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O míssil balístico (BM) é um míssil que tem uma trajetória balística na maior parte de sua trajetória de voo, independentemente de ser ou não um veículo de entrega de armas. Os mísseis balísticos são categorizados de acordo com seu alcance, a distância máxima medida ao longo da superfície da Terra do ponto de lançamento até o ponto de impacto do último elemento de sua ogiva. Vários esquemas são usados por diferentes países para categorizar os alcances de mísseis balísticos.
Os Estados Unidos dividem os mísseis em 4 classes de alcance.
Míssil Balístico Intercontinental ICBM com mais de 5500 km
Míssil Balístico de Alcance Intermediário IRBM 3000 a 5500 km
Míssil Balístico de Médio Alcance MRBM 1000 a 3000 km
Míssil balístico de curto alcance SRBM até 1000 km
A União Soviética/Rússia desenvolveu um sistema de 5 classes de alcance.
Estratégico mais de 1000 km
Operacional-Estratégico 500 a 1000 km
Operacional 300 a 500 km
Operacional-Tático 50 a 300 km
Tático até 50 km
O Tratado de 1987 sobre a Eliminação de Mísseis de Alcance Intermediário e de Alcance Curto (Tratado INF) exigiu a eliminação de todos os mísseis soviéticos e americanos de força nuclear intermediária de longo alcance (LRINF) com alcances entre 1.000 e 5.500 km, bem como mísseis de força nuclear intermediária de curto alcance (SRINF) com alcances entre 500 e 1.000 km. O Regime de Controle de Tecnologia de Mísseis inicialmente se concentrou em mísseis com alcances maiores que 300 km, o alcance do conhecido míssil SCUD soviético.
Os sistemas de entrega variam em seu perfil de voo, velocidade de entrega, flexibilidade de missão, autonomia e detectabilidade. Cada uma dessas considerações é importante ao planejar um ataque químico ou biológico.
Mísseis balísticos têm um curso prescrito que não pode ser alterado após o míssil ter queimado seu combustível, a menos que uma ogiva manobre independentemente do míssil ou alguma forma de orientação terminal seja fornecida. Uma trajetória balística pura limita a eficácia de um ataque químico ou biológico porque, geralmente, a velocidade de reentrada é tão alta que é difícil distribuir o agente em uma nuvem difusa ou com precisão suficiente para garantir uma liberação sob a camada de cisalhamento da atmosfera. Além disso, o aquecimento térmico na reentrada, ou durante a liberação, pode degradar a qualidade do agente químico ou biológico. A experiência dos EUA mostrou que, frequentemente, menos de 5% de um agente químico ou biológico permanece potente após o voo e a liberação de um míssil balístico sem blindagem térmica apropriada.
Um míssil balístico também segue um azimute pré-estabelecido do ponto de lançamento ao alvo. Sua alta velocidade torna difícil desviar muito desse azimute, mesmo quando submunições ou outras bombas dispensadas são ejetadas do míssil durante a reentrada. Consequentemente, se o eixo da reentrada do alvo não estiver alinhado com o azimute de voo com precisão mínima, apenas uma pequena parte do alvo será efetivamente coberta.
Um míssil balístico tem um tempo de voo relativamente curto, e as defesas contra um ataque desta natureza ainda são pouco eficazes, como provado na experiência dos Aliados durante a Guerra do Golfo. No entanto, com aviso suficiente, medidas de defesa civil podem ser implementadas a tempo de proteger populações civis contra ataques químicos ou biológicos. Pessoas em Tel Aviv e Riad receberam aviso de ataques de mísseis SCUD para vestir máscaras de gás e procurar abrigo em ambientes fechados antes que os mísseis chegassem. Mesmo com essas limitações na entrega de agentes aéreos por mísseis balísticos, o Iraque construiu ogivas químicas para seus SCUDs, de acordo com relatórios de inspeção das Nações Unidas.
As armas nucleares diferem marcadamente de ogivas químicas, biológicas ou convencionais. A principal diferença é o tamanho, a forma e as propriedades inerciais da ogiva. Geralmente, as armas nucleares têm um limite inferior em seu peso e diâmetro, o que determina as características do sistema de entrega, como a circunferência da fuselagem. Embora esses limites possam ser pequenos, considerações geométricas geralmente influenciam a seleção de um sistema de entrega. Armas químicas e biológicas, que geralmente são fluidos ou pólvora seca, podem ser embaladas em quase qualquer volume disponível. Armas nucleares não podem ser adaptadas para caber no espaço disponível; no entanto, elas podem ser projetadas para caber em uma variedade de munições como por exemplo, projéteis de artilharia.
