ITRM940182A1

ITRM940182A1 - Elaboratore di controllo per l'indirizzamento al bersaglio di missili guidati.

Info

Publication number: ITRM940182A1
Application number: IT000182A
Authority: IT
Inventors: Thomas Phillip Adams
Original assignee: Secr Defence Brit
Priority date: 1992-07-23
Filing date: 1994-03-31
Publication date: 1995-10-01
Also published as: GB2414781A; GB9315175D0; GB9215607D0; ITRM940182A0; GB2414781B

Description

ELABORATORE DI CONTROLLO PER L'INDIRIZZA¬

MENTO AL BERSAGLIO DI MISSILI GUIDATI

La presente invenzione si riferisce alle armi guidate con disposizioni di indirizzamento terminale al bersaglio ed in particolare ad un sistema di guida per controllare l'inizio del funzionamento di un sistema di indirizzamento al bersar glio del missile.

Come regola generale, i missili, per esempio i missili anti-nave, possono impiegare due fasi, di volo che vengono implementate, sequenzialmente. Durante la prima fase, le coordiniate generate da. un sistema di puntamento al bersaglio alloggiato sulla piattaforma di lancio permettono al miss.ile. di essere inviato verso la nave di bersaglio. Allo scopo di mantenere il desiderato angolo di rotta, il missile vola sotto guida inerziale'. Questa fase del volo continua fino a che il dispositivo di ricerca del missile, che è stato agganciato al bersaglio, si trova in possesso dei dati di qualità sufficiente per permettere che il controllo del missile venga affidato al pilota automatico. Nel. caso di un missile,a.volo radente, questo regime di controllo .si applica soltanto nel piano di azimuth, un .altimetro radio fornisce i necessari dati di ingresso alla elevazione dell'autopilota durante ambedue le fasi di volo. Il trasferimento del controllo al dispositivo di ricerca consente al missile di correggere gli errori di rotta o di rilevamento rispetto al suo bersaglio scelto, tali errori risultando da una combinazione di fattori. Gli errori di rotta derivano da:

a) errori di individuazione del bersaglio al lancio,

b) accumulo,di errori inerziali .durante il volo,

c) movimento de1 bersaglio d.urante i1 vo1o,

d) nel caso di un missile indirizzato ad un.bersaglio nella direzione di un gruppo di navi, la scelta di una unità che sia sfalsata dalla trailettoria di volo.

Allo scopo di penetrare nei sistemi difensivi, possono essere dei vantaggi nel fare in modo che un missile esegua essenzialmente delle manovre casuali mentre si trova sotto controllo di guida inerziale lasciando la fase terminale di indirizzamento al bersaglio all'ultimo momento possibile. Ciò riduce l'efficacia .del sistema, di. difesa del bersaglio contro . un tale attacco, poiché, durante la fase di indirizzamento finale al bersaglio, il missile è vulnerabile poiché la sua traiettoria può essere facilmente calcolata.

Lo scopo della presente invenzione consiste nel fornire un sistema di controllo per missili il quale possa ottimizzare l'inizio della fase di indirizzamento finale al bersaglio di un missile.

L'invenzione fornisce un sistema di guida per missili che comprende:

a) un primo,sistema dignavigazione, b) un sistema .rivelatore .di bersaglio, c ) un secondo sistema di navigazione l'indirizzamento, finale al bersaglio, il quale risponde ai segnali provenienti dal rivelatore del bersaglio per guidare il missile verso il bersaglio; d) un elaboratore di segnali collegato ai rivelatore di bersagli e rispondente ai segnali di bersaglio per determinare i valori dell'angolo fra la direzione del missile e la linea di puntamento del bersaglio e la distanza del bersaglio e, partendo da questi ..valori, calcolare l'ultimo tempo di trasferimento dal primo sistema di navigazione al secondo sistema di navigazione per l'indirizzamento finale al bersaglio,, in modo...da assicurare che il missile venga indirizzato definitivamente sul bersaglio.

