Resumen misiles

8/12/2019 Resumen misiles

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MISIL S

l.INTRODUCCIÓN A LOS MISILES

Definiciones

M isiles : vehículos aeroespacia les caracterizados por:

•

•

•

Tener una carga militar

Estar dotados de motores tipo cohete, por lo general, aunque existen misiles con motor

atmosférico.

Esta r dotados de un sistema automát ico de vuelo

Veh ículos afines:• Bombas guiadas, podrfan ser considerados misiles sin sistema propulsor.

• Cohetes: vehículos no guiados dotados de motor cohete.• UAV Unmanned Air Vehicle), aviones que comparten con los mi les la característica de

tener un sistema de control de vuelo automático.

Clasificación

Cohetes no guiados:

• Militares:

Air Superficie

Tierra Tierra• Civiles:

Sondeo

Postales

Otras aplicaciones

Misiles

• Según la misión:

SSM ASM, SAM, AAM y USM, AUM, SUM)

• Según la velocidad:

Subsónico hasta 0,75 Mach

Transónico 0,75 a 1,2 Mach

Supersónico 1,2 a 5 Mach

Hipersónico mayor de S Mach

• Según el alcance:

Misiles balísticos:

• Misil Balístico lntercontinentai iCBM alcance mayor a 4.000 nm.

• Misil Balístico de Alcance Intermedio IRBM alcance ente 1.500 y 4.000 nm .

• Misil Balfstico de Alcance Medio MRBM alcance entre 500 y l.SOOnm.• Misil Balístico de Corto Alcance SRBM entre 200 y 500 nm

Misiles no balísticos:

• La rgo Alcance ER alcance mayor a 50 nm.



• Med io Alcance MR alcance ente 1 y 5 nm.

• Corto Alcance SR alcance menor de 1 nm Defensa de Punto.

• BPDM alcance menor de 1 nm.

• Según el tipo de guiado:

o Autoguiado:

• Pasivo

• Semiactivo

• Activo

o Teleguiado

o Haz di rector

o Linea de mira

o Inercial

o Referencia sobre el terreno

o Doppler

o GPS

• Según la radiación utilizada:

o Infrarrojo IR e 12R): Son normalmente pasivos.

o TV automática: TV montada en la proa del misil y que sigue y detecta al blanco.

o Láser: Normalmente son de tipo semiactivo. Se proyecta el láser y el haz re flejado lo

detecta el sensor del misi l. Aunque la mayoría son semiactivos también se utilizan para

captar la referencia del terreno.

o Ondas milimétricas MMW): Son sistemas normalmente de t ipo activo pero también

pueden emplearse radiómetros pasivos.

o Radioondas: Suelen emplearse ondas de radio de alta frecuencia. Debe incluirse aquí

también el GPS.o Sonido: Es difíci l aislar el sensor de l ruido del prop io misil.

o Ultravioleta: Suele se r de intensidad demasiado baja como para ser el único sistema de

guiado de un misil.

o Fusión de sensores: Lo habitua l es combinar más de un sensor.

• Según la configuración aerodinámica:

o CANARD: controles delanteros. Superficies fijas sustentadoras detrás.

o CLÁS ICA: controles parte trasera. Alas sustentadoras delante de los controles.

o CONTROL POR DEFLEXIÓN DEL ALA O MANDO POR ALA: Superficies sustentadoras y de

contro l en parte intermedia del cuerpo.Superficies fijas estabilizadoras detrás.

DEFLEXIÓN DEL CHORRO DE GASES: control deflectando la di rección del empuje.

Sustentación por alas fijas y/o fuselaje.

o CONTROL POR CHORROS DE GASES INDEPENDIENTES DEL MOTOR

• Muy largo alcance:

o Inyectores

o Balísticos

o Crucero

• Tácticos:

o Aire Aire

o Superficie Aire

o Aire superficie

o Superficie superficie



2 PRINCIPALES ELEMENTOS DE UN MISIL

Configuración general de un misil

~ n ~1

bleumbiUeal~ Auilt in teaL ..,,Ir )Inld.olinu:ioo de ltSIcmu

\. - '1

EJBc ARE Z A neOUERRA

P 3P0tnAS

SCOUJUDAD S

PROPlJUf()N 1- . . . 1

'-----... - ..,._ ___ ____________ - - -

Subsistema estructura

Función:

• Soportar las cargas que aparecen durante toda la misión.

