ES2665370T3 - Guided missile and procedure to direct a guided missile - Google Patents
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Abstract
Misil guiado (1), que presenta un eje longitudinal (2) y que comprende al menos un primer accionamiento (3), mediante el cual puede generarse un primer empuje (100) a lo largo del eje longitudinal (2), y un segundo accionamiento (4), mediante el cual puede generarse un segundo empuje (200) perpendicular al eje longitudinal (2), estando configurado el misil guiado (1) para dirigir el segundo accionamiento (4) cuando el primer accionamiento (3) está activado, de tal manera que el misil guiado (1) puede ser dirigido, estando el centro de gravedad (5) del misil guiado (1) posicionado entre el primer accionamiento (3) y el segundo accionamiento (4), de tal manera que al dirigir el segundo accionamiento (4), el eje longitudinal (2) puede alinearse con respecto a un vector de velocidad (300) del misil guiado (1), de tal manera que el primer empuje (100) del primer accionamiento (3) genera una aceleración transversal (400) predefinida perpendicular al vector de velocidad (300), caracterizado porque el primer accionamiento (3) es un motor de doble impulso, en el que una duración operativa mínima del segundo accionamiento (4) se corresponde al menos con una duración operativa máxima del segundo impulso del motor de doble impulso, y porque el motor de doble impulso puede activarse y desactivarse varias veces.Guided missile (1), having a longitudinal axis (2) and comprising at least a first drive (3), by which a first thrust (100) can be generated along the longitudinal axis (2), and a second drive (4), whereby a second thrust (200) perpendicular to the longitudinal axis (2) can be generated, the guided missile (1) being configured to direct the second drive (4) when the first drive (3) is activated, such that the guided missile (1) can be directed, the center of gravity (5) of the guided missile (1) being positioned between the first drive (3) and the second drive (4), such that when directing the second drive (4), the longitudinal axis (2) can be aligned with respect to a speed vector (300) of the guided missile (1), such that the first thrust (100) of the first drive (3) generates a predefined transverse acceleration (400) perpendicular to the velocity vector (300), characterized because the first drive (3) is a double impulse motor, in which a minimum operating duration of the second drive (4) corresponds at least to a maximum operating duration of the second impulse of the double impulse motor, and because the motor of Double pulse can be activated and deactivated several times.
Description
DESCRIPCIÓNDESCRIPTION
Misil guiado y procedimiento para dirigir un misil guiadoGuided missile and procedure to direct a guided missile
5 [0001] La presente invención se refiera a un misil guiado. La invención se refiere además a un procedimiento[0001] The present invention relates to a guided missile. The invention further relates to a process.
para dirigir un misil guiado. El misil guiado es, en particular, un misil integral.to lead a guided missile. The guided missile is, in particular, an integral missile.
Normalmente, se usa un misil integral en la capa de interceptación inferior, es decir, por debajo de unos 30 kilómetros de altitud, para combatir objetivos en los que la densidad del aire es lo suficientemente grande como para 10 controlar el misil aerodinámicamente y garantizar la aceleración transversal requerida con impulso aerodinámico.Normally, an integral missile is used in the lower interception layer, that is, below about 30 kilometers of altitude, to combat targets in which the air density is large enough to control the missile aerodynamically and ensure transverse acceleration required with aerodynamic boost.
En la capa de interceptación superior, se usan misiles de dos etapas o de varias etapas, que incluyen una etapa de impulso y una etapa de acción, también llamada vehículo de muerte. Después del lanzamiento de la etapa de impulso, se dirige en este caso el vehículo de muerte con toberas de empuje transversales (DACS = Divert Attitude 15 Control System) a un destino predeterminado. Un DACS consiste en cuatro toberas en el centro de gravedad del misil, que proporcionan la aceleración transversal requerida, y al menos cuatro toberas en la parte trasera o en la parte superior del vehículo de muerte, que controlan la posición del vehículo de muerte.In the upper interception layer, two-stage or multi-stage missiles are used, which include an impulse stage and an action stage, also called a death vehicle. After the launch of the impulse stage, in this case the death vehicle with transverse thrust nozzles (DACS = Divert Attitude 15 Control System) is directed to a predetermined destination. A DACS consists of four nozzles at the center of gravity of the missile, which provide the required transverse acceleration, and at least four nozzles at the rear or top of the death vehicle, which control the position of the death vehicle.
