تقسیمبندی انواع موشکها
انواع موشکها طبق تقسیمبندی آمریکاییها عبارتند از:
" موشکهای بالستیک کوتاهبرد (1) با حداکثر برد 1000 کیلومتر
" موشکهای بالستیک برد متوسط (2) با برد 1000 تا 3000 کیلومتر
" موشکهای بالستیک برد بلند (3) با برد 3000 تا 5500 کیلومتر
" موشکهای بالستیک قارهپیما (4) با بردی بیش از 5500 کیلومتر
در برخی منابع، اصطلاح موشکهای تاکتیکی نیز نام برده شده که به موشکهای با برد 300 تا 3500 کیلومتر اطلاق میشود.
انواع موشکهای بالستیک بر مبنای تقسیمبندی روسها:
" موشکهای تاکتیکی با حداکثر برد 50 کیلومتر
" موشکهای تاکتیکی عملیاتی با برد 300 تا 500 کیلومتر
" موشکهای استراتژیک عملیاتی با برد بین 500 تا 1000 کیلومتر
" موشکهای استراتژیک با برد بیش از 1000 کیلومتر.
معاهدهی 1987 "محدودسازی موشکهای بالستیک " (5) دو کشور شوروی (روسیه فعلی) و آمریکا را ملزم میکرد تا از تعداد موشکهای برد بلند و متوسط (برد 1000 تا 5500کیلومتر) و نیز موشکهای با برد بین 500 تا 1000 کیلومتر خود بکاهند. رژیم کنترل برای انتقال فناوری موشکهای بالستیک هم، در ابتدا انتقال فناوری موشکهای با برد بیش از 300 کیلومتر را ممنوع میکرد، یعنی موشکهای با برد بیش از برد موشک اسکاد (6) روسی، معروفترین و پراستفادهترین موشک بالستیک تاریخ.
ویژگیهای موشکهای بالستیک
مسیر پرواز موشکهای بالستیک پس از مرحلهی فاز فعال (مرحلهای که در آن موتورهای اصلی کار میکنند) ،کاملا مشخص و معلوم و غیرقابل تغییر است؛ مگر آنکه سر جنگی آن به صورت مستقل قادر به کنترل مسیر خود باشد و یا آنکه هرگونه روش دیگری برای هدایت در مراحل نهایی مورد استفاده قرار گیرد. در حملات شیمیایی و یا میکروبی، مسیر پرواز کاملا بالستیک، از اثرگذاری کار حملات میکاهد؛
چرا که سرعت موشک بالستیک هنگام فرو افتادن بیش از آنی است که بتوان به صورت مؤثرتر عامل شیمیایی را بر روی منطقهی مورد نظر پخش کرد. ضمن آنکه به علت سرعت بسیار زیاد، دقت موشک چندان مناسب نیست. علاوه بر اینها، به علت سرعت بسیار زیاد و و افزایش بسیار شدید دمای بخش بازگشتی موشک، کیفیت عامل میکروبی یا شیمیایی کاهش مییابد. آزمونهایی که امریکاییها انجام دادهاند، نشان داده است که کمتر از 5 درصد عوامل شیمیایی و میکروبی پس از پرواز، کماکان مؤثر باقی میمانند و پس از رهاسازی بدون تجزیهی حرارتی ناشی از گرمای پوستهی کلاهک، خوب عمل میکنند.
یکی از معروفترین موشکهای جهان پس از ویـ2 هیچ موشک بالستیکی به اندازه اسکاد در نبرد واقعی مورد استفاده قرار نگرفته است. ویژگیهای زیادی اسکاد را در میان همعصران خود متمایز میساخت که از مهمترین آنها، قدرت تحرک زیاد، قدرت تخریب و ایجاد رعب فراوان و دقت نسبتاً خوب. با وجود قیمت نه چندان زیاد آن است. در تصویر یک فروند موشک اسکاد سوار برز خودروی ماز543 را میبینیم.
یکی از خواص موشکهای بالستیک، حفظ "زاویهی سمت " خود در طی مسیر تا رسیدن به هدف است. سرعت بالای موشکهای بالستیک تقریبا امکان انحراف سمت اولیه را از آنها میگیرد؛ بنابراین دقت انتخاب زاویهی سمت موشک در لحظهی ابتدایی پرتاب بسیار مهم است. در غیر این صورت انتظار تأثیرگذاری چندانی نمیتوان از موشک داشت.
مدتزمان پرواز موشکهای بالستیک بسیار کم است. به همین جهت دفاع در مقابل این موشکها همانگونه که در جنگ خلیجفارس 1991 بر همگان روشن شد، کماکان کار بسیار سختی است.
سرجنگی هستهای به طور محسوسی با دیگر سرجنگیها؛ همچون شیمیایی، میکروبی و معمولی، تفاوت دارد. تفاوت اصلی در اندازه، شکل و خواص درونی سرجنگی است. به طور کلی سرجنگیهای هستهای محدودیتهای کمتری در وزن و دقت دارند. گرچه این محدودیتها ممکن است کم باشد؛ اما الزامات شکل هندسی، اغلب بر انتخاب سرجنگی (7) اثر میگذارد.
تسلیحات شیمیایی یا میکروبی -که اکثر آنها به صورت مایع یا پودر جامد هستند- در هر نوع فضایی قابل بستهبندی هستند؛ اما تسلیحات هستهای نمیتوانند با شکل و قیافهای خاص منطبق شوند؛ بنابراین از همان ابتدا در استانداردهای خاص طراحی میشوند. این مسأله خود بر طراحی موشکها تأثیر میگذارند.
