飛行器制導(dǎo)與控制 第四章 執(zhí)行機構(gòu)及其應(yīng)用

1、第四章 執(zhí)行機構(gòu)及其應(yīng)用4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類4.2 氣動力控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.4 直接力控制裝置4.5 火工品控制裝置4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類4.2 氣動力控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.4 直接力控制裝置4.5 火工品控制裝置第四章 執(zhí)行機構(gòu)及其應(yīng)用4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類飛行器在空間的運動有六個自由度，即沿質(zhì)心的三個平移運動和繞質(zhì)心的三個旋轉(zhuǎn)運動。前者包括飛行速度的增減、飛行器的上下升降和左右側(cè)移運動，后者是指飛行器的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)運動。要改變上述六種運動狀態(tài)，需要提供操縱力和力矩，這就是執(zhí)行機構(gòu)的作用。在一般情況下，作用在飛行器上的力，包括發(fā)動機推力、空氣

2、動力和重力。顯然，要控制飛行器的飛行彈道，必須控制這些力的合力大小和方向。但是，目前還沒有一種有效的重力控制方法，因此，只有改變推力和空氣動力。其合力可分解為切向力和法向力，切向力改變飛行速度的大小，而法向力能改變飛行速度的方向，稱它們?yōu)榭刂屏?。?zhí)行機構(gòu)是控制力或控制力矩的實現(xiàn)裝置。它由操縱機構(gòu)和伺服機構(gòu)組成。 4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類操縱機構(gòu)操縱機構(gòu)是用來產(chǎn)生飛行器操縱力和操縱力矩的裝置，它的種類很多，主要包括：空氣舵、燃氣舵、姿控噴管、變推力發(fā)動機、擺動發(fā)動機和擺動噴管等。雖然它的種類很多，但可根據(jù)產(chǎn)生操縱力和操縱力矩的方式不同，將其分為三大類：一是改變作用在飛行器上空氣動力的方法，稱為

3、氣動力控制裝置；一是改變推力大小和方向的方法，稱為推力矢量控制裝置；一是直接產(chǎn)生一個新的控制力作用在無人飛行器上，這種實現(xiàn)裝置稱為直接力控制裝置。 基本要求：為飛行器姿態(tài)控制提供足夠的升力梯度和控制力；結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量小、成本低；負載力矩小。 4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類伺服機構(gòu) 伺服機構(gòu)是將電氣指令轉(zhuǎn)換為操縱機構(gòu)線位移、角位移或開關(guān)控制的裝置。它的種類也很多，一般按工質(zhì)可分為電動伺服機構(gòu)、氣動伺服機構(gòu)、液壓伺服機構(gòu)。此外，電磁閥、繼電器等也屬于伺服機構(gòu)。 （1）電磁閥主要用于控制固定噴管的開啟或關(guān)閉。比例電磁閥還可用來控制變推力發(fā)動機，此時，它通過調(diào)節(jié)進入燃燒室的推進劑流量來改變發(fā)動機的推力。（

4、2）電動伺服機構(gòu)主要包括交流電動機或直流電動機。交流電動機輸出的功率較小，直流電動機可輸出較大的功率，且具有較大的功率體積比。 （3）氣動伺服機構(gòu)分為冷氣氣動伺服機構(gòu)、固體推進劑燃氣伺服機構(gòu)、液體推進劑燃氣伺服機構(gòu)。它通過控制進入作動筒活塞兩側(cè)氣體流量、實現(xiàn)活塞桿的位置或速度控制。 （4）液壓伺服機構(gòu)比相應(yīng)尺寸電動機具有更大的功率，并能產(chǎn)生大得多的輸出轉(zhuǎn)矩。 4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類伺服機構(gòu)操縱機構(gòu)載體結(jié)構(gòu)電氣設(shè)備控制器指令伺服機構(gòu)是根據(jù)操縱機構(gòu)需求而設(shè)計的，因此按照操縱機構(gòu)分類進行講解。4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類4.2 氣動力控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.4 直接力控制裝置4.5 火

