推力向量控制

推力向量控制改變火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力用以獲得控制力矩的控制方式01簡介主發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺擺動(dòng)噴管論證原理游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)排氣噴管擺動(dòng)目錄030502040607燃?xì)舛嫜a(bǔ)充二次噴射系統(tǒng)如何控制目錄0908010基本信息改變火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力，用以獲得控制力矩的控制方式。這種控制的作用是使飛行器作俯仰、偏航或滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，以便能按預(yù)定軌道飛行。推力矢量控制技術(shù)是提高空空導(dǎo)彈性能的核心技術(shù)。簡介簡介改變火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力，用以獲得控制力矩的控制方式。這種控制的作用是使飛行器作俯仰、偏航或滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，以便能按預(yù)定軌道飛行。推力向量控制通常由飛行器控制系統(tǒng)發(fā)出控制指令，以伺服活門和作動(dòng)器為執(zhí)行元件，作動(dòng)器采用液壓、氣動(dòng)等方式工作。

控制方式的選擇取決于發(fā)動(dòng)機(jī)的類型、特點(diǎn)及其應(yīng)用等因素，如發(fā)動(dòng)機(jī)的持續(xù)工作時(shí)間、推力向量控制引起的發(fā)動(dòng)機(jī)性能損失、推進(jìn)系統(tǒng)包含的發(fā)動(dòng)機(jī)臺數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)重量以及控制機(jī)構(gòu)的尺寸、重量和所需功率等。

論證原理論證原理大西洋研究公司(ARC)與法國歐洲推進(jìn)公司(SEP)共同進(jìn)行先進(jìn)向量控制方案的設(shè)計(jì)和論證試驗(yàn)。方案之一是超聲速分離線噴管,該推力向量控制試驗(yàn)系由曾在標(biāo)準(zhǔn)(軸向)試車臺進(jìn)行過試驗(yàn)的基本型彈道發(fā)動(dòng)機(jī)在ARC的多分力試車臺上完成的。超聲速分離線噴管是在60年代研制的一種很有希望的方案,由于受當(dāng)時(shí)材料的限制而放棄了;隨著噴管材料的新發(fā)展,證明該方案有進(jìn)一步開發(fā)的必要,因?yàn)樗商峁┹^大的偏轉(zhuǎn)角。SEP制造的一種先進(jìn)的輕型耐高溫復(fù)合材料NOVEL-TEX,已被選用為ARC試驗(yàn)的噴管喉襯和出口維。

超聲速分離線噴管是此論證所選擇的一個(gè)方案,該噴管用可動(dòng)出口錐和固定噴管喉襯的方法得到推力向量。該噴管的一個(gè)有吸引力的特點(diǎn),是通過出口錐內(nèi)的超聲速流偏轉(zhuǎn)得到側(cè)向力的,所以有可能擴(kuò)大向量角。超聲速分離線噴管有許多超過其他推力向量控制系統(tǒng)的優(yōu)點(diǎn)。它具有在高速擺動(dòng)時(shí)獲得大向量角的能力,在非作動(dòng)工作狀態(tài)一F與固定噴管的連接不會(huì)引起推力損失,噴管排氣載荷很小,因此,噴管本身無需大力加強(qiáng),允許使用先進(jìn)的、低成本的輕質(zhì)c一c材料,如SEP生產(chǎn)的NOVELTEX材料。使用C一C噴管部件的優(yōu)點(diǎn)之一是設(shè)計(jì)簡單。因?yàn)閏一c材料是自密封、自潤滑的,毋需復(fù)雜的密封面。C一C材料在高溫下工作不用屏蔽或絕熱;事實(shí)上,C一C材料的強(qiáng)度是隨溫度而增加的。

主發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺主發(fā)動(dòng)機(jī)搖擺采用這種控制方式的發(fā)動(dòng)機(jī)稱為常平座發(fā)動(dòng)機(jī)或擺動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，適用于液體火箭。在主發(fā)動(dòng)機(jī)上裝有類似于萬向接頭的常平座和由作動(dòng)器與伺服活門組成的伺服機(jī)構(gòu)。作動(dòng)器在控制系統(tǒng)的指令下使發(fā)動(dòng)機(jī)繞常平座的軸心搖擺，造成推力向量偏轉(zhuǎn)以獲得控制力矩。發(fā)動(dòng)機(jī)可以只沿一個(gè)方向（單向）擺動(dòng)，也可沿互相垂直的兩個(gè)方向（雙向）擺動(dòng)

