1.2.2 推力矢量控制技术

为了改变导弹的飞行姿态，过去一般采用可动的空气动力舵面来产生控制导弹飞行姿态所需的控制力。但是，由于采用气动舵的方法是利用空气动力，必须避免失速，所以舵面和弹体所取的攻角有极限，而该极限限制了导弹的回转能力。而且，在高空和低速动压低的飞行条件下，空气动力舵面的控制效率很低，因此，对于进行低速飞行的战术导弹和在高空飞行的弹道导弹，舵面有时不能产生足够大的控制力[10]。在对导弹的灵活性要求越来越高的情况下，单一的空气动力舵面已经不能满足导弹等武器对机动性的要求[11]，因此推力矢量控制技术越来越多地应用于现代导弹等武器中。推力矢量控制是一种通过控制主推力相对弹轴的偏移产生改变飞行器方向所需力矩的控制技术。这种方法不依靠气动力，即使在高空、低速状态下仍可产生很大的控制力矩，正是因为推力矢量控制具有的这种气动控制不具备的优良特性，所以推力矢量控制技术在现代火箭、导弹等武器中得到了广泛应用[12,13]。

推力矢量控制按其实现推力偏向的手段不同大体可分成三类：可动喷管型、二次喷射型和机械导流板[10,14]。

（1）可动喷管型

可动喷管型是使喷管总体转向来改变推力的方向。其特征是利用喷管的转向来改变推力方向，虽无推力损失，但因必须密封，驱动喷管时的摩擦力较大，且因驱动部分质量大需要较大的传动装置，而且安装空间也很大。

（2）二次喷射型

二次喷射型是在喷管壁面上设置喷射口，利用在喷管内部喷入的二次喷射流（液体或气体）使内部产生激波来改变推力方向。该方式虽无推力损失，但必须有贮存喷射流体的贮箱，增大了安装空间。文献综述

（3）机械导流板[15]

机械导流板是通过驱动设置在喷管后部使气流偏向的导流板产生冲击波来改变推力方向。导流板相对气流形成阻力，有10%左右的推力损失，而且因直接接触高温气体，导流板材料的耐热性是个严峻的问题。不过其驱动装置质量较轻，传动装置可以小型化，而且安装空间小。

综上所述，可动喷管型和二次喷射型虽有质量大和体积大的缺点，但没有推力损失。而机械导流板方式在高温高压燃气流中没有摩耗问题，可供长时间工作的火箭发动机使用。

1.3 本文的主要研究内容

本文以300mm变推力火箭发动机为研究对象，进行了装药设计研究，并在此基础上，对变喉径、多喷管可控开闭火箭发动机的内弹道进行了计算分析。初步形成了可应用于工程设计的程序软件。具体研究内容主要有以下几个方面：

（1）固体火箭发动机装药设计：在确定采用星孔装药药型和自选复合推进剂的情况下，装药设计根据战术指标要求，选取合适型号的复合推进剂和相关系数，计算并确定星孔装药的装药外径、药柱长度、星角数、过渡圆弧半径、星根圆弧半径、特征长度、肉厚、星根半角、角分数等特征参数。

（2）星孔装药的燃烧面积和通气面积变化规律分析：在计算出星孔装药的基本特征参数后，按照星孔装药燃烧的星边消失前、星边消失后和余药燃烧三个阶段划分，对星孔装药的燃烧面积和通气面积进行计算，分析其变化规律。

（3）变喉径火箭发动机的内弹道计算：在星孔装药基本参数确定的前提下，本部分对变喉径发动机的内弹道特性进行了分析。发动机的喉径变化方式有：按时间段分级变化和线性变化两种，该部分用零维内弹道的计算方法，对这两种变化方式下的内弹道特性进行计算分析，得到压力和推力随时间的变化曲线。