ES2199482T3 - Dispositivo y procedimiento para la determinacion del punto de impacto de un misil balistico. - Google Patents

Abstract

LOS PARAMETROS ESPECIFICOS DE LOS MISILES BALISTICOS SE GUARDAN EN UN ALMACEN DE UN DISPOSITIVO DE ELECCION DE OBJETIVOS Y UN PROCEDIMIENTO SIMILAR PARA DETERMINAR EL PUNTO DE IMPACTO DE UN MISIL BALISTICO, ES DECIR, UN COHETE O PROYECTIL DE UN ARMA CON CAÑON. EN UNA ETAPA DE EVALUACION SE GENERA UNA SEÑAL DE CONTROL QUE DEPENDE DE LOS PARAMETROS ESPECIFICOS Y DE LOS PARAMETROS REALES DEL SISTEMA SUMINISTRADO. LAS SEÑALES DE CONTROL SE TRANSMITEN A UNA PANTALLA Y A UN SERVOACCIONADOR. EN LA ETAPA DE EVALUACION SE GENERA UN MODELO APROPIADO DE LA TRAYECTORIA DEL MISIL BALISTICO BASADO EN TODOS LOS POSIBLE PARAMETROS REALES DEL SISTEMA. LA TRAYECTORIA SE SUBDIVIDE EN AL MENOS DOS FASES, CADA UNA DE LAS CUALES TIENE UN SUBMODELO. EL SUBMODELO DE LA PRIMERA FASE ES UN MODELO CON UN GRADO DE LIBERTAD DE 3 O 6, MIENTRAS QUE EL SUBMODELO DE LA SEGUNDA FASE ES UN MODELO CON UN GRADO DE LIBERTAD DE 3. EL MODO DE ACTUAR PUEDE REGULARSE, Y CORREGIRSE EL PUNTO DE IMPACTO POR MEDIO DE UNA UNIDAD DE CONTROL.

Description

Dispositivo y procedimiento para la determinación del punto de impacto de un misil balístico.

La presente invención se refiere a un dispositivo y un procedimiento para la determinación del punto de impacto de un proyectil balístico, especialmente un cohete y/o un proyectil de armas de tubo.

La utilización de artefactos voladores, como por ejemplo misiles sin control y proyectiles de armas de tubo, gana de nuevo en importancia. Para la entrega precisa de un misil o un proyectil de armas de tubo, por ejemplo desde una aeronave, es necesario averiguar la balística y el punto de impacto. El punto de impacto depende de un sinfín de parámetros, como por ejemplo la situación, la posición y el estado de movimiento del sistema desde el cual se realiza la entrega del misil balístico. Además, hay que tener en cuenta la influencia del viento y otros parámetros que se refieren al misil o bien al arma de tubo sobre el punto de impacto.

Para la determinación del punto de impacto se conocen varios procedimientos. Por ejemplo, la determinación de la balística puede realizarse mediante la determinación previa de los coeficientes o bien parámetros balísticos almacenándolos en la computadora de a bordo de la aeronave en forma de tablas balísticas. Según el estado momentáneo del sistema se produce entonces durante la utilización un ajuste polinómico o bien una lectura directa de los valores de la tabla.

Este procedimiento, sin embargo, solamente permite la utilización según los coeficientes previamente determinados, ya que el ajuste polinómico se basa en estos valores de partida, o bien solamente se obtienen estos valores mediante una lectura directa. Además, las capacidades de memoria han de ser muy grandes e, incluso con un dimensionamiento correspondientemente fino de la matriz de datos, solamente se obtienen soluciones cuantificadas. Mediante las soluciones cuantificadas el resultado, con frecuencia, es muy impreciso. Además, es muy costoso determinar los coeficientes. Otra desventaja consiste en que los escenarios de utilización deben registrarse por completo. En el caso de un escenario imprevisto para la utilización son necesarias las correspondientes tablas balísticas nuevas, lo que requiere un alto costo en tiempo para preparar la utilización.

