La sezione di guida del missile svolge tre funzioni principali per il controllo del volo e la detonazione della testa di guerra. In primo luogo, gestisce il volo del missile secondo gli ordini di guida (Impulsi a radiofrequenza codificati) emessi dal computer e trasmessi al missile attraverso il radar MTR. Secondo trasmette indietro al radar MTR un impulso a radiofrequenza per permettere al radar MTR di rimanere agganciato al missile da parte. Terzo, provoca la detonazione della carica esplosiva del missile al ricevimento di un ordine di scoppio trasmesso dal sistema di guida a terra. La sezione di guida innesca inoltre la detonazione della carica esplosiva nel caso di interruzione degli ordini di guida o per malfunzionamento interno. La sezione di guida è composta, dal punto di vista funzionale da quattro gruppi di circuiti: i circuiti del ricevitore e del decodificatore, il trasmettitore, il circuito per il controllo della guida e il circuito per il controllo dell’autodetonazione (fail safe). I comandi di guida vengono ricevuti, amplificati e decodificati dal circuito ricevitore/decodificatore. I segnali decodificati vengono applicati al circuito trasmettitore e al circuito per il controllo della guida. Il circuito trasmettitore produce un segnale impulsivo di risposta a radiofrequenza (RF) ogni volta che un segnale di guida (guidance command) viene ricevuto e decodificato. I circuiti di controllo della guida (Steering control circuits), insieme al sistema idraulico del missile, convertono i comandi di guida decodificati in movimenti meccanici degli alettoni del missile. La traiettoria di volo è mantenuta attraverso l’ausilio di sette dispositivi per il controllo del volo che sono parte dei circuiti di controllo della guida. Quando viene ricevuto e decodificato un ordine di scoppio, o in caso occorra una malfunzionamento alla circuiteria del missile, il controllo della guida da terra viene terminato e un particolare circuito di autodistruzione (command and fail-safe detonation control circuit), applica una tensione appropriata alla testa di guerra provocandone la detonazione. La traiettoria del missile è controllata da quattro superfici di controllo (alettoni) che si muovono in accordo con gli ordini di guida provenienti dalla sezione di guida. Un effettivo movimento (di cabrata o picchiata) intorno all’asse trasverso o laterale viene eseguito attraverso lo spostamento degli alettoni P (Pitch) e Y (Yaw). La combinazione vettoriale dei due movimenti produce una rotazione intorno all’asse trasverso (Fig. 3-1). Il movimento (destro o sinistro)intorno all’asse verticale (Yaw) viene eseguito in modo simile. I quattro alettoni del missile sono accoppiati e, per evitare confusione, e sono denominati rispettivamente P e Y, per evitare di confonderli con le superfici aerodinamiche, che al contrario, agiscono su un singolo piano di riferimento. Tutti i quattro alettoni operano simultaneamente e differentemente a coppie per realizzare la stabilizzazione del missile sul piano di rollio (Roll Stabilization).

