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Dynamischer Zweiachsen-Vorhaltgeber Die Erfindung bezieht sich auf
einen dynamischen Zweiachsen-Vorhaltgeber für Seiten- und Höhenvorhalt einer auf
ein Flugziel mit beliebig geneigter Flugbahn zu richtenden Luftabwehrwaffe gegenüber
einer ständig auf das Ziel gerichteten und diesem nachgeführten Visieroptik, wobei
den inertialen Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie in den beiden Bewegungsrichtungen
(Seite und Höhe) proportionale Signale mittels geeigneter Trägheitsgeber erzeug
oder aus den Steuersignalen für den Antrieb der Visieroptik abgeleitet und in Rechenschaltungen
gemäß der Gleichung
zur Ermittlung des Neigungswinkels der durch die Bewegungsbahn des Zieles und den
Standort der Waffe definierten Ebene (Flugbahnebene) gegenüber einer parallel zur
äquatorialen Schwenkebene der Waffe und rechtwinklig zur Visierlinie verlaufenden
Geraden verarbeitet werden. Sowohl die Visieroptik als auch die Waffe sind orthogonal
zweiachsig beweglich, wobei der Richtschütze die Visierlinie mittels eines Richtgriffes
dem Ziel nachführt. Einflüsse von Eigenbewegungen des die Waffe und die Visieroptik
tragenden Untergestells, beispielsweise eines Schiffes oder eines Panzers, können
über ein selbsttätiges Zielhaltesystem (Stabilisierung) ausgeglichen werden.
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Es sind zahlreiche Vorrichtungen zur Vorhaltberechnung bekannt, die
teils elektrisch und teils unter Verwendung zumeist recht aufwendiger Rechengetriebe
arbeiten. Den meisten dieser Anordnungen haftet der Nachteil an, daß zur Vorhaltberechnung
entweder eine Entfernungsmessung zwischen dem Standort der Waffe und dem ,Ziel benötigt
oder der Vorhalt nur dann richtig berechnet wird, wenn die Flugbahn des Zieles parallel
zur Seitenschwenkebene der Waffe verläuft. Vorhaltgeber mit der letztgenannten Einschränkung
sind zur Bekämpfung von im Kampfanflug befindlichen Flugzielen ungeeignet. Auch
eine Entfernungsmessung ist in vielen Fällen, insbesondere bei fahrbaren Waffen,
kaum durchzuführen oder benötigt zuviel Zeit. Man hat auch bereits versucht, unter
Verwendung komplizierter mechanischer Rechengetriebe einen Vorhaltgeber aufzubauen,
der ohne Entfernungsmessung auskommt und den Vorhalt auch bei geneigter Flugbahn
ermitteln kann. Solche Rechengetriebe sind jedoch einer starken mechanischen Abnutzung
unterworfen, wodurch ihre Genauigkeit infolge des zunehmenden Spiels zwischen den
einzelnen Getriebeteilen im Laufe des Betriebes immer geringer wird. Ferner stört
die unvermeidliche mechanische Trägheit solcher Getriebe, insbesondere bei der Bekämpfung
der heutzutage mit hohen Geschwindigkeiten fliegenden Luftziele. Darüber hinaus
besteht ein entscheidender Nachteil darin, daß bei Verwendung von Rechengetrieben
eine mechanische Kupplung zwischen Visier und Waffe erforderlich ist.
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Zur Erläuterung der Grundlagen der Erfindung wird beispielsweise -
zunächst noch ohne Vorhaltgeber betrachtet - davon ausgegangen, daß sich auf einem
eine erste Waffe (»Primärwaffe«), z. B. eine Kanone, enthaltenden Panzerturm noch
eine zweite Waffe (»Sekundärwaffe«), z. B. eine Luftabwehrwaffe, befindet, die unabhängig
vom Turm gedreht und hochgeschwenkt werden kann. Die zugehörige Visieroptik ist
- ebenfalls auf dem Turm -ebenso freizügig drehbar und hochschwenkbar. Eine Stabilisierung
sorgt dafür, daß die Visierlinie ohne Eingriff des Richtschützen ihre Richtung im
Raum trotz aller Fahrzeugbewegungen beibehält. Die vom Richtschützen mit dem Richtgriff
bewirkte Bewegung der Visieroptik wird jedoch von der Stabilisierung nicht behindert.
Zwei gegebenenfalls abgewandelte elektrische Ubertragungsvorrichtungen sorgen dafür,
daß die Waffe in ihren beiden Freiheitsgraden immer parallel zur Visieroptik eingestellt
ist. Die Abwandlung der elektrischen Ubertragungsvorrichtungen besteht vorzugsweise
darin, daß nicht die für den Kraftrichtantrieb der Waffe erforderliche Leistung,
sondern nur die zur richtigen Verstellung nötige Information über diese Ubertragungsvorrichtung
übertragen wird. Die Visicroptik ist dann also unmittelbar, die Waffe
nur
mittelbar stabilisiert. Ebenso wirkt der Richtgriff unmittelbar auf die Visieroptik
und mittelbar auf die Waffe. Die zur Stabilisierung nötigen Kreisel sind mit dem
Richtgriff so zusammengeschaltet, daß die Auslenkung des Griffes proportional der
inertialen Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie ist.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ohne Entfernungsmessung
und ohne Verwendung eines mechanischen Rechengetriebes auf elektrischem Wege den
Vorhalt nach Höhe und Seite bei beliebig geneigter Flugbahn zu berechnen. Dabei
wird für die Ermittlung der Vorhaltgrößen vorausgesetzt, daß das Ziel mit gleichbleibender
Geschwindigkeit vz eine geradlinige Bahn einhält und daß die Fehler genügend klein
sind, die daraus entstehen, daß man für das Geschoß zu unrecht die gleichen Bedingungen
annimmt, nämlich gleichbleibende Geschoßgeschwindigkeit vG auf geradliniger Geschoßbahn.
