-
T wh . (9)
Durch Kombinieren der Gleichung (i) mit der entsprechenden
Gleichung für die Horizontalebene, wobei in beiden Gleichungen der Sinuswert durch
den Winkelwert selbst ersetzt wird, was als Annäherungswert in den meisten praktisch
auftretenden Angriffsfällen zulässig ist, erhält man die Gleichung w"/wh
= OJOh.
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In ähnlicher Weise erhält man aus den Gleichungen (3) und (5) wv/Lh
= DJDh.
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Man kann also für den Wert en in der Gleichung (9) den Ausdruck DhOJD"
setz n und den Wert 21, durch den Ausdruck D_hw_"/D_" ersetzen. Die Gleichung (9)
lautet dann ,Oh = (DhI Dh) (0v + T w,, = DA/ev [aus Gleichung
(7)]. Durch Ersetzen des Wertes Dh durch den Ausdruck S#c (t- M) [aus Gleichung
(6)], und von Dv durch S/K, erhält man die Beziehung Oh = (S@/S) K (t
- M) @". (io) Da Oh von der Fluglinie aus gemessen ist, wobei das Flugzeug unter
einem Anstellwinkel S@JS gegen den Wind anfliegen muß, um diese Fluglinie beizubehalten,
muß -der Wert S@/S zu dem Wert für 01, addiert werden, -um den Windabtrieb
zu korrigieren.
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Wenn also proportional den Werten 0" und Oh (der letztere Wert für
die Windabdrift korrigiert und beide Werte in die Steigebene und die Azimut-Ebene
projiziert) proportionale Signale auf das Feldsystem des Kreisels gegeben werden,
kann die Zielmarke auf einen vor dem von dem Kurs um einen Betrag proportional der
Seitenwindgeschwindigkeit versetzten Flugzeug liegenden Punkt stabilisiert werden.
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Das zum Berechnen des Bomben-Auslösemomentes erforderliche Signal
e7, wird von der Kreisel-Abgriffseinrichtung abgeleitet.
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Eine besondere Ausführungsform des erfindungsgemäßen Gerätes, bei
welcher die Marke durch einen Kreisel in dieser Art gesteuert wird, wird nachstehend
in Zusammenhang mit F i g. 3 beschrieben.
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Mit dem Visierkopf ist ein Wirbelstromkreisel io verbunden, wie er
in der deutschen Patentschrift x 105 762 ausführlich beschrieben und dort in F i
g. 2 ähnlich dargestellt ist. Die Vorrichtung besteht im wesentlichen aus einem
Kreiselrotor mit einem belasteten Kreiselrad ii und einer Kugelschale 12 aus elektrisch
leitendem Material, beispielsweise Aluminium, wobei Kreiselrad und Kugelschale auf
einer gemeinsamen, in einem Kardangelenk iq. gelagerten Drehspindel 13 angeordnet
sind. Der Krümmungsmittelpunkt der Kugelschale fällt mit dem Mittelpunkt des Gelenkes
zusammen. Die Einrichtung zum Antrieb des Rotors ist nicht dargestellt; gewöhnlich
wird hierzu ein elektrischer Motor verwendet, der am Kreiselrahmen befestigt ist
und den Rotor über das Kardangelenk antreibt.
