1、6.1 导弹控制新技术导弹控制新技术 近年来，采用静不稳定设计的导弹日渐增多，主要是由两近年来，采用静不稳定设计的导弹日渐增多，主要是由两个原因造成的。首先，现代战场对战术导弹的性能提出了非个原因造成的。首先，现代战场对战术导弹的性能提出了非常高的要求，放宽稳定度设计能较大幅度提高导弹的机动性、常高的要求，放宽稳定度设计能较大幅度提高导弹的机动性、飞行速度、飞行斜距，减少结构重量和翼展尺寸，是随控布飞行速度、飞行斜距，减少结构重量和翼展尺寸，是随控布局设计中的重要组成部分。引入静不稳定设计的另一个原因局设计中的重要组成部分。引入静不稳定设计的另一个原因是大攻角飞行导弹设计方法的兴起。对导弹严格
2、的翼展限制、是大攻角飞行导弹设计方法的兴起。对导弹严格的翼展限制、高机动性要求和对飞行器大攻角空气动力特性的深入研究极高机动性要求和对飞行器大攻角空气动力特性的深入研究极大地促进了导弹大攻角飞行控制技术的研究和应用。大攻角大地促进了导弹大攻角飞行控制技术的研究和应用。大攻角飞行导弹具有非常复杂的非线性空气动力特性，超音速导弹飞行导弹具有非常复杂的非线性空气动力特性，超音速导弹在跨音速段导弹的静稳定度与其飞行攻角有着十分密切的关在跨音速段导弹的静稳定度与其飞行攻角有着十分密切的关系，随着攻角的增大，导弹可以从静稳定变化为静不稳定，系，随着攻角的增大，导弹可以从静稳定变化为静不稳定，所以在进行大攻
3、角飞行导弹设计时无法回避静不稳定问题。所以在进行大攻角飞行导弹设计时无法回避静不稳定问题。综上所述，在进行现代导弹设计时，解决静不稳定导弹的控综上所述，在进行现代导弹设计时，解决静不稳定导弹的控制问题将是导弹自动驾驶仪设计中的中心任务之一。制问题将是导弹自动驾驶仪设计中的中心任务之一。导弹在飞行中，作用在导弹上空气动力的合力中心称为导弹在飞行中，作用在导弹上空气动力的合力中心称为压力中心（简称压心）。导弹全部质量的中心称为重心，压力中心（简称压心）。导弹全部质量的中心称为重心，舵面偏转角等于零，导弹的压心在重心之前，即舵面偏转角等于零，导弹的压心在重心之前，即x=x=x xd d-x xr r
4、呈负值，称为静不稳定。当导弹受到外力干扰时，姿态呈负值，称为静不稳定。当导弹受到外力干扰时，姿态角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下不能恢复角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下不能恢复到原来的状态（见图到原来的状态（见图6.l-16.l-1）。）。在舵面偏转角等于零，导弹压心和重心重合，即时，称为中在舵面偏转角等于零，导弹压心和重心重合，即时，称为中立稳定。这种导弹当受到外力干扰时，和静不稳定导弹类似，立稳定。这种导弹当受到外力干扰时，和静不稳定导弹类似，同样不能恢复到原来的状态。假如压心在重心之后，称为静同样不能恢复到原来的状态。假如压心在重心之后，称为静稳定。当受到外界干扰时，
5、姿态角发生变化，干扰去掉后，稳定。当受到外界干扰时，姿态角发生变化，干扰去掉后，导弹在无控制情况下，能够自动恢复到原来的状态。导弹在无控制情况下，能够自动恢复到原来的状态。导弹压心和重心之间的距离的负值，称为静稳定度。静稳定导弹压心和重心之间的距离的负值，称为静稳定度。静稳定度的极性和大小表示了导弹呈静稳定还是不稳定，以及稳定度的极性和大小表示了导弹呈静稳定还是不稳定，以及稳定度的大小。度的大小。早期的战术导弹按静稳定规范进行外形设计。静稳定规范早期的战术导弹按静稳定规范进行外形设计。静稳定规范的含义是，导弹在飞行中，静稳定度始终是负值，压心始终的含义是，导弹在飞行中，静稳定度始终是负值，压心
6、始终在重心的后面。压心的计算误差或风洞吹风误差，在亚音速在重心的后面。压心的计算误差或风洞吹风误差，在亚音速和超音速飞行中，约为全弹长度的和超音速飞行中，约为全弹长度的2，在跨音速飞行中，在跨音速飞行中，误差更大一些，导弹的重心也存在一定的公差。考虑这些因误差更大一些，导弹的重心也存在一定的公差。考虑这些因素后，静稳定设计规范的设计边界不能定在静稳定度等于零素后，静稳定设计规范的设计边界不能定在静稳定度等于零的地方。根据经验，最小静稳定度为全弹长度的的地方。根据经验，最小静稳定度为全弹长度的34，才能保证导弹在各种情况下，都能静稳定飞行。才能保证导弹在各种情况下，都能静稳定飞行。放宽稳定度设计