Un misil integral, que se utiliza preferentemente en la capa de interceptación inferior, usa normalmente las 20 superficies de control aerodinámico para colocar y recortar el misil con relación al flujo. A través de esta colocación del misil se genera un impulso, por lo que el misil puede ser dirigido. Otro misil guiado es conocido, por ejemplo, por el documento FR 2 684 723 A1. Un misil guiado según el preámbulo de la reivindicación 1 es conocido a partir de los documentos DE 199 49 640 y US 2 822 755 A.An integral missile, which is preferably used in the lower interception layer, normally uses the 20 aerodynamic control surfaces to position and trim the missile relative to the flow. Through this placement of the missile an impulse is generated, so the missile can be directed. Another guided missile is known, for example, from FR 2 684 723 A1. A guided missile according to the preamble of claim 1 is known from DE 199 49 640 and US 2 822 755 A.
25 Con alturas de interceptación superiores, la eficiencia aerodinámica disminuye con la disminución de la densidad del aire, y el misil ya no puede aplicar la aceleración transversal requerida y ya no golpea. En condiciones favorables, son posibles los golpes con empuje transversal y fuerza ascensional aerodinámica hasta alturas de hasta 30 km, lo que limita el campo de aplicación de un misil integral en altura.25 With higher interception heights, aerodynamic efficiency decreases with decreased air density, and the missile can no longer apply the required transverse acceleration and no longer hits. In favorable conditions, blows with transverse thrust and aerodynamic ascending force up to heights of up to 30 km are possible, which limits the scope of an integral missile in height.
30 Por lo tanto, es un objetivo de la invención proporcionar un misil guiado, que presente un campo de aplicación grande con una producción sencilla y rentable. La solución del objetivo se logra mediante las características de la reivindicación 1 independiente.Therefore, it is an object of the invention to provide a guided missile, which has a large field of application with simple and cost-effective production. The objective solution is achieved by the characteristics of independent claim 1.
[0002] Además, la invención según la reivindicación 7 independiente se refiere a un procedimiento para 35 controlar un misil guiado de acuerdo con una de las reivindicaciones 1-6, en el que el misil guiado presenta un eje[0002] Furthermore, the invention according to independent claim 7 relates to a method for controlling a guided missile according to one of claims 1-6, wherein the guided missile has an axis
longitudinal y comprende un primer accionamiento y un segundo accionamiento. Mediante el primer accionamiento, se puede generar un primer empuje a lo largo del eje longitudinal y mediante el segundo accionamiento un segundo empuje perpendicular al eje longitudinal. El procedimiento según la invención comprende las etapas de: Primero se activa el primer accionamiento. Está previsto, en particular, que el primer accionamiento sea un motor que se pueda 40 activar varias veces. Con especial preferencia, el primer accionamiento es un motor de doble impulso. La etapa de activar el primer accionamiento según la invención es, en particular, una última activación del motor o del motor de doble impulso. A continuación, se alinea el misil mediante una activación al menos parcial del segundo accionamiento. La alineación se basa preferentemente en una regulación de dirección especificada, que especifica una dirección en la cual el misil guiado debe volar.longitudinal and comprises a first drive and a second drive. By the first drive, a first thrust can be generated along the longitudinal axis and by the second drive a second thrust perpendicular to the longitudinal axis. The method according to the invention comprises the steps of: First the first drive is activated. It is envisaged, in particular, that the first drive is a motor that can be activated several times. With special preference, the first drive is a double impulse motor. The step of activating the first drive according to the invention is, in particular, a last activation of the motor or the double impulse motor. Next, the missile is aligned by at least partial activation of the second drive. The alignment is preferably based on a specified direction regulation, which specifies a direction in which the guided missile must fly.