Fasi Operative. Il volo del missile, dal lancio alla detonazione, è suddiviso, dal punto di vista operativo, in fasi dette “fasi operative”. Le fasi operative nelle due tipologie di missioni del missile, cioè la superficie-aria e la superficie-superficie, sono identiche tranne che per la parte del volo controllato (Controlled Fligth Phase) e per la predisposizione all’esplosione (Burst Conditioning Phase). Le fasi operative sono: Prelaunch Phase o fase di prelancio, Launch Phase o fase di lancio, Boost Phase o fase di spinta, Roll Stabilization Phase o fase di stabilizzazione del rollio, Controlled Flight Phase for Surface-to-Air Missions o fase di volo controllato per le missioni superficie-aria, Burst Conditioning Phase for Surface-to-Air Missions o fase di preparazione alla detonazione per le missioni SA, Controlled Flight Phase for Surface-to-Surface Missions o fase di volo controllato per le missioni SS, Burst Conditioning Phase for Surface-to-Surface Missions o fase di preparazione alla detonazione per le missioni SS. Di seguito è fornita una descrizione di ognuna delle suddette fasi operative: Fase di Prelancio. (Prelaunch Phase. Durante la fese di prelancio, il missile viene predisposto per il volo. Il computer del sistema invia in area lancio dei dati di posizione in azimuth che servono a fissare su una determinata posizione la cornice esterna del giroscopio del rollio che si trova all’interno della sezione di guida. Il giroscopio di rollio (Roll Amount Gyro) è predisposto in modo che il suo anello esterno (outer gimbal) giace sul piano dell’azimuth (il piano verticale che include il punto di intercettazione e il missile). L’altro asse del giroscopio (Gyro Spin Axis) si trova perpendicolare al precedente. Al momento dell’ordine di fuoco (Fire Command) il computer invia un ordine costante di predisposizione del giroscopio, permettendo allo stesso di stabilizzare la propria posizione. Allo stesso tempo viene applicata la potenza elettrica dal LCI (Launcher Control Indicator) al gruppo di batterie della sezione di guida ed è attivata l’APS (Accessory Power Supply) o l’HPU (Hydraulic Pumping Unit) a secondo dei modelli. Fase di Lancio. (Launch Phase). Due secondi dopo l’emanazione dell’ordine di fuoco (Fire Command), viene emesso l’ordine di lancio (Il ritardo serve a garantire il completamento della fase di prelancio) che causa lo sblocco del Roll Amount Gyro in modo che lo stesso possa mantenere la propria posizione rispetto al piano di azimuth. Dopo un quarto di secondo dall’emissione dell’ordine di lancio, viene innescato il gruppo razzi motore (Rocket Motor Cluster). Non appena il missile e il booster cominciano a scorrere lungo la rampa, il cavo ombelicale si trancia. Il gancio della rampa (launching-handling rail release) che serve a tenere agganciato il missile alla rampa, si ritrae indietro e il missile con il booster sono liberi di scorrere sulla rampa stessa.

Codificazione del segnale

Generalità. Il missile riceve ordini di guida dal radar MTR (Missile Tracking Radar) sotto forma di gruppi di impulsi a radiofrequenza ogni 2000 microsecondi (500 gruppi di impulsi al secondo). Il missile può ricevere tre tipi di ordini: i comandi tipo P (Pitch), i comandi tipo Y (Yaw) e il comando di scoppio (Burst Order). I comandi tipo P e Y, anche denominati “ordini di guida”, sono composti da gruppi di quattro impulsi. Questi impulsi sono numerati da 1 a 4 in funzione della loro successione temporale. Gli ordini di guida P e Y (Pitch e Yaw) vengono trasmessi alternativamente durante la fase di guida. Nella fase di predisposizione della detonazione (burst conditioning phase), a partire da 0,5 secondi prima dell’intercettazione, vengono ricevuti solo ordini di P pari a 0G. L’ordine di detonazione è formato da un gruppo di cinque impulsi e viene ricevuto solo quando il missile deve detonare. Nella missione superficie-superficie l’ordine di scoppio non provoca la detonazione della carica esplosiva ma predispone per una fase di volo senza guida al termine della quale il missile detona attraverso una spoletta barometrica o per impatto. La posizione e la numerazione degli impulsi è uguale a quella per l’ordine 0G P, tranne per il quinto impulso che arriva 1,58 microsecondi dopo l’impulso numero 2 per i missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe, e 1,5 microsecondi dopo l’impulso numero 2 per i missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom. Comandi di guida (Steering Commands). L’intervallo di tempo tra l’impulso numero 1 e l’impulso numero 2 (A, B e C), è uguale al codice temporale del missile (missile code time), e il comando è accettato solo se il missile è predisposto per riceverlo. L’intervallo di tempo tra l’impulso numero 3 e l’impulso numero 4 indica se trattasi di ordine tipo P (Pitch) o Y (Yaw). Se l’intervallo di tempo tra questi ultimi è uguale al codice temporale del missile più un microsecondo, si tratta di un impulso tipo P. Se l’intervallo di tempo tra questi ultimi è uguale al codice temporale del missile più due microsecondi, si tratta di un impulso tipo Y. Nel corso della fase di guida, come già detto, questi due ordini sono ricevuti alternativamente e nell’ultimo mezzo secondo della fase, quando il missile deve essere predisposto per lo scoppio, vengono ricevuti solo comandi di 0G P. L’intervallo di tempo tra l’impulso numero 2 e l’impulso numero 4 è variabile e indica la magnitudo e la direzione della manovra da eseguire. Questo intervallo di tempo varia linearmente da 52,5 microsecondi (corrispondente ad un ordine di -8,5G nei missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom e -7G nei missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe), a 122,5 microsecondi (corrispondente ad un ordine di +8,5G nei missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom e +7G nei missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe). Ordine di Scoppio (Burst Command). Il comando di scoppio è formato da quattro impulsi in sequenza temporale corrispondente a 0G P più un quinto impulso posizionato 1,58 microsecondi dopo l’impulso numero 2 per i missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe, e 1,5 microsecondi dopo l’impulso numero 2 per i missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom. Questo quinto impulso è denominato “Impulso di scoppio”. Per detonare il missile è necessaria la ricezione di 10 gruppi di impulsi ciascuno contenente il quinto impulso. Se il missile non è stato predisposto alla detonazione da speciali ordini di guida, il comando di scoppio non avrà effetto alcuno. La predisposizione è effettuata attraverso la ricezione di almeno 25 gruppi di impulsi corrispondenti ad ordini tipo P alla cadenza di 500 gruppi al secondo, senza nessun ordine tipo Y. La trasmissione degli ordini di predisposizione inizia 0,5 secondi prima dell’intercettazione. All’incirca 90 millisecondi prima dell’intercettazione, il computer emette l’ordine di scoppio. Per trasmettere questo ordine è necessario un tempo variabile tra 18 e 20 millisecondi e altri 2 millisecondi sono necessari per la detonazione. Il resto del tempo è necessario per compensare il ritardo introdotto dai circuiti del computer e del radar MTR. Impulso Decodificato (Decoded Pulse). Il comando ricevuto (A, B o C) dal missile attraversa un circuito ritardatore che ritarda ciascun impulso di un tempo uguale al codice temporale del missile (missile code time). Nel segnale ritardato risultante (D), l’impulso numero 1 corrisponde in tempo all’impulso numero 2 non ritardato (A, B o C). La coincidenza di questi due impulsi genera un uscita dell’decodificatore-amplificatore, denominata “impulso decodificato” (E). Questo impulso, a sua volta, permette la generazione di tre segnali (F, G e H). L’intero controllo del missile dipende da questi tre segnali. Per cui se l’intervallo di tempo tra l’impulso numero 1 e l’impulso numero 2 non corrisponde al codice temporale del missile, l’energia a radiofrequenza ricevuta non sarà efficace. Questi tre segnali sono così denominati: Impulso di abilitazione alla detonazione, F (Burst enable pulse), impulso di abilitazione di 80 microsecondi, G, e il Gradiente di Tensione, H. L’impulso di abilitazione allo scoppio (F), è di durata variabile tra 2 e 4 microsecondi, inizia in coincidenza con l’impulso numero 2 e abilita il ricevitore del’impulso di scoppio del missile. L’impulso di abilitazione (G) inizia circa 50 microsecondi dopo l’impulso numero 2 e serve ad abilitare i circuiti della guida durante l’intervallo di arrivo del’impulso numero 4. Il Gradiente di Tensione, H viene prodotto allo stesso tempo del precedente e varia da una tensione negativa ad una positiva. 