DE1166051B - Feuerleitanlage fuer ein Flugzeug - Google Patents

Description

BUNDESREPUBLIK DEUTSCHLAND

DEUTSCHES

PATENTAMT

AUSLEGESCHRIFT

Internat. Kl.: F 07 h

Nummer:
Aktenzeichen:
Anmeldetag:
Auslegetag:

Deutsche Kl.: 72 f-15/05

1166 051
N16718Ic/72f
15. Mai 1959
19. März 1964

Die Erfindung betrifft eine Feuerleitanlage für ein Flugzeug, die aus einem Verfolgungsradargerät, einem Feuerleitrechengerät und einer automatischen Kurssteuervorrichtung besteht, die das Abwehrjagdflugzeug längs eines von dem Rechengerät errechneten Kurses steuert.

Es sind Feuerleitanlagen bekannt, bei denen ein Kollisionskurs bzw. ein Vorhaltekollisionskurs nach einer Formel errechnet wird, wobei die Flugzeit als eine Funktion der Schräg- oder Meßentfernung, der Höhe und der angezeigten Fluggeschwindigkeit berechnet wird. Dabei werden diese Größen mit Handskalen eingeführt. Der Vorhaltewinkel wird mit der Linie des Visierwinkels verglichen, um das Steuerungsfehlersignal herzustellen. Die Seiten- und Höhenwinkel werden mit der errechneten Flugzeit multipliziert, um den berechneten Vorhaltewinkel herzustellen. Eine Korrektur der Flugdaten erfolgt nicht, und zum Teil enthalten diese bekannten Feuerleitanlagen keine Flugdatenrechengeräte. Es werden keine Signale verwendet, die für den statischen Druckwert oder den Anstellwinkel, den Schiebewinkel, die Luftdichte und die Eigengeschwindigkeit kennzeichnend sind, Um die spezielle Berechnung des Feuerleitrechengerätes zu unterstützen und zu kordgieren.

Weiterhin ist eine Feuerleitanlage bekannt, bei der bewegliche Kanonen zufolge der vorausgesagten zukünftigen Position des Zieles durch eine verhältnismäßig schnell wirkende Senkvorrichtung bewegt werden. Das Flugzeug selbst, an dem die Kanonen angeordnet sind, wird veranlaßt, in die gleiche Richtung zu weisen, jedoch mit einer verhältnismäßig langsam wirkenden Senkvorrichtung.

Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung einer verbesserten Feuerleitanlage der obigen Art, die das Flugzeug in eine solche Richtung lenkt, daß optimales Zielen von ballistischen Waffen erreicht wird, die fest in dem Flugzeug angebracht sind. ■

Dies wird erfindungsgemäß durch die Korrektur des Feuerleitrechengerätes durch ein Flugdatenrechengerät erreicht, das Signale berechnet und liefert, die für den statischen Druck, den Anstellwinkel, den Schiebewinkel, die Luftdichte und die Eigengeschwindigkeit kennzeichnend sind und dem Feuerleitrechengerät so zugeführt werden, daß momentane und automatische Korrektur des Feuerleitrechengerätes erreicht wird.

Das Feuerleitrechengerät, das von dem Flugdatengerät selbsttätig korrigiert wird, weist Voraussageschaltungen zum Berechnen des Folgekurses gemäß Feuerleitanlage für ein Flugzeug

Anmelder:

North American Aviation, Inc.,

Los Angeles, CaM. (V. St. A.)

Vertreter:

Dr.-Ing. H. Ruschke, Patentanwalt,

Berlin 33, Auguste-Viktoria-Str. 65

Als Erfinder benannt:

John R. Moore, Fullerton, CaMf.,

David G. Soergel, Palos Verdes Estates, Calif.

(V. St. A.) ■

der Gleichung

Rk R :. ψ = -ψ- 4-

auf, worin ~R_k der Entfernungsvektor zwischen der vorhandenen Position des Abwehrjagdflugzeuges und einer zukünftigen Zieltreffposition, ~R der Entfernungsvektor zwischen den vorhandenen Positionen des Abwehrjagdfiugzeuges und des Zieles, V_B der Zielgeschwindigkeitsvektor und T die Zeit ist, die das Ziel benötigt/ um die zukünftige Position zu erreichen, und daß die Voraussageschaltungen Vektorsummierschaltungen haben, welche den Zielgeschwindigkeitsvektor V_B als die Vektorsumme des Eigengeschwindigkeitsvektors V₁, des Entfernungsunterschiedsvektors Ri längs der Sichtlinie und des äußeren Produktes des Radarwinkelgeschwindigkeitsvektors ω und des Entfernungsvektors Έ erzeugen.

Das Feuerleitrechengerät kann auch ballistische Schaltungen aufweisen, die eine Flugzeit-Servovorrichtung, eine Treffzeitraum-Servovorrichtung und Nickwinkel- und Gierrechenvorrichtungen haben, die durch Daten von dem Flugdatenrechengerät korrigiert werden.

Das Flugdatenrechengerät weist aerodynamische Parameterabfühlvorrichtungen zum Erzeugen der Korrektursignale auf, wobei die Vorrichtungen Mittel enthalten, um den statischen Druck und den Staudruck außerhalb des Abwehrjagdflugzeuges abzufühlen, und Mittel aufweist, um die seitliche, quer zur Längsachse gerichtete Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges abzufühlen.

Das Feuerleitrechengerät kann Berechnungen durchführen, die einen Zeitpunkt zum Abfeuern der

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Waffen bestimmen, die von dem Abwehrjagdflugzeug getragen werden.

Das Flugdatenrechengerät kann weiterhin aufweisen: eine Vorrichtung zum Messen des statischen Druckes, eine Vorrichtung zum Messen der Differenz zwischen dem Staudruck und dem statischen Druck, eine Vorrichtung zum Errechnen des Gewichtes des Abwehrjagdflugzeuges aus Meßwerten, eine Vorrichtung zum Messen der Beschleunigung des Abwehr-

zwischen die Radarantenne und das Abwehrjagdflugzeug mechanisch gekuppelte Winkelabfühlvorrichtungen zur Schaffung von elektrischen Signalen, die kennzeichnend sind für die Meßwerte der Winkel-5 abweichung eines Koordinatensystems, das auf die Radarantenne bezogen ist, von einem Koordinatensystem, das auf das Abwehrjagdflugzeug bezogen ist; eine Vorrichtung zum Multiplizieren des Ausgangswertes der Schiebewinkelrechenvorrichtung mit dem

Jagdflugzeuges in Richtung seiner z-Achse und der io Ausgangswert der Eigengeschwindigkeitsrechenvor-Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges in Rieh- richtung; eine Vorrichtung zum Multiplizieren des tung seiner y-Achse, eine Vorrichtung zum Errechnen Ausgangswertes der Anstellwinkelrechenvorrichtung des Anstellwinkels des Abwehrjagdflugzeuges aus mit dem Ausgangswert der Eigengeschwindigkeits-Meßwerten, eine Vorrichtung zum Errechnen des rechenvorrichtung; Resolver, die mit den Winkelab-Schiebewinkels des Abwehrjagdflugzeuges aus Meß- 15 fühlvorrichtungen zwischen der Radarantenne und werten, eine Vorrichtung zum Errechnen der Mach- dem Abwehrjagdflugzeug, mit dem Ausgang der zahl des Abwehrjagdflugzeuges aus Meßwerten, eine Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung und dem Vorrichtung zum Errechnen der Eigengeschwindig- Ausgang der Eigengeschwindigkeits-Schiebewinkelkeit des Abwehrjagdflugzeuges aus Meßwerten und Multiplikationsvorrichtung und dem Ausgang der eine Vorrichtung zum Errechnen der Luftdichte bei 20 Eigengeschwindigkeits-Anstellwinkel-Multiplikationsder Flughöhe des Abwehrjagdflugzeuges aus Meß- vorrichtung verbunden sind, um elektrische Signale werten, wobei der Ausgang der Gewichtserrechnungs- zu erhalten, die der Geschwindigkeit des Abwehrvorrichtung mit dem Eingang der Beschleunigungs- Jagdflugzeuges proportional und in Koordinaten des meßvorrichtung verbunden ist, der Ausgang der auf die Radarantenne bezogenen Koordinatensystems z-Achsenbeschleunigungsvorrichtung mit dem Ein- 25 ausgedrückt sind; ein Vektorfilter, wobei der Ausgang der Anstellwinkelrechenvorrichtung verbunden gang der Auflösungsvorrichtungen mit dem Eingang ist, der Ausgang der y-Achsenbeschleunigungsmeß- des Vektorfilters verbunden und der Ausgang des vorrichtung mit dem Eingang der Schiebewinkel- Vektorfilters ein elektrisches Signal ist, das der Vekrechenvorrichtung verbunden ist, der Ausgang der torgeschwindigkeit des Zieles, ausgedrückt in Radar-Vorrichtung zum Messen des statischen Druckes mit 30 koordinaten, proportional ist; Vorrichtungen zum dem Eingang der Machzahlrechenvorrichtung ver- Errechnen der Entfernung zwischen dem Abwehrbunden ist, der Ausgang der Druckdifferenzmeß vor- Jagdflugzeug und dem Ziel zu dem vorbestimmten richtung mit dem Eingang der Machzahlrechenvor- Zeitpunkt, zu dem die Raketen das Ziel treffen, worichtung, der Anstellwinkelrechenvorrichtung, der bei diese Rechenvorrichtungen mit dem Ausgang des Schiebewinkelrechenvorrichtung und der Luftdichte- 35 Vektorfilters verbunden sind; Vorrichtungen, die mit rechenvorrichtung verbunden ist, wobei ferner der den Winkelabfühlvorrichtungen zwischen der Radar-Ausgang der Machzahlrechenvorrichtung mit dem antenne und dem Abwehrjagdflugzeug verbunden Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung, der sind, um die Koordinaten der Vorhaltentfernung in Schiebewinkelrechenvorrichtung, der Eigengeschwin- Abwehrjagdflugzeugkoordinaten zu transformieren; digkeitsrechenvorrichtung und der Luftdichterechen- 40 _eme Vorrichtung zum Errechnen der Flugzeit der vorrichtung verbunden ist und der Ausgang der Raketen; Vorrichtungen zum Errechnen der Abwei-EigengeschwindigkeitsrechenvorrichtungmitdemEinchung der Raketen in Richtung der Gierachse des gang der Luftdichterechenvorrichtung verbunden ist. Abwehrjagdflugzeuges; Vorrichtungen zum Errech-Das Feuerleitrechengerät kann weiterhin aufwei- nen der Abweichung der Raketen in Richtung der sen: Vorrichtungen zum Transformieren der Zielent- 45 Längsneigungsachse des Rechengerätes; Vorrichtunfernungs- und Peilsignale aus Radarkoordinaten in gen zum Errechnen des Sinkens der Raketen infolge Flugzeugkoordinaten, Vorrichtungen zur Korrektur der Gravitation und Vorrichtungen zum Auflösen des Flugzustandes des Abwehrjagdflugzeuges zwecks des schwerkraftbedingten Sinkens der Raketen in Kompensation der Abweichung des Geschosses der Abwehrjagdflugzeugkoordinaten, wobei die Vorrichballistischen Waffen an dem Abwehrjagdflugzeug und 50 tung zum Errechnen der Flugzeit der Raketen mit Vorrichtungen zur Korrektur der Fluglage des Ab- dem Ausgang der Luftdichterechenvorrichtung verwehrjagdflugzeuges zwecks Kompensation der Wir- bunden ist, die Vorrichtung zum Errechnen der kung der Gravitation auf das Geschoß der ballisti- Raketenabweichung in Richtung Gierachse des Abschen Waffen an dem Abwehrjagdflugzeug. wehrjagdflugzeuges mit dem Ausgang der Schiebe-Die Radarantenne an dem Abwehrjagdflugzeug 55 winkelrechenvorrichtung und dem Ausgang der kann kardanisch aufgehängt sein, und es können Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung verbunden vorhanden sein: Antriebsvorrichtungen, die mit der ist, die Vorrichtung zum Errechnen der Abweichung Radarantenne verbunden sind, um zu bewirken, daß der Raketen in Richtung der Längsneigungsachse mit die Radarantenne in die Richtung des Zieles, bezogen dem Ausgang der Anstellwinkelrechenvorrichtung auf das Abwehrjagdflugzeug, weist und dessen Ab- 60 und mit dem Ausgang der Eigengeschwindigkeitsstand und Richtung mißt, wobei die Antriebsvorrich- rechenvorrichtung verbunden ist; Vorrichtungen zum tung mit dem Ausgang der dadurch zu steuernden Errechnen der Abweichung zwischen der tatsäch-Radarantenne verbunden ist; drei mit der Radar- liehen Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges und der anlage verbundene Geschwindigkeitsgyroskope, deren gewünschten Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges, um Ansprechachsen zueinander senkrecht liegen, um 65 zu bewirken, daß die Raketen das Ziel vernichten,

elektrische Signale herzustellen, die der Winkelgeschwindigkeit der Radarantenne um ihre Ansprechachsen relativ zum Inertialraum proportional sind;

wobei die Abweichungsrechenvorrichtung mit dem
Eingang der automatischen Kurssteuervorrichtung
verbunden ist, um zu bewirken, daß die Kurssteuer-

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vorrichtung die Steuerflächen des Abwehr j agdflug- Fig. 19 eine Ansicht der Richteinrichtung für ein

zeuges so bewegt, daß dieses veranlaßt wird, sich bei der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage verwen-

dem Ziel längs der vorbestimmten Bahn anzunähern, detes Radargerät,

so daß, wenn die Raketen abgefeuert sind, diese das F i g. 20 eine Seitenansicht der Richteinrichtung

Ziel treffen. 5 für ein bei der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage

Es kann ein Vertikalgyroskop verwendet werden, benutztes Radargerät,

das in dem Abwehrjagdflugzeug kardanisch aufge- F i g. 21 eine Ansicht, die teilweise als Schnitt nach hängt ist und elektrische Ausgangswerte liefert, die der Linie 21-21 in Fig. 18 dargestellt ist,
ein Maß der Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges zur F i g. 22 ein Schaltbild der Servofolgevorrichtung Normalen des Gravitationsfeldes sind, wobei die elek- io der Richteinrichtung eines bei der erfindungsgemäßen trischen Ausgangswerte des Gyroskops dem Eingang Feuerleitanlage verwendeten Radargerätes,
der automatischen Kurssteuervorrichtung und des Fi g. 23 ein Blockschaltbild des Flugdatenrechen-Feuerleitrechengerätes zugeführt werden, und das gerätes der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage,
Verfolgungsradargerät kann einen elektrischen Aus- Fig. 24 ein schematisches Schaltbild der Gewichtsgang haben, der mit dem Eingang des Feuerleit- 15 rechenvorrichtung des Flugdatenrechengerätes,
rechengerätes und der automatischen Kurssteuervor- Fig. 25 ein schematisches Schaltbild einer typirichtung verbunden ist, derart, daß sich das Abwehr- sehen Beschleunigungsmeßvorrichtung, die in dem Jagdflugzeug dem Zielflugzeug mit der vorbestimmten Flugdatenrechengerät verwendet wird,
Fluglage mit Bezug auf das Zielflugzeug längs der Fig. 26 ein schematisches Schaltbild eines Druckvorbestimmten Bahn annähert und die Voraussage- 20 wandlers, der in dem Flugdatenrechengerät verwenschaltungen die Waffen automatisch abfeuern. det wird,

Die Erfindung ist als Beispiel in den Zeichnungen F i g. 27 eine als Schnitt gezeichnete Seitenansicht

veranschaulicht. Es zeigt der in Fig. 26 dargestellten Vorrichtung,

F i g. 1 ein Blockschema der erfindungsgemäßen F i g. 28 ein schematisches Schaltbild einer Mach-

Feuerleitanlage, 25 zahlrechenvorrichtung,

F i g. 2 eine schematische Darstellung eines ein- F i g. 29 ein schematisches Schaltbild einer Eigenfachen zweidimensionalen Monopulsradar- oder geschwindigkeitsrechenvorrichtung,
Simultanleitstrahlsystems, Fig. 30 ein schematisches Schaltbild einer Luft-

Fig. 3 ein Blockschaltbild des elektronischen Tei- dichterechenvorrichtung,

les eines Radarsystems, 30 Fig. 31 ein schematisches Schaltbild einer Schiebe-

F i g. 4 eine perspektivische Ansicht einer bevor- winkelrechenvorrichtung,

zugten Ausführungsform der Strahlungsantenne des Fig. 32 ein schematisches Schaltbild einer Anzugeordneten Hohlleiters eines Radarsystems, das bei stellwinkelrechenvorrichtung,
der Anlage nach der Erfindung verwendet wird, F i g. 33 ein Vektordiagramm der relativen Stellung

Fig. 5 eine Ansicht nach der Linie 5-5 in Fig. 4, 35 des Abwehrjagdflugzeuges und des Zieles,

Fig. 6 eine Ansicht nach der Linie 6-6 in Fig. 5, Fig. 34 ein Einheitskugeldiagramm der Beziehung

Fig. 7 eine Ansicht des Antennenspeise- und zwischen den Abwehrjägerkoordinaten und den

Energieverteilungssystems eines bei der erfindungs- Radarantennenkoordinaten,

gemäßen Feuerleitanlage benutzten Radargerätes, F i g. 35 ein Blockschaltbild der Voraussageschal-

Fig. 8 eine Draufsicht auf die Antennenspeise-und 40 tung des Feuerleitrechengerätes,

Energieverteilungsanlage eines bei der erfindungs- Fig. 36 ein Blockschaltbild der ballistischen

gemäßen Feuerleitanlage benutzten Radargerätes, Schaltung des Feuerleitrechengerätes,

Fig. 9 eine perspektivische Ansicht eines Teiles Fig. 37 ein Vektorfilter, das in der Voraussage-

der Mikrowellenrohrinstallation eines bei der erfin- schaltung des Feuerleitrechengerätes verwendet wird,

dungsgemäßen Feuerleitanlage benutzten Radargerä- 45 Fig. 38 ein Diagramm, das die Relativstellung des

tes, wobei ein Ziel dargestellt ist, das der Seite nach Abwehrjagdflugzeuges und des Zieles zeigt,

gegen die Hauptachse der Antenne verschoben ist, F i g. 39 ein schematisches Schaltbild einer Treff-

F i g. 10 eine perspektivische Ansicht der in F i g. 9 zeitraum-Servovorrichtung,

dargestellten Vorrichtung, wobei ein Ziel dargestellt F i g. 40 ein schematisches Schaltbild einer Flugist, das der Höhe nach gegen die Hauptachse der An- 50 zeit-Servovorrichtung,
tenne verschoben ist, Fig. 41 ein schematisches Schaltbild einer Längs-

Fig. 11 eine perspektivische Ansicht eines abge- neigungsreorientierungsrechenvorrichtung,
bogenen T-Hohlwellenleiters eines bei der erfindungs- F i g. 42 ein schematisches Schaltbild einer Giergemäßen Feuerleitanlage benutzten Radargerätes, reorientierungsrechenvorrichtung,

Fig. 12 eine Ansicht nach der Linie 12-12 in 55 Fig. 43 ein Blockschaltbild des Längsneigungs-

Fig. 11, kanals einer automatischen Kurssteuervorrichtung,

Fig. 13 ein Diagramm der elektrischen Feldlinien Fig. 44 ein Blockschaltbild der Rollgierung einer

in F i g. 12, Kurssteuervorrichtung,

Fig. 14 ein Schaltbild eines Phasendetektors eines Fig. 45 ein schematisches Schaltbild einer Nickge-

bei der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage verwen- 60 schwindigkeitsrechenvorrichtung des Längsneigungs-

deten Radargerätes, kanals einer Kurssteuervorrichtung und

Fig. 15 und 16 Schnittansichten nach der Linie Fig. 46 ein schematisches Schaltbild einer Inte-

15-15 in F i g. 9, griervorrichtung des Längsneigungskanals einer auto-

F i g. 17 eine Ansicht nach der Linie 17-17 in matischen Kurssteuervorrichtung.

Fig. 15, 65 Die Vorrichtung nach der Erfindung bildet im

Fig. 18 einen Grundriß der Richteinrichtung für ganzen einen Teil eines Flugzeuges des Abwehr- oder

ein bei der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage ver- Jagdtyps, das hier als Abwehrjagdflugzeug bezeichnet

wendetes Radargerät, wird. Die winkelmäßige Stellung und die Entfernung

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des das Ziel bildenden Flugzeuges in bezug auf das folgenden beschriebenen Vorrichtungen werden ledig-Abwehrjagdflugzeug müssen gemessen werden, der lieh als Beispiele zur Veranschaulichung der Verioptimale Kurs, längs dessen das Abwehrjagdflugzeug fizierung der verschiedenen Hauptteile der Anlage fliegen muß, um das das Ziel bildende Flugzeug ab- nach der Erfindung gegeben. Parameter oder verzufangen und zu vernichten, muß errechnet werden, 5 änderliche Größe werden mittels Wellendrehungen die ballistischen oder Feuerleitkennwerte für das Ab- von einem Teil der Anlage auf den anderen mechawehrjagdflugzeug und für seine Waffen müssen me- nisch geliefert oder mittels elektrischer Signale von chanisch ermittelt werden, das Abwehrjagdflugzeug einem Teil der Anlage an den anderen übertragen, muß auf den geforderten Kurs gesteuert werden, und Die Parameter werden aus mechanischen Wellendie Waffen müssen zum geeigneten Zeitpunkt abge- io Umdrehungen in elektrische Signale mittels Potentiofeuert werden. meiern, Synchronservovorrichtungen, Resolvern und

Die Erfindung ermöglicht, das Abwehrjagdflugzeug anderer elektromechanischer Wandler umgeformt, zu veranlassen, längs einer von zwei Kursen nach

Wahl des Piloten zu fliegen. Der erste Kurs, der Vor- Zunächst wird die Radaranlage der erfindungs-

haltekollisionskurs (Lead collision) genannt wird, und 15 gemäßen Feuerleitanlage erläutert, die dementsprechende Angriffsart bewirken, daß sich Obgleich offensichtlich Radaranlagen verschiedener

das Abwehrjagdflugzeug dem zukünftigen Ort des Art in der Anlage nach der Erfindung verwendet Zieles unmittelbar derart annähert, daß das Geschoß, werden können, wird hier eine spezielle Radaranlage wenn die Waffen automatisch ausgelöst worden sind, beschrieben.

einer Bahn folgt, die eine Verlängerung des Kurses 20 Die verschiedenen Teile der Radaranlage und ihr des Jagdflugzeuges ist und das Ziel trifft. Der zweite Zusammenbau mit den Antriebsvorrichtungen sind in Kurs, der Vorhalteverfolgungskurs (Lead parsait) den USA.-Patentschriften 2 956 275, 2764 740 oder genannt wird, und die dementsprechende Angriffsart 2 654 031 dargestellt und beschrieben Die Radarveranlassen das Abwehr Jagdflugzeug, auf kürzester anlage unterliegt bei der erfindungsgemäßen Feuer-Bahn sich dem das Ziel bildenden Flugzeug von hin- 25 leitanlage keinem Elementenschutz, ten zu nähern. Früher wurde die Genauigkeit der Zielverfolgungs-

Das Abwehrjagdflugzeug wird von einer auto- daten, die von einer Anlage mit Leitstrahlträgermatischen Kurssteuervorrichtung gesteuert, die von kreiselung oder -kegelabtastung erhältlich sind, durch einem Feuerleitrechengerät gesteuert wird. Dieses er- Verwendung mehrerer gleichzeitig vorhandener Strahhält Information von einer Radaranlage und einem 30 lungskeulen verbessert, um jedesmal, wenn ein Im-Flugdatenrechengerät. Das Feuerleitrechengerät diri- puls ausgesandt und empfangen wird, aus dem Zielgiert nicht nur die Kurssteuervorrichtung, sondern echo eine vollständige Information betreffend das bewirkt auch die Auslösung bei den Waffen des Ab- Zielverfolgen zu erhalten. Wenn mehrere Strahlungswehrjagdflugzeuges. Die Konstruktion und Arbeits- keulen gleichzeitig erzeugt und infolgedessen eine der weise jeder erwähnten Vorrichtung wird weiter unten 35 Impulsfrequenz entsprechende vollständige Informaausführlich beschrieben. tion hinsichtlich Peilung und Entfernung des Zieles

