推力矢量控制系统会对导弹的最大射程和速度有所影响。尽管气动控制在某些情况下不能满足导弹的性能要求，但并不能否认其对导弹的重要意义，在选用推力矢量控制机构时应重视推力矢量与气动的组合控制。正确选择推力矢量控制装置的类型，不仅是发动机设计者的任务，也是总体设计和控制系统设计部门的任务之一。......
2023-08-02
推力矢量控制机构的类型——《固体火箭发动机设计》成果简报
【摘要】：推力矢量控制装置的类型很多，有活动喷管系统、固定喷管系统和活动发动机系统，如图4.16所示，各自特点如表4.1所示。图4.16推力矢量控制机构类型（一）活动喷管系统活动喷管系统是使整个喷管偏转来产生侧向力的，因此产生的侧向力较大。二次注射式推力矢量控制装置又有液体二次注射和气体二次注射两种。每增加1°的推力矢量偏角，其轴向推力损失增加1%左右。
推力矢量控制装置的类型很多，有活动喷管系统、固定喷管系统和活动发动机系统，如图4.16所示，各自特点如表4.1所示。下面分别对各种类型的推力矢量控制装置进行介绍。
图4.16 推力矢量控制机构类型
（一）活动喷管系统
活动喷管系统是使整个喷管偏转来产生侧向力的，因此产生的侧向力较大。
根据喷管与燃烧室的连接方式，这种系统又有摆动喷管（铰接接头摆动喷管、柔性接头摆动喷管、液浮轴承摆动喷管）和转动喷管两类。
1.铰接接头摆动喷管
如图4.17所示，喷管的活动件与固定座之间有一球形连接座，喷管可在球形座内绕转轴摆动。固定座与活动件球面之间有一定的间隙，以补偿二者之间的热膨胀之差，防止高温下被卡住。球形座用O形密封圈进行密封。固定座与活动件之间用铰接接头连接，它由转轴和轴承组成。
图4.17 铰接接头摆动喷管
铰接接头摆动喷管的优点是：
（1）摆角较大，能够提高较大的侧向控制力。
（2）结构简单。
（3）不需要特殊材料和工艺，成本较低等。
铰接接头摆动喷管的缺点是：
（1）摆动喷管与固定座之间有相对运动，摩擦力矩大，使所需的伺服系统功率大，质量大。
（2）喷管为单轴摆动，必须采用多喷管才能实现全控制（俯仰、偏航和滚转）。
（3）摆动喷管与固定座之间的分离面密封比较困难。
2.柔性接头摆动喷管（以下简称柔性喷管）
如图4.18所示，喷管的活动件与固定座之间是通过一种柔性件连接的，它既是连接件，又是密封件。柔性件是由同球心的弹性件（橡胶）和增强件（钢或玻璃钢）一层一层地交替粘结而成的。为了解决柔性接头的受热问题，一般均采用潜入式柔性喷管，使柔性接头在喷管外侧，只受静止的燃气作用。
图4.18 柔性接头摆动喷管
柔性喷管具有以下优点：
（1）一个柔性喷管用互相垂直安装的伺服系统即能实现俯仰和偏航的控制。
（2）能提供较大的侧向控制力。
（3）柔性接头通常安装在喷管外侧，喷管有完整的内型面，主推力损失小。
（4）密封性好。
（5）可靠性高。
（6）可多次使用。
柔性喷管的缺点是：
（1）回转中心在小区域内变动，推力作用线不准。
（2）操纵力矩较大，使伺服系统功率大。
（3）实现滚转控制需要附加系统。
（4）在发动机工作后，喷管轴向位移大。
3.液浮轴承摆动喷管（以下简称液浮喷管）
如图4.19所示，喷管的活动件与固定座之间是用充填硅油的橡胶和尼龙布制成的环形囊连接的。此环形囊既是连接件，又是密封件。环形囊内的液体可以随着喷管的转动从一方流向另一方。
液浮喷管除具有柔性喷管的优点外，还具有结构简单，操纵力矩小等优点。