52,5 microsecondi dopo l’impulso numero 2, il Gradiente di Tensione, H, ha un valore di tensione negativa corrispondente ad un ordine di -8,5G nei missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom e -7G nei missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe. 87,5 microsecondi dopo l’impulso numero 2, il Gradiente di Tensione H assume un valore di 0 volt corrispondente ad un comando di 0G. 122,5 microsecondi dopo l’impulso numero 2 di un tempo pari al codice temporale del missile H assume un valore di tensione positiva corrispondente ad un ordine di +8,5G nei missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom e +7G nei missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe. Tensioni intermedie rappresentano altri comandi. P, Y e Burst Delay. Tutti i segnali ritardati (D) subiscono ulteriori ritardi, tuttavia occorre tenere presente che per ogni specifico segnale sono importanti i ritardi propri. Un segnale di guida P (A) ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile (D) può generare un ordine P solo quando viene ritardato di un altro microsecondo. Nel segnale “ordine ritardato” (delayed command) o I, l’impulso numero 3 si ritrova in coincidenza dell’impulso numero 4 del segnale ricevuto (A). L’impulso numero 3 di un comando Y con lo stesso ritardo non sarà coincidente con l’impulso numero 4. Nel paragrafo successivo sarà illustrato come avviene la generazione di una tensione di comando per un ordine tipo P. Un ordine di comando tipo Y (B) in ricezione, ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile (D con la linea tratteggiata per l’impulso numero 3), può generare un ordine tipo Y solo quando viene ritardato di ulteriori 2 microsecondi (J). Nel segnale così ritardato (J), l’impulso numero 3 si trova in coincidenza con un altro impulso numero 4 non ritardato del segnale ricevuto (B). L’impulso numero 3 di un segnale di comando tipo P che abbia lo stesso ritardo non si troverà in coincidenza con l’impulso numero 4. In un paragrafo successivo sarà illustrato come avviene la generazione di una tensione di comando per un ordine tipo Y. Un comando di scoppio in ricezione (C) ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile (D con la linea tratteggiata per l’impulso numero 5), può generare l’ordine di detonazione del missile solo se viene ritardato di 1,58 microsecondi per i missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe, e 1,5 microsecondi per i missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom (K). In tal modo (K) l’impulso numero 1 sarà in coincidenza con l’impulso numero 5 non ritardato del segnale in ricezione (C). In un paragrafo successivo sarà illustrato come avviene la generazione di una tensione di comando per un ordine di scoppio. Generazione di un ordine tipo P. L’ordine tipo P è prodotto dal comando P (A), dall’impulso di abilitazione di 80 microsecondi, dal comando P ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile più un microsecondo addizionale (I), e infine dal segnale Slope Voltage (H). La sequenza di questi segnali è mostrata nella figura 3-5. Le lettere A, G, I e H della figura 3-5 corrispondono ai segnali della figura 3-4. Il segnale denominato AGI della figura 3-5 rappresenta la risultante dalla coincidenza dei segnali A,G e I. L’impulso numero 4 del comando in ricezione P (A) e l’impulso numero 3 del comando in ricezione ritardato P (I), sono coincidenti in presenza del segnale di abilitazione di 80 microsecondi (G). La coincidenza di questi tre segnali produce un impulso di ordine P (AGI) che si trova in coincidenza temporale con l’impulso numero 4 ricevuto (A). L’impulso di ordine P (AGI) provoca la campionatura del segnale Voltage Slope (H). La polarità e l’ampiezza del campione di tensione estratto in quel preciso momento indica la direzione e la magnitudo dell’ordine P ricevuto. Con il variare della posizione temporale dell’impulso di ordine P, il campione di tensione estratto diviene più positivo o negativo. Questa tensione di comando P è applicata ai servomeccanismi di attuazione P che controllano i movimenti degli alettoni P per le relative manovre. Generazione di un ordine tipo Y. L’ordine tipo Y è prodotto dal comando Y (B della figura 3-4), dall’impulso di abilitazione di 80 microsecondi (G), dal comando Y ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile più 2 microsecondi addizionali (J), e infine dal segnale Slope Voltage (H). La sequenza di questi segnali è mostrata nella figura 3-6. Le lettere