火箭发动机——推力矢量控制共29页文档

刘文芝 戴美魁 韦广梅 赵永忠 ， ， ，
（． １ 内蒙古工业大学 机械 学院 ， 呼和浩特 ００５ ； １０１
２ 中国航天科工集团公 司六 院四十一所 ， ． 呼和浩特 ０ ０ ５ ） １０ １ 摘要 ： 以某 固体火箭发动机推 力向量控 制 系统摆 动接 头的单珠 承载 试验模 型 为计算模 型 ， 用摩擦 接 触 问题 的 Ｌ ． 采 ａ ｇａ ｇ 乘子 法与 弹塑性耦合 的有限元理论 ， 算分析 了摆 动接 头 阳球试件在不 同强化层厚度下的接触 应力 、 ｒｎ ｅ 计 变形及 破坏机 理； 为降低 系统摆动力矩 ， 同时考虑大尺寸球面 的表 面强化和加 工工艺 ， 出了满足接触性 能的阳球表 面强化 层为 １一Ｉ４ 提 ． ｍ ｍ的厚度要 求。通过 与单珠承 载试验对比分析 ， 检验 了有限元建模及 算法的合 理性 ； 确定 了小变形条件 下摆 动接 头弹塑
在工作载荷作用下 ， 一方面滚动体与阳球接触位置处 ， 形 、 具有一定的接触强度 。阳球材料一般采用高强度 、
①
收稿 日期 ：０ １ １ ４； 回 日期 ：０ １０ —１ ２ １－ － 修 ０ ０ ２ １－４ １ 。
基金项 目： 自然科学基金项 目（０ ６０ ３ 。 ５９ ５ １ ） 作者简介 ： 文芝（ ９９ ） 女 ， 刘 １６ 一 ， 教授 ， 究方 向为机械设计及理论 。Ｅ ｍａｌ ｗ ｌ ０ ６ ＠ｙｈ ｏｔｍ ｃ 研 ・ ｉ ｚ ｕ １２ ａｏ．ｏ ． ａ ： ｉ
ｅ ａ ｔ — ｌｓｉ ｏ ｐ ｉ ｇ ｎ ｔ ｌ ｍｅ ｔｍｅ ｈ ｄ，ｔｅ ｃ ｎ ａ ｔ ｓ ｅ ｓ ｅｏ ｍａｉ ｎ ａ ｄ ｄ ｓｒ ｃ ｒ ｃ ｐｅ ｕ ｄ ｒ ｄｆ ｒ ｎ ｈｃ ｎ ｓ ｆ ｌｓｏ ｐａ ｔ ｃ ｕ ｌ ｇ ｆ ｉ ｅｅ ｎ ｔ ｏ ｃ ｎ ｉ ｅ ｈ ｏ ｔ ｃ ｔ ｓ ，ｄ ｆ ｒ ｔ ｎ ｅ ｔ ｔｐ ｎ ｉ ｌ ｎ ｅ ｉ ｅ ｅ ｔｔ ｉｋ ｅ ｓ ｏ ｒ ｏ ｕ ｉ

Ａｂｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ： Ａ ｔ ｅ ｓ ｔ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｆ ｏ ｒ ｓ ｕ ｂ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｉ ｎ ｇ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｆ ｏ ｒ ｓ ｗｉ ｖ ｅ ｌ ｉ ｎ ｇ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｉ ｎ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ ｖ ｅ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ ｓ ｉ ｓ ｉ ｎ ｔ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｅ ｄ ．Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｏ ｎ ａ ｎ ｃ ｅ ． ｒｅ ｆ ｑ ｕ ｅ ｎ ｃ ｙ ｄ ａ ｔ ａ ｏ ｆ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ａ ｒ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｚ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｉ ｓ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｅ ｄ ． Ｔｈ ｅ ｐ ａ ｒ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｆ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｆ ｏ ｒ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｎ ｇ ｐ ｅ ｒ ｆ ｏ ｒ ｍａ ｎ ｃ ｅ ｉ ｎ ｄ ｅ ｘ ａ ｒ ｅ ｒ ｅ ｖ ｉ ｓ ｅ ｄ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｌ ｏ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｑ ｕ ｉ ｐ ｍｅ ｎ ｔ ｉ ｓ ｃ ｏ ｒ ｒ ｅ ｃ ｔ ｅ ｄ ｐ ｅ ｒ ｉ ｏ ｄ ｉ ｃ ａ ｌ ｌ ｙ ． Ｔｈ ｅ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ ｈ ａ ｓ ｂ ｅ ｅ ｎ ａ ｐ ｐ ｌ ｉ ｅ ｄ ｔ ｏ ｔ ｒ ｉ ａ ｌ ｐ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｓ ． Ｔｈ ｅ ｌ ａ ｕ ｎ ｃ ｈ ｖ ｅ ｈ ｉ ｃ ｌ ｅ ｓ ｈ ａ ｖ ｅ ｃ ａ ｒ ｒ ｉ ｅ ｄ ｏ ｕ ｔ ｆ ｌｉ ｇ ｈ ｔ ｓ ｕ ｃ ｃ ｅ ｓ ｓ ｆ ｕ ｌ ｌ ｙ ｄ ｏ ｚ ｅ ｎ ｓ ｏ ｆ ｔ ｉ ｍｅ ｓ ．Ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ｓ ｕ ｌ ｔ ｓ ｓ ｈ ｏ ｗ ｔ ｈ ａ ｔ