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Die Kugelschale 12 ragt durch Luftspalte in ein die vorstehend bereits
genannten, senkrecht zueinander stehenden Ebenen bestimmendes Magnetsystem. Jede
Ebene geht durch die Bezugslinie 15 der Vorrichtung; diese Linie fällt mit der Längsachse
des Flugzeuges zusammen und ist so gewählt, daß sie immer auch mit der Kreiselachse
zusammenfällt, wenn das Feldsystem in beiden Ebenen symmetrisch erregt wird, wobei
dann das Zentrum des Magnetfeldes oder die Zentrallinie des Magnetfeldes auf der
Bezugslinie liegen. Da der Kreisel den Rollbewegungen des Flugzeuges ausgesetzt
ist; werden als durch das Feldsystem bestimmte Ebenen genauer die Steigebene und
die Azimutebene an Stelle der vertikalen und der horizontalen Ebene verwendet. Die
Ausdrücke »Steigebene« und »Azimutebenea, die in diesem Zusammenhang verwendet werden,
sind in Bezug auf die Symmetrieebene des Flugzeuges und die senkrecht zu dieser
Ebene verlaufende Flugzeugebene bezogen. Diese beiden Ebenen schneiden sich entlang
der obenerwähnten Bezugsachse. Die der Präzessionsbewegung der Drehachse in diesen
Ebenen zugeordneten Spulen werden im allgemeinen als die Spulen und die Azimutspulen
bezeichnet und sind in der Zeichnung mit den Bezugsziffern 17 bzw. 18 vArsehen.
Durch eine derartig veränderliche Erregung der Steigspulen 17 wird also das Zentrum
aus der Bezugslinie verschoben, wodurch ein Wirbelstrom-Verstellmoment bewirkt wird,
das ein Verschwenken der Drehachse 16 in der Steigebene bewirkt. In gleicher Weise
wirkt sich eine veränderliche Erregung der Azimutspulen 18 aus, wodurch die Drehachse
in der Azimutebene gedreht wird. Gewöhnlich werden beide Spulensätze erregt, so
daß die Bewegung der Drehachse und damit der Visierlinie eine resultierende Bewegung
aus den Teilbewegungen in jeder Ebene ist.
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Um »Steig-« und »Azimutsignaleu proportional zu den Winkeln zwischen
der Bezugslinie 15 und den Achsenkomponenten 16 in der Steigebene und der Azimutebene
abzuleiten, sind »Steig-« und »Azimut-Abgrifforganeu 21 und 22 vorgesehen. Diese
Organe können gewöhnlich kapazitiver Art sein und mit der Oberfläche der Schale
12 - wie in der Zeichnung angedeutet - zusammenwirken. Dank der Trägheitswirkung
des Kreisels sind die durch die von den Abgrifforganen gelieferten Signale dargestellten
Meßwerte für diese Winkel geglättet.
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Die Stirnseite des Kreiselrades ii trägt einen Spiegel 23, der einen
Teil eines optischen Anzeigesystems
bildet, das außerdem einen
feststehenden Spiegel 24, eine Linse 25 und einen Übertragungsreflektor 26 aufweist.
Das optische Anzeigesystem liefert dem Piloten eine aufrechte Darstellung einer
Abbildung im Unendlichen einer Abbildung eines Fadenkreuzes 27, das mittels einer
Lampe 31 beleuchtet ist. Dieses Bild 27', welches die eigentliche Zielmarke des
Visierkopfes darstellt, bestimmt die Visierlinie 32 vom Piloten zu dem vor ihm liegenden
Gelände unter einen] c#on der Fluglinie 33 abwärts gerichteten Winkel. Das optische
System ist so ausgebildet, daß die Kreiselachse 16 immer parallel zu der Visierlinie
32 verläuft.
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Aus der vorstehenden Erläuterung des der Erfindung zugrunde liegenden
Prinzips geht hervor, daß zur Beeinflussung des Kreisels zur Stabilisierung der
Zielmarke 27' auf das vor dem Flugzeug liegende Gelände die Snlu en 17 und 18 mit
Steuersignalen beliefert werden müssen, die proportional den Werten 0." und Oh sind,
die sich aus den Gleichungen (8) und (io) bestimmen lassen. Da diese Gleichungen
an Hand von Projektionen in die vertikale und horizontale Ebene abgeleitet worden
sind, während die »Steigebenes und die »Azimutebene«, die durch das Kreiselfeldsystem
bestimmt sind, um die Längsachse des Flugzeuges sich drehen, wenn das Flugzeug eine
Rollbewegung ausführt, sind Rollbewegungszerleger erforderlich, um die Signale,
die zwischen dem Kreiselgerät und dem übrigen noch zu beschreibenden Bombenzielgerät
übertragen werden, von dem einen System mit rechtwinklig zueinander verlaufenden
Ebenen auf das andere umzubilden.