B, G, J e H della figura 3-6 corrispondono ai segnali della figura 3-4. Il segnale denominato BGJ della figura 3-6 rappresenta la risultante dalla coincidenza dei segnali B,G e J. L’impulso numero 4 del comando in ricezione Y (B) e l’impulso numero 3 del comando in ricezione ritardato Y (J), sono coincidenti in presenza del segnale di abilitazione di 80 microsecondi (G). La coincidenza di questi tre segnali produce un impulso di ordine Y (BGJ) che si trova in coincidenza temporale con l’impulso numero 4 ricevuto (B). L’impulso di ordine Y (BGJ) provoca la campionatura del segnale Voltage Slope (H). La polarità e l’ampiezza del campione di tensione estratto in quel preciso momento indica la direzione e la magnitudo dell’ordine Y ricevuto. Con il variare della posizione temporale dell’impulso di ordine Y, il campione di tensione estratto diviene più positivo o negativo. Questa tensione di comando Y è applicata ai servomeccanismi di attuazione Y che controllano i movimenti degli alettoni Y per le relative manovre. Generazione dell’ordine di scoppio. L’ordine di scoppio è prodotto dalla coincidenza del comando di scoppio (C della figura 3-4), dell’impulso di abilitazione dello scoppio (F), del comando di scoppio ritardato di un tempo pari al codice temporale del missile più 1,58 microsecondi per i missili dotati di sezione di guida tipo Stovepipe, e 1,5 microsecondi per i missili dotati di sezione di guida tipo Mushroom (K). La sequenza di questi segnali è mostrata nella figura 3-7. Le lettere C, F, e K della figura 3-7 corrispondono ai segnali della figura 3-4. Il segnale denominato CFK della figura 3-7 rappresenta la risultante dalla coincidenza dei segnali C,F e K. L’impulso numero 5 del comando di scoppio in ricezione (C) e l’impulso numero 1 del comando di scoppio ritardato (K), sono coincidenti in presenza del segnale di abilitazione alla detonazione (F). La coincidenza di questi tre segnali produce un impulso di scoppio (CFK). Una sequenza di 10 impulsi di scoppio generano il comando di detonazione del missile. Per prevenire che impulsi spuri o l’azione del disturbo elettronico intenzionale possano dar luogo alla detonazione del missile durante la fase di guida, il circuito per l’impulso di scoppio rimane disabilitato fino a quasi la fine della fase di guida. Il circuito per l’impulso di scoppio viene abilitato al funzionamento circa mezzo secondo prima dell’intercetto attraverso una sequenza di ordini tipo P a 0G alla cadenza di 500 gruppi di impulsi al secondo senza alcun ordine tipo Y. L’effettiva detonazione del missile è provocata da meccanismi esterni alla sezione di guida. La sezione di guida funziona allo stesso modo indipendentemente dalla tipologia di carica esplosiva adottata per la missione. Il tempo appropriato per la detonazione del missile viene calcolato dal computer a terra in funzione dei dati di posizione e di movimento relativo del missile e del bersaglio. Il calcolo del momento di invio dell’ordine di scoppio tiene conto dei ritardi introdotti dai circuiti elettronici degli equipaggiamenti a terra e del missile.

Meccanismi di base

La sezione di guida contiene cinque meccanismi di base che fungono da ausili nel controllo del volo e come sensori. Giroscopio Libero (Roll Amount Gyro). Il missile, durante il volo, può rollare, cioè girare intorno al proprio asse longitudinale, provocando ad un dato momento l’intervento di un paio di alettoni per controllare il movimento destra-sinistra e quello dell’altro paio, il momento successivo, per controllare il movimento cabrata-picchiata. Questa situazione instabile è evitata dalla presenza di un giroscopio del rollio che fornisce costantemente il riferimento “pancia in basso” (belly-down). Questo riferimento permette al sistema di guida a terra di determinare quale coppia di alettoni devono essere movimentati per produrre la manovra richiesta. Un giroscopio, infatti, (Fig. 3-8) è un dispositivo che serve a fornire, una volta orientato, un riferimento angolare costante nello spazio. Il dispositivo determina l’ammontare della variazione angolare rispetto all’orientamento iniziale, prodotta dal cambio di orientamento spaziale subito dallo stesso. Il suo funzionamento dipende dalla rigidità o dalla stabilità giroscopica di una ruota ad alta velocità di rotazione dotata di un grande momento angolare. La rigidità è intesa come la tendenza di una ruota rotante a