流体推力矢量技术_宋亚飞
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图 6 同向流矢量控制原理
激波矢量控制法研究了 8 个喷管方案，喉道偏移法 研究了射流偏航推力矢量喷管和凹槽空腔喷管方 案，还对逆向流矢量控制的性能进行了研究。这些 试验都是在 JETF（ Jet Exit Test Facility） 上进行的， 没有外流。JETF 试验装置是缩比的室内试验平台， 它以压缩空气为主要工质，也可利用含有固相颗粒 的燃气进行两相流试验，该装置主要用于没有外流 干扰下的发动机内流场仿真。
LaRC 的 Kenrick A Waithe 等人［2］在 JETF 上以 二维收敛扩张喷管为对象对激波矢量控制进行了试 验研究，研究了在不同喷管落压比（ NPR） 和次流压 比（ SPR） 的条件下喷管的推力矢量角、推力系数以 及内流场的变化情况，结果表明： SPR 一定时随着 NPR 的增加斜激波向喷管下游移动，矢量角变小， 当激波位置不变时，矢量角也不再改变； 随着 SPR 的增加，激波强度也越来越大，推力矢量角增大， 而且 SPR 对推力矢量的影响要大于 NPR，推力系数 与 NPR 和 SPR 都呈正相关的关系。
推进技术
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流体推力矢量技术
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宋亚飞 高 峰 何至林
摘 要 推力矢量技术是提升导弹性能的关键技术。 流体推力矢量技术作为一项全新的推力矢量技术，具有传 统机械调节式矢量喷管无法比拟的优点。简要介绍了推力 矢量技术的原理和应用情况，着重论述了流体推力矢量技 术原理、实现方式以及研究现状。
图 7 二维收敛扩张喷管模型
该中心研究人员 Jeffrey D F［3-4］等人在 JETF 上 对双喉道矢量喷管（ 即凹槽空腔喷管） 进行试验，得 出了试验喷管获得最大推力偏转角的条件： NPR 为 4，凹腔长度（ 即两喉道间距离） 为 7． 62 cm，射流入 射角为 150°，最大推力偏转角为 15°。Jeffrey D F 还 在 JETF 上研究了逆流矢量控制喷管在非设计点的 工作性能，首次运用推力和力矩的应变协调关系测 试逆流推力矢量喷管的力学性能。在不同 NPR（ 3． 5 ～ 10． 0） 条件下分别进行了试验，试验结果表明： NPR = 8 时，喷管效率最高； 在没有附壁效应时，射 流缝的高度变小和吸气环减小都会引起喷管效率的
飞航导弹 2010 年第 11 期
推进技术
图 3 喉道偏移矢量控制
且不降低推力系数。 3） 逆流矢量控制 逆流矢量控制是在主喷管外表面加一层外套喷
管，把外套喷管与原有喷管之间的空间隔成上下左 右几部分，形成二次流动的腔道（ 如图 5 所示） ，需 要对喷管 主 流 进 行 控 制 时，启 动 抽 吸 系 统 （ 负 压 源） ，在外套管内产生逆向二次流，逆向二次流之 间的剪切边界层和主流的相互作用使原喷管出口的 压力分布不均—逆向二次流处的压力降低，主流向 二次流方向偏转，从而达到矢量控制的目的。逆流 剪切边界层呈现出比同向流剪切边界层更强的湍流 特性，更易与主流混合，这是实现逆流矢量控制的 关键。逆流剪切边界层的这种性质还可以有效改善 喷管出口环境（ 降噪、降温、减少射流散射等） 。实 验证明，该方案只需少量的二次气流即可实现推力 矢量，在矢量角为 14 ° ～ 16 °时，抽吸二次流的流 量仅为主流的 1% ～ 2% ，抽吸负压仅为 10 kPa ～ 30 kPa。逆流矢量控制的一个主要问题是在一定条 件下，主流有可能出现附体（ 即主流撞击到外套喷 管壁 面 上） ，附 体 后 不 太 容 易 从 壁 面 脱 离 （ 滞 后 性） 。这将会在很大程度上削弱推力矢量控制效率。 另外，为了不给发动机主喷管带来太大的附加重量 和阻力，外套喷管和吸气缝的尺寸要保持在一定范 围。