45Four. Five
[0003] Mediante la alineación, se modifica, en particular, la dirección de acción del primer accionamiento, de modo que el misil guiado realiza un cambio de sentido. Las reivindicaciones dependientes contienen desarrollos ventajosos de la invención. Preferentemente, el misil guiado es manejable exclusivamente por el primer accionamiento y el segundo accionamiento. Por lo tanto, preferentemente está previsto que el misil guiado sea[0003] By alignment, the direction of action of the first drive is modified in particular, so that the guided missile makes a change of direction. The dependent claims contain advantageous developments of the invention. Preferably, the guided missile is manageable exclusively by the first drive and the second drive. Therefore, it is preferably provided that the guided missile be
50 manejable exclusivamente por el primer empuje y el segundo empuje. En este caso, el segundo empuje puede usarse, en particular, para una rotación del misil guiado sobre el centro de gravedad del misil guiado. El primer empuje a su vez puede usarse, en particular, para una aceleración traslacional del centro de gravedad del misil guiado. Ventajosamente, presenta el segundo accionamiento una distancia predefinida con respecto a un centro de gravedad del misil guiado. Además, se prevé preferentemente que el segundo accionamiento tenga una dirección de 55 acción que adopte un ángulo predefinido con respecto al eje longitudinal del misil, en el que el ángulo predefinido es en particular de 90 ° o sustancialmente de 90 °. Esto permite que el segundo accionamiento realice una rotación del misil guiado sobre el centro de gravedad. Por lo tanto, el misil es manejable. Para una manejabilidad óptima del misil, la distancia predefinida es lo más grande posible, en particular, debe elegirse lo más grande posible. En una realización preferida de la invención, el segundo accionamiento comprende toberas de empuje que, en particular,50 manageable exclusively by the first push and the second push. In this case, the second thrust can be used, in particular, for a rotation of the guided missile over the center of gravity of the guided missile. The first thrust in turn can be used, in particular, for a translational acceleration of the center of gravity of the guided missile. Advantageously, the second drive has a predefined distance with respect to a center of gravity of the guided missile. In addition, it is preferably provided that the second drive has a direction of action that adopts a predefined angle with respect to the longitudinal axis of the missile, in which the predefined angle is in particular 90 ° or substantially 90 °. This allows the second drive to perform a guided missile rotation over the center of gravity. Therefore, the missile is manageable. For optimum missile maneuverability, the predefined distance is as large as possible, in particular, it should be chosen as large as possible. In a preferred embodiment of the invention, the second drive comprises thrust nozzles which, in particular,
están dispuestas de manera cartesiana. Preferentemente, el segundo accionamiento comprende cuatro toberas de empuje, que están orientadas en un círculo alrededor del eje longitudinal. Con especial preferencia, las toberas de empuje transversal están dispuestas regularmente alrededor de la circunferencia del misil. Está previsto que un tiempo de funcionamiento mínimo del segundo accionamiento sea equivalente a al menos un tiempo de 5 funcionamiento máximo del primer accionamiento. Esto garantiza que el segundo accionamiento se pueda activar durante todo el período de funcionamiento del primer accionamiento. Dado que el segundo accionamiento se usa preferentemente para alinear y, por lo tanto, para dirigir el misil guiado, se garantiza de esta manera que el misil guiado sea manejable durante el período de funcionamiento del primer accionamiento. El tiempo de funcionamiento del primer accionamiento es, en particular, un período de funcionamiento entre una última activación y una última 10 desactivación del primer accionamiento.They are arranged in a Cartesian manner. Preferably, the second drive comprises four thrust nozzles, which are oriented in a circle around the longitudinal axis. With special preference, the transverse thrust nozzles are arranged regularly around the circumference of the missile. It is envisioned that a minimum operating time of the second drive is equivalent to at least a maximum operating time of the first drive. This ensures that the second drive can be activated during the entire period of operation of the first drive. Since the second drive is preferably used to align and, therefore, to direct the guided missile, it is thus ensured that the guided missile is manageable during the period of operation of the first drive. The operating time of the first drive is, in particular, a period of operation between a last activation and a last deactivation of the first drive.
[0004] El primer accionamiento es, en particular, un motor de doble impulso. El tiempo de funcionamiento mínimo del segundo accionamiento se corresponde, por lo tanto, con al menos un tiempo de funcionamiento máximo de un segundo impulso del motor de doble impulso.[0004] The first drive is, in particular, a double impulse motor. The minimum operating time of the second drive therefore corresponds to at least a maximum operating time of a second pulse of the double impulse motor.
15fifteen
[0005] Finalmente, está previsto de manera ventajosa que, al dirigir el segundo accionamiento, el eje longitudinal pueda alinearse con un vector de velocidad del misil guiado, de manera que el primer empuje del primer accionamiento genere una aceleración transversal predefinida perpendicular al vector de velocidad. Dado que al alinear el misil guiado se desvía la dirección del primer empuje de la dirección de la velocidad actual del misil guiado,[0005] Finally, it is advantageously provided that, when directing the second drive, the longitudinal axis can be aligned with a guided missile speed vector, so that the first thrust of the first drive generates a predefined transverse acceleration perpendicular to the drive vector. speed. Since aligning the guided missile deviates the direction of the first thrust from the direction of the current guided missile speed,
20 se puede fraccionar el primer empuje en un componente de empuje longitudinal y en un componente de empuje transversal.20 the first thrust can be divided into a longitudinal thrust component and a transverse thrust component.
