Ориентация связанной системы координат ракеты O₁X₁Y₁Z₁ относительно земной системы координат OX_ЗY_ЗZ_З определяется с помощью углов Эйлера , , , (см. рис. 1.1). Угол между исходным направлением (осью OX_З) и проекцией связанной оси ракеты O₁X₁ на горизонтальную плоскость называется углом рыскания (). Угол между связанной осью ракеты O₁X₁ и горизонтальной плоскостью называется углом тангажа . Угол между вертикальной плоскостью, проходящей через ось O₁X₁ и связанной осью ракеты O₁Y₁, называется углом крена .

Скоростная система координат (O₁X_VY_VZ_V). Начало координат этой системы помещается в центре масс ракеты, ось O₁X_V направлена вдоль вектора скорости, ось O₁Y_V – вверх в вертикальной плоскости симметрии ракеты, а ось O₁Z_V – так, чтобы система координат была правой (рис.1.2). Положение скоростной системы относительно связанной системы координат, т.е. ориентация ракеты относительно вектора скорости набегающего потока воздуха, характеризуется углом атаки  и углом скольжения .

Рис.1.2. Связанная и скоростная системы координат

Угол атаки  – это угол между проекцией вектора скорости V_Р на вертикальную плоскость симметрии ракеты и связанной осью O₁X₁ ( > 0, когда ось O₁X₁ расположена над проекцией вектора скорости).

Угол скольжения  – это угол между вектором скорости V_Р и вертикальной плоскостью симметрии ракеты (плоскостью O₁X₁Y₁). Угол  принято считать положительным в случае, когда вектор скорости относительно вертикальной плоскости повернут вправо.

Положение скоростной системы координат ракеты относительно осей земной системы характеризуется углом наклона траектории ракеты к горизонтальной плоскости и углом курса, определяющим направление вектора скорости в горизонтальной плоскости относительно некоторого направления, принятого за начальное.

Параметрами движения воздушной цели называются величины, определяющие характер движения цели во времени. К параметрам движения цели относятся (рис. 1.3):

скорость цели V_ц;

скорость изменения дальности между ракетой и целью D^;

угловая скорость поворота линии ракета-цель (линии визирования) в пространстве ^_л.

Скорость цели является величиной векторной, она определяется модулем (абсолютной величиной) и направлением.

Направление вектора скорости в пространстве задают двумя углами:

углом в вертикальной плоскости между вектором скорости и плоскостью горизонта ;

углом в горизонтальной плоскости между проекцией вектора скорости и проекцией линии визирования цели, называемым путевым углом q (вместо путевого угла направление вектора скорости в горизонтальной плоскости может определять курсовой угол Q).

Рис.1.3. Система параметров движения цели

Если движение цели соответствует уменьшению высоты, то угол  называется углом пикирования, а если увеличению высоты, – углом кабрирования. При значении путевого угла менее 90⁰ курс цели является встречным, а при q > 90⁰ – догонным.

Маневренные возможности цели (самолета) определяются его располагаемыми перегрузками и физиологическими возможностями летчика. Для противодействия средствам ПВО самолеты могут применять различные виды маневра: разгон и торможение, вираж, пикирование, "горку" и др.

Разгон и торможение – наиболее простые виды маневра самолета. Их осуществление зависит от диапазона скоростей, т.е. от разницы между минимально допустимой и максимальной скоростями полета. При большой тяговооруженности современных самолетов их минимально допустимая скорость определяется условием безопасности горизонтального полета по углу атаки, а максимальная скорость находится по условию равенства потребной и располагаемой тяг двигателя. С увеличением высоты полета диапазон скоростей уменьшается и на теоретическом потолке самолета становится равным нулю.

Виражом принято называть криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости. Резкие изменения направления полета в горизонтальной плоскости называют маневром типа змейка.

При пикировании самолет за сравнительно малое время значительно теряет высоту своего полета. Вывод самолета из пикирования осуществляется путем увеличения угла атаки и создания перегрузки, действующей по направлению подъемной силы. При выходе из пикирования перегрузка равна максимальной и, как правило, ограничивается физиологическими возможностями экипажа.

"Горкой" называется маневр самолета в вертикальной плоскости, используемый для быстрого набора высоты при неизменном направлении полета. Выполнение "горки" позволяет, в частности, используя кинетическую энергию, набрать высоту, превышающую статический потолок самолета. Восходящий маневр может оказаться целесообразным в том случае, если досягаемость ракеты по высоте не превосходит динамического потолка обстреливаемой цели.

Для противодействия управлению и стрельбе воздушные цели могут сочетать все перечисленные виды маневров.

1.2. Силы и моменты, действующие на ракету

Основными силами, определяющими движение ракеты, являются сила тяги, сила веса и аэродинамические силы (рис.1.4).

Величина силы тяги реактивного двигателя определяется уравнением Мещерского [2, 3]:

P = U + S_c(p_а – p_h), (1.1)

где  – секундный расход массы топлива;

U – относительная скорость истечения газов двигателя;

S_с – площадь выходного сечения сопла;

p_а – давление в газовом потоке на срезе сопла;

p_h – внешнее статическое давление на высоте h.

Одним из основных показателей эффективности ракетного двигателя является удельная тяга, под которой понимается тяга двигательной установки, отнесенная к общему весовому секундному расходу отбрасываемых масс:

Р_уд = Р:(g_o), (1.2)

где g_o – весовой секундный расход топлива у поверхности Земли.

Скорость, которую может получить ракета в идеальном случае, когда ее движение происходит не только вне пределов атмосферы, но и вне пределов поля тяготения, определяется уравнением Циолковского:

V = -U_eln(M_к /M_о), (1.3)

где U_е – эффективная скорость истечения газов;

M_о и M_к – начальная и конечная масса ракеты соответственно.

Рис.1.4. Силы и моменты, действующие на ракету

Изменение величины (модуля) вектора скорости определяется соотношением силы тяги двигателя и силы полного аэродинамического сопротивления ракеты. На начальном (после старта ракеты) участке траектории требуется разогнать ракету до некоторой скорости V, а затем поддерживать эту скорость примерно постоянной. Это обеспечивается созданием двухрежимных маршевых двигателей. При их работе в первом режиме сила тяги двигателя существенно превосходит силу полного сопротивления ракеты, чем обеспечивается ее разгон. Переход работы двигателя во второй режим сопровождается уменьшением тяги до величины, примерно равной силе сопротивления.