火箭外彈道學

研究火箭運動規律及有關現象的學科。外彈道學的分支學科。研究目的是保證火箭可靠地飛達預定目標。火箭外彈道學研究火箭的飛行性能，包括火箭的運動學、動力學、飛行穩定性及擾動運動規律等。是設計火箭武器的重要理論依據之一，還可用於解決火箭射表編制等專門性問題。火箭外彈道設計在火箭總體設計中佔有重要地位。火箭飛行過程中，受到重力、空氣動力和火箭發動機的推力作用。其運動包括質心運動和繞心運動。質心運動的軌跡稱為火箭彈道。依據飛行過程受力狀態的不同，火箭運動可劃分為3個階段：①滑軌段。火箭與定向器發生力學聯繫的運動過程。②主動段。從滑軌段終點到火箭推力結束時的運動過程。③被動段。主動段終點之後的運動過程。火箭增程彈通常用火炮發射，飛行一段時間後，火箭發動機才開始點火，產生推力。從炮口到點火位置之間的彈道，稱為增程彈彈道起始段。該段的長短對彈道落點散佈及射程均有較大影響。在火箭主動段內，推力遠大於其他力（重力及空氣阻力）。它往往是重力的數十倍以至百倍，對主動段內火箭質心運動起支配作用。根據齊奧爾科夫斯基公式，在不計重力和空氣阻力等其他力的作用時，僅由推力所產生的最大火箭速度（即理想速度）vif為：公式中，veq為推進劑燃氣相對於火箭的有效排氣速度；m0為火箭初始質量；mp為推進劑質量。該式是1903年首先由俄國科學家K.E.齊奧爾科夫斯基推導出的，在火箭技術上具有理論指導作用。為使火箭達到較大的速度，需要有較大的有效排氣速度和質量比m0/（m0－mp）。當初始質量m0按幾何級數增加時，燃燒終了的火箭所具有的速度vif按算術級數增加，故增大有效排氣速度veq比增大推進劑的質量（即增大mp）有效得多。實際飛行中，重力和空氣阻力起減速作用，火箭的實際最大速度將小於上式的計算值。火箭主動段終點速度是決定射程的最主要參量，其次是彈體質量和氣動外形。火箭彈道一般用數值積分法求解，其彈道模型有三自由度（3D）、四自由度（4D）、六自由度（6D）模型之分。火箭被動段彈道諸元，也可用等效炮彈彈道法求解。這種方法需要尋求與之相應的虛擬炮彈射擊起始條件，即初速voe、射角θoe和射出點Oe，使以該起始條件射擊的炮彈彈道與火箭彈道在主動段終點K處具有同樣的速度vk和切線傾角，且炮彈的彈道係數與火箭被動段上的彈道係數相等。這樣，就可以利用地面火炮外彈道表求出火箭彈道的頂點和落點諸元。遠程火箭提供了運送載荷至數千千米以外目標的能力。彈道高超過30千米以上的被動段近似視為真空彈道，為橢圓彈道。火箭質心運動遵循地心引力場中的動量矩守恆定律。火箭飛行中受到起始擾動、推力偏心、風等諸種擾動因素作用，將產生擾動運動。保證火箭在受擾動之後彈軸大致與速度方向一致向前平穩飛行（即攻角在規定範圍之內）的條件，是火箭飛行穩定性理論所要解決的問題。無控火箭外彈道學理論所要解決的另一個重要問題，是分析和計算隨機性擾動所引起的散佈，並尋求減小散佈（提高密集度）的措施。就全彈道而言，主動段終點速度矢量的偏角散佈起主要作用。這是由於主動段內推力大，因章動角存在而產生的推力法向分量也較大，而剛飛離定向器後的一段彈道內的火箭速度小，抗干擾能力較差之故。起始擾動是火箭飛離定向器時所受到的擾動，其中包括彈軸起始擺動角速度，彈軸及初速矢量偏離發射管（或滑軌）中心線的起始擺動角和偏角。它們是在滑軌段形成的，將作為火箭外彈道學的一個專門課題――火箭發射動力學加以研究。提高火箭初速是減小起始擾動所引起散佈的重要方法。推力偏心包括角推力偏心和線推力偏心。前者是推力矢量與彈體幾何縱軸間的夾角，後者是推力矢量與質心的距離。賦予火箭適當的自轉速度，就可以減小推力偏心的不利影響。由於火箭質量分佈不均衡，其慣性主縱軸與幾何縱軸不重合。通常以其夾角（即動不平衡角）來表徵動不平衡性；以質心對幾何縱軸的偏移量（即質量偏心）來表徵靜不平衡性。由於旋轉，動、靜不平衡性產生慣性力矩，從而使火箭在飛行中形成擾動。陣風是引起火箭擾動運動並形成散佈的另一重要因素，尤其尾翼式火箭，風的影響更顯得突出。加大初速並減小尾翼，有利於減小風的影響。然而對減小上述其他幾種擾動因素的影響而言，尾翼大一些有利，其間必存在最佳值。有控火箭彈道學，即導彈彈道學是研究在控制力作用下的火箭運動規律。20世紀70年代以前，在火箭外彈道學經典理論指導下所設計的無控火箭的散佈，尤其是最大射程時的方向散佈仍顯得較大。即使性能較好的火箭，方向散佈的概率偏差與射程之比值也有1％左右。到80年代，火箭外彈道理論已有了新的突破，廣泛應用了計算機技術、優化理論和空氣動力學的最新成就。外彈道優化設計理論得到了迅速發展。在發射動力學方面研究了被動控制和同時滑離問題。前者利用火箭和發射裝置系統的綜合動力特性，使火箭本身的缺陷（如推力偏心、動不平衡等）所產生的擾動作用，激起定向器振動，再作用於火箭，來抵消火箭自身缺陷所引起的彈道偏差。後者在於使火箭前、後定心部同時解除定向器的約束，以減小初始擾動。另外，還研究了最優飛行過程的理論和技術途徑，如採用摺疊尾翼結構，並使之發射後合理地延遲張開；確定正反向自轉的最佳轉速規律等，均能大幅度地減小陣風及推力偏心所引起的散佈。火箭彈道性能的研究，可用於尋求火箭武器最有利的運動條件，以確定出總體優化設計方案，求得滿足戰術技術指標（射程、密集度等）的一組火箭彈道參量、氣動外形、質量、結構和發射條件。這就是全彈道系統優化設計。現代戰爭要求實施遠程精確打擊，射程較遠的火箭在全飛行過程中，針對不同的情況將採用主動段姿態控制、彈道修正技術及末段制導等措施，以提高火箭的射擊精度。火箭飛行過程中實現了無控和有控彈道的有機結合，構成了不可分割的統一體系。依據火箭外彈道學所開發的彈道解算軟件，在實戰射擊中發揮着極其重要的作用。

發佈者：中國軍事百科全書編審室 ^[1]