Добавил:
ivanov666
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз:
Предмет:
Файл:патенты / Сборник патентов_10651
.pdf
=== НАЧАЛО ФАЙЛА: patent_423922.txt ===
ССЫЛКА: https://translationportal.epo.org/emtp/translate/?ACTION=description-retrieval&COUNTRY=GB&ENGINE=
google&FORMAT=docdb&KIND=A&LOCALE=sq_AL&NUMBER=423922&SRCLANG=EN&OPS=ops.epo.org/3.2&T
RGLANG=ru
========================================
ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ GB423922A
[]
р Е Сбем Во
Примечание: Заявка на патент утратила силу.
На этом отпечатке показана спецификация в том виде, в котором она стала доступна для публичного
ознакомления 13 ноября 1933 года в соответствии с разделом 91 (3) (а) Законов о патентах и промышленных
образцах 1907–1932 годов.
ПАТЕНТНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
Дата подачи заявки: 9 мая 1933 г. № 13512/33.
Полное техническое задание не принято
ПОЛНАЯ СПЕЦИФИКАЦИЯ
4 Способ и устройство 23922 для акустического определения направления воздушного судна. Мы, компания
ELECTROACUSTIC GESELLSCHAIFT MIT BESCHR XT Eh R HAFTUNG, расположенная в городе Киль,
Германия, являющаяся немецкой компанией, настоящим заявляем о природе данного изобретения и о
способе его осуществления, которые подробно описаны и установлены в следующем заявлении:
Предметом изобретения является способ и связанное с ним устройство для осуществления циркуляции
акустических пеленгаций, например, пеленгаций самолетов, которые позволяют автоматически вычислять и
обрабатывать данные о направлении, полученные любым акустическим пеленгатором для другого места,
например, для прожектора или пушки, с учетом всех необходимых поправок. Способ, который становится
возможным благодаря особенностям вычислительного устройства, заключается в том, что посредством
последовательных акустических пеленгаций одним и тем же пеленгатором из одного и того же места
получают так называемые субъективные значения направления (например, азимут и высота) цели и подают
их в вычислительное устройство, которое преобразует их в объективные (оптические) направления,
исходящие из другого места. К такому вычислительному устройству предъявляются особые требования,
обусловленные чрезвычайно быстрым перемещением целей. На практике невозможно ни передавать числа,
скажем, криком из подслушивающего устройства, ни проводить какие-либо вычисления.
Передача данных и вычисления должны осуществляться полностью автоматически.
Вычислительный прибор согласно изобретению в максимальной степени удовлетворяет всем этим
требованиям. Он может использоваться с любым желаемым слуховым аппаратом, который указывает
направление прихода звука от самолета в зависимости от высоты и стороны.
Акустический прибор определяет направление прихода звуковых волн, создаваемых самолетом, в
зависимости от высоты и стороны. Поначалу с этими данными ничего нельзя сделать. Определение
акустического направления не совпадает с истинным (оптическим) направлением из-за сравнительно низкой
скорости распространения звука в воздухе и высокой скорости самолетов. Напротив, оно указывает
направление к месту, где самолет находился некоторое время назад. Разница между истинным и
акустическим определением направления называется «акустическим отклонением». Кроме того, направление,
определенное прибором, относится к станции прослушивания, тогда как на практике представляет интерес
истинное направление от места, расположенного в большинстве случаев на значительном расстоянии от
станции прослушивания (прожектор, аккумуляторная станция и т.п.). На практике невозможно разместить
прожектор настолько близко к прибору прослушивания, чтобы направления от прибора прослушивания и от
прожектора к самолету не имели геометрического параллакса, и в то же время прослушивание не мешалось
звуком. шум при работе прожектора. По этим причинам каждое подслушивающее устройство требует наличия
вычислительного устройства, которое, согласно вышеизложенным утверждениям, выполняет две функции, а
именно: во-первых, устраняет акустические отклонения, а во-вторых, устраняет геометрический параллакс
для любой желаемой точки наблюдения (прожектора).
Поскольку параллакс зависит от расстояния до цели, его необходимо определить при расчете. Здесь,
возможно, можно было бы определить расстояние 90° методом определения направления с помощью трех
прослушивающих устройств, достаточно удаленных друг от друга. Однако этот метод не может быть
реализован на практике, поскольку из-за высокой скорости движения цели 95° и часто возникающих в воздухе
колебаний интенсивности звука C-7 ( 77 Fj,-T"\ c 423,922 невозможно, чтобы три слушателя одновременно
могли дать полезное определение направления. Поэтому, согласно изобретению, расстояние определяется
по данным одной станции прослушивания. Это, конечно, возможно только при определенных условиях,
которые, однако, почти всегда выполняются на практике. Если скорость самолета известна приблизительно,
если самолет летит по прямой линии в течение периода измерения и если он не меняет свою высоту в
течение периода измерения (это, однако, не обязательно знать), расстояние до самолета можно определить
по двум определениям направления и их разности по времени.