La US 4.494.198, por ejemplo, revela un sistema de control de armas con un ordenador que tiene una primera memoria con datos de conversión para las distancias de tiro y una segunda memoria con coeficientes de corrección correspondientes a diferentes tipos de munición. En un display se indica un alcance balístico estándar. Este se combina con un factor de corrección para proporcionar un alcance balístico corregido.

En la US 4.111.382, se describe un dispositivo para el control de misiles balísticos, en el que se compara la trayectoria nominal con los parámetros reales del vuelo, que se obtienen mediante un sistema de dirección por inercia. Mediante una corrección se obtiene un vuelo balístico exacto.

En el artículo de Renjith R. Kumar et al., ``Near-Optimal Three-Dimensional Air-to-Air Missile Guidance Against Maneuvering Target'', Journal of Guidance, Control and Dynamics, Bd. 18, Nº 3, de 1 de mayo de 1995, páginas 457-464 se describe un procedimiento para dirigir un misil aire-aire hasta la meta, en el que se utiliza un esquema de dirección subdividido en tres fases. En las diferentes fases se tienen en cuenta diferentes parámetros de estado.

En otro procedimiento conocido para determinar la balística y averiguar el punto de impacto se realiza un modelo con 3 grados de libertad en base a los parámetros actuales del sistema. Sin embargo, para conseguir una precisión suficiente, es necesario introducir factores de corrección al inicio del cálculo. Especialmente para cuerpos complicados, como por ejemplo misiles, es necesario un sinfín de factores de corrección dentro del modelo. La determinación de los factores de corrección es muy costosa y permite solamente, igual que en el procedimiento arriba descrito, una utilización a partir de estados discretos del sistema. Especialmente, en el caso de un misil que se dispara desde un helicóptero, se producen factores de perturbación mayores por el viento descendente del rotor, que solamente pueden corregirse de forma cuantificada mediante los correspondientes factores de corrección en el modelo de integración de 3 grados de libertad.

Con el fin de aumentar la precisión se intentó determinar la balística y, por lo tanto, el punto de impacto por medio de un modelo con seis grados de libertad. En este procedimiento se determina la trayectoria de vuelo y el punto de impacto en base a seis parámetros específicos de armas. Sin embargo, el procedimiento requiere mucho tiempo y una capacidad muy grande del ordenador. Por lo tanto, este procedimiento, al utilizarlo para estados actuales del sistema, conduce a retrasos en el tiempo y, por ello, a considerables imprecisiones, especialmente con la utilización en aeronaves, como por ejemplo aviones de combate o
helicópteros.

El objetivo de la presente invención consiste, por lo tanto, en suprimir las desventajas arriba discutidas y proporcionar un dispositivo y un procedimiento para la determinación del punto de impacto de un misil balístico con los cuales se puede determinar rápidamente y con gran precisión el punto de impacto con todos los estados de vuelo.

Este objetivo se alcanza mediante el dispositivo según la reivindicación 1 y el procedimiento según la reivindicación independiente 9. Otras características, configuraciones y detalles ventajosos de la invención resultan de las subreivindicaciones, de la descripción y de los dibujos.

El dispositivo según la invención para la determinación del punto de impacto de un misil balístico, como por ejemplo un misil y/o un proyectil de arma de tubo, comprende, como mínimo, una memoria para parámetros específicos del misil balístico; una fase de evaluación que genera señales de control en función de parámetros específicos del misil balístico y de los parámetros del sistema actuales alimentados; un dispositivo de indicación y/o control que recibe las señales de control, para indicar un punto de impacto determinado en base a los parámetros del sistema y/o para el control de un dispositivo de entrega, donde en la fase de evaluación se puede generar a partir de los parámetros actuales del sistema un modelo correspondiente de la trayectoria del misil balístico, modelo que está subdividido, como mínimo en dos fases cada una con un submodelo, y donde el número de grados de libertad es mayor en la primera fase que el número de grados de libertad en la segunda fase.

De esta forma es posible con todos los estados de vuelo indicar y/o solapar con un blanco previamente elegido, el punto de impacto con mayor precisión sin la forzosa predeterminación cuantificada de parámetros discretos. Un cálculo previo de los parámetros se suprime lo que reduce el costo y permite la utilización con todos los escenarios posibles sin costosas preparaciones. Incluso al introducir nuevos datos de otros misiles balísticos o bien armas se ahorra tiempo de preparación ya que únicamente se necesitan los nuevos parámetros del arma.

