ES2920528T3 - Procedimiento para lanzar un misil guiado desde una plataforma portadora y misil guiado - Google Patents

Abstract

La invención se refiere a un procedimiento para lanzar un avión de dirección (2) de un roller, nick y eje de codicia de una plataforma de transportista (1), por lo que el avión de dirección (2) dos pares de órganos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) Para generar momentos de rollo, nick y codicia, por los cuales los órganos de remo (3a, 3b, 4a, 4b) de cada pareja están dispuestos frente a la extensión del fuselaje (5) del avión de dirección (2) y una. Tiene control de vuelo. Dispositivo (6) para controlar la alineación de los dos pares de órganos de timón (3a, 3b, 4a, 4b). Antes de dejar caer de la plataforma portadora (1) o inmediatamente después de dejar caer de la plataforma portadora (1) con la entrada de la aeronave de dirección en un campo de flujo (7) de la plataforma portadora (1) hay un contraste en los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) cada pareja por medio del dispositivo de control de vuelo (6) de tal manera que la resistencia del flujo, que experimenta la aeronave de dirección (2) después de caer en el campo de flujo (7) de la plataforma portadora (1), aumenta en comparación con una resistencia al flujo que la aeronave de dirección (2) experimentaría (2) si los órganos de remo (3a, 3b, 4a, 4b) estuvieran en una posición cero en la que las superficies de los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) La entrada de los vuelos está en una posición cero (l) de la aeronave de dirección (L) (L) (L) 2) extender. Después de dejar el campo de flujo (7) de la plataforma de transportista (1), los órganos del timón (3a, 3b, 4a, 4b) no están pagados por medio del dispositivo de control de vuelo (6) de tal manera que el avión de dirección (2) se dirige hacia un objetivo. La invención aún afecta a un avión de dirección configurado para llevar a cabo el procedimiento (2). (Traducción automática con Google Translate, sin valor legal)

Description

DESCRIPCIÓN

Procedimiento para lanzar un misil guiado desde una plataforma portadora y misil guiado

La invención se refiere a un procedimiento para lanzar un misil guiado que puede guiarse con respecto a un eje de balanceo, cabeceo y guiñada que comprende dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada desde una plataforma portadora y a un misil dirigido de este tipo. Un procedimiento de este tipo se conoce, por ejemplo, por el documento US 2018/356188 A1.

Los misiles suelen estar controlados por timones con respecto a la dirección de vuelo. A este respecto, los timones se controlan mediante un dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que el misil asuma la dirección de vuelo requerida y pueda dirigirse rápidamente hacia un objetivo específico. Para evitar daños en una plataforma portadora durante el lanzamiento de un misil guiado desde la plataforma portadora, se conoce bloquear mecánicamente la máquina del timón o los actuadores para los timones de tal modo que los timones se mantengan en una posición neutra, que no genera ningún par.

Por el documento US 3 355 130 A se conoce un misil guiado con cuatro timones. Con respecto al mecanismo de accionamiento, el misil guiado está construido de tal modo que puede evitarse un denominado “squeeze mode” (modo de apriete) en el que dos pares de timones dispuestos respectivamente de manera opuesta se controlan de tal modo que un par genera un momento de balanceo en un sentido y el otro par genera un momento de balanceo en el otro sentido. Dicho de otro modo, el misil guiado está configurado de tal modo que se impiden las posiciones de timón que llevan a fuerzas opuestas.

El documento KR 10 2 136 266 B1 hace referencia a un procedimiento para calcular y ejecutar una orden de desplazamiento del ala de frenado sin maniobra para reducir la velocidad de vuelo de un misil guiado.

En el caso de misiles guiados con un peso reducido, durante el lanzamiento o desacoplamiento de los mismos desde una plataforma portadora, por ejemplo, desde su compartimento para armas o desde un carril de lanzamiento, al entrar en el campo de flujo generado por la plataforma portadora o en el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora puede ocurrir que se desvíe por el campo de flujo y colisione con la plataforma portadora. Esto puede producir no sólo daños en la plataforma portadora, sino en particular también daños del misil guiado.

Por tanto, el objetivo de la invención es proporcionar un procedimiento para lanzar un misil guiado desde una plataforma portadora, que permita una salida segura del misil guiado desde la plataforma portadora.

Este objetivo se alcanza mediante un procedimiento según las características de la reivindicación 1. El procedimiento para lanzar un misil guiado que puede guiarse con respecto a un eje de balanceo, cabeceo y guiñada desde una plataforma portadora, que presenta

- dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón de cada par con respecto al eje longitudinal del misil guiado enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje del misil guiado, y

- un dispositivo de regulación del vuelo para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón,

comprende las etapas de procedimiento de:

a) por medio del dispositivo de regulación del vuelo, desviar los elementos de timón de cada par en sentido opuesto antes del lanzamiento desde la plataforma portadora o directamente tras el lanzamiento desde la plataforma portadora con la entrada del misil guiado en un campo de flujo de la plataforma portadora de tal modo que una resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado tras el lanzamiento en el campo de flujo de la plataforma portadora, esté aumentada con respecto a una resistencia al flujo, que experimentaría el misil guiado si los elementos de timón de cada par se encontraran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de cada par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal del misil guiado, y

b) tras abandonar el campo de flujo de la plataforma portadora, por medio del dispositivo de regulación del vuelo, desviar los elementos de timón de cada par de tal modo que el misil guiado se guíe hacia un objetivo.

