ES2268072T3 - Sistema de guiado de precision de arma de proyectil hipersonico. - Google Patents
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Abstract
Un sistema de guiado de proyectil (20) para guiar un proyectil (12) hasta una posición de blanco (68); que comprende: un primer sistema (32) situado en un vehículo lanzador (62) del proyectil, para determinar la posición del blanco antes del lanzamiento del proyectil (12) y proporcionar datos con respecto a eso; un segundo sistema (46-49), situado también en el vehículo lanzador (62), sensible a los datos de posición del blanco determinado para calcular una trayectoria hasta la posición del blanco; y un tercer sistema (50), situado en el proyectil (12), para guiar el proyectil (12) en vuelo a lo largo de la trayectoria calculada hasta la posición del blanco; caracterizado porque: el tercer sistema (50) es para transmitir señales de posición del proyectil al segundo sistema (46-49) a través de energía de ondas milimétricas, y el segundo sistema es para utilizar las señales de posición del proyectil para producir el acimut, elevación, alcance, grado de balanceo e información de velocidad paraajustar el calculo de la trayectoria hasta la posición del blanco, en el que el tercer sistema (50) es para recibir señales de entrada desde el segundo sistema (46-49) a través de ondas milimétricas de energía para guiar continuamente al proyectil en vuelo a lo largo de trayectoria calculada ajustada hasta la posición del blanco.
Description
Sistema de guiado de precisión de arma de
proyectil hipersónico.
Esta invención se refiere a sistemas y métodos
de guiado de misiles. Específicamente la presente invención se
refiere a sistemas y métodos para guiar proyectiles
hipersónicos.
El Ejercito de los Estados Unidos ha comprobado
que un penetrador tipo barra larga de tungsteno que suministre más
de 10 megajulios de energía a velocidad hipersónica a la coraza de
un tanque puede penetrar la coraza y destruir el tanque. Esto ha
implicado propulsar la barra hasta una velocidad hipersónica
utilizando un cohete. La técnica anterior para el guiado de armas
antitanque a hipervelocidad se ha centrado en el uso de la
tecnología de guiado por haz direccional de láser.
Desgraciadamente, hasta ahora el cohete ha dejado una gran estela
de escape que ha sido impenetrable por energía óptica, de banda
infrarroja o láser para proporcionar comandos de guiado desde la
plataforma de lanzamiento. Por tanto el blanco está oculto cuando se
requiere el guiado.
El radar de ondas milimétricas puede atravesar
la estela pero normalmente no ofrece suficiente resolución para
proporcionar el grado de precisión de guiado requerido.
Por consiguiente, los diseñadores de sistemas de
armas han sido forzados a ir a medios extraordinarios para superar
estas dificultades, que incluyen mandar trayectorias de vuelo
desviadas. Estas concesiones de diseño dan como resultado un
aumento de la complejidad del sistema, funcionamiento comprometido,
y mayores costes.
El Documento WO 83/03894 A describe un sistema
de comando de guiado de armas que comprende un sistema de rastreo
de blanco por radar y un arma con unos pequeños propulsores montados
en ella. El arma tiene un pequeño radiofaro transmisor de destellos
que es rastreado por un dispositivo medidor de ángulos situado en
tierra. En un punto apropiado de la trayectoria, se ejecuta por el
arma una maniobra final rápida en la trayectoria encendiendo
secuencialmente los pequeños propulsores.
El documento US A-6 016 990
describe un medidor del ángulo de balanceo para proyectiles en
cualquier condición climática. El documento US-A 5
762 290 describe un sistema para guiar un misil en las proximidades
de un blanco móvil. El documento
US-A-4 442 431 describe un sistema
de guiado de misiles aerotransportados que consiste en un sistema
de radar aerotransportado con una antena monopulso.
De ese modo, en la técnica permanece una
necesidad de un sistema de armas que evita los problemas de
transmisividad óptica, de láser e IR asociados a una estela amplia
de escape del motor, que permite un funcionamiento optimizado y un
sistema de armas enormemente simplificado a un menor precio.
La necesidad en la técnica se dirige por el
sistema de guiado de proyectiles de la presente invención como se
relata en las reivindicaciones añadidas a este tema.