mantenere costante la posizione angolare del proprio asse di rotazione. Il giroscopio indica lo spostamento angolare che si produce rispetto ad una posizione prestabilita (riferimento) e controlla una resistenza variabile che produce un segnale di errore che rappresenta la direzione e la quantità dell’errore. Basicamente un giroscopio libero è composto da un rotore bilanciato, da un cardano interno, da un cardano esterno e un supporto cardanico per sostenere il complesso. Grazie alla montatura universale dei due cardani, il rotore può essere girato o spostato in qualsiasi direzione. Nella pratica, il movimento del cardano interno è limitato per prevenire il blocco del cardano. Il blocco del cardano, è una condizione che annulla l’efficacia del giroscopio stesso. Il blocco del cardano avviene quando la base del giroscopio viene spostata in modo che il cardano esterno venga a giacere sullo stesso piano del cardano interno. In caso di blocco cardanico, il rotore trasmetterà la rotazione ai cardani attraverso la frizione dei cuscinetti. In tal caso il giroscopio perderà la capacità di orientamento spaziale. Il meccanismo di controllo è realizzato con una resistenza variabile. Anche se l’asse di rotazione mantiene il proprio orientamento nello spazio sia in azimuth che elevazione, di fatto non è pratico misurare i cambiamenti angolari sia in azimuth che elevazione con lo stesso strumento. Così se il supporto cardanico del giroscopio viene ruotato in azimuth verso una nuova posizione, la quantità e la direzione della rotazione rispetto alla posizione originale è rappresentata da una tensione di correzione del rollio prodotta dal resistore variabile e amplificata da un apposito amplificatore di controllo. Girometro (Rate Gyro). Per smorzare la velocità di virata che serve per la stabilizzazione del missile vengono impiegati Tre girometri (accelerometri angolari). Rispettivamente i girometri P e Y sono impiegati per stabilizzare il missile durante le manovre di Pitch e Yaw. Un terzo girometro, denominato Roll Rate Gyro è impiegato con il giroscopio di rollio per la stabilizzazione di rollio del missile. Un accelerometro (figura 3-9), è un dispositivo in grado di misurare la velocità del cambio angolare quando il dispositivo è sottoposto a forze che agiscono intorno al suo asse sensibile (asse perpendicolare a quello di rotazione). Per il suo funzionamento lo strumento dipende dalla precessione di una ruota rotante sistemata in un cardano e trattenuta da molle, in modo da reagire alla forza di torsione applicata. La precessione è lo spostamento di una ruota rotante che risulta quando una forza di torsione tenta di cambiare l’asse di rotazione. La ruota si sposta in una direzione uguale a quella che si avrebbe con la ruota rotante nella stessa direzione della forza applicata. Con ciò il cardano si muove dalla posizione perpendicolare all’asse sensibile che provoca il riposizionamento del contatto strisciante del resistore variabile. Il dispositivo indica il tasso del cambiamento angolare e produce una tensione che rappresenta la direzione e la velocità di variazione del cambiamento. Basicamente un accelerometro consiste (Figura 3-9) di un rotore bilanciato, un cardano mantenuto da una molla centratrice, ed una base o supporto. Il dispositivo aziona una resistenza variabile che produce una tensione variabile proporzionale al tasso di cambiamento della velocità angolare. Dei blocchi meccanici limitano il movimento del cardano a piccoli angoli. In tal modo si assicura che l’asse sensibile sia sempre approssimativamente ortogonale a quello di rotazione. In assenza di una forza di torsione, la molla centratrice mantiene il cardano parallelo alla base. Una forza di torsione produce una torsione di precessione proporzionale che tende a muovere il cardano contro la resistenza della molla centratrice. La deflessione della molla è proporzionale alla velocità del movimento angolare originale. Il movimento del cardano controlla a sua volta il movimento del contatto strisciante della resistenza variabile che pertanto è proporzionale alla deflessione della molla centratrice. Il contatto strisciante raccoglie una tensione che viene trasmessa all’amplificatore di guida associato. Quando la forza di torsione è rimossa, la molla centratrice riporta il cardano alla sua posizione originale parallela al supporto. Comunque, l’asse di rotazione punta in