As armas nucleares também têm uma distribuição diferente de peso dentro do volume que ocupam. O material físsil, o núcleo de uma arma nuclear, pesa mais por unidade de volume do que a maioria dos outros materiais. Essa alta gravidade específica tende a concentrar o peso em certos pontos do veículo de voo. Como praticamente todos os sistemas de entrega de WMD devem voar pela atmosfera durante uma parte de sua viagem até um alvo, um projetista tem que considerar o equilíbrio aerodinâmico do veículo e o tamanho necessário do sistema de controle para manter um perfil de voo estável enquanto carrega essas concentrações de peso. Armas químicas, biológicas e convencionais têm gravidades específicas próximas a 1,0 g/cm³, então esses materiais podem ser colocados o mais longe do centro de gravidade do veículo sem fornecer grandes forças e momentos de controle compensatórios. Em algumas aplicações especiais, como veículos de reentrada de mísseis balísticos e projéteis de artilharia, o projetista precisa incluir material de lastro — peso essencialmente inútil — para equilibrar as forças inerciais e os momentos da carga nuclear.
Como as armas nucleares têm um grande raio de destruição contra alvos macios e não endurecidos, a precisão é uma consideração secundária na seleção do sistema de entrega, desde que a estratégia de direcionamento exija ataques de contravalor. As armas nucleares destroem pessoas e a infraestrutura que elas ocupam. Elas só exigem que o sistema de entrega coloque a ogiva com uma precisão de aproximadamente 3 km de um alvo se a arma tiver um rendimento de 20 kt e para um raio ainda maior conforme o rendimento aumenta. A maioria dos sistemas de entrega não tripulados com um alcance de menos de 500 km atende facilmente a esses critérios.
Frequentemente, como é o caso dos mísseis balísticos, a qualidade do sistema de controle além de um certo desempenho não altera materialmente a precisão de uma ogiva nuclear, porque uma grande fração do erro surge após a fase de propulsão do voo quando o veículo reentra na atmosfera. Embora isso também seja verdade para ogivas químicas e biológicas, com uma ogiva nuclear, há menos necessidade de compensar esse erro com tecnologias como veículos de orientação terminal ou veículos de reentrada. Para ser eficaz, um veículo de entrega empregado para espalhar agentes químicos ou biológicos deve distribuir o material em uma nuvem fina abaixo de uma certa altitude e acima da superfície. Ele deve ser capaz de operações em qualquer clima e não deve trair sua presença para ativos de defesa aérea.
Componentes de mísseis
Sir Isaac Newton declarou em sua Terceira Lei do Movimento que "toda ação é acompanhada por uma reação igual e oposta". Um foguete opera neste princípio. A ejeção contínua de um fluxo de gases quentes em uma direção causa um movimento constante do foguete na direção oposta. Um avião a jato opera no mesmo princípio, usando oxigênio na atmosfera para suportar a combustão de seu combustível. O motor do foguete tem que operar fora da atmosfera e, portanto, deve carregar seu próprio oxidante.
Um foguete é uma máquina que desenvolve impulso pela rápida expulsão de matéria. Os principais componentes de um conjunto de foguete químico são um motor foguete, propelente consistindo de combustível e um oxidante, uma estrutura para segurar os componentes, sistemas de controle e uma carga útil, como uma ogiva. Um foguete difere de outros motores porque carrega seu combustível e oxidante internamente, portanto, ele queimará no vácuo do espaço, bem como dentro da atmosfera da Terra. Um foguete é chamado de veículo de lançamento quando é usado para lançar um satélite ou outra carga útil em órbita ou no espaço profundo. Um foguete se torna um míssil quando a carga útil é uma ogiva e é usada como uma arma.
Há vários termos usados para descrever a energia gerada por um foguete.
O empuxo é a força gerada, medida em libras ou quilogramas. O empuxo gerado pelo primeiro estágio deve ser maior que o peso do míssil completo enquanto estiver na plataforma de lançamento para fazê-lo se mover. Uma vez se movendo para cima, o empuxo deve continuar a ser gerado para acelerar o míssil contra a força da gravidade da Terra.
O impulso , às vezes chamado de impulso total, é o produto do empuxo e da duração efetiva do disparo. Um foguete disparado de ombro como o LAW tem um empuxo médio de 600 lbs e uma duração de disparo de 0,2 segundos para um impulso de 120 lb/eg. O foguete Saturno V, usado durante o programa Apollo, não só gerou muito mais empuxo, mas também por um tempo muito maior. Ele teve um impulso de 1,15 bilhão de lb/seg.