Die Beschreibung erläutert die Funktionelle und erhalten wird, kann die Bahn von sich schnell bebauliche Beziehung zwischen den erwähnten Teil- wegenden Zielen besser ermittelt werden, geräten der Anlage und erläutert das Zusammenwir- Früher vorgeschlagene Leitstrahlkreisel enthielten

ken der Teilgeräte und Teilvorrichtungen. 40 die Verwendung von vielen elektromagnetischen

Das Radargerät 1 in Fig. 1 soll das Ziel2 entdek- Strahlen, die von einer gemeinsamen Mikrowellen ken. Es überträgt ein Signal, das für die Entfernung abgebenden Energiequelle über komplizierte Mikro- und die Peilung des Zieles 2, bezogen auf das Ab- wellenleiter, wie etwa sogenannte Ringgabeln oder Wehrjagdflugzeug 3, kennzeichnend ist, an das Feuer- andere gleichermaßen komplizierte Mikrowellenleitrechengerät 4. Das Flugdatenrechengerät 5 errech- 45 hohlleiter, gespeist werden. Bei manchen Anordnunnet die Flugzeugparameter, wie Machzahl, AnsteÜ- gen sind die Längen der elektrischen Leiter von der winkel, Schiebewinkel, statischen Druck, Druckunter- die Mikrowellen abgebenden Energiequelle zu den schied, Eigengeschwindigkeit und Luftdichte, und einzelnen Strahlern verschieden. In diesen Fällen ist überträgt die errechnete Information an das Feuer- es daher notwendig, in einige Hohlleiter eine Phasenleitrechengerät 4 und die selbsttätige Kurssteuervor- 50 verzögerung einzuführen, um die in den Wellenriehtung 6. Das Vertikalgyroskop 7 überträgt Längs- leitern entstehende gegenseitige Phasenverschiebung neigungs- und Rollwinkel betreffende Informationen zu kompensieren. Diese Phasenverzögerungsvorrichdes Abwehr Jagdflugzeuges an das Feuerleitrechen- tungen arbeiten im allgemeinen mit schmalem Band, gerät 4 und die Kurssteuervorrichtung 6. Das Feuer- d. h., der Frequenzbereich, in dem die Phasenleitrechengerät 4 errechnet kontinuierlich den Fehler 55 verzögerung die gewünschte Größe hat, ist extrem zwischen dem tatsächlichen Steuerkurs und dem ge- schmal. Außerdem verringern die meisten Phasenwünschten Steuerkurs des Abwehrjagdflugzeuges 3 Verschiebungsvorrichtungen die Möglichkeit, zu einer und überträgt die Fehlersignale an die Kurssteuer- Leistungsverstärkung in der Anlage zu gelangen. Im vorrichtung 6, welche die Steuerflächen des Abwehr- allgemeinen ist es daher notwendig, bei verminderter Jagdflugzeuges 3 beeinflußt. Wenn das Abwehrjagd- 60 Leistung über ein schmales Frequenzband zu arbeiflugzeug 3 die richtige Position auf einem Vorhalte- ten, wobei die maximale Reichweite der Radaranlage kollisionskurs erreicht, signalisiert das Feuerleit- vermindert wird und die Anlage für Störungen rechengerät 4 an die Abfeuerschaltung 8, welche die durch den Feind empfindlicher gemacht wird. In anAuslösung an den Geschützen 9 bewirkt oder/und deren Geräten ist zwar eine ziemlich einfache Hoch-Raketen 10 abfeuert. Die in der Anlage nach der 65 frequenzleitungsanordnung verwendet worden, wobei Erfindung verwendeten Rechenvorrichtungen sind aber ein großer Abstand zwischen den Einzelstrahlern vorzugsweise Analogrechenvorrichtungen, können erforderlich ist, um ausreichende Empfindlichkeit aber auch Digitalrechenvorrichtungen sein. Die im beim Zielverfolgen zu erhalten. Dieser Gerätetyp

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hat den Nachteil, daß ein hoher Nebenkeulenpegel Achse liegt, werden beide Echos, d. h. das phasenin den Antennenrichtdiagrammen vorhanden ist, und gleiche und das phasenverschobene Echo, von den ist daher störempfindlich. Strahlern 11 und 12 empfangen, und ihre phasen-

In Fig. 2 ist in einer einzigen Ebene ein einfaches verschobene Komponente wird über den Arm 18 der Radarsystem des Monopols- oder Simultanleitstrahl- 5 Ringgabel 13 an seinen Empfänger übertragen. Die kreiseltyps zum Orten eines Zieles dargestellt. Strahler Größe des phasenverschobenen Echos zeigt das Aus-11 und 12 werden mit gleichen Leistungen über eine maß an, wie weit sich das Ziel außerhalb der Achse Ringgabel 13 gespeist, wie ausführlich in dem Buch befindet (soweit es sich um kleine Abweichungen »Microwave Transmission Design Data« von handelt), und eine Korrekturmaßnahme wird einTheodore Moreno auf S. 181 ff. beschrieben ist. io geleitet, die ein Nachrichten der Strahler 11 und 12 Die Richtdiagramme der beiden Strahler in der auf das Ziel bewirkt. Um mit dem gerade beschrie-Zeichenebene haben die Form benen System eine Information dreidimensionaler Art

über ein Ziel zu erhalten, wären wenigstens vier

F(G λ - 2Ε(θ Ϊ cos (— sin θ 4- ®±-\ Strahler erforderlich, damit der Betrag, um den ein

<· ^ϋ ~~ ^{K l}} \ 2t ¹^ 2 )' 15 Ziel außerhalb der Achse Hegt, dem Höhen- und dem

Seitenwinkel nach angezeigt werden kann. Eine

wobei E(S₁) das Richtdiagramm für einen einzelnen solche Anlage würde offensichtlich die Verwendung Strahler, (I)₁ die relative Phase der beiden Strahler, von mehrfachen Ringgabeln oder räumlichen s die Entfernung zwischen den beiden Strahlern und T-Elementen erfordern, wodurch eine sperrige Radar- S₁ so gemessen ist, wie in F i g. 2 dargestellt ist. Wenn 20 anlage entstehen würde, die frequenzempfindlich die beiden Strahler mit gleichphasigen elektromagne- wäre oder ein nur schmales Band hätte,
tischen Wellen über den Arm 14 der Ringgabel 13 Zum vollen Verständnis und zur Würdigung der

gespeist werden, kann das entstehende Richtdia- besonderen Eigenschaften der zu beschreibenden gramm für die beiden Strahler durch die Kurve 15 Radaranlage erscheint es zweckmäßig — bei Unterin Fig. 2 dargestellt werden. Der Abstand eines 25 brechung der begonnenen Erläuterung —, einige Zieles kann daher durch die Zeit gemessen werden, Grundsätze der Mikrowellenübertragung kurz zu bedie zwischen der Aussendung eines Impulses elektro- trachten, von der die Arbeitsweise abhängt. Es wird magnetischer Energie durch die Strahler und den dabei von einem parallelepipedförmigen dielek-Empfang eines Echos von dem Ziel gemäß der be- trischen Hohlleiter mit einer geschlossenen leitenden kannten Radartheorie vergeht. 3° Grenzfläche ausgegangen. Dabei wird ein Doppel-

Falls nun die beiden Strahler mit ungleichphasigen rechteckwellenleiter als »Zweiwellenleiter« mit einer elektromagnetischen Wellen gespeist werden, werden gemeinsamen leitenden Grenzfläche zugrunde gelegt, die entstehenden Richtdiagramme für die beiden Wenn ein Generator für elektromagnetische Wellen

Strahler durch Kurven 16 und 17 der F i g. 2 dar- sehr hoher Frequenz, z. B. ein Magnetron oder ein gestellt, da sich die Energie der beiden Strahler nahe 35 Hohlraumresonator, an das eine Ende eines Hohlder Symmetrieachse im Falle der Ungleichphasigkeit leiters angeschlossen wird, kann der Wellenleiter die aufzuheben sucht, während außerhalb davon eine elektromagnetischen Wellen in verschiedenen Schwinsolche Aufhebung nicht erfolgt. Tatsächlich tritt Ver- gungsarten übertragen, und zwar abhängig von der Stärkung bei den Maxima der beiden Strahlungs- Beziehung zwischen der geometrischen Form des keulen auf. Wenn übliche Radarempfänger an- 4° Wellenleiters und der Natur der erzeugten Wellen, geschlossen werden, um Signale von den Armen 14 Bei der Radaranlage der erfindungsgemäßen Feuer- und 18 zu empfangen, wird der Ausgang dieser Emp- leitanlage wird hauptsächlich eine Klasse von Uberfänger dazu benutzt, die Ortung eines Zieles in der tragungsschwingungsarten verwendet, die als »quer-Ebene der F i g. 2 zu erhalten. Da der Arm 14 der elektrischer« Schwingungstyp bekannt ist. Annahme-Ringgabel 13 gleichen Abstand von den Strahlern 1 45 gemäß soll dabei das magnetische Feld eine zur und 2 hat, werden von den Strahlern empfangene Wellenleiterachse parallele Komponente haben, jegleichphasige Echos über den Arm 14 an seinen doch verläuft das darin befindliche elektrische Feld Empfänger übertragen. In gleicher Weise suchen sich, an jeder Stelle quer zur Achse. Elektrische Querda der Arm 18 ein ungerades Vielfaches von Halb- wellen werden im folgenden dadurch näher bezeichwellenlängen und weiter von dem Strahler 11 als von 50 net, daß durch Indexziffern die Anzahl der HaIbdem Strahler 12 entfernt ist, von den Strahlern periodenänderungen in der Querfeldstärke längs der durch seinen Empfänger empfangene, in bezug auf kurzen bzw. langen Abmessung des Wellenleiterden Arm 18 phasenverschobene Echos zu addieren, querschnitts angegeben wird. Beispielsweise wird während sich in bezug auf den Arm 18 phasengleiche der Grundwellenschwingungstyp in Rechteckwellen-Echos aufheben. Wenn sich daher ein Ziel auf der 55 leitern als TE_Oi-Schwingungstyp (TE = transverse Achse befindet, d. h., wenn es direkt vor den beiden electric) benannt; das zeigt an, daß die Wellen zum Strahlern und auf einer senkrechten Winkelhalbieren- elektrischen Querfeldtyp gehören, daß keine Anden liegt, die zu einer die beiden Strahler verbinden- derung des Querfeldes längs der kurzen Abmessung den Linie errichtet ist, wird keine von einem Rück- vorhanden ist und daß eine einzige Halbwellenändelaufecho stammende Energie über den Arm 18 emp- 60 rung des Querfeldes längs seiner langen Abmessung fangen, während über den Arm 14 Energie auf- entsteht. In gleicher Weise bedeutet TE₀₂-Schwingenommen wird. Der Umstand, daß Energie über den gungstyp, daß keine Änderung des Querfeldes längs Arm 14 empfangen wird, zeigt jeweils an, daß ein der kurzen Abmessung des Wellenleiterquerschnitts Ziel vorhanden ist, wobei der weitere Umstand, daß erfolgt und zwei Halbwellenänderungen des Querkeine Energie über den Arm 18 empfangen wird, an- 65 feldes längs seiner langen Abmessung auftreten. Auszeigt, daß sich das Ziel genau auf der Achse be- gehend von einem anderen Gesichtspunkt, kann man findet und somit die Strahler auf das Ziel weisen. sagen, daß man beim Schneiden des Wellenleiters in Wenn andererseits das Ziel geringfügig außerhalb der irgendeiner speziellen, zu seiner Achse senkrecht ver-

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laufenden Ebene finden würde, daß gleiche und ent- wellenenergie sich in geeigneter Weise auf der Obergegengesetzt gerichtete elektrische Ladungen in den fläche des Reflektors 22 verteilen kann und von gegenüberliegenden Seiten des Wellenleiters vor- einem Ziel zurückgeworfene und von dem Reflektor handen sind, längs denen Änderungen des Querfeldes aufgefangene Mikrowellenenergie in wirksamer Weise existieren. Diese sich entgegenwirkenden Ladungen 5 an den Schlitzöffnungen der Stufen 43 und 46 gesind natürlich eine Folge des bestehenden Feldes. bündelt und von dort zurück über die Wellenleiter Seit langem ist erkannt worden, daß die Aus- 38 und 39 an die Anlage übertragen werden kann, breitung elektromagnetischer Wellen in einem von der sie herrührte.

Wellenleiter in mehr als einem Schwingungstyp aus Beim Betrieb der Vorrichtung nach F i g. 5 bis 8

dem Grunde unwirtschaftlich ist, daß normalerweise io wird elektromagnetische Energie durch den Doppelnur ein Schwingungstyp einwandfrei an eine Be- wellenleiter 36 und von dort durch den sich verlastung gekoppelt werden kann und daher in dem jungenden Abschnitt 35 zu den Wellenleitern 38 anderen Schwingungstyp Energie weitgehend ver- und 39 geleitet. Die Verjüngung des Wellenleiters 35 geudet wird. Jedoch ermöglicht die hier beschriebene erfolgt kontinuierlich, um scharfe Übergänge zu verRadaranlage die einwandfreie, gleichzeitige Aus- 15 meiden, die zur Bildung stehender Wellen in den breitung von zwei Schwingungstypen in demselben Wellenleitern und somit zur Energieverschwendung Wellenleiter, und durch ein verbessertes Anpassungs- führen wurden. Das Vorhandensein einer Verhältnissystem werden beide Schwingungstypen ohne über- mäßig großen stehenden Welle in dem Wellenleitermäßigen Verlust ausgekoppelt. system würde nachteilige Wirkungen auf die Arbeits-Gemäß dem Schema nach Fig. 3 erzeugt das 20 weise des Mikrowellengenerators zur Folge haben. Magnetron 19 Mikrowellenenergieimpulse, die über Der Wellenleiter 35 muß auf eine möglichst schmale einen Abzweigwellenleiter 20 und eine Doppeltyp- Abmessung verjüngt sein, so daß Ausgangsschlitze brücke 21 an den Antennenreflektor 22 geliefert wer- der Stufen 43 und 46 in dem Abstand angeordnet den. Von dem Ziel rückgestrahlte Energie wird von werden können, der die optimale Energie- oder FeIddem Antennenreflektor 22 aufgenommen, über die 25 verteilung am Reflektor ergibt. Wenn die Mitten Brücke 21 und den Abzweigwellenleiter 20 rück- dieser Ausgangsschlitze der Stufen 43 und 46 um gespeist und gelangt somit an das E-Ebenen-T 23, die mehr als angenähert fünf Achtel der ausgebreiteten Höhenmischstufe 24, die Seitenwinkelmischstufe 25 Wellenlänge getrennt sind, verteilt sich die Neben- und die Abstandmischstufe 26. Signale von diesen keulenstrahlung auf den Reflektor, die Verstärkung Mischstufen werden über Zwischenfrequenzverstärker 30 der Antenne wird vermindert, und die Strahlbreite 27, 28 und 29 an Demodulatoren 30, 31 und 32 ge- vergrößert sich. Wenn der Abstand kleiner als anliefert, von denen Signale erhalten werden, die für genähert drei Achtel der Wellenlänge ist, strahlt anden Höhenwinkel, den Seitenwinkel und die Ent- dererseits zuviel Mikrowellenenergie über die Kanten fernung des Zieles kennzeichnend sind. des Reflektors, wodurch sich Energieverschwendung, In Fig. 4 ist ein Parabolreflektor 22 dargestellt, 35 größere Nebenkeulen und verminderter Betriebsder elektromagnetische Energie scharf gegen ein Ziel wirkungsgrad ergeben. Die Wellenleiter 38 und 39 zu richten und von einem solchen Ziel zurück- sind darstellungsgemäß ohne scharfe Ecken gebogen, kehrende Energie so zu bündeln vermag, daß sie um die sich in dem Wellenleiter fortpflanzenden wieder in die Hochfrequenzanlage eintritt, aus Wellen gegen den Reflektor zu richten, so daß seine welcher das ursprüngliche Signal stammte. In der 40 Oberfläche gleichmäßig mit Energie beschickt wird, Anordnung nach Fig. 4 gelangt die rückgestrahlte _ohne daß Reflexion der Energie innerhalb des Energie an Schlitze 33 und 34 in dem Antennen- Wellenleitersystems eingeführt wird. Die Funktion speiseelement 35 zurück, das im einzelnen in Fig. 5 der Anpassungsblende40 besteht in der Schaffung und 6 dargestellt ist. Der Zweck des Antennen- einer Impedanzanpassung zwischen den Wellenspeiselementes ist die gleichmäßige Beschickung der 45 leitern 38 und 39 und dem freien Raum. Diese AnOberfläche des Reflektors 22 mit Mikrowellenenergie passung wird durch die Verwendung einer Anzahl und die Durchführung der richtigen Impedanz- _Von abgestuften Erweiterungen des Wellenleiteranpassung zwischen dem Wellenleiter 36 und dem querschnittes erreicht. Aus F i g. 5 erkennt man, daß freien Luftraum. die Stufen nur in der Höhe des Wellenleiters und In F i g. 6 ist der gebogene Abschnitt 37 im ein- 50 nicht in seiner Breite auftreten. Die Breite des zelnen dargestellt und besteht aus Hohlleitern 38 Wellenleiters muß über einer bestimmten kritischen und 39, von denen jeder einen um 180° rund- Abmessung liegen, damit elektrische Querwellen, die gebogenen Teil aufweist; sie sind mit einer An- sowohl eine als auch zwei Halbwellenamplitudenpassungsblende 40 verbunden, die Stufen 41, 42, 43, änderungen der elektrischen Feldstärke quer zu der 44, 45 und 46 hat. Die Wellenleiter 38 und 39 sind 55 Breitenabmessung des Wellenleiters haben, durch über ihren geraden und gebogenen Teil mit gleich- diesen geleitet werden können. Diese kritische Abmäßig rechteckigem Querschnitt ausgebildet, wie im messung, die als »Grenzabmessung« bekannt ist, ist einzelnen aus F i g. 7 und 8 ersichtlich ist. Die Recht- gleich der Freiraumwellenlänge der sich ausbreiteneckwellenleiterabschnitte 38 und 39 sind so scharf wie den Mikrowellenenergie. Da jedoch die Dämpfung möglich gebogen, damit ihre Gesamtabmessung mög- 60 in einem Wellenleiter für eine Übertragung nahe der liehst klein gehalten werden kann. Dies ist erforder- Grenzfrequenz verhältnismäßig hoch ist, wird die lieh, um die Apertursperrung auf einen Kleinstwert Breite vorzugsweise etwas größer als die Wellenlänge zu verringern. Die Anpassungsblende 40 ist mit Be- gemacht. Wenn diese Schlitze eine Länge von mehr zug auf die Parabel so angeordnet, daß der effektive als 10 bis 12% der Wellenlänge der zu übertragen-Strahlungsmittelpunkt der Ausgangsschlitze der 65 den Mikrowellenenergie haben, werden zufrieden-Stufen 43 und 46 sich am Brennpunkt des Parabol- stellende Ergebnisse erhalten.

reflektors 22 befindet, damit durch die Ausgangs- Im allgemeinen muß der Biegeradius der Wellenschlitze der Stufen 43 und 46 ausgebreitete Mikro- leiter 38 und 39 so ausreichend klein sei, daß die

13 14

Wellenleiter nicht über die Kanten der Blende 40 Länge der Stufen 43 und 46 ... 0,0787 X₀

vortreten. Die Abmessungen der Blende 40 werden _{Höhe des} Wellenleiters für die

durch einen Kompromiß zwischen der Bedingung Stufen 41 und 44 0 1352 X

kleinster Apertursperrung und der Blendenfunktion _TT.., , „, _n, , . ""'.'"'.' ' °

bestimmt, das Richten der Energie an dem Reflektor 5 Hohe des WeUenleiters fur die

so zu unterstützen, daß ein optimal scharfes Strahlen- ^{5turen 4Z una 4S} U₁Lb/ X₀

bündel erhalten wird. Die Verwendung eines kleinen Höhe des Wellenleiters für die

Biegeradius von drei Zehntel der Wellenlänge hat Stufen 43 und 46 0,207 X₀

sich für die Wellenleiter 38 und 39 als zufrieden- Abstand der Ausgangsschlitze

stellend erwiesen. In gleicher Weise hat sich die io für die Stufen 43 und 46 von

Länge der Stufen 41, 42, 43, 44, 45 und 46 (Fig. 6) den Außenflächen der WeI-

bei angenähert einem Zehntel der Wellenlänge als lenleiter 38 und 39 0,0462 X₀

optimal herausgestellt. Der Höhenunterschied des

Wellenleiters für die in Fig. 6 dargestellten Stufen In Fig. 9 und 10 ist der Wellenleiter 36 so darkann drei Hundertstel einer Wellenlänge betragen. 15 gestellt, als wenn er in der Ebene 9-9 in Fig. 4 Die Längen jeder Stufe und die Änderung der geschnitten ist, wobei ein Energiediagramm aus-Wellenleiterhöhe jeder Stufe stehen in ihrer Wirkung gestrahlt wird, wie es durch die Verwendung nur auf die Amplitude und Phase rückgestrahlter Energie eines Reflektors, wie z. B. des Reflektors 22, und aus jeder der Diskontinuitäten in Wechselbeziehung eines Speiseelementes, das dem Speiseelement 35 und werden so eingestellt, daß eine vernachlässigbare 20 gleichartig ist, erhalten wird. Zur Vereinfachung der Reflexion in den Wellenleitern38 und 39 über das Zeichnung sind in Fig. 9 und 10 dieses Speisegesamte Frequenzband erhalten wird, das für elek- element und die Antenne weggelassen, und zwar nur irische Querschwingungstypen übertragen wird, die zur Erleichterung des Verständnisses der Funktion sowohl eine als auch zwei Halbwellenänderungen der der in Fig. 9 und 10 gezeigten Teile der Anlage, elektrischen Feldstärke über die Breite des Wellen- 25 In Fig. 9 wird Energie im TE₀₁-Schwingungstyp leiters aufweisen. Das Frequenzband der sich fort- von dem Magnetron 19 durch den Rechteckwellenpflanzenden Wellen ist mit Bezug auf die tatsächliche leiterabschnitt 47 und von dort durch den sich erwei-Mittelfrequenz schmal und liegt bei 5 bis 6°/o dieser ternden Abschnitt 48 zu dem Rechteckabschnitt 49 Frequenz. Dies ist im Vergleich mit anderen Speise- fortgepflanzt. Bei 50 ist der Wellenleiter wiederum vorrichtungen ein breiter Bereich, der jedoch die Vor- 30 in der Breitenrichtung erweitert, und eine Schnittteile der Austauschbarkeit von frequenzbestimmenden kantentrennwand ist eingeführt, welche die Energie Radarbauteilen in der Anlage ergibt, bei der die Vor- in den oberen und unteren Wellenleiter 38 bzw. 39 richtung angewandt wird. Die Höhe der Wellenleiter aufteilt. Somit übertragen die Wellenleiter 38 und 39 38 und 39 in F i g. 6 hängt von der Atmosphäre und den TE₀₁-Schwingungstyp mit gleicher Intensität und dem darin vorhandenen Druck sowie der ausgesand- 35 gleicher Phase. Mittels des Speise- und Antennenten Spitzenleistung ab, kann aber mit Sicherheit einen reflektorsystems, das in Fig. 4 bis 8, jedoch zur so kleinen Wert wie ein Zehntel der Wellenlänge Vereinfachung nicht in F i g. 9 und 10 dargestellt ist, haben, ohne daß die Gefahr einer Betriebsstörung bei wird eine Strahlungskeule 51 in den freien Raum atmosphärischem Druck auftritt, wenn eine Spitzen- ausgestrahlt. Wenn sich das Ziel genau auf der leistung in der Größenordnung von Kilowatt an- 40 /-Achse befindet, gelangt jede Welle der reflektierten gewandt wird. Mit der geeigneten Kombination die- Energie von dem Ziel 2 zurück an das Ende der ser experimentell bestimmten Abmessungen hat es Wellenleiterabschnitte 38 und 39 zu genau demselben sich als möglich erwiesen, den TE₀₁-Schwingungstyp Zeitpunkt. Die noch in dem TE₀₁-Typ schwingende und den TE₀₂-Schwingungstyp elektromagnetischer rückgestrahlte Energie wird durch die Mikrowellen-Energie zu übertragen und beide Schwingungstypen 45 Übertragungsanlage in der gleichen Weise zurückan den freien Raum mittels dieses Speiselementes geführt, wie sie ausgesandt wurde, und der Zeitraum einwandfrei anzupassen. Da die Längen der Stufen zwischen der Aussendung eines Impulses und dem und die Höhen des Wellenleiters für jede Stufe zur Empfang seines Echos gibt den Abstand des Zieles Unterdrückung von Reflexionen in den Wellenleitern an. Falls jedoch das Ziel der Seite noch außerhalb 38 und 39 in kritischer Wechselbeziehung stehen, ist 50 der Achse liegt, wie in Fig. 9 dargestellt ist, wähes gewöhnlich notwendig, die Abmessungen gering- rend die Zeit für die Rückkehr der reflektierten fügig anzupassen, bis die Reflexion in den Wellen- Welle noch die gleiche ist und daher auch die Entleitern vernachlässigbar klein ist. fernungsanzeige die gleiche ist, trifft die rückgestrahlte Die unten aufgestellte Tabelle gibt Beispiele für Welle auf die eine oder andere Seite der beiden kritische Abmessungen einer Speiseanlage, wie sie 55 Wellenleiter, bevor sie die andere Seite erreicht. Die in der Praxis ausgebildet ist, in Einheiten der mittle- auftretende Welle erregt daher ein komplexes elektroren Wellenlänge X₀. magnetisches Feld in jedem Wellenleiter 38 und 39

und kann in Komponenten aufgelöst werden, die zwei

Durchmesser des Reflektors 22 22,2 X₀ verschiedenen Ausbreitungstypen in dem Wellenleiter

