Nike System History

Il primo abbozzo di un possibile programma fu redatto il 27 luglio 1945. Riguardava lo sviluppo del Nike da parte di quattro agenzie (BTL, DAC, JPL Aerojet, Ordnance). Si trattava di un progetto ottimistico che dovette essere rivisto più volte nel corso degli anni. Per fare solo qualche esempio il numero totale di articoli da sottoporre a verifica fu il triplo della stima originale, e la fase R&D si estese fino all’aprile del 1952, cioè quasi sette anni invece dei quattro preventivati. L’effettiva storia del progetto, ed il suo progresso, si divide in alcuni settori principali di ricerca relativi al computer, i radars, il meccanismo di controllo, il razzo di spinta (booster), la struttura de missile, le sue prestazioni aerodinamiche, e il potenziale distruttivo. La storia del sistema Nike non è una storia lineare e pertanto non potrà essere raccontata seguendo ad uno ad uno i settori di ricerca in quanto spesso si intrecciarono tra loro, si divisero in altri rami, si ricombinarono ed anche perché altri settori come quello del lanciatore, degli apparati di prova e di altri accessori furono affrontati allorquando si presentarono problemi specifici. Per ognuna delle diverse fasi nelle quali venne diviso il progetto si stabilì un programma di sviluppo annuale. Nel 1946, un missile, designato, Model Nike-46, dovette essere progettato e costruito appositamente per effettuare delle prove sul campo per studiare il volo verticale non controllato. Per ottenere informazioni sui metodi di lancio, la combustione del booster, la separazione degli stadi, il rendimento del motore, e dati sulla stabilità di volo, furono programmati, presso il poligono di White Sand appositi lanci con il Nike -46 e con simulacri in legno. Il successivo Nike-47, derivato dal precedente, fu impiegato esclusivamente per gli studi sul volo verticale non controllato. Gli aspetti relativi ai controlli programmati e al “roll stabilization” furono l’oggetto delle prove eseguite con il Nike-48. Il prodotto finale, completo del controllo a terra e dell’armamento fu sottoposto alle prove come modello Nike-49. Come specificato dagli studi iniziali di AAGM, il missile Nike doveva provvedere alla difesa antiaerea contro velivoli in grado di volare a 965 km per ora e a una quota di 18.250 metri. Il raggio di azione orizzontale effettivo doveva essere dell’ordine dei 19 km. Il missile, dotato di alta manovrabilità ed alta velocità, doveva essere lanciato e guidato da terra all’intercettazione, da un sistema di aggancio radar. Il missile proposto doveva essere lungo 5,79 metri ed avere un peso totale di 453 kg, 136 delle quali rappresentati dal propellente e dall’ossidante. Quattro grandi impennaggi triangolari dovevano essere posti nella parte posteriore della fusoliera, mentre il controllo del volo era assicurato da quattro superfici mobili sistemate anteriormente. Il missile avrebbe dovuto essere lanciato da posizione verticale attraverso una rampa e spinto a velocità supersonica in circa due secondi da una unità booster ad alta spinta, composta da otto razzi a stato solido sistemati concentricamente intorno alla coda in grado di garantire una spinta totale di 42 tonnellate. Il peso totale di questo tipo di booster, compresi gli impennaggi, doveva essere di circa 916 kg. Alla fine della fase di spinta, il propulsore (booster) si sarebbe sganciato e il missile avrebbe proseguito il volo sotto la spinta del proprio motore a propellente liquido fino all’esaurimento dello stesso, poi doveva impattare il bersaglio. Il motore del missile doveva essere in grado di erogare una spinta di 1360 kg attraverso una miscela di anilina come combustibile e acido nitrico fumico rosso come ossidante. Questa miscela doveva bruciare per 24.3 secondi dopo il lancio. Il propellente era sistemato in serbatoi a pressione monitorata garantita da una riserva di azoto ad alta pressione. Da questo tipo di missile ci si aspettava una velocità di 573 metri al secondo alla fine della fase di spinta di 1,8 secondi, poi ad incrementare progressivamente fino a circa 762 metri al secondo alla fine del combustibile del motore. Durante la fase di avvicinamento al bersaglio la velocità doveva decrescere fino a 350 metri al secondo a 29000 metri di quota. A causa dell’incertezza dei controlli nella regione di transonica, la velocità non venne calcolata oltre questo punto. Si aspettava di avere una accelerazione di circa 