En una aplicación ilustrativa el proyectil es
una barra de tungsteno y el primer subsistema incluye un sistema de
imagen de infrarrojos que mira a proa (FLIR) y un telémetro láser.
El segundo subsistema incluye un sistema de control de disparo. El
sistema de control de disparo predice la posición del blanco y puede
incluir una unidad de medición de inercia. El proyectil se monta en
un misil lanzado desde una plataforma tal como un vehículo
lanzador. El misil se realiza con un sistema de guiado y un sistema
de propulsión. Después de una ignición inicial, el misil lanza el
proyectil mientras vuela.
De acuerdo con las presentes instrucciones, el
sistema de guiado incluye un sistema de unidad transmisora
receptora montado en el proyectil. El sistema de unidad transmisora
receptora incluye un emisor de ondas de longitud de onda
milimétrica de baja potencia, de onda continua. En la plataforma de
lanzamiento se incluye un sistema para comunicarse con el
proyectil. El sistema de la plataforma envía al proyectil un comando
de destellos intermitentes y mide la demora de su recorrido
completo para determinar el alcance del proyectil. La velocidad se
determina por técnicas Doppler habituales o por diferenciación. El
acimut y las elevaciones se determinan después por una antena
monopulso. Como consecuencia de esto, la plataforma determina la
posición del proyectil y el punto de impacto del mismo. La
plataforma genera un comando hacia el proyectil que se recibe por
el proyectil y se utiliza para accionar las superficies de control
aerodinámico o los motores de impulso radial delante o detrás del
centro de gravedad para ajustar, tanto como sea necesario, la
trayectoria y el punto de impacto de ella.
La Figura 1 es una vista en perspectiva de una
realización ilustrativa de un misil de hipervelocidad de acuerdo
con las instrucciones de la presente invención.
La Figura 1a es una vista lateral de un corte de
un misil que incorpora las instrucciones de la presente
invención.
La Figura 1b es un diagrama que muestra el misil
con respecto a un tubo de lanzamiento.
La Figura 1c es un diagrama que muestra la
separación de la barra del misil después de la ignición del
cohete.
La Figura 2 es un diagrama de bloques del
sistema de guiado de la presente invención.
La Figura 3 ilustra el funcionamiento de del
sistema de guiado de la presente invención.
Ahora se describirá una realización ilustrativa
con relación a los dibujos que se acompañan para divulgar las
instrucciones ventajosas de la presente invención.
La Figura 1 es una vista en perspectiva de una
realización ilustrativa de un misil de hipervelocidad de acuerdo
con las instrucciones de la presente invención. La Figura 1a es una
vista de un corte lateral de un misil que incorpora las
instrucciones de la presente invención. En la realización
ilustrativa, el sistema es similar al sistema descrito en la
Patente Norteamericana 5.005.781 titulada Construcción de misiles
reconfigurables en vuelo, concedida el 9 de abril de 1991 por
Baysiger y otros. Como se muestra en la Figuras 1 y 1a, el misil 10
incluye una barra de tungsteno o proyectil 12. (Los expertos en la
técnica apreciaran que la presente invención no está limitada al
material de construcción de la barra 12). La barra de tungsteno 12
está contenida dentro de una carcasa de cohete motor 14. Las aletas
de estabilización 16 para la barra 12 se sitúan en el extremo
delantero de la carcasa motor 14. En la nariz del misil se dispone
un anillo 17 de unión de aletas. El anillo 17 se fija a las aletas
16 y se acopla al extremo de la barra 12 cuando la barra sale de la
carcasa 14. Como se describe más abajo con mayor detalle,
exclusivamente y de acuerdo con las presentes instrucciones, la
barra 12 lleva emisores de onda milimétrica y un receptor de
comandos mostrado en general como un subsistema electrónico 50
dispuesto en el extremo de la barra/proyectil 12.
La Figura 1b es un diagrama que muestra el misil
respecto a un tubo de lanzamiento. Como se muestra en la Figura 1b,
el misil 10 encaja dentro de un recipiente de embarque/tubo de
lanzamiento 11.
