הנחיית Q

הנחיית Q היא שיטת הנחיה שנעשה בה שימוש בטילים בליסטיים, שמסלולם מורכב משלב ממונע קצר יחסית, שבה מערכת ההנעה של הטיל פועלת, ולאחריו שלב בליסטי אשר במהלכו הטיל מתכוון אל המטרה בהשפעת הכבידה (טילי שיוט משתמשים בשיטות הנחיה שונות). היעד של הנחיית Q הוא לפגוע במטרה ספציפית בזמן מסוים, שכן בגלל סיבוב כדור הארץ פגיעה במטרה בעלת קואורדינטות מסוימות פירושה פגיעה בה במיקום ובזמן מסוים. השיטה פותחה במקור על ידי ד"ר הלקומב לנינג וד"ר ריכרד בטין במעבדת המכשור של המכון הטכנולוגי של מסצ'וסטס כשיטת הנחיה מדויקת לטילים בליסטיים אמריקניים. בזמן שהנחיית Q פותחה השיטה המתחרה העיקרית נקראה הנחיית דלתא. לפי מקנזי, הטילים טיטאן, מספר גרסאות של אטלס, ומיניוטמן 1 ו-2 השתמשו בהנחיית דלתא, בעוד שבהנחיית Q נעשה שימוש בת'ור ופולריס. מניתוח סרטוני שיגור, עולה, כי מספר טילים בליסטיים בין יבשתיים סובייטים מוקדמים השתמשו בהנחיית דלתא. הנחיית דלתא מבוססת על הצמדות למסלול מתוכנן מראש, שמפותח לפני השיגור באמצעות מחשבים קרקעיים ונשמר במערכת ההנחיה של הטיל. במהלך המעוף, מערכת ההנחיה של הטיל מנטרת סטיות מן מסלול הייחוס, והמסלול האמיתי ממודל מתמטית כפיתוח טור טיילור מסביב למסלול הייחוס. בניסוח מתמטי, מערכת ההנחיה דלתא עושה שימוש בקשר פונקציונלי מסוים מהצורה F ( r , v , r T ) = 0 {\displaystyle F(r,v,r_{T})=0} (הקשר הפונקציונלי מתאפס על מסלול הייחוס). היעדר פרמטר זמן (זמן מוגדר לפגיעת הטיל) הוא מאפיין אינהרנטי של מערכת ההנחיה דלתא (קיימים מסלולי ייחוס אפשריים רבים). רגע כיבוי המנוע ( cut-off moment) מתוכנן להיות הרגע בו מסלול הטיל חותך את מסלול הייחוס. מערכת הבקרה של הטיל מנסה לאפס את סכום האיברים הליניאריים של הביטוי הזה, כלומר להביא את הטיל לקונפיגורצית מיקום-מהירות כזאת שמסלול הטיל החל מנקודת החיתוך יעבור דרך המטרה (האיברים מסדרים גבוהים יותר זניחים). מסיבה זו, להנחיית דלתא לעיתים מתייחסים כ-"לעוף לאורך הכבל" כאשר הכבל (הדמיוני) מתייחס למסלול הייחוס. בניגוד להנחיית דלתא, הנחיית Q היא שיטה דינמית, תזכורת לתאוריה של תכנון דינמי. במהותה, גישת הנחיית Q גורסת כי "לא משנה היכן היינו אמורים להיות, בהינתן היכן אנו נמצאים השאלה היא מה אנו צריכים לעשות כדי להתקדם אל היעד של הגעה אל המטרה הדרושה בזמן הדרוש". כדי לבצע זאת השיטה מתבססת על קונספט המהירות הדרושה להשגה. בזמן נתון t ובעבור מיקום נתון r של כלי הרכב, וקטור המהירות המתאים Vc מוגדר כדלהלן: אם לכלי הרכב הייתה המהירות Vc ומערכת ההנעה הייתה נכבית, אז הטיל יגיע למטרה הרצויה בזמן הרצוי תחת השפעת הכבידה. המהירות האמיתית מסומנת ב-Vm והטיל נתון לתאוצה בהשפעת הכבידה g ובהשפעת המנועים at. המהירות הדרושה להשגה המתאימה מוגדרת כהפרש בין Vc ו- Vm: V T B G = V c − V m {\displaystyle V_{TBG}=V_{c}-V_{m}} ממערכת הייחוס העצמית של הטיל, המהירות הדרושה להשגה היא אפוא המהירות אליה יש לשאוף. אסטרטגיית הנחיה פשוטה היא להפעיל תאוצה (דחף מנוע) תמיד בכיוון של VTBG. לזה יהיה את האפקט של קירוב המהירות האמיתית ל- Vc. כאשר שתי המהירויות נעשות שוות (ו- VTBG שווה לאפס), זה הזמן לכבות את המנועים, מכיוון שהטיל לפי ההגדרה מסוגל להגיע למטרה הרצויה בזמן הרצוי לבדו. מה שנותר הוא איך לחשב את VTBG בקלות מהמידע על הטיל הנגיש למחשב ההנחיה (מיקומו, מהירותו ותאוצתו). במשוואה הדיפרנציאלית הבאה נעשה שימוש כדי לחשב את המהירות הדרושה להשגה המתאימה ברגע נתון: d V T B G d t = − a T − Q V T B G {\displaystyle {\frac {dV_{TBG}}{dt}}=-a_{T}-QV_{TBG}} כאשר מטריצת Q מוגדרת כ-: Q = ∂ V c ∂ r | r T , t f {\displaystyle Q=\left.{\frac {\partial V_{c}}{\partial r}}\right|_{r_{T},t_{f}}} . כאשר Q היא מטריצה מסדר 3 על 3, סימטרית, ומשתנה בזמן. (הקו האנכי מתייחס לעובדה שהנגזרות החלקיות חייבות להיות מחושבות ביחס למיקום מטרה נתון rT וזמן מעוף חופשי tf). חישוב המטריצה ואיבריה מתבצע באמצעות שיקולים אנליטיים (חישוב שטח גזרה אליפטית) וגאומטריים על חיתוך של אליפסה ומעגל בעלי מוקד משותף (מרכז כדור הארץ) ומשיקולים פיזיקליים כמו שימור תנע זוויתי (החוק השני של קפלר) ושימור אנרגיה. הניסיון מראה שמטריצת Q משתנה לאט מאוד, כך שרק מספר ערכים שלה המתאימים לשלבים שונים של המעוף צריכים להיות מחושבים ולהישמר במחשב הטיל. כך מתקבל בסיום תהליך החישוב מערך מספרים קבועים (למעט מספר עדכונים קלים) המשמשים את הטייס האוטומטי להנחות את הטיל עד אשר ניתן לכבות את המנוע (מערך המספרים מתאר נגזרות חלקיות של וקטור המהירות המתאימה תוך התייחסות לוקטור המיקום). הבעיה היא כיצד לחשב את ערכי מטריצת Q בכל נקודה במרחב בהינתן זמן המעוף t f {\displaystyle t_{f}} ומיקום המטרה r T {\displaystyle r_{T}} . ראשית נרשום V T B G = V C − V {\displaystyle V_{TBG}=V_{C}-V} . תחילה נוכיח את המקרה בו a T = 0 {\displaystyle a_{T}=0} , כלומר שהתאוצה הקווית המורגשת על ידי מדי התאוצה היא 0 (נפילה חופשית בשדה כבידה). נפרק את הנגזרת d V T B G d t {\displaystyle {\frac {dV_{TBG}}{dt}}} : d V T B G d t = d ( V C − V ) d t = d V C d t − d V d t = V ∗ Q − g {\displaystyle {\frac {dV_{TBG}}{dt}}={\frac {d(V_{C}-V)}{dt}}={\frac {dV_{C}}{dt}}-{\frac {dV}{dt}}=V*Q-g} . במעבר האחרון השתמשנו בהגדרה של מטריצת Q ובעובדה ש- d V d t {\displaystyle {\frac {dV}{dt}}} שווה לוקטור תאוצת הכובד הרגעית g. מן ההגדרה של מטריצת Q נובעת הזהות : g = Q ∗ V C {\displaystyle g=Q*V_{C}} . לכן: d V T B G d t = V ∗ Q − V C ∗ Q = − V T B G ∗ Q {\displaystyle {\frac {dV_{TBG}}{dt}}=V*Q-V_{C}*Q=-V_{TBG}*Q} . במקרה שהתאוצה הנמדדת שונה מאפס יש פשוט להוסיף רכיב ל- d V d t {\displaystyle {\frac {dV}{dt}}} נוסף ל-g וכך מתקבלת המשוואה הדיפרניצאלית לעיל. לאחר סיום השלב הממונע המהירות בציר x קבועה לכן ברור ש- X = V x ∗ t f {\displaystyle X=V_{x}*t_{f}} כאשר X הוא המרחק האופקי למטרה ומכאן d V x / d x {\displaystyle dV_{x}/dx} שווה ל- 1 / t f {\displaystyle 1/t_{f}} . התנועות בציר x וציר y בלתי תלויות ולפיכך האיברים לאורך האלכסון במקומות (1,2) ו- (2,1) הם 0. לצורך חישוב האיבר dVy/dy נבצע את הניסוי המחשבתי הבא: נניח כי משחררים ממנוחה כדור מגובה y אל הרצפה והוא נוחת על הרצפה כעבור זמן t f {\displaystyle t_{f}} . כעת נניח כי לוקחים כדור נוסף ומשחררים אותו בגובה נמוך יותר ב- ∆y ומשחררים אותו בו זמנית ביחד עם הכדור הראשון. ברור כי יש לשחרר אותו עם מעט מהירות אנכית מעלה (או מטה ∆y שלילי) אם על מנת ששניהם יפגעו בקרקע באותו זמן. מרגע שחרורם על שני הכדורים פועלת תאוצה אנכית זהה מטה g ולכן הפרש המהירויות או המהירות היחסית שלהם נותר קבוע. לפיכך על מנת ששניהם ינחתו באותו זמן צריך להתקיים ש- Vy או Vy ∆ יקיים ∆y = tf Vy*. לפיכך האיבר (2,2) במטריצה גם הוא 1/tf. לפיכך מטריצת Q המתאימה היא: | 1 / t f 0 0 1 / t f | {\displaystyle {\begin{vmatrix}1/t_{f}&0\\0&1/t_{f}\end{vmatrix}}} כאשר tf = T-t ׁׁ(T הוא הזמן בו הטיל יגיע אל המטרה ו-t הוא הזמן הנוכחי) והמשוואה הדיפרנציאלית המתארת את השתנות המהירות הדרושה להשגה היא: d V T B G d t = − a T − | 1 / t f 0 0 1 / t f | V T B G {\displaystyle {\frac {dV_{TBG}}{dt}}=-a_{T}-{\begin{vmatrix}1/t_{f}&0\\0&1/t_{f}\end{vmatrix}}V_{TBG}} . בחלק זה נציע אלגוריתם לחישוב איברי מטריצת Q במקרה הכללי של שדה היפוך ריבועי (Inverse square law). נסמן את שתי שמורות התנועה (האנרגיה הכוללת והתנע הזוויתי) ב-E ו-L. מתקיים: E k ( R ) = E + G M m / R {\displaystyle E_{k}(R)=E+GMm/R} . כמו כן מתקיים בנקודות של המרחק המרבי והמינימלי מהמוקד: p ( R ) 2 / 2 m = L 2 / 2 m R 2 = E k ( R ) {\displaystyle p(R)^{2}/2m=L^{2}/2mR^{2}=E_{k}(R)} . כך נקבל משוואה ריבועית שפתרונותיה הם המרחק המרבי R 1 {\displaystyle R_{1}} והמרחק הקטן ביותר R 2 {\displaystyle R_{2}} מהמוקד: . E R 2 + G M m R − L 2 / 2 m = 0 {\displaystyle ER^{2}+GMmR-L^{2}/2m=0} פתרונות המשוואה הם: האקסצנטריות היא : ϵ = R 1 − R 2 R 1 + R 2 = 1 + 4 E L 2 / 2 m ( G M m ) 2 {\displaystyle \epsilon ={\frac {R_{1}-R_{2}}{R_{1}+R_{2}}}={\sqrt {1+4EL^{2}/2m(GMm)^{2}}}} . והלטוס רקטום (Latus Rectum) הוא: l = a ( 1 − ϵ 2 ) = 1 / 2 ( R 1 + R 2 ) ( 1 − ϵ 2 ) = L 2 G M m 2 {\displaystyle l=a(1-\epsilon ^{2})=1/2(R_{1}+R_{2})(1-\epsilon ^{2})={\frac {L^{2}}{GMm^{2}}}} חישוב שטח גזרה אליפטית: משוואת אליפסה בקואורדינאטות פולריות היא: r ( θ ) = l 1 − ϵ cos ⁡ θ {\displaystyle r(\theta )={\frac {l}{1-\epsilon \cos \theta }}} . לכן שטח גזרה אליפטית הוא (פתרון האינטגרל מסובך למדי ונציג כאן רק תשובה סופית): l 2 2 ∫ 1 ( 1 − ϵ cos ⁡ θ ) 2 d θ {\displaystyle {\frac {l^{2}}{2}}\int {\frac {1}{(1-\epsilon \cos \theta )^{2}}}d\theta } = l 2 2 {\displaystyle {\frac {l^{2}}{2}}} ( ϵ sin ⁡ θ ( ϵ 2 − 1 ) ( ϵ cos ⁡ θ − 1 ) {\displaystyle {\frac {\epsilon \sin \theta }{(\epsilon ^{2}-1)(\epsilon \cos \theta -1)}}} + 2 tanh − 1 ) ) ( ϵ + 1 ) ( tan ⁡ θ / 2 ) ϵ 2 − 1 ) / ( ϵ 2 − 1 ) 3 / 2 {\displaystyle 2\tanh ^{-1})){\frac {(\epsilon +1)(\tan \theta /2)}{\sqrt {\epsilon ^{2}-1}}})/(\epsilon ^{2}-1)^{3/2}} . תיאור האלגוריתם: E ו-L במיקום הנתון של הטיל (עבורו יש לחשב את מטריצת Q) r 0 {\displaystyle r_{0}} , מגדירים באופן חד חד ערכי את וקטור מהירות הטיל המתאים (גודלו וכיוונו). שני התנאים שהמסלול האליפטי חייב לעבור דרך מיקום המטרה r T {\displaystyle r_{T}} , וזאת כעבור זמן t f {\displaystyle t_{f}} , מאפשרים לבנות מערכת של שתי משוואות עם שני נעלמים E ו-L, אותם אפשר למצוא ובכך להגדיר את מהירות הטיל המתאימה v C {\displaystyle v_{C}} בהתאם לכללים הבאים: ( v r , v θ ) = ( 2 ( E / m + G M / R ) − ( L / m R ) 2 , L / m R ) {\displaystyle (v_{r},v_{\theta })=({\sqrt {2(E/m+GM/R)-(L/mR)^{2}}},L/mR)} ממשוואת האליפסה בקואורדינטות פולריות ניתן לחלץ את c o s θ 0 {\displaystyle cos\theta _{0}} , כאשר θ 0 {\displaystyle \theta _{0}} הוא הזווית עם הציר הראשי של האליפסה של וקטור מיקום הטיל, כך (שכן המרחק למוקד שהוא מרכז כדור הארץ ידוע): c o s θ 0 = 1 / ϵ ( 1 − l / R ) {\displaystyle cos\theta _{0}=1/\epsilon (1-l/R)} . הזווית בין וקטור מיקום הטיל r 0 {\displaystyle r_{0}} לוקטור מיקום המטרה r T {\displaystyle r_{T}} נתונה ונסמנה △ θ {\displaystyle \vartriangle \theta } , ולכן ניתן להביע את c o s ( θ 0 + △ θ ) {\displaystyle cos(\theta _{0}+\vartriangle \theta )} בהתאם לזהות הטריגונומטרית: c o s ( θ 0 + △ θ ) = cos ⁡ θ 0 c o s △ θ − sin ⁡ θ 0 sin △ θ {\displaystyle cos(\theta _{0}+\vartriangle \theta )=\cos \theta _{0}cos\vartriangle \theta -\sin \theta _{0}\sin \vartriangle \theta } . הצבת ϵ {\displaystyle \epsilon } ו-l בביטויים ל- c o s θ 0 {\displaystyle cos\theta _{0}} ו- s i n θ 0 {\displaystyle sin\theta _{0}} ושימוש בעובדה ש- R T = R E {\displaystyle R_{T}=R_{E}} (מרחק המטרה מהמוקד הוא רדיוס כדור הארץ) ובביטוי לאליפסה בקואורדינטות פולריות מאפשר להרכיב משוואה אחת עם E ו-L, ולחלץ ממנה את L כתלות ב-E. לאחר מכן ניתן להיעזר בתנאי השני על זמן המעוף t f {\displaystyle t_{f}} כדי למצוא את E ולאחר מכן למצוא את L, ובכך למצוא את וקטור המהירות המתאים v C = ( v r , v θ ) {\displaystyle v_{C}=(v_{r},v_{\theta })} . לא נפרט כאן את האלגברה, אך בתום תהליך אלגברי ארוך הביטוי המתקבל ל-E כתלות ב-L מהתנאי הראשון הוא: E = ( G M ) 2 m 3 2 L 2 ( cos △ θ − 1 + L 2 / G M m 2 ( 1 / R E − cos △ θ / R ) + ( 1 − L 2 / G M m 2 R ) 2 ) / ( ( s i n △ θ ) 2 − 1 ) {\displaystyle E={\frac {(GM)^{2}m^{3}}{2L^{2}}}(\cos \vartriangle \theta -1+L^{2}/GMm^{2}(1/R_{E}-\cos \vartriangle \theta /R)+(1-L^{2}/GMm^{2}R)^{2})/((sin\vartriangle \theta )^{2}-1)} . זהו למעשה התנאי לקשר בין E ו-L הדרוש כדי שמסלול פלנטרי בהשפעת כבידה (אליפטי) יעבור דרך שתי נקודות נתונות (כשהמוקד נתון). כדי להכניס את זמן המעוף t f {\displaystyle t_{f}} למשוואות יש לחלק את שטח הגזרה האליפטית בקצב כיסוי השטח של הרדיוס וקטור (שכן לפי החוק השני של קפלר הרדיוס וקטור מכסה שטחים בקצב קבוע). קצב כיסוי השטח הוא v θ r / 2 = L / 2 m {\displaystyle v_{\theta }r/2=L/2m} . לפיכך מתקיים: 2 S m / L = t f {\displaystyle 2Sm/L=t_{f}} . במקרה של טילים בליסטיים ניתן להניח בקירוב טוב R = R E {\displaystyle R=R_{E}} (החלק הממונע של מעוף הטיל מתרחש ברובו כשהטיל עדיין קרוב מאוד לפני הקרקע), ובכך מתקבל cos ⁡ ( θ 0 + △ θ ) = cos ⁡ θ 0 {\displaystyle \cos(\theta _{0}+\vartriangle \theta )=\cos \theta _{0}} לכן: θ 0 + △ θ = − θ 0 = △ θ / 2 {\displaystyle \theta _{0}+\vartriangle \theta =-\theta _{0}=\vartriangle \theta /2} (שכן האליפסה סימטרית מסביב לציר הראשי שלה). לכן במקרה של טילים בליסטיים הביטוי לאינטגרל בין הגבולות θ 0 {\displaystyle \theta _{0}} ו- θ 0 + △ θ {\displaystyle \theta _{0}+\vartriangle \theta } מתפשט ל-: l 2 2 ( 2 ϵ sin △ θ / 2 ( ϵ 2 − 1 ) ( ϵ cos △ θ / 2 − 1 ) + 4 tanh − 1 ) ) ( ϵ + 1 ) ( t a n △ θ / 4 ) ϵ 2 − 1 ) / ( ϵ 2 − 1 ) 3 / 2 ) {\displaystyle {\frac {l^{2}}{2}}({\frac {2\epsilon \sin \vartriangle \theta /2}{(\epsilon ^{2}-1)(\epsilon \cos \vartriangle \theta /2-1)}}+4\tanh ^{-1})){\frac {(\epsilon +1)(tan\vartriangle \theta /4)}{\sqrt {\epsilon ^{2}-1}}})/(\epsilon ^{2}-1)^{3/2})} הדרך למצוא את איברי מטריצת Q היא נומרית. הניסיון מראה שמטריצת Q משתנה לאט מאוד, כך שרק מספר ערכים שלה המתאימים לחלקים שונים של שלב המעוף הממונע צריכים להישמר במחשב הטיל. דרך אחת היא להציב ערכים של L בביטוי לעיל ולקבל כך זוגות (E,L) מהם מפתחים את האקצנטריות ואת שאר הקבועים שבתנאי לזמן המעוף, ולאחר מכן מציבים את הקבועים ומוצאים את זמן המעוף. L צריך להיבחר כך שיתקיים שהוא מסדר גודל של: R E △ θ = v θ t f = L / ( m R E ) t f , L = m ( R E ) 2 △ θ / t f {\displaystyle R_{E}\vartriangle \theta =v_{\theta }t_{f}=L/(mR_{E})t_{f},L=m(R_{E})^{2}\vartriangle \theta /t_{f}} (כלומר שהטיל יעבור את המרחק בין שתי הנקודות על כדור הארץ בזמן t f {\displaystyle t_{f}} , בהנחה שהוא נע בעקום גאודזי ביניהם). ניתן להציב כפולות רציונליות גדולות מ-1 של הגודל של L שמופיע לעיל (מונה המספרים הרציונליים נבחר לפי דרגת הקרבה הרצויה של זמן המעוף ל- t f {\displaystyle t_{f}} ) ולבחור את הכפולה עבורה מתקבל זמן מעוף קרוב ביותר ל- t f {\displaystyle t_{f}} . לאחר מכן יש לבצע אותו תהליך לגבי מיקום מעט שונה של הטיל, ולמצוא את 9 הנגזרות החלקיות המתאימות. הדרך המעניינת והמאתגרת יותר, מבוססת על פיתוח אלגוריתמים יעילים להערכת הביטוי לזמן המעוף. אלגוריתמים כאלה צריכים למצוא קיצורי דרך אלגבריים בביטויים המתקבלים באמצעות הצבות מתאימות, ולהיעזר בשיטות איטרטיביות להערכת הביטוי לזמן המעוף. פיתוח כזה דורש ידע רב במתמטיקה טהורה. בימים הראשונים של הטילים הבליסטיים, כאשר המחשבים היו אנלוגיים, האתגר שעמד בפני המדענים שפיתחו את מערכת ההנחיה Q היה בפיתוח תהליך מתמטי יעיל להערכת הביטויים המתקבלים, כאלה שלא יעמיסו יותר מידי על מחשבי הטיל ויצריכו כח מחשובי רב מידי. הערה - טיל בליסטי מתחיל את מעופו (מכן השיגור) כשהוא נע אנכית לפני הקרקע. הזווית המדויקת באזימוט אליה יש לפנות לאחר מכן, כמו גם ה- △ θ {\displaystyle \vartriangle \theta } (הזווית המרכזית במעגל הגדול המתאים) שמופיע במשוואות לעיל, ניתנים לחישוב מטריגונומטריה ספירית לגבי מיקום נקודות השיגור והמטרה (כשנתונים קווי האורך והרוחב המדויקים שלהם). אם נתונים מיקומיהם בקווי אורך ורוחב של כן שיגור הטיל הבליסטי והמטרה כ- ( θ 1 , ϕ 1 ) {\displaystyle (\theta _{1},\phi _{1})} ו- ( θ 2 , ϕ 2 ) {\displaystyle (\theta _{2},\phi _{2})} אז כדי לחשב את △ θ = α {\displaystyle \vartriangle \theta =\alpha } נעזרים בנוסחה הבאה: c o s α = c o s ϕ 1 c o s ϕ 2 c o s ( θ 2 − θ 1 ) + s i n ϕ 1 s i n ϕ 2 {\displaystyle cos\alpha =cos\phi _{1}cos\phi _{2}cos(\theta _{2}-\theta _{1})+sin\phi _{1}sin\phi _{2}} . כדי לחשב את הזווית (האזימוט) נעזרים בנוסחה הבאה: c o s β = s i n ( ϕ 2 − ϕ 1 ) 2 t a n ( α / 2 ) + s i n ( α 2 ) s i n ( ϕ 2 − ϕ 1 2 ) {\displaystyle cos\beta ={\frac {sin(\phi _{2}-\phi _{1})}{2tan(\alpha /2)}}+sin({\frac {\alpha }{2}})sin({\frac {\phi _{2}-\phi _{1}}{2}})} . תוצאה זאת מתקבלת ממציאת ההיטלים של הקשתות במשולש הקשתי המתקבל על מישור קודקודי המשולש ולאחר מכן הפעלת משפט פיתגורס בטריגונומטריה ספירית פעמיים. אסטרטגיית הנחיה של טיל בליסטי תיקרא כך אם היא מהווה שיטה מסוימת לפיה יש לנהג וקטורית את הטיל כך שהמהירות הדרושה להשגה תתאפס, כלומר שכל רכיביה יתאפסו סימולטנית. אסטרטגיית הנחיה פשוטה תהיה להפעיל דחף מנוע תמיד בכיוון המהירות הדרושה להשגה. אם מציגים את הבעיה כ-"תנועה" לאורך "נתיב" במרחב המהירות, באופן שהתאוצה של הטיל תהיה "מהירות" הטיל ונגזרת המהירות הדרושה להשגה לפי הזמן תהיה מהירות ה-"מטרה", אזי אסטרטגיית הנחיה זו שקולה להנחיית מרדף, ולכן נקל לראות כי קיימות אסטרטגיות הנחיה טובות יותר. ניתן ליישם את הגישה של ניווט יחסי למרחב המהירות ולקבל מסלול קצר יותר. לגישה כזו מספר יתרונות: בדרך זו מאפסים את המהירות הדרושה להשגה באמצעות כמות קטנה יותר של דלק. נמנעים אי דיוקים בחישובי המערכת כתוצאה משינוי גודל תאוצת הטיל עקב פרופיל צריכת הדלק של המנוע. אפשר לשנות את כיוון דחף המנוע בצורה מתונה יותר ובכך להימנע מאי דיוקים הקשורים באינרציה של צינור הפליטה, שכן ניווט יחסי דורש פחות תאוצה מהנחיית רדיפה.