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Publication number: DEC0010083MA
Authority: DE

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

Tag der Anmeldung: 12. Oktober 1954 Bekanntgemacht am 20. September 1956

DEUTSCHES PATENTAMT

Die Erfindung betrifft eine elektrische Umrechnungseinrichtung in einer leitstrahlgesteuerten Rakete, welche Empfangs- und Umwandlungsorgane für hochfrequente Leitstrahlsignale aufweist, die dazu bestimmt sind, zwei elektrische Meßspannungen (ζ. Β. χ, y) zu erzeugen, welche durch ihre momentane Größe die momentane Ablage des Raketenschwerpunktes von der Leitstrahlachse nach Größe und Richtung bestimmen.

Erfindungsgemäß sind bei einer derartigen Einrichtung Differentiationsorgane für jede der beiden Meßspannungen zugeordnet, deren Ausgangsspannungen in Beziehung zu den Eingangsspannungen χ bzw. y den Summen ax + bx bzw. ay + by entsprechen, wobei Mittel vorhanden sind, um Impedanzglieder der genannten Differentiationsorgane in mindestens indirekter Abhängigkeit von der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit zu verändern, derart, daß die Größen der Koeffizienten α und b annähernd genau vorbestimmte Funktionen der Raketenbahngeschwindigkeit darstellen.

Die Erfindung ist an Hand eines Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigt

Fig. ι die geometrischen Beziehungen des Raketenschwerpunktes R gegenüber dem Leitstrahl L,

Fig. 2 die angestrebte Annäherung der Flugbahn B einer Rakete R gegenüber dem Leitstrahl L, '

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Fig. 3 die gegenseitigen Beziehungen der Steuergrößen für eine sich um ihre Längsachse drehende Rakete, _ .

Fig. 4 eine schematisch gezeichnete Anordnung der in einer Rakete eingebauten Organe,

Fig. 5 ein elektrisches Bauschema eines Differentiationsorgans, . .

Fig. 6 ein Beispiel für ein Zeitprogramm, nach welchem die Steuerkoeffizienten verändert werden ίο sollen,

Fig. 7 ein halbschematisch gezeichnetes Ausführungsbeispiel von zwei Differentiatoren nach Fig. 5 und

Fig. 8 die notwendige Widerstandscharakteristik der Drehwiderstände W₁ und FF₂ in Funktion der Drehstellung der Welle.

Vorerst wird unter Bezugnahme auf die Fig. 1 bis 8 das allgemeine Prinzip einer Raketensteuerung längs eines Leitstrahls erläutert.

Von einem Leitstrahlsender A, der auf dem Erdboden, einem Schiff oder einem Flugzeug aufgebaut sein kann, wird hochfrequente Strahlungsenergie längs des Leitstrahls L ausgestrahlt. Beispielsweise kann dieser Leitstrahl!, stets gegen ein durch ferngesteuerte Raketen R zu bekämpfendes Feindflugzeug gerichtet werden, so daß also dieser Leitstrahl seine Richtung im Raum zeitlich ändert. Es soll nun der fliegenden Rakete R, von welcher in Fig. 1 nur der Schwerpunkt R eingezeichnet ist, durch irgendwelche Mittel fortlaufend ihre relative Lage zum Leitstrahl mitgeteilt werden.

Als Kenngrößen für diese »Ablage« können sehr gut die Koordinaten χ und y in einem Koordinatensystem mit dem Ursprung O dienen, das dadurch definiert ist, daß in einer durch den Raketenschwerpunkt R gelegten, zum Leitstrahl L senkrecht stehenden Ebene XY die «-Achse stets horizontal gerichtet sein soll. Es sind Mittel bekannt, die es ermöglichen, die Rakete während ihres Fluges fortwährend vom Leitstrahlsender A aus zu vermessen und ihr die errechneten Ablagekenngrößen χ und y fortlaufend als Funksignale mitzuteilen.