En la realización preferida, después del
lanzamiento, el cohete motor 18 (Figura 1a) hace rápidamente la
ignición (por ejemplo entre 0,5 segundos y 1 segundo), propulsando
el misil 10 a velocidades de Mach 5 o mayores. En la realización
preferida, las toberas/aletas19 del cohete motor 18 se curvan para
inducir un grado de balanceo durante la fase de propulsión para
promediar cualquier desalineación aerodinámica o de empuje.
Cuando se apaga el cohete motor 18, la carcasa
motor se desacelera rápidamente por las fuerzas de resistencia
aerodinámica. No obstante, la pesada barra de tungsteno con su
elevado coeficiente balístico se separa inmediatamente de la
carcasa motor 14, manteniendo de ese modo su velocidad. En la salida
de la carcasa 14 del motor, una punta cónica de escasa abertura en
el extremo de cola de la barra 12 acopla y fija las aletas de
estabilización 16, que forman una configuración en forma de flecha.
Esto se representa en el diagrama de la Figura 1c.
La Figura 1c es un diagrama que muestra la
separación de la barra del misil después de la ignición del cohete.
Las aletas 16 en el penetrador 12 se elevan para mantener un grado
de balanceo a lo largo del resto de la trayectoria hasta el
blanco.
El sistema de guiado de precisión de arma de
proyectil hipersónico de la presente invención se construye bajo el
concepto de Sistema de Penetrador Guiado para encontrar unos medios
mediante los cuales el proyectil se pueda guiar a lo largo de una
trayectoria predeterminada. A diferencia de comandos para sistemas
de línea de visión (CLOS) que tipifican la técnica anterior, la
presente invención utiliza un comando único para abordar
trayectorias balísticas como se describe de manera más completa más
abajo.
La Figura 2 es un diagrama de bloques del
sistema de guiado de proyectiles de la presente invención. El
sistema 20 incluye un subsistema 30 de vehículo lanzador y un
subsistema 50 de proyectil. El subsistema 30 de vehículo lanzador
incluye una base de sistema de control de disparo 32. El sistema de
control de disparo puede ser de diseño habitual. En la realización
ilustrativa, el sistema de control 32 incluye un subsistema de
posición del blanco 34 que, en la realización ilustrativa,
comprende un reproductor de imágenes FLIR y un telémetro láser. El
subsistema 34 de posición del blanco suministra a un procesador 36
una señal de acimut del blanco, elevación e información del
alcance, que ajusta los datos introducidos en respuesta a los datos
de calibrado almacenados y envía señales de comandos a un sistema
37 de control de acimut de torreta de lanzamiento y a un sistema 38
de control de elevación de torreta de lanzamiento. Una unidad 39 de
mediciones inerciales (IMU) proporciona señales de referencia
horizontal y vertical que se pueden utilizar por el procesador 36
para ajustar la torreta de lanzamiento en acimut y en elevación y
por consiguiente compensar cualquier movimiento del vehículo
lanzador.
El subsistema 30 de vehículo lanzador incluye un
transmisor 40 que irradia energía de ondas milimétricas al
subsistema del proyectil a través de una primera antena 42. Las
señales de retorno desde el proyectil se reciben por una segunda
antena 44, realizada como una red de antenas en fase compuesta de
pequeños elementos de antena monopulso polarizados que se hacen
pasar a un ordenador/receptor 46. Este receptor/ordenador procesa
continuamente el ángulo de balanceo del proyectil de acuerdo con la
Patente Norteamericana 6.016.990 titulada Medidor del ángulo de
balanceo para proyectiles en cualquier condición climática,
concedida el 25 de enero de 2000 por James G. Los elementos de la
antena permiten los cálculos de la posición de acimut y elevación
del proyectil de manera habitual. La elevada precisión se asegura
porque, en la barra, un transmisor de destellos de 0,1 Vatios puede
suministrar una señal de hasta un nivel de ruido de 50 ó 60 dB en el
receptor. El receptor/ordenador 46 envía señales de información de
posición de acimut, elevación alcance, grado de balanceo y velocidad
a un procesador 47 que utiliza estos datos introducidos para
calcular la trayectoria (acimut y elevación) del proyectil y el
punto de impacto del mismo de una manera habitual. El punto
proyectado de impacto del proyectil se compara con la posición del
blanco (suministrada por el localizador 34 de coordenadas del
blanco) mediante un restador 48 que envía una señal de error que se
utiliza por un segundo procesador 49 para calcular las señales de
entrada de control requeridas para ajustar la trayectoria del
proyectil para un impacto de blanco dentro de especificaciones de
precisión deseadas. Como se reconocerá por los diseñadores de
guiado, se pueden seleccionar otras trayectorias, tales como
comandos para la línea de visión. El concepto de línea de base
envía comandos al proyectil 30 veces por segundo, adaptándose a la
tasa de introducción de datos de sistemas habituales de formación
de imágenes de IR mirando hacia proa. Otras tasas de comando se
podrían elegir bien de para aumentar la precisión (tasa más
elevada) o para reducir costes (tasa más baja) sin apartarse del
alcance de las instrucciones de la presente invención. Los expertos
en la técnica apreciarán que los cálculos realizados por los
elementos 47, 48 y 49 se pueden realizar por el procesador 36 de
control de
disparo.
