可负担起的精确制导武器吸引力和需求的增长，造成了对新式低成本概念的飞行中快速机动系统的需要。于是就产生了姿态控制推进器系统（ACTS）或转向和姿态控制系统（DACS），也就是与飞行器飞行轴线正交安装的一系列单发、大推力、极短工作时间、脉冲式火箭发动机。通过改变飞行器的攻角，平移或转向飞行器，ACTS/DACS迅速导引到预定目标。由于这种姿态控制概念需要数百个火箭发动机阵列，因此需要相应的封装、控制和制造ACTS/DACS的全新解决方案。

太平洋科学高能材料公司（PSEMC）开发的一种解决方案，它利用了汽车行业的网络化发生器技术，结合了低成本，高性能的固体推进剂火箭发动机技术。

随着基于弹药（推进剂）的多级安全气囊，安全带预紧器和汽车传感器的不断普及，可以开发一种新的，高可靠性，以安全为主的低成本网络。控制器局域网（CAN）的可靠性和稳定性不足以允许对诸如安全气囊充气机及其传感器之类的人体安全关键设备利用该技术进行操作。最终，汽车制造商及其电子供应商开发了一种高可靠性，低成本的网络发生器控制系统和体系结构。

经过汽车行业的大量投入，该网络技术已经被采用并改进以用于航空航天的燃气发生器系统（包括ACTS/DACS）。该技术的商标名称是Smart Energetics Architecture（SEA™）。SEA™网络技术拥有广泛的自检测（BIT）能力，并且由于低电流，低功率运行而无需笨重的电缆和电池。

除了高可靠性，低成本SEA™网络技术外，还开发了低成本火箭发动机。火箭发动机使用低成本，无烟的推进剂，该推进剂在相对较低的燃烧室压力下工作。推进剂是自由装填形式，因此无需考虑壳体粘结和装药完整性。可以以各种几何形状制造装药，从而可以调整燃烧时间和推力曲线。使用微型SEA™网络发动机点火器的喷嘴式点火装置，无需使用沉重的头部点火器和匹配的笨重布线。

拦截弹转向和姿态控制系统通常使用按需供应的液体推进系统或持续燃烧的固体推进系统。转向发动机通常配置为四个发动机十字形布局，以提供平面内转向操纵能力。较小的姿态控制发动机用于稳定拦截弹并将其定向到其他转向平面中。液体推进系统使用自燃的双组元推进剂或催化性单组元推进剂，打开一个或两个发动机上的快速响应阀门后产生需要的推力。连续燃烧的固体推进系统通过使用高温气体分流阀，控制流向一台或两台发动机的流量来产生需要的推力。

图1: 用于大气层外拦截飞行器（EKV）的SEA™DAC

作为前述液体和固体推进系统的替代方案，讨论了SEA™网络化固体推进ACTS/DACS。SEA™系统（图1）提供了另一种低成本，高性能的解决方案，可满足拦截弹的机动需求。

背景

PSEMC利用公司的研发资助以及政府和行业合同，开发了ACTS/DACS技术。该技术可用于快速操控“智能”子弹，“智能”弹，战术导弹，巡航导弹，拦截弹，助推段拦截弹以及任何需要在大气层内外进行快速机动的飞行器。自2000年以来，PSEMC在网络控制系统，点火系统可靠性和火箭发动机性能方面取得了重大技术进步。

本文介绍了通用ACTS/DACS技术、设计和建模、演示和测试，及适用于拦截弹机动需求的ACTS/DACS概念的推进组件和系统。

ACTS/DACS概述

ACTS/DACS通常由智能总线控制器（SBC）、专有网络点火总线、智能烟火设备（SPDs）、火箭发动机组成，结构如图2至图4所示。SBC是飞行器和网络总线之间的命令接口。飞行器航空电子设备命令处理器通常通过高速链路与SBC通信，或者可以嵌入到飞行器控制电子设备中。

图2 网络结构

SBC允许点火装置或火箭发动机以任何顺序排列，包括同时或分批点火和顺序点火。典型的SBC如图3所示。

图3:智能总线控制器(SBC)

SBC通过专有网络点火总线与SPDs通信。出于安全原因，设备或火箭发动机的点火需要同时满足模拟和数字条件。通过循环冗余码（CRC）确保命令完整性。

每个火箭发动机都包含一个SPD，如图4所示，它可以为火箭发动机点火。点火能量在SPD当地存储，因此，当火箭发动机点火时，系统中不会出现浪涌电流。这种方法可以进行多次真正同时的点火，而无需大型专用电池。每个SPD都充当着网络收发器和高可靠性点火装置，布置在仅10毫米直径的单面电路板空间中。

图4:智能烟火剂装置（SPD)

通常，基于SEA™的设计比传统设计具有多个优势，传统设计使用中央点火单元，每个推进器使用一对导线。优点包括减小电池尺寸/重量（因为系统电池不需要直接提供点火电流），减少了布线和连接器的数量（因为SEA™总线消除了分散布线并且总线布线只携带低电流信号），并且自检测（BIT）功能可提供实时的发动机和系统运行状况。