Es sind Mittel beschrieben, die der Rakete selbst ermöglichen, die Größen <5 und φ, nämlich den Fehlwinkel OAR = O und den Winkel ~R0X = φ, d. h. den Neigungswinkel der durch den Leitstrahl L und den Raketenschwerpunkt R gelegten Ebenen. OR gegenüber einer durch den Leitstrahl L und die x-Achse gelegten Bezugsebene AOX in Form von elektrischen Größen fortlaufend zu ermitteln.

Wenn noch die Größer, d.h. die Distanz AR, bekannt ist, so gilt für die Größe d = OR annähernd folgende Beziehung:

d·= r-δ, (1) .

Aus den Größen d und φ lassen sich gemäß folgenden Gleichungen

' · cos ψ = χ ,

sin 1

= y

ebenfalls die »Ablagekoordinaten<·< χ und y errechnen.

Auf alle Fälle kann angenommen werden, daß die

Rakete Empfangs- und Umwandlungsorgane für hochfrequente Leitstrahlsignale aufweist, welche dazu bestimmt sind, zwei elektrische Meßspannungen zu erzeugen, welche durch ihre momentane Größen die momentane Ablage des Raketenschwerpunktes von der Leitstrahlachse nach Größe und Richtung bestimmen.

Aus diesen die momentane Ablage der Rakete kennzeichnenden Meßspannungen, beispielsweise von zwei Spannungen, die den Abstandskoordinaten χ und y proportional sind und sich demgemäß zeitlich verändern, sollen nun Steuergrößen M_x und M_y erzeugt werden, welche, eventuell nach Transformation in ein raketenfestes Koordinatensystem, auf ein zur Rakete gehöriges, in zwei Koordinatenrichtungen verstellbares Steuerorgan (Höhen- und Seitenrichtmaschine, Treibstrahlablenkorgane) derart einwirken, daß die Rakete stets bestrebt ist, sich der Leitstrahlachse L zu nähern. Damit eine stabile Flugbahn B an die Leitstrahlachse L nach' Fig. 2 erreicht wird, dürfen nicht nur die momentanen Ablagekenngrößen χ und y berücksichtigt werden, sondern es müssen auch deren

und y = -j- festgestellt

(tt

dx ,

χ = -z— bzw. y =

dy ~dt

zeitliche Änderungen χ = -£

Ui

und berücksichtigt werden.

Es hat sich gezeigt, daß folgender Ansatz für die Steuergrößen M_x und M_y zu brauchbaren Flugbahnkurven B führt: _s

M_x = +ax + bx+K_x, (4)

M_y = + ay + by + K_y , (5)

In diesen Gleichungen (4) und (5) bedeuten M_x und My die Steuergrößen im X-Y-System, χ bzw. y die Größen der Meßspannungen,

deren zeitliche Ableitungen; α und b sind Koeffizienten.

Die Werte K_x bzw. K_y stellen zusätzliche Korrekturgrößen dar, die je nach den Stabilitätsverhältnissen größer oder kleiner sein können und zur Erläuterung des Hauptprinzips vorläufig vernachlässigt werden können.

Üblicherweise sind die ferngesteuerten Raketenflugkörper derart ausgebildet, daß sie sich während ihres Fluges um die eigene Längsachse drehen können. In diesem Fall·müssen die im X-Y-L-System, d. h. im räumlich definierten Koordinatensystem, geltenden Steuergrößen M_x und M_y entsprechend dieser Drehung in ein raketenfestes Koordinatensystem transformiert werden, damit das Steuerorgan oder die Steuerorgane der Rakete im richtigen Sinn verstellt werden. L15

In Fig. 3 ist nun ejn Querschnitt durch eine Rakete R, durch deren Mante? Rm und deren vier Stabilisierungsflügel Rf₁, Rf₂, Rf₃ und Rf₁ angedeutet. Der Raketenschwerpunkt R hat nach dieser Figur gegenüber dem Leitstrahl L die durch die Koordinaten χ und y bestimmte Ablage. Gemäß den Gleichungen (4) und (5) haben sich Steuermomente M_x und M_y ergeben, die in Fig. 3 ebenfalls eingezeichnet sind.

