ES2619597T3 - Sistema de guiado de misil - Google Patents

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ES2619597T3
ES2619597T3 ES05108819.3T ES05108819T ES2619597T3 ES 2619597 T3 ES2619597 T3 ES 2619597T3 ES 05108819 T ES05108819 T ES 05108819T ES 2619597 T3 ES2619597 T3 ES 2619597T3
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    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

Un misil que comprende: un sistema de propulsión; un sistema (310) de navegación inercial; un sistema (305) de búsqueda de blanco; un sistema(360) de dirección de misil; un sistema de guiado de misil adaptado para guiar el misil para pasar un blanco a una altura deseada (hdes) por encima de dicho blanco caracterizado porque el sistema de guiado de misil comprende: una unidad (315) estimadora de ángulo de elevación conectada al sistema (305) de búsqueda de blanco y al sistema (310) de navegación inercial, y dicha unidad (315) estimadora de ángulo de elevación está configurada para estimar un ángulo de elevación (σ) al blanco, y en el que dicho sistema de guiado de misil comprende además: - un estimador (320) de rotación de la línea de la visión; - un estimador (325) de velocidad; - una unidad (345) de obtención de altura deseada; - un estimador (330) de ángulo de dirección de vuelo; - una unidad (350) de cálculo de referencia gamma, configurada para calcular un valor de referencia de un ángulo de dirección de vuelo vertical (γref) que, durante el vuelo, se usa para ajustar el ángulo de dirección de vuelo vertical actual (γ) del misil, para hacer que el misil pase el blanco (120) a dicha altura de paso deseada (hdes), y donde dicha unidad (350) de cálculo de referencia gamma está configurada para calcular el valor de referencia (γref) del ángulo de dirección de vuelo vertical basándose en los siguientes parámetros: ángulo de elevación (σ), una altura de paso deseada (hdes), una rotación de línea de visión (σ· ), y una velocidad de misil (V), y en el que dicho valor de referencia (γref) del ángulo de dirección de vuelo vertical se suministra posteriormente al sistema (360) de dirección donde se utiliza para ajustar el ángulo de dirección de vuelo vertical actual (γ) del misil.

Description

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DESCRIPCION
Sistema de guiado de misil
La presente invencion se refiere a un procedimiento y a un sistema para guiar un misil, y tambien a un misil provisto de tal sistema. En particular, se refiere a estos sistemas de gma para misiles que utilizan un buscador de blancos pasivo, donde el misil esta ideado para no dar en el blanco exactamente, sino para pasar a una distancia predeterminada
Antecedentes
Cuando se utilizan sistemas de misiles, a veces es conveniente dejar que el misil no alcance el blanco con cierta distancia. Un ejemplo comprende un misil antitanque que se desplaza aproximadamente horizontalmente y provisto de una carga conformada disenada para golpear en un angulo hacia abajo/hacia delante. Dicho misil debena pasar aproximadamente a un metro sobre el tanque para permitir que la carga conformada logre un buen efecto en el tanque. Debena mencionarse que la mayona de los tanques convencionales suelen estar bien protegidos contra golpes directos desde el frente, el lateral y la parte trasera. Los misiles "NLAW" y "Bill" son ejemplos de misiles que utilizan este procedimiento, aunque no estan utilizando mecanismos de busqueda de blancos.
Otro ejemplo se refiere a los ataques con un misil de blanco terrestre, donde el buscador de blancos no es capaz de ver el blanco, pero en los que ha sido posible determinar la posicion del blanco en relacion con uno o mas de otros objetos que se pueden ver por el buscador de blancos.
La mayona de los sistemas de misiles conocidos para la guerra antitanque utilizan misiles que se acercan al blanco desde arriba. Parece que hay pocos, si es que existen, sistemas conocidos hoy en dfa que combinen los beneficios de un buscador de blancos, un misil de vuelo horizontal que tiene una carga conformada ideada para golpear hacia abajo, con medios para dirigir el misil de tal manera que pase a una distancia predeterminada encima del blanco.
El documento US 5.932.833 desvela un sistema de gma teledirigido de paso elevado para el guiado de misil teledirigidos terminales que comprende un procedimiento de guiado de misil de disparar y olvidar en el que una deteccion de blancos de a bordo rastrea el blanco y se gma el misil hacia este, pero en lugar de ser guiado a un impacto directo como se hace convencionalmente, el misil es guiado hacia una distancia precisa sobre la parte superior del blanco, evitando intencionalmente el impacto.