El procedimiento según la invención para la determinación del punto de impacto de un misil balístico comprende los siguientes pasos:

- Puesta a disposición de parámetros específicos del misil balístico en una memoria.

- Transmisión de parámetros actuales del sistema, como por ejemplo posición y estado de movimiento del sistema de entrega, viento u análogos, a una fase de evaluación y determinación de un punto de impacto,

- y generación de señales de control para la indicación del punto de impacto y/o para el control de un dispositivo de entrega para el misil balístico;

- donde a partir de los parámetros específicos y los parámetros actuales del sistema se genera un modelo de la trayectoria del misil a entregar, modelo que esta subdividido, como mínimo en dos fases cada una con un submodelo, y donde el número de grados de libertad es mayor en la primera fase que el número de grados de libertad en la segunda fase.

El procedimiento según la invención ofrece las ventajas arriba mencionadas y sigue sin modificar, incluso al introducir otras armas, y, por lo tanto, plenamente cualificado. En el procedimiento combinado es posible determinar con precisión la correspondiente trayectoria prácticamente sin retardo y en cualquier estado en que se encuentre el sistema de arma. El procedimiento puede aplicarse en todos los rangos de estado del vuelo y hace posible una gran precisión de blanco sin que sea necesaria una indicación previa de soluciones cuantificadas de estados de vuelo previsibles.

El submodelo de la primera fase tiene de preferencia 6 grados de libertad y el submodelo de la segunda fase tiene, de preferencia, 3 grados de libertad. Ventajosamente, con estados del sistema de cambio continuo, se determina en cualquier momento una trayectoria correspondiente y se indica un punto de impacto correspondiente o bien se ajusta a un blanco predeterminado. La primera fase de la trayectoria es, de preferencia, aproximadamente 1/50 hasta aproximadamente 1/2 de toda la trayectoria, especialmente preferido aproximadamente 1/30 a aproximadamente 1/10, de especial preferencia aproximadamente 1/20 de toda la trayectoria. Ventajosamente, el final de la primera fase está situado en o después del final de la fase de estabilización del misil balístico o bien de la fase de combustión de un misil a entregar. La primera fase del modelo finaliza, ventajosamente, en o después de la salida del misil balístico, especialmente de un cohete, del área de viento descendente del rotor de un helicóptero.

El dispositivo de puntería según la invención está acoplado, ventajosamente, con un accionamiento regulador de un dispositivo de entrega, para enviar a éste la señal de control de forma que el punto de impacto del misil balístico a entregar coincida con un blanco predeterminado. El dispositivo de indicación puede ser un display, por ejemplo en un parabrisas o un casco de piloto, con indicación continua del punto de impacto correspondiente a los parámetros actuales del sistema y del blanco previamente seleccionado.

Ventajosamente, el dispositivo de puntería está equipado con medios para la introducción de valores de corrección para los parámetros del sistema que sirven para incrementar la precisión del punto de impacto. Preferentemente, los medios de introducción hacen posible una modificación opcional de multiplicación y/o adición de los parámetros del sistema, donde los valores de corrección se refieren, ventajosamente, a los parámetros del sistema de viento lateral y/o viento producido por el rotor.

Ventajosamente, en el dispositivo de puntería se han previsto medios para la selección del estado operativo o bien del modelo, especialmente en función del correspondiente tipo del misil balístico y del blanco, donde se pueden combinar a voluntad, de preferencia, los grados de libertad, especialmente tres y seis.

A continuación se describe la invención con ayuda de los ejemplos de las figuras 1 y 2, en las que se representa de forma esquemática:

- En la figura 1, un tipo de ejecución preferido del dispositivo según la invención y su inclusión en un sistema global.

- En la figura 2, un diagrama de flujo de la generación de señales.