علاوه بر این، توزیع وزن مواد درونی سرجنگی هستهای با دیگر سرجنگیها تفاوت دارد. مواد شکافندهی اصلی هستهای -که در مرز سرجنگی قرار دارند- چگالی بسیار بیشتری نسبت به دیگر مواد دارند. این امر منجر به تمرکز وزن موشک در نقطهای خاص میشود. از انجایی که موشکهای بالستیک باید اغلب مسیر خود را از میان جو بگذرانند، طراحان باید تعادل آیرودینامیک جسم و اندازهی مورد نیاز سامانهی کنترل را به گونهای در نظر بگیرند که با وجود چنین تمرکز وزنی، مسیر پرواز به صورت پایدار حفظ شود. بیشتر مواد شیمیایی، میکروبی و انفجاری معمولی دارای چگالی در حدود 1 گرم بر سانتیمتر مکعب هستند؛ به همین جهت ممکن است اینگونه مواد جلوتر از مرکز جرم خود داده شوند؛ بدون آنکه از نیروها و گشتاورهای جبرانکننده زیادی استفاده شود. در برخی کاربردهای خاص همچون گلولههای توپ و سرجنگی موشکهای بالستیک، طراحان نیازمند استفاده از مواد متعادلکننده (به خصوص وزن اضافی) برای خنثیسازی گشتاروها و نیروهای درونی سرجنگی هستهای هستند.
به علت شعاع تخریب بسیار گستردهی سرجنگی هستهای، موشک مسلح به این نوع سرجنگی، نیاز چندانی به دقت ندارد و همین که در آسمان منطقهای خودی منفجر نشود کافی است! دقت مورد نیاز این موشکها برای سرجنگی با قدرت تخریب 20 کیلوتن تیانتی، شعاع 3 کیلومتر است که با افزایش قدرت تخریب این مقدار هم افزایش مییابد. اغلب موشکهای با برد کمتر از 500 کیلومتر این شرط را احراز میکنند. برای اثرگذاری مناسب، مواد شیمیایی و میکروبی باید به صورت ابر در ارتفاعی مناسب، بر فراز زمین پخش شوند. ضمن آنکه موشک حامل چنین سرجنگی باید قادر به عملیات در هرگونه شرایط جوی باشد.
اجزای موشکهای بالستیک
اجزای اصلی موشکهای بالستیک عبارتند از:
" موتور موشکی
" مخزن سوخت.
" سامانهی هدایت.
" بخش بازگشت به جو یا محموله
اما پیش از توضیح هر یک از این بخشها نیازمند دانستن چند اصطلاح تخصصی هوافضایی هستیم.
چند اصطلاح
نیروی پیشران (تراست) (8): به نیروی تولیدی به وسیلهی موتور، نیروی پیشران می گویند که برای موشکها بر حسب پوند یا کیلوگرم محاسبه می شود. گاهی از واحد نیوتن هم میتوان استفاده کرد؛ اما کاربرد کیلوگرم و پوند رایجتر است.
ضربهی کل (9): حاصل ضرب نیروی پیشران در مدت زمان احتراق مؤثر است. موشک دوش پرتابی همچون لاو (10) قادر به تولید میانگبن تراست 600 پوند به مدت 2/0 ثانیه است؛ بنابراین ضربهی کل آن 300 پوند ثانیه است. موشک ساترن 5 با تولید میانگین نیروی پسشران بسیار بیشتر و مدت زمان احتراق بیشتر، دارای 15/1 میلیارد پوند ثانیه ضربهی کل است.
ضربهی ویژه (11): بازده یا کارایی عمومی موتورهای موشکی با "ضربه ویژه " سنجیده میشود . این مقدار از تقسیم نیروی پیشران بر جرم سوخت مصرف شده در هر ثانیه به دست میآید. ضربهی ویژه در حقیقت نشان میدهد موتور به ازای یک واحد از دبی پیشرانه (سوخت و اکسیدکننده در موتورهای سوخت مایع و سوخت جامد در موتورهای سوخت جامد) چه مقدار تراست تولید می کند. به عنوان نمونه ضربهی ویژهای با مقدار 300 رقم خوبی است و هرچه بیشتر بهتر. بایستی دقت کنید که ضربهی ویژه علاوه بر نوع پیشرانه به ساختار موتور و بهینه بودن آن نیز بستگی دارد.
نسبت جرمی: به عدد حاصل از تقسیم جرم کل موشک بر جرم باقی مانده پس از احتراق کامل، نسبت جرمی می گویند. اغلب موشکهای بردبلند امروزی چند مرحلهایاند. هر مرحله از موشک به یک موتور و اجزای جانبی تأمینکنندهی آن که معمولا به صورت پشت سر هم به یکدیگر چسبیده اند، گفته میشود. به عنوان نمونه، موشک اسکاد یک موشک تک مرحلهای است. ترتیب مراحل از پایین به بالاست؛ به پایینترین مرحلهی موشک مرحلهی اول و به دومی مرحلهی دوم و ... میگویند. هر مرحله پس از سوختن کامل از موشک جدا میشود، تا از وزن کل سامانه بکاهد.
پیشرانش یا موتور موشکی:
مبنای کار موشکها قانون سوم نیوتن است. جریان پیوستهی گازهای داغ در جهتی خاص منجر به راندن موشک به سوی راستای عکس جریان گاز میشود. موتورهای جت در هواپیماها به همین طریق عمل میکنند. تفاوت میان موتور جت و موتور موشکی تنها در این است که موتورهای جت از اکسیژن هوا به عنوان اکسیدکننده استفاده می کنند، اما موتورهای موشکی اکسیدکنندهی خود را با خود حمل میکنند، بنابراین موشکها مستقل از محیطی هستند که در ان حرکت میکنند.