una nuova direzione determinata dall’ammontare della rotazione del supporto. In tal modo, il riferimento per la velocità di variazione angolare diviene l’ultima posizione assunta alla rimozione della forza di torsione. Accelerometri. Per rilevare le accelerazioni laterali e fornire un mezzo per ridurre l’ammontare delle scivolate in P e Y, sono impiegati due accelerometri. Questi due dispositivi sono in grado di produrre insieme il più elevato controllo di reazione (feedback) che si sviluppa durante la virata del missile. Un accelerometro (figura 3-10) è un dispositivo che misura l’accelerazione subita dallo stesso dovuta ad un cambio di velocità lungo l’asse sensitivo. Il dispositivo si basa sulla forza inerziale prodotta da un peso a molla (nucleo di rame). Il dispositivo controlla una resistenza variabile per produrre una tensione di uscita che rappresenta la direzione e l’ampiezza della forza di accelerazione. Un accelerometro è composto da un nucleo di rame caricato a molla libero di muoversi lungo un solo asse, un magnete permanente smorzatore e una resistenza variabile. La forza centripeta, derivante dalla accelerazione trasmessa spinge il nucleo di rame contro la resistenza della molla di ritardo. Il nucleo di rame è solidale con il braccio mobile di una resistenza variabile che viene mosso proporzionalmente. Non appena il contatto strisciante della resistenza variabile si sposta dal suo zero (posizione centrale) raccoglie una tensione che rappresenta la direzione e la magnitudo della forza di accelerazione, la quale viene trasmessa all’amplificatore di controllo associato. Il campo magnetico indotto nel nucleo di rame si oppone al campo magnetico permanente del magnete smorzatore. La reazione dei due campi rallenta il movimento del nucleo, riducendo gli eccessi di correzione e sopprimendo le oscillazioni. Trasmettitore di Pressione. Un trasmettitore di pressione è impiegato come sensore assoluto di pressione per misurare la pressione statica e dinamica dell’aria agente sulle superfici di controllo del missile. L’uscita di questo trasmettitore è usata per modulare il guadagno dell’amplificatore di controllo del rollio e delle resistenze variabili della retroazione degli alettoni. Durante il volo, il missile è oggetto di varie forze di pressione che afferiscono sulla magnitudo della deflessione degli alettoni necessaria per eseguire un determinato comando di guida. La deflessione degli alettoni da eseguire per ottenere un determinato comando sarà minore se il missile vola ad alta velocità o in una atmosfera densa viceversa maggiore se il missile si trova a volare a bassa velocità o in una atmosfera rarefatta. Il trasmettitore di pressione è un dispositivo che misura la pressione totale (cioè quella dinamica più quella atmosferica) che agisce sul missile. Un tipico trasmettitore di pressione impiega due diaframmi end-to-end. Un diaframma è sotto vuoto: l’altro riceve la pressione totale da quattro sensori a presa dinamica (ram) posti sui quattro impennaggi anteriori (fin). I contatti striscianti di due resistori variabili sono fisicamente collegati ad un punto mobile intermedio tra i due diaframmi. Un incremento della pressione totale provoca l’espansione del diaframma sinistro e comprime quello sotto vuoto. In tal modo il contatto strisciante della resistenza variabile si muove verso un incremento della resistenza elettrica. Uno dei due resistori variabili è elettricamente connesso al circuito catodico di un amplificatore push-pull per il controllo del rollio. L’azione della resistenza variabile è quella di variare il guadagno di questo amplificatore, che varia inversamente alla pressione. Il secondo resistore variabile controlla la tensione applicata ad una resistenza di controllo della retroazione degli alettoni che varia proporzionalmente alla pressione. Un aumento della pressione si traduce in un incremento della retroazione e dunque in un minore spostamento meccanico degli alettoni. Interruttore inerziale. Interruttori inerziali sono impiegati per eseguire le commutazioni legate alla partenza del missile dalla rampa (lift-off). L’interruttore inerziale è un semplice interruttore a due vie con un peso applicato al meccanismo di controllo. Quando l’interruttore inerziale subisce un accelerazione in direzione contraria a quella del peso, l’inerzia di quest’ultimo ha forza sufficiente ad operare l’interruttore.