DE1069036B

DE1069036B -

Info

Publication number: DE1069036B
Application number: DENDAT1069036D
Authority: DE
Priority date: 1957-03-05
Publication date: 1959-11-12
Also published as: US3039194A; BE563106A

Description

DEUTSCHES

Für das Richten von Waffen zur Bekämpfung von beweglichen Zielen, insbesondere Luftfahrzeugen, werden Visiere benötigt, um die Vorhaltwerte als Winkel zwischen der Visierrichtung und der Rohrrichtung zu berechnen und dem Bedienungsmann der Waffe sichtbar zu machen. Bei Zielen, insbesondere Flugzeugen, die sich mit großen Geschwindigkeiten bewegen, sind außerdem motorische Antriebe des Geschützes für die Seiten- und Höhenrichtbewegung notwendig, da der Bedienungsmann nicht mehr in der Lage ist, die erforderliche Richtarbeit zu leisten. Die Antriebe bedürfen darüber hinaus einer Steuerung, die dem Bedienungsmann die sinnfällige und leicht erlernbare Bedienung der Richtantriebe ermöglicht.

Es ist bekannt, daß sich durch Anwenden der geometrischen Beziehungen zwischen den Seiten- und Höhenwinkeln, nach denen die Waffe gerichtet wird, und weiteren Winkeln, die für die Darstellung des geradlinigen horizontalen oder geneigten Flugweges in der Flugebene gelten, besonders vorteilhafte Lösungen sowohl für das Visier als auch für die Steuerung ergeben. Diese Lösungen sind insbesondere dadurch vorteilhaft, daß sie die laufend veränderliche Entfernung zum Ziel, deren Bestimmung ein Radargerät erforderlich machen würde, nicht benötigen.

Besondere Vorteile ergeben sich durch die erfindungsgemäße Vereinigung einer an sich bekannten Visiervorrichtung mit der Steuerung, da die Rechengetriebe, die zur Lösung der Rechenaufgaben in Verbindung mit der Steuerung dienen, nunmehr gleichzeitig auch für die Aufgaben des Visiers verwendet werden, so daß sich ein erheblich geringerer Gesamtaufwand an mechanischen und elektrischen Bauteilen ergibt.

Dies wird gemäß der Erfindung dadurch erreicht, daß die Handsteuerung mit der Visiervorrichtung kombiniert ist, indem die der Handsteuerung zugeordneten Rechengetriebe auch für die hinsichtlich der Verstellung der Abkommen in der Visiervorrichtung bzw. der Verstellung der Visiervorrichtung selbst erforderliche Berechnung der geometrischen Daten der Bewegung des Zieles Verwendung finden, wobei als Handsteuerung ein Getriebe — vorzugsweise ein schon vorgeschlagenes — vorgesehen ist, daß den Neigungswinkel der Flugebene durch eine in Abhängigkeit vom Höhenwinkel betätigte Einrichtung, z. B. Kurvenkörper, konstant hält, sowie als Visiervorrichtung — etwa nach Patent 1 018 755 — eine solche angeordnet ist, die das Abkommen in Polarkoordinaten angibt.

Je nach der Art des verwendeten Visiers wird die Erfindung in verschiedener Weise ausgestaltet. Bei Verwendung einer Reflexoptik für das Visier wird der Flugwinkel, der die scheinbare Flugrichtung angibt und durch eine proportionale Verstellung von Teilen

Vorrichtung zum Richten von Waffen,
vorzugsweise Flugzeugabwehrgeschützen

Anmelder:
Dr.-Ing. Alfred Kuhlenkamp,
Braunschweig, Maschstr. 42

Dr.-Ing. Alfred Kuhlenkamp, Braunschweig,
ist als Erfinder genannt worden

des Rechengetriebes in der Steuerung bereits gegeben ist, unmittelbar zur Verstellung eines radialen Striches im Gesichtsfeld des Visiers benutzt.

Um das Visier noch weiter zu vereinfachen, kann bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung die Ermittlung des Seitenwinkels in der Flugebene in die Steuervorrichtung verlegt werden, indem diese durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt ist, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungswinkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt.
Für den Fall, daß die veränderliche Höhe des Flugzeuges berücksichtigt werden soll, kann erfindungsgemäß die soeben angegebene Vorrichtung zum Ermitteln des Seitenwinkels in der Flugebene durch eine weitere Vorrichtung der Steuerung ergänzt sein, die

aus dem geschätzten oder gemessenen und von Hand einzustellenden Neigungswinkel des Flugweges und dem Neigungswinkel der Flugebene einen Korrekturwinkel zum Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt. Falls an Stelle der Refiexoptik eine Fernrohroptik im Visier verwendet wird, kann das Visier gleichfalls von zusätzlichen Rechenvorrichtungen befreit werden, indem in diesem Falle die Steuervorrichtung durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt ist, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungswinkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt und aus diesem sowie aus den von Hand einzustellenden beiden Werten, nämlich dem Neigungswinkel des Flugweges und der Geschwindigkeit des Flugzeuges, den Vorhalt in der Flugebene ermittelt.

