DE2033047B2 - Bombenzieleinrichtung fuer flugzeuge zur automatischen bombenausloesung - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Bombenzieleinrichiung für Flugzeuge zur automatischen Bombenausiösiing

bei dem vorzugsweise im Sturz erfolgenden Zielanllug. bestehend aus einer DatenverarbeiiungsaiiLige. welche eingangsseilig mit dem Schaltpult ties Piloten verbunden ist und aus Übertragern gespeist wird, die kontinuierlich die Luftzustandsdatcn und weitere, da.-, Ergebnis des Bombenwurfes beeinflussende Größen

aufdicRelativlagc von Flugzeug undZiel bezogen
messen und entsprechende elektrische Signale erzeugen, mit denen die Datenverarbeitungsanlage ein den richtigen Bombcnatislösezeitnunkt festlegendes Au.slöscsignal errechnen und abgeben kann, und welche ausgangsseitig einerseits mit einem optischen \ isier und andererseits mit einer Auslösevorrichtung, die bei,)i Empfang des Auslösesignals einen Auslöseimpuls zur Bombenausklinkvorrichtung ties Flugzeuges iihertrigt, verbunden ist. wobei zum Visier ein in tier Visierlinie des Piloten liegender transparenter Indikator gehört.

Bei einer bekannten Bornhenzicleinriehiiing dieser Art. die der Anmeltlerin aus ihrer beiricblichen Praxis allgemein bekannt ist. kann tier räumliche und /caliche Auslösepimki errechne! werden, wenn sich das Flugzeug in der Rieht- und Meßphase und auch in der Auslösephase des Bombenangriffes in einer Vertikalebene bewegt, die durch tlas Ziel hindurchgeht.

do Hierdurch ist der auszuwählende Flugweg in Richtung auf das Ziel beschränkt, und es wird auch eine Bekämpfung des Flugzeuges beim Bombenangriff ei leichtert. Bombcnzieleinrichiungen der einleitend genannten Art können nicht (quer zur Flugrichtung er-

^fi5 folgende) Bewegungen ties Zieles und auch Seilenwinde berücksichtigen, die tlas Flugzeug in der Rieht- und Meilphase beaufschlagen. Auch geben diese Linriwiluuucn dem Piloten keinen Anhalt bezüglich einer

in der Aaslösephase erforderlichen Fluglagenkorreklur um die Längsachse, durch die die Bomben das Ziel auch bei Seitenwind oder quer zur Angriffsrichtung erfolgenden Zielbewegungen treffen können. So ergibt sich mit bekannten Bombenzieleinrichtungen bei beweglichen, insbesondere quer zur Flugrichtung beweglichen Zielen und Seitenwind eine sehr geringe Treffgenauigkeit. Außerdem wird in den bekannten Bombenzieleinrichtungen bei der Berechnung der Bombenauslösung der Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges unmittelbar mit dem Winkel der gemessenen Luft-Mrömung berechnet, wodurch, auf den Boden bezogen, ein falscher Flugweg zugrunde gelegt wird. Eine das Flugzeug in der Auslösephase von oben oder von unten treffende Bö kann sich in den bekannten Bombun/ieleinrichtungen als ein momentan geänderter Cieschuindigkeilsvcktor auswirken und zu einem falschen Auslöseimpuls und damit zu einer falschen Bombenaiisklinkung führen.

Hs ist zwar auch schon ein Gerät bekannt, üas beim Auslösen der Bomben mit einem zuvor ausgewählten konstanten Vorhaltwinkel auf einem zum Ziel verlaufenden Flugweg arbeitet, der nach unten gekrümmt sein mui.!. Bei diesem Gerät wird die Zielentfernung aber nicht mit direkt messenden Anzeigevorrichtungen festgestellt, sondern in einer Datenverarbeitungsanlage des Zielgerätes kontinuierlich auf Grund einer kontinuierlichen Messung der Winkelgeschwindigkeit der Visierlinie zum Ziel errechnet. Dabei handelt es sich um ein halbautomatisches System, das ein hinwirken des Piloten bei der Messung der Zielgeschwindigkeit und der Windgeschwindigkeit erfordert. L^;s führt daher leicht zu Ungenauigkeiten und belastet den Piloten unnötig in der sehr kritischen Angriffsphase. Es ist möglich, daß die Zielenlfernung mit der Wurfweite der Bomben übereinstimmt, bevor der Kurs korrigiert werden konnte. In diesem Falle verfehlen die Bomben ihr Ziel. Eine weitere Ungenauigkcit ergibt sich dadurch, daß der Pilot die Visiermarke auf dem Ziel hält, um die Entfernung zu messen. Dabei ergeben sich falsche Ergebnisse, wenn das Ziel sich bewegt oder das Flugzeug auf G^1-UiId des vorhandenen Windes versetzt wird (Stand der Technik gemäß der schweizerischen Patentschrift 362 624).

E'.heiiio ist es schon bekannt, die Visiermarke automatisch über ein LcnkersvUem zu verstellen, welches immiitelbar von Kräften beaufschlagt wird, die von riiertragcrn kommen (Stand der Technik nach den IJSA.-Patentschriften 2 752 6X4 und 3 230 349). Diese !"'beriragerkrüfle sind jetloch so klein, daß sie sehr leicht durch Reibungskräfte im l.enkcrsystcni gestört vserden können. Außerdem wird die Zielen'.fernung unmittelbar mit einem Entfernungsmesser, z. B. einem Radar-oder einem Laser-Entfernungsmesser gemessen. Die liomlicnzieleinrichtung ist mit einer in Quernehiiiiil; gcsicucrlen Visiermarke versehen, die während des Angriffes auf dem Ziel gehalten werden muß. Sie wrd kontinuierlich in Abhängigkeit von der gemessenen Geschwindigkeit des Zieles quer zur Visierlinie verstellt. Hie Rückführung zur Visierlinie erfolgt un-aabilisicrl, so daß besondere Hilfsmittel wie z.B. Diimpiungseinrichlimgen '.um Einsat/ gebracht werde) müssen. Sowohl die Reibungskräfte im l.enkcr- \\stem als auch die I lilfsiaillel zur Stabilisierung becinllussen die Genauigke', der Zielvei messung negativ.

Demgegenüber liegt der EiTnulimg die Aufgabe /iiiiriinde. eine linmhcn/iclciurii.lilimg der ciiiLMiigs genannten Art zu schaffen, mit der die Bomben unabhängig von Bewegungen des Zieles oder Einflüssen von Wind sicher ins Ziel gelenkt werden können und die es dem Piloten gestattet, sich in der kritischen Angriffsphase vollkommen auf die Lenkung des Flugzeuges zu konzentrieren, wobei er die Möglichkeit hat. Flugweg und Geschwindigkeit des Flugzeuges beim Angriff in gewissen Grenzen frei zu wählen.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gern löst, daß auf dem beim Angriffsflug gegen das Ziel während einer Meßphase, in der die Geschwindigkeit des Zieles und die Windgeschwindigkeit quer zur Visierlinie gemessen wird, als Steuerbefehl ein optisches Visiermarkens\mbol erscheint, das sich entsprechend

is dem Ausgang der Datenverarbeitungsanlage bewegt, daß der transparente Indikator zusätzlich zum Visiermarkensymboi ein weiteres entsprechend dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs von der Datenverarbeitungsanlage verstelltes Ges-hwindigkeitsvek-

lorsymbol empfängt, daß das Visiermarkensymbol in der Meßphase von der Datenverarbeitungsanlage mit dem Geschwindigkeitsvektorsymbol gekoppelt verstellt w' d und ein zusammengesetztes Visiersymbol bildet, daß die Datenverarbeitungsanlage mit Hilfe des am Ende der Meßphase gemessenen relativen Ziellagevektors, des in der Meßphase ermittelten Ziclgeschwindigkeilsvektors und der Fluglage- und Zustandsdalen ein solches Schrägflug- and Flochziehmanöver für das Flugzeug berechnet, daß der vorausberechnete Bodenaufschlagfehler der Bomben in der Horizontalebenc und auch quer zur Flugrichtung zu dem von der Datenverarbeitungsanlage vorhergesagten Boinbenauslösezeitpunkt zu Null wird, und daß die Datenverarbeitungsanlage so ausgelegt ist, daß sie beim Umschalten auf die Auslösephase die in der Meßphase vorhandene Kopplung des Visiermarkensymbols mit dem Geschwindigkeitsvektorsymbol löst und das Visiermarkensymbol gegenüber dem Geschwindigkeitsvektorsymbol verstellt, um auf dem Indikator die errechneten, vom Piloten auszuführenden Schragflug- und Hochziehbefehle dadurch darzustellen, daß die Mitte des VisiermarKensymbols gegenüber der Mitte des Geschwindigkeitsvektorsymbols einerseits um eine senkrecht zur Längsachse des Flugzeuges und parallel zur Vertikalebcne verlaufende Komponente und andererseits um eine horizontale Komponente versetzt wird und die die Mitten der Symbolo verbindende Linie mit der Flugzeug-1 Iochachse einen Winkel bildet, wobei die ersterwähnte Komponente ein Maß für den Hochzichbefchl und tier Winkel zusammen mit der HorizonU'lkomponenle ein Maß Rir den Schrägllugbefehl ist.