[0006] Para el procedimiento de acuerdo con la invención, está previsto, en particular, que se realicen las siguientes etapas además de las etapas ya mencionadas. En primer lugar, se establece una aceleración transversal[0006] For the process according to the invention, it is envisaged, in particular, that the following steps be carried out in addition to the steps already mentioned. First, a transverse acceleration is established
25 perpendicular a un vector de velocidad del misil. Está previsto que el misil guiado debe adoptar la aceleración transversal especificada. La aceleración transversal se determina preferentemente por un sistema de navegación superior, en el que el sistema de navegación dirige el misil guiado, en particular, a un objetivo que se pretende combatir. Posteriormente, el eje longitudinal del misil se alinea con relación al vector de velocidad del misil guiado mediante la activación al menos parcial del segundo accionamiento. Como resultado de la alineación, el primer 30 accionamiento genera el primer empuje, de manera que se consigue la aceleración transversal predeterminada. Si el primer empuje genera la aceleración transversal especificada, se puede determinar, en particular, mediante el fraccionamiento de un vector que representa el primer empuje en una aceleración de empuje longitudinal y en una aceleración de empuje transversal.25 perpendicular to a missile velocity vector. It is envisaged that the guided missile should adopt the specified transverse acceleration. The transverse acceleration is preferably determined by a superior navigation system, in which the navigation system directs the guided missile, in particular, to an objective to be fought. Subsequently, the longitudinal axis of the missile is aligned in relation to the guided missile velocity vector by at least partial activation of the second drive. As a result of the alignment, the first drive generates the first thrust, so that the predetermined transverse acceleration is achieved. If the first thrust generates the specified transverse acceleration, it can be determined, in particular, by the fractionation of a vector representing the first thrust in a longitudinal thrust acceleration and in a transverse thrust acceleration.
35 [0007] Además, está previsto con especial preferencia que el procedimiento se realice con las siguientes35 [0007] In addition, it is particularly preferred that the procedure be carried out with the following
etapas adicionales: en primer lugar, se determina un ángulo de ataque entre el eje longitudinal y el vector de velocidad, que es necesario para que el primer impulso del primer accionamiento genere la aceleración transversal especificada. Esto es posible, en particular, por cálculo trigonométrico, ya que el primer empuje del primer accionamiento y la aceleración transversal son conocidos. A continuación, se activa el segundo accionamiento al 40 menos parcialmente, de manera que el misil adopta el ángulo de ataque determinado. Esto se logra, en particular, mediante un control adecuado del segundo accionamiento.Additional steps: First, an angle of attack is determined between the longitudinal axis and the velocity vector, which is necessary for the first impulse of the first drive to generate the specified transverse acceleration. This is possible, in particular, by trigonometric calculation, since the first thrust of the first drive and transverse acceleration are known. Then, the second drive is activated at least partially, so that the missile adopts the determined angle of attack. This is achieved, in particular, by proper control of the second drive.
El misil guiado, en particular, está configurado de manera que tenga una unidad de control aerodinámico. Por lo tanto, el misil guiado puede, en particular, cambiar entre una dirección aerodinámica y una dirección por interacción 45 del primer accionamiento y el segundo accionamiento.The guided missile, in particular, is configured to have an aerodynamic control unit. Therefore, the guided missile can, in particular, switch between an aerodynamic direction and an interaction direction 45 of the first drive and the second drive.
En el combate de MBT (misiles balísticos tácticos), se trata de destruir el objetivo con un golpe directo para conseguir la energía de destrucción necesaria. Un golpe directo contra MBT rápidos y/o en maniobra requiere una alta agilidad del misil. Esto se logra mediante el uso de una unidad de empuje transversal delante del centro de 50 gravedad (ACS = Attitude Control System) para el nuevo concepto de dirección, preferentemente cuatro toberas de empuje transversal dispuestas de manera cartesiana. Debido a la alta dinámica de las toberas de empuje transversal y la evitación del comportamiento de paso total (montaje de toberas delante del centro de gravedad), la constante de tiempo del misil se puede mejorar hasta tal punto que sea posible un impacto directo. La aceleración transversal necesaria para dirigir el misil al impacto directo, sin embargo, también se logra cuando se usan las toberas de 55 empuje transversal (ACS) en gran medida por el impulso aerodinámico del misil (en contraste con un vehículo de muerte con un DACS).In the combat of MBT (tactical ballistic missiles), it is about destroying the target with a direct hit to get the necessary destruction energy. A direct hit against fast and / or maneuvering MBT requires high missile agility. This is achieved by using a transverse thrust unit in front of the center of gravity (ACS = Attitude Control System) for the new steering concept, preferably four transverse thrust nozzles arranged in a Cartesian manner. Due to the high dynamics of the transverse thrust nozzles and the avoidance of total passage behavior (nozzle assembly in front of the center of gravity), the missile's time constant can be improved to such an extent that a direct impact is possible. The transverse acceleration necessary to direct the missile to direct impact, however, is also achieved when the nozzles of transverse thrust (ACS) are used largely by the aerodynamic impulse of the missile (in contrast to a death vehicle with a DACS ).