La invención se basa en el conocimiento de que si bien con un bloqueo mecánico pueden evitarse desviaciones no deseadas de los elementos de timón, sin embargo, un bloqueo mecánico también supone una carga de peso adicional para un misil guiado, que puede tener un efecto negativo en su alcance máximo, en particular cuando el misil guiado carece de propulsión.

Además la invención se basa en el conocimiento de que la probabilidad de causar daños en la plataforma portadora y/o en el misil guiado poco después de lanzar el misil guiado desde la plataforma portadora, producidos por momentos de balanceo, cabeceo o guiñada no deseados, aumenta en el caso de los misiles guiados con un peso reducido, como por ejemplo menos de 50 kg, en comparación con los misiles (guiados) más pesados, ya que por su peso están expuestos al campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora durante un periodo de tiempo más largo después de un lanzamiento.

La invención se basa además en la consideración de que puede reducirse el riesgo de daños en la plataforma portadora y/o el misil guiado, cuando el misil guiado puede abandonar el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora lo más rápido posible, es decir, que el periodo de tiempo o también la fase de tiempo, en el que tras su lanzamiento el misil guiado se encuentra en el campo de flujo producido por la plataforma portadora, también sea lo más corto posible.

Estas desventajas o estos riesgos pueden evitarse mediante el procedimiento según la invención. Mediante la desviación en sentido opuesto de los elementos de timón de los dos pares por medio del dispositivo de regulación del vuelo antes del lanzamiento desde la plataforma portadora o directamente tras el lanzamiento desde la plataforma portadora con la entrada del misil guiado en el campo de flujo de la plataforma portadora según la etapa de procedimiento a) se frena el misil guiado en el campo de flujo, mientras que la plataforma portadora sigue volando. De este modo, el misil guiado abandona el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora antes que en una posición de “no frenado” de los dos pares de elementos de timón, es decir, en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de los dos pares, que influyen en la dirección de vuelo, se extenderían paralelas al eje longitudinal del misil guiado o, dicho de otro modo, en el sentido del flujo, con lo que se acorta, y así, se reduce, el periodo de tiempo, en el que pueden producirse colisiones.

Preferiblemente los elementos de timón de los dos pares se desvían en sentido opuesto de tal modo que no se generan momentos aerodinámicos o, dicho de otro modo, además de un aumento de la resistencia no actúan fuerzas que varíen la dirección de vuelo. Así se consigue que un misil guiado pueda sacarse del campo de flujo de la plataforma portadora de manera segura y sin riesgo de colisión mediante el control correspondiente de los dos pares de elementos de timón por medio de su dispositivo de regulación del vuelo.

Una forma de realización ventajosa prevé que los elementos de timón de los dos pares en la etapa de procedimiento a) se desvíen en sentido opuesto por medio del dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que no se produzca una variación en la dirección de vuelo.

Para la generación de momentos de balanceo, cabeceo y guiñada los elementos de timón pueden hacerse pivotar al menos en parte sobre un eje radial, también denominado eje de pivote, con respecto al fuselaje del misil guiado. En el presente documento, por desviación en sentido opuesto se entiende que uno de los dos elementos de timón de un par está desviado en el sentido horario y el otro de los dos elementos de timón en sentido antihorario con respecto a la posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón de cada par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal del misil guiado. Para evitar variaciones en la dirección de vuelo está previsto que los ángulos, por los que están desviados los elementos de timón de los dos pares con respecto a la posición cero en sentido opuesto, tengan la misma magnitud, es decir, que cada elemento de timón de los dos pares esté desviado por el mismo ángulo.

En el presente documento, por plataforma portadora se entiende en particular una aeronave, como un avión o un dron. El lanzamiento del misil guiado puede producirse mediante la eyección desde un compartimento para armas de la plataforma portadora o mediante el desacoplamiento de un dispositivo de lanzamiento fijado a la plataforma portadora, como un carril de lanzamiento. Se supone que plataforma portadora y el misil guiado se mueven en la misma dirección de vuelo inmediatamente después de su lanzamiento desde la plataforma portadora.

El dispositivo de regulación del vuelo está configurado de tal modo que los elementos de timón de los dos pares puedan controlarse de tal modo que sea posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado, con lo que es posible dirigir el misil guiado a lo largo de una trayectoria deseada, en particular hasta un objetivo. Para ello puede recurrirse a datos de una memoria de datos del dispositivo de regulación del vuelo, que contiene información con respecto a una misión deseada del misil guiado. También es posible una recepción de datos externos como desde la o una plataforma portadora a través de un dispositivo de recepción correspondiente, por ejemplo una antena prevista en el misil guiado y una electrónica correspondiente. Sin embargo, de manera conveniente el misil guiado está dotado de un dispositivo de rastreo por radar o un dispositivo de rastreo óptico, generándose a partir de la información registrada a través de un sistema de sensores datos o señales para el dispositivo de regulación del vuelo.

En una forma de realización de la invención está previsto que como tarde tras un periodo de tiempo de un segundo, en particular como tarde tras un periodo de tiempo de medio segundo, de manera particularmente preferida como tarde tras un periodo de tiempo de 250 milisegundos, el dispositivo de regulación del vuelo finalice con el control de la orientación de los dos pares de elementos de timón según la etapa de procedimiento a) y continúe con el control según la etapa de procedimiento b). Para ello, en una forma de realización, el misil guiado está dotado de un temporizador que está conectado al dispositivo de regulación del vuelo mediante circuito. El temporizador está configurado para detectar un lanzamiento del misil guiado desde la plataforma portadora y para retransmitir una señal después de que transcurra un periodo de tiempo específico después de detectar el lanzamiento al dispositivo de regulación del vuelo, que libera el control según la etapa de procedimiento b). En caso de que la plataforma portadora sea por ejemplo un avión de combate, en el que el misil guiado en una fase de transporte está dispuesto por debajo de una superficie portadora del avión de combate, puede partirse del hecho de que después de transcurrir un periodo de tiempo de como máximo 250 milisegundos después del lanzamiento el misil guiado, a una distancia de 10 m, medida desde la superficie portadora, y con respecto a la dirección de vuelo de la plataforma portadora, se encuentra por detrás del avión de combate y así haya abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora.