Da nun aber die Rakete gegenüber dem Koordinatensystem X-Y um den Winkel ψ verdreht ist, ergeben

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sich für die in das raketeneigene Koordinatensystem ξ, η transformierten Steuermomente Μξ und Μη folgende Bestimmungsgleichungen:

Μζ = M_x cos ψ + M_y sin ψ , (6)

Μη = — M_x sin ψ + M₅, cos ψ . (j)

Demgemäß müssen in der Rakete Mittel zur fortlaufenden Bestimmung des Winkels ψ, d. h. des

ίο Winkels, um welchen sich die Rakete gegenüber der räumlich definierten X-Richtung verdreht hat, angeordnet sein. Vorzugsweise umfassen diese Mittel einen Lageerinnerungskreisel, der kardanisch aufgehängt ist.

Wenn z. B. beim Start der Rakete die Drehachse dieses Lageerinnerungskreisels in eine bestimmte Richtung eingestellt wird und die Rakete selbst so eingestellt wird, daß der Flügel Rf₁ senkrecht nach unten und der Flügel Rf₂ waagerecht nach rechts gerichtet ist, so kann die Drehung des äußeren Kardanrahmens um eine zur Raketenachse parallele Achse fortlaufend als Drehwinkel ψ auf einen Transformationsachtpol übertragen werden, welchem Spannungen der Werte M_x und M_y zugeführt werden, wobei zwei Ausgangsspannungen gemäß den Gleichungen (6) und (7) die Werte Μξ und Μη erhalten. Diese sich auf das raketeneigene Koordinatensystem ξ, η beziehenden elektrischen Steuergrößen Μζ und Μη können nun einzeln in mechanische Steuerkräfte 'Pξ "bzw. Ρη umgewandelt werden, welche ein Steuerorgan in den raketeneigenen Koordinatenrichtungen ξ und η verstellen.

Fig. 4 zeigt in schematischer Darstellungsweise alle zur Realisierung der erwähnten mathematischen Beziehungen notwendigen, in der Rakete vorhandenen Organe.

Ein HF-Empfänger 1 enthält Empfangs- und Umwandlungsorgane für hochfrequente Leitstrahlenergie. Dieser kann derart ausgebildet sein, daß er zwei synchrone, aber phasenverschobene Wechselspannungen

U₁ = δ sin {ω t + φ) , (8)

U₂ = ι · sin ω t (9)

abgibt.

Aus diesen Spannungen sollen nun die Ablagegrößen χ und y bestimmt werden. Wie aus Gleichung (1) hervorgeht, sollte eigentlich noch die Distanz r = A-R bekannt sein, um die Größe d = δ · r errechnen zu können. Da aber diese Distanz eine annähernd eindeutige Funktion der Flugzeit ist [r = f(t)], ist in der Rakete ein Zeitmotor, beispielsweise ein Uhrwerkmotor TM, eingebaut, der über eine Welle 2 einen Spannungsteiler 3, dem die Spannung
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U₁ = δ sin {ω t + ψ)

zugeführt wird, so verstellt, daß die Ausgangsspannung dieses Spannungsteilers 3 annähernd genau der Spannung d == r ■ sin (ω t -\- φ) entspricht. Diese Spannung wird nun einem Diskriminator 4„ zugeführt, dem auch die Spannung U₂ = 1 ■ sin ω t zugeführt wird und der in bekannter Weise aus diesen beiden Bezugsspannungen eine Spannung y erzeugt, die gemäß Gleichung (3) dem Wert d · sin φ gleich ist.