• Asegurar la integridad estructural y aerodinámica del vehículo.

• Servir de soporte físico para todos los elementos del misil.

Subsistema de Energía

MODULO DICCJN'JROL

Función: Proporcionar la energía necesaria para el correcto funcionamiento de todos los sistemas

de a bordo durante todas las fases de la misión. Incluye generación y/o almacenaje distribución

acondicionamiento y control.

Tipos:• Baterías bueno para mistes tácticos de corto alcance.

• Generadores más adecuado para misiles crucero de largo alcance.

• Baterías térmicas misiles tácticos de corto alcance con actuadores electromecánicos.

Subsistema de propulsión

Función: proporcionar la fuerza controlada necesaria para el co rrecto desarrollo de la misión.

Tipos:

• Cohete

• Turborreactor

• Estatorreactor



Subsistema de control de datos

Función Real izar toda la gestión de datos necesaria a bordo del misil incluyendo: Gestión de

misión Gestión de configuración Gestión de fallos Ejecución de procesos Distribución de datos

Generación de te lemetdas Recepción y distribución de comandos.

Componentes

• Procesador central

• Software

• Interfaces con el resto de elementos y o subsistemas del misil

Arquitecturas

• ent ralizadas

• Distr ibuidas

• En anillo

Carga bélica

Función Llevar a término la misión que el misil ha de cumplir

Componentes

• abeza de guerra

• Espoletas

• Sistemas de seguridad

Tipos • Blast fragmentation

• Kinetic energy

• Sha ped charge

• Continuous expanding rod

• Thermobaric

• Directed energy

lón de armamento Plataforma de lanzamiento

Función

• Alojar los misiles antes deque desarro llen su misión.

• lnicili zar los misiles previamente a su lanzamiento.

Tipos

• Ra iles

• Dispensadores normalizados

• Eyectores

Pueden ser internos externos y conformados



Subsistema GNC

r-------MOVtkt9J ro ~ - - _ : . . : : ; - - - , 1

CÉLULA ~ JI S I LL J

MÓDULO DE ADQUISICIÓN

Función: Rea li zar la adquisición del blanco diseño específico adaptado al blanco)

Tipos:

• Detectores de radiación emitida o reflejada por el blanco.

• Detectores de patrones en imágenes mediante procesado de las mismas.

MÓDULO DE NAVEGACIÓN

Función: Determinar el estado de l misil.

Tipos: Sistemas inerciales, Navegación por Satélite, Navegación sobre el terreno, Sistemas híbridos,Sistemas re lativos.

MÓDULO DE GUIADO

Función: Determinar el estado de referencia del misil, después de combinar la informaciónrecibida por los módulos de detección y de navegación.

Tipos: Autoguiado, Haz director, Navegación proporcional, Telemando, Guiado inercial.

MÓDULO DE CONTROL

Función: en función de la diferencia entre estado relativo y referencia, efectuar las accione5 decontrol pertinente para modificar y controlar la trayectoria de un misil.

Tipos Canard, Clásica, Ala, Empuje vectorizado.



3. ECUACIONES GENERALES DE UN MISIL

Dinámica de un sistema continuo

Ecuación de fuerza: J.P r : ~ fcor + ~ L

Ecuación de momentos IG A _ñ. A L J . = 1c -t Hrel t-1i car

Principio de solidificación

Las ecuaciones del mov imiento de Traslación y rotación de un sistema arbitrario de masa va riable

en el instante t, se pueden escribi r como si ese sistema fuese un cue rpo sól ido de masa m igual a la

masa del sistema en el instante t, añadiendo a las fuerzas y momentos exter iores Fe y Me dos

fuerzas y dos momentos aparentes: las fuerzas y momentos de Co riolis y las fuerzas y momentos

relat ivos.