7、的含义是：导弹允许设计成静不稳定、中放宽稳定度设计的含义是：导弹允许设计成静不稳定、中立稳定和静稳定；也允许设计成起飞时呈静不稳定、中间飞立稳定和静稳定；也允许设计成起飞时呈静不稳定、中间飞行呈中立稳定、后段飞行呈静稳定。行呈中立稳定、后段飞行呈静稳定。当导弹呈静不稳定或中立稳定时，必须采用自动驾驶仪进当导弹呈静不稳定或中立稳定时，必须采用自动驾驶仪进行人工稳定，使弹体一驾驶仪系统稳定。理论上，导弹允许行人工稳定，使弹体一驾驶仪系统稳定。理论上，导弹允许静不稳定的范围是很宽的、但是有一个极限，对于旋转弹翼静不稳定的范围是很宽的、但是有一个极限，对于旋转弹翼式布局的导弹，当压心前移到和舵面操纵力
8、的合力中心重合式布局的导弹，当压心前移到和舵面操纵力的合力中心重合时，驾驶仪就无法进行人工稳定了，这就是理论上的稳定边时，驾驶仪就无法进行人工稳定了，这就是理论上的稳定边界（见图界（见图16.2）。对于正常式布局的导弹，因为导弹的压心）。对于正常式布局的导弹，因为导弹的压心不可能与舵面操纵力的合力中心重合，所以不存在这种理论不可能与舵面操纵力的合力中心重合，所以不存在这种理论边界。它的放宽稳定度边界主要受到舵机频带的限制。边界。它的放宽稳定度边界主要受到舵机频带的限制。为了简化讨论的问题，引人简化了的自动驾驶仪阻尼为了简化讨论的问题，引人简化了的自动驾驶仪阻尼回路，令回路，令 K则则 ggK将
9、上述表达式代入刚体弹体运动方程组得将上述表达式代入刚体弹体运动方程组得 1343()gaa Kaa(6.1.1)523(1)ga Kaa(6.1.2)可得到弹体驾驶仪系统的稳定条件为可得到弹体驾驶仪系统的稳定条件为 143()0aaa K(6.1.3)13452()(1)0aa Kaa Ka(6.1.4)因为因为 均是正值，均是正值，3 3是负值，所以是负值，所以式（式（6.1.36.1.3）是完全满足的；但要满足式（）是完全满足的；但要满足式（6.1.46.1.4），须），须有有 14,aaK1dKK(6.1.5)静不稳定弹体加简化的驾驶仪阻尼回路表示为静不稳定弹体加简化的驾驶仪阻尼回路表示
10、为 1221(1)()(2)(1)ddddddddK T sW sT sTK K TsK K(6.1.6)弹体驾驶仪系统稳定的必要条件是分母常数项大于零，弹体驾驶仪系统稳定的必要条件是分母常数项大于零，即即 1dKK 该稳定条件和前面推导出的完全一样。该稳定条件和前面推导出的完全一样。假如假如 ，则，则 ，这样的系数是无法实现，这样的系数是无法实现的。这意味着舵面压心和全弹压心重合。这里舵面的。这意味着舵面压心和全弹压心重合。这里舵面压心系指舵面偏转时，舵面部分的升力和尾翼部分压心系指舵面偏转时，舵面部分的升力和尾翼部分的下洗力的合力中心。这种静不稳定弹体是不能用的下洗力的合力中心。这种静不稳
11、定弹体是不能用驾驶仪来进行稳定的。当然，对于更大的静不稳定驾驶仪来进行稳定的。当然，对于更大的静不稳定弹体，当全弹压心在舵面压心之前时，同样是不能弹体，当全弹压心在舵面压心之前时，同样是不能用驾驶仪来进行稳定的。用驾驶仪来进行稳定的。0dKK正常布局的导弹，舵面的位置在全弹重心之后，正舵正常布局的导弹，舵面的位置在全弹重心之后，正舵偏角产生正的舵面升力，负的瞬时转动角速度，为了偏角产生正的舵面升力，负的瞬时转动角速度，为了使阻尼回路实现负反馈，令使阻尼回路实现负反馈，令 gK(6.1.7)将上式代入刚体弹体运动方程得将上式代入刚体弹体运动方程得 1343()gaa Kaa(6.1.8)523(
12、1)ga Kaa(6.1.9)弹体一驾驶仪系统的稳定条件为弹体一驾驶仪系统的稳定条件为 143()0aaa K13452()(1)0aa Kaa Ka(6.1.10)(6.1.11)因为因为 和和 都是正值，所以第一个条件是完都是正值，所以第一个条件是完全能满足的，由第二个条件可得全能满足的，由第二个条件可得 341,aaaK1dKK(6.1.12)正常布局的静不稳定导弹，正常布局的静不稳定导弹，K Kd d永远大于零，即正值舵面偏转永远大于零，即正值舵面偏转角永远产生稳态的正值角速度和正过载。当静不稳定度增大角永远产生稳态的正值角速度和正过载。当静不稳定度增大时时,因为因为5 500，所以理