25G alla partenza, per arrivare a 35 G alla fine della fase di spinta. Si tentò di stabilire un requisito per la manovrabilità del missile a 5G a 12000 metri di quota. Per controllare il movimento del missile in rollio, cabrata e picchiata doveva essere incorporato un sistema di stabilizzazione. Il missile sarebbe stato mantenuto su una traiettoria ottimale verso il punto di intercettazione da un sistema di guida, che lavorava sui dati forniti da due radar, uno in grado di inseguire il bersaglio e uno per l’inseguimento del missile. I dati forniti dai radar venivano opportunamente correlati e convertiti in ordini di guida da un computer. Il progetto richiedeva, per ottenere la massima probabilità di intercetto, l’elaborazione di una perfetta frammentazione del missile e della testata esplosiva, che doveva essere innescata da un apposito ordine di scoppio calcolato dal computer. Il sistema NIKE R&D, che più tardi venne integrato da ulteriori specificazioni, era il diretto discendente del sistema originale concepito dal rapporto di AAGM e differiva da esso solo per aspetti del tutto minori. L’ultima parte del 1945 e i primi mesi del 1946 furono spesi nella pianificazione dei requisiti particolari dei vari componenti e nella realizzazione dei primi studi progettuali e di test. In questo periodo il DAC entrò a far parte della squadra ed iniziò uno studio completo dell’aerodinamica del missile così come proposto dagli studi iniziali di AAGM. Iniziò anche la progettazione del booster da parte dell’azienda Aerojet Manufacturing Comp.. Una delle prime intenzionali deviazioni dalle raccomandazioni progettuali originali, accettate nell’autunno del 1945, riguardò il sistema di inseguimento radar. Uno studio del requisito sull’accuratezza angolare del radar di inseguimento e le misure sulle fluttuazioni degli echi radar prodotte da un aerostato verniciato con componenti metalliche e da aeroplani in volo, rivelò che la tecnica proposta, quella dei lobi conici, sarebbe stata inadeguata. Non si sarebbero raggiunti i livelli di scorrevolezza e precisione richiesti. I radar erano stati largamente impiegati durante l’ultimo conflitto, non solo per la sorveglianza e la scoperta, ma anche per il puntamento dell’artiglieria contraerea. Tuttavia nessuno di loro era sufficientemente accurato per i problemi posti dalla guida di un missile. Gli impianti radar sviluppati durante la guerra impiegavano una tecnica denominata “scansione conica” che poneva delle limitazioni a causa della rapida dissolvenza dei sistemi impulsivi (pulse to pulse), divenne quindi ovvio che il sistema Nike necessitava di una nuova tecnologia. I nuovi impianti dovevano possedere una maggiore linearità di inseguimento (smoothness) in grado di poter rapidamente rivelare le variazioni di accelerazione del bersaglio inseguito, e reagire prontamente. Per cui si decise di sviluppare un radar dotato di un sistema indipendente in grado di estrarre la misura degli errori angolari per ogni impulso ricevuto (trattavasi della tecnologia monopulse), ed eliminare in tal modo la pertubazione angolare causata dalla rapida dissolvenza degli impulsi. Furono presi in esame due tipi di sistemi monopulse. Uno sfruttava il sistema della comparazione di fase, e l’altro si basava sul sistema dell’ampiezza nulla, nel quale i segnali in rapida dissolvenza ricevuti dai due lobi radar venivano sottratti tra loro per ottenere l’errore angolare. Per la semplicità e per la fattibile meccanizzazione del dispositivo, si decise di adottare quest’ultimo sistema. Riguardo ad altri aspetti del radar si decise di focalizzare l’attenzione sul problema di ottenere un’alta potenza di trasmissione insieme ad una vasta possibilità di sintonia al fine di ottenere la massima protezione da un eventuale disturbo intenzionale (jamming). Questi studi portarono alla realizzazione di un trasmettitore funzionante nella banda X in grado di erogare 250 kw per il radar di inseguimento e di un magnetron sintonizzabile della potenza di 1 Mw nella banda S per il radar di ricerca T-33. Per misurare la riflettività radar del missile ne fu realizzato un modello in scala ridotta di 0.4. Illuminato con un radar nella banda K si potè concludere che era possibile inseguire il missile tra 15000 e 30000 metri con una potenza di trasmissione di 125 Kw di picco in banda X. Questo dato era appena sufficiente a raggiungere il requisito originale di 15000 metri di distanza.

