火箭发动机推力矢量技术
飞行力学第一章(1)
飞机飞行动力学
第一章 飞行器质心运动方程
• • • • • 绪论 1.1 作用在飞行器上的外力 1.2 飞行器的操纵概念 1.3 常用坐标系及其转换 1.4 飞行器的质心运动方程
绪论
为了研究飞行性能、飞行轨迹，常将飞行器视作质点。 须确定作用于飞机上的外力和导出飞机质心的运动方程. 外力： 飞机的重力W
xq cos( ) yq sin( ) sin( ) x p cos( ) yp
xq cos(xq , x p ) cos(xq , y p ) x p cos( y , x ) cos( y , y ) y q p q p q yp
（2）涡轮喷气发动机特性
1) 转速特性（油门特性）
H, V一定，T(Ta)、cf～n关系
T m(V j Vi )
n n
m ，V j
同时V j , T
T
T
T n3
c f.t
cf 取决于二者变化的相对 快慢
cf
c f.t喷气发动机的转速特性曲线
图1.25 两个矢量坐标轴系转换关系
oxp oxq cos
2. 平面坐标系各轴间的转换
假设有一矢量r，在两个原 点重合的坐标系中的分量 分别为(xp, yp)， (xq, yq) yp α yq r
xq x p cos( ) y p sin( ) yq x p sin( ) y p cos( )
1涡轮喷气发动机的工作状态续快慢取决于二者变化的相对转速特性油门特性转速特性油门特性ma关系makm可能在但对于加力状态11速度特性速度特性高限受涡轮前燃气温度允许值限制mama改善发动机热循环效率气温较慢且有利因素不存在气温不变11不变较快且km11km11高度特性高度特性其它空气喷气发动机涡轮风扇发动机推力表示式为内涵道和外涵道产生的推力n内涵道和外涵道产生的空气质量流量内涵道和外涵道的尾管喷气速度进入进气道的气流速度即飞行速度ejij2涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机特性常用折算功率表示折算功率w喷气反作用的推力n螺旋桨折算效率近似取08
固体火箭发动机设计
工作时间： tk ≤1.8 秒 工作温度：TH = -40℃~50℃ 燃烧室外径： DH ≤0.426 米，发动机总长： L ≤2.52 米 附加条件：选用一种推进剂，装药采用多根管状药柱，为确
保同温度下的推力在允许范围内，可采用更换喷管。
三、课程设计任务：
1 分析原始条件，确定设计方案，进行发动机结构设计
2．1 发动机结构形式 ............................................................................................ 5 2．2 推进剂及药型选择 ........................................................................................ 5 2．3 壳体材料 ........................................................................................................ 6 2．4 发动机主要设计参数选择 ............................................................................ 7 三、 发动机的装药设计： ..................................................................................... 9 3．1 药柱基本参数 ................................................................................................ 9 3．2 药柱尺寸的确定 .......................................................................................... 10 四、 发动机燃烧室设计 ....................................................................................... 12 4．1 燃烧室结构，材料以及尺寸 ...................................................................... 12 4．2 燃烧室应力分析以及强度校核 .................................................................. 15 五、 发动机喷管设计 ........................................................................................... 15 5．1 喷管的气动设计 .......................................................................................... 15 5．2 喷管壁厚 ...................................................................................................... 17 5．3 喷管的热防护 .............................................................................................. 17 5．4 喷管堵盖 ...................................................................................................... 