In primo luogo, per missile balistico si intende un missile che presenta, appunto, una traiettoria balistica, esattamente come quella di un proiettile di un’arma da fuoco o di un grave lanciato in una precisa direzione; il missile balistico ha lo scopo di portare un certo carico (payload), consistente di una testata convenzionale o nucleare ad una precisa distanza (range)

Dal punto di vista ingegneristico, un missile è un sistema complesso ma può essere facilmente schematizzato in pochi sottosistemi:

L’attenzione verrà concentrata solo sui seguenti aspetti che risultano essere di fondamentale importanza nella progettazione:

• Traiettoria (fasi di volo, angolo e velocità di burn-out, range)
• Propulsione (spinta, GNC)
• Rientro ed Accuratezza

Traiettoria

Le fasi di volo di un missile balistico sono ben delineate, sebbene dipendano dal numero di stages presenti ma, prescindendo dal loro numero, le fasi rientrano nelle seguenti tre:

• Boost Phase: è la fase che va dal lancio fino al burn-out, ovvero allo spegnimento del motore. In questa fase, che dura pochi minuti, avviene l’accelerazione del missile fino alla velocità di burn-out. Questa fase è essenziale per la definizione del range, quindi del raggio d’azione.
• Midcourse Phase: è la fase in cui il missile segue una traiettoria balistica e dove la resistenza atmosferica è trascurabile. Nel caso di missili balistici a lungo raggio può durare decine di minuti.
• Re-entry Phase: è qui che avviene il rientro della testata del missile e gli effetti atmosferici sono importantissimi, sia dal punto di vista delle sollecitazioni sulla struttura che in termini di accuratezza.

Perché la resistenza atmosferica è trascurabile nella Midcourse Phase?

Il missile, così come un’ala di un velivolo, è un oggetto immerso in un fluido (aria) che ne ostacola il moto; nella nostra vita quotidiana, l’aria non esercita un’elevata resistenza sul nostro corpo mentre ci muoviamo, ma possiamo sperimentare, in una giornata molto ventosa, difficoltà a camminare. Comprendiamo, quindi, che l’effetto della resistenza dell’aria è tanto maggiore quanto la velocità di quest’ultima o quanto un oggetto viaggi velocemente in essa (del resto le due cose sono speculari).

La resistenza atmosferica $D$ può essere definita tramite una semplice equazione:

$$D = \frac{1}{2} \rho V^2 S_{ref} C_{D}$$

$\rho$ è la densità dell’aria, $V$ è la velocità dell’oggetto che sta viaggiando nel fluido, $S_{ref}$ è una superficie di riferimento (nel caso di un missile, considerato come un cilindro, corrisponde alla sua area di base $\pi r^2$), $C_D$ è il coefficiente di resistenza.

La precedente equazione ci mostra quindi che più grandi sono i termini a destra (nel secondo membro), maggiore è la resistenza. Ad esempio non c’è da meravigliarsi che più grande è l’oggetto ($S_{ref}$), più fatica fa l’oggetto a spostarsi. Per semplicità, si ipotizza di conoscere la superficie di riferimento, la velocità dell’oggetto e il coefficiente di resistenza, ma perché è importante la densità del fluido?

La densità è indice di quanto le particelle di un mezzo (fluido o solido) sono vicine tra loro.

Come si evince dalla precedente figura, la densità dell’aria tende a diminuire all’aumentare della quota, pertanto più il missile incrementa di altitudine, più la densità è piccola. Ad esempio, al livello del mare si ha 1.225 $kg/m^3$ (sul grafico $10^0$, è approssimato), mentre già a quote superiore di 100 $km$ si ha un valore di circa $10^{-6}$ $kg/m^3$ (molti piccolo). Ne consegue che il suo valore influenza enormemente il valore di $D$, rendendolo abbastanza piccolo da poterlo trascurare. Ma questo è valido solo per quote elevate (es. $> 100 km$).

Questo aspetto è molto importante poiché, come si può facilmente evincere dall’immagine successiva

il missile balistico trascorre gran parte del tempo nella Midcourse Phase: del resto se si dovesse vincere una resistenza atmosferica elevata per tutto il tragitto, il motore non potrebbe essere spento. L’analogia con un veicolo terrestre spiega bene questo concetto: nel momento in cui togliamo il piede dall’acceleratore, l’attrito tra ruote e asfalto porta il veicolo a diminuire la sua velocità (accelerazione negativa o decelerazione) fino a fermarci. Se però si eliminasse l’asfalto o si guidasse su una lastra con un attrito molto piccolo, la macchina manterrebbe una velocità costante. Alla stessa maniera, un missile balistico mantiene, approssimativamente, la stessa velocità per un lungo periodo o, comunque, la variazione di velocità non è così elevata. 

Relativamente al raggio d’azione (range), si possono trovare numerose categorizzazioni dei missili balistici ma generalmente possono rientrare in queste categorie:

• Short range (< 1000 km)
• Medium range (1000-3000 km)
• Intermediate range (3000-5500 km)
• ICBM (>5500 km)

Inoltre i missili balistici possono rientrare nella categoria land-based, air-launched (ALBM) e submarine-launched (SLBM) ma nell’attuale articolo non si analizzeranno le varie tipologie, essendo la trattazione generica.

Il range è una caratteristica fondamentale per un missile balistico ed è spesso il criterio principale per il paragone tra i vari missili. Il range, però, non è una caratteristica intrinseca del missile stesso poiché è dipendente dal payload (carico pagante, quindi ciò che non è né struttura né propellente). Ad esempio:

• SLBM Trident, con 8 testate (dal peso di 1500 kg) presenta un range di 7500 km
• SLBM Trident, con 4 testate (dal peso di 750 kg), presenta un range di 11000 km

pertanto, ipotizzando di poter aumentare o diminuire il carico di un missile balistico a nostro piacimento, il range può variare enormemente.

Ma da cosa altro dipende il range di un missile balistico?

Dall’immagine precedente si comprende che, a seguito del lancio del missile, esiste un angolo che ne decreta un range più o meno elevato; tale angolo prende il nome di angolo di burn out, ovvero l’angolo che presenta il missile nel momento dello spegnimento del motore. L’angolo di burn out risulta essere l’angolo di ottimo tra gli infiniti angoli possibili.

Se si considera un missile balistico della categoria Short Range, quindi di un missile con un raggio d’azione di alcune centinaia di km, può essere ipotizzato che la curvatura terrestre non sia influente (è trascurabile, così come si era detto per la resistenza atmosferica per quota elevate). Questo permette di definire un angolo di burn-out di 45° (non a caso è lo stesso utilizzato per l’artiglieria).

Ma come si fa a scegliere l’angolo di burn out?

Nella progettazione di un missile, il range risulterà essere un requisito di progetto, pertanto è stabilito fin dalle fasi iniziali. Conoscendo quale deve essere il raggio d’azione del missile, tramite la precedente figura è possibile stabilire tale angolo. Ad esempio per un ICBM (>5500 km), il tipico angolo di burn out è di 22,5°. Si nota chiaramente come l’angolo di burn out tende a diminuire all’aumentare del range.

Finora si è parlato di range in relazione all’angolo di burn out ma cosa si può dire della velocità del missile?

In realtà, anche la velocità di burn out, ossia la velocità che il missile presenta nell’istante in cui il motore viene spento, è molto importante. Si può graficare la velocità in funzione del range:

Avendo quindi stabilito quale deve essere l’angolo di burn out in base al range desiderato, bisogna imporre la velocità corretta in tale istante. Ad esempio, un missile SCUD che rientra nella categoria Short Range, presenta una velocità molto bassa (<2 km/s), mentre un ICBM necessita di una velocità di circa 7 km/s. Tale velocità è tipica degli oggetti che orbitano attorno alla Terra: un satellite a 300 km di quota, ha una velocità di 7.7 km/s, che tende a quella di fuga. Questo fa comprendere che tutti i Paesi che possegono vettori spaziali hanno la tecnologia necessaria per lo sviluppo di missili a lungo raggio.

Propulsione

Sebbene lo sviluppo dei missili balistici sia progredito notevolmente (a partire dal V-1), il principio di funzionamento rimane lo stesso: due serbatoi, uno contenente il propellente, l’altro l’ossidante, vengono pompati in una camera di combustione. L’unione di questi due elementi provoca una reazione che genera, fisicamente, una spinta tramite espulsione dei gas ad alta temperatura e velocità.

Dall’equazione di bilancio della quantità di moto (per i lettori non avvezzi a tale nome, è un altro modo per dire la 2° Equazione di Newton) si ha

$$\frac{d\overline{q}}{dt} = \overline{F} $$

Probabilmente il lettore si sarebbe aspettato un’altra equazione, ovvero

$$m \overline{a} = \overline{F} $$

Il problema è che quest’ultima “salta” un passaggio o, meglio, dà per scontato che la massa $m$ sia costante. Per un missile (o un razzo) non è assolutamente così. Ripartendo dalla prima, si svolgono alcuni passaggi: ricordando che la quantità di moto $\overline{q}=m\overline{v}$ allora

$$\frac{d m \overline{v}}{dt} = \overline{F}$$

$$m \frac{d\overline{v}}{dt} + \overline{v} \frac{d m}{dt} = \overline{F}$$

A questo punto si fa un’ipotesi, ovvero di trascurare le forze aerodinamiche e la forza gravitazionale, si giunge a:

$$m \frac{d\overline{v}}{dt} + \overline{v} \frac{d m}{dt} = \overline{0}$$

che riscritta in un altro modo

$$ \overline{v} \frac{d m}{dt} = -m \frac{d\overline{v}}{dt}  = \overline{T}$$

dove con $\overline{T}$ si identifica la spinta mentre si rinomina $\overline{v}$ in $\overline{v}_E$.

$$ \overline{v_E} \frac{d m}{dt} = -m \frac{d\overline{v}}{dt}  = \overline{T}$$

che si può riscrivere più facilmente come:

$$ \overline{v_E} \frac{d m}{dt}  = \overline{T}$$

La precedente equazione la si può intendere così: come fa il missile ad accelerare? L’idea è che si parte da una massa $m$, da cui si stacca una piccola massa $dm$ (la $d$ non è una semplice lettera ma potete interpretarla come la variazione di una certa quantità, in questo caso della massa). La piccola massa $dm$ è rilasciata ad alta velocità $\overline{v}_E$, a cui corrisponde una variazione della velocità del missile, $d\overline{v}$. Insomma, ad una piccola perdita in termini di massa rilasciata ad alta velocità, corrisponde una variazione di massa e velocità del missile.