Mit der erf'mdungsgemäßen Bombenzielcinrichlung ist in vorteilhafter Weise erreicht, daß der Angriffskuis für das Flugzeug in gewissen Grenzen frei wählbar isi, daß der Pilot während der Rieht- und Meßphase nur eine ruhende Zielmarke mit dem Ziel zur Deckung zu bringen braucht und daß er schon während der Auslösephase auf einen exakt vorgesehriehonen Rückllugkins einsleuern kann, ohne sich um ilen Zielvorgang weiter zu kümmern.

Eine vorteilhafte Weiterbildung tier erfmdiingsgemälk^%n Domhen/iclcinrkhiung besieht in einer derartigen Ausbildung, daß die Einstellung der Winkellagen des

f>5 zusammengesetzten Visiersymbols auf dem Indikator, dessen Lage hauptsächlich vom Flugzeuggcsehwindigkeiisvektor abhängt, während der Rieht- und MeH-phase in Abhängigkeit von dem bodenbezogenen Flug-

zeuggeschwindigkcilsveklor und unabhängig von ilen kontinuierlicherrcehnetcn Wertendes Ziclgeschwindigkeits- und WindkorrekUirveklors vorgenommen wird.

Hiermit ist in vorteilhafter Weise erreicht, daß der Kurs des Flugzeuges, seine Geschwindigkeit und Winkellage in bezug auf den Erdboden festgelegt wird, so daß auch das Ausklinken der Bomben unabhängig von der Ziel- und Windgeschwindigkeit erfolgen kann.

Die Erfindung isl in der nachfolgenden ausführlichen Beschreibung einer Ausführungsform an Hand der Zeichnungen näher erläutert. In allen Figuren der Zeichnungen sind gleiche oder einander entsprechende Teile mit gleichen Bezugszeichen versehen. In den Zeichnungen zeigt

F i g. 1 eine schematischc perspektivische Darstellung eines: Bombenangriffes auf bewegliche Ziele durch ein mit erlindungsgemäßer Bombenzieleinrichtung versehenes Flugzeug,

F' i g. 2 ein schemalisches Block-Diagramm mit den Bauelementen der erfindungsgemäßen Bombenzieleinrichtung,

F i g. 3 und 4 perspektivische Ansichten von im Blickfeld des Piloten angeordneten transparenten Visierlinien-Indikatorcn mit an verschiedenen Stellen erscheinenden Symbolen, die in der Rieht- und Meßphase des Bombenangriffes die Visiermarke des optischen Vtsiers und den (Jeschwindigkeitsvektor des Flugzeuges darstellen, wobei Fig. 4 sich auf den in Fig. 1 dargestellten Angriff bezieht,

F i g. 5 und 6 den F i g. 3 und 4 entsprechende Darstellungen in der Auslösephase des dargestellten Angriffes bei einem Hochzieh- und Schrägflugkommando, und zwar F i g. 5 bevor und F i g. 6 nachdem der Pilot das Flugzeug durch Steuermanöver so bewegt hat. daß es den angezeigten Kommandos folgt,

F i g. 7 ein schematisches Block-Diagramm des Computers in einer erfindungsgemäßen Zieleinrichtung mit den einzelnen Rechnern und dem Signalverlauf bei einer Bombenauslösebcrechnung,

F i g. 8 ein Zeitfolgediagramm zur Erläuterung des HauptrechenzyJdus,

Fi g. 9 eine perspektivische Ansicht des Flugzeuges zur Erläuterung der verwendeten Koordinatensysteme mit zugehörigen Vektorzerlegungen,

Fig. 10 und Il ausführliche Blockdiagramme verschiedener Rechner der F i g. 7 und 8.

Fig. 12 und 13 geometrisch erläuterte Seitenansichten von Angriffsflügen mit unterschiedlich gewählten Sturzwinkeln,

Fig. 14 und 15 Blockdiagramme weiterer Rechner des Computers,

Fig. 16 eine Darstellung des transparenten Visierlinien-Indikators mit Lagedaten zur Einregelung der Lage der Visiermarke in der Rieht- und Meßphase des Sturzangriffes,

Fig. 17 und 18 eine Vertikalprojektion und eine Horizontalprojektion eines Vektordiagramms, das in weiteren Rechnern des Computers ausgewertet wird,

Fig. 19, 20, 21 und 23 Blockdiagramme zur Erläuterung weiterer Rechenschritte, die vom Computer während des Angriffes ausgeführt werden, und

F i g. 22 eine Darstellung des transparenten Visierlinien-Indikators mit Hochzieh- und Schrägflugsteuerungskommandos und Begrenzung des Hochziehwinkels.

Um einleitend einen überblick zu geben, wird zunächst die erfindungsgemäße Bombenzieleinrichtung beschrieben. Danach folgt dann deren Arbeitsweise bei einem Bombenangriff. Schließlich werden dann ausführlich die Berechnungen beschrieben, diccrfindungsgemäß im Computer beim Angriff durchgefühlt weiden.

In F' i g. I fliegt ein Flugzeug I mit erfindungsgemäßer Bombcnzielcinrichtung auf einem Angriflsflugweg 2 nach unten auf ein bewegliches Bodenziel 3 zu. das mit Bomben angegriffen werden soll. Aus taktischen Gründen, beispielsweise zur Erschwerung der

ίο Flugabwehr, kann der Flugweg 2 vorgewählt werden und sowohl in Querrichtung als auch in Vcrtikalrichtung gekrümmt, d. h. krummlinig sein.

Wie das Blockdiagramm der F i g. 2 zeigt, gehört zur Bombcnzicleinrichtung der Erfindung eine im Bhckfeld des Piloten angeordnete Anzeigevorrichtung 6, die nachfolgend auch Visierlinien-Indikator genannt wird und aus transparentem Rcflexionsglas 5 besteht. 4 isl die Visierlinie des Piloten. Der Indikator 6 gibt durch das Reflexionsglas als Überlagerung des Sichtbildes der Umwelt eine sichtbare Anzeige der erforderlichen Ziel- und Flugmanöverinformationen für den Sturzangriff.

Dem Visicilir.ien-Indikator 6 ist ein Computer 7 zugeordnet, der automatisch die erwähnten Informa-(ionen errechnet und auch andere Rechnungen ausführt, die für einen nachfolgend ausführlicher zu beschreibenden automalischen Bombenabwurf erforderlich sind. Diese Rechnungen werden mit elektrischen Signalen durchgeführt, die man von an den Computer angeschlossenen Übertragern empfängt, welche fortlaufend bestimmte Größen messen, die sich auf die Lage und den Bewegungszustand des Flugzeuges gegenüber dem Ziel beziehen. Zu den Übertragern gehören Luftzustandsdatenübertrager 8, die die Flughöhe die Fluggeschwindigkeit, die Machzahl, die barometrische Höhe, die Lufttemperatur und den Anströmwinkel der Luft erfassen, ein Fluglagenübertrager 9. der mit einer Kreiselanordnung die in Fig.9 angegebenen Höhenwinkel des Flugzeuges, d. h. die Lage der drei Bezugskoordinatenachsen x, y, ζ des Flugzeuges gegenüber einem auf den Boden bezogenen Koordinatensystem X₀, y₀, Z₀ mißt, Beschlcunigungsübcrtrager 10, die die Beschleunigungen des Flugzeuges entlang der erwähnten Koordinatenachsen des Flugzeuges messen, ein Doppier-Gerät 11, das die Geschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber dem Boden mißt, und ein Radargerät 12, das die Enuernung zwischen Flugzeug und Ziel erfaßt.

Dem Computer ist ferner eine Auslösevorrichtung 13

zugeordnet, die mit der Bombenausklinkvorrichtung 14 des Flugzeuges verbunden ist und zu dieser in Abhängigkeit vom Computer einen Auslöseimpuls überträgt, um die Bomben 15 vom Flugzeug zu lösen. Zum Schalten der verschiedenen Geräteteile der Bombenzieleinrichtung und ihrer Funktionen verwendet der Pilot eine Anzahl von Schaltern, vor. denen die meisten auf einem Schaltpult 16 zusammengefaßt sind. Am Steuerknüppel 17 des Flugzeuges befindet sich ein Freigabe- und Feuerschalter 18, der am oberen Ende des Steuerknüppels ein- und ausschiebbar angeordnet ist.

