NAVIGAZIONE

NAVIGAZIONE

(XXIV, p. 435; App. I, p. 892; II, 11, p. 389).

Navigazione marittima.

Navigazione astronomica. - Rispetto alla trattazione contenuta nel vol. V (p. 134) di questa Enciclop. (v. astronomia: Astronomia nautica), niente è variato dei principî sui quali si basa la n. astronomica marittima né del tracciamento e impiego dei luoghi di posizione astronomici, le rette d'altezza; anche negli strumenti (sestante e cronometro) non si sono avuti progressi sostanziali. Si sono invece realizzati sensibili progressi nella riduzione delle osservazioni astronomiche, cioè nel complesso delle operazioni che sono necessarie per poter passare dai dati osservati - altezze degli astri e relativi istanti di osservazione - alla messa a posto delle rette d'altezza.

La riduzione delle osservazioni comprende tre fasi: a) ricerca dei dati sulle Effemeridi e loro elaborazione; b) calcolo degli elementi necessarî per la determinazione delle rette d'altezza; c) tracciamento delle rette d'altezza; il progresso di cui si è detto, realizzato in questi ultimi anni, riguarda le fasi a) e b) ed è dovuto all'adozione di moderne Effemeridi nautiche e alla pubblicazione di sempre più perfette e razionali tavole di calcolo.

Effemeridi. - Le più importanti nazioni marittime pubblicano Effemeridi nautiche, che in questi ultimi anni si sono venute orientando su un tipo, quasi universalmente adottato, rappresentato nelle fig. ia e 1b, che riproducono due pagine degli elementi giornalieri delle Effemeridi edite dall'Istituto Idrografico della Marina italiana.

L'argomento di entrata è la data e l'ora civile media di Greenwich (T_m); la pagina di sinistra è riservata ai pianeti osservabili ed alla Luna; per essi vengono date, per ogni ora intera, di T_m le coordinate orarie T (angolo orario astronomico a Greenwich, misurato in gradi a partire dal meridiano superiore) e la declinazione. Per la Luna viene inoltre riportata, ogni 6 ore, la parallasse (che è necessaria per la correzione delle altezze), e per i pianeti viene indicata, accanto al nome, la rispettiva grandezza apparente.

Nella pagina di destra sono dati gli stessi elementi (T e Decl.) del Sole; quindi l'ora siderea a Greenwich, Ts (sempre contata alla maniera astronomica, cioè dal meridiano superiore); le coordinate equatoriali coascensione retta (360° -a) e declinazione di 72 stelle più importanti; le ore del sorgere e tramonto del Sole e d'inizio del crepuscolo nautico (istante nel quale si possono iniziare, in mare, le osservazioni astronomiche); le ore del sorgere e del tramonto della Luna; l'ora del passaggio al meridiano di Greenwich di Sole, pianeti e Luna.

Per gli astri mobili le coordinate T e Decl. sono date in corrispondenza delle ore intere di T_m; per istanti intermedî s'interpola mediante appposite tavole, tenendo anche conto della variazi0ne caratteristica indicata con Δ in calce alle colonne dei pianeti e del Sole, e riportate accanto ad ogni valore per la Luna. Istruzioni dettagliate sono contenute nelle Effemeridi stesse.

Oltre i dati riportati nelle pagine giornaliere - che costituiscono la parte principale delle Effemeridi - vengono forniti a parte altri elementi, come: coordinate equatoriali di stelle di secondaria importanza, equazione del tempo, tavole di interpolazione, tavole per la correzione delle altezze osservate, notizie sulle eclissi dell'anno, ecc.

Pregio principale di queste Effemeridi è quello di fornire tutti gli elementi variabili con una sola apertura di pagina, ed in modo tale che nella successiva elaborazione resti al navigante da fare solo ciò che non può essergli evitato. Per il calcolo delle rette d'altezza occorre infatti ricavare la declinazione e l'angolo al polo degli astri osservati; come risulta dagli esempî che seguono (fatti con i dati della fig. 1), occorre aggiungere ai dati forniti dalle Effemeridi la parte proporzionale per i minuti e secondi del Tm, introdurre nel calcolo orario la longitudine, passare all'angolo al polo P (P = 360° − t con astro ad Est, P = t con astro ad Ovest): operazioni queste per effettuare le quali occorrono dati che solo il navigante può conoscere.

Calcolo di P e Decl. per T_m = 17^h22^m34^s del 7 maggio 1959 in long. 10°15′,5 Est.

Tavole di calcolo. - Per il tracciamento delle rette d'altezza occorre conoscere le altezze e gli azimut che gli astri osservati hanno, all'istante di osservazione, sull'orizzonte del punto stimato (vedi, in questa Enciclopedia, vol. V, pp. 140 e 141); ciò richiede la risoluzione di un triangolo sferico del quale si conoscono i due lati 90° −ϕ e 90° −δ (complementi della latitudine e della declinazione) e l'angolo compreso P (angolo al polo, determinato come si è visto sopra). Esiste un notevole numero di tavole atte a semplificare questo calcolo; ne citeremo solo due, le HO 214 e le HO 249, ambedue edite dall'Hydrographic Office degli S. U. A., in quanto esse rappresentano le migliori soluzioni del problema.

Le tavole HO 214, la cui pubblicazione è iniziata nel 1936 (l'intera opera consta di 7 volumi, comprendenti ciascuno 10° di latitudine, da 0° a 70°), rappresentano la soluzione generale più rapida e razionale del problema. Di esse esiste un'edizione italiana, pubblicata dall'Istituto Idrografico della Marina; un primo volume, comprendente le latitudini da 30° a 45° (pubblicazione I. I. 3137), è apparso nel 1957.

Le tavole si presentano come nella fig. 2; gli argomenti di entrata sono: la latitudine, cui è intestata la pagina, data col passo di 1°; l'angolo al polo, indicato con Pa, dato col passo di 1°; la declinazione, data col passo di 30′ da 0° a 29° (limite del sistema solare), in modo irregolare oltre 29°, omettendo i valori in prossimità dei quali non si trovano stelle importanti.

Si sceglie la pagina di destra o di sinistra a seconda che la latitudine dell'osservatore e la declinazione dell'astro siano dello stesso nome oppure di nome contrario. Le tavole forniscono direttamente: a) l'altezza, approssimata al decimo di primo; b) i fattori differenziali dδ e dP, pari alla variazione (in centesimi di primo) che l'altezza subisce per una differenza di 1′ rispettivamente nella declinazione e nell'angolo al polo; c) l'angolo azimutale arrotondato al decimo di grado (da esso si passa all'azimut az facendo, con astro ad est, az = Z in latitudine nord ed az = 180° − Z in latitudine sud; con astro ad ovest az = 360° − Z in latitudine nord, ed az = 180° + Z in latitudine sud).

Si entra nelle tavole con i valori tabulari più prossimi a quelli effettivi, si ricavano altezza ed azimut che poi si correggono per tener conto delle differenze fra i valori tabulari e quelli effettivi della declinazione e dell'angolo al polo; le correzioni sono in pratica necessarie solo per l'altezza e si ricavano da una tavola di moltiplicazione riportata in fondo al volume, in funzione delle differenze suddette e dei fattori differenziali dδ e dP. Della differenza fra valore tabulare ed effettivo della latitudine si tiene conto graficamente, nel disegnare le rette d'altezza. Si hanno così, nella maniera più rapida e generale possibile, i dati altezza ed azimut degli astri osservati, necessarî per la determinazione delle rette d'altezza.

Le HO 214 contengono anche delle tavole di identificazione, una per ogni grado di latitudine, dalle quali con l'altezza e l'azimut di un astro incognito si ricava la declinazione e l'angolo al polo; da questo si passa alla coascensione retta 360° − a (nota che sia la contemporanea ora di osservazione): si hanno così le coordinate equatoriali con le quali s'identifica l'astro.

Le tavole HO 249 rappresentano una realizzazione molto interessante; d'impiego ancora piò rapido delle HO 214, non sono però di uso generale in quanto utilizzabili solo per calcolare osservazioni di stelle prestabilite (e comunque non applicabili a Sole, Luna e pianeti). Sono basate sul principio d'immaginare annullato il moto di precessione e di nutazione; in tale ipotesi è lecito considerare costanti (a meno dell'aberrazione e moti proprî, trascurabili in relazione alla precisione delle osservazioni fatte in mare) le coordinate delle stelle. In tal modo si possono costruire delle tavole (vedi fig. 3) nelle quali in funzione dell'ora siderea locale ts (indicata nelle tavole con LHA) e della latitudine sono dati direttamente altezza ed azimut (indicati con H_c e Z_n) di 6 stelle scelte volta per volta in modo da risultare equamente distribuite sull'orizzonte. Gli elementi sono forniti col passo di 1° di ora siderea locale e di latitudine (da 89° Nord a 89° Sud). Delle differenze fra i valori effettivi e quelli tabulari della latitudine e dell'ora siderea si tiene conto nel disegnare le rette d'altezza, senza quindi apportare alcuna correzione numerica ai dati dedotti dalle tavole.

Una volta messa a posto una retta d'altezza o il punto nave astronomico, si tiene conto dei moti di precessione e nutazione che si sono finora trascurati spostando la retta o il punto nave di una quantità data in grandezza e direzione da una tavola ausiliaria in funzione della latitudine, dell'ora siderea e della data (fig. 4). Si potrebbe dimostrare che in un dato punto della Terra tale spostamento è in direzione del parallelo di eclittica passante per esso ed è dato in miglia da: n•0,8375•cos β, ove β è la latitudine celeste (coordinate eclittiche) del punto considerato ed n il numero di anni trascorso fra l'anno per il quale sono state calcolate le tavole e l'anno in cui viene effettuata l'osservazione.

Navigazione radioassistita. - Sotto questo nome si comprendono i sistemi che consentono alle navi di condurre la n. avvalendosi di segnali radio. Da un punto di vista concettuale la tecnica d'impiego non differisce da quella della n. classica (v. navigazione; XXIV, p. 438 e segg.) in quanto anche in questo caso si determinano, mediante misure effettuate con l'ausilio di segnali radio, dei luoghi di posizione della nave costituiti dall'insieme dei punti sulla Terra nei quali la nave deve necessariamente trovarsi per il fatto di avere effettuato una data misura. Tali luoghi di posizione possono essere utilizzati, secondo i normali canoni della nautica, sia isolatamente, sia per determinare, per intersezione, la posizione della nave (il punto nave), qualora si disponga di più luoghi ottenuti effettuando più misure rispetto a diverse stazioni, oppure in tempi successivi rispetto ad una stessa stazione.

Come tutte le scienze applicate - ed in particolare quelle basate sull'elettronica - la radionavigazione è oggi in costante evoluzione, favorita in ciò anche dall'esistenza di realizzazioni concepite per la navigazione aerea e che, per le maggiori esigenze di automatismo di essa, precorrono, in un certo senso, le necessità del navigante marittimo. In vista di ciò si tenderà maggiormente alla descrizione dei principî dei varî sistemi che non delle particolari realizzazioni strumentali del momento; queste ultime infatti saranno probabilmente sostituite in breve volgere di tempo da altre più perfette, mentre i principî sui quali si basa la n. radioassistita saranno pur sempre validi.

Classificazione dei sistemi. - Poiché il punto nave viene determinato per intersezione di luoghi di posizione, i varî sistemi verranno classificati in tre grandi categorie, a seconda che facciano ricorso: a) al luogo di posizione derivante da misure di azimut; b) al luogo di posizione derivante da misure di distanza; c) al luogo di posizione derivante da misure di differenza di distanza.

Le caratteristiche salienti di tali luoghi di posizione sono le seguenti:

Per a): il luogo dei punti della Terra dai quali si misura uno stesso azimut o rilevamento vero (Ril_v) di un dato punto è una particolare curva, detta curva di azimut (v. XXIV, pp. 438 e 439). Se si tratta del Ril_v preso da una stazione a terra, cioè da una posizione nota, il luogo di posizione della nave è l'arco di cerchio massimo che taglia nel punto stazione considerato il meridiano locale, secondo un angolo pari al rilevamento vero misurato.

Per b): il luogo dei punti dai quali si misura una stessa distanza da un punto dato è, supposta la Terra sferica, un cerchio minore avente per centro il punto dal quale si è misurata la distanza e per raggio l'arco di cerchio massimo avente una lunghezza pari alla distanza misurata.

Per c): il luogo dei punti della Terra, supposta sferica, dai quali si misura una stessa differenza di distanza da due punti dati è una iperbole sferica avente per fuochi i due punti dati: questa iperbole sferica è determinata dalla intersezione di un iperboloide sferico con la sfera terrestre. Se si ha modo di conoscere quale delle due stazioni è più vicina e quale più lontana, il luogo di posizione si riduce ad un solo ramo dell'iperbole. Se anziché supporre la Terra sferica la si considera ellissoidica oppure ci si riferisce al geoide, i luoghi di posizione anzidetti risultano conseguentemente modificati in relazione alla diversa geometria del solido considerato.

Sistemi basati su luoghi di posizione di uguale azimut. - Si può effettuare una ulteriore classificazione di questi sistemi a seconda che la determinazione dell'azimut venga effettuata con una misura diretta o con una misura indiretta.

La misura diretta viene effettuata mediante il radiogoniometro, che in ordine di tempo è il primo strumento realizzato per l'impiego delle radioonde ai fini della determinazione della posizione di una nave in mare: con esso si individua la direzione dalla quale provengono le radioonde emesse da una stazione, e riferendo tale direzione alla bussola se ne ottiene il Ril_v (v. XXVIII, p. 717). Il Ril_v misurato consente al navigante di tracciare sulla carta nautica un luogo di posizione; disponendo dei rilevamenti di varie stazioni può determinare, per intersezione, il punto nave. (Esiste una particolare procedura che consente alle navi di farsi rilevare da terra, da gruppi di due o tre stazioni, le quali comunicano i rilevamenti misurati ad una delle stazioni; questa per mezzo dei dati ricevuti determina la posizione della nave e gliela comunica per radio).

Per la misura indiretta, vi sono varî sistemi che consentono di ricavare il Ril_v della stazione emittente impiegando un comune ricevitore, sprovvisto cioè di quei dispositivi, caratteristici dei radiogoniometri, che li rendono atti ad individuare fisicamente la direzione di provenienza delle radioonde. Con tali sistemi la misura del Ril_v viene effettuata in maniera necessariamente indiretta; essi possono essere così classificati: a) radiofari direzionali; b) radiofari rotanti; c) radiofari tipo Consol.

a) Un tipico esempio di radiofaro direzionale si realizza (fig. 5) facendo avvenire l'emissione secondo due diagrammi a cardioide: su uno di essi viene emessa una lettera dell'alfabeto Morse e sull'altro la lettera complementare; l'emissione è regolata in modo che, per così dire, l'una di esse riempia i vuoti dell'altra. Pertanto se la nave si trova sulla direzione dell'equisegnale riceve una nota continua; se è spostata udrà invece prevalere una o l'altra lettera a seconda dei casi. La nave è così posta in grado di riconoscere se si trova a dritta oppure a sinistra dell'equisegnale e quindi di manovrare opportunamente per mantenersi su tale direzione, generalmente predisposta in modo da costituire la rotta di sicurezza per entrare in un porto, per passare in acque ristrette, ecc., in avverse condizioni di visibilità.

b) I radiofari rotanti sono costituiti da un radiofaro che emette una nota continua in un settore molto ristretto, che ruota con velocità uniforme e nota; ogni volta che il settore passa per il Nord (o per altra direzione prefissata) viene emesso, sulla stessa frequenza, un segnale convenzionale. Misurando con un cronometro l'intervallo di tempo fra l'istante in cui si riceve il segnale convenzionale e l'istante in cui si sente passare il segnale del fascio rotante, si può determinare l'angolo fra la direzione del Nord e la direzione della propria nave rispetto al radiofaro, cioè il Ril_v della propria nave preso dal radiofaro. Si può così determinare un luogo di posizione della nave. Sia questo metodo sia il metodo precedente hanno peraltro portate assai limitate e vengono utilizzati nella fase di atterraggio.

c) Un radiofaro Consol è formato da tre antenne equidistanti, disposte in linea retta (linea di base), intervallate di una distanza funzione della lunghezza d'onda impiegata e delle intensità di corrente inviate alle antenne. Accoppiando l'antenna centrale con le due laterali ed inviando in esse delle correnti sfasate di + 90° e − 90° rispetto alla centrale, si ottiene il diagramma di emissione rappresentanto in fig. 6 dalla linea a tratto pieno; invertendo le fasi delle antenne laterali si ottiene il diagramma simmetrico del precedente, indicato in fig. 6 dalla linea tratteggiata. Trasmettendo alternativamente delle linee col diagramma tratteggiato e dei punti col diagramma continuo si ha che gli osservatori situati sulle linee di equisegnale udranno, analogamente a quanto detto a proposito dei radiofari direzionali, una linea continua data dalla sovrapposizione dei punti e delle linee, mentre quelli situati fuori delle linee di equisegnale udranno prevalere le linee o i punti a seconda che siano dalla parte di un lobo di linee o di punti.

Oltre a far avvenire alternativamente l'emissione dei punti e delle linee, si fanno variare in modo continuo le fasi delle antenne esterne in modo che nella durata di un ciclo di trasmissione esse si scambino vicendevolmente; pertanto al termine del ciclo anche i due diagrammi risulteranno essersi vicendevolmente scambiati di posto ed entro i due settori d'impiego (fig. 6) i lobi avranno subíto una rotazione nel senso delle frecce, essendo ognuno di essi andato ad occupare il posto di quello contiguo. Al termine del ciclo (della durata di 1 o 2 minuti) la trasmissione scompare, quindi riprende con le fasi iniziali, si ha una nuova rotazione del diagramma e così via.

Un osservatore che all'inizio del ciclo riceva linee si troverà, al termine del ciclo, a ricevere punti e viceversa; ad un dato momento udrà necessariamente la nota continua dell'equisegnale e dal numero delle linee o dei punti ricevuti prima di esso potrebbe calcolare la sua posizione angolare rispetto all'equisegnale e da questa risalire al Ril_v dalla stazione.

In pratica peraltro ciò viene fatto senza alcun calcolo, ricorrendo ad apposite carte nautiche (sulle quali sono riportati i luoghi di posizione oppure entrando in tabelle contenute nei "Radioservizî" editi dagli Istituti Idrografici dei varî Paesi (fig. 7). In ambedue i casi si trova, in funzione del numero dei segnali ricevuti, un certo numero di luoghi di posizione (sulle carte) o di Ril_v (sui Radioservizî) fra i quali il navigante sceglie quello appropriato.

Tale ambiguità è dovuta al fatto che il sistema consente di determinare la posizione angolare all'interno del lobo, ma non di stabilire il particolare lobo nel quale si trova la nave; l'ambiguità si elimina in base alla conoscenza della posizione approssimata della nave (punto stimato) oppure radiogoniometrando un apposito segnale che viene emesso fra un ciclo e l'altro (assieme al nominativo della stazione, per la sua identificazione).

La zona attualmente servita dai Consol è rappresentata in fig. 8; le frequenze impiegate sono comprese fra 250 e 320 kHz e la portata utile sul mare va da un minimo di 700 miglia di giorno ad un massimo di 1500 di notte. L'approssimazione che il sistema consente di raggiungere non è facilmente definibile in quanto varia dal giorno alla notte ed è funzione sia della distanza sia dell'angolo formato dalla congiungente nave-stazione con la normale alla linea di base; di giorno e sulla normale la precisione è dell'ordine dello 0,5% della distanza, e sale al 2,5% della distanza a 75° dalla normale. L'approssimazione è inoltre migliore sul mare che sulla terra, in particolare se questa presenta un rilievo accidentato.

Sistemi basati su luoghi di posizione di uguale distanza. - I sistemi distanziometrici consentono un'elevata precisione ma richiedono accurate calibrazioni e personale particolarmente addestrato; non sono pertanto entrati nell'uso comune, e vengono impiegati per usi particolari (rilievi idrografici, fotogrammetrici, ecc.). Esempio tipico di questo sistema è lo SHORAN (abbreviazione dell'ingl. short range aid to navigation), basato sul principio di trasmettere da bordo, su 250 MHz, degli impulsi brevissimi (1/4 di microsecondo) che vengono ricevuti e ritrasmessi da apparati risponditori sistemati a terra in posizioni note, di ognuno dei quali si conosce esattamente la costante di ritardo.

Misurando a bordo l'intervallo di tempo compreso fra l'emissione di un punto ed il ritorno dello stesso punto ritrasmesso si possono ottenere (tenendo conto del ritardo di ciascun risponditore) le distanze da ciascuna delle stazioni a terra e con tali distanze determinare il punto nave per intersezione di cerchi di uguale distanza. La misura delle distanze viene effettuata per mezzo di un tubo catodico il cui pennello elettronico descrive una circonferenza e, mediante opportuni asservimenti elettrici, esegue un guizzo quando viene emesso un punto ed un altro guizzo quando lo stesso punto arriva, ritrasmesso da terra. Viene così visualizzato l'intervallo di tempo che il segnale radio impiega per percorrere la doppia distanza nave-terra; da esso si ottiene la distanza mediante apposite scale, tenendo conto della costante di ritardo dei varî risponditori. La lettura si effettua commutando successivamente su tre velocità del pennello elettronico (931, 09-9.310,9-93. 109 giri/sec) ad un giro delle quali corrispondono distanze di 100 - 10 - i miglio (statute mile = 1.609,35 m) e leggendo rispettivamente le decine, le unità e le frazioni di miglio: poiché si può apprezzare più del centesimo di circonferenza, si ha un'approssimazione di lettura dell'ordine di qualche metro. Lo SHORAN presenta un'ambiguità di 100 miglia, che nella pratica non ha importanza, in quanto basta ad eliminarla una nozione sia pure approssimata della posizione della nave.

Altri sistemi appartenenti a questo gruppo sono l'E.P.I., l'HIRAN, il GEE H, che funzionano sullo stesso principio dello SHORAN, cioê ad impulsi, ed il DECCA a due stazioni, il RA YDIST E ed ER che invece impiegano onde continue.