Ora che si è compreso il significato dell’equazione, si riprende un termine presente al primo membro:

$$\frac{d m}{dt} $$

Questo, che matematicamente è rappresentato da una derivata, può essere pensato comunque come un rapporto tra una massa $m$ e un tempo $t$. I lettori che si interessano di macchine o motori avranno riconosciuto già la grandezza di cui il termine è rappresentativo, ovvero la portata (portata massica, per esattezza). Per una maggior comprensione di questo rapporto, si consideri che la sua unità di misura nel Sistema Internazionale è il $kg/s$, pertanto questo termine dà informazione su quanta massa di materia transita nell’unità di tempo. 

Si hanno ora tutte le nozioni necessarie: se è valida questa equazione

$$ \overline{v_E} \frac{d m}{dt} = \overline{T}$$

allora significa che, se si vuole aumentare la spinta $T$, basterà aumentare la portata massica o tramite la velocità di uscita dall’ugello.

Relativamente alla portata massica, questa può essere modificata tramite sistemi di pompaggio ma è definita essenzialmente dalla grandezza del motore (inoltre si sta implicitamente affermando di considerare solo propellenti fluidi).

D’altra parte, la velocità dell’ugello è definita dal tipo di propellente; in generale essa si attestra tra i 2-3 $km/s$.

Si è quindi compreso che è possibile migliorare la spinta $T$ del missile tramite aumento di portata e velocità ma il limite risulta tecnologico. Una via è quindi aumentare la portata massica (magari mantenendo la stessa velocità di ugello) ma un’altra logica è invece quella di aumentare la quantità di propellente; ci si imbatterà però in un problema.

Si riparte dall’equazione di bilancio della quanaità di moto, ma la si riscrive in un altro modo:

$$ \overline{v_E} \frac{d m}{dt} = -m \frac{d\overline{v}}{dt}$$

dove possiamo pensare di moltiplicare entrambi i membri per $dt$, quindi:

$$\overline{v_E} dm = -m d \overline{v} $$

e la si riscrive in quest’altra maniera:

$$d\overline{v} = – \overline{v_E} \frac{dm}{m}$$

Operando l’integrazione:

$$\int_{\overline{v}_i}^{\overline{v}_f}d\overline{v} = – \overline{v_E} \int_{m_i}^{m_f} \frac{dm}{m}$$

dove $\overline{v}_i$ e $\overline{v}_f$ sono rispettivamente la velocità iniziale e finale del missile (chiaramente per iniziale si può considerare una qualsiasi condizione del missile, già in volo), con $m_i$ ed $m_f$ massa iniziale e finale. Riscrivendola in maniera differente, si ottiene la famosa equazione del razzo di Tsiolkovsky:

$$\Delta \overline{v} = \overline{v}_E ln(\frac{m_i}{m_f})$$

dove dietro al $\Delta$ c’è la differenza tra le precedenti velocità (finale meno iniziale).

Per semplicità nella trattazione, si ignora la massa del payload e gli effetti legati alla forza gravitazionale, quindi si riscrive l’equazione in questa maniera:

$$\Delta \overline{v} = \overline{v}_E ln(\frac{m_i}{m_f}) = \overline{v}_E ln(\frac{m_s + m_p}{m_s}) = \overline{v}_E ln(1 + \frac{m_p}{m_s}) $$

Questo ultimo passaggio è fondamentale: ipotizzando di aver definito con $m_i$ la massa iniziale del missile alla partenza mentre con $m_f$ la massa nel momento in cui il propellente è stato completamente bruciato, la differenza tra queste due masse non può essere la massa della struttura $m_s$. Con l’ultimo passaggio si evidenzia come la variazione di velocità del missile dipende dal rapporto massa del propellente su massa della struttura (ovviamente si può parlare anche dell’inverso).

Quindi, se l’obiettivo risulta essere di aumentare la velocità del missile, si potrebbe aggiungere il propellente, ma per aggiungere il propellente si ha sicuramente bisogno di più spazio, quindi di una struttura più grande; questo significa che con l’aumentare del propellente aumenta anche la massa della struttura. Questo fa comprendere che, volendo far in modo che il rapporto tra $m_p$ ed $m_s$ sia sempre più grande non è poi così semplice ottenerlo, poiché i due termini sono legati intimamente.

Non è un caso che i moderni lanciatori spaziali hanno (circa) 90% di propellente, meno del 10% di struttura e quel che rimane il payload.

Per completezza della trattazione, si ricorda che parte fondamentale nella progettazione di un missile ricade nel Guidance, Navigation and Control (GNC): tale settore è indirizzato allo studio e alla progettazione dei sistemi di controllo atti a controllare il missile durante il suo moto. Tra questi c’è anche il controllo della spinta; in particolare, è questo sistema che disattiva il motore quando necessario o che effettua le operazioni di rientro della testata.

Il controllo della spinta è oggi dedicato da sistemi molto complessi, definiti TVC (Thrust Vectoring Control), che permettono di direzionare l’ugello propulsivo laddovè è necessario. In precedenza molti missili balistici (es. SCUD) presentavano degli jet vanes, la cui rotazione decretava il re-direzionamento della spinta. Lo svantaggio di tale sistema è che si va ad influenzare il flusso dei gas uscenti, provocando una diminuzione della spinta.

Rientro ed Accuratezza

La fase di rientro della testata (convenzionale o nucleare) del missile balistico risulta essere la fase decisiva e, al tempo stesso, più difficile nella progettazione. Le velocità, forze e sollecitazioni termiche che agiscono sugli oggetti in rientro nell’atmosfera terrestre sono elevatissimi. Relativamente alle sollecitazioni termiche, ogni oggetto (aeromobile o missile) che voli, subisce degli stress termici continui, dal momento che la resistenza dell’aria provoca un aumento della temperatura su tutta la superficie del corpo. Normalmente sugli aeromobili si hanno temperature molto elevate (centinaia di °), anche a velocità modeste. Se quindi si pensa ad una testata di un missile balistico in rientro nell’atmosfera, la resistenza atmosferica, non più trascurabile, tende a rallentarla, generando così non solo elevate forze sulla struttura ma anche alte temperature.

L’obiettivo, però, è quello di riuscire a mantenere (idealmente) la stessa velocità in rientro dall’atmosfera, altrimenti la testata risulterebbe più facilmente intercettabile.

Per farlo è necessario introdurre un ultimo concetto, quello di weight-to-drag ratio o più comunemente noto come coefficiente balistico (ballistic coefficient)

$$\beta = \frac{mg}{C_D A}$$

dove $m$ è la massa della testata, $g$ è l’accelerazione di gravità, $C_D$ è il coefficiente di resistenza della testata mentre $A$ è superficie di sezione. Si definisce weight-to-drag ratio poiché è il rapporto tra un peso ed una resistenza (formalmente, però, il rapporto ha le dimensioni di una pressione $Pa$, $N/m^2$), $lb/ft^2$, ecc.). 

Dal precedente grafico si può fare la seguente osservazione: il coefficiente balistico $\beta$ influisce enormemente sul valore della velocità a quota $0$, in particolare più è grande tale valore tanto più la velocità tenderà a mantenersi vicina a quella di rientro, perlomeno fino a poche decine di $km$ dove la variazione di velocità tende a farsi sentire. È però preferibile avere un $\beta$ grande dal momento che la variazione di velocità, sebbene sia sempre presente, porti la testata ad impattare a velocità elevate, mentre per valori di $\beta$ piccoli, il decremento di velocità avviene a quota maggiore e tende a (circa) 0 $km/s$ già a molte decine di $km$ di quota. In tal caso, la testata sarebbe facilmente intercettabile dai moderni sistemi anti missile.

Si è compreso che è preferibile un $\beta$ elevato, ma questo ha uno svantaggio.

Il precedente grafico mostra che valori differenti di $\beta$ non influenzano solo la velocità di impatto della testata ma anche il trasferimento di calore sul sistema. Sulle ascisse si ha, infatti, $\rho V^3$, grandezza legata allo scambio termico, mentre sulle ordinate la quota, come nel precedente grafico. Scegliendo quindi un $\beta$ grande per ciò che è stato detto in precedenza, si va incontro inevitabilmente a valore molto più elevato di $\rho V^3$ (quindi calore più inteso, che dovrà essere sopportato dalla struttura). Ovviamente a valori elevati di $\beta$ corrisponde anche una resistenza atmosferica più piccola (sarò chiaro nell’ultima figura) dal momento che, riprendendo la formula di $\beta$

$$ \beta = \frac{mg}{C_D A} $$

un $\beta$ grande significa avere il denominatore piccolo (l’area $A$ è fissata, quindi è il coefficiente di resistenza piccolo). E’ sicuramente un vantaggio dal punto di visto aerodinamico e che porta a mantenere un valore di energia cinetica maggiore (come visto in precedenza). Dall’altra parte, invece, un $\beta$ piccolo significa avere uno scambio termico più contenuto, preferibile se l’oggetto in questione è, ad esempio, una capsula.

Non è infatti un caso che le capsule di rientro hanno una forma che ricorda un fungo ($\beta$ piccolo) mentre le testate nucleari di un ICBM Minuteman III hanno una forma conica ($\beta$ elevato).

Fonte: armscontrolwonk.com

L'articolo Introduzione al Missile Balistico proviene da Militarypedia.

Nei conflitti moderni moltissime installazioni militari sono posizionate nel sottosuolo (per esempio le infrastrutture di arricchimento dell’uranio in Iran oppure i tunnel scavati in Siria), pertanto è sempre più richiesta la capacità di poter infliggere danni a tali strutture in quanto costruite spesso a decine di metri di profondità.
Tali strutture sono definite con l’acronimo HDBT (Hard and Deeply Buried Target) e indicano tutte quelle costruzioni più o meno complesse che non sono solo protette dal suolo ma anche da elementi strutturali, edificati con lo scopo di rinforzare l’intero edificio.
In realtà la sfida di riuscire a distruggere infrastrutture critiche sotterranee riguardò tutto il periodo della Guerra Fredda ma fu risolto con le RNEP (Robust Nuclear Earth Penetrator): si tratta di ordigni nucleari che, una volta penetrati nel suolo per via dell’energia cinetica del vettore, esplodono generando quindi una reazione nucleare. Tale tattica ovviamente è stata abbandonata con gli anni per via delle conseguenze di tali esplosioni ed è ovviamente frutto del suo periodo storico.

Tra i più noti bunker-buster troviamo:

I sistemi d’arma vanno intesi come modelli standard dell’ordigno in questione a cui si possono aggiungere dei kit per la guida (esempio GBU sta per Guided Bomb Unit). La Big BLU risulta l’ultimo sistema d’arma (noto) sviluppato, con peso di 13 t.

I prossimi anni vedranno lo sviluppo di un penetratore ad alta velocità (con velocità di impatto maggiori di 1200 m/s) con peso di circa  1 t contro le >2 t degli attuali bunker-buster ma con la stessa capacità di poter distruggere calcestruzzo rinforzato (avente massima resistenza meccanica di compressione tra 4,9÷36 MPa). Il vettore dovrà inoltre avere una dimensione ridotta per poter essere lanciato dagli F-35 o futuri velivoli.