Brennweite des Reflektors 22 .. 9,14 X₀ 60 entsprechen. Die eine Komponente ist naturgemäß

Abstand von der Anpassungs- ^der TE₀₁-Schwingungstyp und zusätzlich übertragen

blende 40 zu dem Reflektor 22 9 X ^die Wellenleiter 38 und 39 eine zweite Art, nämlich

Breite der Ausgangsschlitze und ^den ^f^'^^V-^ ^'^'u^^E

Wellenleiter 1114 ) wandert durch den Wellenleiter zu dem Abschnitt 47

u-i. j ™ ii V-V Vo V™ r.'™^^{0 6}5 ^m der gleichen Weise zurück, als wenn sich das Ziel

Hohe der Wellenleiter 38 und 39 0,0995 X_{0 auf d}* _{Achse befinden} ^ _{Jedoch kann der}

Lange der Stufen 41 und 44 ... 0,105 X₀ TE₀₂-Schwingungstyp durch den sich verjüngenden

Länge der Stufen 42 und 45 ... 0,0987 X₀ Wellenleiterabschnitt 52 nicht übertragen werden,

15 16

weil die Querabmessung des Wellenleiters über diesen wellen in den kollinearen Wellenleitern, wie bei 57 Punkt hinaus diesen Schwingungstyp nicht trägt. Der in Fig. 13 dargestellt, treten jedoch nicht aus dem TE₀₂-Schwingungstyp hat zwei Halbwellenänderungen Abzweigwellenleiter 20 aus, da dessen Querabmesdes Querfeldes längs der Breitenabmessung oder sung zu klein ist, um die Ausbreitung bei dieser /-Achse in Fig. 9. Jedoch wird der TE₀₂-ScIiWm- 5 Wellenlänge zu unterstützen. Wenn jedoch eine gungstyp durch die Schlitze 53 und 54 in dem oberen komplexe elektrische Querwelle, die in zueinander und unteren Wellenleiter 38 bzw. 39 übertragen, da gleichphasige und phasenverschobene Komponenten ein elektrisches Feld, wenn man wiederum den Zu- aufgelöst werden kann, in den beiden kollinearen stand der Ladungen auf den Oberflächen der Wellen- Wellenleitern vorhanden ist, können die phasenleiter 38 und 39 betrachtet, mit einer Richtung par- io verschobenen Komponenten durch gestrichelte Linien allel zu der /-Achse in Fig. 9 auf der oberen und dargestellt werden, wie bei 58 in Fig. 13 gezeigt ist. unteren Fläche der Wellenleiter 38 bzw. 39 aufgebaut Die Pfeile in den beiden Wellenleitern weisen in entwird. Der durch die Wellenleiterabschnitte 38 und 39 gegengesetzte Richtungen, wodurch angezeigt wird, übertragene TE₀₂-Schwingungstyp wird daher ein- daß an jedem Punkt diese Feldlinien die phasenwandfrei ausgekoppelt und durch Schlitze 53 und 54 i₅ verschobene Komponente der elektrischen Querwellen zu dem Seitenarm 55 der Doppeltypbrücke 21 über- darstellen. An dem Ende der Trennwand 56 suchen tragen. Die Energie, die in dem TE₀₂-Schwingungstyp die zueinander phasenverschobenen Wellen eine in den Wellenleiterabschnitten 38 und 39 besteht, Wechselwirkung zu erzeugen, und die Feldlinien wird als TE₀₁-Schwingungstyp in dem Seitenarm 55 suchen einander zu verkürzen, so daß die Welle in übertragen. Durch ein vollständiges im Zusammen- 20 Fig. 13 nicht nach links fortschreitet. Jedoch enthang mit Fig. 5 beschriebenes Phasenvergleichs- steht das bei 59 angegebene gekrümmte Feld, und system kann die Richtung, in der sich das Ziel der diese Linien können sich in den Abzweigstellenleiter Seite nach außerhalb der Achse befindet, aus der 20 einkoppeln, der sich senkrecht zu der Achse der Information abgeleitet werden, die sich aus der Höhe kollinearen Wellenleiter erstreckt, da in diesem Falle der von dem Wellenleiter 47 zurückgeführten Energie 25 das gekrümmte Feld eine Komponente in der Horiergibt. zontalrichtung der Fig. 2 und 3 hat. Die phasen-

In Fig. 10 ist der Fall dargestellt, wenn sich das verschobene Komponente der elektrischen Querwellen

Ziel der Höhe noch außerhalb der Achse befindet. in den beiden kollinearen Wellenleitern ist daher in

In diesem Fall gelangt die rückgestrahlte Energie in den Abzweigwellenleiter 20 eingekoppelt und wird

die Wellenleiterabschnitte 38 und 39 mit gering- 30 aus dem Hauptwellenleiter ausgekoppelt. Die zuein-

fügiger Phasenverschiebung, wobei die Größe des ander gleichphasigen Komponenten kombinieren sich

Phasenunterschiedes von dem Ausmaß abhängt, in jedoch und werden durch den sich verjüngenden

welchem sich das Ziel der Höhe noch außerhalb der Abschnitt 48 und den Wellenleiter 47 übertragen.

Achse befindet. Jetzt erregt das Echo in den Wellen- Der sich verjüngende Abschnitt 48 ist erforderlich,

leiterabschnitten 38 und 39 elektromagnetische Felder, 35 um die Impedanzanpassung zwischen dem Rechteck-

die jeweils in gegenseitig phasengleiche und gegen- wellenleiter 47 und den kollinearen Wellenleitern 38

seitig phasenverschobene TE₀₁-Komponenten getrennt und 39 zu verbessern. Bekannte Vorrichtungen, wie

werden können. Mit anderen Worten, die Felder in z. B. Irisblende, können naturgemäß verwendet wer-

irgendeinem Querschnitt der Wellenleiter können als den, um die Impedanzanpassung zwischen den kolli-

die Summe der beiden phasengleichen Wellen des 40 nearen Wellenleitern und den Ausgangswellenleitern

TE₀₁-Typs und zwei phasenverschobenen Wellen des weiterhin zu verbessern. Unabhängig davon, ob die

TE₀₁-Typs ausgedrückt werden. Die phasenverscho- in dem kollinearen Wellenleiter 38 fortgepflanzte

benen Komponenten werden getrennt und veranlaßt, komplexe Welle vor- oder nacheilt, wird die sich in

durch den Abzweigwellenleiter 20 zu fließen, während dem kollinearen Wellenleiter 39 ausbreitende elek-

die gleichphasigen Komponenten durch den Wellen- 45 trische Querwelle durch die Phasenbeziehung zwi-

leiterabschnitt 47 fortschreiten. sehen den elektrischen Querwellen angegeben, die

Gemäß Fig. 11 und 12 besteht der kollineare durch den Abzweigwellenleiter 20 und den Rechteck-Wellenleiter 49 aus dem oberen Wellenleiter 38 und wellenleiter 47 fortschreiten. Wenn die Feldlinien so dem unteren Wellenleiter 39, die durch eine Scheide- gerichtet sind, wie bei 59 angegeben ist, ist ersichtwand 56 getrennt sind. Der Wellenleiter 49 ist an den 50 lieh, daß der unmittelbar an die Verbindung angren-Abzweigwellenleiter 20 angeschlossen, der auch recht- zende Teil des Wellenleiters 20 die von links nach eckigen Querschnitt hat. Die Wellenleiter 38 und 39 rechts in Fig. 13 gerichteten Feldlinien anpaßt, sind mit dem sich verjüngenden Abschnitt 48 ver- Diese Bedingung zeigt an, daß der obere Wellenleiter einigt, der mit dem rechteckigen Wellenleiter 47 ver- 38 gegenüber dem unteren Wellenleiter 39 voreilend bunden ist. Die Konstruktionsform dient zur Radar- 55 wirkt. Wenn der untere Wellenleiter 39 mit Bezug aussendung und -empfang in dem Übertragungsband, auf den oberen Wellenleiter 38 voreilend arbeitet, vorzugsweise bei einer Frequenz von etwa 9375 MHz. weisen die Pfeile bei 59 in der entgegengesetzten

Nunmehr soll angenommen werden, daß elektrische Richtung, wodurch bewirkt wird, daß die Feldlinien

Querwellen durch kollineare Wellenleiter 38 und 39 in dem Abzweigwellenleiter 20 von rechts nach links

hindurch übertragen werden, und zwar von rechts 60 gerichtet sind. Somit kann das Vorzeichen der sehr

nach links in Fig. 12 und 13. Wenn diese Wellen geringen Phasendifferenz zwischen den elektrischen

genau gleichphasig sind, kann die Richtung der Querwellen in den Wellenleitern 38 und 39 dadurch

Felder durch die ausgezogenen Pfeile in Fig. 13 bestimmt werden, daß lediglich die Phase der elek-

angegeben werden, wobei die Dichte der Pfeile die irischen Querwellen in dem Abzweigwellenleiter 20

Stärke der elektrischen Felder anzeigt und die Pfeil- 65 mit der Phase der elektrischen Querwellen in dem

köpfe ihre Richtung angeben. An der Stelle, an der Rechteckwellenleiter 47 an einem entfernten Punkt

die Trennwand56 in Fig. 12 und 13 endigt, ver- mittels der in Fig. 14 dargestellten phasenempfind-

einigen sich die gleichphasigen elektrischen Quer- liehen Schaltung verglichen wird. Somit wird in einer

Weise; die vollständig im Zusammenhang mit Fig. 3 beschrieben wird, die Phasendifferenz zwischen der Energie in dem Abzweigwellenleiter 20 und in dem Wellenleiterabschnitt 47 verglichen, um eine Anzeige der Richtung zu geben, in der das Ziel der Höhe nach außerhalb der Achse liegt. Die Amplitude des Ausgangs des Abzweigwellenleiters 20 ist der Verschiebung des Zieles aus der Achse der Höhe nach für kleine Abweichungswinkel proportional, und die Amplitude des Ausgangswertes von dem Abweichungsarm 55 ist der Abweichung von der Achse der Seite nach verhältnisgleich.

Gemäß Fig. 3 wird das, was den Abzweigwellenleiter 20 verläßt, der Höhenmischstufe 24 zugeführt. Die Höhenmischstufe 24 empfängt auch den Ausgangswert des Überlagerers 60, der ein üblicher Oszillator in Klystronbauart ist und auf eine Frequenz in der Nähe der Frequenz der von dem Ziel rückgestrahlten Mikrowellenenergie abgestimmt ist, angenommenermaßen 30 MHz über oder unter der Magnetronfrequenz. Die Mischstufe 24 erzeugt daher eine Ausgangsfrequenz, welche gemäß dem Überlagerungsprinzip die Differenzfrequenz zwischen der Magnetrönfrequenz und der Überlagererfrequenz ist. Diese Differenzfrequenz kann, wie schon ausgeführt würde, einen Wert von etwa 30 MHz haben und kann üblicherweise in dem Zwischenfrequenzverstärker 27 verstärkt werden. Von dem Zwischenfrequenzverstärker "27 wird das Signal an den Phasendetekfor 30 (Demodulator) geliefert, der die Phase des Ausgangs des Abzweigwellenleiters 20 mit dem Ausgangswert vergleicht, der von dem Wellenleiterabschnitt 47 in F i g. 9 abgeleitet ist.

Ein ausführliches Schaltbild des Phasendetektors 30 ist in Fig. 14 dargestellt. Es sind zwei Zwischenfrequenzeingänge an dem Phasendetektor 30 vorhanden,¹ und zwar einer von der Höhenmischstufe 24 über den Zwischenfrequenzverstärker 27 und der andere von der Abstandmischstufe 26 über den Zwischenfrequenzverstärker 29. Der erste Eingang wird als der die Abweichung anzeigende Eingangswert bezeichnet, da er das Ausmaß darstellt, in welchem das Ziel der Höhe nach von der »Sichtlinie« der Radarantenne verschoben ist. Der letztgenannte Eingang wird als der die Summe anzeigende Eingangswert bezeichnet, da er von den gleichphasigen Komponenten der TE₀₁-Rerlexion von dem Ziel abgeleitet ist. Der die Summe anzeigende Eingangswert wird über den abgestimmten Eingangsübertrager 61 geliefert, dessen Sekundärhälften mittels Kondensatoren 62 und 63 auf die genaue Resonanzfrequenz (für die dargestellte Schaltung 30MHz) individuell abgestimmt werden. Wie zuvor erwähnt wurde, ist das Ziel 2, falls der die Abweichung anzeigende Eingangswert mit dem die Summe anzeigenden Eingangswert in Phase ist, der Höhe nach in einer Richtung verschoben, und falls der die Abweichung anzeigende Eingangswert phasenverschoben gegen den die Summe anzeigenden Eingangswert ist, ist das Ziel der Höhe nach in der entgegengesetzten Richtung verschoben. Die Funktion des Phasendetektors besteht darin, am Ausgang eine Spannung der einen Polarität zu erzeugen, falls der die Abweichung anzeigende Eingangswert in Phase mit dem Summeneingang ist, und eine Spannung entgegengesetzter Polarität zu erzeugen, falls der die Abweichung anzeigende Eingangswert um 180° gegen den die Summe anzeigenden Eingangswert phasenverschoben ist. Da der Ausgangswert von der Kathodenverstärkerstüfe 64 abgeleitet wird, kann bei der Erklärung der Funktion der Schaltung der Eingangswert am Gitter dieser Stufe als der Ausgangswert der Schaltung angesehen werden. Aus Fig. 14 ist ersichtlich, daß beim Fehlen eines die Abweichung anzeigenden Eingangswertes die Spannung am Gitter der Triode 64 Null ist, da die Ströme der Dioden 65 und 66 in gleicher Weise und entgegengesetzt zu der Spannung an dem Punkt

ίο 67 beitragen, wo die Widerstände 68 und 69 und die Hochfrequenzdrossel 70 verbunden sind. Falls jedoch der die Abweichung anzeigende Eingangswert in Phase mit dem die Summe anzeigenden Eingangswert ist, wird der Strom durch eine der Dioden vergrößert, während der Strom durch die andere Diode vermindert wird. Der entgegengesetzte Vorgang tritt ein, wenn der die Abweichung anzeigende Eingangswert um 180° gegen den die Summe anzeigenden Eingangswert phasenverschoben ist, so daß bei Phasen-

ao gleichheit des die Abweichung anzeigenden Eingangswertes mit dem die Summe anzeigenden Eingangswert eine Spannung der einen Polarität an dem Ausgang auftritt, während die entgegengesetzte Spannung erscheint, falls der die Abweichung anzeigende Eingangswert um 180° gegen den die Summe anzeigenden Eingangswert phasenverschoben ist. Auf diese Weise wird der Richtungssinn der Abweichung, d. h. die Richtung, in der das Ziel der Höhe nach außerhalb der Achse mit Bezug auf die Antenne liegt, durch die Polarität der Ausgangsspannung angegeben.

Der Richtungssinn der Abweichung der Seite näcH

wird durch den Phasendetektor 31 ermittelt, und die Richtung, in weicher sich das Ziel der Seite nach außerhalb der Achse befindet, wird durch die PoIarität der Ausgangsspannung des Phasendetektors 31 mittels einer Schaltung erkannt, die der in Fig. 14 dargestellten gleichartig ist.

Fig. 15 ist eine Schnittansicht an der Stelle, an welcher die Doppeltypbrücke 21 an den Wellenleiterabschnitten 38 und 39 angebracht ist, und in dieser Figur ist die elektrische relative Querfeldstärke als Funktion der Wellenleiterquerabmessung aufgetragen für den Fall, daß das Ziel der Seite nach außerhalb der Achse liegt. Wenn sich das Ziel der Seite nach außerhalb der Achse befindet, werden die elektromagnetischen Wellen in jedem Wellenleiterabschmtt in zwei Schwingungstypen fortgepflanzt. Der Grundschwingungstyp ist der TE₀₁-Typ, der auch in Fig. 15 so bezeichnet ist. Der sekundäre Schwingungsryp ist der TE₀₂-Typ, der in Fig. 15 mit gestrichelten Linien dargestellt ist. Es wird bemerkt, daß zwei Halbwellenänderungen in dem Querfeld längs der langen Querschnittabmessung des Wellenleiters vorhanden sind und daß die Felder entgegengesetzt gerichtet sind und Maxima an den beiden Viertelpunkten der langen 'Querschnittsabmessung des Wellenleiters erreichen. Die Funktion der Doppeltypbrücke besteht darin, aus dem Hauptwellenleiter alle elektromagnetischen Wellen des TE₀₂-Typs aus-

zukoppeln. Dies wird dadurch erreicht, daß in den Seitenarmen der Brücke elektromagnetische Wellen des TE₀₁-Typs mittels Schlitzen 53 und 54 erregt werden. Wenn das Ziel der Seite nach links außerhalb der Achse liegt, kann angenommen werden, daß die Felder so aussehen, wie in Fig. 15 dargestellt ist. In diesem Falle kann die entstehende Übertragung des TE₀₁-Typs durch den Seitenarm der Brücke mit den durch den Hauptwellenleiter sich

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ausbreitenden elektromagnetischen Wellen des TE₀₁-Typs als phasengleich angenommen werden. Ob die durch den Seitenarm übertragenen elektromagnetischen Wellen des TE₀₁-Typs tatsächlich in Phase mit den durch den Hauptwellenleiter übertragenen elektromagnetischen Wellen des TE₀₁-Typs sind, hängt natürlich von den relativen Weglängen von dem Speiseelement zu dem Phasenvergleichspunkt ab, d. h. von dem Phasendetektor. Jedoch kann angenom-

leisten, daß dieses Ergebnis erhalten wird. Falls diese Annahme zutreffend ist und falls dann das Ziel der Seite nach um einen gleichartigen Weg nach rechts

der Entfernung, irgendeine Schaltung für eine solche Zeitmessung, wie sie in der Radartechnik allgemein bekannt sind, kann für diesen Zweck verwendet werden.

Die Art und Weise, in welcher die von dem Ziel rückgestrahlten gleichphasigen elektromagnetischen Wellen des TE₀₁-Schwingungstyps von den zueinander phasenverschobenen Wellen des TE₀₁-Typs getrennt werden, ist in Fig. 17 veranschaulicht, die men werden, daß im allgemeinen die relativen Weg- io einen Längsschnitt durch den Wellenleiter darstellt, längen etwas geändert werden können, um zu gewähr- Wie oben erläutert ist, unterliegt die rückgestrahlte

Welle der Trennung in die Wellen der verschiedenen Schwingungstypen zuerst, d. h. die Te₀₂-Wellen werden aus dem Wellenleiter mittels Schlitzen 53 und 54 verschoben außerhalb der Achse ist, kann der Zu- 15 ausgekoppelt und erregen in den Seitenarmen der stand der Felder innerhalb des Wellenleiters so dar- Doppeltypbrücke 21 elektromagnetische Wellen in gestellt werden, wie dies in Fig. 16 geschehen ist. dem TE₀₁-Schwingungstyp. Dann verläuft die rück-Dabei sind die TE₀₂-Felder in Fig. 16 gegenüber gestrahlte Welle durch den Hohlleiter zu dem Ab-F i g. 15 lediglich im Richtungssinn umgekehrt. Somit Zweigstellenleiter 20 zurück, wo elektromagnetische sind für dieselben Weglängen und andere entspre- 20 Wellen, die gegeneinander phasenverschoben sind, chende Parameter die in dem Seitenarm des Wellen- durch den Abzweigwellenleiter 20 ausgekoppelt werleiters übertragenen elektromagnetischen Wellen des den. An der Stelle, an welcher die Trennwand 56 TE₀₁-Typs um 180° phasenverschoben gegen die endigt und der Doppelwellenleiter ein Einzelwellendurch den Hauptwellenleiter fortgepflanzten elektro- leiter wird, hört auch die Ausbreitung des TE₀₁-Typs magnetischen Wellen des TE₀₁-Typs. Daher kann die 25 in zueinander phasenverschobenen Komponenten auf, gleiche Phasendetektorschaltung für den Phasen- so daß über diesen Punkt hinaus nur gleichphasige detektor 31 wie für den Phasendetektor 30 verwendet TE₀₁-Wellen durch den Einzelwellenleiter fortgewerden, und das Vorzeichen der Ausgangsspannung pflanzt werden. Diese TE_Oi-Wellen werden an den des Phasendetektors 31 gibt die Richtung an, in der Detektor 32 geleitet und dazu verwendet, die Entfersich das Ziel der Seite nach außerhalb der Achse 30 nung zum Ziel zu bestimmen. Die phasenverschobebefindet. Die Phasendetektoren 30 und 31 liefern nen TE₀₁-Wellen werden durch den Abzweigwellenleiter 20 zu der Mischstufe 24 übertragen.