5、工品控制裝置第四章 執(zhí)行機構(gòu)及其應(yīng)用4.2 氣動力控制裝置氣動力控制裝置是一種控制空氣動力的施力裝置，它接收穩(wěn)定控制回路發(fā)出的控制指令，操縱飛行器上的多個舵面偏轉(zhuǎn)與控制指令相對應(yīng)的舵偏角，從而產(chǎn)生控制力或控制力矩的裝置。由于該裝置基本機理是通過空氣和舵面的相互作用而產(chǎn)生所需控制力，因此，它又稱為空氣舵控制裝置。4.2 氣動力控制裝置4.2 .1 舵面配置 舵1舵4 舵2舵312344.2 氣動力控制裝置從飛行器尾部看，“”字形舵面配置的兩對舵裝在機體互相垂直的兩個對稱軸上。2、4舵由舵機操縱同向偏轉(zhuǎn)，稱為俯仰（升降）舵，俯仰舵向下偏轉(zhuǎn)時，飛行器將低頭。1、3舵由舵機操作同向偏轉(zhuǎn)，改變飛行器航向

6、，稱為偏航舵；若1、3舵反向偏轉(zhuǎn)時，使飛行器繞縱軸滾動，稱為副翼舵，上左下右偏轉(zhuǎn)時，飛行器將繞縱軸順時針滾動。4.2 .1 舵面配置 之 “十”字舵4.2 氣動力控制裝置“X”字舵是由“”字舵轉(zhuǎn)45得到的。要實現(xiàn)偏航或俯仰運動，兩對舵都得偏轉(zhuǎn)。設(shè)1、3和2、4舵偏轉(zhuǎn)后，得到舵升力分別為 和 ，則俯仰、偏航方向的舵升力 和 分別為4.2 .1 舵面配置 之 “X”字舵4.2 氣動力控制裝置無人機或飛航式導(dǎo)彈也叫面對稱飛行器。從飛行器尾部看，翼面為“一”字形，舵面配置方案有飛機形和星形等配置情況。為了得到不同方向的橫向控制力，應(yīng)使飛行器產(chǎn)生相應(yīng)的傾斜角和攻角，以改變升力Y的大小和方向。4.2 .1

7、 舵面配置 之 “一”字舵4.2 氣動力控制裝置舵面在機體上的位置可按其相對機體重心的位置分為尾控制面、前控制面、旋轉(zhuǎn)彈翼三種。總體設(shè)計階段就會確定舵偏配置方案，明確俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)操縱的舵偏轉(zhuǎn)方案及偏轉(zhuǎn)角度關(guān)系，由氣動給出等效舵偏角的操縱數(shù)據(jù)庫。4.2 .1 舵面配置（續(xù) ）4.2 氣動力控制裝置4.2 .2 操縱機構(gòu)操縱機構(gòu)是一套將舵機旋轉(zhuǎn)量或位移量變成舵面旋轉(zhuǎn)運動的機械裝置。它要完成從舵機舵軸到單個或多個舵面的連接轉(zhuǎn)換，主要包括兩種方式：一種方式是舵機舵軸通過減速齒輪機構(gòu)后，與舵面舵軸直接連接。這種方式下，舵機舵軸、操縱機構(gòu)和舵面均為旋轉(zhuǎn)運動，稱為旋轉(zhuǎn)連接；另一種方式是舵機舵軸的旋轉(zhuǎn)運動

8、通過操縱機構(gòu)轉(zhuǎn)換為直線運動，操縱機構(gòu)與舵面水平面上某點固定連接，操縱機構(gòu)拉動舵面偏轉(zhuǎn)。這種方式下，操縱機構(gòu)為直線運動，稱為直線連接。4.2 氣動力控制裝置舵面是通過舵機來操縱的，舵面偏轉(zhuǎn)，流過舵面的氣流將產(chǎn)生相應(yīng)的空氣動力，并對舵軸形成氣動力矩，稱為鉸鏈力矩。為削弱鉸鏈力矩對舵機的影響，引入反饋通道與舵機共同構(gòu)成一個完整的閉環(huán)回路，形成所謂的“舵系統(tǒng)”或“舵回路”代替單個舵機來操縱舵面的偏轉(zhuǎn)。4.2 .3 舵系統(tǒng)之 組成及要求4.2 氣動力控制裝置舵系統(tǒng)的負載力矩由鉸鏈力矩、摩擦力矩和慣性力矩迭加而成，最大負載力矩一般取負載力矩計算值的1.5倍以上即可。其中，鉸鏈力矩是舵系統(tǒng)做的有用功，是負載