13、论上驾驶仪的阻尼回路总能，所以理论上驾驶仪的阻尼回路总能实现该条件。这样，弹体驾驶仪系统就不存在稳定极限边实现该条件。这样，弹体驾驶仪系统就不存在稳定极限边界，但是，界，但是，5 5是一个正值小量，当弹体静不稳定度增大时，是一个正值小量，当弹体静不稳定度增大时，变得很大。考虑到其他因素，如舵机频带和舵面最大偏转角变得很大。考虑到其他因素，如舵机频带和舵面最大偏转角的限制，弹性弹体的影响，外界扰动的影响等，弹体一驾驶的限制，弹性弹体的影响，外界扰动的影响等，弹体一驾驶仪系统实际上仍然存在着稳定极限边界，仍不允许弹体的静仪系统实际上仍然存在着稳定极限边界，仍不允许弹体的静不稳定度过大。不稳定度过大
14、。5dKaK静不稳定导弹或中立稳定导弹同静稳定导弹一样，能够静不稳定导弹或中立稳定导弹同静稳定导弹一样，能够进行控制飞行，在过渡过程结束后的稳态情况下，参数平进行控制飞行，在过渡过程结束后的稳态情况下，参数平稳。稳。旋转弹翼式布局的静不稳定导弹的弹体放大系数为负值，旋转弹翼式布局的静不稳定导弹的弹体放大系数为负值，静态情况下，舵偏角和攻角的极性相反，过载的方向与攻静态情况下，舵偏角和攻角的极性相反，过载的方向与攻角的方向一致。而静稳定导弹的弹体放大系数为正值，稳角的方向一致。而静稳定导弹的弹体放大系数为正值，稳态情况下，舵偏角、攻角和过载的极性都相同。在静不稳态情况下，舵偏角、攻角和过载的极性
15、都相同。在静不稳定导弹加指令的过渡过程中，参数变化急剧，正负变化幅定导弹加指令的过渡过程中，参数变化急剧，正负变化幅度很大，比静稳定导弹剧烈得多，驾驶仪的反应时间增长，度很大，比静稳定导弹剧烈得多，驾驶仪的反应时间增长，时间常数增大，由于舵偏角和攻角成异号，使导弹的最大时间常数增大，由于舵偏角和攻角成异号，使导弹的最大可用过载减小，这些都是不利的影响。可用过载减小，这些都是不利的影响。所以对旋转弹翼式布局的导弹来说，虽然静不稳定导所以对旋转弹翼式布局的导弹来说，虽然静不稳定导弹可以进行控制飞行，但是缺点也很突出，设计中应弹可以进行控制飞行，但是缺点也很突出，设计中应尽量避免采用，或是用于导弹机
16、动飞行段。尽量避免采用，或是用于导弹机动飞行段。正常布局的导弹，在静不稳定条件下，驾驶仪的反应正常布局的导弹，在静不稳定条件下，驾驶仪的反应时间缩短，舵偏角和攻角同号，导弹的可用过载增大，时间缩短，舵偏角和攻角同号，导弹的可用过载增大，性能提高，所以应尽量采用这种控制方式。性能提高，所以应尽量采用这种控制方式。近些年来，飞机和导弹等空中目标的机动能力得到了很近些年来，飞机和导弹等空中目标的机动能力得到了很大提高。为了有效地拦截这些目标，导弹的机动能力必大提高。为了有效地拦截这些目标，导弹的机动能力必须有更大提高。提高导弹机动过载的有效途径之一是提须有更大提高。提高导弹机动过载的有效途径之一是提
17、高导弹的最大使用攻角。从国内外的研究情况看，把最高导弹的最大使用攻角。从国内外的研究情况看，把最大使用攻角提高到大使用攻角提高到40-60，可以将导弹的机动过载提，可以将导弹的机动过载提高到高到35g-60g，这足以满足高机动导弹的战技指标要求。，这足以满足高机动导弹的战技指标要求。然而，大攻角条件下导弹的空气动力学特性将变得十分然而，大攻角条件下导弹的空气动力学特性将变得十分复杂，主要表现在非线性耦合和参数不确定等几个方面。复杂，主要表现在非线性耦合和参数不确定等几个方面。依照常规方法设计的飞行控制系统可能无法满足工程实依照常规方法设计的飞行控制系统可能无法满足工程实际的需要。际的需要。导弹
18、大攻角空气动力学耦合主要有两种类型，一种是由导弹大攻角空气动力学耦合主要有两种类型，一种是由导弹大攻角空气动力特性造成的；另一种是由导弹的动导弹大攻角空气动力特性造成的；另一种是由导弹的动力学和运动学特性引起的，下面分两部分讨论这个问题。力学和运动学特性引起的，下面分两部分讨论这个问题。导弹大攻角气动力特性是造成导弹空气动力学复杂化的导弹大攻角气动力特性是造成导弹空气动力学复杂化的主要因素，因此对导弹大攻角空气动力学耦合机理的分主要因素，因此对导弹大攻角空气动力学耦合机理的分析应主要从其气动力特性的研究入手。导弹大攻角气动析应主要从其气动力特性的研究入手。导弹大攻角气动力特性主要表现在非线性、