过 逐 次 凸 化 消 除 由 气 动 力 、自 由 时 间 变 量 以 及 质 量 引 人 的 非 凸 约 束 ，最 终 将 问 题 描 述 为 序 列 迭 代 求 解 的 二 阶 锥 规 划 问题(S 0C P ) 。 通过仿真校验，经过少量的逐次凸化迭代，可快速收敛到最优解，且落点调节范围更大，燃料更省。
( 10)
第 10期
邵楠等:火箭垂直回收多阶段最优轨迹规划方法
1189
考 虑 到 火 箭 返 回 段 射 程 较 小 ，因 此 重 力 加 速 度
g 可表示为：
g = [〇 〇 g ] T
(11)
g 为重力加速度大小：
Rl
8 ~ 80 (R e + z )2
(12)
式 中 ：圪为地球平均半径。
2 多阶段离散优化模型
收 稿 日 期:20 1 9 - 0 6 - 1 3 ; 修 回 日 期 :20丨9 - 0 7 - 0 4
1188
宇航学报
第40卷
到 调 制 作 用 ，并 尽 可 能 地 利 用 气 动 力 降 低 终 端 位 置 误差;动力着陆段需要满足位置、速 度 、姿态等终端 约束实现定点垂直着陆。
由 于 火 箭 回 收 制 导 任 务 的 复 杂 性 ，满 足 多 约 束 条件并具有快速收敛特性的制导算法一直是众多学 者研究的方向。文 献 [ 1 - 3 ] 提出了一种凸规划算 法 ，用于求解火星精确着陆相关的最小燃料动力下 降 制 导 问 题 。他 们 提 出 “无 损 凸 化 ”的 概 念 ，使得非 凸控制约束的轨迹优化问题转化为一个有限维二阶 锥 规 划 问 题 ，并 在 该 问 题 的 基 础 上 进 一 步 引 入 推 力 指 向 约 束 ，使 改 进 的 动 力 降 落 制 导 算 法 对 推 力 约 束 和推力指向约束都产生了无损凸化。该方法忽略了 气 动 力 的 作 用 ，通 过 线 性 搜 索 步 骤 确 定 终 端 时 刻 ，无 需迭代即可算出最优解[4< 。然而其固定的终端时 刻 ，无 法 保 证 开 机 -终 端 时 刻 组 合 的 最 优 性 。文献 [7 - 8 ] 进一步提出了一种以燃料最优为指标的动 力着陆问题的逐次凸化算法并给出了逐次凸化的证 明 。在 该 算 法 中 ，引 人 了 气 动 阻 力 和 包 括 自 由 终 端 时 间 在 内 的 各 种 非 凸 约 束 ，通 过 逐 次 凸 化 、逐次线性 化 虽 然 增 大 了 计 算 量 ，但 是 能 够 解 决 更 复 杂 的 约 束 情 况 。王劲博等[1°]针对火箭动力定点垂直着 陆 提 出 一 种 高 精 度 快 速 轨 迹 优 化 算 法 ，算 法 将 凸 化 技术与伪谱离散方法有机结合，将 非 凸 、非线性优化 问题转化为凸优化问题，进而充分利用凸优化的求 解 快 速 性 、收 敛 确 定 性 以 及 伪 谱 法 离 散 精 度 高 的 特 点 ，实现了考虑阻力的两阶段轨迹优化。从优化结 果看 ，虽然两阶段最优规划方法比单独的动力下降 段 最 优 规 划 可 以 节 省 更 多 燃 料 ，但 是 当 前 多 阶 段 最 优轨迹优化方法仅考虑了阻力的影响。事 实 上 ，由 于火箭倒飞时底阻较大，在气动减速段存在一定的 配 平 攻 角 ，火 箭 所 受 的 升 力 也 十 分 显 著 ，特别是当攻 角可由栅格舵调节时，升力也可控。这种情况下，过 程约束和优化结果产生很大的不同。

