DE977750C - Vorrichtung zum Bombardieren eines Bodenzieles von einem Flugzeug aus - Google Patents

Description

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Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zum Bombardieren eines Bodenzieles von einem Flugzeug aus mit einer für selbständigen Gleitflug ohne eigenen Antrieb ausgebildeten Bombe, welche im Bodenziel oder in einer wählbaren Höhe über dem Bodenziel nach Ausführung eines nach oben verlaufenden Teilloopings zur Explosion gebracht wird.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Bodenziel von einem Flugzeug aus zu bombardieren, wobei das Flugzeug in einer Höhe von nicht mehr als 150 m über dem Erdboden gehalten wird. Bei einer derartig niedrigen Flughöhe ist das Flugzeug einerseits mit den bekannten Ortungsanlagen schwer zu orten, und andererseits ist es der Bodenabwehr nicht ausgesetzt. Zugleich soll erreicht werden, daß das Flugzeug nicht der Explosionswirkung der Bombe ausgesetzt ist.

Es sind bisher zwei Lösungen dieser Aufgabe bekannt. Die erste Lösung besteht darin, daß das Flugzeug im Zielbereich einen Looping nach oben ausführt.. Die Bombe wird dann während des Loopings in einem geeigneten Augenblick vom Flugzeug gelöst und bewegt sich auf einer ballistischen Flugbahn ins Ziel. Inzwischen setzt das Flugzeug seinen Looping nach oben fort und kommt so aus dem Bereich der Explosionswirkung der Bombe. Der wesentliche Nachteil dieses bekannten Verfahrens besteht darin, daß das Flugzeug gerade im Zielbereich, der meist mit starker Bodenabwehr ausgerüstet ist, in größere Höhe steigen muß und somit verstärkt der Bodenabwehr ausgeliefert ist. Zudem hält sich das Flugzeug während der Durchführung des Loopings relativ lange im Zielbereich auf. Ein weiterer Nachteil dieses bekannten Verfahrens liegt darin, daß sich das Flugzeug zumindest während eines Teiles seiner Entfernungszeit vom Explosionsort, nämlich während der Aufwärtsbewegung beim Looping, relativ langsam vom Explosionsort weg-

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bewegt. Diese Verlangsamung der Wegbewegung des Flugzeuges ist einmal durch die Richtungsänderung und zum anderen durch die Steigbewegung des Flugzeuges bedingt.
Die andere bekannte Lösung besteht darin, daß man genügend seitlich abgesetzt am Ziel vorbeifliegt und so außer Reichweite der örtlichen Bodenabwehr gelangt. Es wird dabei eine mit eigenen Antriebsmitteln ausgerüstete Bombe abgeworfen, die einen ίο horizontalen Halblooping auf das Ziel zu vollführt. Abweichungen in der Bomben-Flugbahn können dabei, wenn nötig> vom Mutterflugzeug aus korrigiert werden. Die Nachteile dieses Verfahrens liegen darin, daß das Flugzeug relativ weit am Bombenziel vorbeifliegen muß und daher die genaue Identifizierung des Zieles erschwert ist. Zudem muß das Flugzeug, wenn es Korrekturen an der Flugbahn der Bombe vornehmen will, auf größere Höhen gehen, was aus den bekannten Gründen nachteilig ao ist. Schließlich ist aber die Verwendung von Bomben mit eigenen Antriebsmitteln nachteilig, weil diese die Bombe kompliziert, teuer und schwer machen.

Mit der Vorrichtung gemäß der vorliegenden Eras findung erfolgt die Lösung der gestellten Aufgabe unter Vermeidung der beschriebenen Nachteile dadurch, daß die Bombe mit ihrer Halterung nach oben aus dem Flugzeugrumpf hinausschwenkbar gelagert ist, wobei eine an sich bekannte im Flugzeug angeordnete Automatik das Hinausschwenken und Lösen der Bombe bewirkt sowie den Auslösezeitpunkt berechnet und die Bombe durch die in sie eingebaute Automatik nach Ausführung eines Teilloopings in einer entgegengesetzt zur Flugrichtung des Flugzeuges verlaufenden Gleitbahn zurück in oder über das Ziel gesteuert wird.