A eficiência de um motor de foguete é medida pelo seu impulso específico (Isp) . O impulso específico é definido como o empuxo dividido pela massa de propelente consumida por segundo. O resultado é expresso em segundos. O impulso específico pode ser pensado como o número de segundos que uma libra de propelente produzirá uma libra de empuxo. Se o empuxo for expresso em libras, um impulso específico de 300 segundos é considerado bom. Valores mais altos são melhores. Embora o impulso específico seja uma característica do sistema propulsor, seu valor exato variará até certo ponto com as condições operacionais e o design do motor de foguete. É por essa razão que números diferentes são frequentemente citados para um determinado propelente ou combinação de propelentes.
A razão de massa de um foguete é definida como a massa total na decolagem dividida pela massa restante após todo o propelente ter sido consumido. Uma alta razão de massa significa que mais propelente está empurrando menos massa do míssil e da carga útil, resultando em maior velocidade. Uma alta razão de massa é necessária para atingir as altas velocidades necessárias para mísseis de longo alcance.
A maioria dos mísseis de longo alcance atuais consiste em 2 ou mais foguetes ou estágios montados um sobre o outro. O segundo estágio fica em cima do primeiro, e assim por diante. O primeiro estágio é aquele que levanta o míssil da plataforma de lançamento e às vezes é conhecido também como "booster" ou "estágio principal". Quando o primeiro estágio fica sem propelente ou atinge a altitude e velocidade desejadas, seu motor de foguete é desligado e ele é separado para que os estágios subsequentes não tenham que impulsionar massa desnecessária. Eliminar o peso inútil dos estágios cujo propelente foi gasto significa que motores menos potentes podem ser usados para continuar a aceleração, o que significa que menos propelente precisa ser transportado, o que por sua vez significa que mais carga útil pode ser colocada no alvo.
Propulsão
Muitos tipos diferentes de motores de foguete foram projetados ou propostos. Existem 3 categorias de propelentes químicos para motores de foguete: propelente líquido, propelente sólido e propelente híbrido. O propelente para um motor de foguete químico geralmente consiste em um combustível e um oxidante. Às vezes, um catalisador é adicionado para melhorar a reação química entre o combustível e o oxidante. Cada categoria tem vantagens e desvantagens que as tornam melhores para certas aplicações e inadequadas para outras.
Motores de foguete de propelente líquido queimam 2 produtos químicos líquidos armazenados separadamente, um combustível e um oxidante, para produzir empuxo.
Propelente Criogênico: Um propelente criogênico é aquele que usa gases muito frios e liquefeitos como combustível e oxidante. O oxigênio líquido ferve a -182 ºC e o hidrogênio líquido ferve a -252 ºC. Os propelentes criogênicos requerem recipientes e aberturas especiais isolados para permitir que o gás dos líquidos evaporados escape. O combustível líquido e o oxidante são bombeados dos tanques de armazenamento para uma câmara de expansão e injetados na câmara de combustão, onde são misturados e inflamados por uma chama ou faísca. O combustível se expande à medida que queima e os gases de exaustão quentes são direcionados para fora do bico para fornecer impulso.
Propelente Hipergólico: Um propelente hipergólico é composto de um combustível e um oxidante que se inflamam quando entram em contato um com o outro. Nenhuma faísca é necessária. Propelentes hipergólicos são tipicamente corrosivos, então o armazenamento requer recipientes especiais e instalações de segurança. No entanto, esses propelentes são tipicamente líquidos à temperatura ambiente e não requerem as complicadas instalações de armazenamento que são obrigatórias com propelentes criogênicos.
Monopropelentes: Os monopropelentes combinam as propriedades do combustível e do oxidante em um produto químico. Por sua natureza, os monopropelentes são instáveis e perigosos. Os monopropelentes são normalmente usados em foguetes de ajuste ou vernier para fornecer impulso para fazer mudanças nas trajetórias uma vez que os estágios principais do foguete tenham queimado.
As vantagens dos foguetes de propelente líquido incluem a maior energia por unidade de massa de combustível, impulso variável e capacidade de reinicialização. Matérias-primas, como oxigênio e hidrogênio, são abundantes e relativamente fáceis de fabricar. As desvantagens dos foguetes de propelente líquido incluem requisitos para contêineres de armazenamento complexos, encanamento complexo, medição precisa de injeção de combustível e oxidante, bombas de alta velocidade/alta capacidade e dificuldade em armazenar foguetes abastecidos.
O combustível derivado de petróleo usado como combustível de foguete é um tipo de querosene semelhante ao tipo queimado em aquecedores e lâmpadas. No entanto, este combustível de foguete é altamente refinado e é chamado de RP-1 (Petróleo Refinado). Ele é queimado com oxigênio líquido (o oxidante) para fornecer impulso. RP-1 é um combustível nos propulsores de primeiro estágio dos foguetes Delta e Atlas-Centaur. Ele também alimentou os primeiros estágios do Saturn 1B e Saturn V. O RP-1 fornece um impulso específico consideravelmente menor do que o dos combustíveis criogênicos.