喉道偏移法 （ Throat Skewing，TS） 、逆流矢量控制 （ Counter-flow） 和同向流矢量控制（ Co-flow） 。
1） 激波矢量控制 激波矢量控制是通过在喷管扩张段一侧引入二 次射流，当主流流过该处时产生斜激波，从而使主 流方向改变得到需要的矢量角（ 如图 2 所示） 。法向 力的主要部分是射流边界层上游分离区的高压所产 生的侧向力。该方法能够获得较大的矢量角，对典 型的激波矢量控制方法，推力矢量效率可以达到每 引射 1% 的二次流流量就可以产生 3． 3 °的矢量角； 推力系数的范围为 0． 86 ～ 0． 94。激波矢量控制的主 要缺点是推力损失较大，由于它的矢量角是通过在 喷管超声速段形成激波使主流偏移而产生，因此， 必然存在比较大的激波损失。此外，为了获得大的 矢量角，喷管的扩张角度必须也要相应增大，这样 在非矢量状态下喷管气流又会出现较大的过膨胀损 失。
目前，推力矢量控制技术已发展成为一项专门 技术，推力矢量控制系统种类繁多。使用较多的是 机械式推力矢量喷管，机械式推力矢量控制大都采 用液压或机械作动部件。这些复杂的作动部件和结 构增加了 系 统 复 杂 性，使 发 动 机 质 量 增 加 成 本 提 高，系统可靠性下降。
固体发动机应用范围的不断扩大和军事需求的 不断增加都对推力矢量控制系统提出了越来越苛刻 的要求。在提高发动机性能且增加功能的同时，保 持其较低质量和造价并提高可靠性，将是推力矢量 控制技术未来的发展方向之一。流体推力矢量技术
图 4 双喉道喷管
推力，同时实现流量控制和推力矢量控制。喉道偏 移技术对需要提供多轴推力矢量控制的几何形状固 定的喷管来说是一个高效并且有效的方法。尽管该 方法有了一定的发展，但到目前为止该方法产生的 推力矢量角也只适用于比较小范围的操纵控制。喉 道偏移方案的推力系数较激波操纵方案的高，但单 位二次流量所产生的矢量角却较激波操纵方案小。 喉道 偏 移 方 法 的 推 力 系 数 范 围 可 以 达 到 0． 94 ～ 0． 98，推力矢量效率可以达到每引射 1% 的二次流 就可以产生 2 ° 的矢量角。为了克服喉道偏移法推 力矢量效 率 低 的 缺 点，目 前 普 遍 采 用 双 喉 道 喷 管 （ 如图 4 所示） ，实验表明，采用双喉道偏移法可以 比传统的喉道偏移方案获得更大的推力矢量效率， 飞航导弹 2010 年第 11 期
实践证明，机械调节式推力矢量喷管可以大大 提高导弹的控制效率，但这种方式通过喷管、喷管 调节片或折流板转向控制产生推力矢量，使发动机 质量增加成本提高。复杂的作动部件和结构增加了 系统复杂性，高温环境下运动部件增加，冷却要求 提高，系统可靠性下降。摆动喷管（ 含伺服机构） 需 要较大的安装空间，结构简单、技术相对成熟的阻 流致偏类（ 燃气舵、燃气浆、扰流片、偏流环） 推力 矢量控制系统，推力损失较大且有常值损失，舵面 烧蚀问题突出。显然，机械调节式推力矢量喷管已 不能满足现代空天战场对防空导弹超紧凑、高生存 力的设计要求，这就促进了流体矢量技术的发展。
图 1 海麻雀防空导弹燃气舵结构示意图
2 流体推力矢量技术 2． 1 原理及特点
