DE1138662B

DE1138662B - Einrichtung mit Rechengeräten zur Durchführung eines Bombenwurfs während des Abfangens aus einem Sturzflug.

Info

Publication number: DE1138662B
Application number: DE1960C0020972
Authority: DE
Inventors: Paris Marcel Lapierre
Original assignee: CSF Compagnie Generale de Telegraphie sans Fil SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 1959-03-23
Filing date: 1960-03-09
Publication date: 1962-10-25
Also published as: FR1229862A

Description

DEUTSCHES

PATENTAMT

C 20972 Ic/72f

ANMELDETAG: 9. MÄRZ 1960

BEKANNTMACHUN G
DER ANMELDUNG
UNDAUSGABE DER
AUSLEGESCHRIFT: 25. OKTOBER 1962

Die Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung zur Durchführung eines Bombenwurfs während des Abfangens aus einem Sturzflug, mit Rechengeräten, die den richtigen Neigungswinkel des Flugzeugs beim Abwurf berechnen, fortlaufend mit dem wirklichen Neigungswinkel des Flugzeugs vergleichen und bei Gleichheit beider Winkel ein Signal zur Auslösung des Bombenwurfs liefern.

Der Bombenwurf beim Abfangen aus einem Sturzflug wird in der Luftwaffe dann angewendet, wenn ein Bombenflugzeug nach dem Werfen einer sehr starken Bombe ein Ausweichmanöver durchführen muß, um aus dem Wirkungsbereich der Bombe herauszukommen. Bekanntlich läuft ein derartiger Bombenwurf im allgemeinen wie folgt ab:

Das Bombenflugzeug vollführt einen Sturzflug, wobei die Flugzeugachse auf das Ziel gerichtet wird. Zu einem geeigneten Zeitpunkt wird das Flugzeug abgefangen, so daß die Flugbahn nach oben gekrümmt wird. Während dieses Abfangens wird die Bombe geworfen, worauf das Flugzeug abdreht, nachdem es die Abfangbewegung beendet hat.

Es entsteht dann das wichtige Problem, daß der Bombenwurf während des Abfangens, wenn die Flugzeugachse nicht mehr durch das Ziel geht, im richiigen Zeitpunkt ausgelöst wird. Zu diesem Zweck sind verschiedene Einrichtungen bekanntgeworden, die meist als Analogrechengeräte ausgebildet sind und aus sämtlichen den Bombenwurf beeinflussenden Veränderlichen den richtigen Abwurfwinkel berechnen und den Bombenwurf im richtigen Augenblick selbsttätig auslösen. Derartige Einrichtungen sind sehr kompliziert; dennoch können sie nicht sämtliche Einflußgrößen berücksichtigen, sondern erfordern meist vereinfachende Voraussetzungen, beispielsweise die Annahme, daß der Bombenwurf ganz am Anfang der Abfangbewegung ausgelöst wird.

Das Ziel der Erfindung ist eine Einrichtung, die bei sehr einfachem Aufbau trotzdem einen genauen Bombenwurf während des Abfangens aus dem Sturzflug ermöglicht.

Die Einrichtung nach der Erfindung kennzeichnet sich durch Rechen- und Anzeigegeräte, die es dem Piloten ermöglichen, während des Abfangens einer solchen Flugbahn zu folgen, bei der das Verhältnis des Vortriebs zum Gewicht des Flugzeugs und das Verhältnis des Auftriebs zum Gewicht des Flugzeugs zuvor festgelegte Funktionen sind, die nur von dem anfänglichen Sturzflugwinkel oq und dem augenblicklichen Winkel α zwischen der Flugzeugachse und der Horizontalen abhängen, und durch ein Analogrechengerät, das den richtigen Abwurfwinkel αϊ aus Einrichtung mit Rechengeräten zur

Durchführung eines Bombenwurfs während des Abfangens aus einem Sturzflug

Anmelder:

Compagnie Generale de Telegraphic sans FiI, Paris

Vertreter: Dipl.-Ing. E. Prinz

und Dr. rer. nat. G. Hauser, Patentanwälte, München-Pasing, Bodenseestr. 3a

Beanspruchte Priorität: Frankreich vom 23. März 1959 (Nr. 790 090)

Marcel Lapierre, Paris, ist als Erfinder genannt worden

dem Verhältnis S^ d. h. des Produkts von Erd-

beschleunigung g und Flughöhe Z zum Quadrat der Flugzeuggeschwindigkeit V berechnet.

