火箭发动机——推力矢量控制
火箭科普小知识单选题100道及答案解析
火箭科普小知识单选题100道及答案解析1. 火箭最早起源于哪个国家？（）A. 中国B. 美国C. 苏联D. 德国答案：A解析：火箭最早起源于中国，古代的火箭技术为现代火箭的发展奠定了基础。
2. 以下哪种不是火箭的推进剂？（）A. 液氢B. 液氧C. 煤炭D. 固体燃料答案：C解析：煤炭不能作为火箭的推进剂，液氢、液氧和固体燃料是常见的火箭推进剂。
3. 火箭进入太空的速度至少要达到多少？（）A. 7.9 千米/秒B. 11.2 千米/秒C. 16.7 千米/秒D. 30 千米/秒答案：A解析：第一宇宙速度是7.9 千米/秒，火箭达到这个速度才能环绕地球飞行。
4. 火箭的飞行原理基于（）A. 牛顿第一定律B. 牛顿第二定律C. 牛顿第三定律D. 能量守恒定律答案：C解析：火箭的飞行原理是基于牛顿第三定律，即作用力与反作用力定律。
5. 现代火箭大多采用哪种级数？（）A. 单级B. 两级C. 三级D. 四级及以上答案：C解析：现代火箭大多采用三级，以满足不同的任务需求。
6. 以下哪个不是火箭发射场的必备设施？（）A. 发射塔B. 控制中心C. 飞机跑道D. 燃料储存库答案：C解析：飞机跑道不是火箭发射场的必备设施。
7. 火箭在大气层中飞行时，哪种阻力最大？（）A. 摩擦阻力B. 压差阻力C. 诱导阻力D. 干扰阻力答案：A解析：在大气层中，火箭飞行时摩擦阻力最大。
8. 以下哪种材料常用于火箭的外壳？（）A. 钢铁B. 铝合金C. 钛合金D. 塑料答案：C解析：钛合金具有高强度、耐高温等特性，常用于火箭外壳。
9. 火箭发动机的推力大小主要取决于（）A. 燃料燃烧速度B. 喷管面积C. 燃料质量D. 燃烧温度答案：B解析：火箭发动机的推力大小主要取决于喷管面积。
10. 最早实现载人航天飞行的火箭是（）A. 东方号B. 土星五号C. 长征二号D. 联盟号答案：A解析：苏联的“东方号”火箭最早实现了载人航天飞行。
某固体火箭发动机推力向量控制系统接头接触性能分析
（． 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
液体火箭摇摆发动机推力矢量控制特性负载台等效试验技术研究
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
航天飞行器的动力系统控制方法
航天飞行器的动力系统控制方法航天飞行器的动力系统是实现航天器运行的关键部分，它负责提供动力以推动航天器在宇宙空间中进行飞行任务。
为了保证航天飞行器的安全与稳定，动力系统的控制方法显得尤为重要。
本文将介绍几种常见的航天飞行器动力系统控制方法，包括推进系统控制、姿态控制和能源管理。
一、推进系统控制推进系统是航天飞行器动力系统中最为重要的部分，能够为航天器提供推力。
而推进系统的控制旨在确保航天器能够实现预定的轨道和速度。
目前，常见的航天飞行器推进系统控制方法包括推进剂供给控制、推进剂喷射控制和推力矢量控制。
1.推进剂供给控制：推进剂供给控制主要涉及推进剂的储存与供给，以保证推力系统能够获得足够的推进剂。
在控制方法中，需要考虑推进剂的数量、储存所需的舱容、推进剂的供给速率等因素。
对于液体火箭，需要控制好燃料和氧化剂的供给比例；对于固体火箭，需要控制燃烧速率和燃料的供给方式。
推进剂供给控制方法直接影响到航天器的飞行性能和安全性。
2.推进剂喷射控制：推进剂喷射控制是指通过控制喷嘴的方向和喷射速度来改变推力的方向和大小。
在航天器的任务中，经常需要调整飞行器的速度和位置。
通过控制推进剂的喷射，可以实现速度和位置的调整。
常见的方法包括喷嘴的转向控制、推进剂流量的调节和喷嘴的推力控制等。
3.推力矢量控制：推力矢量控制是指通过改变推进剂喷射方向来控制航天器的姿态和转向。
这种控制方法主要应用于具有多个喷嘴的航天器。
通过改变喷嘴的喷射方向和推力大小，可以实现航天器的姿态调整和转向控制。
推力矢量控制方法可以提高航天器的机动性，并适应复杂的任务需求。
二、姿态控制姿态控制是指控制航天器在空间中的方向和姿态，保持其稳定和准确的飞行状态。
航天器在宇宙空间中受到外部力的干扰，因此需要实现姿态的控制来保持其稳定性。
常见的姿态控制方法包括惯性导航控制、星敏感器控制和陀螺控制。
1.惯性导航控制：惯性导航控制是通过利用陀螺仪和加速度计等装置来检测航天器的姿态和方向。
垂直发射快速转弯气动力_推力矢量控制研究
( a 25 + a 26K z ) a 34 -
( a 35 + a 36K z ) a 24 a 22 a 34 + a 24
- ( a 2 5 + a 26 K z ) ( a 35 + a 36K z ) a 24 - ( a 2 5 + a 2 6K z ) a 34
( 西北工业大学 航天学院, 陕西 西安 710072)
Ξ
摘 要: 研究战术导弹垂直发射快速转弯复合控制技术。 针对气动力 �推力矢量复合控制技术, 提出 了战术导弹垂直发射程序转弯方案; 建立了导弹的气动力�推力矢量复合控制数学模型; 通过设计 线性组合的舵复合策略, 将系统由多输入2单输出, 转变为单入2单出系统; 设计了复合控制回路并 进行了回路分析 , 纵向回路频域特性分析表明, 系统具有良好的鲁棒性和动态特性; 最后通过弹道 的六自由度仿真, 验证了所设计的复合控制策略的可行性。 关 键 词: 战术导弹, 垂直发射, 快速转弯 , 气动力�推力矢量控制 中图分类号: V 2491122+ 2 文献标识码: A 文章编号: 100022758 (2009) 0120057 204 战术导弹垂直发射技术具有诸多优点, 如全方 位发射、 发射率高、 空中快速转弯、 贮弹量大、 结构简 单等 , 因此 , 从 20 世纪 60 年代开始 , 美英等国就开始 了对该项技术的研究 。 垂直发射的关键技术之一 是实现导弹的快速转弯。 初始转弯阶段 , 导弹空气舵 操纵效率低, 为达到快速对准和转弯的目的 , 必须引 入推力矢量技术, 实现复合控制。 目前国内外主要采 用推力矢量喷管、 扰流片和燃气舵机等推力矢量技 术[ 2, 3 ]。 气动力 �推力矢量复合控制是一种冗余控制, 空气舵和推力矢量舵的复合策略是研究的关键问题 之一。 文献 [4 ] 进行了气动�推力矢量控制面融合方 式研究, 分析了最小控制能量和链式递增 2 种典型 控制面融合方式的特点 , 结合实际应用上存在的问 题, 提出了一种新的融合控制方式 , 改善了气动舵面 振荡现象并且提高了实用性。 文献 [5 ] 针对碟形飞行 器变质量矩�推力矢量复合控制系统, 设计了非线性 函数分配和模糊分配 2 类复合控制分配策略 , 通过 仿真对 2 类控制分配策略进行了分析比较 , 并验证 了其可行性。 文献 [ 6] 提出了一种 “基础序列” 最优控 制分配算法, 并与直接分配、 动态广义逆分配方法进 行了比较。 以上方法均对控制系统及其质量提出了 较高要求 , 不利于工程实现。 本文针对燃气舵推力矢量机构 , 提出了战术导