Die in der Bombe befindliche Automatik kann

zugleich für die Auslösung der Zündung der Bombe ausgebildet sein, so daß die Bombe zu einem wählbaren Zeitpunkt über dem Ziel oder nach Erreichen des Ziels gezündet wird.

Die in der Bombe vorgesehene Automatik kann

außerdem Höhenruder der Bombe betätigen, welche zusammen mit einer im Grundriß dreieckförmigen Tragfläche und einer senkrecht dazu stehenden Flosse die Bombe steuern.

Schließlich ist vorgesehen, daß das Flugzeug an der Oberseite seines Rumpfes eine Ausnehmung aufweist, in der die Bombe während des Anfluges in den Zielbereich aus dem Luftstrom zurückgezogen auf einem an sich bekannten Parallelgestänge liegt, und daß die Bombe durch eine am Parallelgestänge angreifende Verstellvorrichtung aus der Ausnehmung heraus in den Luftstrom geschwenkt wird. In Anwendung der Vorrichtung gemäß der Erfindung wird das Flugzeug in geringer Höhe über das Ziel weg oder seitlich am Ziel vorbei geflogen und wird — nach seitlichem Vorbeiflug — in einen Kurs eingesteuert, in dessen geradliniger, rückwärtiger Verlängerung das Ziel liegt. In dem Augenblick, in dem das Ziel genau unter dem Flugzeug liegt bzw. beim seitlichen Vorbeiflug der Passierabstand erreicht ist, wird.vom Piloten die Automatik im Flugzeug eingeschaltet, durch die die Bombe auf ihrer Halterung nach oben aus dem Rumpf des Flugzeuges in den Luftstrom hinausgeschoben wird und von der nach Ablauf einer bestimmten, aus den Radien des Auslösekreises und des Zielkreises, des Passierabstandes und den übrigen Positionswerten des Flugzeuges zu berechnenden Zeitspanne die 7» Bombe von ihrer Halterung gelöst wird. Die Bombe begibt sich dann durch einen nach oben verlaufenden Teillooping in eine Gleitflugbahn zurück in oder über das Ziel, während das Flugzeug auf seinem Kurs weg vom Ziel und in geringer Höhe gehalten wird. Der Teillooping der Bombe und ihr Gleitflug werden von dem Höhenruder gesteuert, das unter dem Einfluß der in der Bombe befindlichen weiteren Automatik steht, von der eventuell auch die Explosion der Bombe ausgelöst wird. Diese Automatik wird durch die erstgenannte Automatik im Flugzeug eingeschaltet.

Nach der Ablösung vom Flugzeug vollzieht die Bombe einen Teillooping nach oben. Die Automatik verstellt das Höhenruder dabei so, daß die Bombe von der Spitze des Loopings auf einen Gleitweg auf das Ziel zu gebracht wird. Die Tragflächen der Bombe haben ein Profil, das so gewählt ist, daß sie im Zusammenwirken mit den entsprechend eingestellten Längsneigungsstabilisatoren die großen Zentripetalkräfte erzeugen, die erforderlich sind, um einen Teillooping zu fliegen, und daß sie auch anschließend die kleineren entgegengesetzt wirkenden Auftriebskräfte liefern, die für den im Rückenflug zurückzulegenden Gleitweg erforderlich sind. Die Längsneigungsstabilisatoren werden im voraus so eingestellt, daß sie die erforderliche Drehgeschwindigkeit für den Looping erzeugen, und wenn die Bombe den Gipfel des Teilloopings erreicht hat, werden die Stabilisatoren automatisch so verstellt, daß die Bombe auf einem nach unten verlaufenden Gleitweg ins Ziel geführt wird.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachstehend an Hand der beiliegenden schematischen Zeichnungen beschrieben; in den Zeichnungen zeigt

Fig. ι den Gleitweg der Bombe, Fig. 2 einen Längsschnitt durch einen Teil des Bomber- bzw. Mutterflugzeug-Rumpfes, wobei die Bombe in eingefahrener Lage dargestellt ist,

Fig. 3 einen Grundriß der Anordnung der Fig. 2, Fig. 4 ähnlich der Fig. 2 die Bombe in ausgefahrener Bereitschaftsstellung für das Auslösen und Fig. 5 schematisch die geometrischen Verhältnisse beim Bombardierungsvorgang.

