火箭发动机——推力矢量控制
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（1）高温燃气阀门可以采用更新的碳—碳结构件 和现代绝热材料制造； （2）已研制了侵蚀性低、对喷管和阀门的腐蚀较 小的固体推进剂。
单喷管TVC机构
二次注射的优缺点：
优点： （1）无活动的执行原件，反映灵敏； （2）轴向推力不会损失，反而有所增大； （3）伺服系统功率小，重量轻。
缺点： （1）致偏能力小； （2）液体喷射趋于淘汰，燃气喷射未经验证。
作动 器又名激 振器，用 于进行动 力学试验， 是动力学 试验的出 力装置。 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。
机械
技术成熟 推力损失小
对作动器 要求较高
Biblioteka Baidu
阻碍 气流
作动力小 装置小
存在剥蚀 工作时间有限 推理损失较大
气体密封 推进剂软管 失稳、密封性、 耐压力、温度 疲劳寿命 低温下刚度大， 所需转矩大
引言
偏转主发动机的推力矢量 俯仰或偏航的控制力矩（单喷管TVC） 滚转力矩
？
两个以上回转舵或两个以上 单独铰接的喷管（多喷管或多推力室TVC）
返回
1. 通过机械方法使喷管或推力室偏转。 2. 将耐热可活动物体插入喷流，这些物体承受气动力 并使部分排气偏转。
3. 在扩张喷管的侧面喷入流体，使超声速排气气流不对称。 4. 采用独立的产生推力的装置，不属于通过喷管的主气流。
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。
第十章 推力矢量控制
推力矢量控制
10.1 引言 10.2 单喷管TVC机构 10.3 多推力室或多喷管的TVC 10.4 与飞行器的装配
引言
推力
火箭推进系统
力矩
气动控制 推力矢量控制
引言
引言
气动控制 1 不论有无推力都工 作 2 仅在有空气时工作 3 产生与速度的平方 成比例的推力 4 为控制失速，攻角 有上限急回转能力受 改变舵翼方向，取得气动控制 限 力 推力矢量控制
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。
方案
使用两台以上火箭发动机
使用具有两个以上作动喷管的单台发动机
典型的TVC方案 四个固定推力室的差动节流
飞行控制原理
四台推力室中两台进行节流，两台未节流，未节流的两台发动机 产生较大的推力给飞行器施加转矩
实现不同控制功能时节流发动机的分布情形
TVC与飞行器的装配
TVC系统的作动或运动由飞 行器指导与控制系统操纵 TVC系统的选择与 设计准则来源于飞 行器的需求
单喷管TVC机构
（4）采用独立的产生推力的装置，它不属于 通过喷管的主气流
（1）用于大推力发动机的铰接辅助推力室 （2）用于大发动机的涡轮排气偏转
可以转动的 辅助推力室
返回
多推力室或多喷管的TVC机构
滚转控制的实现条件
至少有两个单独的矢量喷管
四个固定的脉冲或变流量喷管
有两个燃气舵伸入单个喷管排气流中
（1）液体侧向喷射： 应用早，技术成熟，但趋于淘汰 (北极星、民兵3) （2）燃气侧向喷射： 机构质量轻，发动机性能损失小 但技术未经验证，困难在于耐 侵蚀的高温燃气阀门和低侵蚀的推进剂。
单喷管TVC机构
在相同的流量比下， 高温推进剂燃气侧 向喷射能提供更大 的侧向控制力
单喷管TVC机构
燃气喷射系统将可能实现：
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）
单喷管TVC机构
二次注射的优缺点：
优点： （1）无活动的执行原件，反映灵敏； （2）轴向推力不会损失，反而有所增大； （3）伺服系统功率小，重量轻。
缺点： （1）致偏能力小； （2）液体喷射趋于淘汰，燃气喷射未经验证。
作动 器又名激 振器，用 于进行动 力学试验， 是动力学 试验的出 力装置。 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。
机械
技术成熟 推力损失小
对作动器 要求较高
Biblioteka Baidu
阻碍 气流
作动力小 装置小
存在剥蚀 工作时间有限 推理损失较大
气体密封 推进剂软管 失稳、密封性、 耐压力、温度 疲劳寿命 低温下刚度大， 所需转矩大
引言
偏转主发动机的推力矢量 俯仰或偏航的控制力矩（单喷管TVC） 滚转力矩
？
两个以上回转舵或两个以上 单独铰接的喷管（多喷管或多推力室TVC）
返回
1. 通过机械方法使喷管或推力室偏转。 2. 将耐热可活动物体插入喷流，这些物体承受气动力 并使部分排气偏转。
3. 在扩张喷管的侧面喷入流体，使超声速排气气流不对称。 4. 采用独立的产生推力的装置，不属于通过喷管的主气流。
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。
第十章 推力矢量控制
推力矢量控制
10.1 引言 10.2 单喷管TVC机构 10.3 多推力室或多喷管的TVC 10.4 与飞行器的装配
引言
推力
火箭推进系统
力矩
气动控制 推力矢量控制
引言
引言
气动控制 1 不论有无推力都工 作 2 仅在有空气时工作 3 产生与速度的平方 成比例的推力 4 为控制失速，攻角 有上限急回转能力受 改变舵翼方向，取得气动控制 限 力 推力矢量控制
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。
方案
使用两台以上火箭发动机
使用具有两个以上作动喷管的单台发动机
典型的TVC方案 四个固定推力室的差动节流
飞行控制原理
四台推力室中两台进行节流，两台未节流，未节流的两台发动机 产生较大的推力给飞行器施加转矩
实现不同控制功能时节流发动机的分布情形
TVC与飞行器的装配
TVC系统的作动或运动由飞 行器指导与控制系统操纵 TVC系统的选择与 设计准则来源于飞 行器的需求
单喷管TVC机构
（4）采用独立的产生推力的装置，它不属于 通过喷管的主气流
（1）用于大推力发动机的铰接辅助推力室 （2）用于大发动机的涡轮排气偏转
可以转动的 辅助推力室
返回
多推力室或多喷管的TVC机构
滚转控制的实现条件
至少有两个单独的矢量喷管
四个固定的脉冲或变流量喷管
有两个燃气舵伸入单个喷管排气流中
（1）液体侧向喷射： 应用早，技术成熟，但趋于淘汰 (北极星、民兵3) （2）燃气侧向喷射： 机构质量轻，发动机性能损失小 但技术未经验证，困难在于耐 侵蚀的高温燃气阀门和低侵蚀的推进剂。
单喷管TVC机构
在相同的流量比下， 高温推进剂燃气侧 向喷射能提供更大 的侧向控制力
单喷管TVC机构
燃气喷射系统将可能实现：
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）