Os propulsores criogênicos são oxigênio líquido (LOX), que serve como um oxidante, e hidrogênio líquido (LH2), que é um combustível. A palavra criogênico é um derivado do grego kyros, que significa "gelado". O LOX permanece em estado líquido a temperaturas de -183 ºC. O LH2 permanece líquido a temperaturas de menos -252 ºC. Na forma gasosa, o oxigênio e o hidrogênio têm densidades tão baixas que tanques extremamente grandes seriam necessários para armazená-los a bordo de um foguete. Mas resfriá-los e comprimi-los em líquidos aumenta muito sua densidade, tornando possível armazená-los em grandes quantidades em tanques menores.
A tendência angustiante dos criogênicos de retornar à forma gasosa, a menos que sejam mantidos super-resfriados, os torna difíceis de armazenar por longos períodos de tempo e, portanto, menos satisfatórios como propulsores para foguetes militares, que devem ser mantidos prontos para o lançamento por meses a fio. Mas a alta eficiência da combinação de hidrogênio líquido/oxigênio líquido faz com que o problema da baixa temperatura valha a pena ser enfrentado quando o tempo de reação e a capacidade de armazenamento não são muito críticos. O hidrogênio tem cerca de 40% a mais de "eficiência no impulso inicial" do que outros combustíveis de foguete e é muito leve, pesando cerca de 130 g/l. O oxigênio é muito mais pesado, pesando cerca de 1,18 kg/l.
Os motores RL-10 no Centaur, o primeiro estágio de foguete de hidrogênio líquido/oxigênio líquido dos Estados Unidos, têm um impulso específico de 444 segundos. Os motores J-2 usados no segundo e terceiro estágios do Saturn V, e no segundo estágio do Saturn 1B, também queimaram a combinação LOX/LH2. Eles tinham classificações de impulso específicas de 425 segundos. Para fins de comparação, a combinação de oxigênio líquido/querosene usada no cluster de 5 motores F-1 no primeiro estágio do Saturn V tinha classificações de impulso específicas de 260 segundos. A mesma combinação de propulsor usada pelos estágios de reforço do foguete Atlas/Centaur rendeu 258 segundos no motor de reforço e 220 segundos no sustentador. Os motores de alta eficiência a bordo do orbitador do Ônibus Espacial usavam hidrogênio líquido e oxigênio e têm uma classificação de impulso específica de 455 segundos. As células de combustível em um orbitador usam esses 2 líquidos para produzir energia elétrica por meio de um processo melhor descrito como eletrólise reversa. O hidrogênio e o oxigênio líquidos queimam de forma limpa, deixando um subproduto de vapor de água.
As recompensas por dominar o LH2 são substanciais para aplicações de voo espacial. A capacidade de usar hidrogênio significa que uma dada missão pode ser realizada com uma quantidade menor de propelentes (e um veículo menor) ou, alternativamente, que a missão pode ser realizada com uma carga útil maior do que é possível com a mesma massa de propelentes convencionais. Em suma, o hidrogênio produz mais potência por unidade de volume.
Propelentes hipergólicos são combustíveis e oxidantes que se inflamam em contato um com o outro e não precisam de fonte de ignição. Essa capacidade fácil de partida e reinicialização os torna atraentes para sistemas de manobra de espaçonaves tripuladas e não tripuladas. Outra vantagem é sua capacidade de armazenamento — eles não têm os requisitos extremos de temperatura da criogenia. O combustível é monometil hidrazina (MMH) e o oxidante é tetróxido de nitrogênio (N2O4). A hidrazina é um composto claro de nitrogênio/hidrogênio com um cheiro "de peixe". É semelhante à amônia. O tetróxido de nitrogênio é um fluido avermelhado. Tem um cheiro pungente e adocicado. Ambos os fluidos são altamente tóxicos e são manuseados sob as mais rigorosas condições de segurança.
Propelentes hipergólicos são usados nos estágios principais de propelente líquido da família Titan de veículos de lançamento e no segundo estágio do Delta. O orbitador do Ônibus Espacial usa hipergóis em seu Subsistema de Manobra Orbital (OMS) para inserção orbital, grandes manobras orbitais e desorbitação. O Sistema de Controle de Reação (RCS) usa hipergóis para controle de atitude. A eficiência da combinação MMH/N2O4 no orbitador do Ônibus Espacial varia de 260 a 280 segundos no RCS, a 313 segundos no OMS. A maior eficiência do sistema OMS é atribuída a maiores taxas de expansão nos bicos e maiores pressões nas câmaras de combustão.