Da das Visier mit der Waffe bewegt wird und das Rechengetriebe zweckmäßig an der Lafette ruhend angeordnet ist, sind diese beiden Teile der Gesamtvorrichtung durch mechanische Mittel zu verbinden, um

909 648/54-

Meßwerte und aus diesen errechnete Werte zu übertragen. Diese Werte sind im Getriebe als Drehwinkel gegeben. Da diese Winkel, durch die Eigenschaften des Rechengetriebes bedingt, keinesfalls mehr als 360° betragen und sehr geringe Bruchteile dieses Höchstwertes auf das Visier übertragen werden müssen, wäre für die Übertragungsglieder, z. B. biegsame Wellen oder Zahnradgetriebe, ein sehr geringer Totgang notwendig, wenn ein Totgang das Ergebnis der Übertragung nicht verfälschen soll.

Die Schwierigkeit, eine Übertragung mitsogeringem Totgang zu erreichen, kann auf folgende Weise umgangen werden:

Diejenigen Werte, die von einem Getriebe auf das andere übertragen werden müssen, benutzt man durch an sich bekannte Nachlaufvorrichtungen zum Steuern von Motoren mit hoher Übersetzung, so daß die Ausgangswelle des gesteuerten Motors ein Vielfaches der Drehung ausführt, die dem Meßwert an der Nachlaufvorrichtung entsprach. Diese vervielfachte Drehung wird dann durch mechanische Getriebeteile, wie starre und biegsame Wellen und Zahnräder, auf das zweite Getriebe übertragen. Dort wird sie durch entsprechende Übersetzungen wieder auf die anfängliche Winkelgröße reduziert. Dadurch wird erreicht, daß der konstruktiv unvermeidbare Totgang der Übertragungsglieder nur einen sehr geringen Anteil der vervielfachten Drehung bildet und somit das Übertragungsergebnis nicht merklich verfälschen kann.

Es hat sich gezeigt, daß zum Berechnen einer Funktion aus zwei Variablen, wie es im Gange der Auswertung mehrfach nötig ist, zweckmäßig in an sich bekannter Weise Kurvenkörper benutzt werden, die z. B. zur Aufnahme einer Variablen um ihre Längsachse gedreht werden und zur Aufnahme der anderen Variablen in Achsrichtung verschoben werden. Die Werte der gesuchten Funktion werden durch einen auf der Kurvenfläche laufenden Taster abgegriffen.

Da im Visier die scheinbare Flugrichtung durch einen im Gesichtsfeld erscheinenden radialen Strich dargestellt ist, wird zweckmäßig die Richtung dieses Visierstriches vom Bedienungsmann durch ein Handrad einstellbar gemacht, so daß fortwährend die Richtung des Visierstriches in Übereinstimmung mit der Längsachse des beobachteten Flugzeuges gehalten werden kann. Das Flugzeug wandert dabei im Visierbild längs des Visierstriches mit einer scheinbaren Fluggeschwindigkeit aus. Zweckmäßig wird ein Handoder ein Fußhebel vorgesehen, der es gestattet, die Nachführungsgeschwindigkeit des Antriebes so zu regeln, daß das Flugzeug mit der Folgemarke im Gesichtsfeld in Deckung bleibt.

Bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung kann das zum Einstellen der scheinbaren Flugrichtung dienende Handrad mit einer Vorrichtung versehen sein, die es gestattet, nach Wahl die weitere Verfolgung der zuletzt eingestellten scheinbaren Flugrichtung durch Umschaltung dem Rechengetriebe zu übertragen. Das Rechengetriebe steuert dann selbsttätig die scheinbare Flugrichtung so, daß die aus den zuletzt vom Bedienungsmann eingeführten Winkeln errechnete Flugebene erhalten bleibt.

Die Umschaltung vom Handsteuern auf Steuerung durch das Rechengetriebe kann selbsttätig gemacht sein, indem das Handrad gegenüber der von ihm in das Getriebe führenden Welle einen geringen Totgang hat, so daß es sich bei Beginn des Eingriffes von Hand gegenüber der Welle um einen kleinen Winkel verdreht. Mit dem Handrad einerseits und der Welle andererseits ist je ein Kontaktstück verbunden. Bei

geringer relativer Verdrehung schließen diese einen Kontakt und schalten dadurch das Getriebe von selbsttätigem Arbeiten auf Handeinstellung um.