Der Vorhaltgeber ermittelt nur die durch die Relativgeschwindigkeit zwischen Ziel
und Waffe bedingten Vorhaltegrößen, nicht aber ballistische Korrekturwinkel.
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Von einem Vorhaltgeber der eingangs genannten Art ausgehend wird die
genannte Aufgabe erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß ferner Signale, die der Zielgeschwindigkeit
vZ, der mittleren Geschoßgeschwindigkeit vG und dem in der Flugbahnebene gemessenen
Anflugwinkel .1 zwischen der Bewegungsrichtung des Ziels und der Normalebene zum
Radiusvektor r zwischen Waffe und Ziel proportional sind, in Rechenschaltungen gemäß
der Gleichung
zur Ermittlung des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene verarbeitet werden.
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Zur fortlaufenden Berechnung des Anflugwinkels wird in Weiterbildung
der Erfindung einem Eingang eines Integrierverstärkers ein dem bei Beginn der Vorhaltberechnung
gegebenen Anflugwinkel 20 entsprechendes Signal und einem weiteren Eingang ein der
Winkelgeschwindigkeit # der Visierlinie proportionales Signal zugeführt, wobei an
den Ausgang des Integrierverstärkers ein Kosinusnetzwerk angeschlossen ist, dessen
Ausgangssignal in einer Multiplizieranordnung mit dem Quotienten
aus Flugzeuggeschwindigkeit vz und mittlerer Geschoßgeschwindigkeit vG multipliziert
wird und das Signal sin a ergibt.
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Zweckmäßig werden die der Flugzeuggeschwindigkeit vZ, der mittleren
Geschoßgeschwindigkeit vG und dem bei Beginn der Vorhaltberechnung gegebenen Anflugwinkel
Ao entsprechenden Signale von Hand an einem Vorwahlgerät eingestellt. Die Flugzeuggeschwindigkeit
muß geschätzt werden und ist vorteilhaft auf mehrere diskrete Werte einstellbar.
Die mittlere Geschoßgeschwindigkeit hängt bei gegebener Anfangsgeschwindigkeit des
Geschosses selbstverständlich von der Entfernung zwischen Waffe und Ziel ab. Um
eine Entfernungsmessung oder -schätzung überflüssig zu machen, ist vorzugsweise
ein der Hauptkampfentfernung entsprechender Wert vorgegeben.
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Die den inertialen Winkelgeschwindigkeiten CH
und Cs der Visierlinie
proportionalen Signale lassen sich auf verschiedene Weise erzeugen. Bei einer Ausführungsform
der Erfindung werden sie durch je einen visierlinienfest orientierten Wendekreisel
für beide Schwenkrichtungen zur Verfügung gestellt. Dabei folgt der Wendekreisel
für die Seitendrehgeschwindigkeit gleichzeitig auch den Drehbewegungen in Höhenrichtung.
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Bei einer anderen Ausführungsform, die später an Hand des dargestellten
Blockschaltbildes näher erläutert werden wird, werden sie aus den Steuersignalen
eines elektrischen Richtgriffes für den Visierantrieb abgeleitet.
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Zur Berechnung des erforderlichen Elevationswinkels 0-SK der Waffe
gegenüber ihrer äquatorialen Schwenkebene und des Seitenvorhaltewinkels us der Waffe
gegenüber der Visierlinie wird bei dem erfindungsgemäßen Vorhaltgeber ein dem Elevationswinkel
%)yF der Visierlinie proportionales Signal erzeugt, vorzugsweise dem Visierantrieb
entnommen und in geeigneten Rechenschaltungen zusammen mit den zuvor an Hand der
Gleichungen (1) und (II) ermittelten, dem Vorhaltewinkel a in der Flugbahnebene
und dem Neigungswinkel x der Flugbahnebene gegenüber der äquatorialen Schwenkebene
proportionalen Signalen gemäß den folgenden Gleichungen verarbeitet sin -)9K = sin
(->VF * cos a + cos <-)VF, sin a, sin x, (11I)
Ein wesentlicher Vorteil des Vorhaltgebers gemäß der Erfindung besteht darin, daß
bei der Berechnung der Vorhaltgrößen nicht nur Schwenkbewegungen der Visieroptik
nach Höhe und Seite im Zuge der Nachführung der Visierlinie zum Ziel berücksichtigt,
sondern auch bei Rollbewegungen der Optik um die Visierlinie die Vorhaltgrößen selbsttätig
korrigiert und richtig berechnet werden, sofern das Ziel voraussetzungsgemäß im
Bereich der Fadenkreuzmitte der Visieroptik gehalten wird.