9、力矩的主要部分，慣性力矩和摩擦力矩是舵系統(tǒng)運動中舵面所產(chǎn)生的無用功。在結(jié)構(gòu)設(shè)計上應(yīng)確保較小的慣量和較小的摩擦，以減少無用功，提高舵系統(tǒng)效率。當(dāng)結(jié)構(gòu)設(shè)計合理時，慣性力矩和摩擦力矩往往可以忽略，此時，負載力矩即等于鉸鏈力矩。 4.2 .3 舵系統(tǒng)之 性能指標（1）負載力矩 鉸鏈力矩：4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 性能指標（續(xù)）控制舵系統(tǒng)進行1幅值的正弦偏轉(zhuǎn)運動時，幅值-3dB處的頻率值稱為舵系統(tǒng)的頻帶。舵系統(tǒng)頻帶是由無人飛行器自然頻率確定的，對于靜穩(wěn)定無人飛行器一般可取該值的510倍。對于靜不穩(wěn)定無人飛行器，由于系統(tǒng)要依靠飛行控制系統(tǒng)保證無人飛行器的穩(wěn)定性，因此，對舵系統(tǒng)動態(tài)指標要

10、求更高。舵系統(tǒng)頻帶指標確定后，一般可以給出最大舵偏角速度。 （2）頻帶 （3）功率 總體設(shè)計階段，舵系統(tǒng)應(yīng)重點關(guān)注負載力矩和最大角速度指標。而這兩個指標是互相關(guān)聯(lián)的，其乘積量就是舵系統(tǒng)的功率。三者之間關(guān)系為： 4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 性能指標（續(xù)）（4）零位精度 （5）零漂 （7）余度 （8）慣量 （9）體積重量 （10）供電需求 電壓、最大空載電流、額定電流、峰值電流等。 （6）非線性誤差 4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 舵機（1）電動舵機 空載時傳遞函數(shù)可簡化為 4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 舵機（2）液壓舵機 空載時，舵面偏轉(zhuǎn)的角速度與

11、液體的秒流量成正比，則4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 舵機（3）冷氣式舵機 冷氣式舵機的傳遞函數(shù)為 4.2 氣動力控制裝置4.2 .3 舵系統(tǒng)之 舵機（4）燃氣式舵機 燃氣舵機是一種極具發(fā)展前景的舵機，它不僅應(yīng)用于短時間飛行的導(dǎo)彈，而且已開始用于某些遠程導(dǎo)彈。4.2 氣動力控制裝置4.2 .4 傳遞函數(shù)及其特性分析 為簡便起見，下面以目前廣泛應(yīng)用的比例控制方式電動舵機為例，進行氣動力控制裝置傳遞函數(shù)及其特性方面的討論。 舵 面操縱機構(gòu)舵回路閉環(huán)傳遞函數(shù) 4.2 氣動力控制裝置之 穩(wěn)態(tài)精度分析由于4.2 .4 傳遞函數(shù)及其特性分析 在穩(wěn)態(tài)下，有： 可見，為了減小對速度信號的穩(wěn)態(tài)誤差

12、，必須增大舵回路增益K。顯然，為了保證舵系統(tǒng)的既定精度，必須滿足上式條件。然而，系統(tǒng)的穩(wěn)定性條件通常與此相矛盾。因此，工程中往往在穩(wěn)態(tài)精度與穩(wěn)定性要求之間折衷確定其品質(zhì)因數(shù)K值。4.2 氣動力控制裝置之 穩(wěn)定性與快速性分析舵回路穩(wěn)定性條件 4.2 .4 傳遞函數(shù)及其特性分析 通過在舵系統(tǒng)輸入端施加單位階躍信號進行仿真，可得到階躍響應(yīng)曲線，從而求取最佳阻尼比，在最佳阻尼比處，調(diào)節(jié)時間短，快速性好，且超調(diào)量不大，平穩(wěn)性也較理想。進一步可進行舵回路得開環(huán)頻率特性分析，求取系統(tǒng)幅值裕度和相位裕度。 第三章 敏感裝置及其應(yīng)用4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類4.2 氣動力控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.4

13、直接力控制裝置4.5 火工品控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.3 .1 基本原理 推力矢量控制是一種通過控制主推力相對彈軸的偏移產(chǎn)生改變無人飛行器方向所需力矩的控制技術(shù)。通過這種技術(shù)的應(yīng)用，不僅使發(fā)動機能夠為飛行器提供向前飛行的推力，而且還能夠控制推力的方向，產(chǎn)生附加力矩，用于補充或取代氣動舵面對飛行器進行控制。這種方法不依靠氣動力，即使在低速、高空狀態(tài)下仍可產(chǎn)生很大的控制力矩。4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （1）擺主發(fā)動機 主發(fā)動機的推力方向在彈體主軸方向上，如果把它直接安裝在可轉(zhuǎn)動的支架上，由伺服機構(gòu)帶動，按照需要的控制作用轉(zhuǎn)動發(fā)動機，使發(fā)動機的推力在彈體

