Vorrichtung zum Richten von Geschützen, insbesondere Flugzeugabwehrgeschützen Für das Richten von Waffen zur Bekämpfung von beweglichen Zielen, insbesondere Luftfahrzeugen, werden Visiere benötigt, um die Vorhaltwerte als Winkel zwischen der Visierrichtung und der Rohr richtung zu berechnen und dem Bedienungsmann der Waffe sichtbar zu machen. Bei Zielen, insbesondere Flugzeugen, die sich mit grossen Geschwindigkeiten bewegen, sind ausserdem motorische Antriebe des Geschützes für die Seiten- und Höhenrichtbewegung notwendig, da der Bedienungsmann nicht mehr in der Lage ist, die erforderliche Richtarbeit zu leisten.
Die Antriebe bedürfen darüber hinaus einer Steuerung, die dem Bedienungsmann die sinnfällige und leicht erlernbare Bedienung der Richtantriebe ermöglicht.
Es ist bekannt, dass sich durch Anwenden der geometrischen Beziehungen zwischen den Seiten- und Höhenwinkeln, nach denen die Waffe gerichtet wird, und weiteren Winkeln, die für die Darstellung des geradlinigen horizontalen oder geneigten Weges des Zieles in dessen Bewegungsebene gelten, besonders vorteilhafte Lösungen sowohl für das Visier als auch für die Steuerung ergeben. Diese Lösungen sind ins besondere dadurch vorteilhaft, dass sie die laufend veränderliche Entfernung zum Ziel, deren Bestimmung ein Radargerät erforderlich machen würde, nicht benötigen.
Gegenstand der Erfindung ist eine Vorrichtung zum Richten von Geschützen, insbesondere Flugzeug abwehrgeschützen, mit einer Handsteuerung zum Bewegen der Waffe und einer Visiervorrichtung. Die erfindungsgemässe Vorrichtung ist dadurch gekenn zeichnet, dass die der Handsteuerung zugeordneten Rechengetriebe auch für die hinsichtlich der Verstel lung der Abkommen in der Visiervorrichtung und der Verstellung der Visiervorrichtung selbst erforderliche Berechnung der geometrischen Daten der Bewegung des Zieles Verwendung finden, wobei als Handsteue- rung ein Getriebe vorgesehen ist,
das den Neigungs winkel der Bewegungsebene des Zieles durch eine in Abhängigkeit vom Höhenwinkel betätigte Einrichtung konstant hält, sowie als Visiervorrichtung eine solche angeordnet ist, die das Abkommen in Polarkoordi naten angibt. Dabei ist die Bewegungsebene des Zieles bei Flugzeugabwehrgeschützen die Flugebene, bei Schiffsgeschützen die Meeresebene und bei Geschützen zur Bekämpfung von Landzielen die Geländeebene.
Durch die Vereinigung der Visiervorrichtung mit der Handsteuerung ergeben sich besondere Vorteile, da die Rechengetriebe, die zur Lösung der Rechenaufgaben in Verbindung mit der Handsteuerung dienen, nun mehr gleichzeitig auch für die Aufgaben des Visiers verwendet werden, so dass sich ein erheblich geringerer Gesamtaufwand an mechanischen und elektrischen Bauteilen ergibt.
Als Handsteuerung kann dabei vorzugsweise ein Getriebe nach Patent Nr.<B>371363,</B> welches den Nei gungswinkel der Bewegungsebene des Zieles konstant hält, und als Visiervorrichtung z. B. eine solche nach Patent Nr.328115, die das Abkommen in Polar koordinaten angibt, verwendet sein.
Je nach der Art des verwendeten Visiers kann die Vorrichtung gemäss der Erfindung in verschiedener Weise ausgestaltet sein. Bei Verwendung einer Reflex optik für das Visier kann z. B. im Falle eines Flugzeug abwehrgeschützes der Flugwinkel, der die scheinbare Flugrichtung angibt und durch eine proportionale Verstellung von Teilen des Rechengetriebes in der Steuerung bereits gegeben ist, unmittelbar zur Ver stellung eines radialen Striches im Gesichtsfeld des Visiers benutzt werden.
Um das Visier noch weiter zu vereinfachen, kann bei einem Flugzeugabwehrgeschütz auch die Ermitt lung des Seitenwinkels in der Flugebene in die Steuer vorrichtung verlegt werden. Zu diesem Zwecke kann diese Steuervorrichtung durch eine Zusatzeinrichtung ergänzt sein, welche aus dem in der Steuervorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungswinkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flugebene er mittelt.