موشک به وسیلهای میگویند که نیروی جلوبرندهی خود را از طریق احتراق سریع مواد به دست میآورد. اجزای اصلی کی سامانهی موشکی را موتور، سوخت، اکسیدکننده، سامانهی کنترل، فضای لازم برای قراردادن این اجزا و محموله تشکیل میدهد.
موتورهای موشکی برخلاف دیگر موتورها، سوخت و اکسیدکننده را با خود حمل میکند. به همین جهت عملکرد آن در خارج از جو هم به خوبی جو است. به موشکها، هنگامی که به عنوان وسیلهی پرتاب ماهوارهها مورد استفاده قرار میگیرند، ماهوارهبر، هنگامی که محموله انها بار یاانسان به ایستگاه فضایی یا کرات دیگر باشد موشک پرتابگر و هنگامی که محمولهی آن سرجنگی باشدو هنگامی که محمولهی آن سرجنگی باشد، موشک نظامی یا به صورت ساده موشک میگویند. بنابراین هرگاه سخن از موشک به میان میآید، منظور عبارتی است کلی که جامع میان موشکها و ماهوارهبرها یا پرتابگرهاست.
در موشکهای بر کوتاه مفایهم "راکت " و "موشک " جنبههای دیگری هم دارند. در حوزهی موشکهای کوتاهبرد (عموما غیربالستیک) به موشکهایی که پس از پرتاب، غیرقابل هدایت باشند کماکان "راکت " و به آنهایی که پس از پرتاب قابل هدایت باشند "موشک " میگویند. به علت وجو استفاده از مفهوم اولی است که بسیاری، اعتقادی به استفاده از عبارت راکت در مورد تسلیحاتی همچون کاتیوشا و یا آرپیجی7 ندارند. عموما مفهوم دوم بیشتر میان شرقیها -خصوصا در میان نظامیها- رایج است. اما غربیها هم به کرات از این عبارات با مفهوم دوم آن استفاده میکنند. البته این دو مفهومالبته این دو مفهوم، تناقضی با هم ندارند. میتوان اینگونه میان آنها جمع بست که در حوزهی بالستیک، به موشکهایی که به عنوان وسیلهی حمل ماهواره، بار یا انسان به مدار زمین و ی خارج از مدار (فضای میان سیارهای) مورد استفاده قرار میگیرند، ماهوارهبر یا پرتابگر و به آنهایی که برای مقاصد نظامی و حمل سرجنگی به کار میروند موشک میگویند؛ در حوزهی غیربالستیک، به موشکهای غیر قابل هدایت "راکت " و به آنهایی که پس از پرتاب قابل هدایت و کنترلاند موشک یا "موشک هدایت شونده " میگویند.
برای موتورهای موشکی سه نوع سوخت مختلف وجود دارد؛ که عبارتند از سوخت جامد، سوخت مایع و سوخت هیبریدی. هریک از این موتورها ویژگیهایی دارند که آنها را از دیگری متمایز میکند و بسته به خواصشان میتوان از آنها در کاربردهای مختلف استفاده کرد. به عنوان مثال برای یک موشک ضد تانک بهترین نوع موتور، موتور سوخت جامد است.
موتورهای سوخت مایع (12)
در این موتورهای از پیشرانههای (سوختها یا اکسیدکننده ها) مایع استفاده میشود. در زیر به چند نوع از آنها میپردازیم:
" پیشرانههای سرمازا: به سوخت یا اکسیدکنندهای که در دمای بسیار پایین نگهداری میشود، پیشرانه سرمازا میگویند. اکسیژن در منفی 2/147 درجهی سانتیگراد و هیدروژن مایع در منفی 217 درجه به جوش میآید. موتورهای سرمازا به محفظهها و منافذ خاصی نیاز دارند تا به گازهای حاصل از تبخیر مایعهای تبخیرشونده اجازه فرار دهند. سوخت و اکسیدکنندهی سرمازا به شکل مایع از باکها به محفظهی احتراق پمپ میشوند؛ جایی که با هم ترکیب شده و سپس به وسیلهی جرقه یا شعله، احتراق صورت میگیرد. با احتراق سوخت، گازهای داغ حاصل از این فرایند با سرعت فراوان به سمت انتها و بیرون موتور (از طریق نازلها) به جریان میافتند. این عمل منجر به ایجاد نیروی پیشران میشود.
در حالت گاز، دو مادهی اکسیژن و هیدروژن دارای چگالی بسیار کمی هستند. بنابراین برای حمل آنها درون موشک نیازمند محفظهای بسیار بزرگی هستیم. به همین منظور با سرد کردن و تبدیل آنها به مایع به میزان زیادی از حجمشان میکاهند تا بتوان مقادیر زیادی از آنها را در مخازن موشک حمل کرد.
سوختهای سرمازا تمایل زیادی به بازگشت به حالت گازی دارند؛ مگر آنکه در دمای بسیار پایین (13) نگهداری شوند. این مساله در موشکهای با کاربرد نظامی - که بایستی مدتها آماده به ظلیک نگهداری شوند- به میزان زیادی بر هزینهها میافزاید ؛ اما بازده زیاد ترکیب اکسیژن مایع و هیدروژن مایع (که ارزشی قابل توجه برای طراحان دارد) باعث میشود هنگامی که مدت زمان نگهداری خیلی بالا نیست، از هزینههای نگهداری سوخت در دمای بسیار پایین اغماض شود.