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Im folgenden werden zunächst an Hand F i g. 1 und 2 die dem Vorhaltgeber
gemäß der Erfindung zugrunde liegenden Rechengleichungen erläutert.
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F i g. 1 zeigt die durch die als geradlinig angenommene Flugbahn f
des Zieles und den Standort der Waffe, beispielsweise eines Panzers P, definierte
Flugbahnebene FE in Draufsicht und F i g. 2 die Lage der Flugbahnebene in einem
Raumkoordinatensystem, in dessen Mittelpunkt die Waffe P steht und welches auf die
äquatoriale Schwenkebene AE der Waffe bezogen ist, also Lageänderungen dieser Ebene
im Raum folgt.
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In F i g. 1 bedeutet: Z Standort des Zieles im Abschußaugenblick;
r Visierlinie im Abschußaugenblick; P Standort des Panzers; T Treffpunkt des Geschosses
mit dem Ziel; GE Gesichtsfeldebene, d. h. Normalebene zur Visierlinie r im Punkt
Z; 7, der in der Flugbahnebene gemessene Anflugwinkel zwischen der Flugbahn f des
Ziels und der Gesichtsfeldebene GE; s Schußlinie; o Vorhaltewinkel zwischen Schußlinie
s und Visierlinie r, gemessen in der Flügbahnebene.
Durch Anwendung
des Sinussatzes im Dreieck ZTP ergibt sich
Führt man in diese Gleichung die Geschoßflugzeit tG, d. h. die Zeit, die das Geschoß
benötigt, um vom Panzer P bis zum Treffpunkt T zu gelangen, die als konstant angesehene
Bewegungsgeschwindigkeit vT des Zieles und die über die Geschoßflugzeit tG gemittelte
Geschoßgeschwindigkeit vG ein und berücksichtigt, daß .f = ZT = vZ
- tG und S = VG . iG, so erhält man für die Gleichung (V) die
Beziehung
d. h., der Sinus des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene läßt sich aus der Zielgeschwindigkeit
vz, der Geschoßgeschwindigkeit vG und dem Anflugwinkel A, berechnen zu
Im Mittelpunkt der in F i g. 2 dargestellten Kugel steht der Panzer P. Die Äquatorialebene
AE der Kugel entspricht der fahrzeugfesten äquatorialen Schwenkebene der Waffe.
Der Pol N liegt anf der Verlängerung der Seitenschwenkachse der Waffe, unabhängig
von der Lage' des Panzers im Gelände. Der Radius der Kugel entspricht der Länge
der Visierlinie r. Z ist wieder der Standort des Zieles im Abschußaugenblick und
T' der Durchstoßpunkt der Schußlinie s oder ihrer Verlängerung durch die Kugel.
Die Flugbahn .f des Zieles führt vom Punkt Z zum Treffpunkt T, der - da die Flugbahn
nicht einem Großkreis folgt, sondern gegenüber der Gesichtsfeldebene um den Winkel
7, zum Kugelinneren hin geneigt ist - nicht mit dem Durchstoßpunkt T' zusammenfällt,
sondern zwischen diesem und dem Mittelpunkt P liegt.
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In F i g. 2 sind ferner folgende Winkel bzw. deren Großkreisbogen
eingetragen: OvF Elevationswinkel der Visierlinie r gegenüber der äquatorialen
Schwenkebene AE; (-)SK Elevationswinkel der Waffe (Schußlinie s) gegenüber der äquatorialen
Schwenkebene AE; ccS Seitenvorhaltwinkel der Waffe gegenüber der Visierlinie, gemessen
in der äquatorialen Schwenkebene; x Neigungswinkel der Flugbahnebene
FE gegenüber einer Tangente an den Breitenkreis im Punkt Z und damit gleichbedeutend
mit dem Winkel der Flugbahnebene FE gegenüber einer Geraden, die der äquatorialen
Schwenkebene AE der Waffe parallel ist und die Visierlinie zum Punkt Z rechtwinklig
schneidet.
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Da bei der nachfolgenden Berechnung der Winkel (-)SK und as alle Strecken
längs Großkreisen gleichen Durchmessers r'gemessen werden, sind in der Zeichnung
die Bogenstrecken jeweils nur mit dem Bogenmaß des entsprechenden Winkels bezeichnet.
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Die Anwendung des Seitenkosinussatzes im Dreieck NZT' führt zu folgender
Gleichung: cos (90° - (9SK) = cos (90° - OVF) - cos a (VII) + sin (90° - (9v,) -
sin a - cos (90° - x).
Hieraus folgt für den Elevationswinkel (->SK
der Waffe die obengenannte Gleichung sin <)SK = sin 0-vF - cos a (III) + cos
0-vF - sin a - sin x.
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Bei Anwendung des Sinussatzes auf das Kugeldreieck NZT' erhält man
woraus sich der Sinus des gesuchten Seitenvorhaltewinkels as ergibt zu
wie bereits angegeben.