Il primo sistema di navigazione può essere un sistema di navigazione inerziale ed il secondo sistema di navigazione può essere un sistema di navigazione proporzionale. Il trasferimento dal primo sistema di navigazione alla fase di indirizzamento al bersaglio del sistema di navigazione per l'indirizzamento al. bersaglio .preferibilmente si verifica ..quando_il. processore..dei segnali rivela che il modulo,di sin α/ Rk aumenta fino ad un valore unitario, in cui.:

α rappresenta l'angolo di osservazione o di puntamento sul bersaglio dal missile aggiunto all’incidenza del missile in senso di imbardata,

R rappresenta la distanza delbersagl io, k rappresenta una costante definita da k =

in cui:

xmax rappresenta la massima accelerazione blaterale nominale del missile; e

V rappresenta la.velocità del missile.

L'elaboratore può controllare il sistema di guida del missile in modo tale che una polarizzar zione venga prima introdotta dal secondo sistema di nav igazione proparzionale per aumentare il modulo d i sin (α /Rk fino ad un valore unitario, quando la polarizzazione viene rimossa.

L'invenzione verrà ora descritta a titolo di esempio con riferimento ai disegni allegati, in cui:

la figura 1 rappresenta una traiettoria del missile per illustrare l'indirizzamento al bersaglio;

la figura 2 illustra l'aggiunta di una. manovra evasiva durante l'indirizzamento finale al bersaglio;

la figura 3 illustra graficamente i parametri della traiettoria del missile;

la figura 4 rappresenta una famiglia di traiettorie di intercettazione del bersaglio ottenute per un mis-sile che vola con diverse distanze trasversali da un bersaglio navale.

Un missile anti-nave tipicamente segue la traiettoria rappresentata nella figura 1. Il missile passa da una fase di navigazione inerziale 10 a seguito di inizio del controllo di indirizzamento al bersaglio nel punto 11, il punto di trasferimento, dopo che il dispositivo di ricerca del missile ha acquisito un bersaglio. Il missile viene quindi guidato -sotto controllo di navigazione proporzionale verso il bersaglio 13, una nave, come rappresentata. L'errore di rilevamento o di rotta nel punto di inizio del controllo di indirizzamento finale al bersaglio può essere rappresentato dalla distanza di incrocio o trasversale 14, che è la distanza laterale della nave bersaglio 13 dalla estrapo1azione lineare .15 della traiettoria di volo del missile nel punto di trasferimento 11. La manovra di un missile con conseguente variazione della distanza trasversale. 14. pone dei problemi per i missili difensivi e per i sistemi dei cannoni. Le prestazionidi un sistema difensivo diminuiscono con l'aumentare del livello trasversale_e del livello di manovra nella traiettoria del missile di attacco. Ciò può essere sfruttato in un missile di attacco mediante introduzione di deliberate manovre in aggiunta alla componente casualmente incotta per effetto degli errori di navigazione, ecc.. I missili di attacco più vecchi erano soggetti a maggiori componenti di guida con errore casuale che non i missili attuali,tendendo cosi a rendere i più nuovi missili bersagli più facili per i sistemi difensivi in iassenza di deliberate manovre evasive.

Qualsiasi forma di traiettoria complessiva venga impiegata dal missile di attacco, vi sono dei vincoli alla.geometria complessiva e che diventano sempre più importanti a-mano a mano che la distanza si riduce,poiché è necessario che il missile arrivi in un punto nello spazio da cui esso possa eseguire la sua fase terminale di volo allo scopo di avvicinarsi al bersaglio. Perciò, una qualsiasi manovra alternativa o imprevedibile deve concludersi quando viene raggiunto questo punto. Come verrà dimostrato nel seguito,.la distanza alla quale ciò deve verificarsi dipende dalla d istanza di intersezione o trasversale-che si accumula-prima del trasferimento alla ase.terminale-di navigazione.-Verrà dimostrato nel seguito che-la generazione di una grande distane za trasversale nel punto di trasferimento (dell'ordine di 1 km) può comportare una successiva manovra del missile che cade entro le portali o-perative dei sistemi difensivi degli strati interni. questa forma di manovra “deterministica" può essa stessa essere considerata come una tattica evasiva, ma con una capacità potenzialmente inferiore contro i futuri e più sofisticati sistemi difensivi.