نیروی پیشران بر واحد وزن هیدروژن مایع به میزان 40 درصد بیشتر از دیگر پیشرانههای موشکی است. وزن آن نیز بسیار پایین است. هر لیتر هیدروژن مایع وزنی معادل 21/59 کیلوگرم بر هر متر مکعب است؛ اما این مقدار برای اکسیژن مایع خیلی بیشتر است؛ یعنی هر متر مکعب 21/1184 کیلوگرم.
" پیشرانهی خود مشتعل: به زوج پیشرانهای که به محض برخورد به هم محترق میشوند، سوختهای خودمشتعل میگویند. چنین پیشرانهای برای احتراق نیازی به جرقه یا شعله ندارد. این نوع پیشرانهها -به ویژه اکسیدکنندهی آنها- معمولا خورنده و بسیار سمی هستند، به همین جهت نیاز به محفظهها و نگهدارندههای خاصی دارند. این نوع سوختها در دمای عادی به صورت مایع هستند و به همین جهت نیازمند به انمکانات پیچیدهی نگهداری و ذخیرهی مورد نیاز در موتورهای سرمازا نیستند.
احتراق آسان این نوع سوخت آن را برای استفاده در سامانهی مانوردهی و کنترل فضاپیماهای سرنشیندار و بدون سرنشین جذاب میسازد. به عنوان نمونه می توان از زوج مونومتیل هیدرازین (14) (به عنوان سوخت) و تتروکسید نیتروژن (15) (به عنوان اکسیدکننده) نام برد. هیدرازین مادهای بسیار خطرناک است و بویی شبیه به ماهی دارد. سوختهای خودمشتعل در مرحلهی دوم موشک دلتا به کار رفتهاند. شاتل فضایی هم از این نوع پیشرانه در سامانههای مانوردهی مداری (16) و سامانهی کنترل عرضی (17) خود استفاده میکند. ضربهی ویژهی این پیشرانه در سامانههای ماودهی مداری بین 260 تا 280 ثانیه و سامانهی کنترل عرضی 313 ثانیه است.
" سوخت منفرد : به سوختی که برای احتراق نیازی به اکسیدکننده ندارد، سوخت منفرد میگویند. به علت چنین خاصیتی، این نوع سوختها بسیار ناپایدار و در نتیجه خطرناک هستند. از این نوع سوخت بیشتر در کنترل موشک در نخستین مرحله و تغییر جهت آن استفاده میشود.
مزایا و معایب موتور سوخت مایع
مزایای سوخت مایع عبارتند از انرژی بیشتر بر واحد جرم سوخت، نیروی پیشران متغیر و امکان راهاندازی دوباره. علاوه بر آن وجود منابع نامحدود مواد اولیهای همچون اکسیژن و هیدروژن، تولید اکسیدکننده و سوخت این نوع موتورها را راحت میکند. معایب این نوع موتورها شامل نیاز به ساختار بسیار پیچیده، نیاز به پمپهای با سرعت دوران و دبی زیاد و همچنین در حالت موشک نظامی، سخت و هزینهبر بودن نگهداری موشکها هنگامی که پر از سوخت و آمادهی پرتابند.
نوعی سوخت نفتی که از مشتقات کروسین، مشابه آنچه در بخاریهای نفتی مورد استفاده قرار میگیرد، هم به عنوان پیشرانه در موتورهای سوخت مایع مورد استفاده واقع میشود. این نفت- که اصطلاحا نفت موشک خوانده میشود -به شدت تصفیه شده است و عنوان آرپی-1 (18) را به خود اختصاص داده است. از این نوع سوخت به همراه اکسیژن مایع برای ایجاد نیروی پیشران در مرحلهی اول راکتهای دلتا و اطلس سنتائور استفاده شده است. این سوخت همچنین تولید نیروی پیشران مرحلهی نخست موشکهای ساترین-1 بی و ساترین 5 را بر عهده داشته است. ضربهی ویژهی آرپی-1 به میزان قابل ملاحظهای کمتر از سوختهای سرمازا - مانند هیدروژن مایع- است.
ضربهی ویژهی موتورهای آرال10- که گفته میشود نخستین موتور سوخت مایع بوده است- 444 ثانیه بود. موتورهای جی-2 (19) که در مراحل دوم و سوم ساترن 5 و مرحلهی دوم ساترن 1 بی به کار گرفته شد، هم از همین ترکیب پیشرانه برای تولید نیروی پیشران استفاده میکردند.
پاداش دستیابی به فناوری استفاده از هیدروژن مایع بسیار چشمگیر و قابل توجه است؛ دستیابی راحتتر به فضا. استفاده از هیدروژن مایع یعنی امکان انجام یک ماموریت مشخص با وزن سوختی بسیار کمتر و در نتیجه با وزن وسیلهی نقلیهی بسیار کمتر. این مساله در انجام مأموریتهای فضایی امری حیاتی است.
موتورهای سوخت جامد:
این موتورها اصولا از محفظههایی تشکیل شدهاند که از پیشرانهی جامد -که به صورت ترکیبی از سوخت و اکسیدکننده است- در ان قرار میگیرد. چون بیشتر بخش موشکهای سوخت جامد را موتور آنها تشکیل میدهد در بسیاری از منابع و مراجع، موتور سوخت جامد را با عنوان "راکت سوخت جامد " بیان مینمایند؛ حال آنکه تمام موشک، موتور آن نیست و بخشهای هدایت و کنترل و محمولهی آن نیز جزء موشک است.