ifcor:- f ~ f t.Ji A ~ } c i wAplicación del PS a un VC . Traslación

- ;

j -t ~ r J . ~ J e , e 1

e ~ < A ~rar+f colo. ~ 16ÓI:do

~ ~ 4 - - - - - - - - - - - - - \~ - rre;l;Ó..V ).) ~ c o

~ - ) ~ ~ J J a { . w d ) f ~ r i ( ) : ) el.J

aJ+<Jro. Jon:u.,-4-e. ~ 1 vue teS¿,_.. ..u¡ v ~ \ del ..wo..r

.. - -AJ.J Fe : : : f e - ~ Ve EL .)ro1e 0 l ~ ~ l<:l

E . . v - ~ r u ~ e ~ . , + < ; : - \ . ~ e o ; ¡; = , t f\e. 1ro ~ \ = ..iuve - r . e - r ~ ) Z : :f I ::- r ~ v e A e C r e - ~ ) J -Iil

Aplicación del PS a un VC . Rotación

Ecuaciones generales del movimiento

Tras lación: .l.Vrc. i - + ~ r + ; rn-. . 4 ~ f

~ - fl4 = ~ o .::.fs¡ -f\e ~ 1 . . - f ~

+ ~ 1 0 - o O ~

j ie : .t..oo-..eu-k:l ~ . 'T }.N<J» <a 1 '().V .Jo

.&.AJQ..u,.). ele row Q -e 1 l ~ ~ o d o r~ f ~ ~ ~ ~ r ~ e~ = ~ a > 4 o ~ Q..OJO ,4-tg oo.ccw

de chcn-ro

Rotación: ~ . § + j i L ~ 1 :AA (k·.ii) = ~ A . ~ --Ó.Jfe J\ (.Ji, A -;_ T ~ ~ + i{;,t

.f+ f+



4. SISTEMAS DE REFERENCIA

La trayectoria que describe un misil es función de la orientación que adopta como sólido rígidorespecto a su CM.La t rayectoria se determina en relación a un sistema de referencia fijo, ge neralmente ligaremoseste al puesto de tiro ejes fijos). En el CM tomaremos tres sistemas, uno de ellos de ejes paralelosal fijo, otro ligado al misil ejes cuerpo) y otro ligado a la ve locidad aerodinámica ejes viento).Siendo el primero de ellos fijos y los dos últimos móviles.

SISTEMA EJES CUERPO

• Ligado al CM.• Xb según el eje longitudinal, Yb y Zb perpendiculares y contenidos en cada uno de los

planos de simetrfa.

SISTEMA EJES VIENTO

• Ligado al CM.• Xw según la velocidad aerodinámica.

• Yw perpendicular a Xw y contenido en uno de los planos de simetría.• Zw formando un triedro a derechas

Relaciones angulares

Ejes cuerpo- Ejes fijos ángulos de Euler)

• Ángu lo de cabeceo o de asiento 8)- Equivalente al ángulo de nutación: Ángulo que formael eje Xb con el plano horizontal.

• Ángulo de guiñada o acimut (l J) - Equivalente al ángulo de precesión: Ángulo que forma la

proyección del eje Xb sobre el plano horizonta l con el eje X.

• Ángulo de balanceo o rotación ) - Equivalente al ángulo de rotación propia: Ángulo queforma el eje Zb con el plano vertical que contiene a Xb. ,

Ejes viento- Ejes cuerpo

• Ángulo de ataque total o de incidencia tota l at): Formado por el vector ve locidadaerodinámica con el eje Xb



• Ángulo de ataque o de incidencia (a): Formado por la proyección del vector velocidadaerodinámica sobre el plano de cabeceo (Xb Zb) con el eje Xb.

• Ángulo de resbalamiento 3): Formado por la proyección del vector velocidadaerodinámica sobre el plano de guiñada Xb Yb) con el eje Xb.

• Ángulo e balanceo aerodinámico <P* ): » Formado por la proyección del vector velocidadaerodinámica sobre el plano de balanceo Yb Zb) con el eje Zb.

ransformaciones

Las transformaciones entre los distintos sistemas de referencia se pueden plantear de formasdiversas, siendo las más habituales:

• Ángulos de Euler

• Matrices de rotación• Cuaterniones

Ángulos de Euler

• Rotación definida por tres ángulos tlJ, 8, )

• Velocidad angular definida en función e los tres ángulos y sus de rivadas. En ejes cuerpo:

•p = ·eos f/ + t J· s n ·s n I/. .q = · sen 1/1 - t J·senB ·cos 1/1

• •r = f/+ t J· eos B

• Pueden presentar problemas de gimbal lock con rotaciones de 90º.