In Fig. ι ist angenommen, daß der entlang der Linie X-Y über das Ziel wegfliegende Bomber eine Bombe trägt, wie sie nachstehend beschrieben wird. Nach Ablauf einer vorbestimmten Zeitspanne, gerechnet vom Passieren des Zieles an, d. h., wenn das tao Flugzeug den Punkt 5 erreicht hat, wird die Bombe ausgelöst. Die aerodynamischen Kräfte, die auf ihre Tragflächen und Längsneigungs-Stabilisierungsflächen wirken, veranlassen die Bombe, einen nach oben verlaufenden Teillooping auszuführen, bis sie eine Lage erreicht, in der sie in der umgekehrten

Richtung und in Rückenlage-weiterfliegen würde. Die Längsneigungs-Stabilisationsflächen werden nun automatisch so umgestellt, daß die Bombe entlang einem Gleitweg gegen das Ziel ι abgelenkt wird.

Der Gleitweg der Bombe für eine Bodendetonation ist durch die Linie G-B und der Gleitweg für eine Luftdetonation durch die Linie A-D dargestellt. Wenn eine Luftdetonation gefordert wird, wird die

ίο Bombe durch denselben automatischen Mechanismus zur Detonation gebracht, durch welchen auch die

. Einstellung derLängsneigungs-Stabilisationsflächen geändert wird. Für eine Bodendetonation kann ein größerer Genauigkeitsgrad für den Aufschlagpunkt dadurch erzielt werden, daß man dem Gleitweg G-D eine Form gibt, als ob eine Luftdetonation in einer geringeren Höhe gewünscht würde, wobei dann der automatische Mechanismus nicht dazu benutzt wird, die Bombe zur Detonation zu bringen, sondern die

ao Längsneigungs-Stabilisationsflächen so zu betätigen, daß die Bombe eine senkrechte Tauchbewegung auf das Ziel zu macht, woraufhin die Bodendetonation beim Aufschlag erfolgt.

In den Fig. 2 bis 4 ist der Rumpf des Bombers 10 und die Bombe mit 11 bezeichnet. Die Bombe 11 hat eine im Grundriß dreieckige Tragfläche 12, Längsneigungs-Stabilisationsflächen 13, 13 und eine Flosse 14, so daß sie einen Gleitflugkörper bildet, der selbständig fliegen kann, und zwar mit Längsneigungssteuerung. Während des Anflugs in den Zielbereich ist die Bombe in einer Ausnehmung 15 im oberen Teil des Bomberrumpfes untergebracht, wo sie auf einer Wiege ruht, die aus zwei parallelen Armen 16, 17 besteht, welche bei 161, 171 schwenkbar mit der Bomber-Zelle und bei 162, 172 mit der Bombe selbst verbunden sind. Eine Verstellvorrichtung 18 ist mit der'Wiege gekuppelt, so daß diese aus der versenkten Stellung der Fig. 2 in die ausgefahrene Stellung der Fig. 4 gehoben werden kann.

Eine Druckflüssigkeit wird durch Rohrleitungen 19 zu der Verstellvorrichtung 18 geleitet; deren Druck wird durch Ventile gesteuert, die von einem Computer-Mechanismus 20 betätigt werden, wobei der Computer-Mechanismus 20 mit Hilfe eines Schalters 201 eingeschaltet wird, der vom Bombenschützen in dem Augenblick betätigt wird, zu dem das Ziel querab liegt. Die Bombe wird durch Betätigung der Verstellvorrichtung 18 unmittelbar anschießend in die in Fig. 4 gezeigte Bereitschaftsstellung gehoben.