La invención se refiere además a un misil guiado con dos pares de elementos de timón para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón de cada par con respecto al eje longitudinal del misil guiado enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje del misil guiado, y con un dispositivo de regulación del vuelo para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón, que está configurado para la realización de una o varias de las etapas de procedimiento mencionadas anteriormente.

El procedimiento según la invención es particularmente adecuado para misiles guiados con dos pares de elementos de timón, distribuidos en forma de “X” o en forma de “+” por la circunferencia del fuselaje del misil guiado y, en particular, están dispuestos en la zona trasera del misil guiado. Los elementos de timón de los dos pares están dispuestos preferiblemente a la misma altura axial con respecto al eje longitudinal del misil guiado en el fuselaje. En la forma de “+”, al contrario que la forma de “X”, los cuatro elementos de timón de los dos pares están distribuidos uniformemente por la circunferencia, por tanto, cada eje radial, con respecto al cual puede pivotar un elemento de timón, encierra con cada uno de los dos ejes radiales adyacentes en cada caso el mismo intervalo angular de 90°. En el caso de una forma de “X”, un eje radial encierra con los dos ejes radiales adyacentes al mismo en cada caso un intervalo angular diferente, encerrando cada eje radial de los cuatro elementos de timón siempre los mismos intervalos angulares diferentes con sus ejes radiales adyacentes en cada caso. En un misil guiado de este tipo, de manera específica puede provocarse un “modo de apriete” de lo contrario no deseado mediante la desviación en sentido opuesto de los elementos de timón para generar un efecto de frenado después del lanzamiento desde una plataforma portadora. En comparación con un misil guiado con sólo un par de elementos de timón, mediante la desviación en sentido opuesto puede alcanzarse un mayor efecto de frenado porque, en este caso, cuatro, en lugar de sólo dos, superficies que influyen en la dirección de vuelo contribuyen a un aumento de la resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado en el campo de flujo de la plataforma portadora. El “modo de apriete” no deseado en sí mismo mientras se dirige un misil guiado hacia un objetivo, que debido a la generación de fuerzas opuestas afecta a la posibilidad de maniobra o guiado de un misil guiado, se utiliza conscientemente en la fase de lanzamiento, es decir, en el periodo de tiempo, en el que el misil guiado está expuesto al campo de flujo por debajo de la plataforma portadora, para evitar maniobras no deseadas que pudieran guiar el misil guiado hacia la plataforma portadora, y para sacar rápidamente el misil guiado del campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora en vuelo.

Además, el procedimiento según la invención puede utilizarse preferiblemente para misiles guiados, que presentan un ala dispuesta en el lado superior de su fuselaje y en particular en el centro con respecto a la longitud total del fuselaje. A este respecto, el lado superior de un fuselaje puede considerarse aquel lado en el que el ala se sitúa arriba en una dirección de vuelo horizontal del misil guiado. Con respecto al eje longitudinal del fuselaje, el ala se extiende con simetría lateral más allá del fuselaje. Un ala de este tipo, cuyo eje longitudinal se extiende al menos durante una fase de vuelo del misil guiado hacia un objetivo transversalmente, es decir, en perpendicular al eje longitudinal del misil guiado, confiere al misil guiado elevadas fuerzas de sustentación, con lo que puede aumentarse el alcance máximo o la distancia de vuelo máxima. Sin embargo, este tipo de ala tiene el inconveniente de que directamente tras el lanzamiento del misil guiado puede hacer que el misil guiado, prácticamente de manera pasiva, se empuje hacia la plataforma portadora y por tanto se dañe. Por medio del procedimiento según la invención, mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón y el efecto de frenado generado de este modo puede hacerse que el misil guiado no se encuentre tanto tiempo en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora y así puede reducirse el periodo de tiempo para posibles colisiones o el riesgo de colisión.

En el caso de misiles guiado, en los que el ala puede pivotar entre una posición, en la que se extiende a lo largo del eje longitudinal del fuselaje, y una posición, en la que se extiende transversalmente al eje longitudinal del fuselaje, puede estar previsto que el dispositivo de regulación del vuelo esté configurado de tal modo que sólo después de detectar que abandona el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora se produzca un pivotado del ala de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. De este modo durante una fase de lanzamiento, es decir, el periodo de tiempo, en el que el misil guiado todavía se encuentra en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora, pueden evitarse las fuerzas de sustentación producidas por el ala, con un efecto negativo con respecto a posibles colisiones con la plataforma portadora. Dicho de otro modo: en su “posición longitudinal” el ala, con respecto a su “posición transversal” no presenta ninguna envergadura, es decir, no sobresale lateralmente del fuselaje, o sólo presenta una envergadura reducida, es decir, sobresale lateralmente del fuselaje, aunque no tanto como en comparación con su “posición transversal”. En caso de que el misil guiado esté dotado de un temporizador como el descrito anteriormente, puede estar previsto que el dispositivo de regulación del vuelo esté configurado para, tras la recepción de la señal retransmitida por el temporizador, además del control de los elementos de timón según la etapa de procedimiento b), provocar el pivotado del ala de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. Para ello, el dispositivo de regulación del vuelo puede estar conectado de manera operativa, por ejemplo mediante circuito, a un accionamiento pivotante del ala.