La capacità di sopravvivenza di tale sistema d’arma dipenderà dal peso, dall’angolo e dalla velocità di impatto e dai materiali utilizzati.

Meccanica di penetrazione della bomba anti-bunker

I sistemi d’arma sviluppati per la distruzioni di HDBT si basano principalmente sull’energia cinetica dell’intero vettore e, in alcuni casi, anche da una (o più) cariche cave presenti all’interno del sistema. Per carica cava si intende una carica esplosiva che presenta una cavità con una precisa geometria (in genere conica) e che, una volta detonato l’esplosivo, si deforma generando un getto ad alta velocità lungo l’asse centrale.

Contrariamente a ciò che si può pensare, il getto ad alta velocità non perfora per via dell’alta temperatura (non raggiunge necessariamente il punto di fusione dei materiali) ma è l’elevatissima pressione generata che deforma obiettivi con dimensioni di 7÷10 volte il diametro della carica. Le velocità in questione sono elevatissime: la punta del getto viaggia tra 7 e 14 km/s mentre la coda tra 1 e 3 km/s.
Con tali caratteristiche, il processo di penetrazione genera pressioni cosi elevate che possiamo approssimare il getto come un fluido incomprimibile, in grado di ignorare completamente la resistenza meccanica dell’obiettivo.
Anche se lo sviluppo di tale detonazione è brevissimo, le particelle che costituiscono il getto tendono nel tempo ad allontanarsi dall’asse centrale, riducendo così la capacità penetrativa della carica cava.

Ovviamente lo stesso vettore dovrà essere costituito da un materiale ad elevata resistenza meccanica in modo tale da sopportare la pressione che si genera sull’obiettivo. Gli ordigni hanno spesso strutture costruite in tugsteno o altri materiali performanti.

Modello Fisico di un EPW (Earth Penetrating Warhead)

Si riporta di seguito un modello fisico della penetrazione di un ordigno. Si analizzano gli aspetti legati alla velocità di impatto, alla profondità di penetrazione per via dell’energia cinetica e tramite la carica cava.
Per modello fisico si intende una rappresentazione del fenomeno in analisi in cui si sono state considerate delle ipotesi e dove sono state utilizzate delle approssimazioni. Ipotesi e approssimazioni sono necessarie per semplificare lo studio ma il risultato dell’analisi rimane valido in quanto vicino alla realtà.

Ipotesi iniziali:

• L’impatto dell’ordigno con il terreno avviene perpendicolarmente (bomba cade in verticale sulla terra che è perfettamente orizzontale)
• Ordigno considerato come corpo rigido: la resistenza meccanica dell’obiettivo, che corrisponde dimensionalmente ad una pressione, comporta una uguale distribuzione della decelerazione (accelerazione negativa) di tutti i punti dell’ordigno.

Per corpo rigido si intende una distribuzione continua di punti materiali nello spazio a cui si impone il vincolo della rigidità: significa che presi due qualunque punti del corpo rigido, la distanza tra i due punti rimane costante nel tempo, a prescindere dalle eventuali sollecitazioni (esempio la pressione esercitata dal terreno sull’ordigno).

In sintesi le affermazioni di sopra indicano che l’angolo di impatto non è generico e il vettore è da considerarsi come indeformabile.

Caduta e Penetrazione nell’obiettivo

Si introducono nella spiegazione alcuni concetti della meccanica classica necessari alla comprensione delle equazioni riportate nel seguito.

Un ordigno rilasciato da un’altezza h da un velivolo o che scende in picchiata dopo un volo di crociera presenta all’impatto con il terreno una certa velocità. La velocità di impatto è importantissima per la capacità di penetrazione in un obiettivo.
Per calcolare tale velocità si introduce l’energia meccanica, somma di energia cinetica K e potenziale U: l’energia meccanica è quindi legata alla posizione e alla velocità di tale oggetto.
Considerando due istanti di tempo differenti, l’energia meccanica si conserva (non stiamo considerando fenomeni di attrito), pertanto il primo membro dell’equazione riportata di seguito deve essere uguale al secondo membro (nell’istante 1 avremo una certa energia cinetica e potenziale, la cui somma è uguale anche all’istante 2 ma i singoli termini possono avere valori differenti, per esempio 1+3=2+2).
Poiché il nostro oggetto si trova soggetto ad un campo gravitazionale, la sua energia potenziale dipende unicamente dall’altezza, calcolata rispetto un sistema di riferimento (esempio il terreno). Quindi trascurando eventuali forze dissipative (per esempio l’attrito con l’aria), possiamo scrivere:

Esplicitando i termini:

Nell’equazione precedente v1 rappresenta la velocità iniziale dell’ordigno e h1 la sua altezza iniziale (si ipotizza per esempio che la bomba sia posizionata come nell’immagine seguente). Una volta avvenuto l’impatto con il suolo, la sua altezza sarà h2 ma è un valore nullo in quanto l’origine del riferimento è proprio il terreno, mentre la velocità di impatto è v2. La massa è definita con m mentre l’accelerazione di gravità con g.
Si rammenta che il peso di un oggetto non è pari alla sua massa. La massa indica la quantità di materia presente in un corpo, mentre il peso è la forza pari alla massa moltiplicata per l’accelerazione di gravità (si parla infatti di forza peso):

Si calcola quindi la velocità di impatto della bomba:

L’altezza dell’ordigno nel momento in cui tocca il suolo è:

Si semplifica l’equazione dell’energia meccanica in:

Si effettuano delle semplificazioni considerando la massa dell’ordigno costante durante la discesa (è una semplificazione in quanto potremmo considerare missili che utilizzano il carburante rimanente per la spinta nella fase finale).

Che diventa:

Per esempio con un’altezza h1 = 10.000 m, g = 9,81 m/s² e v1 = 0 m/s (caso di caduta libera) si ha una v2 = 450 m/s.

In alcuni casi i vettori (missili o cruise) potrebbero presentare dei propulsori che portano un incremento della velocità di impatto; nella fase finale è possibile utilizzare il combustibile per aumentare la velocità di impatto.
Per il calcolo dell’incremento della velocità da sommare alla v2, si utilizza la seguente relazione:

Dove:

• ΔV è l’incremento di velocità [L/T]
• Vg è la velocità dei gas in uscita dal propulsore [L/T]
• M0 è la massa iniziale del vettore [M]
• Mf è la massa finale del vettore [M]

Per esempio se consideriamo Vg = 2500 m/s (combustibile liquido) e che il vettore utilizza solo l’1% della sua massa per la propulsione (quindi il rapporto tra massa iniziale e finale è 1/0.99) si ha un incremento ΔV di 25 m/s.

Pertanto la velocità di impatto è:

A questo punto si passa all’analisi della profondità della penetrazione di una bomba e per farlo si introducono alcuni concetti fondamentali.

Per il principio di azione e reazione (3° Legge di Netwon) un corpo 1 che esercita una forza F su un corpo 2, subirà una forza uguale e opposta, quindi esercitata dal corpo 2 al corpo 1.
Tale principio deve essere applicato al caso in analisi: la bomba (corpo 1) esercita una forza F sul terreno (corpo 2) ma quest’ultimo si opporrà all’ordigno con la stessa intensità ma verso opposto.

Quando si ha una forza F che agisce su una certa area A (per esempio la scatola verde che esercita il suo peso su un’area del tavolo) si deve allora parlare di pressione P:Tornando all’analisi del fenomeno, nel momento in cui l’ordigno impatta sull’obiettivo, esso esercita un certo carico (inteso come pressione) che è proporzionale in parte al suo peso e a tutte le forze che fino al momento prima dell’impatto stavano agendo su di esso (forze aerodinamiche, forze dovute ad eventuali sistemi di propulsione, ecc).

Per il terzo principio della dinamica, il terreno (o un eventuale altro mezzo) esercita sull’interfaccia bomba-terreno una pressione uguale che, per la seconda ipotesi fatta, comporterà una decelerazione uniforme su tutto il corpo.

La pressione esercitata dal terreno sull’ordigno è la resistenza meccanica; se quindi la struttura è in grado di sopportare tale pressione allora riuscirà ad avanzare nell’obiettivo (per la stessa ipotesi il corpo è indeformabile).
La bomba avanzerà, senza deformarsi, fintanto che la sua velocità non si annullerà per via di una decelerazione progressiva della bomba a causa della pressione del mezzo in cui transita (sappiamo che ciò non è vero ma il modello fisico è una semplificazione).

La teoria di penetrazione di un proietto all’interno di un mezzo è molto complessa e ci sono molti metodi di calcolo (che portano anche a risultati differenti in base alle variabili in gioco).

Nella teoria presentata si considera una relazione semplice che lega la profondità della penetrazione con energia cinetica, resistenza meccanica del materiale e la massima area trasversale della bomba (approssimativamente è come guardare l’ordigno dall’alto e considerare la sua area massima).Dove:

• m è la massa della bomba [M]
• v è la velocità di impatto della bomba [L/T²]
• p è la pressione esercitata dal mezzo (es. il terreno) sulla struttura dell’ordigno, quindi è la resistenza meccanica [F/L²]
• S è la massima sezione della bomba [L²]
• L è la nostra incognita ossia la distanza di penetrazione [L]

(Sono state riportate le dimensioni tra le parentesi quadrate per chi volesse effettuare l’analisi dimensionale)

La velocità di impatto è stata trovata prima, la massa dell’ordigno la conosciamo, la sezione S è nota quindi manca solo la resistenza meccanica p. Tale grandezza dipende dal tipo di materiale che andiamo a considerare ed è un valore empirico (quindi calcolato tramite dei test in laboratorio).
Di seguito si riporta una tabella con alcuni materiali comuni e le loro proprietà meccaniche principali (i valori riportati sono stati estratti da una pubblicazione scientifica ma in altri testi potrebbero presentare intervalli o valori differenti).

L’operatore ÷ indica un intervallo (es. tra 2 e 5 si scrive 2÷5)

Scelto il materiale, possiamo calcolare la profondità L utilizzando l’equazione precedente (si porta ad un membro il solo termine di cui siamo interessati):

Per esempio se consideriamo una massa m = 2000 kg (valore comune di una bomba), S = 0,225 m², v = 450 m/s e p = 36 MPa (calcestruzzo rinforzato) si ottiene L = 25 m.
Tale valore rientra, per intensità, in quelli riportati nella prima tabella che riguardavano i più comuni vettori anti-HDBT. Del resto gli attuali ordigni in utilizzo contro bunker raggiungono profondità che vanno da pochi metri al caso (non verificato) della Big BLU di circa 60 m.
E’ ovviamente un valore approssimativo in quanto non abbiamo tenuto conto di molti fattori.

