NAVIGAZIONE
NAVIGAZIONE
(XXIV, p. 435; App. I, p. 892; II, 11, p. 389; III, 11, p. 200).
Navigazione marittima.
Dal 1960 il progresso della n. marittima si è manifestato attraverso nuove e più evolute soluzioni nel campo delle realizzazioni pratiche, ma i principi su cui sono basate le tecniche della n. sono rimasti sostanzialmente gli stessi. Tuttavia i risultati sono molto significativi per la sicurezza, la precisione e la facilità della navigazione. Il "sonar Doppler" ha consentito di misurare la velocità rispetto al fondo con notevole beneficio per la n. stimata; il navigatore inerziale ha fatto passi avanti grazie alla riduzione della deriva dei girostati, che ne costituisce la limitazione nelle n. di lunga durata; l'uso delle onde lunghissime VLF (Very Low Frequencies) nei sistemi radioelettrici ha permesso di conseguire portate molto maggiori con segnali più stabili e quindi coperture più estese, fino a render possibile il "punto nave" con mezzi radioelettrici in ogni parte del mondo; ricevitori sempre più sofisticati, unitamente all'entrata nell'uso corrente degli elaboratori elettronici, hanno consentito sensibili miglioramenti nelle prestazioni dei sistemi e ne hanno reso più agevole l'impiego; l'affermazione degli oscillatori a radiazioni e degli orologi atomici ha aperto ai sistemi distanziometrici, già impiegati nel ristretto ambito idrografico, la strada della n. a largo raggio; i sistemi basati su satelliti artificiali sono passati dalla fase sperimentale a quella operativa. Di seguito saranno trattate le realizzazioni pratiche più significative.
Il misuratore di velocità effettiva sonar Doppler. - Un trasduttore, situato sul mobile, irradia energia acustica in una direzione depressa di un angolo β rispetto al piano orizzontale (fig. 1); questa giunge sul fondo, ne viene riflessa e torna al mobile, a un ricevitore che fa parte dello stesso complesso cui appartiene il trasduttore. La frequenza alla ricezione differisce da quella alla emissione della quantità Δf = (2f0/c)v cos β, in cui f0 è la frequenza all'emissione, c la velocità di propagazione e v cos β la componente della velocità del mobile nella direzione in cui viene irradiata l'energia. Dalla misura di Δf è quindi possibile ottenere v, ossia la velocità del mobile rispetto al fondo. Nella pratica applicazione del principio si sono resi necessari accorgimenti atti a eliminare gli errori derivanti dalle variazioni di assetto del mobile, che si tradurrebbero in altrettante variazioni della componente v cos β. Le soluzioni adottate non portano alla completa eliminazione degli errori, per la quale sarebbe necessaria la stabilizzazione dei trasduttori; per questa ragione il sonar Doppler ha avuto maggior fortuna sui sottomarini e sulle superpetroliere, che risentono scarsamente del moto ondoso. La misura, come appare dalla formula, è indipendente dalla topografia e dalla natura del fondo, che possono solo influenzare l'intensità del segnale di ritorno, ma non la frequenza. Il sistema è efficace fino a una distanza massima dal fondo di 300 m e ha precisione elevatissima, superiore al cm/sec. I sottomarini lo hanno impiegato con risultati ottimi nella n. stimata di precisione in prossimità del fondo; le superpetroliere se ne servono, in particolare, nelle manovre di ormeggio ove anche velocità ridottissime possono, in relazione alla notevole massa in movimento, essere causa di enormi danni. Queste ultime sono generalmente dotate di diversi misuratori per le velocità longitudinali e trasversali.
Il sistema di radioassistenza Omega. - È un sistema di radioassistenza alla n. a lungo raggio, la cui caratteristica fondamentale, che lo differenzia dai precedenti, sta nella frequenza impiegata: una frequenza bassissima (VLF) che assicura portate molto elevate, condizioni di propagazione più stabili e più facilmente prevedibili, possibilità di utilizzazione da parte di sottomarini. Poiché lavora in onde continue, permette d'individuare i luoghi di posizione attraverso misure di fase, sfruttando gli stessi princìpi su cui lavora il Decca (App. III, 11, p. 205). È il primo sistema a copertura mondiale e la realizza, molto economicamente, con otto stazioni emittenti: A-Norvegia, B-Liberia, C-Hawaii, D-Nord Dakota, E-La Réunion, F-Argentina, G-Trinidad, H-Giappone (fig. 2). Le distanze fra le stazioni sono dell'ordine di 5000 ÷ 6000 miglia; con linee di base così estese si possono avere famiglie di iperboli a coefficiente di espansione relativamente basso e, conseguentemente, precisione più uniforme su tutta l'area di copertura. D'altra parte, con 8 stazioni situate come sopra indicato è sempre possibile scegliere luoghi di posizione i cui angoli d'intersezione siano compresi fra 600 e 900 ossia in condizioni ottimali per la determinazione del punto nave. Si prevede che la stazione G, temporaneamente operante da Trinidad, venga spostata in una località del Pacifico sud occidentale per migliorare la copertura dell'Oceano Pacifico.