Für den Fall, dass bei einem Flugzeugabwehr geschütz die veränderliche Höhe des Flugzeuges be rücksichtigt werden soll, kann die soeben angegebene Vorrichtung zum Ermitteln des Seitenwinkels in der Flugebene durch eine weitere Vorrichtung der Steue rung ergänzt sein, die aus dem geschätzten oder ge messenen und vor. Hand einzustellenden Neigungs winkel des Flugweges und dem Neigungswinkel der Flugebene einen Korrekturwinkel zum Seitenwinkel in der Flugebene ermittelt.
Falls anstelle der Reflexoptik eine Fernrohroptik im Visier verwendet wird, kann das Visier eines Flug zeugabwehrgeschützes gleichfalls von zusätzlichen Rechenvorrichtungen befreit werden, indem in diesem Falle die Steuervorrichtung durch eine Zusatzeinrich tung ergänzt sein kann, welche aus dem in der Steuer vorrichtung gegebenen Flugwinkel und dem Neigungs winkel der Flugebene den Seitenwinkel in der Flug ebene ermittelt und aus diesem sowie aus den von Hand einzustellenden beiden Werten, nämlich dem Neigungs winkel des Flugweges und der Geschwindigkeit des Flugzeuges den Vorhalt in der Flugebene ermittelt.
Da das Visier mit der Waffe bewegt wird und das Rechengetriebe zweckmässig an der Lafette ruhend angeordnet ist, können diese beiden Teile der Gesamt vorrichtung durch mechanische Mittel verbunden sein, um im Sinne der Erfindung Messwerte und aus diesen errechnete Werte zu übertragen. Diese Werte sind im Getriebe als Drehwinkel gegeben. Da diese Winkel, durch die Eigenschaften des Rechengetriebes bedingt, keinesfalls mehr als 360 betragen und sehr geringe Bruchteile dieses Höchstwertes auf das Visier über tragen werden müssen, wäre für die Übertragungs glieder, zum Beispiel biegsame Wellen oder Zahnrad getriebe, ein sehr geringer Totgang notwendig, wenn ein Totgang das Ergebnis der Übertragung nicht ver fälschen soll.
Die Schwierigkeit, eine Übertragung mit so gerin gem Totgang zu erreichen, kann auf folgende Weise umgangen werden: Diejenigen Werte, die von einem Getriebe auf das andere übertragen werden müssen, benutzt man durch an sich bekannte Nachlaufvorrichtungen zum Steuern von Motoren mit hoher Übersetzung, so dass die Aus gangswelle des gesteuerten Motors ein Vielfaches der Drehung ausführt, die dem Messwert an der Nachlauf vorrichtung entsprach. Diese vervielfachte Drehung wird dann durch mechanische Getriebeteile, wie starre und biegsame Wellen und Zahnräder, auf das zweite Getriebe übertragen. Dort wird sie durch entspre chende Übersetzungen wieder auf die anfängliche Winkelgrösse reduziert.
Dadurch wird erreicht, dass der konstruktiv unvermeidbare Totgang der Übertragungs glieder nur einen sehr geringen Anteil der vervielfach- ten Drehung bildet und somit das Übertragungsergeb nis nicht merklich verfälschen kann.
Es hat sich gezeigt, dass zum Berechnen einer Funktion aus zwei Variablen, wie es im Gange der Auswertung mehrfach nötig ist, zweckmässig an sich bekannte Kurvenkörper benutzt werden, die z. B. zur Aufnahme einer Variablen um ihre Längsachse gedreht werden und zur Aufnahme der anderen Variab len in Achsrichtung verschoben werden. Die Werte der gesuchten Funktion werden durch einen auf der Kurvenfläche laufenden Taster abgegriffen.
Wenn im Visier eines Flugzeugabwehrgeschützes die scheinbare Flugrichtung durch einen im Gesichts feld erscheinenden radialen Strich dargestellt ist, wird zweckmässig die Richtung dieses Visierstriches vom Bedienungsmann durch ein Handrad einstellbar ge macht, so dass fortwährend die Richtung des Visier striches in Übereinstimmung mit der Längsachse des beobachteten Flugzeuges gehalten werden kann. Das Flugzeug wandert dabei im Visierbild längs des Visier striches mit einer scheinbaren Fluggeschwindigkeit. Zweckmässig wird ein Hand- oder Fusshebel vorgese hen, der es gestattet, die Nachführungsgeschwindigkeit des Antriebes so zu regeln, dass das Flugzeug mit der Folgemarke im Gesichtsfeld in Deckung bleibt.