Математические функции, которые должен выполнять вычислительный прибор, будут более наглядно
показаны на рис. 1. Предположим, акустический пеленгатор расположен в точке K. Определение направления
и расчет должны быть произведены для точки S, в которой, например, установлен прожектор. Пусть
траектория полета будет, например, линией f. Тогда акустический пеленгатор формирует пеленгационные
лучи, проходящие через K и f. Они лежат в плоскости, заданной K и f, так называемой плоскости слухового
потолка с углом наклона E, которая пересекает горизонтальную плоскость на пути s. Если в определенный
момент времени с помощью слухового прибора взять пеленг, который соответствует, например,
пеленгационному лучу 10, то есть видимому положению 12 самолета, то самолет к этому времени уже
находится в более продвинутом положении из-за предельной скорости звука, причем положение 14 является
истинным положением самолета, которое соответствовало бы истинным (оптическим) пеленгационным лучам
16. Это относится к лучам 11 и 17, соответствующим видимому положению 13 и реальному положению 1,5
самолета соответственно. Таким образом, задаются первые две функции вычислительного аппарата, а
именно: определение плоскости крыши K, F в соответствии с положением (s) и наклоном (E) и
преобразование кажущегося (акустического) в реальный (оптический) пеленгаторный луч для каждого
определения направления. Третья функция — определение параллактического преобразования этих данных
S и E в соответствующие данные S 1 и E 1 для места S. Это требует определения расстояния от траектории
полета. Это определение возможно на основе следующих соображений.
Исходя из предполагаемой скорости v самолета и времени между двумя определениями направления
(например, лучи 16 и 17 на рис. 1), получается пройденное расстояние d. Однако это расстояние может быть
определено только на одной высоте, а именно на высоте 7h между двумя определениями направления 16 и
17, так что оно попадает в точки 14 и 15. Следовательно, путем параллельного смещения d в /, получается
расстояние от траектории полета и, таким образом, высота h, и таким образом известен треугольник KWW.
Здесь W — проекция WV на горизонтальную плоскость, а W — так называемая точка изменения траектории
полета относительно точки наблюдения K, а KW — перпендикулярное расстояние траектории полета f от
точки K. Поскольку s всегда параллелен s, расстояние ES получается из треугольника KS, 55, заданного
известным расстоянием KS и известным углом KS, 51 (s/ /s). и прямой угол КС, С.
Следовательно, траекторию s можно расположить под углом 85° как параллельную линию к S, проходящую
через S. Таким образом, один из определяющих факторов для прожектора, плоскость крыши, определяется
углом наклона El, который определяется треугольником SWT W, который, очевидно, конгруэнтен треугольнику
S, WW 1 (W 2 — точка изменения траектории полета относительно точки наблюдения S, а WV — ее проекция
на горизонтальную плоскость). 95. Исходя из вышеизложенного, уже можно было бы обнаружить самолет с
помощью прожектора, поворачивая его в плоскости крыши прожектора (метод крыши).
Однако предпочтительно направлять прожектор не только на плоскость крыши, но и под углом 8 (рис. 1) в
плоскости крыши, чтобы при освещении самолет сразу же оказывался в его конусе. В этом случае этот угол
автоматически предварительно задается в вычислительном аппарате на время, необходимое для
определения этого угла и настройки прожектора. Поэтому на рис. 1 в момент передачи 110 на прожектор
положение самолета уже принимается в точке 21.
Эти значения затем передаются операторам прожектора в непрерывной последовательности
(последовательный метод). Передача данных осуществляется в данном случае посредством электрической
передачи на большие расстояния, чтобы избежать всех временных потерь, путем подключения к устройствам
регулировки для вышеупомянутых определяющих факторов, электрическим передатчикам дальнего действия,
которые управляют соответствующими приемниками на станции прожектора. Также возможно без труда, с
помощью таких средств дистанционного управления, осуществлять дистанционное управление прожектором
или любым другим устройством, которое должно быть направлено в точку S, посредством операций
регулировки на самом вычислительном аппарате, непосредственно и без операторов в точке S. Для
двухосных прожекторов передается (например, для луча S, 21 на рис. 1) угол азимута α и угол высоты γ, для
трехосных прожекторов, которые поворачиваются в плоскости крыши, угол наклона рельсов A-, угол наклона
плоскости крыши прожектора Δl и угол в этой плоскости крыши θ, но последний только для
последовательности. метод.
Таким образом, вычислительный прибор можно разделить на три основные части в зависимости от его
функции.
1)
1) часть, служащая для определения объективного направления с учетом задержки звука и расстояния до
самолета, собственно вычислительный аппарат, 2) дополнительная часть для коррекции параллакса и
предварительной связи, и 3) передающее устройство, передающее эти скорректированные данные на
прожектор.
Далее подробно описывается принцип работы прибора при получении данных.
На рисунке 2 показано соединение вычислительного устройства с компенсатором акустического пеленгатора
многократных максимальных типов (заявка на патент США № 2).
525,473 >.
На рис. 3 схематически показан метод устранения ошибки задержки звука в устройстве.
На рис. 4 показана фактическая часть вычислительного устройства, используемого для коррекции в
соответствии с рис. 3.
На рис. 5 показана часть вычислительного устройства, служащая для расчета вертикального расстояния
траектории самолета в качестве вспомогательного средства для расчета параллакса между местом
расположения акустического пеленгатора и местом расположения прожектора 45.