14、主軸的垂直方向產(chǎn)生分力，控制導(dǎo)彈繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動。如果主發(fā)動機只有一臺，則可通過雙向擺完成俯仰和偏航控制，滾動則需要用其他方法；若主發(fā)動機是兩臺或四臺，則可通過擺各臺主發(fā)動機，使它們按不同的方向運動，完成三通道的控制。擺主發(fā)動機優(yōu)點是無推力損失，并可提供較大的控制作用。但由于伺服機構(gòu)要推動慣量很大的整個發(fā)動機，所以需要大功率的伺服機構(gòu)。 之 擺動發(fā)動機4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （2）擺游動發(fā)動機 主發(fā)動機固定不動時，可通過擺動游機（或稱輔助發(fā)動機）來產(chǎn)生控制力和控制力矩；或者用一臺主發(fā)動機雙向擺動控制俯仰、偏航，而用游動發(fā)動機控制滾動；或者在主發(fā)動機停機后用游動發(fā)

15、動機進行姿態(tài)控制和調(diào)姿。一般用四臺游機對三個通道進行綜合控制。之 擺動發(fā)動機4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （1）柔性噴管 它利用一個撓性的橡皮架將撓性噴管固連于發(fā)動機，此撓性支架軸向剛度很大，在俯仰與偏航平面內(nèi)有相當(dāng)好的可撓性（柔度）。噴管擺動1，推力就偏轉(zhuǎn) 1，是一種使推力偏轉(zhuǎn)45的很好的方法。其原理圖如圖所示。然而，噴管擺動往往需要很大力矩，特別是擺動角度大時，需要的力矩更大，難以滿足，這顯然使柔性噴管的使用受到了限制。 之 擺動噴管4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （2）球窩噴管 球窩噴管的收斂段和擴散段被支撐在萬向支架上，該裝

16、置可以圍繞噴管中心線上的某個中心點轉(zhuǎn)動。延伸管或者后封頭上裝一套有球窩的筒形夾具，使收斂段和擴散段可在其中活動。球面間裝有特制的密封圈，以防高溫高壓然氣泄漏。舵機通過方向環(huán)進行控制，以提供俯仰和偏航力矩。 之 擺動噴管4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （1）液體二次噴射 將高壓液體噴入火箭發(fā)動機的擴散段，產(chǎn)生斜激波，從而引起噴流偏轉(zhuǎn)。惰性液體系統(tǒng)的噴流最大偏轉(zhuǎn)角為4。液體噴射點周圍形成的激波引起推力損失，但是二次噴射液體增加了噴流和質(zhì)量，使得凈力略有增加。與惰性液體相比，采用活性液體能夠略為改善側(cè)向比沖性能，但是在噴流偏轉(zhuǎn)角大于4時，兩種系統(tǒng)的效率都急速下降。液體二

17、次噴射推力矢量控制系統(tǒng)的主要吸引力在于其工作時所需的控制系統(tǒng)質(zhì)量小，結(jié)構(gòu)簡單。因而在不需要很大噴流偏轉(zhuǎn)角的場合，液體二次噴射具有很強的競爭力。之 二次噴射 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （2）熱燃氣二次噴射 在這種推力矢量控制系統(tǒng)中，燃氣直接取自發(fā)動機燃燒室或者燃氣發(fā)生器，然后注入擴散段，由裝在發(fā)動機噴管上的閥門實現(xiàn)控制。 之 二次噴射 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （1）偏流環(huán)噴流偏轉(zhuǎn)器 它基本上是發(fā)動機噴管的管狀延長，可繞出口平面附近噴管軸線上的一點轉(zhuǎn)動。偏流環(huán)偏轉(zhuǎn)時擾動燃氣，引起氣流偏轉(zhuǎn)。這個管狀延伸件，或稱偏流環(huán)，通常支撐

18、在一個萬向架上。伺服機構(gòu)提供俯仰和偏航平面內(nèi)的運動。 之 噴流偏轉(zhuǎn) 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （2）偏流環(huán)噴流偏轉(zhuǎn)器 在欠膨脹噴管的周圍安置4個偏流葉片，葉片可沿軸向運動以插入或退出發(fā)動機尾噴流，形成激波而使噴流偏轉(zhuǎn)。葉片受線性作動筒控制，靠滾球?qū)к壷С衷谕馓淄采?。該方法最大可以獲得7的偏轉(zhuǎn)角。 之 噴流偏轉(zhuǎn) 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （3）臂式繞流片 在發(fā)動機噴管出口平面上設(shè)置4個葉片，工作時可阻塞部分出口面積，最大偏轉(zhuǎn)可達20。該裝置可以應(yīng)用于任何正常的發(fā)動機噴管，只有在槳葉插入時才產(chǎn)生推力損失，而且基本上是線性的，噴