流体推力矢量（ Fluidic Thrust Vectoring，FTV） 是通过二次流抽吸或注入使气流与气流之间相互作 用，迫使尾喷气流偏转来实现矢量推力。与传统的 机械式矢 量 喷 管 相 比，流 体 推 力 矢 量 喷 管 结 构 简 单，需要极少的活动部件，因此可以大大降低喷管 的成本和质量，且系统的可靠性、可维修性和使用 寿命都将得到极大的改善，还可改善导弹的隐身性 能。 2． 2 流体推力矢量的实现形式
关键词 推力矢量 流体推力矢量 二次流 研究现状
引言 现代空袭武器性能的不断提升和空天一体的趋
势都对防空导弹的性能提出了越来越高的要求。为 了在未来空天战场中取得优势，必须在新型防空导 弹的设计中采用相应的高新技术以提升其性能。推 力矢量控制技术作为导弹动力的核心和关键技术之 一，可以弥补空气动力控制在低速和高空状态下控 制性能低的缺点，提升导弹机动性和生存能力，从 而有效提升防空导弹的作战效能。
近几年，美 国 NASA 兰 利 研 究 中 心 （ Langley Research Center，LaRC） 对射流控制技术进行了大 量的 试 验 验 证 和 数 值 模 拟，积 累 了 大 量 的 资 料。 LaRC 的研究主要着眼于几何形状固定不变的喷管， LaRC 研究了 3 种有前途的流体推力矢量控制方法： 激波矢量控制法、喉道偏移法和逆向流法，其中， ·74·
本文 2010-பைடு நூலகம்7-13 收到，作者分别系空军工程大学硕士、副教授、硕士
飞航导弹 2010 年第 11 期
·71·
推进技术
等。20 世纪 40 年代德国就在 V-2 火箭的喷口处安 装可控折流片，实现推力可控。燃气舵是目前防空 导弹上最常用的推力矢量控制装置，如美国的海麻 雀、俄罗斯的 С-300 系列导弹均采用了该装置。
可以实现减重增效，降低成本，是较理想的高效推 力矢量技术，具有很大的发展潜力。
1 推力矢量控制技术 推力矢量控制（ Thrust Vector Control，TVC） 是
通过控制发动机尾喷流方向来控制导弹机动飞行， 可以补充或取代常规飞行控制面产生的气动力来对 飞行进行控制。其基本原理是： 当发动机的尾喷流 偏转时，其推力可分解为三 个 方 向 的 分 力—轴 向 力、侧向力和法向力，法向力和侧向力相对于导弹 质心分别产生偏航力矩和俯仰力矩，由于喷管离导 弹质心的距离较大，一个很小的推力偏转角就可以 产生足够大的力矩，从而实现对导弹的有效控制。 根据实现方法，推力矢量装置大致可分两类： 机械 调节式推力矢量控制和流体推力矢量控制。
图 5 逆流矢量控制
4） 同向流矢量控制 同向流推力矢量控制技术是切向注射二次气 流，利用 Coanda 附壁效应来使主气流产生推力矢 量。Coanda 效应是指： 当流体（ 水流或气流） 流过凸
·73·
推进技术
向流体的曲面时，由于涡流的作用使近壁面压强降 低，于是流体有一种离开原来流动方向而随着壁面 流动的趋势（ 如图 6 所示） 。主喷流为亚声速气流 时，同向流技术能够获得较好的推力矢量性能，由 于二次流与主流同向，也可产生推力，因此同向流 技术可以提高喷管推力效率。然而，同向流技术的 一个缺点是它对于高马赫数的主喷流效率会下降。
目前已得到成功使用的推力矢量技术主要是机 械调节式的。机械调节式推力矢量喷管是通过喷管 的调节片或折流板转向来使喷管尾流发生偏转产生 推力矢量，分为可动喷管和固定喷管两种矢量控制 系统。可动喷管推力矢量控制系统主要应用于运载 火箭和弹道式导弹上，它包括单独摆动喷管、柔性 喷管、轴承喷管、液浮喷管及转动喷管等类型，美 国的民兵-1 导弹的 1、2、3 级采用的就是铰链接头 摆动喷管，海神导弹的 1、2 级采用的是柔性喷管。 固定喷管推力矢量控制系统是指发动机喷管固定不 动，而在喷管扩张段或扩张段出口处安装能使燃气 射流偏转的装置，达到推力矢量控制的目的，其装 置包括燃气舵、偏流环、扰流片、摆帽、斜切圆筒