Foguetes de propelente sólido são basicamente tubos de câmara de combustão embalados com um propelente que contém combustível e oxidante misturados uniformemente. O motor de propelente sólido é a mais antiga e simples de todas as formas de foguetes, datando dos antigos chineses. É simplesmente um invólucro, geralmente de aço, preenchido com uma mistura de produtos químicos de forma sólida (combustível e oxidante) que queimam em uma taxa rápida, expelindo gases quentes de um bico para obter impulso.
A principal vantagem é que um propelente sólido é relativamente estável, portanto, pode ser fabricado e armazenado para uso futuro. Os propelentes sólidos têm alta densidade e podem queimar muito rápido. Eles são relativamente insensíveis a choques, vibrações e acelerações. Não são necessárias bombas de propelente, portanto, os motores de foguete são menos complicados. As desvantagens são que, uma vez acesos, os propelentes sólidos não podem ser estrangulados, desligados e reiniciados porque queimam até que todo o propelente seja usado. A área da superfície do propelente em chamas é crítica para determinar a quantidade de impulso que está sendo gerada. Rachaduras no propelente sólido aumentam a área da superfície exposta, portanto, o propelente queima mais rápido do que o planejado. Se muitas rachaduras se desenvolverem, a pressão dentro do motor aumenta significativamente e o motor do foguete pode explodir. A fabricação de um propelente sólido é uma operação cara e de precisão. Os foguetes de propelente sólido variam em tamanho, desde a Light Antitank Weapon até os Solid Rocket Boosters (SRBs) de 39 m de comprimento usados na lateral do tanque de combustível principal do ônibus espacial.
O ônibus espacial usava os maiores motores de foguete sólidos já construídos e voados. Cada propulsor reutilizável continha 453.600 kg de propelente, na forma de uma substância dura e emborrachada com uma consistência como a da borracha de um lápis. Os quatro segmentos centrais são os que contêm propelente. O mais alto tem um canal oco em forma de estrela no centro, estendendo-se do topo até cerca de dois terços do caminho para baixo, onde gradualmente se arredonda até que o canal assuma a forma de um cilindro. Esta abertura se conecta a um furo cilíndrico semelhante através do centro do segundo ao quarto segmentos. Quando aceso, o propelente queima em todas as superfícies expostas, de cima para baixo de todos os 4 segmentos. Como o canal em forma de estrela fornece mais superfície exposta do que o cilindro simples nos 3 segmentos inferiores, o impulso total é maior na decolagem e diminui gradualmente à medida que as pontas da estrela queimam, até que o canal também se torne cilíndrico. O propelente no segmento em forma de estrela também é mais espesso do que nos outros 3. Um propelente sólido sempre contém seu próprio suprimento de oxigênio. O oxidante nos sólidos do Ônibus Espacial é o perclorato de amônio, que forma 69,93 % da mistura. O combustível é uma forma de alumínio em pó (16 %), com um pó oxidante de ferro ( 7%) como catalisador. O ligante que mantém a mistura unida é o ácido acrílico polibutadieno acrilonitrila (12,04 %). Além disso, a mistura contém um agente de cura epóxi (1,96 %). O ligante e o epóxi também queimam como combustível, adicionando impulso. O impulso específico do propelente de foguete sólido do Ônibus Espacial é de 242 segundos ao nível do mar e 268,6 segundos no vácuo.
Os motores de foguete de propulsão híbrida tentam capturar as vantagens dos motores de foguete de combustível líquido e sólido. O design básico de um híbrido consiste em um tubo de câmara de combustão, semelhante aos foguetes de combustível sólido comuns, embalado com um produto químico sólido, geralmente o combustível. Acima do tubo da câmara de combustão há um tanque, contendo um produto químico líquido reativo complementar, geralmente o oxidante. Os dois produtos químicos são hipergólicos e, quando o produto químico líquido é injetado na câmara de combustão que contém o produto químico sólido, ocorre a ignição e o empuxo é produzido. A capacidade de acelerar o motor é obtida variando a quantidade de líquido injetado por unidade de tempo. O motor de foguete pode ser parado cortando o fluxo do produto químico líquido. O motor pode ser reiniciado retomando o fluxo do produto químico líquido. Outras vantagens dos motores de foguetes de propelente híbrido são que eles fornecem mais energia do que os foguetes de propelente sólido padrão, podem ser estrangulados e reiniciados como foguetes de propelente líquido, podem ser armazenados por longos períodos como foguetes de propelente sólido e contêm menos da metade do maquinário complexo (bombas, encanamento) dos motores de propelente líquido padrão. Eles também são menos sensíveis a danos ao componente de combustível sólido do que o sistema de propelente sólido padrão. Os foguetes híbridos controlam a taxa de combustão medindo o componente líquido do combustível. Não importa quanta área de superfície do componente sólido seja exposta, apenas uma quantidade pode ser queimada na presença do componente líquido. As desvantagens são que esses motores não geram tanta energia por libra de propelente quanto os motores de propelente líquido e são mais complexos do que os motores de combustível sólido padrão. Os motores de foguetes de propelente híbrido ainda estão em desenvolvimento e ainda não estão disponíveis para uso operacional.