Die Zeichnungen zeigen Ausführungsbeispiele nach dem Erfindungsgedanken.

Fig. 1 zeigt die geometrischen Beziehungen für eine vereinfachte Annahme;

Fig. 2 stellt das Gesichtsfeld im Visier mit Bezug auf die geometrischen Beziehungen entsprechend Fig. 1 ίο dar;

Fig. 3 zeigt, ähnlich der Fig. 1, die geometrischen Beziehungen bei Berücksichtigung weiterer Größen;

Fig. 4 und 5 sind durch weitere Einzelheiten ergänzte geometrische Darstellungen, ähnlich wie Fig. 1 und 3;

Fig. 6 zeigt die Gesamtanordnung der Steuerung und des Visiers an der Waffe, und

Fig. 7 stellt den Getriebeplan für den Fall dar, daß im Visier eine Reflexoptik verwendet wird, während Fig. 8 den Getriebeplan bei Anwendung eines Fernrohrvisiers zeigt.

In Fig. 1 ist vereinfachend angenommen, daß sich das Flugzeug in gleichbleibender Höhe bewegt. M und W sind Punkte auf dem Zielweg, der in der Höhe h=MM' verläuft. Im Mittelpunkt O der Kugel ist der Geschützstandort zu denken. Der Punkt M auf dem Flugweg erscheint dem in O stehenden Bedienungsmann unter dem Höhenwinkel γ_Μ und dem Seitenwinkel σ_Μ, von der Nullrichtung NO aus zählend. Der Meßpunkt M des Flugweges erscheint auf der um den Beobachter zu denkenden Kugel in dem Punkt M₀. der Punkt M' in der Horizontalebene ξ> erscheint auf der Kugel als Punkt M₀'. Auf der Kugeloberfläche entsteht somit ein rechtwinkliges sphärisches Dreieck M₀M₀N, dessen Seiten der Bogen M₀M₀'=Höhenwinkel und der Bogen M₀ N= Seiten winkel om ist. Die Flugzeuglängsachse liegt auf dem wahren Flugweg MW, sie erscheint dem Beobachter im Punkt M₀ auf dem durch N gehenden Größtkreis (»Flugebene« g). Im Gesichtsfeld des Fernrohres erscheint dem Beobachter das Flugzeug, wie in Fig. 2 dargestellt, so, daß die Flugzeuglängsachse um den Winkel <5 nach Fig. 1 zur Senkrechten geneigt ist. Den Winkel δ bezeichnet man als »scheinbare Flugrichtung«. Er ändert sich von einem Kleinstwert bei unendlich von fern kommendem Ziel über 6 = 90° im Wechselpunkt W (Fig. 1) bis zu einem Größtwert für unendlich entfernt gehendes Ziel. Der Winkel δ gibt aber gleichzeitig das jeweilige Verhältnis zwischen den Winkelgeschwindigkeiten nach dem Seiten- und dem Höhenwinkel an.

Wie in Fig. 3 dargestellt, ändert sich im Punkt M₀ die Höhenwinkelgeschwindigkeit in Richtung des durch M₀ gehenden Meridians M₀M₀ und die Seitenwinkelgeschwindigkeit in der durch M₀ gehenden BreitenkreisebeneM₀F₀. Die resultierende Geschwindigkeit ergibt sich durch Zusammensetzung der beiden Komponenten als GroBeM₀Q₀. Diese resultierende Geschwindigkeit liegt auf dem Größtkreis NM₀ und schließt mit dem Meridian den Winkel δ ein. Es ist also M₀R₀ die Höhenwinkelgeschwindigkeit ωγ, M₀P₀ die Seitenwinkelgeschwindigkeit av in der Breitenkreisebene und M₀Q₀ die Seitenwinkelgeschwindigkeit Co₀-' in der Flugebene. Aus der Seitenwinkelgeschwindigkeit ov in der Breitenkreisebene berechnet sich die Seitenwinkelgeschwindigkeit ω_σ in der Horizontalebene (M₀P₀) nach der Beziehung ω_σ = ω_σ" ■ cos γ.

Ist somit die Größe der Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Flugebene αν = M₀Q₀ und der Richtungswinkel δ bekannt, so sind damit auch die Höhenwinkel-

geschwindigkeit M₀R₀ und die Seitenwinkelgeschwindigkeit M₀P₀ bzw. M₀P₀ bekannt.

Im Gesichtsfeld des Fernrohres (Fig. 2) fällt der Geschwindigkeitsvektor der Höhenwinkelgeschwindigkeit mit der Senkrechten (Meridian) zusammen, der Geschwindigkeitsvektor der Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Breitenkreisebene steht senkrecht dazu, und der Geschwindigkeitsvektor der resultierenden Seitenwinkelgeschwindigkeit in der Flugebene liegt auf dem unter dem Winkel δ geneigten radialen Strich.