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Das Signal 0" wird in einem Vertikalebenen-Rechengerät 34 abgeleitet.
Von den drei anderen Größen der Gleichung (8) ist die Größe O"_ von den »Steig-«
und »Azimutsignalen« abgeleitet, die über die Rollbewegungsrechner 35 von den entsprechenden
Abgrifforganen 21 und 22 geliefert werden. Da das Steigsignal proportional dem Winkel
in der Steigebene zwischen der Drehachse und der Bezugslinie 15 ist, die mit der
Längsachse des Flugzeuges zusammenfällt, und da der Wert O" die Flugrichtung betrifft
und nicht die Längsrichtung des Flugzeuges, muß das Steigsignal korrigiert werden,
indem von ihm der Steigungsverschiebewinkel 0Q vor der Auflösung abgezogen wird.
Das ist der Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeuges und der Flugrichtung.
Es wird dadurch erreicht,' daß in einer Steigabweichung-Einstellsteuerstufe 36 ein
Signal proportional dem Wert 00 erzeugt wird (das von Hand einstellbar ist, damit
verschiedene Werte des Winkels berücksichtigt werden können) und von dem Steigsignal
in der Stufe 37 abgezogen wird. Dieses Azimutsignal und das korrigierte Steigsignal
können mit e. und 0e bezeichnet werden. Da die Zeitkonstante T des Kreisels bekannt
ist, wird dieser Wert in dem Rechner voreingestellt.
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Ein der Größe K proportionales Signal wird handgesteuert von einer
Verhältnissteuerstufe 41 hergeleitet.
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Das Signal Oh wird in einem Horizontalebene-Analogrechner 42
in Übereinstimmung mit der Gleichung (io) abgeleitet. Die Signale 0" und K werden
als zwei der Eingangssignale verwendet. Von den beiden anderen Größen wird ein dem
Verhältnis S,/S proportionales Signal handgesteuert von einer Abweicheinstellstufe
43 abgeleitet. Ein dem Wert Li - M) proportionales Signal wird in einem Ballistikrechner
44 aus den Signalen O", K, einem Signal proportional der Geschwindigkeit S gegenüber
dem Erdboden und einem von der Luftdichte abhängigen Signal abgeleitet. Zu dem von
der Stufe 42 abgeleiteten Signal für 01, wird das von der Stufe 43 erhaltene Signal
S@/S zur Korrektur des Windeinflusses addiert.
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Um dem Piloten das Anheben der Zielmarke in Richtung auf das Ziel
zu erlauben, ohne daß die Stabilisierung gestört wird, sind Anordnungen vorgesehen,
die eine Addition des Signals 0" mit einem zusätzlichen Signal 0" vorsehen, das
handgesteuert in einer Zielmarken-Steuerstufe 45 hergeleitet wird. Um eine Störung
der Stabilisierung des Kreisels zu vermeiden, ist die Steuerstufe 45 in starkem
Maß federbelastet, so daß beim Nachlassen der Steuerung bei Erreichen der gewünschten
neuen Stellung der Zielmarke die Einspeisung dieses zusätzlichen Signals augenblicklich
unterbrochen wird.
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Die Signale 0" und 01, werden nach einer Rollbewegungsauflösung in
einer Stufe 46 auf die Steig-und Azimutspulen i7 und i8 gegeben. Aus dem bereits
erwähnten Grund muß das Signal e, wieder in die Steigkomponente eingefügt werden,
was in einer Stufe 47 bewirkt wird.