19、诱导滚转、侧向诱导、舵面力特性主要表现在非线性、诱导滚转、侧向诱导、舵面控制特性和动态导数等方面。下面对这些特性做一简单控制特性和动态导数等方面。下面对这些特性做一简单介绍。介绍。导弹按小攻角飞行时，升力的主要部分来自弹翼，其导弹按小攻角飞行时，升力的主要部分来自弹翼，其升力系数呈线性特性。大攻角时，弹身和弹翼产生的升力系数呈线性特性。大攻角时，弹身和弹翼产生的非线性涡升力成为升力的主要部分，翼身干扰也呈非线性涡升力成为升力的主要部分，翼身干扰也呈现非线性特性。大攻角飞行可以提高导弹的机动性就现非线性特性。大攻角飞行可以提高导弹的机动性就是利用了这种涡升力。这就决定了导弹大攻角飞行控是利用了这
20、种涡升力。这就决定了导弹大攻角飞行控制系统的设计必定是一个非线性系统的设计问题。制系统的设计必定是一个非线性系统的设计问题。小攻角时，侧滑效应在十字翼上诱起的滚动力小攻角时，侧滑效应在十字翼上诱起的滚动力矩是很小的。但是随着攻角的增大，即使象尾翼矩是很小的。但是随着攻角的增大，即使象尾翼式导弹，其诱导滚动力矩也越来越严重。式导弹，其诱导滚动力矩也越来越严重。导弹小攻角飞行时，纵向与侧向彼此可以认为互导弹小攻角飞行时，纵向与侧向彼此可以认为互不影响。但在大攻角条件下，无侧滑弹体上却存在不影响。但在大攻角条件下，无侧滑弹体上却存在侧向诱导效应。许多风洞试验表明，低、亚、跨音侧向诱导效应。许多风洞试
21、验表明，低、亚、跨音速时，大攻角诱起的不利侧向力和偏航力矩相当显速时，大攻角诱起的不利侧向力和偏航力矩相当显著，而且初始方向事先不确定。若不采取适当措施，著，而且初始方向事先不确定。若不采取适当措施，弹体可能失控。弹体可能失控。大攻角飞行导弹的舵面控制特性与小攻角飞行时的不大攻角飞行导弹的舵面控制特性与小攻角飞行时的不同主要表现在舵面效率的非线性特性和舵面气动控制交同主要表现在舵面效率的非线性特性和舵面气动控制交感上面。感上面。以十字尾翼作为全动控制舵面的导弹，小攻角、小舵以十字尾翼作为全动控制舵面的导弹，小攻角、小舵偏角情况下，舵面偏转时根部缝隙效应、舵面相互干扰偏角情况下，舵面偏转时根部缝
22、隙效应、舵面相互干扰等因素都不大，舵面效率基本呈线性。但是，随着攻角、等因素都不大，舵面效率基本呈线性。但是，随着攻角、舵偏角的增大，舵面线性化特性遭到破坏。舵偏角的增大，舵面线性化特性遭到破坏。在导弹大攻角飞行时，同样的舵面角度在迎风面处和背风在导弹大攻角飞行时，同样的舵面角度在迎风面处和背风面处舵面上的气动量是不同的。随着攻角的增大，迎风面舵面处舵面上的气动量是不同的。随着攻角的增大，迎风面舵面上的气动量也来越大，背风面的气动量越来越小。这种差面上的气动量也来越大，背风面的气动量越来越小。这种差异随着马赫数的增大变的也来越严重。这时，如果垂直舵面异随着马赫数的增大变的也来越严重。这时，如果
23、垂直舵面做偏航控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的做偏航控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的差异导致产生的气动力不同，除了产生偏航控制力矩外，还差异导致产生的气动力不同，除了产生偏航控制力矩外，还诱起了不利的滚动力矩。反之，如果垂直舵面做滚动控制时，诱起了不利的滚动力矩。反之，如果垂直舵面做滚动控制时，尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的差异导致产生的尽管上、下舵面偏角相同，但因为气动量的差异导致产生的气动力不同，除了产生的滚动控制力矩外，还诱起了不利的气动力不同，除了产生的滚动控制力矩外，还诱起了不利的偏航力矩。这种气动舵面控制交感若不加以制止，将导致误偏航力矩。这种气
24、动舵面控制交感若不加以制止，将导致误控或失控控或失控 因为导弹大攻角气动力和气动力矩系数不仅与马赫因为导弹大攻角气动力和气动力矩系数不仅与马赫数有关，还与导弹的攻角、侧滑角呈非线性关系，所数有关，还与导弹的攻角、侧滑角呈非线性关系，所以必然存在纵以必然存在纵/侧向气动力和力矩确定性交感现象。这侧向气动力和力矩确定性交感现象。这种交感现象只有在很大的攻角情况下才变得较强。种交感现象只有在很大的攻角情况下才变得较强。1)1)运动学交感项运动学交感项2)2)惯性交叉项惯性交叉项根据前面的讨论，导弹大攻角空气动力学耦合因素主要根据前面的讨论，导弹大攻角空气动力学耦合因素主要有以下几个：有以下几个：根据