西工大固体火箭发动机知识点精品总结
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。
工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。
工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。
缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。
二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。
F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。
把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。
2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。
3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度3.流量系数的倒数为特征速度C ∗,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。
4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。
当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。
5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。
确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。
6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。
确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。
运载火箭多学科优化设计考核试卷
四、判断题
1. ×
2. ×
3. √
4. ×
5. √
6. √
7. ×
8. √
9. ×
10. ×
五、主观题（参考）
1.运载火箭多学科优化设计的主要目标是提高火箭的性能、降低成本、增强可靠性。基本过程包括需求分析、设计优化、仿真验证和实验评估。
2.推力矢量控制通过改变喷嘴方向来调整推力方向，用于火箭的姿态控制和飞行轨迹调整。在火箭飞行中，推力矢量控制确保火箭稳定飞行和准确入轨。
A.网格搜索
B.遗传算法
C.线性规划
D.梯度下降
11.在运载火箭设计中，以下哪个因素对结构强度影响最大？（）
A.火箭直径
B.火箭高度
C.燃烧室压力
D.推力大小
12.下列哪种技术可用于降低运载火箭的制造成本？（）
A. 3D打印
B.焊接技术
C.超精密加工
D.高强度材料
13.运载火箭的发射窗口主要受以下哪个因素影响？（）
（）（）
4.在运载火箭的设计中，为了减小空气阻力和提高飞行稳定性，常常采用______形状的头部。
（）
5.运载火箭的______系统负责将燃料和氧化剂输送到发动机燃烧室。
（）
6.火箭发动机的喷嘴设计主要影响______和______。
（）（）
7.运载火箭在发射前需要进行______和______测试，以确保其性能和安全。
4.以下哪些技术可以用于提高运载火箭的运载效率？（）
A.空气动力优化
B.发动机效率提升
C.结构轻量化
D.电子设备升级
5.在运载火箭的多学科优化设计中，以下哪些方法可以用于减少计算量？（）
A.代理模型
H—2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制
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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变着花样飞——探索推力矢量喷管
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。
扫一扫获取高清图纸和手工视频X -17纸飞机图纸24。
火箭发动机——推力矢量控制
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。
火箭游动发动机的增益伺服控制算法
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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燃气二次喷射对推力矢量控制发动机内流场的影响
维普资讯
第 ３ 卷第 ６ ９ 期
２０ ０ ７年 １ ２月
南京航Fra bibliotek空航 天 大 学 学 报
Ｖ ｏ ． ９ Ｎ Ｏ．６ １３
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中 图 分 类 号 ： ３ ． Ｖ２ １ ３ 文献标识码 ： Ａ 文章 编 号 ：０ ５ ２ １ （ ０ ７ ０ — ７ ５ ０ １ ０— ６ ５２ ０ ）６０ ７－ ６
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推力矢量控制与推力矢量喷管
推力矢量控制与推力矢量喷管
高彦玺;金长江;肖业伦
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】1995(13)2