Durante la Seconda Guerra Mondiale al posto dell’equazione vista si utilizzava la seguente:

usata per il calcolo della penetrazione dei proietti nei bunker, dove:

• L è la profondità della penetrazione [L]
• k è il coefficiente di penetrazione [L²T/M]
• m la massa del proietto [M]
• v la velocità del proietto [L/T]
• d il calibro dell’arma [L]
• α (alpha) è l’angolo che si forma all’impatto tra il proietto e l’obiettivo (che si ipotizza sia orizzontale come il terreno) [1]

Si riportano i coefficienti di un proiettile di artiglieria relativi alla penetrazione di un bunker:

Si nota quindi che più è elevato il coefficiente k, più la profondità è elevata mentre se si aumenta il calibro dell’arma si ha una diminuzione della penetrazione.

Per completezza della trattazione si riporta anche una relazione approssimata per il calcolo della profondità “scavata” tramite una carica cava di forma conica:

per il calcolo di l:

Dove:

• b è la profondità raggiunta tramite la carica [L]
• l è la lunghezza del getto [L]
• ρ1 (rho) è la densità del rivestimento della carica [M/L³]
• ρ2 (rho) è la densità del mezzo in cui avviene l’esplosione [M/L³]
• d è il diametro della carica cava [L]
• α (alpha) è l’angolo che si forma tra la verticale e l’asse del vettore [1]

In conclusione, un vettore che presenta una carica cava (o più cariche) utilizza in buona parte la sua energia cinetica (velocità di impatto) per penetrare nel materiale dell’obiettivo, dovendo però sostenere la compressione sull’intera struttura (nella trattazione non è stato calcolata la compressione assiale sul vettore). Nel momento in cui la velocità inizia a diminuire, una o più cariche esplodono, permettendo di scavare un canale a profondità maggiori.
Con il rispetto delle ipotesi di partenza, le equazioni riportate vi permettono di:

• calcolare la profondità massima raggiunta con la sola energia, cinetica considerando il vettore come corpo rigido ed escludendo forze di attrito nella caduta
• calcolare la profondità scavata da una carica cava di forma conica

Fonti:

https://it.wikipedia.org/wiki/Robust_Nuclear_Earth_Penetrator
DEFEATING HARD AND DEEPLY BURIED TARGETS IN 2035 by Russell J. Hart, Jr., Colonel, USAF
New Self-Propelled Penetration Bomb, Alexander Bolonkin, Shmuel Neumann

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La famiglia del sistema S-300 è costituita da numerose varianti, suddivise in 3 categorie principali. La designazione avviene con le lettere P,V e F.

• S-300P (SA-10 Grumble): la P sta per Vojska PVO (Vojska Protivovozdušnoj Oborony, Truppe di difesa aerea per il Paese), impiegato quindi in una delle 5 Forze Armate dell’Unione Sovietica, oggi non più indipendente ma inserita nell’Aeronautica.
• S-300F (SA-N-6): la F sta per Flot, ossia Flotta. È la versione imbarcata per la Marina.
• S-300V (SA-12 Gladiator/Giant): la V sta per PVO-SV (Corpi di difesa aerea dell’Armata Rossa), quindi impiegato dalle Forze terrestri.

Come si nota dall’infografica seguente, sono presenti molte varianti a partire da queste 3 versioni principali.

Storia e Sviluppo del sistema S-300 (C-300)

Lo sviluppo dell’S-300P ha inizio nella metà degli anni ‘60 quando si ebbe la necessità di un nuovo sistema missilistico di superficie-aria (SAM, Surface-to-Air Missile) in sostituzione dell’S-75 (SA-2 Guideline) e dell’S-200 (SA-5 Gammon) in quanto non in grado di contrastare le minacce presenti in quel periodo. Inizialmente si pensò di sviluppare un sistema missilistico comune sia alle Forze di difesa aerea sia a quella Terrestre che alla Marina ma nacquero subito delle divergenze tali da portare allo sviluppo di due sistemi differenti tra loro (S-300P e S-300V). La produzione di serie iniziò nel 1975 mentre i test avvennero nel 1978 per la versione P mentre nel 1983 per la V (nel 1987 per la versione antibalistica V).

Per aiutare il lettore ad effettuare eventuali confronti tra i sistemi, di seguito sono presenti due tabelle di aviationweek.com che mettono in confronto le varianti (la seconda tabella è il continuo verso destra della prima):

Inoltre, sempre in aiuto al lettore nella comprensione della terminologia, di seguito verranno enunciati vari modelli di radar e veicoli. Molto spesso i nomi (mix tra lettere e numeri) nel corso del tempo, dopo numerosi aggiornamenti, hanno variato il nome (esempio il radar 5N59/36D6, che in base alla versione è indicato con uno dei due nomi). Le varie versioni sono generalmente definite o con un numero (esempio 30N6-1 per intendere che si tratta del primo aggiornamento del 30N6) oppure con una lettera E che indica la variante da esportazione (esempio 30N6E).

1. Sistema missilistico S-300P e S-300PT / SA-10 Grumble e SA-10A Grumble

Il sistema S-300 è costituto da un insieme di veicoli e componenti necessari al corretto funzionamento dell’intero apparato. In particolare, la prima versione S-300P era stata intesa come sistema da dispiegare in precisi punti strategici dell’Unione Sovietica, a difesa quindi di infrastrutture sensibili. In seguito, a partire dal 1978, si parla di S-300PT (P per PVO e T per Transportiruyemiy) che è la variante trasportabile/trainabile (definita SA-10A Grumble nella denominazione NATO).
Il sistema è costituto da 4 tubi di lancio (tubo del tipo 83P6) montati su un telaio che, tramite apposito sistema idraulico, viene posizionato verticalmente così da poter essere effettuato il lancio.
Il sistema di lancio verticale o VLS (Vertical Launch System) permette una copertura a 360° dello spazio aereo.

I missili impiegati sono del tipo 5V55K (a singolo stadio con propellente solido) ma il lancio non avveniva inizialmente a freddo, bensì solo dalle versioni S-300PT-1 e S-300PT-1A. L’espulsione è effettuata attraverso gas in modo tale da far avviare la combustione del propellente solo a seguito del lancio.
I tubi di lancio sono collocati e trainati tramite la famiglia di veicoli 5P85 TEL (Transporter Erector Launcher) la cui prima versione (5P85ME) fu introdotta nel 1978 proprio a supporto del sistema S-300. Successivamente sono stati introdotti i veicoli 5P85-1 e il MAZ-7910 (attualmente in uso).
Nel caso dell’S-300P, il veicolo è munito di ruote, mentre per l’S-300V sono presenti i cingoli; pertanto per distinguere esteriormente le due varianti basta verificare quale dei due sistemi viene usato.

Accanto al veicolo 5P85 che traina l’intero gruppo di tubi di lancio, è presente il radar 5N63 “Flap Lid A“, in seguito sostituito con il modello 30N6 (più difficile da ingannare e da individuare tramite i sistemi RWR, Radar Warning Receiver). Il tutto è posizionato sul tetto di una cabina, montata su di un supporto girevole.
Nei modelli successivi (esempio S-300PMU-2) non è presente un singolo radar ma le attività di controllo dello spazio aereo sono divise tra più radar. In particolare è presente un radar di acquisizione (con copertura maggiore), con il compito di evidenziare le minacce in arrivo, e un radar di ingaggio (con un raggio d’azione in genere minore del primo), con il compito di indirizzare i missili verso il bersaglio.

Il radar 5N63 svolge il ruolo di radar di ingaggio con il compito di seguire i bersagli e guidare i missili all’obiettivo. Al traino dell’intero apparato radar furono inizialmente adibiti veicoli come l’Ural-357, il KrAZ-255 o il KrAZ-260.
Oltre alla versione trainabile montata sulla cabina, vennero effettuati i primi test del radar 5N63 su un albero semi-mobile del tipo 40V6. In seguito questo sistema fu utilizzato ampiamente con le nuove versioni di radar impiegati per l’S-300PT e trainato dal MAZ-543.

Entrambi i radar sono integrati con il posto di comando mobile che utilizza lo scafo MAZ-7910.
La combinazione tra il veicolo e il comando mobile è designata 54K6.
Il mezzo presenta l’intera cabina di comando per il personale e un’antenna, necessaria per collegarsi con tutti le varie batterie missilistiche presenti.
Questo posto comando è utilizzato anche per le versioni successive del sistema S-300.

Sono presenti infine due varianti dell’S-300PT, denominate rispettivamente S-300PT-1 e S-300PT-1A. In entrambe le versioni è stato ridotto il tempo di reazione a 30 minuti, impiegato il missile 5V55KD, che raggiunge la distanza di 75 km ed implementato il lancio a freddo da li in poi utilizzato.
Un tipico sistema S-300 è quindi formato da numerosi veicoli: un lanciatore o TEL, un radar di ingaggio, un radar di acquisizione e un veicolo posto comando. Possono aggiungersi a questi molti altri veicoli, tra cui un veicolo per il controllo del sito di lancio, il veicolo che trasporta i missili o il veicolo per il caricamento dei missili sul lanciatore.

Per dare l’idea della complessità del sistema, si guardi il seguente video:

3. Sistema missilistico S-300PM / SA-10C Grumble

Le fonti non sono chiare sul sistema S-300PM, spesso viene inteso come S-300PMU o versioni successive. Le seguenti informazioni sono le uniche verificate.
Nei paragrafi successivi si parla di S-300PMU/PMU-1/PMU-2 che in realtà non sono altro che le versioni da esportazione degli S-300PM/PM-1/PM-2, ma di questi ultimi non si hanno informazioni chiare pertanto si evita di parlarne.
Lo sviluppo successivo della famiglia dell’S-300 continuò negli anni ‘80 con l’introduzione della variante S-300PM (la P per PVO mentre la M per “modificato“), con denominazione NATO SA-10C Grumble.
Il miglioramento di tale versione rispetto alle precedenti era soprattutto nel contesto ECM (Electronic Counter-Measures).

Il sistema è costituto da 4 tubi 83P6 come le versioni precedenti, con missili 5V55R (alcune fonti riportano anche il 48N6 in seguito utilizzato sul PMU-1), dal lanciatore 5P85T (KrAZ-260) e radar su scafo MAZ-7910.
Una tipica batteria di S-300PM presenta il radar 30N6-1 o il 76N6, con possibilità di controllo di 8 TEL.

4. Sistema missilistico S-300PMU e S-300 PMU-1 / SA-10C Grumble / SA-10D Grumble – SA-20A Gargoyle

L‘S-300PMU (U per Usovershstvova ossia “migliorato” oppure Uproshchennyy per “semplificato“) è la prima versione da esportazione del sistema S-300PM, con denominazione NATO SA-10C Grumble. Il PMU è in gran parte identico all’S-300PS/PM (SA-10B/C Grumble) ed è stato disponibile alla vendita solo a partire dal 1992 ma ufficializzato già nel 1989.
Come per la versione S-300PS, il PMU è stato progettato per l’alta mobilità, utilizzando quindi per il traino dei vari apparati i KrAZ-260, relativamente meno costosi dei MAZ-543. Il lanciatore su base KrAZ-260 è denominato 5P85TE TEL (la E aggiunta a TP85T indicherebbe la versione da esportazione) ma comunque era presente anche su base MAZ-543.