25、其本身的建模精度和对导弹飞控系统的影响程度，根据其本身的建模精度和对导弹飞控系统的影响程度，给出这些耦合因素的基本特性，见表给出这些耦合因素的基本特性，见表6.2.16.2.1。耦合因素耦合因素影响程度影响程度建模精度建模精度控制面气动交叉耦合控制面气动交叉耦合较强较强*较高较高纵纵/侧向气动力和力矩侧向气动力和力矩确定性交感确定性交感较强较强较高较高随机侧向诱导随机侧向诱导较强较强较差较差诱导滚转诱导滚转强强较高较高运动学交感运动学交感较强较强高高惯性交叉项惯性交叉项较弱较弱*高高在推力矢量舵存在的情况下，影响较小；在推力矢量舵存在的情况下，影响较小；*滚动控制时，影响较小。滚动控制时，影响
26、较小。大攻角飞行导弹的空气动力学解耦可以从总体、气动和大攻角飞行导弹的空气动力学解耦可以从总体、气动和控制等方面着手解决，单从控制策略角度考虑，主要有控制等方面着手解决，单从控制策略角度考虑，主要有两条技术途径：两条技术途径：1 1）引入）引入BTT-45BTT-45倾斜转弯技术，使导弹在做大攻角飞行时，倾斜转弯技术，使导弹在做大攻角飞行时，其其4545度对称平面对准机动指令平面，此时导弹的气动交度对称平面对准机动指令平面，此时导弹的气动交叉耦合最小。这种方案在对地攻击导弹的大机动飞行段、叉耦合最小。这种方案在对地攻击导弹的大机动飞行段、垂直发射地空导弹的初始发射段得到了广泛应用。因为垂直发射
27、地空导弹的初始发射段得到了广泛应用。因为倾斜转弯控制技术的动态响应不可能非常快，所以这种倾斜转弯控制技术的动态响应不可能非常快，所以这种方案一般不能用于要求快速反应的动态响应的空空导弹方案一般不能用于要求快速反应的动态响应的空空导弹和地空导弹攻击段中；和地空导弹攻击段中；2 2）引入解耦算法，抵消大攻角侧滑转弯飞行三通道间的交）引入解耦算法，抵消大攻角侧滑转弯飞行三通道间的交叉耦合项。因为耦合因素的基本特性是不同的，所以应采取叉耦合项。因为耦合因素的基本特性是不同的，所以应采取不同的解耦策略：不同的解耦策略：3.3.对影响程度较大但建模精度很差的耦合项，采用鲁棒控对影响程度较大但建模精度很差的
28、耦合项，采用鲁棒控制器抑制其影响，在总体设计上避免其出现或改变气制器抑制其影响，在总体设计上避免其出现或改变气动外形消弱其影响，如侧向诱导；动外形消弱其影响，如侧向诱导；4.4.对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞对影响程度较弱建模精度差的耦合项不做处理，依靠飞控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用控系统本身的鲁棒性去解决。理论和实践表明，使用不精确解耦算法的系统比不解耦系统的性能更差。不精确解耦算法的系统比不解耦系统的性能更差。大气层中飞行的导弹的控制力一般是由可动的空气动力大气层中飞行的导弹的控制力一般是由可动的空气动力舵面产生的，但随着对导弹机动性的要求越来越高，使用
29、舵面产生的，但随着对导弹机动性的要求越来越高，使用攻角越来越大，已促使各种新型控制技术的出现和发展，攻角越来越大，已促使各种新型控制技术的出现和发展，推力矢量控制技术就是其中之一。推力矢量控制技术就是其中之一。推力矢量控制是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产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、高空状态下仍可产生很大的控依靠气动力，即使在低速、高空状态下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制力矩。正因为推力矢量控制具有气动力控制不具
30、备的优良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。至今，良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。至今，推力矢量控制导弹主要在以下场合得到了应用：推力矢量控制导弹主要在以下场合得到了应用：对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实现方法可以将其分为三类，下面分别加以介绍。现方法可以将其分为三类，下面分别加以介绍。1 1）摆动喷管摆动喷管这一类包括所有形式的摆动喷管及摆动出口锥的装置。这一类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。在这类装置中，整个喷流偏转，主要有以下两种。图图6.3.16.
