第十六章

第十六章推力矢量控制

火箭推进系统除了为飞行器提供推力外，还可以提供使飞行器转动的力矩，因此能控制飞行器的姿态和飞行轨道。通过本章下面将叙述的机构控制推力矢量的方向，可以挖制飞行器的俯仰、偏航和滚动运动。

所有化学推进系统都可配备有某种类型的推力矢量控制(TVC)机构。其中一些对固体、固液混合或液体推进系统都适用，们人多数机构只专门用丁某·一类推进系统。本章将叙述两类推力矢控制方案：①用于单喷管发动机的方案；②用于两个以上喷管的方案。

推力矢量控制只有在推进系统工作、产生排气喷流时才起作用。在飞行期间，当推 进系统不工.作、其TVC不起作用时，需要有另外的独立机构为飞行器供姿态和飞行轨道的控制。

气动安定面（固定的和可动的）用于控制飞行器在大气层内的飞行依然是很有效的，几乎所有的气象火箭、防空导弹和空面导弹都使用气动安定面。尽管气动控制面增加了一些阻力，但它们]在飞行器重量、转矩和操纵动力消耗等方面的效果是其他任何飞行控制方法难以比拟的。飞行器飞行控制也可以用单独的姿态控制推进系统来完成，如4.6、6.8和11.3节所述。在这种情况下，6个或更多的小型液体推力器（有单独的供应系统、单独挖制)在主发动机工作时、工作前或工作后为飞行器提供较小的力矩。

采用TV℃的理由是：①有意改变飞行轨道或弹道（如改变寻的导弹的飞行弹道方向)；②在动力飞行段使飞行器旋转或改变姿态；③在动力飞行段修正与预定弹道或姿态的偏差；④在主推进系统工作期间，当主推力矢量偏离飞行器重心时修正其固定喷管的推力偏心。

俯仰力矩是升高或降低飞行器鼻锥的力矩；偏航力矩使鼻锥横向偏转；滚动力矩绕着飞行器主轴施加（图16-1）。通常主发动机喷管推力矢量沿飞行器轴线方向并穿过器重心。因此，只要简单地偏转主发动机的推力矢量，就可以得到俯仰或偏航的控制力矩。然而，滚动控制通常要采用两个以上回转舵或两个以上单独铰接的推进系统喷管。

图16-1飞行器上的力矩

图16-2对用铰接推力室或喷管得到俯仰力矩作了解释。侧向力和俯仰力矩随推力矢量有效偏转角的正弦值变化。

图16-2施加在飞行器上的俯仰力矩为FLsinθ

16.1单喷管TVC机构

有许多不同的TVC机构已成功地得到了应用，文献16-1和16-2对其中一些作了描述。它们可以分为四类：

(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，它不属于通过喷管的主气流。

各类方法将在下面以及表16-1（各类之间用横线分开）作简要的描述。图16-3画出了几种TVC机构。这里给出的所有TVC方案均已在实际飞行器中使用过。

在较接或常平架方案中（铰接只允许绕一个轴转动，而常平架基本上是一万向接头），整个发动机支承在轴承上，因此推力矢量可以旋转。在转动角较小的情况下，这种方案的比冲损失很小，可以忽略，因而许多飞行器采用了这种方案。它需要一组推进剂软管（波纹管)，以使推进剂从飞行器贮箱流入可转动的发动机。航天飞机（图1-13）有两台装有常平架的摇摆轨道机动发动机。前苏联的-一些运载火箭采用了多台铰接推力室（图10-10示出了4台铰接推力室)，美国的许多飞行器则采用了常平架。

燃气舵是伸入火箭发动机固定喷管排气气流中的成对的耐热气动翼形表面，它们约
在55年前就开始使用了。燃气舵产生额外的阻力（比冲减小2%~5%，阻.力随舵偏角而增加)，舵材料会剥蚀。“二战”中的德国V-2导弹以及1991年伊拉克“飞毛腿”(Scud)导弹采用了石墨燃气舵。燃气舵的单喷管滚动控制优点通常胜过了其性能损失。

在“雷神”和早期的“宇宙神”导弹中使用了小型辅助推力室，其在主发动机工作时提供滚动控制。它们与主发动机的推进剂由同一供应系统供应。俄罗斯某些助推火箭仍在使用这种方案。

表16-1推力矢量控制机构

*L指用于液体火箭发动机，S指用于固体火箭发动机

通过喷管壁面的喷射孔向主气流实施二次流体喷射会在喷管扩张段中形成斜激波，造成主气流分布不对称，从而产生侧向推力。二次流体可以是贮存的液体，或是由单独燃气发生器产生的气体（气体温度需足够低，以便管道输送），或是从燃烧室直接抽取的气体，或喷射经催化反应的单组元推进剂。当偏转角较小时，这种方案的损失较低，但在力矩较大（大侧向力）时二次流体的变得非常大。这种方案已在少数大型固体火箭发动机中得到了应用，如“大力神ⅢC”和一种型号的“民兵”导弹。