基于LQ反馈控制的火箭发动机推力智能控制研究近年来，随着人类探索宇宙的步伐不断加快，火箭技术的发展也越来越受到关注。

而火箭发动机的推力控制是火箭发射过程中非常重要的一环，它不仅决定了火箭的运行轨道，还对整个发射任务的成功与否产生了重大影响。

因此，对于火箭发动机推力的智能控制研究具有极其重要的意义。

众所周知，火箭发动机的推力调整需要依赖反馈控制系统。

目前，较为常见的反馈控制系统有PID控制和LQ控制。

而相对于PID反馈控制系统，基于LQ控制的反馈控制系统具有更好的调控精度和稳定性。

因此，在火箭发动机推力智能控制的研究中，LQ反馈控制被广泛应用。

LQ反馈控制中，L代表最小二乘，Q代表性能指标矩阵。

可以理解为，在控制系统中运用最小二乘优化算法，以达到控制指标最优的效果。

而控制指标则通过设置性能指标矩阵来进行具体的调控。

这种反馈控制方式，能够针对设定的阈值范围和误差要求，对火箭发动机的推力进行实时动态调整，并随时根据运行状况进行自适应修正，使得整个发动机的运行状态得到了较好的控制和保障。

同时，随着现代计算机技术的不断发展，LQ反馈控制加上机器学习的技术手段，可以实现功率、速率和位移等推力指标的高精度控制。

这种方法将大大提高火箭发动机推力控制的效率，并且能够更好地解决火箭发射中的一系列实际问题。

当然，LQ反馈控制虽然具有很多优点，但在应用中也面临一些挑战。

如何在不断变化的运行环境下保证LQ反馈控制的稳定性和实时性，如何根据实际需求和环境参数进行合理的性能优化配置，均是需要进一步探讨的问题。

总之，基于LQ反馈控制的火箭发动机推力智能控制研究具有非常重要的应用和研究价值。

未来，随着技术的不断进步，我们相信这种控制方法将能够逐步取代传统的PID反馈控制系统，为推进人类探索宇宙的脚步做出更加重要的贡献。

推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积； 不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。由于直接产 生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些 操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。因此，使用推力矢量技术是 解决设计矛盾的最佳选择。许多年来，美、俄等国作了大量的飞行试验，证明了利用推力矢量技术的确能达到预 定的目的。
控制途径
方式
比较
方式
推力矢量技术实现流场推力矢量控制有多种途径，目前研究的有以下方式： 1）喷流推力矢量控制 以气流经喷管扩散段的一个或多个喷射孔射入，强迫主气流附靠到喷射孔对侧的壁面上流动，从而产生侧向 力； 2）反流推力矢量控制 在喷管出口截面的外部加一个外套，形成反向流动的反流腔道，在需要主流偏转时，启动抽吸系统形成负压， 使主气流偏转产生侧向力； 3）机械/流体组合式推力矢量控制 在距喉道一段距离处，装有一个或多个长度相当于喉道直径15%-35%的可转动的小型气动调节片，由伺服机 构控制转动，并可在非矢量状态时缩进管壁，通过调节片的扰流使气流偏转，产生侧向力
后来的研究还表明，当飞机在飞行速度较低时，采用推力转向这种飞行控制装置是绝对有利的，速度大时， 代价要大些，但是从保证飞行控制有足够的安全裕度出发还是需要配备一些操纵面。
技术分类
技术分类
发展
70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机 的机动能力。1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研究，1990年3月，美国Rockwell公司、 Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证 飞机X-31出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过 失速机动能力(1,2)。