Además, el procedimiento según la invención puede utilizarse de manera particularmente práctica con misiles guiados con un peso de menos de 50 kg, en particular de menos de 30 kg. En particular los misiles ligeros, también denominados misiles ultraligeros, se benefician del aumento de la resistencia al flujo mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón, porque de este modo puede compensarse al menos en parte la desventaja del menor peso con respecto a misiles con un mayor peso en cuanto al periodo de tiempo para la salida del campo de flujo de la plataforma portadora.

El uso del procedimiento según la invención también es adecuado para misiles guiados con una longitud de menos de 1,5 m. Precisamente en el caso de misiles guiados pequeños y así a menudo también ligeros, o misiles guiados con un volumen relativamente grande con un peso relativamente pequeño y una densidad reducida, un campo de flujo que prevalece por debajo de una plataforma portadora tiene un mayor efecto con respecto a una desviación involuntaria en comparación con los misiles grandes y pesados. Este efecto desventajoso puede reducirse al menos mediante la desviación en sentido opuesto de los dos pares de elementos de timón.

Preferiblemente el procedimiento según la invención también es adecuado para misiles guiados sin propulsión que debido a la falta de propulsión requieren de un periodo de tiempo más largo para, tras un lanzamiento, salir del campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora.

El dispositivo de regulación del vuelo del misil guiado puede presentar un dispositivo de control, estando configurado el dispositivo de control preferiblemente como dispositivo de procesamiento de datos analógico y/o digital. Por ejemplo el dispositivo de control está configurado como microcontrolador, FPGA, DSP, etc. El dispositivo de control está configurado en particular mediante programas y/o mediante circuitos, para ajustar los elementos de timón. El ajuste puede entenderse como control, en particular como regulación.

El dispositivo de control está configurado en particular según la tecnología de datos para, en un primer estado operativo, ajustar los elementos de timón de tal modo que el misil guiado esté controlado en una dirección de vuelo, en particular en una dirección de vuelo teórica, presentando o experimentando el misil guiado una resistencia al flujo de vuelo.

El dispositivo de control está configurado en particular según la tecnología de datos para, en un segundo estado operativo, ajustar los elementos de timón de tal modo que el misil guiado esté controlado en la misma dirección de vuelo, en particular en la misma dirección de vuelo teórica y, a este respecto, presente una resistencia al flujo de frenado o la experimente.

Está previsto que, en particular suponiendo la misma velocidad de vuelo, la resistencia al flujo de frenado sea mayor que la resistencia al flujo de vuelo. Así, la diferencia entre el primer y el segundo estado operativo radica en que, aunque los elementos de timón se ajustan para que el cambio sea direccionalmente neutro, la resistencia al flujo experimentada por el misil guiado es diferente, siendo la resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado en el segundo estado operativo mayor que la resistencia al flujo como resistencia al flujo de vuelo en el primer estado operativo. La resistencia al flujo se refiere en particular en cada caso a la misma velocidad de vuelo.

Se propone que el primer estado operativo esté configurado como estado operativo de vuelo y que el segundo estado operativo esté configurado como estado operativo de lanzamiento. El estado operativo de lanzamiento se activa en particular mediante programas y/o datos. El estado operativo de lanzamiento está presente cuando el misil guiado se encuentra en una fase de lanzamiento, en particular, cuando el misil guiado se encuentra en el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora. El estado operativo de vuelo después de la fase de lanzamiento del misil guiado, en particular, cuando ha abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora, está presente en una fase de vuelo.

A este respecto se considera que mediante el segundo estado operativo se estabiliza el misil guiado al salir/lanzarse desde la plataforma portadora y que así se mejora el comportamiento de separación de la plataforma portadora. Una salida segura del misil guiado se favorece al menos o sólo es posible mediante el frenado del misil guiado mediante el aumento de la resistencia al flujo en el estado operativo de lanzamiento en comparación con el estado operativo de vuelo. El estado operativo de lanzamiento funciona de manera similar a un paracaídas de frenado, por así decirlo, el avión pasa por delante del misil guiado. Así, el misil guiado puede abandonar rápidamente el campo de flujo del avión. Así, en particular, los misiles guiados pequeños con un volumen relativamente grande y un peso relativamente pequeño y una densidad reducida pueden frenarse fuera del campo cercano del avión y de este modo evitan una colisión con el avión.

Preferiblemente la dirección de vuelo está configurada como dirección de vuelo neutra y/o como dirección de vuelo rectilínea. En particular mediante los dos pares de elementos de timón, un momento de cabeceo total y un momento de guiñada total del misil guiado se ponen a cero al menos en el estado operativo de lanzamiento.

El misil guiado presenta un primer par de elementos de timón. Preferiblemente los elementos de timón del primer par están dispuestos enfrentados entre sí en la circunferencia del misil guiado. Está previsto que en el estado operativo de lanzamiento los elementos de timón del primer par estén colocados en sentido opuesto. De este modo se genera un primer momento de balanceo y al mismo tiempo una mayor resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado.