Matrices de rotación

• Son matrices ortonormales e 3x3 cuyas co lumnas son los ejes cuerpo proyectados sobrelos fijos

• La derivada de la matriz de rotación se relaciona con la velocidad angular en la forma:R = a /) y

ÍJ ; ).R =k >x a r > x P r J x y

• Requiere almacenar 9 parámetros



S ovimiento unidimensional de u vehículo cohete

Ecuación del movimiento

Empuje

p u f'U'ra un bv lf Wrt er rJSII/ P..

• 1

dV= F D mgsen8

dt

F =1n·. + A , . ~ - ~ , )D = _ _ p v ~ c s

2 D

Movimiento unidimensional en el vacío

1 11 = 0 mP

r = _ F s = _m_s : _I

tb: ti mpo de combustión

mp: masa de propulsante

_r: relación empuje peso incial

s relación de masa

: relación de carga út i l

p: Re lación de masa de fin de combustión

Trayectoria en el vacío Parámetros principales

Paraun cohete ideal el incremento de velocidad

enfunción del empuje vale:



Efecto de tb:

• Si tiende a O impulsiva), r tiende a infinito y Vb máximo para una cierta relación Mo Mb

~_ g0mPI . , _ 111 - m¡, )g 0 l ,P _ m, P [1-(+ / J

- - - 1F F F r •

• Sin embargo: las trayectorias cercanas a tierra con alta resistencia y aceleraciones grandes

que llevan aparejadas masa estructurales.

• Dos niveles de empuje:

o 1ª fase: Empuje grande, aceleración grande, corto tiempo de combustión. Se consigue

alcanzar alta velocidad rápidamente, por tanto menores perdidas aerodinámicas

conservando la seguridad para el avión lanzador.

o 2ª fase: Bajo empuje, pequeña aceleración, largo tiempo de combustión. Significa muy

bajas pérdidas por resistencia aerodinámica, consiguiéndose mayores actuaciones

finales.

MIJ•l - 2 s e ~ 1

ctua iones on resisten ia aerodinámica

En vacío, las actuaciones no dependen del tamaño sino só lo de las relaciones entre los distintos

parámetros: s p, 1, r, lsp,tb.

El efecto de la resistencia aerodinámica disminuye con el tamaño. Misiles más pequeños a baja

altura, son más sensibles.

Vuelo ver tical en atm ósfera

• Resistencia inversamente proporcional a Mo/S: Se reduce con la esbeltez y con la masa.'

• Altas velocidades penalizan las actuaciones por pérdidas de resistencia aerodinámica.

• Proporcional a densidad media: altura baja penaliza las actuaciones.

• Se reduce con el tiempo de combustión, pero si es bajo, la altura también y será mayor el

efecto de la resistencia sin combustión.

Efecto sobre hb: la altitud aumenta con r oyes disminuye tb y \

aumenta Vb. 1- m;J• r1 <s+l>}= F l r

,h, = hb+ hC = hbL,C IO + hC , nC IO [ Mlb) + 611( )0 ]1 ( om.



6 MOVIMI NTO BIDIMENSIONAL E UN VEHfCULO COHETE

Movimiento de traslación

Misil como vehículo al que se le aplica el principio de solidificación: Se desprecian las fuerzas de

Coriolis en el chorro, pero no su momento.Ejes inerciales con or igen en el centro de la Tierra.

• Velocidad inicial: la relativa a Tierra más el efecto de rotación de la Ti erra.

• Para el cálcu lo en ejes relativos a Tierra: integración numérica.

• El efecto de rotación de la Tierra se co nsidera después como efecto corrector aceptable en

ciertos casos).

Balfsticos: vertical loca l en el lanzamiento como referencia.

Tácticos: la horizontal.

y

OXY ejes inerciales, origen en centro de tierra.

a = ángu lo de ataque .e= ángulo de actitud o asiento ).

·r = ángulo de la trayectoria.o= deflexión de empuje o del control aerodinámico en sucaso).

D = resistencia aerodinámica .F empuje.L = sustentación.- - ~ ~ w peso.

: R radio de la Tierra.