Le otto stazioni emettono in successione programmata segnali di durata nominale 1 sec con intervalli di 0,2 sec. L'esattezza degl'istanti di emissione e l'uguaglianza delle fasi di partenza dei segnali sono assicurati da orologi atomici. Un ciclo di trasmissioni ha la durata di 10 sec. Nella tabella sono evidenziati: il programma completo delle trasmissioni, le durate e l'ordine di successione dei segnali delle otto stazioni e le frequenze impiegate. Di queste ultime una sola, la 10,2 kHz, è normalmente utilizzata mentre le altre vengono usate solo per l'eliminazione di un'ambiguità insita nei sistemi a confronto di fase.
Nel ricevitore i segnali in arrivo dalle stazioni di una coppia selezionata vengono confrontati in fase, in tempi successivi, con un segnale di riferimento generato localmente da un oscillatore a 10,2 kHz a elevata stabilità; i risultati vengono memorizzati e, successivamente, sottratti l'uno dall'altro per fornire la differenza di fase (Δϕ) fra i due segnali che, essendo nulla alla partenza, è rappresentativa della differenza fra le distanze e quindi individua un luogo di posizione iperbolico. Per ottenere un punto si ripete l'operazione relativamente ad altre coppie di stazioni.
In effetti ciascuna delle misure fatte non è atta a individuare univocamente un'iperbole in quanto una Δϕ riacquista lo stesso valore dopo ogni variazione di 360°; ne segue che una stessa misura individua tante iperboli caratterizzate da differenze di distanza pari a un numero intero di lunghezze d'onda (Δd = nλ + Δϕλ/2π), il che dà luogo all'ambiguità cui si è fatto cenno. Il viale, compreso fra due iperboli contigue, è ampio λ/2 sulla linea di base e si allarga mano mano che ci si allontana da questa, in maniera dipendente dal coefficiente di espansione della famiglia di iperboli. L'ambiguità consiste nel non conoscere il viale cui il luogo iperbolico appartiene, pur conoscendone la collocazione all'interno di un viale (Δϕ). Con una frequenza di lavoro di 10,2 kHz i viali sono ampi, sulla linea di base, 8 miglia; ciò vuol dire che è necessario conoscere la propria posizione con l'approssimazione di 4 miglia per non avere ambiguità, il che è quasi sempre possibile nella n. marittima. Tuttavia è prevista la possibilità di risolvere l'ambiguità, anche in mancanza di un punto stimato avente tale approssimazione: tenendo conto dei viali attraversati oppure allargando il viale in modo che esso contenga l'area di indeterminazione del punto stimato. Per ottenere questo è necessario effettuare il confronto di fase su segnali a frequenza tanto più bassa quanto maggiore è l'allargamento desiderato. Per considerazioni di ordine tecnico, riguardanti essenzialmente i sistemi irradianti, le stazioni emettono segnali ausiliari a frequenza prossima a quella di normale lavoro (13,6 kHz, 11,33 kHz) ed è devoluto al ricevitore il compito di realizzare la frequenza decisamente inferiore atta a fornire il viale allargato. Un metodo è quello di effettuare il confronto di fase sui battimenti fra frequenza normale e ausiliaria, ottenuti dai segnali delle singole stazioni; un altro consiste nel fare due confronti di fase indipendenti, a frequenza normale e ausiliaria, con due diversi ricevitori e sottrarre i risultati uno dall'altro con mezzi automatici. In entrambi i casi si perviene a una differenza di fase misurata su una frequenza molto più bassa, data dalla differenza fra frequenza ausiliaria e normale, e alla conseguente individuazione di un luogo di posizione in un viale allargato. Con le frequenze usate nell'Omega si hanno duc possibilità; 13,6 − 10,2 = 3,4 kHz, cui corrisponde un viale di 24 miglia; 11,33 − 10,2 = 1,13 kHz cui corrisponde un viale di 72 miglia.
Il ricevitore fornisce, in forma digitale, "coordinate Omega" che possono essere utilizzate direttamente su carte nautiche aventi in sovrastampa i luoghi di posizione, oppure attraverso apposite tavole che forniscono in coordinate geografiche i punti necessari per tracciare su una comune carta nautica i luoghi di posizione. In entrambi i casi le iperboli corrispondono a condizioni di propagazione standard (c = 299.792,5 km/sec).