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Der Ballistikrechner 44 dient außerdem zum Ableiten eines Bombenauslösesignals
in Übereinstimmung mit der ballistischen Charakteristik der verwendeten Bombe -
und außerdem in Übereinstimmung mit anderen ballistischen Daten, wie der Luftdichte
-und von den augenblicklichen Werten für O". Der Rechner leitet fortlaufend die
kritischen Werte für O" ab, die beim Auslösen der Bombe gegeben sein müßten, wenn
die Bombe das Ziel treffen soll, und der Rechner liefert das Auslösesignal, sobald
dieser Wert mit dem gemessenen Wert übereinstimmt. Das Auslösesignal wird über eine
Leitung 48 auf eine geeignete Auslöseeinrichtung 49 gegeben, die bei Eintreffen
des Signals die Bombe freigibt. Die Anordnungen sind so getroffen, daß der Mechanismus
durch den Piloten scharfgestellt wird, damit gewährleistet wird, daß die Bombe nur
auf das Ziel geworfen wird und nicht auf irgendein anderes Objekt auf dem Gelände,
auf welches die Ziehmarke stabilisiert worden ist.
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Die ballistischen Kennlinien der Bombe können in dem Rechner als gespeicherte
Daten enthalten sein, die entsprechend dem Bombentyp geändert werden können (beispielsweise
auch für zündverzögerte Bomben). Der Rest des Rechners kann unverändert bleiben.
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Beim Betrieb kann der Wert 0, vor dem Starten eingestellt werden,
oder er kann automatisch durch einen Luftströmungsdetektor oder -ein anderes Instrument
des Flugzeuges gesteuert werden. Irgendwelche Einstellungen können auch durch den
Piloten vorgenommen werden, wenn es die Umstände des besonderen Betriebsfalles erforderlich
machen oder wünschenswert erscheinen lassen.
Wenn das Ziel angeflogen
wird, stabilisiert der Pilot zuerst die Zielmarke auf irgendeinen passenden und
leicht auszumachenden Gegenstand auf dem vor ihm liegenden Gelände. Dies wird dadurch
bewirkt, daß er zunächst den Wert K einstellt, um die Zielmarke in Flugrichtung
zu stabilisieren. Wenn. keine Seitenwindkomponente auftritt, kann die Zielmarke
auf diesem Objekt bleiben. Ist jedoch Seitenwind vorhanden,, würde die in Flugrichtung
stabilisierte Zielmarke eine Abweichung quer zur Flugrichtung infolge der Winkelverstellung
des Flugzeuges @ in der Azimutebene auf Grund seines erforderlichen Anstellwinkels
zur Windrichtung aufweisen Diese Abweichung wird von dem Piloten durch eine Einstellung
der Abweich-Einstellsteuerstufe 43 korrigiert. Mit dieser letzten Korrektur erhält
er automatisch die horizontale Durchgangsentfernung Dl,. Der entsprechende vertikale
Durchgangsabstand D" ist die Höhe, in welcher diese Einstellungen ausgeführt werden,
und der Pilot hat diese Höhe entsprechend. dem mitgeführten besonderen Bombentyp
gewählt.
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Mit dem so voll stabilisierten Zielgerät, kann der Pilot die Stufe
45 einstellen, um die Zielmarke auf das Ziel einzurichten, sobald das Ziel in sein
Blickfeld tritt. Vorausgesetzt, daß er die Höhe Dz, und die Geschwindigkeit S gegenüber
dem Erdboden auf den gleichen Werten hält, die während des Stabilisierungsprozesses
vorhanden waren, bleibt die Zielmarke auf das Ziel stabilisiert, und zwar in beiden
Richtungen entlang der Fluglinie und quer dazu. Der Pilot betätigt nun die Steuereinrichtung
zum Einschalten der Bombenauslöseeinrichtung und braucht anschließend keine weitere
Handhabung vorzunehmen und nur darauf zu achten, daß er so fliegt, daß die Zielmarke
auf das Ziel ausgerichtet bleibt. Selbst wenn das Ziel eventuell verschwinden würde
- unter der Nase des Flugzeuges beispielsweise -, wird die volle Stabilisierung
erhalten, vorausgesetzt, daß der Pilot einen geradlinigen und ebenen Flugkurs während
der letzten paar Sekunden ausführt, bevor die Bombe automatisch durch das vom Ballistikrechner
gelieferte Signal ausgelöst wird.