创新的喷管贯穿式点火概念允许采用弹壳式装载设计方法，因此零件数量得以最小化，并且不需要单独的隔板式点火器。

图5所示的火箭发动机设计具有一个发动机壳体，焊接的喷管塞和SPD点火器。SPD点火器安装到喷管的沉孔中，在发动机点火后从喷管中弹出。

图5:智能火箭发动机

ACTS/DACS组件的材料选择基于当前的行业研究情况，旨在最小化飞行器质量并最大化脉冲。依靠先前的发动机制造经验，PSEMC还评估了低成本，大批量制造能力的设计。

PSEMC的内部电子开发能力旨在快速生产支持SEA™工作所需的硬件和软件。通过使用工程师员工和外部服务，能够从概念设计迅速过渡到系统生产。

完成此任务所需的技能包括软件工程，电路设计，建模，程序化逻辑设计，电力电子学以及了解电子器件与烟火器件的接口。使用的建模软件是p-Spice。通常，设计还需要满足对尺寸形状和重量的严格限制。这需要与机械设计尽早协调，还可能需要模型设计确保能够承受振动和加速度。概念设计完成后，将进行粗略布局，以验证所有零件都可以放入允许的封装中。

在进行初步机械设计的同时，内部构建了电气原型，并在原型上验证了软件操作。然后将设计布置到PCB布局，制造和组装。之后，设计工程师进行最终调试，并进行大量测试，以验证预期环境中的性能。

模拟板系统通常经过设计和制造，以允许客户软件集成测试并确保在交付飞行硬件之前进行正确的命令解码、BIT响应、诊断评估等。典型的模拟板控制器如图6所示。

图6:面包板控制器

表1:演示的ACTS/ DAC功能

由于ACTS/DACS的应用和要求范围很广，因此已经在广泛的操作和环境范围内对性能进行了测试和演示，如表1所示。

脉冲低至0.0005 N-s的智能火箭发动机以及高至100 N-s发动机均能点火。该脉冲范围涵盖了从大型大气层外拦截弹ACTS/ DACS到小型“智能”子弹的应用。由于独特的推进剂几何形状和配方，可轻松调整给定脉冲大小的燃烧时间和推力大小。可以根据应用量身定制单个发动机尺寸，以提供较大的推力、较短的工作时间或较小的推力、较长的工作时间。

像大多数ACTS/DACS应用中所要求的那样，不同发动机脉冲重复性很好。火箭发动机的点火延迟通常远小于1毫秒，对于给定的火箭发动机尺寸和配置，其可重复性非常好。

由于我们独特的发动机装药结构，-40℃冷发动机点火可在最小的脉冲衰减下进行。系统已经在10000g加速度和800g冲击条件下进行了飞行测试，没有任何不利影响。

如表2所示，ACTS/DACS技术目前已经成熟到TRL 5/6。近期的飞行测试将使该技术成熟度在2003年年中达到TRL 7。

表2:技术成熟度(TRL)

迄今为止的测试包括火箭发动机和电子设备的组件测试以及系统级的ACTS/DACS环境测试。火箭发动机的测试包括采用燃烧室压力（Pc）进行的热点火测试，推力和弹道摆脉冲测量。弹道摆数据与推力测量值计算出的脉冲有很好的相关性。

弹道中典型姿态控制推力器（ACT）的高速视频热点火序列如图7所示。注意，点火发生在200微秒之内，羽流在1.3毫秒之前完全建立，发动机机大约在5毫秒熄火。注意在第二和第三框图中可见结构良好的激波图。

记录所有发动机点火的高速视频数据，以评估喷管烧蚀性能，点火时间和燃烧时间，并作为弹道摆和力传感器数据的备份。

中烧:2.6 msec                              熄灭:    5.3 msec

图7:高速视频燃烧羽流序列

弹道摆如图8所示。高分辨率电位计用于测量角位移。根据角位移，可以计算摆组件的高度变化和所传递的脉冲。摆速以及压力传感器测量的力也可用来确定脉冲，并且它们之间的关系非常密切。

图8:弹道摆测量力、角度和速度

通过从已知高度（输入脉冲）放下已知质量的摆锤并测量输出冲量，可以简单地对弹道摆进行校准验证。校准值与计算值的偏差通常在1％以内。

火箭发动机是在位于加利福尼亚州巴伦西亚的PSEMC测试工厂制造和测试的。达到飞行要求的发动机可以在1小时内进行装载，焊接和测试，从而能够快速分析发动机的工作数据并进行尺寸调整和重新测试。

在一个典型的ACTS/DACS系统中发动机数量众多（超过100个），因此在发动机制造过程中采用了统计生产方法，配置控制和物料控制，以确保高可靠性。

仿真和材料对比研究

PSEMC做的系统仿真包括内弹道性能模型，热化学推进剂编程仿真，应力、热和流体有限元仿真，以及ACTS/DACS系统评估模型。PSEMC利用内部代码来进行系统评估和内弹道计算，使用热化学平衡程序（TEP）进行推进剂仿真，并使用Solidworks结合Cosmos进行FEA仿真。