La figura 1 muestra como tipo de ejecución preferido de la invención un dispositivo de puntería en un helicóptero, que lleva misiles y armas de tubo. El dispositivo tiene una memoria 1 en la que se han almacenado parámetros de las armas o bien parámetros específicos de los misiles balísticos que transporta. Entre estos cuentan, por ejemplo, las masas y los coeficientes de frenado o bien resistencias de viento de los misiles o bien proyectiles de armas de tubo que pueden depender del tiempo o bien de la dirección, o también los momentos de inercia de cada misil. La memoria de datos 1 está conectada con una fase de evaluación 2 que genera señales de control en función de los parámetros específicos de los misiles o bien armas de tubo y de otros parámetros del sistema. La fase de evaluación 2 se ha previsto en forma de una unidad central de procesamiento que transmite las señales de control a un dispositivo indicador 3 o bien display. Los parámetros o bien datos actuales del sistema son medidos por sensores 11, 12, 13 o averiguados por unidades de cálculo o bien de navegación y transmitidos a la fase de evaluación 2. Los parámetros de sistema actuales incluyen, por ejemplo, la situación y la posición del helicóptero, las velocidades de viento o bien el viento lateral, el viento causado por el rotor, la distancia del objetivo, etc.

Una unidad de entrada 5, 6 que se puede operar manualmente, también está conectada con la fase de evaluación 2. A través de la unidad de entrada 5, 6 se puede seleccionar el estado operativo y se pueden introducir factores de corrección. Al seleccionar el estado operativo se produce, por ejemplo, una selección entre tipo operativo aire/aire y aire/suelo, misil o arma de tubo.

Durante el funcionamiento, los datos del sistema o bien parámetros del sistema actuales son alimentados de forma continua a la fase de evaluación 2. Dependiendo de los parámetros específicos del arma introducidos, de los parámetros del sistema y de los parámetros de selección para el modo operativo introducidos a través de la unidad de entrada 5 se genera en la fase de evaluación 2 un modelo global de la trayectoria. El display 3 está conectado con la fase de evaluación 2 a través de líneas de señales. Las señales de control que se generan en la fase de evaluación 2 según el modelo global de la trayectoria, controlan el display 3 o bien un motor de ajuste 4.

La figura 2 muestra de forma esquemática un diagrama de flujo de la generación de modelo y de la generación de señales de control en la fase de evaluación 2. Aquí, en caso de requerirse correcciones, se modifican en un primer paso en una unidad de ajuste de la posición de impacto las señales, que contienen los parámetros específicos del arma, y las señales que contienen los parámetros del sistema. La unidad de ajuste de la posición de impacto y la correspondiente función de ajuste de la posición de impacto se describen más adelante más en detalle. Después de pasar por la unidad de ajuste de la posición de impacto se genera a partir de los datos del sistema y de los parámetros del arma el modelo de la trayectoria.

En el caso de que se utilizó un misil para la utilización, se genera para la primera fase la trayectoria total del misil un modelo con 6 grados de libertad. Opcionalmente, también se puede generar para la primera fase un modelo corregido de 3 grados de libertad, por ejemplo si se requiere una velocidad especialmente alta para generar el modelo. En la primera fase de la trayectoria que representa la fase de salida del misil, normalmente se ha previsto un número relativamente alto de grados de libertad, ya que en esta fase la influencia de parámetros de interferencia es la mayor. Así, por ejemplo, en la fase de combustión del misil se produce una estabilización que se tiene en cuenta en el modelo de 6 grados de libertad. Además, el misil se encuentra en la fase de salida en el área del viento descendente del rotor principal del helicóptero. Según las velocidades generadas del viento descendente, que a su vez dependen del estado de vuelo y del peso del helicóptero, se verá afectada la trayectoria del vuelo del misil. Un viento descendente fuerte en la fase de salida del misil provoca que el punto de impacto real queda más distanciado del helicóptero que el punto de impacto calculado, puesto que el misil gira en el viento descendente por lo que cambia ligeramente en su posición frente a la horizontal. Además, existen otras interferencias, debido a turbulencias y componentes horizontales del viento descendente que afectan la trayectoria de vuelo y, por lo tanto, el punto real de impacto del misil. Aquí, también la longitud activa tiene una influencia sobre la trayectoria de vuelo real del misil, siendo la longitud activa aquella parte de la trayectoria de vuelo del misil que queda situada en el área del viento descendente del rotor.

