4.5.3. Траєкторія руху ракети
Траєкторія руху ракети, наприклад ракети „земля – земля”, складається з наступних ділянок (рис. 4.22, а): активної, пасивної і ділянки входу в атмосферу.
Активною називається ділянка траєкторії (1-2), яку проходить ракета з моменту запуску до припинення роботи двигунів. На активній ділянці відбувається збільшення швидкості польоту до максимального значення, тобто накопичення кінетичної енергії. При польоті ракети на велику дальність активна ділянка закінчується зазвичай за умовною границею атмосфери. Умовною границею атмосфери вважають таку висоту (Н>100 км), де аеродинамічні сили становлять не більше 1 % гравітаційних сил (сил тяжіння).
Рис. 4.22. Траєкторія руху ракети.
Початкова частина активної ділянки вертикальна і називається стартовою ділянкою. На безпечній висоті траєкторія скривлюється внаслідок повороту ракети за певною програмою. Ця частина траєкторії називається ділянкою виведення. Наприкінці ділянки виведення ракета досягає заданої швидкості, а її траєкторія отримує заданий кут нахилу.
Пасивною називається ділянка траєкторії (2-3), яку ракета проходить після припинення роботи двигуна як вільно кинуте тіло. Після виключення двигунів за рахунок запасу кінетичної енергії ракета продовжує певний час віддалятися від землі, набираючи додаткову висоту. Форма траєкторії пасивної ділянки залежить від напряму і величини вектора швидкості й від висоти в кінці активної ділянки. На пасивній ділянці на ракету діє сила тяжіння і аеродинамічна сила, величина якої залежить від висоти польоту. Траєкторія польоту під дією тільки сили тяжіння називається балістичною. Потім починається зниження ракети. Більша частина пасивної ділянки розташована за межами щільних шарів атмосфери. Через відсутність атмосфери аеродинамічні стабілізатори виявляються неефективними, і ракета безладно обертається навколо свого центру мас. Стабілізація польоту ракети починається тільки в точці 3 при вході в щільні шари атмосфери.
Якщо політ ракети на пасивній ділянці проходив за межами атмосфери, то ділянка траєкторії польоту (3-4) називається ділянкою входу в атмосферу. Для зменшення швидкості входу в атмосферу, а отже, і для зменшення нагрівання деякі ЛА, наприклад супутники Землі, використовують оптимальні траєкторії та спеціальні методи теплового захисту. На рис. 4.22, б показана траєкторія орбітального літака, по якій на ділянці входу в атмосферу (3-4) літак переводиться в політ з малим кутом нахилу траєкторії й переходить у планування (4-5). На ділянках (3-4) і (4-5) політ і керування орбітальним літаком здійснюється за аеродинамічним принципом. Використання аеродинамічного принципу дозволяє здійснити політ з відбиттям (рикошетний політ, рис. 4.22, в).
Шатл на старті
Орбітальна станція “Мир” і Шатл
4.5.4. Керування ракетою
Подібно до літака ракета має поздовжню, поперечну і шляхову керованість. Керуючі моменти створюються за аеродинамічним або реактивним принципом. Аеродинамічні керма ракети подібні літаковим. Вони ефективні тільки в щільних шарах атмосфери. Реактивний принцип керування ракетою може здійснюватися різними способами. В даний час найбільш часто застосовуються три способи керування:
– за допомогою газодинамічних рулів (рис. 4.23);
– зміною напряму тяги ракетного двигуна (рис. 4.24);
– застосуванням спеціальних двигунів керування, так званих верньєрних двигунів (рис. 4.25).
При відхиленні газодинамічного керма, що знаходиться в реактивному соплі (рис. 4.23), виникає газодинамічна сила N, момент якої щодо центру мас ракети є таким, що керує.
Рис. 4.23. Керування ракетою за допомогою газодинамічних рулів.
За допомогою повороту ракетного двигуна (рис. 4.24) змінюється напрям його тяги PR. Вектор тяги PR можна розкласти на дві складові: паралельну Т и перпендикулярну F напряму руху ракети. Сила F створює неврівноважений момент щодо центра маси ракети і може бути використана як сила, що керує, для зміни траєкторії польоту ракети.
Рис. 4.24. Керування ракетою зміною напряму тяги ракетного двигуна.
Якщо до корпуса ракети (рис. 4.25) на шарнірах прикріпити додаткові двигуни, то, повертаючи їх, можна змінювати напрям їх тяги F, яка створює щодо центра мас ракети момент М. Цей момент є керуючим, тому що він змінює траєкторію руху ракети.
Рис. 4.25. Керування ракетою за допомогою верньєрних двигунів.