Ecuaciones de traslación

Empuje:

d F s a + c5 D-= gcosq>dt m 111

En un motor de combustible sólido:F =F0 + ?.,)

. Fsen (o + á ) L g Vsenrpf{J = - - - - -

m 111V V rF

0=F

0 t) empuje en banco.

Ae=área de salida constante .t =Z =V cos q> = ~ ~ P ~ n ~ t m o ~ ~ r c a a la l t u r a ~ _

Movimiento de rotación

Control por chorro:- -

1IJJ = I( sen + 2 pT 2dSC,., ·a

- { ~ + 1ll, ) c p r · - - )Sd J__



X

7. COMPORTAMIENTO AERODINÁMICO GENERAL DE UN MISL TÁCTICO

Configuraciones típicas

Control Canard

• Controles delanteros• Superficies fijas detrás

•

Control C lásico

• Controles detrás

• Alas sustentadoras delante de los controles

Control por Deflexión del Ala (Mando por Ala)

• Superficies estabilizadoras y de control en posicionesintermedias

• Superficies fijas por detrás

Contro l por Deflexión del Chorro de Gases .

• Control por deflexión del empuje

• Superficies sustentadoras por alas fijas o fuselaje

•

Configuraciones no típicas

Triforme

Desventajas:

• Acoplamiento entre cadenas de pilotaje en picado y guiñada.

• Área total de alas prácticamente igual a cruciforme (no se ahorra resistenciaaerodinámica)

• No se ahorra peso, ya que la carga alar es mayor y las sujeciones son máspesadas

Utilización: algunas primeras etapas no guiadas.

Mona a

Desventajas:

- - - . . . . , . 0 - : : ~ 1 [ - ) - A . - : ~ ~ ~ i ~ ~ ~ ~ c ~ ~ á t ~ ~ ~ p ~ ~ ; t ~ ~ ~ b ~ ~ ~ ~ ~ s t ~ ~ ~ t ~ i j ~ t ~ l l ~ c ; r ~ ~Y cadenas.

Ventajas: Para largos alcances o planeos, pequeña maniobrabi lidad.Utilización: r misiles crucero o misiles de largo alcance que requieran de planeo.

Cruciforme lntedigita

Ventajas: Muy estable con pequeños ángulos de ataque, al quedar las alas fuera de la estela de loscontroles.



, aLa Desventajas: Con ángulo de ataque grande, las alas interaccionan con la

'. ¡ estela de los controles y se puede inestabilizar el control (o menos

· ecn:trot estable). Por lo general se le exige funcionar en estasli S

condiciones, las más severas.

eln Utilización: ninguna operativa. Ventaja de integración electromecánica y

la interacción con la plataforma de lanzamiento.

riterios para configuración cruciforme

• Maniobra en cualquier sentido, con rapidez de respuesta máxima.

• Desacoplamiento de cadenas de guiado en picado y guiñada.

• Estudio y comportamiento en balanceo mas asequible que en otras configuraciones.

• Si controles y alas están en línea, el comportamiento a bajos y altos ángulos de ataque es

coherente si el estudio aerodinámico es adecuado).

Estudio comparativo

Rapidez de respuesta dinámica

.¿; t

Comparación e ~ ~ Dlninu c

Realización mecánica

Canard: Sencilla pues toda la electrónica, controles y buscador están por delante del motor sin

interferir con él.

Clásico: Complicada. Detector y autodirector delante. ando atrás donde está la tobera que

interf iere con los actuadores, además de obligar al envío de cables por fuera del motor.

Mando por ala: Diseño muy compl icado para conseguir que las alas y sus mecanismos estén por

delante del motor.

Control por chorro (similar a clásica): Complicada, pues se trata de mover toberas en motores de

propulsante sólido o disponer de actuadores en esas mismas toberas.

omentos de charnela

Momentos bajos para correctos servoactuadores.



Canard:Momentos altos al ser la incidencia efectiva en los controles es muy superior a la real.

Clásico: omentos bajos, pues la incidencia efectiva en los controles es menos que la rea l del

motor.

ando por ala: omentos muy altos, ya que la incidencia efectiva es muy alta como en el

''Canard y además las fuerzas ae rodinámicas en los controles que son las alas, son muy altas.