La precisione del punto dipende dall'approssimazione della misura strumentale, dalla geometria del sistema nel luogo considerato e dalle differenze fra condizioni di propagazione attuali e standard. Per quanto riguarda il primo fattore, con gli attuali fasometri è possibile raggiungere l'approssimazione di 3,5° circa, il che vuol dire 1/100 di viale: la geometria è tale da offrire ottime intersezioni in tutta l'area di copertura; le condizioni di propagazione costituiscono la maggiore fonte di incertezze in questo sistema che sfrutta lunghissimi percorsi delle onde elettromagnetiche. Studi basati essenzialmente su dati statistici hanno permesso di costruire tavole di correzione, in funzione della posizione dell'osservatore, del giorno e dell'ora, per ridurre le coordinate osservate alle condizioni standard. La precisione, valutata nel corso delle più recenti rilevazioni, è di 1,2 miglia nel 68% dei casi. Essa può essere aumentata, in aree relativamente ristrette, con il metodo dell'Omega differenziale. Si tratta di misurare, a mezzo di stazioni di controllo opportunamente situate in posizioni esattamente conosciute, le coordinate Omega e radiodiffondere le differenze fra queste e le coordinate standard, sotto forma di correzioni. Tale metodo, che in sostanza equivale a misurare e utilizzare di volta in volta la velocità di propagazione attuale sui percorsi considerati, aumenta notevolmente la precisione per utenti che siano entro un raggio di circa 200 miglia dalla stazione di controllo: oltre questo limite, considerare simili, dal punto di vista della propagazione, i percorsi stazioni emittenti-utente e stazioni emittenti-stazione di controllo, è aleatorio.
L'Omega può essere impiegato anche per generare luoghi di posizione circolari. Le differenze riguardano solo il ricevitore che, in questo caso, deve contenere un oscillatore a stabilità elevatissima, costantemente sincronizzato con quelli delle stazioni emittenti, per consentire all'utente di misurare la variazione di fase che il segnale ha subìto sui singoli percorsi e dedurne la distanza dalle relative stazioni; le difficoltà e i costi connessi a questa esigenza hanno limitato l'applicazione del modo circolare che pure offre una maggiore uniformità di copertura e il vantaggio della immediatezza di tracciamento dei luoghi di posizione, che sono circonferenze centrate nelle stazioni emittenti.
La navigazione con satelliti artificiali. - Ogni sistema basato su satelliti artificiali ha tre componenti; i satelliti, il controllo e gli utenti (fig. 3). I primi emettono con continuità segnali a radiofrequenza che vengono utilizzati dal controllo, per tracciare i satelliti e aggiornarne i parametri orbitali; dagli utenti, per conoscere posizione e moto dei satelliti e ricavarne la propria posizione.
Nel sistema attualmente operante, il NAVSAT (Navy Navigation Satellite System), nato dopo un lungo periodo di sperimentazione come progetto "Transit" (App. III, 11, p. 211), il problema del tracciamento e quello della determinazione della posizione dell'utente vengono risolti entrambi utilizzando misure di effetto Doppler sui segnali emessi dai satelliti. Consideriamo il procedimento dal punto di vista dell'utente. Dalla relazione Δf = − f0 v cos β/c che lega l'effetto Doppler alla componente della velocità relativa emittente-ricevitore nella direzione della congiungente, risulta evidente la possibilità d'individuare, con una misura di Δf, una superficie conica a due falde, con vertice nella posizione istantanea del satellite (S), asse orientato come il vettore v e semiapertura β (fig. 4); infatti la frequenza del segnale all'emissione (f0), la velocità di propagazione (c) e il moto relativo (v) sono quantità note. L'intersezione della superficie conica con quella terrestre è dunque una curva individuata dalla misura Δf effettuata dal mobile e quindi è un luogo di posizione. In pratica, per ridurre gli errori, si integra la misura del Doppler su un breve intervallo di tempo (in alcuni ricevitori è dell'ordine di 25 sec) ottenendone la variazione Δd subìta dalla distanza satellite-ricevitore durante questo intervallo; Δd individua un'iperboloide i cui fuochi sono le posizioni P2 e P2 del satellite all'inizio e alla fine dell'intervallo (fig. 5). I luoghi di posizione che ne derivano per intersezione con la superficie terrestre, sono curve di aspetto simile alle iperboli. Attualmente sono operanti 5 satelliti su orbite polari ellittiche a piccola eccentricità, quota 1100 km (fig. 6), che consentono di determinare la posizione ogni 90 minuti circa. La situazione è destinata a migliorare con l'entrata in funzione del GPS, prevista per gli anni Ottanta.
Nel NAVSTAR GPS (Global Positioning System) ogni satellite trasporta un orologio atomico che fornisce il riferimento di tempo stabile per i segnali emessi. Questi contengono informazioni, oltre che sulle posizioni e sul moto dei satelliti, anche sullo stato degli orologi. La componente controllo, oltre che assolvere i suoi compiti di elaborazione dati e aggiornamento dei parametri orbitali, deve assicurare la sincronizzazione fra gli orologi dei satelliti.
