2016年03月19日

弾道弾の飛翔技術の基礎 (3)


1.ロケット推力による飛翔段階 (続)

(2) 無揚力飛翔 (Zero-Lift Flight)

前回の (1) で説明したように、中距離弾道弾以上は垂直に打ち上げられることになりますが、とは言っても限られた搭載燃料を有効に使うには出来るだけ早い時期に所要の速度まで加速して本来の弾道軌跡に乗せるようにすることが好ましいことには変わりはありません。

そこで、まだ大気圏内ではありますが、空気密度がそれなりに薄くなったところまで上昇したところで、“徐々に徐々に” 弾道弾を旋回させていくことになります。

徐々にといいますのは、これも (1) で説明したように、弾体の構造は横からの荷重に対しては強くできていませんので、薄くなったとはいえ空力的に生じる旋回荷重の影響を出来るだけ小さくしなければならないからです。

このため、ロケットの推力の方向を少し変えては元の弾軸 (縦) 方向に戻し、また少し変えては戻すということを幾度か繰り返すという方法をとります。

推力のバランスをとりながら弾道弾の重心をゆっくり移動させて、少量かつ一時的な旋回モーメントとなるようにして、弾体に出来るだけ横荷重がかからないように制御システムによって慎重にコントロールしていくのです。

この旋回のことを 「無揚力旋回」 (zero-lift turn) あるいは 「重力旋回」 (gravity turn) と言います。


(3) 定姿勢飛翔 (Constant Attitude Flight)

ほぼ大気圏を抜けだし、かつ無揚力旋回を終えて射角 (φ) となったならば、今度は直進して所要の弾道を描くに必要な速度 (V) まで加速することになります。

この時、空気抵抗はほぼ無視できるようになりますので、下図のように弾道弾は重力に応じた分だけの上向き姿勢で直進します。

BM_constant_01.jpg
( 図 : constant attitude flight outside earth's atmosphere )

弾道弾は飛翔経路に対して一定の上向き姿勢を維持して飛翔しますので、この段階を 「定姿勢飛翔」 と言います。

この時の射角 (φ) は、所要の弾道軌跡となるための最終的なロケット燃焼終了時の仰角 (burnout angle) (φ) とほぼ同じとなります。

両者の差はその大部分が僅かとはいえ空気抵抗に対する修正ですが、これによる弾体に対する横荷重は既に無視できる程度のものとなっています。


ロケットの燃焼終了時に近くなると、誘導システムよって推力の向きを僅かに変えて、最終的に弾道弾が正確な速度方向となるように微修正します。

そして所要の速度で所要の弾道軌跡に乗ったところで、誘導システムによりロケットの燃焼を停止します。

第1段階における最終的な燃焼終了高度 (burnout altitude) (h) と飛翔水平距離 (R) は、個々の弾道弾に関する具体的なデータがあれば計算、あるいは作図が可能です。

一般的なIRBMの場合を例にとると、下図に示すようになります。

BM_powered_flight_02.jpg
( 図 : typical powered trajectory for an IRBM )

大体において、燃焼終了高度 (h) は約40万フィート (約12.2km) 前後、飛翔水平距離 (R) は約70マイル (約130km) 程度です。

これがICBMになりますと、ロケット推進の時間はより長くなり、射角は小さくなります。

一般的なICBMの場合、h は大凡100万フィート (約30km)、R は100〜125マイル (約185〜232km) 程度です。


この定姿勢飛翔から先は、弾道弾は真空中における弾道軌跡を描く、第2段階の 「自由飛翔」 (Free Flight) になります。

この自由飛翔段階については、中学や高校の物理で習われた放物線のことと同じですので、説明は不要でしょう。


次回は第3段階の大気圏への再突入の問題です。

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前 : 弾道弾の飛翔技術の基礎 (2)

次 : 弾道弾の飛翔技術の基礎 (4)

posted by 桜と錨 at 23:24| Comment(0) | TrackBack(0) | 現代戦のこと
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