Die Befestigungen, durch welche die Bombe bei 162, 172 mit den Armen 16, 17 verbunden ist, können mit Hilfe einer zeitabhängig gesteuerten Apparatur gelöst werden, die über einen Stromkreis 21 mit einer im Computer angebrachten Uhr verbunden ist. Nach der Auslösung wird die Bombe durch ihr eigenes Tragflächensystem in unabhängigem Flug gehalten, und die nachfolgende Bombensteuerung wird von einem Autopiloten 22 übernommen, der durch ein Signal in Tätigkeit gesetzt wird, welches ihm beim Lösen der Befestigungen 162, 172 über den Stromkreis 23 zugeführt wird.

Der Autopilot 22 ist über einen Stromkreis 24 mit einer Verstellvorrichtung 25 verbunden, die an die Stabilisierungsflächen 13 angekuppelt ist. Die Flächen 13 sind anfänglich so in die strichpunktierte Stellung 13¹ (Fig. 4) gesetzt, daß die Bombe, wenn sie von der Wiege gelöst und sich selbst überlassen ist, einen nach oben gerichteten Teillooping mit der erforderlichen Drehgeschwindigkeit ausführt. Sobald die Bombe den Gipfel des Loopings erreicht, steuert der Autopilot 22 die Verstellvorrichtung 25 um, wodurch die Flächen 13 in eine derartige Lage (z. B. die bei 13² angedeutete) gebracht werden, daß die Bombe einem nach unten gerichteten Gleitweg folgend zu dem gewünschten Punkt im oder über dem Ziel geleitet wird.

In dem Augenblick, in welchem der Bomber das Ziel ι passiert, wird durch den Bombenschützen eine Reihe von Arbeitsvorgängen eingeleitet; mit anderen Worten: durch Schließen des Schalters 201 hebt die Wiege 16, 17 die Bombe in die in Fig. 4 gezeigte Stellung, in der sie festgehalten wird, bis eine vorbestimmte Zeitspanne abgelaufen ist. Wenn der Bombenschütze bis dahin sicher ist, daß das Ziel ordnungsgemäß identifiziert werden konnte, wird die Bombe vom Computer 20 automatisch ausgelöst; das Flugzeug setzt in Sicherheitshöhe seinen Abflug vom Ziel fort.

Wenn das Flugzeug direkt über das Ziel hinweggeflogen worden ist, braucht nur dafür gesorgt zu werden, daß das Flugzeug eine vorbestimmte Geschwindigkeit und eine vorbestimmte Höhe einhält, bis die Bombe ausgelöst worden ist, und daß die " Zeitspanne zwischen dem Passieren des Ziels und dem Augenblick der Auslösung genau berechnet wird, wobei die Geschwindigkeit und die erwähnte Zeitspanne vorherbestimmt worden sind, so daß für eine bestimmte Anfangseinstellung der Stabilisationsflächen 13 der Gleitweg genau in das Ziel führt.

Es ist jedoch wahrscheinlicher, daß der Kurs des Mutterflugzeuges seitlich am Ziel vorbeiführt. In solchen Fällen wird die Wiege 16, 17 dann in Bewegung gesetzt, wenn das Ziel unmittelbar querab liegt; entsprechend der jeweils verschiedenen seitlichen Versetzung muß das Flugzeug in einer horizontalen Kurve mit einem derartigen Kurvenradius abdrehen, daß beim Auslösen der Bombe das Ziel geradlinig rückwärts liegt. Infolgedessen muß in diesem Falle die Zeitspanne bis zum Auslösen der Bombe (nachstehend »Zeitspanne für echte Identin zierung« genannt) derart abgeändert werden, daß die kurze Wegstrecke berücksichtigt ist, die das Flugzeug noch zurücklegen muß, bevor es den (nach^ stehend als »Auslösekreis« bezeichneten) um das Ziel als Mittelpunkt geschlagenen Kreis schneidet, wobei von diesem Schnittpunkt aus der Flug der Bombe genau ins Ziel führt.