Gli utenti possono utilizzare i segnali dei satelliti in due modi diversi: se sono a loro volta dotati di orologio atomico sincronizzato con quello dei satelliti, effettuano misure di distanza dedotte dalla differenza tra gl'istanti di partenza e di arrivo dei segnali e determinano quindi la posizione per intersezione di tre sfere centrate ognuna su un satellite; se non hanno questa possibilità, che è complessa e costosa, ricevono i segnali da un satellite in più e forniscono a un calcolatore i dati per risolvere tre equazioni indipendenti con incognite le differenze di distanze, che utilizzano per ricavare la posizione come intersezione di tre iperboloidi.
È previsto che il sistema comprenda 24 satelliti su orbite circolari, quota 10.900 miglia, inclinate di 63°, recanti ognuna 8 satelliti con periodo orbitale di 12 ore (fig. 7). Questa disposizione garantirà che almeno 6 satelliti siano sempre visibili da qualunque punto della terra e che, mediamente, siano visibili 9 satelliti. Ciò consentirà la determinazione della posizione ovunque e in qualunque momento.
L'errore di posizione, valutato sulla base di esperienze eseguite con 4 satelliti simulati e un prototipo di ricevitore, è di 8 m nel 90% dei casi e di 4 m nel 50%.
In base agli orientamenti attuali è lecito ritenere che il GPS, integrato dal navigatore inerziale, possa sostituire tutti gli altri sistemi attualmente esistenti.
Bibl.: G. E. Beck, Navigation systems, Londra 1971; Dutton's navigation and piloting, Navale Institute, Annapolis, Maryland, 1969; Proceedings of the international Navigational Congress, 1976. Riviste: The Journal del British Institute of navigation; Navigation dell'American Institute of navigation; Navigation, dell'Institut Français de navigation.
Navigazione aerea.
Si riportano qui di seguito, per settori specifici, le più importanti novità degli ultimi anni, e le rispettive tendenze di sviluppo.
Radioaiuti alla navigazione. - Dei molti radioaiuti alla n. proposti o sperimentati, e tra i più vecchi, sono da ricordare i radiogoniometri al suolo operanti in molte frequenze e automatizzati, e sempre utili come riserva; e i radiofari circolari, operanti nella banda da 200 a 1700 kHz, rilevabili dai radiogoniometri automatici di bordo, e tuttora molto diffusi dovunque.
Tra i radioaiuti scomparsi, il radiosentiero a media frequenza è stato sostituito dal VOR (VHF Omnidirectional Range, radiofaro omnidirezionale in VHF), che è divenuto uno standard internazionale operante nella banda da 108 a 118 MHz (App. III, 11, p. 209). Il VOR è assai spesso associato al DME (Distance Measuring Equipment), divenuto anch'esso uno standard internazionale operante nella banda da 960 a 1215 MHz.
Questi due radioaiuti, diffusi in tutto il mondo, dànno in lettura diretta a bordo le indicazioni delle due linee di posizione, radiale e circolare, relative alla stazione emittente con precisioni dell'ordine del grado nella misura angolare e del mezzo miglio nella misura della distanza. I ricevitori del VOR sono stati costruiti in diecine di migliaia e, grazie al basso costo e alle piccole dimensioni, sono generalizzati pure sugli aerei privati e leggeri. Il ricevitore VOR riceve anche le emissioni del localizzatore di atterraggio strumentale ILS.
Ai fini militari è in uso il sistema TACAN (Tactical Air Navigation), operante nella stessa banda del DME, assai spesso associato a una trasmittente VOR, in modo da costituire un gruppo VORTAC (App. III, 11, p. 210). Le trasmissioni del VORTAC sono ricevute dagli aerei militari per la parte TACAN, in distanza e rilevamento, e dagli aerei civili in distanza per la parte DME del TACAN e in rilevamento per la parte VOR.
Il sistema Decca (banda 70 ÷ 130 kHz) si è diffuso in molte aree del mondo soprattutto per la n. marittima costiera di precisione, ma ai fini della n. aerea gli sono stati preferiti il Loran A (banda dei 2 MHz) e il suo successore Loran C (banda dei 100 kHz), quest'ultimo di assai maggiore portata e precisione.
Un radioaiuto fondamentale, in continuo progresso, è costituito dal radar al suolo formato da un trasmettitore capace di "illuminare" con impulsi di alta potenza un bersaglio (nel nostro caso un aereo), accoppiato a un sensibilissimo ricevitore in grado di rivelare e amplificare l'energia di eco riflessa dal bersaglio. Il campo di frequenze usate e le tecniche specifiche sono vastissime. Oltre all'ovvio uso militare di sorveglianza degli spazi aerei nazionali, l'impiego del radar nella n. aerea è principalmente dovuto alle necessità del controllo del traffico aereo. Non è esagerato affermare che tutti gli spazi aerei di maggiore interesse civile e militare sono sotto continua e minuziosa sorveglianza radar. I radar possono avvistare missili volanti fuori dello spazio terrestre, oppure possono guidare un aereo all'atterraggio con grandissima precisione, o infine seguire e dirigere i movimenti degli aerei e delle auto sulle piste aeroportuali.