disparo.
Las señales de entrada de control se transmiten
por el transmisor 40 al subsistema 50 de proyectil y se reciben por
una primera antena 51 del mismo. La antena 51 tiene al menos un
elemento 51a polarizado verticalmente y al menos un elemento 51b
polarizado horizontalmente. La antena 51 proporciona señales de
entrada a un receptor 52 que comunica las señales de entrada de
control a un procesador 54 de control de vuelo. El procesador 54
ajusta las aletas 16 en respuesta a las señales de entrada de
control después de la expulsión del proyectil en vuelo.
El receptor proporciona también una señal de
entrada a un generador de formas de onda, el cual, a su vez, en la
realización ilustrativa, envía señal a un repetidor/emisor 58 de
onda continua de baja potencia de longitud de onda milimétrica en
la base del proyectil 12. Los expertos en la técnica apreciaran que
las instrucciones actuales no están limitadas a la frecuencia del
repetidor 58. Se pueden utilizar otras frecuencias de
funcionamiento, como puede ser apropiado para una aplicación
particular, sin desviarse del alcance de las actuales
instrucciones.
El repetidor 58 se comunica con el sistema de
lanzamiento 30 a través de un grupo de antenas 59 que tienen
elementos 59a y 59b. La señal salida del grupo 59 se rastrea por el
grupo de pequeñas antenas monopulso 44 en el subsistema 30 en el
vehículo lanzador. No se debería notarse ningún estado de desorden
por la antena 59 y la relación señal a ruido debería ser alta. Los
datos monopulso altamente precisos que resultan de la elevada
relación señal a ruido se recogen y analizan en conjunto de pulsos
por un filtro en el receptor/ordenador 46
La Figura 3 es un diagrama que ilustra el
funcionamiento de una realización ilustrativa del sistema de guiado
de la presente invención. Con objeto de determinar la posición del
proyectil 12 a medida que viaja hacia el blanco 68, se deben medir
su alcance, velocidad, y posición en acimut y en elevación. Esto se
realiza a través del uso del transmisor 40 en el lanzador 62 que
está configurado en una frecuencia ligeramente diferente a la del
proyectil 12. La señal modula el transmisor 58 del proyectil para
destellar intermitentemente o detenerse con un corto tiempo de
parada (un pulso negativo) en un intervalo no ambiguo. Las
mediciones de las mediciones del tiempo de trasmisión/recepción del
trayecto completo (demora de modulación minorada) permiten que se
determine el alcance del proyectil 12. La señal modula el
transmisor del proyectil 58 para que destelle o se apague en un
periodo corto de desconexión (un pulso negativo) en un intervalo no
ambiguo. La medición del tiempo de transmisión/recepción del
recorrido completo (demora de modulación minorada) permite que se
determine el alcance del proyectil 12. La velocidad se puede
obtener a través del uso de técnicas habituales de Doppler o por
alcances diferenciados. Una vez obtenida, la posición calculada del
proyectil 12 se compara periódicamente con el punto de impacto
deseado que fue previamente calculado por el sistema de control de
disparo. El sistema de comando calcula entonces las señales de
entrada de control para cambiar la trayectoria balística de modo
que se impacte el blanco 48.