Le batterie missilistiche presentano gli stessi tubi di lancio dell’S-300P ma sono equipaggiati con missili 5V55RUD, in cui è stato esteso il raggio d’azione a 90 km ed aggiunto un seeker semi-attivo. Differenza rilevante rispetto le versioni precedenti è che nel PMU un singolo radar è in grado di controllare fino a 12 batterie (quindi 12 TEL muniti di tubi di lancio).

L’S-300PMU presenta la versione da esportazione del radar 30N6-1 definita 30N6E-1 Tomb Stone e del radar 76N6 denominato quindi 76N6E. Il radar 30N6E-1 presenta un raggio d’azione di 300 km, individuazione fino a 100 bersagli e ingaggio fino a 6 di essi, mentre il 76N6E ha un raggio di 120 km.
Accanto a questi due modelli migliorati dei rispettivi radar di ingaggio sovietici, sono presenti due radar di acquisizione, il 5N64S (Big Bird nella designazione NATO) e il 96L6 (Cheese Board). Nel caso del 5N64S, la versione da esportazione è il 64N6E mentre per il 96L6  è il 96L6E.

L’evoluzione successiva del PMU è la variante PMU-1 che differisce da quest’ultima per caratteristiche tecniche.
Il sistema S-300PMU-1 è stato sviluppato tra il 1985 e il 1989 e mostrato per la prima volta al Moscow Air Show nel 1992. L’iniziale designazione NATO di questa variante è stata SA-10D Grumble, successivamente cambiata in SA-20A Gargoyle.
Oltre a migliorie nel contesto Surface-to-Air (SAM) contro velivoli e missili cruise, si è indirizzata l’attenzione anche al compito anti balistico (secondo i dati diffusi, il PMU-1 è in grado di colpire missili balistici con velocità di rientro di 2,8 km/s).
Caratteristica peculiare di questa nuova variante è la possibilità di porre il posto comando a una distanza che va dai 35 ai 100 km dai lanciatori (in base al tipo di comunicazione, se via ripetitori o via cavo).
I lanciatori utilizzati dal sistema S-300PMU-1 sono i 5P85TE e 5P85SE (le versioni da esportazione del 5P85T e 5P85S) e presentano 4 tubi con missili del tipo 48N6E o 48N6E-1, mentre i sistemi radar del PMU-1 sono gli equivalenti del PMU.
Infine è presente una nuova versione di veicolo posto-comando, il 54K6E1.

4. Sistema missilistico S-300PMU-2 Favorit / SA-10E Grumble – SA-20B Gargoyle

Il sistema S-300PMU-2 Favorit è stato sviluppato tra il 1995 e 1997, principalmente per l’esportazione, con i primi test effettuati nel poligono di Kapustin Yar il 10 Agosto 1995. Fu successivamente esposto nell’Agosto 1997 durante il MAKS ed esportato per la prima volta in Cina nel 2004. La designazione NATO di tale sistema è stata inizialmente SA-10E Grumble per poi diventare SA-20B Gargoyle.

I radar equipaggiati nel sistema sono il 30N6E-2 (Tomb Stone) o il 64N6E-2 (Big Bird), entrambi aggiornamenti dei rispettivi radar (nella versione da esportazione) ed è presente anche il il veicolo posto-comando 54K6E2 (anch’esso in una nuova variante e nella versione da esportazione). Il radar 30N6E-1 è invece equipaggiato sulla prima versione dell’S-300PMU-2 (non Favorit).
L’S-300PMU-2 Favorit può utilizzare i missili 46N6 ma anche le versioni successive denominate 46N6E-2, con un raggio d’azione di 200 km (50 km in più del modello 46N6), che contengono una testata di peso maggiore (da 145 kg del 46N6 si passa a 180 kg del 46N6E2) ed una velocità massima di Mach 8.

Oltre alla versione aggiornata del 46N6, il sistema S-300PMU-2 può essere equipaggiato con una nuova tipologia di missili denominata 9M96E e 9M96E2. Anche questi missili sfruttano il lancio a freddo che permette di proiettarli ad una altezza di 30 metri mentre un sistema gasdinamico ruota il missile nella direzione corretta. Da lì avviene l’accensione dello stadio iniziale e il missile procede tramite sistema di guida inerziale e tramite radar (ad una velocità massima di Mach 15) mentre, in prossimità del bersaglio, viene attivato il sistema di homing tramite radar integrato.
Il PMU-2 presenta anche il veicolo posto comando aggiornato 54K6E-2 o il 55K6.
I nuovi missili e i nuovi aggiornamenti dei vari sistemi lo hanno reso un sistema ABM (Anti-Ballistic Missile)
Il sistema è stato esportato in vari paesi, tra cui Cina, Azerbaijan e forse anche Algeria, ma la vendita che ha generato più scalpore è stata quella all’Iran. Di seguito un video che mostra il sistema S-300PMU-2 iraniano.

Come accennato in precedenza, i vari sistemi S-300 possono essere accompagnati da altri veicoli, tra cui il veicolo per caricamento dei missili 22T6 (o nella versione aggiornata e da esportazione 22T6E2) e dal veicolo per il trasporto missili 5T58E basato sul BAZ-6402.

5. Sistema missilistico S-300F Fort e S-300F Fort-M / SA-N-6 e SA-N-20

Il sistema missilistico S-300F Fort (F per Flot, ossia “flotta“) è la versione imbarcata dell’S-300, basata sull’S-300P, con denominazione NATO SA-N-6, che fu introdotto nel 1984. Di questa versione ne esistono solo due varianti, il Fort e il Fort-M (che in genere viene anche definito S-300FM Fort, M per “modificato“). Le versioni da esportazione di tale sistema sono seguite dal termine “Rif“.
Il sistema S-300F è stato equipaggiato su tre incrociatori lanciamissili Project 1144 Orlan (denominazione NATO Classe Kirov), su tre Project 1164 Atlant (NATO Classe Slava) e, nel 1977 e sull’incrociatore Azov del tipo Project 1134B Berkut B (NATO Classe Kara).

I tubi di lancio sono 6 per l’incrociatore Azov, 8 nel caso della Classe Slava mentre 12 per la Classe Kirov. Solo l’incrociatore Pyotr Velikiy (classe Kirov) è stato aggiornato alla versione S-300FM Fort.
I missili equipaggiati per il sistema S-300F sono del tipo 5V55RM con raggio d’azione che va dai 7 ai 90 km, con altitudine massima di 25 km e testata da 133 kg.
Per quanto riguarda l’S-300FM Fort, il sistema fu introdotto nel 1990 ed equipaggiato solo alla Pyotr Velikiy, sostituendo il missile 5V55RM con il 48N6.

Il sistema è stato esportato nel 2002 nella versione S-300FM Rif verso la Cina ed integrato nelle cacciatorpediniere lanciamissili Type 051C.

6. Sistema missilistico S-300V o 9K81/ SA-12A Gladiator –  SA-12B Giant

Al di là delle informazioni principali, le varianti e le caratteristiche di quest’ultime sono molto vaghe e imprecise, pertanto è stato esposto solo ciò che risulta più frequentemente sul web. Il paragrafo verrà aggiornato in seguito.
La famiglia di sistemi S-300V (denominazione NATO SA-12) parte dalle stesse origini dell’S-300P, ma le due linee si divisero a causa di visioni differenti tra le Forze terrestri e quelle di Difesa Aerea (sebbene condividessero la stessa tecnologia). La lettera V potrebbe indicare (secondo varie fonti) o semplicemente VPO-SV o Vysokopodvizhnyi, ossia “alta mobilità” oppure Voyskovoy che signfica “tattico“.
L’S-300V è stato concepito principalmente come sistema SAM (Surface-to-Air Missile) e ABM (Anti-Ballistic Missile) per la difesa delle forze meccanizzate.
Il primo modello di S-300V (denominato S-300V1) entrò in servizio nel 1983 ed era in grado di intercettare velivoli o missili ad un massimo di 300 km; in seguito il sistema divenne completamente operativo nel 1988 con la designazione S-300V (senza il -1).
In seguito vennero prodotte altre varianti (sempre numerate dopo la lettera V):

• S-300V1 / SA-12A Gladiator: primo modello (citato prima) con raggio d’azione di 75 km e missile 9M83.
• S-300V2 / SA-12B Giant: variante aggiornata con radar di acquisizione 9S18M2 High Screen per compiti ABM; ha un raggio d’azione di 100 km con missile 9M82.
• S-300VM1 o Antey-2500 / SA-23A: equipaggiato con missile 9M83M e raggio d’azione di 200 km.
• S-300VM2 o S-300V4 o Antey-2500 / SA-23B: secondo varie fonti risulta essere profondamente più effiace della versione M1, con nuvi componenti elettronici e raggio d’azione esteso fino a 400 km e missile 9M82M
• S-300VMD o Antey-2500D: equipaggiato con missili 9M83M-1 o 9M82M-1.

Il sistema S-300V è costituto da 8 veicoli principali, tutti basati sull’Object 830 (e varianti, denominati 831,832,833,834,835), modifica del mezzo MT-T.
I componenti del sistema ricalcano quelli dell’S-300P:

• 9A82 TELAR (Transporter Erector Launcher and Radar) per SA-12B Giant.
• 9A83 TELAR (Transporter Erector Launcher and Radar) per SA-12A Gladiator.
• 9A84 TEL/TL (Transporter Erector Launcher / Transloader) per SA-12B Giant.
• 9A85 TEL/TL (Transporter Erector Launcher / Transloader) per SA-12A Gladiator.
• 9S457 CP (Command Post).
• 9S15 “Bill Board”  Radar di Acquisizione.
• 9S19 “High Screen” Radar ABM per Early Warning.
• 9S32 “Grill Pan” Radar di Ingaggio.

mentre i primi missili impiegati sono:

• 9M82 per il SA-12B Giant.
• 9M83 per il SA-12A Gladiator.