Wenn der Bombenschütze während der Zeit- 1»· spanne zwischen dem Ausfahren der Wiege 16, 17 und dem Auslösen der Bombe (etwa nach Rücksprache mit anderen Besatzungsmitgliedern des Bombers) zu dem Ergebnis kommt, daß das Ziel nicht mit Sicherheit identifiziert worden ist, wird der Computer 20 abgeschaltet und die Wiege mit

der Bombe in die eingefahrene Stellung zurückgebracht.

Zur weiteren Erläuterung der Erfindung wird auf die Fig. 5 Bezug genommen, in der der Punkt 1 das angenommene Ziel, X den Anflug-Kurs des Bombers und χ den seitlichen Abstand des Kurses X vom Ziel 1 darstellt; mit 2 ist der Punkt bezeichnet, an welchem — wenn die Bombe in die Auslösestellung ausgefahren ist — das Flugzeug um 3 als Mittelpunkt abdreht; 4 bezeichnet den Punkt, in welchem die Drehung endet, und 5 bezeichnet den Punkt, in welchem die Bombe ausgelöst wird. Y ist die Abfiuglinie nach Auslösen der Bombe.

Die Geometrie des im Grundriß dargestellten Vorgangs basiert auf 4 Kreisen:

1. Auslösekreis, Radius ρ,

2. Zielkreis, Radius R,

3. Abdrehkreis, Radius r_s

4. Tangentenkreis, Radius y.

Die Radien der Ziel-, Abdreh- und Tangentenkreise sind alle Funktionen des seitlichen Abstandes x.

^a5 i. Der Auslösekreis

Fünf Faktoren bestimmen den Radius des Auslösekreises :

1. Die »Zeitspanne für echte Identifizierung«, d. h. die Zeit, welche von dem Bombenschützen nach

Passieren eines bestimmten Punktes (z. B. des Punktes 1 in Fig. 1) benötigt wird, um zu entscheiden, ob dieser Punkt das Ziel war oder nicht.

2. Die Verwundbarkeit der Bombe nach dem Auslösen. Je kürzer die Entfernung »zurück zum

Ziel« ist, desto geringer ist die Höhe des Teilioopings und desto weniger Zeit verstreicht während des Rück-Gleitfluges.

3. Die Grenzbeschleunigung, die der Bomberbesatzung zugemutet werden kann.

4. Der größte seitliche Abstand x, von dem aus das Ziel identifiziert werden kann.

5. Die Zeit, die der Bomber bis zum Waagerechtflug benötigt, nachdem er um den erforderlichen Winkel abgedreht hat.

Die Faktoren (1), (3) und (5) vergrößern den Radius, die Faktoren (2) und (4) verkleinern ihn.

2. Der Zielkreis

go Die ersten vier Faktoren bestimmen auch den Radius des Zielkreises, wobei (1) und (3) den Radius vergrößern, während (2) und (4) ihn verkleinern.

3. Der Tangentenkreis

Der Radius des Tangentenkreises ist bestimmt, wenn R und χ bestimmt sind, denn aus Fig. 5 ergibt . sich:

woraus folgt

4. Der Abdrehkreis

Der Radius »r« des Abdrehkreises ist ebenso bestimmt durch R und x; aus Fig. 5 ergibt sich:

woraus folgt

r =

2,X

5. Der Bodenwinkel

(2)

Wenn der vom Flugzeug durchflogene Drehwinkel 2 Θ beträgt, ergibt sich

tan Θ = —^—, r

und aus den Gleichungen (1) und (2) (s. oben) folgt tan© = -4-.

Die Gleichung (3) zeigt, daß eine kleine seitliche Versetzung χ und ein großer Zielkreisradius ie wünschenswert sind, weil sich mit solchen Werten ein kleiner Drehwinkel ergibt.

6. Zeitspanne für echte Identifizierung

Wenn T die theoretische Identifizierungszeit und V die Geschwindigkeit des Flugzeuges bedeuten, dann ist R = VT.