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Wie man sieht, ist sowohl zur Berechnung des Elevationswinkels OSK
als auch des Seitenvorhaltewinkels as die Kenntnis des Neigungswinkels x erforderlich.
Dies ist der Winkel, unter dem die Visierlinie dem Ziel nachgeführt werden muß.
Das Verhältnis der Nachführwinkelgeschwindigkeiten in Höhen- und Seitenrichtung
bestimmt die Richtung der resultierenden Nachführbewegung der Visierlinie entsprechend
der Neigung der Flugbahnebene. Damit sind aber auch die zur Nachführung der Visierlinie
zum Ziel erforderlichen Komponenten der inertialen Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie
nach Höhe und Seite charakteristisch für die Neigung der Flugbahnebene, d. h., es
gilt:
Betrachtet man diese Verhältnisse im Gesichtsfeld der Visieroptik mit Fadenkreuz,
wie es sich dem Richtschützen darbietet, so ergibt sich, solange die äquatoriale
Schwenkebene horizontal liegt, die in F i g. 3a gezeigte Darstellung, in der der
senkrechte Faden F" des Fadenkreuzes der Tangente an den Längenkreis durch den Punkt
Z und der waagerechte Faden F,, der Tangente an den im Punkt Z darauf senkrecht
stehenden Großkreis entspricht.
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Wenn also die Visierlinie stets dem Ziel nachgeführt wird, so sind
die hierbei meßbaren inertialen Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie in den beiden
orthogonalen Komponenten auch bei jeder Richtungsänderung der Flugbahnebene charakteristisch
für deren augenblicklichen Neigungswinkel x. Bewegt sich das Ziel in der Gesichtsfeldebene
der Visieroptik in Richtung des Pfeiles f', so muß das Fadenkreuz und damit die
Visierlinie in dieser Richtung nachgeführt werden, wenn das Ziel in der Fadenkreuzmitte
gehalten werden soll.
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Die beiden inertialen, zueinander orthogonal stehenden Winkelgeschwindigkeitskomponenten
der Visierlinie lassen sich mit Hilfe je eines visierlinienfest angebrachten Wendekreisels
messen.
Eine andere Möglichkeit besteht darin, diese Signale aus
den Steuerspannungen für den Antrieb der Visieroptik abzuleiten. Werden beispielsweise
zur Stabilisierung der Visierlinie gegenüber Lageänderungen der äquatorialen Schwenkebene
im Raum integrierende Wendekreisel eingesetzt, so können diese über eine Rückführung
solchen Einfluß auf die Steuerspannungen für den Visierantrieb haben, daß diese
Steuerspannungen den inertialen Winkelgeschwindigkeiten proportional sind. Man kann
also die Steuerspannungen eines in zwei Freiheitsgraden verstellbaren Richtgriffes
für die Visieroptik unmittelbar zur Berechnung des Neigungswinkels der Flugbahnebene
gemäß Gleichung (II) heranziehen.
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Der Vorhaltgeber gemäß der Erfindung soll auch bei Bewegungen der
äquatorialen Schwenkebene im Raum richtige Werte liefern. Nimmt man an, daß das
Ziel ein Flugzeug oder ein sonstiger Flugkörper, die äquatoriale Schwenkebene der
Waffe hingegen Teil eines Land- oder Seefahrzeuges, beispielsweise eines Panzerturms
oder eines Schiffsdecks, ist, so kann die translatorische Bewegungsgeschwindigkeit
der äquatorialen Schwenkebene im Raum gegenüber der Flugzeuggeschwindigkeit vernachlässigt
werden. Zu berücksichtigen sind dann noch Drehbewegungen der äquatorialen Schwenkebene
um ihre drei orthogonalen Achsen, beispielsweise infolge von Nick-, Roll- oder Gierbewegungen
des Trägerfahrzeugs. Durch ein selbsttätiges, stabilisiertes Zielhaltesystem oder
durch die Tätigkeit des Richtschützen ist voraussetzungsgemäß dafür gesorgt, daß
bei allen diesen Bewegungen die Visierlinie auf das Ziel . gerichtet bleibt. Ohne
Vorhaltgeber würde die Waffe stets parallel zur Visierlinie gerichtet sein. Bei
Einschaltung des V orhaltgebers hingegen ist die Achse der Waffe gegenüber der Visierlinie
um den Vorhaltwinkel geneigt. Tritt jetzt ein Verkanten der Waffe, d. h. eine Dreh-
oder Rollbewegung um die Visierlinie als Achse ein, so bleibt die Visierlinie zwar
auf das Ziel gerichtet, die Achse der Waffe würde jedoch einen Kegelmantel um die
Visierlinie beschreiben, statt ihre Richtung beizubehalten. Überraschenderweise
führt aber das Nachführen der Visierlinie zum Ziel - gleichzeitig selbsttätig zur
Stabilisierung der Waffe derart, daß diese keinen Kegelmantel um die Visierlinie
beschreibt, sondern mit ihrer Achse in die Flugbahnebene zurückgeführt wird.
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Diese Verhältnisse sollen im folgenden an Hand F i g. 3 a und 3 b
erläutert werden.