文、图 / 程峰要推力足够大，别说砖头能轻易飞上天，就连重达几十吨的火箭也可以飞到太空中。

在火箭发射时，我们仔细观察火箭发动机的喷管，就会发现喷管会出现轻微的摆动现象。

这个过程其实是火箭发动机通过喷管来调整战斗机的发动机有时也会采用这种能调节喷管方向的技术，称为“推它的发动机喷管非常特殊，由上下两片收敛片组成，通过控制两片收敛片，年的珠海战斗机进行了飞行表演，凭借独特的推力-10B使用的国产发动机所采用的推力矢量技术是我国特有的一种现代喷气式发动机尾部的喷管由一圈收敛片组成，通过控制收敛片的扩张与收缩，可以改变发动机喷管的直径，从◎◎F-22的发动机喷管◎◎歼-10B的发动机喷管和带转向功能的收敛片20知道了推力矢量技术能帮助飞机进行机动飞行，那么这一期我们用纸飞机来进行一次类似准备一张A5的白纸，也可以将后面的图纸打印或者复印出21沿虚线向右折。

沿虚线将像“>”部分向左折，压住刚刚折的两个角。

沿虚线向下折。

折过来的边还是和底边齐平，另一侧对称折。

沿收敛片根部向里折。

沿虚线将一个角往中间折。

黄色部分是飞机的天线，插入前面用美工刀划开的口子。

折过来的边和底边齐平，另一侧对称折。

折好后再压一下。

正反各折一次。

折过来的角对准中心线。

另一侧对称折。

将纸翻过来，对折。

沿虚线向下折。

再次打开，沿红色双实线修剪发动机喷管收敛片。

折好后复位。

22向上调整上收敛片，保持向上飞行。

的敛片微微往上调，再次将部朝上的姿态飞了出去。

方向的调整看来还是比较容易的。

时的纸飞机大不相同。

常规机翼的纸飞机，机翼两端的副翼可以给向左调整侧收敛片，向左飞行。

将上收敛片调整为一上一下，进行旋转飞行。

调整侧收敛片，平稳巡航。

23X-17 纸飞机立体结构图机炮进气口驾驶舱天线收敛片航行灯发动机喷管本纸飞机图纸经作者授权供《百科探秘》杂志使用，未经作者授权严禁用于其他商业用途。

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火箭原理与推力火箭是一种利用推力原理进行运动的航天器。

其工作原理是通过大量燃烧物质产生的气体喷射出来，从而产生反作用力推动火箭的前进。

火箭的推进系统由发动机、燃料、氧化剂以及喷口等组成。

一、火箭发动机火箭发动机是火箭推进系统的核心部分。

它主要由燃料和氧化剂的混合燃烧产生的高温高压气体驱动。

常见的火箭发动机有化学火箭发动机和核火箭发动机。

1. 化学火箭发动机化学火箭发动机利用燃料和氧化剂的化学反应产生推力。

常见的燃料有液体燃料和固体燃料。

液体燃料一般由液氢、液氧、液氮、甲烷等组成，固体燃料则由固体推进剂和粘结剂组成。

2. 核火箭发动机核火箭发动机则是利用核反应产生的高温高压气体来推动火箭。

其核反应可以分为核聚变和核裂变两种方式。

核聚变是将轻核聚变成重核释放巨大能量，而核裂变是将重核分裂成两个较轻的核释放能量。

二、推力的产生推力是火箭运动的基础，它遵循牛顿第三定律，即“作用力与反作用力大小相等、方向相反且共线”。

火箭发动机燃烧产生的高温高压气体通过火箭喷口排出，气体喷射的反向力就是推力。

推力的大小取决于燃烧产生的气体质量流速和喷口的面积。

火箭推力的计算公式为：F = Δm * Ve其中，F为推力，Δm为单位时间内喷出的气体质量，Ve为喷出气体的速度。

根据公式可知，要增加推力，可以通过增加喷出气体的质量或者增加喷射速度来实现。

三、推力的改变为了控制火箭的运动，需要能够改变推力的大小和方向。

推力的大小可以通过调节喷口的面积来实现，面积越大推力越大。

推力的方向可以通过喷口的指向来调整，喷口倾斜时，推力会有一个水平分量。

推力矢量可以分为三个方向的分量：前进分量、上升分量和横向分量。

火箭通过调整推力矢量的方向和大小来实现各种运动。

例如，当火箭需要上升时，增大上升分量的推力；当需要调整方向时，调整横向分量的推力。

四、火箭的运动火箭的运动包括垂直升空、轨道运行和姿态调整等。

在火箭垂直升空的过程中，推力与重力平衡，火箭逐渐脱离地球引力进入轨道。