Nachfolgend wird an Hand der F i g. 1 der Bombenangriff mit einer automatischen Zieleinrichtung in erfindungsgemäßer Ausbildung beschrieben Bezüg-

Hch der Funktion des Systems, zu dem der PiIo₁, das Flugzeug und die automatische Bombenzieleinrichtung gehören, läßt sich der Angriff in drei Phasen einteilen, nämlich die Richtphase I, die Meßphase II

und die Auslosephase 111. Im Punkt .S',, des Flugweges 2 beginnt die Richtpreise, die entlang des Flugweges mit 19 bezeichnet ist. In der Richtpreise richtet der Pilot das Flugzeug aufdas Ziel, nachdem er die automatische Hombcnzielcinrichtung mit einem Schalter des Schaltpultes 5 i> eingeschaltet hat. Nun empfängt er über das Rcflexioitsglas 5 des Visicrlinicnindikalors 6 elektronisch erzeugte Inforniationssymbole. nämlich ein Geschwindigkeitsvcklorsymhol 20 dessen Anzcigeriehliing die Gcschwindigkeilsvektorrichtimg des Flugzeuges berücksichtigt, und ein Visiermarkensymbol 21. das in der Richtphasc von der Richtung ties Geschwindigkeitsvektors abhangt, d. h. dessen Bewegungen begleitet, ohne notwendigerweise mit diesem übereinzustimmen. Das (ieschwindigkeiisvcktorsymbol stellt das Flugzeug in der x-Richtnng. d. h. von hinten gesehen, dar und besteht aus einem Ring 22 mit zwei Tragflügeln 23 und einer Rudcrflosse 24. Das (icschwindigkcitsvcktorsymbol 20. das das im Indikator 6 erscheinende Bild der Umwelt überlagert, ist aus »unendlich« abgestellt und gibt eine echte Winkelangabc gegenüber der Geschwindigkcitsvektorrichlung des Flugzeuges. Die Größe des Ringes 22 ist so gewählt, daß sie einem Winkel von einem halben Grad entspricht. Das Visicrmarkcnsymhol besteht aus einem Visierpunkt 25 und zwei senkrechten Linien 26. die beidseitig symmetrisch zum VisierpunkI 25 iingcort'ict sind. In der Richtphasc liegen die zwei Symbole übereinander und bilden ein kombiniertes Visicrsymboi 2i a, bei dem der VKicrpünkt 25 den Mittelpunkt des Ringes des Gcsehwindigkeitsvektorsymbols bildet

Bevor der Piiot sein Flugzeug in den Sturzangriff übergehen laßt, nimmt er mit den Schaltern 16</, 16h und 16r am Schaltpull 16 die gewünschten Voreinstellungen des Visicrsymbols 21 α bezüglich der gewünschten Sturz- und Seitcmichtungen vor. beispielsweise so. wie es die F i g. 4 und 16 zeigen. Die seitliche Voreinstellung ist. wie vor allem die F⁷ ig. 16 zeigt, mit dem Winkel '!\ und die Slurzrichtung mit dem Winkel ;·_Λ bezeichnet. Der Pilot richtet in der Richtphasc das Flugzeug auf das Ziel, indem er sich bemüht, den Visierpunkl auf dem Ziel z.u halten. Dabei empfangt er optische Bilder, wie sie als Beispiel in den Fig. 3 und 4 dargestellt sind. Wenn das Flugzeug entsprechend gerichtet ist. schließt der Pilot die Richtphasc ab und gibt im Punkt S₁ die Bombenzicleinrichtung frei, indem er den Schalter 18 am Steuerknüppel 17 nach außen und vorn drückt. Jetzt werden vor allem der Computer 7 und die Auslösevorrichtung 13 freigegeben, so daß nun die Meßphase II beginnt, deren Flugwegteil mit dem Bez.ugszeichen 26 bezeichnet ist.

Während dieser Meßphase erhält der Pilot die gleichen Symbolinformationen auf dem Indikator 6 wie in der Richtphasc Seine Aufgabe besteht nun darin, den Punkt 25 der Visiermarke dem beweglichen Ziel 3 mit noch größerer Genauigkeit folgen zu ias:.-n. sofern dieses möglich ist. Innerhalb dieser Phase bewegt sich das Ziel vom Punkt T₁ zum Punkt T₂. Nach der Freigabe arbeitet der Computer 7 kontinuierlich unter Berücksichtigung der von den Übertragern empfangenen Signale, des auf den Boden bezogenen Geschwindigkeitsvektors des Flugzeuges, der Lage des Visiersymbols auf dem Indikator 6, eines die Relativlage von Ziel und Flugzeug erfassenden Positionsvekiors und Werten von möglichen Geschwindigkeitskomoonenten des Zieles einschließlich gemessener Windkorrcklurkomponenten, die ein Wind 27 verursacht.

Die Meßphase Il wird abgeschlossen und die dem Fiugwcg 28 entsprechende Auslösephasc Hi dadurch s begonnen, daß der Pilot im Punkt S₂ den nach außen und nach vorn bewegten Schalter 18 in eine Feuerstellung drückt. Jetzt errechnet der Computer 7 auf Ciriind der während der Mcßphasc errechneten Zielgeschwindigkeit und der WindkorrekUirkomponenlen.

ίο der im Gedächtnis des Computers gespeicherten ballistischen Konstanten der verwendeten Bomben und der Sig..algrößen der verschiedenen übertrager nach und nach die Auslöscbedinuungcn für die Bomben, d.h. die vorherzusagende Fluglage und die Ko-

is ordinaten zum Bombenauslösezcilpunkt und ein Schrägflug- und Hochzichmanöver des Flugzeuges derart, daß zur vorherbercchneten Bombenauslösez.cit der zunächst ermittelte Atiftrcffchlcr der Bomben am Boden in Flugrichtung und auch quer dazu zu Null wird. Kommandos bezüglich der errechneten Schrägung- und Hochziehmanövcr des Flugzeuges werden dem Piloten auf dem Indikator 6 dargestellt. Diese Kommandos werden vom Pitotcn durch Manövrieren des Flugzeuges bis zum Zeitpunkt der Bomben-

2s auslösung auf Null ausgesteuert, wodurch das Flugzeug auf die vorhergesagte Flugposilion geflogen wird. Die Anzeige der vorerwähnten Schrägflug· und Hoehz.ichkninmandos entsteht dadurch, daß das Visicimarkensymbol 21 und das Gcschwindigkcitsvektor-

•,0 .'.jrnbo! 20. die während Her Rit-hi- und Auslöscphasc gekoppelt waren und das Visiersymbol 21 bildclcii. plötzlich voneinander getrennt werden, so daß sich das Visiermarkensymbol 21 vom Gesehwindigkeitsvcktorsymbol 20 entfernt und sich die beiden Symbole gegeneinander um die Flugzeuglängsachsc drehen. Fig. 5 zeigt das optische Bild, das der Pilot bei Linlcilung der Auslösephasc empfängt, um ihm bei der Durchführung des Hochzieh- und Schrägflugmanövers zu helfen und ihn zu einem Punkt F zu bringen, an dem die Bombenauslösung erfolgt und die Auslöscphase endet. Bevor der Punkt F erreicht ist. muß das Schrägflugkommando auf Null ausgesteuert sein, d. h.. die Flosse des Gcsehwindigkeitsvektorsymbols muß auf das Visiermarkensymbol zeigen. Im Punkt F soll, wie in F i g. 6 dargestellt, das Geschwindigkeitsvektorsymbol üb^erdie Stelle des Visiermarkensymbols hinweggehen, die es vor der Symboltrcnnung innehat. Wenn die nach und nach vom Computer vorhergesaete Auslösezeit gekommen ist. liefert der Computer automatisch ein Auslösesignal zur Auslösevorrichtung 13. die dann einen Auslöseimpuls zur Bombenauskünkvorrichtung 14 des Flugzeuges überträgt. Hierdurch werden die Bomben 15 frei und erreichen über eine Flugbahn 29 den Punkt T₃, wo sie das bis zu diesem Punkt weiter bewegte Ziel 3 erreichen. Wenn der Computer das Auslösesignal gibt, verschwindet die Visier- und Steuersymbolangabe auf dem Indikator 6, der nun z. B. dazu dient, Navigationsinformationen zur Schau zu stellen, die der Computer liefert, um das Flug-

zeug entlang eines zuvor festgelegten Flugpfades 30 in geringstmöglicher Höhe zur Basis zurückzubringen.

Es sollen nun die mit 'lern Computer erfindungsgemäß durchzuführenden Berechnungen ausführlicher beschrieben werden. Die nachfolgende Liste von Symbolen dient zum Verständnis der Rechnun^s'eichungen. die im nachfolgenden Text und in den Figuren verwendet werden.

/I = Beschleuniguiigsmessersigiial. Y_n -=

Γι ■- Beschlcunigungsvcktor des Flugzeuges.

_« ~ Beschleuiiiguiigsvektorkoinponentc. Γ -----

B -- Vekli.r des Gcsamtbombenfallwcgcs gegenüber dem Flugzeug unter dem Einfluß von 5 I „ _ Schwerkraft und Luftwiderstand, V₁, -

Ii₁. --■ Vcrzögcrungsvcktordcr Bomben auf Grund

des Luftwiderstandes. V_n

h =- Vektorprodukt U ■ V₁ ,

h — Vcklorkomponcnte von h. io V_m —

C₁, — Luftwidcrstandskoeflizient der Bombe.