Si ritenne opportuno estendere la portata utile del missile fino a 45 km e la capacità di inseguimento ad una distanza simile. Per ottenere una riflessione utile a questo scopo tuttavia, non si possedevano tecnologie adeguate e pertanto l’unica alternativa possibile era di dotare il missile di un ricetrasmettitore dibordo (beacon) in modo da assicurare la ricezione di un chiaro segnale radar. L’impiego di un beacon era anche favorito da diversi altri fattori. In primo luogo occorreva acquisire il missile sul lanciatore in presenza di forti echi terrestri; alla separazione del booster, ci sarebbero stati due echi radar distinti e c’era la possibilità che l’eco del booster avesse attirato l’attenzione del radar; inoltre occorreva considerare l’interferenza provocata dai gas di scarico del missile, ed infine, nella fase finale di intercettazione, avrebbero potuto esserci dei problemi a distinguere l’eco del missile da quello del bersaglio. L’adozione di un risponditore (beacon) avrebbe risolto tutti questi problemi, provvedendo un segnale radar forte e robusto e con frequenza diversa da quella di qualsiasi altro segnale interferente. Chiaramente occorreva disporre di un risponditore adeguato, che possedesse cioè le caratteristiche operative necessarie e che fosse leggero di peso. Il missile disponeva già di un ricevitore funzionante nella banda X, necessario per ricevere gli ordini di guida e l’ordine di scoppio, cui occorreva aggiungere un trasmettitore relativamente piccolo. Fu realizzato un modulatore e sottoposto ai primi esami di laboratorio. Nelle fasi iniziali del progetto, divenne chiaro che gli attuatori per le superfici di controllo avrebbero richiesto dei servomeccanismi la cui velocità e potenza eccedeva quella dei modelli allora disponibili. Il funzionamento dei servo avrebbe dovuto essere anche stabile lungo una vasta gamma di guadagno, più grande di cinquanta ad uno, a causa delle diverse difficoltà aerodinamiche incontrate nelle varie fasi del volo e di manovra. Gli attuatori dovevano essere in grado di muovere gli alettoni il cui momento angolare aerodinamico poteva essere dell’ordine di 225 Newton/metro nel rollio, e di 80 Newton/metro nella guida. La completa deflessione di quindici gradi avrebbe dovuto essere ottenuta in circa 0,1 secondi. Uno studio evidenziò che tali requisiti sarebbero stati raggiungibili con l’impiego di un sistema servo idraulico controllato da valvole elettriche. Poiché valvole simili non erano disponibili, si diede inizio ad uno speciale programma per la produzione di una serie di valvole idrauliche che, nel caso, sarebbero state impiegate in tutti i missili Nike. Per quanto riguarda il controllo del sistema servo, ci si accordò che la principale retroazione fosse generata da un giroscopio di posizione libero per il controllo del rollio e da accelerometri trasversali per gli ordini di guida. Giroscopi di varie fattezze erano già stati prodotti per altri scopi e richiedevano principalmente, per poter essere impiegati, l’istallazione di appositi potenziometri per prelevare le informazioni. Invece non erano disponibili, nella gamma e con le caratteristiche di smorzamento richieste, gli accelerometri. Anche per questo aspetto fu impiantato uno speciale programma per realizzare degli speciali trasduttori accelerometrici dotati di freno magnetico. I servomeccanismi di potenza idraulici con pistoni, vasi di pressione e condotti erano invece disponibili dallo stato dell’arte aeronautico del tempo. Nel frattempo la DAC iniziò uno studio intensivo per determinare le caratteristiche aerodinamiche che si sarebbero probabilmente ottenute con la configurazione del missile proposto nel rapporto AAGM. I vantaggi derivanti dalla configurazione canard e dalla forma a delta degli impennaggi cruciformi posteriori furono presto confermati e mantenuti. Le superfici mobili anteriori, invece, furono, riprogettate. Ridotte in ampiezza, furono spostate in avanti per un migliore livellaggio e cambiate di forma: da quella trapezoidale a quella triangolare con una angolo di semi-vertice di 23 gradi per una più bassa resistenza aerodinamica e un centro di spostamento di pressione più piccolo. Le prove alla galleria del vento furono condotte con modelli in scala