流体推力矢量控制的实现形式大致有四种基本 类型： 激波矢量控制（ Shock Vector Control，SVC） 、 ·72·
图 2 激波推力矢量控制
2） 喉道偏移法 喉道偏移法是以控制喷管喉道面积为基础的， 在喷管喉道垂直引入喷射二次流，使二次流与主流 相互作用从而改变主流的喉部形状和流通面积（ 如 图 3 所示） ，进而实现喉道调节和推力矢量控制： 如果在喉部附近引入对称的二次流，在喉道附近增 厚了边界层，可以控制有效喉道面积，降低了喉道 效率并且产生气动节流，实现流量调节； 如果在喉 部附近引入非对称的二次流，就可以使声速面在亚 声速区产生偏转，改变了流动方向从而产生了矢量
2． 3 研究现状 二次喷 射 推 力 矢 量 控 制 方 案 研 究 可 追 溯 到
1949 年，源于 Wctherbee A E 的工作，该技术的有 效性在 20 世纪 50 年代为试验研究所证实。20 世纪 六七十年代，液体二次喷射推力矢量控制技术在北 极星导弹、民兵导弹以及一些拦截弹上得到应用， 工作介质为氟利昂。液体二次喷射系统体积和质量 大，侧向比冲低，后被淘汰； 气体二次喷射以气体 为工质，效率高，受到各国普遍重视。另外，由于 二次射流控制在航空航天领域具有广泛的应用背 景，国内外采取试验研究和仿真研究相结合的方式 对其干扰机理和作为飞行器推力矢量控制手段的可 行性进行了详细探讨，取得了丰富研究成果。 2． 3． 1 试验研究进展
激波矢量控制法研究了 8 个喷管方案，喉道偏移法 研究了射流偏航推力矢量喷管和凹槽空腔喷管方 案，还对逆向流矢量控制的性能进行了研究。这些 试验都是在 JETF（ Jet Exit Test Facility） 上进行的， 没有外流。JETF 试验装置是缩比的室内试验平台， 它以压缩空气为主要工质，也可利用含有固相颗粒 的燃气进行两相流试验，该装置主要用于没有外流 干扰下的发动机内流场仿真。
LaRC 的 Kenrick A Waithe 等人［2］在 JETF 上以 二维收敛扩张喷管为对象对激波矢量控制进行了试 验研究，研究了在不同喷管落压比（ NPR） 和次流压 比（ SPR） 的条件下喷管的推力矢量角、推力系数以 及内流场的变化情况，结果表明： SPR 一定时随着 NPR 的增加斜激波向喷管下游移动，矢量角变小， 当激波位置不变时，矢量角也不再改变； 随着 SPR 的增加，激波强度也越来越大，推力矢量角增大， 而且 SPR 对推力矢量的影响要大于 NPR，推力系数 与 NPR 和 SPR 都呈正相关的关系。
推进技术
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流体推力矢量技术
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宋亚飞 高 峰 何至林
摘 要 推力矢量技术是提升导弹性能的关键技术。 流体推力矢量技术作为一项全新的推力矢量技术，具有传 统机械调节式矢量喷管无法比拟的优点。简要介绍了推力 矢量技术的原理和应用情况，着重论述了流体推力矢量技 术原理、实现方式以及研究现状。
图 7 二维收敛扩张喷管模型