[0008] A continuación, se describe la invención en detalle en relación con los dibujos anexos. En los dibujos[0008] Next, the invention is described in detail in relation to the attached drawings. In the drawings
se muestra:it shows:
la Figura 1 es una representación esquemática de un misil guiado según un ejemplo de realización de la invención,Figure 1 is a schematic representation of a guided missile according to an embodiment of the invention,
la Figura 2 es una representación esquemática de un misil guiado según un ejemplo de realización de la invención 5 durante una primera maniobra de dirección,Figure 2 is a schematic representation of a guided missile according to an embodiment example of the invention 5 during a first steering maneuver,
la Figura 3 es una representación esquemática de un misil guiado según un ejemplo de realización de la invención durante una segunda maniobra de dirección, yFigure 3 is a schematic representation of a guided missile according to an embodiment of the invention during a second steering maneuver, and
10 la Figura 4 es una representación esquemática de las fuerzas que actúan cuando se realiza la segunda maniobra de dirección.10 Figure 4 is a schematic representation of the forces acting when the second steering maneuver is performed.
[0009] La Figura 1 muestra de manera esquemática un misil guiado 1 según la invención. El misil guiado 1[0009] Figure 1 schematically shows a guided missile 1 according to the invention. The guided missile 1
presenta un eje longitudinal 2 alrededor del cual se extiende el misil guiado de forma cilíndrica. El misil guiado 1 15 puede ser propulsado y/o dirigido por un primer accionamiento 3 y un segundo accionamiento 4.It has a longitudinal axis 2 around which the guided missile extends cylindrically. Guided missile 1 15 can be propelled and / or driven by a first drive 3 and a second drive 4.
El primer accionamiento 3 es preferentemente un motor, en particular, un motor de cohete. También está previsto que el primer accionamiento 3, un motor de doble impulso que se pueda activar varias veces. El segundo accionamiento 4 está formado por una pluralidad de toberas de empuje dispuestas en un círculo alrededor del eje 20 longitudinal 2. Las toberas de empuje transversal del segundo accionamiento 4 presentan una distancia predefinida al centro de gravedad 5 del misil guiado 1. Una de las direcciones de acción de las toberas de empuje transversal está orientada perpendicularmente al eje longitudinal 2, por lo que la dirección de acción apunta particularmente en dirección opuesta al eje longitudinal 2. Esto permite que el segundo accionamiento realice una rotación del misil guiado 1 sobre el centro de gravedad 5.The first drive 3 is preferably a motor, in particular, a rocket engine. It is also provided that the first drive 3, a double impulse motor that can be activated several times. The second drive 4 is formed by a plurality of thrust nozzles arranged in a circle around the longitudinal axis 20 2. The transverse thrust nozzles of the second drive 4 have a predefined distance to the center of gravity 5 of the guided missile 1. One of the The directions of action of the transverse thrust nozzles are oriented perpendicularly to the longitudinal axis 2, whereby the direction of action points particularly in the opposite direction to the longitudinal axis 2. This allows the second drive to rotate the guided missile 1 on the center of gravity 5.
2525
En particular, el primer motor 3 está montado en un extremo del misil guiado 1. En un extremo opuesto, se proporciona preferentemente una unidad operativa 7 del misil guiado 1. El centro de gravedad 5 se encuentra, particularmente, entre el segundo accionamiento 4 y el primer accionamiento 3.In particular, the first motor 3 is mounted at one end of the guided missile 1. At an opposite end, an operating unit 7 of the guided missile 1 is preferably provided. The center of gravity 5 is, particularly, between the second drive 4 and the first drive 3.
30 [0010] Para el control aerodinámico, el misil guiado 1 presenta unidades de control aerodinámico 6, que[0010] For aerodynamic control, guided missile 1 features aerodynamic control units 6, which
también están orientadas preferentemente en un círculo alrededor del eje longitudinal 2. Las unidades de control aerodinámico 6 son ventajosamente superficies de control, que están unidas al extremo del misil guiado 1, sobre el que también está previsto el primer accionamiento 3.they are also preferably oriented in a circle around the longitudinal axis 2. The aerodynamic control units 6 are advantageously control surfaces, which are attached to the end of the guided missile 1, on which the first drive 3 is also provided.