Wie Fig. 1 und 3 erkennen lassen, ist der Neigungswinkel r der Flugebene während des ganzen horizontalen oder geneigten Flugweges unveränderlich. Durch den Flugwinkel δ und den Höhenwinkel γ ist der Neigungswinkel r der Flugebene bestimmt (zufolge der Beziehung cos r = cos γ · sin δ). Wenn das Flugzeug die Höhe ändert, indem es steigt oder fällt, ändern sich gegenüber dem horizontal fliegenden Ziel die geometrischen Verhältnisse (Fig. 4). In der Flugebene verläuft der Flugweg nicht mehr parallel zur Spurlinie NO, sondern bildet mit dieser einen Winkel. Der Wechselpunkt W, in dem das Ziel dem Geschützstandort O am nächsten kommt, trennt sich von dem Punkt P auf dem Flugweg, bei dem der Höhenwinkel sein Maximum hat, in der Weise, daß sich der Wechselpunkt in Richtung der abnehmenden Zielhöhen gegenüber dem Punkt P verschiebt. In der Flugebene bleibt der Verlauf der Entfernungen vom Geschütz O zu den einzelnen Punkten auf dem Flugweg symmetrisch zum Wechselpunkt wie beim horizontalen Flugweg erhalten. Es ändert sich deshalb auch nichts am Verlauf der Vorhaltwerte in Abhängigkeit vom Seitenwinkel a. Dagegen ändert sich die Zugehörigkeit der Werte des Flugwinkels <5 zu den Vorhaltwerten A. Während beim horizontalen Flugweg der Flugwinkel δ ein rechter wird, wenn sich das Flugzeug im Wechselpunkt befindet, wird in dem dargestellten Beispiel der Flugwinkel δ erst bei einem Punkt P, der hinter dem Wechselpunkt liegt, ein rechter. Es verschiebt sich also der Flugwinkelverlauf gegen den Vorhaltverlauf, und zwar so, daß der Flugwinkel δ = 90° bei steigendem Flugweg erst nach dem Wechselpunkt, bei fallendem Flugweg vor dem Wechselpunkt erreicht wird. Diese Verschiebung kann durch einen Korrekturwinkel des Seitenwinkels in der Horizontalebene ausgedrückt werden.

Der Korrekturwinkel κ berechnet sich aus den Winkelbeziehungen in dem rechtwinkligen sphärischen DreieckQ₀AiQ₀', das entsteht, wenn durch O die Parallele zum geneigten Flugweg gezogen wird. In diesem Dreieck ist der Bogen Q₀Q₀ der Flugneigungswinkel v. In dem Dreieck gilt:

sin κ = ctg τ · tg v.

Daraus ist zu entnehmen, daß der Flugneigungswinkel ν höchstens gleich dem Neigungswinkel τ der Flugebene werden kann und daß in diesem Falle der Korrekturwinkel κ = 90° wird. Der Flug wird dann zu einem direkt auf das Geschütz gerichteten Flug. Der Neigungswinkel τ der Flugebene ist also gleichzeitig der Grenzwert für den Bereich, in dem sich der Flugneigungswinkel ν bewegen kann.

Die Trennung des Wechselpunktes W von dem Punkt P_j in dem der Höhenwinkel γ sein Maximum erreicht und gleich dem Neigungswinkel τ der Flugebene ist, bedeutet, daß sich die Zuordnung der Vorhaltwinkel A, die in Abhängigkeit von dem Abstand des Flugzeugs vom Wechselpunkt berechnet sind, zu der Lage des radialen Striches (Fig. 2), die die Flugwinkel δ angibt, ändert. Während beim horizontal

fliegenden Ziel zu einem Flugwinkel δ = 90°, d. h. bei waagerechter Lage des Flugrichtungsstriches, die Vorhaltwerte gehören, die für den Wechselpunkt gelten, gehören bei einem ansteigenden Flugweg die Vorhaltwerte des Wechselpunktes W zu einem Flugwinkel δ, der kleiner ist als 90°, bei einem fallenden Flugweg zu einem Flugwinkel δ, der größer ist als 90°. DieVersetzung ist bestimmt durch den Winkel κ, der sowohl als Bogen W₀P₀ als auch als Bogen Q₀M auf dem Größtkreis NP₀M erscheint. Aus den sphärischen Beziehungen in dem bereits erwähnten rechtwinkligen Dreieck Q₀MQ₀ ergibt sich

sin κ — sin vi sin τ.

Danach kann der Korrekturwinkel κ' aus dem zu schätzenden Flugneigungswinkel ν und dem Neigungswinkel τ der Flugebene berechnet werden.