Vorrichtungen und Geräte zum Richten eines Energiestrahles von dem Reflektor 22 zum automader Seite nach außerhalb der Achse befindet. Die 35 tischen Nachfolgerichten auf das Ziel 2 erfordert zwei Richtungen, in denen das Ziel der Höhe und der Bewegungsarten, um den gerichteten Strahl am Ziel

zu halten. Die erste ist eine Schwingungsbewegung beschränkter Amplitude, deren Mitte das Ziel bildet und bei der Signale erzeugt werden, die zur Servoein-Seite oder der Höhe nach nicht außerhalb der Achse 4° stellung des Gerätes auf das Ziel geeignet sind. Die liegt, liefern die Phasendetektoren 30 und 31 keinen zweite ist eine weniger schnelle Bewegung größerer Ausgangswert. Falls es sich der Seite oder der Höhe Amplitude, die zur Einstellung auf das Ziel und zum nach außerhalb der Achse befindet, werden die Aus- Halten der Radaranlage allgemein in Richtung auf gangswerte der Phasendetektoren 30 und 31 ver- das Ziel erforderlich ist. Die erste Bewegung verlangt, wendet, um den Antennenreflektor 22 zu richten, so 45 daß die Radarantenne um einen Punkt schwingt, der daß er direkt auf das Ziel weist. Die Mittel, mit sehr dicht an dem Reflektor selbst liegt. Das Tragdenen diese Antriebsvorgänge erreicht werden kön- system für die Radarantenne muß daher auch angenen, sind weiter unten ausführlich beschrieben. Die messen sein, um Schwingungsvorrichtungen für die unten erläuterte Richtvorrichtung arbeitet mit dem Antenne und andere zugehörige schwere mechanische Mikrowellenteil und dem elektronischen Teil des 50 und elektrische Ausrüstung zu tragen. Die zweite BeRadargerätes zusammen, wobei eine Servorschleife wegung muß trotz im allgemeinen langsamerer Gegebildet ist; solange nämlich die Ausgangswerte der schwindigkeit große Amplitude haben und eine ver-Phasendetektoren anzeigen, daß sich das Ziel außer- hältnismäßig große Masse handhaben können, halb der Achse befindet, wird der Antennenreflektor Die Raumanforderungen für ein Radartragsystem

im Sinne des Verminders der Größe der Ausgangs- 55 bedingen, daß die »Sicht« der Radaranlage über den werte der Phasendetektoren verstellt, bis die Aus- gesamten erwarteten Winkelbereich der Vorrichtung

unbehindert ist. Außerdem muß die Tragvorrichtung, falls die Radaranlage in einem Flugzeug mit hohen Fluggeschwindigkeiten verwendet werden soll, so ent-

Das Signal von dem Phasendetektor 32 ergibt eine 60 wickelt sein, daß die Größe und das Gewicht der gedie Entfernung kennzeichnende Information gemäß samten Anlage möglichst niedrig bleiben.

In Fig. 18 sind eine Radarantenne 22 und ein kugliges, etwa augapfelförmiges Gehäuse 71, die einen die Antenne in Schwingbewegungen versetzen-

durch das Magnetron 19 und dem Empfang eines 65 den Antrieb und elektrische Mikrowellenbauteile geEchos von dem Ziel kennzeichnend ist. Diese Zeit ist maß F i g. 1 bis 17 enthalten, auf Stummel wellen 72 der Entfernung des Zieles direkt proportional. Somit und 73 angeordnet, die drehbar auf einer Trommel ist der Ausgang des Phasendetektors 32 eine Anzeige 74 gelagert sind. Diese ist in Form eines Zylinder-

daher Signale, die für kleine Abweichungswinkel den Größen proportional sind, um welche sich ein Ziel, dessen Echos festgestellt worden sind, der Höhe bzw.

Seite nach außerhalb der Achse liegt, werden durch die Vorzeichen der Ausgangswerte der Phasendetektoren 30 bzw. 31 angezeigt. Falls das Ziel der

gangswerte auf Null abgesunken sind. Daher bleibt der Antennenreflektor 22 im wesentlichen auf das Ziel gerichtet und folgt diesem automatisch nach.

der üblichen Radartheorie. Die Aufgabe des Phasendetektors 32 besteht darin, ein Signal zu erzeugen, das für die Zeit zwischen dem Aussenden eines Impulses

Segmentes ausgebildet und mittels Seilscheiben 75 und 76 drehbar, die antriebsfähig an den Wellen 72 und 73 außerhalb der Trommel 74 angebracht sind. Die Scheibe 75 ist direkt an der Welle 72 befestigt, während die Scheibe 76 die Welle 73 durch ein noch zu erläuterndes Umsteuergetriebe antreibt. Ein endloses Kabel oder Drahtseil 77 ist um die Scheiben 75 und 76 gewickelt und an diesen befestigt sowie um Haspeln 78 und 79 gewunden, die fest in dem Abwehrjagdflugzeug 3 angeordnet und mittels hydraulischer Motoren 80 und 81 unabhängig drehbar sind. Die Trommel 74 wird in dem Abwehrjagdflugzeug 3 auf Rollenkonsolen 82, 83, 84 und 85 getragen, die in Schienen oder Spuren 86 und 87 eingreifen, die an den Enden der Trommel 74 befestigt und im einzelnen in Fig. 21 dargestellt sind. Das Seil 77 gleitet entlang der Trommel 74 in Führungsrollen 88, die in Fig. 21 dargestellt, jedoch zur Vereinfachung in den anderen Figuren weggelassen sind. Das an der Trommel 74 starr befestigte Zahnrad 89 greift in das Zahnrad 90 ein, das eine Winkelabfühlvorrichtung 91 trägt, die in dem Gestell 92 gelagert ist, welches an dem Flugwerk des Flugzeuges 3 angebracht ist und die hydraulischen Motoren 80 und 81 lagert. Die Winkelabfühlvorrichtung 91 zeigt in ihrem elektrischen Ausgangswert den Seitenwinkel an, um den die Trommel gedreht worden ist. Geschwindigkeitsgyroskope 212, 213 und 214, deren Eingangsachsen zueinander senkrecht liegen, sind an dem Gehäuse 71 angebracht, um die Winkelgeschwindigkeiten der Antenne 22 zu messen.

Gemäß Fig. 20 ist das Zahnrad 93 an der Seilscheibe 76 angebracht und treibt mittels des Zahnrades 94 die Winkelabfühlvorrichtung 95 für den Höhenwinkel. Diese Abführvorrichtung gibt mit ihrem Ausgangswert den Höhenwinkel an, um den die Wellen 72 und 73 gedreht worden sind. Die Seilscheiben 75 und 76 sind durch die Wellen 72 und 73, das Gehäuse 71 und die Zahnräder 96, 97, 98 und 99 verbunden, die ein Umsteuergetriebe für einen später zu erläuternden Zweck bilden.

Die Arbeitsweise der bisher beschriebenen Anlage ist am besten mit Bezug auf Fig. 22 im Zusammenhang mit den anderen bisher erläuterten Figuren verständlich. Es soll angenommen werden, daß sich die bestehende Richtung der Antenne 22 und des Gehäuses 71 von der erwünschten Richtung unterscheidet. Elektrische Signale, die dem gewünschten Seitenwinkel und dem gewünschten Höhenwinkel proportional sind, werden an den Klemmen 100 bzw. 101 zugeführt. Gleichzeitig werden Signale, die dem tatsächlichen Seitenwinkel und dem tatsächlichen Höhenwinkel proportional sind, von der Abführvorrichtung 91 für den Seitenwinkel und der Abführvorrichtung 95 für den Höhenwinkel abgeleitet. Es ist angenommen worden, daß sich der gewünschte Seitenwinkel von dem tatsächlichen Seitenwinkel unterscheidet. Falls die Polaritäten des gewünschten Winkelsignals und des tatsächlichen Winkelsignals entgegengesetzt sind, tritt ein Nutzsignal, dessen Vorzeichen dem größeren der beiden Eingangssignale entspricht, dort auf, wo die Widerstände 102 und 103 miteinander verbunden sind. Dieses Signal wird über Widerstände 104 und 105 an die Verstärker 106 und 107 geliefert, die Ventile 108 und 109 steuern. Diese sind an hydraulische Leitungen angeschlossen, die hydraulische Motoren 80 und 81 beeinflussen. In gleicher Weise tritt das Differenzsignal zwischen dem tatsächlichen und dem gewünschten Höhenwinkel am Knotenpunkt der Widerstände 110 und 111 auf und wird über einen Richtungsverstärker 112 und Widerstände 113 und 114 an die Servoverstärker 106 bzw. 107 geleitet. Die Bewegung der Motoren 80 und 81 ist der algebraischen Summe der von der der Abführvorrichtung für den Höhenwinkel zugehörigen Schaltung empfangenen Signale und den von der der Abfühlvorrichtung für den Seitenwinkel zugehörigen

ίο Schaltung empfangenen Signale proportional. Wie aus Fig. 18, 19 und 20 ersichtlich ist, treiben die Motoren 80 und 81 Haspeln 78 und 79 in der erforderlichen Richtung an, um die Antenne 22 und das Gehäuse 71 gemäß der in Fig. 22 dargestellten elekirischen Schaltung seitlich zu richten bzw. zu heben oder zu senken. Falls die Motoren 80 und 81 sich in derselben Richtung mit gleicher Geschwindigkeit drehen, ist ersichtlicherweise die Nutzbewegung der Antenne 22 lediglich eine Seitenwinkeländerung. Falls aber die Motoren 80 und 81 in entgegengesetzten Richtungen, jedoch mit gleicher Geschwindigkeit betätigt werden, erfolgt ersichtlicherweise lediglich eine Höhenwinkeländerung der Stellung der Antenne 22. Zur Kombination einer Höhen- und Seitenwinkeländerung ist es nur erforderlich, die Drehzahl und — wie noch ausgeführt werden wird — die Richtung der hydraulischen Motoren 80 und 81 unterschiedlich zu machen. Zahnräder 96, 97, 98 und 99, die ein Umsteuergetriebe bilden, sind vorgesehen, so daß sich die Seilscheiben 75 und 76 immer in zueinander entgegengesetzten Richtungen drehen. Durch diese Maßnahme wird ausgeschlossen, daß sich das Seil 77 auf der einen oder anderen Seite der Haspeln aufschichtet. Die Zahnräder 97 und 98 sind auf an der Trommel 74 befestigten Stummelwellen drehbar, während das Zahnrad 96 starr an der Stummelwelle 72 befestigt ist. Das Zahnrad 99 dreht sich mit der Seilscheibe 75, die auf der Trommel 74 unabhängig von der Welle 72 drehbar ist.

Somit ist eine Vorrichtung geschaffen, die die Radarantenne in einem Flugzeug nach Maßgabe elektrischer Vorrichtungen zum Drehen der Radarantenne nach dem Seiten- und dem Höhenwinkel in jeder möglichen Winkelkombination dreht. Wenn sich die Vorrichtung im Bug des Flugzeuges befindet, kann das Gehäuse 71, das den Antrieb enthält, der die Antennenschwingungsbewegungen hervorrufen soll, in sehr zweckmäßiger und gedrängter Weise in die Trommel 74 eingepaßt werden. Das Fehlen großer Biegemomente und frei tragender Abschnitte macht die Vorrichtung konstruktiv leistungsfähig, und jeder Höhen- oder Seitenwinkel kann schnell durch einfaches Anlegen der geeigneten elektrischen Signale erhalten werden, wie in F i g. 22 gezeigt ist.

Auf diese Weise ist eine Radaranlage zusammen mit Vorrichtungen zum Nachfolgerichten der Radaranlage auf das zu verfolgende Ziel 2 erhalten worden. Die Ausgangswerte der hier beschriebenen Radaranlage werden, wie im folgenden erläutert wird, zusammen mit dem gesamten Feuerleitrechengerät und der automatischen Kurssteuervorrichtung verwendet.

Das Flugdatenrechengerät der erfindungsgemäßen Feuerleitanlage ermittelt das Gewicht w oder die Masse m des Abwehrjagdflugzeuges 3, die Stautemperatur der Luft T₀, den statischen Druck P_s sowie den Druckunterschied A P zwischen dem Staudruck und dem statischen Druck. Die gemessenen Parameter

werden von noch zu beschreibenden Recheneinrichtungen verwendet, um Wellendrehungen herbeizuführen, die der Machzahl M, der Eigengeschwindigkeit V₁, dem Differenzdruck Δ P und dem statischen Druck P_s des Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional sind, und um elektrische Spannungen zu erzeugen,

die dem Luftdichteverhältnis -—, dem Anstellwin-

kel a und dem Schiebewinkel β proportional sind. o₀ ist in dem Abschnitt 6-06 des »Eshbach Handbook of Engineering Fundamentals«, erste Ausgabe, John Wiley & Sons, 1936, definiert.

Die x-, y- und z-Achsen des Abwehrjagdflugzeuges 3 sind gemäß den NACA-Normen definiert, die auf der Rückseite des inneren Umschlagdeckels des NACA-Berichtes 420 angegeben sind, der die Bezeichnung »Aircraft Speed Instruments« hat und von dem »Superintendent of Documents«, 1941, veröffentlicht ist.

Gemäß Fig. 23 ist eine Gewichtsrechenvorrichtung 115 an eine Beschleunigungsmeßvorrichtung 116 angeschlossen. Der z-Achsenbeschleunigungsmesser der Beschleunigungsmeßvorrichtung 116 befindet sich vor dem Schwerpunkt des Abwehrjagdflugzeuges, und zwar um eine Strecke δ, die gleich dem durchschnittlichen Trägheitsmoment I_y des Abwehrjagdflugzeuges um seine y-Achse durch seinen Schwerpunkt ist, geteilt durch eine Größe, die gleich einer vorbestimmten Durchschnittsmasse m' des Abwehrjagdflugzeuges 3 multipliziert mit dem Durchschnittsabstand r von dem Schwerpunkt des Abwehrjagdflugzeuges zu dem Druckmittelpunkt der horizontalen Heckfläche des Flugzeuges ist, d. h.

rechenvorrichtung 118, der Machzahlrechenvorrichtung 120 und der Luftdichterechenvorrichtung 121. Der Wandler 122 für den Wert des statischen Drucks erzeugt eine Wellendrehung, die P_s proportional ist. Der mechanisch abgenommene Ausgangswert des Wandlers 122 für den statischen Druck ist mit dem Eingang der Machzahlrechenvorrichtung 120 verbunden. Die Machzahlrechenvorrichtung 120 erzeugt eine Wellendrehung, die derjenigen Machzahl M proportional ist, mit welcher das Abwehrjagdflugzeug gerade fliegt. Die Machzahlrechenvorricntung 120 löst die Gleichung

y-i

- 1

m r

Der y-Achsenbeschleunigungsmesser der Beschleunigungsmeßvorichtung 116 liegt vor dem Schwerpunkt des Abwehrjagdflugzeuges um eine Strecke wobei γ eine Konstante ist, die gleich 1,4 für Luft ist. Der mechanisch abgenommene Ausgangswert der Machzahlrechenvorrichtung 120 ist mit dem Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung 117, der Schiebewinkelrechenvorrichtung 118, der Luftdichterechenvorrichtung 121 und der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 verbunden. Die Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 löst die Gleichung

M² \ 1 + Oj M²J'

wobei c eine bekannte Konstante und T₀ die Stautemperatur ist. Der Ausgangswert der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 ist eine Wellendrehung, die der Eigengeschwindigkeit proportional und mit dem Eingang der Luftdichterechenvorrichtung 121 verbunden ist. Die Luftdichterechenvorrichtung 121 löst die Gleichung

Qo

wobei Z₄ (M) der Verdichtungsfaktor ist:

wobei I₂ das durchschnittliche Trägheitsmoment des Abwehrjagdflugzeuges 3 um seine z-Achse durch seinen Schwerpunkt und r der Durchschnittsabstand von dem Schwerpunkt des Abwehrjagdflugzeuges zu dem Druckmittelpunkt der vertikalen Heckfläche des Flugzeuges ist. Die elektrischen Spannungsausgangswerte der Beschleunigungsrechenvorrichtung 116 sind den Beschleunigungen des Flugzeuges in Richtung der z-Achse und in Richtung der y-Achse des Flugzeuges, gemessen an den Aufstellpunkten der Z-Achsen- bzw. y-Achsenbeschleunigungsmesser, multipliziert mit dem Gesamtgewicht des Flugzeuges, proportional, d. h. ]¥η_ζ' bzw. Wrj_y'. (Der Exponent gibt, an, daß die wahrgenommene Beschleunigungskraft nicht durch reine Translationsbeschleunigung verursacht wird.) Die elektrischen Ausgangswerte der Beschleunigungsmeßvorrichtung 116 gehen an den Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung 117 und der Schiebewinkelrechenvorrichtung 118. Ein Differenzdruckwandler 119 führt eine Wellendrehung herbei, die AP, gemessen durch ein übliches, nicht dargestelltes Staurohr, proportional ist. Der mechanisch abgenommene Ausgangswert des Differenzdruckwandlers 119 gelangt an den Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung 117, der Schiebewinkel-

Die Luftdichterechenvorrichtung 121 liefert einen elektrischen Spannungsausgangswert, der — pro-

portional ist. Die Anstellwinkelrechenvorrichtung 117 löst die Gleichung

«= TTs/iW +

wobei CX₀(M) der Anstellwinkel für den Nullauftrieb und das Moment Null, S eine der Flügelfläche des Flugzeuges 3 proportionale Konstante, Z₁ (M) der Verdichtungsfaktor /₄(M) geteilt durch die Neigung der Auftriebskennlinie des Flugzeuges 3, d. h.

und /₃(M) eine empirische Funktion ist, welche die aeroelastischen Kennwerte des Flügels berücksichtigt. Die Anstellwinkekechenvorrichtung 117 liefert einen Spannungsausgangswert, der für kleine Winkel α, z.B.

weniger als 15°, dem Wert α proportional ist. Die Schiebewinkelrechenvorrichtung 118 löst die Gleichung

ο _ ^Wrlv

wobei /₂(M) eine empirisch bestimmte Funktion ist, die ähnlich Z₁(M) und für das spezielle Abwehrjagdflugzeug vorbestimmt ist, an dem die Rechenvorrichtung angeordnet werden soll. Der Ausgangswert der Schiebewinkelvorrichtung 118 ist ein Spannungswert, der β proportional ist.

In der Gewichtsrechenvorrichtung 115 nach F i g. 24 ist die Spannungsquelle 124 an den Eingang des Verstärkers 125 über den Widerstand 126 angeschlossen. Der Widerstand der Rückkopplungsschleife des Verstärkers 125 wird durch Widerstände 127, 128, 129 und 130 geändert. Die Größe des Widerstandes 127 ist in Übereinstimmung mit dem Leergewicht des Flugzeuges festgelegt. Die Größe des Widerstandes 128 wird beispielsweise durch die Brennstoffmenge in den Tanks des Flugzeuges gesteuert. Die Widerstände 129 und 130 werden durch Schalter 131 und 132 kurzgeschlossen, wenn die Raketen abgefeuert werden. Der Ausgangswert des Verstärkers 125 ist dem Gesamtgewicht des Flugzeuges und seiner Last proportional.

In Fig. 25 ist eine typische Beschleunigungsmeßvorrichtung 116 dargestellt. Eine Spannung von dem in Fig. 24 dargestellten Verstärker 125 wird an die Primärwicklung 133 des Übertragers 134 angelegt. Die Spannung von der Wicklung 135 gelangt über den Widerstand 136 an gegenüberliegende Klemmen der Induktivitätsbrücke, die aus Selbstinduktionsspulen 137, 138, 139 und 140 besteht. Die Beschleunigungen in der Empfindlichkeitsrichtung der Beschleunigungsmeßvorrichtung bewirken beispielsweise, daß die Induktivität der Spule 138 und der Spule 139 zunimmt, während die Induktivität der Spulen 137 und 140 abnimmt, wodurch eine Spannung erzeugt wird, deren Amplitude dem Gewicht des gesamten Flugzeuges multipliziert mit der Beschleunigung des Flugzeuges in der Ansprechrichtung der Beschleunigungsmeßvorrichtung proportional ist.

Der Differenzdruckwandler 119 und der Wandler 122 für den statischen Druck sind gemäß der USA.-Patentschrift 2 751576 ausgebildet. Der Ausgangswert des Wandlers ist nicht von der Verschiebungsgröße des druckempfindlichen Elementes, sondern von dem Ausgleich zweier Kräfte abhängig, die das druckempfindliche Element in seiner Nullstellung halten. Eine dieser Kräfte wird in dem druckempfindlichen Element durch den Eingangsdruck erzeugt. Die andere Kraft wird durch ein Rückkopplungssystem von dem Ausgang her erzeugt.

Ein Nullanzeiger, der mit veränderlicher Kapazität oder Induktivität ausgebildet sein kann, wird zum Anzeigen einer Abweichung des druckempfindlichen Elementes aus seiner normalen Nullstellung benutzt. Wenn das Element sich außer Gleichgewicht befindet, wird ein Signal von dem Nullanzeigenetzwerk an eine Verstärkerschaltung gegeben, die eine Drehantriebsvorrichtung, z. B. ein elektromagnetisches Drehelement oder Motor, betätigt. Die Drehantriebsvorrichtung bewegt sich infolge des Verstärkerausgangsstromes so lange, wie der Nullanzeiger anzeigt, daß kein ausgeglichener Zustand vorliegt. Ein Teil des Ausgangs der Drehmomentvorrichtung wird an das druckempfindliche Element als Korrekturfaktor zurückgeführt. Wenn die Rückführung ausreicht, um den Kraftausgleich wiederherzustellen, hört die Bewegung der Drehantriebsvorrichtung auf. Die gewünschte Änderung des Stromes, der Spannung, der Widerstandinduktivität oder des mechanisch abgenommenen Ausgangswerts der Wellendrehung wird von dem Ausgang der Drehantriebsvorrichtung oder von dem Ausgang der Verstärkerschaltung erhalten, da der Verstärkerausgangsstrom ausreichend sein muß, um das erforderliche Drehmoment der elektromagnetischen Drehantriebsvorrichtung oder des Motors aufrechtzuerhalten.

In Fig. 26 und in der in Fig. 27 dargestellten Schnittansicht des Differenzdruckwandlers 119 ist der gewünschte Ausgangswert eine Änderung des Widerstandes der Potentiometer 141 und 142, die der Differenz der an die Anschlußstutzen 143 und 144 gelieferten Drücke proportional ist. Das Gehäuse 145, die Bourdon-Rohranordnung 146 und die Platte 147 schließen eine druckdichte Kammer ein, die aus miteinander verbundenen Kammern 148, 149 und 150 besteht. Alle äußeren elektrischen Verbindungen zu dem Wandler sind durch Anschlußenden 151 des druckdichten Sockels 152 hergestellt. Der Anschlußstutzen 144 befindet sich in der Platte 147 und bildet eine Pforte, durch die jeder gewünschte Druck in den Kammern 148, 149 und 150 und somit auf einer Seite des Bourdon-Rohres 153 hergestellt werden kann. Der Anschlußstutzen 143 ist an der Bourdon-Rohranordnung 146 angebracht, wodurch es möglich ist, Druck auf die andere Seite des Bourdon-Rohres

153 einzuführen oder, falls der statische Druck gemessen werden soll, diese Seite zu evakuieren.

Das Bourdon-Torsionsrohr 153 ist auf Änderungen der Druckdifferenz zwischen den Anschlußstutzen 143 und 144 empfindlich. Das bewegliche (Drehmoment-)Ende des Bourdon-Rohres 153 ist mit dem Anker 154 des Nullanzeigers 155 starr verbunden. Die Rückführwelle 156 ist auch an dem Anker 154 befestigt. Die Torsionsfederanordnung 157, die aus einer an Federtellern 159 und 160 befestigten Torsionsschraubenfeder 158 besteht, überträgt das Drehmoment auf die Rückführwelle 156 mittels des Wellenschlitzes 161 und des Stiftes 162. Der Schlitz 161 ermöglicht eine axiale Bewegung der Torsionsvorrichtungen, während das gesamte Drehmoment übertragen wird.

Normalerweise ist das Drehmoment der Torsionsfeder 157 gleich und entgegengesetzt dem Drehmoment des Bourdon-Rohres 153, und der Anker

154 befindet sich in seiner Nullstellung, die Kräfteausgleich anzeigt. Eine Änderung der Druckdifferenz bewirkt Aufhebung des Gleichgewichts. Dies wiederum führt dazu, daß sich der Anker 154 aus seiner Ausgleichslage um die Mittellinie des Bourdon-Rohres 153 dreht. Die Drehung des Ankers 154 bringt daraufhin den Nullanzeiger 155 aus der Gleichgewichtsstellung. Der Nullanzeiger arbeitet induktiv, wozu er aus einem Stator und einem Anker 154 besteht. Wenn der Nullanzeiger 155 sich außerhalb der Gleichgewichtsstellung befindet, sendet er ein Fehlersignal durch die Anschlußenden 151 an den Leistungsverstärker 163. Bei Ansprechen auf das Fehlersignal liefert der Leistungsverstärker 163 Energie an den Motor 164. Die Drehrichtung des Motors 164 hängt dabei von der Phase des Fehlersignals ab.