该中心研究人员 Jeffrey D F［3-4］等人在 JETF 上 对双喉道矢量喷管（ 即凹槽空腔喷管） 进行试验，得 出了试验喷管获得最大推力偏转角的条件： NPR 为 4，凹腔长度（ 即两喉道间距离） 为 7． 62 cm，射流入 射角为 150°，最大推力偏转角为 15°。Jeffrey D F 还 在 JETF 上研究了逆流矢量控制喷管在非设计点的 工作性能，首次运用推力和力矩的应变协调关系测 试逆流推力矢量喷管的力学性能。在不同 NPR（ 3． 5 ～ 10． 0） 条件下分别进行了试验，试验结果表明： NPR = 8 时，喷管效率最高； 在没有附壁效应时，射 流缝的高度变小和吸气环减小都会引起喷管效率的
飞航导弹 2010 年第 11 期
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图 3 喉道偏移矢量控制
且不降低推力系数。 3） 逆流矢量控制 逆流矢量控制是在主喷管外表面加一层外套喷
管，把外套喷管与原有喷管之间的空间隔成上下左 右几部分，形成二次流动的腔道（ 如图 5 所示） ，需 要对喷管 主 流 进 行 控 制 时，启 动 抽 吸 系 统 （ 负 压 源） ，在外套管内产生逆向二次流，逆向二次流之 间的剪切边界层和主流的相互作用使原喷管出口的 压力分布不均—逆向二次流处的压力降低，主流向 二次流方向偏转，从而达到矢量控制的目的。逆流 剪切边界层呈现出比同向流剪切边界层更强的湍流 特性，更易与主流混合，这是实现逆流矢量控制的 关键。逆流剪切边界层的这种性质还可以有效改善 喷管出口环境（ 降噪、降温、减少射流散射等） 。实 验证明，该方案只需少量的二次气流即可实现推力 矢量，在矢量角为 14 ° ～ 16 °时，抽吸二次流的流 量仅为主流的 1% ～ 2% ，抽吸负压仅为 10 kPa ～ 30 kPa。逆流矢量控制的一个主要问题是在一定条 件下，主流有可能出现附体（ 即主流撞击到外套喷 管壁 面 上） ，附 体 后 不 太 容 易 从 壁 面 脱 离 （ 滞 后 性） 。这将会在很大程度上削弱推力矢量控制效率。 另外，为了不给发动机主喷管带来太大的附加重量 和阻力，外套喷管和吸气缝的尺寸要保持在一定范 围。
喉道偏移法 （ Throat Skewing，TS） 、逆流矢量控制 （ Counter-flow） 和同向流矢量控制（ Co-flow） 。
1） 激波矢量控制 激波矢量控制是通过在喷管扩张段一侧引入二 次射流，当主流流过该处时产生斜激波，从而使主 流方向改变得到需要的矢量角（ 如图 2 所示） 。法向 力的主要部分是射流边界层上游分离区的高压所产 生的侧向力。该方法能够获得较大的矢量角，对典 型的激波矢量控制方法，推力矢量效率可以达到每 引射 1% 的二次流流量就可以产生 3． 3 °的矢量角； 推力系数的范围为 0． 86 ～ 0． 94。激波矢量控制的主 要缺点是推力损失较大，由于它的矢量角是通过在 喷管超声速段形成激波使主流偏移而产生，因此， 必然存在比较大的激波损失。此外，为了获得大的 矢量角，喷管的扩张角度必须也要相应增大，这样 在非矢量状态下喷管气流又会出现较大的过膨胀损 失。
目前，推力矢量控制技术已发展成为一项专门 技术，推力矢量控制系统种类繁多。使用较多的是 机械式推力矢量喷管，机械式推力矢量控制大都采 用液压或机械作动部件。这些复杂的作动部件和结 构增加了 系 统 复 杂 性，使 发 动 机 质 量 增 加 成 本 提 高，系统可靠性下降。
固体发动机应用范围的不断扩大和军事需求的 不断增加都对推力矢量控制系统提出了越来越苛刻 的要求。在提高发动机性能且增加功能的同时，保 持其较低质量和造价并提高可靠性，将是推力矢量 控制技术未来的发展方向之一。流体推力矢量技术
图 4 双喉道喷管