Im Vergleich zu den bekannten Einrichtungen ist es bei Verwendung der erfindungsgemäßen Einrichtung erforderlich, daß der Pilot während des Abfangens eine bestimmte Flugbahn einhält. Zu diesem Zweck sind besondere Rechen- und Anzeigegeräte vorgesehen, die das Einhalten der vorgeschriebenen Flugbahn ohne Schwierigkeit ermöglichen. Für diese Flugbahn gilt die Bedingung, daß das Verhältnis des Vortriebs zum Gewicht des Flugzeugs und das Verhältnis des Auftriebs zum Gewicht des Flugzeugs ausschließlich von dem anfänglichen Sturzflugwinkel und dem augenblicklichen Winkel zwischen der Flugzeügachse und der Horizontalen abhängen. Die Wahl dieser Funktionen steht frei, solange diese Bedingung eingehalten ist. Dann kann der richtige Abwurfwinkel aus nur zwei sehr leicht festzustellenden Größen, nämlich aus der Flughöhe und der Fluggeschwindigkeit berechnet werden. Diese Größen lassen sich beispielsweise durch einfache Druckmessungen jederzeit leicht bestimmen. Die Berechnung des Abwurfwinkels erfolgt in einem Analogrechengerät natürlich unter Berücksichtigung der zuvor festgelegten Funktionen für die Flugbahn;

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diese Funktionen sind durch Potentiometerwicklungen oder auf ähnliche Weise ein für allemal in dem Analogrechengerät enthalten.

Durch die Maßnahme, dem Piloten eine bestimmte Flugbahn vorzuschreiben, wird somit die Errechnung : des richtigen Abwurfwinkels sehr erleichtert und der Aufbau des zu dieser Berechnung erforderlichen Analogrechengeräts außerordentlich vereinfacht.

Die Vorschrift, eine vorbestimmte Flugbahn einzuhalten, stellt keine besondere Erschwernis für den Piloten dar. Er braucht dabei lediglich der Anzeige auf einem Anzeigegerät zu folgen, wodurch das Abfangmanöver in gewissem Sinne sogar vereinfacht wird.

Die Erfindung wird an Hand der Zeichnung beispielshalber erläutert. Darin zeigt

Fig. 1 ein Diagramm zur Darstellung der verschiedenen Phasen des Bombenwurfs beim Abfangen aus einem Sturzflug,

Fig. 2 ein Diagramm der Kräfte, die während des Abfangens auf das Flugzeug einwirken,

Fig. 3 und 4 Blockschaltbilder von zwei möglichen Ausführungsformen des Analogrechengeräts zur Berechnung des Abwurfwinkels, Fig. 5 ein Ausführungsbeispiel des Rechengeräts,

Fig. 6 ein Ausführungsbeispiel der Rechen- und Anzeigeeinrichtung für die einzuhaltende Flugbahn und

Fig. 7, 8 und 9 Beispiele für die Anzeigen, die von der Einrichtung nach Fig. 6 geliefert werden.