在所有机械偏转方案中，可转动喷管是最有效的。它不会显著降低推力或比冲，在重量上与其他机械型方案相比也有优势。图16-3和16-4所示的柔性喷管是固体发动机常用的TVC机构。模压的多层支承面填料起到密封、传递载荷的支承面以及粘弹性曲面的作用。它利用球面形金属片之间的许多层叠的双层弯曲弹性（似橡胶的）层的变形来传递载荷、转动喷管方向。运载火箭和大型战略导弹中已使用了柔性密封喷管，其使用环境的温度极值适中。在低温下弹性体会变硬，作动力矩显著增大，需要更大的作动系统。图16-5画出了另一种柔性喷管，它采用了活动接头，用环形液压囊来传递载荷。此外它还采用了双密封以防止热燃气的泄漏，采用了各种绝热措施使结构温度低于93℃。

图16-3八种TVC机构的简要示意图。未画出作动器和具体结构。字母l表示用于液体火箭发动机，s表示用于固体火箭发动机

下面将详细地叙述两种常平架。图16-6画出了航天飞机主发动机(SSME)的常平架组件，它支承发动机的重量并传递推力。它有一个球窝万向接头，具有相互吻接的球面(凹面和凸面)。随着常平架组件的转动，这些表面出现滑动。在飞行器上安装发动机时采用了一些补偿衬套，以矫正推力矢量。表16-2列出了该常平架的一些设计特点和性能指标。其最大角运动实际上比工作时的偏转角大，以便适应不同的公差和对准。工作时的实际偏转角、对准公差、摩擦系数、角速度以及加速度通常比表中列出的最大值要小得多。

图16-4转动中心位置不同的两种柔性喷管支承方法。支承环用金属或塑料垫片制成，球面形曲而（白色）与多层模压橡胶层（黑条纹）连接在一·起。为清楚起见，图中只画出五层，许多柔性支承环有10~20层（经许可复制白文献16-1）

表16-2SSME常平架组件的特征与性能指标
资料来源：Rocketdyne。

表16-3和文献16-3给出了IUS固体火箭发动机喷管柔性支承环TVC作动系统的设计指标。该系统示于图11-3、图16-5以及表11-3中。该喷管有一种型号的最大偏转角为4°加上0.5°余地，另一种型号的额定偏转角为7.5°。它有两个电气冗余设计的、采用球形螺杆的机电作动器，两个位置指示电位计和一个为每个作动器提供驱动功率和控制信号的控制器。它采用脉宽调制(PWM)变频电机驱动，以在一定的功率和驱动力下减小尺寸和重量。此外，它还有一对闭锁机构，是故障安全装置，能在故障情况下将喷管锁定在固定的俯仰和偏航位置。

图16-5 上面级固体火箭发动机(IUS)的简化剖面图。发动机中有绝热碳碳复合材料喷管、绝热凯芙拉纤维缠绕壳体、发热点火器、前后应力释放框、充液支承环以及喷管中的弹性密封组件（允许推力矢量偏转4.5)。该发动机装填质量为22874lbf, HTPB推进剂21400lbf,燃尽质量为1360Ibf,发动机质量比为0.941，喷管喉部直径为6.48.面积比为63.8。发动机工作146s,平均室压651psi(最高886psi),平均推力44000lbf(最高60200lbf),有效高空比冲为295s。上图为发动机纵剖面，下图为喷管密封组件的局部放大剖面图。该发动机为图11-3所示的Orbus-6发动机的加大方案

装配时推力矢量的对准是一项必需的工作。在中性位置（无偏转，或许多飞行器中推力轴线与飞行器轴线重合)推力矢量通常应穿过飞行器重心。必须根据预定飞行器轴线对TVC机构的角度以及中心点位置进行对准或调整。通常认为喷管扩张段的几何中心线就是推力方向。图16-6中已示出了一种对准措施。对于小尺寸喷管，采用良好的测量装置可达到四分之一度、轴线偏移0.020in的对准精度。

图16-6SSME的常平架（波音公司Rockctdyne Propulsion and Power提供)