Sistemi basati su luoghi di posizione di uguale differenza di distanza. - Poiché i luoghi di posizione di cui si valgono questi sistemi sono le iperboli, essi vengono anche chiamati "sistemi iperbolici". Possono essere suddivisi in due grandi gruppi: a) sistemi ad impulsi; b) sistemi ad onde continue, a seconda che la differenza di distanza venga determinata in base alla differenza di tempo fra gli istanti di ricezione di impulsi trasmessi dalle stazioni oppure in base alla differenza di fase fra le emissioni delle stazioni stesse. Indipendentemente dal modo col quale viene determinata la differenza di distanza, una coppia di stazioni origina una famiglia di iperboli, e disponendo di due coppie di stazioni opportunamente ubicate si ha la copertura di una zona all'interno della quale il navigante può quindi determinare la sua posizione per intersezione di due luoghi di posizione iperbolici (fig. 9).

Lo schema di massima di un sistema ad impulsi è il seguente. Le due stazioni a terra emettono simultaneamente degli impulsi e si misura da bordo l'intervallo di tempo con il quale essi giungono; a tale intervallo corrisponde una differenza di distanza che determina una iperbole luogo di posizione della nave.

Un sistema ad onde continue è invece realizzato con due stazioni S₁ ed S₂ (fig. 10) che emettono sulla stessa frequenza e sono intervallate di un numero intero di semilunghezze d'onda λ/2; le emissioni sono regolate in modo che in S₁ - e quindi anche in S₂ - esse siano esattamente in fase. In un punto come A, situato sull'asse della linea di base, le due emissioni giungono in fase - cioè con differenza di fase zero - data l'equidistanza di A dalle due stazioni. Spostandosi da A verso destra o verso sinistra la distanza da una delle due stazioni diminuisce mentre dall'altra aumenta; di conseguenza la differenza di fase aumenta fino a raggiungere il valore di 360°, e cioè le due emissioni ritornano in fase, ogni volta che la differenza di distanza risulta variata di multipli interi di λ (punti A₁, A₂, A₃..... ed A1′, A2′, A3′,.....). La differenza di fase o° non definisce quindi un solo luogo di posizione - e lo stesso può dirsi per qualsiasi altro valore - ma un certo numero di iperboli. Le iperboli corrispondenti a 0° di differenza di fase si chiamano iperboli equifase ed hanno i loro vertici sulla linea di base, intervallati di λ/2. La zona compresa fra due iperboli equifase contigue costituisce un viale; la misura di una determinata differenza di fase definisce quindi una iperbole all'interno di ciascun viale, ma non può definire anche il viale cui la iperbole appartiene: il sistema ha quindi un'ambiguità dello stesso ordine del numero dei viali esistenti, che viene eliminata come si vedrà in seguito.

Realizzazioni pratiche. - Gli schemi di massima descritti nei due capoversi precedenti devono, all'atto pratico, essere modificati per ovviare ad alcuni inconvenienti che si verificherebbero adottando gli schemi realizzati così come sono stati descritti. Tali modifiche verranno ora esposte insieme alla descrizione dei sistemi effettivamente entrati nell'uso comune.

Il metodo a impulsi affermatosi nell'uso pratico è il LORAN (abbreviazione dell'ingl. long range aid to navigation), realizzato verso la fine del 1942 negli S. U. A., che attualmente ricopre una vasta porzione delle più importanti rotte marittime del mondo (fig. 11). La frequenza impiegata è compresa fra i 1700 e 2000 kHz, la cadenza dei segnali è dell'ordine dei 30 al secondo, la portata variabile da 700 a 900 miglia di giorno a 1400 di notte. L'approssimazione che il LORAN consente di raggiungere è dell'ordine dell'i % della distanza dalle stazioni. Le modifiche introdotte rispetto allo schema di massima discendono dalle seguenti considerazioni. Se le due stazioni emettessero i loro impulsi simultaneamente risulterebbe difficile misurare la differenza di tempo nella loro ricezione a bordo quando la differenza di distanza fra le stazioni è piccola in relazione alla durata degli impulsi, che giungerebbero parzialmente sovrapposti. Oltre a ciò non vi sarebbe la possibilità di stabilire quale delle due stazioni è più vicina e quale è più lontana e non si potrebbe eliminare l'ambiguità del ramo della iperbole.

Per superare queste difficoltà si dà ad una delle stazioni la funzione di stazione regolatrice (stazione padrona) e si fa in modo che l'altra, ad essa asservita (stazione schiava), emetta i suoi impulsi con un ritardo costante. Scegliendo opportunamente il ritardo in relazione alla cadenza di trasmissione degli impulsi ed alla distanza fra le stazioni, si ottiene che, ovunque si trovi la nave, l'intervallo fra la ricezione del segnale della padrona e quello corrispondente della schiava sia sempre maggiore dell'intervallo fra il segnale della schiava e quello successivo della padrona; inoltre con l'introduzione di questo ritardo si ha (fig. 12) che la differenza di tempo corrispondente ai varî rami di iperbole parte da un minimo sul prolungamento della linea di base, dalla parte della schiava, per aumentare in modo continuo fino a raggiungere un massimo sul prolungamento della linea di base dalla parte opposta, cioè dalla parte della padrona.

In questo modo è eliminata sia l'ambiguità del ramo della iperbole (in quanto è possibile riconoscere il segnale della padrona da quello della schiava e ad ogni lettura corrisponde uno ed un solo ramo di iperbole), sia l'inconveniente della possibile sovrapposizione dei segnali in quanto la differenza di tempo non può mai scendere al di sotto del valore minimo di cui si è detto sopra, che può essere regolato in modo da assicurare in ogni caso una buona discriminazione dei segnali ricevuti.

Appositi apparati riceventi consentono di effettuare a bordo con rapidità e facilità la lettura delle differenze di tempo (in microsecondi) fra gli istanti di arrivo degli impulsi, resi al solito visibili sotto forma di guizzi su un tubo catodico. Con la differenza di tempo in microsecondi si può ricavare per punti la posizione geografica del luogo di posizione entrando in apposite tavole (fig. 13) oppure ricorrendo a carte nautiche sulle quali sono già tracciati i luoghi di posizione quotati in microsecondi.

Il LORAN può essere usato sia con l'onda diretta sia con l'onda riflessa dagli strati ionosferici: in questo secondo caso (che l'osservatore è in grado di riconoscere sia dalla forma del segnale sul tubo catodico sia in relazione alla posizione stimata della nave) è necessario apportare alle letture una correzione data da apposite tavole.

Il metodo ad onde continue affermatosi è il DECCA, che attualmente ricopre la zona indicata nella fig. 14: altre catene risultano in stadio di progetto in varî paesi europei. Le frequenze impiegate sono comprese fra 70 e 130 kHz; in generale la disposizione delle stazioni è a stella, con la stazione padrona al centro e tre schiave disposte attorno ad essa, a 120° circa una dall'altra, come indicato schematicamente in fig. 14. La portata è dell'ordine di 1000 miglia di giorno e 3000 di notte; la precisione del sistema, pur variando dal giorno alla notte, può essere mediamente considerata dell'ordine dello 0,1% della distanza dal centro della linea di base; essa è particolarmente elevata all'interno del perimetro delle stazioni schiave, ove si può avere una approssimazione dell'ordine di pochi metri.

Le modifiche che in pratica occorre apportare allo schema di massima sopra descritto sono dovute al fatto che se le due stazioni emettessero effettivamente sulla stessa frequenza, sarebbe impossibile distinguere le due emissioni, che si sommerebbero in un'unica onda. Questa è quindi la prima difficoltà che occorre superare; la seconda difficoltà nasce dall'ambiguità dovuta al fatto che ad una data differenza di fase corrispondono tante iperboli quanti sono i viali. L'artificio al quale si ricorre per ovviare al primo inconveniente è quello di fare emettere le due stazioni su due frequenze diverse, che possono così essere ricevute separatamente, amplificate, moltiplicate in modo da portarle ad uno stesso valore ("frequenza di paragone") e, finalmente, inviate ad uno strumento fasometro, detto decometro, che ha la funzione di misurare la differenza di fase.

I decometri sono costituiti in modo da dare l'indicazione continua della iperbole all'interno di ciascun viale, del viale, e della zona (raggruppamento di un certo numero di viali, contraddistinto da una lettera dell'alfabeto); il significato della lettura di un decometro è chiarita in fig. 15. L'approssimazione di lettura è di 1/100 di viale, che generalmente corrisponde, sulla linea di base, ad uno spostamento lineare dell'ordine di qualche metro; ciò dà subito un'idea della notevole approssimazione del sistema.

Il colore indicato sul decometro (RED in fig. 15) indica una particolare coppia di stazioni; con lo stesso colore sono disegnate, su apposite carte nautiche, le linee di posizione quotate corrispondenti alle letture del decometro di quel colore. Risulta pertanto possibile mettere a posto direttamente sulla carta nautica il punto nave quale viene definito dalle letture che sono eseguite contemporaneamente sui decometri ricercando il punto in cui si intersecano i corrispondenti luoghi di posizione.

Per eliminare l'ambiguità del viale esiste un dispositivo di identificazione che si basa sul principio di far emettere le due stazioni, per brevissimi intervalli, su una frequenza più bassa, che definisce un sistema di iperboli più allargate, e precisamente tali che nella nuova rete un viale corrisponda ad una zona della rete normale. Questa trasmissione speciale fa azionare automaticamente un apposito indicatore che fornisce l'esatta indicazione del viale; resta l'ambiguità della zona, che in pratica si è riscontrato non necessario eliminare, date le dimensioni delle zone stesse.

Fra gli altri sistemi iperbolici basati, come il DECCA, sul principio di misurare la differenza di distanza in base alla differenza di fase citiamo il LORAC, il RAYDIST ed il RANA.

Bibl.: Per la n. astronomica, v.: M. Bini, Navigazione astronomica, Livorno 1954; H. M. Stationery Office, Admiralty manual of navigation, II, Londra 1955; Istituto Idrografico della Marina, Manuale dell'ufficiale di rotta, I, Genova 1959. - Per la n. radioassistita, v.: B. Salvatori, Radio e radar navigazione, Livorno 1949; N. Pardini e O. Defidio, Radio e radar navigazione, Livorno 1954; Bureau Hydrographique International, Aides radioélectriques, Monaco 1956; inoltre i seguenti periodici: The Journal, del British Institute of Navigation; Navigation, dell'American Institute of Navigation; Navigation, dell'Institut Français de Navigation.

Navigazione aerea.

Significato e aspetti della navicazione aerea. - Nel linguaggio corrente per navigazione aerea s'intende l'insieme degli eventi realizzatisi in seguito alla conquista della locomozione aerea da parte dell'uomo. Nel linguaggio tecnico, invece, il termine n. aerea significa l'insieme delle scienze, delle tecniche e delle arti del navigare nell'aria.

In un intervallo di tempo corrispondente a meno di una generazione, la locomozione aerea ha progredito in misura eccezionale, proponendosi e raggiungendo mete via via più ardue e più remote. Parallelamente rapida e profonda è stata l'evoluzione della n. aerea, che è tuttora in sviluppo rapidissimo. A principî, tecniche ed esperienze saldamente acquisite, e che in un certo senso possono essere considerate classiche, si aggiungono ora in grande copia principî del tutto nuovi e tecniche molto avanzate che potranno avere una influenza determinante sul progresso futuro.

Nella sua definizione iniziale, la n. aerea era costituita dall'insieme dei procedimenti occorrenti per il trasferimento in volo di un aeromobile da un luogo all'altro della superficie terrestre percorrendo il cammino più breve. La teoria, su cui tali procedimenti erano fondati, era mutuata nella sua quasi totalità dalla teoria della n. marittima. Il volo era condotto esclusivamente in vista del suolo e dell'orizzonte. Le carte utilizzate erano le carte terrestri o idrografiche normali, con scarse annotazioni specifiche per l'uso aeronautico. La bussola magnetica, di tipo analogo a quella usata nella n. marittima, è stata fin dall'inizio lo strumento base della n. aerea. Ma assai presto comparvero strumenti peculiari a quest'ultima, in quanto occorreva misurare grandezze che non erano state precedentemente utilizzate in altri tipi di locomozione di superficie, quali: l'altezza e la velocità dell'aeromobile rispetto all'aria, la deriva, ecc.

Progressivamente, la n. aerea si differenziò sempre più da quella marittima, fino a quando, all'incirca tra le due guerre mondiali, fu compiuta un'esauriente rielaborazione della n. ai fini dell'impiego aeronautico.

Nuove tecniche consentirono infine di superare uno dei più gravi e complessi ostacoli che si opponeva alla generalizzazione della locomozione aerea: quello cioè rappresentato dal volo in condizioni di scarsa o addirittura nulla visibilità e in presenza di gravi perturbazioni meteorologiche.

Durante la seconda guerra mondiale fu praticamente portata a termine la generalizzazione del pilotaggio strumentale e dell'esecuzione di manovre predeterminate nello spazio (procedure di salita, di attesa, di discesa, di avvicinamento, ecc.) non soltanto in condizioni di cattiva visibilità, ma anche di formazione di ghiaccio, di alta turbolenza o di scariche elettriche.

Il progresso della n. aerea permise uno sviluppo crescente del traffico aereo, cioè un aumento del. numero di aeromobili in volo contemporaneo, per impieghi civili e militari, in una stessa regione dello spazio aereo. Così, negli anni tra le due guerre cominciarono a manifestarsi esigenze di coordinazione del volo di aeromobili in transito su una stessa rotta aerea, o in arrivo simultaneo ad uno stesso aeroporto. Con l'ulteriore accrescersi del traffico, sia durante la seconda guerra mondiale per scopi militari, sia nel primo dopoguerra in seguito alla massiccia ripresa dei traffici civili, le esigenze di organizzazione della circolazione aerea hanno assunto, ai fini della sicurezza e della regolarità del volo, un'importanza non inferiore a quelle della n. aerea.

Una nuova organizzazione e nuove tecniche hanno per scopo di assicurare una razionale utilizzazione dello spazio aereo da parte di ciascun aeromobile in volo. Il principio consiste nel centralizzare le informazioni relative a tutti i voli, reali o programmati, in modo da raggiungere una visione chiara e completa di tutta la situazione esistente in una certa porzione di spazio aereo in un certo istante, e di assegnare a ciascun aereo, mediante istruzioni al comandante, le rotte da seguire a tempi determinati. Così, i sistemi di n. utilizzati a bordo degli aerei hanno come controparte i sistemi di controllo del traffico aereo utilizzati al suolo. La n. aerea e il controllo del traffico aereo sono strettamente coordinati e si condizionano a vicenda, e i loro principî sono ormai standardizzati in tutto il mondo. Una definizione moderna della n. aerea potrebbe essere la seguente: insieme delle conoscenze teoriche e delle abilità ed esperienze umane occorrenti per l'utilizzazione corretta delle apparecchiature strumentali predisposte a bordo dell'aeromobile ed al suolo ai fini del trasferimento in volo di un determinato aeromobile da un luogo all'altro della superficie terrestre, con la maggiore sicurezza, economia e rapidità consentita dai fattori meteorologici e dalle esigenze del traffico aereo esistente, nella piena osservanza delle istruzioni emanate dalle autorità di controllo della circolazione aerea".

Dopo la seconda guerra mondiale, molte applicazioni della n. aerea si sono dimostrate valide per la soluzione di problemi di guida di particolari mobili al di fuori dell'atmosfera terrestre. Da un lato i progressi della n. sottomarina hanno proposto nuovi problemi nautici che hanno tratto grandi vantaggi da soluzioni utilizzate nella n. aerea, mentre dall'altro lato, la missilistica e l'astronautica hanno fatto ricorso a un grande numero di tecniche sperimentate e messe a punto nel campo della n. aerea. In conclusione, la n. aerea sta subendo un'ulteriore evoluzione trasformandosi in "scienza e tecnica della condotta diretta o indiretta di mezzi mobili in spazî atmosferici ed extraatmosferici".

Informazioni di pilotaggio, di navigazione e di controllo del traffico aereo, e loro cicli di utilizzazione. - La condotta di un aeromobile nello spazio aereo richiede l'attuazione di un ciclo di operazioni complesse che può essere così schematizzato: a) la elaborazione preventiva di un programma di n. (tempi, percorsi, quote di volo, velocità, direzioni di volo, ecc.) in base ad alcune informazioni preliminari; b) la misura durante il volo di tutte le grandezze capaci di determinare la n. in atto; c) il confronto durante il volo delle grandezze misurate con quelle preventivamente programmate, allo scopo di definire gli errori della n. in atto; d) la programmazione e l'esecuzione delle manovre di correzione necessarie per far coincidere, a manovre ultimate, le grandezze misurate con quelle programmate.

In un ciclo di questo genere intervengono con continuità un gran numero d'informazioni, via via aggiornate e controllate, capaci di definire e di assolvere tutte le complesse funzioni richieste.

Per es., le operazioni comprese sotto la precedente lettera a devono essere compiute al suolo prima del volo, ma devono poi essere ripetute durante il volo ogni volta che gli scarti tra la n. programmata e quella realmente eseguita siano tali da rendere necessaria una nuova programmazione. Le informazioni occorrenti per le operazioni b sono fornite da appositi strumenti sistemati a bordo dell'aereo. Le operazioni c possono essere eseguite dal navigatore umano, o, in taluni casi, da un calcolatore automatico. Le operazioni d, e cioè la programmazione e l'esecuzione di manovre specifiche atte a far percorrere all'aeromobile traiettorie definite nello spazio, costituiscono il pilotaggio. Il pilotaggio può essere più o meno interamente automatizzato.

La tecnica moderna consente dì automatizzare interamente il volo, a prezzo tuttavia di una grande complicazione. La soluzione attuale consiste nell'automatizzare numerose funzioni, lasciando tuttavia all'equipaggio un grande numero di compiti per i quali le risorse umane, quali l'iniziativa, la capacità di giudizio, l'abilità di interpretazione, ecc., sono essenziali. Non v'è dubbio che in un prossimo futuro calcolatori automatici di grandi capacità e di piccole dimensioni consentiranno di automatizzare la grande maggioranza delle molte centinaia di diverse funzioni e operazioni connesse con il ciclo integrale del pilotaggio.

Il ciclo di pilotaggio interno all'aereo in volo deve essere coordinato con l'intero ciclo funzionale della n. e del controllo di un aereo in volo nel quadro del traffico di cui fa parte.

Il diagramma della fig. 16 indica come i sistemi di n. di bordo trasmettano ai piloti le indicazioni dalle quali desumere la posizione dell'aereo ed effettuare le opportune manovre. I piloti trasmettono per radiotelefonia da bordo a terra i dati di n. dell'aereo. L'organizzazione di controllo al suolo concentra tutte le informazioni provenienti dai diversi aerei in volo e dagli organi di controllo radar, ed elabora una situazione complessiva del traffico aereo esistente in un dato intervallo di tempo in una porzione determinata dello spazio aereo. I controllori del traffico, in base alla situazione, trasmettono in radiotelefonia ai piloti le istruzioni necessarie per la continuazione o il completamento del volo.

In alcuni casi, i sistemi di n. a bordo possono trasmettere in modo automatico e diretto al suolo i dati, in modo da facilitare in modo sostanziale i compiti delle organizzazioni di controllo, e alleggerire le comunicazioni radiotelefoniche tra bordo e terra.

Su principî di questo genere si basa la teleguida di mezzi mobili, come gli aerei, i missili, i satelliti, ecc. nonché la simulazione del pilotaggio strumentale realizzata con gli "allenatori strumentali". Sono, questi sistemi, in genere elettronici, capaci di riprodurre artificialmente al suolo i rapporti esistenti tra le diverse grandezze fisiche del volo di un aereo di caratteristiche determinate. Le informazioni del volo simulato sono offerte, al pilota o all'equipaggio in addestramento, esattamente nella stessa forma con le quali esse si presenterebbero nel volo reale. Alle manovre effettuate dall'equipaggio, le diverse grandezze fisiche si modificano esattamente come si modificherebbero in volo nelle stesse condizioni di manovra. Il "volo simulato" è seguito dagli istruttori con continuità. Alcuni allenatori più complessi sono in grado di simulare tutte le fasi del volo, comprese tutte le condizioni di emergenza (l'arresto o il cattivo funzionamento di motori, guasti nei diversi impianti di bordo, ecc.), come pure le fasi di n. e le procedure di avvicinamento e di atterraggio tipiche di ogni singolo tratto di rotta aerea o di ogni singolo aeroporto nel mondo.

Come abbiamo detto, il volo e la n. di un aeromobile sono definiti in ogni istante da un numero assai notevole di grandezze fisiche, che devono essere misurate da appositi strumenti, le cui indicazioni devono essere facilmente leggibili o interpretabili dagli equipaggi.

Malgrado gli sforzi effettuati per ridurre al minimo tali strumenti, il cruscotto degli aerei moderni è sovraccarico di centinaia di quadranti e di comandi. La fig. 1 della tav. f. t. indica il cruscotto di un quadrireattore di linea civile, il Boeing 707.

Gli strumenti sono disposti, sul cruscotto e nello spazio interno della cabina di pilotaggio, secondo raggruppamenti ben definiti (fig. 2 tav. f. t.). Menzioneremo rapidamente gli strumenti principali, suddividendoli nei seguenti gruppi principali:

a) Strumenti che forniscono informazioni relative all'assetto dell'aeromobile nello spazio: orizzonte giroscopico; sbandometro; direzionale giroscopico; indicatore di virata; indicatore di salita e di discesa (velocità verticale); indicatore di velocità rispetto all'aria (anemometro); indicatore di velocità rispetto all'aria, misurata in rapporto alla velocità del suono (machmetro); altimetro; ecc. Data l'importanza vitale delle informazioni di questi strumenti per il pilotaggio corretto, molti di questi strumenti sono duplicati e anche triplicati a bordo dell'aereo.

b) Strumenti che forniscono informazioni relative a grandezze di navigazione: cronometro; bussola (a bordo di ogni aereo vi sono più tipi di bussole); indicatori di velocità rispetto all'aria o rispetto al suolo; indicatori specifici di posizione, collegati con i diversi ricevitori dei radioaiuti di navigazione esistenti a bordo; sestante astronomico; radar meteorologico, ecc.

c) Strumenti che forniscono informazioni relative al gruppo motopropulsore: contagiri del motore o del reattore; sincronizzatori delle eliche; termometri di vario genere; manometri di pressione carburante e lubrificante; indicatori di consumo istantaneo di carburante; misuratori di potenza; misuratori di carburante nei serbatoi, ecc.

d) Strumenti che forniscono informazioni relative al funzionamento di meccanismi o di installazioni ausiliarie dell'aereo: strumenti di controllo dei circuiti elettrico e idraulico, del condizionamento d'aria, di posizione del carrello, degli ipersostentatori, dei freni aerodinamici, ecc.