内弹道代码用于确定喷管，壳体和推进剂药柱的尺寸（参见图9）。内弹道模型使用推进剂燃烧参数，压力和温度指数来确定质量流量和燃烧室压力。确定了喉部直径和药柱外形后，开始对发动机测试不断评估迭代。

图9:发动机内弹道模型

TEP推进剂理论性能对比如图10所示。PSEMC在其战术ACTS/DACS系统中使用了基于硝化纤维的推进剂（PSEMC PN 109030-2）。对于包括拦截弹在内的其他导弹武器，可以使用其他推进剂配方，例如基于LOVA和AP的推进剂。

图10:TEP理论推进剂性能

还进行了有限元分析（FEA）应力和热仿真，以确定工作期间的发动机壳体应力和温度。这些模型仿真对于成功运行至关重要，因为发动机壳体是经重量优化后的薄壁组件。图11展示了一个发动机壳体FEA应力仿真示例。

图11:发动机壳体有限元应力模型

还进行了发动机壳体材料替换，将发动机材料替换后的脉冲进行了对比（如图12和图13所示）。

图12:系统模型结果:系统质量与不同材料体系对比图

图13:系统模型结果:系统冲量于不同发动机壳体和喷管材料对比图

在一定的冲量大小下，使用高强度的增强纤维来缠绕发动机壳体很有优势。模型将对其进行计算并将用于权重分析。PSEMC具有单轴和多轴纤维缠绕能力。

为了支持各种飞行器的ACTS/DACS系统评估和性能研究，已经开发了多种模型。PSEMC的ACTS/DACS系统质量和结构模型是主要被采用的一种模型。模型的输入包括提供的冲量（或Delta V），最小/最大冲量比，系统几何尺寸（包括直径，长度和质量）以及其他相关信息。模型输出包括系统质量和发动机数量与火箭发动机冲量之间的关系，质量分数与冲量之间的关系，以及总体高度或直径与火箭发动机冲量之间的关系。图14，图15和图16显示了“典型”大气层外拦截弹评估模型的结果。

图14:系统模型结果:DACS质量与发动机冲量

图15:系统模型结果:DACS质量分数与发动机冲量

图16:系统模型结果:DACS发动机长度（直径不变）与发动机冲量

该系统模型使PSEMC能够快速确定尺寸，调整尺寸并支持客户进行替换研究和设计工作。系统模型已针对系统硬件进行了验证，并具有良好相关性。

SEA™在KV应用中的优势

如图15所示，将拦截弹应用替换为SEA DACS非常成功，并依靠发动机数量获得了高质量分数的推进系统。由于单个发动机位置是固定的（如图1和图17所示），拦截弹必须不定时地滚动或旋转以使得推力器到转向位置。其他可能的选择有绕着稳定的拦截弹旋转推进系统。在执行任务期间，通过点火成对的推力器可以精确地控制重心（CG）。由于发动机供应的冲量可重复，因此可以依次点火发动机对，以产生连续的同等推力。飞行器加速度大小也可以通过点火多个推力器对来改变和控制，以实现更大的加速。使用现有的液体或固体推进系统概念则无法实现此功能。

姿态控制可以通过较小的发动机组（参见图1和图17）或更传统的冷气系统来实现。

针对SEA™ DACS KV应用还进行了成本研究。由于是基于弹药的低成本制造方法，SEA™ KV推进系统的成本约为现有液体或连续燃烧固体系统成本的1/10。

图17:应用于EKV的SEA™DACS发动机组

总结

本文介绍了一般ACTS/DACS技术、设计和建模、演示和测试，及适用于拦截弹推进系统的ACTS/DACS概念的推进部件和系统。商业汽车工业技术的应用以及战术导弹、拦截弹、“智能”子弹、迫击炮和分布式弹药系统的设计，为ACTS/DACS技术奠定了基础。讨论了与硬件制造和测试有关的挑战。该领域未来的工作包括利用在该过程中吸取的经验教训，以更新和改进用于拦截弹应用的低成本、高性能DACS概念。

结论

PSEMC已成功展示了应用ACTS/DACS概念的“智能”网络控制固体火箭发动机技术的可行性。ACTS/DACS技术可用于快速控制“智能”子弹、“智能”弹、战术导弹、巡航导弹、拦截弹、助推级拦截弹以及任何用于内外大气层的需要快速机动的飞行器。基于SEA™的DACS成本约为传统液体或连续燃烧固体系统成本的1/10，并具有同等的转向和ACS性能。2002年和2003年计划的工作将使ACTS/DACS技术成熟度达到TRL 7。

(译自：AIAA 2003-4962，39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit 20-23 July 2003, Huntsville, Alabama，

LOW- COST, NETWORKED ATTITUDE CONTROL THRUSTER SYSTEM (ACTS)）