Luftwidcrstandsparamelcr der Bombe. V₁ ---

c ^ Vektorprodukt/}, ■ R₁. ,<, V\, ~

c — Vcklorkomponcnte von f.

<7 -- Vektorprodukt U_x ■ V₁. V₁ ---=

(I ~ Vcklorkomponcnte von <7.

i/„ = vorhergcsagter kleinster Abstand des Flug- I,-,-· —

zcuges vom Ziel bei geradlinigem Flugweg 20 _ direkt über das Ziel, W ---

c = Filierfaktor zur Berücksichtigung der rcla- W_n =

tiven Dämpfung der Filterfunktion, W_x, =

Hilfsvariablc zur Berechnung der ballisti- n, ■-

sehen Bombendaten, 25

Erdbeschleunigung, n_p —

Höhe des Flugzeuges über dem Ziel, Bodendruck korrektur,
Luftwiderstandsparamctcr der Bombe. Schallgcscliwindigkeitskonslante, 30

Umwandlungsfaktor Höbe Luftdruck, Verstärkungsfaktor für die Hochzieh- und u,. =

Schrägflugkommandos,
Verstärkungsfaktor im Filterkreis für die Doppler- Wind berechnungen, 35

Auftreffchlervcktor für die Bomben,

1_yl — Y_t Komponente = Horizontaler Auflreff-

seitenfehler, n_s =

M = Machzahl. //,, =

Machzahlparamcter zur Berechnung des 40 Luftwiderstandskoeffizienten der Bombe. Masse der Bombe,

Hilfsvariable zur Berechnung der Bombenwurfzeit.

barometrischer Druck in der Höhe des 45 ,-;,. = Flugzeuges,

mittlerer statischer Luftdruck für die Bombe während ihrer Fallzcit,
Abstand des Flugzeuges vom Ziel, R_R oder R_n. 50

\R_a =■ vorausgesagter Beschleunigungsvektor des /i, =

_ Flugzeuges.

K_f = Lagevektor des Zieles gegenüber dem Flugzeug,

R₁₁ = aus der barometrischen Höhe und dem 55 Sturzwinkel des Flugzeuges berechneter Abstand vom Ziel,

R~\_f = ungefilterter Wert des Lagevektors des Zieles gegenüber dem Flugzeug.

R_R = mit Radar gemessener Abstand zwischen 60 Flugzeug und Ziel.

5„ = aerodynamische Bezugsoberfläcne der

Bombe.
.s- = Laplace-Operator,

T_K = absolute Lufttemperatur, 65

Ty ~ Zeitkonstante des Filterkreises zur Berechnung des Geschwindigkeiisvektors des Flugzeuges gegenüber dem Luflmeer.

/a _■

K -

J ~

m_ß =

N =

Ps =

R =

Zeitkonstante des Filterkreises für die Doppler-Wi iid bercehnun[>,
auf den Boden bezogener Gcschwindigkeitsvcklor des Flugzeuges — V₁ I W.
Schallgeschwindigkeit,
errechneter, auf den Hoden bezogener Geschwindigkcitsvcktor des F-'lug/euges,
Doppler - Geschwindigkeitsveklor vom Dopplci-CJeräi,

Cicscliwindigkcitsvcktor der Bombe beim Entfernen in --Richtung von der Bombenausk link vorrichtung,

auf das I.uftmcer bc/.ogcncr Geschw 'idigkcilsvcktor des F'lugzeuges,
mit Hilfe der l.uftzustandsdatcn errechneter Cieschwindigkcitsvektor des F'lugzeuges,
Gcschwindigkeitsvektor des Zieles einschließlich der Windkorrektur,
Windkorrektur auf Grund der Doppler-Windbcrechnung - V_n V₁₁,
gewählter Windvektor; W₁, oder W_SI.
[)oppler-Windvektor = V_n V₁ ,
manuell einstellbarer Windvcklor,
auf die .v-Achse des F'lugzeuges bezogener Winkel der Luftströmung,
die r-Komponcntc der Winkellage des Visierpunktes 25 auf den Visierlinienindikator, d. Ii. der Winkel zwischen der x-Achsc <lo Fhjgz'-Mjgcs und der Projektion der durch den Zielpunkt festgelegten Visierlinie auf die r-.v-Ebene,

die r-Komponentc der Winkellage des errechneten Geschwindigkeitsvektors drs Flugzeuges auf dem Visierlinienindikalor, d. h. der Winkel zwischen der x-Achse des Flugzeuges und der Projektion dieses Geschwindigkeitsvektors auf i''c z-.x-Ebcne, die Differenz n_p - n, (in z-Richtung),
die ^'-Komponente der Winkellage des Visierpunktes 25 auf dem Visierlinicnindikator. d. h. der Winkel zwischen der .x-Achse des F'lugzeuges und der Projektion der durch den Visierpunkl festgelegten Visierlinie auf die .v-y-Ebene,
die j'-Komponentc der Winkellage des errechneten Geschwindigkeiisvektors des Flugzeuges auf dem Visicrlinicnindikator, d. h. der Winkel zwischen der .x-Achse des F'lugzeuges und der Projektion dieses Geschwindigkeitsvektors auf die .x-y-F.bene. die Differenz fl_p - //, (in v-Richtung).
zulässiger Maximalwert von ;·,,
Winkel zwischen dem Gcschwindigkeitsvektor des F'lugzeuges und der zum zu treffenden Ziel gerichteten Visierlinie,
Winkel zwischen Geschwindigkeitsvektorprojektion und Visierlinienprojektion auf eine Vertikalebene, die die Flugzeugmittellinie 25 des Visicrsymbols 21a enthält, d. h. des Visiersymbols, das dem vom Piloten gewählten Sturzflug entspricht,
automatisch veränderter Sturzwinkel,
manuell einstellbarer Sturzwinkel,
konstanter Sturzwinkel,
Winkeldivergenz zwischen dei liorizontalebene und dem mit ros (-) multiplizierten Gesch windigkeifsvektor,
radial begrenzte Winkeldivergenz zwi-

sehen dem Visierpunkt 25 und der Mille des (icschwindigkeitsvektorsymbols bei vorliegendem I loch/ich kommando. Weil von «„ vor der Begrenzung. ----- (irenzwcrl von «„, s

- a;;f deir. Visierlinicnindikalor dargestelltes Schrä'illugkommando. Anstellwinkel des Flugzeuges. ■- begrenzte Winkeldivergcnz zwischen den Projektionen des Visierpunkles 25 des Visicrmarkensymbols und der Mitte des Geschwindigkeitsvcklorsymbols auf eine Ver'.ikalebcne durch die Flugzcugmittellinie bei vorliegendem Hocliziehkommando.

Wj₁ = Wert von I W₁₁ vor der Begrenzung. '/' -- Kurswinkel.

V'_v -- Kurswinkelabweiehung in (,-Richtung des Visierlinienindikators, d. h. der Winkel zwischen den auf die Horizontalebene vorgenommenen Projektionen des errechneten Gesehwiiidigkeitsveklors des Flugzeuges und dem Visierpunkt 25 des Visiersymbols 21«. d. h die vom Piloten gewählte seitliche Voreinstellung des Visicrsymhols,

'/'„ - begrenzte Winkcldivergenz in }>,-Richtung des VisicrlinicnindiKators, d. h. der Winkel zwischen den auf die Horizonlalebcnc erzeugten Projektionen der Mitte de-> Gesclnvindigkeiisvckioisymbois und des Visierpunktes bei vorliegendem Schrägllugkommando,
-- Wert von I '/'., vor der Begrenzung. = vorhergesagte Zeit bis zum Aufschlag der Bomben im Ziel.

= positive Zeitmarke zwischen Abschluß der Meßphase und Zeitpunkt der Bombcnauslösung.

= ^Tiw ^r\- = berechnete Bombcnfallzeit.

= empfohlener Auslösezeitpunkt.

= Bandbreite des Filierkreises zur Berechnung des relativen Lagevektors am Ziel,

= Verdrehungsvektor zwischen den bei den Berechnungen verwendeten Koordinatensystemen. _

= Vektorkomponente von U.

Die in den Rechnungen verwendeten, auf die Ko-Jinatcn-Systeme bezogenen Indizes werden später äutert.