31、3.1给出了柔性喷管的基本结构它实际上就是通过层给出了柔性喷管的基本结构它实际上就是通过层压柔性接头直接装在火箭发动机后封头上的一个喷管层压压柔性接头直接装在火箭发动机后封头上的一个喷管层压接头由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，弯曲形接头由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，弯曲形成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，而在侧向却很成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，而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。接。图图18.218.2给出了球窝式摆动喷管的一般结构形式。其收敛给出了球窝式摆动喷管的一般结
32、构形式。其收敛段和扩散段被支撑在万向环上，该装置可以围绕喷管中心线段和扩散段被支撑在万向环上，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目，以防高温高压燃气泄漏。舵机通过方向环进行制的密封目，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。控制，以提供俯仰和偏航力矩。在这类系统中，流体通过吸管扩散段被注入发在这类系统中，流体通过吸管扩散段被注入发动机喷流。注入的流体在超音速的喷管气流
33、中产动机喷流。注入的流体在超音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主要有以下两种。流偏斜这一类主要有以下两种。高压液体喷入火箭发动机的扩散段，产生斜激波，从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。惰性液体系统的喷流最大偏转角为而引起喷流偏转。惰性液体系统的喷流最大偏转角为4 4度液体喷射点周围形成的激波引起推力损失但是二度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。液次喷射液体增加了喷流和质量，使得净力略有增加。液体二次喷射推力矢量控制系统的主要吸引力在
34、于其工作体二次喷射推力矢量控制系统的主要吸引力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。大喷流偏转角的场合，液体二次喷射具有很强的竞争力。在这种推力矢量控制系统中，燃气直接取自发动机燃烧室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，图阀门实现控制，图6.3.36.3.3给出了其典形结构。给出了其典形结构。在火箭发动机的喷流中设置阻碍物的系统在火箭发动机的喷流中
35、设置阻碍物的系统归人这一类，主要有以下归人这一类，主要有以下5 5种。种。燃气舵的基本结构是火箭发动机的喷管尾部对称地放置四燃气舵的基本结构是火箭发动机的喷管尾部对称地放置四个舵片。四个舵偏的组合偏转可以产生要求的俯仰、偏航和个舵片。四个舵偏的组合偏转可以产生要求的俯仰、偏航和滚转操纵力矩和侧向力。燃气舵具有结构简单、致偏能力强、滚转操纵力矩和侧向力。燃气舵具有结构简单、致偏能力强、响应速度快的优点，但其在舵偏角为零时仍存在较大的推力响应速度快的优点，但其在舵偏角为零时仍存在较大的推力损失。另外，由于燃气舵的工作环境比较恶劣，存在严重的损失。另外，由于燃气舵的工作环境比较恶劣，存在严重的冲刷烧
36、蚀问题，不宜用于要求长时间工作的场合。图冲刷烧蚀问题，不宜用于要求长时间工作的场合。图6.3.4 6.3.4 给出了燃气舵的基本结构。给出了燃气舵的基本结构。偏流环系统示于图偏流环系统示于图6.3.56.3.5。它基本上是发动机喷管的管状。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。伺服机构提供俯仰和偏航平环，通常支撑在一个万向架上。伺服机构提供俯仰和偏航平面内的运动。面内的运动
37、。图图6.3.66.3.6为轴向喷流偏转器的基本结构。在欠膨胀喷管的为轴向喷流偏转器的基本结构。在欠膨胀喷管的周围安置周围安置4 4个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发动机尾喷流，形成激波而使喷流偏转动机尾喷流，形成激波而使喷流偏转.叶片受线性作动筒控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制，靠滚球导轨支持在外套筒上该方法最大可以获得 7 7度度的偏转角。的偏转角。图图6.3.76.3.7为典型的臂式扰流片系统的基本结构。在火箭发为典型的臂式扰流片系统的基本结构。在火箭发动机喷管出口平面上设置动机喷管出口平面上设置4 4