In Fig. 1 ist das Ziel mit 0 bezeichnet, und es ist außer der Flugbahn des Flugzeugs die Flugbahn der Bombe dargestellt. Zu Beginn des Sturzflugs an der Stelle 1 fällt die Flugbahn der Bombe mit der Flugbahn des Flugzeugs zusammen; die beiden Kurven trennen sich erst im Augenblick des Abwurfs. Während des Sturzflugs ist die Flugbahn des Flugzeugs auf das Ziel gerichtet, so daß die Verlängerung der Achse durch das Ziel geht. Die Flugbahn ist geradlinig. Der Sturzflugwinkel ist mit ao bezeichnet. Der Pilot beginnt in einem gegebenen Augenblick, in dem seine Höhe über dem Ziel den Wert Z₀ und seine Flugzeuggeschwindigkeit den Wert V₀ hat, das Flugzeug abzufangen, was sich in einer Kurve 2 und der Horizontalen ist, wobei g die Erdbeschleunigung ist. Bekanntlich ist der Auftrieb die Kraft, die während des Fluges senkrecht zur Flügelebene auf das Flugzeug einwirkt. 2. Das Verhältnis des auf das Flugzeug einwirkenden Vortriebs P zu der Flugzeugmasse m, der sogenannte Lastfaktor, ist gleichfalls ausschließlieh eine Funktion von α, die als p(a) · g bezeichnet werden soll, wobei wiederum g die Erdbeschleunigung ist; bekanntlich ist der Vortrieb die Resultierende der Antriebskräfte, die in der Richtung der Flugzeugachse wirken. Für die erste Bedingung ergibt sich damit die folgende Gleichung:

m
Die zweite Bedingung entspricht dem Ausdruck:

Unter diesen Bedingungen ist die Flugbahn der Bombe, unter der Annahme, daß sie und die anfängliche Sturzflugrichtung durch das vorgegebene Ziel verlaufen, nach dem Beginn des Abfangens und nach dem Abwurf vollständig durch den Anfangswert O₀ des Sturzflugwinkels und die Größe S^.

definiert. Wenn αϊ der Abwurfwinkel ist, läßt sich dann schreiben:

αϊ = αϊ O₀

V₀ ²I'

wobei die Geschwindigkeit V₀ beim Beginn des Abfangens und die Höhe Z₀ im Augenblick des Beginns des Sturzflugs vorgegebene Werte sind.

Alle diese Größen sind dimensionslos. Der Wert αϊ ist eine Funktion von nur zwei Veränderlichen. Wenn also unter diesen Bedingungen die Form der Abfangkurve, abgesehen von einer Änderung nach einem Ähnlichkeitsgesetz, festgelegt ist, läßt sich die Form der Flugbahn, die man der Bombe auferlegen

äußert, deren konkave Seite nach oben gerichtet ist. 45 muß, damit sie durch das Ziel geht, aus dem Vorher-

gehenden durch eine vollständig festgelegte geometrische Transformation ableiten.

Da die Werte

V?

und αϊ im Augenblick des

Im Augenblick des Abwurfs bildet die Flugbahn 2 mit der Horizontalen den Winkel αϊ, und die Geschwindigkeit des Flugzeugs ist V\\ das Flugzeug wirft die Bombe ab, welche der Bahn 3 folgt. Diese Bahn ist eine Parabel, die bei gezieltem Bombenwurf 50 Wurfs in eindeutiger Weise mit den Werten O₀ und durch das Ziel gehen muß; das Flugzeug setzt seine Abfangbewegung 4 fort.

Das Problem besteht darin, dem Piloten eine Anzeige zu liefern, wenn er den Winkel αϊ erreicht, bei dem eine dann mit der Geschwindigkeit V\ geworfene Bombe eine Parabel beschreibt, die durch das gewünschte Ziel O geht.

Bei der Berechnung dieser Flugbahnen, die von einer großen Anzahl von Parametern abhängen,

60 ψ-j beim Beginn des Abfangens verknüpft sind, läßt sich auch schreiben:

«1 = «ι h

müssen allerdings einige vereinfachende Annahmen gemacht werden. Es soll nun untersucht werden, was erfolgt, wenn die Bewegung des Flugzeugs beim Abfangen die beiden folgenden Bedingungen erfüllt: 1. Das Abfangen erfolgt so, daß für das Flugzeug das Verhältnis Auftrieb—Masse '— ' ^a"^c- ^6s Dem Piloten wird auferlegt, während des Hochziehens den vorgegebenen Gesetzen zu folgen:

— aus- \m

schließlich eine Funktion η (α) g des augenblicklichen Winkelsa zwischen der Flugzeugachse η =.η (α),
p=p (α).