موشکهای سوخت جامد، سادهترین و در عین حال قدیمیترین مدل موشکهای موجود است. این موشکها ریشه در تاریخ چین باستان دارند. این موشکها شامل یک محفظهی سادهی استوانهای -که معمولا از جنس فولادند- و مقداری مواد شیمیایی جامد در درون آن تشکیل شده اند. این مواد به محض دریافت اولین جرقه به سرعت واکنش نشان داده و فرآیند احتراق در آنها بسیار سریع روی میدهد.
مزایا و معایب موتورهای سوخت جامد
مزیت موتورهای سوخت جامد آن است که سوخت آنها بسیار پایدار و غیرخورنده هستند. این مسئله امکان ذخیرهسازی آنها را برای مدتهای طولانی فراهم میسازد. چگالی سوختهای جامد زیاد است و فرآیند احتراق در آنها بسیار سریع روی میدهد. این مواد در مقابل شوک، ارتعاش و شتاب متغیر تقریبا غیرحساس هستند. نیازی به پمپاژ پیشرانه ندارند؛ بنابراین موتورهای سوخت جامد بسیار سادهتر از نوع موتورهای سوخت مایع هستند.
عیب این نوع سوخت آن است که هنگامی که مشتعل شوند تا آخرین مولکول خواهند سوخت و نمیتوان شدت و ضعف آن را کم و زیاد کرد یا آن را خاموش کرد و یا حتی دوباره روشن ساخت. مساحت سطح مواد احتراق عاملی مهم در تعییم میزان نیروی پیشران است. از طرف دیگر، شکاف یا ترک در میان مادهی احتراق جامد، منجر به نفوذ هوای بیشتر در میان مواد شده و بر سرعت احتراق میافزاید. اگر تعداد این شکافها زیاد باشد ممکن است فشار درون محفظهی احتراق بیش از حد بالا رود و در نتیجه موشک منفجر شود. فرایند ساخت سوخت جامد کاری دقیق و پرهزینه است. ابعاد موشکهای سوخت جامد طیف وسیعی را در برمیگیرد و از موشکهای ضدتانک کوچک همچون تاو تا بوسترهای سوخت جامد فضاپیمای شاتل با 33 متر طول را -که در پهلوهای تانک سوخت مرکزی نارنجی رنگ قرار گرفته است- در بر میگیرد.
در این تصویر موتورهای سوخت جامد و سوخت مایع شاتل فضایی به طور همزمان قابل مشاهده است و به همین جهت به خوبی میتوان بیشتر تفاوتهای ظاهری این موتورهای سوخت جامد و مایع را، در آن مشاهده کرد. شعله سفید مایل به زرد ناشی از احتراق موتور سوخت جامد و شعلههای شفاف و کمرنگ حاصل از احتراق سوخت مایع ـ که در مخزن نارنجی رنگ ذخیره شده.
موتورهای سوخت جامد شاتل فضایی، بزرگترین موتورهای سوخت جامد تولیدشده تا کنون، هستند. وزن سوخت هر یک از این موشکها 453600 کیلوگرم است. یکی از چهار بخش مرکزی این موشک بخشی است که مواد احتراق جامد را در خود جای داده است. بالاترین بخش موشک، شکلی ستارهای دارد. در مرکز مواد جامد، کانالی ایجاد شده است که از بالا تا دوسوم طول موشک امتداد دارد. این شکاف ستارهای، از دوسوم به بعد به تدریج تا انتهای موشک به صورت استوانه در میآید. انتهای هر یک از این چهار بخش، به بخش بعدی متصل میشود. هنگامی که جرقهی موتور زده میشود هر چهار بخش با هم شروع به احتراق میکنند. از آنجایی که بخش ستارهای شکل، سطح در تماس با هوای بیشتری دارد و نیز ضخیمتر از سه بخش دیگر است، نیروی پیشران موشک در لحظات ابتدایی بیشتر است و به مرور با بالا رفتن از میزان نیروی پیشران کاسته میشود.
جنس اکسیدکنندهی موتورهای سوخت جامد شاتل فضایی از جنس پرکلریدآمونیوم (20) است که 93/69 درصد کل مخلوط را به خود اختصاص میدهد. سوخت هم از نوعی آلومینیومی پودر شده با (16 درصد وزن کل) و نوعی اکسیدکنندهی آهن (07/0 درصد) به عنوان کاتالیزور است. مادهای که به عنوان چسبانندهی مواد مختلف به هم مورد استفاده قرار گرفته است، اکریلونیتریل اسید آکریلیک پلی بوتادین (21) است. این ماده خود به تنهایی 04/12 درصد کل وزن سوخت جامد را به خود اختصاص میدهد. علاوه بر این ماده، از آپوکسی کورینگ (22) (96/1درصد) هم استفاده میشود. هم آپوکسی و هم دیگر مواد چسبنده هنگام احتراق همراه با مواد احتراق میسوزند و نیرو ایجاد میکنند. ضربهی ویژهی سوخت جامد شاتل فضایی 242 ثانیه در سطح دریا و در خلأ 6/268 ثانیه است.