火箭行业火箭发动机研发方案第1章研究背景与意义 (3)1.1 火箭发动机发展概述 (3)1.2 研究目的与意义 (3)第2章火箭发动机类型及选型依据 (4)2.1 火箭发动机类型介绍 (4)2.2 火箭发动机选型依据 (4)2.3 选型结果分析 (5)第3章研发团队与资源配置 (5)3.1 研发团队组织结构 (5)3.1.1 项目管理层 (5)3.1.2 技术研发层 (5)3.1.3 支持部门 (5)3.2 人力资源配置 (5)3.2.1 人员数量 (5)3.2.2 人员素质 (6)3.3 设备与经费预算 (6)3.3.1 设备预算 (6)3.3.2 经费预算 (6)第4章火箭发动机研发关键技术及难点分析 (6)4.1 火箭发动机关键技术 (6)4.1.1 燃烧稳定性技术 (6)4.1.2 推力矢量控制技术 (7)4.1.3 高温材料技术 (7)4.1.4 高效冷却技术 (7)4.1.5 燃料与氧化剂选择及储存技术 (7)4.2 技术难点分析 (7)4.2.1 燃烧稳定性控制 (7)4.2.2 推力矢量控制精度 (7)4.2.3 高温材料研发与应用 (7)4.2.4 冷却技术的优化 (7)4.2.5 燃料与氧化剂储存技术 (7)4.3 解决方案探讨 (8)4.3.1 燃烧稳定性技术 (8)4.3.2 推力矢量控制技术 (8)4.3.3 高温材料技术 (8)4.3.4 高效冷却技术 (8)4.3.5 燃料与氧化剂储存技术 (8)第5章燃料与氧化剂的选择与优化 (8)5.1 燃料与氧化剂种类及特性 (8)5.1.1 燃料种类及特性 (8)5.1.2 氧化剂种类及特性 (8)5.2.1 燃烧功能 (8)5.2.2 热力学功能 (9)5.2.3 储存和运输功能 (9)5.2.4 成本和可获得性 (9)5.3 燃料与氧化剂组合方案 (9)5.3.1 液氢/液氧组合 (9)5.3.2 煤油/液氧组合 (9)5.3.3 液态甲烷/液氧组合 (9)5.3.4 过氧化氢/煤油组合 (9)5.3.5 硝酸/煤油组合 (9)第6章火箭发动机设计与仿真 (9)6.1 设计理论与方法 (10)6.2 参数设计与优化 (10)6.3 仿真分析与验证 (10)第7章火箭发动机制造与装配 (10)7.1 制造工艺与材料 (10)7.1.1 制造工艺 (10)7.1.2 材料选择 (11)7.2 装配精度与质量控制 (11)7.2.1 装配精度 (11)7.2.2 质量控制 (11)7.3 制造与装配过程中的问题及解决方案 (11)7.3.1 制造过程中的问题及解决方案 (11)7.3.2 装配过程中的问题及解决方案 (12)第8章火箭发动机试验与测试 (12)8.1 试验目的与要求 (12)8.1.1 试验目的 (12)8.1.2 试验要求 (12)8.2 测试设备与方案 (12)8.2.1 测试设备 (12)8.2.2 测试方案 (12)8.3 数据处理与分析 (13)8.3.1 数据处理 (13)8.3.2 数据分析 (13)第9章火箭发动机功能评估与优化 (13)9.1 功能指标体系 (13)9.1.1 推力功能指标 (13)9.1.2 燃烧效率指标 (13)9.1.3 结构与可靠性指标 (13)9.1.4 可维护性指标 (14)9.1.5 环境适应性指标 (14)9.2 评估方法与流程 (14)9.2.1 评估方法 (14)9.3 功能优化方案 (14)9.3.1 推力功能优化 (14)9.3.2 燃烧效率优化 (14)9.3.3 结构与可靠性优化 (15)9.3.4 可维护性优化 (15)9.3.5 环境适应性优化 (15)第10章研发成果转化与市场推广 (15)10.1 研发成果总结 (15)10.2 技术转化与产业化 (15)10.2.1 技术转化 (15)10.2.2 产业化 (15)10.3 市场分析与推广策略 (16)10.3.1 市场分析 (16)10.3.2 推广策略 (16)第1章研究背景与意义1.1 火箭发动机发展概述火箭发动机作为航天飞行器推进系统的核心部分，其技术水平直接关系到火箭功能和航天任务的成败。