На рис. 6 показан вертикальный план всего вычислительного устройства, демонстрирующий расположение
различных стрелок и шкал на верхней пластине корпуса аппарата.
На рис. 7 показана часть вычислительного устройства, с помощью которой учитывается влияние направления
и скорости ветра на скорость цели.
На фиг. 8, 8а, 9 и 10 показаны метод и устройство вычислительного прибора, служащего для полного
определения параллакса между местом расположения акустического прибора и прожектора, а также точного
направления самолета, видимого с места расположения прожектора.
На рис. 2 справа в качестве примера показан сферический компенсатор аппарата пространственного
пеленгации, состоящий из группы электроакустических приемников, расположенных на сферической
поверхности.
Регулировка контактного моста компенсатора осуществляется с помощью маховиков 400-401. Сферический
контактный мост 402 имеет зубчатые обода 403 и 404, которые взаимодействуют с дифференциальным
механизмом. Боковой и высотный углы субъективного акустического пеленгатора 75 (например, 10 на рис. 1),
обнаруженного приемником, передаются через этот дифференциальный механизм в вычислительный прибор.
Через вал 28 боковой угол α акустического пеленгатора 80 передается через пару конических зубчатых колес
30, 31 на прямозубое зубчатое колесо 32.
Колесо 32 приводит в движение колесо 35 через пару прямозубых шестерен 33 и 34 85, ось которых
установлена на прямозубой шестерне 101. 35 и 36 жестко соединены валом. Колесо 36 передает движение
через 37, 38 к 39. Прямозубая шестерня 39 несет подшипник 40 90 для вала 41. На последнем установлено
коническое зубчатое колесо 56, а на рычаге 42 — проектор светового пятна 43. Этот проектор вращается
вокруг вала 41 коническими зубчатыми колесами 56 и 55. Коническое зубчатое колесо 95 565 приводится в
движение через 54 от пары прямозубых шестерен 53 и 52. Вал этих колес 53 и 52 перемещается вместе с
коническим зубчатым колесом 51 при вращении конического зубчатого колеса 56. В этом случае 52 100
вращается на прямозубой шестерне Колесо 36, которое следует представить неподвижным. Передаточные
числа колес выбраны именно таким образом.
что при вращении конического зубчатого колеса через полый вал 29 на определенный угол (угол высоты) 105°
относительно станции прослушивания, проектор светового пятна 43 также наклоняется на тот же угол.
Поскольку боковой угол также передается таким образом, что колесо 39 вращается на 110 градусов вместе с
подшипниками 40 на тот же угол, что и компенсаторный мост пеленгационного аппарата, указывающий
боковой угол положения самолета, или, в пеленгационных аппаратах с 115 подвижными трубами, сами эти
трубы, проектор светового пятна 43 всегда располагается таким образом, что его рычаг 42 параллелен
субъективному пеленгационному лучу, определяемому приемной станцией по объекту 120, направление
которого определяется; Таким образом, он выполняет те же движения, что и направленные элементы
приемной станции. Разумеется, не имеет значения, взаимодействует ли описанный дифференциальный
механизм 125 с компенсатором или с направленным приемным устройством, которое может поворачиваться
напрямую, например, с воронкой или парой двойных воронок, поскольку в каждом случае для соединения с
дифференциальным механизмом доступны две оси вращения, аналогичные осям маховиков 400 и 401 (130
423,922).
В ходе этих движений проектор 43 сканирует поверхность полусферы 44.
Световые пятна проектора, соответствующие пеленгационным лучам, лежат на большой окружности, если
самолет движется по прямой линии на постоянной высоте. Эта большая окружность определяет плоскость
крыши приемной станции, а последняя – направление траектории полета самолета (последнее обозначено
траекторией s, рис. 1, которая пересекает эту плоскость крыши в горизонтальной плоскости). Следующая
задача, следовательно, состоит в том, чтобы найти эту большую окружность. Для этого пеленгационные лучи
каждого отдельного определения направления должны быть зафиксированы в вычислительном аппарате.
Световой проектор 43 проецирует на прозрачную полусферическую оболочку 44 световое пятно, положение
которого на полусфере четко определяет пеленгационный луч, скорректированный проектором. Оператор
аппарата фиксирует эту точку, отмечая ее на полусферической оболочке 44 цветным карандашом. Это
делается таким же образом со вторым и всеми последующими субъективными пеленгационными лучами,
которые могут поступать. Если таких лучей два...
Хотя точки определены, плоскость крыши по-прежнему определяется большой окружностью, поскольку на
сфере можно зафиксировать только большую окружность через две точки. Стремя (46, рис. 2 и 4), которое
надевается на сферическую оболочку, можно было бы просто расположить так, чтобы оно вращалось вокруг
двух осей таким образом, чтобы в соответствующем положении оно проходило через две зарегистрированные
точки определения направления. Однако, поскольку угловые значения, принимаемые стремянкой, должны
быть затем переданы, с конструктивной точки зрения проще оставить стремя неподвижным относительно
вертикальной оси и вместо этого вращать сферическую оболочку с отмеченными направляющими балками
вокруг ее вертикальной оси до тех пор, пока точки не совпадут со стремянкой 46 (рис. 2), которая теперь
может вращаться только вокруг горизонтальной оси вращения. Вращение этой сферической оболочки 44
осуществляется через зубчатый обод колеса 103 (рис.