Una prede-terminata distanza trasversale 24. può essere ottenuta nel modo rappresentato nella figura 2 corrispondentemente al punto 21, in .cui il missile viene trasferito dalla navigazione iner- -ziale 20 alla na-vigazione proporzionale (indirizzamento finale al bersaglio) 22. In questo punto 21, in questo caso definito come punto di “turnover" per distinguerlo dal punto di trasferimento, uno sfalsamento viene introdotto nella legge di navigazione dopo che il dispositivo di ricerca alloggiato nel missile acquisisce il bersaglio 13. Questo sfalsamento fornisce una polarizzazione nella navigazione proporzionale del missile, mentre risponde, ai segnali. indicati.vi.del bersaglio e conti- . nua fino a che il missile raggiunge il .punto di .. trasferimento 25 a predeterminate...distanze di incrociò o trasversali quando .ilmi ssiLe deve iniziare_ la convenzionale fase di . indirizzamento .finale senza polarizzazione, altrimenti. la nave bersaglio 13 sarà mancata. Il ..missi-le /può/determinare la ..

distanza di incrocio Z4 mediante determi nazione della distanza del bersaglio, della velocità di: variazione della distanza e dell'angolo fra la linea di puntamento ed il vettore di velocità deli missile. Questa combinazione di generazione della distanza di incrocio seguita dall 'indirizzamento finale convenzionale può essere disposta in modo da verificarsi ad una velocità di virata convenientemente elevata a partire dal puntò di turnover 25. Per mezzo di ciò, la linea di vista fino al missile dal bersaglio navale varia durante questa fase finale di indirizzamento al bersaglio per ridurre la probabilità di intercettazione da parte di un missile anti-missile o della difesa antiaerea della nave.

La normale implementazione della navigazione proporz ionale (PN) richiede che il livello richiesto di accelerazione laterale x sia dato da:

in cui, come rappresentato per il missile 30 nella figura 3:

variazione della linea di pun-tamen/to Θs del missile fino al bersaglio.

Si può dimostrare che, quando A = 2, allora Θs è approssimativamente costante e la velocità di virata o di rotazione del vettore di velocità del missile (vale a dire la traiettoria di volo) è anche una costante ed approssimativamente uguale al doppio della velocità di variazione della linea di puntamento.

E’ noto che, quando la traiettoria

di volo e le velocità di variazione della traiettoria di volo diminuiscono con il tempo e, per = 3, si può dimostrare che vi è una diminuzione lineare della velocità di variazione della linea di puntamento rispetto al tempo, tale velocità di variazione diventando zero al momento della intercettazione. Quindi, l'indice di variazione o velocità di variazione della traiettoria di volo (= x velocità di variazione della linea di vista) assume la stessa forma, sempre avendo un valore di tre volte la velocità di variazione della linea dti vista o di puntamento.

Impiegando una costante di navigazione (PN) di il missile arriva con accelerazione laterale zero dopo una riduzione lineare da un massima istantaneo. Ciò lè vantaggioso dal punto di fornire una capacità di searrocciamento per le regolazioni terminali, ma è svantaggioso in termini; di evasione dei sistemi difensivi, in confronto con; una costante di navigazione di due.

Nel quadro della presente invenzione èi stato scoperto che il parametro più critico nella: determinazione della traiettoria ottimale di un: bissile è il luogo dell'ultima manovra che determina l'ultima posizione prevedibile da cui il missile può iniziare la manovra terminale, vale a dire la posizione indicata con il numero di riferimento 25 nella figura 2.

La figura 4 rappresenta un numero di traiettoria 40-42 e 40<1>-42<1 >per un missile quando vola a di verse di stanze di incrocio dal bersaglio navale 13. In ogni caso, la fase di indirizzamento finale, al bersaglio viene iniziata ad una distanza che si. .traduce nello sviluppo di una certa accelerazione blaterale di picco. I luoghi di queste distanze sonoi riportati dalla curva 43. In conformità con l'invenzione, il missile porta una funzione di algoritmo o: di commutazione che permette ad esso di decidere .quando questo luogo 43 è stato raggiunto e cosi iniziare la guida di indirizzamento finale al bersa-' .glia sotto navigazione proporzionale.

Richiamando dalla figura 3 che l'angolo fra la linea di puntamento e la direzione del missile ( α ) è l'angolo di puntamento del dispositivo di ricerca aggiunto all'incidenza del missile in imbardata, allora denotando αo come il valore di quando il missile raggiunge il luogo:

{1) in cui: d rappresenta la distanza di incrocio iniziale;e

Ro rappresenta il valore della distanza per raggiungere (R) nel luogo 43.