ρ ist vorzugsweise durch die Eigenschaften des Flugzeugs vorgegeben. Ein Beschleunigungsmesser ermöglicht es beispielsweise, den Wert η in jedem Augenblick anzugeben und mit einer vorgegebenen

Größe zu vergleichen. Ein Rechengerät berechnet dann aus ao und ■£=- den Wert αϊ, der mit dem

Winke.1 α verglichen wird, den die Flugzeugachse in jedem Augenblick mit der Horizontalen einschließt. Bei a = ai wird die Bombe abgeworfen.

Fig. 3 zeigt ein Prinzipschema eines derartigen Rechengeräts.

Das Rechengerät enthält ein erstes Rechenwerk 11,

das die Größe ^- ermitteln kann.

Dieses Rechenwerk empfangt drei Eingangsgrößen, nämlich den im Ziel herrschenden statischen Luftdruck Pb, den statischen Luftdruck Ps in der Höhe des Flugzeugs und den Staudruck Ap, der eine Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit ist. In erster Annäherung läßt sich annehmen, daß:

gZ _Pb- Ps _k V* AP

ist, worin K eine Konstante ist.
Das Rechenwerk 11 ist ein Analogrechengerät,

= αχ Ia₀

J&L

Dies wird dadurch verwirklicht, daß dieses Rechenwerk laufend die Größe

a\ =

15

dessen Ausgangssignal dem Wert -fjr entspricht.

Dieses Signal wird in ein zweites Rechenwerk 12 geschickt, um die folgende Größe zu berechnen:

errechnet, in der Z die Augenblickshöhe des Flugzeugs ist.

Eine Kreiseleinrichtung 13 dient zur Messung des Winkels α, den die Flugzeugachse mit der Horizontalen bildet. Sie hat zwei Ausgänge.

Am ersten Ausgang wird der Winkel α oder ein diesem Winkel proportionales Signal während der ganzen Dauer des Abfangens abgenommen.

Am zweiten Ausgang erhält man den Winkel O₀, d. h. den Sturzflugwinkel beim Beginn des Abfangens. Zu diesem Zweck empfängt der Kreisel ein Signal, das den Beginn des Abfangens ankündigt und beispielsweise vom Piloten gegeben wird. Dieses Signal hält z. B. einen den Wert wiedergebenden Servomechanismus auf dem Wert ao fest.

Die Größe ao oder das diesen Wert darstellende Signal gelangt einerseits zum Eingang des Rechenwerks 12 und andrerseits zum Eingang eines dritten Rechenwerks 15, das aus ao die Größe y^A ermittelt, deren Bedeutung später erläutert wird. Diese Größe wird in einer Vergleichsanordnung 16

mit dem Signal ■£=- verglichen, das aus dem ersten Rechenwerk 11 kommt. Sobald dieses Signal kleiner KfAmax ist, gibt die Anordnung 16 ein Signal

ab, das anzeigt, daß ein Abwurf möglich ist.

Das Signal α wird in einer Vergleichsanordnung 17 mit dem Signal αϊ verglichen. Wenn diese beiden Signale gleich sind, gibt die Anordnung 17 das Signal für den Abwurf.