Der Computer 7 hat die Aufgabe, mit den von den lertragern gemessenen und als Veränderliche im :dächtnis des Computers gespeicherten Größen d mit den im Gedächtnis gespeicherten Konstanten. ballistische Bombenkonstanten. Zeitkonstanten ■ν., in genauer zeitlicher Folge eine große Anzahl ^uon chenvorgängen durchzuführen. Um nachfolgende Schreibung übersichtlicher zu machen, ist das gente Computerprogramm in eine Anzahl von Teiljgrammen oder Blöcken unterteilt. Die F i g. 7 und 8 gen. welche Variablen im einzelnen verarbeitet rden und wie die Signale laufen.
Die die Geschwindigkeiten und Positionen oder gen darstellenden Veränderlichen werden als Geiwindigkeits- und Lagevektoren behandelt. Die einnen Vektoren werden, wie F i g. 9 zeigt, in Kompo-

Hunten eines oder mehrerer der kartesischen Koordinalensystcme zerlegt, wobei man sich den Nullpunkt der Koordinatensysteme als im,Schwerpunkt des Flugzeuges gelegen denken kann. Für die erwiilvMcn Koordinatensysteme weiden nachfolgende Indizes verwendet.

I mli/es

Definition

ν, , ν, , ζ

■V||, Vl

auf das Flugzeug bezogenes kartesisches Koordinatensystem, dessen x-Achsc sich enthing der Längsachse des Fhigzcugrumpfcs, dessen y-Achsc sich entlang der rechten Tragfläche und dessen ::-Achse sich nach unten erstreckt; dieses System ist gegenüber dem x-y-z-Syslem um die x-Aehsc um einen Winkel Φ so verdreht, daß die y,-Achse horizontal verläuft;

Z₂: dieses System ist gegenüber dem x,-_>·,-z,-System um die y, -Achse um einen Winkel (■) so verdreht, daß auch clic .Y₂-Achse horizontal in Flugrichtung zeigt:

z_t,: dieses System ist gegenüber dem X₂-V₂-^" System um die z₂-Achsc um einen Winkel 1/· so verdreht, daß die .X₀-AcIiSC nach Norden, die Vn-Aehsc nach Osten und die z„-Achse vertikal nach unten zeigt.

Dic F" ig. 9 ziMgl als Beispiel die Zerlegung der Vektoren V und Ii in V_x„, V ,.„. V_zl) bzw. 'J_x, i>_y und

Die Transformationen, d. h. die Verdrehungen eines Koordinatensystems in ein anderes, erfolgten im Computer in bekannter Weise. Wie die Fig. IO und J5 zeigen, werden mit den getrennten Komponenten der entsprechenden Vektoren auch Filterrechnungen in Form rekursivcr Diffcrcnzglcichungen ausgeführt.

Alle Rechnungen werden in Hauptcomputerzyklen, wie sie in F i g. 8 dargestellt sind, kontinuierlich wie i;rholt. Die zeitlich festgelegten Zyklen sind dadurch definiert, daß die nächste Rechnung mit einer Wiederanlaufvorrichtung lh in bekannter Weise eingeleitet wird, wenn ein Zeitsignal von einem Oszillator Iu des Computers eintrifft. Die Schalter Ic und Id werden automatisch umgeschaltet bei der noch später zu erläuternden Fehlfunktion des Floppier- bzw. Radargerätes. Gesonderte Unlerbrechungsprogramme. die in bekannter Weise in die Rechnungen eingeführt werden, können den normalen Hauptcomputerzyklus unterbrechen. Diese graphisch schwierig darzustellenden und daher nicht dargestellten Unterbrecherprogramme bestehen in bekannter Weise aus approximativen Unterbrechungen und Vorhersagen, die die Auflösung erhöhen bzw. die dynamischen Eigenschaften der Steuersignale <i_p. \',_p. </·„, I </>„. ,\_Vu verbessern, die dem Visierlinienindikator 6 zur Verstellung des Visiersymbols 2! α und der Geschwindigkeitsvektor- und Visiermarkensymbole 20 bzw. 21 zugeführt werden. Entsprechendes gilt auch für das Auslösesignal Lf. welches der Auslösevorrichtung 13 des Flugzeuges zum Ausklinken der Bomben 15 zugeführt wird.

Entsprechend den Phasen I, II und III des Bombenangriffes läßt sich die an Hand der F i g. 7 und S ^u erläuternde Rechnung in nachfolgende Gruppen unterteilen:

I. Während der Richtphase des Angriffes erfolgt die Rechnung in den Blöcken

40 Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges gegenüber dem Luftmeer I₁.

41 Doppler-Windvektor If',, oder, falls das Dopplergerät ausfällt.

42 manuell eingestellter Windvektor H.

43 auf den Boden bezogener Geschwindigkeit:; vektor V des Flugzeuges.

44 Tief- und Seitenlagen-Voreinstellungen des Visiersymbols auf den Visierlinienindikator ;·., bzw. „·.,.

45 Lage des Visiersymbols auf den Visierlinienindikator κ,,,;,,.

II. Während der Meßphase des Angriffes wird wie folgt gerechnet

Blöcke 40. 41 oder 42: 43. 44. 45 und Lage

46 Rf des Zieles gegenüber dem Flugzeug, dessen Geschwindigkeitsvektor V₁ und. falls eine direkte Entfernungsmessung z. B. durch Radar ausfällt.

47 Entfernung R₁, des Zieles mittels der barometrischen Hohe P₅ und des Sturzwinkels des Flugzeuges.

III. Während der Auslösephase des Angriffes wird wie folgt gerechnet

Blöcke 40. 41 oder 42: 43. 46 und

48 räumliche und zeitliche Veränderliche für die Bombenauslösung M_yt ; τ. r_B.

49 ballistische Bomdendaten in Form von Hilfsveränderlichen K₁, J₀.

50 Hochzieh- und Schräüfluiikommandos </'„.

51 Zeitpunkt der übertragung des Auslösesignals Lf zur Auslösevorrichtung der Bombenausklinkvorrichtung.

Die Rechnungen während der verschiedenen Phasen werden nun ausführlicher an Hand der F i g. 7 bis 20 erläutert.

I. Die Rechnungen während der Richlphase

Der Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges
und die Windvektoren
(Blöcke 40. 41.42. 43)

F i g. 10 erläutert prinzipiell die Berechnung der auf das Luftmeer bzw. auf den Boden bezogenen Geschwindigkeitsvekloren V₁ und F des Flugzeugs und die Berechnung des Windvektors W. Der auf das feste Koordinatensystem xyz des Flugzeuges bezogene Luftgeschwindigkeitsvektor Κ_Λ/ wird im Block 52 in bekannter Weise mit den Signalen errechnet, die die Übertrager für die Machzahl Λ/, die Lufttemperatur 7', den Barometerdruck P_sundden Luftanströinwinkcl n, liefern. Die letzterwähnte Größe wird mit dem Signal /L der Beschleunigungsübertrager errechnet. Das Geschwindigkeitsvektorsignal V_sl gelangt an den Summationspunkt 53 eines Filtercomputcrblockes 54. zu dem ein Integrator 55 gehört, der mil einem Rückspeicher 56 zu einem geschlossenen Filterkreis mil der Übertragerfunktion

I <·5

i t- T₁ ■ s

zusammcngeschaltet ist. wobei sich die Zeitkonstante

40

45 7", des Tiefpasses aus dem Verstärkungsfaktor .-j.

geschlossenen Kreises ergibt. Im geschlossenen Kreis befindet sich ein Ausschalter 57. der während der Rieht- und Meßphase automatisch geschlossen gehalten wird und hei der Auslösephase e'Tnet. Mit den Signalen A_x. A. der Beschieunigungsübertrager und den Signalen <!>. H der Fluglageübertrager wird in bekannter Weise in einem Block 58 ein Beschleunigungsvektor « des Flugzeuges errechnet. Dieser Vektor wird dem Filtercomputerblock am Summierungspunkt 59 zugeführt und zum Integrator 55 weitergeleitet. Der Verdrehung^vektor il des dem Flugzeug fest zugeordneten .v-v-r-Koordinatens\stems wird in einem Block 60 errechnet und gelangt dann in einen angeschlossenen Block 61. der den Integrator 55 überbrückt. Der Anschluß an den Integrator 55 erfolgt über einen Rückspeicher 62. So wird ein Vektorprodukt h = ü χ V₁ errechnet, welches am Summationspunkt 69 des geschlossenen Filtercomputerblockes 54 zugeführt wird. Der luftbezogene Geschwindigkeitsvektor V₁. welcher im Integrator 55 errechnet wurde, wird im Koordinatenumsetzer 63 über die Fluglagenwinkel <!>. <-) und ψ auf die bodenbezogenen Koordinaten .Y₀ v„ r₀ umgerechnet. Mit dem Doppler-Geschwindigkeitsvektor V_n und dem lufthezogenen Geschwindigkeitsvektor V₁ des Flugzeuges wird in bekannter Weise ein Doppler-Windvektor W_n errechnet. Das Doppler-Geschwindigkeitsvektorsignal V_n gelangt über einen Summationspunkt 68 in einen Filtercomputer 41. der als geschlossener Filterkreis einen Integrator 65 umgibt. Das Ergebnis ist eine Gesamtübertragungsfunktion:

' ' k_K ·' k„- ■'