Partendo dai veicoli lanciatori, il 9A82 e il 9A83 (rispettivamente per SA-12A e SA-12B) presentano 2 tubi di lancio per missili Novator 9M82 (SA-12A) o 4 tubi di lancio con missili 9M83 (SA-12B). Questi mezzi si definiscono TELAR poiché sono TEL (come nel caso dell’S-300P) ma sono costituti anche da un’antenna dispiegabile, necessaria a trasmettere i dati per la guida dei missili o fornire l’illuminazione radar dell’obiettivo per i missili semi-attivii.
I TELAR sono controllati dal veicolo 9S32 “Grill Pan“, costituito da un radar di ingaggio; il controllo avviene tramite cavi o antenne radio.
I due TELAR differiscono principalmente per le caratteristiche tecniche dell’antenna. Ad affiancare il 9A82 e il 9A83 sono presenti il 9A84 (per SA-12A) e il 9A85 (per il SA-12B), definiti con il termine TEL/TL e presentano al posto dell’antenna un braccio idraulico. Questi lanciatori possono operare solo se comandati da altri lanciatori del tipo TELAR; non possono quindi eseguire lanci se non gli vengono fornite informazioni (definiti infatti “slave TELs”).

Fonti ed Immagini:

http://www.globalsecurity.org/military/world/russia/s-300pmu.htm
http://www.bbc.com/news/uk-22652131
https://en.wikipedia.org/wiki/S-300_missile_system
https://it.wikipedia.org/wiki/S-300P
https://it.wikipedia.org/wiki/S-300

S-300PMU2 (SA-20B Gargoyle)

http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/c300pmu1/c300pmu1.shtml
http://www.almaz-antey.ru/catalogue/millitary_catalogue/
http://www.russianarms.ru/forum/index.php?topic=11388.0
https://defence.ru/editors-choice/kompleks-s-300-sgorel-pri-neudachnom-zapuske-raketi-video/
http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/c300pmu2/c300pmu2.shtml
http://www.militaryparitet.com/vp/86/
https://www.globalsecurity.org/military/world/russia/antey-2500.htm
https://en.wikipedia.org/wiki/S-300VM
http://www.ausairpower.net/APA-Grumble-Gargoyle.html
http://www.military-today.com/missiles/s300p.htm
http://www.deagel.com/Tactical-Vehicles/5P85TE2_a003153002.aspx
http://www.deagel.com/Armored-Vehicles/5P85ME_a003153001.aspx
http://www.armyrecognition.com/s-300_variants_sol_air_missile_system_russia_uk/s-300_pt_sa-10a_grumble_a_5p85pt_surface-to-air_missile_long_range_system_technical_data_sheet_uk.html
https://www.armyrecognition.com/s-300pm_sa-10c_grumble_c_systems_vehicles_uk/s-300_pmu_sa-10c_grumble_c_surface_to_air_defense_missile_technical_data_sheet_information_uk.html
http://www.deagel.com/Tactical-Vehicles/30N6E_a003159001.aspx
https://books.google.it/books?id=Y8kePYFK1L8C&pg=PA120&lpg=PA120&dq=S-300PM&source=bl&ots=hPzcCPr8x6&sig=h6PmdUAOwOwDp18xx3vGXFJoA6g&hl=it&sa=X&ved=0ahUKEwjHsOqkoMrWAhUFXBoKHRa3DS4Q6AEIfzAN#v=onepage&q=S-300PM&f=false
https://www.armyrecognition.com/s-300pm1_s-300pmu1_sa-20a_gargoyle_a_systems_uk/s-300pmu1_s-300_pmu1_sa-20a_gargoyle_a_surface_to_air_defense_missile_system_technical_data_sheet_uk.html
http://www.deagel.com/Artillery-Systems/S-300PMU2_a000372002.aspx
http://www.military-today.com/missiles/s300_pmu2.htm
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https://www.armyrecognition.com/russia_russian_missile_system_vehicle_uk/30n6_30n6e_5n63s_flap_lid_b_tracking_and_missile_guidance_radar_sa-10_grumble_technical_data_sheet.html
https://www.armyrecognition.com/s-300pm_sa-10c_grumble_c_systemes_vehicules_fr/s-300pmu_s-300_pmu_5p85su_systeme_missile_sol-air_fiche_technique_informations_description_fr.html
http://soha.vn/quan-su/voi-s300f-luoi-lua-phong-khong-viet-nam-se-bao-tron-bien-dong-20130623192829866.htm
https://www.globalsecurity.org/military/world/russia/s-300v.htm
https://www.globalsecurity.org/military/world/russia/s-300v-specs.htm
AerospaceDailu Agosto 6,2015
http://www.deagel.com/Artillery-Systems/S-300V4_a000372006.aspx

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Versioni del Missile Spike

Di seguito si riassumono le principali versioni del missile:

• Spike-SR (Short Range; corto raggio)
• Spike SR PBF (Short Range; Penetration, Blast and Fragmentation; penetrazione, esplosione e frammentazione)
• Spike-MR (Medium Range; medio raggio)
• Spike-LR (Long Range; lungo raggio)
• Spike-ER (Extended Range; raggio esteso)
• Spike NLOS (Non Line Of Sight; nessuna linea di vista)

Il missile Spike è provvisto di una testata in tandem, ossia con due cariche HEAT (High Explosive Anti-Tank, esplosivo ad alto potenziale controcarro): la prima carica ad esplodere ha lo scopo di neutralizzare pacchetti ERA (Explosive Reactive Armor) presenti sul mezzo, mentre la seconda carica ha l’obiettivo di penetrare la corazzatura sottostante. Lo Spike presenta 4 alette rettangolari sulla parte posteriore per il controllo aerodinamico e 4 ali al centro, anch’esse rettangolari ma che una volta spiegate sono fisse (nella versione NLOS sono più lunghe, già spiegate e fisse). Una volta lanciato il missile, le 8 ali, chiuse in apposite sezioni, si dispiegano per l’assetto di volo. Sul naso del missile è presente il sistema di guida che comprende il dispositivo ad accoppiamento di carica (CCD o Charge-Coupled Device) e il sistema infrarossi (IIR o Imaging Infrared). Date le numerose versioni del missile, lo Spike può essere lanciato da numerose piattaforme tra cui veicoli, velivoli e tramite treppiedi. Sebbene il missile sia di base un “fire-and-forget” (ossia una volta agganciato l’obiettivo e sparato il missile, quest’ultimo non necessita più di guida di alcun tipo), alcune varianti presentano anche la capacità “fire, observe and update“(Lancia, Osserva e Aggiorna) che permette di effettuate attacchi dall’alto (top-attack) guidando il missile sull’obiettivo otticamente con un joystick tramite fibra ottica o RF (nel caso dello Spike NLOS). Caratteristica importante dello Spike è che la combustione del propellente avviene all’interno del tubo di lancio e permette l’uso del missile in ambienti chiusi. Il diametro del missile è di 170 mm mentre la lunghezza è di 1670 mm (per tutte le versioni tranne la variante NLOS). Il peso del lanciatore è di 5 kg per le versioni SR, MR e LR, di 55 kg per ER e variabile per NLOS.

Spike-SR (Short Range)

Lo Spike-SR è una versione portatile a corto raggio, con lunghezza di 98 cm, peso del missile e lanciatore portatile di 8,6 kg e raggio d’azione che va da 50 m a 1000 m. E’ la versione a colpo singolo con modalità “fire-and-forget” (Lancia e Dimentica); il missile è impiegato dalla fanteria e utilizzabile anche in luoghi chiusi (capacità “fire from enclosure“, Fuoco da Vicino). E’ equipaggiato con un dispositivo di guida con camera termica e un display collegato al lanciatore che permette l’uso della camera. Il treppiedi regolabile, utilizzato per il lancio dello Spike, può essere operativo in 30 secondi con peso di 2,9 kg, mentre il ricaricamento del missile richiede meno di 15 secondi. Il sistema presenta tre pulsanti: il primo arma il missile, il secondo aggancia il bersaglio tramite display e con l’ultimo si lancia il missile.
La Rafael attesa che il CLU (Control Launch Unit) ha un peso di 1,2 kg con relativa batteria.
Peculiarità dello Spike SR è l’assenza di un secondo booster per espellere il missile dal lanciatore in quanto è presente un unico motore a svolgere l’intera propulsione.

Spike-SR PBF (Short Range; Penetration; Blast and Fragmentation)

Nel 2016 la Rafael ha presentato un nuovo Spike-SR con caratteristiche PBF (Penetration, Blast and Fragmentation) equipaggiato con una carica anti-struttura (anti-structure warhead). Le caratteristiche del missile e del suo lanciatore rimangono identiche a quelle della versione SR ma l’unica differenza è il raggio d’azione portato da 1000 m a 1,500 m.

Spike-MR (Medium Range)

Lo Spike-MR (denominato Gill) è una versione portatile a medio raggio con peso del missile di 14 kg e raggio d’azione che va da 200 m a 2500 m. Come lo Spike-SR, è basato sulla modalità “fire-and-forget” ma può essere utilizzato anche in modalità “fire, observe and update“; il missile è impiegato dalla fanteria. E’ equipaggiato con un dispositivo di guida con camera termica e display collegato al lanciatore; il lanciatore è posizionato su un treppiedi come nella versione SR.

Spike-LR (Long Range)

Lo Spike-LR è una versione portatile a lungo raggio con peso del missile di 14 kg e raggio d’azione di 4000 m, utilizzabile dalla fanteria in modalità “fire-and-forget” o “fire, observe and update“. La versione LR può essere utilizzata anche in modalità NLOS (Non Line Of Sight) permettendo all’operatore di posizionarsi in zone più sicure.

La Rafael ha annunciato lo sviluppo del nuovo Spike LR II, variante di 5° generazione della famiglia Spike. Tale missile può essere lanciato da veicoli, elicotteri, navi e lanciatori terrestri. Tale variante ha un peso di 12,7 kg e presenta una carica tandem HEAT con un miglioramento della capacità di penetrazione del 30% e controllo del detonatore da parte dell’operatore. Il peso del lanciatore terrestre è attestato a 12 kg mentre la versione equipaggiata su elicotteri è di 27-30 kg.
Lo Spike LR II ha un range di 5,5 km se utilizzato da lanciatori terrestri (con un incremento del 35% rispetto alla versione Spike LR di 4 km), di 10 km se lanciato da elicottero (con l’usilio di un differente Data Link RF).

Lo Spike LR II ha un seeker optronico che include un sensore IR raffreddato che include la capacità di inseguimento degli obiettivi (include delle capacità di intelligenza artificiale o AI)

Spike-ER (Extended Range) o NT-Dandy (NT-D)

Lo Spike-ER (denominato anche NT-Dandy) è una versione a lungo raggio esteso con peso del missile di 34 kg e raggio d’azione di 8000 m. E’ stato progettato per essere equipaggiato su veicoli leggeri o velivoli ma può essere montato anche su un treppiedi (il peso del lanciatore è di 85 kg se terrestre, di 27-30 kg se aviolanciato). Il diametro e la lunghezza del missile sono uguali alle versioni precedenti. Il sistema di guida prevede le due modalità presenti nelle versioni SR, MR e LR ma ne ha una terza ossia “Fire and Steer” (Lancia e Manovra): questa modalità permette di lanciare il missile senza aver agganciato l’obiettivo e, una volta in volo, si manovra il missile sull’obiettivo, passando se necessario alle altre due modalità. La Rafael ha sviluppato anche la versione PBF avente le stesse caratteristiche dello Spike-SR.