推力，同时实现流量控制和推力矢量控制。喉道偏 移技术对需要提供多轴推力矢量控制的几何形状固 定的喷管来说是一个高效并且有效的方法。尽管该 方法有了一定的发展，但到目前为止该方法产生的 推力矢量角也只适用于比较小范围的操纵控制。喉 道偏移方案的推力系数较激波操纵方案的高，但单 位二次流量所产生的矢量角却较激波操纵方案小。 喉道 偏 移 方 法 的 推 力 系 数 范 围 可 以 达 到 0． 94 ～ 0． 98，推力矢量效率可以达到每引射 1% 的二次流 就可以产生 2 ° 的矢量角。为了克服喉道偏移法推 力矢量效 率 低 的 缺 点，目 前 普 遍 采 用 双 喉 道 喷 管 （ 如图 4 所示） ，实验表明，采用双喉道偏移法可以 比传统的喉道偏移方案获得更大的推力矢量效率， 飞航导弹 2010 年第 11 期
实践证明，机械调节式推力矢量喷管可以大大 提高导弹的控制效率，但这种方式通过喷管、喷管 调节片或折流板转向控制产生推力矢量，使发动机 质量增加成本提高。复杂的作动部件和结构增加了 系统复杂性，高温环境下运动部件增加，冷却要求 提高，系统可靠性下降。摆动喷管（ 含伺服机构） 需 要较大的安装空间，结构简单、技术相对成熟的阻 流致偏类（ 燃气舵、燃气浆、扰流片、偏流环） 推力 矢量控制系统，推力损失较大且有常值损失，舵面 烧蚀问题突出。显然，机械调节式推力矢量喷管已 不能满足现代空天战场对防空导弹超紧凑、高生存 力的设计要求，这就促进了流体矢量技术的发展。
图 1 海麻雀防空导弹燃气舵结构示意图
2 流体推力矢量技术 2． 1 原理及特点
流体推力矢量（ Fluidic Thrust Vectoring，FTV） 是通过二次流抽吸或注入使气流与气流之间相互作 用，迫使尾喷气流偏转来实现矢量推力。与传统的 机械式矢 量 喷 管 相 比，流 体 推 力 矢 量 喷 管 结 构 简 单，需要极少的活动部件，因此可以大大降低喷管 的成本和质量，且系统的可靠性、可维修性和使用 寿命都将得到极大的改善，还可改善导弹的隐身性 能。 2． 2 流体推力矢量的实现形式
关键词 推力矢量 流体推力矢量 二次流 研究现状
引言 现代空袭武器性能的不断提升和空天一体的趋
势都对防空导弹的性能提出了越来越高的要求。为 了在未来空天战场中取得优势，必须在新型防空导 弹的设计中采用相应的高新技术以提升其性能。推 力矢量控制技术作为导弹动力的核心和关键技术之 一，可以弥补空气动力控制在低速和高空状态下控 制性能低的缺点，提升导弹机动性和生存能力，从 而有效提升防空导弹的作战效能。
近几年，美 国 NASA 兰 利 研 究 中 心 （ Langley Research Center，LaRC） 对射流控制技术进行了大 量的 试 验 验 证 和 数 值 模 拟，积 累 了 大 量 的 资 料。 LaRC 的研究主要着眼于几何形状固定不变的喷管， LaRC 研究了 3 种有前途的流体推力矢量控制方法： 激波矢量控制法、喉道偏移法和逆向流法，其中， ·74·
本文 2010-பைடு நூலகம்7-13 收到，作者分别系空军工程大学硕士、副教授、硕士
飞航导弹 2010 年第 11 期
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推进技术
等。20 世纪 40 年代德国就在 V-2 火箭的喷口处安 装可控折流片，实现推力可控。燃气舵是目前防空 导弹上最常用的推力矢量控制装置，如美国的海麻 雀、俄罗斯的 С-300 系列导弹均采用了该装置。
可以实现减重增效，降低成本，是较理想的高效推 力矢量技术，具有很大的发展潜力。
