همان‌طور که از معادله ۳-۱۶و معادله ۳-۱۷پیداست، شرایط اتمسفر و جاذبه تأثیر مستقیمی بر معادلات دینامیکی می‌گذارد. بنابراین نیاز است تا بسته به میزان حداکثر خطای قابل‌قبول، این شرایط مدل شوند تا خطا را کاهش دهیم. در ادامه به‌طور مفصل‌تر این شرایط را توضیح می‌دهیم.
شبیه‌سازی جاذبه
برای شبیه‌سازی اثر جاذبه کره زمین روی حرکت و وضعیت حامل‌های فضایی مدل‌های مختلفی تعریف شده است که هرکدام مزایا و معایب خود را دارند. به علت اینکه زمین درواقع کمی در قطبین تخت و در استوا دارای شکم است ما برای مدل‌سازی دقیق جاذبه زمین نمی‌توانیم از مدل کروی برای زمین استفاده کنیم. حال‌آنکه استفاده از مدل بیضوی نیز کاملاً صحیح نیست چراکه فرم زمین کاملاً بیضی نبوده، ضمن آنکه اگر حتی کاملاً به فرم بیضوی بود، با توجه به اینکه جنس زمین در نقاط مختلف متفاوت است، پروفیل تغییرات شتاب گرانش در نقاط مختلف کاملاً متفاوت است. از مدل‌های رایج جاذبه می‌توان موارد زیر را نام برد:
مدل میدان جاذبه همگن با سطح موازی
مدل میدان مرکزی نیوتن
مدل متغیر با ارتفاع و عرض جغرافیایی
مدل سازگار درجه چهار
مدل‌های ژئوید[۳۵]
اینجا در این پایان‌نامه با توجه به امکانات در دسترس و همچنین تخمین منطقی و سریع از مقدار شتاب جاذبه در ارتفاعات مختلف، از مدل زمین کروی استفاده کرده‌ایم. مطابق این مدل، شتاب گرانش در ارتفاعات مختلف از معادله ۳-۲۷به دست می‌آید.
در این معادله، مقدار شتاب گرانش در سطح زمین، شعاع کره زمین و ارتفاع از سطح زمین است.
شکل۳-۱۴تغییرات شتاب گرانش را برحسب ارتفاع بر اساس مدل زمین کروی نشان می‌دهد.
نمودار تغییرات شتاب جاذبه بر حسب تغییرات ارتفاع
شبیه‌سازی اتمسفر
چگالی و فشار هوا از مهم‌ترین پارامترهای تأثیرگذار بر حرکت حامل‌ها و همچنین عملکرد موتور هستند. همچنین شکل حامل و دماغه نیز بسیار متأثر از اتمسفر است. دمای هوا نیز از پارامترهای حساسی است که طراحان باید توجه ویژه به آن داشته باشند. به‌طور مثال در پرتاب فضاپیمای چلنجر در اثر پرتاب حامل در دمای هوای زیر صفر درجه، یکی از واشرها خاصیت الاستیکی خود را از دست می‌دهد و نشت سوخت منجر به انفجار حامل می‌گردد.
طراحان برای تخمین شرایط اتمسفر، از مدل‌های متنوعی استفاده می‌کنند. این مدل‌ها پس از طراحی در قالب یک برنامه به کامپیوتر پرواز حامل داده می‌شود. همچنین در فاز شبیه‌سازی نیز به کمک مدل اتمسفر، مسیر حرکت موشک تخمین زده می‌شود.
در مرجع [۳۵] از برخی از مدل‌های اتمسفر به شرح زیر نام آورده شده است.
مدل اتمسفر استاندارد
مدل جاکشیا-روبرت
مدل دما پسا
ترموسفر مهندسی مارشال
مدل روسی گوست[۴۷]
به‌طورکلی مدل‌های اتمسفری به دو دسته‌ی استاتیک و متغیر با زمان تقسیم‌بندی می‌شوند. مدل‌های استاتیک بسیار ساده‌تر هستند چراکه کلیه پارامترهای اتمسفر ثابت می‌مانند. البته برخی پارامترها مانند تغییرات طول و عرض روی این مدل‌ها نیز تأثیر می‌گذارند. مدل‌های متغیر با زمان نیز تا حد ممکن شرایط واقعی در آن‌ها لحاظ می‌گردند، دارای پیچیدگی بیشتری هستند.[۳۵]
در شکل۳-۱۵ نمودار تغییرات چگالی بر اساس تغییر ارتفاع که در این پایان‌نامه از آن استفاده گردیده نشان داده شده است.
نمودار تغییرات چگالی بر حسب تغییرات ارتفاع
برنامه زاویه فراز[۴۸][۳۶]
یکی از مراحل مهم در طراحی موشک‌های هدایت‌شونده بالستیک و ماهواره‌بر، طراحی برنامه فراز می‌باشد.