Ma forse l'innovazione più importante è costituita dall'attivazione del sistema americano di n. in bassissima frequenza Omega (v. la precedente navigazione marittima), il quale, benché proposto per la n. marittima, è stato omologato anche per la n. aerea. I ricevitori Omega sono ora prodotti in grande serie, e sono relativamente poco costosi. Si prevede che l'Omega abbia una validità operativa di almeno 20 ÷ 25 anni. A sua volta, l'Omega dovrebbe essere sostituito dal sistema di n. satellitaria NAVSTAR GPS (Global Positioning System).
I sistemi self-contained. - Indipendentemente dai radioaiuti esterni, nuovi sistemi di n. interamente contenuti nel veicolo in volo sono stati sviluppati di recente. Essi hanno il vantaggio di non essere soggetti ad alcuna interferenza esterna, casuale o volontaria.
Il più classico è il radar Doppler (App. III, 11, p. 211), molto diffuso come aiuto alla n. stimata, per la sua capacità di misurare da bordo la direzione e la velocità rispetto al suolo, specialmente per aerei relativamente leggeri ed elicotteri, e soprattutto in zone con scarsezza di altri radioaiuti.
Ma ora il più importante sistema self-contained è l'INS (Inertial Navigation System, sistema di n. inerziale), introdotto agl'inizi degli anni Sessanta in campo militare e un decennio dopo in campo commerciale (App. III, 11, p. 214). L'INS è basato sul principio della misura rigorosa delle accelerazioni, cui è soggetto il veicolo in volo, e sulla loro elaborazione con un calcolatore per ottenerne sia le componenti della velocità che interessano, sia i percorsi effettuati dal veicolo nel tempo. Ogni "piattaforma INS" è costituita da un complesso sistema giroscopico e da un gruppo di accelerometri. Il calcolatore indica continuamente la direzione e la grandezza della velocità istantanea, con l'approssimazione di 203 nodi, e le coordinate geografiche del punto sorvolato con un'approssimazione dell'ordine di 1 miglio nautico per ogni ora volata. Con gli aggiornamenti (in gergo "ricarica") su punti noti o con radioaiuti esterni, si può non di rado mantenere un'approssimazione media di pochissime miglia anche dopo voli di migliaia di miglia nautiche. L'INS ha praticamente risolto tutti i problemi di n. e ha permesso di eliminare del tutto il navigatore sugli aerei che ne erano muniti.
Per ora, per ragioni di complessità e di costo, l'INS è installato solo su aerei militari avanzati e sui grossi aviogetti commerciali, ma già sono in produzioni versioni semplificate, sicure e più economiche (le Strapdown inertial references, INS ridotte).
Nei grossi aviogetti (Concorde, Jumbo, DC 10, ecc.) si montano almeno 2 e più spesso 3 piattaforme indipendenti e coordinate, da cui il calcolatore elabora la posizione istantanea più probabile.
L'INS si presta ovviamente al suo accoppiamento funzionale non solo con tutti i dati di bordo, ma anche con un qualsiasi radioaiuto esterno. L'accoppiamento INS/Omega, e in futuro INS/GPS, costituisce soluzioni definitive ai problemi della n. aerea su lunghi percorsi.
Nel caso di aerei militari o di missili a lungo raggio, anche muniti di INS, può divenire necessario ridurre in prossimità del bersaglio gli errori che possono essersi accumulati in corso di rotta.
La tecnica TERCOM (Terrain Contour Matching technique, tecnica del confronto sul profilo del terreno) lo consente. Si tratta di costruire in anticipo una mappa dettagliata di una striscia di terreno, suddividerla in quadrati, e determinare l'altezza media di ogni quadrato. Nel caso, per es., di una striscia di 10 km × 2 km divisa in quadrati di 100 m di lato, si ottiene una nuova striscia contenente i 2000 numeri delle altezze rispettive. Nella memoria di un calcolatore digitale possono essere registrate molte "mappe" di questo genere. Un aereo o un missile dotato di un sensibile radar-altimetro può essere guidato da un calcolatore che confronta i dati altimetrici in memoria con quelli misurati dal radar-altimetro. Dal confronto, e dagli spostamenti necessari per far combaciare le due sequenze di dati, si determina la posizione istantanea del mezzo e l'entità dell'eventuale correzione necessaria in caso di deviazione dalla rotta programmata. La correlazione è effettuata da un microcalcolatore del peso di pochi kg che ha una prodigiosa capacità di memoria.
Questa tecnica è usata (fig. 8) per far volare i cosiddetti missili da crociera per qualche migliaio di km a bassissima quota (10-15 m sul suolo), in modo da evitare ostacoli o difese nemiche, con correzioni in rotta e finali di avvicinamento sufficienti a raggiungere il bersaglio con errori dell'ordine della decina di metri.
I profili altimetrici possono essere sostituiti da indici di riflessività alle microonde, all'infrarosso, ecc. Ovviamente tale tecnica è inutilizzabile sul mare.