2)
и зубчатое колесо 102 с помощью маховика 104. Однако, поскольку представляет интерес использование,
помимо первых двух, дополнительных направляющих балок для расчетов, предусмотрен дифференциальный
механизм, который вместе со сферической оболочкой 44 также синхронно вращает всю проекционную
систему (39, 40, 41, 55, 56, 42, 43), расположенную под этой оболочкой. Этот дифференциальный механизм
также приводится в движение от маховика 104 через зубчатое колесо 100, которое приводит в движение
зубчатое колесо 101, поворачивает вал пары колес 33, 34 и тем самым вызывает угловую разницу между 32 и
35 (дифференциальное движение). Как описано выше, это движение передается через 35, 36, 37, 38 к 39.
Таким образом, проекционная система также вращается вместе со сферической оболочкой 44 в том же
направлении и на тот же угол при вращении маховика 104. Это приводит к тому, что все направляющие лучи к
любой точке прямой траектории аэродромной полосы фактически лежат на большой окружности этой
полусферической оболочки 44, однако последняя может быть повернута на 104. Для более легкого
определения большой окружности под сферической оболочкой 44 расположена вторая неподвижная
прозрачная сферическая оболочка 45, которая несет ряд больших окружностей, проходящих через одни и те
же точки горизонтали и имеющих угловое расстояние около 2 друг от друга. Если сферическая оболочка 44
затем поворачивается на 104 таким образом, что отмеченные направляющие средства совпадают с большой
окружностью неподвижной сферической оболочки 45, то эта найденная большая окружность дает наклон
плоскости прослушивающей крыши, а шкала 47 на сферической оболочке 44 показывает путь или
направление пути. Для дальнейших вычислений стремя 46 поворачивается таким образом, чтобы оно
совпадало с найденной большой окружностью 100. При этом найденный угол наклона E плоскости крыши
переносится для вычислений. Таким образом, направление траектории самолета становится известно.
Следующая задача 105 состоит в том, чтобы определить и устранить ошибку, связанную с субъективными
пеленгаторами из-за задержки звука. Согласно рис. 3, объективная точка определения направления,
относящаяся к каждой субъективной точке определения направления на полушарии, теоретически находится
путем смещения субъективной точки определения направления в направлении траектории самолета на
воображаемой линии, проведенной параллельно траектории полета через субъективную точку определения
направления, v на (v = скорость самолета, a = скорость звука) умноженное на радиус r большой окружности
120, и соединения этой точки определения направления с центром K большой окружности. Линия,
соединяющая конечную точку этого расстояния Точка пересечения большой окружности с центром K большой
окружности в точке 125° является целевой точкой, определяющей направление движения.
Если выполнить эту операцию для всех точек большой окружности, то будет получена новая большая
окружность, смещенная на v/a раз радиус большой окружности в направлении движения самолета. В
аппарате, разумеется, положение радиуса большой окружности траектории самого самолета принимается за
радиус большой окружности полусферы, на которой регистрируются точки, определяющие направление, и
коррекция осуществляется таким образом, что смещаются не точки, определяющие направление, а стремена
46 (рис. 2 и 4) на величину, равную радиусу большой окружности a r, против направления движения самолета.
Для этого стремена 46 (рис. 4) устанавливается так, чтобы она смещалась в направлении своей оси вращения
на v r до K, где r — радиус сферы. Если после этого смещения направляющая 48 устанавливается так, чтобы
ее точка находилась на отмеченной точке сферической оболочки, то направляющая на стремени 46 указывает
угол объективного определяющего направления. балки, относящиеся к субъективным точкам определения
направления сферической оболочки, с помощью которых затем производится дальнейший расчет балок.
Описанная до сих пор часть аппарата выполнила бы свою вычислительную функцию, если бы прожектор был
установлен в месте расположения самого акустического пеленгатора или вблизи него. Как правило, это не так,
и поэтому, как было объяснено в начале, необходимо учитывать при расчете данных о направлении для
прожектора также влияние параллакса. Для этой цели, как уже было объяснено со ссылкой на рис. 1,
необходимо также определить метрическую высоту или расстояние траектории полета самолета. Если
представить себе касательную, проведенную к определенной большой окружности параллельно
горизонтальной оси S (рис. 1), эта касательная представляет собой имитацию траектории полета самолета,
на которой с помощью двух объективных пеленгаторов определяется расстояние, которое по отношению к
расстоянию (d, рис. 1), пройденному самолетом между двумя определениями направления, равно как радиус
большой окружности у вычислительного аппарата по отношению к перпендикулярному расстоянию
траектории полета самолета.