ماهواره‌برها برای قرار گرفتن در محل تزریق موردنظر می‌توانند از مسیرهای مختلف پروازی استفاده نمایند. نکته‌ای که باید به آن توجه نمود این است که متناسب با مسیر تزریق ماهواره در مدار موردنظر، متغیرهایی مثل جرم سوخت و زمان سوزش تغییر می کنند.
روش‌های مختلفی برای محاسبه تغییرات زاویه فراز نسبت به زمان وجود دارد. طراحی برنامه فراز در بسیاری از اوقات بر اساس معیارهایی از قبیل کمترین زوایای حمله در زمان‌های: گذر صوت؛ فشار دینامیکی ماکزیمم و جدایش مراحل؛ سرعت زاویه‌ای صفر در زمان جدایش مراحل؛ رساندن موشک در انتهای فاز فعال به شرایط لازم و… در یک فرایند سعی و خطا با بهره گرفتن از نرم‌افزارهای شبیه‌سازی صورت می‌گیرد.
در ادامه به معرفی بخش‌های مختلف پرواز در مسیر صعود موشک‌های چندمرحله‌ای می‌پردازیم.
پرواز عمودی
عموماً پرتابگرها و موشک‌های بالستیک پرواز خود را با زاویه فراز ۹۰ درجه آغاز می‌کنند این امر علاوه بر کنترل‌پذیری آسان در ابتدای پرواز، به خاطر عدم تحمل پوسته سازه در مقابل تنش واردشده از سیستم پرتاب در حالت پرتاب غیر عمودی است. پس از شروع پرواز، موشک چندثانیه‌ای را با همین زاویه فراز طی خواهد کرد مدت‌زمان این مرحله نیز با توجه به مشخصات طراحی، نحوه آزیموت بندی و برد، متغیر می‌باشد. اگر روش آزیموت بندی بر مبنای استفاده از سیستم کنترل باشد، این زمان برابر زمانی خواهد بود که سیستم کنترل بتواند اختلاف زاویه آزیموت موردنظر و آزیموت اولیه موشک را به‌عنوان یک زاویه غلت اولیه به صفر برساند که در مرتبه زمان نشست ردیابی سیستم کنترل خواهد بود. اگر آزیموت بندی به کمک سیستم پرتاب قبل از پرواز انجام شود این زمان قبل از پرواز تعیین می‌شود.
برای برد بیشینه این زمان بایستی حداقل باشد.
پرواز مرحله اول
پس از اتمام پرواز عمودی، برنامه فراز پیش تنظیم آغاز می‌شود. با توجه به وجود جو غلیظ در این مرحله، برنامه فراز باملاحظه جدی روی کوچک بودن زاویه حمله آغاز می‌گردد. با توجه به تغییرات شدید نیروها و گشتاورهای آیرودینامیک در ناحیه گذر صوت و وقوع شوک در این مرحله، برنامه فراز بایستی به‌گونه‌ای باشد که زاویه حمله در زمان گذر از صوت نزدیک صفر باشد. همچنین کوچک بودن زاویه حمله در زمان فشار دینامیکی ماکزیمم نیز به‌عنوان یک محدودیت روی برنامه فراز به‌حساب می‌آید.
جدایش مرحله اول
پس از اتمام سوخت مرحله اول، جدایش مرحله اول عموماً در حالی باید انجام شود که زاویه حمله و سرعت زاویه‌ای موشک، هر دو نزدیک صفر باشند. برای این منظور بسته به نوع فرمان سیستم هدایت که دستور سرعت زاویه‌ای فراز یا زاویه فراز می‌تواند باشد، این فرمان‌ها در بازه‌ای حول زمان جدایش صفر یا مقدار ثابت خواهد بود. با ارضاء محدودیت سرعت زاویه‌ای صفر در بازه زمانی حول زمان جدایش، زاویه حمله به خاطر وجود شتاب جاذبه افزایش خواهد یافت، بنابراین برای ارضاء حداقلی این محدودیت باید سعی شود که در بازه زمانی جدایش، زاویه حمله حتی‌الامکان از صفر بگذرد.
پرواز مراحل بعد
پس از جدایش مرحله اول در ارتفاعی غالباً بالاتر از جو غلیظ، مرحله دوم پرواز بدون محدودیت روی زاویه حمله و نگرانی از بار جانبی وارد بر سازه آغاز می‌شود. بنابراین قیود موجود در این مرحله از پرواز عمدتاً ارضاء شرایط مرزی انتهایی خواهد بود. به‌عنوان‌مثال در یک موشک دومرحله‌ای رسیدن بردار سرعت در انتهای مرحله دوم به سرعت لازم یک قید اساسی خواهد بود.