Sistema de Orientação
O sistema de orientação em um míssil pode ser comparado ao piloto humano de um avião. Todo sistema de orientação de míssil consiste em um sistema de controle de atitude e um sistema de controle de trajetória de voo. O sistema de controle de atitude funciona para manter o míssil na atitude desejada na trajetória de voo ordenada, controlando o míssil em pitch, roll e yaw. O sistema de controle de atitude opera como um piloto automático, amortecendo flutuações que tendem a desviar o míssil de sua trajetória de voo ordenada. A função do sistema de controle de trajetória de voo é determinar a trajetória de voo necessária para a interceptação do alvo e gerar as ordens para o sistema de controle de atitude para manter essa trajetória.
A operação de um sistema de orientação e controle é baseada no princípio de feedback. As unidades de controle fazem ajustes corretivos das superfícies de controle do míssil quando um erro de orientação está presente. As unidades de controle também ajustarão o controle para estabilizar o míssil em rolagem, inclinação e guinada. As correções de orientação e estabilização são combinadas, e o resultado é aplicado como um sinal de erro ao sistema de controle.
O coração do sistema de navegação inercial para mísseis é um arranjo de acelerômetros que detectarão qualquer mudança no movimento veicular. Um acelerômetro, como o próprio nome indica, é um dispositivo para medir aceleração. Em sua forma básica, tais dispositivos são simples. Por exemplo, um pêndulo, livre para oscilar em um eixo transversal, poderia ser usado para medir aceleração ao longo do eixo dianteiro e traseiro do míssil. Quando o míssil recebe uma aceleração para frente, o pêndulo tenderá a ficar para trás; o deslocamento real do pêndulo de sua posição original será uma função da magnitude da força de aceleração. O movimento da massa (peso) está de acordo com a segunda lei do movimento de Newton, que afirma que a aceleração de um corpo é diretamente proporcional à força aplicada e inversamente proporcional à massa do corpo.
Geralmente, há três acelerômetros de integração dupla medindo continuamente a distância percorrida pelo míssil em três direções: alcance, altitude e azimute. Os acelerômetros de integração dupla são dispositivos sensíveis à aceleração e, por um processo de duas etapas, medem a distância. Essas distâncias medidas são então comparadas com as distâncias desejadas, que são predefinidas no míssil; se o míssil estiver fora do curso, sinais de correção são enviados ao sistema de controle. Se a velocidade do míssil fosse constante, a distância coberta poderia ser calculada simplesmente multiplicando a velocidade pelo tempo de voo. Mas como a aceleração varia, a velocidade também varia. Por esse motivo, a segunda integração é necessária.
Quando os alvos estão localizados a grandes distâncias do local de lançamento, alguma forma de orientação de navegação deve ser usada. A precisão em longas distâncias é alcançada somente após cálculos exatos e abrangentes da trajetória de voo terem sido feitos. Os sistemas de navegação que podem ser usados para orientação de mísseis de longo alcance incluem inercial e celestial.
Orientação inercial: O princípio mais simples para orientação é a lei da inércia. Ao mirar uma bola de basquete em uma cesta, é feita uma tentativa de dar à bola uma trajetória que terminará na cesta. No entanto, uma vez que a bola é lançada, o arremessador não tem mais controle sobre ela. Se ele mirou incorretamente, ou se a bola for tocada por outra pessoa, ela errará a cesta. No entanto, é possível que a bola seja mirada incorretamente e então outra pessoa a toque para mudar seu curso para que ela acerte a cesta. Neste caso, o segundo jogador forneceu uma forma de orientação. O sistema de orientação inercial fornece o impulso intermediário para colocar o míssil de volta na trajetória adequada. O método de orientação inercial é usado para o mesmo propósito que o método predefinido e é, na verdade, um refinamento desse método. O míssil guiado inercialmente também recebe informações programadas antes do lançamento. Embora não haja contato eletromagnético entre o local de lançamento e o míssil após o lançamento, o míssil é capaz de fazer correções em sua trajetória de voo com precisão surpreendente, controlando a trajetória de voo com acelerômetros montados em uma plataforma giroestabilizada. Todas as acelerações em voo são medidas continuamente por esse arranjo, e o controle de atitude do míssil gera sinais de correção correspondentes para manter a trajetória adequada. O uso de orientação inercial elimina grande parte das suposições do lançamento de mísseis de longo alcance. As forças externas imprevisíveis que atuam no míssil são continuamente detectadas pelos acelerômetros. A solução gerada permite que o míssil corrija continuamente sua trajetória de voo. O método inercial provou ser muito mais confiável do que qualquer outro método de orientação de longo alcance desenvolvido até o momento.