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Sollte der Pilot während des Bombenanflugs feststellen, daß die Ziehharke
von dem Ziel quer zur Flugrichtung abweichen will, korrigiert er diese Abweichung
durch eine geeignete Einstellung seines Flugkurses in der Azimutebene.--Sollte die
Zielmarke sich in Richtung der Flugbahn verschieben, kann er dies entweder durch
eine Einstellung seiner Flughöhe oder durch eine Änderung der Größe K in der Stufe
4a korrigieren.
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Im Fall, daß das Flugzeug einen besonderen Navigator in der Besatzung
hat, kann dieser mit einem Teleskop oder einer Fernsehkamera mit großem Verstärkungsgrad
(und daher einem engen Blickfeld) versehen werden, das durch ein Servosystem der
Stellung der Ziehharke nachgeführt wird. Der Pilot betätigt wieder die Bombenzieleinrichtung
wie vorstehend beschrieben, um die Zielmarke in der allgemeinen Flugrichtung auf
ein Bodenziel zu stabilisieren. Wenn dadurch das Objekt in das enge Blickfeld des
Teleskops oder der Fernsehkamera gerückt ist, kann der Navigator dabei einen wesentlich
kleineren Gegenstand ausfindig machen als dies dem Piloten möglich ist. Nachdem
dies der Navigator vorgenommen hat, übernimmt er die Steuerung des Bombenzielgerätes
und stellt den Wert K ein, um die Zielmarke in Richtung entlang der Fluglinie zu
stabilisieren. Um auch eine Stabilisierung in der Querrichtung zu erzielen, gibt
er dem Piloten Instruktionen zur Änderung des Flugkurses in der Azimutebene. Dies
kann der Navigator zweckmäßig mit Hilfe eines Anzeigers tun, der im Blickfeld des
Piloten angeordnet ist und der durch eine entsprechende Änderung des Flugkurses
in Deckung mit einer Markierung gebracht werden kann, wodurch der Pilot auch die
Zielmarke in Querrichtung stabilisiert.
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Falls es bei einer der oben beschriebenen Ausführungsbeispiele zweckmäßiger
ist, den Kreiselapparat entfernt anzuordnen, kann die Zielmarke von einer hell leuchtenden
Kathodenstrahlröhre abgeleitet werden, die in der X- und der Y-Abtastrichtung
von' auf dem Kreisel angeordneten Abtastorganen gesteuert ist und wobei die Darstellung
dieser Röhre in das Blickfeld des Piloten in aufrechter Stellung und im Unendlichen
projiziert wird.
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Es ist nicht wesentlich, daß ein Wirbelstromkreisel zur Steuerung
der Zielmarke verwendet wird. Die Visierrichtung kann auch durch ein Teleskopvisier
bestimmt werden, dessen Winkelstellung durch ein Servobetätigungsglied gesteuert
wird. Der Wirbelstromkreisel von der vorstehend beschriebenen Ausführungsform bestimmt
nicht nur die Visierhnie, sondern auch die Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie
gegenüber einer Bezugslinie. Wenn also eine Kreiselzieleinrichtung der zuerst beschriebenen
Art durch eine servobetätigte Zieleinrichtung ersetzt wird, erfolgt die Präzession
der Visierlinie im Hinblick auf die Längsachse des Flugzeuges (oder in bezug auf
die Flugrichtung, wenn eine Korrektur für den Wert 199 -
vorgesehen ist),
und es sind Maßkreisel oder andere Einrichtungen zum Messen der Drehgeschwindigkeit
des,Flugzeuges oder besser der Flugrichtung gegenüber einer Bezugsrichtung erforderlich.