17 六、 喉部设计及校验计算 ................................................................................... 18 6．1 设计喉部尺寸 dt .......................................................................................... 18 6．2 温度区间—喉衬尺寸 如下表示： ............................................................ 25 七、 内弹道计算 ................................................................................................... 25 7．1 内弹道计算基本方程 .................................................................................. 25
基于机电伺服技术的固体火箭发动机球窝喷管限位技术研究
基于机电伺服技术的固体火箭发动机球窝喷管限位技术研究作者：史晨虹陈晨徐志书杨金鹏潘龙来源：《机电信息》2020年第03期摘要：對采用机电伺服技术作为执行机构的固体火箭发动机球窝喷管的控制特性进行了研究，针对球窝喷管的技术特点，分析了球窝喷管的不同限位措施及其对系统整体特性的影响。
关键词：球窝喷管;机电伺服;推力矢量控制;限位0 引言球窝喷管作为当前应用广泛的先进矢量喷管之一（注：其他典型矢量控制技术包括柔性喷管及珠承喷管等），具有重量轻、结构简单、寿命长、可检测，环境适应性强（贮存、运输、冲击、振动、宽温度条件使用），轴向位移、摆心偏移小，利于精确控制，可逐台进行冷态高压性能检测，易于实现实物冷态仿真等优点[1]。
由于球窝喷管自身不具备零位附近锁定限位的能力，因此必须在系统设计中采取相应的措施，以实现喷管在运输等环节的零位附近锁定限位，避免发生喷管活动体因受重力影响，扩张段自然下垂造成的结构碰撞。
本文综合研究了采用机电伺服系统作为推力矢量控制执行机构的球窝喷管的不同零位限位措施的技术特点，分析了采用不同限位措施对系统整体特性的影响。
1 系统组成固体运载火箭推力矢量控制通常采用单喷管设计方案实现火箭的俯仰、偏航姿态控制，辅以栅格舵、全动舵或其他控制装置实现火箭的滚转姿态控制。
随着控制技术的不断进步，系统产品逐渐向紧凑型、集成化方向发展，基于机电伺服技术的球窝喷管推力矢量控制系统包括一套固体火箭发动机球窝喷管、两台机电作动器、一台伺服控制驱动器、一台伺服动力电源和一套伺服电缆网。
系统连接关系如图1所示。
2 球窝喷管的技术特点2.1 球窝喷管的结构组成与力矩特性球窝喷管是一种机械式全轴摆动的固体发动机喷管，包含固定体、活动体和球窝接头三个主要部分。
固定体采用金属法兰盘与发动机后封头相连接;活动体以互成90°的两个下支耳与伺服作动器相连接，在伺服作动器的作用下，依靠球窝接头阴、阳球面之间的滑动摩擦实现全轴摆动。
机械工程在航空航天领域的应用
机械工程在航空航天领域的应用航空航天领域一直是人类探索未知、追求进步的前沿阵地，而机械工程在其中发挥着举足轻重的作用。
从飞行器的设计制造到太空探索的各项任务，机械工程的技术和理念贯穿始终。
在飞行器的设计与制造过程中，机械工程的应用可谓是无所不在。
首先，结构设计是关键环节之一。
飞机和航天器需要具备高强度、轻量化的结构，以承受飞行中的各种载荷和极端环境。
机械工程师运用先进的材料科学和力学知识，设计出既坚固又轻巧的机体结构。
例如，采用碳纤维复合材料、钛合金等高性能材料，通过优化结构布局和形状，实现减重的同时保证足够的强度和刚度。
发动机是飞行器的核心部件，机械工程在这方面也有着重要贡献。
航空发动机内部的复杂结构和精密零部件，如涡轮叶片、压气机轮盘等，都需要经过精心设计和制造。
机械工程师运用流体力学、热力学等原理，优化发动机的燃烧过程、提高燃油效率，并确保其在高温、高压等恶劣条件下稳定运行。
同时，对于航天器的推进系统，如火箭发动机，机械工程也参与其中，从燃料喷射系统到推力矢量控制，都离不开机械工程的技术支持。
机械制造工艺在航空航天领域的要求极高。
为了保证零部件的精度和质量，常常采用先进的制造技术，如数控加工、电火花加工、激光加工等。
这些技术能够实现复杂形状的精确加工，满足飞行器对零部件高精度、高一致性的要求。
而且，在装配过程中，也需要严格的工艺控制和检测手段，以确保各个部件的配合精度和整体性能。
飞行控制系统是保障飞行器安全稳定飞行的关键，其中也包含了机械工程的元素。
例如，舵面的驱动机构、作动器等机械部件，需要具备快速响应、高精度控制的能力。
机械工程师通过设计合理的机械传动系统和执行机构，与电子控制系统协同工作，实现飞行器的姿态调整和航线控制。
在太空探索任务中，机械工程同样发挥着重要作用。
太空机器人的研发就是一个典型例子。
这些机器人需要具备灵活的关节运动、精确的操作能力，以便在太空环境中完成各种任务，如卫星维修、空间站建设等。
【国家自然科学基金】_推力矢量_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140801
推荐指数 2 2 2 2 2 2 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
2010年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31
2009年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44
科研热词 矢量控制 相变量模型 火箭发动机 推力纹波 推力矢量控制 塞式喷管 遗传算法 运动奇异性 边缘效应 边端效应补偿 轴对称推力矢量喷管 试验 表面式永磁电机 线性二次型调节器 空泡 磁场定向控制 矢量喷管 直线电机 直线永磁无刷直流电机 直线感应电机 直线感应牵引电机 滑行力 流量系数 法向力 永磁 水下超高速航行体 气流调节片 气动矢量角 模糊控制 模态分析 权系数 有限元 最优控制 推力矢量喷管 推力测量 推力 感应电机 动态响应 动力学模型 加速度 二次喷射 不确定运动 stewart机构 s-函数