Referência Celeste:. Um sistema de orientação de navegação celeste é um sistema projetado para um caminho predeterminado no qual o curso do míssil é ajustado continuamente por referência a estrelas fixas. O sistema é baseado nas posições aparentes conhecidas de estrelas ou outros corpos celestes com relação a um ponto na superfície da Terra em um determinado momento. A navegação por estrelas fixas e pelo sol é altamente desejável para mísseis de longo alcance, pois sua precisão não depende do alcance. O míssil deve ser fornecido com uma referência horizontal ou vertical à Terra, telescópios automáticos de rastreamento de estrelas para determinar ângulos de elevação das estrelas com relação à referência, uma base de tempo e tabelas de estrelas de navegação registradas mecanicamente ou eletricamente. Um computador no míssil compara continuamente as observações das estrelas com a base de tempo e as tabelas de navegação para determinar a posição atual do míssil. A partir disso, os sinais adequados são computados para direcionar o míssil corretamente em direção ao alvo. O míssil deve carregar todo esse equipamento complicado e deve voar acima das nuvens para garantir a visibilidade das estrelas. Orientação celeste (também chamada de orientação estelar) foi usada para a missão interplanetária Mariner (nave espacial não tripulada) para a vizinhança de Marte e Vênus. Os sistemas ICBM e SLBM atualmente usam orientação celestial.
Orientação de Comando por Sinais de Rádio de múltiplas fontes que permitem uma triangulação de posição oferecem uma alternativa às medições de aceleração. Os mísseis abandonaram a orientação de rádio na década de 1960 e mudaram para unidades de medição inercial autônomas, que são transportadas a bordo do míssil. Os Estados Unidos consideraram a orientação de rádio novamente no final da década de 1980 para mísseis móveis, mas abandonaram a ideia em favor de um Sistema de Posicionamento Global (GPS). Um sistema de orientação de rádio poderia transmitir sinais do local de lançamento ou de um conjunto de transmissores precisos perto do local de lançamento para criar os sinais. Os esquemas de comando e controle de rádio, devido à presença imediata de um sinal de rádio quando o sistema é ligado, alertam as defesas de que um lançamento de míssil está prestes a ocorrer. E o desempenho desses sistemas se degrada devido pelo ruído e interferência eletromagnética do local. Além disso, esses sistemas estão muito sujeitos aos efeitos de interferência ou sinais falsos.
O Sistema de Posicionamento Global (GPS) e o Sistema Global de Navegação por Satélite (GLONASS) provavelmente nunca serão usados na função de controle de um míssil balístico. Os melhores receptores GP de nível militar produzem posições com uma incerteza de dezenas de centímetros. Se um míssil tiver dois desses receptores em sua fuselagem espaçados a 10 metros de distância, a melhor resolução angular estará aproximadamente na faixa centiradiana. Mísseis balísticos de teatro [TBMs] requerem precisão angular de faixa miliradiana para manter o controle. No entanto, o GPS tem aplicação significativa para um TBM equipado com um veículo pós-impulso (ônibus) ou módulo de controle de atitude que navega um veículo de reentrada para uma trajetória mais precisa.
Veículo de Reentrada
Após a conclusão da fase propulsiva da missão, o míssil normalmente se alinha, estabiliza inercialmente e libera um veículo de reentrada [RV] em uma trajetória em direção a um alvo pré-selecionado. Durante a reentrada atmosférica, o exterior do RV é protegido do aquecimento aerotermodinâmico por um sistema de proteção térmica (TPS).
A configuração da forma aerodinâmica (balística ou de elevação) de um veículo de reentrada determina a o estresse, a duração e a trajetória de voo da reentrada experimentada pelo veículo. Isso, por sua vez, afeta a complexidade dos sistemas do veículo e a intensidade de aquecimento na carga útil. Um veículo de reentrada de elevação tem muitas vantagens operacionais sobre um veículo não elevável.
Primeiramente, as cargas de reentrada podem ser minimizadas para quase qualquer nível desejado, com flexibilidade na seleção do local de pouso. O veículo tem a capacidade de desviar sua trajetória de reentrada para atingir locais de pouso selecionados "cruzados" da pista orbital e ajustar com precisão os erros do sistema de propulsão de desorbitação. Veículos esféricos e balísticos só podem desorbitar para locais selecionados que estejam na pista orbital terrestre. Uma desvantagem da forma de elevação sobre a forma não elevável está na complexidade e no alto custo associados à orientação e ao controle do veículo de elevação. Uma falha no sistema de orientação ou controle pode tornar o veículo incontrolável e fazer com que ele se desvie muito do curso.