隨發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)的推進(jìn)劑供應(yīng)管道采用柔性導(dǎo)管。這種方式引起的發(fā)動(dòng)機(jī)性能損失很小，應(yīng)用比較廣泛。助推器在火箭的上升飛行階段用于提供大部分推力，并產(chǎn)生火箭操縱所需的控制力。

游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)特點(diǎn)簡介游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)簡介在固定安裝的主發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)，裝有成對的推力較小而擺角較大的發(fā)動(dòng)機(jī)，借以實(shí)現(xiàn)推力向量控制。它的擺動(dòng)是通過伺服機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)固定于燃燒室上的轉(zhuǎn)軸來實(shí)現(xiàn)的。游動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)還能在主發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)機(jī)后繼續(xù)運(yùn)轉(zhuǎn)，使飛行器達(dá)到規(guī)定的速度。特點(diǎn)它推力較小，能減小推力后效沖量及其偏差，對飛行器的控制更加精確。

擺動(dòng)噴管型式①固定部分與活動(dòng)部分之間用柔性件連接的稱為柔性噴管。柔性件是用高比強(qiáng)度金屬或復(fù)合材料制成的同心球環(huán)與橡膠類彈性材料交替層疊粘結(jié)而成，對燃?xì)馄鹈芊庾饔谩＿@種結(jié)構(gòu)可靠性高，性能損失小，在大型固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上得到廣泛應(yīng)用。②固定部分與活動(dòng)部分用液體軸承連接的稱為液浮噴管。液體軸承是帶有可滾動(dòng)包邊的織物增強(qiáng)密閉膠囊。囊內(nèi)充填一定粘度的油液。液體軸承可承受各種載荷并對燃?xì)馄鹈芊庾饔?，但在無工作壓力時(shí)剛度低，液體滲漏檢測也比較困難。排氣噴管擺動(dòng)排氣噴管擺動(dòng)在液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪排氣管出口裝一個(gè)可擺動(dòng)噴管。這種方式的控制力矩較小，用于滾動(dòng)控制，可與主發(fā)動(dòng)機(jī)擺動(dòng)方案結(jié)合使用。燃?xì)舛嫒細(xì)舛鎸⒛蜔岵牧现瞥傻亩娉蓪Φ匕惭b在固定的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的排氣射流中?？刂葡到y(tǒng)的指令使舵偏轉(zhuǎn)，燃?xì)饬麟S之轉(zhuǎn)折在舵上產(chǎn)生升力而獲得控制力矩。燃?xì)舛鎸ε艢馍淞鞯淖枇?huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力和比沖降低。燃?xì)舛娌牧鲜苋細(xì)饬鳑_刷燒蝕，還會(huì)逐漸改變舵的升力梯度，即舵每偏一度所產(chǎn)生的升力。二次噴射缺點(diǎn)作為輔助流體的推進(jìn)劑的化學(xué)能并未充分利用，會(huì)降低發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。這一方式已成功地用于固體火箭。

補(bǔ)充補(bǔ)充推力向量控制還有偏流環(huán)、轉(zhuǎn)動(dòng)斜置噴管等方式。系統(tǒng)如何控制系統(tǒng)如何控制根據(jù)飛行器控制系統(tǒng)的指令,偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴焰排出方向,使其與飛行器軸線偏斜一定角度召,從而改變反作用推力F的方向,此時(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)推力F的徑向分量Fsin口就是側(cè)向控制力Fs,它圍繞飛行器重心產(chǎn)生一個(gè)控制力矩,用于飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定與控制。

對它的應(yīng)用，還得依靠計(jì)算機(jī)、電子技術(shù)、自動(dòng)控制技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)制造技術(shù)、材料和工藝等技術(shù)的一體化發(fā)展。利用推力矢量控制技術(shù)到新設(shè)計(jì)和改型的下一世紀(jì)軍用飛機(jī)上，的確是一個(gè)有效的技術(shù)突破口，它對戰(zhàn)斗機(jī)的隱身、減阻，減重都十分有效。推力矢量控制技術(shù)能讓發(fā)動(dòng)機(jī)推力的一部分變成操縱力，代替或部分代替操縱面，從而大大減少了雷達(dá)反射面積;不管迎角多大和飛行速度多低，飛機(jī)都可利用這部分操縱力進(jìn)行操縱，這就增加了飛機(jī)的可操縱性。由于