液浮喷管的缺点是：
（1）回转中心在小区域内变动，推力作用线不准。
（2）发动机工作后，喷管轴向位移大。
（3）需要附加滚转控制系统。
（4）液浮油的加注和渗漏，增加了使用和维护的困难。
图4.19 液浮轴承摆动喷管
4.转动喷管
如图4.20所示，转动喷管是通过绕某一轴线转动，使推力线相当于导弹纵轴有一夹角来提供侧向控制力的。转动喷管系统由喷管活动件、发动机固定座、滚动轴承和伺服系统组成。为了减小喷管转动时的摩擦力矩，在活动件与固定座之间采用大型滚动轴承，并用O形密封圈进行密封。
图4.20 转动喷管
转动喷管具有结构简单、推力损失小、采用多喷管可实现全控制等优点。
转动喷管的缺点是：
（1）在分离面上有O形密封圈，使操纵力矩大，伺服系统功率大。
（2）频率响应慢。
（3）活动件与固定座之间需要一个较大的轴承。
（二）固定喷管系统
这种系统又有机械偏转式、二次注射式和侧向喷气顺序启动发动机式等种类。机械偏转式推力矢量控制装置又有燃气舵、扰流片、偏流环、摆帽（偏流筒）、斜切喷管等。二次注射式推力矢量控制装置又有液体二次注射和气体二次注射两种。
1.燃气舵
它是最早应用于火箭发动机上的推力矢量控制装置，如图4.21所示。通常有四块舵片，对称地安装在喷管出口附近的燃气流中。当舵面偏转与气流形成一定角度时，就在舵面上产生垂直于燃气流的气动力。依靠4个舵面相互配合，可以实现全控制。
这种推力矢量控制装置的优点是：
（1）燃气舵的质量小，操纵力矩较小，故伺服系统的功率小，质量轻。
（2）频率响应快。
（3）单喷管可以实现俯仰、偏航和滚转3个方向的控制。
燃气舵的突出缺点是：
（1）轴向推力损失大，而且即使舵不偏转，也有3%～4%的主推力损失。
（2）燃气舵始终处在高温的然气流中，舵面烧蚀严重，且烧蚀规律无法预计，即使采用一些耐高温材料，如渗硅石墨、钨、钼等制造的舵片也有很大的烧蚀，降低了舵面效率。
（3）占弹体长度大。
图4.21 燃气舵
（a）燃气舵；（b）S-300导弹燃气舵
2.扰流片
如图4.22所示，采用一定形状的叶片，在喷管出口平面上移动，部分地遮盖住喷管出口面积。于是，在喷管扩张段内产生气流分离和激波，形成不对称的压强分布，从而产生侧向控制力。当导弹做低速旋转时，能够提供俯仰和偏航控制。通过控制扰流片在燃气中的停留时间来调节侧向控制力的大小。
图4.22 扰流片
扰流片的优点是：
（1）结构简单。
（2）频率响应快。
（3）操纵力矩小，伺服系统功率小，质量轻。
扰流片的缺点是：
（1）轴向推力损失大，且它们在零指令下也处于一定频率的进退状态，所以在零指令下也有轴向推力损失。每增加1°的推力矢量偏角，其轴向推力损失增加1%左右。
（2）扰流片受高温高速燃气的烧蚀和冲刷，工作时间不宜过长，且不宜用于采用高能推进剂的发动机中。
（3）喷管膨胀比不能太大等。因此，这种装置只适用于小型战术导弹的姿态控制。
3.偏流环
如图4.23（a）所示，即在喷管出口截面上安装的一个圆环。当圆环围绕垂直喷管轴线的转轴摆动时，超音速气流受到偏流环侧面的阻挡，产生激波，引起不均匀的压强分布，从而产生侧向控制力。
这种推力矢量控制装置具有如下优点：
（1）可提供较大的侧向控制力。
（2）结构简单。
偏流环的缺点是：
（1）环内壁存在烧蚀。
（2）轴向推力损失大。
（3）偏流环安装在喷管出口，使喷管出口直径不能太大，膨胀比受到限制。