Debido a que la posición del blanco se determina
mediante el uso del FLIR y el LRF, el sistema de guiado de radar se
debe calibrar respecto a ellos. Esto se puede realizar situando
emisores 64 de onda milimétrica en una serie de alcances y
elevaciones, y ajustando el sistema de radar para coincidir con
aquellas posiciones. Si los sensores electro-ópticos y de radio
frecuencia (RF) se montan directamente en un cuerpo de torreta
rígido, el calibrado se mantendría durante una cantidad de tiempo
considerable, incluso bajo condiciones de combate. Recíprocamente,
el sistema de guiado de radar se puede calibrar al sistema IR
mientras que el misil está en vuelo cuando el misil es visible
simultáneamente en ambas bandas de longitud de onda. Entonces no se
requiere el soporte de un sistema de calibrado externo y hay una
degradación de precisión despreciable respecto al tiempo de
vuelo.
Por tanto el sistema de armas de la presente
invención proporciona un penetrador de barra larga a velocidad
hipersónica hacia un tanque acorazado con al menos un metro de
precisión y energía suficiente para destruir el blanco. El sistema
aquí descrito tiene la ventaja que los comandos de guiado se pueden
transmitir a través de la estela de escape de la carcasa motor,
permitiendo que se tome una trayectoria balística directa al blanco
48. Si el blanco se hace visible al FLIR y al láser medidor de
alcances mientras que el proyectil esta en vuelo, la posición se
puede actualizar antes de impactar y corregir la trayectoria del
proyectil.
El diseño aquí mostrado maximiza la cantidad de
propelente que se puede llevar por el cohete motor dentro de un
tubo recipiente de lanzamiento. Simultáneamente la trayectoria
directa y el sistema remoto de medición RF del balanceo eliminan la
necesidad de un IMU a bordo del proyectil. Cuando para el control de
vuelo se utilizan cargas desviadas, el diámetro de la barra aumenta
en las colas solamente una pequeña cantidad sobre el diámetro
básico de la barra. Por tanto se minimiza la resistencia de la barra
y se minimiza el peso inerte del misil.
La relación del peso inerte a peso bruto del
cohete propulsado es extremadamente crítica debido a que para una
eficaz penetración de la coraza se requieren velocidades superiores
a 2.000 metros por segundo. La tabla de más abajo, calculada para
la velocidad alcanzada en un vacío para varias fracciones de peso
inerte que utilizan un propelente con un impulso específico de 240
segundos, ilustra la importancia de un peso inerte bajo.
| Fracción inerte | Velocidad después de la propulsión |
| (metros por segundo) | |
| 0,5 | 1.635 |
| 0,6 | 2.159 |
| 0,7 | 2.838 |
Como se ilustra en la tabla, cuando el impulso
propulsor es menor de un segundo, el efecto de la resistencia no es
grande.
Aunque la presente invención se describe aquí
con relación a realizaciones ilustrativas para aplicaciones
particulares, se debe entender que la invención no está limitada a
ellas. Los que tengan experiencia usual en la técnica y acceso a
las instrucciones proporcionadas en esta reconocerán modificaciones,
aplicaciones y realizaciones adicionales dentro del alcance de la
misma y campos adicionales en los que la presente invención puede
ser de gran utilidad.
Por tanto, la presente invención se ha descrito
aquí con relación a una realización particular para una aplicación
particular. Los que tengan experiencia usual en la técnica y acceso
a las instrucciones actuales reconocerán modificaciones
adicionales, aplicaciones y realizaciones dentro del alcance de la
misma.
Por consiguiente mediante las reivindicaciones
adjuntas se intenta cubrir cualesquiera y todas las aplicaciones,
modificaciones y realizaciones dentro del alcance de la presente
invención.