409 539/50

Der Motor 164 treibt das Getriebe 165 an. Als Ausgangswellen des Getriebes 165 dienen die Wellen der Potentiometer 141 und 142. Die Welle des Potentiometers 141 oder des Potentiometers 142 kann verlängert sein, so daß sie eine beliebige Anzahl Widerstände oder Potentiometer antreibt. Eine weitere Ausgangswelle des Getriebes 165 ist die Rückführwelle 166. Der Torsionsfederteller 160 ist an der Rückführwelle 166 mit einem Kegelstift 167 befestigt. Die Rückführwelle 166 wird in einer solchen Richtung angetrieben, daß die Torsionsfeder 158 ein Drehmoment auf den Ausgleichsanker 154 ausübt, das diesen in seine Nullstellung zurückzudrehen sucht.

Da die Kräfte Gleichgewicht herzustellen suchen, vermindert sich die Ausgangsspannung des Nullanzeigers 155, bis der Gleichgewichtszustand hergestellt ist, wobei der Ausgangswert des Nullanzeigers an Restspannung gerade ausreicht, um den erforderlichen Strom am Verstärker 163 aufrechtzuerhalten, der das Ausgleichsdrehmoment erzeugt, welches zur Aufrechterhaltung des Gleichgewichtszustandes erforderlich ist. Der Motor 164 bleibt stehen. Die Ausgangswellen der Potentiometer 141 und 142, die durch Zahnradantrieb mit dem Motor 164 verbunden sind, haben sich um einen Winkel gedreht, welcher der Druckänderung proportional ist. Eine Federanschlagvorrichtung 168 verhindert eine Beschädigung der Folgefeder 158.

Die in dem beschriebenen Beispiel verwendete Vorrichtung zum Erzielen einer dem Druck proportionalen Wellendrehung arbeitet nach dem Prinzip, die Nullauslenkung des beweglichen Endes des Bourdon-Rohres 153 aufrechtzuerhalten. Bereits eine kleine Auslenkung läßt das Rückführdrehmoment einsetzen, welches wiederum die Auslenkung aufhebt. Somit wird die Amplitude der Auslenkungen sehr klein gehalten. Da die Größe des Hysteresefehlers der Vorrichtung von der Auslenkamplitude aus der Nullstellung abhängt, ist der Hysteresefehler vernachlässigbar klein.

In dem Differenzdruckwandler 119 wird Staudruck an dem Anschlußstutzen 143 und statischer Druck an dem Anschlußstutzen 144 eingeführt. In dem Wandler 122 für den statischen Druck wird ebenfalls statischer Druck an dem Anschlußstutzen 144 eingeführt, dagegen wird die Kammer, an welcher der Anschlußstutzen 143 angebracht ist, evakuiert und abgedichtet. In jedem Falle ist die Drehung der Welle 166 ein Maß für die Druckdifferenz zwischen den Anschlußstutzen 143 und 144.

Die Machzahlrechenvorrichtung 120 ist in Fig. 28 dargestellt. Von der Spannungsquelle 169 her wird Spannung über eine Wheatstonesche Brücke angelegt, die aus Widerständen 170, 171, 172 und 173 besteht. Der veränderbare Widerstand 170 wird von dem statischen Druckwandler 122 mechanisch angetrieben, so daß die Größe des Widerstandes 170 dem statischen Druck proportional ist. Der Widerstand 171 wird durch den Differenzdruckwandler 119 angetrieben, so daß die Größe des Widerstandes 171 der Differenz zwischen dem Staudruck und dem statischen Druck proportional ist. Der Widerstand 172 ist ein nichtlinearer variabler Widerstand, der so angeordnet ist, daß er von dem Motor 174 angetrieben wird. Der Motor 174 wird von dem Verstärker 175 angetrieben, der parallel zum Ausgang der Wheatstoneschen Brücke, die aus den Widerständen 170, 171, 172 und 173 besteht, liegt. Die Nichtlinearität der Größe des Widerstandes 172 wird so eingestellt, daß sich die Brücke im Nullzustand befindet, wenn die Wellendrehung des Motors 174 der Machzahl des Flugzeuges proportional ist.

Die Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 ist in Fig. 29 dargestellt. Die Spannungsquelle 176 liegt parallel zum Eingang einer Wheatstoneschen Brücke, die aus Widerständen 177, 178, 179 und 180 besteht. Die Größe des Widerstandes 180 ist der Stautemperatur der Luft proportional. Der variable Widerstand 178 wird von der Machzahlrechenvorrichtung 120 mechanisch angetrieben, so daß die Größe des Widerstandes 178 eine vorbestimmte Funktion der Machzahl ist. Der Verstärker 182 liegt parallel zum Ausgang der Wheatstoneschen Brücke, die aus den Widerständen 177, 178, 179 und 180 besteht, und treibt den Motor 181 mit einer Wellendrehung an, die der Eigengeschwindigkeit proportional ist. Die Nichtlinearität des nichtlinearen Widerstandes 177 ist so gewählt, daß die Wellendrehung des Motors 181 dem Wert V₁ proportional ist.

Die Luftdichterechenvorrichtung 121 ist in F i g. 30 dargestellt. Die Spannungsquelle 183 ist parallel an den variablen Widerstand 184 und das Potentiometer 185 angeschlossen. Die Welle des Widerstandes 184 wird von der Machzahlrechenvorrichtung 120 angetrieben. Die Welle des Potentiometers 185 wird von dem Differenzdruckwandler 119 angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 185 ist über den Widerstand 186 mit dem Eingang des Verstärkers 187 verbunden. Der Widerstand 188 ist zwischen den Eingang des Verstärkers 187 und die Erdklemme geschaltet. Das Potentiometer 189 ist an den Ausgang des Verstärkers 187 angeschlossen. Die Welle des Potentiometers 189 wird von der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 angetrieben. An dem beweglichen Arm des Potentiometers 189 liegt eine Spannung, die sich mit dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit ändert. Der bewegliche Arm des Potentiometers 189 ist über den Widerstand 190 mit dem Eingang des Verstärkers 187 verbunden, wodurch der Ausgang des Verstärkers 187 durch das Quadrat der Eigengeschwindigkeit geteilt wird. Der Ausgang des Verstärkers 187 ist dem Luftdichteverhältnis —-- proportional.

Die Schiebewinkelrechenvorrichtung 118 ist in Fig. 31 dargestellt. Eine Spannung, die Wη/ proportional ist, wird von der Beschleunigungsmeßvorrichtung 116 an das Potentiometer 191 angelegt. Dieses wird von der Machzahl rechenvorrichtung 120 gemäß der Machzahl mechanisch angetrieben. Die Nichtlinearität des Widerstandes des Potentiometers 191 ist so gewählt, daß an seinem beweglichen Arm ein Spannungsausgangswert erhalten wird, der Ψη/ f.₂ (M) proportional ist. Der bewegliche Arm des Potentiometers 191 ist über den Widerstand 193 mit dem Eingang des Verstärkers 192 verbunden. Der Ausgangswert des Verstärkers 192 ist an das Potentiometer 194 gelegt. Der bewegliche Arm des Potentiometers 194 wird von dem Differenzdruckwandler 119 angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 194 ist über den Widerstand 195 mit dem Eingang des Verstärkers 192 verbunden. Der Rückführkreis über den Verstärker 192, der das Potentiometer 194 und den Widerstand 195 umfaßt, teilt Ψη/ f₂ (M) durch eine Konstante S multipliziert mit Δ P. Der

entstehende Ausgangswert des Verstärkers 192 ist dem Schiebewinkel proportional:

sap

Die Anstellwinkelrechenvorrichtung 117 ist in F i g. 32 dargestellt. Eine Spannung, die Wt]₂' proportional ist, wird an beide Enden des nichtlinearen Potentiometers 196 angelegt. Der Widerstand 120 ist an einen Abgriff des Potentiometers 196 und Erde angeschlossen. Der bewegliche Arm des Potentiometers 196 wird von der Machzahlrechenvorrichtung 120 angetrieben. Die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 196 ist mit dem Eingang des Verstärkers 198 über den Widerstand 197 verbunden und zu Ψη₂' J₁ (M) proportional. Die Spannung, die W-η^ proportional ist, ist den Widerständen 199 und 200, die in Reihe liegen, parallel geschaltet. Der Knotenpunkt zwischen den Widerständen 199 und 200 ist mit dem einen Ende des Widerstandes 201 verbunden. Das andere Ende des Widerstandes 201 ist an das Potentiometer 208 angeschlossen. Diese Spannung ist W^'f_z{M) proportional, wobei /₃(M) als Konstante angenommen wird. Die Spannungsquelle 205 ist an das Potentiometer 206 angeschlossen. Der bewegliche Arm des Potentiometers 206 wird von der Machzahlrechenvorrichtung 120 angetrieben. Die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 206 ist einer Funktion a_o(M) proportional. Der bewegliche Arm des Potentiometers 206 ist über den Widerstand 203 mit dem Potentiometer 208 verbunden. Die Spannungsquelle 205 ist an einen Pol des Schalters 204 angeschlossen. Der Schalter 204 wird nach oben oder unten geschaltet, und zwar abhängig davon, ob die Klappen des Abwehrjagdflugzeuges 3 oben oder unten sind. Wenn die Klappen unten sind, ist die Spannungsquelle 205 mit dem Widerstand 202 verbunden. Wenn die Klappen oben sind, liegt der Widerstand 202 an Erde. Wenn die Klappen unten sind, ist somit eine Spannung eines vorbestimmten Wertes mit dem Potentiometer 208 verbunden, während dann, wenn die Klappen oben sind, die Spannung Null über den Widerstand 202 an dem Potentiometer 208 liegt. Somit ist die Spannung an dem Potentiometer 208 proportional 198 verbunden, wodurch die Eingangsspannung des Verstärkers 198 durch AP geteilt wird. Somit ist die Ausgangsspannung des Verstärkers 198

Wr₁Jf₁(M)

SAP
proportional.

O OC — W)₁Jf₃(M) + OC₀(M) + K_x

Das Feuerleitrechengerät 4 ist eine Kursrechenvorrichtung, die mit der automatischen Kurssteuervorrichtung 6 verbunden ist und Längsneigungszielabweichungssignale und Gierzielabweichungssignale liefert, wodurch die Kurssteuervorrichtung 6 das Abwehrjagdflugzeug 3 steuert und veranlaßt, einem Vorhalteveriolgungs- oder Vorhaltekollisionskurs in Richtung des Zieles 2 zu folgen. Das Feuerleitrechengerät 4 dient auch für die Berechnung für das Abfeuern bei den Waffen. Es ist dazu an die Abfeuerschaltung 8 angeschlossen und liefert an diese ein Signal, wodurch es das Abfeuern der Raketen 10 einleitet.

Die Vektorgleichung, die ständig gelöst werden muß, um die zukünftige Zielposition oder den Vorhaltepunkt mit Bezug auf das Ab wehr j agdflugzeug 3 vorauszusagen, ist

Rk =

V_BT.

Die Vektorbeziehung zwischen ~K_k, V_BT und R~ ist in Fig. 33 veranschaulicht. Der Entfernungsvektor 7?K bezeichnet den Vektor aus der gegenwärtigen Position des Abwehrjagdflugzeuges 3 zum Ziel zu dem Zeitpunkt, zu dem das Ziel getroffen wird, d. h. zum Treffpunkt. Der Entfernungsvektor Έ ist der Vektor aus der gegenwärtigen Position des Abwehrjagdflugzeuges zu der gegenwärtigen Position des Zieles (Meß- oder Abschußpunkt). V_B ist die Geschwindigkeit des Zieles. T ist die Gesamtzeit, die das Abwehrjagdflugzeug 3 benötigt, um den Raketenabschußpunkt zu erreichen, plus der Flugzeit T_f der Raketen. Die Geschwindigkeit des Abwehrjagdflugzeuges 3 beträgt V₁, und die Durchschnittsgeschwindigkeit der Raketen ist V_R.

Es ist zweckmäßiger, den Vektor

zu mechanisieren als den Vektor^. Man erhält dann eine Gleichung in Geschwindigkeitseinheiten:

K_x,

wobei K_x die Spannung ist, die von dem Widerstand 202 erhalten wird. Der bewegliche Arm des Potentiometers 208 wird von dem Differenzdruckwandler 119 angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 208 ist über den Widerstand 207 mit dem Eingang des Verstärkers 198 verbunden. Diese Spannung ist proportional zu

Wr₁JAPf₃(M) +APa₀(M) + APK_x .

Daher ist der gesamte Spannungseingangswert an dem Verstärker 198 Rk

R -r.

+ Vb-

Bei Verwendung dieser Einheiten im Feuerleitrechengerät ist leichter eine Glättung der Werte möglich, wie noch erläutert werden wird.

Die Geschwindigkeitsgyroskope 212, 213 und 214, die in Fig. 18 an der Radarantenne22 dargestellt sind, sind mit dem Feuerleitrechengerät 4 elektrisch verbunden. Die Radarantenne ist kardanisch aufgehängt gemäß dem Winkelsystem der Fig. 34. Das System, das die Radar- und Flugzeugkoordinatensysteme betrifft, ist folgendes:

Wr₁Jf₁(M) + Wr₁JAPf₃(M) +

+ APK_x

proportional. Der Ausgang des Verstärkers 198 ist an das Potentiometer 209 angeschlossen. Der bewegliehe Arm des Potentiometers 209 wird von dem Differenzdruckwandler 119 angetrieben und ist über den Widerstand 211 mit dem Eingang des Verstärkers cos f cos μ — sinf cos,"
sin,"

sinf

cosf

-sin,« cosf sinf sin,« cos,«

In dieser Matrize sind die Roll-, Längsneigungs- und Seitenwinkelachsen des Flugzeugkordinaten-

systems die χ-, y- bzw. z-Achse. Die /-, /- und k-Ächsen der Radaranlage haben die /-Achse längs der Sichtlinie zwischen dem Abwehrjagdflugzeug 3 und dem Ziel 2. ί ist der Kompaßwinkel für die Seite und μ ist der Kompaßwinkel für die Höhe. Die Gyroskope 212, 213 und 214 sind so eingerichtet, daß sie die Winkelgeschwindigkeit der Antennenanlage um die /-, /- bzw. λ'-Achse anzeigen. Die von den Gyroskopen 212, 213 und 214 an das Feuerleitrechengerät 4 übertragenen elektrischen Signale sind diesen Winkelgeschwindigkeiten proportional, die hier mit ω-_ν ω-, bzw. co_k bezeichnet sind. Das Feuerleitrechengerät 4 bestimmt die Komponenten der Zielgeschwindigkeit in dem Radarkoordinatensystem.

Da die Radaranlage das Ziel 2 selbst ortet, liegt der Entfernungsvektor immer in Richtung der Sichtlinie oder /-Achse. Infolgedessen ist

R = R Ϊ,

wobei ι einen Einheitsvektor längs der /-Achse darstellt. Der Zielgeschwindigkeitsvektor V_B ist durch

Vb=: R+ V₁

gegeben, wobei V₁ die Flugzeuggeschwindigkeit und

— · - , —\

R = Ri + {ω- R)

ist. Die Winkelgeschwindigkeit ω des Radarkoordinatensystems wird ausgedrückt als

ω — ωι i + o)]j + o)jc k. Infolgedessen sind die Komponenten von ~K: R = Rj -f Jt O)IcJ — R ω_} Έ.

3°

Die Komponenten des Flugzeuggeschwindigkeitsvektors, ausgedrückt in x-, y- und z-Koordinaten, werden sehr genau durch

V₁= V₁Tl+V₁ ßj+V₁OiZ

angenähert, wobei 3c, y und ζ Einheitsvektoren in Richtung der x-, y- bzw. z-Achse sind. Diese Gleichung nimmt an, daß α und β verhältnismäßig klein sind und daher angenähert gleich sin α bzw. sin β sind. Die F_rKomponenten werden dann in das Radarkoordinatensystem transformiert.

V₁ = V₁ [cos iF cos μ + ßsiniF — α sin« cos ξ] Ί

+ V₁ [ — sin I cos/t + /?cos £ + asinf sin/<] j? + V₁ [sin,« + α cos//.] Έ.

Die F^-Komponenten werden durch Addieren der entsprechenden Komponentenglieder von λ und V₁ erhalten. Diese F/rKomponentenglieder sind infolge des Rauschens im RadarverfolgungsgerätmitRauschen behaftet und werden mittels eines Vektorflltersystems gesiebt, das unten an Hand Fig. 37 erläutert und in der USA.-Patentschrift 2 805 022 offenbart ist.

Wie schon ausgeführt wurde, berechnet das Feuerleitrechengerät und seine Voraussageschaltungen den gewünschten Kurs gemäß der Gleichung

A ,.V₁₁

rp ' ryl \ ^V Il 5

wobei ~K_k der Entfernungsvektor zwischen der gegenwärtigen Abwehrjagdflugzeugposition und einer zukünftigen Zieltreffposition ist, "R der Entfernungsvektor zwischen der gegenwärtigen Position des Abwehrjagdflugzeuges und des Zieles ist, V_B der Ziel-

65 geschwindigkeitsvektor und Γ die Zeit ist, die das Ziel benötigt, um die zukünftige Position zu erreichen, und wobei die Voraussageschaltungen Vektorsummierschaltungen haben, welche die Zielgeschwindigkeitsvektorgröße V_B als die Vektorsumme des Eigengeschwindigkeitsvektors V₁, des Entfernungsunterschiedsvektors Rl längs der Sichtlinie und des äußeren Produktes des Radarwinkelgeschwindigkeitsvektors ω und des Entfernungsvektors ~K erzeugen.

Vor der ins einzelne gehenden Erläuterung der Fig. 35, 36, 37 wird vorbemerkt: Fig. 38 veranschaulicht die geometrischen Grundbedingungen (mit Bezug auf eine Einzelkomponente des gewünschten Vektors), auf welche sich die Ableitung der Fehlergleichung stützt, die von dem beschriebenen Feuerleitrechengerät gelöst wird. Aus Fig. 38 ist ersichtlich, daß der zu berechnende Fehler, d. h. der Fehlabstand längs der z-Achse für die als Beispiel dargestellte Komponente, als die additiven und subtraktiven Kombinationen von fünf verschiedenen Komponenten oder Elementen errechnet wird. Die erste von diesen ist die z-Komponente R_kz des Entfernungsvektors. Die zweite ist die von dem Jagdflugzeug zurückgelegte Entfernung, die für die kleine Winkelannäherung das Produkt des Anstellwinkels α und der Flugzeugentfernung V₁T ist. Eine Kombination dieser beiden ersten Komponenten gibt eine Komponente R_Az des Vorhaltentfernungsvektors. Dieser Ausdruck, geteilt durch T, tritt am Ausgang eines Resolvers auf, wie noch weiter unten erläutert werden wird. Ein drittes Element von den Elementen, die gemäß der geometrischen Darstellung der F i g. 38 zur Herstellung der Fehleranzeige kombiniert werden, umfaßt die Raketenablage, die in Fig. 38 als das Produkt von α und V_RT_f dargestellt ist. Hierin ist V_R die Raketengeschwindigkeit, welche die durch die Flugzeuggeschwindigkeit V₁ bedingte Komponente einschließt, so daß die relative Raketenablage in der z-Richtung aV₀T_f ist, wobei V₀ die Raketengeschwindigkeit mit Bezug auf das Abwehrjagdflugzeug ist. Diese Raketenablage wird hinsichtlich mehrerer Faktoren korrigiert, d. h. hinsichtlich Steigung, Ablenkung oder Reorientierung und durch Gravitation bedingten Sinkens, welche das vierte und fünfte Element von den Elementen sind, die zur Bildung des Fehlabstandes additiv und subtraktiv kombiniert werden.

Das durch Gravitation bedingte Sinken wird mit der in Fig. 36 dargestellten Schaltung berechnet, welche die Elemente 399 bis 403 enthält. Die Längsneigungsabweichung wird mit der Schaltung nach Fig. 41 errechnet, die auch das Produkt von α und -^V('^- ermittelt.

Das wesentliche für den Rechengang im Feuerleitgerät der erfindungsgemäßen Anlage läßt sich zunächst an Hand Fig. 35 erläutern.