2012年 序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28 29 30 31 32 33 34 35 36 37 38 39 40 41 42 43 44 45 46 47 48 49 50
科研热词 推荐指数 湍流模型 2 推力矢量 2 射流推力矢量 2 rans 2 鲁棒性 1 高高空浮空器 1 飞行控制 1 预测电压调制 1 近空间飞行器 1 运动建模 1 输入输出解耦 1 轻量化设计 1 轴对称矢量喷管 1 调节环 1 膨胀比 1 空间矢量脉宽调制 1 磁悬浮永磁直线同步电动机 1 矢量效率 1 矢量推力 1 直接推力控制 1 电弧放电 1 流动控制 1 永磁直线同步电机 1 气动舵面 1 欧拉矢量 1 斜激波 1 数控机床 1 数值模拟 1 收扩喷管 1 控制特性 1 拓扑优化 1 悬浮子系统 1 快速绕飞 1 微分theta-d最优控制器 1 尺寸优化 1 姿轨协同控制 1 复合控制 1 地壳形变 1 喷气流偏转 1 变质心控制 1 变化风场 1 参考框架 1 南美板块 1 加权广义逆（wgi） 1 分离流 1 全球定位系统 1 修正罗德里格参数 1 t-s模糊控制器 1 h∞鲁棒控制器 1 high-altitude aerostat, composite 1 control, weight
上海空间推进研究所
上海空间推进研究所上海空间推进研究所，简称上海空推所，是我国的一家专门研究航天推进技术的研究所。
成立于1958年，前身为中国空气动力研究所，是我国最早专门从事推进技术研究的单位之一。
1972年更名为上海空间推进研究所，专门负责研究航天器的推进系统。
上海空推所位于上海市松江区，占地面积约1200亩，拥有一流的科研设施和现代化的实验室。
研究所的主要研究方向包括火箭发动机、卫星推进系统、航天器姿态控制、推进系统控制和测试等多个领域。
所内拥有一大批高素质、高水平的科研人员，包括博士、硕士和工程师等。
在火箭发动机方面，上海空推所拥有丰富的研究经验和技术实力。
他们研发出了我国第一款液体燃料火箭发动机，推动了我国航天事业的发展。
目前，他们正在研究和开发新型的绿色推进剂和大型涡轮泵等关键技术，努力提升火箭的性能和可靠性。
在卫星推进系统方面，上海空推所致力于研发先进的推进系统和控制技术。
他们开发了多台小型卫星用的电推进系统，成功地应用在一些重要的卫星任务中。
同时，研究所还在开展新型推进系统的研究，如电磁推进系统和离子推进系统等，为我国卫星发展做出了积极贡献。
在航天器姿态控制方面，上海空推所积极开展研究，不断提升航天器的控制精度和稳定性。
他们研发了多种姿态控制器和推进系统，并成功应用在载人航天等重要任务中。
此外，研究所还在推力矢量控制等方面进行了深入研究，为我国航天器的姿态控制提供了技术支持。
推进系统控制和测试是上海空推所的另一个研究重点。
他们开发了一套先进的推进系统控制系统和测试设备，能够对火箭发动机和卫星推进系统进行精确控制和全面测试。
研究所还与其他航天研究机构和企业进行合作，共同开展推进系统的控制和测试方面的研究。
总之，上海空间推进研究所是我国航天推进技术的重要研究机构之一，他们在火箭发动机、卫星推进系统、航天器姿态控制、推进系统控制和测试等方面取得了卓越的成就。
通过持续不断的研究和创新，他们不仅为我国的航天事业做出了重要贡献，同时也为全球的航天技术发展做出了积极的贡献。
航空航天技术概论知识点及题
第一章1.什么是航空？什么是航天？航空与航天有何联系？答：航空是指载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动，必须具备空气介质；航天是指载人或不载人的航天器在地球大气层之外的航行活动，又称空间飞行或宇宙航行；航天不同于航空，航天器是在极高的真空宇宙空间以类似于自然天体的运动规律飞行。
但航天器的发射和回收都要经过大气层，这就使航空航天之间颤声了必然的联系。
尤其是水平降落的航天飞机和研究中的水平起降的空天飞机，它们的起飞和着陆过程与飞机的非常相似，兼有航空和航天的特点。
航空航天一词，既蕴藏了进行航空航天活动必须的科学，又饱含了研制航空航天飞行器所涉及的各种技术。
从科学技术的角度看，航空与航天之间是紧密联系的。
2.航空器是怎么分类的？各类航空器又如何细分？航空器在空中的飞行必须具备动力装置产生推力或拉力来克服前进的阻力。
根据产生升力的基本原理不同，航空器分为轻于(或等于)同体积空气的航空器和重于同体积空气的航空器两大类；轻于空气的航空器包括气球和飞艇，它们是早期出现的航空器。
重于空气的航空器有固定翼航空器、旋翼航空器、扑翼机和倾转旋翼机。
固定翼航空器又分为飞机和滑翔机。
旋翼航空器又分为直升机和旋翼机3.航天器是怎么分类的？各类航天器又如何细分？1航天器是指在地球大气层以外的宇宙空间，基本按照天体力学的规律运动的各类飞行器，又称空间飞行器，航天器分为无人航天器和载人航天器；2无人航天器可分为空间探测器和人造地球卫星，人造地球卫星按照卫星的用途，可分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。
空间探测器又可分为月球探测器、行星和行星际探测器载人航天器可分为载人飞船、空间站、航天飞机和空天飞机。
4.战斗机是如何分代的？各代战斗机的的典型技术特征是什么？从上世纪四十年代中期出现了以喷气式发动机为动力的战斗机出现后，按时代特别按其技术水平将各种战斗机分为了三代，目前正在发展第四代战斗机。
第一代超音速战斗机其中的典型型号有美国的F-100和苏联的米格-19。
矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究
矢量发动机半实物冷流仿真试验系统研究兰宝刚;闫磊【摘要】介绍了一种基于万向挠性件的矢量发动机多分力冷流试验台，并应用于某燃气舵矢量控制发动机的半实物仿真试验。
冷流多分力试验台以万向挠性件为转动支点，其余3个分力采用挠性杆，降低了各分力间的耦合强度并提供了多分力测量所需的自由度。
进气结构采用水平对称进气方式，利用金属波纹管的挠性，减小进气管道对多分力测量精准度的影响。
相比于热试车，冷流试验方法能够在同一工况下多次试验，并能多次验证发动机矢量控制策略，且试验成本小。