Die Ausgangsgröße des Integrators 65. d. h. der gefilterte Doppler-Windvektor W_n. wird über einen Rückspeicher 66 und einen Koordinatenumsetzer 67 vom .Y(,-V(,--_n-System in das .\-v-~-System umgesetzt und gelangt dann zum Summationspunkt 64. wo der luftbezogene Geschwindigkcitsvektor V] hinzuaddiert wird, um einen errechneten Bodengeschwindi^keitsvektor V₁₁ im .γ-v-r-Koordinatensystem zu erhalten und zu einem Punkt zu führen, an dem das Dopplejj· Gerät angeschlossen ist. Der errechnete Vektor V₁₁ wird im_ Punkt 68 von einem gemessenen Dopplc_rvektor V_n subtrahiert. Die entstehende Differenz I W wird im Koordinatenumsetzer 67 in das bodenbezogene Koordinatensystem .Y₀ v„ r„ zurückgeführt und dann in einen Tiefpaß 65« mit der Zeitkonstanten T_n und dem Verstärkungsfaktor K₁, eingespeist. Anschließend erfolgt eine Integration im Integrator 65. Bei einem unvorhergesehenen Aufhören der Dopplersignalc wird der Filterkreis 41 automatisch am Schalter 69 geöffnet, so daß der Integrator 65 als Windsignalgcdächtnis arbeitel mit einem konstanten Ausgang W_n. Wenn das Dopplergerät vollständig außer Betrieb ist. kann der Pilot mit einem Schalter I6/1 am Schaltpult 16 in den Computer 7 eine geschätzte Windstärke und Windrichtung einspeisen. Der Windvektor W_sl wird jm Block 42 errechnet. Der Windvektor W_n oder H_M wird automalisch vom Schulter 70ausgcwähll. über den Schalter 70 gelangt der Windvektor W zum Block 43. wo am Summationspunkl 71 der Vektor I', hinzugefügt wird, um den bodenbezoge-

Ben Geschwindigkeitsvektor Γ des Himzeuues zu errechnen.

Die Neigungs- und Seitenlagen-Yoreinsiellun»

und die Verstelluni; des Yisiersymhols
auf dem Visierlinienindikalor (Blocke 44. 45)

Die Fig. 11. 12, 13 und 16 erläutern ausführlicher die Auswahlmöglichkeiten des Pikv.en bezüglich des venikalen Neigungs- und des horizontalen Seitenlagenwinkels fur den Angriffsflugweg und die Errechnung der entsprechenden Einstell-l.agen des Visierst mbols auf dem Visierlinienindikalor.

Der Pilot kann unter den folgenden drei Alternativen den Neigungswinke! seines Angriffstlugweges. für den die Lage des Visiersymbols im Block 44 errechne! ά ird. wählen:

i Konstanter Neigungswinkel für den besannen Angriffsflugweg.

Ζ. Während der Richtphase manuell einstellbarer konstanter Neigungsw inkei.

/ Automatisch veränderter Neigungswinkel, der zu einem geradlinigen Angriffsflugweg über das Ziel fuhrt und besonders bei extrem gerinnen Angriffshöhen geeignet ist.

Die Wahl zwischen diesen drei Alternativen wird \vm Piloten mit dem Schalter 16t/ des Schaltpults 16 vorgenommen, wo drei entsprechende Schallerstellungen 1. 2 und 3 vorgesehen sind. Dieser Schalter hai zwei SehJtfunklionen 106 und 107 im Block 44. In der Schaltstellung I gelangen die Schaltfunklionen Hin and S07 in ihre entsprechenden Stellungen 1. und es ergibt sich als Ausgang vom Block 44 ein konstanter Sturz- oder Neigungswinkel ;\_{J von z. B. .'; .

Wenn der Pilot den Schalter 16<! m die Stellung 2 bringt, gelangen auch die Schaltfunktionen 106 und 1(17 in die Stellungen 2. Nun ist ein konstanter Wert ;\_t von z. B. 0 als Ausgangswert an einem Integrator 108 verfügbar. Während der Beobachtung der Lage des Visiersymbols 21« yuf dem Visierlinienindikator 6 kann der Pilot nun mit Hilfe eines am Schaltpult 16 angeordneten Potentiometers l(th. welches ein Winkelueschwindiizkei;ssiünal

erzeuut. um den Ausgang y_sk des Integrator- 108 gleichlaufend mit der Winkelgeschwindigkeit zu vergrößern, damit auf diese Weise das Visiersymbol auf den Visierlinienindikator je nach der Situation des Angriffes in die gewünschten Stellungen kommt.

Der Ausgang des Integrators 108 wird im Block 109 zwischen zwei Grenzwerten gehalten. Zum einen muß ;,_; stets positiv sein. d. h.. der Angriffsweg ist auf krummlinige fallende Pfade beschränkt, zum anderen darf ;\_k nicht den Wert ;■ überschreiten, der in den Blöcken 117 und 110 gemäß F ι g. 11 errechnet wird. Der Wer' ;■ ist der zulässige Maximal-Wert ties Sturzuinkels. der so berechnet wird, daß er kleiner wird als der Winkel ;■, /wischen dem (ieschwindigkeitsveklor des Flugzeuges und der zum zu treffenden Bombenziel gerichteten Visierlinie 4. Durch clic letzterwähnte Begrenzung entsteht eine positive Zeitspanne r, zwischen dem Abschluß der Meßphase und dem Zeitpunkt der Bombenausklinkung.

Wenn schließlich der Schalter 16« in die Stellung 3 gebracht wird, wird im Block 111 der F i g. I I ein konstanter Abstand (I_n (F i g. 13) errechnet, eier dem vorhergesagten geringsten Absland des Flug/enges vom Ziel hei einem geradlinigen Angriffsllugweg über das Ziel eiitsniiehl. In einem anderen Block 112 wird ein sich automatisch ändernder Sturzwinkel ;·_ω- errechnet, der stets so bemessen ist. daß das Visiersymbol während der Meßphase des Bombenangriffes auf das Ziel ausgerichtet bleiben kann. Auch dieser Sturzwinkel wird" in dem Block 113 innerhalb derselben Grenzen wie beim Block 109 begrenzt.

Bezüglich des seillichen Versetzungswinkels y_s des Angriffsflugweges kann der Pilot zwischen drei Alternativen wählen:

1. Keine seitliche Versetzung.

2. konstanter seitlicher Versetzungswinkel nach rechts.

3. konstanter seitlicher Versetzungswinkel nach

links.

Die Wahl zwischen diesen Alternativen wird vom Piloten mit dem Schalter 16c des Schaltpultes 16 vorgenommen, wo drei entsprechende Stellungen 1. 2 und 3 vorgesehen sind, um in entsprechender Weise

eine Schaltfunktion 114 des Blockes 44 zu verändern.

Betätigt der Pilot den Schalter 16c in Stellung 1.

gelangt die Schaltfunktion 114 in die Stellung 1. Hier

ist der seitliche Versetzungswinkel φ, = 0 und somit

keine seitliche Versetzung vorgesehen entsprechend einem ^-Ausgang Null am Block 44. Wenn der Pilot den Schalter 16c- in Stellung 2 schaltet, gelangt auch die Schaltfunktion 114 in Stellung 2, wodurch eine seitliche Versetzung y, nach rechts erhalten wird, deren Größe in einem Differenzbildner 115 als Diffe-

y_: renz zwischen dem maximal zulässigen Sturzwinkel ;·, und dem gewählten Sturzwinkel ;.·, errechnet wird. Der Pilot erhält hierdurch ausreichend Zeit, um während der Auslösephase eine Schräglage des Flugzeuges auf den befohlenen Wert des Schräglagewinkels durchzuführen. Wenn schließlich der Schalter 16c in Stellung 3 gebracht wird, gelangt auch die Schaltfunktion in die Stellung 3. wobei eine seitliche Versetzung nach links erfolgt, die in obenerwähnter Weise errechnet und durch einen Block 116 bezüglich des Vorzeichens geändert wird.

Fig. 14 und 16 erläutern ausführlicher die Errechnung der Winkellage der Visiermarken- und Geschwindigkeitsvektorsymbole 21 und 20, die zum Visiersymbol 21 α kombiniert auf dem Visierlinienindikator 6 erscheinen. Der boden bezogene Geschwindigkeilsveklor I wird in einem Koordinatenumsetzer 72 unter Berücksichtigung der Winkel '/>. C-) und ψ vom Υι,-Γ,,-rii-Systcin in das .v-y---System umgewandelt, um die Winkcllagen H₁. und /J₁. des Geschwindigkeitsso vektors in einem Block 73 zu errechnen.

Die zwei Winkel -\ und >/\ aus dem Block 44 werden in einem Koordinatenumsetzer 74 unter Berücksichtigung des Schräglagenwinkels Φ in das .v-y-r-System umgesetzt, um die Winkel u„ und /J, zu erhalten.

s,s Diese Werte werden zu dem Geschwindigkeitsvektorwink·:'¹ ., bzw. /J₁. am Summalionspunkt 75 hinzuaddiert, so daß summierte Winkel «_v und ji_p über den Schalter 45« (F ig. 7) abgegeben werden. Der Schaller 45« ist in dieser Phase in Stellung I. Il mii dem

do Visierlinienindikalor 6 verbunden, um das Visiersymbol 21« in eine entsprechende Lage zu bringen.