L'atterraggio strumentale. - Da molti anni ormai il sistema standardizzato di atterraggio strumentale è l'ILS (App. III, II, p. 210), che opera tra i 100 e i 340 MHz e che, pur soddisfacendo le esigenze fondamentali di avvicinamento finale alla pista di atterraggio, ha alcune limitazioni e presenta diversi inconvenienti.
Industrie avanzate di vari paesi hanno cercato di migliorarne la tecnica e hanno finito per dare origine a una proliferazione di proposte diverse.
Tra i numerosi sistemi considerati, tutti operanti nella banda da 5000 a 5250 MHz e perciò indicati come MLS (Microwave Landing Systems, sistemi di atterraggio a microonde), l'Organizzazione internazionale dell'aviazione civile (ICAO, International Civil Aviation Organisation) ha recentemente scelto quello proposto congiuntamente da Stati Uniti e Australia, noto con la sigla TRSB (Time Reference Scanning Beam, fascio battente a riferimento di tempo). Il nuovo MLS ha la capacità di guidare gli aerei in avvicinamento e fino alla pista, non solo secondo una linea retta e a pendenza costante eguale per tutti, ma anche, a volontà dell'equipaggio, secondo linee curve nello spazio, originate in punti e altezze diverse e tutte egualmente convergenti all'inizio della pista di atterraggio (fig. 9); di conseguenza, più aerei possono iniziare contemporaneamente l'avvicinamento con percorsi differenti, secondo le rispettive caratteristiche di volo, per poi allinearsi ordinatamente all'avvicinamento finale alla pista di atterraggio. Il nuovo sistema soddisfa all'esigenza di un sicuro avvicinamento e atterraggio interamente automatico anche in condizione di visibilità locale praticamente nulla.
Avionica di bordo. - L'intera fisionomia della n. aerea è stata rivoluzionata negli ultimi anni dall'elettronica di bordo (v. avionica, in questa Appendice). Le incredibilmente accresciute capacità di memoria dei piccoli calcolatori digitali unitameme alla straordinaria riduzione delle dimensioni, dei pesi e dei costi unitari, hanno permesso di affidare loro il compito di assolvere a tutte le funzioni di calcolo che avrebbero dovuto altrimenti essere assolte da uno o più supernavigatori corredati da un'intera biblioteca di dati e di tavole, per ottenerne alla fine in un istante (in tempo reale, come si usa dire) l'informazione conclusiva destinata al pilota o all'autopilota, o più spesso a entrambi. Si ottiene così un'affidabilità di calcolo e una correttezza di manovra non raggiungibili in altro modo.
Il posto di pilotaggio, che attualmente ha uno o più cruscotti con strumenti indicatori, spie luminose, interruttori, manette e così via, è alle soglie, con tutta probabilità, di una profonda trasformazione.
Anzitutto, le attuali numerose informazioni sostanzialmente estranee all'andamento del volo, ma necessarie agli equipaggi tecnici di manutenzione, saranno eliminate dal cruscotto e immesse direttamente in memoria a disposizione dei tecnici di manutenzione al suolo. Se l'equipaggio di volo lo desidera, può sempre estrarle dal calcolatore a suo piacimento.
Inoltre la presentazione sarà esclusivamente (o quasi) sotto forma alfanumerica, cioè con numeri o lettere, oppure sotto forma grafica, cioè con disegni schematici, o infine sotto forma mista, disegni e scritture insieme. Spariti gli strumenti classici, i cruscotti saranno costituiti da tubi a raggi catodici a più colori, e/o da tabulati anche di vaste dimensioni, con presentazioni alfanumeriche simili a quelle dei calcolatori tascabili.
I progressi dei tubi a raggi catodici e quelli dei minuscoli LED (Light Emitting Diodes), autorizzano a intravedere in futuro come possibile un cruscotto completamente oscurato sul quale apparirà di volta in volta la sola indicazione necessaria al momento, oppure l'istruzione o configurazione desiderata dall'equipaggio ed estratta dalla memoria.
Lo schema di funzionamento generale dovrebbe essere il seguente: mentre emissioni automatiche da bordo e da terra si aggiornano reciprocamente sul progresso del volo e fissano il programma per la tratta successiva, il calcolatore confronta i dati di volo con quelli programmati e presenta all'equipaggio le sole informazioni relative alle deviazioni dal programma suggerendo, o attuando, le necessarie correzioni. E ciò è quanto già viene in gran parte realizzato nel volo automatico di aerei senza pilota RPV (Remote Piloted Vehicle, veicolo pilotato a distanza) o di missili.
È facile intuire che in questo campo le quasi illimitate disponibilità della tecnica sono in contrasto con la forza delle esperienze e delle abitudini personali, o con motivazioni di altra natura.