La strumentazione varia considerevolmente per ciascun tipo di aeromobile, monomotore o plurimotore, civile o militare, ecc. Per convenzione internazionale è prescritta una strumentazione minima per gli aeromobili in servizio civile destinati a volare in ogni condizione meteorologica.

Tecniche della navigazione aerea. - Cartografia. - Sia in fase di programmazione del volo, sia nelle varie fasi della sua esecuzione, occorre riferirsi a carte espressamente costruite per uso aeronautico.

Le carte aeronautiche si differenziano tra di loro oltreché per la scala della rappresentazione e la proiezione usata nella costruzione, anche per la qualità e la quantità delle informazioni incluse nelle carte sotto forma di segni convenzionali, o di appropriate diciture.

Le scale più usate sono: da 1:2.000.000 a 1:5.000.000: per la n. a grande raggio, per le alte velocità e le alte quote di n.;1:10.000.000: soprattutto per la programmazione di lunghi voli; 1:1.000.000: per la n. osservata, stimata o radioassistita (la carta alla scala 1:1.000.000 è la carta base mondiale per impiego aeronautico); 1:500.000: per la n. osservata o radiocontrollata entro le regioni di spazio aereo sotto controllo di traffico; 1:250.000: per l'avvicinamento osservato o radiocontrollato ad aeroporti; 1:35.000: per l'atterraggio osservato o radiocontrollato.

Le proiezioni più correntemente usate sono la proiezione conica conforme di Lambert, quella stereografica polare e quella cilindrica trasversa di Kahn.

Queste tre proiezioni hanno in comune alcune proprietà che si sono dimostrate necessarie per l'impiego aeronautico; precisamente, sono isogone, hanno scale delle distanze praticamente costanti nell'ambito della carta, e rappresentano mediante tratti rettilinei gli archi di cerchio massimo terrestri. Poiché gli aerei tendono a percorrere rotte dirette tra due punti successivi, e poiché anche i rilevamenti di posizione ricavati dai sistemi di radionavigazione hanno in molti casi l'andamento dei cerchi massimi terrestri, quest'ultima proprietà ha una notevole importanza pratica.

Un tradizionale uso della carta secondo la proiezione di Mercatore nella n. marittima fa sì che essa sia ancora usata in alcuni casi anche nella n. aerea.

I tre tipi di proiezione cartografica sopradetti assicurano la copertura del globo nel modo seguente: la proiezione conica conforme di Lambert rappresenta tutta la superficie terrestre compresa tra le latitudini 80° N e 80° S; la proiezione stereografica polare rappresenta le due calotte polari da latitudine 80° ai poli; la proiezione cilindrica del Kahn assicura la copertura di strisce di rotta per lunghi percorsi, indipendentemente dalle latitudini.

Un particolare tipo di carta viene impiegato nella n. polare.

Le informazioni necessarie per la preparazione e l'esecuzione del volo sono incluse nelle carte sotto forma di segni convenzionali; la n. aerea moderna tende a prescindere sempre più dalla rappresentazione naturalistica e dettagliata del terreno, e ad usare sempre più rappresentazioni schematiche dei rapporti "geometrici" di posizione tra l'aeromobile in volo e i punti o le linee di riferimento al suolo.

Programmazione del volo. - Da una carta nautica appropriata si estraggono le informazioni relative alla rotta vera che deve essere seguita in ogni successiva tratta di navigazione fino a destinazione; alle distanze intercorrenti tra tutti i successivi punti che devono essere sorvolati; alle quote minime da osservare durante ogni tratta per effetto di ostacoli naturali; alle zone vietate al sorvolo, alle aerovie, alle regioni controllate esistenti sulla rotta o nei pressi della rotta. Sulla carta viene poi materialmente tracciata la rotta o l'insieme di rotte che dovranno essere seguite durante il volo.

Nota la velocità di crociera dell'aeromobile alla quota di n., vengono poi calcolati i singoli tempi di volo per ogni tratta della rotta programmata.

Da apposite pubblicazioni ufficiali vengono dedotte le posizioni, i nominativi e le frequenze di emissione di tutti i radioaiuti alla n. che possono interessare la rotta. Nel caso di missioni militari, vengono considerati anche tutti i fattori di carattere militare che possono influenzare la n. (avvistamento da parte del nemico, zone particolarmente difese, avvicinamento all'obiettivo, ecc.).

Una parte, o la totalità, delle informazioni così acquisite viene riportata sulla carta nautica e sunteggiata in una tabellina apposita da consultare in volo, e sulla quale riportare le annotazioni relative alle differenze tra la n. programmata e quella in atto.

Dagli uffici meteorologici di aeroporto si possono ottenere informazioni dettagliate sulla situazione meteorologica prevista sulle singole tratte di volo alle ore previste ed alle quote previste.

Tutte le informazioni precedenti consentono di preparare un documento riassuntivo, chiamato piano di volo, che deve essere consegnato in anticipo alle autorità aeroportuali, per ottenere l'autorizzazione al volo, secondo il percorso, alle ore ed alle quote indicate. Ogni variante al piano di volo dovrà poi essere elaborata in volo durante la n., ma non potrà essere messa in atto che in seguito ad autorizzazione ricevuta via radio dalle autorità di controllo del traffico.

Navigazione osservata. - Questa è la forma più semplice di n., vincolata, naturalmente, a buone condizioni di visibilità atmosferica e ad una facile identificabilità della rotta da percorrere.

Con il crescere della quota di volo, si accresce notevolmente il raggio dell'orizzonte visibile, cosicché capisaldi importanti possono essere avvistati centinaia di chilometri prima del loro sorvolo. Contemporaneamente diminuisce la distinguibilità dei dettagli meno rilevanti del terreno. In molte circostanze, sia a bassa sia ad alta quota, la n. osservata può originare illusioni molto pericolose per il navigatore, che con molta facilità può non riconoscere (per effetti di luce e di prospettiva) una regione nota, o ingannarsi nel supposto riconoscimento di punti determinati.

Una variante moderna della n. osservata è costituita dalla restituzione dell'immagine schematica del terreno (supposto nell'oscurità o coperto di nubi) con sistemi elettronici, quali il radar di n., i sistemi di televisione all'infrarosso, ecc.

Una variante di altro genere è invece costituita dai "tracciatori di rotta" che utilizzano pennine scriventi o punti luminosi, rappresentanti l'aereo in volo, che si spostano con continuità su carte geografiche geometrizzate. Il movimento relativo della pennina, o del punto luminoso, e della carta geografica è ottenuto in modo automatico da appositi calcolatori elettronici che elaborano con continuità le informazioni di posizione fornite dai ricevitori dei radioaiuti di bordo (v. tav. f. t., fig. 3).

Navigazione stimata. - Ogni tipo di n. può essere soggetta ad interruzioni o alterazioni nella ricezione delle informazioni su cui essa è basata (mancanza temporanea di visibilità, o inesistenza di punti identificabili del terreno per la navigazione osservata; interruzioni nella ricezione dei segnali radio per la radionavigazione, e simili).

La n. stimata consente di dedurre la posizione più probabile dell'aeromobile, utilizzando come sorgenti di informazioni alcuni strumenti di bordo (cronometro, bussola magnetica e indicatore di velocità rispetto all'aria) e un'adatta carta geografica.

La posizione stimata dell'aeromobile in un certo istante si ottiene calcolando rispetto a una posizione nota precedente il cammino percorso dall'aeromobile nell'intervallo di tempo intercorso tra il sorvolo della posizione nota e il momento del calcolo, e tracciando sulla carta geografica a partire dalla posizione nota e nel senso di volo dell'aeromobile un segmento proporzionale al cammino percorso.

Prima di effettuare tale calcolo, l'indicazione della bussola magnetica deve essere corretta da varî fattori per dedurre la direzione di volo geografica rispetto all'aria. Anche l'indicazione dell'anemometro deve essere corretta da alcuni fattori per ottenerne il valore corretto della velocità di volo rispetto all'aria. Ma anche tali correzioni non bastano da sole a dare una posizione stimata. Un calcolo corretto deve anche tenere conto degli effetti del vento. Il vento, infatti, per effetto della sua direzione e della sua velocità, componendosi geometricamente con la direzione e con la velocità di volo dell'aereo rispetto all'aria, altera la direzione e la velocità risultanti del volo dell'aeromobile rispetto al suolo.

Il calcolo della posizione stimata viene effettuato con regoli calcolatori, ma può essere effettuato da calcolatori elettronici capaci di apportare tutte le correzioni necessarie alle indicazioni degli strumenti e di tenere conto degli effetti dei venti previsti lungo il percorso. L'errore residuo in tal caso si riduce soltanto agli effetti degli scarti tra i venti previsti e i venti realmente incontrati durante la navigazione.

Una variante recente della n. stimata si basa sulla misura diretta, a mezzo di un radar Doppler installato a bordo, della velocità dell'aeromobile rispetto al suolo, e dell'angolo di deriva (angolo compreso tra la direzione di volo dell'aeromobile rispetto all'aria e la direzione di volo dell'aeromobile rispetto al suolo). Questi diversi elementi, introdotti in un apposito calcolatore, sono tradotti con continuità in posizioni successive dell'aereo rispetto al suolo.

La n. stimata costituisce ad ogni modo una tecnica complementare a tutte le altre tecniche di navigazione.

Radionavigazione e radarnavigazione. - È questo il settore più vasto della n. attuale. I sistemi di radionavigazione (radioaiuti) proposti o adottati sono numerosissimi, il loro sviluppo continuo, i loro campi di applicazione sempre più estesi, i loro principî combinati in molti modi diversi. Tale varietà e mutevolezza di situazioni ne rendono particolarmente difficile l'unificazione su scala mondiale, che è d'altra parte necessaria per la sicurezza.

Benché vi siano molti diversi criterî di classificazione, i sistemi di radio- e radarn. possono essere raggruppati in quattro classi principali, in funzione dell'impiego specifico a cui sono destinati. La tabella a p. 210 indica questo criterio di classificazione.

Da un altro punto di vista, i sistemi di radion. possono essere distinti in tre categorie: a) sistemi basati su trasmissione di radioonde dal suolo, e rivelazione, ricezione e misura effettuate a bordo dell'areo in volo; sistemi basati su trasmissione da satelliti artificiali e ricezione a bordo dell'aereo; sistemi basati su trasmissione e ricezione da parte dello stesso aeromobile in volo.

Nella impossibilità di descrivere tutti i varî sistemi saranno menzionati solo i principali.

I) Sistemi con trasmissione dal suolo.

A) Sistemi a grande raggio. - In pratica, si presume che questi sistemi abbiano portate dell'ordine di 1250 miglia (portate assai maggiori su mare; assai minori su terra). Le stazioni trasmittenti sono di alta potenza (fino a 100 kW). Le frequenze sono molto basse (al disotto di 200 kHz). In genere, le trasmissioni sono direzionali e la precisione decresce rapidamente oltre certe distanze ottime.

Appartengono a questa categoria i sistemi basati sui radiofari e il sistema LORAN (v. la precedente navigazione marittima), nonché i sistemi NAVARHO e DECTRA.

Il sistema NAVARHO, ancora in fase sperimentale, è basato su trasmissioni multiple su frequenze nella banda di 100 kHz, da una unica stazione al suolo, munita di tre antenne di 200 m di altezza. Le potenze trasmesse sono dell'ordine di 100 kW. La portata è dell'ordine di 2200 miglia. Il sistema dà luogo a due linee di posizione rispetto alla stazione, una radiale e una circolare, che sono indicate con lettura diretta dagli strumenti di bordo.

Il sistema DECTRA, anch'esso ancora in fase sperimentale, è basato su emissioni multiple su frequenze nella banda di 70 kHz da quattro stazioni trasmittenti, sistemate a coppie a distanze dell'ordine di 2000-2500 miglia (le due stazioni di una stessa coppia sono distanti 80 ÷ 150 miglia). La potenza delle stazioni trasmittenti è di 12 ÷ 20 kW. Le linee di posizione sono iperboliche. Il sistema copre una estesissima superficie, a forma grossolanamente ovale, con precisioni dell'ordine di 5 miglia in certe regioni e 10 miglia in tutta la copertura. Le coordinate DECTRA possono essere lette direttamente su appositi strumenti, e la posizione dedotta con riferimento ad una carta nautica con linee DECTRA sovrastampate. È possibile far scrivere automaticamente da una puntina scrivente la posizione istantanea (e quindi tutto il percorso effettuato dall'aereo in volo) a mezzo di un tracciatore automatico di rotta (v. tav. f. t., fig. 3). Attualmente due coppie di stazioni DECTRA coprono l'Atlantico del Nord. Il sistema si presta alla trasmissione automatica al suolo dei dati di posizione e alla n. automatica.

B) Sistemi a medio e breve raggio. - Tre tipi di radioaiuti di questo genere sono stati in uso per molto tempo, e sono ancora in uso in qualche regione: i radiofari non direzionali a media frequenza ricevibili con radiogoniometri di bordo; i radiosentieri visivi e acustici a quattro bracci, ricevibili con il normale ricevitore di bordo; e infine i radiogoniometri a media frequanza, disposti al suolo, e capaci di rilevare emissioni dell'aereo in volo. Questi sistemi sono progressivamente sostituiti da altri più recenti, che hanno maggiore precisione e sicurezza di funzionamento.

Occorre anzitutto menzionare il sistema VOR (sigla dall'ingl.: very high frequency omnidirectional range), sviluppato negli S. U. A. con lo scopo di determinare nello spazio un numero infinito di assi uscenti dalla stazione trasmittente (stella di rilevamenti) fino a distanze dell'ordine di un centinaio di miglia. In realtà la portata varia con la quota di volo tra circa 50 mg a 300 m, 100 mg a 1500 m e oltre 200 miglia a 9000 m. La frequenza di trasmissione è nella banda da 112 a 118 MHz. La stazione trasmittente è unica, con potenza di 50 ÷ 100 W. Il sistema è basato sul confronto di fase di due segnali, irradiati entrambi dalla stazione, di cui uno ha fase costante e l'altro ha una fase che varia al variare della direzione verso la quale è irradiato. L'indicazione al pilota è data per lettura diretta del valore della linea di posizione VOR. Questa indicazione può essere commutata sulla lancetta verticale dell'indicatore del sistema ILS (v. in seguito) in modo da avere una indicazione visiva della deviazione a destra o a sinistra eventualmente in atto durante il volo rispetto alla linea di posizione prescelta. L'esattezza del sistema è dell'ordine di qualche grado.

Il VOR fornisce solo linee di posizioni radiali rispetto al trasmettitore; perciò, per ottenere una posizione, occorre riferirsi a due diversi VOR, le cui linee di posizione si intersechino. Di solito, i VOR sono situati nei punti terminali delle aerovie.

Al VOR, che è stato standardizzato come radioaiuto a breve raggio, è stato da tempo stabilito che dovesse essere aggiunto un dispositivo capace di dare anche una misura di distanza. Lunghe polemiche e serie difficoltà tecniche hanno ritardato questo programma. Solo recentemente è stato deciso di utilizzare a tale effetto il dispositivo DMET (sigla dall'ingl.: distance measuring equipment TACAN), che fa parte di un altro radioaiuto, il TACAN (dall'ingl.: tactical air navigation), sviluppato negli S. U. A. per ragioni militari. Il TACAN dà contemporaneamente linee di posizioni radiali (rilevamenti) e circolari (distanze), e trasmette nella banda di 1000 MHz; esso è standardizzato come sistema di radionavigazione a breve raggio per impiego militare nei paesi della NATO. Così gli aerei civili possono ottenere dalle stazioni VOR-DMET sia i rilevamenti proprî del VOR che le distanze del DMET, mentre gli aerei militari, equipaggiati col TACAN, possono ricevere entrambi gli elementi dalle stazioni TACAN o la sola indicazione di distanza dalle stazioni VOR-DMET. Per di più, in taluni casi, stazioni VOR e TACAN sono disposte in una stessa località: tali stazioni combinate vengono denominate stazioni VORTAC (v. fig. 17 e tav. f. t., fig. 4).

Questi varî sistemi presentano alcune limitazioni operative per effetto della loro portata limitata e della precisione (che è buona agli effetti della sola n., ma diviene scarsa agli effetti della separazione degli aerei per evitare le collisioni); presentano per contro notevoli vantaggi pratici dal punto di vista delle apparecchiature di bordo, che sono leggere e poco in gombranti.

Ricorderemo poi il sistema DECCA, largamente usato anche per la n. marittima. Numerose catene DECCA coprono praticamente già tutta l'Europa occidentale e una larga parte del Canada, mentre altre sono in corso di installazione.

In Francia, è stato recentemente sviluppato il sistema RADIO MAILLES (in inglese RADIO MESH o RADIO WEB), che è ancora in fase sperimentale. Esso è basato sul confronto di fase di onde irradiate da quattro stazioni disposte a rettangolo, e capaci di coprire una vasta regione. Come il DECCA, la sua portata è indipendente dalla quota di volo del ricevitore ed ha un'alta precisione intrinseca. Per il suo principio potrebbe facilmente fornire in modo automatico la posizione di tutti gli aerei in volo all'interno della regione coperta, non solo agli aerei stessi, ma anche alle autorità di controllo al suolo.

C) Sistemi radar di controllo del traffico aereo a medio e breve raggio. - Parallelamente ai sistemi di radionavigazione, che hanno lo scopo fondamentale di fornire informazioni di precisione agli aerei in volo, esistono i sistemi radar di controllo che hanno la funzione di fornire informazioni ai centri di controllo del traffico aereo sulla posizione e sui movimenti di tutti gli aerei simultaneamente in volo in una certa regione.

I radar di controllo hanno portate che corrispondono a quelle dei sistemi di n. a medio e breve raggio. Vi sono molti modelli di essi, alcuni dei quali sono atti a dare informazioni planimetriche e altimetriche degli aerei sotto controllo (v. radar, in questa App.). Nelle organizzazioni più recenti le immagini fornite dagli indicatori sono convertite con sistemi televisivi in altre immagini equivalenti (immagini sintetiche) dalle quali i controllori possono ottenere con molta maggore evidenza la situazione dei movimenti degli aerei nella regione interessata (v. tav. f. t., figg. 5, 6, 7, 8).

D) Sistemi radio e radar di avvicinamento e di atterraggio. - Sia la fase di avvicinamento che quella di atterraggio presentano aspetti di grande delicatezza. La prima perché è generalmente effettuata in una regione ristretta (area terminale) nella quale la congestione del traffico può essere molto elevata (fino a qualche centinaio di aerei in arrivo e partenza simultanea); la seconda perché consiste nel condurre un aereo veloce (150-300 km/h) e spesso assai pesante (oltre 100 t per i grandi getti) a toccare senza danno una pista della larghezza di poche diecine di metri e di lunghezza limitata, anche in condizioni di visibilità molto ridotta.

Le caratteristiche di impiego dei sistemi radio e radar da usare a tale scopo sono naturalmente basate su una assoluta sicurezza di funzionamento, una precisione elevatissima, indicazioni istantanee dell'altezza e della distanza dal punto di contatto con la pista e lettura istintiva dell'indicazione strumentale.

Queste caratteristiche, in genere, soddisfano anche la completa automazione, attraverso servomeccanismi di sicuro funzionamento e di rapidissima reazione. Ciò rende probabile che l'atterraggio automatico, già sperimentato con varie tecniche, possa essere adottato a non lunga scadenza.

Descriveremo brevemente i tre sistemi fondamentali: ILS, GCA e BLEU.

Col nome ILS (instrument landing system) si designano molte apparecchiature analoghe che hanno in comune le particolarità seguenti:

a) una o più stazioni trasmittenti al suolo, su onde centimetriche, capaci di irradiare quattro fasci o lobi unidirezionali, che si intersecano due a due (due nel piano orizzontale e due nel piano verticale). In tal modo, i due piani risultanti dalle due intersezioni individuano rispettivamente la direzione della pista e un piano di discesa, opportunamente inclinato, che termina all'inizio della pista.

b) due o tre trasmettitori ad asse verticale, sistemati al suolo sull'asse della pista in modo da irradiare fasci conici assai ristretti verso l'alto sulla frequenza di 75 MHz. Questi trasmettitori, detti "marker beacons", hanno lo scopo di consentire all'equipaggio che effettua la discesa strumentale, di controllare in modo certo la propria distanza dalla pista.

c) a bordo dell'aereo, un ricevitore molto semplice e sicuro per la identificazione delle intersezioni dei fasci direzionali, un ricevitore per i "marker beacons" e uno strumento indicatore disposto sul cruscotto dei piloti, munito di due lancette incrociate, una verticale e una orizzontale.

L'esecuzione della manovra ILS è relativamente semplice. A mezzo di altri radioaiuti, il pilota si inserisce dapprima nel piano verticale che passa per la pista: ciò gli è indicato dalla posizione al centro dello strumento dell'indice verticale. Poi, procedendo verso la pista all'altezza che gli è stata assegnata dal controllo, il pilota sa di dover intersecare il piano di discesa in un punto predeterminato, segnalato da un "marker beacon". Quando l'aereo è arrivato sul "marker beacon" esterno (distante circa 4 miglia dalla pista), si accende una particolare lampadina, nella cuffia telefonica viene udito un segnale acustico distintivo, e contemporaneamente l'indice orizzontale si dispone al centro del quadrante. Da questo momento, il pilota deve mantenere, con opportune e facili correzioni, i due indici incrociati al centro del quadrante fino alla prossimità della pista. L'ultimo tratto di volo prima dell'atterraggio è effettuato a vista diretta, anche in condizioni di cattiva visibilità, grazie a potenti impianti di illuminazione.