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F i g. 3 a zeigt, wie bereits erwähnt, die Visicroptik mit dem Fadenkreuz
F", F,, bei horizontaler Lage der äquatorialen Schwenkebene AE. Um das Fadenkreuz
ständig auf dem sich längs der Linie f' bewegenden Ziel zu halten, muß dieses und
damit die Visierlinie unter dem Winkel ;I gegenüber dem horizontalen Faden F,, bewegt
werden. Es ist dabei zu beachten, daß der Faden F,, parallel zur äquatorialen Schwenkebene
von Waffe und Visieroptik verläuft, während der lotrechte Faden F" die Projektion
eines Längenkreises der sich über der äquatorialen Schwenkebene wölbenden Halbkugel
darstellt. Um die Visicrlinie der Flugbahn des Zieles längs der Linie f' nachzuführen,
müssen also die inertialen Winkelgeschwindigkeiten nach Höhe und Seite ini Verhältnis
stehen. Führt nun die äquatoriale Schwenkebene und mit ihr das Fadenkreuz eine Rollbewegung
um den Winkel I ;- um die Visierlinie aus, so nimmt das Fadenkreuz im Raum
beispielsweise die aus Fi g. 3b ersichtliche Lage ein. Würde der Richtschütze jetzt
die zuvor vorgegebene Stellung des Richtgriffes beibehalten und damit der Waffe,
bezogen auf die äquatoriale Schwenkebene, und damit zugleich gegenüber dem Faden
F,, des Fadenkreuzes einen Vorhalt entsprechend dem Winkel ;l weiterhin geben, so
verlöre er das Ziel, welches sich raumbezogen längs der Linie f' bewegt, aus dem
Fadenkreuz. Er würde nämlich dann das Fadenkreuz und damit die Visierlinie in Richtung
des Pfeiles f" bewegen. Um das Ziel in Fadenkreuzmitte zu halten, muß also der Richtschütze
das Verhältnis der Winkelgeschwindigkeiten der Visierlinie nach Höhe und Seite derart
ändern, daß sich das Fadenkreuz und die Visierlinie wieder längs der Linie f' bewegen.
Er wird also der Visierlinie eine Drehbewegung erteilen müssen, die nach Höhe und
Seite dem Verhältnis
entspricht. Diese sich beim Nachführen der Waffe von selbst ergebende Änderung des
Winkels ;, bewirkt über den Vorhaltgeber, daß die Waffe in der Flugbahnebene bleibt.
Damit ist sichergestellt, daß der Vorhaltgeber bei beliebigen Lageänderungen der
äquatorialen Schwenkebene, d. h. des Panzers im Gelände, nicht nur den Vorhaltewinkel,
sondern auch die absolute Richtung des Vorhaltes richtig berechnet und die Waffe
entsprechend einstellt.
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Die bei der Änderung der Richtgriffstellung durch den Richtschützen
auftretenden Signale in der Richtgriff-Steuerschaltung entsprechend den neuen Sollwerten
der Drehgeschwindigkeiten Cfr und CS der Waffe werden dem Vorhaltgeber zugeführt.
Auch wenn die den inertialen Winkelgeschwindigkeiten proportionalen Signale aus
Wendekreiseln entnommen werden, ändert sich deren Verhältnis bei Rollbewegungen
der Visieroptik um die Visierlinie, weil sich die Orientierung der visierlinienfest
angeordneten Wendekreisel im Raum entsprechend ändert und damit die Zerlegung der
Schwenkgeschwindigkeit der Visierlinie in zwei orthogonale Komponenten eine andere
ist.
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Die Erfindung wird im folgenden an Hand eines in F i g. 4 dargestellten
Blockschaltbildes erläutert. Es sei jedoch ausdrücklich bemerkt, daß sich die für
den Vorhaltgeber gemäß der Erfindung charakteristischen Verfahrensschritte auch
mit anderen elektrischen Schaltungen verwirklichen lassen. Die genannten Gleichungen
können auf rein elektronischem Wege, beispielsweise mit Hilfe eines Analogrechners,
gelöst werden. Im Ausführungsbeispiel werden zur trigonometrischen Umwandlung sogenannte
Resolver oder Koordinatenwandler benutzt. Statt dessen können beispielsweise auch
Sinus- und Kosinuspotentiometer eingesetzt werden. Die Verwendung von Resolvern
empfiehlt sich überall dort, wo eine mechanische Winkelverstellung als Eingangsgröße
zur Verfügung steht oder als Ausgangs- oder Rückführgrößc benötigt wird. Die Servokreise
können, wie das Ausführungsbeispiel zeigt, mit Wechselstrom betrieben werden, aber
auch statt dessen mit Gleichstrom. Bei Gleichstrombetrieb führt eine Richlwigsumkehr
des
Stromes zur Umkehr der Drehrichtung der Motoren. Bei Wechselstrombetrieb wird die
Drehrichtungsumkehr durch Phasenumkehr des trägerfrequenten Wechselstromes in bezug
auf eine Vergleichsphase bewirkt. In beiden Fällen ist dem Gleichstrom bzw. der
Trägerfrequenz ein Wechselstrom niedriger Frequenz überlagert.