38、个叶片，工作时可阻塞部分出口个叶片，工作时可阻塞部分出口面积，最大偏转可达面积，最大偏转可达2020度。该系统可以应用于任何正常的发度。该系统可以应用于任何正常的发动机喷动机喷 管，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且基本管，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且基本上是线性的，喷流每偏转上是线性的，喷流每偏转l l度，大约损失度，大约损失l l的推力。这种系的推力。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。对于燃烧时间较长的导弹，由于战术导弹是很有吸引力的。对于燃烧时间较长的导弹，由于高温高速的尾喷流会
39、对扰流片造成烧蚀，使用这种系统是不高温高速的尾喷流会对扰流片造成烧蚀，使用这种系统是不合适的。合适的。图图6.3.86.3.8所示的导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半所示的导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半球性拱帽，圆孔大小与喷管出口直径相等且位于喷管的出口球性拱帽，圆孔大小与喷管出口直径相等且位于喷管的出口平面上。拱帽可绕喷管轴线上的某一点转动，该点通常位于平面上。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，超音速气流形成主激波，从而引起喷流偏斜。与扰气流时，超音速气流形成
40、主激波，从而引起喷流偏斜。与扰流片相比，能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，流片相比，能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流偏角和轴向推力损失大体与喷口遮盖面积成正比一般喷流偏角和轴向推力损失大体与喷口遮盖面积成正比一般来说，喷口每遮盖来说，喷口每遮盖1%1%，将会产生，将会产生0.520.52度的喷流偏转和度的喷流偏转和0.260.26的轴向推力损失。的轴向推力损失。推力矢量控制系统的性能大体上可分为推力矢量控制系统的性能大体上可分为4 4个方面：个方面：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
41、形成冲击波进行工作的推力矢量产生侧向力的能力。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。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。当确定驱动机构尺寸时，驱动力是一个必不可少的参数。另外，当进行系统研究时，用它可以方便地描述整个伺服系另外，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。统和推力矢量控制装置可能达到的最大闭环带宽。推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用方法，即全程推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用
42、方法，即全程推力矢量控制和气动力推力矢量组合控制。因为全程推推力矢量控制和气动力推力矢量组合控制。因为全程推力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所以，在这里主要讨论气动力推力矢量组合控制的设计方以，在这里主要讨论气动力推力矢量组合控制的设计方法。法。导弹空气舵推力矢量组合控制系统设计有许多优点，主导弹空气舵推力矢量组合控制系统设计有许多优点，主要表现在：要表现在：（l l）增加了有效作战包络：在高空目标截击、近射界、）增加了有效作战包络：在高空目标截击、近射界、大离轴和全向攻击方面的性能都有很大提高；大离轴和全向攻击方面的性能都有很
43、大提高；（2 2）显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；研究结）显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；研究结果表明，采用推力矢量控制系统，无论气动舵尺寸多大，果表明，采用推力矢量控制系统，无论气动舵尺寸多大，飞行高度如何，法向过载控制系统一阶等效时间常数均可飞行高度如何，法向过载控制系统一阶等效时间常数均可以做到小于以做到小于0.2s0.2s。这是导弹拦截高机动目标所必需的；。这是导弹拦截高机动目标所必需的；（3 3）可以有效地减小导弹的舵面翼展。因为当发动机工）可以有效地减小导弹的舵面翼展。因为当发动机工作时，推力矢量控制系统提供主要的机动控制，特别是在作时，推力矢量控制系统提供主要的机动控