Control por chorro: Relativamente pequeño, del mismo orden que el clásico .

Ángulo e ataque en vuelo

Bueno que sea pequeño para menores errores en ojiva, resistencia inducida menor y normalmente

ventajas pa ra el guiado.

Canard: Para igual superficie alar y sustentación el ángulo de ataque será aquí mayor debido a la

pérdida por la estela de los controles.

Clásico: ejor que el anter ior pues las alas no están en la estela de los controles.

ando por ala: El ángulo de ataque será muy pequeño pues una gran parte de la sustentación se

obtiene a partir de la deflexión ó

Control por chorro: Similar al clásico si dispone de superficies sustentadoras. En caso contrario,

como ocurre frecuentemente en este tipo de misil, el ángulo de ataque será grande.

ontro en alabeo

Canard:

• Control imposible si se utilizan solo los canard

• Soluciones:

o Rolerones en las alas para limitar la velocidad de giro.

o Alerones en las alas para control de ángulo de alabeo, o se desacoplan las alas del resto

de l misil.

Clásico: Posible y fácil con deflexión diferencial de los controles.

ando por ala: Posible con deflexión diferencial en las alas pero con un estudio aerodinámico

muy cuidadoso y complicado

Control por chorro: Posible si se tienen dos o mas toberas.

omportamiento en transónico

El efecto de la deflexión de estela de unas superficies delanteras sobre las traseras, es máximo en

transónico.

Canard: Superficies delanteras pequeñas, traseras grandes. Por tanto, pérdida de la estabilidad en

transónico relativamente pequeña.



Clásico: Superficies de lanteras grandes t raseras pequeñas. Por tanto pérdida de estabilidad en

transónico grande.

Mando por ala: Similar o peor que en el clásico.

Control por chorro: Depende del resto de su configuración aunque puede no tener problemas si

solo tiene un único conjunto de superficies aerodinámicas como sue le ser el caso.

ntrada en pérdida

Ocurre cuando una superficie sustentadora determinada está sometida a la incidencia efectiva

máxima.

Cana rd: Incidencia efectiva en el canard mayor que en el ala por lo que entrará en pérdida antes

relativamente pronto. Mas o menos brusco según el diseño.

Clás ico: las alas entrarán en pérdida antes al tener los controles una incidencia efectiva menor. Se

presentará relativamente tarde lo que es favorable.

Mando por ala: Incidencias mayores entra pronto en pérdida y por tanto es peor que los

anteriores.

Control por chorro: Sus superficies aerodinámicas no tienen deflexión por lo que su

comportamiento se sitúa entre el canard y el clásico.



8. VEHÍCULOS INYECTORES

Fases

• Fase propulsada, hasta que se abandona la atmósfera.

• Fase balística, fuera de la atmósfera, siguiendo las leyes de dinámica orbital.• Fase de reentrada (para misiles), al volver a entrar en contacto con la atmósfera, seguido de

una fase de planeo hasta el objetivo final.

Configuración general

C<'Tpcf <<»Jntn¡ .

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V.i'1Q

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n o . ~ 1 < o ~ ~ · ~ e ~ ~1 ~ 1 7 ' ' ' '

Propellant Mass ,1_111 ' ''' <' ' /

/ 01u aJ

Gran parte de la masa del vehículo es

propulsante.

La estructura y equipos tienen un porcentaje

pequeño

La masa de la carga útil es una pequeña

reacción de la masa total.

structu rDI rolto·

.

-- - ..._---·4

Structural Mass A+ 1 + 1 • 1( a v E ~ Y t t i n g else) _____ __ _ ____ Poyload lo whofo Ioft llftor propellantond otnJctUro aro oubtroetod

nz = 111 1 d + 111 1 + 111 1¡wy oa \ trlll lliJ e l l ~ i n e prope lwu

1n . = 1n 1 d + IIL . .} J) I_Y na i l l ltl f l l rc 1 t•ngmt•



lmultiestacionamiento

La energía mínima necesaria para poner en órbita es alta.

Si se le suman las pé rdidas gravitatorias y de resistencia, ese va lor sube .