Para determinar la trayectoria y generar las señales que reflejen el punto de impacto real que se produciría en el momento del disparo del misil, es necesario, por lo tanto, realizar, en lo que se refiere a las interferencias por el rotor, una corrección de la corriente de aire dirigido hacia abajo por el movimiento relativo de la aeronave. Aquí se incluyen las correcciones geométricas, el movimiento de las hojas del rotor, los efectos de sombreado y las correcciones de turbulencias. Debido a que la longitud activa depende entre otros de la posición o bien elevación del accionamiento regulador 4, se registra el correspondiente ángulo de elevación y se incluye en la corrección de la longitud activa.

El viento lateral momentáneo también se registra y se transmite a la fase de evaluación 2 en forma de señales. Estas señales se incluyen en la siguiente generación de modelo en forma de términos de viento lateral. Mediante inclusión del término de corrección en el modelo de 6 grados de libertad este modelo generado refleja con gran precisión la trayectoria de la primera fase de la trayectoria de vuelo del misil.

La primera fase de la trayectoria reflejada por el primer modelo con 6 grados de libertad, termina con la fase de combustión del misil. En este momento, el misil se ha estabilizado y ahora se produce la generación de un segundo modelo para la siguiente segunda fase de la trayectoria. Para ésta se utiliza un modelo con 3 grados de libertad. La generación del modelo de 3 grados de libertad se puede realizar con un costo mucho menor en tiempo. Los resultados o bien los valores de trayectoria del modelo de 6 grados de libertad de la primera fase sirven como valores de partida para la determinación de la segunda fase de la trayectoria por medio del modelo de 3 grados de libertad.

Debido a la subdivisión del modelo completo de trayectoria en dos fases con un submodelo en cada caso con diferentes grados de libertad, por un lado, se aumenta considerablemente la precisión del punto de impacto calculado debido a que se tienen en consideración importantes interferencias al principio de la fase de vuelo y, por otro lado, el tiempo que se requiere para determinar el punto de impacto es reducido. En la segunda fase, el modelo con solamente 3 grados de libertad hace posible una precisión suficiente, puesto que esta fase es más uniforme y las interferencias tienen un efecto menor sobre la trayectoria total. En el caso de una distancia media de aplicación de misiles sin control aproximadamente 1/20 de la determinación de la trayectoria se realiza en el modelo de 6 grados de libertad, mientras que los restantes aproximadamente 19/20 se calculan en el modelo de 3 grados de libertad. Así es posible, incluso con los procesadores actuales cualificados como aptos para vuelo, realizar un cálculo rápido y preciso del blanco o bien punto de impacto.

Según el modelo completo compuesto por los dos modelos, el procesador genera ahora la señal de control que se transmite al display 3. De esta forma se indica en el display 3 de forma continua el punto de impacto generado por los submodelos combinados. El piloto o tirador ha fijado previamente un objetivo o selecciona ahora el objetivo. Si el punto de impacto generado en el display se cubre con el punto de mira seleccionado y el piloto ha dado la autorización se dispara el misil.

Con un objetivo seleccionado también se transmiten las señales de control a los servomotores 4 del misil. Dependiendo de estas señales de control se mueve el accionamiento de regulación o bien el servomotor 4 de manera que el punto de impacto calculado según la invención por medio de la balística combinada coincide con el objetivo elegido.

Con determinadas situaciones de vuelo y escenarios de utilización bajo ciertas circunstancias se puede aumentar la precisión mediante una determinación de trayectoria todavía más rápida. Con determinados modos operativos, como por ejemplo al disparar proyectiles de armas de tubo, el viento descendente del rotor tiene una influencia considerablemente menor sobre la trayectoria de vuelo que, por ejemplo, en el caso de un misil. Con determinados escenarios, por lo tanto, una gran velocidad de cálculo puede tener prioridad. En este caso, la generación de la señal de control se realiza en base a la determinación de trayectoria por medio del modelo de 3 grados de libertad para todas las fases de la trayectoria de vuelo del proyectil. La selección de cada modo operativo se realiza manualmente a través de la unidad de mando 5.