II. Die Rechnungen wühlend der Meßphase

In dieser Phase werden vom Computer 7dicgleichen λs Rechnung;!! wie hei der Richtphasc (Blöcke^. 41 oder 42: 43. 44. 45) durchgerührt, wobei der Schalter 45« automatisch in Stellung I, II gebracht wird. Zusätzlich /u diesen Rechnimuen kommen die Berech-

pungen der Zieilate gegenüber dem Flugzeug und die Berechnungen des Geschwindigkeit«, vektnrs des Ziele^- (Blöeke 46, 47). Die Rechnung ist näher in Fig. 15 erläutert. Ein ungefilterter Wert des Lagevektors ??„ des Zieles gegenüber dem Flugzeug im .v-v-r-Koordinatensvstem wird in einem Block 76 mit den Lagewinkeln n_p. der Visiermarke und dem Abstand R zum Ziel errechnet. Die Antenne 12« des Radargerätes 12 ist mit einer Nachflihrsteuerung versehen, die die Mittellinie der Antenne stets auf die errechnete Lage der Visiermarke auf den Visierlinienindikator, d. h. in die Winkelrichtungen H₁,. ;'>_r ausrichtet, damit entlang dieser Richtung der Abstand zum Boden gemessen wird. Anschließend erfolgt eine automatische Verriegelung, um kontinuierlich diese Messung vorzunehmen. Wenn das Radargerät in Richtung auf die Bodenechos verriegelt ist. wird dies dem Computer mitgeteilt. Dbei '.iaen automatisch gesellten Schalter 77 im Block 46 erhält der Computer vom Radargerät einen Entfernungswert R_R. den der Block 76 verwertet. Wenn dem Computer das Radargerät noch nicht als verriegelt gemeldet ist wird entsprechend den zuvor gegebenen Erläuterungen der Schalter 77 automatisch so verstellt, daß der Block 76 eine Entfernung R_n empfängt, die ,'om Block 47 durch Triangulation aus Höhe //_M des Flugzeuges über dem Ziel und der vertikalen Versetzung ;·,. + ;■, der Visiermarke unter dem Horizont gemäß Gleichung

errechnet wird. H_sl wird in bekannter Weise durch Höhenmessung der Luftzustandsdaten-Ubertrager erfaßt unter Berücksichtigung einer dem Luftdruck am Ziel entsprechenden Höllenkorrektur \H_SI. die vom Piloten mit einem Schalter 16c des Schaltpultes 16 einstellbar ist. Der auf den Boden bezogene relative Lagevektor R_u des Zieles wird im Block 76 untei Berücksichtigung des Schräglagewinkels Φ auf das Koordinatensystem .v, v, r, umgesetzt. Der Vektor ft_u gelangt zu einem Summationspimkt 78 eines Sekundärfilters, der die zwei Integratoren 79 und 80 entsprechend einer Gesamtumsetzungsfunktion für den errechneten Geschwindiizkcitsvektor des Zieles

- K,

überbrückt, wobei <-_>n die Bandbreite des Filters und c die relative Dämpfung ist. Die F'ilterrcehnungen des Blockes 46 dienen zur Ermittlung des Geschwindigkeitsvektors V₁ des Zieles in Form eines gefilterten Dirferentialquotienten der Relativlage des Zieles aul Grund des Richtungswinkels zum Ziel und des Zielabstandes. Die Filterschaltung enthält _cinen Rückspeicher 81. der die gefilterte Relativlage R. wieder am Summationspunkl 78einspeist. Die Differenz R~_SI R₁ wird mit einer Konstanten 2ιί·ι,, multipliziert und dann am Summationspunkl 82 des Integra; ο rs 80 addiert. Dort werden ferner addiert der an einem anderen Summationspunkt 83 gebildete relative Gesdnvindii:- keilsvekior V₁ \' und auch ein im Block 84 errechnetes Vektorprodukt Γ 'J R₁, wofiii der Verdrehungsveklor/_' des λ, - \, -^₁ - K doi tlinilcnsyslcms gegenüber dem A-r-r-S)stern in einem lilo.-k 85 iTiccltncl wird. Der Differen/vekloi /<\, R, am Summationspunkt 78 wird ferner mit einer Konstanten ,„;, multipliziert und an einem anderen Summationspunkt

86 des Integrators 79 addiert- Der Ausgang de- Imeizrators 79 "ist der Cieschwindigkeilsvektor V₁ des Zieles. Am Summalioiispunkt 86 wird ein im Block

87 errechnetes weiteres Vektorprodukt Λ r.-. υ. V₁ addiert. Ferner ist im F'ilterkreis hinter dem Summanonspunkl 78 ein Schalter 88 vorgesehen, der während der Meßphase des Sturzangriffes automatisch ge-

ic schlossen gehallen wird und sich in der Auslösephase öffnet.

III Die Rechnung während der Auslösephase

Während dieser Phase werden vom Computer 7 in

ι - den Blöcken 40. 41 oder 42: 43 und 46 im wesentlichen die deichen Rechnungen wie in der Meßphase ausgeführt. Unterschiedlich ist hier jedoch, daß der Schalter 57 des Blockes 40. der Schalter 69 des Blockes 41 (Fig. 10) und der Schalter 88 des Blockes 46

(Fin. 15) in dieser Phase automatisch geöffnet wird Zusätzlich werden, wie an Hand der F i g. 1 7 bis 2? erläutert, weitere Faktoren in die Rechnung einbezogen, und zwar im Block 48 die Auslöseveränderlichen. Tm Block 49 die Ix.'üstischen Bombendaten, im Block 50 die Hochzieh- und Schräglagekommandos und im Block 51 der Abgabezeitpunkt des Auslösesignals zur Auslösevorrichtung 13 der Bombenausklinkvorrichtung 14. Die Berechnungen des Geschwindigkeitsvektors des Flugzeuges in der Auslösephase basieren

grundsätzlich auf einer Integration von Beschleunigungssignalen im Block 40 (Fig. 10), der in diesem Falle aber nicht mehr mit Luftzustandsdaten aus dem Block 52 überwacht wird, weil der Schalter 57 offen ist. Durch öffnen dieses Schalters werden dynamische übertragerfehler von den Luftzustandsdaten und Fluglageübcrtragern vermieden, urn eine erhöhte Genauigkeit bei dem relativ energiereichen, aber kurzen Hochziehvorgang zu erreichen. Weil der Schalter 69 im Block 41 (F i g. 10) ebenfalls offen ist, bleibt der errechnete Windvektor W während des Hochziehens konstant. Auch der gemessene Zielgeschwindigkeitsvektor V₁ bleibt konstant, da der Schalter 88 des Blockes 46 (Fig. 15) offen ist. während der auf das Flugzeug bezogene Lagevektor R_f des Zieles kontinuierlich durch den Integrator 80 bis zum Ende extrapoliert wird. Der Schalter 88 muß offen sein, da die Errechnung R_u im Block 76 in dieser Phase nicht mehr zur Verfügung steht, weil Visiermarke und Radargerät nicht mehr auf das Ziel gerichtet sind.

Zur Errechnung der Auslöseveränderlichen im Block 48 gehört die Berechnung der Bombenaufschlagzeit r. der Bombenfallzeit T₁₁ und des horizontal seitlich auftretenden Aufprallfchlers ,W₁.,. Die Berechnung basiert auf folgendem Grundprinzip:

Wie die Vertikal- und Horizontalprojektion der 1·' i ι;. 17 und IS /ciut, besteht der Aufschlagvcktor Λ/ aus einer Anzahl von Vektoren:

Λ/ -: R₁

V₁₁₀) T-Ii - IR₁₁

Der Vektor Ii ist tier F'allvektor der Bombe gegenüber dem Flugzeug unter dem Einfluß der Schwerkraft und des Luftwiderstandes. Der Vektor IK₁, ist ein Vorhersagevektor unter Zugrundelegung eines konlinuierlich weiterlaufenden I loch/.iehmanövers. Der Vekloi I _/l(, isi der i renngeschwindigkcilsveklor der Bombe, den die liombenaiisklinkvorriehtum; verursacht. Der Aiislöse/ustand in tier Verlikalebcne wird

in einem Ilerationsverfahren erfaßt durch Verwendung der Zeitveränderlichcn τ und T_n. indem man die Komponenten des Fehlerveklors \7 in der Yeriikalebene. nämlich AZ_vl und AZ., kontinuierlich auf dem Wert Null hält. Die korrekte Ausiösezeil ist dann vorhanden. wenn r -- τ_η. Die Komponente AZ₁, des horizontalen Aufschkigfehlers wird errechnet und für die Berechnung und Darstellung des Schrägflugkommandos </'„ auf dem Visierlinieniiulikaior serwendei. mit dem der Pilot das Flugzeug so zu fliegen hai. daß AZ₁₁ im Augenblick der Bombenausklinkung gleich Null i>i.