Gemäß Fig. 35 sind die elektrischen Ausgänge der Geschwindigkeitsgyroskope 212, 213 und 214 mit der Senkvorrichtung 215 verbunden, wo Wellendrehungen erzeugt werden, die oj_;, roj und ω_έ proportional sind. Eine der Entfernung R zwischen dem Abwehrjagdflugzeug 3 und dem Ziel 2 proportionale Spannung wird von der Anzeigevorrichtung 19 des Radargerätes 1 erzeugt. Der Ausgang der Anzeigevorrichtung 19 ist mit dem Eingang des Differentiators 216 und des Modulators 217 verbunden. Der

Eingangswert am Differentiator 216 wird differenziert, so daß ein Ausgangswert entsteht, der R proportional ist. Die Wechselspannungsquelle 219 ist an den Eingang des Modulators 217 und an den Eingang des Differentiators 216 angeschlossen; dadurch weist der Ausgangswert von dem Modulator 217 einen Wechselstromträger auf, und seine Amplitude ist der Entfernung R proportional. Bei den Rechenvorrichtungen gemäß den Abbildungen, wie sie im folgenden

Eingang des Resolvers 229 verbunden. Der andere elektrische Ausgang des Resolvers 231 ist V_tl proportional. Die elektrischen Ausgänge des Resolvers 229 sind V_n und V,_k proportional. Der elektrische Ausgang V_n des Resolvers 231 und die elektrischen Ausgänge V_n und V_lk des Resolvers 229 sind mit dem elektrischen Eingang des Vektorfilters 218 verbunden. Der elektrische Ausgang V₁₁ des Resolvers 231 ist außerdem an den elektrischen Eingang des

beschrieben werden, können Wechselspannungen io Summierverstärkers 225 angeschlossen. Der elekverwendet werden, vorausgesetzt, daß die negativen trische Ausgang V_n des Resolvers 229 ist außerdem Spannungen gegenphasig zu den positiven Spannun- mit dem elektrischen Eingang des Summierverstärgen sind. Der Ausgang des Differentiators 216 ist mit kers 223 verbunden, und der elektrische Ausdem Eingang des Vektorfilters 218 verbunden. Der gang V_lk des Resolvers 229 ist außerdem an den Ausgang des Modulators 217 ist an die Eingänge der 15 elektrischen Eingang des Summierverstärkers 224 Vervielfacher 221, 222 und 227 angeschlossen. Der geführt. Die Ausgangswerte des Vektorfilters 218 mechanische Eingang zu dem Vervielfacher 227 ist sind mit ~V_Bis, —V_Bjs und — V_Bks bezeichnet. Das mit einer Treffzeitraum-Servovorrichtung226 (Time- s zeigt an, daß dies geglättete Ausgangswerte sind. until-hit-Servoeinrichtung, welche die Zeit bis zum Die Ausgänge des Vektorfilters 218 sind mit den Zeitpunkt des Auftreffens erfaßt) verbunden, die im 20 elektrischen Eingängen der Summierverstärker 223, Zusammenhang mit Fig. 36 und 39 noch beschrie- 224 und 225 verbunden. Die VorhalteentfernungR_A

ist hier als der Vektor von dem Abwehrjagdflugzeug 3 zu dem Ziel 2 zum Zeitpunkt des Aufschlages der Rakete oder des Geschosses definiert. Der elektrische Ausgang des Summierverstärkers 223 ist mit dem elektrischen Eingang des Resolvers 228 verbun-

den und proportional —φ--

ben wird. Der elektrische Ausgang des Vervielfachers 227 ist an den Eingang des Summierverstärkers 223

angeschlossen und —=■ proportional. Der mecha-

nische Eingang zu dem Vervielfacher 221 ist mit dem
mechanischen «_rAusgang der Senkvorrichtung 215
verbunden. Der elektrische Ausgang des Vervielfachers 221 ist an den elektrischen Eingang des gang des Summierverstärkers 224 ist an den elek-Vektorfilters 218 angeschlossen und RcO₁ proportio- 30 irischen Eingang des Resolvers 230 angeschlossen nal. Der mechanische Eingang zu dem Vervielfacher
222 ist der mechanische «^-Ausgang des Servoverstärkers 215. Der elektrische Ausgang des Vervielfachers 222 ist an das Vektorfilter 218 an- j r> 1 «,_o u a j · <. geschlossen und Rco_k proportional. Die mechanischen 35 ^{gang deS ReSOlvm 228 verbunden und ist} Eingänge zu dem Vektorfilter 218 sind mit den
mechanischen <«,-> ω,- und oj^-Ausgängen der Senkvorrichtung 215 verbunden. Resolver 228 und 229
werden von der Welle der Winkelabfühlvorrichtung
91 für den Seitenwinkel ξ mechanisch angetrieben. 40
Resolver 230 und 231 werden von der Welle der

Der elektrische Aus-

und — -=— proportional. Der elektrische Ausgang des Summierverstärkers 225 ist mit dem elektrischen Ein-

proportional. Der eine elektrische Ausgang des Resolvers 228 ist mit dem elektrischen Eingang des Resolvers 230 verbunden. Der elektrische Ausgangs-

wert des Resolvers 228, der 'ψ - proportional ist, ist an den elektrischen Eingang des Summierverstärkers 235 geführt. Der elektrische Ausgangswert des

Resolvers 230, der —~ proportional ist, ist an den

Winkelabfühlvorrichtung 95 für den Höhenwinkel
mechanisch angetrieben. Potentiometer 232, 233
und 234 sind mit der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) mechanisch verbunden 45 elektrischen Eingang des Summierverstärkers 236 und haben einen mechanischen Eingang, der V₁ pro- geführt. Der elektrische Ausgang des Resolvers 230, portional ist. Der elektrische Eingang zu dem
Potentiometer 232 ist mit der Wechselstromquelle

deren Wert

219 verbunden. Der elektrische Eingang zu dem

γ proportional ist, ist, wie in F i g. 36

dargestellt ist, mit dem elektrischen Eingang der

Potentiometer 233 ist an den elektrischen Ausgang 50 Treffzeitraum-Servovorrichtung 226 verbunden,

der Schiebewinkelrechenvorrichtung 118 (Fig. 31) Gemäß Fig. 36 errechnet die Treffzeitraum-

angeschlossen. Der elektrische Eingang zu dem Senkvorrichtung 226 ständig die Voraussagezeit, bis

Potentiometer 234 ist mit der Anstellwinkelrechen- das Ziel 2 von den Geschossen aus der Waffe ge-

vorrichtung 117 (Fig. 32) elektrisch verbunden. Es troffen wird. Der Ausgangswert der Treffzeitraum-

ergibt sich dann für die Ausgangswerte folgendes: 55 Servovorrichtung 226 ist eine mechanisch abgenom-

Der elektrische Augangswert am Potentiometer 232 „, „ , , ,. / . , . ^.

mene Wellendrehung, die --=- proportional ist. Die

ist V₁ proportional. Der elektrische Ausgangswert am Potentiometer 233 ist V₁ β proportional. Der elektrische Ausgangswert am Potentiometer 234 ist V₁ a proportional.

Der elektrische Ausgang des Potentiometers 232 ist an den elektrischen Eingang des Resolvers 231 angeschlossen. Der elektrische Ausgang des Potentiometers 233 ist mit dem elektrischen Eingang des Resolvers 299 verbunden. Der elektrische Ausgang des Potentiometers 234 ist an den elektrischen Eingang des Resolvers 231 geführt. Der eine elektrische Ausgang des Resolvers 231 ist mit dem elektrischen

Flugzeit-Servovorrichtung 238 errechnet ständig die Flugzeit der Raketen und die Entfernung zwischen dem Abwehrjagdflugzeug 3 und dem Ziel zum Treffzeitpunkt. Die Ausgangswerte der Flugzeit-Servovorrichtung 238 sind eine mechanisch abgenommene Wellendrehung, die F₀ T₁ proportional ist, und Spannungen, die — Tf und — F₀T/ proportional sind, wobei

ist. Die Gierreorientierungsrechenvorrichtung237 errechnet ununterbrochen eine Korrektur, um diejenige

409 539/50

Winkelreorientierung der Rakete um die Giersachse zu kompensieren, welche auftritt, nachdem die letzte das Flugzeug 3 verlassen hat. Die Gierreorientierungsrechenvorrichtung 237 kompensiert dagegen nicht die auf die Rakete wirkenden Gravitationskräfte. Die Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239 oder auch Nickwinkelreorientierungsvorrichtung genannt, errechnet ständig eine Korrektur zum Ausgleich derjenigen Winkelreorientierung der Rakete um die Längsachse, welche auftritt, nachdem die letzte das Abwehrjagdflugzeug 3 verlassen hat. Die Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239 kompensiert jedoch nicht das Absinken der Rakete, das durch die Gravitation bedingt ist. Für die Vornahme der vorgenannten Rechnungen erhält die Treffzeitraum-Servovorrichtung 226 ständig eine

Spannung, die £— proportional ist, von dem in

Fig. 35 dargestellten Resolver 230. Die Treffzeitraum-Servovorrichtung 226 erhält auch eine Spannung, die — F₀ T_} proportional ist, von der Flugzeit-Servovorrichtung 238. Die den Ausgangswert bildende Wellendrehung der Treffzeitraum-Servo-

vorrichtung 226, die ^= proportional ist, ist mit dem

Eingang der Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239, der Gierreorientierungsrechenvorrichtung237, des Vervielfachers 227 (Fig. 35) und des beweglichen Armes des variablen Widerstandes 396 verbunden. Die Flugzeit-Servovorrichtung 238 empfängt außerdem ein elektrisches Signal, das K · sin Θ proportional ist, von dem Resolver 397, der mit dem den Nickwinkel Θ messenden Vertikalgyroskop 7 verbunden ist. In dieser Gleichung ist K eine willkürliche Konstante. Andere elektrische Eingangswerte zu der Flugzeit-Servovorrichtung 238 sind eine Spannung, die T₁, proportional ist, welche die Durchschnittstemperatur des Treibmittels der Raketen ist,

und eine Spannung, die — proportional ist und die

Qo

von der Luftdichterechenvorrichtung 121 stammt. Die den Ausgangswert darstellende Wellendrehung der Flugzeit-Servovorrichtung 238, die V₀ T_f proportional ist, geht an den Eingang der Gierreorientierungsrechenvorrichtung 237, der Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung239 und das Potentiometer 399. Außer dem zuvor erwähnten Eingang mit mechanisch abgenommener Wellendrehung hat die Gierreorientierungsrechenvorrichtung 237 einen weiteren Wellendrehungseingang, der V₁ proportional ist, und einen zu β und —ß proportionalen Spannungseingang von dem Flugdatenrechengerät 5. Der Ausgang der Gierreorientierungsrechenvorrichtung 237 ist an den Eingang des in Fig. 35 dargestellten Summierverstärkers 235 angeschlossen. Außer den zuvor erwähnten Eingängen mit mechanischer Wellendrehung hat die Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239 mechanische Wellendrehungseingänge, die P_s und V₁ proportional sind, sowie zu α und — α proportionale Spannungseingänge von dem Flugdatenrechengerät 5 und einen Eingang, welcher dem Richtungswinkel σ des Raketenabschußrohres (Fig. 38) proportional ist. Der Ausgang der Längsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239 ist mit dem Eingang des in Fig. 35 dargestellten Resolvers 236 verbunden. Der Resolver 397 ist über eine Welle mit dem den Nickwinkel Θ des Flugzeuges 3 messenden Vertikalgyroskop 7 verbunden. Der Resolver 397

40

45 erzeugt elektrische Ausgangssignale, die gleich K · sin Θ und K · cos Θ sind. Das Signal, welches K ■ sin Θ proportional ist, ist an den Eingang der Flugzeit-Servovorrichtung 238 angelegt. Derjenige Ausgangswert des Resolvers 397, welcher K · cos θ proportional ist, ist zum Potentiometer 399 geleitet. Der bewegliche Arm des Potentiometers 399 wird von dem Ausgang der Flugzeit-Servovorrichtung 238 mechanisch angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 399 ist an ein Ende des Widerstandes 400 elektrisch angeschlossen. Das andere Ende des Widerstandes 400 ist mit dem Eingang des Verstärkers 401 und mit einem Ende des Widerstandes 402 verbunden. Das andere Ende des Widerstandes 402 ist an ein Ende des Widerstandes 403 und an den beweglichen Arm des veränderbaren Widerstandes 396 angeschlossen. Das andere Ende des Widerstandes 396 ist mit seinem beweglichen Arm verbunden und somit kurzgeschlossen. Das andere Ende des Widerstandes 403 ist geerdet. Der Ausgang des Verstärkers 401 ist an den veränderbaren Widerstand 396 sowie an den Resolver 398

angeschlossen und ist -=- cos Θ proportional, wobei

G dem Absinken eines Raketengeschosses beim Geschoßpflug infolge der Gravitation proportional ist. Der Resolver 398 ist mit dem auch den Rollwinkel Φ messenden Vertikalgyroskop 7 mechanisch verbunden. Der Resolver 398 erzeugt als Ausgangswerte Spannungen, wie sie zur Kompensation des Absinkens der Rakete infolge der Gravitation erforderlich sind, wie dies weiter unten an Hand von F i g. 38 noch erläutert werden wird. Dazu sind die elektrischen Ausgangswerte des Resolvers 398 den Werten

-—- cos Θ cos Φ und -— cos θ sin Φ proportional. Der elektrische Ausgang, der

ψ COS θ COS Φ

proportional ist, ist mit dem Eingang des in Fig. 35 dargestellten Summierverstärkers 236 verbunden. Der elektrische Ausgang, der

^r cos θ sin Φ

proportional ist, ist an den elektrischen Eingang des in Fig. 35 dargestellten Summierverstärkers 235 angeschlossen.

Infolge der dem Radar und der Aussendung und dem Empfang von Radarsignalen eigenen natürlichen Unzulänglichkeiten hat das von der Radaranlage herrührende Signal sogenannte »Rausch«-Schwankungen, die vermindert oder ausgesiebt werden müssen. In dem betrachteten Beispiel ist das Koordinatensystem, in welchem der Entfernungsvektor zum Ziel gemessen wird, nicht im Raum fest, sondern rotiert, da das zum Messen des Zielgeschwindigkeitsvektors benutzte Radargerät im allgemeinen einer Rotationsund Translationsbewegung im Raum unterliegt. Infolgedessen würde ein einfaches Differentialquotienten-Rückkopplungsfilter eine Rückkopplungskomponente schon infolge der Drehung des Koordinatensystems infolge der Radaranlage liefern. Dies wäre ein unerwünschtes Ergebnis, da es möglicherweise schwerwiegendere Fehler als das zu beseitigende Rauschen einführen würde. Bei der Feuerleitanlage

nach der Erfindung wird ein Vektorfilter benutzt, um den Zielgeschwindigkeitsvektor in einer Weise zu glätten, die gleichwertig der Glättung in einem nicht umlaufenden Koordinatensystem ist, ohne den Vektor von einem Koordinatensystem in das andere zu transformieren. Der Zielgeschwindigkeitsvektor ist eine echte Vektorgröße mit Richtung und Betrag. Gemäß F i g. 37 sind Spannungen, die co*, Ca₁ und a>_k proportional sind, an den Eingang der Servo vorrichtung 215 angelegt. Die abspannung ist an den Verstärker 240. geleitet, der den Servomotor 241 mit einer Wellendrehung antreibt, die ω* genau proportional ist. Der cuß-Eingangswert wird an den Verstärker 242 geliefert, der den Servomotor 243 mit einer Wellendrehung antreibt, die cu_k genau proportional ist. Der ω,-Eingang ist mit dem Verstärker 244 verbunden, der den Servomotor 245 mit einer Wellendrehung antreibt, die coj genau proportional ist. Wie schon ausgeführt wurde, sind die elektrischen Ausgangswerte der Resolver229 und 231 (Fig. 35) V_n, V_u und Vi_k, welche die Geschwindigkeitskomponenten des Abwehrjagdflugzeuges 3 entlang den i-, j- und ^-Achsen des Radarkoordinatensystems sind. Wenn diese Komponenten vektoriell kombiniert werden, liefern sie den Flugzeuggeschwindigkeitsvektor. Somit gibt die Radaranlage 1 Spannungen, die bei vektorieller Kombination den Zielgeschwindigkeitsvektor mit Bezug auf das Abwehrjagdflugzeug 3 liefern, und die Resolver 229 und 231 liefern Spannungswerte, die bei vektorieller Kombination den Flugzeuggeschwindigkeitsvektor mit Bezug auf ein nicht rotierendes Koordinatensystem darstellen. Wenn diese Vektoren addiert werden, ergibt sich die Zielgeschwindigkeit mit Bezug auf den Inertialraum. Dieser Vektor ist zum Rechnen bei den Feuerleitproblemen des Abwehrjagdflugzeuges 3 nützlich.. Jedoch ist es zweckmäßig, daß die Spannungen, welche für die Absolutgeschwindigkeit des Zieles 2 kennzeichnend sind, geglättet oder gesiebt werden, um das Rauschen zu reduzieren. Gemäß Fig. 37 wird eine zu R proportionale Spannung über den Widerstand 246 geleitet, ferner eine zu ν_α proportionale Spannung über einen Widerstand 247 und beide an den Eingang des Verstärkers 248 geführt, dessen Ausgangswert eine Spannung V_Bis ist, die der Komponente der Zielgeschwindigkeit längs der i-Achse proportional ist. Der Verstärker 248 ist so eingerichtet, daß eine positive und eine negative, zu V_Bls proportionale Spannung als deren Ausgangswert erzeugt wird. Diese Spannung wird an das Differentialquotientennetzwerk

249 angelegt, das eine Ausgangsspannung liefert, die Vbis proportional ist. Der positive Ausgangswert und der negative Ausgangswert des Verstärkers 248 sind mit den entgegengesetzten Polen des Potentiometers

250 und des Potentiometers 251 verbunden, deren Schaltarme durch Wellen mit den Servomotoren 243 und 245 verbunden sind, so daß sie in Stellungen gedreht werden, die co_k und <y_;· proportional sind. Die Ausgangswerte dieser Potentiometer sind daher zu a>k VRi bzw. ω/ V_Bi proportional.

In gleicher Weise wird eine Spannung, die Rco_k proportional ist, von der Radaranlage 1 über den Widerstand 252 und eine Spannung, die V_n proportional ist über den Widerstand 253 an den Eingang des Verstärkers 254 angelegt, dessen Ausgangswerte + V_Bjs 6g und —Vßj_S sind, wobei diese Ausgangswerte an die Enden der Potentiometer 255 und 256 geleitet werden, deren Kontaktarme in Stellungen gedreht werden, die den Winkelgeschwindigkeiten w_k und ω_; proportional sind. Der Ausgang des Verstärkers 254 wird auch in das Differentialquotientennetzwerk 257 angeschlossen, das einen Ausgangswert liefert, der vb;_s proportional ist.

Schließlich wird von der Radaranlage 1 eine Spannung, die Ra)₁ proportional ist, über einen Widerstand 258 und eine Spannung, die V,_k proportional ist, über einen Widerstand 259 an den Eingang des Verstärkers 260 angelegt, dessen Ausgangsspannungen dann + V_Bks und — V_Bks sind. Diese Ausgangsspannungen werden an die Enden der Potentiometer 261 und 262 geliefert, deren Kontaktarme in Stellungen gedreht werden, die den Winkelgeschwindigkeiten ω,- bzw. ω, proportional sind. Die Ausgangswerte dieser Potentiometer sind dann ω₇ V_Bkß bzw. W₁V_Bkß proportional. Eine Spannung, die V_Bks proportional ist, wird auch an das Differentialquotientennetzwerk 263 angelegt, deren Ausgangswert dann eine zu y_Bks proportionale Spannung ist.

Die Ausgangswerte der Potentiometer 255 und 261, die m_k V_Bjs bzw. ω j V_Bks sind, werden zu den über Widerstände 264, 265 bzw. 266 geleiteten Ausgangswerten des Differentialquotientennetzwerkes 249 addiert. Die kombinierte Spannung wird dann über den Widerstand 267 und das Potentiometer 268 an den Eingang des Verstärkers 248 zurückgespeist. Die obige Indexbezeichnung s zeigt an, daß der Ausdruck, bei dem sie steht, eine geglättete Größe ist. Diese Glättung wird durch den beschriebenen Rückkopplungsvorgang bewirkt, so daß das Differentialquotientennetzwerk 249 und die anderen genannten Differentialquotientennetzwerke tatsächlich auf einer geglätteten Geschwindigkeitskomponente arbeiten.

In gleicher Weise werden die Ausgangswerte der Potentiometer 250 und 262, nämlich to_kV_Bis bzw. ω,·, PBks zu der Ausgangsspannung des Differential'-quotientennetzwerkes 257 über die Widerstände 269, 270 und 271 addiert und dem Widerstand 272 und dem Potentiometer 273 und von- dort dem Eingang des Verstärkers 254 zugeführt.

Schließlich werden die Ausgangswerte der Potentiometer 251 und 256, nämlich Spannungen, die <*>i V_Bis und ω* V_Bjs proportional sind, zu der Ausgangsspannung des Differ,entialquotientennetzwerkes 263 über Widerstände 274, 275 und 276 addiert und von dort über den Widerstand 277 und das Potentiometer 278 dem Eingang des Verstärkers 260 zugeführt.

Zur Würdigung der Wirkungsweise der gerade erörterten Schaltung ist es nützlich, die mathematischen Operationen zu betrachten, die durchgeführt worden sind. Kurz zusammengefaßt ist erreicht worden, daß der Zielgeschwindigkeitsvektor dadurch geglättet worden ist, daß ein Rückkopplungsglied eingeführt worden ist, das der echten Vektorableitung der geglätteten Zielgeschwindigkeit proportional ist. Die Vektorableitung der geglätteten Zielgeschwindigkeit ist in Komponenten längs der i-, j- bzw. &-Achse aufgeteilt worden und kann als solche dargestellt werden als die Summe verschiedener skalarer Größen, wie in den folgenden Gleichungen angegeben ist:

VBU = VBU + COf VBU — COk

VBp — Vbjs + COk VBis — coi V_Bks,

VBU = VBU + COi Vbjs — COj VBis ■

Da die echte Vektorableitung genommen worden ist und nicht eine lediglich skalare Ableitung, ist eine

39 40

echte Siebung des Zielgeschwindigkeitsvektors er- geschlossen. Eine Spannung, die — V₀ T₁ proportioreicht worden. Eine vollständigere Glättung kann nal ist, ist von der Flugzeit-Servovorrichtung 238 naturgemäß dadurch erzielt werden, daß die Theorie (Fig. 40) an ein Ende des Potentiometers 293 geauf zweite und dritte Differentialquotienten mit Rück- legt. Das Potentiometer 293 wird von dem Servokopplung auf die Eingänge der Verstärker 248, 254 5 motor 294 mechanisch angetrieben, der mit dem Aus- und 260 erweitert wird. gang des Servoverstärkers 291 elektrisch verbunden Die geometrischen Grundlagen dafür, das Längs- ist. Die Spannung an dem beweglichen Arm des neigungsfehlersignal für einen Vorhaltekollisionskurs Potentiometers 293 ist dem — V₀ Γ,-fachen der WeI-zu bestimmen, sind in Fig. 38 veranschaulicht. Die lendrehung des Motors 294 proportional. Dieser Arm Winkel sind in diesem Diagramm übertrieben dar- io ist über den Widerstand 404 mit dem Eingang des gestellt. In Fig. 38 ist die gegenwärtige Flugzeug- Servoverstärkers 291 verbunden. Wenn die Wellenposition auf der linken Seite der Figur gezeigt, wo die _{d h d M} ^ p_roportionai _zu ' _ist> Linien zusammenlaufen. Die x-Richtung, die längs ^{& B v F} Γ ' der Rollachse des Flugzeuges verläuft, ist durch die dann gilt R_Ax = V₀ T₁. Tatsächlich unterscheidet sich obere waagerechte Linie dargestellt. Eine Projektion 15 V₀T₁ von R_Ax nur um ein kleines Fehlersignal, das des Entfernungsvektors Tl_k ist durch den Vektor 279 der Wirkungsweise einer Servoschleife von Natur aus gezeigt. Die Komponente von 2?_ft in der ^-Richtung, anhaftet. Somit ist die Wellendrehung des Motors 294 nämlich Tip, ist durch den Vektor 280 veranschau- _rtional I _{Ein Ende des} p_{otentiometers} 205 licht. Die Komponente von R_k in der z-Richtung des ^{v F} T

Flugzeuges, nämlich ~K_kz, ist durch die Linie 281 ge- 20 ist an eine positive Spannung angeschlossen. Das anzeigt. Die Richtung der Flugzeuggeschwindigkeit V₁ dere Ende des Potentiometers 295 ist mit dem beverläuft längs des Vektors 282, dessen Richtung sich weglichen Arm des Potentiometers 295 kurzgeschlosvon der x-Richtung um den Anstellwinkel a unter- sen und mit einem Ende des Widerstandes 296 verscheidet. An dem Punkt 283 längs der Bahn des Ab- bunden. Das andere Ende des Widerstandes 296 ist wehrjagdflugzeuges ist die x-Achse durch die Linie 25 an die Erdklemme geschaltet. Das Potentiometer 295 284 repräsentiert. Die Bewegungsrichtung des Ab- ist mit dem Servomotor 294 mechanisch verbunden wehrjagdflugzeuges 3 ist durch die Linie 285 darge- und wird von diesem angetrieben. Die Spannung an stellt, die sich von der Linie 284 um den Anstell- dem beweglichen Arm des Potentiometers 295 ist winkel α unterscheidet. Die Linie 286 kennzeichnet dem reziproken Wert der Wellendrehung des Motors die Richtung, längs der Raketen von dem Abwehr- 30 294 und daher T proportional. Der bewegliche Arm Jagdflugzeug 3 abgeschossen werden. Die Linie 286 des Potentiometers 295 ist außerdem mit dem Widerunterscheidet sich von der Linie 284 um einen stand 297 verbunden. Das Ausgangsende des WiderWinkel σ, welcher den Winkel darstellt, welchen Standes 297 hat daher eine Spannung, die T propordas Raketenabschußrohr mit der x-Achse bildet. Die tional ist.