Die beschriebene Anordnung arbeitet in folgender Weise:

Zunächst läßt sich zeigen, daß es bei den bestehenden Bedingungen für jeden vorgegebenen Sturzflugwinkel O₃ eine Maximalhöhe gibt, oberhalb deren es beim Durchführen einer Abfangbewegung unmöglich ist einen gezielten Bombenwurf auf das Ziel vorzunehmen. Daraus ergibt sich der Zweck der Anordnungen 15 und 16. Das Rechenwerk 15, welches das Signal ag empfängt, ermittelt nämlich daraus das Signal \%=Amax, das die Maximalhöhe für den Beginn des Abfangens angibt, und die Anordnung 16, welche den wirklichen Wert ·£=- mit

dem Wert ψ^Ληιαχ vergleicht, gibt das Signal für den möglichen Abwurf, wenn

Das Rechenwerk 12 ermittelt den Abwurfwinkel

«i = «i «o, yr ■

Die Anordnung 17 gibt das Signal für den Abwurf, wenn αϊ = α .
Wie bereits oben angegeben wurde, ist der Winkel

35 «l

gZ₀)
V2 J

für eine gegebene Flugbahn eine vorgegebene Größe. Die Rechnung zeigt, daß die Ermittlung von αϊ aus den Werten O₀ und ß^-, wobei Z die Augenblickshöhe des Flugzeugs ist, bessere Ergebnisse liefert. Die Ausgangsgröße ändert sich in Abhängigkeit von Z, aber der Abwurf erfolgt erst dann, wenn α = αϊ, wobei α die Größe ist, die von dem Kreisel geliefert wird. In diesem Fall hängt nämlich das Ergebnis nicht mehr oder zumindest weniger von der Genauigkeit ab, mit der das Flugzeug der vorgegebenen Bahn folgt.

In Fig. 4 ist ein anderes mögliches Prinzipschema dargestellt. In diesem Fall bestimmt das Analogrechengerät den Beginn des Abfangens bei einer Höhe, die von dem Sturzflugwinkel ao abhängt.

Dann ist ttj eine Funktion von %, während V₀

als eine gleichfalls vorgegebene Anfangsgeschwindigkeit betrachtet wird.

Die Rechnung erfolgt dann nur mehr mit Veränderlichen, die ausschließlich Funktionen von ao sind.

Die Anordnung gemäß Fig. 4 enthält ein erstes Rechenwerk 21, das dem Rechenwerk 11 von Fig. 3 entspricht und aus den gleichen Größen den Wert ^- ermittelt.

Der Kreisel 30 ermittelt die Größen α und αο· Er hält in gleicher Weise beim Beginn des Abfangens

den Wert α = oq fest. Ein Rechenwerk 31 berechnet aus der Stellung von O₀ das Signal

(ao).

Die Potentiometer 117 und 118 sind so gewickelt, daß sie eine Funktion f\ (oq) und eine Funktion^ (ao) erscheinen lassen.

Die Steuerspannung ist dann

Eine Vergleichsanordnung 32 vergleicht das Ausgangssignal des Rechenwerks 21, also den Wert %=-,

mit dem Signal, das aus dem Rechenwerk 31 kommt. Sie gibt das Signal für den Beginn des Abfangens, wenn

U =

g\ (h) +/2(00)

V2

Ein Rechenwerk 33 ermittelt den Abwurfwinkel αϊ in Abhängigkeit von ao, also αχ (ao).

Die Vergleichsschaltung 34 gibt das Signal für den zo Abwurf, wenn αϊ (αο) = α.

Fig. 5 zeigt ein Ausführungsbeispiel zu der prinzipiellen Anordnung der Fig. 3.

Vor dem Abfangen des Flugzeugs wird das Ausgangssignal des Kreisels 130 laufend von einem Servomechanismus 131 wiedergegeben, der dann durch das Signal für den Beginn des Abfangens angehalten wird. Die Abtriebswelle 134 dieses Servomechanismus bleibt daher auf den Sturzflugwinkel oq beim Beginn des Abfangens eingestellt.

Die Höhe Z wird durch einen ersten Analogrechner 109 erhalten, dem die Werte des statischen Luftdrucks Ps und des Luftdrucks Pb im Ziel zugeführt werden. Die Abtriebswelle 110 dieses Analogrechners nimmt eine Stellung ein, die von Z abhängt. Ferner empfängt ein Analogrechner 111 den Wert des Staudrucks Δρ und des statischen Luftdrucks Ps. Die Welle 112 des Analogrechners 111 zeigt die Geschwindigkeit V an.