Además el misil guiado presenta un segundo par de elementos de timón. Los elementos de timón del segundo par están dispuestos enfrentados en la circunferencia del misil guiado. Preferiblemente los elementos de timón del primer y del segundo par están distribuidos regularmente en el sentido de rotación con respecto al misil guiado. Está previsto que en el estado operativo de lanzamiento los elementos de timón del segundo par estén colocados en sentido opuesto. De este modo se genera un segundo momento de balanceo y al mismo tiempo una mayor resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado. Preferiblemente el momento de balanceo total, formado a partir del primer momento de balanceo y del segundo momento de balanceo, es cero. Alternativa o adicionalmente, el primer y el segundo momento de balanceo son en sentido opuesto, de modo que no se genera ningún momento de balanceo aerodinámico. Como alternativa adicional en el estado operativo de lanzamiento el momento de balanceo total puede ser diferente de cero.

En una configuración preferida el misil guiado presenta una carga explosiva de uso militar. Se prefiere particularmente que el misil guiado presente una masa de menos de 50 kg, preferiblemente menos de 40 kg y en particular menos de 30 kg. En particular se trata de un misil ligero.

En una configuración el misil guiado está configurado como misil sin propulsión. En particular el misil guiado está implementado como bomba planeadora. Sin embargo, también puede estar previsto que el misil guiado presente una propulsión.

Otro objeto de la invención se refiere a una plataforma portadora, presentando la plataforma portadora al menos un misil guiado, como se describió anteriormente o según una de las reivindicaciones anteriores. En particular la plataforma portadora puede asumir un estado de lanzamiento, estando dispuesto el misil guiado directamente adyacente a la plataforma portadora y/o en su campo de flujo y asumiendo el estado operativo de lanzamiento.

En una configuración del procedimiento los elementos de timón, en una fase de lanzamiento del misil guiado desde la plataforma portadora, pueden ponerse en un “modo de apriete”. El “modo de apriete” se caracteriza preferiblemente por que menos un aumento de la resistencia al flujo no se genera momentos de guiñada totales ni momentos de cabeceo totales aerodinámicos, es decir, el misil guiado asume o conserva la dirección de vuelo, en particular la dirección de vuelo rectilínea.

En una alternativa o un perfeccionamiento del procedimiento, los elementos de timón se ajustan de tal modo que el misil guiado se controla en una dirección de vuelo rectilínea como dirección de vuelo y presenta una resistencia al flujo de frenado aumentada.

En una alternativa o un perfeccionamiento adicional del procedimiento el misil guiado está configurado según una de las reivindicaciones anteriores o como se describió anteriormente, activándose el estado operativo de lanzamiento en la fase de lanzamiento y manteniéndose por ejemplo por un periodo de tiempo de 250 milisegundos. En particular el estado operativo de lanzamiento se activa como tarde durante el lanzamiento y permanece activado todo el tiempo al menos hasta que el misil guiado se encuentre detrás de la plataforma portadora.

Se prefiere particularmente que la fase de lanzamiento esté presente cuando el misil guiado se encuentra en el campo de flujo de la plataforma portadora y/o cuando el misil guiado asume una distancia con respecto a la plataforma portadora de menos de 20 m, preferiblemente menos de 10 m.

En una posible configuración el “modo de apriete” y/o el estado operativo de lanzamiento ya está ajustado cuando el misil guiado abandona la plataforma portadora. Alternativamente el misil guiado abandona primero la plataforma portadora y a continuación se ajusta el “modo de apriete” y/o el estado operativo de lanzamiento, cuando el misil guiado todavía se encuentra en la fase de lanzamiento.

La descripción proporcionada hasta ahora de configuraciones ventajosas de la invención incluye numerosas características, algunas de las cuales se reproducen en varias de las reivindicaciones dependientes. Sin embargo, de manera conveniente las características también pueden considerarse individualmente y combinarse para formar otras combinaciones útiles, en particular al referirse a las reivindicaciones, de modo que una sola característica de una reivindicación dependiente puede combinarse con una sola, varias o todas las características de otra reivindicación dependiente. Además, cada una de estas características puede combinarse individualmente y en cualquier combinación adecuada tanto con el procedimiento según la invención como con el misil guiado según la invención. Por tanto, las características del procedimiento también deben considerarse como características del misil guiado correspondiente formulado objetivamente, y las características funcionales del misil guiado también deben considerarse como características del procedimiento correspondiente.

Las propiedades, características y ventajas descritas anteriormente de la presente invención, y la forma en que se logran, se harán más claras y se entenderán más fácilmente en relación con la siguiente descripción de los ejemplos de realización, que se explicarán con más detalle en relación con los dibujos. Los ejemplos de realización sirven para explicar la invención y no limitan la invención a la combinación de características indicadas en los mismos, incluidas las características funcionales. Además, las características adecuadas de cualquier ejemplo de realización también pueden considerarse explícitamente de forma aislada para este fin, eliminarse de un ejemplo de realización, introducirse en otro ejemplo de realización para complementarlo, y/o combinarse con cualquiera de las reivindicaciones.

Muestran:

La figura 1, una representación muy esquemática de una plataforma portadora cuando se lanza un misil guiado como ejemplo de realización de la invención;

Las figuras 2a, 2b, una representación muy esquemática, tridimensional de una zona parcial del misil guiado en un estado operativo de vuelo a modo de ejemplo y en un estado operativo de lanzamiento a modo de ejemplo;

Las figuras 3a, 3b, una representación muy esquemática de una vista en planta de una zona parcial de un misil guiado a modo de ejemplo con un ala en el lado superior de su fuselaje durante una fase de lanzamiento y una fase de vuelo.