Negli aerei militari, particolarmente nei monoposti, dove in una sola persona si accentrano tutte le funzioni del volo, si ricorre alla presentazione HUD (Head Up Display, presentazione a testa alta), cioè alla riflessione su un vetro semitrasparente inclinato di fronte agli occhi del pilota delle informazioni schematiche. Senza muovere la testa, e senza cessare di vedere l'orizzonte di fronte a sé, il pilota vede sullo sfondo del cielo le informazioni che gli occorrono per navigare, per manovrare, per combattere o per lanciare le armi di bordo, bombe o missili che siano.
Prospettive future. - La rivoluzione in corso nella n. aerea, pur già così avanzata, è forse appena agl'inizi. Alcune macchine, come lo space shuttle (navetta spaziale, v. satellite artificiale, in questa App.) partecipano insieme della n. aerea e della spaziale. E alcune tecniche, come la n. di area (RNAV), tese a evadere dai rigidi limiti delle aerovie, richiedono nuove procedure in aria e al suolo.
Nell'ingente attività del volo commerciale s'intravede una mèta a cui è stato dato il nome di "navigazione quadridimensionale" (4D). Essa consiste nel precalcolo e nell'assegnazione a ogni aereo di un rigoroso piano di volo, definito per punti in coordinate geografiche, livelli di volo e istanti di transito, ivi compreso, come ultimo punto, quello da cui iniziare l'avvicinamento finale alla pista per l'atterraggio all'istante previsto.
Se e quando sarà possibile applicare questi principi all'intera rete mondiale, o più probabilmente ad alcune delle zone più trafficate, potranno essere eliminati i ritardi agli arrivi ancora così frequenti e dannosi. Allora, dopo una n. quasi interamente automatica, la separazione degli aerei all'atterraggio sulla pista di arrivo sarà limitata soltanto dalla necessità di evitare che la turbolenza creata dai vortici di estremità d'ala di un aereo in discesa crei difficoltà e pericoli all'aereo che immediatamente lo segue. Vedi tav. f.t.
Navigazione spaziale.
Il primo problema della n. spaziale è, ovviamente, il "progetto della missione", ossia la scelta dell'epoca del lancio, la sequenza degli eventi da rispettare durante la traiettoria di avvicinamento, e la fase terminale.
A causa delle grandi quantità di energia in gioco, è fondamentale lo studio dell'epoca ottima di lancio. Già dal 1925 W. Hohmann descrisse la traiettoria ottima tra due orbite circolari concentriche quali sono con grande approssimazione quelle della Terra e del pianeta oggetto della missione. Tale traiettoria ottima è un'ellisse (ellisse di Hohmann) tangente alle due orbite (fig. 10). Consideriamo, per es., la coppia Terra-Marte (che non può più essere quella della fig. 10, in quanto l'orbita di Marte è esterna a quella terrestre): la prima ha un periodo di circa 365, il secondo di 687 giorni: la loro distanza varia tra un minimo e un massimo, e l'intervallo di tempo tra due minini (opposizione) successivi è di circa due anni. Inoltre, a causa della non perfetta circolarità delle orbite e della loro diversa inclinazione, il suddetto minimo è variabile, e si ha un "minimo dei minimi" ogni sette opposizioni circa. Si ha quindi un problema di finestra di lancio con cadenza biennale, centrata intorno al minimo locale, e condizioni eccezionalmente favorevoli a ritmo quindicennale: l'ultima fu nel 1971 (epoca del lancio delle sonde sovietiche Mars 2 e Mars 3) e la prossima si avrà nel 1987.
Si consideri l'ellisse di fig. 10 relativa al trasferimento Terra-Venere, a partire da un'orbita terrestre di parcheggio di 500 km. È necessario anzitutto "svincolare" il veicolo spaziale dall'attrazione terrestre, il che si ottiene comunicandogli la "seconda velocità cosmica" o "velocità di evasione" (App. III, 11, p. 670) pari a 11,28 km/sec, depurata della velocità orbitale (nel caso attuale 7,78 km/sec) che il veicolo già possiede; l'incremento necessario è quindi 3,50 km/sec. A questo è necessario sommare (vettorialmente) l'incremento richiesto perché la velocità iniziale del veicolo sia pari a quella dell'afelio dell'ellisse ξ (in quanto l'orbita di Venere è interna rispetto a quella terrestre). Impiegando le relazioni kepleriane (v. satellite artificiale, in questa App.), si ha, per l'incremento suddetto:
dove μ = 1,327 • 1011 km3 sec-2 è la costante di attrazione solare e le distanze r = 1,5 • 108 km e a sono indicate in fig. 10. L'incremento Δv varia con a, che va calcolata naturalmente sulla posizione che Venere avrà al momento dell'ingresso in orbita del veicolo, e che è del tutto diversa da quella che ha all'istante di lancio. Nella situazione di Hohmann si ha Δv = 27,30 km sec-1; a cui è peraltro necessario sottrarre la velocità orbitale della Terra rispetto al Sole (29,78 km/sec). È necessario quindi imprimere al veicolo, in eccesso della velocità di fuga, un impulso pari a 2,18 km/sec, in direzione opposta a quella dell'orbita terrestre.