Der Ausgang eines Potentiometers 113, das von der Welle 112 gesteuert und von einer Spannungsquelle 115 gespeist wird, ist mit einem von der Welle 110 gesteuerten Rheostat 116 verbunden. Der Ausgangsstrom dieses Rheostaten, der entsprechend

/ \ 4 S

wobei η

gewickelt ist, entspricht dem Wert

von α abhängig ist, wie weiter vorn schon ausgeführt wurde.

Dieser Strom wird einem Widerstand 121 zugeführt.

Eine Gruppe von Potentiometern 117, 118, 119 und 120 ist an eine Spannungsquelle 125 angeschlossen.

Die Potentiometer 117 und 118 sind zueinander parallel geschaltet und werden gleichzeitig durch die Welle 134 des Servomechanismus 131 gesteuert. Die Potentiometer 119 und 120 sind an die beweglichen Abgriffe der Potentiometer 117 bzw. 118 angeschlossen und mit den Widerständen 122 und 123 belastet.

Die Potentiometer 119 und 120 werden gleichzeitig durch einen Servomechanismus 126 gesteuert, dessen Steuerspannung die an der gemeinsamen Klemme der Widerstände 121, 122 und 123 auftretende Spannung ist. Es sei h die Größe, die durch die Abtriebswelle dieses Servomechanismus angezeigt wird. Die Potentiometer 119 und 120 sind so gewickelt, daß sie eine Funktion gi (h) bzw. eine Funktion g₂ (h) einführen.

Hierzu entspricht h der ballistischen Korrektur. Der Servomechanismus 126 bleibt stehen, wenn U = O, d. h. wenn die rechte Hälfte der Gleichung Null ist.

Die Widerstände 121, 122 und 123 werden so gewählt, daß die Potentiometer nicht übermäßig belastet werden.

Ein vom Servomechanismus 126 gesteuertes Potentiometer 127 und ein vom Servomechanismus 131 gesteuertes Potentiometer 128 führen die Größen h und ao in ein Rechenwerk 129 ein, welches den Wert αϊ als Funktion von h und oq berechnet.

Eine Vergleichsschaltung 132, welche den Wert α von dem Kreisel 130 und den Wert αϊ empfängt, gibt das Signal für den Abwurf, wenn α gleich dem Wert αϊ ist.

Fig. 6 zeigt die Apparatur, die es dem Piloten ermöglicht, das Flugzeug nach einem vorgegebenen Gesetz abzufangen, wobei auch die Windkorrektur berücksichtigt wird.

Die Anordnung enthält ein Anzeigevisier 232, bei dem optische Marken ins Unendliche eingeblendet sind, mittels deren es möglich ist, einerseits vor dem Abfangen das Ziel anzuvisieren und andrerseits das Abfangen nach dem vorgesehenen Programm durchzuführen.

Das Visier enthält nämlich, wie in Fig. 7, 8 und 9 gezeigt ist, eine Visiermarke A in Form eines Kreuzes, welche durch an sich bekannte Einrichtungen entsprechend denjenigen Angaben verschoben wird, welche von einem die Trimmlage des Flugzeugs messenden Gerät 230 und von einem die Abtrift (Winkel zwischen der Flugzeugachse und der Flugbahn) messenden Gerät 233 geliefert werden, sowie entsprechend den Korrekturen, die wegen des Windes hinsichtlich des Seitenwinkels und des Höhenwinkels vorzunehmen sind und durch den Windrechner 236 berechnet werden. Dieser berechnet diese Werte aus den Angaben, die von den Geräten 237 und 238 geliefert werden und die Windgeschwindigkeit der Größe und Richtung nach definieren, ferner aus der Geschwindigkeit des Flugzeugs, die von dem Analogrechner 111 der Anordnung von Fig. 5 geliefert wird, weiterhin aus dem Winkel oq, der von der Welle 134 des Servomechanismus 131 geliefert wird, und aus dem ballistischen Korrekturwinkel h, der von dem Servomechanismus 126 kommt. Man erhält somit durch Verschiebung der Marke A während des Sturzflugs eine Visierlinie, die gegenüber dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs verschoben ist, der sich von der Flugzeugachse auf Grund der Trimmlage und der Abtrift unterscheidet. Diese Korrekturen sind so, daß dann, wenn die Visierlinie durch das Ziel geht, der Geschwindigkeitsvektor gegen das Ziel um einen Betrag versetzt ist, welcher der Verschiebung entspricht, die durch den Wind während der Zeit hervorgerufen werden würde, die zwischen dem Beginn des Abfangens, das in