Das zum Einstellen der scheinbaren Flugrichtung dienende Handrad eines Flugzeugabwehrgeschützes kann mit einer Vorrichtung versehen sein, die es ge stattet, nach Wahl die weitere Verfolgung der zuletzt eingestellten scheinbaren Flugrichtung durch Um schaltung dem Rechengetriebe zu übertragen. Das Rechengetriebe steuert dann selbsttätig die scheinbare Flugrichtung so, dass die aus den zuletzt vom Bedie nungsmann eingeführten Winkeln errechnete Flug ebene erhalten bleibt.
Die Umschaltung vom Handsteuern auf Steuerung durch das Rechengetriebe kann selbsttätig gemacht sein, indem das Handrad gegenüber der von ihm in das Getriebe führenden Welle einen geringen Totgang hat, so dass es sich bei Beginn des Eingriffes von Hand gegenüber der Welle um einen kleinen Winkel ver dreht. Mit dem Handrad einerseits und der Welle anderseits ist zweckmässig je ein Kontaktstück ver bunden. Bei geringer relativer Verdrehung schliessen diese einen Kontakt und schalten dadurch das Getriebe vom selbsttätigen Arbeiten auf Handeinstellung um.
Die Figuren zeigen Flugzeugabwehrgeschütze be treffende Ausführungsbeispiele nach dem Erfindungs gedanken.
Fig. 1 zeigt die geometrischen Beziehungen für eire vereinfachte Annahme; Fig. 2 stellt das Gesichtfeld im Visier mit Bezug auf die geometrischen Beziehungen entsprechend Fig. 1 dar; Fig. 3 zeigt, ähnlich der Fig. 1, die geometrischen Beziehungen bei Berücksichtigung weiterer Grössen; Fig.4 und 5 sind durch weitere Einzelheiten er gänzte geometrische Darstellungen, ähnlich wie Fig. 1 und 3;
Fig. 6 zeigt die Gesamtanordnung der Steuerung und des Visiers an der Waffe, und Fig. 7 stellt den Getriebeplan für den Fall dar, dass im Visier eine Reflexoptik verwendet wird, während Fig.8 den Getriebeplan bei Anwendung eines Fernrohrvisiers zeigt.
In Fig. 1 ist vereinfachend angenommen, dass sich das Flugzeug in gleichbleibender Höhe bewegt. M und W sind Punkte auf dem Zielweg, der in der Höhe <I>h = MM'</I> verläuft. Im Mittelpunkt 0 der Kugel ist der Geschützstandort zu denken. Der Punkt M auf dem Flugzeug erscheint dem in 0 stehenden Bedienungs mann unter dem Höhenwinkel ym und dem Seiten winkel um von der Nullrichtung NO aus zählend.
Der Messpunkt M des Flugweges erscheint auf der um den Beobachter zu denkenden Kugel in dem Punkt Mo. Der Punkt M' in der Horizontalebene Ca erscheint auf der Kugel als Punkt MO'. Auf der Kugeloberfläche entsteht somit ein rechtwinkliges sphärisches Dreieck M"M.' <I>N,</I> dessen Seiten der Bogen M,)Mö = Höhen winkel yrz und der Bogen MJN = Seitenwinkel<B>um</B> ist.
Die Flugzeuglängsachse liegt auf dem wahren Flugweg <I>MW,</I> sie erscheint dem Beobachter im Punkt Mo auf dem durch N gehenden Grösstkreis ( Flugebene j_#). Im Gesichtsfeld des Fernrohres erscheint dem Beob achter das Flugzeug, wie in Fig. 2 dargestellt, so, dass die Flugzeuglängsachse um den Winkel 8 nach Fig. 1 zur Senkrechten geneigt ist. Den Winkel cö bezeichnet man als scheinbare Flugrichtung . Er ändert sich von einem Kleinstwert bei unendlich von fern kommendem Ziel über ö = 90 im Wechselpunkt W (Fig. 1) bis zu einem Grösstwert für unendlich entfernt gehendes Ziel.
Der Winkel b gibt aber gleichzeitig das jeweilige Verhältnis zwischen den Winkelgeschwindigkeiten nach dem Seiten- und dem Höhenwinkel an.