表16-3IUS固体火箱发动机TVC作动系统的设计指标

资料来源：经United Technologies Corp./Chemical Systems许可复制自文献16-3。

燃气片TVC系统具有较低的转矩，对小面积比喷管的飞行器而言它比较简单。当燃气片在气流中转到满角度时推力损失较大，然而当燃气片处于气流外的中性位置时损失为零。在大多数飞行中，燃气片角度的时间平均值很小，平均推力损失也就很小。燃气片的结构可以做得很紧凑，这种紧凑结构已成功地用于战术导弹。一个典型的例子是图16-7示出的“战斧”巡航导弹主椎火箭发动机的燃气片装置。在发动机15s的工作期间，独立作动的四个燃气片在发动机排气内外旋转。堵住16%喷管出口面积的一个燃气片能产生9°的推力矢量偏转角。最大偏转角为12°，燃气片的摆动速率很快(100°/s)。在一台自动积分控制器的控制下，燃气片通过四个小型线性推拉液压作动器与两台伺服阀驱动。动力由3000psi下贮存的高压氮气提供。气体由电爆阀门释放，以落压方式挤压窝油器。燃气片由钨制成，以尽量减小排气中固体颗粒造成的剥蚀。

图16-7燃气片组件的两视图、燃气片装配在“战斧”巡航导弹固体主推发动机喷管周围的环形圈空问内。紧靠喷管出口安装的液压作动器使燃气片在喷管排气内外旋转(TRW公司Space and Electronics Group提供)

射流偏转舵用于潜艇发射的导弹。推力损失大致与矢量角成正比。图16-3中示出
了这种机构，表16-1中也提到了。

二次流体喷射注入排气气流的TVC方案可追溯到1949年，它可归功于A.E.   Wetherbec, Jr.(美国专利号2943821)。液体喷射推力矢量控制(LITVC)从20世纪
60年代初开始应用于产品飞行器。情性流体（水）和活性流体（如肼或四氧化二氮）都曾使用过。虽然一些较老的飞行器上仍在使用活性液体的侧向喷射，但它需要增压的推进剂贮箱和供应系统。一般希望采用高密度的喷射液体，因为其贮箱相对较小，所需的增压质量较小。由于其他方案的性能更好，新的应用不太可能会选择液体喷射TVC。

从性能和结构上看，固体推进剂或液体推进剂燃烧产物的燃气喷射TVC(HGITVC) 方案具有先天性的吸引力。在过去，由于高温燃气阀门中材料的侵蚀，HGITVC没有用于实际产品。然而，现在有两个原因使高温燃气侧向喷射成为可行：

第一，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。文献16-4叙述了采用工作时间有限的高温燃气碳阀门的一个高温燃气系统。此外，冶金学的进展使得铼合金制造的高温燃气阀门的研制成为可能，铼合金是一种适合用于高温燃气阀门的高温金属。第二，已研制了侵蚀性低(AP、A12○3的含量低和/或氧化性气体成分较少)、对喷管和阀门的腐蚀较小的固体推进剂，这有助于高温燃气阀门和绝热的高温燃气导管在有限时间内的正常工作，但往往要牺牲推进系统的性能。实验高温燃气系统存在热变形、保持关键组件的温度足够低（防止破坏）等困难。

图16-8TVC喷管中各种侧向喷射流体的典型性能

无论是液体还是固体推进剂，高温燃气都可以从主燃烧室中抽出或由单独的燃气发生器产生。高温燃气阀门可用于：①控制高温燃气向大喷管的侧向喷射；②控制一系列小的固定喷管（类似于第四、六和十一章中叙述的小型姿态控制推力器）的脉冲流动。在液体推进剂发动机中，从推力室中混合比有意造成富燃的位置处抽取燃气是可行的，这样燃气温度就足够低（约1100℃），使HGITVC阀门和导管可以采用不冷却的金属件。

二次流体喷射进入超声速喷管主流而产生的总侧向力可以表示为两个分量：①与喷射流体动量有关的力；②喷管内壁面上的不平衡压力。第二项喷管内壁面不平衡压力是由激波、边界层分离、喷射流体和未扰动喷管气流之间的压差以及一次/二次燃烧反应(对于活性喷射流体)引起的。激波系的强度和喷管壁面之间的不平衡压力与许多变量有关，包括喷射流体的物性、是流体还是气体。在喷射活性流体的情况下，发生在喷射孔下游的燃烧产生的压力不平衡效应通常要比仅由流体蒸发产生的效应大。但是，从燃烧得到的好处取决于是否有足够高的化学反应速率以使反应区保持在喷射孔附近。图16-8画出了典型的惰性和活性流体以及高温燃气（固体推进剂燃烧产物）的TVC性能。这种推力比与质量流量比的关系曲线是性能比较时常用的参数形式。

16.2多推力室或多喷管的TVC

图16-3所示的各种方案都是为飞行器提供俯仰和偏航力矩的。滚动控制只有在以下情况才能进行：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。