19、流每偏轉(zhuǎn)1，大約損失1%的推力。這種系統(tǒng)體積小，質(zhì)量輕，因而只需要較小的伺服機構(gòu)，這對近距戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈是很有吸引力的。對于燃燒時間較長的導(dǎo)彈，由于高溫高速的尾噴流會對擾流片造成燒蝕，使用這種裝置不太合適。 之 噴流偏轉(zhuǎn) 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 （4）導(dǎo)流罩式致偏器 導(dǎo)流罩式致偏器基本上就是一個帶圓孔的半球形拱帽，圓孔大小與噴管出口直徑相等且位于噴管的出口平面上。拱帽可繞噴管軸線上的某一點轉(zhuǎn)動，該點通常位于喉部上游。這種裝置的功能和擾流片類似。當(dāng)致偏器切入燃氣流時，超聲速氣流形成主激波，從而引起噴流偏斜。與擾流片相比，能顯著減少推力損失。對于導(dǎo)流罩式致偏器，噴流

20、偏角和軸向推力損失大體與噴口遮蓋面積成正比。一般來說，噴口每遮蓋1%，將會產(chǎn)生0.52的噴流偏轉(zhuǎn)和0.26%的軸向推力損失。 之 噴流偏轉(zhuǎn) 4.3 推力矢量控制裝置4.3 .3 推力矢量控制的實現(xiàn)方法 推力矢量控制裝置的性能大體上可分為4個方面：（1）噴流偏轉(zhuǎn)角度。也就是噴流可能偏轉(zhuǎn)的角度。（2）側(cè)向力系數(shù)。也就是側(cè)向力與未被擾動時的軸向推力之比。（3）軸向推力損失。裝置工作時所引起的推力損失。（4）驅(qū)動力。為達到預(yù)期響應(yīng)須加在這個裝置上的合力。噴流偏轉(zhuǎn)角和側(cè)向力系數(shù)用以描述各種推力矢量控制裝置產(chǎn)生側(cè)向力的能力。對于靠形成沖擊波進行工作的推力矢量控制裝置來說，通常用側(cè)向力系數(shù)和等效氣流偏轉(zhuǎn)角來

21、描述產(chǎn)生側(cè)向力的能力。當(dāng)確定驅(qū)動機構(gòu)尺寸時，驅(qū)動力是一個必不可少的參數(shù)。另外，當(dāng)進行系統(tǒng)研究時，用它可以方便地描述整個伺服系統(tǒng)和推力矢量控制裝置可能達到的最大閉環(huán)帶寬。 之 推力矢量控制裝置的性能 第四章 執(zhí)行機構(gòu)及其應(yīng)用4.1 執(zhí)行機構(gòu)組成與分類4.2 氣動力控制裝置4.3 推力矢量控制裝置4.4 直接力控制裝置4.5 火工品控制裝置4.4 直接力控制裝置4.4.1 直接力控制裝置的典型應(yīng)用采用正常式外形，使用側(cè)噴直接力和氣動舵面復(fù)合控制方式。彈翼后有氣動控制舵面，中低空依靠它進行俯仰、偏航和滾動控制；導(dǎo)引頭后設(shè)置有姿態(tài)控制組合發(fā)動機。采用這種側(cè)噴直接力控制要比尾舵控制導(dǎo)彈的反應(yīng)時間短得多，

22、一般來說側(cè)噴反應(yīng)時間6l0ms，而尾舵反應(yīng)時間約100500ms，顯著提高導(dǎo)彈的命中精度，PAC-3導(dǎo)彈的脫靶量達到3m的高精度?！皭蹏摺狈揽諏?dǎo)彈系統(tǒng)（PAC-3） 180個固體脈沖發(fā)動機均勻地分布在彈體的四周，推力方向穿過彈體縱軸，由制導(dǎo)控制指令計算機控制脈沖發(fā)動機的點火4.4 直接力控制裝置4.4.1 直接力控制裝置的典型應(yīng)用Asterl5型導(dǎo)彈由助推器和主彈體兩級彈體組成。助推器具有附加彈翼，助推器尾部采用發(fā)動機推力矢量控制以保證導(dǎo)彈垂直發(fā)射后的轉(zhuǎn)彎控制，在助推段結(jié)束后拋棄。主彈體上裝有四個長方形的彈翼，其尾部裝有四個可操縱的舵面，進行導(dǎo)彈的氣動飛行控制（PAF）。導(dǎo)彈重心附近還裝有一