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So ist in F i g. q. - wobei nur die Vertikalebene betrachtet wird
- die Raumbezugslinie mit PC bezeichnet, die Flugzeugbezugslinie (Längsachse) mit
PD, die Flugrichtung mit PA und mit Q wieder der Gegenstand am Erdboden bezeichnet,
auf den die Zielmarke stabilisiert wird. Der Winkel zwischen PD und PA ist eo, und
der Winkel zwischen PA und PQ ist wieder O". Wenn der Winkel zwischen
PC und PD mit O' bezeichnet wird, wird der Wert w"
in bezug auf die
Raumbezugslinie PC bestimmt, und es ergibt sich die Gleichung w" = d (o'
+ °Q+ oy)/d_t.
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Wenn angenommen wird, daß O, konstant ist, was gewöhnlich der Fall
ist, ändert sich die Gleichung (2) in die Form K sinn O" = d0"/dt + d0'/dt. (zi)
Der Ausdruck de'/Lt wird in Form einer Spannung von einem Maßkreisel abgeleitet
und auf einen Analogrechner gegeben, der zur Lösung dieser Differentialgleichung
für e., ausgelegt ist. Die Größe D",
die hierbei erhalten wird,
wird in eine Nachfolge-Servoeinrichtung zur Steuerung der Winkellage der Visierlinie
gegeben.
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Der Ausdruck _d0/dt stellt die Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie
in der vertikalen Ebene dar; entsprechend hat die Gleichung (ii) eine ähnliche Form
wie die Gleichung (2).
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Die Größe de'/j,1 kann wahlweise von einem Beschleunigungsmesser abgeleitet
werden, wobei aus der Tatsache Vorteil gezogen wird, daß in einer Kurve die radiale
Beschleunigung gleich dem Produkt der Umfangsgeschwindigkeit ist - d. h. der Geschwindigkeit
S gegenüber dem Erdboden - mit der Winkelgeschwindigkeit .d0'/41. Es gilt also d0'/dt
= (gemessene Radialbeschleunigung) IS,
und dieser Wert kann bei der
Lösung der Differentialgleichung (ii) verwendet werden.
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In der vorstehenden Beschreibung wurde der Einfachheit halber angenommen,
daß der Angriff erfolgt, während das Flugzeug eine parallel zum Erdboden verlaufende
Fluglinie einhält, Wenn der Anflug im Sturz oder bei einem ansteigenden Ring des
Flugzeuges erfolgt, besteht der einzige Unterschied in der Betriebsweise des Zielgerätes
darin, daß das Anheben oder das Absenken der Zielmarke auf einen anderen Punkt auf
dem Erdböden den Durchgangsabstand ändert. Es ist also eine entsprechende Einstellung
dieses Wertes erforderlich, bevor die Zielmarke wieder stabilisiert ist. Eine solche
Angriffsform ist also nicht ausgeschlossen; sie macht lediglich die Aufgabe des
Piloten ein wenig schwieriger. Nur wenn der Neigungs- oder Ansteigwinkel 5° überschreitet,
muß eine entsprechende Korrektur des Ballistikrechners erfolgen, welche die wahre
Richtung der Vertikalebene erfordert.
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Ein Bombenzielgerät gemäß der Erfindung hat so den besonderen Vorteil,
daß es einen Bombenangriff bei geringer Flughöhe und hoher Fluggeschwindigkeit erleichtert.
Dies wird dadurch ermöglicht, daß der Pilot die Anlage voreinstellen kann - durch
die beschriebene Stabilisierung der Zielmarke -, und zwar einfach und rasch, solange
sein Flugzeug noch nicht den unmittelbaren Angriff fliegt, wodurch er beim Bombenanflug
selbst nicht wesentlich mehr tun muß als das Flugzeug auf einem geradlinigen Kurs,
auf der gleichen Geschwindigkeit und auf der vorgewählten Durchgangshöhe zu halten.