Сила веса (тяжести) определяется как произведение массы ракеты на ускорение свободного падения (). При полете ракеты ее масса, а следовательно, и вес, монотонно убывают по мере выгорания топлива. Точка приложения равнодействующей силы веса – центр масс ракеты – по мере выгорания топлива перемещается по ракете в зависимости от конструкции ракеты в целом и двигательной установки в частности.

Ракета, как и всякое тело, движущееся в воздушном пространстве, испытывает со стороны последнего воздействие в виде давления, распределенного по всей поверхности определенным образом. Равнодействующая сил давления называется полной аэродинамической силой . Для удобства анализа законов движения ракеты полную аэродинамическую силу обычно раскладывают по осям скоростной системы координат на составляющие .

Составляющая аэродинамической силы по касательной к траектории движения центра масс тела (или проекция полной аэродинамической силы на направление вектора скорости) называется силой лобового сопротивления. Эта сила всегда направлена в сторону, противоположную движению.

Составляющая полной аэродинамической силы по оси O₁Y_V называется подъемной силой.

Составляющая полной аэродинамической силы по оси O₁Z_V скоростной системы координат называется силой сноса.

Полная аэродинамическая сила может быть разложена и на составляющие по осям связанной системы координат O₁X₁Y₁Z₁. Составляющие полной аэродинамической силы по этим осям обозначаются через , , и называются осевой, поперечной и боковой аэродинамическими силами.

Точка приложения полной аэродинамической силы называется центром давления (ц. д.) или фокусом (F). Центр давления может рассматриваться как точка пересечения равнодействующей аэродинамических сил с осью ракеты. Положение центра давления исключительно зависит от аэродинамической формы ракеты. Так как в общем случае центр давления не совпадает с центром масс, то, приводя систему сил к центру масс (тяжести), можно получить результирующий аэродинамический момент, который также может быть разложен по осям скоростной или связанной систем координат. Каждый из составляющих моментов рассматривается обычно как сумма двух моментов - статического и демпфирующего:

= (1.4)

Статический момент создается системой аэродинамических сил, приведенных к центру масс ракеты, при угле атаки не равном нулю. Если этот момент направлен в сторону уменьшения угла атаки , он носит название восстанавливающего или стабилизирующего. При обратном направлении этот момент называется опрокидывающим или дестабилизирующим.

Под демпфирующими понимаются моменты, величины которых зависят от угловой скорости вращения ракеты относительно некоторой оси. Демпфирующие моменты направлены в сторону, противоположную вращению, и в первом приближении пропорциональны угловой скорости вращения. Возникновение и величины демпфирующих моментов зависят от условий обтекания ракеты внешним потоком и от условий течения жидкостей и газов внутри ракеты и двигателя.

Наведение ракеты на цель (изменение направления полета) обеспечивается созданием управляющих сил, которые по своей физической природе могут быть аэродинамическими, возникающими как результат взаимодействия воздушного потока с планером ракеты, и газодинамическими (реактивными).

Планер ракеты представляет собой корпус ракеты, на котором размещаются крылья, стабилизаторы и рули. По расположению крыльев и рулей относительно центра масс ракеты различают несколько (рис. 1.5) аэродинамических схем зенитных управляемых ракет (ЗУР) [4].

Нормальная схема (рис. 1.5, а). В нормальной схеме рули и стабилизаторы расположены позади крыльев и центра масс в хвостовой части ракеты. Преимуществом нормальной схемы считается то, что рули, расположенные на значительном удалении от центра масс ЗУР, создают достаточные управляющие моменты при их относительно небольших площадях. Благодаря этому уменьшаются мощность и масса приводов рулей. Недостатком этой схемы является запаздывание маневра ЗУР после отклонения рулей.

Схема "бесхвостка" (рис. 1.5, б). Данная схема является разновидностью нормальной схемы. В ней крыло выполняет функции как крыла, так и стабилизатора и отличается большой стреловидностью и малым размахом.

Схема "утка" (рис. 1.5, в). В аэродинамической схеме "утка" рули расположены в головной части ракеты (впереди центра масс), а крылья, выполняющие функцию стабилизаторов, расположены в хвостовой части корпуса ракеты. Схема "утка" удобна с точки зрения компоновки ракеты, так как рулевые машинки могут быть расположены близко к аппаратуре управления полетом и рулям. Достоинствами схемы "утка" являются малые площадь рулей, масса и мощность рулевого привода, недостатком - вредное воздействие возмущенного рулями потока воздуха на крылья (стабилизаторы), создающего момент "косой" обдувки, приводящий к нестабильности положения ракеты относительно ее продольной оси. Эти схемы получили широкое распространение в ЗУР ближнего и малого радиусов действия.

Схема "поворотное крыло" (рис. 1.5, г). В данной схеме крылья расположены около (несколько впереди) центра масс ракеты и наряду с функцией крыла выполняют функцию рулей. Неподвижный стабилизатор расположен в хвостовой части ракеты. Преимущество схемы "поворотное крыло" заключается в удобстве компоновки бортовой аппаратуры управления, а также в маневре практически без изменения углов атаки, что невозможно в рассмотренных выше схемах. Основной недостаток этой схемы – большая площадь поворотных крыльев, что вызывает рост лобового сопротивления и требует увеличенной мощности, а значит, и большей массы их приводов.

Принцип образования управляющих аэродинамических сил и моментов рассмотрим для случая наведения ракеты на цель (при управлении ракетой в вертикальной плоскости) для аэродинамической схемы "утка" [4].

При отсутствии ошибки наведения, когда рули находятся в нейтральном положении, вектор скорости ракеты совпадает с продольной осью ракеты. В этом случае на ракету воздействуют сила тяги двигателя , сила тяжести и сила лобового сопротивления (см. рис. 1.4).

При наличии ошибки наведения бортовая аппаратура вырабатывает сигнал управления рулями ракеты, которые отклоняются на соответствующий угол _р. Набегающий на руль воздушный поток приводит к возникновению нормальной (перпендикулярной) к поверхности ракеты силы , которая может быть разложена на две составляющие вдоль осей O₁X, O₁Y скоростной системы координат. Составляющая , перпендикулярная вектору скорости ракеты , называется подъемной силой руля, а составляющая , действующая в обратном вектору скорости направлении, – индуктивным (наведенным) сопротивлением руля.

Подъемная сила создает относительно центра масс ракеты управляющий момент = , разворачивающий корпус ракеты, т.е. отклоняющий продольную ось ракеты от направления вектора скорости на некоторый угол атаки . При возникновении угла атаки набегающий на крылья воздушный поток вызывает действие нормальной силы , которая также раскладывается на две составляющие: подъемную силу крыла и силу индуктивного сопротивления крыла .

Рис. 1.5. Аэродинамические схемы ЗУР:

а – нормальная схема; б – "бесхвостка"; в – "утка"; г – "поворотное крыло"

Подъемная сила создает стабилизирующий момент , стремящийся развернуть корпус ракеты относительно центра масс таким образом, чтобы совместить направление продольной оси ракеты с направлением вектора скорости, т.е. стремящийся уменьшить угол атаки .

При равенстве = полет ракеты будет происходить на так называемом балансировочном режиме, когда определенному углу отклонения руля _р ракеты соответствует строго определенное значение угла атаки .