23、個燃氣閥，利用四個橫向噴嘴直接產(chǎn)生橫向加速度，使導(dǎo)彈在接近目標時產(chǎn)生一個較大的過載，提高了導(dǎo)彈抗機動目標的能力，這種控制方式為直接力控制（PIF）。歐洲反導(dǎo)武器系統(tǒng)SAAM 4.4 直接力控制裝置4.4.1 直接力控制裝置的典型應(yīng)用俄羅斯C-300防空導(dǎo)彈系統(tǒng)同“愛國者”一樣，是世界上性能最優(yōu)良的防空導(dǎo)彈武器系統(tǒng)，現(xiàn)已發(fā)展成系列化，有多種改型。它的飛行速度達到68Ma，有反飛機反導(dǎo)型，也有完全反導(dǎo)型。俄羅斯C-300防空導(dǎo)彈系統(tǒng) 9M96E和9M96E2是由“火炬”設(shè)計局為C-300防空導(dǎo)彈系統(tǒng)最新研制的導(dǎo)彈。導(dǎo)彈的氣動布局為鴨式，前面有鴨舵，前翼舵中還帶有垂直轉(zhuǎn)彎用的燃氣噴嘴;后有旋轉(zhuǎn)尾翼，

24、這是為了減少鴨式布局產(chǎn)生的斜吹力矩。導(dǎo)彈主要特點是裝有“側(cè)向推力發(fā)動機系統(tǒng)”，微型發(fā)動機系統(tǒng)組成一個環(huán)，共有24個噴嘴，裝在戰(zhàn)斗部后面，即位于導(dǎo)彈質(zhì)心附近，作為末段軌控發(fā)動機機組。末段時，點燃46個發(fā)動機，產(chǎn)生側(cè)向力，確保更大機動能力。發(fā)動機工作時間0.5s、25ms，系統(tǒng)響應(yīng)時間50ms，在低空時可保證附加產(chǎn)生短時過載2022，保證脫靶量減至很小，接近直接碰撞的水平。 4.4 直接力控制裝置4.4.2 直接力機構(gòu)的操縱方式 噴流裝置一般按照一定規(guī)則配置在導(dǎo)彈的橫向截面上，當(dāng)噴流裝置工作時產(chǎn)生直接力，直接改變導(dǎo)彈軌跡或姿態(tài)。由于噴流裝置大多配置在橫向布置，有時稱其為“橫向噴流裝置”。噴流裝置可

25、以有兩種不同的使用方式：力操縱方式和力矩操縱方式。因為它們的操縱方式不同，它在導(dǎo)彈上的安裝位置不同，提高導(dǎo)彈控制力的動態(tài)響應(yīng)速度的原理也是不同的。 4.4 直接力控制裝置4.4.2 直接力機構(gòu)的操縱方式 力操縱方式即為直接力操縱方式。要求噴流裝置不產(chǎn)生力矩或產(chǎn)生的力矩足夠小。為了產(chǎn)生要求的直接力控制量，通常要求將其放在質(zhì)心位置或質(zhì)心附近位置，一般情況下噴流裝置需要較大推力。由于力操縱方式直接提供橫向機動能力，因此這種方式又稱為軌控直接力方式。它可以是多個徑向分布的小型固體火箭發(fā)動機，也可以是小型的液體火箭發(fā)動機，還可以是冷氣噴射裝置。如果是末段的側(cè)向力軌控發(fā)動機，一般在與目標遭遇前1秒左右點燃

26、側(cè)噴發(fā)動機，這樣可以保證減小脫靶量至最小，接近直接碰撞的水平。特點：導(dǎo)彈作橫向快速平動，會產(chǎn)生一定阻力和較大慣性力，直接側(cè)向力必須很大才能滿足控制要求。由于阻力、慣性力和直接側(cè)向力三個力共同作用在彈體上，為避免彈體受損，導(dǎo)彈結(jié)構(gòu)必須加強。以上不利因素勢必造成導(dǎo)彈總質(zhì)量的增加。 力操縱方式 4.4 直接力控制裝置4.4.2 直接力機構(gòu)的操縱方式 力矩操縱方式不以產(chǎn)生控制力為目的，要求噴流裝置產(chǎn)生控制力矩為主要目的，通過控制力矩來改變導(dǎo)彈姿態(tài)，從而改變作用在彈體上的氣動力。這種操縱方式不要求噴流裝置具有較大推力，通常希望將其放在遠離質(zhì)心的位置。特性有二： （1）因為它有效地提高了導(dǎo)彈力矩控制回路的