Per una costante di navigazione di tre, si può dimostrare che d può essere rappresentato approssimativamente da:

(2) in cui: xmax rappresenta il valore massimo della accelerazione laterale sviluppata (immediatamente all'inizio della manovra di indirizzamento finale) »

le ti rappresenta il tempo per la intercettazione.

(3)

(4)

Il missile ora conoscerà la sua massima Capacità di accelerazione lat rale x/ax e la distanza per raggiungere Ro e la velocità V saranno disponibili dal dispositivo di ricerca e dall'unità di. misurazione inerziale del missile, rispettivamente.: Perciò, il missile può decidere quando iniziare la manovra terminale, poiché i luoghi sono definiti d a:

(5)

Questo risultato, che è stato derivato da una costante di navigazione proporzionale ( A) tre, può anche essere dimostrato valido per = 2.

L'equazione 5 fornisce: sin α| Rk | =1. Quindi, utilizzando questa relazione, si può concludere che, durante la parte del volo del missile che precede l'indirizzamento terminale al bersaglio, sin α| Rk d|eve essere inferiore all'unità. Fintanto che ciò rimane valido, allora il missile sarà successivamente in grado di manovrare sul bersaglio utilizzando la navigazione proporzionale. Per il periodo che sin α| Rk | 1, non è necessario che il dispositivo di ricerca del missile giochi alcun ruolo nella guida del missile. Durante questa fase, i segnali di controllo di natura casuale per la conformazione ad una funzione prestabilita possono essere usati per generare manovre del missile orientate alla evasione dei sistemi difensivi. E' necessario che il dispositivo di ricerca insegua il bersaglio prima del trasferimento, allo scopo di fornire dati per permettere la rivelazione del criterio della equazione 5 per permettere il cambiamento di modo di navigazione nel modo corretto.

Claims

RIVENDICAZIONI 1. Sistema di guida per missile comprendente: a) un primo sistema di navigazione; b) un sistema rivelatore di bersaglio; c) un secondo sistema di navigazione per indirizzamento finale al bersaglio, il quale risponde ai segnali provenienti dal rivelatore del bersaglio per guidare il missile verso il bersaglio, caratterizzato dal fatto che viene fornito; un elaboratore di segnali collegato al rivelatore del bersaglio e rispondente ai segnali del bersaglio per determinare i valori dell'angolo fra la direzione del missile e la linea di puntamento al bersaglio e la distanza del bersaglio e, partendo da questi valori, calcolare l'ultimo tempo di trasferimento dal primo sistema di navigazione al secondo sistema di navigazione per indirizzamento finale al bersaglio, per assicurare che il missile raggiunga il bersaglio.
2. Sistema di guida per missile secondo la rivendicazione 1 , caratterizzato dal fatto che il primo sistema di navigazione è un sistema di navigazione inerziale. 3. Sistema di guida per missile secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che il primo sistema di navigazione è un sistema di naviga-, zione inerziale.
3. Sistema di guida per missile secondo la rivendicazione 1 o 2, caratterizzato dal fatto che il secondo sistema di navigazione è un sistema di navigazione proporzionale.
4. Sistema di guida per missile secondo la rivendicazione 3, caratterizzato dal fatto che il trasferimento dal primo sistema di navigazione alla fase di indirizzamento finale al bersaglio del sistema di navigazione proporzionale per l'indirizzamento finale al bersaglio si verifica quando l'elaboratore dei segnali rivela che il modulo di sino α|Rk aumenta fino ad un valore unitario, in cui: α rappresenta l'angolo di puntamento del bersaglio dal missile aggiunto all'incidenza del missile in imbardata; R rappresenta la distanza del bersaglio, k rappresenta una costante definita da k ;= in cui: Il Xmax rappresenta la accelerazione laterale massima nominale del missile; e V rappresenta la velocità delmissile.
5. Sistema di guida per missile secondo la rivendicazione 4 , caratterizzato dal fatto che l'elaboratore è disposto in modo da controllare il sistema di guida del mi ssi le in modo tale che una pol arizzaz ione venga prima introdotta dal seconda sistema di navigazione proporzionale per aumentare il modulo di sin α| Rk ad un valore unitario quando la polarizzazione viene rimossa.