已经研制并飞行了很多种使用两台以上的火箭发动机或有两个以上作动喷管的单台发动机的TVC方案。两台双向摇摆推力室或喷管用很小的差动偏转角就可提供滚动控制。对于俯仰或偏航控制，偏转角可能要更大一些，两个喷管的偏转角的大小和方向要相同。这也可以用四个铰接（参见图10-10）喷管或万向摇摆喷管来实现。图16-9画出了带四个可摇摆喷管的早期型号的“民兵”导弹主推器（第一级）火箭发动机。该发动机将在表11-3中描述。

图16-9早期型号的“民兵”导弹一级发动机简化视图。发动机采用复合推进剂，与壳体粘合。俯仰、偏航、滚动控制由四个摇摆喷管提供（资料来源：美国空军）

图16-10所示的差动节流方案没有常平架，且不采用图16-3所示的单喷管所使用
的任何方法。它有四台固定推力室，其轴线几乎与飞行器中心线平行，但与飞行器中心线拉开一定距离。选择四台推力室中的两台进行节流（一般推力只降低2%一15%）。

四个喷管可由同一供应系统供应，也可以是四台独立的、相同的火箭发动机。这种差动节流系统用于第三、八章所述的气动塞式火箭发动机，俄罗斯的一些运载火箭也采用了这种系统。

图16-10四个固定推力室的差动节流可实现飞行控制。在上面的简图中，斜纹喷管表示节流或低推力状态。未节流的发动机产生的较大的推力给飞行器施加了转矩。对于滚动控制，喷管稍微倾斜，各推力矢量不穿过飞行器重心

16.3试验

推力矢量控制系统的试验通常包括与推进系统和飞行器组装在一起时系统的作动。例如，航天飞机主发动机常平架可在飞行前作一些运动（发动机不点火）。典型的TVC系统验收试验系列（向发动机厂家交付前）有输入功率测定、偏转角精度测定、角速度或加速度测定、信号响应特性测量或过调限位的验证等。在极端温度环境、飞行器或推进系统产生的各种振动环境、温度循环和发动机点火冲击（高的瞬时加速度）条件下的工作能力考核也许属于鉴定试验的一部分。

与俯仰和偏航力短、主推力相比，侧向力和滚动力矩通常很小。对它们作精确的静态试验测量是很困难的，特别是在小矢量角度的情况下。为保证有效的测量，需要使用装有多个推力传感器和隔离装置的精确的多分量试验台。

16.4与飞行器的装配

TVC系统的作动或运动由飞行器制导和控制系统操纵（参见文献16-5），该系统测址飞行器的三维位置、速度矢量和旋转速率，并将它们与要求的位置、速度和转速比较。这两组参数之间的误差信号通过TVC控制器中的计算机变换为作动TVC系统的控制指令，直至误差信号降为零。飞行器计算机控制系统决定作动的时间、方向和偏转角的大小。包括伺服机构、动力源、监控/故障检测装置、带控制器的作动器以及运动补偿机构在内的系统是比较复杂的。

TVC系统的选择和设计准则来源于飞行器的需求，包括操纵力矩和操纵力的变化速率、飞行加速度、工作时间、性能损失、尺寸和重量限制、飞行器可用功率、可靠性、交付日程和费用。对于丁VC设计师，这些准则要转换成任务特性、偏转角、摆动角速率、功率要求、运动位置误差以及许多具体的飞行器/TVC接口和发动机/TVC接口等因素，此外还要考虑费用和交付进度。

具体的接口有进出飞行器控制器和动力源的电接点、与作动器紧固件的机械连接以及测量推力轴线或作动器位置的传感器。通常在设计上要采取便于开展TVC系统试验、易于检测和维修或有助于承受高振动环境的设计特点。通常TVC子系统要在硬件上与飞行器连接，它安装在发动机喷管上。这些组件的设计必须相互协调并通盘考虑。

文献6-1（液体火箭发动机TVC及其控制机构）和16-5讨论了喷管/TVC的接口。作动器可以采用液压的、气动的或机电的（导螺杆），通常含有位置传感器以将信号反馈给控制器。已经过验证的动力源有高压贮存冷气、电池组、燃气发生器产生的热气、由冷气或燃气发生器热气挤压的液压流体、来自飞行器的电源或液压动力以及来自独立的涡轮发电机（本身又由燃气发生器驱动）的电源或液压动力。最后一种用于工作时间长、功率高的应用场合，如文献16-6所述的航天飞机固体火箭助推器TV℃所用的动力装置。作动方案及其动力源的选择要考虑重量轻、性能损失小、控制简单、耐用、可靠、易装配、作动力与飞行器力矩之间的线性度好、费用低以及其他一些因素。若飞行器较小（如小型战术导弹），则要求频率响应较高。表16-3列出的响应主要应用于较大的航天器。有时TVC系统与可转动的气动控制面系统一体化设计，如文献16-7所述。

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