Di seguito un video dimostrativo della nuova versione dello Spike-ER2, lanciato da piattaforme terrestri.

Spike NLOS (Non Line Of Sight)

Lo Spike NLOS è una versione a lungo raggio con peso del missile di 70 kg e raggio d’azione di 25 km. E’ stato progettato per essere equipaggiato su veicoli, velivoli o unità navali.

Operatori

Gli operatori del missile Spike sono:

• Azerbaijan
• Belgio
• Cile
• Colombia
• Croazia
• Repubblica Ceca
• Ecuador
• Finlandia
• Germania
• India
• Israele
• Italia
• Lettonia
• Lituania
• Paesi Bassi
• Peru
• Filippine
• Polonia
• Portogallo
• Romania
• Singapore
• Slovenia
• Corea del Sud
• Spagna
• Regno Unito

Gli stati che hanno o stanno valutando l’acquisizione del missile sono:

• Australia
• Francia
• Turchia
• USA

Per il numero dei missili Spike venduti nel mondo si rimanda all’articolo di Wikipedia.

Le Forze Armate Italiane hanno acquisito lo Spike come missile anticarro per sosituire il TOW e Milan. Il sistema è stato anche installato su veicoli come Lince, VBM Freccia e Dardo o su velivoli come l’AW129 Mangusta. Il primo ordine è avvenuto nel 2004 ed è stato completato nel 2009. Nel programma di aggiornamento degli AW-129 Mangusta è stato previsto l’equipaggiamento di lanciatori e missili Spike-ER. Secondo questo articolo l’Italia ha acquisito inizialmente 53 sistemi di lancio (21 veicolari e 32 per fanteria) e 510 missili di cui 165 Spike-MR. In seguito sono stati acquisiti nuovi missili e sistemi per un totale di:

Esercito Italiano (EI):

• 84 sistemi di lancio.
• 870 missili Spike LR.
• 26 sistemi di addestramento indoor.
• 37 sistemi di addestramento outdoor.

Marina Militare Italiana (MMI)

• 6 sistemi di lancio per il Reggimento San Marco.
• 120 missili Spike LR.
• 2 sistemi di addestramento indoor.
• 2 sistemi di addestramento outdoor.

Di seguito una galleria di immagini sul missile Spike:

Missile Spike

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Cliccando su questo link potrete vedere un video realizzato dall’Esercito Italiano sul lancio di un missile Spike dal VBM Freccia. Di seguito un video dimostrativo sul funzionamento del missile Spike:

Fonti ed Immagini:

http://www.vecio.it/cms/index.php/armiequipaggiamento/anticarro-e-aa/395-sistema-controcarri-spike
https://en.wikipedia.org/wiki/Spike_(missile)
https://it.wikipedia.org/wiki/Spike_(missile)

Spike Anti-Tank Missile

http://www.janes.com/article/60272/rafael-unveils-spike-sr-pbf-warhead-variant
http://www.armyrecognition.com/israel_israeli_armi_light_heavy_weapons_uk/spike_anti-tank_guided_missile_technical_data_sheet_information_specification_description_pictures.html#Data

I Mangusta del “Rigel” lanciano i missili Spike

http://www.rafael.co.il/Marketing/343-1000-en/Marketing.aspx
http://www.janes.com/article/56770/poland-orders-1-000-more-spike-lr-atgms
http://www.defensenews.com/story/defense/air-space/strike/2016/06/14/rafael-spike-sr-anti-tank-missile/85863524/
http://webtv.esercito.difesa.it/Detail/Dettaglio?ChannelId=5b9aeb76-40c0-4d24-b041-32838d4ee9e4&VideoId=898837e0-9c12-4960-9883-ff0973f738b0
http://www.militaryfactory.com/smallarms/detail.asp?smallarms_id=788
http://www.globalsecurity.org/military/world/israel/spike.htm
http://www.nspa.nato.int/en/organization/Logistics/WSES/spike.htm
http://www.eurospike.com/family.html
http://www.portaledifesa.it/index~phppag,3_id,2180.html
http://www.armyrecognition.com/weapons_defence_industry_military_technology_uk/rafael_advanced_defense_systems_new_spike_missile_82905173.html

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Tipologie di Missili Cruise

1) Land Attack Missile (LACM) 

I LACMs sono missili cruise designati per colpire obiettivi stazionari o in movimento. Sebbene il costo di ciascun missile si aggira sul milione di dollari a pezzo, l’acuratezza e il raggio d’azione sono preferibili all’uso di un aereo. Solo gli USA e la Russia hanno prodotto LACMs con raggio d’azione tra 1000 e 3000 km e possono essere lanciati da terra, da navi, aerei o persino sottomarini; solo recentemente  gli stati Europei e Asiatici hanno acquisito LACMs da usare su molteplici piattaforme.

Il più famoso LACM è il Tomahawk (TLAM: Tomahawk Land Attack Missile), del quale ne sono stati lanciati a centinaia nelle guerre più recenti (Iraq, Afghanistan e Libia) dagli Stati Uniti: questa tattica è stata favorita in molteplici contesti per la distruzione di obiettivi pesantemente difesi.

2) Anti-Ship Cruise Missiles (ASCMs)

I missili anti-nave hanno una struttura simile ai LACMs ma differiscono per sistema di guida e per testata. Gli ASCMs furono sviluppati durante la Seconda Guerra Mondiale ma non vennero mai usati. Oggi le navi da guerra sono dotate di molti meno cannoni rispetto ai decenni passati ma sono armate con molti più sistemi missilistici vista l’acuratezza e la lunga distanza che i cruises dispongono. La Russia è stata la prima nazione a dispiegare missili sulle navi con il cruise SS-N-2 Styx (P-15/4K-40 Termit)

Propulsione del Missile Cruise

Un missile cruise è equipaggiato con un motore di 2 tipologie principali:

• Turbofan e Turojet (rispettivamente Turboventola e Turbogetto) per i missili subsonici.
• Ramjet (Statoreattore) e Scramjet (supersonic combustion ramjet) per missili super e ipersonici.

Alcuni tipi di missile dispongono inoltre di uno stage finale di propellente per rendere ancora più veloce il cruise.

1) Cruise Subsonico

Si definisce subsonico un missile che viaggia a velocità inferiore a quella del suono (Mach 1); i missili subsonici hanno un raggio d’azione più ampio degli altri che si aggira intorno agli 800 km. Questa tipologia di cruise è generalmente più piccola di quella supersonica: lo svantaggio è che un missile subsonico può essere abbattuto con molta più facilità rispetto ad uno super/ipersonico

2) Cruise Supersonico

Con supersonico si intende un missile che viaggia ad una velocità più elevata di Mach 1. Questa tipologia di missili è difficile da rilevare e da abbattere ma ha un raggio d’azione minore rispetto a quella subsonica: in genere più grande è il missile più sarà ampio il raggio d’azione.

3) Cruise Ipersonico

I cruises ipersonici sono missili che viaggiano ad una velocità superiore al Mach 5. Sono missili perlopiù sperimentali e in sviluppo. Gli USA, Russia, India e Cina stanno sviluppando missili ipersonici.

Traiettoria di Volo

La traiettoria di volo di un missile da crociera dipende principalmente dalla piattaforma di lancio, dal sistema di guida e dall’obiettivo da colpire.

1) Volo a “filo del suolo” o a “filo d’acqua” (Sea skimming and Terrain Hugging)

I missili anti-nave ASCMs seguono generalmente una traiettoria a filo d’acqua, volando quindi a pochi metri sopra la superficie. Il profilo del missile lo rende invisibile ai radar del nemico (a causa della curvatura terrestre) fino a che non raggiunge una distanza dall’obiettivo di circa 30km (ciò è valido a meno che non venga utilizzato un aereo radar). Viaggiare lungo una traiettoria a bassissima quota comporta un elevato consumo di carburante rispetto a traiettorie con altitudini piu alte.

I LACMs seguono generalmente la conformazione del terreno similarmente agli ASCMs, dovendo quindi spesso modificare la propria altitudine.

2) Profilo altimetrico misto

Molti missili cruise seguono una traiettoria mista: una volta lanciati, volano ad altitudine elevata fino a che non scendono a quota bassa nella zona di avvicinamento all’obiettivo. Tutto ciò offre un aumento notevole del raggio d’azione misto ad un profilo anti-radar nella parte finale della traiettoria, usando in alcuni casi anche degli stage finali supersonici.

3) Profilo altimetrico alto

Alcuni missili cruises volano esclusivamente ad alta quota fino a compiere la picchiata finale sull’obiettivo. Il profilo altimetrico alto comporta un raggio d’azione molto più ampio rispetto alle altre tipologie. Lo svantaggio di questi cruises è la facilità con cui possono essere rilevati e abbattuti.

Piattaforme di Lancio

1) Aerei

Gli aerei sono piattaforme di lancio veloci e flessibili; in genere sugli aerei vengono equipaggiati missili anti-nave ASCMs: l’aereo può viaggiare per distanze molto lunghe dalla propria base o portaerei e lanciare missili con raggio d’azione altrettanto ampio e infine tornare in sicurezza. Gli altri tipi di piattaforme ovviamente non hanno la velocità degli aerei.

2) Veicoli terrestri

Sono presenti numerosi tipi di lanciatori terrestri, quelli più usati sono autocarri che trasportano sistemi missilistici. I veicoli terrestri sono equipaggiati sia con LACMs sia con ASCMs.

3) Navi

A differenza dei veicoli terrestri e degli aerei (con eccezione di grandi bombardieri come ad esempio TU-95, TU-160 e B52), le navi possono trasportare un numero elevatissimo di missili cruise. I missili ASCMs sono usati esclusivamente per affondare navi nemiche, mentre i LACMs per colpire postazioni o obiettivi sulla terraferma.

4) Sottomarini

I sottomarini sono la più letale e invisibile piattaforma di lancio per missili cruise poichè, una volta lanciato il missile, “scompaiono” nelle profondità. I missili possono essere lanciati sia tramite i tubi per siluri sia tramite lancio verticale.

Tipologie di Lancio

1) Vertical “Cold” Launching System (Sistema di Lancio Verticale a Freddo)

La tecnica del lancio verticale prevede che il missile venga eiettato dal tubo di lancio usando aria compressa e, una volta in aria, si accendono i boosters del missile cosi da iniziare il viaggio. Questa tipologia di lancio permette al lanciatore di non bruciarsi o comunque di non subire danni dovuti all’accensione del cruise. Questa tecnica è anche definita “cold launch” (lancio a freddo)

1) Vertical “Hot” Launching System (Sistema di Lancio Verticale a Caldo)

A differenza della precedente tecnica, in questo caso il missile da crociera viene acceso all’interno del lanciatore provocando un aumento notevole di temperatura. I lanciatori sono pertanto progettati per resistere al calore. In questo caso la tecnica è anche definita “hot launch” (lancio a caldo).