27、動態(tài)響應(yīng)速度，最終提高了導(dǎo)彈控制力的動態(tài)響應(yīng)速度； （2）能夠有效地提高導(dǎo)彈在低動壓條件下的機動性。 力矩操縱方式又稱為姿控直接力方式。它一般是在導(dǎo)彈四周質(zhì)心前徑向安裝的幾十個小型姿控發(fā)動機，或噴流裝置，通過控制發(fā)動機點火或噴流時刻，產(chǎn)生脈沖推力，使導(dǎo)彈產(chǎn)生相應(yīng)的運動，從而進行姿態(tài)的調(diào)整與彈道的修正。力矩操縱方式 4.4 直接力控制裝置4.4.2 直接力機構(gòu)的操縱方式 這種直接力控制方式下，可以在改變姿態(tài)的同時，也產(chǎn)生較為明顯的側(cè)向機動加速度。響應(yīng)快速，并且與飛行環(huán)境無關(guān)是這種方式最為突出的兩個優(yōu)點。 力操縱和力矩操縱的混合方式 4.4 直接力控制裝置4.4.2 噴流裝置的縱向配置 將一套噴流

28、裝置安裝在導(dǎo)彈質(zhì)心或接近質(zhì)心的位置。它實現(xiàn)了導(dǎo)彈的力操縱方式。 質(zhì)心配置方式 將一套噴流裝置安裝在偏離導(dǎo)彈質(zhì)心的位置，可根據(jù)結(jié)構(gòu)配重等多方面需求，安裝在彈體質(zhì)心前、后位置均可。它實現(xiàn)了導(dǎo)彈的力矩操縱方式。 偏離質(zhì)心配置方式 4.4 直接力控制裝置4.4.2 噴流裝置的縱向配置 前后配置方式 將兩套噴流裝置分別安裝在導(dǎo)彈的頭部和尾部。前后配置方式在工程使用上具有最大的靈活性。當(dāng)前、后噴流裝置同向工作時，可以進行直接力操縱；當(dāng)前后噴流裝置反向工作時，可以進行力矩操縱。該方案的主要缺陷是噴流裝置復(fù)雜，結(jié)構(gòu)重量大一些。 4.4 直接力控制裝置4.4.3 噴流裝置的橫向配置 力操縱方式下的橫向配置 為了

29、控制導(dǎo)彈質(zhì)心運動，在導(dǎo)彈沿質(zhì)心四周相互垂直的兩個方向，各安裝一組能夠產(chǎn)生法向推力的噴流裝置，每組含兩個噴氣方向相反的噴流裝置。噴流裝置根據(jù)指令以脈沖方式工作，橫向和縱向作用相互獨立。 4.4 直接力控制裝置4.4.3 噴流裝置的橫向配置 力矩操縱方式下的橫向配置 在力矩操縱方式下，噴流裝置一般安裝在導(dǎo)彈尾部，可布置4個、8個或16個噴流裝置，通過對多個噴流裝置的組合工作實現(xiàn)對三個通道的控制。如圖采用4個噴流裝置的洛克維爾式布局，利用（12）或（34）控制俯仰通道；（14）或（23）控偏航通道；（24）或（13）控制滾動通道。姿態(tài)控制力矩的大小取決于噴流裝置產(chǎn)生推力的大小以及其安裝位置至導(dǎo)彈質(zhì)心

30、的距離。如果三個通道同時具有擾動角速度存在，則由控制系統(tǒng)的邏輯規(guī)則決定優(yōu)先控制次序。 4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 單個噴流裝置的直接力模型 噴流裝置可以使用高壓氣瓶儲存的冷氣、燃氣發(fā)生器產(chǎn)生的熱氣流、小型液體發(fā)動機產(chǎn)生的熱氣流或小型固體發(fā)動機噴出的熱氣流等。對于前三種情況，控制力的大小可調(diào)節(jié)，特別是當(dāng)今在工程上已趨于成熟的液體姿控發(fā)動機，采用數(shù)控技術(shù)，不僅力的大小精確可調(diào)，而且啟動和關(guān)閉延時均可降至毫秒級，可以顯著提高控制精度。固體小發(fā)動機姿控方案推力大小是不能控制的，并且用一經(jīng)啟動便再也不能控制和使用。但是由于第一種方案組成結(jié)構(gòu)復(fù)雜，消極質(zhì)量（如降壓閥、起動閥、過濾閥等