موتورهای هیبریدی
این موتورها از مزایای هر دو موشک سوخت جامد و سوخت مایع بهره میبرند. طرح پایهی این موشکها بر اساس لولهی سادهایست که از مواد جامد (معمولا سوخت) پر شده است (تا اینجا شبیه به موتور سوخت جامد) و در بالای این لوله تانکی حاوی مواد شیمیایی تکمیلکنندهی احتراق مواد جامد (معمولا اکسیدکننده) قرار گرفته است. این دو مادهی شیمیایی از نوع خود مشتعل هستند و به همین جهت به محض تزریق مادهی شیمیایی مایع یا اکسیدکننده به درون لولهی حاوی سوخت جامد و برقراری تماس بین این دو مواد، فرایند احتراق صورت میگیرد و نیروی پیشران ایجاد می شود. بدینگونه با کم و زیاد کردن میزان تزریق مایع اکسیدکننده به لولهی سوخت جامد، امکان کم و زیاد کردن نیروی پیشران فراهم میشود. حتی میتوان نیروی پیشران تولیدی را با قطع کردن تزریق مایع به طور کامل به صفر رساند. (موتورا را خاموش کرد) و یا با تزریق دوباره مایع، آن را دوباره روشن کرد. مزیت دیگر این نوع موتورها آن است که نیروی تولیدی این نوع موشکها بر واحد وزن بیشتر از انواع سوخت جامد است. دیگر مزایا عبارتند از: مدت ماندگاری زیاد، پیچیدگی و وزن کمتر موتور در مقایسه با موتورهای سوخت مایع.
تجهیزات و امکانات مورد نیاز این موتورها کمتر از نصف موتورهای سوخت مایع است. ضمن اینکه این نوع موتورها نسبت به موتورهای سوخت جامد حساسیت کمتری دارند. موتورهای هیبریدی میزان نیروی پیشران تولیدی را با استفاده از سنجشگرهایی که میزان تزریق اکسیدکننده را میسنجند، اندازهگیری میکنند. در مقایسه با موتورهای سوخت مایع، نیروی پیشران تولیدی بر واحد وزن این نوع موتورها کمتر است و نکتهی آخر آن که این نوع موتورها هنوز در مرحلهی تکامل قرار دارند و هنوز به صورت واقعی مورد استفاده قرار نگرفتهاند.
سامانهی هدایت
سامانهی هدایت موشکها را میتوان با خلبان هواپیماهای سرنشیندار مقایسه کرد. هر سامانهی کنترل شامل زیرسامانهی کنترل وضعیت و زیرسامانی کنترل مسیر پرواز است. اولی به منظور قرار دادن موشک در وضعیت مورد نظر و دومی به منظور کنترل موشک در مسیر مورد نظر میباشد. این کار با غلطاندن، تاب دادن یا گردش دادن موشک، انجام میشود. زیرسامانهی کنترل وضعیت شبیه به خلبان خودکار هواپیماست و کار آن دفع نوساناتی است که ممکن است موشک را از مسیر پروازی اصلی خود منحرف سازد. کار زیرسامانهی کنترل مسیر هم تعیین مسیر مناسب برای رسیدن موشک به هدف و تولید فرامین مورد نیاز سازوکار کنترل وضعیت برای دستیابی به مسیر مورد نظر است.
اساس کار سامانهی هدایت بر مبنای قانون بازخورد (23) قرار گرفته است. واحد کنترل در صورت دریافت خطا اقدام به ارسال فرامین اصلاحکنندهی خطا میکند. واحد کنترل همچنین کار پایدارسازی موشک در هنگام اجرای مانورهای غلت، تاب و گردش را انجام میدهد. فرامین هدایت و پایدارسازی با یکدیگر ترکیب شده و در نتیجه به صورت فرمان اصلاحی بر روی سطوح کنترل موشک اعمال میشود.
قلب سامانهی مکانیابی موشک از تعدادی شتابسنج تشکیل شده است که قادر به سنجش هرگونه تغییر در حرکت موشک هستند. یک شتابسنج همان گونه که از نامش پیداست وسیلهای است که شتاب را اندازهگیری میکند. اساس کار این ابزار بسیار ساده استو به طور مثال یک پاندول که قادر به نوسان در محور عرضی است، میتواند برای اندازهگیری شتاب موشک در محورهای جلویی و عقبی موشک مورد استفاده قرار بگیرد.
هنگامی که موشک شتاب رو به جلو میگیرد، پاندول به سوی عقب متمایل میشود. میزان جابهجایی موشک از مکان اولیهی خود تابعی از قدر مطلق نیروی شتاب است. همانطور که میدانیم با توجه به قانون دوم نیوتن نیرو و شتاب با هم رابطهی مستقیم دارند.
معمولا سه انتگرالگیر کار محاسبهی فاصلهی طی شده در سه جهت مختلف را به صورت پیوسته انجام میدهند. انتگرلگیرها ابزارهایی هستند که به شتاب حساس بوده و با دو بار انتگرالگیری فواصل را محاسبه میکنند. این فواصل اندازهگیری شده سپس با فواصل مد نظر مقایسه میشوند و آنگاه در صورت اختلاف فرامین مورد نیاز برای اصلاح صادر میشود.
هرگاه اهداف در فواصل دور دست واقع شده باشند، برخی روشهای هدایت باید مورد استفاده قرار گیرند. دقت در فواصل طولانی فقط با دقت زیاد در محاسبات و جامع بودن این محاسبات در طول مسیر پروازی به دست میآید.