Ein Phasendrehglied 5 ist dazu bestimmt, die Spannung d · sin (ω t + φ) um 90⁰ zu verdrehen, so daß eine Spannung r ■ cos (ω t + φ) entsteht, die einem Diskriminator 4 _x zugeführt wird, der gegenüber der Bezugsspannung 1 · sin ω t eine Spannung vom Wert χ ηο erzeugt, die gemäß Gleichung (2) dem Wert d ■ cos φ gleich ist.

. Die Spannungen χ und y sind, wie erwähnt, zeitlich veränderlich und werden je einem Differentiator 6_X bzw. 6„ zugeführt, die dazu bestimmt sind, gemäß den Gleichungen (4) und (5) Spannungen der Werte ax -\- bx bzw. ay + by zu erzeugen. Da die Koeffizienten α und b von der momentanen Geschwindigkeit der Rakete, d. h. von der aerodynamischen Stabilität der Rakete, abhängig sein sollen und die Geschwindigkeit der Rakete eine Funktion der Flugzeit t ist, werden Organe dieser Differentiatoren 6_X und 6„ vom Zeitmotor TM aus über Wellen 2' und 2" verstellt. Die genaue Ausbildung dieser Differentiatoren wird später beschrieben.

Die Spannungen M_x, M_y am Ausgang der genannten Differentiatoren 6_X, 6„ sind zeitlich veränderliche Gleichspannungen, welche gemäß Gleichungen (6) und (7) in die Werte Mξ und Μη transformiert werden sollen.

In der Rakete ist ein Lageerinnerungskreisel 7 kardanisch aufgehängt, derart, daß sein äußerer Kardanrahmen um eine zur Raketenachse parallele Welle 8 drehbar ist. Diese Welle verdreht sich bei der Drehung der Rakete um den definierten Winkel ψ und ist mit der Antriebswelle eines Transformationsachtpols 9 starr gekuppelt, der dazu bestimmt ist, Eingangsspannungen der Werte M_x und M_y in Ausgangsspannungen der Werte M ξ und Μη gemäß Gleichungen (6) und (7) zu transformieren.

Derartige Transformationsachtpole sind an sich bekannt. Falls sie aus Kondensatoren aufgebaut sind, sollten die in ihnen verarbeiteten Spannungen höherfrequente Wechselspannungen sein. Deshalb ist in der Rakete ein Oszillator 10 eingebaut, der eine Wechselspannung U κ« von beispielsweise 500 Hz erzeugt, die zwei Modulatoren το_χ bzw. io„ zugeführt werden, denen auch die Spannungen JIi,. bzw. M_y zugeführt werden. Sie erzeugen Wechselspannungen M_x «a bzw. M_y «a der Oszillatorfrequenz und der Amplituden M_x bzw. M_y, die durch den Transformationsachtpol 9 in Wechselspannungen Μξ pa bzw. Μη sa derselben Frequenz und der Amplituden Mξ bzw. Μη transformiert werden.

Demodulatoren 11 ξ bzw. τΐη, denen diese Spannungen Μξ sa bzw. Μη sa und die Oszillatorspannung U «a zugeführt werden, sind dazu bestimmt, veränderliche Gleichspannungen Μξ bzw. Μη zu erzeugen. Mit Hilfe von Additionsgliedern 12 ξ bzw. I2ij können diesen Steuerspannungen weitere Korrekturspannungen zuaddiert werden, so daß die eigentlichen Steuerspannungen U st ξ bzw. ϋείη entstehen.

Die Steuerspannungen werden mit Hilfe von elektromechanischen Transformationsorganen 13 ξ und 13-»7 in Verstellbewegungen von Steuerstiften umgewandelt, 125, die auf einen mechanischen Verstärker 14 ξ bzw. 14η

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einwirken. Als Steuerorgan kann eine kardanisch aufgehängte Brennkammer K mit den Verstellwellen 16 ξ und i6?j vorgesehen sein, welche die Abtriebswellen der mechanischen Verstärker 14 darstellen. Eine Verdrehung der Welle i6| durch die Kraft Ρξ bewirkt eine Auslenkung der Rakete in der !-Richtung der Rakete, und eine Verdrehung der Welle τβη durch eine Kraft Ρη bewirkt eine Auslenkung der Rakete in deren ^-Richtung.