通过某发动机的冷流多分力半实物仿真试验，解决了系统二次平衡干扰问题，试验数据表明该多分力试验系统提高了分力测量精度，能够满足试验要求。
%This paper introduces a kind of thrust-vector motor multi-component cold flow test system based on universal flexible part,and a semi-physical simulation test applied on ET vane thrust-vector motor.With universal flexible part as rotation fulcrum,the rest three component forces adopt flexibleshaft,which brings down coupling strength and provides required degree of freedom.Horizontal symmetrical intake structure and metal bellows reduce the measurement accuracy of the multi-component due to gas-intake pared with firing test,the cold flow test can be performed several times under one condition,and have thrust-vector control scheme testified repeatedly with low cost.The semi-physical simulation test solves the twice balance interference problem of the system.The test system is proved to be reasonable and practical.【期刊名称】《金陵科技学院学报》【年(卷),期】2016(032)003【总页数】4页(P23-26)【关键词】多分力;冷流试验台;耦合;矢量推力;仿真【作者】兰宝刚;闫磊【作者单位】中国航天科技集团公司第四研究院401 所，陕西西安 710025;中国航天科技集团公司第四研究院401 所，陕西西安 710025【正文语种】中文【中图分类】V43随着固体火箭矢量推力发动机的广泛应用，发动机矢量推力的精确测量对控制飞行器运行姿态具有重要意义。
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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
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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。
1.3 推力矢量技术的发展过程
发动机推力矢量的研究及其在火箭与导弹上的应用已经有较长的历史。 在第 二次世界大战中， 德国 V-2 火箭上使用石墨燃气舵以便达到控制火箭姿态的目的 就属于一种较早期 TVC 形式。在现代制导武器上，内、外推力矢量控制的方法均 有采用。TVC 技术在飞机上的应用则是从 70 年代开始的，首先是美国开始研究 具有俯仰推力矢量和反向推力矢量的二维喷管， 美国空军飞行动力学实验室系统 地研究了几十 种推力矢量喷管。美国的新型飞机，如 F-22. B-2 飞机都采用了推力矢量喷 管。另外，第三代战斗机也在进行改装工作，如 F-15. F-16 飞机等。
1 推力矢量控制的概念
1.1 推力矢量技术
推力矢量的定义： 推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产 生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能， 对飞机的飞行进行 实时控制的技术。 推力矢量控制的推进系统除为飞机提供前向推力外， 尚能同时或单独在飞机 俯仰、偏航、滚转和反推力方向提供发动机内部推力，用以全部或部分取代由飞 机舵面或其它装置产生的外部气动力来进行飞行控制。 在战斗机是利用推力矢量 技术是一种技术上的突破，它不仅能提高战斗机的敏捷性和机动性，还对战斗机 的隐身、减阻，减重都十分有效。
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目录
引言...................................................................................................................................................4 1 推力矢量控制的概念 ..................................................................................................................4 1.1 推力矢量技术.....................................................................................................................4 1.2 推力矢量技术的分类......................................................................................................... 4 1.3 推力矢量技术的发展过程................................................................................................. 