Wie in Fig. 3 dargestellt, ändert sich im Punkt Mo die Höhenwinkelgeschwindigkeit in Richtung des durch Mo gehenden Meridians MOMö und die Seiten winkelgeschwindigkeit in der durch Mo gehenden Breitenkreisebene MoPo. Die resultierende Geschwin digkeit ergibt sich durch Zusammensetzung der beiden Komponenten als Grösse MOQo. Diese resultierende Geschwindigkeit liegt auf dem Grösstkreis <B>NM,</B> und schliesst mit dem Meridian den Winkel 8 ein.
Es ist also<I>MR,</I> die Höhenwinkelgeschwindigkeit coy, MOPo die Seitenwinkelgeschwindigkeit co"' in der Breiten kreisebene und MaQa die Seitenwinkelgeschwindigkeit o)ss in der Flugebene.
Aus der Seitenwinkelgeschwin- digkeit m5" in der Breitenkreisebene berechnet sich die Seitenwinkelgeschwindigkeit (9a in der Horizontal ebene (M.' Pö) nach der Beziehung coss = co, ' - cos y.
Ist somit die Grösse der Seitenwinkelgeschwindig- keit in der Flugebene c)ö <I>=</I> MOQo und der Richtungs winkel b bekannt, so sind damit auch die Höhen winkelgeschwindigkeit M.Ro und die Seitenwinkel geschwindigkeit MOP, bzw. Mo'Pö bekannt.
Im Gesichtsfeld des Fernrohres (Fig. 2) fällt der Geschwindigkeitsvektor der Höhenwinkelgeschwindig- keit mit der Senkrechten (Meridian) zusammen, der Geschwindigkeitsvektor der Seitenwinkelgeschwindig- keit in der Breitenkreisebene steht senkrecht dazu, und der Geschwindigkeitsvektor der resultierenden Seiten winkelgeschwindigkeit in der Flugebene liegt auf dem unter dem Winkel 8 geneigten radialen Strich.
Wie Fig. 1 und 3 erkennen lassen, ist der Neigungs winkel -c der Flugebene während des ganzen horizon talen oder geneigten Flugweges unveränderlich. Durch den Flugwinkel <I>8</I> und den Höhenwinkel<I>y</I> ist der Neigungswinkel a der Flugebene bestimmt (zufolge der Beziehung cos v = cos y - sin ö). Wenn das Flugzeug die Höhe ändert, indem es steigt oder fällt, ändern sich gegenüber dem horizontal fliegenden Ziel die geo metrischen Verhältnisse (Fig. 4).
In der Flugebene ver läuft der Flugweg nicht mehr parallel zur Spurlinie N0, sondern bildet mit dieser einen Winkel. Der Wechsel punkt W, in dem das Ziel dem Geschützstandort 0 am nächsten kommt, trennt sich von dem Punkt P auf dem Flugweg, bei dem der Höhenwinkel sein Maxi mum hat, in der Weise, dass sich der Wechselpunkt in Richtung der abnehmenden Zielhöhen gegenüber dem Punkt P verschiebt. In der Flugebene bleibt der Verlauf der Entfernungen vom Geschütz 0 zu den einzelnen Punkten auf dem Flugweg symmetrisch zum Wechsel punkt wie beim horizontalen Flugweg erhalten.
Es ändert sich deshalb auch nichts am Verlauf der Vor haltwerte in Abhängigkeit vom Seitenwinkel o'. Da gegen ändert sich die Zugehörigkeit der Werte des Flugwinkels 8 zu den Vorhaltwerten d. Während beim horizontalen Flugweg der Flugwinkel 8 ein rechter wird, wenn sich das Flugzeug im Wechselpunkt be findet, wird in dem dargestellten Beispiel der Flug winkel 8 erst bei einem Punkt P, der hinter dem Wech selpunkt liegt, ein rechter. Es verschiebt sich also der Flugwinkelverlauf gegen den Vorhaltverlauf, und zwar so, dass der Flugwinkel 8 = 90 bei steigendem Flug weg erst nach dem Wechselpunkt, bei fallendem Flug weg vor dem Wechselpunkt erreicht wird.
Diese Ver schiebung kann durch einen Korrekturwinkel des Seitenwinkels in der Horizontalebene ausgedrückt werden.
Der Korrekturwinkel x berechnet sich aus den Winkelbeziehungen in dem rechtwinkligen sphärischen Dreieck QOMQö <I>,</I> das entsteht, wenn durch 0 die Parallele zum geneigten Flugweg gezogen wird. In diesem Dreieck ist der Bogen Q,Qö der Flugneigungs winkel v. In dem Dreieck gilt: sin <I>x</I> = ctg z - tg <I>v.</I> Daraus ist zu entnehmen, dass der Flugneigungs winkel v höchstens gleich dem Neigungswinkel z der Flugebene werden kann und dass in diesem Falle der Korrekturwinkel x = 90 wird. Der Flug wird dann zu einem direkt auf das Geschütz gerichteten Flug.