31、）所占比重很大。而大氣層內(nèi)的戰(zhàn)術(shù)防空導(dǎo)彈尺寸小，工作時間短，在引入直接力控制的同時必須保證不能對彈體外形、重量有太大影響。因此，只能選擇體積小、質(zhì)量輕的小型固體火箭發(fā)動機。噴流裝置的工作方式一般有三種，即在一個采樣周期內(nèi)連續(xù)脈沖工作方式、間隔脈沖工作方式和單脈沖工作方式。 4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 單個噴流裝置的直接力模型 之 連續(xù)脈沖工作方式 噴流裝置在某個采樣周期內(nèi)，n個梯形脈沖連續(xù)工作。根據(jù)沖量等效原則，可解得在該方式工作下的最大等效控制力：4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 單個噴流裝置的直接力模型 之 間隔脈沖工作方式 在一個時間長度為T的采樣周

32、期內(nèi)，通過控制噴流裝置的梯形脈沖工作次數(shù)，可以獲得與控制量F相同（或接近）的控制效果。可解得在該方式工作下的最大等效控制力：4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 單個噴流裝置的直接力模型 之 單脈沖工作方式 在單脈沖工作方式下，發(fā)動機推力上升斜率仍然為 ，下降斜率仍然為 。根據(jù)沖量等效原則，可解得該方式工作下的最小等效控制力： 4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 直接力組合模型若直接力由若干個在彈身橫截面周向均布的噴流裝置組合提供。這樣的噴流裝置可提供不同大小和方向的直接側(cè)向力。本節(jié)以周邊均布八個噴流裝置的情況為例進行直接力組合模型的討論，如圖所示。討論中假設(shè)每個噴流

33、裝置產(chǎn)生同等推力，其大小為F。下面分彈體不滾轉(zhuǎn)和滾轉(zhuǎn)兩種情況進行討論。 4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 直接力組合模型 單個噴流裝置模型多個噴流裝置組合模型4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 直接力組合模型 之 彈體不滾轉(zhuǎn) 在各個噴流裝置所在的八個方向上，可以有如下四檔不同大小的力：一個噴流裝置工作，可產(chǎn)生大小為F的力；僅左右相鄰兩個噴流裝置同時工作，可產(chǎn)生F的力；三個噴流裝置同時工作，可產(chǎn)生(+1)F的力；左右噴流裝置工作，中間噴流裝置對應(yīng)的反向噴流裝置工作，可產(chǎn)生(-1)F 的力。在兩個噴流裝置中間的八個方向上，亦有四檔不同大小的力：僅遠鄰兩個噴流裝置同時工

34、作，可產(chǎn)生0.77F的力；僅近鄰兩個噴流裝置同時工作，可產(chǎn)生1.85F的力；遠、近鄰四個噴流裝置同時工作，可產(chǎn)生2.62F的力，正向近鄰兩個和反向遠鄰兩個同時工作，可產(chǎn)生1.09F的力。這種由八個噴流裝置構(gòu)成16個方向、每個方向4種大小的直接側(cè)向力，按控制指令的大小和方向來選取，用以消除不同大小的脫靶量。4.4 直接力控制裝置4.4.3 直接力數(shù)學(xué)模型 直接力組合模型 之 彈體滾轉(zhuǎn) 其工作原理是：將噴流裝置在彈體橫截面內(nèi)（橫截面可以是一個或多個）的周向均布，在噴流將要工作前，彈體在控制系統(tǒng)控制下繞自身縱軸旋轉(zhuǎn)，當(dāng)每個噴流裝置的軸線次第對準目標時啟動工作，直到噴流裝置部分或全部工作完。直接側(cè)向力的大小就是噴流裝置的推力大小，直接側(cè)向力工作時間（對應(yīng)于噴流裝置工作的個數(shù)）隨控制指令的大小而變。直接側(cè)向力噴流裝置的工作方式和彈目遭遇時間有關(guān)。當(dāng)距目標遭遇時間較長，大于單個噴流裝置連續(xù)工作的最大時間時，噴流裝置采用單個連續(xù)脈沖工作模式；若距目標遭遇時間不長，小于單個連續(xù)脈沖工作時間，但又大于兩個同時連續(xù)脈沖工作時間時，為了獲得盡可能大的糾偏量，噴流裝置