【摘要】叙述了推力矢量控制的分类、发展过程，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。
【总页数】6页(P1-5)
【关键词】推力矢量;推力矢量控制;推力矢量喷管;歼击机
【作者】高彦玺;金长江;肖业伦
【作者单位】北京航空航天大学
【正文语种】中文
【中图分类】V249.12
【相关文献】
1.一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管 [J], 靳宝林;郑永成
2.轴对称射流矢量喷管非矢量状态下推力特性研究 [J], 张群峰;吕志咏
3.F—15短距起落机动性技术验证机矢量推力／反推力喷管的飞行试验结果 [J],
王虎
4.三轴承推力矢量喷管推力性能试验研究 [J], 解亮;李庆林;张驰;盛超;杜寅威
5.双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究 [J], 王永寿
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火箭发动机推力矢量技术
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
5
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。
航空航天中的火箭发动机设计要点
航空航天中的火箭发动机设计要点在航空航天领域，火箭发动机是最关键的设备之一，它们驱动着航天器、导弹和火箭等载具飞向太空或其他目标。
火箭发动机设计的质量和性能直接影响着飞行器的安全性、效率和可靠性。
因此，在火箭发动机设计中需要注意以下要点。
1. 推进剂选择：火箭发动机需要在极端环境下工作，因此选择合适的推进剂至关重要。
目前常用的推进剂包括固体推进剂和液体推进剂。
固体推进剂具有简单的结构和可靠的性能，适用于短程导弹和小型火箭。
液体推进剂具有较高的比冲和可调的推力，适用于长程导弹和太空探测器。
2. 推力控制：火箭发动机在不同阶段需要不同的推力，因此需要设计推力控制系统。
常见的推力控制方法包括固体推力控制和液体推力控制。
固体推力控制通过装置来控制燃烧速度或改变燃烧面积，从而实现推力的调节。
液体推力控制则通过改变液体推进剂的流量或燃烧室内压力来调节推力。
3. 燃烧室设计：燃烧室是火箭发动机中最关键的部分，它承受着极高的温度和压力。
为了确保燃烧室的可靠性和性能，设计时需要考虑以下几个要点。
首先，需要选择合适的材料来抵抗高温和高压的环境，如使用高温合金或陶瓷材料。
其次，燃烧室的结构要足够坚固，以承受燃气的冲击和振动。
最后，需要设计合适的冷却系统来降低燃烧室的温度，以避免烧毁。
4. 稳定性分析：火箭发动机的稳定性对于飞行器的安全性至关重要。
在设计中，需要进行稳定性分析，确保火箭发动机在不同工况下能够稳定运行。
这包括考虑火箭发动机的重心位置、推进剂的喷出方向以及燃气的流动状况等因素。
通过优化设计，可以提高火箭发动机的稳定性和控制性能。
5. 冷却系统设计：火箭发动机在工作过程中会产生大量的热量，因此需要设计冷却系统来降低温度并保持发动机的正常运行。
常见的冷却方法包括液体冷却和气体冷却。
液体冷却通常使用燃料或氧化剂来冷却燃烧室壁面，而气体冷却则通过引入冷却剂来吸收热量。
冷却系统的设计需要考虑热量传递效率、冷却剂的供应和循环等因素。
一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管
一种有前途的推力矢量技术——流体推力矢量控制喷管
靳宝林;郑永成
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2000(000)004
【摘要】流体推力矢量控制技术是当前航空技术出现的一种全新概念的推力矢量技术，它最在的优越性是不需要机械运动件就能实施推力转向，概要地介绍了该技术的基本概念和工作原理，以及几种实施方案，简述了发展背景，并从情报信息角度尝试性地对其优缺点分析评价。
【总页数】6页(P52-57)
【作者】靳宝林;郑永成
【作者单位】中国航空工业沈阳发动机设计研究所,沈阳;中国航空工业沈阳发动机设计研究所,沈阳
【正文语种】中文
【中图分类】V235.15
【相关文献】
1.基于机电伺服系统的珠承喷管推力矢量控制技术研究
2.基于机电伺服系统的珠承喷管推力矢量控制技术研究
3.双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究
4.二元喷管射流推力矢量控制技术研究
5.推力矢量控制与推力矢量喷管
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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Βιβλιοθήκη 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。
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
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）
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。
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。
（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：
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
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
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。
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
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
（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。