El uso de datos de busqueda de blancos y datos de sistema de navegacion inercial con el fin de lograr un impacto directo es bien conocido en la tecnica. El uso de la misma informacion para lograr que el misil "pierda" el blanco por una distancia apropiada es menos conocido.
Sumario de la invencion
Es un fin de la presente invencion proporcionar un sistema de guiado de misil para su uso en un misil, donde dicho sistema es capaz de guiar dicho misil para pasar a una distancia predeterminada por encima de un blanco.
Dicho sistema de guiado de misil comprende una unidad de calculo de referencia gamma capaz de calcular un valor de referencia de un angulo de direccion de vuelo vertical que, si se usa para ajustar un angulo Yref de direccion de vuelo vertical actual de dicho misil, hana que el misil pasara el blanco a una altura de paso deseada (hdes).
Dicha unidad de calculo de referencia gamma calcula el valor de referencia del angulo (Yref) de direccion de vuelo vertical basandose en los siguientes parametros:
- un angulo de elevacion (a)
- una altura de paso deseada (hdes)
- una rotacion de la lmea de vision (a)
- una velocidad de misil (V).
En una realizacion preferente, dicho valor de referencia se calcula como
imagen1
Breve descripcion de los dibujos
Las realizaciones preferidas de la presente invencion se describen con referencia a los dibujos adjuntos, en los que:
la Figura 1 es una ilustracion esquematica que define las direcciones, las distancias y los angulos de un sistema de guiado de misil de acuerdo con una realizacion preferente de la invencion,
la Figura 2 es un diagrama de flujo de un procedimiento de sistemas de guiado de misil de acuerdo con una realizacion preferente de la invencion,
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la Figura 3 muestra una vista general de un sistema de guiado de misil de acuerdo con una realizacion preferente de la invencion.
Descripcion detallada de realizaciones preferentes
La Figura 1 muestra una ilustracion esquematica que define las direcciones, distancias y angulos de acuerdo con una realizacion preferente de la presente invencion. Un misil 101 antitanque se desplaza con una velocidad V. El vector de velocidad forma un angulo de direccion de vuelo vertical y con el plano 110 horizontal. El misil 101 antitanque tiene un centro 103 de gravedad. Una distancia total al blanco r entre el centro 103 de gravedad del misil 101 representa la lmea de vision entre dicho centro de gravedad y una superficie 122 superior de un blanco 120. La distancia al blanco r forma un angulo de elevacion a con un eje x horizontal. Una distancia vertical blanco desde el centro 103 de gravedad del misil 101 a la superficie 122 superior del blanco 120 se denomina h.
Como puede deducirse de la figura 1, el recorrido del misil tiene como blanco que si todos los parametros permanecen inalterados, el misil pasana sobre el blanco a una distancia vertical al blanco h, donde h puede calcularse a partir de la siguiente formula
h = r (sen (a) + COS(ff)(sen (y) (1)
Suponiendo que la distancia total al blanco r es mayor que la distancia vertical al blanco h, la distancia vertical al blanco h puede aproximarse con la formula
h' = r (a + y) (2)
donde h' designa una distancia de paso vertical al blanco estimada, aqm tambien llamada altura de paso estimada. La derivada temporal del angulo de elevacion a, tambien llamada la lmea de vision-rotacion a, cumple la ecuacion
rd=Vsen (Y+g)
(3)
Usando la ecuacion (3) para solucionar la distancia total r (del misil) al blanco desde la expresion de altura (2) y utilizando otra vez que el angulo de elevacion a y el angulo de direccion de vuelo vertical y son pequenos, se llega a:
h, _^(y+p)2
d
Suponiendo una trayectoria de vuelo recta del misil, la altura de paso estimada h' y el angulo de direccion de vuelo vertical y seran constantes, aunque la velocidad V, el angulo de elevacion a y la lmea de vision-rotacion a- puedan variar. A partir de la expresion (4) anterior, los inventores han elegido formar un valor de referencia para el angulo de direccion de vuelo vertical y de acuerdo con la siguiente expresion
(4)
imagen2
(5)
donde hdes designa la altura de paso deseada. Esta expresion (5) se denominara "la ley de gma" en lo que sigue.