diesem Augenblick ausgelöst wird, und dem Auftreffen der Bombe verstreicht.

Ein Anzeigegerät 239, das die Angaben von der die Flughöhe Z anzeigenden Welle 110, von der den Sturzflugwinkel ao anzeigenden Welle 134 und von der die Geschwindigkeit V des Flugzeugs anzeigenden Welle 112 empfängt, gibt die Freigabemeldung zur Durchführung des Abfangens.

Die seitliche Führung (Korrektur der Rollbewegungen) erfolgt mittels einer Marke i?, die von dem Vertikalkreisel 130 gesteuert wird und zur Anzeige der Rollbewegungen dient. Diese Marke erscheint in analoger Form zu derjenigen eines künstlichen Horizonts. Indem er diese Marke waagerecht hält, hält der Pilot das Flugzeug in der Visierebene.

ρ
Die Führung nach dem Lastfaktor — = ρ ■ g

erfolgt mittels einer Beschleunigungsmeßeinrichtung 241, welche den Unterschied zwischen dem wirklichen Lastfaktor und dem vorgegebenen Lastfaktor anzeigt; dieser Unterschied wird durch die Marke C des Anzeigevisiers dargestellt. Dieser Punkt C wandert auf dem die Flugzeugachse darstellenden senkrechten Durchmesser des Beobachtungsschirms. Wenn er sich über dem Mittelpunkt des Schirms befindet, ist der Lastfaktor zu groß; wenn er unter dem Mittelpunkt des Schirms steht, ist der Lastfaktor zu niedrig.

Fig. 7 zeigt das Aussehen der Marken während des Sturzflugs. Der Querstrich B zeigt eine leichte Rollbewegung nach links an. Die Visiermarke A ist gegen die Flugzeugachse entsprechend den Korrekturen für die Trimmlage, die Abtrift und den Wind verschoben.

Fig. 8 zeigt ein Beispiel für die Anzeige unmittelbar nach dem Signal für das Abfangen. Das Kreuz A ist in die Flugzeugachse zurückgekehrt und spielt nun die Rolle des Modells bei einem üblichen künstlichen Horizont. Der Punkt C hebt sich, und der Pilot versucht durch Einwirkung auf den Steuerknüppel den Mittelpunkt des Kreuzes A mit dem Punkt C zusammenfallen zu lassen und den waagerechten Balken des Kreuzes in eine Linie mit B zu bringen (Fig. 9). Dann sind beide zuvor genannten Bedingungen erfüllt, und das Flugzeug führt die vorgeschriebene Abfangbewegung aus.