La única forma hoy en día de conseguir esa velocidad ideal es mediante propulsión química

convencional:m 1

= c · ln -0

c ·masa de la eSU\Jctura masa del satelite

masa total al lanz amknto

Por lo general s l no llega al 11 , por lo que si s es mayor de ese valor, una sola etapa no puede

inyectar nada en órbita.

La solución es integrar varias etapas en el lanzador.

Perfil ascensional típico

La misión consiste por lo general en un vehículo multietapa lanzado desde tierra .

La trayectoria óptima consiste en ir inclinando el vector empuje de tal forma que la tangente del

ángulo varíe linealmente con el tiempo.

Sin embargo, dicha ley no es válida en capas bajas de la atmósfera, ya que las fuerzas laterales

serían muy grandes y producirían cargas de f lex ión elevadas.

Para evitarlo, en esa fase se utilizan trayectorias de incidencia nula.

Trayectoria e ascenso directo:

.

4000 uo

l . lift off:

Comienza el vuelo con un lanzamiento verticat punto A, con una aceleración pequeña pa ra

permitir el paso por las densas capas atmosféricas con una presión dinámica baja. A los 23

segundos el lanzador se inclina ligeramente, mediante una modificación de la inclinación de

las toberas, cuando ha recorrido SOOm y su velocidad es aproximadamente de 180 km/h El

movimiento subsiguiente se realiza con ángu lo de ataque nulo, por lo que el giro de la

trayectoria se debe sólo a la acción de la gravedad. Se genera alto ruido por los motores y

el entorno térmico y químico es muy duro.

2 Atmospheric flight:

Pasaje a Mach 1, muy dimensionado: vibraciones fuertes. Pasaje de máxima precisión

dinámica: duro para estructuras. Pasaje con aceleración máxima y máximas cargas



longitudinales. Arrojamiento de restos. Variaciones e dimensionamiento de la masa por el

Vulcain presiones e variación en la bomba e entrada). Arrojamiento de carga de pago

fuera de la atmósfera. Criterio: el estado de cambio térmico residual es igual al estado solar.

3. Exo-atmosphoric flight:

Final de la EPC de fase propulsión. Separación EPC: separación de residuos propulsantes y

problemas relacionados con la caída en el océano. EPS ignición: fase generalmente calmada

pero muy larga. Aislar EPS hasta la orden de la guía de haber alcanzado la órbita deseada.

La misión e esta tercera etapa es la de acelerar el vehículo hasta la velocidad requerida,

con un aumento apreciable de altura.

4. Orbital phase:

Precisa orientación de la mejor composición. El giro depende del requerimiento del

satélite. Revisión e EPS VEB para evitar cualquier riesgo de explosión en órbita restos

mitigados): disminución de residuos propulsantes, liberación de presiones residuales y

reparación de baterías. Principales problemas: radiaciones, ciclo térmico, reemplazamiento

de residuos propulsantes antes del arrojamiento, separación de shocks.



9. MISILES B LÍSTICOS

o s ~

fle_ 1 • La.• l rH funde b t n y t ~ dt u IC M

Misiles balísticos intercontinentales

Varias etapas propuliivas.

Los que siguen trayectorias suborbitales libres salvo

en una parte despreciable del trayecto :

• Fase propulsada y controlada <S minutos

:Posición y Velocidad.

• Fase balística 25 minutos)

• Reentrada 2 minutos)

de menor a mayor rango): Tácticos, Corto

alcance, Medio alcance, Rango intermedio,

intercontinentales y submarinos.

Fase balística: en el espacio exterior, órbita elíptica con el eje mayor vertical, apogeo a una altitud

de unos 1200 km. :o 11

F

Nota: mismas ecuaciones que para vehícu los órbita elíptica)

Trigonometría esférica

Teorema del seno:

s in n s in s n e

s in A s in B s in C

Teorema de la cotangente:

co l as in b = co sbcosC +s in C cot A

Teorema del coseno para lados:

cosa =cos bcosc s bs c cos J

Teorema del coseno para ángulos:

eos A ce sBe os C +s in sin Ce os a

Diseño de la misión

Conocidas la longitud y latitud del origen, O, y destino, 1 hallar las condiciones de fin de

combustión: elevación y acimut para un Q dado

-Tierra inmóvil

-Tierra móvil

En ambos casos suponemos r igual al radio terrestre.

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