Para que la ley de gma funcione correctamente, es necesario comprobar primero si la altura de paso deseada hdes y la lmea de vista-rotacion a- tienen el mismo signo. Es necesario que tengan una expresion positiva bajo el signo de la rafz cuadrada. Si los signos son diferentes, es aconsejable dirigir el misil de tal manera que el angulo de direccion de vuelo vertical y se vuelva positivo para alturas de paso deseadas hdes mayores que cero y tal que el angulo de direccion de vuelo vertical y se haga negativo para alturas de paso deseadas hdes menores que cero.
El misil 101 esta provisto de un sistema de navegacion inercial. El misil 101 tambien esta provisto de un sistema de busqueda de blancos. El sistema de busqueda de blancos podna ser cualquier tipo de sistema de busqueda de blancos pasivo o activo presente o futuro basandose en, pero sin limitarse a, uno o mas de los siguientes principios: laser, infrarrojos, radio, radar, calor y/o optico. Con la ayuda de la informacion del sistema de busqueda de blancos sobre la direccion, o la direccion y la distancia al blanco 120, un procedimiento y un sistema de acuerdo con una realizacion de la presente invencion calculan facilmente los valores necesarios de la elevacion a y la rotacion de la lmea de vision a.
Las simulaciones han demostrado que la ley de gma (5) funciona mejor cuando la distancia total al blanco r es mayor que aproximadamente diez veces la altura de paso deseada hdes. Una de las ventajas de la ley de gma (5) es que cuando el misil se fija para la altura de paso deseada correcta hdes, el valor de referencia de la direccion del angulo de vuelo vertical Yref sera constante, a pesar de las variaciones en la velocidad V, del angulo de elevacion a y la rotacion de la lmea de vision a , es decir, las correcciones del angulo de direccion de vuelo vertical y seran
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minimizadas.
La ley de gma (5) funciona menos bien de acuerdo con simulaciones realizadas cuando la distancia r es menor que diez veces la altura de paso deseada. En la practica esto no es un problema ya que durante el tiempo que queda no hay tiempo para realizar ninguna maniobra.
La Figura 2A Es un diagrama de flujo de un procedimiento de un sistema de guiado de misil de acuerdo con una realizacion preferente de la presente invencion. Dicho procedimiento comprende las siguientes etapas:
- Ajuste de la altura de paso deseada hdes, 205.
- Obtencion del valor del angulo de elevacion actual a, 210.
- Obtencion del valor de la rotacion actual de la lmea de vision a-, 212.
- Obtencion del valor de la velocidad actual V, 215.
- Formacion de un valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical Yref como una funcion de la altura de paso hdes deseada, rotacion de lmea de vision a , velocidad V y angulo de elevacion a, 225.
- Direccion del misil de modo que el angulo de direccion de vuelo vertical y se acerque mas a dicho angulo de referencia Yref, 230.
Para que el procedimiento sea eficaz, los inventores se han dado cuenta de que cuando la altura de paso deseada y la rotacion de la lmea de vision tienen signos diferentes, esto tiene que ser manejado por separado. En una realizacion esto comprende la siguiente etapa:
- Comprobar si la altura de paso deseada hdes y la rotacion de lmea de vision a- tienen el mismo signo 220, y si es asf, realizar los siguientes etapas:
- Comprobar si la altura hdes deseada es positiva o negativa, 240.
- Si es positiva, dirigir el misil de tal modo que el angulo de direccion de vuelo vertical Y se vuelva ligeramente mayor que cero, 245.
- Si es negativa, dirigir el misil de tal modo que el angulo de direccion de vuelo vertical Y se vuelva ligeramente menor que cero, 250.
La Figura 2B es un diagrama de flujo de una parte de una realizacion preferente alternativa de la presente invencion. Como se ha descrito anteriormente, cuando la altura deseada hdes y la rotacion de la lmea de vision a- tienen diferentes signos, esto se maneja separadamente. Este caso se maneja en un procedimiento de una realizacion adicional de la presente invencion que comprende las siguientes etapas:
- Comprobar si la altura de paso deseada y la rotacion de la lmea de vision tienen el mismo signo, 260.
- Si es asf, establecer el valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical Yref a un valor que es una funcion de altura de paso deseada hdes, rotacion de la lmea de vision, a , velocidad V y angulo de elevacion a, 210.
- Si dicha variable no tiene el mismo signo, y la altura de paso deseada hdes es mayor o igual a cero, ajustar el valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical a un valor mayor que cero, 270.
- Si dicha variable no tiene el mismo signo y la altura de paso deseada hdes es menor que cero, ajustar el valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical a un valor menor que cero, 275.