" هدایت اینرسیایی : سادهترین اصل برای هدایت، قانون اینرسی است. توپ فوتبالی را در نظر بگیرید که به سوی دروازهای شوت شده است. اگر درست هدفگیری شده باشد و شدت ضربه هم مناسب باشد طبیعی است که در صورت برخورد نکردن به چیزی یا شخصی وارد دروازه شود. اما اگر هدفگیری از ابتدا درست نباشد، لازم است فردی در میانهی مسیر، جهت حرکت توپ را اصلاح کند. این کار در موشکها توسط سامانهی هدایت موشک انجام میشود. سامانهی هدایت اینرسیایی کار وارد کردن نیروی لازم در میانهی مسیر برای اصلاح مسیر حرکت را بر عهده دارد. موشکهای با هدایت اینرسیایی، همچنینی اطلاعات برنامهریزی شدهی پیش از پرئواز را دریافت میکنند. پس از پرتاب، هیچگونه ارتباط الکترومغناطیسی هم میان موشک و سایت پرتاب وجود ندارد؛ اما با این وجود، موشک قادر است با استفاده از سامانهی هدایت اینرسیایی به شکل شگفتآوری مسیر خود را اصلاح کند. تمام شتابهای حین پرواز به طور پیوسته توسط مجموعه سنجیده میشوند و سامانهی کنترل وضعیت موشک فرامین اصلاحی مورد نظر را به منظور حفظ مسیر صحیح تولید کرده و به سطوح فرامین ابلاغ میکند. در فواصل زیاد دقت این سامانه کاهش مییابد. در میان تمامی روشهای هدایت کنونی در موشکهای برد بلند، این روش کمترین دقت را دارد.
" هدایت با استفاده از نقاط مرجع آسمانی: سامانهی هدایت آسمانی، سامانهای است که با استفاده از ستارههای ثابت شده در آسمان به عنوان نقاط مرجع، مسیر مد نظر را طی میکنند. این سامانه بر مبنای اطلاعات موجود از مکان ستارهها یا دیگر اجرام آسمانی که مکانشان برای ما در هر لحظه کاملا مشهود است، عمل میکند. برای موشکهای برد بلند استفاده از ستاره ها یا خورشید به عنوان نقاط مرجع در مکانیابی و هدایت موشک، فوقالعاده توصیه میشود. زیرا این روش به هیچ عنوان وابسه به برد و میزان فاصله نیست. این کار با یافتن مکان دقیق ستارههای مرجع در هر لحظه و تعیین زاویهی سمت و بد آن نسبت به زیمن، توسط تلسکوپهای اتوماتیک و تبدیل آنها به جداول مکانیابی ستارهای و مقایسهی این جداول با مسیر مدنظر و مکان لحظهای موشک توسط رایانهی درونی موشک صورت میگیرد. رایانهی درونی موشک با استفاده از جداول مرجع در صورت مشاهدهی اختلاف میان مسیر مورد نظر با آنچه پیموده میشود، فرامین اصلاحی لازم را صادر میکند. موشک باید علاوه بر حمل تمامی این ابزارها با خود، بایستس مسیر پرواز خود را از فراز ابرها انتخاب کند تا همواره قادر به مشاهدهی ستارهها باشد. اگر پرواز موشک در روز انجام میشود باید مسیر پرواز از ورای جو انتخاب شود تا از مشاهده ی دائمی ستارهها مطمئن بود. تمامی موشکهای قارهپیما و نیز موشکهای بالستیک زیر دریایی کنونی، از این روش برای هدایت خود استفاده میکنند.
" هدایت رادیویی: این روش با استفاده از مثلثات و تعدادی فرستندهی رادیویی انجام میشود؛ یکی از راههای هدایت موشک در میانهی مسیر است. این روش با ظهور روش هدایت اینرسایی از دههی 60 به این سو، کنار گذاشته شد. در آمریکا در ابتدای دههی 80 بار دیگر توجهها به این سمت جلب شد؛ اما با پیدایش سامانهی هدایت جهانی (جیپیاس) بار دیگر کنار گذاشته شد. سامانهی هدایت رادیویی فرامین خود را بای هدایت موشک، از طریق فرستندهای که بر روی پرتابکنندهی موشک یا جایی نزدیک به آن، به سوی موشک میفرستند. فرامین ارسالی در هنگام پرتاب و پس از آن به خوبی به تمامی سامانههایی که قادر به دریافت اواج رادیویی هستند هشدار میدهد که به رودی حادثهای موشکی در حال رخ دادن است. این مسئله منجر به کاهش اثرگذاری این روش میشود. ضمن اینکه این روش آسیبپذیرترین روش در برابر تدابیر متقابل الکترونیکی (جمینگ) است.
بسیار بعید است که از سامانهی مکان یابی جهانی (جیپیاس) (24) و یا رقیب روسی آن سامانهی ماهوارهای مکانیابی جهانی (گلوناس) (25) به منظور هدایت موشکهای بالستیک دوربرد استفاده شود. بهترین گیرنده های نظامی جیپیاس، قادر به تعیین مکان خود با دقت چند ده سانتیمتر هستند. حال آنکه برای هدایت یک موشک بالستیک با برد کمتر از 3500 کیلومتر به دقتی حداقل ده برابر این مقدار نیاز است. با این وجود، این سامانه ابزار مناسبی برای در مسیر قرار دادن موشک پس از شلیک و نیز افزایش دقت وسیلهی بازگشتی در مراجعت از جو تا خوردن به هدف است.
بخش بازگشتکننده به جو (آر- وی) (26)
پس از اتمام مرحلهی پرتاب که با اتمام سوخت موشک صورت میگیرد، موشک پایدار شده و مسیر کاملا مشخصی را میپیماید و به طور معمول بخش بازگشتپذیر به جو یا آروی از موشک جدا شده و به سوی هدف رها میشود.