Il sistema ILS è ormai standardizzato da tempo. Molte varianti tecniche in atto o in esperimento non modificano lo schema generale sopradescritto pur tendendo ad assicurare sempre più elevate precisioni di indicazioni, costanza e sicurezza di funzionamento.

Il sistema GCA (ground controlled approach), a differenza dell'ILS, è basato sul concetto di guidare dal suolo un aereo in avvicinamento fino a fargli completare l'atterraggio. Esso è basato sull'impiego di un gruppo di radar di alta precisione capaci di rilevare con continuità la posizione dell'aereo assistito rispetto alla pista. L'immagine radar dell'aereo è vista contemporaneamente, in due proiezioni diverse, su due diversi indicatori: uno che riproduce schematicamente la posizione dell'aereo rispetto alla traiettoria di discesa ideale (misura di distanza e misura di scarto in alto o in basso rispetto alla traiettoria di discesa), e l'altro che riproduce la posizione dell'aereo rispetto all'asse di avvicinamento all'aeroporto (misura di distanza e misura di scarto a destra o sinistra rispetto all'asse della pista). Il controllore guida per radiotelefono il pilota dell'aereo suggerendogli di volta in volta le correzioni da effettuare, fino in prossimità della pista.

Il sistema noto con la sigla BLEU, ancora in fase sperimentale, è basato sulla realizzazione di un atterraggio interamente automatico. La discesa e l'avvicinamento fino ai pressi della pista devono essere eseguiti con il sistema ILS (automatizzato o manuale), poi, a circa 100 m di altezza e circa 2 km di distanza dalla pista, inizia la fase di atterraggio automatico. A tale scopo la guida esatta in direzione è ottenuta a mezzo di due cavi, irradianti un particolare campo elettromagnetico, disposti ai due lati della pista; e la guida in altezza è ottenuta con un radioaltimetro di alta precisione. Tutte le correzioni di pilotaggio, ivi compresa la progressiva riduzione di potenza dei motori, sono eseguite automaticamente.

II) Sistemi con trasmissione da satelliti artificiali. - La messa in orbita, da parte degli S. U. A. del satellite artificiale TRANSIT 1 B (13 aprile 1960) e successivamente (21 giugno 1960) del satellite TRANSIT 2 A ha aperto un nuovo capitolo della radionavigazione. Infatti se da un satellite artificiale vengono trasmesse onde radio di frequenza perfettamente nota, e se si conosce con esattezza la posizione istantanea del satellite stesso, dalla misura della frequenza ricevuta al suolo o a bordo di una nave o di un aereo si può risalire alla posizione della stazione ricevente. Già in fase sperimentale si sono potute ottenere precisioni dell'ordine di 1/2 miglio nella posizione, ma la teoria dimostra che con tecniche più progredite dovrebbe essere possibile misurare la posizione con precisioni dell'ordine delle decine di metri o addirittura del metro.

È relativamente facile prevedere l'applicazione di questo sistema a misurazioni geodetiche o alla n. marittima. Per quest'ultima, si può prevedere un tempo di circa 5 minuti per il calcolo della posizione con l'approssimazione di 2 miglia, e di 45 minuti per il calcolo con l'approssimazione di 1/2 miglio. Più difficile appare l'applicazione agli aerei per il grande numero di variabili da introdurre e per la complessità e il peso dell'equipaggiamento.

III) Sistemi con trasmissione e ricezione radar da parte dell'aeromobile in volo. - Questi sistemi sono basati sull'impiego dei cosiddetti radar Doppler. Si tratta di apparati radar a onda continua che consentono di calcolare (con un calcolatore elettronico) la velocità dell'areo rispetto al suolo e la deriva, e quindi, tenendo conto della direzione di volo seguita dall'aeromobile (ottenibile dalla bussola) e del tempo di volo, di ottenere ad ogni istante la posizione presenta il grande vantaggio di non essere vincolato alla esistenza di radioaiuti da terra e si presta assai bene all'automazione; per contro, gli errori crescono proporzionalmente al tempo di volo cosicché esso non può essere considerato adatto ai tipi di n. richiesti dal controllo del traffico aereo.

Il radar Doppler non deve essere confuso col radar detto di navigazione, che è costituito da un radar normale capace di dare su un tubo a raggi catodici l'immagine del terreno sorvolato, né con il radar meteorologico di bordo che ha lo scopo di fornire l'immagine radar delle formazioni temporalesche presenti di fronte all'aereo.

IV) Astronavigazione. - L'osservazione degli astri è tradizionalmente legata con la navigazione. Ma solo durante l'ultima guerra la navigazione astronomica è stata applicata sistematicamente all'impiego aeronautico. La pratica dell'astronavigazione in volo ha presentato tuttavia numerose difficoltà, soprattutto per la normale assenza durante il volo di un esatto piano orizzontale a cui riferire la misura delle altezze, e per la complicazione dei calcoli astronomici necessarî.

Tra le difficoltà tecnologiche che hanno ritardato una applicazione generalizzata dell'astronavigazione sono particolarmente da ricordare la realizzazione di un sestante a bolla d'aria, o di un sestante giroscopico, capaci di dare una misura precisa dell'altezza degli astri interessanti la navigazione, e la costruzione di apposite tavole di calcolo rapido per dedurre dalle osservazioni col sestante le rispettive linee di posizione geografica (rette di altezza).

Durante l'ultima guerra molti diversi tipi di sestanti, di tavole e di speciali dispositivi per facilitare la ricerca della posizione geografica in base alle osservazioni astronomiche furono studiati e realizzati con notevole successo.

Nel dopoguerra, l'estendersi dei radioaiuti ha ridotto per qualche tempo l'interesse per l'astronavigazione, che è restata preminentemente valida in campo militare.

Ma più recentemente l'apertura delle rotte polari alla n. civile, la molto più elevata quota di volo, la enormemente aumentata autonomia dei grandi aerei a getto, ed i progressi effettuati nella costruzione di sestanti astronomici direttamente accoppiati con appositi calcolatori di posizione geografica, hanno riportato in onore, anche nell'impiego civile, l'uso dell'astronavigazione.

Intanto, a fini militari, sono stati sviluppati dei radiosestanti capaci di misurare l'altezza di certi astri indipendentemente dalla loro visibilità ottica.

V) Navigazione inerziale. - Molto promettente appare, anche per la n. aerea, questa nuova tecnica di navigazione (v. oltre: navigazione inerziale).

VI) Sistemi ibridî e automazione. - Ognuno dei numerosi sistemi menzionati soffre di limitazioni specifiche di impiego. La tecnica attuale tende a coordinare strettamente le informazioni di n. offerte da sistemi diversi in modo da restringere il campo delle singole limitazioni operative ed aumentare la continuità, la sicurezza, e la precisione globale delle informazioni ottenibili.

Per esempio, i radioaiuti con emissioni dal suolo possono dar luogo a interruzioni di segnali per ragioni di propagazione o per la distribuzione geografica dei radioaiuti stessi, ma possono essere utili per riportare a zero un errore che si è andato accrescendo col tempo. Viceversa, sistemi come il radar Doppler o il sistema inerziale possono fornire informazioni di n. assai attendibili negli intervalli di tempo in cui non sono disponibili le informazioni fornite dai radioaiuti.

D'altra parte, le tecniche della condotta degli aeromobili a getto richiedono consultazioni elaborate di grafici e di tabelle allo scopo di effettuare la n. di minor consumo, sia per ragioni di economia di esercizio, che per non correre il rischio di un pericoloso consumo di carburante in rapporto al percorso da volare fino alla destinazione.

Si tende così a far uso a bordo di calcolatori elettronici del tipo digitale, capaci di elaborare praticamente ogni genere di calcolo relativo sia a informazioni di n. che di condotta dell'aeromobile. Tali calcolatori possono anche effettuare una selezione automatica delle informazioni disponibili, in modo da consentire all'equipaggio di operare sempre su quelle più sicure. Questi calcolatori sono anche particolarmente adatti alla più o meno completa automazione del volo.

Organizzazione internazionale della navigazione e della circolazione aerea. - Organizzazione dello spazio aereo navigabile. - Una stretta organizzazione dello spazio aereo navigabile è imposta dalle seguenti esigenze:

a) l'alta densità del traffico aereo. Nell'ora di punta in molti dei principali aeroporti del mondo si possono contare varie centinaia di arrivi e di partenze. Gli aerei simultaneamente in volo in una stessa regione terminale possono anch'essi ammontare a molte decine, e in qualche caso a qualche centinaio.

b) l'alta velocità degli aviogetti. Anche in condizioni di visibilità perfetta due aviogetti volanti a 1000 km/ora, e che si avvistino reciprocamente a 10 km di distanza, hanno solo 18 secondi di tempo utile per evitare la collisione. In realtà la visibilità perfetta è molto rara, il giudizio circa il pericolo di collisione molto difficile, e il tempo realmente disponibile è ulteriormente limitato dalle incognite del movimento dell'altro aereo e dal tempo di risposta ai comandi del proprio aereo.

c) la concentrazione del traffico aereo. Sia per ovvie ragioni geografiche che in seguito alla distribuzione dei radioaiuti, il traffico aereo è particolarmente concentrato in un numero relativamente ridotto di regioni dello spazio aereo (regioni terminali di grandi città e aerovie).

d) la diversità delle caratteristiche di volo degli aerei. Aerei civili e militari, lenti e veloci, in volo di navigazione, oppure in salite e discese ripidissime, caccia, trasporti, aerei da turismo, elicotteri, ecc., volando tutti nello stesso spazio, devono essere separati tra loro in ogni istante, pur rispettando le caratteristiche di volo di ogni tipo e le diverse missioni che ciascun aereo deve compiere.

In condizioni di ottima visibilità e di scarsa densità di traffico, è di solito consentito, specialmente agli aerei lenti, di volare secondo le regole VFR (visibility flyght rules). In genere questa autorizzazione è limitata a regioni ben definite, e fino ad una altezza molto modesta. Il pilota che vola in VFR è interamente responsabile del rischio di collisioni con altri aerei in volo, e non ha l'obbligo di segnalare continuamente la propria posizione e la propria quota.

Tutto il traffico aereo professionale, civile e militare, vola normalmente secondo le regole IFR (instrument flyght rules). Poiché l'esperienza ha dimostrato i rischi del volo con le regole VFR, si tende ad applicare le regole IFR anche in buone condizioni meteorologiche. Ciò crea un sensibile aumento delle comunicazioni necessarie tra terra e bordo, e rende più gravoso sia il compito dell'equipaggio in volo che il compito dei controllori al suolo, ma presenta il vantaggio che il traffico è controllato in modo continuo, cosicché i rischi di collisione sono effettivamente ridotti al minimo.

Durante il volo con le regole IFR l'equipaggio è tenuto a segnalare la propria posizione all'istante del sorvolo di punti predeterminati, a richiedere l'autorizzazione al sorvolo dei punti predeterminati successivi, e a non alterare senza autorizzazione il piano di volo comunicato alle autorità di controllo (rotte, quote, tempi di volo).

Vi sono due tipi principali di organizzazione del controllo del traffico:

a) il Servizio di informazioni di volo, che ha lo scopo fondamentale di essere al corrente di tutti i movimenti degli aerei nel settore di spazio aereo di sua competenza, al fine di fornire agli aerei tutte le possibili informazioni atte ad evitare collisioni con altri aerei in volo, nonché tutte le informazioni di natura meteorologica, e in particolare le indicazioni necessarie per il regolaggio degli altimetri di bordo;

b) il Servizio di controllo del traffico aereo che viene organizzato in quelle regioni o lungo quelle rotte dove l'intensità del traffico aereo è così grande da rendere preminente la funzione anticollisione rispetto alla semplice funzione di assistenza alla navigazione. Il servizio di controllo del traffico aereo non si limita a fornire informazioni agli aerei, ma dà precise istruzioni sulle rotte da seguire, i tempi di sorvolo da osservare, e le velocità da tenere, con lo scopo preciso di mantenere le necessarie separazioni orizzontali e verticali tra gli aerei in volo.

Le regole della separazione del traffico sono piuttosto complesse. Tutti gli aeroplani volanti con le regole IFR sono tenuti anzitutto ad osservare la cosiddetta "regola di separazione quadrantale", secondo la quale i livelli di volo consentiti sono funzione della direzione magnetica di volo. Per esempio: un aereo che vola con rotta magnetica compresa tra 0° e 89° deve mantenere un'altitudine di crociera corrispondente a un numero dispari di migliaia di piedi (1000, 3000, 5000, ecc.), mentre un aereo che vola in direzioni opposte - e cioè secondo rotte magnetiche comprese tra 180° e 269° - può volare solo ad altitudini corrispondenti a un numero pari di migliaia di piedi (2000, 4000, 6000 piedi, ecc.). Per gli altri due quadranti valgono regole analoghe, e cioè altitudini di 1500, 3500, 5500 piedi, ecc., per aerei volanti nel quadrante da 90° a 179° e altitudini di 2500, 4500, 6500 piedi per aerei volanti nel quadrante 270°-359°.

Le altitudini di volo sono lette dagli equipaggi sugli altimetri di bordo, barometrici. Per essere certi che tutti gli aerei in volo in una stessa regione abbiano gli altimetri regolati nello stesso modo, gli equipaggi sono obbligati ad inserire sugli altimetri di bordo - per il loro regolaggio - un particolare valore di pressione fornito via radio dagli appropriati Centri di informazioni di volo.

La regola di separazione quadrantale non basterebbe evidentemente, da sola, ad assicurare la necessaria separazione. Si ricorre allora alla istituzione della separazione longitudinale, in tempo, di più aeromobili volanti nello stesso senso lungo la stessa rotta allo stesso livello di volo; oppure si ricorre alla separazione laterale, assegnando a due aerei volanti in senso opposto alla stessa quota due rotte parallele perfettamente definite e distanziate di alcune miglia tra di loro.

Il servizio di controllo del traffico aereo esercita tutta la sua competenza nelle cosiddette rotte controllate o aerovie e nelle regioni terminali.

Le aerovie possono essere lunghe anche alcune centinaia di miglia, ed hanno la larghezza normale di 10 miglia o poco più. Ogni aerovia è una specie di canale aereo a sezione rettangolare che comincia a una certa quota sopra il terreno (abbastanza alta da tenere conto degli ostacoli naturali, e della direzione dell'aerovia secondo la regola quadrantale) e termina ad un'altra quota superiore.

All'interno dell'aerovia, tra i due limiti superiore e inferiore, sono permessi solo alcuni livelli di volo ben definiti in ciascun senso. La rete delle aerovie crea un vero e proprio sistema con punti di incrocio, biforcazioni, ecc. attraverso cui può essere incanalato il traffico aereo.

Di recente al sistema delle aerovie cosiddette inferiori si è aggiunto un secondo sistema di aerovie a quote superiori. Le figg. 18 e 19 danno uno schema dei due sistemi di aerovie in vigore in Italia. Occorre avvertire che la mutevolezza della intensità del traffico aereo, sia come intensità numerica che come qualità degli aerei, obbliga a frequenti varianti nei sistemi di aerovie.

Le regioni terminali sono degli spazî aerei, di forme e di dimensioni molto variabili, costituite intorno ai maggiori agglomerati urbani, in modo da comprendere tutti gli aeroporti di una stessa città, e tutti i percorsi di connessione in entrata e in uscita, tra gli aeroporti stessi e le aerovie facenti capo alla regione.

Le figg. 20, 21, 22 dànno uno schema della regione terminale di Roma. Le figg. 23 e 24 indicano le modalità regolamentari di avvicinamento e di atterraggio a Fiumicino-Roma.

I percorsi predeterminati e precordinati di connessione tra aeroporti e aerovie si chiamano procedure, rispettivamente di salita o di discesa, di avvicinamento, di entrata o di uscita, della regione. L'addestramento preventivo alla corretta esecuzione delle procedure in vigore nelle regioni nelle quali gli equipaggi sono destinati a volare rappresenta uno dei più delicati compiti che possono essere eseguiti, come abbiamo detto in precedenza, con speciali simulatori.

Infrastruttura. - Col termine infrastruttura si indica in senso generico tutto ciò che è necessario al suolo per consentire la corretta organizzazione su scala internazionale della n. e della circolazione aerea.

Le voci principali dell'infrastruttura sono: a) gli aeroporti, le cui dimensioni e complessità organizzative si sono rapidamente accresciute negli anni più recenti (v. aeroporto, in questa App.); b) la rete delle telecomunicazioni tra punti al suolo, e tra questi e gli aeromobili; c) i radioaiuti alla navigazione; d) la rete meteorologica incaricata delle osservazioni e delle misure meteorologiche e della elaborazione delle previsioni.

Organi internazionali. - La n. aerea, sotto il suo duplice interesse civile e militare, e per la sua naturale caratteristica di universalità, impegna numerosi organi internazionali ad un continuo processo di revisione e di elaborazione di nuove norme. Tralasciando gli organi militari, menzioneremo la grande importanza del massimo organo dell'aviazione civile mondiale, la ICAO (International Civil Aviation Organization) nata nel 1944 da una convenzione firmata a Chicago tra 52 stati, e alla quale in seguito, divenuta uno degli enti specializzati delle Nazioni Unite, hanno aderito numerosissimi altri Stati.

Lo scopo fondamentale dell'ICAO è la standardizzazione internazionale a un livello capace di influenzare profondamente il sicuro e ordinato sviluppo dell'aviazione civile. I documenti fondamentali sono i 15 allegati tecnici alla convenzione che sotto forma di "standards internazionali" (obbligatorî per gli Stati aderenti), o di "pratiche raccomandate" (consigliabili), dettano le norme di sviluppo in tutti i campi di applicazione dell'aviazione civile. La ICAO è organizzata in diverse regioni (l'Italia fa parte della regione Europa-Mediterraneo). Una continua analisi della situazione permette, attraverso la pressione degli stati interessati, di migliorare via via lo stato delle cose; mentre la pianificazione regionale, unita alla assistenza tecnica collettiva e al finanziamento collettivo, permette di preparare in anticipo e di realizzare le modifiche di struttura di maggiore importanza.

Sicurezza di volo. - La sicurezza di volo è considerevolmente aumentata malgrado le incrementate possibilità di incidenti derivanti dall'aumento delle velocità, delle quote di volo, della complessità delle macchine aeree, dell'intensità del traffico.

Alte velocità: al decollo e atterraggio, effetti diretti: incremento delle probabilità di incidenti e della gravità di questi (per le aumentate velocità relative al terreno); effetti indiretti, introdotti dai dispositivi di frenatura e acceleramento. In volo, effetti diretti: collisioni (scarsi margini sulla visibilità, sui tempi di percezione e di reazione), maggior difficoltà di evasione in caso di emergenza; effetti indiretti: complicazione della condotta di volo per le limitazioni d'impiego del velivolo (a causa dei fenomeni di compressibilità e aeroelastici) con errori e contributo alla "fatica operativa".

Alte quote: richiedono la pressurizzazione delle cabine. Se questa è completa (aeromobili di linea) si hanno: carichi ripetuti sulla struttura (fatica del materiale) i pericoli di "decompressione esplosiva" per aperture accidentali, nelle due forme di urto di pressione vero e proprio o di rapidissima discesa al valore ambientale esterno (a prescindere dallo stabilirsi di condizioni ambiente di non abitabilità). Se essa è parziale (aeromobili militari) l'equipaggio deve operare con indumenti speciali (difficoltà di manovra, affaticamento).

Complessità della macchina, associata anche al carattere meno "istintivo" che nel passato della risposta di essa ai comandi. Errori, in volo, di rilevamento, valutazione delle circostanze e manovra; a terra, nella manutenzione e revisione. Accresciute possibilità di interferenza fra le avarie dei varî organi e dispositivi. Affaticamento del pilota.

Intensità del traffico: favorisce le collisioni; impone procedure (talvolta complesse) per la separazione orizzontale e verticale degli aeromobili,

Inoltre, l'affaticamento del personale è aggravato dall'aumento della durata media dei voli.

Per quanto concerne i danni a persone o cose a terra derivanti dall'esercizio aeronautico, una nuova fonte di essi sono gli "scoppî sonici" (ingl. supersonic bangs, o booms), dovuti a forti concentrazioni locali di energia sonora prodotte, in certe condizioni, dal passaggio a bassa quota di aeroplani volanti a velocità supersonica.

Di contro a tali aspetti nocivi del progresso stanno, oltre il perfezionamento intrinseco delle macchine aeree e l'adozione di appositi dispositivi ed espedienti tecnici, l'affermarsi di una dottrina unitaria della sicurezza e il potenziamento organizzativo e normativo sul piano nazionale e internazionale (per il quale v. precedentemente: organizzazione internazionale della navigazione e della circolazione aerea).

Per gli aeroplani militari un particolare problema tecnico attuale è il lancio di emergenza dell'equipaggio realizzato soddisfacentemente per velocità subsoniche con i seggiolini eiettabili (circa un migliaio di lanci eseguiti con successo).

In un moderno tipo di installazione del genere, all'azionamento di un unico comando seguono automaticamente: la depressurizzazione dell'abitacolo e l'allontanamento della barra dal pilota; l'accostamento tra loro delle gambe del pilota, il bloccaggio di queste e dei piedi nella posizione dovuta e il serraggio delle bretelle del paracadute; lo sgancio del tettuccio o della botola e l'eiezione del seggiolino a mezzo di cartucce esplosive; la successiva liberazione del pilota dalla cinghia di fissaggio al seggiolino e l'apertura del paracadute ad una quota prestabilita. L'eiezione verso il basso è spesso necessaria in aeroplani con impennaggio sopraelevato ("a T"); quella verso l'alto viene, quando possibile, preferita perché utilizzabile anche al decollo e perché rende meno difficile l'uscita nel caso che il velivolo finisca in acqua (ingl. ditching).