Como puede observarse a partir de lo anterior, la funcion para determinar el valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical Yref comprende las siguientes variables: la altura de paso deseada hdes, la rotacion de lmea de vision a , la velocidad V y el angulo de elevacion a. En una realizacion, el valor de referencia del angulo de direccion de vuelo vertical Yref se forma como, o se deriva de, la diferencia entre la rafz cuadrada de la altura deseada hdes multiplicado por la rotacion de lmea de vision a- dividido por la velocidad V y el angulo de elevacion a.
La Figura 3 muestra una vista general del sistema de guiado de misil de acuerdo con una realizacion preferente de la invencion.
Un sistema 305 de busqueda de blancos esta conectado a una unidad 315 estimadora de angulo de elevacion a. Dicho sistema 305 de busqueda de blancos tambien esta conectado a una unidad 320 estimadora de rotacion de la lmea de vision a.
Un sistema 310 de navegacion inercial esta conectado a dicha unidad 315 estimadora de angulo de elevacion a, a la unidad 320 estimadora de rotacion de lmea de vision y tambien a una unidad 325 estimadora de velocidad V y a una unidad 330 estimadora de angulo de direccion de vertical de vuelo Y. El sistema 310 de navegacion inercial, el sistema 305 de busqueda de blancos y el sistema 360 de direccion de misil deben considerarse como convencionales. El sistema 310 de navegacion es preferentemente de tipo atado como se explica por ejemplo en D.H. Titterton and J. L. Weston "Strapdown inertial navigation technology ISBN 0 86341 260 2. Las unidades 315, 320, 325, 330 estimadoras tambien pueden ser parte del sistema 305 de busqueda de blancos o del sistema de navegacion inercial dependiendo del nivel seleccionado de integracion.
Dicha unidad 315 estimadora de angulo de elevacion esta ademas conectada a una unidad 350 de calculo de referencia gamma.
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Dicha unidad 320 estimadora de rotacion de lmea de vision esta conectada a una unidad 340 de comparacion de signos, y tambien a dicha unidad 350 de calculo de referencia gamma.
Dicha unidad 325 estimadora de velocidad esta ademas conectada a dicha unidad 350 de calculo de referencia gamma.
Dicha unidad 330 estimadora de angulo de direccion de vuelo vertical esta conectada ademas a un sistema 360 de direccion de misil.
Dicha unidad 340 de comparacion de signos esta conectada a una unidad 345 de obtencion de altura de paso deseada y a la unidad 350 de calculo de referencia gamma.
Dicha unidad 350 de calculo de referencia gamma esta ademas conectada al sistema 360 de direccion de misil.
El sistema 305 de busqueda de blancos mide la direccion al blanco y proporciona valores representativos de esta direccion a la unidad 315 estimadora de angulo de elevacion y a la unidad 320 estimadora de la lmea de vision. La unidad 315 estimadora de angulo de elevacion recibe valores del sistema de busqueda de blancos representativo de la direccion hacia el blanco. Dicha unidad estimadora de angulo de elevacion realiza una estimacion del angulo de elevacion actual a basandose en los valores del sistema de busqueda de blancos y los valores del sistema 310 de navegacion inercial, representativos de los propios parametros de vuelo de los misiles, tales como la inclinacion de los angulos y las velocidades de traslacion y rotacion.
La unidad 320 de estimacion de la rotacion de la lmea de vision estima de forma similar la rotacion de la lmea de vision a- basandose en valores desde el sistema 305 de busqueda de blancos y el sistema 310 de navegacion inercial. La unidad 325 estimadora de velocidad estima la velocidad basandose en valores del sistema 310 de navegacion inercial, representativos de la velocidad V.
En una realizacion alternativa, la unidad 325 estimadora de velocidad tambien esta conectada al sistema 305 de busqueda de blancos, y la velocidad se estima basandose en valores del sistema 310 de navegacion inercial y del sistema 305 de busqueda de blancos.
La unidad 330 estimadora de gamma recibe valores del sistema de navegacion inercial y estima un angulo de direccion de vuelo vertical y. Dicha unidad 330 estimadora de gamma comunica dicho angulo de direccion de vuelo vertical estimado y al sistema 360 de direccion de misil.