Der Neigungswinkel z der Flugebene ist also gleich zeitig der Grenzwert für den Bereich, in dem sich der Flugneigungswinkel v bewegen kann.
Die Trennung des Wechselpunktes W von dem Punkt P, in dem der Höhenwinkel y sein Maximum erreicht und gleich dem Neigungswinkel z der Flug- ebene ist, bedeutet, dass sich die Zuordnung der Vor haltwinkel 4, die in Abhängigkeit von dem Abstand des Flugzeugs vom-Wechselpunkt berechnet sind, zu der Lage des radialen Striches (Fig. 2), die die Flugwinkel b angibt, ändert.
Während beim horizontal fliegenden Ziel zu einem Flugwinkel b = 90 , d. h. bei waagrechter Lage des Flugrichtungsstriches, die Vorhaltwerte gehören, die für den Wechselpunkt gelten, gehören bei einem ansteigenden Flugweg die Vorhaltwerte des Wechselpunktes<I>W zu</I> einem Flugwinkel<I>8,</I> der kleiner ist als 90 , bei einem fallenden Flugweg zu einem Flug winkel 8, der grösser ist als 90 . Die Versetzung ist bestimmt durch den Winkel x', der sowohl als Bogen WJo als auch als Bogen Q,M auf dem Grösstkreis NP,M erscheint.
Aus den sphärischen Beziehungen in dem bereits erwähnten rechtwinkligen Dreieck Q,MQa' ergibt sich sin r = sin v / sin -c. Danach kann der Korrekturwinkel r aus dem zu schätzenden Flugneigungswinkel v und dem Neigungs winkel z der Flugebene berechnet werden.
Die geometrische Grundlage des Visiers erfährt eine Änderung, sobald das Geschütz, an dem sich das Visier befindet, nicht horizontal ist oder nicht horizon- tiert werden kann, wie es z. B. bei Selbstfahrlafetten der Fall ist. Die geometrischen Verhältnisse sind in Fig. 5 dargestellt. Das Geschütz dreht sich in der Ebene G, die zur Horizontalebene S@ verkantet ist.
Die Grösse und Richtung der Verkantung ist bestimmt durch die Richtung der Achse 0V, um die die Ver- kantung erfolgt, und durch den Winkel, den die Geschützebene G mit der Horizontalebene #) ein schliesst. Ist OG die Nullrichtung, von der aus in der verkanteten Geschützebene der Seitenwinkel gemessen wird - die Nullrichtung kann z. B. die Längsachse des Fahrzeuges sein, auf der sich die Waffe befindet - so ist die Lage der Verkantungsachse durch den Seiten winkel a, bestimmt.
Der Verkantungswinkel als Neigar_gswinkel der Geschützebene gegenüber der Horizontalebene #) ist der Winkel E zwischen den beiden Ebenen im Punkt V. Die Richtung und Grösse der Verkantung kann durch eine Wasserwaage, die zunächst in die Richtung gedreht wird, in der sie den grössten Ausschlag zeigt, und dann horizontiert wird, bestimmt werden.
Die durch einen horizontal verlaufenen Zielweg MWP gehende Flugebene F schneidet die Horizontal ebene .5 in der Spurlinie N , die dem Flugweg parallel verläuft. Die Flugebene schneidet die verkantete Geschützebene ss in der Spurlinie N'0, die nicht mehr parallel zum Flugweg verläuft, sondern wie bei einem Flugweg mit Höhenänderung diesen im Endlichen schneidet. Die Lage der Spurlinie N'0 in der Geschütz ebene G ist bestimmt durch den Seitenwinkel u", ge rechnet von der Nullrichtung OG aus.
Durch sphärische Projektion des Punktes N' in die Horizontalebene ergibt sich Punkt N" und damit das rechtwinklige sphärische Dreieck VN"N', in dem N'N" der Bogen des Flugneigungswinkels v ist, der zu der Verkantung <I>a</I> gehört. Der Einfluss der Verkantung kann somit auf eine Höhenänderung zurückgeführt und damit die Verkantung in derselben Weise berücksichtigt werden wie eine Höhenänderung. Der Bogen VN" gehört zu dem Winkel ao--a'E der mit c" bezeichnet werden möge.