Nelle successive fasi del volo, il veicolo è assoggettato alle influenze combinate dei vari pianeti, ciascuno dei quali possiede una sua "sfera d'influenza", ben nota dalla meccanica celeste, il cui raggio è per Terra, Marte, Venere, rispettivamente 0,929; 0,616; o,578 milioni di km. Nel passaggio vicino a un pianeta P la traiettoria è assai vicina a una iperbole, e la velocità relativa del veicolo resta invariata in grandezza (perché il campo gravitazionale è conservativo) ma non in direzione. Si ha quindi una notevole variazione della velocità assoluta che può essere positiva se il veicolo passa "davanti" a P, fig. 11a, e negativa nel caso opposto, fig. 11b. Questa tecnica può essere sfruttata allo scopo di ridurre la velocità d'ingresso su un pianeta.
Descriviamo in fig. 12 la traiettoria delle sonde marziane Viking 1 e Viking 2, assai simile d'altronde a quella delle sonde sovietiche. Le fasi del volo sono: a) orbita di parcheggio a 184 km con permanenza di 30 minuti; b) riaccensione razzi per la traiettoria di trasferimento; c) correzioni di rotta (midcourse corrections); d) orbita di parcheggio intorno a Marte (1500 ÷ 33.000 km) per una durata di 10 giorni; e) separazione del modulo di esplorazione (lander) da quello di orbita (orbiter); f) discesa con successivo impiego di paracadute, abbandono degli scudi termici (protezione dal riscaldamento cinetico), accensione dei razzi finali di frenata che si estinguono quando le zampe del veicolo hanno toccato il suolo (soft landing), allo scopo di non danneggiare le apparecchiature di bordo.
La fig. 13 mostra un modello della sonda Viking 1, costituita essenzialmente da una struttura reticolare metallica e dalle zampe di atterraggio. La struttura metallica contiene tutte le apparecchiature di bordo, tra cui importanza fondamentale riveste il calcolatore (non indicato nella fig. 13) che comanda, mediante un programma già inserito, le successive manovre descritte precedentemente, e quelle necessarie per la missione scientifica cui la sonda è destinata; infatti, i comandi emessi da Terra raggiungerebbero Marte dopo 20 minuti. Le comunicazioni con la Terra sono mantenute per mezzo di due antenne, una ad alto e l'altra a basso guadagno. Naturalmente si hanno poi le strumentazioni scientifiche che variano da missione a missione. In fig. 13 è visibile il soil sampler, ossia la gamba meccanica che estrae campioni di suolo che sono analizzati a bordo della sonda, e i cui dati vengono inviati a Terra.
Particolare interesse hanno i sistemi di stabilizzazione e di controllo d'assetto del veicolo, di solito realizzati con un sistema a getti (v. satellite artificiale, in questa Appendice). La posizione del veicolo rispetto a un riferimento fisso è ottenuta mediante sensori (di assetto e di posizione) solari e stellari.
Il volo spaziale interplanetario richiede essenzialmente due caratteristiche al sistema propulsivo: lunga durata con alta affidabilità e bassi consumi di propellente, o alto impulso specifico. Questi vantaggi sono offerti dalla "propulsione elettrica" che sarà sempre più largamente applicata in futuro. In generale un sistema di propulsione elettrica comprende i seguenti elementi: a) un generatore di energia (solare, nucleare o chimico); b) un sistema di conversione, per convertire l'energia del generatore in energia elettrica; c) un sistema del propellente; d) uno o più thrusters che convertono l'energia elettrica in energia cinetica del getto. I tipi fondamentali di propulsione elettrica sono:1) elettrotermici, in cui il propellente viene riscaldato elettricamente e fatto espandere attraverso l'ugello termodinamicamente; 2) elettrostatici, in cui l'accelerazione è ottenuta dall'interazione di un campo elettrostatico con particelle cariche del getto; 3) elettromagnetici, ottenuti per interazione di campi elettrici o magnetici nel plasma propellente. Con questi sistemi si può prevedere di raggiungere impulsi specifici assai elevati (1000 sec e più), peraltro con spinte piuttoste basse. Per le ricerche scientifiche afferenti all'esplorazione dello spazio, e per la storia delle varie esplorazioni della luna, v. spazio, Esplorazione dello, in questa Appendice.
Bibl.: W. Hohmann, Die Erreichkarkeit der Himmelskörper, Oldenburgo (Bassa Sassonia) e Monaco di Bav. 1925; H. F. Crouch, Nuclear space propulsion, Granada Hills (California), 1965; R. G. Jahn, Physics of electric propulsion, New York 1968; R. R. Bate, D. D. Mueller, J. E. White, Fundamentals of astrodynamics, Dover 1971; M. H. Kaplan, Modern spacecraft dynamics and control, New York 1976.