A continuación se describen más en detalle la unidad de ajuste de la posición del impacto arriba mencionada y la función de ajuste de la posición del impacto, que son parte integrante de un tipo de ejecución preferido de la invención. La unidad de ajuste de la posición del impacto 6 forma parte de la unidad de mando 5, 6 y permite al tirador o al piloto la entrada de las modificaciones deseadas de la situación del impacto. Esto es necesario, por ejemplo, si durante el tiro se observa una desviación del punto de impacto previamente calculado por medio de la balística combinada frente al punto de impacto real. Para corregir tales desviaciones, la fase de evaluación modifica la instrucción de mando dada a los servomotores 4 de la plataforma de lanzamiento. Para este fin se reajustan determinados parámetros de entrada en el lado de entrada del modelo de manera que la generación subsiguiente de modelo que se basa en estos parámetros proporciona la posición de impacto deseada y el correspondiente mando de ajuste.

Debido a la modificación de parámetros en el lado de entrada de la fase de evaluación una posición de impacto corregida deseada es válida para todas las distancias y condiciones. Aquí las velocidades de la corriente de aire dirigida hacia abajo por el movimiento relativo de la aeronave o bien del viento descendente de rotores son especialmente adecuadas para la corrección de la amplitud y el término del viento lateral para la corrección lateral de la posición del impacto. Esto es aplicable tanto para el modo aire/tierra como también para el modo aire/aire. Por lo tanto, mediante una unidad de entrada que se encuentra a bordo se pueden modificar parámetros sensibles del sistema para corregir el punto de impacto calculado. Aquí, la modificación de los parámetros del sistema se realiza con ayuda de la función de ajuste de la posición de impacto en el lado de entrada de la fase de evaluación según necesidad por multiplicación y/o adición.

Mediante la unidad y función de ajuste de la situación de impacto se proporciona la posibilidad de influir en o bien de corregir el punto de impacto al alcance de tiro y con desviación lateral, debido a lo cual se optimiza el punto de impacto calculado. Esta posibilidad de entrada es de gran ventaja en el momento de la corrección del tiro, pero también en el caso de la falta de datos o de datos con interferencias de los sensores 11, 12, 13 en caso de un lote de munición para armas de tubo con defectos de fabricación, o también en el Caso de motores de misiles que no funcionen de forma óptima. Por medio de la función de ajuste de la posición del impacto, por ejemplo, se puede corregir para el subsiguiente disparo un tiempo real de combustión del misil, el cual debido a un tiempo largo de almacenamiento se desvía de los valores especificados, con lo que se pueden compensar las características modificadas de empuje.

Mediante la presente invención se puede calcular para cada estado momentáneo del sistema un punto de impacto. No es necesario recurrir a estados de sistema discretos como en el caso del cálculo del punto de impacto por medio de tablas de registro continuo. Así, se puede calcular e indicar un punto de impacto en cualquier momento sin la necesaria interpolación para los estados del sistema que cambian de forma continua, o bien se puede dirigir un dispositivo de ajuste hacia el objetivo previamente elegido. Además, el punto de impacto también se puede averiguar en escenarios de utilización imprevistos sin que sean necesarios preparativos costosos, por ejemplo en lo que se refiere a alturas de vuelo, etc., y las correspondientes programaciones. De esta forma se amplía el alcance de aplicación y se garantiza una disponibilidad continua de utilización. Mediante la balística combinada de dos submodelos se incrementa considerablemente la precisión del impacto, evitándose al mismo tiempo un retardo de las señales de mando y de los correspondientes dispositivos de indicación o bien regulación frente a los estados de sistema actuales.

Claims (19)

1. Dispositivo para determinar el punto de impacto de un proyectil balístico, especialmente de un misil y/o de un proyectil de arma de tubo, que comprende:

como mínimo, una memoria (1) para parámetros específicos del proyectil balístico;

una fase de evaluación (2) que genera señales de mando en función de los parámetros específicos del proyectil balístico y de los parámetros del sistema actuales introducidos;

un dispositivo indicador y/o de mando (3, 4) que recibe las señales de mando para indicar un punto de impacto determinado en base a los parámetros del sistema y/o para mando de un dispositivo de entrega;

caracterizado porque

en la fase de evaluación (2) se puede generar un modelo de trayectoria correspondiente del proyectil balístico, que está subdividido, como mínimo, en dos fases cada una con un submodelo, donde el número de grados de libertad en la primera fase es mayor que el número de grados de libertad de la segunda fase.