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In den Blockschaltbildern F i g. 4 bis 6 sind mechanische Verbindungen
jeweils gestrichelt und elektrische Verbindungen mit ausgezogenen Linien eingezeichnet.
Bei dem in F i g. 4 dargestellten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Vorhaltgebers
wird das dem elektrischen Richtgriff Ri für den Visierantrieb entnommene, der inertialen
Elevationswinkelgeschwindigkeit
CH proportionale Signal in einem Modulator
Mod
1 einer Trägerfrequenzspannung T von beispielsweise 400 Hz aufmoduliert
und über einen Schalter
S 1H der einen Statorwicklung w11 des Resolvers Resl
zugeführt. In entsprechender Weise gelangt das in einem Modulator Mod
2 dem gleichen Träger
T aufmodulierte, der inertialen Seitenwinkelgeschwindigkeit
CS der Visierlinie proportionale Signal über einen Schalter Sls an die zweite Statorwicklung
w12 des Resolvers Res 1. Die beiden Statorwicklungen w11 und w12 sind räumlich um
90° gegeneinander versetzt, so daß im Stator ein Wechselfeld mit Winkellage x entsprechend
der Beziehung
entsteht. Die beiden Rotorwicklungen w13 und w14 des Resolvers Resl sind ebenfalls
im rechten Winkel zueinander angeordnet und nach außen mit einem so hohen Widerstand
abgeschlossen, daß kein nennenswerter Strom fließen kann und kein Drehmoment entsteht.
Der Rotor benötigt also einen äußeren Antrieb. Hierzu dient der über den Verstärker
V 1 an die eine Rotorwicklung w
13 angeschlossene Servomotor M 1, welcher
über ein Getriebe sowohl den Rotor des genannten Resolvers Resl als auch den eines
später noch in seiner Funktion zu erläuternden Resolvers Res3 entsprechend dem Winkel
x verstellt. Zur Stabilisierung des Servokreises dient in bekannter Weise ein vom
Motor M 1 angetriebener Tachogenerator
G l, dessen Ausgangssignal an den
anderen Eingang des Differentialverstärkers V 1 zurückgeführt wird. Uber den Motor
M1 wird der Rotor des Resolvers Rest so lange gedreht, bis die Wicklung w13 keine
Spannung mehr liefert. Dann nimmt der Rotor gerade die Winkellage m ein, und die
Gleichung
An einem Vorwahlgerät
VG werden der geschätzte Anflugwinkel 20 bei Beginn
der Vorhaltberechnung und die geschätzte Flugzeuggeschwindigkeit vz eingegeben.
Letztere ist auf zwei Werte von beispielsweise 160 und 250 m/sec. einstellbar. Der
Anflugwinkel Ao ist in Schritten von jeweils 15° zwischen 45 und 90° cinstellbar.
Die mittlere Geschoßgeschwindigkeit
VG ist fest vorgegeben entsprechend dem
für die Hauptkampfentfernung zutreffenden Wert. Das Vorwahlgerät enthält ferner
einen Startschalter S1, .der nach Vornahme der genannten Einstellungen geschlossen
wird und dabei gleichzeitig die bereits genannten Schalter S 1,1 und S 1s schließt
und damit die Statorwicklungen des Resolvers
Res l an den Richtgriff anschaltet.
Das dem Anflugwinkel 4 entsprechende Signal wird dem Eingang für die Anfangsbedingung
eines Integrierverstärkers V 2 zugeführt, dessen Integriereingang ein der Winkelgeschwindigkeit
j der Visierlinie r proportionales Signal erhält. Dieses Signal dient der fortlaufenden,
automatischen Nachführung des dem Anflugwinkel proportionalen Signals am Ausgang
des Integrierverstärkers. Hierzu wird ein aus der zweiten Rotorwicklung w14 des
Resolvers Res l abgeleitetes, dem Wert
proportionales Signal mit Hilfe eines mit dem Träger T gespeisten Demodulators Demod
1 von der Trägerfrequenz getrennt und über einen Kontakt S
11 des
Startschalters S1 an den Integriereingang des Integrierverstärkers V 2 gelegt. An
den Ausgang des Integrierverstärkers V2 ist das Kosinusnetzwerk N2 angeschlossen,
welches aus dem am Ausgang des Integrierverstärkers V 2 stehenden, dem Anflugwinkel
Ä proportionalen Signal ein Signal entsprechend cos A. erzeugt und hiermit das Potentiometer
Pott speist. Dessen Schleifer wird aus dem Vorwahlgerät entsprechend dem
Verhältnis
verstellt und führt somit das Signal
Damit ist also auch die Gleichung (I) gelöst. Es sind nunmehr der Sinus des Vorhaltewinkels
Q in der Flugbahnebene und der Neigungswinkel x der Flugbahnebene bekannt. Der Schalter
S I l am Integriereingang des Verstärkers V 2 verbindet in der dargestellten Ruhelage
den Ausgang des Integrierverstärkers über die Leitung L2 mit dem Integriereingang
und sorgt damit für die Rückstellung des Integrierverstärkers auf Null.