Aus dem rechtwinkligen Dreieck VN'N" ist die Beziehung zu entnehmen sin v = sin a" . sin s. Für die Verwendung des Visiers an Waffen grösse ren Kalibers ist es notwendig, die Reflexoptik durch ein Fernrohr mit entsprechender optischer Vergrösse rung zu ersetzen, damit das Flugzeug auf grössere Entfernungen, als es mit blossem Auge möglich ist, erkannt und verfolgt werden kann.
Das Fernrohr, das an die Stelle der Reflexoptik tritt, muss so gelagert werden, dass es um eine Achse proportional dem Flugwinkel ö und um eine zweite Achse um den Vorhaltwinkel A gedreht werden kann. Da dazu zum Unterschied von der Reflexoptik der Vorhaltwinkel d als proportionale Drehbewegungeiner Welle vorhanden sein muss, muss zusätzlich ein Rechen getriebe vorgesehen werden, durch das der Vorhalt vrinkel .d in Abhängigkeit vom Seitenwinkel a' und der Flugzeuggeschwindigkeit v berechnet wird.
Im übrigen ändert sich am Gesamtaufbau des Visiers gegenüber der Verwendung einer Reflexoptik nichts. Die getriebe technische Lösung der Erfindungsaufgabe ist beispiels weise in den Fig. 6 bis 8 dargestellt.
Wie Fig. 6 zeigt, ist an der Lafette der Waffe <B>101</B> in im einzelnen nicht dargestellter Weise der Steuer kasten 102 befestigt. Die Steuerung wird durch das Handrad 3 und den Hebel 4 bedient und liefert in ebenfalls nicht dargestellter Weise als Ausgangswerte einerseits die Werte, nach denen die motorischen Antriebe für die Seiten- und die Höhenrichtbewegung laufend verstellt werden, und anderseits die Werte, die die Visierlinie gegenüber der Rohrrichtung um den Vorhaltwinkel verstellen und in das Visier 5 gelangen. Diese Werte werden als Drehwerte von Wellen in ge eigneter Weise durch den Visierträger 6 vom Steuer kasten 102 in das Visier übertragen.
Das Handrad 3 hat zweckmässiger weise gegenüber der von ihm in das Getriebe führenden Welle einen geringen Totgang, so dass es sich bei Beginn des Eingriffs von Hand gegen über der Welle um einen kleinen Winkel verdreht. Mit dem Handrad 3 und mit der Welle ist je ein Kon taktstück verbunden, die bei relativer Verdrehung einen Kontakt schliessen und dadurch die Umschaltung des Getriebes von selbsttätigem Arbeiten auf Hand einstellung bewirken.
An dem Steuerkasten 102 befinden sich die Be dienungsknöpfe 57, 64, 67 zum Einstellen der verschie denen Winkelwerte und die Anzeigevorrichtungen 53, 55, an denen die Arbeitsweise der Steuerung und des Visiers beobachtet werden kann.
Fig.7 zeigt, dass in den Steuerkasten von den Richtantrieben der Waffe der I-löhenwinkel y und der Seitenwinkel ass durch die Wellen 1 und 2 gelangen. Der Bedienungsmann beobachtet durch die Reflex scheibe 7 das Ziel und stellt durch Drehen eines Be- dienungshandrades 3 den radialen Flugrichtungsstrich 8, der über die Reflexscheibe 7 ins Unendliche pro jiziert wird, so ein, dass er mit der Flugzeuglängsachse zusammenfällt und am Ziel erscheint.
Der Drehwert des Handrades ist somit proportio nal der scheinbaren Flugrichtung b. Er wird im ein zelnen auf folgende Weise zu dem radialen Strich 8 übertragen Der Drehwert des Handrades 3 gelangt einerseits über Zahngetriebe 9, 10 und 11 auf die Kontaktstift scheibe 45 und anderseits auf die Welle 13. Mit der Welle 12 ist auf der einen Seite die Schaltscheibe 46 eines Nachlaufwerkes fest verbunden, die entsprechend der relativen Lage des Kontaktstiftes auf Scheibe 45 den Nachlaufmotor 44 so steuert, dass Kontaktstift und Gegenkontakt immer in Übereinstimmung bleiben.