Die geometrische Grundlage des Visiers erfährt eine Änderung, sobald das Geschütz, an dem sich das Visier befindet, nicht horizontal ist oder nicht horizontiert werden kann, wie es z. B. bei Selbstfahrlafetten der Fall ist. Die geometrischen Verhältnisse sind in Fig. 5 dargestellt. Das Geschütz dreht sich in der Ebene ®, die zur Horizontalebene ξ> verkantet ist. Die Größe und Richtung der Verkantung ist bestimmt durch die Richtung der Achse OV₁ um die die Verkantung erfolgt, und durch den Winkel, den die Geschützebene © mit der Horizontalebene $ einschließt. Ist OG die Nullrichtung, von der aus in der verkanteten Geschützebene der Seiten winkel gemessen wird — die Nullrichtung kann z. B. die Längsachse des Fahrzeuges sein, auf der sich die Waffe befindet •—■ so ist die Lage der Verkantungsachse durch den Seitenwinkel σ₆ bestimmt. Der Verkantungswinkel als Neigungswinkel der Geschützebene gegenüber der Horizontalebene ξ> ist der Winkel ε zwischen den beiden Ebenen im Punkt V. Die Richtung und Größe der A^erkantung kann durch eine Wasserwaage, die zunächst in die Richtung gedreht wird, in der sie den größten Ausschlag zeigt, und dann horizontiert wird, bestimmt werden.

Die durch einen horizontal verlaufenden Zielweg MWP gehende Flugebene F schneidet die Horizontalebene ξ> in der Spurlinie NO, die dem Flugweg parallel verläuft. Die Flugebene schneidet die verkantete Geschützebene © in der Spurlinie ΝΌ, die nicht mehr parallel zum Flugweg verläuft, sondern wie bei einem Flugweg mit Höhenänderung diesen im Endlichen schneidet. Die Lage der Spurlinie N'O in der Geschützebene © ist bestimmt durch den Seitenwinkel a₀, gerechnet von der Nullrichtung OG aus. Durch sphärische Projektion des Punktes N' in die Horizontalebene ergibt sich Punkt N" und damit das rechtwinklige sphärische Dreieck VN"N', in dem N'N" der Bogen des Flugneigungswinkels ν ist, der zu der Verkantung ε gehört. Der Einfluß der Verkantung kann somit auf eine Höhenänderung zurückgeführt und damit die Verkantung in derselben Weise berücksichtigt werden wie eine Höhenänderung. Der Bogen VN" gehört zu dem Winkel σ₀ — a_e, der mit a_v bezeichnet werden möge. Aus dem rechtwinkligen Dreieck VN'N" ist die Beziehung zu entnehmen

sin ν = sin σ_ν · sin ε.

Für die Verwendung des Visiers an Waffen größeren Kalibers ist es notwendig, die Reflexoptik durch ein Fernrohr mit entsprechender optischer Vergrößerung zu ersetzen, damit das Flugzeug auf größere Entfernungen, als es mit bloßem Auge möglich ist, erkannt und verfolgt werden kann.

Das Fernrohr, das an die Stelle der Reflexoptik tritt, muß so gelagert werden, daß es um eine Achse proportional dem Flugwinkel δ und um eine zweite Achse um den Vorhaltwinkel Δ gedreht werden kann. Da dazu zum Unterschied von der Reflexoptik der Vorhaltwinkel Δ als proportionale Drehbewegung einer Welle vorhanden sein muß, muß zusätzlich ein Rechengetriebe vorgesehen werden, durch das der Vorhaltwinkel Δ in Abhängigkeit vom Seitenwinkel σ und der Flugzeuggeschwindigkeit ν berechnet wird. Im übrigen ändert sich am Gesamtaufbau des Visiers gegenüber der Verwendung einer Reflexoptik nichts. Die getriebetechnische Lösung der Erfindungsaufgabe ist beispielsweise in den Fig. 6 bis 8 dargestellt.

Wie Fig. 6 zeigt, ist an der Lafette der Waffe 101 in im einzelnen nicht dargestellter Weise der Steuerkasten 102 befestigt. Die Steuerung wird durch das Handrad 3 und den Hebel 4 bedient und liefert in ebenfalls nicht dargestellter Weise als Ausgangswerte einerseits die Werte, nach denen die motorischen Antriebe für die Seiten- und die Höhenrichtbewegung laufend verstellt werden, und andererseits die Werte, die die Visierlinie gegenüber der Rohrrichtung um den Vorhaltwinkel verstellen und in das Visier 5 gelangen. Diese Werte werden als Drehwerte von Wellen in geeigneter Weise durch den Visierträger 6 vom Steuerkasten 102 in das Visier übertragen. Das Handrad 3 hat zweckmäßigerweise gegenüber der von ihm in das Getriebe führenden Welle einen geringen Totgang, so daß es sich bei Beginn des Eingriffs von Hand gegenüber der Welle um einen kleinen Winkel verdreht. Mit dem Handrad 3 und mit der Welle ist je ein Kontaktstück verbunden, die bei relativer Verdrehung einen Kontakt schließen und dadurch die Umschaltung des Getriebes von selbsttätigem Arbeiten auf Handeinstellung bewirken.