Существует простое уравнение v,At r v.-At 1 кВт. В нем v — реальная скорость самолета, vl — скорость
самолета, приведенная к вышеупомянутой касательной. В момент времени между двумя отдельными
определениями направления ' — радиус большого круга в приборе, а 1 кВт 60 — перпендикулярное
расстояние траектории самолета от станции прослушивания (рис. 1). Скорость sv самолета (после оценки)
считается известной, vl определяется из расстояния, измеренного 65 в приборе, At измеряется хронометром,
а r — радиус большого круга. Следовательно, расстояние кВт (рис. 1) может быть определено как
единственная неизвестная величина 70. В приборе для автоматического выполнения этого расчета
используется мост Уитстона, в котором отдельные сопротивления соответствуют по своим электрическим
параметрам четырем членам в 75 вышеуказанном соотношении. Мост включает в себя сопротивления 210,
211, 212 и 213 на рис. 5, а соответствующие балансы отображаются гальванометром 214. В этом случае
сопротивление 210 соответствует значению v. Скорости v и v1 следует представить умноженными на линейку
чертежа, при этом указанная выше пропорция не изменяется.
Для получения значения сопротивления 85 на 210, соответствующего расстоянию v At, пройденному
самолетом, при прибытии первого определения направления запускается механизм 202 (рис. 5), который
размещает опору 215 на электрическом сопротивлении 210 таким образом, что величина сопротивления
всегда соответствует расстоянию v At (рис. 5). Если при втором определении направления опора 215
останавливается, значение сопротивления, соответствующее расстоянию v At, регулируется на 210.
Сопротивление v At снимается опорами 248 и 249, показанными на рис.
На резисторе 211, соответствующем значению 100, определяется величина v 1 At, если их точки
отрегулированы относительно отмеченных точек двух направлений, определяющих точку, на которой основан
расчет. Для этого велотренажеры снабжены двумя щетками 105, которые скользят по резистору 211,
вставленному в хомуту D 46, и который, как показано на рис. 5, увеличивается по электрической величине от
центра тангенциально в обоих направлениях и, таким образом, 110 имитирует траекторию самолета в
аппарате. Значение r представлено обычным резистором 213. Аналогично, четвертый резистор 212, который
соответствует значению KW, принимает значение KW, соответствующее расстоянию, пройденному
самолетом, когда мост приведен в равновесие. Этот резистор 212 установлен вдоль стержня 49 (рис. 6),
который 120 соединен с хомутом 46 (например, коническими зубчатыми колесами), так что он всегда
показывает угол наклона e (рис. 1). плоскости крыши, предназначенной для прослушивания.
423,922 По этой планке 49 скользит ползунок 200 — щетка, по которой скользит вышеупомянутое
сопротивление 212 и снимает с него значение, соответствующее расстоянию KW (рис. 1) в мосте Уитстона.
Перемещение ползунка 200 по планке 49 осуществляется вращением ручки 58 с помощью соответствующего
тянущего элемента, установленного в планке, до тех пор, пока гальванометр 214 (рис. 5) не остановится на
нуле. Таким образом, мост Уитстона приводится в равновесие. Плоскость координатной карты 59 в этом
случае соответствует плоскости, перпендикулярной траектории полета самолета и проходящей через
станцию прослушивания, и ползунок 200 затем одновременно показывает на ней метрическую высоту (шкала
250) и перпендикулярное расстояние траектории полета самолета от станции прослушивания (шкала 251).
Хотя возможность считывания этих данных сама по себе не является необходимой для расчета, как будет
показано позже, она также иногда представляет интерес. иметь возможность считывать их напрямую.
В качестве начального значения в этой вычислительной операции используется скорость v самолета.
Однако это значение не является постоянным, а изменяется в зависимости от типа самолета
(бомбардировщик, истребитель и т.п.). Следовательно, оно должно быть регулируемым в вычислительном
приборе. Поэтому, чтобы правильно определить значение сопротивления на 210, соответствующее
расстоянию v At для каждого из этих случаев, ходовой механизм всегда должен иметь возможность работать с
переменной скоростью, соответствующей скорости rv самолета.
Однако в уравнении v 1 At r v At 1 KW значение v можно перенести из числителя с одной стороны в
знаменатель с другой стороны, и тогда получится v /At v r -= At IKW, то есть ходовой механизм можно
использовать просто как обычный хронометр, который всегда работает с постоянной скоростью, в то время
как сопротивление 213 (рис. 5), представляющее значение r, является переменным и калибруется в
соответствии с v. Перед началом любых вычислений скорость v самолета регулируется. Решающее значение
для описанной выше операции расчета имеет не средняя абсолютная скорость a 7, определяемая для
каждого типа самолета, а скорость полета v 2, которая иногда значительно отличается от нее из-за ветра.
Последняя скорость определяется в специальной зубчатой передаче (рис. 7) путем геометрического
сложения скоростей ветра и самолета. Зубчатое колесо 350 приводится в движение от зубчатой передачи
(рис. 2) и вращается вместе с зубчатым колесом 103 в том же направлении через тот же На зубчатом колесе
350 пластина 351 со стрелкой 352 регулируется по шкале 353 в направлении ветра. Скорость ветра u'w
регулируется перемещением подшипникового блока 70 диска шкалы 354 в пазу 335 вдоль шкалы 356 с
помощью стрелки 357. Шкала 354 служит для регулировки скорости самолета. Прорезная планка 358
соединена со стрелкой 359, 75, которая вращается по шкале 354, через зубчатое колесо и рейку.