Der Motor 44 dreht sich somit proportional dem Flugwinkel b und überträgt ihn einerseits auf die Welle 12 und anderseits über biegsame Welle 145, Zahn getriebe 146, 47 und Kupplung 48 in das Visier 5. Im Visier dient der Drehwert über Zahngetriebe 49 und 50 zum Drehen der mit dem radialen Strich ver- sehenen Scheibe 8 in der Reflexoptik. Auf der Welle 12 befindet sich die Kurvenkörpergruppe 14, 15, 16, die entsprechend dem Flugwinkel b gedreht und über die von der Welle 1 getriebenen Kegelräder 17, Spindel 18 und Mutter 19 entsprechend dem Höhenwinkel y ver schoben wird.
Der Abtaster 20 des Kurvenkörpers 14 liefert auf Grund bekannter sphärischer Beziehung den Seitenwinkel d in der Flugebene, der Abtaster 21 des Kurvenkörpers 15 liefert den Neigungswinkel a der Flugebene und der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 den Seitenwinkel a in der Horizontalebene, ge messen von der Richtung der Spurlinie, in der die Flugebene die Horizontalebene schneidet.
Der Ab taster 20 überträgt über das Segmentgetriebe 20a die dem Seitenwinkel ä in der Flugebene proportionale Drehung über Zahnräder 23, 24 in das Differential 25, in dem der Korrekturwinkel x' für den Fall, dass das Flugzeug seine Höhe ändert, durch Schwenken seines Zwischenrades hinzugefügt wird. Nach der Differenz a'-m' wird die Kontaktstiftscheibe des Nachlaufwerkes 26 gedreht, die den Motor 27 so steuert, dass der Ge genkontakt des Nachlaufwerkes 26 mit dem Kontakt stift in Übereinstimmung bleibt.
Auf diese Weise wird der der Differenz a'-x' proportionale Drehwert ver stärkt und über eine biegsame Welle 28 über Zahn getriebe 29, 30, 31 und Kupplung 32 ins Visiergehäuse 5 geleitet. Dort wird weiter über Zahngetriebe 33, 34 und Differential 35 die Vorhaltkurvenscheibe 36 entspre chend dem Winkelwert gedreht und anderseits über Zahngetriebe 37 und Kurvenscheibe 38 die Visier optik 39 proportional dem Aufsatzwinkel verschoben.
Der Abtaster 21, dessen Drehbewegung dem Nei gungswinkel a der Flugebene proportional ist, dreht über das Segment 21 a und das Zahnrad 40 erstens den Kurvenkörper 41 und zweitens die Kontaktstiftscheibe 42 zusammen mit der Gegenkontaktscheibe 43.
Beim Umschalten von Handsteuerung auf selbsttätigen Be trieb am Handrad 3 wird in an sich bekannter Weise die Gegenkontaktscheibe 43 elektromagnetisch in der von dieser eingenommenen Stellung festgehalten und bei Abweichungen der Kontaktscheibe 42 von dieser Stellung der Nachlaufmotor 44 so gesteuert, dass die Drehungen der Motorachse, die dem Winkel b pro portional sind, einerseits über die biegsame Welle 145 in das Visier 5 geleitet werden, anderseits die Welle 12 und damit die Kurvenkörpergruppe 14, 15, 16 und insbesondere den Kurvenkörper 15 derart drehen, dass der von diesem Kurvenkörper gelieferte Neigungs winkel z der Flugebene konstant bleibt.
Damit wird der bereits bekannte Effekt der automatischen Vor steuerung erreicht, durch die eine Erleichterung der Tätigkeit des Bedienungsmannes erreicht wird. Das Bedienungshandrad 3 wird auf diese Weise für den Fall, dass das Flugzeug geradlinig fliegt, selbsttätig laufend richtig entsprechend der Änderung des Flug winkels b gedreht.
Die Drehung des Abtasters 21, die dem Neigungs winkel z der Flugebene proportional ist, wird weiter hin über das Segmentgetriebe 21a, das Zahnrad 40 und Kegelräder 51 auf die Hohlwelle 52 und auf die mit dieser fest verbundenen, mit einem Anschnitt versehene Scheibe 53 übertragen, deren Ablesekante 54 auf der Teilung 55 die Grösse des Neigungswinkels abzulesen gestattet. Der Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 dreht sich proportional dem Korrekturwinkel x' bei Höhen änderung des Ziels.
Er wird durch die Einstellung des Neigungswinkels v des Flugwegs mit Bedienungsknopf 57 über Seilscheibe 58, Seilzugdifferential 59 durch das Seil 60 in Längsrichtung des Kurvenkörpers 41 ver schoben. Der Abtaster 56 treibt über Zahnwalze 61 den Zwischenradträger des Differentials 25 an, in dem, wie bereits beschrieben, die Differenz zwischen dem Seitenwinkel a' in der Flugebene und dem Korrektur winkel x gebildet wird.