Wenn χ endlich ist, ist die Länge des von dem Flugzeug durchflogenen Bogens kleiner als R und bestimmt durch

2τΘ =

tan

-¹

(4)

Die »Zeitspanne für echte 'Identifizierung« ist dann gegeben durch

τ =

V-x

tan'

-1

OO

7. Die Beschleunigung des Flugzeuges

Die Zentrifugalbeschleunigung des Flugzeuges

ist—., und der Kurvenwinkel ist gr·'

Φ = tan-¹

F²

(6)

Die, Normalbeschleunigung ist dann gegeben durch

η = (ι + tan² Φ)².

Die Werte der Radien ρ und R, welche von der Art des für einen Angriff ausgewählten Zieles abhängen, werden in den Computer 20 eingesteuert. Eine genaue Schätzung des seitlichen Abstandes χ lao wird durch die Visieranlage des Bombenschützen gegeben; diese Dimension wird in dem Augenblick η den Computer 20 eingesteuert, zu welchem das Flugzeug die Position 2 in Fig. 5 einnimmt. Die Lösung der Gleichung (2), die dann augenblicklich ias vom Computer 20 geliefert wird, wird gleichzeitig

mit geeigneten Hilfsmitteln für die Einstellung des Autopiloten des Flugzeuges ausgewertet, so daß die entsprechende Drehgeschwindigkeit erzeugt wird; wenn dann noch durch geeignete Maßnahmen berücksichtigt wird, daß der Bomber beim Einfliegen in die Kurve eine gewisse kurze Zeitspanne benötigt, um sich in den Kurvenwinkel zu legen, und außerdem beim Ausfliegen aus der Kurve eine solche Zeitspanne für die entgegengesetzte Winkelbewegung benötigt, nimmt der Bomber zuerst die Stellung 4 und dann die Stellung 5 ein, die auf einer durch das Ziel und den Mittelpunkt des Tangentenkreises gezogenen Geraden liegen.

Claims (4)

1. *5 PATENTANSPRÜCHE:

   i. Vorrichtung zum Bombardieren eines Bodenzieles von einem Flugzeug aus mit einer für selbständigen Gleitflug ohne eigenen Antrieb

   ao ausgebildetenBombe, welche imBodenziel oder in einer wählbaren Höhe über dem Bodenziel nach Ausführung eines nach oben verlaufenden Teilloopings zur Explosion gebracht wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Bombe (ii) mit ihrer

   as Halterung (i6, 17) nach oben aus dem Flugzeugrumpf hinausschwenkbar gelagert ist, wobei eine an sich bekannte, im Flugzeug (10) angeordnete Automatik (20) das Herausschwenken und Lösen der Bombe (11) bewirkt sowie den Auslösezeitpunkt berechnet und die Bombe (11) durch die in sie eingebaute Automatik (22) nach Ausführung eines Teilloopings in einer entgegengesetzt zur Flugrichtung des Flugzeuges

   (10) verlaufenden Gleitbahn zurück in oder über das Ziel (1) gesteuert wird.
2. 2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die in der Bombe (11) vorgesehene Automatik (22) zugleich für die Auslösung der Zündung der Bombe (11) ausgebildet ist.
3. 3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die in der Bombe (11) vorgesehene Automatik (22) Höhenruder (13) betätigt, welche zusammen mit einer im Grundriß dreieckförmigen Tragfläche (12) und einer senkrecht dazu stehenden Flosse (14) die Bombe

   (11) steuern.
4. 4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugzeug (10) an der Oberseite seines Rumpf es eine Ausnehmung (15) aufweist, in der die Bombe (11) während des Anfluges in den Zielbereich aus dem Luftstrom zurückgezogen auf einem an sich bekannten Parallelgestänge (16, 17) liegt, und daß die Bombe (11) durch eine am Parallelgestänge (16, 17) angreifende Verstellvorrichtung (18) aus der Ausnehmung heraus in den Luftstrom geschwenkt wird.

   In Betracht gezogene Druckschriften:

   Münchener Merkur vom 26. 10. 1956, S. 3;
   Flight vom 19. 10. 1956, S. 638.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

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