44、制，特别是在导弹的低速段和高空飞行时，减小舵面翼展意味着飞机可导弹的低速段和高空飞行时，减小舵面翼展意味着飞机可以装载更多的导弹。以装载更多的导弹。当然，导弹空气舵推力矢量组合控制系统在设计上也存当然，导弹空气舵推力矢量组合控制系统在设计上也存在着一些难题，主要表现在：在着一些难题，主要表现在：(1(1）在导弹的低速飞行段和高空飞行段使用推力矢量控）在导弹的低速飞行段和高空飞行段使用推力矢量控制，大攻角将不可避免，非线性气动力和力矩特性十分明制，大攻角将不可避免，非线性气动力和力矩特性十分明显，常规设计的自动驾驶仪结构可能无法适应；显，常规设计的自动驾驶仪结构可能无法适应；（2 2）在大攻角飞
45、行时，导弹的俯仰一偏航一滚动通道之）在大攻角飞行时，导弹的俯仰一偏航一滚动通道之间存在明显的交叉耦合，这会破坏导弹的稳定性和性能；间存在明显的交叉耦合，这会破坏导弹的稳定性和性能；（3 3）大攻角飞行的导弹，其弹体动力学特性受飞行条）大攻角飞行的导弹，其弹体动力学特性受飞行条件的影响，在很大范围内变化；件的影响，在很大范围内变化；（4 4）空气舵推力矢量组合控制系统是一种冗余控制）空气舵推力矢量组合控制系统是一种冗余控制系统，确定什么形式的控制器结构和选择怎样的舵混合原系统，确定什么形式的控制器结构和选择怎样的舵混合原则使导弹具有最佳的性能是有待进一步研究的问题；则使导弹具有最佳的性能是有待进
46、一步研究的问题；（5 5）攻角和过载限制问题：使用推力矢量控制的导弹，）攻角和过载限制问题：使用推力矢量控制的导弹，总体设计不能保证对导弹攻角的限制，必须引入专门的攻总体设计不能保证对导弹攻角的限制，必须引入专门的攻角限制机构。角限制机构。导弹大攻角飞行控制的问题在前面已经介绍过，下面着导弹大攻角飞行控制的问题在前面已经介绍过，下面着重讨论空气舵和推力矢量舵的舵混合问题。对同时具有重讨论空气舵和推力矢量舵的舵混合问题。对同时具有空气舵和推力矢量舵的导弹，其控制信号的舵混合从理空气舵和推力矢量舵的导弹，其控制信号的舵混合从理论上讲存在着无穷多解。在工程中，需要研究舵混合的论上讲存在着无穷多解。在
47、工程中，需要研究舵混合的基本原则，确保给出一种符合工程实际的、性能优异的基本原则，确保给出一种符合工程实际的、性能优异的舵混合方法。舵混合方法。舵混合通常应遵循以下三个基本原则：舵混合通常应遵循以下三个基本原则：(1(1）满足舵的使用条件：对推力矢量舵，它只是当发动机工作）满足舵的使用条件：对推力矢量舵，它只是当发动机工作时使用；对鸭式导弹的空气舵，其大攻角操纵待性很差，气时使用；对鸭式导弹的空气舵，其大攻角操纵待性很差，气动交叉耦合效应明显，所以只能在中小攻角的范围内使用，动交叉耦合效应明显，所以只能在中小攻角的范围内使用，而对于正常式布局的导弹，特别是使用格栅舵，其大攻角操而对于正常式布局
48、的导弹，特别是使用格栅舵，其大攻角操纵特性仍是很好的。推力矢量舵在导弹大攻角飞行时仍有很纵特性仍是很好的。推力矢量舵在导弹大攻角飞行时仍有很好的操纵性，也不会引入操纵耦合效应；好的操纵性，也不会引入操纵耦合效应；（2 2）使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率：通过对两套）使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率：通过对两套舵系统的合理使用（选用或同时使用），产生最大的操纵能舵系统的合理使用（选用或同时使用），产生最大的操纵能力，由此使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率；力，由此使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率；（3 3）使导弹舵面升阻比最大：使现面升阻比最大的意义是舵）使导弹舵面升阻比最大：使
49、现面升阻比最大的意义是舵面诱导阻力的极小化和舵面操纵力矩的极大化。当然这也是面诱导阻力的极小化和舵面操纵力矩的极大化。当然这也是通过合理地组合两套舵系统来实现的。通过合理地组合两套舵系统来实现的。对于具有两套控制舵面的导弹，舵面使用的方法主要有对于具有两套控制舵面的导弹，舵面使用的方法主要有两种：串联控制方式和并联控制方式。串联控制方式在导两种：串联控制方式和并联控制方式。串联控制方式在导弹的任何飞行状态下同时都只有一套舵系统在工作。通常弹的任何飞行状态下同时都只有一套舵系统在工作。通常的的做法是在导弹飞行的主动段使用推力矢量舵，被动段的的做法是在导弹飞行的主动段使用推力矢量舵，被动段使用空气
50、舵。并联控制方式是指在导弹的任何飞行状态同使用空气舵。并联控制方式是指在导弹的任何飞行状态同时有两套或一套舵系统工作。根据舵混合的第一个原则，时有两套或一套舵系统工作。根据舵混合的第一个原则，在以下条件中导弹只能用一套舵系统：在以下条件中导弹只能用一套舵系统：（1 1）导弹飞行的被动段，只能使用空气舵；）导弹飞行的被动段，只能使用空气舵；（2 2）当攻角大于一定值时，空气舵基本不起作用，只）当攻角大于一定值时，空气舵基本不起作用，只能使用推力矢量舵。能使用推力矢量舵。除此之外的其他情况都可以同时使用两套舵系统。除此之外的其他情况都可以同时使用两套舵系统。导弹对高速、大机动目标的有效拦截有赖于两