该方式能够在获得足够大推力偏向角的同时使得推力损失较少、推力特性最优，但在要求进行三轴控制时，必须使用多喷管。
4.摆帽
如图4.23（b）所示，安装在喷管出口处的筒形帽摆动时，摆帽的一侧阻挡燃气流，在喷管内引起激波，形成不对称的压强分布，从而产生侧向力。当导弹低速旋转时，可实现俯仰和偏航控制，通过控制摆帽偏摆的停留时间来调节控制力的大小。
图4.23 偏流环和摆帽
（a）偏流环；（b）摆帽
摆帽的优点是：
（1）可提供很大的侧向力。
（2）结构简单。
（3）与喷管连接处无须密封。
摆帽的缺点是：
（1）轴向推力损失大。摆帽在零指令时也做定频率的摆动，因此，在零信号下也有轴向推力损失。
（2）实现全控制，需要导弹做低速旋转。它常用作小型战术导弹的姿态控制。
5.二次注射
二次注射是通过向喷管扩张段的超音速主气流中横向喷注流体（气体或液体），使超音速主气流中产生激波，引起不对称的压强分布，从而产生侧向控制力的，如图4.24所示。
用于二次注射的流体，可以是气体，也可以是液体。气体二次注射可直接利用发动机中的燃气，也可以采用燃气气体发生器，还可采用空气注射。液体二次注射需有液体贮瓶和注射系统。由于燃气二次注射存在着控制阀受热问题难以解决，目前实际使用的是液体二次注射。
图4.24 二次注射
（a）燃气二次注射；（b）液体二次注射
二次注射的优点是：
（1）无活动的执行元件，反应灵敏。故频率响应快，滞后小。
（2）不仅无轴向推力损失，还可增加轴向推力。
（3）控制阀的操纵力矩小，因此伺服系统的功率小，质量轻。
二次注射的缺点是：
（1）致偏能力较小。虽采用燃气注射，推力矢量偏角可达10°，但燃气控制阀的工作条件恶劣，受热严重，研制困难。而采用液体二次注射，最大推力矢量偏角一般不超过6°左右。
（2）对应液体注射，还需要液体贮瓶和复杂的注射系统，增加了机构质量和降低了可靠性。
6.侧向喷气顺序启动发动机
在弹体的周围安装很多小型侧向排气发动机，当分别点燃某一个发动机时，便能产生侧向改变的推力，如图4.25所示。
图4.25 爱国者PAC-3导弹姿控发动机系统
此种装置的优点是：
（1）对控制指令的响应最灵敏，不需要弹体转动即可直接改变导弹的飞行方向。
（2）装置构造简单，不需要舵机，辅助能源消耗极小。
此种装置的缺点是：
（1）每个控制发动机只能工作一次。
（2）对发动机点火系统的准确性和可靠性要求极高。
（三）活动发动机系统
活动发动机系统是采用独立于主发动机的小型液体或固体火箭发动机作为辅助发动机，用伺服系统驱动它们旋转而产生侧向控制力的。
1.游动发动机
如图4.26所示，一般采用4个小型辅助发动机，可以控制导弹的俯仰、偏航和滚转。此种装置与活动喷管相比，没有高温、高压下的密封和热防护问题，还可以增加轴向推力。
图4.26 游动发动机
游动发动机的缺点是：
（1）制偏能力较小。
（2）部位安排比较困难。
（3）增加了结构的复杂性。
此种装置用来作为大型单喷管固体发动机的滚动控制的附加系统比较合适。
2.球形发动机
卫星入轨，飞船减速或改变航道，常采用如图4.27所示的球形发动机来实现。球形发动机的结构质量最轻，转动惯量小，只要发动机绕通过球心且垂直喷管轴线的转轴旋转，即可控制飞船的飞行方向。
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