La figura 1 muestra en una representación muy esquemática una plataforma portadora 1 en forma de avión con un misil guiado 2, estando representado el misil guiado 2 en tres fases diferentes, concretamente la fase de transporte TP, es decir, antes del lanzamiento, la fase de lanzamiento AP, en la que el misil guiado 2 se encuentra en el campo de flujo por debajo de la plataforma portadora 1, y la fase de vuelo FP, en la que el misil guiado 2 se guía hacia un objetivo.

El misil guiado 2 está configurado como misil ligero y/o con una masa menor de 50 kg. El misil guiado 2 porta una carga explosiva, en particular una carga explosiva de uso militar para destruir objetivos militarse particularmente duros. El misil guiado 2 está configurado como misil pasivo y/o sin propulsión.

Mientras que el misil guiado 2 se encuentre dentro de o en la plataforma portadora, está en una fase de transporte TP o hay una fase de transporte. Por ejemplo el misil guiado 2 está dispuesto en una zona de carga y/o zona de munición, como un compartimento para armas, de la plataforma portadora 1. En la fase de transporte TP, el misil guiado 2 se lleva a la zona del objetivo por medio de la plataforma portadora 1.

En la fase de lanzamiento AP el misil guiado 2 se lleva desde la plataforma portadora 1 al espacio de vuelo libre. Por ejemplo se lanza el misil guiado 2. Así, la fase de lanzamiento AP se extiende desde el lanzamiento del misil guiado 2 hasta el momento en el que el misil guiado 2 ha abandonado un campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1. Alternativa o adicionalmente la fase de lanzamiento AP se extiende hasta el momento en el que el misil guiado 2 se encuentra en la dirección de vuelo F detrás de la plataforma portadora 1 y/o en el que el misil guiado 2 ha asumido una distancia de al menos 10 m con respecto a la plataforma portadora 1. En la fase de lanzamiento AP existe el riesgo de que el misil guiado 2 se desvíe por el campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1 y en el peor de los casos se guíe (pasivamente) contra la plataforma portadora 1. Así, en la fase de lanzamiento AP debe garantizarse que no se produzca una colisión.

Tras finalizar la fase de lanzamiento y al inicio de la fase de vuelo FP siguiente el misil guiado 2 se encuentra detrás de la plataforma portadora 1 y/o está separado de la plataforma portadora 1 más de 10 m o más de 20 m, de modo que el misil guiado 2 vuele independientemente de la plataforma portadora 1 y/o en el espacio de vuelo libre, en particular que planee.

Las figuras 2a, 2b muestran una parte, en el presente documento la parte trasera, del misil guiado 2, concretamente en un posible estado operativo de vuelo (figura 2a), en el que el misil guiado 2 se guía en una trayectoria deseada hacia un objetivo, y en un estado operativo de lanzamiento (figura 2b).

El misil guiado 2 presenta una pluralidad de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, concretamente, dos pares de elementos de timón, concretamente 3a, 3b y 4a, 4b, que están dispuestos de manera controlable en un fuselaje 5 del misil guiado 2 en la parte trasera. El fuselaje 5 presenta una forma con simetría de rotación, en particular cilíndrica o en forma de cigarro. También es concebible que el fuselaje presente una sección transversal angular, por ejemplo en forma de rectángulo o más en general en forma de polígono.

Además el misil guiado 2 presenta un dispositivo de regulación del vuelo 6 para controlar la orientación de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b. El dispositivo de regulación del vuelo 6 está configurado de tal modo que los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b puedan controlarse de tal modo que sea posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado, con lo que el misil guiado puede dirigirse a lo largo de una trayectoria deseada, en particular hasta un objetivo. El dispositivo de regulación del vuelo 6 puede comprender un dispositivo de control configurado como dispositivo de procesamiento de datos digital o analógico, que puede implementar el control de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b a través de una regulación u otra estrategia de control.

Los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están dispuestos por pares, formando los elementos de timón 3a, 3b un primer par y los elementos de timón 4a, 4b un segundo par. Los elementos de timón 3a, 3b están dispuestos a la misma altura axial con respecto al eje longitudinal L del misil guiado 2 en el fuselaje 5 y están desplazados 180° entre sí en el sentido de rotación. Los elementos de timón 4a, 4b del segundo par están dispuestos a la misma altura axial que los elementos de timón 3a, 3b del primer par y desplazados entre sí también 180° en el sentido de rotación. En el sentido de rotación los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están dispuestos de tal modo que forman una forma de “X”. Para la generación de momentos de balanceo, cabeceo y guiñada los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b pueden pivotar al menos en parte en cada caso sobre un eje radial A con respecto al fuselaje 5 del misil guiado 2 por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6, con lo que puede influirse en la dirección de vuelo del misil guiado 2.

En la fase de transporte TP el ajuste de los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b no es relevante y así, en principio, puede elegirse libremente. En la fase de lanzamiento AP el misil guiado 2 se encuentra en un estado operativo de lanzamiento, como se representa a modo de ejemplo en la figura 2b. En la fase de vuelo FP el misil se encuentra en un estado operativo de vuelo, como se representa a modo de ejemplo en la figura 2a.

En un posible estado operativo de vuelo, como se representa en la figura 2a, los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b están orientados de tal modo que el misil guiado 2 se encuentra en una dirección de vuelo rectilínea como dirección de vuelo. A este respecto, los elementos de timón 3a, 3b y 4a, 4b se colocan por el dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que se implementa una velocidad de vuelo máxima y/o una resistencia al flujo de vuelo mínima. En este caso, los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de los dos pares se encuentran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de los pares, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2. Para guiar el misil guiado 2, en particular en una trayectoria deseada, hacia un objetivo, los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b pueden controlarse por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que es posible un movimiento de balanceo, cabeceo y guiñada del misil guiado 2; esto se produce mediante el pivotado correspondiente de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b sobre su respectivo eje radial A. En el presente documento el misil guiado 2 está dotado de un dispositivo de rastreo, por ejemplo un dispositivo de rastreo por radar o un dispositivo de rastreo óptico, generándose a partir de su información registrada a través de un sistema de sensores datos o señales para el dispositivo de regulación del vuelo 6.