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Die Eingabe der dem Anfangsanflugwinkel @, der Flugzeuggeschwindigkeit
vz und der mittleren Geschoßgeschwindigkeit vG entsprechenden Werte in die das Signal
sin ß berechnende Schaltung braucht nicht durch Handeinstellung an einem Vorwahlgerät,
sondern kann auch auf andere Weise erfolgen. Zumindest ein Teil dieser Signale kann
beispielsweise als Rechenwert vorliegen. An Stelle eines Potentiometers mit entsprechend
dem einen Faktor, nämlich
verstellbarem Schleifer kann eine elektronische Multiplizierschaltung Mult20 zur
Bildung des Produktes
eingesetzt werden, wie dies in Fi g. 5 dargestellt ist. Dem einen Eingang wird das
Signal cos .i und dem anderen das Signal
zugeführt. Am Ausgang erhält man dann das Signal sin o. .
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Zur Berechnung des Elevationswinkels Osx der Waffe gegenüber ihrer
äquatorialen Schwenkebene ist, wie Gleichung (I11) zeigt, ein dem Elevationswinkel
OYF der Visierlinie proportionales Signal erforderlich. Zu diesem Zweck wird der
Rotor eines zweiten Resolvers Rest entsprechend dem Elevationswinkel 0"F der Visierlinie
verstellt. Die Statorwicklung w21 dieses Resolvers liegt an einem konstanten Wechselstromsignal
Uo. Die Wicklung w22 wird in geeigneter Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen.
An der einen Rotorwicklung w23 wird ein dem Sinus des Elevationswinkels OvF entsprechendes
Signal abgegriffen und dem einen Eingang der Multiplizierschaltung Mult
1 zugeführt. Aus dem am Schleifer des Potentiometers
Pott stehenden
Signal
sin
a wird in einer Umwandlungsschaltung
US nach der Gleichung
ein dem Kosinus des Vorhaltewinkels a in der Flugbahnebene proportionales Signal
erzeugt. Die Um-
| wandlungsschaltnng leitet aus einem Eingangssignal x |
| ein Ausgangssignal 1 --.x' ab, im vorliegenden Fall |
also aus dem Eingangssignal sin a des Ausgangssignal cos
a. Dieses wird in.
einem Modulator
Modi
dem Träger T aufmoduliert und dem anderen Eingang der
Multiplizierschaltung Mult
1 zugeleitet. An deren Ausgang steht also das
Signal cos
a - sin 0.F.
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Aus der zweiten Läuferwicklung w24 des Resolvers Rest wird ein dem
Kosinus des Elevationswinkels der Visierlinie entsprechendes Signal cos OVF entnommen
und dem einen Eingang einer zweiten Multiplizierschaltung Mult2 zugeleitet.
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Wie bereits erwähnt, wird gleichzeitig mit dem Rotor des Resolvers
Res l vom Servomotor M1 auch der Rotor eines dritten Resolvers Res3 entsprechend
dem Winkel x verstellt. Das Signal sin a am Schleifer des Potentiometers
Pott wird in einem Modulator Mod4 dem Träger T aufmoduliert und speist
die Statorwicklung w31 des dritten Resolvers Res3. Die Wicklung w32 wird in geeigneter
Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen. An der einen Läuferwicklung w33 dieses
Resolvers Res3 entsteht dann ein Signal sin a - sin x, welches dem anderen Eingang
der Multiplizierschaltung Mult2 zugeführt wird. Das Ausgangssignal dieser Multiplizierschaltung
ist also der Größe sin a - sin x ' coS OYF proportional. Damit sind die zur
Berechnung des Sinus des Elevationswinkels osK der Waffe gemäß Gleichung (III) benötigten
beiden Summanden bekannt. Diese Ausgangssignale der beiden Multiplizierschaltungen
Multl und Mult2 werden zwecks Summation zwei Eingängen eines Summierverstärkers
V3 zugeführt, dessen Ausgangssignal den Servomotor M3 steuert. Der Motor M3 verstellt
über ein Getriebe den Rotor eines Drehmeldegebers CX 1 so lange, bis das
von einer Statorwicklung dieses Drehmeldegebers an einen weiteren Eingang des Summierverstärkers
zurückgeführte, dem Sinus des berechneten Soll-Elevationswinkels CSK der Waffe entsprechende
Signal sin OsK gleich der Summe der den beiden anderen Eingängen des Summierverstärkers
zugeführten Signale und damit die Gleichung (III) erfüllt ist. An die drei Anschlußleitungen
des Drehmeldegebers CX 1,
die durch die einzelne Leitung zum Verstärker
V 3 zunächst unsymmetrisch belastet sind, wird eine nicht dargestellte Kombination
passiver Schaltelemente angeschlossen, derart, daß die Belastung symmetrisch wird.