35 [0011] Por lo tanto, se puede controlar el misil guiado 1 en su totalidad de diferentes maneras. Está previsto[0011] Therefore, the guided missile 1 can be controlled in its entirety in different ways. It is planned
que un concepto de control se modifique al alcanzar una altitud predefinida. De esta manera está previsto, en particular, controlar el misil guiado 1 aerodinámicamente por debajo de la altura de vuelo predefinida, como se muestra en la Figura 2. Por encima de la altitud predefinida, se controla el misil guiado 1, particularmente mediante una interacción del primer accionamiento 3 y el segundo accionamiento 4. Esto se muestra en las Figuras 3 y 4.that a control concept be modified by reaching a predefined altitude. In this way, it is intended, in particular, to control the guided missile 1 aerodynamically below the predefined flight height, as shown in Figure 2. Above the predefined altitude, the guided missile 1 is controlled, particularly by interaction of the first drive 3 and the second drive 4. This is shown in Figures 3 and 4.
4040
[0012] La Figura 2 muestra el misil guiado 1 de la Figura 1 durante un vuelo con dirección aerodinámica. Mediante las unidades de control aerodinámico 6 se puede controlar el misil guiado 1 de manera que el eje longitudinal 2 se puede girar en un ángulo de ataque 10 desde el plano horizontal. De esta manera, se genera una fuerza de elevación 20, que permite una dirección del misil guiado 1. La fuerza de elevación 20 contrarresta una[0012] Figure 2 shows the guided missile 1 of Figure 1 during a flight with aerodynamic steering. The guided missile 1 can be controlled by means of the aerodynamic control units 6 so that the longitudinal axis 2 can be rotated at an angle of attack 10 from the horizontal plane. In this way, a lifting force 20 is generated, which allows a direction of the guided missile 1. The lifting force 20 counteracts a
45 fuerza de peso 30 del misil guiado 1. Además, una fuerza de propulsión 40 actúa sobre el centro de gravedad 5 del misil guiado 1, que contrarresta una fuerza de resistencia 50. Mientras el primer accionamiento 3 está apagado, todas las fuerzas mencionadas son casi iguales, de modo que el misil guiado 1 se encuentra en un vuelo casi estacionario. El vuelo estacionario solo se desacelera por la resistencia del aire. Sin embargo, el misil guiado puede ser dirigido incluso sin que el primer accionamiento 3 esté activo.45 weight force 30 of the guided missile 1. In addition, a propulsion force 40 acts on the center of gravity 5 of the guided missile 1, which counteracts a resistance force 50. While the first drive 3 is off, all the mentioned forces are almost equal, so that guided missile 1 is on an almost stationary flight. Stationary flight only slows down due to air resistance. However, the guided missile can be directed even without the first drive 3 being active.
50fifty
[0013] La Figura 3 muestra el misil guiado 1 de la Figura 1 durante un vuelo con dirección mediante la activación del primer accionamiento 3 y del segundo accionamiento 4. Dicha dirección tiene lugar en particular cuando el efecto aerodinámico de las unidades de control aerodinámico 6 ya no es suficiente para dirigir el misil guiado 1. Para la dirección, se genera el ángulo de ataque 10 mediante la activación del segundo accionamiento 4.[0013] Figure 3 shows the guided missile 1 of Figure 1 during a steering flight by activating the first drive 3 and the second drive 4. This direction takes place in particular when the aerodynamic effect of the aerodynamic control units 6 it is no longer enough to direct the guided missile 1. For the direction, the angle of attack 10 is generated by activating the second drive 4.
55 Esto sucede porque el segundo empuje 200 generado por el segundo accionamiento 4 provoca un movimiento de rotación del misil guiado 1 alrededor del centro de gravedad 5. La rotación, por lo tanto, requiere una rotación del eje longitudinal 2 del misil guido 1 con respecto a un vector de velocidad 300 actual del misil guiado 1 por el ángulo de ataque 10.This happens because the second thrust 200 generated by the second drive 4 causes a rotation movement of the guided missile 1 around the center of gravity 5. The rotation, therefore, requires a rotation of the longitudinal axis 2 of the guided missile 1 with respect to at a current velocity vector 300 of the guided missile 1 by the angle of attack 10.