Если стрелка 359 на шкале 354 настроена на определенную скорость самолета v, то расстояние между
конечной точкой 362 паза 80 в планке 358 и точкой вращения стрелки 359 шкалы 354 при этом регулируется
до значения, соответствующего скорости самолета.
Если стержень 363 со штифтом 362, скользящим в 85 358, затем сместить как можно дальше в направляющих
364, то расстояние 360, 362 будет соответствовать посадочной скорости самолета vo 2. Другой конец стержня
363 касается сопротивления 213, значение 90 366 364 =v X 2, соответствующее скорости относительно земли.
Это сопротивление, которое, как было объяснено со ссылкой на рис. 5, необходимо для определения
расстояния траектории полета от 95 станции пеленгации.
Не абсолютная скорость самолета, а скорость его перемещения по суше также имеет решающее значение
для перемещения стремени 46, необходимого для устранения акустической задержки. Поэтому к стержню
363, кроме того, присоединен рычаг 367, который перемещает вышеупомянутую стремя 46 на необходимую
величину r для преобразования акустического сигнала в оптическое определение направления.
Ходовой механизм 202 также имеет второй направляющий элемент 216 (рис. 5), который движется вместе с
первым с той же скоростью 110 по сопротивлению. Если при втором определении направления
направляющий элемент 215 останавливается, он продолжает двигаться с неизменной скоростью и
непрерывно показывает время, прошедшее после 115 первого определения направления. Если определение
расстояния KRV завершено, мост переключается на этот второй направляющий элемент 216 (рис. 5) и снова
удерживается в равновесии путем перемещения направляющего элемента 120 248 по сопротивлению 211 так,
чтобы этот направляющий элемент непрерывно указывал направление объективного пеленгационного луча. В
результате все регулируется по шкале 306. Этот блок направляет щелевое звено 302 вдоль направляющей
600. Когда установлены подслушивающее устройство и прожектор, наблюдатель регулирует по шкале 306,
перемещая блоки 303, расстояние KS между Прибор для прослушивания и прожектор, а также на шкале 307,
вращая диск 308 в направлении, в котором прожектор направлен относительно 75 станции прослушивания,
синусоидальный зубчатый механизм расположен таким образом, что центр K2 зубчатого колеса 301 лежит на
продолжении оси ординат диаграммы 59. Если при вращении колеса 301 в соответствии с расположением
направляющей, звено с прорезью 302 перемещается вдоль направляющей 600, то точка пересечения
продолжения линии 1 (рис. 8а) звена с прорезью с осью абсцисс 85 диаграммы 59 перемещается таким
образом, что ее расстояние от K, нулевой точки координат диаграммы 59, равно KS (рис. 1).
Расстояния K 51 и Si 200 всегда охватывают угол наклона el плоскости крыши прожектора, равную 90
градусам.
В то время как для простого метода плоскости крыши достаточно учитывать параллакс, перпендикулярный
траектории полета, для определения углов в методе последовательности необходимо также учитывать
параллакс, параллельный траектории полета. С этой целью часть траектории полета (рис. 1) копируется
угловым калькулятором 309 (рис. 100 8) следующим образом (см. также рис.
10, На рис. 1 показано следующее: стержень 310 представляет собой проекцию траектории полета на
горизонтальную плоскость. По этому стержню 105 310 скользит каретка 311, которая при расчете всегда
указывает положение самолета над землей на его траектории полета. Эта точка, соединенная с шарниром
312, положение которого соответствует положению 110 прожектора относительно траектории полета,
указывает направление к базовой точке перпендикуляра от положения самолета к горизонтальной плоскости,
то есть боковой угол α115 (см. также рис. 1). Эта каретка 311 регулируется оператором с помощью маховика
450 (рис. 6) через тяговый элемент 451 (рис. 8). Угол высоты относительно самолета определяется путем 120
возведения перпендикуляра в шарнире каретки 311 (рис. 8) на траектории 311, 312 перпендикуляра. 311, 313,
что соответствует метрической высоте (h на рис. 1) траектории полета. Связь между 313 и 312 затем включает
в себя с помощью 311, 312 угол высоты y (ср.
Рис. 1) Для получения углов a и y, соответствующих станции прожектора, положение самолета на 130° вновь
прибывающих сигналах направления, которые появляются в виде световых пятен на сферической оболочке,
должно совпадать с точкой этого сигнала, если расчет был выполнен правильно.
Если это не так, отклонения позволяют произвести вычитание поправки. Определив или скорректировав
значение, соответствующее расстоянию Jo KCW, получаем треугольник KWW (рис. 1). Этот треугольник
образует, так сказать, отправную точку для расчета параллакса между станцией прослушивания и станцией
прожектора.