A velocità supersoniche, per una efficace protezione dell'organismo umano è necessario lo sgancio dell'intero abitacolo o di un'apposita capsula; i relativi sistemi sono tuttora in fase di messa a punto; difficoltà serie sono: le elevate velocità limiti di tali involucri e la stabilizzazione (nel "rotolamento" in aria si sono rilevati fattori di carico locali superiori a 15 g).

Indirizzi della presente concezione unitaria della sicurezza sono (è evidente la complessità dei problemi concreti da risolvere): a) interpretazione della sicurezza in senso statistico; b) raggiungimento di un livello di sicurezza uniforme per tutti gli elementi ("la resistenza di una catena è quella del suo anello più debole"); c) classificazione degli eventi ("avarie", in senso proprio o traslato) atti a produrre circostanze di emergenza, assegnando per essi la probabilità ammissibile (riferita a un certo numero di ore di volo) in relazione alla gravità di ciascuno e al livello di sicurezza da raggiungere. Agli effetti classificativi sono importanti le inchieste analitiche sugli incidenti, affidate, in alcuni tra i Paesi aeronauticamente più progrediti, ad appositi corpi di specialisti.

D'altra parte, lo sviluppo storico dell'aeronautica, con l'evoluzione dall'aspetto sportivo a quello operativo, con l'accrescimento della durata e del costo degli aeromobili e l'estensione dell'esercizio del volo, ha, in particolare, condotto a nuovi criterî, da un lato per il collaudo dei velivoli prototipi, dall'altro, e corrispondentemente, per la selezione del personale di volo. Ad esempio, una migliore rispondenza strutturale si è ottenuta associando a coefficienti ridotti per la robustezza statica degli aeromobili requisiti inerenti alle sollecitazioni ripetute (fatica) e al comportamento aeroelastico.

L'anello più debole della catena è, oggi, l'elemento umano; si notano serî sintomi di saturazione delle possibilità operative a un sufficiente livello di sicurezza. L'interazione fra le caratteristiche psico-fisiologiche dell'organismo umano e quelle tecniche della macchina, e le possibilità di reciproco adattamento vengono oggi sistematicamente studiate dalla "ingegneria umana". Tendenza attuale di questa, in contrasto con quanto praticato nel passato, è l'adattamento della macchina all'uomo. Così, ad es., si è recentemente auspicata, a conclusione di convegni specializzati, la trasformazione con altro sistema di segnalazioni e indicazioni ottenute a mezzo di colori per consentire una migliore utilizzazione delle disponibilità umane (secondo sondaggi statistici, difetti cromatici sono riscontrabili in circa il 9% della popolazione maschile).

Importanti studî di ingegneria umana concernono la razionalizzazione e la semplificazione dei comandi e della strumentazione di bordo; altri sono collegati alle ricerche su dispositivi e provvedimenti per la sopravvivenza in caso di incidente (alcuni fra tali provvedimenti, per es.: sedili disposti in senso contrario al moto, urtano prevalentemente contro ostacoli di natura psicologica). Avanzate sono le ricerche teoriche e sperimentali per la realizzazione di strutture protettive contro le decelerazioni di urto; esse sono collegate a quelle per l'accertamento, da un lato, dei fattori di carico sopportabili e della relativa durata, dall'altro della distribuzione ottima delle forze esterne deceleranti. Applicazioni concrete si sono avute negli aeromobili nei quali è più agevole, in base all'impiego, la previsione delle modalità dell'urto, ad es. negli aeroplani leggeri per uso agricolo. In questi, oltre accorgimenti speciali (quali ad es. montanti forniti di orlo acuto per il taglio di fili), è prevista anche la progressiva rottura di parte della fusoliera come protezione antiurto per l'abitacolo.

Rifornimento in Volo. - Ha acquistato, sul piano mondiale, grande importanza nel campo militare, e viene, di fatto, estensivamente praticato (molte centinaia di operazioni di rifornimento al giorno) per esigenze di difesa in atto e, su scala minore, per scopi di esercitazione. Le relative installazioni sono ormai generalizzate sugli aeroplani da caccia e bombardamento. Principale applicazione attuale si ha nel mantenimento permanente in volo da parte di alcuni Paesi di flotte di bombardieri; si ottiene: a) riduzione del numero totale di aeromobili impiegati; b) riduzione del numero dei decolli e atterraggi (e dei pericoli relativi); c) riduzione del peso totale al decollo; d) aumento dell'autonomia (utilizzabile in caso di emergenza) tenuto anche conto dell'elevatissimo consumo orario di tali aeromobili; e) decentramento dalle basi, vulnerabili in caso di attacco.

Da un punto di vista generale, l'operazione può avvenire sia su base, che con "appuntamento" in località prefissata, o nel seno di una formazione, omogenea o mista. L'aeromobile rifornitore ("cisterna") può essere, o non, dello stesso tipo di quello ricevente; nel secondo caso è, di norma, più grande e attrezzato per il rifornimento multiplo contemporaneo. Problema fondamentale è il tempo occorrente e il cammino percorso durante il rifornimento; la tecnica più diffusa è l'esecuzione di esso nella fase finale del volo di crociera (a velocità subsonica) alla quale consegue quella di combattimento (a velocità supersonica e quindi con consumo assai maggiore).

Il rifornimento fra caccia dello stesso reparto (metà dei quali viene quindi ad avere parte attiva nella fase centrale del combattimento) è denominato (in gergo) buddey system. Elicotteri vengono saltuariamente riforniti in volo durante missioni speciali (talvolta trasferimenti) per mezzo di altri elicotteri o di aeroplani lenti; viene usato per essi il sistema tradizionale "per eiezione" In tale sistema, nel quale il combustibile defluisce attraverso una lunga tubazione flessibile, viene preventivamente stabilito il collegamento fra i due aeromobili con l'agganciamento di cavi da essi lanciati e che servono poi di guida per la tubazione. Il combustibile può defluire fino a circa 700 litri al minuto; il complesso dell'operazione richiede, in media, da 20 a 40 minuti.

Per gli aeroplani, devono essere oggi usati sistemi più veloci: il più diffuso è quello a "sonda e imbuto" (in ingl. probe and drogue): l'aeromobile cisterna lascia pendere una manica, di solito non più lunga di una ventina di metri, con un imbuto; l'aeromobile ricevente è dotato di una sonda rigida (lunga circa 1,5 m, collocata in prua, sull'ala, o lateralmente all'abitacolo e, di solito, retrattile) e manovra in modo da infilarla nell'imbuto. L'erogazione del combustibile (a circa 1300 l/min) e l'interruzione di essa sono automaticamente comandate dal contatto stabilito. È possibile il rifornimento multiplo usando più maniche. Velocità maggiore, ma rifornimento singolo, si ha con il sistema a "tubo sostentato" (in ingl. flying boom). Il velivolo cisterna è fornito di un complesso (non retrattile), a cannocchiale, disposto in coda sotto la fusoliera e costituito da un tubo esterno (di circa 8 m) e uno interno (di circa 5 m); quello esterno è dotato di alette aerodinamiche di stabilizzazione e manovra. Il velivolo ricevente, dotato di bocchettone nella prua, in alto, si accosta, restando più in basso, a quello cisterna, che regola la inclinazione e la lunghezza del "tubo sostentato", stabilendo il collegamento. È richiesta grande precisione nella condotta dei due velivoli.

Bibl.: Della vasta bibliografia relativa alla navigazione aerea ci limiteremo a indicare: 1. Alcuni testi raccomandati dall'ICAO; G. Lafannochère, Conseils de pilotage et de navigation pratique, Air France, Parigi 1939; P. Sandretto, Principles of aeronautical radio engineering, New York-Londra 1942; R. A. Smith, Radio aids to navigation, Cambridge 1947; Radar aids to navigation, a cura di J. S. Hall, New York 1947; R. Le Prêtre, La radionavigation aérienne, Parigi 1949-50; F. B. Baker, The performance of civil aircraft, Londra 1950; E. B. Williams e W. Branch, Air navigation, Londra 1952; C. V. Feuvrier e L. Combecal, La navigation du pilote et du co-pilote, Parigi 1954; D. C. T. Bennett, The complete air navigator, Londra 1954; P. V. Weems, Air navigation, Annapolis 1955; T. C. Lyon, Practical air navigation, Annapolis 1955; N. D. Van Sickle, Modern airmanship, Princeton 1957; C. A. e A. C. Zweng, Radio and instrument flying, Pan American Navigation Service, Hollywood 1957; e inoltre i manuali Manual of air navigation, Admiralty manual of navigation, dell'Aviazione britannica, Practical air navigation, dell'Aviazione civile degli S. U. A., Theory of instrument flying, Instrument flying techniques and procedures, Air navigation, dell'Aviazione militare degli S. U. A., tutti continuamente aggiornati. - 2. Bibliografia italiana: G. Simeon, Navigazione aerea, Roma 1942; O. Pistone, Strumenti e pilotaggio strumentale, Stato maggiore aeronautica militare, Roma 1952; G. Zucconi, Volo strumentale con gli aviogetti, Stato maggiore aeronautica militare, Roma 1955; E. Paschina, Servizio della circolazione aerea, ministero Difesa-Aeronautica, Roma 1956; G. Spina, Radiogoniometria e radiogoniometri, Roma 1957; 46ª Aerobrigata T. M., Volo strumentale col velivolo C 119, Pisa 1957; P. Pernazza, Navigazione aerea, Roma 1958; e i numerosi articoli di G. Spatuzza sul Bollettino mensile dell'Istituto di guerra aerea di Firenze. - 3. Meteorologia: R. W. Mudge, Meteorology for pilots, New York 1945; A. Viaut, La météorologie du navigant, Parigi 1956; W. Eischenberger, Météorologie pour aviateurs, Zurigo 1960.

Ai testi sopra indicati occorre aggiungere diverse pubblicazioni periodiche: 1. Le pubblicazioni tecniche dell'ICAO, che regolamentano tutta la navigazione civile, e delle quali i varî governi curano in genere la traduzione integrale. In Italia le traduzioni sono curate dal ministero Difesa-Aeronautica, Direzione generale aviazione civile, per le parti d'interesse generale e dal ministero Difesa-Aeronautica, Ispettorato telecomunicazioni e assistenza al volo, per le parti connesse con la circolazione aerea. - 2. Le riviste specializzate dei principali istituti di navigazione del mondo occidentale, e precisamente: Institute of navigation, Londra; Institute of navigation, Washington; Institut français de navigation, Parigi; Istituto di navigazione, Roma; The Australian institute of navigation, Sidney. - 3. Le riviste tecniche, fra le quali: Interavia, Flight, The aeroplane, Aerodigest, Aviation age, ecc.

Navigazione inerziale.

Generalità. - La n. inerziale è una forma nuova ed autosufficiente di n. marittima ed aerea che permette il calcolo automatico del punto veicolo. Le tecniche della n. rilevata e stimata sono soggette a inevitabili imprecisioni provenienti da cause di varia natura: effetto dello scarroccio (dovuto al vento) e della deriva (dovuta alle correnti marine) per le navi ed i sommergibili; effetto della deriva (per venti, alle volte fortissimi in quota) per gli aeromobili; non corretto funzionamento della bussola magnetica in vicinanza dei poli; poca precisione dei rilevamenti e delle misure relative che esigono buona visibilità, ecc.

Le tecniche che fanno ricorso ai sistemi radio e radar, condizionate dalla ricezione e trasmissione di segnali, sono soggette a limitazioni per scopi militari, esigono sugli oceani il volo a quote piuttosto elevate, sono soggette a disturbi di vario genere (tempeste magnetiche, contromisure varie in caso di operazioni militari, limitazioni varie di altro genere). Le tecniche della n. osservata esigono buone condizioni di visibilità del cielo; inoltre si prestano male per aeromobili molto veloci per le inevitabili perturbazioni del moto che influiscono sulla determinazione della verticale, quindi sulla determinazione del punto, ecc.

La n. inerziale per contro è un sistema del tutto autonomo ed intrinsecamente sufficiente. Il sistema non è soggetto ad alcuna limitazione per disturbi di propagazione o per limitazione proveniente dalle proprietà "ottiche" del fascio di radioonde, per tempo cattivo, per scarsa o nulla visibilità della superficie terrestre, per mancanza di visibilità dei corpi celesti: poiché non è necessaria alcuna emissione o ricezione di segnali non può essere influenzato da disturbi esterni di alcun genere. L'unico svantaggio della n. inerziale proviene dal fatto che l'errore nel computo della velocità e della posizione per lunghe durate operative può diventare rilevante; maggiore è la durata della n. o del volo, maggiori sono infatti gli errori del sistema.

Il sistema della n. inerziale si basa sulla misura (con strumenti tutti disposti all'interno del veicolo) della differenza tra l'accelerazione risultante a e quella di attrazione newtoniana h agenti su una "massa sensibile" (detta anche "massa sismica" o "massa di prova").

L'attrazione newtoniana proviene dalla Terra e dagli altri corpi celesti; nelle vicinanze della Terra essa differisce poco dall'accelerazione di gravità g. Se F è la risultante di tutte le forze, applicate e vincolari, agenti sulla massa sensibile a eccezione di quella di attrazione, la legge fondamentale della dinamica del punto materiale permette di scrivere per un accelerometro non rotante (cioè, in concreto, stabilizzato giroscopicamente e sospeso cardanicamente):

in cui m è la massa sensibile. Poiché l'accelerometro è contenuto entro un'adeguata scatola ermetica, sistemata a sua volta entro il veicolo, la F è sostanzialmente una forza vincolare proveniente da un vincolo (elastico, elettromagnetico, o di altro tipo) della massa sensibile. La [1] si ammette rigorosamente valida se la a è valutata rispetto a un sistema inerziale.

Poiché forze ed accelerazioni sono quantità vettoriali è necessario il rilevamento e la misura delle grandezze secondo tre direzioni mutuamente perpendicolari tra loro, il che si ottiene disponendo di tre accelerometri disposti secondo le anzidette direzioni; si hanno allora tre equazioni simili alla [1] nelle componenti di a, F, h secondo l'asse di ogni accelerometro (ciascuno ad un grado di libertà).

Un accelerometro, contrariamente a quanto usualmente ritenuto (forse per suggerimento della parola stessa) non misura la a bensì la F/m. Se F è zero (il che si ha nel moto libero del veicolo per effetto delle sole forze di attrazione newtoniana), l'accelerometro segna zero: si è nello stato di "imponderabilità", poiché ogni particella e ogni parte del veicolo (compresa quindi la massa sensibile dell'accelerometro) viene assoggettata direttamente alla stessa accelerazione newtoniana h. Nello stato di imponderabilità l'effetto dei vincoli del sistema viene a cessare; ogni particella si muove per conto proprio. Il rapporto n = F/mg_o, indicando con g_o il valore scalare dell'accelerazione di gravità, è chiamato sopportazione (v. anche volo, meccanica del, in questa App.).

L'insieme dei tre accelerometri (che forse sarebbe più appropriato chiamare sopportometri) misura il vettore ng_o, quindi, a meno della costante g_o, il vettore sopportazione (con rilevante approssimazione la sopportazione misurata dall'accelerometro non rotante è, istante per istante, uguale a quella baricentrica di tutto il veicolo).

Il vettore h, che nel caso più generale è funzione delle coordinate e del tempo (poiché la configurazione del sistema planetario è continuamente variabile) deve venire valutato a mezzo di apposito calcolatore e continuamente composto col vettore F/m per ottenere l'accelerazione a della massa sensibile. Se la a = F/m + h è quindi misurabile con precisione molto elevata e se l'integrazione può venire effettuata con errori sufficientemente piccoli, almeno entro un tempo sufficientemente lungo, il sistema inerziale può competere e superare gli altri sistemi in fatto di precisione e di completa automaticità; è quanto la tecnica di precisione moderna e l'elettronica sono riuscite a realizzare effettivamente.

Il sistema di n. inerziale (quindi anche di guida) si può dividere, non dal punto di vista concettuale ma da quello tecnico pratico di insieme, in sistema per traiettorie dei veicoli a quota sostanzialmente costante nell'ambito della Terra, e in sistema con traiettorie caratterizzate da grande variabilità di quota e velocità anche fuori dell'atmosfera e dell'ambito terrestre.

Il sistema con traiettorie a quota costante cioè, in pratica, con variazioni di quota ΔΗ modeste rispetto al raggio terrestre (ΔΗ al più qualche diecina di km rispetto ai 6370 km del raggio terrestre), è stato sviluppato per le navi, i sommergibili e gli aeroplani. In questo caso il problema della misura dell'accelerazione è bidimensionale; la quota conviene ottenerla direttamente tramite l'altimetro (barometrico o radar) per i motivi cui verrà accennato in seguito. L'altro sistema riguarda i veicoli con variazioni di altezza e velocità rilevanti (missili balistici di vario genere, veicoli spaziali, ecc.).

Rilevata, mediante gli accelerometri, la grandezza a − h ed introdotta la h, una prima integrazione (automaticamente eseguita mediante una calcolatrice elettronica) fornisce a partire da un certo istante prefissato (cui corrisponde una velocità iniziale nota) l'incremento di velocità (partendo da fermo, quindi, la velocità); una seconda integrazione fornisce a partire dallo stesso istante (note le coordinate iniziali) le coordinate del veicolo, cioè il "punto veicolo".

Elementi essenziali. - Elementi essenziali dei sistemi di n. e di guida inerziali sono:

a) un riferimento, cioè un dispositivo che all'atto della partenza è disposto secondo un certo orientamento (orientamento che poi in n. o in volo può essere mantenuto oppure variato in modo noto); per realizzare questo riferimento, che serve sostanzialmente per la corretta definizione della direzione del vettore accelerazione, usualmente si impiegano piattaforme con stabilizzazione giroscopica;

b) un accelerometro per la misura della grandezza F/m; in realtà, come detto dianzi, l'accelerometro consta nel caso più generale di tre accelerometri, ciascuno a un solo grado di libertà, con assi mutuamente ortogonali, montati sulla piattaforma stabilizzata di riferimento. Come già accennato, per veicoli che si muovono a quota costante o quasi costante bastano due soli accelerometri montati sulla piattaforma che deve venire rotata in modo da essere in permanenza orizzontale; la rotazione avviene rispetto al telaio portante i giroscopî; la gravità (componente del peso), se la piattaforma è orizzontale, non viene così rilevata dagli accelerometri; la rotazione automatica è funzione del tempo e della latitudine; i risultati delle operazioni vengono trasmessi agli organi di comando della piattaforma portaccelerometri; è possibile tener conto anche della non sfericità della Terra e dell'accelerazione di Coriolis;

c) un calcolatore per l'integrazione dell'accelerazione e per la valutazione degli effetti dell'attrazione terrestre in funzione delle coordinate; nei sistemi guidati il calcolatore serve inoltre ad elaborare i dati per i comandi relativi alla guida e alla spinta dei propulsori. Il calcolatore può essere di tipo analogico o digitale a seconda del peso, dello spazio, delle finalità, ecc.;

d) un orologio (in senso lato) per il calcolo della rotazione terrestre (ed anche di altri corpi celesti e spaziali quando necessario);

e) una memoria, contenente il programma operativo e la destinazione del veicolo; la memoria è presente usualmente nei missili e nei veicoli spaziali.

Questi cinque elementi fondamentali, sebbene distinti dal punto di vista concettuale, costituiscono un apparato unico al quale sono associati inoltre adeguati dispositivi per il preciso orientamento iniziale del riferimento, per l'inserzione di istruzioni e della "memoria", ecc.

Collegato al sistema di n. e guida, ma distinto da esso, è il sistema asservito che guida e stabilizza il veicolo malgrado la presenza degli inevitabili disturbi esterni di varia natura.

Tecniche speciali sono state sviluppate per ottenere strumenti di altissima precisione. Per es., ogni giroscopio è contenuto entro una scatola a tenuta stagna che è immersa entro uno speciale liquido di pari densità (si riduce così al minimo l'attrito dei supporti che collegano la scatola del giroscopio alla scatola del liquido), la cui temperatura (quindi la densità e la viscosità) è mantenuta costante da adatti termostati.

L'accelerometro, lo strumento che deve fornire forse la più elevata precisione tra tutti, deve essere tale da misurare la grandezza F/m entro ampî limiti; ovviamente, non sono impiegati sistemi massa-molla, ma dispositivi elettromagnetici (usualmente a controreazione con guadagno sufficientemente elevato); la massa sensibile può essere anche di tipo pendolare (ad un solo grado di libertà).

I tre giroscopî, che con i loro assi mutuamente ortogonali individuano la terna di riferimento (inerziale), vengono montati su un telaio collegato alle strutture del veicolo mediante una sospensione cardanica; il veicolo allora può rotare comunque attorno al telaio senza che quest'ultima perda l'orientamento iniziale. La piattaforma con gli accelerometri è collegata al telaio stabilizzato mediante dispositivi che ne consentano la rotazione rispetto al telaio stesso.

Computo della gravità. - Rilevante importanza riveste il problema del calcolo dell'attrazione e con approssimazione dell'accelerazione di gravità.

Se la traiettoria che il veicolo deve eseguire è prevista con sufficiente precisione, l'effetto della variazione di queste grandezze può venire determinato a priori; sicché basta allora la conoscenza della accelerazione F/m per ottenere il previsto programma operativo, cioè la guida ed il punto veicolo.

Se la traiettoria non è prevista con sufficiente precisione (per motivi operativi o di altro genere) è necessario eseguire il calcolo della gravità durante la n. o il volo. Con riferimento alla fig. 25, si assuma un sistema di coordinate z, x (l'estensione all'altra coordinata y sarebbe immediata); per semplicità, la traiettoria del veicolo si supponga piana. L'accelerazione di gravità varia, com'è ben noto, in ragione inversa del quadrato della distanza dal centro della Terra, supposta sferica e omogenea. Per distanze non rilevanti dall'origine degli assi si può allora scrivere, linearizzando le formule generali che danno l'accelerazione anzidetta e ponendo: a_x = ï, a_z = ì:

in cui g_o è il valore dell'accelerazione di gravità a quota zero ed R è il raggio terrestre.

Lo schema a blocchi del calcolatore è riportato in fig. 26 (per maggiori chiarimenti sugli schemi a blocchi v. Servosistema, in questa App.).

Errori. - Grande importanza concreta presenta per il sistema inerziale la valutazione degli effetti delle varie possibili fonti di errore.

Ogni sistema elettromeccanico, così come ogni altro sistema fisico, si allontana più o meno dal previsto comportamento ideale. Il funzionamento degli accelerometri e dei giroscopî deve, innanzi tutto, rasentare la pratica perfezione per molte ore. Una inclinazione della piattaforma stabilizzata portaccelerometri rispetto al previsto introduce errori, crescenti col tempo, dovuti a componenti lungo l'asse dell'accelerometro del peso della massa sensibile che il calcolatore avverte ed elabora come componenti di forza esterna F/m, inesistente in realtà; la precessione intrinseca dei giroscopî porta a errori e spostamenti del telaio e della piattaforma crescenti col tempo. Errori tipici dei sistemi di n. inerziale sono dovuti a errori iniziali di orientamento e inclinazione della piattaforma e ad errori di sensibilità dell'accelerometro nella misura di F (errore di punto zero e di graduazione).

Se si indicano con Δx, Δz,ΔF gli errori, si trova che essi sono condizionati dal sistema:

ottenuto (per distanze non rilevanti dalla superficie terrestre) differenziando le [2l e [3]. Da queste equazioni si deduce subito che l'errore Δx è funzione sinusoidale del tempo con periodo 2π(R/g_o)^1/2 ≅ 84′ mentre l'errore Δz è funzione esponenziale del tempo.

Se ne conclude che per moti di lunga durata in prossimità della Terra si ha una certa compensazione per gli errori Δx mentre conviene ricorrere, come già detto, a un altimetro per la misura della quota (evitando così errori Δz che si accumulano nel tempo).

Il periodo 2π(R/g_o)^1/2 è il periodo di un pendolo matematico di lunghezza pari al raggio terrestre (periodo di Schüler) ed è uguale al periodo di rivoluzione (a quota zero, idealmente) di un satellite artificiale della Terra.

Per quanto riguarda la precessione intrinseca dei giroscopî, si trova che essa introduce un errore con andamento sinusoidale ma crescente col tempo.

Molto efficace ai fini della precisione della teleguida appare il sistema combinato radioinerziale. In questo sistema la posizione del missile o del veicolo spaziale viene rilevata da terra mediante un radar, mentre l'accelerazione viene misurata da accelerometri a bordo; si ottiene così una maggiore precisione in quanto per ciascun sistema si utilizzano gli aspetti più certi ed affetti da minore errore (per i sistemi inerziali, per es., l'errore dipende dal tempo, mentre per i sistemi radar l'errore è di tipo casuale).

Bibl.: D. E. Adams, Introduction to inertial navigation, in The Journal of the Institute of navigation, 1956, fasc. 9; E. W. Anderson, Inertial navigation system, ibidem, 1958, fasc. 3; L. L. Shock, Navigation of guided-missile ships, in Navigation, luglio 1958; M. G. D'Artogna, guida dei missili e dei velivoli con sistemi inerziali, in Industria italiana elettrotecnica, 1957, fasc. 2; R. W. Ittelson, La guida inerziale, in Sperryscope, 1959, fasc. 12; Autori varî, Space technology (Parte IV), New York 1959; C. L. MacClure, Theory of inertial guidance, Prentice Hall 1960.

Navigazione Spaziale.

Sino a pochi anni fa la n. spaziale, anche ristretta al sistema planetario solare, era guardata dalla maggior parte degli scienziati e dei tecnici aeronautici come un insieme esclusivamente di ordine teorico e concettuale non traducibile in realtà concreta. Dopo la produzione dell'energia nucleare il problema della n. spaziale sembrò facilitato ma occorre dire subito che quanto è stato realizzato sino ad oggi nel campo della n. spaziale ha avuto luogo senza fare ricorso all'energia nucleare.

I pochi convinti fautori ed assertori dell'astronautica trovarono, di regola, poco credito sia negli ambienti scientifici e tecnici sia presso le autorità governative. Tra i più ardenti fautori dell'astronautica e della n. spaziale, vero pioniere, va annoverato il russo K.E. Ciolkovski, il "padre dell'astronautica" che sin dal 1896 aveva mostrato come il razzo a più stadî (con propellenti chimici) fosse l'unico mezzo per la propulsione dei veicoli spaziali. Le vedute e gli studî di Ciolkovski ebbero grande influsso sugli studî e sulle ricerche dei successivi pionieri e studiosi tra i quali vanno ricordati in particolare H. Obert, R.H. Goddard, R. Esnault-Pelterie, E. Sänger, G.A. Crocco, M. Valier, W. von Braun, N. Rinin, L. Sedov, ecc. Gli inizî concreti dell'astronautica si confondono con gli inizî della missilistica (v. missile, in questa App.).

Nel 1957 l'URSS, poco dopo la messa a punto del primo missile balistico intercontinentale, metteva in orbita il primo satellite artificiale della terra (4 ottobre 1957); seguirono altri satelliti messi in orbita dall'URSS e dagli S. U. A. (v. satellite, in questa App.); i primi pianetini artificiali, i primi veicoli spaziali Terra-Luna, Terra-Venere. Ogni lancio è stata una tappa particolarmente significativa e progressiva in vista del volo cosmico umano.

Dall'URSS - dopo riusciti rientri ed atterramenti da orbite terrestri su zone prestabilite di alcuni veicoli spaziali di grande peso con esseri viventi a bordo - è stato effettuato il primo volo cosmico, vero e proprio, con un uomo a bordo; il veicolo spaziale Vostok I di quasi 5 t (partito dalla base di Bainokur), primo satellite artificiale con a bordo il maggiore Y. Gagarin, il 12 aprile 1961 ha infatti volato alla prima velocità astronautica atterrando, dopo una sola rivoluzione, sulla zona prestabilita (necessariamente diversa da quella di partenza perché mentre il piano dell'orbita del satellite non ruota la Terra gira su sé stessa). Sono seguiti negli S. U. A. due lanci balistici (Cape Canaveral) della capsula Mercury (1500 kg) con a bordo rispettivamente il t. col. A. Shepard (5 maggio 1961) e il capitano V. Grissom (21 luglio 1961). È seguito il 6 agosto 1961 il volo orbitale del maggiore G. Titov che a bordo del veicolo spaziale Vostok II ha effettuato 17 rivoluzioni atterrando poi nella stessa zona dove aveva preso terra Gagarin (regione di Saratov). Il 20 febbraio 1962 ha avuto luogo infine il volo orbitale del colonnello John Glenn (S. U. A.) che a bordo del satellite Amicizia VII, partendo da Cape Canaveral, ha effettuato 3 rivoluzioni del globo, ammarando nell'Atlantico a 340 km da Portorico.

Nello specchio allegato sono sintetizzati (con valori arrotondati) i dati più significativi relativi a questi primi voli spaziali.

Grandi difficoltà e pericoli di vario genere e di varia natura si sono presentati, si presentano e si presenteranno per la effettiva realizzazione dei viaggi spaziali; queste difficoltà e pericoli derivano da fattori diversi simultanei e interdipendenti. Vi sono fattori psicologici provenienti dallo stato di imponderabilità, dall'isolamento, dalla solitudine, dal silenzio, dalla vita in ambiente ristretto ed ermetico, da tensione emotiva, da riflessi mancanti e da riflessi diversi per stimoli diversi e nuovi. Fattori psicologici e pericoli provenienti da radiazioni di varia natura (raggi X, raggi γ), da particelle cariche ad alta energia, da neutroni, dai micrometeoriti e dalla polvere cosmica, dalle vibrazioni e dai rumori molto intensi nelle fasi propulsive e frenanti di rientro, dalla sopportazione fisiologica per il sovraccarico durante le fasi propulsive (4 ÷ 8 volte il peso proprio) e nel rientro (circa 10 volte il peso proprio), dallo stato di imponderabilità, da tutto l'insieme di stimoli e riflessi connessi. Fattori biologici provenienti dalla necessità di assicurare la termoregolazione e la ventilazione del veicolo, l'eliminazione dei rifiuti e degli altri prodotti dell'attività organica, le scorte di cibo ed acqua, la sopravvivenza con adatto scafandro a tenuta nel caso di accidentale mancata tenuta stagna o di perforazione del veicolo a causa di micrometeoriti di apprezzabile massa, ecc.

La preparazione e l'allenamento degli astronauti prevede: corsi e conoscenze teoriche e pratiche sui missili, sui razzi, sull'astronomia, sulle complesse apparecchiature di bordo; voli su aerei a reazione, subsonici e supersonici, per l'allenamento ai sovraccarichi e, per brevi intervalli, allo stato di imponderabilità, allenamento a terra entro cabine cosmiche, allenamento alle centrifughe (per i sovraccarichi) ed alle vibrazioni con apposite apparecchiature, lanci con paracadute, ecc. Appare naturale che la scelta dei primi astronauti sia stata fatta tra i piloti dei velivoli a reazione perché già preventivamente selezionati e più vicini come è ovvio, per varî aspetti, alle esigenze del volo cosmico.

Tecnica della navigazione spaziale. - Partenza da un corpo celeste; traiettorie; propulsione. - Per la n. aerea riferimento essenziale è la geografia. Per la n. interplanetaria sono essenziali la conoscenza della cinematica del sistema planetario e la conoscenza delle dimensioni della massa, della gravità, dell'atmosfera (se esistente), della composizione, ecc., dei pianeti e dei relativi satelliti, in particolare della Luna, il corpo celeste più vicino. Nel futuro sarà necessaria la conoscenza della "geografia" della Luna, dei varî pianeti e loro satelliti. L'unico tipo di propulsore per la n. spaziale è il razzo; il veicolo spaziale, interplanetario, fa parte sostanzialmente dell'ultimo stadio di un missile di partenza dal corpo celeste (v. missile e propulsione, in questa App.) o da una base orbitale; dopo l'esaurimento del propellente, il veicolo propriamente detto usualmente si distacca dal resto.

Le fasi della partenza di un missile per la messa in orbita di un satellite artificiale sono descritte nella relativa voce in questa App. Sostanzialmente analoghe sono le fasi della partenza di un missile per la messa in orbita di un veicolo spaziale lunare, planetario o di altro genere.

I problemi relativi alla sopportazione fisiologica (intensità, durata, direzione rispetto al fisico, ecc.) ed alla sicurezza sono assolutamente determinanti se a bordo vi sono essere viventi; per la sopportazione v. volo, meccanica del, in questa Appendice.

I problemi connessi col riscaldamento cinetico nelle fasi di partenza sono invece relativamente poco importanti poiché l'attraversamento degli strati densi avviene di regola a velocità moderate a confronto di quelle rilevantissime astronautiche che vengono impresse negli strati atmosferici estremamente rarefatti e nel "vuoto" (per essere precisi per "vuoto" si deve intendere, più propriamente, la "atmosfera solare").

Fondamentale importanza ha l'istante di partenza (per dato posto della Terra) specialmente per traiettorie di veicoli diretti verso corpi celesti. Così pure fondamentale importanza ha l'istante di partenza di un veicolo spaziale che si distacca da una base orbitale di date caratteristiche.

Per definire la voluta traiettoria spaziale è necessario infatti conoscere con la più elevata precisione possibile le coordinate e la velocità iniziale del veicolo rispetto allo spazio cosmico coincidenti con le coordinate e la velocità rispetto allo spazio cosmico del punto iniziale di lancio terrestre od orbitale. Tanto più elevata questa precisione, tanto minori le "correzioni" da apportare (ove possibili) per avvicinarsi al massimo alla traiettoria programmata.

Concettualmente il problema della impostazione del calcolo delle traiettorie non è difficile. Si tratta innanzi tutto di stabilire un opportuno sistema inerziale di riferimento poiché le leggi della meccanica sono valide per sistemi siffatti.

Può convenire di assumere una terna ortogonale destra con l'origine nel centro del Sole, con gli assi x ed y nel piano dell'eclittica e l'asse z in direzione del polo artico celeste (polo boreale dell'eclittica); se l'asse x si sceglie nella direzione del punto vernale γ (equinozio di primavera), l'asse y si trova pressoché nella direzione del solstizio d'estate; se non vi fossero la precessione degli equinozî e tutte le altre "perturbazioni" provenienti dalle altre masse celesti planetarie il sistema di riferimento sarebbe realmente inerziale perché il moto d'insieme del sistema solare verso la costellazione di Ercole appare rettilineo ed uniforme; però il sistema scelto è con elevatissima approssimazione inerziale poiché la precessione è lentissima (un giro in circa 26.000 anni) e le perturbazioni trascurabili. Si potrebbe assumere come terna di riferimento una qualsiasi altra terna con origine nel centro del Sole ed assi (non ortogonali in genere) passanti per tre convenienti "stelle fisse".

Il moto di una terna solidale con la Terra rispetto alla terna solare è allora definito (poiché il moto rototraslatorio della Terra rispetto al Sole è noto); come terna si usa scegliere una terna ortogonale destra con l'origine nel centro della Terra (con asse z secondo l'asse polare, in direzione nord, e assi x ed y nel piano equatoriale; l'asse x passante per un meridiano convenuto).

Il veicolo spaziale può venire rappresentato mediante una conveniente terna solidale ad esso (v. per es. volo, in questa App.). Le forze agenti sul veicolo sono: quella d'attrazione, quelle propulsive e quelle provenienti dalla resistenza del mezzo quando si attraversa l'eventuale atmosfera di un corpo celeste. La forza di attrazione nel posto occupato dal veicolo spaziale è funzione delle configurazioni in atto del sistema planetario. Note le condizioni iniziali del veicolo (coordinate e velocità rispetto alla prescelta terna inerziale) la traiettoria risulta perfettamente definita integrando le equazioni del moto. In definite condizioni il problema generale, notevolmente complesso, può venire semplificato trascurando alcuni effetti (per es. pei satelliti artificiali con orbite nei pressi dei corpi celesti, per archi di traiettorie lontane dai pianeti in modo da avere praticamente solo l'attrazione del Sole, ecc.).

Mentre nella n. aerea i punti della superficie terrestre stanno fermi, i corpi celesti, per le astronavi, si mu0vono con velocità astronomiche; in questo fatto sta una delle più serie e gravi difficoltà teoriche e pratiche della n. spaziale perché è necessario tenere conto accuratamente della posizione futura del corpo celeste verso il quale si è diretti; è necessario scegliere per conseguenza una traiettoria capace d'andarlo ad "incontrare" là dove sarà dopo giorni, mesi, anche anni dall'istante della partenza e di ritornare poi al corpo celeste di partenza che frattanto ha proseguito nel suo moto. Nella fig. 30 è rappresentata schematicamente la traiettoria del veicolo spaziale Venusik (v. anche, per Orbtnik I o Lunik III, la voce luna, in questa App.).

Se complessa è la definizione e il calcolo della traiettoria conveniente (conviene scegliere tra le possibili traiettorie di minore consumo di propellente compatibili con la sopportazione massima, con il tempo di percorrenza, con coincidenze periodiche, ecc.) più complessa e più difficile ne è la realizzazione concreta che deve avvenire per gli archi attivi (cioè con propulsori in azione) con minimi scarti di velocità sul previsto (sia in intensità che in direriferisce, in particolare, ad alcuni aspetti della n. spaziale ristretta al moto dei satelliti artificiali della Terra; v. satellite, in questa Appendice.

La traiettoria di minor consumo di propellente per il trasferimento di un veicolo da un corpo celeste all'altro (orbita della minima energia) è la semiellittica bitangente alle orbite dei due corpi celesti supposte complanari (le orbite dei pianeti sono pressoché complanari). Con maggiori consumi si possono realizzare, come già accennato, altre traiettorie convenienti da punti di vista diversi (riduzione del tempo e della distanza, tempo di rivoluzione pari ad un anno, ecc.). Vastissima è la produzione scientifica in proposito. Molte le traiettorie e le orbite "ottime" calcolate e proposte per scopi diversi.

Alla partenza sono indispensabili spinte dei razzi convenientemente superiori all'attrazione del dato corpo celeste; allo stato della tecnica attuale i razzi sono a propellente chimico. Prevista l'applicazione di razzi a energia termonucleare. Nel volo tra un corpo celeste e l'altro si potrà ricorrere, oltre alla propulsione chimica e nucleare diretta anche alla propulsione con getti di ioni e di plasma (spinte moderate per lungo tempo, se necessario, sempre con energia fornita da impianti nucleari). Prevista pure la propulsione per effetto della radiazione solare su apposite superfici (vele solari) del veicolo. Alle altissime velocità galattiche, interstellari (diecine di migliaia di km/sec) dovrebbero cominciare a diventare sensibili gli effetti relativistici (Einstein). Previsti per la n. interstellare sono i razzi elettromagnetici puri (emissione di fotoni).

Radiocollegamenti; osservazione; sistemi di navigazione; pilotaggio; guida. - Per alcuni di questi aspetti si rinvia alle voci: navigazione aerea, inerziale; missile; satellite artificiale; servosistema, in questa Appendice.

Tutte le tecniche relative alla n. sono in fortissima evoluzione. Si tratta di assicurare già adeguato controllo della posizione dei veicoli e il loro pilotaggio a distanze di diecine di milioni di km. Per questo è necessario mettere a punto dispositivi e disposizioni sempre più efficienti per potere far pervenire e potere rilevare i voluti "segnali" malgrado i "rumori" dovuti alle radiazioni cosmiche di ogni genere; occorre inoltre tenere presente che l'apparecchiatura radio a bordo del veicolo deve essere poco ingombrante e quindi poco potente. Le forti interferenze delle sorgenti radio cosmiche escludono la possibilità di impiegare lunghezze d'onda superiori a poche diecine di cm; per contro le radiazioni termiche delle atmosfere dei pianeti escludono la possibilità di impiegare onde molto corte. I segnali debbono essere opportunamente "autocorrelati" per poterli distinguere sostanzialmente dai radio rumori cosmici; la banda delle frequenze alle grandissime distanze sarà quindi necessariamente ristretta.

Il grandioso sviluppo della tecnica dei radio collegamenti sembra che possa già garantire, con le più grandi antenne già esistenti e con i più sensibili apparecchi di ricezione (utilizzanti nuovi tipi di amplificatori, es. molecolari), collegamenti anche a distanze di qualche anno-luce! L'energia elettrica per i lunghissimi percorsi sarà ottenuta dall'energia raggiante del Sole mediante batterie solari ed anche per via atomica.

Il Venusik, veicolo cosmico lanciato nell'URSS verso Venere è stato interrogato a grandi distanze su comando da terra fornendo le richieste risposte già registrate da apposite memorie.

Protezione dalle radiazioni e dai meteoriti. Orientamento. - Durante il volo l'astronauta deve essere protetto adeguatamente da ogni possibile influenza nociva. Attorno alla Terra esistono zone di intense radiazioni di protoni, elettroni ed altre particelle cariche (dette cinture di Van Allen) ad altissima energia capaci di provocare gravi effetti su un organismo esposto senza adeguata protezione per un certo tempo.

Altro grave pericolo è costituito dalle meteore che si muovono a velocità dell'ordine delle decine di km/sec; le più grandi (aventi massa di qualche grammo) sono fortunatamente molto rare e la probabilità d'incontro è estremamente bassa; quelle di dimensioni più piccole e assai più numerose (micrometeoriti) si aggirano, come massa, sul milionesimo di grammo (v. anche meteore, in questa App.). Si comprende il grave danno che ne verrebbe ad un veicolo per l'incontro con meteore di massa apprezzabile. Le ricerche effettuate con i satelliti artificiali mostrano che la probabilità di un incontro con una meteora tale da danneggiare in modo irreparabile il veicolo è bassa, ma questa probabilità, crescente col tempo, purtroppo esiste. Sembra assodato che incontri distruttivi si siano presentati per il quarto satellite americano (nel 1958) e per il Lunik sovietico (1959) che, dopo aver trasmesso la fotografia della faccia nascosta della Luna, cessò improvvisamente di trasmettere. Una meteora con massa di qualche mgr, con impatto perpendicolare alla superficie che urta, può penetrare per alcuni centimetri entro leghe leggere di alluminio, per lunghezze minori entro acciai speciali od altre leghe. È necessario quindi per la protezione dei veicoli spaziali dalle radiazioni e dalle meteore un adeguato spessore dell'involucro; quindi pesi rilevanti. La rilevante massa del materiale di protezione può venire utilizzata nel rientro come pozzo di calore, cioè come massa che assorbendo calore protegge termicamente il veicolo così come accennato più avanti.

È necessario garantire all'interno del veicolo pressione ambiente pressoché pari a quella atmosferica normale; è necessario inoltre garantire la temperatura entro limiti tali da assicurare ottime condizioni di vita e il perfetto funzionamento delle apparecchiature di bordo; la termoregolazione è ottenuta usualmente mediante schermi a comando automatico; per es. l'energia raggiante solare per unità di superficie nei pressi dell'orbita di Venere è circa il doppio di quella ricevuta nei pressi dell'orbita terrestre.

È necessario infine un sistema di orientamento che ha il compito di eliminare la rotazione spontanea che nasce all'atto della separazione del veicolo dal missile, di permettere la ricerca del Sole e l'esposizione delle batterie solari, di permettere gli spostamenti necessarî per correggere la rotta, di assicurare l'orientamento delle antenne ricetrasmittenti in direzioni particolari, ecc.; sul sistema di orientamento automatico ed a programma può intervenire anche l'astronauta.

Arrivo; rientro. - All'arrivo su un corpo celeste la velocità del veicolo spaziale deve venire convenientemente ridotta a valori non distruttivi compatibili con la sicurezza degli esseri viventi, del carico, delle strutture del veicolo stesso. La riduzione della velocità può essere ottenuta o con frenamento mediante razzi oppure sfruttando la resistenza che l'atmosfera oppone al moto del veicolo per i corpi celesti che ne sono provvisti; può essere conveniente anche un sistema misto. Per la Luna sarà inevitabile il ricorso ai razzi mentre per la Terra ed altri pianeti il rientro viene effettuato a mezzo di frenamento aerodinamico.