della nuova configurazione presso il Ballistics Research Laboratory nel poligono di Aberdeen, dove si usò la massima velocità del flusso allora disponibile, mach 1.72. Sebbene modesti per molti aspetti, i risultati dei test fornirono i primi dati direttamente applicabili sul comportamento aerodinamico di questo tipo di configurazione nella spinta, il trascinamento e nel beccheggio. Inoltre confermarono, seppur in parte, ma in parte resero confidenti le assunzioni conservative o le restrizioni adottate nel rapporto AAGM. Il missile Nike doveva essere progettato per garantire una adeguata robustezza e rigidità con un peso il più possibile ridotto. Poiché ogni missile era destinato ad essere distrutto, laddove possibile era necessario ricorrere a materiali non strategici senza sacrificare il rapporto forza-peso necessario per ottenere una rapida accelerazione durante la fase di boost e un alta manovrabilità nel corso della fase del volo guidato. Altri fattori naturalmente avrebbero avuto importanza nel disegno del missile come il profilo aerodinamico, la distribuzione delle schegge dopo l’esplosione, l’organizzazione fisica della componentistica e l’accesso agli apparati. I risultati principali da ottenere per le superfici di controllo erano la scorrevolezza delle superfici e lo spessore minimo possibile compatibile con la rigidità necessaria. Uno studio preliminare della struttura possibile del missile ebbe a che fare con la stima del peso, il centro di gravità variabile a causa del consumo del combustibile, il flusso del combustibile e la facilità di costruzione e montaggio. Per migliorare la facilità di costruzione, la struttura dei serbatoi fu cambiata per inglobare due contenitori sferici di aria compressa e due separati contenitori cilindrici rispettivamente per l’acido e per l’anilina. In tal modo fu semplificata la struttura di attacco degli alettoni e resa più semplice la verifica del serbatoio e la sistemazione di accessori raggruppati in rapporto alla funzioni espletate. Il settore della guida elettronica e la carica esplosiva centrale furono invertiti per migliorare il bilanciamento. Nel settore delle superfici di controllo e dei loro meccanismi fu raccomandata l’adozione di aste sfalsate per il beccheggio e l’imbardata. Nella parte posteriore fu previsto un robusto supporto motore, con le sue connessioni facilmente accessibili. Sulla base delle esperienze fatte con il missile WAC CORPORAL che in quel periodo era sotto prova presso il poligono di White Sands, furono iniziati studi presso l’Aerojet Corporation sui motori raffreddati e non raffreddati. La scelta di un motore adatto e industrialmente compatibile fu ristretta a due sole alternative: nel primo caso si trattava di un gruppo di otto razzi T-10EL da 25 cm ciascuno, nell’altro di quattro gruppi di razzi da 34 cm prodotti da Aerojet. L’impacchettamento di razzi o la loro sistemazione ad ugello comune fu presa in considerazione come mezzo per ridurre o evitare momenti di spinta indesiderati. L’attacco missile-booster fu studiato al fine di evitare alti carichi e difficoltà di separazione. BTL e BRL portarono avanti un programma continuo di progetti ed esperimenti sulle cariche esplosive. La prima proposta consisteva di un piccolo cilindro centrale rastremato di alto esplosivo in quale avrebbe espulso una massa di schegge a frammentazione che si sarebbero espanse a forma di disco piatto, la cui velocità era la stessa del missile in fase terminale. Nel frattempo, nuove conoscenze sulle piccole cariche esplosive a frammentazione dotate di alta velocità, le fecero apparire più congeniali dal punto di vista della letalità e perché permettevano anche di sfruttare la possibilità di un effettivo inseguimento caudale. Nei successivi quattro anni furono portati avanti degli esperimenti per produrre il raggio di frammenti desiderato, per ottenere una uniforme velocità di distribuzione nel fascio di frammenti e per raggiungere una frammentazione uniforme del doppio fascio di cavi che costituivano la sorgente delle particole letali. Gli studi progettuali sopra delineati e le decisioni intraprese furono riviste nella conferenza di pianificazione del 28 gennaio 1946, che pose le basi per il programma di lavoro per il 1946.