Если в первую очередь достаточно работать с прожектором S по так называемому методу крыши, то есть
поворачивать прожектор в плоскости, заданной станцией прожектора S и траекторией полета, и искать
самолет, поворачивая луч в этой плоскости, достаточно передать угол наклона ei так называемой плоскости
крыши прожектора. Для его определения мы исходим из треугольника WW1K, из которого (рис. 1), прибавляя
расстояние KS (с учетом параллакса, перпендикулярного траектории полета), получаем треугольник WW151,
который, в свою очередь, конгруэнтен треугольнику WIWSB, и между сторонами W51 и W51 охватывает угол
наклона el плоскости крыши прожектора. Треугольник W1K, как следует помнить, уже был определен на
координатной плоскости 59 (рис. 6) и представлен ею частью стержневого блока. 200 и соответствующая
абсцисса 49 от точки вращения до ординаты. Расстояние КС, однако, является функцией известного
расстояния между станцией прослушивания и станциями прожектора КС и угла, который это расстояние
образует с траекторией S плоскости крыши прослушивания, а именно:
КС, =КС sin 51 S K Синусоидальный зубчатый механизм 300 (рис. 8 и Са) служит для его автоматической
регулировки. Положение траектории S в вычислительном аппарате определялось, как следует помнить,
регулировкой вращающейся сферической оболочки 44 (рис. 2). Последняя имеет внизу зубчатый обод 103.
Зубчатое колесо 301 (рис. 8 и 8а) соединено с этим зубчатым ободом и вращается в том же направлении на
тот же угол. Таким образом, оно вращается вместе с этим ободом при регулировке направления траектории
цели на сферической оболочке 44, которая была описана ранее. Это зубчатое колесо имеет концентрический
диск 308, который регулируется относительно своего центра K2 вдоль круговой шкалы 307, и на котором
установлен стержень, вдоль которого расположен скользящий блок 303, чтобы его траектория полета легко
передавалась на стержень 310 (рис. 8). Это Это снова произошло из-за второго соединения моста.
На рис. 5 всадник 248 указывает направление движения и скользит щеткой по резистору 211,
представляющему траекторию полета. Второй резистор той же формы, встроенный в стремя 46, служит для
передачи положения самолета на траектории его полета. В этом случае параллакс между приемной станцией
и прожектором, параллельный траектории полета, учитывается путем смещения напряжений в резисторах
моста относительно друг друга на напряжение, соответствующее параллаксу, параллельному траектории
полета.
С конструктивной точки зрения было бы сложно изменять расстояние 311, 313 углового калькулятора (рис. 8),
представляющее собой метрическую высоту, всегда в соответствии с высотой траектории цели. В данном
случае, следовательно, это расстояние 311, 313 остается постоянным, а вместо этого масштаб траектории
полета 310 и параллакса становится переменным. При определенной метрической высоте траектории полета
масштаб траектории полета в угловом калькуляторе (рис. 8) будет, следовательно, изменяться в соотношении
высоты к расстоянию 311, 313.
Стержень 310 на рис. 8 отрегулирован таким образом, что его вертикальное расстояние от точки опоры 312
соответствует котангенсу угла наклона ε плоскости крыши прожектора. Это уже было установлено и, как
показано на рис. 8, передается с помощью рычажной системы 314 от подвижной точки 304 (см. также рис. 8а)
к неподвижной точке 315 (шкала 388). Следящий указатель 316, вращающийся вокруг точки 31а, может
перемещаться с помощью стержня 310. Размеры поддерживаются таким образом, что расстояние стержня
310 от точки опоры 312 (см. также рис. 10) автоматически регулируется до котангенса ε, если следующий
указатель 316 перенастраивается на угол ε, передаваемый рычажной системой 314.
На рис. 9 показано мостовое соединение, предназначенное для передачи положения самолета. Резистор 317
— это второй резистор, вставленный в хомут 46 (рис. 5), который представляет собой часть траектории
полета. Резистор 318 вдоль стержня 310 представляет траекторию полета на угловом калькуляторе (рис. 8).
Щетки 319 (на направляющей 248, рис. 5) и 320 (на каретке 311, рис. 8) показывают положение -60 самолета,
если гальванометр 321, подключенный к щеткам через два делителя напряжения, находится в нулевом
положении. Если щетка 319 теперь перемещена вперед на определенное расстояние (65°) на резисторе 317,
щетка 320 должна переместиться вперед на сопротивление a<sub>sm</sub>. Это происходит из-за того, что,
поскольку траектория полета 317 всегда имеет постоянное расстояние в каждом положении хомута 46 на рис.
5 от центра 70°. Вращение стремени, в то время как траектория полета 318, которая относится к постоянной
высоте 311, 313 (рис. 8), изменяет свое расстояние в зависимости от угла наклона плоскости крыши 313 311 e,
и ее расстояние становится 75 sin e. Однако, если расстояние становится больше, траектория полета или ее
масштаб также должны стать больше, чтобы углы, полученные от щетки 320, оставались неизменными. Для
получения этих 80 больших траекторий щетки 320 гальванометр 321 расположен таким образом, чтобы его
можно было перемещать с помощью щетки 326 на одном делителе напряжения 322. Щетка получает значение
sin e, вычисленное из точки 324 (рис. 9). 85 Гальванометр 321 отбирает в центре делителя напряжения 319,
325 половину напряжения, существующего в данный момент времени между точками 319 и 325. Гальванометр
больше не будет показывать 90 ток в этот момент, если Напряжение в точке 326 соответствует напряжению в
точке 330. Однако, поскольку щетка 326 настроена на синусоидальный ток, напряжение синусоидального тока
должно быть в точке 328, если расстояние 95 между точками 324 и 328 приравнять к единице. Напряжения
между точками 319 и 320 также ведут себя аналогично напряжениям между точками 330 и 328.