Größe j, welche der Abschußfaktor genannt wird, ist 35 Die Flugzeit-Servorvorrichtung 238 ist im einzeleine Funktion des statischen Luftdruckes P_s, der Flug- nen in Fig. 40 dargestellt. Wenn sich der Schalter Zeuggeschwindigkeit V₁ und der Treibmitteltempe- 298 in der unteren Stellung befindet, ist die Flugzeitratur T_p. Für die klein anzunehmenden Änderungen Servovorrichtung 238 auf einen Vorhaltekollisionsder Treibmitteltemperatur kann die Wirkung der kurs des Abwehrjagdflugzeuges 3 eingestellt. Eine Treibmitteltemperatur auf den Wert von s vemach- 40 positive Spannung liegt an einem Ende des Potentiolässigt werden. Wenn eine Rakete abgeschossen wird, meters 299, und das andere Ende ist geerdet. Der wird sie anfänglich in die Richtung der Linie 286 ge- Pilot des Abwehrjagdflugzeuges 3 stellt von Hand das lenkt, sucht sich aber in die Richtung des Luftstromes Potentiometer 299 auf einen gegebenen Wert V₀ T₁ längs der Linie 285 zu bringen. Der Betrag, um den ein. Dies ist die für den Treffzeitpunkt der Raketen sich der Steuerkurs der Rakete ändert, um die Rakete 45 errechnete Entfernung vom Abwehrjagdflugzeug 3 in die Richtungslinie 285 zu bringen, ist ein Bruch- zum Ziel 2. Der bewegliche Arm des Potentiometers teil / der Differenz zwischen den Winkeln α und σ. 299 ist an den Eingang des Servoverstärkers 300 über Falls keine Gravitation auf die Rakete wirken würde, den Widerstand 301 und den Schalter 298 angeschloswürde sie somit längs der durch die Linie 287 darge- sen. Der Servoverstärker 300 treibt den Servomotor stellten Bahn fliegen. Jedoch bewirkt die Gravitation, 50 302 derart an, daß seine Wellendrehung zu V₀ T, daß die Rakete weiter auf die Linie 288 absinkt, die proportional ist. Ein Potentiometer 303 befindet sich gegenüber die Linie 287 eine Abweichung propor- zwischen einer negativen Spannung und Erde, wobei tional zu G · cos Θ · cos Φ hat. Die Zielposition zu der bewegliche Arm des Potentiometers 303 von der der Zeit, zu welcher die Rakete treffen soll, befindet Welle des Motors 302 angetrieben wird. Der bewegsich bei dem Punkt 289, jedoch liegt die Raketen- 55 liehe Arm des Potentiometers 303 ist mit dem Einposition bei 290. Der Unterschied zwischen dem gang des Verstärkers 300 über den Widerstand 304 Punkt 289 und 290 ist der Fehlabstand M_z. M₂ wird verbunden. Wenn die Spannung an dem beweglichen so klein wie möglich gemacht, um das Ziel von den Arm des Potentiometers 303 gleich der Spannung an Raketen zu treffen. dem beweglichen Arm des Potentiometers 299 ist, ist Die Treffzeitraum-Servovorrichtung226 ist im be- 60 die Wellendrehung des Motors 302 genau proporsonderen in Fig. 39 dargestellt. Gemäß Fig. 39 ist tional V₀ T₁. Der bewegliche Arm des Potentiometers der Eingang zu dem Servoverstärker 291 über den 303 ist auch mit dem Potentiometer 293 (Fig. 39) Widerstand 292 an den Resolver 230 (Fig. 35) an- verbunden.

-^-, V₁, V₀T₁) +MV₀Tf, T_p) +/₄(F₀ Τ,,Θ).

fv U> /3 ^un<* h ^sm(i empirische Funktionen, die ex- meter 305, 306, 307, 308 und 311 mechanisiert sind, perimentell durch geeignete Einstellung der Potentio- Die Funktion J₁ stellt die Änderung von T₁ mit V₀ T₁

bei bestimmten Werten von Luftdichteverhältnis, Treibmitteltemperatur, Flugzeuggeschwindigkeit und Sinkwinkel Null dar. Die Funktion f₂ stellt die Wirkung der Änderungen des Luftdichteverhältnisses und der Flugzeuggeschwindigkeit auf T₁ dar. Die Funktion /₃ repräsentiert die Wirkung von Änderungen der Treibmitteltemperatur der Rakete auf T₁. Die Funktion /₄ veranschaulicht die Wirkung der Änderung des Sink- oder Steigwinkels Θ. Daher sind in Fig. 4 die Potentiometer 305, 306, 307 und 308 nicht notwendigerweise lineare Potentiometer; ihre beweglichen Arme werden von dem Servomotor 302 angetrieben. Der elektrische Eingang zu dem Potentiometer 305 hat eine positive Spannung. Der bewegliche Arm des Potentiometers 305 ist an den Eingang des Verstärkers 309 über den Widerstand 310 angeschlossen. Der bewegliche Arm des Potentiometers 311 wird von der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) mechanisch angetrieben. Der elektrische Eingang an das Potentiometer 311 ist mit der Luftdichterechenvorrichtung 121 (Fig. 30) verbunden. Der bewegliche Arm des Potentiometers 311 ist mit demjenigen Ende des Potentiometers 311 kurzgeschlossen, welches entgegengesetzt zu der Verbindung mit der Luftdichterechenvorrichtung 121 liegt. Dieser bewegliche Arm ist mit dem elektrischen Eingang des Potentiometers 306 verbunden. Der bewegliche Arm des Potentiometers 306 liegt ebenfalls an dem Eingang des Verstärkers 309, und zwar über den Widerstand 312. An den elektrischen Eingang des Potentiometers 307 ist eine Spannung angelegt, die der Treibmitteltemperatur der Raketen proportional ist. Der bewegliche Arm des Potentiometers 307 ist über den Widerstand 313 ebenfalls mit dem Eingang des Verstärkers 309 verbunden. Der elektrische Eingang des Potentiometers 308 ist an den Revolver 397 (Fig. 36) angeschlossen und wird mit einer Spannung gespeist, die K · sin Θ proportional ist. Der bewegliche Arm des Potentiometers 308 ist über den Widerstand 314 ebenfalls mit dem Eingang des Verstärkers 309 verbunden. Die elektrischen Ausgangswerte der Potentiometer 305, 306, 307 und 308 werden von dem Summierverstärker 309 summiert, so daß eine Spannung am Ausgang des Verstärkers 309 entsteht, die gleich -T₁ ist. Der Ausgangswert des Verstärkers 309 gelangt über den Widerstand 315 an den Widerstand297 (Fig. 39) und an den Schalter 298. Eine Spannung, die T-T₁ proportional ist, wird über den Schalter 298 an die Abfeuerschaltung 8 angelegt. Wenn T=T_f wird, so liegt keine Spannung an der Abfeuerschaltung 8; in diesem Augenblick werden die Raketen selbsttätig ausgelöst. Wenn sich der Schalter 298 in seiner oberen Stellung befindet, wird der Widerstand 315 mit dem Eingang des Verstärkers 300 verbunden; dagegen werden das Potentiometer 299 und der Widerstand 301 von dem Eingang des Verstärkers 300 getrennt, und es wird kein Signal an die Abfeuerschaltung 8 gegeben. Der Verstärker 300 treibt den Motor 302 an, so daß ein V₀ T, hergestellt wird, das T=T₁ macht.

DieLängsneigungsreorientierungsrechenvorrichtung 239 ist im einzelnen in Fig. 41 dargestellt. Das Potentiometer 316 ist zwischen eine negative Spannungsquelle und Erde geschaltet und mechanisch gemeäß dem Winkel α der Raketenabschußvorrichtung eingestellt. Der bewegliche Arm des Potentiometers 316 ist über den Widerstand 317 mit dem Knotenpunkt 318 verbunden. Der Widerstand 319 ist zwischen den Knotenpunkt 318 und die Anstellwinkelrechenvorrichtung 117 (Fig. 32) geschaltet. Der Widerstand 320 liegt zwischen dem Knotenpunkt 318 und Erde. Die Spannung an dem Knotenpunkt 318 ist (σ — α) proportional. Die Spannung (σ — α) ist an ein Ende des Potentiometers 321 angelegt, das von dem Druckwandler 122 für den statischen Druck mechanisch angetrieben wird. Das Potentiometer 321 ist mit einem Ende des Potentiometers 322 verbunden, das von der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) angetrieben wird. Wie schon ausgeführt wurde, ist der Abschußfaktor / eine Funktion von P_s und V₁. Die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 322 ist (1 — f) (σ — α) proportional. Das Potentiometer 322 ist über den Widerstand 323 geerdet, und der bewegliche Arm des Potentiometers 322 ist mit dem Eingang des Verstärkers 324 über den Widerstand 325 verbunden. Der Verstärker 324 ist ein Rückkopplungsverstärker, und hierzu sind die Widerstände 326, 327 und 328 zwischen den Ausgang und den Eingang des Verstärkers 324 geschaltet. Der Ausgang des Verstärkers 324 ist über den Widerstand 329 mit dem Knotenpunkt 330 verbunden. Die Anstellwinkekechenvorrichtung 117 (Fig. 32) ist mit ihrer negativen Klemme über den Widerstand 331 an den Knotenpunkt 330 angeschlossen. Die Spannung an dem Knotenpunkt 330 ist

Der Knotenpunkt 330 ist mit dem Potentiometer 332 verbunden, das andererseits geerdet ist. Das Potentiometer 332 wird von der Flugzeit-Servovorrichtung 238 (Fig. 40) gemäß V₀ T₁ mechanisch angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 332 ist über den Widerstand 334 mit dem Eingang des Verstärkers 333 verbunden. Die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 332 ist

[(I-f)(a-o)-a]V₀T_f

proportional. Der Ausgang des Verstärkers 324 ist auch an das Potentiometer 335 angeschlossen. Das Potentiometer 335 wird von der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) mechanisch angetrieben. Der bewegliche Arm des Potentiometers 335 ist über einen Widerstand 336 mit dem Potentiometer 337 verbunden. Das Potentiometer 337 wird ebenfalls von der Flugzeit-Servorvorrichtung 238 (Fig. 40) gemäß dem Wert V₀ T₁ angetrieben. Da T_f eine Funktion von V₀ T_f ist, wird Linearität des Potentiometers 337 eingestellt, derart, daß das Potentiometer 337 seinen Eingangswert mit T, multipliziert. Somit ist die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 335 zu

a-f)(a~-a)V,

proportional, und die Spannung an dem beweglichen Arm des Potentiometers 337 ist

(1- f) (a -O)V₁T,

proportional. Der bewegliche Arm des Potentiometers 337 ist über den Widerstand 338 ebenfalls an den Eingang des Verstärkers 333 angeschlossen. Der

409 539/50

43 44

Verstärker 333 ist ein Rückkopplungsverstärker, zu Potentiometer 340 angeschlossen, das von der Treff-

diesem Zweck liegt der Widerstand 339 zwischen dem _zeitraum._Servovorrichtung 226 gemäß dem Wert 1 Ausgang und dem Emgang des Verstärkers 333. Der ^{B B} T Verstärker 333 addiert die Spannungen, die an den angetrieben wird. Die Spannung an dem beweglichen beweglichen Armen der Potentiometer 332 und 337 5 Arm des Potentiometers 340 ist die Längsneigungsliegen. Der Ausgang des Verstärkers 333 ist an das reorientierungsfunktion

[(I - Ma - o) - alV₀T, _ (1 - Ma - o)V,T, _{T T}

Die Gierreorientierungsrechenvorrichtung 237 ist multipliziert wird. Somit ist die Spannung an dem im einzelnen in Fig. 42 dargestellt. Das Potentio- beweglichen Arm des Potentiometers 345
meter 341 ist an die positive Klemme der Schiebe- — (i — j)V, T,
winkelrechen vorrichtung 118 (Fig. 31) angeschlossen. Das Potentiometer 341 ist mit der Flugzeit- 15 proportional. Der bewegliche Arm des Potentiometers Senkvorrichtung 238 (Fig. 40) mechanisch ge- 345 ist über den Widerstand 347 ebenfalls mit dem kuppelt und wird gemäß dem Wert V₀ T₁ angetrieben. Knotenpunkt 342 verbunden. Die Spannung an dem In der Rechenvorrichtung nach F i g. 42 wird der Ab- Knotenpunkt 342 ist proportional zu
schußfaktor / als eine Konstante angenommen. Der

bewegliche Arm des Potentiometers 341 ist über den 20 — [(I — /) V₁ 7> — / F₉ Tf] β .
Widerstand 343 mit dem Knotenpunkt 342 verbunden. Die Spannung an dem beweglichen Arm des Der Knotenpunkt 342 ist mit dem Potentiometer Potentiometers 341 ist + / V₀ T, β proportional. Das 348 verbunden, dessen beweglicher Arm von der Potentiometer 344 ist an die negative Klemme der Treffzeitraum-Servovorrichtung 226 (Fig. 39) ge-Schiebewinkelrechenvorrichtung 118 (Fig. 31) an- 25 _ß I _{mechanisch angetr}ieben wird. Die Spannung geschlossen und wird von der Eigengeschwindigkeits- T ^a

rechenvorrichtung 123 (Fig. 29) mechanisch ange- an dem beweglichen Arm des Potentiometers 348 ist

trieben. Die Spannung an dem beweglichen Arm des die Gierreorientierungsfunktion
Potentiometers 344 ist — (1 — /) V₁ β proportional.

Der bewegliche Arm des Potentiometers 344 ist mit 30 —/?ΓΠ — A F T — /F Π

dem Potentiometer 345 über den Widerstand 346 ver- ■' ^u ■''--■ ° ■·
bunden. Das Potentiometer 345 wird von der Flugzeit-Servovorrichtung 238 (Fig. 40) gemäß dem

Wert V₀T₁ mechanisch angetrieben. Da T_f eine Aus Fig. 38 ergibt sich, da der Sinus jedes der

Funktion von V₀ T₁ ist, wird Linearität des Potentio- 35 Winkel in F i g. 38 in erster Näherung gleich dem

meters 345 so eingestellt, daß die Spannung an dem Wert des Winkels ist, die Längsneigungskomponente

beweglichen Arm des Potentiometers 344 mit T_f des Fehlabstandes zu

M₂ = R_kz - a V₁ (T - T₁) ~ α V_R T_f + (1 - f) (a - a) V_RT_f - G cos Θ cos <PV_RT_f.
In gleicher Weise ist die Gierkomponente des Fehlabstandes

M₃, = R_ky ~ßV,(T-T_t) -ßV_RT, + (l- f)ßV_RT, - G cos θ sin Φ V_RT_f.
Die Steuerabweichungssignale sind als Geschwindigkeitskomponenten

M_z , My

T ^und T

ausgedrückt und werden im folgenden ε_ζ und ε^, genannt.

- cc —7=^- + [(I -/) (oi-a)-G cos Θ cos Φ] —γ^ ·

VR Tf

% = [-ψ- -β V₁)-β W + [(I -/) (β-G cos Θ sin Φ] ~ -ψ .

Gemäß Fig. 35 wird ein Signal -^f an den ^6o vorrichtung 6 verbunden und zu _f, proportional. Eine

Summierverstärker 235 von dem Resolver 228 ge- ^SP^annunS' ^ ~ f proportional ist, wird von dem

liefert. Das Gierreorientierungssignal von der Gier- Resolver 230 an den Summierverstärker 236 ange-

reorientierungsvorrichtung 237 gelangt an den Sum- legt. Das Längsneigungsreorientierungssignal geht

mierverstärker 235, und der G cos Θ sin Φ-Ausgang 65 von der Längsneigungsreorientierungsrechenvorrich-

des Resolvers 398 wird an den Summierverstär- tung 239 an den Eingang des Summierverstärkers

ker 235 geliefert. Der Ausgang des Summierver- 236. Der G cos (-) cos Φ-Ausgang des Resolvers 398

stärkers 235 ist mit der automatischen Kurssteuer- ist auch mit dem Eingang des Summierverstärkers

45 46

236 verbunden. Der Ausgang des Summierverstärkers das der Stellung des Stabilisators des Abwehrjagd-236 ist ebenfalls an die automatische Kurssteuervor- flugzeuges 3 proportional ist, ist an den Eingang des richtung 6 angeschlossen und ist ε_ζ proportional. Summierverstärkers 354 angeschlossen. Somit ist der

Ausgang des Verstärkers 354 dem Unterschied zwi-

Die automatische Kurssteuervorrichtung 6 ist zwi- 5 sehen der gewünschten und der tatsächlichen Stellung sehen dem Feuerleitrechengerät 4 und dem Flugwerk des Stabilisators des Abwehrjagdflugzeuges 3 prodes Abwehrj agdflugzeuges 3 angeordnet, um den Flug portional.

des Abwehrjagdflugzeuges 3 ansprechend auf Ziel- Eine typische Nickgeschwindigkeitsrechenvorrichv

abweichungssignale zu steuern. tung350 ist in Fig. 45 dargestellt. Der Widerstand

Gemäß Fig. 43 ist der Nickgeschwindigkeits- io 358 ist mit der Gewichtsrechenvorrichtung 115 begrenzer 349 mit dem Längsneigungszielabwei- (Fig. 24) verbunden und erhält von dieser ein chungsausgang ε_ζ des Feuerleitrechengerätes 4 ver- Signal, das l/m proportional ist, wobei m die Masse bunden. Der Eingang der Nickgeschwindigkeits- des Abwehrjagdflugzeuges 3 ist. Das andere Ende rechenvorrichtung 350 ist an die Machzahlrechenvor- des Widerstandes 358 liegt an dem Verstärker 359. richtung 120 und den Druckwandler 122 für den 15 Die Spannungsquelle 406 ist über den Widerstand statischen Druck angeschlossen. Der Ausgang der 407 an den Eingang des Verstärkers 359 angeschlos-Nickgeschwindigkeitsrechenvorrichtung 350 ist mit sen. Die entstehende Ausgangsspannung 359 ist der dem Eingang des Nickgeschwindigkeitsbegrenzers 349 Spannung der Spannungsquelle vermindert um eine elektrisch verbunden. Die von der Rechenvorrichtung Konstante mal m proportional. Der Ausgang des 350 errechnete maximale zulässige Nickgeschwindig- 20 Verstärkers 359 ist an ein nichtlineares Potentiometer keit enthält die Nickgeschwindigkeit, bei welcher das 360 geführt, das mit der Machzahlrechenvorrichtung Abwehrjagdflugzeug 3 in den überzogenen Flugzu- 120 mechanisch verbunden ist. Der bewegliche Arm stand gelangt, und eine Größe, die von der konstruk- des Potentiometers 360 ist an das nichtlineare tiven Festigkeit des Abwehrjagdflugzeuges 3 abhängt. Potentiometer 361 geschaltet, das von dem Druck-Der Nickgeschwindigkeitsbegrenzer 349 begrenzt das 25 wandler 122 für den statischen Druck mechanisch Abweichungssignal «?₂ gemäß dem Ausgang &_n der angetrieben wird. Der bewegliche Arm des Potentio-Rechenvorrichtung 350. Der Ausgang des Nickge- meters 361 ist mit dem Eingang des Begrenzers 362 schwindigkeitsbegrenzers 349 ist mit dem Eingang des verbunden. Das Signal an dem beweglichen Arm des Summierverstärkers 351 verbunden. Das Nickge- Potentiometers 361 ist die maximal zulässige Nickschwindigkeitsgyroskop 352 ist mit dem Flugwerk des 30 geschwindigkeit, bei deren Überschreiten das Ab-Abwehrjagdflugzeuges 3 verbunden und mißt dessen wehrjagdflugzeug 3 überzogen wird. Der Eingang des Nickgeschwindigkeit ®. Der elektrische Ausgang des Verstärkers 363 ist mit der Beschleunigungsmeß-Gyroskops 352 ist an den Eingang des Summierver- vorrichtung 116 (Fig. 25) verbunden und erhält von stärkers 351 angeschlossen. Der Ausgang des Ver- dieser ein Signal, das der Beschleunigung der Bestärkers 351 ist der Differenz zwischen der gewünsch- 35 schleunigungsmesser in der z-Richtung proportional ten und der gemessenen Nickgeschwindigkeit des ist. Der Ausgang des Verstärkers 363 ist mit dem Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional. Der Ausgang Potentiometer 364 verbunden. Der bewegliche Arm des Summierverstärkers 351 ist mit dem Eingang der des Potentiometers 364 wird von der Eigengeschwin-Integriervorrichtung 405 verbunden, deren Aufbau digkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) angetrie- und Wirkungsweise im folgenden beschrieben ist. Die 40 ben und ist mit dem Eingang des Verstärkers 363 Integriervorrichtung 405 stellt ein Längsneigungs- über den Widerstand 365 elektrisch verbunden. Der signal für den Dauerzustand her, um den Stabilisator entstehende Ausgangswert des Verstärkers 363 ist des Abwehrjagdflugzeuges 3 zu trimmen, so daß der einer vorbestimmten Konstante multipliziert mit η_ζ richtige Anstellwinkel für das Flugwerk hergestellt und dividiert durch V₁ proportional, welches die wird. Durch Untersuchungen an Simulatoren ist fest- 45 maximale konstruktiv sichere Nickgeschwindigkeit gestellt worden, daß die Steuerungsgröße der Steuer- für das Abwehrjagdflugzeug 3 ist. Der Ausgang des flächen als eine Funktion von Λ P für die wirksamste Verstärkers 363 ist ferner mit dem Eingang des Be- und schnellste Steuerung des Abwehrj agdflugzeuges 3 grenzers 362 verbunden, der ein üblicher Diodengeändert werden muß. Daher ist der Ausgang der begrenzer ist, welcher abwechselnd das kleinere Integriervorrichtung 405 mit dem Eingang der mit 50 seiner beiden Eingangssignale auswählt. Der Ausgang veränderbarer Verstärkung arbeitenden Schaltung 353 des Begrenzers 362 ist mit dem Eingang des Sumverbunden. Der elektrische Ausgang der Schaltung mierverstärkers 366 verbunden. Der Resolver 367 ist 353 ist an den Eingang des Summierverstärkers 354 zwischen das Vertikalgyroskop 7 und das Flugwerk angeschlossen. Das Signal, das von der Schaltung 353 des Flugzeuges 3 längs der Rollachse des Abwehran den Summierverstärker 354 übertragen wird, ist 55 Jagdflugzeuges geschaltet und liefert einen elekder gewünschten Stellung des Stabilisators des Ab- irischen Ausgang, welcher dem Cosinus des Längswehrjagdflugzeuges 3 proportional. Der Ausgang des neigungswinkels Φ des Flugzeuges 3 mit Bezug auf Summierverstärkers 354 ist so geschaltet, daß er den die örtliche Senkrechte proportional ist. Der cos Φ-Verstärker 355 stabilisiert, der die Energie zur Be- Ausgang des Resolvers 367 ist mit dem Eingang des tätigung des Ventils und Betätigungsorgans 356 lie- 60 Verstärkers 369 über den Widerstand 370 verbunfert. Der Ausgang des Verstärkers 355 ist an den den. Die an den Eingang des Verstärkers 369 anEingang des Ventil- und Betätigungsorgans 356 an- gelegte Spannung ist —g· cos Φ proportional, geschlossen. Dieses bewegt mittels einer hydrau- wobei g die Gravitationsbeschleunigung ist. Der Auslischen Anlage den Stabilisator des Abwehrj agdflug- gang des Verstärkers 369 liegt an dem Potentiozeuges 3. Die Positionsabnahmevorrichtung 357 ist an 65 meter 373, das von der Eigengeschwindigkeitsrechendem Stabilisator des Abwehrj agdflugzeuges 3 mecha- vorrichtung 123 (Fig. 29) mechanisch angetrieben nisch angebracht, um dessen Position zu orten. Das wird. Der bewegliche Arm des Potentiometers 373 elektrische Signal von der Abnahmevorrichtung 357, ist über den Widerstand 374 mit dem Eingang des

Verstärkers 369 verbunden, um den Ausgangswert des Verstärkers 369 in wirksamer Weise durch V₁ zu teilen. Der Ausgang des Verstärkers 369 ist mit dem Eingang des Summierverstärkers 366 verbunden und wird dadurch von dem Ausgangswert des Begrenzers 362 subtrahiert. Die Größe des Signals von dem Verstärker 369 ist der Kraft proportional, die zur Betätigung des Flugwerkes ohne Manövrierung erforderlich ist. Der Ausgang des Summierverstärkers

Eingang des Summierverstärkers 383 angeschlossen. Der Ausgang des Summierverstärkers 383 gelangt an den Eingang des Seitenruderverstärkers 384, dessen Ausgangsweit zu dem Eingang des Ventil- und Be-5 tätigungsorgans 385 geht. Dieses ist mittels einer hydraulischen Anlage mit dem Seitenruder des Flugzeuges 3 mechanisch verbunden. Die Positionsabnahmevorrichtung 386 ist mit dem Seitenruder des Flugzeuges 3 mechanisch verbunden und mißt