5 2 推力矢量控制的方案...................................................................................................................6 2.1 机械式的推力矢量喷管..................................................................................................... 6 2.1.1 燃气舵方案.............................................................................................................. 6 2.1.2 二元矢量喷管.......................................................................................................... 6 2.2 流体式的推力矢量喷管..................................................................................................... 6 2.2.1 激波矢量控制.......................................................................................................... 6 2.2.2 喉道偏斜..................................................................................................................7 2.2.3 逆向流法..................................................................................................................7 2.2.4 同向流法..................................................................................................................7 2.2.5 差分流量调节法...................................................................................................... 7 3 推力矢量技术的优缺点............................................................................................................... 8 3.1 推力矢量控制的效能......................................................................................................... 8 3.2 推力矢量控制存在的问题................................................................................................. 9 3.2.1 机械式的推力矢量喷管的问题 .............................................................................. 9 3.2.2 流体式的推力矢量喷管的问题 .............................................................................. 9 4 结束语......................................................................................................................................... 10
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引言
战斗机要求有非常高的敏捷性和机动性， 人们一直在不断地提高和完善飞行 器的推力系统的性能，进而提高飞行器的作战效能。推力矢量技术就是在这种情 况下诞生的一种技术， 推力矢量技术将大幅提高飞行器的机动性能和低速的作战 力。特别是在近距空战中，具有推力矢量技术的飞机拥有过失速机动的能力，具 有很大的优势。
70 年代中期，德国 MBB 公司的飞机设计师沃尔夫岗•赫尔伯斯提出利用控 制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。1985 年美国国防预研局和 MBB 公司联合进行了可行性研究，1990 年 3 月，美国 Rockwell 公司、Boeing 公司和 德国 MBB 公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的 3 块碳纤维复 合材料舵面的试验验证飞机 X-31 出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴 线偏转±10°，在迎角为 70°时仍能操作自如，并具有过失速机动能力 1991 年 4 月海湾战争结束后，五角大楼拿出 500 亿美元，研制不同于 F-117 的新型隐身飞机，使用了推力矢量技术，于是就有了基本满足上述多种要求的 F-22 战斗机。俄罗斯开展隐身和推力矢量技术的应用研究包括，米格 1.44 利用 发动机向不同方向发出的气流的反作用力可以迅速改变方向。 《简氏防务周刊》 在 1992 年就说俄罗斯人已经超越了 F-117，直接研制出了现代的超声速攻击机， 成了 F-22 的竞争对手。