Al mismo tiempo, está previsto que el primer accionamiento 3 genere un primer empuje 100. Dado que el primer empuje 100 ahora se desvía de la dirección del vector de velocidad 300 mediante la alineación descrita del misil guiado 1 mediante el segundo accionamiento 4, se genera una aceleración transversal 400 que actúa sobre el centro de gravedad 5, que dirige el misil guiado 1. La aceleración transversal 400 se genera, en particular, de 5 manera que sea igual a una aceleración transversal fijada. La aceleración transversal fijada es una aceleración transversal que debe adoptar el misil guiado 1 y está predefinida, en particular, por un sistema de navegación que conduce el misil guiado 1 a un destino. En la Figura 4, se muestra una maniobra de dirección a modo de ejemplo.At the same time, it is provided that the first drive 3 generates a first thrust 100. Since the first thrust 100 now deviates from the direction of the speed vector 300 by the described alignment of the guided missile 1 by the second drive 4, it is generated a transverse acceleration 400 acting on the center of gravity 5, which directs the guided missile 1. The transverse acceleration 400 is generated, in particular, in a manner that is equal to a fixed transverse acceleration. The fixed transverse acceleration is a transverse acceleration that the guided missile 1 must adopt and is predefined, in particular, by a navigation system that drives the guided missile 1 to a destination. In Figure 4, an exemplary steering maneuver is shown.
La Figura 4 muestra esquemáticamente la consecución de la dirección de la Figura 3. Al aplicar el ángulo de ataque 10 10, un vector del primer empuje 100 es girado por el ángulo de ataque 10 en relación con el vector de velocidad 300. Por lo tanto, se puede fraccionar el primer empuje 100 en la aceleración transversal 400 y en una aceleración longitudinal 500. La aceleración longitudinal 500 tiene lugar en dirección del vector de velocidad 300, lo que sirve para aumentar la velocidad de vuelo del misil guiado 1. La aceleración transversal 400, sin embargo, es perpendicular al vector de velocidad 300 y, por lo tanto, sirve para cambiar el sentido del misil. Por lo tanto, el misil 15 guiado 1 es completamente direccionable incluso sin unidades de control aerodinámico 6. De acuerdo con la invención, el misil guiado 1 es un misil integral que es accionado por un motor como primer accionamiento 3 y una unidad de empuje transversal como segundo accionamiento 4. Mediante el uso de un nuevo concepto de dirección combinado con ajustes de diseño del motor, es decir, del primer accionamiento 3 y de la unidad de empuje transversal, es decir, del segundo accionamiento 4, puede aumentarse la altura de interceptación de manera 20 significativa. Los requisitos técnicos que el misil guiado 1 debe cumplir para el nuevo concepto de dirección son:Figure 4 schematically shows the achievement of the direction of Figure 3. By applying the angle of attack 10 10, a vector of the first thrust 100 is rotated by the angle of attack 10 in relation to the velocity vector 300. Therefore , the first thrust 100 can be divided into the transverse acceleration 400 and a longitudinal acceleration 500. The longitudinal acceleration 500 takes place in the direction of the velocity vector 300, which serves to increase the flight speed of the guided missile 1. The acceleration Transversal 400, however, is perpendicular to the velocity vector 300 and, therefore, serves to change the direction of the missile. Therefore, guided missile 15 is fully addressable even without aerodynamic control units 6. According to the invention, guided missile 1 is an integral missile that is driven by a motor as first drive 3 and a transverse thrust unit. as a second drive 4. By using a new steering concept combined with engine design settings, that is, the first drive 3 and the transverse thrust unit, that is, the second drive 4, the height of interception significantly. The technical requirements that guided missile 1 must meet for the new management concept are:
El misil guiado 1 en el Endgame, es decir, en la aproximación final a la meta debe volar impulsado hasta el impacto. La propulsión se realiza, en particular, mediante el motor, es decir, mediante el primer accionamiento 3.The guided missile 1 in the Endgame, that is, in the final approach to the goal must fly driven to impact. The propulsion is carried out, in particular, by the engine, that is, by the first drive 3.
25 La unidad de empuje transversal, es decir, el segundo accionamiento 4, debe tener un tiempo de funcionamiento que se corresponda con la duración de la propulsión del motor en Endgame. Los misiles integrales conocidos de la capa de interceptación inferior generalmente poseen un motor de doble impulso cuyo segundo impulso puede encenderse de forma variable. Dicho motor de doble impulso también está presente en el misil guiado 1 como primer accionamiento 3. Los estudios de simulación han demostrado que el segundo impulso debe tener una duración de al 30 menos cinco segundos, y también que la unidad de empuje transversal debe tener un tiempo de funcionamiento correspondiente. Con estos requisitos previos, el misil integral todavía puede ser guiado y controlado incluso a grandes alturas, donde la eficiencia aerodinámica es insignificante.The transverse thrust unit, that is, the second drive 4, must have an operating time corresponding to the duration of the engine propulsion in Endgame. The known integral missiles of the lower interception layer generally have a double impulse motor whose second impulse can be ignited in a variable manner. Said double impulse motor is also present in guided missile 1 as the first drive 3. Simulation studies have shown that the second impulse must last at least 30 seconds, and also that the transverse thrust unit must have a corresponding operating time. With these prerequisites, the integral missile can still be guided and controlled even at great heights, where aerodynamic efficiency is negligible.