Claims

PATENTANSPRÜCHE:

1. Einrichtung zur Durchführung eines Bombenwurfs während des Abfangens aus einem Sturzflug, mit Rechengeräten, die den richtigen Neigungswinkel für das Flugzeug beim Abwurf berechnen, fortlaufend mit dem wirklichen Neigungswinkel des Flugzeugs vergleichen und bei Gleichheit beider Winkel ein Signal zur Auslösung des Bombenwurfs liefern, gekennzeichnet durch Rechen- und Anzeigegeräte, die es dem Piloten ermöglichen, während des Abfangens einer solchen Flugbahn zu folgen, bei der das Verhältnis des Vortriebs zum Gewicht des Flugzeugs und das Verhältnis des Auftriebs zum Gewicht des Flugzeugs zuvor festgelegte Funktionen sind, die nur von dem anfänglichen Sturzflugwinkel αο und dem augenblicklichen Winkel α zwischen der Flugzeugachse und der Horizontalen abhängen, und durch ein Analogrechengerät, das den richtigen Abwurfwinkel a\ aus dem Verhältnis^-,

d. h. des Produktes von Erdbeschleunigung g und Flughöhe Z zum Quadrat der Flugzeuggeschwindigkeit V berechnet.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine derartige Ausbildung des Analogrechengeräts, daß es den Abwurfwinkel αχ aus dem ursprünglichen Sturzflugwinkel ao als speziellem Rechenwert und dem speziellen Faktor

%t4 errechnet, wobei Zn und V₀ die Höhe bzw.

die Geschwindigkeit bei Beginn des Abfangens sind.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Rechengerät einen Kreisel (13, 30, 130) enthält, der den augenblicklichen Sturzflugwinkel α mißt, daß ferner vorhanden sind: ein Servomechanismus (131) zum Festhalten des ursprünglichen Sturzflugwinkels ao, ein erstes Rechenwerk (11, 21, 109 bis 116) zum Messen des Augenblickswerts von ^=- mittels des Verhältnisses

Pb-Ps Δ Ρ

wobei Pb der Luftdruck im Ziel, Ps der Luftdruck in der Flughöhe und Δ ρ der Staudruck ist, ein zweites Rechenwerk (12, 33, 129) zum Errechnen des Wertes

^al — ^al

gZ)

und eine Vergleichseinrichtung (17, 34, 132) zum Feststellen, wann der Ausgangswert a\ des zweiten Rechenwerks (12, 33, 129) gleich dem Ausgangswert α des Kreisels (13, 30, 130) ist.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch ein drittes Rechenwerk (15, 31), das den Höchstwert (4^-) max, bei dem noch ein gezielter Bombenwurf möglich ist, aus ao berechnet, und durch eine zweite Vergleichsanordnung (16, 32), welche den Ausgangswert des ersten Rechenwerks (11, 21) mit demjenigen des dritten Rechenwerks (15, 31) vergleicht und ein Signal für den möglichen Bombenwurf abgibt, wenn diese Werte gleich sind.

5. Einrichtung nach Anspruchs dadurch gekennzeichnet, daß das erste Rechenwerk zwei Analogrechner (109, 111) enthält, die einen mechanischen Ausgangswert abgeben, welcher den Größen Z bzw. V entspricht, daß diese beiden Werte die beweglichen Kontakte eines Potentiometers (113) bzw. eines damit in Serie geschalteten Rheostats (116) derart steuern, daß der Ausgangsstrom des Rheostats (116) dem Wert (4§·)" worin die Größe η vom Sturzflugwinkel α ab-

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hängig ist, entspricht, daß zwei Potentiometer-

(eZ\ⁿ gruppen (117 bis 120), die diesen Strom MW)

empfangen, durch den die Größe oq liefernden Servomechanismus (131) und durch einen die ballistische Korrektur h liefernden Servomechanismus (126) derart gesteuert werden, daß sie eine Steuerspannung

^(σο)

liefern, daß diese Steuerspannung den die ballistische Korrektur h liefernden Servomechanismus (126) derart steuert, daß er für U = 0 stehenbleibt, und daß das zweite Rechenwerk (129) die Größen h und oq empfängt und daraus die Größe αχ bildet.

In Betracht gezogene Druckschriften:
USA.-Patentschrift Nr. 2 609 729;
Zeitschrift »Flight« vom 3. 1. 1958, S. 4 und 5;
Zeitschrift »Luftfahrttechnik«, Oktober 1957, S. 231.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen