Баллистическая ракета (БМ) - это ракета, которая имеет баллистическую траекторию на большей части своей траектории полета, независимо от того, является ли она средством доставки оружия или нет. Баллистические ракеты классифицируются по их дальности, максимальному расстоянию, измеренному вдоль поверхности земного эллипсоида от точки запуска баллистической ракеты до точки удара последнего элемента ее полезной нагрузки. Различные схемы используются разными странами для классификации дальности баллистических ракет.
Соединенные Штаты делят ракеты на четыре класса дальности.
Intercontinental Ballistic Missile ICBM свыше 5500 км
Intermediate-Range Ballistic Missile IRBM от 3000 до 5500 км
Medium-Range Ballistic Missile MRBM от 1000 дo 3000 км
Short-Range Ballistic missile SRBM от дo 1000 км
Советские и российские военные разработали систему из пяти классов дальности. Договор 1987 года о ликвидации ракет средней и меньшей дальности [Договор о РСМД] требовал ликвидации всех советских и американских ракет средней ядерной сил большой дальности (LRINF) с дальностью от 1000 до 5 500 километров, а также ракет средней ядерной силы меньшей дальности (SRINF) с дальностью от 500 до 1000 километров. Режим контроля за ракетными технологиями первоначально был сосредоточен на ракетах с дальностью более 300 километров, дальностью советской ракеты SCUD. Системы доставки различаются по профилю полета, скорости доставки, гибкости миссии, автономности и обнаруживаемости. Каждое из этих соображений важно при планировании химической или биологической атаки. Баллистические ракеты имеют предписанный курс, который не может быть изменен после того, как ракета сожгла свое топливо, если только боеголовка не маневрирует независимо от ракеты или не обеспечивается какая-либо форма конечного наведения. Чисто баллистическая траектория ограничивает эффективность химической или биологической атаки, потому что, как правило, скорость входа настолько высока, что трудно распределить агент в диффузном облаке или с достаточной точностью, чтобы обеспечить выброс под сдвиговой слой атмосферы. Кроме того, термический нагрев при повторном входе в атмосферу или во время высвобождения может ухудшить качество химического или биологического агента. Опыт США показал, что часто менее 5 процентов химического или биологического агента остается мощным после полета и высвобождения из баллистической ракеты без соответствующей тепловой защиты. Баллистическая ракета также близко следует заранее установленным азимутом от точки пуска до цели. Высокая скорость баллистической ракеты затрудняет отклонение слишком далеко от этого азимута, даже когда суббоеприпасы или другие дозированные бомбы выбрасываются из ракеты во время входа в атмосферу. Следовательно, если ось площади цели не примерно выровнена с азимутом полета, эффективно покрывается лишь небольшая часть цели. Баллистическая ракета имеет относительно короткое время полета, а защита от атаки баллистических ракет все еще менее чем полностью эффективна, как доказано в опыте союзников во время войны в Персидском заливе. Однако при достаточном предупреждении меры гражданской обороны могут быть реализованы вовремя для защиты гражданского населения от химического или биологического нападения. Люди в Тель-Авиве и Эр-Рияде получили достаточно предупреждений о ракетных ударах SCUD, чтобы надеть противогазы и укрыться в помещении до прибытия ракет. Даже с учетом этих ограничений на поставку баллистическими ракетами авиационных агентов Ирак построил химические боеголовки для своих SCUD, согласно инспекционным отчетам Организации Объединенных Наций. Ядерное оружие заметно отличается от химических, биологических или обычных боеголовок. Принципиальное отличие заключается в размерах, форме и инерционных свойствах боеголовки. Как правило, ядерное оружие имеет нижний предел по своему весу и диаметру, который определяет характеристики системы доставки, такие как обхват фюзеляжа. Хотя эти ограничения могут быть небольшими, геометрические соображения часто влияют на выбор системы доставки. Химическое и биологическое оружие, которое обычно представляет собой жидкости или сухие порошки, может быть упаковано практически в любой доступный объем. Ядерные нагромождения не могут быть модернизированы таким образом, чтобы соответствовать имеющемуся пространству; однако они могут быть сконструированы таким образом, чтобы вписаться в различные боеприпасы (например, артиллерийские снаряды). Ядерное оружие также имеет различное распределение веса в пределах объема, который оно занимает. Расщепляющийся материал, ядро ядерного оружия, весит на единицу объема больше, чем большинство других материалов. Этот высокий удельный вес имеет тенденцию концентрировать вес в определенных точках летательного аппарата. Поскольку практически все системы доставки ОМУ должны пролетать через атмосферу во время части их полета к цели, конструктор должен учитывать аэродинамический баланс транспортного средства и требуемый размер системы управления для поддержания стабильного профиля полета при переносе этих концентраций веса. Химическое, биологическое и обычное оружие имеет удельную гравитацию около 1,0 грамм / куб. см, поэтому эти материалы могут быть размещены дальше от центра тяжести транспортного средства без обеспечения больших компенсирующих сил управления и моментов. В некоторых специальных приложениях, таких как боеголовки баллистических ракет и артиллерийские снаряды, конструктор должен включать балластный материал — по существу бесполезный вес — для балансировки инерционных сил и моментов ядерной полезной нагрузки. Поскольку ядерное оружие имеет большой радиус поражения против мягких и незакаленных целей, точность является второстепенным фактором при выборе системы доставки, если стратегия целеуказания требует контрценных атак. Ядерное оружие уничтожает людей и инфраструктуру, которую они занимают. Они требуют, чтобы система доставки размещала боеголовку с точностью примерно 3 километра от цели, если оружие имеет мощность 20 килотонн и до еще большего радиуса по мере роста мощности. Большинство беспилотных систем доставки с дальностью менее 500 километров легко соответствуют этим критериям. Зачастую, как и в случае с баллистическими ракетами, качество системы управления сверх определенных характеристик существенно не изменяет точность ядерной боеголовки, поскольку большая часть погрешности возникает после силовой фазы полета, когда машина возвращается в атмосферу. Хотя это относится и к химическим и биологическим боеголовкам с ядерной боеголовкой, нет необходимости компенсировать эту ошибку с помощью таких технологий, как терминальное наведение или самонаводящиеся боеголовки. Чтобы быть эффективным, средство доставки, используемое для распространения химических или биологических агентов, должно распределять материал в тонком облаке ниже определенной высоты и над поверхностью. Она должна быть способна к всепогодным операциям и не должна выдавать свое присутствие средствам ПВО.
Strategic от 1000 км
Operational-Strategic от 500 до 1000 км
Operational от 300 дo 500 км
Operational-Tactical от 50 дo 300 км
Tactical до 50 км
Компоненты ракет
Сэр Исаак Ньютон заявил в своем третьем законе движения, что «каждое действие сопровождается равной и противоположной реакцией». Ракета работает по этому принципу. Непрерывный выброс потока горячих газов в одном направлении вызывает устойчивое движение ракеты в обратном направлении. Реактивный самолет работает по тому же принципу, используя кислород в атмосфере для поддержки горения своего топлива. Ракетный двигатель должен работать вне атмосферы, и поэтому должен нести свой собственный окислитель.
Ракета — это машина, которая развивает тягу путем быстрого изгнания материи. Основными компонентами химической ракетной сборки являются ракетный двигатель или двигатель, топливо, состоящее из топлива и окислителя, рама для удержания компонентов, системы управления и полезная нагрузка, такая как боеголовка. Ракета отличается от других двигателей тем, что она несет свое топливо и окислитель внутри, поэтому она будет гореть в вакууме космоса, а также в атмосфере Земли. Ракета называется ракетой-носителем, когда она используется для запуска спутника или другой полезной нагрузки на орбиту или в дальний космос. Ракета становится ракетой, когда полезной нагрузкой является боеголовка и она используется в качестве оружия. Существует ряд терминов, используемых для описания мощности, генерируемой ракетой.
- Тяга - это создаваемая сила, измеряемая в фунтах или килограммах. Тяга, создаваемая первой ступенью, должна быть больше, чем вес всей ракеты при стоянии на стартовой площадке, чтобы заставить ее двигаться. После движения вверх тяга должна продолжать генерироваться, чтобы ускорить ракету против силы гравитации Земли.
- Импульс, иногда называемый полным импульсом, является продуктом тяги и эффективной продолжительности стрельбы. Ракета, запускаемая плечом, такая как LAW, имеет среднюю тягу 600 фунтов и продолжительность стрельбы 0,2 секунды при импульсе 120 фунтов. Ракета Saturn V, использовавшаяся во время программы «Аполлон», не только генерировала гораздо большую тягу, но и в течение гораздо более длительного времени. Он имел импульс 1,15 миллиарда фунтов-сек.
- Эффективность ракетного двигателя измеряется его удельным импульсом (ISP). Удельный импульс определяется как тяга, деленная на массу топлива, потребляемого в секунду. Результат выражается в секундах. Удельный импульс можно рассматривать как количество секунд, в течение которых один фунт топлива произведет один фунт тяги. Если тяга выражается в фунтах, то хорошим считается удельный импульс в 300 секунд. Чем выше значения, тем лучше. Хотя удельный импульс является характеристикой топливной системы, его точное значение будет в некоторой степени варьироваться в зависимости от условий эксплуатации и конструкции ракетного двигателя. Именно по этой причине часто приводятся различные цифры для данного топлива или комбинации пропеллентов.
- Массовое отношение ракеты определяется как общая масса при взлете, деленная на массу, оставшуюся после того, как все топливо было израсходовано. Высокое соотношение масс означает, что большее количество топлива толкает меньшую массу ракеты и полезной нагрузки, что приводит к более высокой скорости. Высокое соотношение масс необходимо для достижения высоких скоростей, необходимых для ракет большой дальности.
Большинство современных ракет большой дальности состоят из двух или более ракет или ступеней, которые сложены друг на друга. Второй этап находится поверх первого, и так далее. Первая ступень — это та, которая поднимает ракету со стартовой площадки и иногда известна также как «ускоритель» или «основная ступень». Когда у первой ступени заканчивается топливо или она достигает нужной высоты и скорости, ее ракетный двигатель выключается и отделяется так, чтобы последующим ступеням не приходилось приводить в движение ненужную массу. Отбрасывание бесполезного веса ступеней, топливо которых было израсходовано, означает, что для продолжения ускорения могут использоваться менее мощные двигатели, что означает, что необходимо перевозить меньше топлива, что, в свою очередь, означает, что на цель можно поместить больше полезной нагрузки.
Толчок
Было разработано или предложено много различных типов ракетных двигателей. Существует три категории химического топлива для ракетных двигателей: жидкое, твердое топливо и гибридное топливо. Топливо для химического ракетного двигателя обычно состоит из топлива и окислителя. Иногда добавляют катализатор для усиления химической реакции между топливом и окислителем. Каждая категория имеет преимущества и недостатки, которые делают их лучшими для определенных применений и непригодными для других. Жидкостные ракетные двигатели сжигают два отдельно хранящихся жидких химиката, топливо и окислитель, для создания тяги.
Криогенное топливо Криогенное топливо - это то, которое использует очень холодные, сжиженные газы в качестве топлива и окислителя. Жидкий кислород кипит при 297 F, а жидкий водород кипит при 423 F. Криогенные пропелленты требуют специальных изолированных контейнеров и вентиляционных отверстий, чтобы газ из испаряющихся жидкостей выходил наружу. Жидкое топливо и окислитель перекачиваются из резервуаров хранения в расширительную камеру и впрыскиваются в камеру сгорания, где они смешиваются и воспламеняются пламенем или искрой. Топливо расширяется по мере его сгорания, и горячие выхлопные газы направляются из сопла для обеспечения тяги. Гиперголическое топливо Гиперголическое топливо состоит из топлива и окислителя, которые воспламеняются, когда они вступают в контакт друг с другом. Искра не нужна. Гиперголическое топливо, как правило, коррозионное, поэтому для хранения требуются специальные контейнеры и средства безопасности. Однако эти пропелленты, как правило, жидкие при комнатной температуре и не требуют сложных хранилищ, которые являются обязательными с криогенным топливом. Монопропелленты Монотопливы объединяют свойства топлива и окислителя в одном химическом веществе. По своей природе монотопливные неустойчивы и опасны. Монотопливные ракеты обычно используются в регулировочных или вернье ракетах, чтобы обеспечить тягу для внесения изменений в траектории после того, как основные ступени ракеты сгорели.
Преимущества жидкостных ракет включают в себя самую высокую энергию на единицу массы топлива, переменную тягу и возможность перезапуска. Сырье, такое как кислород и водород, находится в изобилии и относительно легко в производстве. Недостатки жидкостных ракет включают требования к сложным контейнерам для хранения, сложной сантехнике, точному измерению впрыска топлива и окислителя, высокоскоростным / высокопроизводительным насосам и сложности хранения заправленных ракет.
Нефть, используемая в качестве ракетного топлива, представляет собой тип керосина, похожий на тот, который сжигается в обогревателях и лампах. Тем не менее, ракетная нефть является высокоочищенной и называется RP-1 (Refined Petroleum). Он сжигается жидким кислородом (окислителем) для обеспечения тяги. РП-1 является топливом в ускорителях первой ступени ракет «Дельта» и «Атлас-Кентавр». Он также питал первые ступени Saturn 1B и Saturn V. RP-1 доставляет удельный импульс значительно меньше, чем у криогенного топлива.
Криогенными пропеллентами являются жидкий кислород (LOX), который служит окислителем, и жидкий водород (LH2), который является топливом. Слово криогенный является производным от греческого kyros, что означает «ледяной холод». LOX остается в жидком состоянии при температуре минус 298 градусов по Фаренгейту (минус 183 градуса по Цельсию). LH2 остается жидким при температуре минус 423 градуса по Фаренгейту (минус 253 градуса по Цельсию). В газообразной форме кислород и водород имеют такую низкую плотность, что для их хранения на борту ракеты потребовались бы чрезвычайно большие резервуары. Но охлаждение и сжатие их в жидкости значительно увеличивает их плотность, что позволяет хранить их в больших количествах в небольших резервуарах.
Тревожная тенденция криогеники возвращаться в газообразную форму, если ее не поддерживать в сверххолодном состоянии, затрудняет их хранение в течение длительных периодов времени и, следовательно, менее удовлетворительную в качестве топлива для военных ракет, которые должны быть готовы к запуску в течение нескольких месяцев. Но высокая эффективность комбинации жидкого водорода и жидкого кислорода делает низкотемпературную проблему стоящей того, чтобы с ней справиться, когда время реакции и хранимость не слишком критичны. Водород имеет примерно на 40 процентов больше «отскока к унции», чем другие ракетные топлива, и очень легкий, весит около половины фунта (0,45 килограмма) на галлон (3,8 литра). Кислород намного тяжелее, весит около 10 фунтов (4,5 килограмма) на галлон (3,8 литра).
Двигатели RL-10 на Centaur, первой в Соединенных Штатах ступени ракеты с жидким водородом / жидким кислородом, имеют удельный импульс 444 секунды. Двигатели J-2, используемые на второй и третьей ступенях Saturn V, а также на второй ступени Saturn 1B, также сжигали комбинацию LOX/LH2. У них были удельные импульсные показатели 425 секунд. Для сравнения, комбинация жидкий кислород/керосин, используемая в кластере из пяти двигателей F-1 на первой ступени Saturn V, имела удельный импульсный рейтинг 260 секунд. Та же комбинация топлива, используемая разгонными ступенями ракеты Atlas/Centaur, давала 258 секунд в разгонном двигателе и 220 секунд в двигателе. Высокоэффективные двигатели на борту орбитального корабля Space Shuttle используют жидкий водород и кислород и имеют удельный импульсный рейтинг 455 секунд. Топливные элементы в орбитальном аппарате используют эти две жидкости для производства электроэнергии посредством процесса, лучше всего описанного как электролиз в обратном направлении. Жидкий водород и кислород горят чисто, оставляя побочный продукт водяного пара.
Награды за освоение LH2 являются существенными для космических полетов. Способность использовать водород означает, что данная миссия может быть выполнена с меньшим количеством топлива (и меньшим транспортным средством) или, альтернативно, что миссия может быть выполнена с большей полезной нагрузкой, чем это возможно при той же массе обычных пропеллентов. Короче говоря, водород дает больше энергии на галлон.
Гиперголические пропелленты представляют собой топливо и окислители, которые воспламеняются при контакте друг с другом и не нуждаются в источнике воспламенения. Эта легкая возможность запуска и перезапуска делает их привлекательными как для пилотируемых, так и для беспилотных систем маневрирования космических аппаратов. Еще одним плюсом является их хранимость - они не имеют экстремальных температурных требований криогеники. Топливо - монометилгидразин (MMH), а окислитель - тетроксид азота (N2O4). Гидразин представляет собой прозрачное соединение азота / водорода с «рыбным» запахом. Он похож на аммиак. Тетроксид азота представляет собой красноватую жидкость. Имеет резкий, сладковатый запах. Обе жидкости очень токсичны и обрабатываются в самых строгих условиях безопасности.
Гиперголическое топливо используется в основных жидкостных топливных ступенях семейства ракет-носителей Titan и на второй ступени Delta. Орбитальный аппарат Space Shuttle использует гиперголы в своей подсистеме орбитального маневрирования (OMS) для вывода на орбиту, крупных орбитальных маневров и схода с орбиты. Система управления реакцией (RCS) использует гиперголы для контроля ориентации. Эффективность комбинации MMH/N2O4 в орбитальном аппарате Space Shuttle колеблется от 260 до 280 секунд в RCS до 313 секунд в OMS. Более высокая эффективность системы OMS объясняется более высокими коэффициентами расширения в форсунках и более высоким давлением в камерах сгорания.
Твердотопливные ракеты в основном представляют собой трубки камеры сгорания, упакованные топливом, которое содержит как топливо, так и окислитель, смешанные вместе равномерно. Твердотопливный двигатель является самой старой и простой из всех форм ракетной техники, восходящей к древним китайцам. Это просто корпус, обычно стальной, заполненный смесью твердых химических веществ (топлива и окислителя), которые горят с высокой скоростью, выталкивая горячие газы из сопла для достижения тяги.
Основным преимуществом является то, что твердое топливо относительно стабильно, поэтому его можно изготовить и хранить для будущего использования. Твердое топливо имеет высокую плотность и может гореть очень быстро. Они относительно нечувствительны к ударам, вибрации и ускорению. Топливные насосы не требуются, поэтому ракетные двигатели менее сложны. Недостатки заключаются в том, что после воспламенения твердое топливо не может быть дросселировано, выключено, а затем перезапущено, потому что они горят до тех пор, пока не будет использовано все топливо. Площадь поверхности горящего топлива имеет решающее значение для определения величины создаваемой тяги. Трещины в твердом топливе увеличивают площадь открытой поверхности, поэтому топливо сгорает быстрее, чем планировалось. Если образуется слишком много трещин, давление внутри двигателя значительно повышается, и ракетный двигатель может взорваться. Изготовление твердого топлива является дорогостоящей, точной операцией. Твердотопливные ракеты варьируются по размеру от легкого противотанкового оружия до твердотопливных ракетных ускорителей (SRB) длиной 100 футов, используемых на стороне основного топливного бака космического челнока.
Космический челнок использует самые большие твердотопливные ракетные двигатели, когда-либо построенные и летавшие. Каждый многоразовый бустер содержит 1,1 миллиона фунтов (453 600 килограммов) топлива в виде твердого, резинового вещества с консистенцией, подобной ластику на карандаше. Четыре центральных сегмента - это те, которые содержат топливо. Самый верхний имеет звездообразный, полый канал в центре, простирающийся от вершины примерно до двух третей пути вниз, где он постепенно округляется, пока канал не примет форму цилиндра. Это отверстие соединяется с аналогичным цилиндрическим отверстием через центр второго-четвертого сегментов. При воспламенении топливо горит на всех открытых поверхностях, сверху вниз всех четырех сегментов. Поскольку звездообразный канал обеспечивает более открытую поверхность, чем простой цилиндр в трех нижних сегментах, общая тяга наибольшая при взлете и постепенно уменьшается по мере того, как точки звезды сгорают, пока этот канал также не станет цилиндрической по форме. Пропеллент в звездообразном сегменте также толще, чем в трех других. Твердое топливо всегда содержит собственный запас кислорода. Окислителем в твердых веществах Shuttle является перхлорат аммония, который образует 69,93 процента смеси. Топливо представляет собой форму порошкообразного алюминия (16 процентов), с порошком окислителя железа (0,07) в качестве катализатора. Связующим веществом, которое удерживает смесь вместе, является полибутадиен акриловой кислоты акрилонитрил (12,04 процента). Кроме того, смесь содержит эпоксидно-отверждающий агент (1,96 процента). Связующее и эпоксидная смола также сгорают в качестве топлива, добавляя тягу. Удельный импульс твердотопливного ракетного ускорителя Space Shuttle составляет 242 секунды на уровне моря и 268,6 секунды в вакууме.
Гибридные ракетные двигатели пытаются захватить преимущества как жидкостных, так и твердотопливных ракетных двигателей. Базовая конструкция гибрида состоит из трубки камеры сгорания, аналогичной обычным твердотопливным ракетам, начиненным твердым химическим веществом, обычно топливом. Над трубкой камеры сгорания находится резервуар, содержащий дополнительное реакционноспособное жидкое химическое вещество, обычно окислитель. Эти два химических вещества являются гиперголическими, и когда жидкое химическое вещество вводится в камеру сгорания, содержащую твердое химическое вещество, происходит воспламенение и создается тяга. Способность дроссельной заслонки двигателя достигается за счет изменения количества жидкости, впрыскиваемой в единицу времени. Ракетный двигатель можно остановить, отрезав поток жидкого химического вещества. Двигатель можно перезапустить, возобновив поток жидкого химического вещества. Другие преимущества гибридных ракетных двигателей заключаются в том, что они обеспечивают более высокую энергию, чем стандартные твердотопливные ракеты, их можно дросселировать и перезапускать, как жидкостные ракеты, они могут храниться в течение длительных периодов времени, как твердотопливные ракеты, и они содержат менее половины сложного оборудования (насосы, сантехника) стандартных жидкостных двигателей. Они также менее чувствительны к повреждению твердотопливного компонента, чем стандартная твердотопливная система. Гибридные ракеты контролируют скорость сгорания, дозируя жидкую составляющую топлива. Независимо от того, сколько поверхности твердого компонента подвергается воздействию, только столько может быть сожжено в присутствии жидкого компонента. Недостатки заключаются в том, что эти двигатели не генерируют столько энергии на фунт топлива, сколько жидкостные двигатели, и они более сложны, чем стандартные твердотопливные двигатели. Гибридные ракетные двигатели все еще находятся в разработке и еще не доступны для оперативного использования.
Система наведения
Систему наведения в ракете можно сравнить с человеком-пилотом самолета. Каждая система наведения ракеты состоит из системы ориентации и системы управления траекторией полета. Система ориентации функционирует для поддержания ракеты в желаемом положении на упорядоченной траектории полета путем управления ракетой по тангажу, крену и рысканию. Система ориентации работает как автопилот, гася колебания, которые имеют тенденцию отклонять ракету от ее упорядоченной траектории полета. Функция системы управления траекторией полета заключается в определении траектории полета, необходимой для перехвата цели, и в формировании приказов системе управления ориентацией для поддержания этой траектории.
Работа системы наведения и управления основана на принципе обратной связи. Блоки управления производят корректирующие корректировки поверхностей управления ракетой при наличии ошибки наведения. Блоки управления также будут регулировать управление для стабилизации ракеты в крене, тангаже и рыскании. Корректировки наведения и стабилизации комбинируются, а результат подается в качестве сигнала об ошибке в систему управления. Сердцем инерциальной навигационной системы для ракет является расположение акселерометров, которые будут обнаруживать любое изменение движения транспортных средств. Акселерометр, как следует из его названия, является устройством для ускорения. В своей основной форме такие устройства являются sim-ple. Например, маятник, свободно качающийся по поперечной оси, может быть использован для измерения ускорения вдоль передней и кормовой осей ракеты. Когда ракете дается прямое ускорение, маятник будет иметь тенденцию отставать в корме; фактическое смещение маятника из его первоначального положения будет зависеть от величины ускоряющей силы. Движение массы (веса) соответствует второму закону движения Ньютона, который гласит, что ускорение тела прямо пропорционально приложенной силе и обратно пропорционально массе тела. Обычно есть три двойных интегрирующих акселерометра, непрерывно измеряющих расстояние, пройденное ракетой в трех направлениях - дальность, высота и азимут. Двойные интегрирующие акселерометры – это устройства, чувствительные к ускорению, и с помощью двухступенчатого процесса измеряют расстояние. Эти измеренные расстояния затем сравниваются с желаемыми отклонениями, которые предустанавливаются в ракете; если ракета отклонилась от курса, в систему управления посылаются сигналы коррекции. Если бы скорость ракеты была постоянной, пройденное расстояние можно было бы рассчитать, просто умножив скорость на время полета. Но поскольку ускорение варьируется, скорость также меняется. По этой причине необходима вторая интеграция. Когда цели расположены на больших расстояниях от места запуска, необходимо использовать ту или иную форму навигационного наведения. Точность на больших расстояниях достигается только после того, как выполнены точные и комплексные расчеты траектории полета. Навигационные системы, которые могут быть использованы для наведения ракет большой дальности, включают инерционные и небесные.
- Инерционное наведение. Простейшим принципом руководства является закон инерции. При наведении баскетбольного мяча на корзину делается попытка придать мячу траекторию, которая закончится в корзине. Однако, как только мяч выпущен, стрелок больше не контролирует его. Если он прицелился неправильно, или если мяч коснулся другого человека, он пропустит бас-кет. Тем не менее, возможно, что мяч будет неправильно направлен, а затем другой человек коснется его, чтобы изменить его курс, чтобы он попал в корзину. В этом случае второй игрок предоставил форму руководства. Инерциальная система наведения обеспечивает промежуточный толчок, чтобы вернуть ракету на правильную траекторию. Метод инерциального наведения используется для той же цели, что и предустановленный метод, и фактически является усовершенствованием этого метода. Инерционно управляемая ракета также получает запрограммированную информацию перед запуском. Хотя электромагнитного контакта между стартовой площадкой и ракетой после запуска нет, ракета способна вносить коррективы в свою траекторию полета с удивительной точностью, контролируя траекторию полета акселерометрами, которые установлены на гиростабилизированной платформе. Все ускорения в полете непрерывно измеряются этой компоновкой, и управление ориентацией ракеты генерирует соответствующие сигналы коррекции для поддержания правильной траектории. Использование инерциального наведения снимает большую часть догадок о доставке ракет большой дальности. Непредсказуемые внешние силы, работающие на ракете, постоянно ощущаются акселерометрами. Родовое решение позволяет ракете непрерывно корректировать траекторию полета. Инерционный метод оказался гораздо более надежным, чем любой другой метод дальнего наведения, разработанный на сегодняшний день.
- Небесная ссылка. Небесная навигационная система наведения – это система, предназначенная для заданного траектории, в которой курс ракеты непрерывно корректируется по отношению к неподвижным звездам. Система основана на известных видимых положениях звезд или других небесных тел относительно точки на поверхности Земли в данный момент времени. Навигация по неподвижным звездам и Солнцу крайне желательна для ракет большой дальности, так как ее точность не зависит от дальности. Ракета должна быть снабжена горизонтальной или вертикальной привязкой к Земле, автоматическими телескопами слежения за звездами для определения углов возвышения звезд по отношению к эталону, временной базой и навигационными звездными таблицами, механически или электрически записанными. Компьютер в ракете непрерывно сравнивает звездные наблюдения с временной базой и навигационными таблицами, чтобы определить текущее положение ракеты. Исходя из этого, вычисляются правильные сигналы, чтобы правильно направить ракету к цели. Ракета должна нести все это сложное оборудование и должна летать над облаками, чтобы обеспечить видимость звезды. Небесное наведение (также называемое звездным наведением) использовалось для межпланетной миссии Mariner (беспилотный космический аппарат) в окрестности Марса и Венеры. Системы МБР и БРПЛ в настоящее время используют небесное наведение.
- Командное руководство Радиосигналы с несколькими источниками, которые позволяют триангуляцию положения, предлагают альтернативу измерениям ускорения. Передовые ракетные мощности отказались от радионаведения в 1960-х годах и перешли на автономные инерциальные измерительные блоки, которые перевозятся на борту ракеты. Соединенные Штаты снова рассматривали радионаведение в конце 1980-х годов для мобильных ракет, но отказались от идеи в пользу Глобальной системы позиционирования (GPS). Система радионаведения может передавать сигналы с места запуска или точную матрицу передатчика вблизи места запуска для создания сигналов. Радиокомандно-управляющие схемы, из-за непосредственного присутствия радиосигнала при включении системы, предупреждают защиту о том, что вот-вот произойдет запуск ракеты. А производительность для этих систем ухудшается из-за ракетного шлейфа и радиошума. Кроме того, эти системы очень сильно подвержены воздействию помех или ложных сигналов.
Глобальная система позиционирования (GPS) и Глобальная навигационная спутниковая система (ГЛОНАСС) вряд ли когда-либо будут использоваться в функции управления баллистической ракетой. Лучшие GPS-приемники военного класса производят позиции с погрешностью в десятки сантиметров. Если ракета имеет два из этих приемников в планере, расположенных на расстоянии 10 метров друг от друга, лучшее угловое разрешение находится примерно в сантиметровом диапазоне. Баллистические ракеты театра военных действий [TBM] требуют угловой точности миллирадианской дальности для поддержания контроля. Тем не менее, GPS имеет значительное применение для TBM, оснащенного транспортным средством (автобусом) или модулем управления ориентацией, который перемещает возвращаемое транспортное средство по более точной траектории.
Возвращаемая ступень
После завершения двигательной фазы миссии ракета, как правило, выравнивается, инерционно стабилизируется и выпускает боеголовку [RV] по траектории к заранее выбранной цели. Во время атмосферного входа внешний вид RV защищен от аэротермодинамического нагрева системой тепловой защиты (TPS). Конфигурация аэродинамической формы (баллистическая или подъемная) боеголовки определяет тяжесть, продолжительность и траекторию полета возвращаемого судна. Это, в свою очередь, влияет на сложность систем автомобиля и нагрузки на отопление полезной нагрузки. Подъемный возвращаемый автомобиль имеет много эксплуатационных преимуществ по сравнению с неподъемным транспортным средством. Прежде всего, нагрузки на вход в атмосферу могут быть сведены к минимуму практически до любого желаемого уровня, с гибкостью в выборе места посадки. Аппарат имеет возможность отклоняться от траектории входа в атмосферу, чтобы достичь выбранных посадочных площадок «поперечного диапазона» от орбитальной траектории, а также точно настраивать ошибки двигательной установки. Сферические и баллистические аппараты могут сходить с орбиты только на выбранные участки, которые находятся на орбитальном наземном пути. Недостаток подъемной формы по сравнению с неподъемной формой заключается в сложности и высокой стоимости, связанных с управлением и управлением подъемной машиной. Сбой системы наведения или управления может сделать транспортное средство неуправляемым и привести к тому, что оно отклонится на большое расстояние от курса. Методы, которые использовались для защиты RV в прошлом, включают:
- абляция (эрозия поверхностного материала, такого как силиконовые эластомеры); и
- радиационный тепловой экран (например, системы поверхностной изоляции на керамической основе).
Любой из этих методов или их комбинация могут быть использованы для защиты RV от чрезмерного нагрева. После того, как транспортное средство вернется в атмосферу, оно замедлится до скоростей ниже звуковых. Для дальнейшего снижения скорости RV для доставки химических или биологических агентов могут использоваться дополнительные системы замедления, такие как парашюты. RV обладают огромным количеством кинетической энергии, которая должна рассеиваться во время входа в атмосферу, когда транспортные средства замедляются до их ударной или посадочной скорости. RV возвращается в атмосферу Земли со скоростями до 25 Махов (М). Когда RV проходит через атмосферу, атмосферное трение замедляет его до уровня ниже M 1 и преобразует его кинетическую энергию в первую очередь в тепловую энергию (тепло). В пределах зоны застоя, области непосредственно перед RV, образуется область сжатого, чрезвычайно горячего, ионизированного и застойного воздуха. Тепло от горячего газа передается на поверхность RV.
Тепло, выделяемое при входе в атмосферу, не только зависит от плотности атмосферы, но и обратно пропорционально квадратному корню радиуса носового конуса RV и пропорционально кубу его скорости. Следовательно, тупые носовые RV нагреваются меньше, чем тонкие; и подъемные конструкции RV, которые используют принцип планера, производят меньше тепла, чем баллистические гиперболические конструкции спуска, потому что их скорость, как правило, ниже. Таким образом, полная оценка теплового воздействия при входе в атмосферу зависит как от критериев, связанных с транспортным средством, так и с учетом специфики миссии.
Температуры, генерируемые в самой горячей области (зоне застоя) во время баллистического входа, могут превышать 11 100 ° C (20 000 F). Тепловыделение не так серьезно на транспортных средствах, которые способны к некоторой степени подъема во время входа в атмосферу; температура поверхности капсулы «Аполлон» достигала около 2 760 ° C (5 000 F). Системы тепловой защиты необходимы для автофургонов, чтобы гарантировать, что автомобиль не сгорит во время входа в атмосферу. Выбор систем, которые будут использоваться, зависит от конструкции транспортного средства, температуры входа в атмосферу, которой может подвергаться RV, и конкретных требований к боеголовке. Системы тепловой защиты для внешней части RV, которые могут быть осуществимы, включают абляцию, радиационный тепловой экран, радиатор, транспирацию и радиатор. Однако на сегодняшний день системы радиатора, транспирации и радиатора не использовались для защиты внешней поверхности RV от теплового напряжения при входе в атмосферу.
Абляционное охлаждение или простая абляция - это процесс, в котором тепловая энергия поглощается материалом (тепловым экраном) путем плавления, испарения и термического разложения, а затем рассеивается по мере испарения или эрозии материала. Кроме того, достигаются высокие температуры поверхности и рассеивается тепло поверхностным излучением, пиролизом поверхностного материала, вызывающим образование «угля», и образованием химических побочных продуктов, которые движутся через уголь, неся тепло наружу к границе поверхности. Затем отбракованные химические побочные продукты, как правило, концентрируются в пограничном слое абляции, где они дополнительно блокируют конвективный нагрев. Эти аблятивные материалы могут быть химически изготовлены или изготовлены из природных материалов.
Распространенным искусственным абляционным материалом в настоящее время является твердый силиконовый каучук, химическое название которого фенолметилсилоксан. Он имеет силиконовую эластомерную основу, с кремнеземным наполнителем и углеродными волокнами для прочности на сдвиг. Его основное использование в средах с высоким сдвигом и высоким тепловым потоком; используется на поверхностях управления и носовых конусах гиперскоростных аппаратов, включая некоторые части шаттла. Этот материал дает углеродистый уголь при пиролизе, который представляет собой стекловидный материал керамического типа, состоящий из кремния, кислорода и углерода. Абляционный материал, известный как полидиметилсилоксан, использовался на пилотируемых капсулах возвращения в атмосферу в прошлом, включая программу Mercury. Эластомерный кремниевый абляционный материал был использован в программе Discoverer. Примером природного материала является тепловой экран из дубовой древесины, используемый на китайских возвращаемых транспортных средствах FSW.
Во время повторного входа абляционные процессы начинаются в верхних слоях атмосферы, когда температура пиролиза материала достигается в результате увеличения атмосферного трения. На высотах выше 120 км (75 миль) плотность атмосферы, как правило, недостаточна, чтобы вызвать начало абляции.