Остается объяснить, как в этой схеме учитывается параллакс, параллельный траектории полета. Точка 325
делителя напряжения 319, 325 выполнена в виде щетки и смещается зубчатой передачей 308 (рис. 8) с
помощью щелевого звена, также направляемого блоком 105 303, на величину на делителе напряжения 327,
326, которая соответствует расстоянию параллакса, параллельному траектории полета. Таким образом,
напряжение смещается в точке 33 () на половину напряжения, на которое сместилась щетка 325 на 327, 326.
Гальванометр 321 снова показывает ноль только тогда, когда это дополнительное напряжение в точке 330
снова компенсируется смещением щетки 320 на 115.
Однако, поскольку отклонение из-за параллакса зависит от расстояния траектории полета, напряжение на
щетке 325 должно изменяться с расстоянием 120. Это связано с соотношением KVW r p 11 P 2 423,922, где
KW (рис. 1) — расстояние до точки изменения, pa — расстояние параллакса до траектории полета, r — радиус
стремени 46 на рис. 5. При заданной метрической высоте напряжение, на которое должна сместиться щетка
325, тогда равно r Pl pa = KIW. На рис. 9 делитель напряжения 327, 326 изменяется с помощью двух щеток 329
и 331, так что напряжение между центром 324 делителя напряжения и точкой 325 изменяется с
перемещением 329 и 331. Напряжение на 324 и 325 равно 325 324 331 329. Это уравнение соответствует
вышеприведенному. Подставляя U = p 1; UI = r; 325 324 = p 2 и 331 329 = 7 кВт. Следовательно, для
получения значения напряжения p 2 в точках 325 и 324 необходимо изменять напряжение делителя 331 329 в
зависимости от расстояния до точки изменения. Для этого он установлен рядом с планкой 49 на его
держателе на фиг. 8, с помощью которой щетки 329 и 331 регулируются блоком 200.
Если положение самолета на его целевой траектории определяется перемещением щетки 320 (рис. 8 и 9) до
тех пор, пока в гальванометре 321 не исчезнет ток, то стержень 311 и 312, соединенный со щеткой 320 с
помощью каретки 311 (рис. 8) и перемещенный в точку 322, теперь охватывает с направляющей плоскости
крыши угол al, а стержень 313 312 охватывает с 311 312 угол высоты v в соответствии с мгновенным
положением самолета. Однако, поскольку используется боковой угол a от нулевого направления,
зафиксированного в горизонтальной плоскости (рис. 1), к этому определенному углу a необходимо также
добавить боковой угол направляющей , чтобы получить угол a = a + a. Это сложение осуществляется в
передающем устройстве дистанционного управления, подключенного для работы прожектора к аппарату,
путем вращения неподвижной части относительно подвижной части передатчика. Для этого Движение
стержня 311 312 передается парой конических зубчатых колес 332, полого вала 335 через прямозубые
зубчатые колеса 336 и 337 к соединительному фланцу 338. Вал 342 приводится в движение зубчатой
передачей (рис. 2) через маховик 104, определяя направление C траектории движения объекта, через вал 340
(рис. 8) и пару прямозубых зубчатых колес 341. Таким образом, вал 342 вращается на угол θ, а фланец 338 —
на угол α относительно неподвижной точки. Если, следовательно, обычно неподвижная часть
электропередающего устройства соединена с фланцем 338, а подвижная часть соединена с валом 342, то
относительное перемещение подвижной части относительно неподвижной равно углу, который необходимо
передать: α = α + θ. Аналогичные условия наблюдаются и в случае угла высоты γ. Для передачи угла γ
необходимо передать угол γ. Поскольку положение двух стержней непрерывно изменяется, необходимо
соединить подвижную часть передатчика со стержнем 313 312, а неподвижную часть — со стержнем 311 312
75. Следовательно, для этого дистанционного индикаторного передатчика также необходимо аналогичное
соединение, как для бокового угла. Перемещение стержня 313 312 передается через пару конических
зубчатых колес 80 343 через вал 344 и пару прямозубых зубчатых колес 345 к фланцу 346. Вал 348
приводится в движение прямозубым зубчатым колесом 349 через 336 и, следовательно, перемещается
вместе со стержнем 311 312 85. Фланец 346 вращается на угол i + y, а вал 348 — на угол al. Таким образом,
относительное перемещение 348 и 346 составляет al + y a,= y, то есть, равно углу высоты, который
необходимо передать. Если 90 углов для трехосных прожекторов необходимо передать (угол наклона рельсов
ar, угол наклона плоскости крыши cl и угол в плоскости крыши 8, то два фланца 338 и 346 отсоединяются от
зубчатых колес 95 337 и 345 путем удаления штифтов 339 и 347 и фиксируются). Следовательно, они больше
не совершают одновременного вращения. Поэтому передатчик, подключенный к 338 и 342, теперь передает
только угол поворота a вала 342, угол наклона рельсов. Передатчик, подключенный к 346 и 348, теперь
передает угол в плоскости крыши (8), если стержень 310 больше не отрегулирован на расстояние 105 cotg e,,
Соседние файлы в папке патенты