366 ist Θ_ηι proportional und an den Eingang des io dessen Stellung. Der elektrische Ausgangswert der Nickgeschwindigkeitsbegrenzers 349 angeschlossen, Positionsabnahmevorrichtung 386 wird durch die wie oben erläutert ist. Stellung des Seitenruders des Flugzeuges 3 ge-

In Fig. 46 ist die Integrierschaltung405 im ein- steuert. Der Ausgangswert der Abnahmevorrichzelnen dargestellt. Der Eingang des Verstärkers 375 tung 386 geht zu dem Eingang des Verstärkers 383. ist mit dem Ausgang des Summierverstärkers 351 15 Daher ist der Ausgangswert des Verstärkers 383

proportional der Differenz zwischen der gewünschten Seitenruderstellung, die durch das Ausgangssignal der Schaltung 382 repräsentiert wird, und der tatsächlichen Seitenruderstellung, die durch den

verbunden. Der Verstärker 375 treibt den Motor 376 mit einer Geschwindigkeit an, die dem Ausgangssignal des Summierverstärkers 351 proportional ist. Die Wellendrehung des Motors 376 ist dem Integral

des Signals aus dem Summierverstärker 351 propor- 20 Ausgang der Abnahmevorrichtung 386 dargestellt ist. tional. An dem Potentiometer 377, das von dem Wenn sich das Abwehrjagdflugzeug 3 um seine Gier-Motor 376 mechanisch angetrieben wird, liegt eine achse dreht, muß es um den geeigneten Wert um konstante Spannung. Die Spannung an dem beweg- seine Rollachse rollen, um Schiebeflug zu verhinlichen Arm des Potentiometers 377 ist dem Integral dem. Das Ausgangssignal e_y des Feuerleitrechender Eingangsspannungen an dem Verstärker 375 25 gerätes 4 ist an den Eingang der Differenziervorrichproportional. Der bewegliche Arm des Potentio- tung 387 gelegt. Der Ausgang der Differenziervorrichmeters 377 ist mit dem Eingang der mit veränder- tung 387 ist mit dem Eingang des Summierverstärbarer Verstärkung arbeitenden Schaltung 353 über kers 388 verbunden, der auch an die Schiebewinkelden Widerstand 378 verbunden. Der Ausgang des rechenvorrichtung 118 (Fig. 31) angeschlossen ist. Summierverstärkers 351 ist an den Eingang der 30 Der Ausgangswert des Summierverstärkers 388 ist mit veränderbarer Verstärkung arbeitenden Schal- β + _8y proportional. Somit ist der Ausgangswert des tung 353 über den Widerstand 379 angechlossen. Summierverstärkers 388, wenn keine Winkel-Schnelle Änderungen des Abweichungssignal- abweichung e_y vorhanden ist, lediglich β proportional ausganges des Verstärkers 351 verlaufen durch den und verlangt eine Rollgeschwindigkeit des Abwehr-Widerstand 379 zu dem Eingang der Schaltung 353 35 Jagdflugzeuges 3, um den Schiebewinkel β aufrechtmit veränderbarer Verstärkung. Abweichungen, die zuerhalten. Durch Untersuchungen an Simulatoren über einen merklichen Zeitraum verglichen mit der ist festgestellt worden, daß die Verstärkung des Aus-Zeitkonstante der Integriervorrichtung, die aus dem gangswertes des Verstärkers 388 gemäß der BeVerstärker 375 und dem Motor 376 besteht, an- schleunigung des Abwehrjagdflugzeuges 3, nämlich dauern, bewirken, daß die Stellung des Armes des 40 η_ζ'_, gemessen mit der Beschleunigungsmeßvorrich-Potentiometers 377 eine im wesentlichen feste Posi- tung 116 (Fig. 25), eingestellt werden muß. Der tion annimmt, die eine Vorspannung an den Eingang Ausgang des Summierverstärkers 388 ist mit dem der mit veränderbarer Verstärkung arbeitenden Eingang der mit veränderbarer Verstärkung arbeiten-Schaltung 353 liefert, so daß sich die Längsneigung den Schaltung 389 verbunden. Der Eingang der mit des Abwehrjagdflugzeuges 3 auf einen Anstellwinkel 45 veränderbarer Verstärkung arbeitenden Schaltung einstellt, der für die Flugbedingungen, unter denen 389 ist auch mit der Beschleunigungsmeßvorrichtung das Flugzeug steht, gerade geeignet ist. 116 (Fig. 25) verbunden. Der Ausgangswert der In Fig. 44 ist das Gierabweichungssignal e_y von Schaltung 389 ist der gewünschten Rollgeschwindigdem Feuerleitrechengerät 4 an den Summierverstär- keit des Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional. Der ker 380 angeschlossen. Das Giergeschwindigkeits- 50 Ausgang der Schaltung 389 ist an den Eingang des gyroskop 381 ist mit dem Flugwerk des Abwehr- Summierverstärkers 390 angeschlossen. Das Rolljagdflugzeuges 3 verbunden. Der elektrische Ausgang geschwindigkeitsgyroskop 391 ist mit dem Flugwerk des Gyroskops 381 ist an den Eingang des Summier- des Abwehrjagdflugzeuges 3 verbunden. Der elekverstärkers 380 angeschlossen. Der Unterschied zwi- irische Ausgang des Rollgeschwindigkeitsgyroskops sehen der gewünschten Giergeschwindigkeit, die ε_Λ, 55 391 ist an den Eingang des Summierverstärker 390 proportional ist, und der tatsächlichen von dem angeschlossen. Der Ausgangswert des Summier-Gyroskop 381 gemessenen Giergeschwindigkeit tritt Verstärkers 390 ist der Differenz zwischen der gean dem Ausgang des Verstärkers 380 auf. Durch wünschten und gemessenen Rollgeschwindigkeit des Untersuchungen an Simulatoren ist festgestellt wor- Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional. Durch Unterden, daß die Steuerung des Seitenruders des Ab- 60 suchungen an Simulatoren ist festgestellt worden, daß Wehrjagdflugzeuges 3 sich mit AP ändern muß, um die Wirksamkeit des Signalausganges des Summierdas wirksamste Ansprechen des Abwehrjagdflug- Verstärkers 390 als Funktion der Flugzeuggeschwinzeuges 3 auf seine Steuersignale zu erreichen. Daher digkeit V₁ variiert werden kann, um die besten ist der Ausgang des Verstärkers 380 mit dem Ein- Steuerbedingungen zu schaffen und dabei die Stabigang der mit veränderbarer Verstärkung arbeitenden 65 ütät des Flugwerkes des Abwehrjagdflugzeuges 3 Schaltung 382 verbunden. Die Schaltung 382 ist mit beizubehalten. Der Ausgang des Summierverstärdem Differenzdruckwandler 119 mechanisch ver- kers 390 ist mit der mit veränderbarer Verstärkung bunden. Der Ausgang der Schaltung 382 ist an den arbeitenden Schaltung 408 verbunden,. die media-

nisch mit dem Ausgang der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung 123 (Fig. 29) verbunden ist. Der Ausgang der mit veränderbarer Verstärkung arbeitenden Schaltung 408 ist an den Eingang des Summierverstärkers 392 angeschlossen, dessen Ausgang mit dem Querruderverstärker 393 verbunden ist. Der Ausgang des Querruderverstärkers 393 ist an das Ventil- und Betätigungsorgan 394 angeschlossen. Dieses ist durch eine hydraulische Anlage mit den Querrudern des Abwehrjagdflugzeuges 3 mechanisch verbunden. Die Positionsabnahmevorrichtung 395 ist mit dem Querruder des Abwehrjagdflugzeuges 3 mechanisch verbunden, um dessen Position zu messen. Der elektrische Ausgang der Abnahmevorrichtung 395 ist der Stellung des Querruders des Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional und gelangt zu dem Eingang des Summierverstärkers 392. Somit ist der Ausgang des Summierverstärkers 392 der Differenz zwischen der gewünschten und der gemessenen Stellung des Querruders des Abwehrjagdflugzeuges 3 proportional.

Die Feuerleitanlage nach der Erfindung ermöglicht damit das Orten oder Anzeigen der Entfernung und des Seitenwinkels eines Zielflugzeuges mit Bezug auf ein Ab wehr Jagdflugzeug, das Errechnen des Anstellwinkels, des Schiebewinkels, der Luftdichte, der Machzahl, der Eigengeschwindigkeit, des statischen Drucks, des Differenzdrucks und des Wertes von Masse mal Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges. Die Feuerleitanlage nach der Erfindung ermöglicht auch die Vorausberechnung des Punktes, an dem eine Rakete abgeschossen werden muß, der Zeit zwischen dem Abschießen einer Rakete und dem Auftreffen am Ziel, der Nick- und Gierreorientierungswinkel von Raketen, die von einem Abwehrjagdflugzeug abgeschossen werden, sowie des Treffoder Vorhaltepunktes und der Geschwindigkeit des Zieles. Die Feuerleitanlage nach der Erfindung arbeitet zusammen mit einer dem Abwehrjagdflugzeug eigenen automatischen Kurssteuervorrichtung, die die Steuerflächen des Abwehrjagdflugzeuges in Übereinstimmung mit Signalen von dem Feuerleitrechengerät steuert und bewirkt, daß das Abwehrjagdflugzeug einem vorbestimmten Kurs längs einer Vorhaltekollisionsbahn oder einer Vorhalteverfolgungsbahn folgt.

Bei der Konstruktion der Bauelemente der Anlage nach der Erfindung ist man mit einer verhältnismäßig kleinen Anzahl von Teilen ausgekommen, wobei das Gewicht trotz Erzielung von Genauigkeit bei der Anlage klein gehalten ist. Auf diese Weise bildet das Flugzeug in Kombination mit dem Flugdatenrechengerät, dem Feuerleitrechengerät, der automatischen Kurssteuervorrichtung und den Geschützen oder Raketen eine wirksame Waffe, die ein Zielflugzeug in einem sehr kleinen Zeitraum mit größtem Wirkungsgrad abfängt und vernichtet.

Obgleich in der vorstehenden Beschreibung angenommen ist, daß sich das Ziel mit einer im wesentliehen konstanten Geschwindigkeit bewegt, ist ersichtlich, daß das Feuerleitrechengerät und im besonderen das darin enthaltene Vektorfilter imstande ist, die augenblickliche Beschleunigung des Zieles mit Bezug auf das Abwehrjagdflugzeug so zu errechnen, daß der Zielfehler zwischen dem Abwehrjagdflugzeug und dem Ziel vermindert wird. Dafür ist naturgemäß eine zusätzliche Vektorfilterstufe erforderlich. Wenn eine einzige zusätzliche Vektorfilterstufe der gesamte Aufwand ist, der zur Kompensation von im wesentlichen konstanten Beschleunigungen des Zieles erforderlich ist, so ist zur Kompensation von Änderungen der Beschleunigung des Zieles noch eine weitere Vektorfilterstufe erforderlich. Grundsätzlich kann der Zielfehler zwischen dem Abwehrjagdflugzeug und dem Ziel mit der Anlage nach der Erfindung so weit vermindert werden, wie dies erwünscht ist, wobei Grenzen lediglich durch Erwägungen der Wirtschaftlichkeit und des Gewichtes gesetzt sind.

Claims (9)

Patentansprüche:

1. Feuerleitanlage für ein Flugzeug, bestehend aus einem Verfolgungsradargerät, einem Feuerleitrechengerät und einer automatischen Kurssteuervorrichtung, die das Abwehrjagdflugzeug längs eines von dem Rechengerät errechneten Kurses steuert, gekennzeichnet durch die Korrektur des Feuerleitrechengerätes (4) durch ein Flugdatenrechengerät (5), das Signale berechnet und liefert, die für den statischen Druck, den Anstellwinkel, den Schiebewinkel, die Luftdichte und die Eigengeschwindigkeit kennzeichnend sind und dem Feuerleitrechengerät so zugeführt werden, daß momentane und automatische Korrektur des Feuerleitrechengeräts (4) erreicht wird.

2. Feuerleitanlage nach Anspruch 1 für ein Abwehrjagdflugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß das Feuerleitrechengerät (4), das von dem Flugdatenrechengerät (5) selbsttätig korrigiert wird, Voraussageschaltungen (218, 221, 222, 227) zum Berechnen des Folgekurses gemäß der Gleichung

R T

+ V_B

aufweist, worin Ti_k der Entfernungsvektor zwischen der vorhandenen Position des Abwehrjagdflugzeuges (3) und einer zukünftigen Zieltreffposition (289), 7? der Entfernungsvektor zwischen den vorhandenen Positionen des Abwehrjagdflugzeuges (3) und des Zieles (2), V_B der Zielgeschwindigkeitsvektor und T die Zeit sind, die das Ziel (2) benötigt, um die zukünftige Position zu erreichen, und daß die Voraussageschaltungen Vektorsummierschaltungen (218) haben, welche den Zielgeschwindigkeitsvektor V_B_ als die Vektorsumme des Eigengeschwindigkeitsvektors V₁, des Entfernungsunterschiedsvektors Rj längs der Sichtlinie und des äußeren Produktes des Radarwinkelgeschwindigkeitsvektors ω und des Entfernungsvektors 7? erzeugen.

3. Feuerleitanlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Feuerleitrechengerät (4) ballistische Schaltungen aufweist, die eine Flugzeit-Servovorrichtung (238 bzw. Fig. 40), eine Treffzeitraum-Servovorrichtung (226 bzw. Fig. 39) und Nickwinkel- und Gierrechenvorrichtungen (239 und 237 bzw. Fig. 41 und 42) haben, die durch Daten von dem Flugdatenrechengerät (5) korrigiert werden.

4. Feuerleitanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugdatenrechengerät (5) aerodynamische Parameterabfühlvorrichtungen zum Erzeugen der Korrektursignale aufweist,

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wobei die Vorrichtungen Mittel (Fig. 26, 27) enthalten, um den statischen Druck und den Staudruck außerhalb des Abwehrjagdflugzeuges (3) abzuführen, und Mittel (116) aufweist, um die seitliche, quer zur Längsachse gerichtete Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges (3) abzufühlen.

5. Feuerleitanlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Feuerleitrechengerät (4) Berechnungen durchführt, die einen Zeitpunkt zum Abfeuern der Waffen (9) bestimmen, die von dem Abwehrjagdflugzeug (3) getragen werden.

6. Feuerleitanlage nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Flugdatenrechengerät (5) aufweist: eine Vorrichtung (122) zum Messen des statischen Drucks, eine Vorrichtung (119) zum Messen der Differenz zwischen dem Staudruck und dem statischen Druck, eine Vorrichtung (115) zum Errechnen des Gewichtes des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten, eine Vorrichtung (116) zum Messen der Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges (3) in Richtung seiner z-Achse und der Beschleunigung des Abwehrjagdflugzeuges (3) in Richtung seiner y-Achse, eine Vorrichtung (117) zum Errechnen des Anstellwinkels des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten, eine Vorrichtung (118) zum Errechnen des Schiebewinkels des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten, eine Vorrichtung (120) zum Errechnen der Machzahl des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten, eine Vorrichtung (123) zum Errechnen der Eigengeschwindigkeit des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten und eine Vorrichtung (21) zum Errechnen der Luftdichte bei der Flughöhe des Abwehrjagdflugzeuges (3) aus Meßwerten, wobei der Ausgang der Gewichtserrechnungsvorrichtung

(115) mit dem Eingang der Beschleunigungsmeßvorrichtung (116) verbunden ist, der Ausgang der ζ - Achsenbeschleunigungsmeßvorrichtung

(116) mit dem Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung (117) verbunden ist, der Ausgang der y-Achsenbeschleunigungsmeßvorrichtung (116) mit dem Eingang der Schiebewinkelrechenvorrichtung (118) verbunden ist, der Ausgang der Vorrichtung (122) zum Messen des statischen Druckes mit dem Eingang der Machzahlrechenvorrichtung (120) verbunden ist, der Ausgang der Druckdifferenzmeßvorachtung (119) mit dem Eingang der Machzahlrechenvorrichtung (120), der Anstellwinkelrechenvorrichtung (117), der Schiebewinkelrechenvorrichtung (118) und der Luftdichterechenvorrichtung (121) verbunden ist, wobei ferner der Ausgang der Machzahlrechenvorrichtung (120) mit dem Eingang der Anstellwinkelrechenvorrichtung (117), der Schiebewinkelrechenvorrichtung (118), der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123) und der Luftdichterechenvorrichtung (121) verbunden ist und der Ausgang der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123) mit dem Eingang der Luftdichterechenvorrichtung (121) verbunden

ist (Fig. 23).

7. Feuerleitanlage nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Feuerleitrechengerät aufweist: Vorrichtungen (228, 230) zum Transformieren der Zielentfernungs- und Peilsignale aus Radarkoordinaten in Flugzeugkoordinaten, Vorrichtungen (237, 239) zur Korrektur des Flugzustandes des Abwehrjagdflugzeuges (3) zwecks Kompensation der Abweichung des Geschosses (10) der ballistischen Waffen (9) an dem Abwehrjagdflugzeug (3) und Vorrichtungen (399 bis 403) zur Korrektur der Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges (3) zwecks Kompensation der Wirkung der Gravitation auf das Geschoß (10) der ballistischen Waffen (9) an dem Abwehrjagdflugzeug (3).

8. Feuerleitanlage nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Radarantenne (22) an dem Abwehrjagdflugzeug (3) kardanisch aufgehängt ist (Fig. 18) und gekennzeichnet durch: Antriebsvorrichtungen (80, 81), die mit der Radarantenne (22) verbunden sind, um zu bewirken, daß die Radarantenne (22) in die Richtung des Zieles (2) bezogen auf das Abwehrjagdflugzeug (3) weist und dessen Abstand und Richtung mißt, wobei die Antriebsvorrichtungen (80,81) mit dem Ausgang der dadurch zu steuernden Radarantenne (22) verbunden sind, drei mit der Radaranlage verbundene Geschwindigkeitsgyroskope (212,213,214), deren Ansprechachsen zueinander senkrecht liegen, um elektrische Signale herzustellen, die der Winkelgeschwindigkeit der Radarantenne (22) um ihre Ansprechachsen relativ zum Inertialraum proportional sind, zwischen die Radarantenne (22) und das Abwehrjagdflugzeug (3) mechanisch gekuppelte Winkelabfühlvorrichtungen (91, 95) zur Schaffung von elektrischen Signalen, die kennzeichnend sind für Meßwerte der Winkelabweichung eines Koordinatensystems, das auf die Radarantenne (22) bezogen ist, von einem Koordinatensystem, das auf das Abwehrjagdflugzeug (3) bezogen ist, eine Vorrichtung (233) zum Multiplizieren des Ausgangswertes der Schiebewinkelrechenvorrichtung (118) mit dem Ausgangswert der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123), eine Vorrichtung (234) zum Multiplizieren des Ausgangswertes der Anstellwinkelrechenvorrichtung (117) mit dem Ausgangswert der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123), Resolver (229, 231), die mit den Winkelabfühlvorrichtungen (91, 95) zwischen der Radarantenne (22) und dem Abwehrjagdflugzeug (3) mit dem Ausgang der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123) und dem Ausgang der Eigengeschwindigkeits-Schiebewinkel-Multiplikationsvorrichtung (233) und dem Ausgang der Eigengeschwindigkeits-Anstellwinkel-Multiplikationsvorrichtung (234) verbunden sind, um elektrische Signale zu erhalten, die der Geschwindigkeit des Abwehrjagdflugzeuges (3) proportional und in Koordinaten des auf die Radarantenne (22) bezogenen Koordinatensystems ausgedrückt sind, ein Vektorfilter (218), wobei der Ausgang der Resolver (229,231) mit dem Eingang des Vektorfilters (218) verbunden und der Ausgang des Vektorfilters (218) ein elektrisches Signal ist, das der Vektorgeschwindigkeit des Zieles (2) ausgedrückt in Radarkoordinaten proportional ist, Vorrichtungen (223,224,225) zum Errechnen des Abstandes zwischen dem Abwehrjagdflugzeug (3) und dem Ziel (2) zu dem vorbestimmten Zeitpunkt, zu dem die Raketen (10) das Ziel (2) treffen, wobei

■diese Rechenvorrichtungen (223, 224, 225) mit dem Ausgang des Vektorfilters (218) verbunden sind, Vorrichtungen (228, 230), die mit den Winkelabfühlvorrichtungen (91, 95) zwischen der Radarantenne (22) und dem Abwehrjagdflug- b zeug (3) verbunden sind, um die Koordinaten der Vorhaltentfernung in Abwehrjagdflugzeugkoordinaten zu transformieren, eine Vorrichtung (238) zum Errechnen der Flugzeit der Raketen (10), Vorrichtungen (237) zum Errechnen der Abweichung der Raketen (10) in Richtung der Gierachse des Abwehr]agdflugzeuges (3), Vorrichtungen (239) zum Errechnen der Abweichung der Raketen (10) in Richtung der Längsneigungsachse des Rechengerätes (239), Vorrichtungen (396, 399, 401) zum Errechnen des Sinkens der Raketen (10) infolge der Gravitation und Vorrichtungen (398) zum Auflösen des schwerkraftbedingten Sinkens der Raketen (10) in Abwehrjagdflugzeugkoordinaten, wobei die Vorrichtung (238) zum Errechnen der Flugzeit der Raketen (10) mit dem Ausgang der Luftdichterechenvorrichtung (121) verbunden ist, die Vorrichtung (237) zum Errechnen der Raketenabweichung in Richtung der Gierachse des Abwehrjagdflugzeuges (3) mit dem Ausgang der Schiebewinkelrechenvorrichtung (118) und dem Ausgang der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123) verbunden ist, die Vorrichtung (239) zum Errechnen der Abweichung der Raketen in Riehtung der Längsneigungsachse mit dem Ausgang der Anstellwinkekechenvorrichtung (117) und mit dem Ausgang der Eigengeschwindigkeitsrechenvorrichtung (123) verbunden ist, Vorrichtungen (235, 236) zum Errechnen der Abweichung zwischen der tatsächlichen Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges (3) und der gewünschten Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges (3), um zu bewirken, daß die Raketen (10) das Ziel (2) vernichten, wobei die Abweichungsrechenvorrichtung (235, 236) mit dem Eingang der automatischen Kurssteuervorrichtung (6) verbunden ist, um zu bewirken, daß die Kurssteuervorrichtung (6) die Steuerflächen des Abwehrjagdflugzeuges (3) so bewegt, daß diese veranlaßt wird, sich dem Ziel (2) längs der vorbestimmten Bahn anzunähern, so daß, wenn die Raketen (10) abgefeuert sind, diese das Ziel (2) treffen.

9. Feuerleitanlage nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch ein Vertikalgyroskop (7), das in dem Abwehrjagdflugzeug (3) kardanisch aufgehängt ist und elektrische Ausgangswerte liefert, die ein Maß der Fluglage des Abwehrjagdflugzeuges (3) zur Normalen des Gravitationsfeldes sind, wobei die elektrischen Ausgangswerte des Gyroskops (7) dem Eingang der automatischen Kurssteuervorrichtung (6) und des Feuerleitrechengerätes (4) zugeführt werden, und dadurch gekennzeichnet, daß das Verfolgungsradargerät (1) einen elektrischen Ausgang hat, der mit dem Eingang des Feuerleitrechengerätes (4) und der automatischen Kurssteuervorrichtung (6) verbunden ist, derart, daß sich das Abwehrjagdflugzeug (3) dem Zielflugzeug (2) mit der vorbestimmten Fluglage mit Bezug auf das Zielflugzeug (2) längs der vorbestimmten Bahn annähert und die Voraussageschaltungen die Waffen (9,10) automatisch abfeuern.

In Betracht gezogene Druckschriften:
Britische Patentschriften Nr. 635 822, 754 530;
USA.-Patentschriften Nr. 2704490, 2 726 810,
652, 2 878 466;
Zeitschrift »Flugwelt«, 1958, S. 666, 667.

Hierzu 1} Blatt Zeichnungen

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