Zur Raketensteuerung kann dann eine Verstellung von aerodynamischen Steuerflügeln vorgesehen werden. Wie vorbeschrieben, ist -es möglich, die Ablagekoordinaten χ und y in Steuerkräfte Ρξ und Prj zur Verstellung eines Steuerorgans der Rakete in zwei raketeneigenen Koprdinatenrichtungen umzuwandeln, derart, daß die Rakete jederzeit bestrebt ist, sich gemäß Fig. 2 dem Leitstrahl L anzuschmiegen.

Ein Schaltbild eines Differentiationsorgans 6 ist in Fig. 5 der. Zeichnung dargestellt,

Die zu differenzierende Spannung, die z. B. . die Spannung y aus dem Diskriminator 4_y (Fig. 4) sein kann, hat den Wert U₀ und der Innenwiderstand der Quelle (Diskriminator) hat den Wert W_{. Die sich ergebende Klemmspannung U₀ am Eingang des Differentiators liegt an einer durch die Widerstände W₁ und M⁷Sj gebildeten Serienschaltung, wobei der Widerstand W₁ durch eine Kapazität C überbrückt ist. Die Ausgangsspannung U_a wird am Widerstand W₂ abgegriffen, dem der Eingangswiderstand W_a des folgenden' Gliedes (Modulator 10) parallel geschaltet ist, so daß sich der Wert W_x* = ^rifW^ ^erS^ibt·

Zwischen der Spannung U₀ und der Spannung U_a besteht folgende Beziehung:

dt

Dabei gelten folgende Definitionen:

ψ

W₁ + W*

T₅ = C

W₁ + Wi + W*
W* ■

C-W₁,

W* '

(10)

(11)

(12).

(13)

Vergleicht man die Gleichungen (4) und (5) mit der Gleichung (10), so zeigt es sich, daß für den Koeffizienten α in den Gleichungen (9), (5) der Koeffizient v* und für den Koeffizienten b in den Gleichungen (4) und (5) das Produkt v* ■ T₅ gesetzt werden kann. Diese Koeffizienten sollen im wesentlichen abhängig sein von der aerodynamischen Stabilität der Rakete. In Luft von normaler Dichte hängt diese Stabilität von der Geschwindigkeit der Rakete ab und wird mit zunehmender Geschwindigkeit größer. .

Zu Beginn des Fluges ist die Geschwindigkeit der Rakete und damit ihre aerodynamische .Stabilität relativ klein. Dementsprechend muß auch die Größe v* Gleichungen (10), (13) relativ klein sein, weil diese Größe den Haupteinfluß auf die einer bestimmten Ablage entsprechende Steuerkraft ausübt. Bei großen Werten von v* und kleiner Raketenfluggeschwindigkeit würde sich eine zu brüske Schwenkung der Raketenlängsachse gegen die momentane Flugrichtung ergeben, so daß der Flug unstabil werden könnte.

Gegen Ende der Flugzeit muß v* groß werden, um mit den entstehenden Steuerkräften das große auf der aerodynamischen Stabilität beruhende Rückstellmoment überwinden zu können und um die Rakete trotz ihrer hohen Geschwindigkeit genügend rasch ablenken zu können. Der Steuerkoeffizient T₆ in Gleichungen (10), (11) ergibt sich zwangläufig aus der Schaltung nach Fig. 5; diese unvermeidbare Glättungszeitkonstante soll nach Möglichkeit hauptsächlich bei größeren Raketenfluggeschwindigkeiten möglichst klein sein.