شکل ظاهری بخش بازگشتی موشک، شدت، مدت و مسیر پروازی آن را، مشخص میسازد. همچنین میزان بارگذاری و مقدار افزایش دمای بخش بازگشتی هم به شدت وابسته به شکل ظاهری آن است. شکل ظاهری "آروی " ها عموما به دو دسته تقسیم میشود: لیفتینگ و بالستیک. از نظر کاربردی، شکل لیفتینگ مزایای زیادی نسبت به دیگر شکلها دارد. اولین مزیت آن کاهش بارگذاری سرجنگی است. مزیت بعدی قدرت انتخاب بیشتر در مکان فرود است. سرجنگی با شکل لیفتینگ قادر به انحراف دادن به مسیر پروازی خود به منظور رد گم کردن در مقابل سامانههای ضد موشکی است. در صورتی که شکل بالستیک یا کروی فقط امکان پیمودن یک مسیر را برای موشک فراهم میسازد. مشکل اصلی شکل لیفتینگ آن است که برای طراحی چنین پیکرهبندی و نیز امکان کنترل و هدایت سرجنگی دارای این شکل، باید هزینههای فراوانی پرداخت. چنین کاری بسیار پیچیده و پر دردسر است. از کار افتادن سامانهی کنترل چنین سرجنگی، منجر به ناپایدار شدن آن و در نتیجه خطای فراوان در برخورد با هدف میشود.
در مسیر بازگشت به جو دمای سرجنگی به شدت بالا میرود که این مسئله میتواند منجر به انفجار آن شود، بدون آنکه به هدف خود اصابت کند. در حین بازگشت به جو بخش بیرونی آروی به وسیلهی سامانهی حفاظت گرمایی (27) در برابر گرمای زیاد حاصل از اصطکاک محافظت میشود. دو راه عمده برای محافظت آروی عبارتند از:
" محافظت با استفاده از فرسایش مادهی محافظ پوستهی رویهی آنها.
" استفاده از محافظ گرمای تشعشعی
به طور معمول از یکی از این روشها یا بعضا از هر دو روش به منظور محافظت از بخش بازگشتی استفاده میشود. اگر سرجنگی شیمیایی یا میکروبی باشد، سرعت بخش بازگشتی پس از ورود به جو، باید به سرعت کاهش یابد. به گونهای که سرعت ان از چندین ماخ تا سرعت های زیر صوت برسد. بدین منظور میتوان از چتر یا دیگر ابزارهای کاهنده ی سرعت استفاده کرد.
تکنسین نیروی هوایی آمریکا در حال قرار دادن "آر وی " موشک پیس کبیر درون مخروط نوک موشک.
در تصویر هشت کلاهک آر وی این موشک به خوبی قابل مشاهده است.
در موشکهای قارهپیما سرعت بخش بازگشتی، در بازگشت به جو حدود 25 (شک نکنید! بیست و پنج) ماخ است؛ 25 برابر سرعت صوت، این سرعت در اثر اصطکاک هوا به شدت کاهش مییابد، به گونهای که هنگام رسیدن به سطح زمین حتی ممکن است به یک ماح هم برسد. پس این مقدار عظیم انرژی جنبشی به کجا میرود؟ واضح است، بر اثر اصطکاک تبدیل به انرژی گرمایی میشود. بر اثر سرعت بسیار زیاد، در جلوی موشک، امواج شوک ایجاد میشود و بلافاصله پس از آن، بخش قابل توجهی از انرژی جنبشی تبدیل به گرما و حرارت میشود. گرمای ایجاد شده علاوه بر چگالی هوای جو به شکل مخروط نوک موشک و سرعت ان هم وابسته است. این گرما با ریشهی دوم شعاع مخروط نوک موشک رابطهی عکس و با توان سوم سرعت آن رابطهی مستقیم دارد. این بدان معناست که هرچه سرعت کمتر و شعاع مخروط نوک بیشتر باشد، گرمای کمتری تولید میشود. بنابراین قیافهی پخ بر قیافهی نوکتیز به علت شعاع بیشتر و شکل لیفتینگ بر بالستیک به علت سرعت کمتر، ارجحیت دارد.
بیشترین دمایی که ممکن است در یک بخش بازگشتی ایجاد شود 11500 درجهی سانتیگراد است. اما این مقدار در "آروی "هایی که از پیکرهبندی لیفتینگ استفاده میکنند، بسیار کمتر از این مقدار است. به طور نمونه دمای سطح کپسول آپولو حداکثر به 2760 درجه میرسد. با این وجود برای اطمینان از نسوختن سرجنگی در بازگشتبه زمین سامانهی محافظت در مقابل گرما الزامی است. انتخاب نوع سامانه به طراحی، حداکثر دمایی که سرجنگی قادر به تحمل آن است و ویژگیهای ماموریت وابسته است. سامانههای محافظ در برابر گرمای بخش بیرونی بخش بازگشتی می تواند از روشهای فرسایش مادهی واسط، حفاظ تشعشعی گرما، چاه گرما، تعرق و حالت تشعشعی استفاده کند. البته امروزه استفاده از سه روش آخر منسوخ شده است.
نکتهی آخر در مورد "آروی "ها آنکه برخی آروی های موشکهای بالستیک دارای چند سرجنگی هستند که امکان مقابله توسط ضدموشکها را به شدت کاهش میدهد؛ از جملهی بخش بازگشتی موشک پیسکیپر را میتوان نام برد.
نمایی از آزمایش موشک پیس کبیر، هر یک از این خطوط رد و اثر یک سرجنگی است که دوباره به جو بازگشته است. قدرت انهدامی هر یک از این سرجنگیها معادل 375 کیلو تیانتی است.