Il frenamento a mezzo di razzi (con propellenti chimici) esige rilevanti rapporti di massa; trascurando l'effetto dell'attrazione e dell'eventuale resistenza aerodinamica la riduzione di velocità, ΔV = V_o − V_f è data (v. missile, in questa App.) da

con V_c velocità di efflusso dei propellenti ed

rapporto tra la massa iniziale e la massa finale. Rilevanti riduzioni di velocità esigono quindi (al pari di rilevanti aumenti di velocità) rilevanti rapporti di massa che involgono serî problemi di vario genere e gravissime limitazioni del carico utile e della massa globale del veicolo. Molto più conveniente appare, quando possibile, il frenamento aerodinamico che si presenta gratuito ma condizionato, per contro, da due aspetti di importanza essenziale e determinante per l'integrità degli esseri viventi e del veicolo stesso.

Per l'incolumità delle persone è necessario contenere innanzi tutto la ritardazione proveniente dal frenamento aerodinamico a valori compatibili con la sopportazione fisiologica; per veicoli senza esseri viventi questo aspetto perde molta importanza. Per l'integrità del veicolo e del carico è necessario inoltre non solo evitarne la disintegrazione per effetto delle altissime temperature raggiungibili, ma è necessario contenere la temperatura dei materiali dell'interno a valori compatibili con l'integrità delle installazioni e degli esseri a bordo. Si riportano alcuni dati relativi al rientro terrestre.

L'energia cinetica della massa di un kg alla velocità planetaria di 7,9 km/sec è circa 3•10⁶ kgm/kg (pari cioè a circa 7000 kcal/kg); per velocità di arrivo pari a quella di evasione (circa 11 km/sec) l'energia si raddoppia. Questa energia nel frenamento gasdinamico si converte tutta in calore che deve venire praticamente fatto assorbire dalla corrente gassosa che investe il veicolo; dai dati avanti riportati appare evidente che la materia costituente il veicolo può assorbirne minime percentuali per evitarne la disintegrazione e la volatilizzazione così come accade usualmente per i meteoriti che entrano nell'atmosfera.

Intense sono le ricerche teoriche e sperimentali sul problema del sovraccarico e del riscaldamento cinetico di importanza determinante per garantire, come già detto, il sicuro rientro. Così come in aeronautica volare significa "atterrare" in astronautica volare significa "rientrare".

Si considerano alcuni aspetti essenziali supposta la traiettoria di rientro contenuta in un piano passante per il centro del corpo celeste e trascurando l'effetto della sua rotazione.

Le equazioni del moto del centro di gravità del veicolo (fig. 31) di massa

sono date con P, portanza, ed R, resistenza, in via generale dalle

Le equazioni che condizionano il passaggio di calore per convezione al veicolo si possono scrivere, con ρ densità dell'atmosfera:

e

supposta la temperatura di parete del veicolo moderata a confronto della temperatura di arresto della corrente gassosa.

La

esprime la dipendenza del passaggio al veicolo (flusso medio) della quantità di calore; C_ra è il coefficiente di attrito "equivalente". La

fornisce invece il flusso di calore nella zona del punto di ristagno che ha la superficie con raggio di curvatura r.

C_a, C_ra e C_s dipendono molto dalla forma del veicolo e dalla natura dei gas costituenti l'atmosfera del dato corpo celeste; grande importanza riveste la definizione teorica e sperimentale di questi coefficienti.

Si è supposto moderato l'apporto al riscaldamento del veicolo per energia raggiante emessa dai gas caldi ionizzati per effetto dell'urto gasdinamico; in alcuni casi (es. arrivo su Venere) l'effetto dell'energia raggiante non può venire trascurato (atmosfera densa). Si considera prima il rientro senza portanza, rientro balistico; poiché le velocità sono rilevantissime la resistenza

risulta molto superiore ad mg sen β anche con densità molto bassa e la traiettoria sensibilmente lineare (β ≅ cost) per la maggior parte dell'attraversamento; C_r il coefficiente di resistenza riferito alla sezione maestra S del veicolo.

Se con approssimazione si assume per la densità β l'andamento relativo ad una atmosfera con moderate variazioni di temperatura (idealmente isotermica) in corrispondenza delle quote che interessano, cioè si pone ρ = ρ_oαe^-γz, la [1] diviene:

con

è il "parametro balistico", ben noto agli artiglieri, che associa la forma (coefficiente C_r) e la "densità trasversale"

del veicolo; ρ_o è la densità atmosferica a quota zero, u un numero per adattare l'andamento medio isotermico della densità alle quote volute.

Poiché alle velocità ipersoniche C_r si può assumere pressoché costante si ottiene, integrando la [1]′ e con V_r,. velocità di rientro, la semplice formula di grande approssimazione:

Si ricava allora la sopportazione massima

l'altezza corrispondente

e la velocità corrispondente

Alle velocità ipersoniche di rientro l'interazione tra ogiva ed atmosfera porta gli strati fluidi in prossimità dell'ogiva (compresi tra l'onda d'urto e il veicolo) a temperature molto elevate (ordine dei 6000 ÷ 7000 °C per la Terra). A queste temperature la dissociazione del gas è praticamente completa, sensibile la ionizzazione; in queste circostanze possono seguirne serî disturbi per la eventuale teleguida poiché le radioonde interferiscono con gli strati ionizzati intorno al veicolo. Il calore totale che viene trasmesso al veicolo per convezione, (ottenuto tramite le [3] e [5]), è

con Ω superficie di contatto tra veicolo ed atmosfera. Il flusso massimo di calore nel punto di ristagno (formula [4]) dal quale dipende la temperatura della superficie, è dato dalla:

e si riscontra all'altezza

ed alla velocità corrispondente

Le [7], [10], [11] hanno significato se β 〈 0, cioè con traiettorie effettivamente di rientro.

La [6] mostra che la sopportazione massima è indipendente essenzialmente dal parametro balistico e che soltanto con angoli β molto piccoli (qualche grado) è possibile contenerla a valori compatibili con la resistenza fisiologica degli esseri viventi; parametro balistico ed angolo β influiscono però sulla quota corrispondente. Per rientri balistici con velocità molto minori di quella orbitale (es. capsula Mercury) l'angolo β può essere anche vicino ai 90° con sopportazioni compatibili.

Il calore totale trasmesso, dato dalla [9], è proporzionale all'energia cinetica secondo il rapporto

con ogive di forma tozza questo rapporto scende a bassi valori, dell'ordine del centesimo. Le forme tozze, per es. coniche di forte apertura, sferiche, ecc. assorbono meno calore delle forme penetranti perché la resistenza di attrito C_raΩ (alla quale è connesso in modo rilevante il passaggio di calore per convezione con il conseguente aumento di temperatura delle parti esposte del veicolo) è, in concreto, una modesta percentuale di tutta la resistenza CrS (che per la quasi totalità è quindi per le forme tozze resistenza di pressione). Il calore trasmesso è tanto minore quanto più elevato il parametro balistico; non dipende da β in via sostanziale.

Rilevante riduzione del parametro balistico (quindi del calore trasmesso, non della sopportazione massima) si può ottenere aumentando la resistenza del veicolo propriamente detto mediante spiegamento di reti metalliche, di adeguato paracadute metallico, mediante apertura di alette metalliche, ecc. in modo da aumentare la resistenza di pressione rispetto alla resistenza di attrito; si può allora costruire se necessario l'ogiva di forma meno tozza; la frenata, più graduale, avviene a quote più elevate con passaggio di calore più ridotto. Il paracadute, la rete o le alette hanno anche notevole effetto stabilizzante. Il flusso di calore

massimo nel punto di ristagno, risulta proporzionale a V³_r, cresce al crescere del parametro balistico e dell'angolo β, diminuisce al crescere di r. La temperatura effettiva del materiale della parete dipende dal calore trasmesso e dal calore reirradiato (calcolabile con la formula di Stefan).

È da notare però che se l'angolo β è piccolo, al di sotto di certi valori, il veicolo sfugge; cioè con angoli β piccoli non si può assumere l'atmosfera piatta ma sferica quale in realtà. Le formule e le considerazioni precedenti hanno quindi rispondenza più concreta per angoli β alquanto elevati (rientri cosiddetti balistici), anche perché con angoli β piccoli non è più possibile trascurare l'attrazione che provocando l'incurvamento della traiettoria (equazione [2]) modifica i risultati dell'analisi.

Per β → 0 (caso limite di entrata con orbita che da rettilinea diviene gradualmente circolare) la sopportazione massima tende a

dove R_e è il raggio del corpo celeste ed Hc una lunghezza caratteristica all'incirca della stessa entità di R_c; questa massima sopportazione si presenta alla velocità del veicolo uguale a circa 0,43 V_c con V_c velocità circolare corrispondente di un satellite.

Dopo quanto esposto si può concludere che alle più elevate velocità di rientro (pressoché pari alle velocità di liberazione) come pure alle velocità dell'ordine di quelle circolari dei satelliti artificiali le sopportazioni sono inammissibili per gli esseri viventi se gli angoli non sono piccoli; angoli β relativamente elevati sono tollerabili per le ogive dei missili balistici e per veicoli spaziali senza equipaggio.

Conveniente appare il rientro secondo traiettorie curve ottenute utilizzando anche la portanza; le traiettorie convenienti sono sempre caratterizzate da piccoli angoli ed accuratamente controllate, con veicoli stabili dinamicamente, per evitare incrementi non voluti dell'angolo β tali da compromettere la sicurezza dell'operazione; con traiettorie di piccolo β a quote elevate il frenamento ed il riscaldamento del veicolo (con ogiva tozza) non risultano eccessivi poiché l'incontro con gli strati densi dell'atmosfera avviene nell'alta atmosfera più gradualmente e si può ottenere un bilancio pressoché continuo tra calore trasmesso per convezione e calore reirradiato. Si evitano così i picchi di calore e di sopportazione tipici dei rientri balistici.

Se la portanza è positiva il veicolo tende a ridurre la curvatura della traiettoria, al contrario se la portanza è negativa. Il problema va studiato tenendo presenti simultaneamente la [1] e la [2].

Forma adeguata del veicolo ipersonico con portanza può essere all'incirca quella di un mezzo cono con prua molto arrotondata smussata (v. anche in questa App., fluidodinamica) e superficie portante piana, oppure di un'ala triangolare con corpo centrale tozzo; il veicolo deve essere munito di adeguati impennaggi.

Le traiettorie di rientro si possono, da un punto di vista generale, suddividere in balistiche (soltanto resistenza), planate (con portanza costante), ondulate (con portanza variabile). L'effetto della portanza può essere tale da ridurre notevolmente la sopportazione massima e gli effetti del cal0re se adeguatamente impiegata in modo da realizzare opportune traiettorie di definizione analitica alquanto complessa. Sono stati già elaborati progetti di veicoli-sonda per l'arrivo sui pianeti più vicini: Venere e Marte.

La tabella riporta i dati fondamentali arrotondati della Terra e quelli disponibili di Venere e di Marte necessarî per la progettazione dei veicoli; l'atmosfera di Venere e Marte è supposta perfettamente isotermica (ρ − ρ_o e^-γz).

Dai risultati dei calcoli si deduce che la forma ottima dell'ogiva varia con il tipo di atmosfera perché variano le forze e gli effetti del calore.

Per ogni corpo celeste si possono allora definire adeguati insiemi di quote, direzioni e velocità per l'ingresso sicuro nell'atmosfera sia per la sopportazione sia per la temperatura; questi insiemi costituiscono quanto con locuzione impropria è chiamato un "corridoio"; la traiettoria di rientro deve essere contenuta entro il corridoio le cui caratteristiche dipendono molto dalla natura e densità dell'atmosfera del dato corpo celeste. Il corridoio per Marte è molto più largo (in altezza) di quello della Terra, questo più largo di quello di Venere.

Se il veicolo è un satellite ad altissima quota su traiettoria pressoché circolare, nel "vuoto" praticamente, è necessario se si vuole rientrare un frenamento iniziale mediante retrorazzo poiché il frenamento aerodinamico sarebbe molto lento per portare il veicolo negli strati densi atmosferici. Spinte frenanti dell'ordine dei millesimi del peso del veicolo (con razzi a propellente chimico di spinta specifica dell'ordine dei 300 sec) per la durata di circa 5 ore (corrispondenti a quasi 3 rivoluzioni) con consumo di propellente dell'ordine del decimo della massa iniziale del veicolo sono sufficienti per portare il veicolo dalla quota di circa 800 km alla quota di circa 80 km; così operando il rientro nell'atmosfera densa avviene con angoli β piccoli; la sopportazione per veicolo senza portanza con ogiva semisferica o conica di grande apertura o smussata può raggiungere punte su 7 ÷ 10 (sopportabili dal fisico se agenti in direzione ventre-dorso) e la temperatura media può arrivare a qualche centinaio di °C con adeguata protezione. Quando la velocità negli strati densi dell'atmosfera è ridotta a qualche centinaio di m/sec si apre un paracadute di tipo usuale che riduce la velocità sino a valori di sicurezza all'atto dell'impatto con il suolo o con l'acqua.

Gravi problemi di stabilità dinamica del veicolo lungo la traiettoria prevista debbono venire risolti per evitare intollerabili incrementi di sopportazione e di temperatura come già detto; il veicolo deve venire stabilizzato sulla traiettoria mediante adeguate alette od impennaggi oppure mediante reazioni di getti adeguati.

La velocità di un veicolo che ritorna da lontano, velocità pressoché uguale a quella di evasione, può venire portata a quella circolare o quasi mediante successive immersioni ed emersioni dagli strati atmosferici secondo lo schema di fig. 32 utilizzando la portanza e sempre con angoli β piccoli. È possibile pensare anche ad un dispositivo frenante a geometria variabile (es. superfici coniche di poppa con apertura variabile); i calcoli mostrano che la chiusura automatica (con legge prefissata) del dispositivo a mano a mano che il veicolo entra negli strati densi sarebbe efficace per ridurre la ritardazione massima; questo dispositivo che servirebbe anche a conferire la richiesta stabilità, può dimezzare all'incirca la sopportazione massima. Altro sistema per veicoli spaziali con velocità di avvicinamento pressoché pari a quella di evasione può essere il seguente: il veicolo entra negli strati rarefatti ed utilizza, aggiungendola all'attrazione, la sua portanza negativa per incurvare la traiettoria; la velocità viene ridotta a valori pressoché uguali a quella circolare planetaria; segue una ulteriore fase frenante eseguita utilizzando la portanza del veicolo in senso positivo per sostenere il veicolo a velocità più ridotte; l'atterramento avviene poi con volo planato a velocità non distruttiva. I calcoli mostrano che con questa procedura la sopportazione e la temperatura del materiale (con β piccoli) non supera valori relativamente moderati:

dell'ordine 1 ÷ 1,5; T_max dell'ordine 1000 ÷ 1500 °C con media sui 250 ÷ 300 °C con veicolo ad ala triangolare di basso allungamento e corpo centrale con ventre arrotondato; con un veicolo del genere si avrebbe il grande vantaggio di potere eseguire manovre sia in senso longitudinale che laterale; la sua forma si avvicina ad una specie di scafo alato che potrebbe sia atterrare sia ammarare. Ridotto il passaggio del calore anche al minimo possibile è necessario provvedere adeguata protezione termica del veicolo.

Strutture; materiali. - La protezione termica può venire assicurata mediante: a) isolamento termico, interposto tra il materiale di rivestimento a contatto con l'atmosfera e la struttura interna del veicolo; b) pozzo di calore, consistente nel diffondere entro una conveniente massa che riveste il veicolo il calore ritenuto (differenza tra quello ricevuto per convezione e quello reirradiato) in modo da mantenere il materiale delle strutture convenientemente sotto il punto di fusione; convengono materiali di elevata capacità termica associata ad elevata conducibilità, elevato punto di fusione e leggerezza; c) ablazione, consistente nella fusione o sublimazione di strati superficiali di materiale; buona parte del calore trasmesso viene così sottratto all'assorbimento da parte del materiale delle strutture del veicolo. I sistemi piu efficaci allo stato attuale sono il pozzo di calore e l'ablazione o conveniente associazione di essi.

Le strutture a guscio dell'aerotecnica sembrano le più convenienti anche per i veicoli ipersonici ed astronautici. Materiali idonei per l'isolamento termico sono ossidi ceramici spruzzati a fiamma sul rivestimento metallico, e rivestimento con metalli ad elevato punto di fusione, interposizione di feltri speciali, ecc. Materiali indicati per il pozzo di calore sono le superleghe resistenti allo scorrimento viscoso, all'urto termico ed all'erosione da parte dei gas caldi: leghe a base di nichel, cobalto, molibdeno, tungsteno, columbio, ecc.; materiali non metallici come carbonio e ceramici; combinazioni di metalli e ceramici (cermets). Il materiale asportabile per l'ablazione può essere un composto ceramico o una resina sintetica come il teflon (resina politetrafluoroetilenica), il nailon fenolico, il refrasil.

Materiale di grande importanza per le costruzioni spaziali sembra il berillio che è più leggero dell'alluminio, che ha punto di fusione sui 1280 °C, resistenza meccanica paragonabile ai buoni acciai, elevato calore specifico (0,45 cal/kg°K).

La frenatura aerodinamica può essere aumentata, come già detto, con alette, reti di acciaio inossidabile, paracadute di sottile foglia di acciaio inossidabile o di altro conveniente materiale. Questi dispositivi si prestano anche bene per conferire la necessaria e dovuta stabilità dinamica. Il massimo cimento termico e strutturale si concentra comunque sulla parte anteriore dell'ogiva del veicolo e sul bordo delle ali.

Il margine di sicurezza per i veicoli con rientro mediante frenamento gasdinamico va preso sostanzialmente agli effetti della temperatura; bisogna cioè prevedere una protezione che possa assorbire una quantità di calore adeguatamente maggiore di quella prevista; il materiale non può superare sia pure nei pochi secondi o diecine di secondi della fase critica di rientro, temperature che ne possono compromettere la stabilità strutturale.

Un veicolo spaziale rappresenta il punto di incontro delle più progredite scienze e tecniche.

Problemi medici della navigazione spaziale. - Si può definire come medicina spaziale la branca della scienza medica che studia le manifestazioni biologiche dell'uomo che viaggi nello spazio o che risieda in territorî extraterrestri. La medicina spaziale, in collaborazione con le altre discipline fisiche e naturali, assolve il suo compito studiando le attività vitali dell'organismo in condizioni di volo cosmico, precisando l'azione biologica dei varî elementi caratteristici dello spazio cosmico e elaborando le basi scientifiche per la difesa dell'organismo dalla loro azione nociva.

Sebbene gli studî di medicina spaziale abbiano ricevuto in questi ultimi anni grandioso impulso, devono essere ancora considerati in uno stadio iniziale: il programma delle ricerche future è notevolmente più vasto dei risultati sinora raggiunti. Verranno qui delineati i più importanti problemi d'ordine fisiologico e psicologico di un astronauta.

Effetti fisiopatologici delle accelerazioni. - L'effetto delle accelerazioni - o meglio delle sollecitazioni da queste derivanti - è condizionato dalla loro intensità, dal tempo di durata e dalla direzione secondo cui agiscono. Sollecitazioni corrispondenti a accelerazioni di 4-5 g, che si esercitino lungo l'asse longitudinale del corpo in direzione testa-piedi per un tempo non superiore a 5′′ determinano difficoltà dei liberi movimenti degli arti e dei muscoli del torace, l'insaccamento di gran parte della massa del sangue negli arti inferiori e ovviamente ischemia negli altri distretti con perturbamenti gravi, quali la perdita momentanea della vista (visione nera); l'aumento ulteriore dei multipli di g o del solo tempo di durata (8′′-10′′) provoca una condizione di intensa anemia a livello del cervello e degli organi del tronco (cuore, polmoni, reni) con perdita di coscienza, gravi disturbi delle funzioni cardiaca, respiratoria, renale e può essere causa di morte. Se le sollecitazioni agiscono in direzione piedi-testa, l'accumulo di sangue colpirà i distretti superiori del corpo compromettendo le funzioni delle zone vasosensibili dell'arco dell'aorta e del seno carotideo e provocando il fenomeno cosiddetto della visione rossa; per valori di g elevati si avranno anche emorragie endocraniche. Quando invece le accelerazioni agiscono trasversalmente, l'organismo può resistere a valori di g notevolmente maggiori e per un tempo più lungo.

Nel caso pratico si prevede che un uomo posto in un razzo a tre stadî del tipo sinora impiegato venga sottoposto a tre successivi sovraccarichi di 8-10-12 g. Pur essendo notevole il valore di tali multipli di accelerazione, questi vengono bene tollerati, dato che il tempo di esposizione è solo dell'ordine del minuto primo e grazie all'adozione di misure protettive (indumenti anti-g, posizione del soggetto, fissaggio al sedile con cinture di una determinata elasticità). Recentemente R. Margaria ha ampiamente dimostrato come si possa resistere a grandi valori di accelerazione immergendo il corpo in acqua. Infatti dai suoi esperimenti risulta che pesci e rane immersi in acqua, sopravvivono anche ad accelerazioni di 3000 g per 10′, pur riportando la distruzione dell'apparato otolitico.

Condizioni di respirazione nella capsula spaziale. - Perché sia possibile vivere per un tempo non breve in ambiente confinato è necessario un adeguato rifornimento di ossigeno ed una continua depurazione dell'aria dai prodotti del ricambio dell'organismo, in maggior misura CO₂, e H₂O e in minore misura varie altre sostanze volatili e gassose. ll fabbisogno in O₂ sembra poter essere assicuralo agevolmente da un deposito di O₂ liquido, bastandone poco più di l 0,5 a garantire il fabbisogno giornaliero individuale, stimato in l 430 per il modesto lavoro muscolare dell'astronauta. L'allontanamento del CO₂ potrebbe essere realizzato mediante un processo di liquefazione, che Laming (1950) ritiene realizzabile dirigendo l'aria in un serpentino posto all'ombra dell'astronave, mentre del vapor d'acqua si prevede la riutilizzazione a scopo alimentare. Scano e Fea hanno considerato la possibilità di rimuovere l'acqua e l'anidride carbonica provocandone la condensazione e la solidificazione, mediante il progressivo raffreddamento adiabatico dell'aria per espansione con lavoro esterno e hanno studiato il relativo processo termodinamico.

