推力矢量控制

航天器飞行控制的方式

推力矢量控制是按照产生控制力和控制力矩的方式定义的航天器飞行控制的一种方式。航天器推力矢量控制装置是控制系统的重要组成部分。它利用不同方法改变航天器发动机推力的方向，使发动机的推力在其主轴的垂直方向产生侧向分力，形成控制力和控制力矩，以克服各种干扰，控制航天器的质心运动和绕心运动，使之按预定弹道稳定飞行。改变发动机推力方向、产生主推力侧向分量的方法有摆动主发动机、摆动游动发动机、摆动发动机喷管和二次喷射等。

实现途径

摆动喷管

这一类实现方法包括所有形式的摆动喷管及摆动出口锥的装置。在这类装置中，整个喷流偏转主要有以下两种。

①柔性喷管。它实际上就是一个通过层压柔性接头，装在火箭发动机后封头上的喷管层压接头。它由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，并弯曲形成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，在侧向却很容易偏转。用它可以实现传统的发动机封头与优化喷管的对接。

②球窝喷管。其收敛段和扩散段被支撑在方向环上，该装置可以围绕喷管中心线上的某个中心点转动。延伸管或者后封头上装一套有球窝的筒形夹具，使收敛段和扩散段可在其中活动。球面间装有特制的密封圈，以防高温高压燃气泄漏。舵机通过方向环进行控制，以提供俯仰和偏航力矩。

流体二次喷射

在这类系统中，流体通过喷管扩散段注入发动机喷流。注入的流体在超声速的喷管气流中产生一个斜激波，引起压力分布不平衡，从而使气流偏斜。这一类实现方法主要有以下两种。

①液体二次喷射。高压液体喷入火箭发动机的扩散段，产生斜激波，从而引起喷流偏转。惰性液体系统喷流的最大偏转角为4°。液体喷射点周围形成的激波引起推力损失，但是二次喷射液体增加了喷流和质量，使得净力略有增加。与惰性液体相比，采用活性液体能够略微改善侧向比冲性能，但是在喷流偏转角大于4°时，两种系统的效率都急速下降。液体二次喷射推力矢量控制系统的主要优势在于其工作时所需的控制系统质量小、结构简单，因而在不需要很大喷流偏转角的场合，液体二次喷射具有很强的竞争力。

②热燃气二次喷射。在这种推力矢量控制系统中，燃气直接取自发动机燃烧室或者燃气发生器，然后注入扩散段，由装在发动机喷管上的阀门实现控制。

质流偏转

在火箭发动机的喷流中设置阻碍物的系统属于这一类，主要有以下四种。

①偏流环喷流偏转器。它基本上是发动机喷管的管状延长，可绕出口平面附近喷管轴线上的一点转动。偏流环偏转时扰动燃气，引起气流偏转。这个管状延伸件，或称偏流环，通常支撑在一个万向架上。伺服机构提供其在俯仰和偏航平面内的运动。

②轴向喷流偏转器。在欠膨胀喷管的周围安置4个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发动机尾喷流，并形成激波而使喷流偏转。叶片受线性作动筒控制，靠滚球导轨支持在外套筒上。该方法最大可以获得7°的偏转角。

③臂式扰流片。在火箭发动机喷管出口平面上设置的4个叶片，工作时可阻塞部分出口面积，其最大偏转可达20°。该系统可以应用于任何正常的发动机喷臂，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且损力基本上是线性的，喷流每偏转1°，大约损失1%的推力。这种系统体积小、质量轻，因而只需要较小的伺服机构，这对近距战术导弹是很有吸引力的。由于高温高速的尾喷流会对扰流片造成烧蚀，燃烧时间较长的导弹使用这种系统是不合适的。

④导流罩式致偏器。导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半球形拱帽，圆孔位于喷管的出口平面上且大小与喷管出口直径相等。拱帽可绕喷管轴线上的某一点转动，该点通常位于喉部上游。这种装置的功能和扰流片类似。当致偏器切入燃气流时，超声速气流形成主激波，从而引起喷流偏斜。与扰流片相比，这种装置能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流偏角喷口每遮盖1%，将会产生0．52。的喷流偏转和0．26%的轴向推力损失。

性能描述

推力矢量控制系统的性能大体上可分为4个方面：

①喷流偏转角度，也就是喷流可能偏转的角度；

②侧向力系数，也就是侧向力与未被扰动时的轴向推力之比；

③轴向推力损失，装置工作时所引起的推力损失；

④驱动力，为达到预期响应须加在这个装置上的总的力。

喷流偏转角和侧向力系数用以描述各种推力矢量控制系统产生侧向力的能力。对于靠形成冲击波进行工作的推力矢量控制系统来说，通常用侧向力系数和等效气流偏转角来描述产生侧向力的能力。

当确定驱动机构尺寸时，驱动力是一个必不可少的参数。此外，当进行系统研究时，用它可以方便地描述整个伺服系统和推力矢量控制装置可能达到的最大闭环带宽。

实际应用

推力矢量控制导弹主要在以下场合得到应用：

①进行近距格斗、离轴发射的空-空导弹，典型型号为俄罗斯的R-73。

②目标横越速度可能很高，初始弹道需要快速修正的地-空导弹，典型型号为俄罗斯的C-300。

③机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的HVM。

④气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控制的反坦克导弹，典型型号为美国的“龙”式导弹。

⑤无须精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯的导弹。垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。新一代舰空导弹和一些地一空导弹为改善射界、提高快速反应能力，都采用了该项技术。典型型号有美国的“标准3”。

⑥在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，如法国的潜射导弹“飞鱼”。

⑦发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散布问题比较突出的导弹，如中国的HJ-73。

以上列举的各种应用几乎包含了适用于固体火箭发动机的所有战术导弹。

优点

推力矢量控制的优点是轴向推力损失小、动态响应快和可提供较大的控制作用等。者只有一台发动机，可通过发动机推力的双向摆动完成俯仰和偏航控制，滚动则需要用其他方法控制。若有两台或四台发动机，则可通过两台发动机推力的分别双向摆动或四台发动机推力的单向摆动同时完成俯仰、偏航和滚动三个通道的控制。

推力矢量控制是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产生改变导弹方向所需力矩的控制技术。显然，这种方法不依靠气动力，即使在低速、高空状态下(空气稀薄)仍可产生很大的控制力矩，正因为推力矢量控制具有气动力控制不具备的优良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。

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