An dem Steuerkasten 102 befinden sich die Bedienungsknöpfe 57, 64, 67 zum Einstellen der verschiedenen Winkelwerte und die Anzeigevorrichtungen 53, 55, an denen die Arbeitsweise der Steuerung und +° des Visiers beobachtet werden kann.

Fig. 7 zeigt, daß in den Steuerkasten von den Richtantrieben der Waffe der Höhenwinkel γ und der Seitenwinkel α_σ durch die Wellen 1 und 2 gelangen. Der Bedienungsmann beobachtet durch die Reflexscheibe 7 das Ziel und stellt durch Drehen eines Bedienungshandrades 3 den radialen Flugrichtungsstrich 8, der über die Reflexscheibe 7 ins Unendliche projiziert wird, so ein, daß er mit der Flugzeuglängsachse zusammenfällt und am Ziel erscheint.

Der Drehwert des Handrades ist somit proportional der scheinbaren Flugrichtung b. Er wird im einzelnen auf folgende Weise zu dem radialen Strich 8 übertragen :

Der Drehwert des Handrades 3 gelangt einerseits über Zahngetriebe 9,10 und 11 auf die Kontaktstiftscheibe 45 und andererseits auf die Welle 13. Mit der Welle 12 ist auf der einen Seite die Schaltscheibe 46 eines Nachlaufwerkes fest verbunden, die entsprechend der relativen Lage des Kontaktstiftes auf Scheibe 45 den Nachlaufmotor 44 so steuert, daß Kontaktstift und Gegenkontakt immer in Übereinstimmung bleiben. Der Motor 44 dreht sich somit proportional dem Flugwinkel δ und überträgt ihn einerseits auf die Welle 12 und andererseits über biegsame Welle 145, Zahngetriebe 146. 47 und Kupplung 48 in das Visier 5. Im Visier dient der Drehwert über Zahngetriebe 49 und 50 zum Drehen der mit dem radialen Strich versehenen Scheibe 8 in der Reflexoptik. Auf der Welle 12 befindet sich die Kurvenkörpergruppe 14,15,16, die

entsprechend dem Flugwinkel δ gedreht und über die von der Welle 1 getriebenen Kegelräder 17, Spindel 18 und Mutter 19 entsprechend dem Höhenwinkel γ verschoben wird. Der Abtaster 20 des Kurvenkörpers. 14 liefert auf Grund bekannter sphärischer Beziehung den Seitenwinkel σ in der Flugebene, der Abtaster 21 des Kurvenkörpers 15 liefert den Neigungswinkel r der Flugebene und der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 den Seitenwinkel σ in der Horizontalebene, gemessen von der Richtung der Spurlinie, in der die Flugebene die Horizontalebene schneidet. Der Abtaster 20 überträgt über das Segmentgetriebe 20 a die dem Seitenwinkel a in der Flugebene proportionale Drehung über Zahnräder 23, 24 in das Differential 25, in dem der Korrekturwinkel κ für den Fall, daß das Flugzeug seine Höhe ändert, durch Schwenken seines Zwischenrades hinzugefügt wird. Nach der Differenz σ—χ wird die Kontaktstiftscheibe des Nachlaufwerkes 26 gedreht, die den Motor 27 so steuert, daß der Gegenkontakt des Nachlaufwerkes 26 mit dem Kontaktstift in Übereinstimmung bleibt. Auf diese Weise wird der der Differenz σ— η proportionale Drehwert verstärkt und über eine biegsame Welle 28 über Zahngetriebe 29, 30, 31 und Kupplung 32 ins Visiergehäuse 5 geleitet. Dort wird weiter über Zahngetriebe 33, 34 und Differential 35 die Vorhaltkurvenscheibe 36 entsprechend dem Winkelwert σ'—κ gedreht und andererseits über Zahngetriebe 37 und Kurvenscheibe 38 die Visieroptik 39 proportional der Aufsatzwinkel verschoben.