1 推力矢量控制技术 推力矢量控制（ Thrust Vector Control，TVC） 是
通过控制发动机尾喷流方向来控制导弹机动飞行， 可以补充或取代常规飞行控制面产生的气动力来对 飞行进行控制。其基本原理是： 当发动机的尾喷流 偏转时，其推力可分解为三 个 方 向 的 分 力—轴 向 力、侧向力和法向力，法向力和侧向力相对于导弹 质心分别产生偏航力矩和俯仰力矩，由于喷管离导 弹质心的距离较大，一个很小的推力偏转角就可以 产生足够大的力矩，从而实现对导弹的有效控制。 根据实现方法，推力矢量装置大致可分两类： 机械 调节式推力矢量控制和流体推力矢量控制。
图 5 逆流矢量控制
4） 同向流矢量控制 同向流推力矢量控制技术是切向注射二次气 流，利用 Coanda 附壁效应来使主气流产生推力矢 量。Coanda 效应是指： 当流体（ 水流或气流） 流过凸
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推进技术
向流体的曲面时，由于涡流的作用使近壁面压强降 低，于是流体有一种离开原来流动方向而随着壁面 流动的趋势（ 如图 6 所示） 。主喷流为亚声速气流 时，同向流技术能够获得较好的推力矢量性能，由 于二次流与主流同向，也可产生推力，因此同向流 技术可以提高喷管推力效率。然而，同向流技术的 一个缺点是它对于高马赫数的主喷流效率会下降。
目前已得到成功使用的推力矢量技术主要是机 械调节式的。机械调节式推力矢量喷管是通过喷管 的调节片或折流板转向来使喷管尾流发生偏转产生 推力矢量，分为可动喷管和固定喷管两种矢量控制 系统。可动喷管推力矢量控制系统主要应用于运载 火箭和弹道式导弹上，它包括单独摆动喷管、柔性 喷管、轴承喷管、液浮喷管及转动喷管等类型，美 国的民兵-1 导弹的 1、2、3 级采用的就是铰链接头 摆动喷管，海神导弹的 1、2 级采用的是柔性喷管。 固定喷管推力矢量控制系统是指发动机喷管固定不 动，而在喷管扩张段或扩张段出口处安装能使燃气 射流偏转的装置，达到推力矢量控制的目的，其装 置包括燃气舵、偏流环、扰流片、摆帽、斜切圆筒
流体推力矢量控制的实现形式大致有四种基本 类型： 激波矢量控制（ Shock Vector Control，SVC） 、 ·72·
图 2 激波推力矢量控制
2） 喉道偏移法 喉道偏移法是以控制喷管喉道面积为基础的， 在喷管喉道垂直引入喷射二次流，使二次流与主流 相互作用从而改变主流的喉部形状和流通面积（ 如 图 3 所示） ，进而实现喉道调节和推力矢量控制： 如果在喉部附近引入对称的二次流，在喉道附近增 厚了边界层，可以控制有效喉道面积，降低了喉道 效率并且产生气动节流，实现流量调节； 如果在喉 部附近引入非对称的二次流，就可以使声速面在亚 声速区产生偏转，改变了流动方向从而产生了矢量
2． 3 研究现状 二次喷 射 推 力 矢 量 控 制 方 案 研 究 可 追 溯 到
1949 年，源于 Wctherbee A E 的工作，该技术的有 效性在 20 世纪 50 年代为试验研究所证实。20 世纪 六七十年代，液体二次喷射推力矢量控制技术在北 极星导弹、民兵导弹以及一些拦截弹上得到应用， 工作介质为氟利昂。液体二次喷射系统体积和质量 大，侧向比冲低，后被淘汰； 气体二次喷射以气体 为工质，效率高，受到各国普遍重视。另外，由于 二次射流控制在航空航天领域具有广泛的应用背 景，国内外采取试验研究和仿真研究相结合的方式 对其干扰机理和作为飞行器推力矢量控制手段的可 行性进行了详细探讨，取得了丰富研究成果。 2． 3． 1 试验研究进展