燃气舵和空气舵的差别，在于作用的介质不同：燃气舵位于导弹尾部发动 机之后，通过改变发动机燃气流来产生改变导弹飞行姿态的侧向控制力；空气 舵则位于弹体表面，通过改变空气气流来产生改变导弹飞行姿态的侧向控制力。 燃气舵最早主要应用于弹道导弹上，因为弹道导弹通常是要飞出大气层的， 而在大气层外没有空气介质的情况下，只能使用燃气舵来作控制舵面。
1 仅在有推力时工 作 2 不论有无空气都 工作 3 与速度无关，产 生对应推力的横 向力 改变推进方向，取得横向推 4 可以取大攻角急 动力 回转
引言
采用推力矢量控制TVC（thrust vector control）机构的理由： ① 有意改变飞行轨道或弹道； ② 使飞行器旋转或改变姿态； ③ 修正与预订弹道或姿态的偏差； ④ 修正固定喷管的推力偏心。
燃气片
喷管 潜射导弹
叶片在喷管出口面上移动，部分遮住 喷管出口面积。在喷管扩张段内产生气流 分离和激波，形成不对称的压力分布。从 而产生侧向控制力。通过控制叶片在燃气 中的停留时间来调节侧向控制力的大小。
单喷管TVC机构
3.在扩张喷管的侧面喷入流体，使超声速排气 气流不对称。（ 二次注射TVC）
TVC子系统要在在硬 件上与飞行器连接， 安装在发动机喷管上
TVC接口
具体的接口类型 进出飞行器控制器和动力源的点接口 与作动器紧固件的机械连接 测量推力轴线或作动器位置的传感器

设计特点 便于开展ＴＶＣ系统试验 易于检测和维修 有助于承受高震荡环境
作动器
概念：作动器是实施振动主动控制的关键 部件，是主动控制系统的重要环节。作动 器的作用是按照确定的控制律对控制对象 施加控制力 TVC作动器可以采用液压的、气动的、机电 的，并通常含有位置传感器。

推力矢量技术
宇航学院 ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ11513 班 姓名 学号 张海征 11151078
2014 年 6 月 11 日
摘要
叙述了推力矢量控制的概念、技术分类、发展过程以及应用，说明了
推力矢量控制的重要性， 推力矢量控制是未来战斗机提高敏捷性和获得过失速机 动的重要手段。 介绍了目前世界上航空发达的国家推力矢量控制和推力矢量喷管 的发展现状和趋势， 采用推力矢量控制和推力矢量喷管后使飞机所获得的效益和 面临的问题。 关键词：推力矢量 推力矢量控制 推力矢量应用
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从 1993 年 11 月－1994 年年底， 在 X-31 与 F-18 之间进行了一系列的模拟空 战，在 X-31 飞机不使用推力矢量技术与 F/A-18 飞机同向并行开始空中格斗的情 况下，16 次交战中 F-18 赢了 12 次；而在 X-31 使用推力矢量技术时 66 次交战 X-31 赢了 64 次。此外，美国在 F-14 和 F-18 上分别安装燃气舵进行了试验。
2 推力矢量控制的方案
2.1 机械式的推力矢量喷管
2.1.1 燃气舵方案 一般来说，燃气舵方案是在飞机的机尾罩外侧加装 3 或 4 块可作向内、向外 径向转动的尾板，靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量。这种 方案的特点是发动机无需做任何改装，适于在现役飞机上进行试验。其优点是结 构简单，成本较低，作为试验研究有一定价值。但有较大的死重和外廓尺寸，推 力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，所以它仅是发展推力矢量 技术的一种试验验证方案。 2.1.2 二元矢量喷管 二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转， 使飞机能在俯仰和 偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。 二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管 的种类有：二元收敛－扩散喷管（2DCDN） 、纯膨胀斜坡喷管（SERN） 、二元楔体 式喷管（2DWN） 、滑动喉道式喷管（STVN）和球面收敛调节片喷管（SCFN）等。 通过研究证实，二元矢量喷管易于实现推力矢量化。在 80 年代末，美国两架预 研战斗机 YF-22/F119 和 YF-23/F120 均采用了这种矢量喷管。二元矢量喷管的缺 点是结构比较笨重，内流特性较差。