Der Abtaster 21, dessen Drehbewegung dem Neigungswinkel τ der Flugebene proportional ist, dreht über das Segment 21a und das Zahnrad 40 erstens den Kurvenkörper 41 und zweitens die Kontaktstiftscheibe 42 zusammen mit der Gegenkontaktscheibe 43. Beim Umschalten von Handsteuerung auf selbsttätigen Betrieb am Handrad 3 wird in an sich bekannter Weise die Gegenkontaktscheibe 43 elektromagnetisch in der von dieser eingenommenen Stellung festgehalten, und bei Abweichungen der Kontaktscheibe 42 von dieser Stellung der Nachlaufmotor 44 so gesteuert, daß die Drehungen der Motorachse, die dem Winkel δ proportional sind, einerseits über die biegsame Welle 145 in das Visier 5 geleitet werden, andererseits die Welle 12 und damit die Kurvenkörpergruppe 14,15,16 und insbesondere den Kurvenkörper 15 derart drehen, daß der von diesem Kurvenkörper gelieferte Neigungswinkel r der Flugebene konstant bleibt. Damit wird der bereits bekannte Effekt der automatischen Vorsteuerung erreicht, durch die eine Erleichterung der Tätigkeit des Bedienungsmannes erreicht wird. Das Bedienungshandrad 3 wird auf diese Weise für den Fall, daß das Flugzeug geradlinig fliegt, selbsttätig laufend richtig entsprechend der Änderung des Flugwinkels δ gedreht.

Die Drehung des Abtasters 21, die dem Neigungswinkel τ der Flugebene proportional ist, wird weiterhin über das Segmentgetriebe 21a, das Zahnrad 40 und Kegelräder 51 auf die Hohlwelle 52 und auf die mit dieser fest verbundenen, mit einem Anschnitt versehene Scheibe 53 übertragen, deren Ablesekante 54 auf der Teilung 55 die Größe des Neigungswinkels abzulesen gestattet.

Der Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 dreht sich proportional dem Korrekturwinkel κ bei Höhenänderung des Ziels. Er wird durch die Einstellung des Neigungswinkels ν des Flugwegs mit Bedienungsknopf 57 über Seilscheibe 58, Seilzugdifferential 59 durch das Seil 60 in Längsrichtung des Kurvenkörpers 41 verschoben. Der Abtaster 56 treibt über Zahnwalze 61

Claims

den Zwischenradträger des Differentials 25 an, in dem, wie bereits beschrieben, die Differenz zwischen dem Seitenwinkel a in der Flugebene und dem Korrekturwinkel κ gebildet wird. Der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 und mit ihm der Arm 22 a am Abtaster drehen sich proportional dem Seitenwinkel σ in der Horizontalebene, von der Richtung der Spurlinie zwischen Flugebene und Horizontalebene gezählt. In dem Differential 62 wird die Differenz zwischen diesem Seitenwinkel und dem Geschützseitenwinkel ασ gebildet und von dieser in dem Differential 63 der Seitenwinkel der Verkantungsachse abgezogen. In des Differential 63 geht zu diesem Zweck der als Drehwert am Bedienungsknopf 64 eingestellte, durch eine Wasserwaage bestimmte Winkel der Verkantungsachse über Kegelräder 65. Entsprechend diesem Differenzwinkel wird der Kurvenkörper 66 gedreht, der außerdem proportional dem am Bedienungsknopf 67 eingestellten Verkantungswinkel über Kegelräder 68 und Spindel und Mutter 69 verschoben wird. Der Abtaster 70 des Kurvenkörpers 66 verschiebt sich proportional dem der Verkantung entsprechenden Neigungswinkel v, der über das bereits beschriebene Differential 59 auf den Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 einwirkt. Die Drehbewegungen des Bedienungshandrades 3 dienen außerdem zum Steuern der an der Waffe vorhandenen, nicht dargestellten motorischen Antriebe. Zu diesem Zweck befindet sich auf der Welle 13 ein Kurvenkörper 71, der proportional dem Flugwinkel δ gedreht und über Mutter und Spindel 72, Kegelräder 73 und 74 durch die Drehung des Handgriffs 75 oder des Fußpedals 76 in Längsrichtung verschoben wird. Die Verschiebung ist der Winkelgeschwindigkeit αν in der Flugebene proportional, die der Bedienungsmann so einstellt, daß er mit seiner in der Reflexoptik erscheinenden Abkommarke auf dem Ziel bleibt. Der Kurvenkörper 71 ist so geformt, daß er die Winkelgeschwindigkeit αν in der Flugebene in zwei Komponenten: die Höhenwinkelgeschwindigkeit ωΊ und die Seitenwinkelgeschwindigkeit αν in der Breitenkreisebene zerlegt. Der Abtaster 77 dreht sich proportional der Höhenwinkelgeschwindigkeit ω-, und leitet sie über Welle 78 in das Antriebsaggregat für die Höhenrichtbewegung. Der Abtaster 79 dreht sich proportional der Seitenwinkelgeschwindigkeit etv in der Breitenkreisebene und dreht den Kurvenkörper 80, der außerdem proportional dem durch Welle 1 eingeleiteten Höhenwinkel γ verschoben wird. Der Abtaster 81 dreht sich proportional der Seitenwinkelgeschwindigkeit αν in der Horizontalebene und leitet diese über Welle 82 in das Antriebsaggregat für die Seitenrichtbewegung der Waffe. Für den Fall, daß an Stelle der Reflexoptik in Fig. 7 ein Fernrohr 100 verwendet wird, ergeben sich folgende Änderungen (Fig. 8). Im Steuerkasten kommt ein Kurvenkörper 90 hinzu, der entsprechend der Einstellung der Flugzeuggeschwindigkeit am Knopf 91 über Kegelräder 92, 93, Spindel und Mutter 94 proportional der Flugzeuggeschwindigkeitw verschoben und proportional dem Seitenwinkel a—κ' gedreht wird. Der Abtaster 95 dreht sich proportional dem gesuchten Vorhaltwinkel Δ und überträgt diese Drehung über Zahnrad 96, Kontaktstiftscheibe 97, Gegenkontaktscheibe 98 auf den Nachlaufmotor 99. Der Nachlaufmotor 99 tritt an die Stelle des Nachlaufmotors 27 nach Fig. 7. In das Visier 5 gelangen auf diese Weise über die Kupplungen 32 und 48 der Flugwinkel δ — wie in Fig. 7 — und der Vorhaltwinkel A, die in bekannter Weise zum Verschwenken des Zielfernrohrs um die Längsachse nach dem Flugwinkel δ und um die Querachse nach dem Vorhaltwinkel Δ dienen. Die Korrekturvorrichtungen bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung zum Richten von Waffen arbeiten ähnlich wie Korrekturvorrichtungen, wie sie bereits für eine Zielvorrichtung vorgeschlagen wurden. Ebenso wurde auch bereits vorgeschlagen, an Stelle einer Reflexoptik ein Fernrohr mit einer etwa dreifachen Vergrößerung anzuordnen. Hierdurch ergibt sich eine wesentliche Vergrößerung der Reichweite der Waffe und des Visiers, wobei das Fernrohr so gelagert ist, daß es um entsprechende Achsen einerseits in Richtung der scheinbaren Flugrichtung drehbar und um eine in dieser liegenden Achse andererseits um den Vorhaltwinkel schwenkbar ist. Patentansprüche:

1. · Vorrichtung zum Richten von Waffen, vorzugsweise Flugzeugabwehrgeschützen, mit einer Handsteuerung zum Bewegen der Waffe und einer. Visiervorrichtung, dadurch gekennzeichnet, daß die Handsteuerung mit der Visiervorrichtung kombiniert ist, indem die der Handsteuerung zugeordneten Rechengetriebe auch für die hinsichtlich der Verstellung der Abkommen' in der Visiervorrichtung bzw. der Verstellung der Visiervorrichtung selbst erforderliche Berechnung der geometrischen Daten der Bewegung des Zieles Verwendung finden, wobei als Handsteuerung ein Getriebe vorgesehen ist, das den Neigungswinkel der Flugebene durch eine in Abhängigkeit vom Höhenwinkel betätigte Einrichtung, z. B. Kurvenkörper (14, 15,' 16), konstant hält, sowie als Visiervorrichtung eine solche angeordnet ist, die das Abkommen in Polarkoordinaten angibt.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Visiervorrichtung mit einer den Durchmesser bzw. Halbmesser des Gesichtsfeldes bildenden Strichmarke versehen ist, die in ihrer Winkellage durch Einwirkung der selbsttätigen Steuerung verstellbar ist und die scheinbare Flugrichtung angibt (Fig. 2).

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 mit Verwendung einer Reflexoptik für das Visier, gekennzeichnet durch eine derartige Ausbildung, daß der Flugwinkel δ, der die scheinbare Flugrichtung angibt und durch eine proportionale Verstellung von Teilen des Rechengetriebes in der Steuerung bereits gegeben ist, unmittelbar zur Verstellung des radialen Striches im Gesichtsfeld des Visiers (Fig. 2) dient.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1 und 2 mit Verwendung einer Reflexoptik im Visier, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt ist, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel δ und dem Neigungswinkel τ der Flugebene den Seitenwinkel ο in der Flugebene ermittelt.

5. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Ermitteln des Seitenwinkels a in der Flugebene ergänzt ist durch eine weitere Vorrichtung, die aus dem geschätzten oder gemessenen, von Hand einzustellenden Neigungswinkel γ des Flugweges und dem Neigungswinkel τ der Flugebene einen Korrekturwinkel κ zum S ei ten winkel ο in der Flugebene ermittelt und auf das Visier überträgt.

909 648/54