Der Abtaster 22 des Kurvenkörpers 16 und mit ihm der Arm 22a am Abtaster drehen sich proportional dem Seitenwinkel or in der Horizontalebene, von der Rich tung der Spurlinie zwischen Flugebene und Horizontal ebene gezählt. In dem Differential 62 wird die Differenz zwischen diesem Seitenwinkel und dem Geschütz seitenwinkel ass gebildet und von dieser in dem Diffe rential 63 der Seitenwinkel der Verkantungsachse abgezogen.
In das Differential 63 geht zu diesem Zweck der als Drehwert am Bedienungsknopf 64 eingestellte, durch eine Wasserwaage bestimmte Winkel der Ver- kantungsachse über Kegelräder 65. Entsprechend diesem Differenzwinkel wird der Kurvenkörper 66 gedreht, der ausserdem proportional dem am Bedie nungsknopf 67 eingestellten Verkantungswinkel über Kegelräder 68 und Spindel und Mutter 69 verschoben wird. Der Abtaster 70 des Kurvenkörpers 66 verschiebt sich proportional dem der Verkantung entsprechenden Neigungswinkel v, der über das bereits beschriebene Differential 59 auf den Abtaster 56 des Kurvenkörpers 41 einwirkt.
Die Drehbewegungen des Bedienungshandrades 3 dienen ausserdem zum Steuern der an der Waffe vor handenen, nicht dargestellten motorischen Antriebe. Zu diesem Zweck befindet sich auf der Welle 13 ein Kurvenkörper 71, der proportional dem Flugwinkel b gedreht und über Mutter und Spindel 72, Kegelräder 73 und 74 durch die Drehung des Handgriffs 75 oder des Fusspedals 76 in Längsrichtung verschoben wird. Die Verschiebung ist der Winkelgeschwindigkeit )ä in der Flugebene proportional, die der Bedienungsmann so einstellt, dass er mit seiner in der Reflexoptik erschei nenden Abkommarke auf dem Ziel bleibt.
Der Kurvenkörper 71 ist so geformt, dass er die Winkel geschwindigkeit (,)ss in der Flugebene in zwei Kom ponenten: die Höhenwinkelgeschwindigkeit c.)r und die Seitenwinkelgeschwindigkeit u)"' in der Breiten kreisebene zerlegt.
Der Abtaster 77 dreht sich pro portional der Höhenwinkelgeschwindigkeit a)., und leitet sie über Welle 78 in das Antriebsaggregat für die Höhenrichtbewegung. Der Abtaster 79 dreht sich pro portional der Seitenwinkelgeschwindigkeit a)," in der Breitenkreisebene und dreht den Kurvenkörper 80, der ausserdem proportional dem durch Welle 1 eingeleiteten Höhenwinkel y verschoben wird.
Der Abtaster 81 dreht sich proportional der Seitenwinkelgeschwindigkeit c9, in der Horizontalebene und leitet diese über Welle 82 in das Antriebsaggregat für die Seitenrichtbewegung der Waffe.
Für den Fall, dass an Stelle der Reflexoptik in Fig. 7 ein Fernrohr 100 verwendet wird, ergeben sich folgende Änderungen (Fig. 8). Im Steuerkasten kommt ein Kurvenkörper 90 hinzu, der entsprechend der Ein stellung der Flugzeuggeschwindigkeit am Knopf 91 über Kegelräder 92, 93, Spindel und Mutter 94 pro portional der Flugzeuggeschwindigkeit v verschoben und proportional dem Seitenwinkel or'-x gedreht wird.
Der Abtaster 95 dreht sich proportional dem gesuchten Vorhaltwinkel d und überträgt diese Drehung über Zahnrad 96, Kontaktstiftscheibe 97, Gegenkontakt scheibe 98 auf den Nachlaufmotor 99. Der Nachlauf motor 99 tritt an die Stelle des Nachlaufmotors 27 nach Fig. 7.
In das Visier 5 gelangen auf diese Weise über die Kupplungen 32 und 48 der Flugwinkel b - wie in Fig. 7 - und der Vorhaltwinkel d, die in bekannter Weise zum Verschwenken des Zielfernrohrs um die Längsachse nach dem Flugwinkel b und um die Quer achse nach dem Vorhaltwinkel 4 dienen.