Claims (17)
1. Un sistema de guiado de proyectil (20) para
guiar un proyectil (12) hasta una posición de blanco (68); que
comprende:
- un primer sistema (32) situado en un vehículo lanzador (62) del proyectil, para determinar la posición del blanco antes del lanzamiento del proyectil (12) y proporcionar datos con respecto a eso;
- un segundo sistema (46-49), situado también en el vehículo lanzador (62), sensible a los datos de posición del blanco determinado para calcular una trayectoria hasta la posición del blanco; y
- un tercer sistema (50), situado en el proyectil (12), para guiar el proyectil (12) en vuelo a lo largo de la trayectoria calculada hasta la posición del blanco;
caracterizado porque:
el tercer sistema (50) es para transmitir
señales de posición del proyectil al segundo sistema
(46-49) a través de energía de ondas milimétricas,
y el segundo sistema es para utilizar las señales de posición del
proyectil para producir el acimut, elevación, alcance, grado de
balanceo e información de velocidad para ajustar el calculo de la
trayectoria hasta la posición del blanco, en el que el tercer
sistema (50) es para recibir señales de entrada desde el segundo
sistema (46-49) a través de ondas milimétricas de
energía para guiar continuamente al proyectil en vuelo a lo largo
de trayectoria calculada ajustada hasta la posición del blanco.
2. Un sistema de guiado de proyectiles (20) como
se ha expuesto en la reivindicación anterior, en el que el primer
sistema (32) es para utilizar energía óptica, de láser o de banda
infrarroja para determinar la posición del blanco.
3. Un sistema de guiado de proyectiles (20) como
se ha expuesto en la reivindicación 1 ó en la reivindicación 2, en
el que el proyectil (12) es una barra de tungsteno.
4. Un sistema de guiado de proyectiles (20) como
se ha expuesto en cualquiera de las reivindicaciones precedentes,
en el que el proyectil (12) es un proyectil hipersónico.
5. Un sistema de guiado de proyectiles (20) como
se ha expuesto en la reivindicación 4, en el que el proyectil (12)
es propulsado a una velocidad hipersónica por un cohete motor que
deja una gran estela de escape impenetrable por energía óptica, de
láser o de banda infrarroja (IR).
6. Un sistema de guiado de proyectiles (20) de
cualquier reivindicación precedente, en el que dicho primer sistema
es un sistema de imagen de infrarrojos que mira hacia proa.
7. Un sistema de guiado de proyectiles (20) de
cualquier reivindicación precedente, en el que el primer sistema
(32) comprende además un telémetro láser.
8. Un sistema de guiado de proyectiles (20) de
cualquier reivindicación precedente, en el que el tercer sistema
(50) incluye un receptor (51) para recibir las señales de entrada
desde el segundo sistema (46-49) a través de ondas
milimétricas.
9. Un sistema de guiado de proyectiles (20) de
cualquier reivindicación precedente, en el que el tercer sistema
(50) incluye un emisor (58) de ondas de longitud milimétrica de onda
continua de baja potencia para llevar la información de posición
del proyectil al segundo sistema (46-49) a través de
energía de ondas milimétricas.
10. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en la reivindicación 9, en el que el segundo sistema
(46-49) incluye un receptor (46) para recibir las
señales transmitidas por el emisor (58).
11. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en la reivindicación 10, en el que el receptor 46
comprende una red direccional (44) de antenas monopulso.
12. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en cualesquiera de las reivindicaciones 10 y 11, en
el que el segundo sistema (46-49) comprende además
un procesador (47) que utiliza entradas de datos del receptor (46)
para calcular los datos de la trayectoria para el proyectil
(12).
13. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en cualesquiera de las reivindicaciones 10 a 12, en
el que el segundo sistema (46-49) incluye un
transmisor (40) para transmitir una señal parpadeante a un receptor
(51) en el tercer sistema (50).
14. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en la reivindicación 13, en el que el segundo
sistema (46-49) incluye un procesador (47) para
medir una demora de ida y vuelta de la señal parpadeante para
proporcionar datos representativos del alcance del proyectil
(12).
15. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en cualesquiera de las reivindicaciones precedentes,
en el que el segundo sistema (40, 46-49) incluye un
procesador (47) para determinar el punto de impacto del proyectil
(12).
16. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en la reivindicación 15, en el que el procesador
(47) actualiza la trayectoria del proyectil (12) basado en el punto
de impacto del mismo respecto a la posición del blanco.
17. Un sistema de guiado de proyectiles (20)
como se expone en cualesquiera de las reivindicaciones precedentes,
en el que el tercer sistema (50) comprende un mecanismo (54) de
control aerodinámico sensible a las señales de entrada del segundo
sistema de control (46-49).
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