2. Dispositivo según la reivindicación 1, caracterizado porque el submodelo de la primera fase tiene 6 ó 3 grados de libertad y el submodelo de la segunda fase tiene 3 grados de libertad.

3. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la primera fase comprende 1/20 de toda la trayectoria.

4. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque la primera fase del modelo termina en o después de finalizar la fase de estabilización o combustión de un misil a entregar.

5. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque está conectado con un accionamiento de regulación (4) de un dispositivo de entrega, para hacer coincidir el punto de impacto del proyectil balístico a entregar con un objetivo previamente fijado.

6. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque tiene medios (6) para la entrada de valores de corrección para los parámetros del sistema con el fin de aumentar la precisión del punto de impacto donde se realiza opcionalmente una modificación de los parámetros del sistema por multiplicación y/o adición.

7. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado además porque tiene medios (5) para seleccionar el modo operativo.

8. Dispositivo según una de las reivindicaciones anteriores, caracterizado porque el dispositivo de indicación es un display en el que se puede indicar de forma continua el punto de impacto que corresponde a los parámetros actuales del sistema y un objetivo previamente seleccionado.

9. Procedimiento para determinar el punto de impacto de un proyectil balístico, especialmente de un misil y/o de un proyectil de arma de tubo, con los pasos de:

puesta a disposición de parámetros específicos del proyectil balístico en una memoria;

transmisión de parámetros del sistema actuales a una fase de evaluación y determinación del punto de impacto;

generación de señales de mando para indicar el punto de impacto y/o para el control de un dispositivo de entrega para proyectiles balísticos;

caracterizado porque

a partir de los parámetros específicos y de los parámetros actuales del sistema se genera un modelo de trayectoria del proyectil balístico a entregar, modelo que está subdividido en, como mínimo, dos fases, cada una con un submodelo, donde el número de grados de libertad en la primera fase es mayor que el número de grados de libertad de la segunda fase.

10. Procedimiento según la reivindicación 9, caracterizado porque el submodelo de la primera fase tiene 6 ó 3 grados de libertad y el submodelo de la segunda fase tiene 3 grados de libertad.

11. Procedimiento según la reivindicación 9 ó 19, caracterizado porque, en cualquier momento se genera el modelo de la trayectoria con estados del sistema de cambio continuo y porque se indica un correspondiente punto de impacto del proyectil balístico y/o se ajusta en un objetivo previamente fijado.

12. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 11, caracterizado porque la primera fase se termina en 1/30 hasta aproximadamente 1/10 de toda la trayectoria.

13. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 12, caracterizado porque la primera fase termina en o después del final de la fase de estabilización o bien combustión de un misil a entregar.

14. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 13, caracterizado porque la primera fase termina en o después de la salida del proyectil balístico del área del viento descendente del rotor de un helicóptero.

15. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 14, caracterizado porque la señal de mando se envía a un accionamiento regulador de un dispositivo de entrega con el fin de hacer coincidir el punto de impacto del proyectil balístico a entregar con un objetivo previamente fijado.

16. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 15, caracterizado porque para la corrección se realiza una modificación de los parámetros del sistema por medio de multiplicación y/o adición.

17. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 16, caracterizado porque para la corrección se modifican los parámetros del sistema del viento lateral y/o del aire descendente generado por el movimiento de la aeronave.

18. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 17, caracterizado porque se selecciona de forma manual o automática un estado operativo y/o el modelo en función del correspondiente tipo del proyectil balístico y del objetivo, donde se pueden combinar a voluntad los grados de libertad 3 y 6.

19. Procedimiento según una de las reivindicaciones 9 a 18, caracterizado porque a través de una señal de mando se activa un display, donde se indican de forma continua el punto de impacto correspondiente a los parámetros actuales del sistema junto con un objetivo previamente seleccionado.