详解固体火箭发动机控制了太空，谁就控制了地球！谁控制了太空，谁就控制了未来！固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质（能源和工质）作为推进剂。

固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动导弹向前飞行。

固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。

固体推进剂配方各种组分的混合物可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸。

壳体直接用作燃烧室。

喷管用于超音速排出燃气，产生推力；喷管组件还要有推力矢量控制（TVC）系统来控制导弹的飞行姿势。

点火装置在点火指令控制下解除安全保险并点燃发火药产生高温高压火焰用于点燃壳体内的推进剂。

固体发动机的水平与复合材料工业和高分子化学材料工业的科技水平密不可分，可以说是一个国家科技水平的缩影。

固体火箭发动机结构图（潜入式全轴柔性摆动喷管）中、远程以上的固体弹道导弹通常由两级以上火箭发动机和前端系统（包括仪器舱、弹头、整流罩等）构成。

为了给弹头提供较为精确的关机点速度，有些末级固体发动机（如美国的民兵3导弹的第三级和我国巨浪-1的第二级）的前封头装有推力终止装置，接到关机指令，推力终止孔打开进行反向喷射，燃烧室迅速泄压，火焰熄灭，推力也就终止了，同时反向喷射提供了末级分离的推力；先进的弹道导弹（如美国的三叉戟C4/D5，法国的M4/M45/M51）则采用优化控制飞行弹道和姿势（即所谓能量管理）使推进剂耗尽关机的方法。

分导式多弹头（MIRV）导弹除多个主级发动机外还有一个末助推级（PBV，又称弹头母舱，由姿控系统、仪器舱及弹头支承/释放平台构成，一些先进单弹头导弹也有PBV），姿控发动机精确调整速度和姿势并逐个投放多弹头和诱饵对多个目标实施打击。

专利名称：一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法
专利类型：发明专利
发明人：朱浩,俞南嘉,曹彬彬,张源俊,鞠梦贤
申请号：CN201710686220.8
申请日：20170811
公开号：CN107642436A
公开日：
20180130
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开一种适用于矢量控制的固液火箭发动机结构及方法，在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器；上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。

本发明中，机械机构设计质量轻、寿命长，适用于长时间工作；且喷射气体在喷管喷出，提高发动机性能并且减少了推力调节引起的比冲损失。

申请人：北京航空航天大学
地址：100191 北京市海淀区学院路37号
国籍：CN
代理机构：北京永创新实专利事务所
代理人：周长琪
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航空航天工程师的火箭发动机与推进系统航空航天工程师是现代科技发展中至关重要的一环，他们负责设计、开发和测试各种航天器以及相关的技术系统。