Os métodos usados para proteger RVs incluem:
ablação (erosão do material da superfície, como elastômeros de silicone); e escudo térmico radiativo (por exemplo, sistemas de isolamento de superfície baseados em cerâmica). Qualquer um desses métodos, ou uma combinação deles, pode ser usado para proteger o RV contra aquecimento excessivo. Após o veículo reentrar na atmosfera, ele desacelerará para velocidades abaixo do som. Para reduzir ainda mais a velocidade do RV para entrega de agentes químicos ou biológicos, sistemas de desaceleração suplementares, como paraquedas, podem ser usados.
Os RVs possuem uma quantidade tremenda de energia cinética, que deve ser dissipada durante a reentrada, à medida que os veículos desaceleram para sua velocidade de impacto ou pouso. O RV reentra na atmosfera da Terra a velocidades de até Mach 25. À medida que o RV passa pela atmosfera, o atrito atmosférico o desacelera para abaixo de Mach 1 e converte sua energia cinética principalmente em energia térmica (calor). Dentro da zona de estagnação, uma área imediatamente em frente ao RV, de ar comprimido, extremamente quente, ionizado e estagnado é formada. O calor do gás quente é transferido para a superfície do RV.
O calor gerado durante a reentrada não depende apenas da densidade atmosférica, mas também é inversamente proporcional à raiz quadrada do raio do cone do nariz do RV e proporcional ao cubo de sua velocidade. Portanto, RVs de nariz rombudo são aquecidos menos do que os delgados; e os projetos de RV de elevação, que usam o princípio do planador, produzem menos calor do que os projetos de descida hiperbólica balística porque sua velocidade é tipicamente menor. Portanto, uma avaliação completa dos impactos térmicos durante a reentrada depende de critérios específicos do veículo e da missão.
As temperaturas geradas dentro da área mais quente (a zona de estagnação) durante a reentrada balística podem exceder 11.100 ºC. A geração de calor não é tão severa em veículos que são capazes de algum grau de elevação durante a reentrada; a temperatura da superfície da cápsula Apollo atingiu cerca de 2.760 ºC. Sistemas de proteção térmica são necessários para garantir que o veículo não queime durante a reentrada. A escolha dos sistemas a serem usados depende do projeto do veículo, das temperaturas de reentrada às quais o RV pode estar sujeito e dos requisitos específicos da missão da ogiva. Os sistemas de proteção térmica para o exterior de RVs que podem ser viáveis incluem ablação, escudo térmico radiativo, dissipador de calor, transpiração e radiador. No entanto, até o momento, os sistemas de dissipassão de calor, transpiração e radiador não foram usados para proteger a superfície externa de RVs do estresse térmico da reentrada.
O resfriamento por ablação ou ablação simples é um processo no qual a energia térmica é absorvida por um material (o escudo térmico) por meio de fusão, vaporização e decomposição térmica e, em seguida, dissipada à medida que o material vaporiza ou erode. Além disso, altas temperaturas de superfície são atingidas e o calor é dissipado pela radiação de superfície, pirólise do material de superfície causando a formação de um "carvão" e a geração de subprodutos químicos que se movem através do carvão carregando calor para fora em direção ao limite da superfície. Os subprodutos químicos rejeitados tendem a se concentrar na camada limite de ablação, onde bloqueiam ainda mais o aquecimento convectivo. Esses materiais ablativos podem ser quimicamente construídos ou feitos de materiais naturais.
Um material ablativo comum feito pelo homem em uso atual é uma borracha de silicone firme cujo nome químico é fenolmetilsiloxano. Ele tem uma base de elastômero de silicone, com enchimento de sílica e fibras de carbono para resistência ao cisalhamento. Seu uso principal é em ambientes de alto cisalhamento e alto fluxo de calor; é usado em superfícies de controle e cones de nariz de veículos de hipervelocidade, incluindo algumas partes do Ônibus Espacial. Este material produz um carvão carbonáceo na pirólise, que é um material vítreo, do tipo cerâmico, composto de silício, oxigênio e carbono. Um material ablativo conhecido como polidimetilsiloxano foi usado em cápsulas de reentrada tripuladas no passado, incluindo o programa Mercury. Um material ablativo de silício elastomérico foi usado no programa Discover. Um exemplo de material natural é o escudo térmico de madeira de carvalho usado nos veículos de reentrada chineses FSW.
Durante a reentrada, os processos ablativos começam na atmosfera superior quando a temperatura de pirólise do material é atingida, resultando de um aumento no atrito atmosférico. Em altitudes acima de 120 km, a densidade atmosférica é geralmente insuficiente para causar o início da ablação.