Alimentazione. - Il problema dell'alimentazione è collegato a quello del microclima della cabina ed è oggetto di differente soluzione a seconda della durata del volo. Si considerano due possibilità: portare alimenti in forma disidratata, oppure risintetizzarli dai prodotti di rifìuto del corpo umano, quali l'acqua di evaporazione, il CO₂, le feci, le urine. Quest'ultimo sistema sembra il più pratico. In tale senso viene preconizzato l'uso di funghi, lieviti od alghe, i quali sono in grado di fissare il CO₂ e l'acqua eliminata dagli occupanti l'astronave e di cedere O₂ a scopi respiratorî. L'azoto verrebbe ceduto dalle feci e dalle urine.

Con la coltivazione delle alghe, ad es. si avrebbe dunque la possibilità di fissare il CO₂ e l'H₂O eliminati e perciò contribuire alla soluzione della stabilità del microclima e nello stesso tempo si provvederebbe al fabbisogno alimentare, potendosi trarre dalle alghe una quantità di sostanze utili.

Difesa dalle radiazioni nocive e dai meteoriti. - Per la mancata protezione fornita dall'atmosfera terrestre, i cosmonauti saranno sottoposti agli effetti delle radiazioni cosmiche. Svariate ipotesi sono state formulate sulla presumibile azione di tali radiazioni, fondate soprattutto sulle analogie con gli effetti delle sostanze radioattive o delle radiazioni Roentgen di minore lunghezza d'onda. Di recente varî ricercatori che sperimentano nei laboratorî di medicina aeronautica degli S. U. A. hanno compiuto (1955) ricerche sopra culture di tessuti in vitro e su animali di diversa specie, esposti ai raggi cosmici primarî ad altitudini in più di un caso superiori ai 30 km, per periodi fino a 30 ore, in condizioni, cioè, che indagini precedenti avevano dimostrato avvicinarsi, anche sotto l'aspetto dell'intensità e del tipo della radiazione ionizzante, a quelle dello spazio.

Nelle ricerche di Simons i campioni biologici furono portati e mantenuti alla quota prestabilita, mediante grandi palloni di plastica riempiti di elio, in appositi contenitori sferici nei quali era mantenuto un soddisfacente condizionamento (circa 18 °C, 80% di umidità relativa, regolare rifornimento di O₂, asportazione del CO₂ prodotto). Furono studiati gli effetti sui tegumenti (il derma e i melanofori sono molto radiosensibili), sulle cellule nervose, sui tessuti oculari, sullo sviluppo corporeo e sulle conseguenze genetiche. I topi neri e le cavie esposti in varî esperimenti presentarono un maggior numero di peli bianchi, spesso distribuiti a strisce, espressione del danno sofferto dai melanofori del follicolo pilifero. L'estensione di questo danno fu 20 volte superiore a quella teoricamente prevedibile.

Frammenti cutanei esposti alle stesse condizioni e reimpiantati attecchirono in buona percentuale, ma presentarono granulomi del diametro di due millimetri, cui seguirono, a distanza di un anno, piccoli tumori pigmentati. Non fu dimostrata alcuna lesione del tessuto nervoso e del cristallino di questi animali, né di due scimmie esposte in analoghe ascensioni. La durata della vita media e la fertilità degli animali non risultarono modificate.

Per quanto riguarda i meteoriti, la collisione con l'astronave non è considerata fortemente probabile; gli Sputnik hanno dimostrato che è possibile attraversare torrenti di meteoriti, di proporzioni non rilevanti, senza riportare avarie. La difesa per l'astronauta dal danno che deriverebbe da un'avaria del genere è rappresentata dallo scafandro pressurizzato.

Problemi neuropsichici. - Le ripercussioni della condizione di volo spaziale sulle funzioni neuropsichiche del cosmonauta sono state oggetto di approfonditi studî partendo dal presupposto che il confinamento in un abitacolo ristretto, in completo isolamento sensoriale, in condizioni assolutamente nuove, quale quella della imponderabilità, con la concomitanza di una tensione emotiva presumibilmente intensissima, costituiscono fattori d'indubbio significato patogeno, capaci cioè di scatenare turbe psichiche (principalmente fenomeni confusionali) di grave entità. Per questo nella progettazione dei voli cosmici si è ravvisata la necessità non solo di scegliere soggetti con capacità d'adattamento particolarmente notevoli e di incrementare con razionale allenamento tali attitudini, ma anche di predisporre i mezzi per mantenere un continuo collegamento con la base, di dare la possibilità di intervenire attivamente sulla guida dell'astronave e soprattutto di indurre una ragionevole sicurezza sul felice successo del volo.

Effetti della sub- e della zero- gravità. - Particolare attenzione è stata portata sul piano sperimentale al problema dell'adattamento dell'uomo alla condizione di imponderabilità, implicando tale condizione una profonda modifica delle sollecitazioni cui di norma sono sottoposti gli organi che intervengono nella regolazione dell'equilibrio e del tono muscolare: l'apparato vestibolare (essenzialmente in questo caso l'otricolo e il sacculo) e i propriocettori.

Un tale ordine di ricerche, sino a quando non è stato possibile mettere in orbita un'astronave, ha urtato contro la difficoltà di riprodurre con esperimenti "terrestri" una condizione di sub- o di zero-gravità di durata tale da permettere lo sviluppo dei fenomeni di adattamento. Nelle esperienze preliminari si è utilizzata la fase di caduta di un missile lanciato a decine di km dalla terra, limitatamente al tempo che precede il rientro negli strati densi dell'atmosfera o il volo parabolico di un aviogetto.

Un altro mezzo, che pur dando periodi di sub-gravità molto modesti, si è rivelato suscettibile di dare interessanti risultati è una particolare apparecchiatura, la torre di subgravità, del Centro studî e ricerche di medicina aeronautica di Roma. Questa apparecchiatura è costituita da un traliccio metallico, simile a una torre, nel cui interno sono tesi dei robusti cavi elastici, alla cui estremità è sospesa un abitacolo: lo sganciamento di questo sistema elastico provoca una serie di corse dell'abitacolo lungo il piano verticale, durante le quali si passa da valori di 3 g a valori di 0 g di durata varia, cioè di secondi

Gli esperimenti condotti nel 1952 da P. Hering, R. Ballinger, P. J. Maker e D. G. Sim0ns su scimmie e topini allogati in un V2 e in un Aerobee, dimostrarono un soddisfacente svolgimento delle attività respiratoria e cardiocircolatoria nella condizione di subgravità durata qualche minuto primo; nella seconda fase dell'esperimento, nel passaggio alla condizione di imponderabilità, gli animali assunsero la posizione di "galleggiamento" e comparve un disorientamento, che per altro non si osservò in quegli animali che erano stati privati del labirinto. Nel 1956 ricercatori statunitensi hanno studiato l'attività senso-motoria dell'uomo durante la mancanza di peso, ottenuta a mezzo del volo parabolico: le prove furono condotte su sette soggetti che dovevano colpire con la punta di una matita il centro di un foglio di carta: nel momento in cui si determinava la diminuzione o la scomparsa della gravità, la matita veniva portata al di sopra del centro del foglio e in maniera meno ordinata. Con altre ricerche (1957) è stato studiato sul gatto il riflesso labirintico di postura (riflesso di raddrizzamento) nella condizione di gravità-zero, durata 20″-30″, ottenuta col volo parabolico: fu notato, oltre alla posizione di "galleggiamento", che il riflesso, presente all'inizio della subgravità, scompariva nel proseguimento della subgravità.

T. Lomonaco e collaboratori (nel 1958) sottoposero a test di coordinazione motoria parecchi soggetti posti in condizione di subgravità, ottenuta nella "torre di subgravità" e accertarono uno stato dì incoordinazione. La maggior parte dei soggetti esaminati descrisse una sensazione di "sollevamento" o di "levitazione", che fu risentita come gradevole o come spiacevole dai varî soggetti, così come è dimostrato dalla registrazione fotografica delle variazioni mimiche. A ulteriore conferma dell'importanza specifica dell'apparato vestibolare in questo ordine di fenomeni, si è osservato che i soggetti sordomuti, e pertanto con atrofia anche della sezione non acustica del labirinto, non hanno presentato fenomeni di incoordinazione motoria, né hanno lamentato esperienze sgradevoli.

Le ricerche sovietiche su questo particolare argomento risalgono al 1949: il problema della imponderabilità è stato affrontato con l'aiuto di missili lanciati ad altezze particolarmente elevate contemporaneamente allo studio delle attività vitali e delle stesse possibilità di sopravvivenza in condizione di grandi altezze e di grandi accelerazioni, in cabina ermetica o no, e contemporaneamente alla verifica dell'efficienza di alcuni dispositivi (per il ricupero dell'abitacolo, per la rigenerazione dell'aria, apparecchiature di controllo, ecc.). Le prime ricerche sulla imponderabilità sono state eseguite su cani sistemati in scafandri pressurizzati (462 mm Hg, pari a m 4000 di altitudine), allogati in razzi che hanno raggiunto un'altezza di km 100-110, venendone catapultati durante la fase discendente parte all'altezza di km 86-75, parte a km 50-35: questi ultimi hanno compiuto una fase di discesa libera sino a 4000 o 3500 m. Il comportamento degli animali durante il volo sul razzo si è distinto ben poco da quello usuale in un abitacolo; né durante la fase di volo attivo, né durante la fase di completa o parziale imponderabilità sono state osservate modificazioni sostanziali nello stato delle singole funzioni fisiologiche (respirazione, polso, pressione arteriosa) e fu ugualmente ben sopportata tanto la caduta libera quanto la discesa in paracadute.

In un'altra serie di esperimenti fu raggiunta l'altezza di km 200-212: questa volta gli animali furono allogati in cabina ermetica e alcuni subirono la prova in narcosi: si osservò una accelerazione delle funzioni fisiologiche nella fase di volo attivo che perdurò per i primi 3′ della imponderabilità e si normalizzò al 5′-6′; negli animali in narcosi le funzioni fisiologiche rimasero invece normali durante tutta la fase di imponderabilità.

Risultati analoghi si ebbero quando i razzi raggiunsero l'altezza di 450 km. V. J. Jazdovski, E. M. Iugarov I. I. Kasian, sperimentando su ratti e topini durante un volo che implicava un aumento di g sino a 7 e una fase di imponderabilità di 9′, hanno studiato il comportamento del riflesso di postura e la reazione di adattamento alle condizioni di imponderabilità. Gli esperimenti dimostrarono una profonda modificazione dei riflessi di postura all'inizio dell'imponderabilità e un diverso sviluppo della reazione di adattamento, in rapporto probabilmente a una differente sensibilità di specie e individuale all'azione dell'imponderabilità. Gli stessi autori, su conigli sottoposti a un volo che comprendeva una fase di imponderabilità di 5′, hanno studiato le variazioni di tono della muscolatura oculare estrinseca in rapporto al "riflesso labirintico di controrotazione" e hanno accertato l'abolizione di questo riflesso.

L'esperimento più significativo è stato realizzato il 3 novembre 1957 col volo orbitale della cagnetta Laika, che ha permesso di saggiare l'effetto delle accelerazioni, dei rumori e delle vibrazioni e quello della imponderabilità per una durata di tempo conveniente. Laika ha affrontato il lancio in posizione perpendicolare all'asse longitudinale del razzo vettore, per ricevere le accelerazioni secondo l'asse petto-schiena. Nella prima fase del volo, quella in cui l'animale era sottoposto a un aumento delle accelerazioni di g e all'azione dei rumori e delle vibrazioni, si ebbe un rallentamento del polso e un incremento della frequenza respiratoria, che nella fase di massima accelerazione superò di 3-4 volte i valori normali. All'entrata in orbita, cioè all'inizio dello stato di imponderabilità, la frequenza respiratoria diminuì, mentre le pulsazioni, dopo un incremento di breve durata, si orientarono verso i valori normali. Con tale esperimento si raggiunse la dimostrazione che la prolungata imponderabilità, non riproducibile negli esperimenti terrestri, non provoca di per sé modificazioni sostanziali nel comportamento delle funzioni fisiologiche fondamentali.

Il volo di Y. Gagarin (12 aprile 1961). - Il Vostok ha descritto un'orbita con perigeo di km 175, apogeo di km 302 e inclinazione sull'equatore di 65° 4. L'intero volo è durato 108′, mentre il periodo di rivoluzione intorno alla Terra è stato di 89′1′′.

La pressione in cabina è stata regolata tra i 750-770 mm Hg; alla rigenerazione dell'aria, all'assorbimento del CO₂ e del vapor d'acqua si è provveduto con mezzi chimici di elevata attività, sotto controllo automatico: l'umidità relativa ha variato tra i 62 e 71%; la temperatura ambientale è stata manteputa tra i 19°-22 °C con l'ausilio di un mezzo liquido a temperatura costante.

Le riserve di cibo, acqua e di sostanze rigeneratrici erano state predisposte per 10 giorni. Il pilota era provvisto di uno scafandro pressurizzato e ha affrontato il volo in posizione tale da ricevere il carico delle accelerazioni secondo l'asse petto-schiena.

Le variazioni del polso e del respiro durante la fase attiva del volo e nella fase di discesa hanno riprodotto pressappoco quelle riscontrate negli allenamenti: al momento del lancio il polso ha battuto a 140-158 e il respiro si è portato sui 20-26 atti per minuto; durante la fase attiva del volo queste funzioni si sono mantenute entro limiti sopportabili; alla fine della fase attiva il polso era a 109, il respiro a 18; durante la imponderabilità sono risultati praticamente normali: al 10′ polso 97, respiro 22. Una momentanea accelerazione del respiro si è avuta durante la fase di discesa.

L'imponderabilità non ha ridotto le capacità di lavoro né influito dannosamente sulle varie funzioni: Gagarin ne ha definito "magnifica" l'impressione e ha potuto eseguire varie operazioni (comunicare verbalmente, scrivere, assumere cibo e bevande, usare il tasto telegrafico) senza impaccio alcuno.

Il volo di A. Shepard (5 maggio 1961). - L'astronauta ha affrontato il lancio in posizione supina, con gli arti inferiori flessi. Il carico delle accelerazioni è stato pari, nella fase di lancio a 6,2 g e nella fase di rientro a 11 g, con la differenza che il valore massimo la prima volta è stato raggiunto in un tempo di 2′22′′ mentre la seconda volta l'aumento si è sviluppato in soli 31′′; variazioni minori di g si sono avute per l'accensione dei controrazzi (1 g) e per l'apertura del paracadute principale (4 g). Il valore massimo delle vibrazioni si è avuto a 1′10′′ del lancio; l'imponderabilità è durata 5′4′′. Durante tutta la durata del volo sono stati registrati, e trasmessi a terra, l'elettrocardiogramma, il comportamento del polso e degli atti respiratorî, l'andamento della temperatura corporea; l'efficienza delle condizioni psichiche è stata seguita durante il volo attraverso le frequentissime comunicazioni verbali, trasmesse via radio. e desunte dall'esattezza delle manovre manuali per il cambiamento di posizione della nave spaziale; a volo concluso è stata studiata ulteriormente mediante l'esame della registrazione cinematografica del comportamento tenuto durante il volo.

Le variazioni più notevoli delle funzioni somatiche si sono manifestate nelle fasi estreme del volo, quella di lancio e quella di rientro, cioè in quelle caratterizzate dall'aumento dell'accelerazione di gravità.

La frequenza del polso è salita a 108 battiti 30′′ prima del lancio, a 126 in coincidenza del segnale di lancio e ha raggiunto i 138 al momento del distacco del razzo portante: nei primi 45′′ di imponderabilità si è mantenuta su questi valori, in seguito la frequenza è divenuta mutevole, orientandosi verso valori relativamente bassi (108 battiti al termine della imponderabilità): nel giudicare queste escursioni del polso va però tenuto presente che contemporaneamente il pilota aveva spiegato una notevole attività. Infine, 30′′ dopo l'inizio della fase di rientro il polso ha raggiunto i 138 battiti, per diminuire a 108 durante la discesa e essere a 111 al momento dell'impatto. L'elettrocardiogramma ha rivelato solo un accenno ad aritmia sinusale durante la fase del "countdown" e lievi modifiche dei tratti S. T. Il ritmo del respiro ha avuto un acceleramento a 40 atti nella fase di lancio, è declinato verso valori normali durante l'imponderabilità ed è risalito a 30 nella fase di rientro.

Sul piano psichico il volo è stato tollerato perfettamente: i messaggi radiofonici si sono succeduti secondo il programma prestabilito, sono sempre stati adeguati per contenuto e hanno dimostrato una normale efficienza della fonazione; lo studio del film ha permesso di dimostrare l'assenza di nistagni e, attraverso la minuziosa valutazione dei movimenti dello sguardo, che l'attenzione si concentrava nei varî strumenti di controllo al momento giusto e per una durata proporzionata ai singoli rilievi; una ulteriore prova della globale efficienza psichica è costituita dalla esattezza con cui sono state eseguite le manovre manuali per modificare la posizione della nave, orientandola per il rientro.

A volo compiuto gli unici rilievi clinici degni di una qualche importanza clinica furono quelli di una lieve iperemia periferica della membrana timpanica e di una modesta ipofonesi alla base polmonare, con concomitante reperto di rantoli crepitanti e subcrepitanti. Va osservato che non si constatarono quei modesti fenomeni emorragici (petecchie ed ecchimosi) che si erano verificati negli allenamenti. Vedi tav. f. t.

Bibl.: Autori varî, Space technology, New York 1959 (per ogni capitolo esiste una vasta bibliografia); Riviste: Jet Propulsion; Journal aeronautical Sciences; Interavia; Missili.

Diritto della navigazione (XXIV, p. 448; App. II, 11, p. 390).

Diritto privato e pubblico. - Le modifiche subite a tutt'oggi dal codice della n. sono poche e di scarso rilievo, prevalentemente determinate dalle esigenze dell'adeguamento monetario e da quelle del decentramento amministrativo.

Dopo parecchi anni di attesa, nel 1949 e nel 1952 sono stati pubblicati due regolamenti per l'esecuzione delle norme del codice: l'uno riguardante la n. interna (decr. presid. 28 gennaio 1949, n. 631) e l'altro la n. marittima (decr. presid. 15 febbraio 1952, n. 328). Non è stato ancora pubblicato il regolamento per la n. aerea, con la conseguenza che le norme del codice, richiedenti per la loro applicazione l'emanazione di particolari norme regolamentari, a quasi vent'anni dalla loro pubblicazione non sono ancora entrate in vigore.

Diritto internazionale. - Nel periodo successivo al secondo conflitto mondiale si sono registrate profonde innovazioni nel campo delle convenzioni intennazionali di diritto marittimo e di diritto aeronautico. L'avvenimento di maggiore importanza è indubbiamente rappresentato dalla Conferenza delle Nazioni Unite sul diritto del mare (Ginevra, 24 febbraio - 27 aprile 1958), che, pur non raggiungendo l'accordo sull'estensione del mare territoriale, si è conclusa con la messa a punto di quattro convenzioni concernenti: a) il mare territoriale e la zona contigua; b) l'alto mare; c) la pesca e la conservazione delle risorse biologiche dell'alto mare; d) la piattaforma continentale. Non ha invece conseguito alcun risultato la seconda Conferenza sul diritto del mare (Ginevra, 17 marzo-26 aprile 1960), convocata per definire l'estensione del mare territoriale e della zona contigua di pesca.

Per quanto riguarda il lavoro marittimo, è da segnalare l'intensa attività svolta dall'Organisation international du travail (O.I.T.), in sostituzione del Bureau international du travail (B.I.T.): in questo secondo dopoguerra sono state stipulate nuove convenzioni riguardanti l'alimentazione a bordo delle navi, la capacità professionale dei cuochi di bordo, la sicurezza sociale della gente di mare, le pensioni, la visita medica preventiva, la capacità dei marittimi qualificati (Seattle, 1946), e i documenti d'identità della gente di mare (Ginevra, 1958).

Per iniziativa del Comité maritime international, promotore dell'unificazione internazionale del diritto marittimo, nuove convenzioni sono state stipulate a Bruxelles nel 1952 (sulla competenza civile in materia di urto tra navi, sulla competenza penale nella stessa materia, sul sequestro conservativo di navi) e nel 1957 (sui passeggeri clandestini e sulla limitazione della responsabilità dei proprietarî di navi). Altre convenzioni che vanno segnalate sono: la convenzione di Londra del 10 giugno 1948 sulla salvaguardia della vita umana in mare; la convenzione di Ginevra del 6 marzo 1948 relativa alla creazione di una organizzazione marittima consultiva intergovernativa (I.M.C.O.: Intergovernamental Maritime Consultive Organization); la convenzione di Londra del 12 maggio 1954 per evitare l'inquinamento delle acque del mare con gli idrocarburi; il regolamento sanitario internazionale del 25 maggio 1951, comune alla n. marittima e alla n. aerea. Per questa, in particolare, v. aeronautica: Diritto aeronautico, in questa Appendice.

Bibl.: A. Fiorentino, Diritto della navigazione, 2ª ed., Napoli 1954; F. M. Dominedò, Principî del diritto della navigazione, I, Padova 1957; A. Lefebvre d'Ovidio e G. Pescatore, Manuale di diritto della navigazione, 3ª ed., Milano 1960. Per una completa raccolta delle norme riguardanti la materia della navigazione, v. D. Gaeta e G. Pescatore, Codice delle leggi sulla navigazione marittima, interna ed aerea, Milano 1952, con due appendici di aggiornamento (1955 e 1957). Per il diritto internazionale: A. Giannini, Le convenzioni internazionali di diritto marittimo, 2ª ed., Milano 1952; vol. II, 1959; id., Le convenzioni internazionali di diritto aeronautico, 3ª ed., Milano 1959.