Tipologie di Lanciatori per Missile Cruise

1) Tubi di lancio angolati

Questo tipo di lanciatori è stato il primo ad essere progettato ed utilizzato: il missile veniva lanciato nella stessa direzione e verso del lanciatore; nel caso di lanciatori navali, la nave era obbligata a girarsi verso l’obiettivo per poter azionare i cruises. Nei primi sistemi missilistici tutto ciò richiedeva molto tempo; oggi, sebbene vengano ancora usati sistemi a tubi angolati, i cruises possono cambiare traiettoria una volta in volo.

2) Tubi di lancio direzionabili

I tubi direzionabili sono simili dal punto di vista del funzionamento a quelli angolati, con la differenza di poter essere direzionati.

3) Lanciatori verticali

I lanciatori verticali sono i sistemi lanciamissili di maggior uso; i missili sono stipati all’interno delle celle del sistema lanciamissili e richiedno meno spazio dei tubi di lancio angolati/direzionabili.

Sistema di Guida del Missile Cruise

Il sistema di guida di un missile da crociera è provvisto di una serie di apparati tra cui GPS, sistema di guida inerziale, laser, sistemi TV, infrarossi e guida radar. Generalmente i moderni cruises usano una combinazione di questi sistemi per offrire una maggiore acuratezza.

• GPS (Global Positioning System): questo sistema di guida dipende da una serie di satelliti (GPS o GLONASS) che permettono di rilevare la posizione in qualunque punto della Terra con elevata precisione. In alcuni contesti il GPS da solo potrebbe non essere sufficiente per colpire l’obiettivo con massima precisione, pertanto è combinato con sistemi di guida ottici.
• Laser: la guida laser è generalmente usata a corte distanze: mentre un puntatore laser illumina l’obiettivo, un sensore laser posto sulla punta del cruise rileva l’obiettivo e vola verso esso.
• Sistema di navigazione inerziale: questo è il primo sistema di guida mai progettato: consiste in un volo programmato effettuato tramite sensori e giroscopi che permettono al missile di viaggiare fino alla destinazione prestabilita. Una volta raggiunta la zona dell’obiettivo, altri sistemi come GPS, laser o infrarossi prendono il controllo e portano il missile sull’obiettivo.
• Guida ottica: il sistema ottico è un metodo semplice per guidare il missile sul bersaglio. Difficilmente è possibile guidare un missile solo tramite sistemi ottici (almeno non nel caso di missili cruise), ma l’uso di sistemi TV è legato principalmente allo stage finale, quando una volta che il missile è stato guidato da sistemi inerziali/gps lungo tutta la traiettoria, il sistema ottico dà un’acuratezza maggiore per rilevare fisicamente l’obiettivo.
• Infrarossi: la guida IR è tra i sistemi più moderni e rileva emissioni di calore. Può facilmente essere disturbato da flares lanciate dal nemico per sfuggire al missile.
• Radar: il sistema di guida radar è probabilmente il più popolare nell’ambito dei missili da crociera: tramite l’installazione di un radar attivo/passivo all’interno del missile, quest’ultimo può essere guidato verso l’obiettivo o tramite le emissioni prodotte per localizzare il nemico (attivo) o tramite l’acquisizione di emissioni radar del nemico (passivo).

Fonte: rivistazione dell’articolo di Defencyclopedia.com

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Il Motore a Reazione ha permesso di sviluppare velivoli con la capacità di viaggiare più velocemente rispetto a quelli con motori a petrolio o ad elica. La maggior parte dei velivoli attualmente in uso sono provvisti di motori turbogetto, turboventola o turboelica.

Tutti i motori in questione lavorano sullo stesso principio: produrre una spinta per portare l’aereo in avanti. Questa spinta è conseguita tramite la combustione del carburante e dell’aria, provocando un getto di gas che porta la spinta necessaria al velivolo.

Parti principali del Motore a Reazione:

I Motori a Reazione sono usati nella maggior parte dei velivoli e la loro efficienza dipende dalle seguenti fasi:

• Diffusore: è la prima fase del motore: l’aria entra alla stessa velocità del velivolo (da direzione opposta, ossia dalla prua)  e viene rallentata nel diffusore
• Compressore: l’aria che abbandona il diffusore ha velocità trascurabile ed entra nel compressore dove viene compressa.
• Camera di Combustione: l’aria, una volta compressa, entra nella camera di combustione, dove il carburante viene a contatto con quest’ultima e qui avviene la combustione.
• Turbina: i gas prodotti dalla combustione muovono la turbina, la quale a sua volta muove il compressore (cosi da far confluire aria nel motore) e produce corrente elettrica per il velivolo.
• Ugello di Uscita: i gas prodotti dalla combustione si espandono e abbandonano l’ugello ad alta velocità: questa reazione produce la spinta necessaria al velivolo.
• Postbruciatore: presente solo sui velivoli militari, è una componente che inietta carburante all’interno dei gas in uscita dalla turbina, producendo così una spinta aggiuntiva che aumenta la velocità e la temperatura del gas in uscita dall’ugello. Il postbruciatore consuma una quantità rilevante di carburante e per tale motivo non può essere usato in modo prolungato (e inoltre può daneggiare il motore).

Trattazione Fisica e Ingegneristica

Nella realtà non si deve pensare che un condotto che diminuisce di sezione (un condotto convergente) aumenti la velocità del flusso (in questo caso l’aria) né che uno condotto che aumenti di sezione (divergente) diminuisca la velocità del flusso. A livello fisico, nel caso di condotti debolmente variabili (ossia che variano poco di sezione), avremo due casi separati se il flusso del gas arriva a velocità subsonica (M<1) o supersonica (M>1). Il Numero di Mach (M o Ma) è un gruppo adimensionale adimensionale (un numero, un valore senza dimensione, “praticamente” senza unità di misura) che viene utilizzato nello studio della comprimibilità o incomprimibilità di un flusso. Se avessimo un flusso supersonico, quindi a M > 1, in entrata ad un condotto convergente, il risultato non sarebbe un aumento di velocità ma una diminuzione di quest’ultima (poiché entra in gioco la densità) mentre nel caso di un divergente aumenterà la velocità.
Nel caso di un velivolo generico avremo una situazione in cui il flusso in entrata sarà subsonico un M < 1 (come in figura) e quindi aumenterà la velocità fino a giungere a M = 1 (flusso sonico) nella Sezione di Gola chiamata anche Sezione Minima (Throat, in inglese). Raggiunta la Gola il flusso sarà passato da subsonico a supersonico (M > 1) quindi avremo una situazione come quella spiegata poche righe sopra: il flusso supersonico in un divergente aumenta la velocità. Su questa base avviene il funzionamento dei motori aeronautici.

Classificazione dei Motori a Reazione

1.TurboGetto

Il Turbogetto o motore a getto è una tipologia di motore a reazione; oggi è in disuso per l’elevato consumo di carburante ed è stato sostituito dal Turbofan o Turboventola. Il Turbojet era il motore a reazione più usato tra gli anni ’40 e ’70.

2. Turboventola

Gran parte dei velivoli moderni civili, militari,UAVs e persino missili sono basati su motori a reazione di tipo Turbofan o Turboventola.

Un motore Turbofan è molto simile ad un Turbojet ma con una fase aggiuntiva: la ventola.

• La ventola è posta davanti al diffusore e connessa allo stesso albero che comanda il compressore e la turbina nel turbojet. Inoltre la ventola risucchia l’aria ad una velocità maggiore e produce una spinta aggiuntiva.
• I motori turbofan sono molto efficienti a medie ed elevate velocità, motivo per cui hanno sostituito i motori turbojet.

3. Turboelica

Abbiamo inserito nella trattazione anche il turboelica ma non è propriamente un turbojet.

I motori Turboprop o Turboelica sono in uso su tutti i velivoli con velocità minore degli 800km/h. I motori a reazione, sia Turbojet o Turbofan, non sono molto efficienti a basse velocità.

Anche il Turboelica è un motore simile ad un generico motore a reazione.

• Una elica orientata è connessa al motore a reazione ma il principio di funzionamento rimane identico: la turbina, più grande rispetto a quella di un turbojet, comanda l’elica, il compressore e i generatori.
• Gran parte della potenza generata dalla turbina è consumata dall’elica, la restante parte viene convertita in spinta.
• La rotazione dell’elica produce spinta per il velivolo e crea una riduzione di pressione dell’aria di fronte ad essa, provocando un aumento di velocità dell’aria in entrata nel motore.

 4. Turboalbero

Il motore Turboalbero è usato su tutti gli elicotteri. Il principio di funzionamento si basa sul motore turbojet, ma i gas sprigionati dalla combustione non servono per spingere il velivolo.

• L’aria compressa è bruciata nella camera di combustione ed è sfruttata per muovere la turbina. I gas vengono scaricati lateralmente e producono una trascurabile spinta al velivolo.
• La turbina muove l’albero principale che a sua volta fa ruotare il rotore del velivolo.

5. Statoreattore

Un motore Statoreattore o Ramjet è utilizzato per ottenere velocità supersoniche. E’ il modello piu semplice di motore a reazione poichè non è composto da parti meccaniche in movimento come compressori o turbine.

• E’ costituito da un diffusore che comprime l’aria, convertendo la sua energia cinetica in pressione.
• L’aria che entra a velocità supersonica viene rallentata prima di entrare nella camera di combustione. Come nei turbojet, nella camera di combustione avviene la combinazione tra aria e carburante.
• Il gas viene completamente scaricato dall’ugello poichè non è presente alcuna turbina: il gas di scarico è convertito totalmente in spinta.
• Un motore ramjet non può essere azionato da fermo, pertanto è spesso collegato ad un motore turbojet o ad un razzo che produce la velocità necessaria per l’accensione. Un motore turbojet collegato ad un ramjet è chiamato turboramjet ed è in uso sui velivoli militari.

6. Spinta direzionale

Per spinta direzionale non si intende solo la spinta “verticale” di alcuni particolari velivoli come l’F35 o l’AV-8B Harrier, ma la possibilità di poter direzionare la spinta in più direzioni.

Oltre a queste tipologie, sono presenti altri motori come Scramjet, Propfan, Pulsejet, Pulse Detonation Engine e vari ibridi.

Lo sviluppo e il design di motori può sembrare “semplice” ma pochi Stati sono in grado di costruire motori efficaci e affidabili. Tuttora, solo gli USA, Russia e Europa riescono a produrre in larga scala motori non solo potenti ma soprattutto efficienti.

Fonte: Defencyclopedia.com e Wikipedia (per le immagini) e rivisitazione di Militarypedia.it

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