En el estado operativo de lanzamiento, como se representa en la figura 2b, los dos pares de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b se encuentran en un “modo de apriete”. En el “modo de apriete” los respectivos elementos de timón 3a, 3b y/o 4a, 4b se ponen en una combinación direccionalmente neutra de las desviaciones de timón para el misil guiado 2. Las desviaciones de timón son en sentido opuesto de tal modo que no actúan fuerzas hacia fuera, a excepción de una resistencia, producida por la resistencia al flujo de frenado.

Una salida segura del misil guiado 2 se favorece al menos o sólo es posible mediante el frenado del misil guiado 2, que así puede abandonar rápidamente el campo de flujo 7 de la plataforma portadora 1. El “modo de apriete” actúa de manera similar a un paracaídas de frenado. Por así decirlo, la plataforma portadora 1 pasa por delante del misil guiado 2. Así, en particular, los misiles guiados 2 pequeños y ligeros con un peso reducido, aunque a este respecto fuerzas de sustentación relativamente grandes, como se describe en este caso, pueden frenarse fuera del campo cercano de la plataforma portadora 1 y de este modo evitan una colisión.

En el presente documento los pares de los elementos de timón 3a, 3b o 4a, 4b se desvían en sentido opuesto antes o directamente tras el lanzamiento del misil guiado 2 desde la plataforma portadora 1, concretamente de tal modo que menos un aumento de la resistencia no se genere momentos aerodinámicos, es decir, el misil guiado 2 sigue volando en línea recta. O dicho de otro modo: con respecto a una posición cero de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2, como se muestra en la figura 2a, y en la que el misil guiado 2 no realiza ninguna maniobra de guiado, en el estado operativo de lanzamiento mostrado en la figura 2b las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b, que influyen en la dirección de vuelo, han pivotado sobre sus ejes radiales de tal modo que las superficies que influyen en la dirección de vuelo ya no se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2, aunque no se produce ninguna maniobra de guiado ni ninguna variación en la dirección de vuelo del misil guiado 2.

En la figura 2b el elemento de timón 3a ha pivotado en sentido antihorario sobre su eje radial A y el elemento de timón 3b ha pivotado en el sentido horario sobre su eje radial A. El elemento de timón 4a ha pivotado en sentido antihorario sobre su eje radial A y el elemento de timón 4b ha pivotado en el sentido horario sobre su eje radial A. Para evitar variaciones en la dirección de vuelo está previsto que los ángulos, por los que están desviados los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b con respecto a la posición cero en sentido opuesto, tengan la misma magnitud.

Puede estar previsto que el pivotado de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b en el estado operativo de lanzamiento con respecto a un estado operativo de vuelo y/o su posición cero se seleccione de tal modo que no se produzcan momentos de guiñada totales ni momentos de cabeceo totales adicionales, aunque sí diferentes momentos de balanceo totales. La fase de lanzamiento AP puede configurarse de manera particularmente segura cuando además no se generan momentos de balanceo totales, sino sólo se aumenta la resistencia al flujo como resistencia al flujo de frenado.

En el ejemplo de realización mostrado en las figuras 3a y 3b se muestra una zona parcial central de un misil guiado 2 en una vista en planta muy esquemática. El misil guiado 2 está dotado de un ala 9 pivotante que está dispuesta en el lado superior del fuselaje 5 y en el centro con respecto a la longitud total del fuselaje 5. A este respecto, el ala 9 puede pivotar entre una posición, en la que se extiende a lo largo del eje longitudinal L del fuselaje 5 (figura 3a), y una posición, en la que se extiende transversalmente al eje longitudinal L del fuselaje 5 (figura 3b). Está previsto que los dos pares de elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b dispuestos en la zona trasera del misil guiado 2 en forma de “X” ya antes de su lanzamiento desde la plataforma portadora 1 se hayan desviado en sentido opuesto de tal modo que la resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado 2 tras el lanzamiento en el campo de flujo de la plataforma portadora 1, se haya aumentado con respecto a una resistencia al flujo, que experimentaría el misil guiado 2, si los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b del par se encontraran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b del par, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal L del misil guiado 2. Tras abandonar el campo de flujo 7 de la plataforma portadora 1 se produce una desviación de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 de tal modo que el misil guiado 2 se desvía hacia un objetivo. Al abandonar el campo de flujo 7 que prevalece por debajo de la plataforma portadora, por medio del dispositivo de regulación del vuelo 6 el ala 9 se hace pivotar de su “posición longitudinal” (figura 3a) a su “posición transversal” (figura 3b), los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b se orientan mediante el dispositivo de regulación del vuelo de tal modo que el misil guiado 2 se desvía hacia un objetivo. Para ello, el misil guiado 2 está dotado de un temporizador 8, como se muestra en las figuras 2a, 2b, que está conectado al dispositivo de regulación del vuelo 6 mediante circuito. El temporizador 8 está configurado para detectar el lanzamiento del misil guiado 2 desde la plataforma portadora 1 y para retransmitir al dispositivo de regulación del vuelo 6 una señal después de que transcurra un periodo de tiempo específico, en este caso 250 milisegundos, después de detectar el lanzamiento. Después de que transcurra el periodo de tiempo se considera que se ha abandonado el campo de flujo que prevalece por debajo de la plataforma portadora 1 y el dispositivo de regulación del vuelo 6 comienza con la recepción de la señal del temporizador 8 con el control de los elementos de timón 3a, 3b, 4a, 4b de tal modo que el misil guiado 2 se guía en una trayectoria deseada hacia un objetivo. La señal hace que se finalice el estado operativo de lanzamiento por el dispositivo de regulación del vuelo 6 y se inicie el estado operativo de vuelo. Al mismo tiempo, el dispositivo de regulación del vuelo está configurado para, al recibir la señal del temporizador 8, hacer pivotar el ala 9 de su “posición longitudinal” a su “posición transversal”. Para ello, el dispositivo de regulación del vuelo 6 está unido de manera operativa con un accionamiento pivotante del ala 9.