F i g. 19 erläuten ausführlicher das Reclienverfahren im Block 48. Die Berechnung der Zeitveränderlichen τ Lifolgt durch Lösung der Gleichung AZ_tl = U. im Block 89. wo die Rechenanschlüsse eingezeichnet ind. Die Fmgangsgrölk /', für den Block 89 wird in einem Block 90 mit der Zeitveränderlichen r,, aus _t cm vorangegangenen Rechen/.} klus und mit den Variablen A-, und /„. d. Ii. den im Block 4v iF' i g. 20) errechneten ballistischen Parametern errechnet. In Jen Blöcken 91 und 92 wird die Teilrechnung vorgenommen mil einer Hilfsvariablen /V bzw. der Variablen ;_H der Bombenfallzeit. die durch Lösung der Gleichung AZ., = 0 gewonnen wird. Die Rechenanschlüsse süid in den Blöcken angegeben. Im Block 93 wird schließlich die verbleibende Horizontalkomponente AZ₁₁ mit Hilfe des Aufschlagfehlervektors AZ errechnet.

F i g. 20 erläutert den Rechnungsablauf im Block 49. wo die ballistischen Bombendaten in Form von Hilfsvariablen A, und /ή errechnet werden. Bei der Größe A₁ handelt es sich um einen Luftwiderstandsfaktor der Bomben, der in einem Block 95 errechnet wird. Diese Rechnung wird durchgeführt mit den Daten aus Block 96. wo ein statischer mittlerer Luftdruck P_v„ für den Bomhenflugweg errechnet wird mil Datei, aus dem Block 97. wo clic Schallgeschwindigkeit F, in die Rechnung einbezogen wird, und mit Daten eines Blockes 98. wo der""K.oefnzient des Bombenluftuidersiandes errechnet wird. Die Berechnung wird individuell an den \erwendeien Bombent\p angepaßt. In einem Block 99 wird die Hilfsvariable /,, mil Hilfe von /\, und der Bombenfallzeit t„ errechnet.

Fig. 21 erläutert die Rechnung im Block 50 fur die Hochzieh- und SchrägHugkommandos I <-'... I \_:, bzw. ¹Ii₁₁. wie sie F i g. 5 auf dem Visierlinienindikator zeigi. Eine horizontale Winkelkomponente Iv.. ^ird in einem Block 100 und eine ver'.ikale Winkeikomponeme ! H]₁ in einem Block 101 berechnet, worauf dann in einen-; Block !02 eine befohlene Schräglage ¹Z¹,, und in einem Block 103 ein in Fig ^Λ2 gezeigter radialer Hochziehbefehl n'_u errechnet wird. Der radiale Hochziehbefehl wird in einem Block 104 auf einen Wert ■!„„„.j beschränkt, um es dem Piloten zu erleichtern die korrekte Schräglage zu erreichen, in einem Bloc¹. 105 werden die Befehle I'-)., und 1 ;,-„ errechnet Der Schalter 45« der F i g. 7 ist während der Auslösephase automalisch auf Stellung ill gestellt, um die Schaustellung der Hochzieh- und Schräglagebefehle ir den Visierlinienindikator zu bewirken.

F i g. 23 erläutert die Berechnung im Block 51 zui Aussendung eines Auslösesignals zur Auslösevorrichtung 13. die mit der Bombenausklinkvorrichtung 1' des Flugzeuges in Verbindung steht. Die Konstante Ir₁ verkörpert somit bestehende minimale Verzö gcrungszeiten in der Bombenausklinkvorrichtung.

Hierzu 6 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

Patentansprüche:

1. Bomben/ieleinrichtung für Flugzeuge zur automatischen Bombenauslösung bei dem vorzugsweise im Sturz erfolgenden Zielanflug, bestehend aus L τ Datenverarbeitungsan'age. welche eingangsseitig mit dem Schaltpult des Piloten verbunden ist und aus Übertragern gespeist wird, die kontinuierlich die Luftzustanusdalen und weitere, das Ergebnis des Bombenwurfes beeinflussende Größen — auf die Relativlage von Flugzeug und Ziel bezogen - messen und entsprechende elektrische Signale erzeugen, mit denen die Datenverarbeitungsanlage ein den richtigen Bombenauslösezeiipunkt festlegendes Auslösesignal errechnen und abgeben kann, und welche ausgangsseitig einerseits mit einem optischen Visier und andererseits mit einer Auslösevorrichtung, die beim Empfang des Auslösesignals einen Auslöseimpuls zur Bombenausklinkvorrichtung des Flugzeuges überträgt, verbunden ist. wobei zum Visier ein in der Visierlinie des Piloten liegender transparenter Indikator gehört, d a d u r c h g e k e η η ζ e i c h η e t. daß auf dem beim Angriffsflug gegen das Ziel während einer Meßphase, in der die Geschwindigkeit des Zieles und die Windgeschwindigkeit quer zur Visierlinie t· messen wird, als Steuerbefehl ein optisches Visiermarkensvmbol '11. 25] erscheint, das sich entsprechend dem Ausgang der Datenverarbeitungsanlage bewegt, daß c^J ;r transparente Indikator (6) zusätzlich zum Visiermarkensvmbol (21, 25) ein weiteres enlsprechend dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeuges von der Datenverarbeitungsanlage (7) verstelltes Geschwindigkeitsvektorsymbol (20| empfängt: daß das Visiermarkensvmbol (21. 25) in der Meßphase von der Datenverarbeitungsanlage mit dem Ge-schwindigkeiisvektorsymbol (20) gekoppelt verstellt wird und ein zusammengesetztes Visiersymbol (21 a) bildet, daß die Datenverarbeitungsanlage (7) mit Hilfe des an Ende der Meßphase gemessenen relativen ZielLgevektors IR₁ ). des in der Meßphase ermittelten Zielgcsclnvindigkeiisvektors (!',) und der Fluglage- und Zustandsdaten ein solches Schrägung- iind Hochziehmanöver für das Flugzeug berechnet, daß der vorausberechnete Bodenaufschlagfehier (.U) der Bomben in der I lorizontalcbene und auch quer zur Flugrichtung zu dem von tier Datenverarbeitungsanlage vorhcrgesaglcn Homhcnaiislösczeitpunkl zu Null vv.rd. und daß die Datenverarbeitungsanlage (7) so ausgelegt ist. daß sie beim Umschalten auf tue Auslösephase die in tier Meßphase vorhandene Kopplung ties Y'isierinarkensvmbols (21. 25) mit dem Geschwindigkeitsvektorsymhol (20) liisl und das Visiermarkensymbnl (21, 25) gegenüber dem Gesehwindigkeitsvektorsymbol (20) verstellt, um auf dem Indikator (6) die errechneten, vom Piloten auszuführenden Schräglhig- und 1 lochzieh befehle I <!>„. iw„. I V₁,1 dadurch darzustellen, daß die Mille (25) ties Visiermarkcnsvmhols (21. 25) gegenüber tier Mitte des Geschwindigkeilsvektorsjmbols (20) einerseits um eine senkrecht zur Längsachse ties Flugzeuges und parallel zur Verlikalebene vei laufen .'e Komponente [ If-',,Ι und andererseits um eine lun/oniale Komponente I IV₁₁) versetzt wird und die die Mitten Λτ Svnibole (20. 21. 25) verbindende Linie mil tier Flugzeug-Hochachse (Z) einen Winkele/',,) bildet (Fig. 22). wobei die ersterwähnte Komponente ( \H,_t) ein Maß Rir den Hochziehbefehl und der Winkel ('/'J zusammen mit der Horizontalkomponente ( I V„) ein Maß für den Schrägilugbefehl ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1. gekennzeichnet durch eine derartige Ausbildung, daß die Einstellung der Winkellagen I«,,.,;,,) des zusammengesetzten'Visiersymbols (2Ia) auf dem Indikator (61. dessen Lage hauptsächlich vom Flugzeuggeschwin digkeitsvektor abhä-igt. während der Rieht- und \feßpl,ase in Abhängigkeit von dem bodenbczogcnen FlugzeiiggeschwinJigkeitsvekior (\') und unabhängig von den kontinuierlich errechneten Werten des Zielgeschwindigkcits- und Windkorrekturvektors (V_T) vorgenommen wird.

3. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2. dadurch gekennzeichnet, daß das zusammengesetzte Visiersymbol (21«) auf dem Indikator (6) voreinsiellbar ist und daß manuell einstellbare Wahlschalter (16i/. \6k. 16c) vorgesehen sind, mit denen das Yisiers\mbol(21«) einen gewünschten seitlichen Voreinslellwinke! Cl\) und auch einen gewünschten konstanten oder sich automatisch ändernden Neigungswinkel (;·,) erhalten kann