Fig. 6 zeigt den günstigen Verlauf der drei Steuerkoeffizienten T₆, T₅ und v* in Funktion der Raketenfiuggeschwmdigkeit (v) für eine Rakete, die nicht höher als etwa 50 km steigt. Für den Fall, daß die Raketenfluggeschwindigkeit eine lineare Funktion der Zeit (t) ist, was in vielen Fällen zutrifft, stellen diese Kurven auch den Verlauf der genannten Steuerkoeffizienten in Funktion der Flugzeit (t) dar.

Diese Bedingungen für den Verlauf der Steuer-¹ koeffizienten können dadurch realisiert werden, daß die Differentiatoren 6_X und 6_y nach Fig. 7 ausgebildet, wobei mit einer Welle t des Zeitmotors TM (s. Fig. 4) die Drehkontakte k_lx, k_ix, k_ly, k_2y von vier Drehwiderständen W_1x, W_2x, W_{1 y}, W_{2 y} drehfest verbunden sind, welche Drehwiderstände die Widerstände W₁, W₂ von Fig. .5 zu bilden bestimmt sind. Die Welle t dreht sich während der. Raketenflugzeit einmal mit konstanter Winkelgeschwindigkeit. Die Widerstandscharakteristiken der Potentiometer in Funktion der Drehstellung sind derart der bekannten Funktion zwischen Flugzeit t und der Geschwindigkeit ν angepaßt, daß sich der gewünschte Verlauf der Steuerkoeffizienten T₆, T₅ und v* nach Fig. 6 ergibt. ' Sie sind beispielsweise in Fig. 8 dargestellt.

Die drehbare Antriebswelle für die vier drehbaren Abgriffskontakte der vier als Drehwiderstände ausgebildeten veränderbaren Widerstände der beiden Differentiationsorgane kann auch in Funktion der r Raketenbahngeschwindigkeit derart angetrieben werden, daß ihre momentane Drehstellung α eine eindeutige Funktion der Raketenbahngeschwindigkeit ist, wobei die Widerstandscharakteristiken der vier Drehwiderstände in Abhängigkeit von der Drehstellung ihrer Abgriffskontakte k derart Vorbestimmten Programmen entsprechen, daß sich vorbestimmte Beziehungen zwischen den Momentanwerten der Koeffizienten α und δ und der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit ergeben.

Andererseits besteht. die Möglichkeit, Impedanzglieder der genannten Differentiationsorgane in mindestens indirekter Abhängigkeit von der momentanen aerodynamischen Stabilität der Rakete zu verändern, derart, daß die Größen der Koeffizienten a ._: und δ annähernd genau vorbestimmte Funktionen dieser momentanen aerodynamischen Stabilität darstellen.

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So kann die Rakete Mittel zur fortlaufenden Messung der Machschen Zahl aufweisen, wobei diese Welle Antriebsorgan von als veränderbare Drehwiderstände ausgebildeten Impedanzglieder der Differentiationsorgane ist.

Claims

PATENTANSPRÜCHE:

1. Elektrische Umrechnungseinrichtung in einer leitstrahlgesteuerten Rakete, welche Empfangs- und Umwandlungsorgane für hochfrequente Leitstrahlsignale aufweist, die dazu bestimmt sind, zwei elektrische Meßspannungen (x, y) zu erzeugen, welche durch ihre momentane Größe die momentane Ablage des Raketenschwerpunktes von der Leitstrahlachse nach Größe und Richtung bestimmen, dadurch gekennzeichnet, daß der Einrichtung Differentiationsorgane für jede der beiden Meßspannungen zugeordnet sind, deren Ausgangsspannungen in Beziehung zu den Eingangsspannungen χ bzw. y den.Summen ax + bx bzw. ay + by entsprechen, wobei Mittel vorhanden sind, um Impedanzglieder der genannten Differentiationsorgane in mindestens indirekter Abhängigkeit von der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit zu verändern, derart, daß die Größen der Koeffizienten α und b annähernd genau vorbestimmte Funktionen der Raketenbahngeschwindigkeit darstellen.