Lista de símbolos de referencia

1 plataforma portadora

2 misil guiado

3a, 3b elementos de timón del primer par

4a, 4b elementos de timón del segundo par

5 fuselaje

6 dispositivo de regulación del vuelo

7 campo de flujo

8 temporizador

9 ala

TP fase de transporte

AP fase de lanzamiento

FP fase de vuelo

L eje longitudinal

A eje radial

Claims (12)

REIVINDICACIONES

1. Procedimiento para lanzar un misil guiado (2) que puede guiarse con respecto a un eje de balanceo, cabeceo y guiñada desde una plataforma portadora (1), presentando el misil guiado (2)

- dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par con respecto al eje longitudinal (L) del misil guiado (2) enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje (5) del misil guiado (2), y

- un dispositivo de regulación del vuelo (6) para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b),

que comprende las etapas de procedimiento de

a) por medio del dispositivo de regulación del vuelo (6), desviar los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par en sentido opuesto antes del lanzamiento desde la plataforma portadora (1) o directamente tras el lanzamiento desde la plataforma portadora (1) con la entrada del misil guiado en un campo de flujo de la plataforma portadora (1) de tal modo que la resistencia al flujo, que experimenta el misil guiado (2) tras el lanzamiento en el campo de flujo de la plataforma portadora (1), esté aumentada con respecto a una resistencia al flujo, que experimentaría el misil guiado (2) si los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par se encontraran en una posición cero, en la que las superficies de los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de los pares, que influyen en la dirección de vuelo, se extienden paralelas al eje longitudinal del misil guiado (2), y b) tras abandonar el campo de flujo de la plataforma portadora (1), por medio del dispositivo de regulación del vuelo (6), desviar los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par de tal modo que el misil guiado (2) se guíe hacia un objetivo.

2. Procedimiento según la reivindicación 1, caracterizado por que los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par en la etapa de procedimiento a) se desvían en sentido opuesto por medio del dispositivo de regulación del vuelo (6) de tal modo que no se produce una variación en la dirección de vuelo.

3. Procedimiento según la reivindicación 1 o 2, caracterizado por que como tarde tras un periodo de tiempo de un segundo, en particular como tarde tras un periodo de tiempo de medio segundo, el dispositivo de regulación del vuelo (6) finaliza con el control de la orientación de los dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) según la etapa de procedimiento a) y continúa con el control según la etapa de procedimiento b).

4. Misil guiado (2) con

- dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) para generar momentos de balanceo, cabeceo y guiñada, estando dispuestos los elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b) de cada par con respecto al eje longitudinal del misil guiado (2) enfrentados entre sí en la circunferencia del fuselaje (5) del misil guiado (2), y

- un dispositivo de regulación del vuelo (6) para controlar la orientación de los dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b), caracterizado por que el dispositivo de regulación del vuelo (6) está configurado para realizar un procedimiento según una o varias de las reivindicaciones anteriores.

5. Misil guiado (2) según la reivindicación 4, caracterizado por dos pares de elementos de timón (3a, 3b, 4a, 4b), que están dispuestos en forma de “X” o en forma de “+” en la circunferencia del fuselaje (5).

6. Misil guiado (2) según una de las reivindicaciones 4 o 5, caracterizado por un ala (9) dispuesta en el lado superior del fuselaje (5) y en particular en el centro con respecto a la longitud total del fuselaje (5).

7. Misil guiado (2) según la reivindicación 6, caracterizado por que el ala (9) puede hacerse pivotar entre una posición, en la que se extiende a lo largo del eje longitudinal (L) del fuselaje (5), y una posición, en la que se extiende transversalmente al eje longitudinal (L) del fuselaje (5).

8. Misil guiado (2) según una de las reivindicaciones 4 - 7, caracterizado por un peso de menos de 50 kg.

9. Misil guiado (2) según una de las reivindicaciones 4 - 8, caracterizado por una longitud de menos de 1,5 m.

10. Misil guiado (2) según una de las reivindicaciones 4 - 9, caracterizado por que está configurado como misil guiado (2) sin propulsión.

11. Misil guiado (2) según una de las reivindicaciones 4 - 10, caracterizado por un temporizador, que está conectado al dispositivo de regulación del vuelo (6) mediante circuito.

12. Misil guiado (2) según la reivindicación 11, caracterizado por que el temporizador está configurado para detectar un lanzamiento del misil guiado (2) desde una plataforma portadora (1) y para retransmitir una señal después de que transcurra un periodo de tiempo específico después de detectar el lanzamiento al dispositivo de regulación del vuelo (6), que libera el control según la etapa de procedimiento b).