Der Regelkreis, bestehend aus Verstärker V3, Motor M3; Getriebe und Drehmeldegeber
CX 1, ist auch hier mit Hilfe eines vom Motor M3 angetriebenen Tachometergenerators
G3 stabilisiert, dessen ---Ausgangssignal an den Verstärkereingang zurückgeführt
wird. Das den Sollwert OsK des Elevationswinkels darstellende Ausgangssignal des
Drehmeldegebers CX 1 wird sodann den Statorwicklungen eines Drehmeldeempfängers
CT 1 zugeführt, dessen Rotor entsprechend dem jeweiligen Istwert OsK; des
Elevationswinkels der Waffe verstellt wird. Die Rotorwicklung dieses Drehmeldeempfängers
CT 1 liefert dann das 'Nachführsignal für den Höhenrichtantrieb HR
der Waffe entsprechend der Differenz zwischen Soll- und Istwcrt des Elevationswinkels
(-)SK. Mit dem Antrieb der Visieroptik ist einerseits zur Einspeisung des Signals
OVF in den zweiten Resolver Rest der Rotor dieses Resolvers und andererseits
der Rotor eines zweiten Drehmeldegebers CX 2 gekoppelt. Für den wahlweisen
Betrieb der Waffe ohne Vorhaltgeber können die Statorwicklungen des Drehmeldeempfängers
CT 1 mit Hilfe des Umschalters S2 von denen des ersten Drehmeldegebers CX
1 ab-
geschaltet und an die des zweiten Drehmeldegebers CX 2 angeschlossen
werden. Dann wird die Waffe SK vom Antrieb der Visieroptik VF unmittelbar parallel
zur Visieroptik gesteuert.
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Wie Gleichung (IV) zeigt, sind zur Berechnung des Vorhaltewinkels
as in der äquatorialen Schwenkebene einerseits das Produkt sin a - cos x und andererseits
der Kosinus des Elevationswinkels OsK der Waffe erforderlich. Der Lösung der Gleichung
(IV) dient die den Verstärker V4 und den Resolver Res4 enthaltende Schaltung. Der
zweiten Rotorwicklung w34 des dritten Resolvers Res3 wird ein dem Produkt sin
a - cos
x proportionales Signal entnommen und dem einen Eingang des
Differentialverstärkers V4 zugeführt. Das Verstärkerausgangssignal speist die Statorwicklung
w41 des vierten Resolvers Res4, dessen Rotor durch den Servomotor M 3 entsprechend
dem Soll-Elevationswinkel 0-SK der Waffe gegenüber der äquatorialen Schwenkebene
verstellt wird. An der Rotorwicklung w43 des Resolvers Res4 steht dann eine Spannung,
die dem Produkt aus cbs OsK und der Ausgangsspannung U, des Verstärkers V4 entspricht.
Sie wird als Spannung UZ an den anderen Eingang des Differentialverstärkers V4 zurückgeführt.
An Hand der folgenden Nebenrechnung wird gezeigt, wie mit dieser Schaltung die Gleichung
(IV) gelöst werden kann, sofern der Verstärker V 4 eine genügend hohe Verstärkung
von beispielsweise V = 10@ hat. Die dem einen Eingang des Differentialverstärkers
V4 zugeführte Spannung entsprechend sin a - cos;, wird hierin mit U1 bezeichnet.
Dann gilt UA
= V (U,
- UZ) und UZ = Ua * cos (-)SK .
| Hieraus folgt U V . Ul |
| A 1 + V - cos 0-SK |
Unter der Voraussetzung, daß
V - cos 0-sK groß ist im Vergleich zum Wert
1, kann letzterer im Nenner des Bruches vernachlässigt werden, so daß sich
| dann ergibt |
| U - Ul - sin a - cos x
. |
| `# COS OSK COS OSK |
Damit ist auch die Gleichung (IV) gelöst und der Sinus des Vorhaltewinkels a in
der äquatorialen Schwenkebene ermittelt. Die Wicklungen w42 und w44 werden in geeigneter
Weise mit oder ohne Widerstand abgeschlossen. Da der im Seitenrichtkreis der Waffe
vorgesehene Drehmeldeempfänger im vorliegenden Fall ohnehin das Eingangssignal sin
as benötigt, braucht der Winkel as selbst nicht berechnet zu werden, was andererseits
aber keine Schwierigkeiten bereiten würde. Gerade die Berechnung der Größe sin as
zeigt deutlich, daß man an Stelle des Resolvers Res4 ein Potentiometer verwenden
kann, dessen Wicklung nach der Funktion
gewickelt ist und dessen Schleifer entsprechend dem Winkel (-),K verstellt wird.
Wenn man dann das Signal sin a - cos;, an das Potentiometer legt, so kann am Schleifer
das gesuchte Signal sln res abgegriffen werden.
Das Ausgangssignal
sin as des Verstärkers V4 wird über einen weiteren Kontakt S21 des Umschalters S2
dem Seitenrichtantrieb der Waffe zugeführt. Bei Betrieb ohne Vorhaltgeber -unterbricht
der Schalter S21 diese Leitung. Die Waffe wird dann auch in Seitenrichtung unmittelbar
parallel zur Visierlinie gesteuert.
-
F i g. 6 zeigt, wie man mit Hilfe eines Sinuspotentiometers R,;" und
eines Kosinuspotentiometers R"s, deren Schleifer gemeinsam entsprechend dem Winkel
(-vT verstellt werden, die Multiplikationen cos s sin O,,F und sin s - cos O,,.
ausführen kann. Auch die Funktionen der übrigen Resolver lassen sich mit Hilfe solcher
Potentiometer erfüllen.