[0014] Para el misil guiado 1 constituido como misil integral está previsto que este sea dirigible mediante 35 unidades de control aerodinámico 6. En este caso, se prefiere revisar una eficiencia aerodinámica de las unidades[0014] For guided missile 1 constituted as an integral missile, it is envisaged that it is addressable by 35 aerodynamic control units 6. In this case, it is preferred to check aerodynamic efficiency of the units
de control aerodinámico 6 de forma repetida. La revisión consiste, por ejemplo, en una estimación de la densidad del aire basada en una altitud del misil integral detectada.of aerodynamic control 6 repeatedly. The review consists, for example, of an estimate of air density based on an altitude of the integral missile detected.
Si la eficiencia aerodinámica se vuelve demasiado pequeña en el Endgame, se modifica la regulación, en particular, la de la dirección del misil integral, de manera que con las toberas de empuje transversal solo se regula la posición 40 del misil.If the aerodynamic efficiency becomes too small in the Endgame, the regulation, in particular, of the direction of the integral missile is modified, so that only the position 40 of the missile is regulated with the transverse thrust nozzles.
[0015] Debido a que el misil vuela con propulsión, puede alinearse con respecto al vector de velocidad de manera que el componente de empuje perpendicular al vector de velocidad se corresponda con la aceleración transversal requerida.[0015] Because the missile flies with propulsion, it can be aligned with respect to the velocity vector so that the thrust component perpendicular to the velocity vector corresponds to the required transverse acceleration.
45Four. Five
[0016] Para este nuevo concepto de dirección, no es necesario cambiar la ley de dirección real siempre que haya una aceleración transversal fijada, es decir, en particular, una aceleración transversal que el misil integral debe adoptar. A partir de la aceleración transversal fijada requerida, afijado, de la masa del misil integral y del empuje del motor, se determina el ángulo de ataque necesario en el sistema de coordenadas de velocidad, por ejemplo, de la[0016] For this new concept of steering, it is not necessary to change the real steering law provided there is a fixed transverse acceleration, that is, in particular, a transverse acceleration that the integral missile must adopt. From the required fixed transverse acceleration, fixed, of the mass of the integral missile and the engine thrust, the necessary angle of attack in the speed coordinate system is determined, for example, of the
50 siguiente manera:50 following way:
Ángulo de ataque - arcsin a^JwJ(t x^asaAngle of attack - arcsin a ^ JwJ (t x ^ asa
EmpujePush
[0017] Con un control de posición con la dinámica correspondiente, se determina el requisito de empuje de la 55 unidad de empuje transversal, es decir, en particular, de las boquillas de empuje transversal. Debido a la fuerza[0017] With a position control with the corresponding dynamics, the thrust requirement of the transverse thrust unit is determined, that is, in particular, of the transverse thrust nozzles. Due to strength
generada de las toberas de empuje transversal, se alinea el misil de manera que el componente transversal del empuje se corresponda con la aceleración transversal requerida.generated from the transverse thrust nozzles, the missile is aligned so that the transverse thrust component corresponds to the required transverse acceleration.
Lista de los números de referenciaList of reference numbers
[0018][0018]
55
1 misil guiado1 guided missile
2 eje longitudinal del misil guiado2 longitudinal axis of the guided missile
3 primer accionamiento3 first drive
4 segundo accionamiento4 second drive
10 5 centro de gravedad del misil guiado10 5 center of gravity of the guided missile
6 unidad de control aerodinámico6 aerodynamic control unit
7 unidad operativa 10 ángulo de ataque 20 fuerza de elevación7 operating unit 10 angle of attack 20 lifting force
15 30 fuerza de peso 40 fuerza de propulsión 50 fuerza de resistencia 100 primer empuje del primer accionamiento 200 segundo empuje del segundo accionamiento 20 300 vector de velocidad del misil guiado 400 aceleración transversal 500 aceleración longitudinal15 30 weight force 40 propulsion force 50 resistance force 100 first thrust of the first drive 200 second thrust of the second drive 20 300 guided missile speed vector 400 transverse acceleration 500 longitudinal acceleration
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