在此职业中，火箭发动机和推进系统被认为是最核心的关键技术之一。

本文将探讨航空航天工程师在火箭发动机和推进系统领域的工作。

一、火箭发动机的工作原理及分类火箭发动机是航空航天工程中最重要的组成部分之一。

它们通过燃烧推进剂和氧化剂来产生高温、高压的气体，并将其排出以产生巨大的推力。

火箭发动机可以根据燃料类型、喷管形式和工作原理等方面进行分类。

1. 燃料类型火箭发动机的燃料种类多种多样，包括固体燃料、液体燃料和混合燃料。

固体燃料火箭发动机通常由固体燃料和氧化剂的混合物组成，具有简单、可靠的特点。

液体燃料火箭发动机则由液态燃料和氧化剂通过管道输送并混合燃烧，其优势在于可调节推力和重复使用。

2. 喷管形式火箭发动机的喷管形式可以分为多洛佩特喷管和康迪罗夫喷管。

多洛佩特喷管是目前最常见的一种形式，利用燃气的加速作用产生向前的推力。

康迪罗夫喷管是一种逆流式喷管，它通过将燃气朝向发动机喷管反流，产生更高的喷射速度和推力。

3. 工作原理火箭发动机根据工作原理可以分为化学火箭发动机和核子火箭发动机。

化学火箭发动机通过燃烧化学燃料产生气体推力，常用于近地轨道载人飞行和卫星发射。

核子火箭发动机则利用核反应产生推力，其优势在于能够提供更高的推力和更长的持续时间。

二、推进系统的设计与性能推进系统是航空航天工程中的另一核心领域，它包括了火箭发动机、推进剂供给和控制系统等部分。

推进系统的设计需要考虑多个因素，如推进剂性能、飞行任务要求和结构强度等。

1. 推进剂性能推进剂是推进系统的关键组成部分，其性能直接影响到火箭的推力和效率。

常用的推进剂有液氧-液氢组合和液氧-煤油组合。

液氧-液氢推进剂具有高比冲和低排放特点，适用于航天器长时间的太空任务。

液氧-煤油推进剂则是一种经济实用的选择，适用于近地轨道任务。

H—2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制
张振华;孙广勃
【期刊名称】《中国航天》
【年(卷),期】1994(000)010
【总页数】3页(P43-45)
【作者】张振华;孙广勃
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V435.23
【相关文献】
1.某固体火箭发动机推力向量控制系统接头接触性能分析 [J], 刘文芝;戴美魁;韦广梅;赵永忠
2.固体火箭发动机推力向量控制系统动力学计算 [J], 刘文芝;张春林;张乃仁;赵永忠
3.固体火箭发动机推力向量控制系统动态性能分析 [J], 刘文芝;张春林;张乃仁;赵永忠
4.1159kN推力混合式火箭助推器研制状况 [J], 许军民;杨瑞亭
5.固体火箭发动机推力向量控制系统评述 [J], 林飞;王根彬
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3.2 热力学基本方程
（1）一维定常等熵流动的基本方程 • 能量方程（对于绝热流动） 1 2 2 hx h y (v 2 y v x ) C p (Tx T y ) h v / 2 常数 2
固体火箭冲压发动机的特点
(1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：600~1200s; (2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。 固体火箭冲压发动机的应用 主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）, 欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。
冲压发动机模式： Ma>3
按结构布局分为：串联式布局和并联式布局
串联式布局的TBCC
并联式布局的TBCC
特点
利用空气中的氧，能自主起飞和着陆，飞行轨迹灵活
潜在用途
轨道飞行器的第一级动力系统 低成本高速飞行试验平台的动力系统 高速侦察机的动力系统 高速巡航导弹的动力系统
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
一种典型的RBCC方案
1.4.3涡轮基组合循环发动机（TBCC） TBCC(Turbine Based Combined Cycle) 定义：将涡轮或涡扇发动机和冲压发动机组合起来形成 的具有多种工作模式的发动机。
涡轮或涡扇发动机模式：起飞或加速段，Ma≤3
1.4 组合发动机
发动机之间优势互补，进一步提高性能
充分利用空气中的氧气，降低动力装置 的质量，提高有效载荷
比冲与飞行马赫数的关系
单一类型的发动机无法满足要求
空天飞机：飞行高度0~60km以上， 马赫数10以上 单级入轨飞行器（SSTO)

火箭游动发动机的增益伺服控制算法
刘慧;李博伟;王建军
【期刊名称】《液压与气动》
【年(卷),期】2024(48)5
【摘要】现役火箭游动发动机配套的电液伺服机构具有结构高集成化、大摆角行程的特点,其与发动机组成的推力矢量控制系统具有较大非线性,传统的控制方法容易出现大摆角下发散抖动现象。

为解决上述问题,同时满足火箭对推力矢量系统的快速性要求,提高系统可靠性,建立其推力矢量伺服控制模型,分析出易抖动的原因,并提出了变增益PID与陷波函数补偿的复合数字控制方法。

仿真与试验结果均表明,该控制方法有效地抑制了电液伺服机构的非线性因素对系统稳定性的影响,最小稳定裕度提高5~7 dB。

【总页数】7页(P62-68)
【作者】刘慧;李博伟;王建军
【作者单位】北京精密机电控制设备研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TH137;TB553
【相关文献】
1.火箭游动发动机伺服控制中的摩擦阻尼特性研究
2.RBCC发动机火箭推力增益之探讨
3.液体火箭发动机自锁定机电伺服机构
4.伺服机构状态对火箭发动机环境试验的影响
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