2. Einrichtung nach Anspruch 1 für Raketen, deren Empfangs- und Umwandlungsorgane für die Leitstrahlsignale derart ausgebildet sind, das Meßwechselspannungen vorbestimmter Frequenz und zeitlich veränderbarer Amplituden entstehen, wobei diese Amplituden den in einem rechtwinkligen Koordinatensystem gemessenen Abstandskoordinaten (x, y) des Raketenschwerpunktes von der Leitstrahlachse proportional sind, dadurch gekennzeichnet, daß die genannten Differentiationsorgane je zwei einander seriengeschaltete, von einem Verstellorgan in mindestens indirekter Abhängigkeit von der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit veränderbare Widerstände aufweist, deren erster durch eine Kapazität überbrückt ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 2 für Raketen, deren Bahngeschwindigkeit eine mindestens annähernd genau bekannte Funktion der Flugzeit darstellt, gekennzeichnet durch eine Zeitwelle, die während der Flugzeit mit gleichförmiger Geschwindigkeit von einem Zeitmotor aus über ein Getriebe gedreht wird und die als Antriebsorgan für die drehbaren Abgriffskontakte der vier als Drehwiderstände ausgebildeten veränderbaren Widerstände der beiden Differentiationsorgane dient, wobei die Widerstandscharakteristiken der vier Drehwiderstände in Funktion der Drehstellung der Zeitwelle derart vorbestimmten Programmen entsprechen, daß sich vorbestimmte Beziehungen zwischen den Momentanwerten der Koeffizienten a und b und der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit ergeben.

4. Einrichtung nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch eine drehbare Antriebswelle für die vier drehbaren Abgriffskontakte der vier als Drehwiderstände ausgebildeten veränderbaren Widerstände der beiden Differentiationsorgane, deren momentane Drehstellung eine eindeutige Funktion der Raketenbahngeschwindigkeit ist, wobei die Widerstandscharakteristiken der vier Drehwiderstände in Abhängigkeit von der Drehstellung ihrer Abgriffskontakte derart vorbestimmten Programmen entsprechen, daß sich vorbestimmte Beziehungen zwischen den Momentanwerten der Koeffizienten α und b und der momentanen Raketenbahngeschwindigkeit ergeben.

5. Elektrische Umrechnungseinrichtung in einer leitstrahlgesteuerten Rakete, welche Empfangsund Umwandlungsorgane für hochfrequente Leitstrahlsignale aufweist, die dazu bestimmt sind, zwei elektrische Meßspannungen (x, y) zu erzeugen, welche durch ihre momentane Größe die momentane Ablage des Raketenschwerpunktes von der Leitstrahlachse nach Größe und Richtung bestimmen, dadurch gekennzeichnet, daß der Einrichtung Differentiationsorgane für jede der beiden Meßspannungen zugeordnet sind, deren Ausgangsspannungen in Beziehung zu den Eingangsspannungen χ bzw. y den Summen ax + bx bzw.

ay -f- by entsprechen, wobei Mittel vorhanden sind, um Impedanzglieder der genannten Differentiationsorgane in mindestens indirekter Abhängigkeit von der momentanen aerodynamischen Stabilität der Rakete zu verändern, derart, daß die Größen der Koeffizienten α und b annähernd genau vorbestimmte Funktionen dieser momentanen aerodynamischen Stabilität darstellen.

6. Einrichtung nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch Mittel zur fortlaufenden Messung der Machschen Zahl und durch Mittel zur Verdrehung einer Welle in Funktion dieser Machschen Zahl, wobei diese Welle Antriebsorgan von als veränderbare Drehwiderstände ausgebildeten Impedanzgliedern der Differentiationsorgane ist.

Hierzu j Blatt Zeichnungen