La unidad 345 de obtencion de altura deseada obtiene la altura deseada. Dicha obtencion puede efectuarse mediante ajuste manual o ajuste automatico mediante un programa informatico u otro procedimiento adecuado. El valor que representa la altura de paso deseada hdes se comunica a la unidad de comparacion de signos. La unidad 340 de comparacion de signos compara los signos de la altura de paso designada y la rotacion de lmea de vision a . El resultado se comunica a la unidad 350 de calculo de referencia gamma, que calcula un valor de referencia para el angulo de direccion de vuelo vertical Yref de acuerdo con el procedimiento explicado anteriormente. El valor de referencia Yref se comunica entonces al sistema 360 de direccion de misil, que hace los ajustes necesarios de los alerones de misiles, superficies de control u otros medios para ajustar la trayectoria del misil para obtener el angulo de direccion de vuelo vertical Y mas proximo al valor de referencia Yref. Tales cambios de trayectoria se obtienen en una realizacion mediante la direccion en direccion vertical de acuerdo con la siguiente expresion:
ac = K(yref— y) (6)
donde ac es la aceleracion comandada y K es una constante. Yref y Y como se ha explicado arriba.
En una realizacion adicional, tales cambios de trayectoria se obtienen dirigiendo en direccion vertical de acuerdo con la siguiente expresion:
ac = CVc 4 (7)
at
donde C es otra constante y Vc es la velocidad ordenada.
Se entiende que el sistema de guiado de misil tambien comprende una funcion de grna horizontal. Esto no es, sin embargo, parte de la invencion y no se describe aquf
El alcance de la invencion solo esta limitado por las reivindicaciones siguientes.

Claims (4)

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    REIVINDICACIONES
    1. Un misil que comprende:
    un sistema de propulsion; un sistema (310) de navegacion inercial; un sistema (305) de busqueda de blanco; un sistema(360) de direccion de misil;
    un sistema de guiado de misil adaptado para guiar el misil para pasar un blanco a una altura deseada (hdes) por encima de dicho blanco
    caracterizado porque el sistema de guiado de misil comprende:
    una unidad (315) estimadora de angulo de elevacion conectada al sistema (305) de busqueda de blanco y al sistema (310) de navegacion inercial, y dicha unidad (315) estimadora de angulo de elevacion esta configurada para estimar un angulo de elevacion (a) al blanco,
    y en el que dicho sistema de guiado de misil comprende ademas:
    - un estimador (320) de rotacion de la lmea de la vision;
    - un estimador (325) de velocidad;
    - una unidad (345) de obtencion de altura deseada;
    - un estimador (330) de angulo de direccion de vuelo;
    - una unidad (350) de calculo de referencia gamma, configurada para calcular un valor de referencia de un angulo de direccion de vuelo vertical (Yref) que, durante el vuelo, se usa para ajustar el angulo de direccion de vuelo vertical actual (y) del misil, para hacer que el misil pase el blanco (120) a dicha altura de paso deseada (hdes), y donde dicha unidad (350) de calculo de referencia gamma esta configurada para calcular el valor de referencia (Yref) del angulo de direccion de vuelo vertical basandose en los siguientes parametros:
    angulo de elevacion (a), una altura de paso deseada (hdes), una rotacion de lmea de vision (a- ), y una velocidad de misil (V),
    y en el que dicho valor de referencia (Yref) del angulo de direccion de vuelo vertical se suministra posteriormente al sistema (360) de direccion donde se utiliza para ajustar el angulo de direccion de vuelo vertical actual (y) del misil.
  2. 2. El misil de acuerdo con la reivindicacion 1, en el que el valor de referencia (Yref) del angulo de direccion de vuelo vertical se calcula de acuerdo con la siguiente expresion:
    imagen1
  3. 3. Un procedimiento para guiar un misil hacia un blanco, comprendiendo dicho procedimiento estas etapas:
    - ajustar (205) una altura de paso deseada (hdes);
    - obtener (210) un valor del angulo de elevacion actual (a) con respecto al blanco;
    - obtener (212) un valor de la rotacion de la lmea de vision actual (a );
    - obtener (215) un valor de la velocidad actual (V);
    dicho procedimiento caracterizado por comprender estas etapas adiconales:
    - formar (225) un valor de referencia (Yref) para un angulo de direccion de vuelo vertical en funcion de dicha altura de paso deseada (hdes), rotacion de lmea de vision (a ), velocidad (V) y angulo de elevacion (a);
    - dirigir (230) el misil de modo que el angulo de direccion de vuelo vertical (y) se acerque mas a dicho angulo de referencia (Yref).
  4. 4. El procedimiento de la reivindicacion 2, en el que dicha etapa de formacion de un valor de referencia (Yref) para el angulo de direccion de vuelo vertical utiliza la expresion
    imagen2
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