【正文】 管氣流中產(chǎn)生一個(gè)斜激波，引起壓力分布不平衡，從而使氣流偏斜．這一類主要有以下兩種。惰性液體系統(tǒng)的噴流最大偏轉(zhuǎn)角為 4度．液體噴射點(diǎn)周?chē)纬傻募げㄒ鹜屏p失．但是二次噴射液體增加了噴流和質(zhì)量，使得凈力略有增加。因而在不需要很大噴流偏轉(zhuǎn)角的場(chǎng)合，液體二次噴射具有很強(qiáng)的競(jìng)爭(zhēng)力。 39 3) 噴流偏轉(zhuǎn) 在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流中設(shè)置阻礙物的系統(tǒng)歸人這一類，主要有以下 5種。四個(gè)舵偏的組合偏轉(zhuǎn)可以產(chǎn)生要求的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)操縱力矩和側(cè)向力。另外，由于燃?xì)舛娴墓ぷ鳝h(huán)境比較惡劣，存在嚴(yán)重的沖刷燒蝕問(wèn)題，不宜用于要求長(zhǎng)時(shí)間工作的場(chǎng)合。 41 b)偏流環(huán)噴流偏轉(zhuǎn)器 偏流環(huán)系統(tǒng)示于圖 。偏流環(huán)偏轉(zhuǎn)時(shí)擾動(dòng)燃?xì)?，引起氣流偏轉(zhuǎn)。伺服機(jī)構(gòu)提供俯仰和偏航平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)。在欠膨脹噴管的周?chē)仓?4個(gè)偏流葉片，葉片可沿軸向運(yùn)動(dòng)以插入或退出發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴流，形成激波而使噴流偏轉(zhuǎn) .葉片受線性作動(dòng)筒控制，靠滾球?qū)к壷С衷谕馓淄采希摲椒ㄗ畲罂梢垣@得 7度的偏轉(zhuǎn)角。在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口平面上設(shè)置 4個(gè)葉片，工作時(shí)可阻塞部分出口面積，最大偏轉(zhuǎn)可達(dá) 20度。這種系統(tǒng)體積小，質(zhì)量輕，因而只需要較小的伺服機(jī)構(gòu)，這對(duì)近距戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈是很有吸引力的。 44 e) 導(dǎo)流罩式致偏器 圖 球性拱帽，圓孔大小與噴管出口直徑相等且位于噴管的出口平面上。這種裝置的功能和擾流片類似。與擾流片相比，能顯著地減少推力損失。 45 (2) 推力矢量控制系統(tǒng)的性能描述 推力矢量控制系統(tǒng)的性能大體上可分為 4個(gè)方面： （ 1）噴流偏轉(zhuǎn)角度：也就是噴流可能偏轉(zhuǎn)的角度； （ 2）側(cè)向力系數(shù)：也就是側(cè)向力與未被擾動(dòng)時(shí)的軸向推力之比； （ 3）軸向推力損失；裝置工作時(shí)所引起的推力損失； （ 4）驅(qū)動(dòng)力：為達(dá)到預(yù)期響應(yīng)須加在這個(gè)裝置上的總的力特性。對(duì)于靠形成沖擊波進(jìn)行工作的推力矢量控制系統(tǒng)來(lái)說(shuō)，通常用側(cè)向力系數(shù)和等效氣流偏轉(zhuǎn)角來(lái)描述產(chǎn)生側(cè)向力的能力。另外，當(dāng)進(jìn)行系統(tǒng)研究時(shí)，用它可以方便地描述整個(gè)伺服系統(tǒng)和推力矢量控制裝置可能達(dá)到的最大閉環(huán)帶寬。因?yàn)槿掏屏κ噶靠刂坪推胀ǖ目諝舛婵刂频脑O(shè)計(jì)過(guò)程是相近的，所以，在這里主要討論氣動(dòng)力／推力矢量組合控制的設(shè)計(jì)方法。這是導(dǎo)彈攔截高機(jī)動(dòng)目標(biāo)所必需的； (3) 推力矢量控制系統(tǒng)的應(yīng)用方法 48 (3) 推力矢量控制系統(tǒng)的應(yīng)用方法 （ 3）可以有效地減小導(dǎo)彈的舵面翼展。 當(dāng)然，導(dǎo)彈空氣舵／推力矢量組合控制系統(tǒng)在設(shè)計(jì)上也存在著一些難題，主要表現(xiàn)在： (1）在導(dǎo)彈的低速飛行段和高空飛行段使用推力矢量控制，大攻角將不可避免，非線性氣動(dòng)力和力矩特性十分明顯，常規(guī)設(shè)計(jì)的自動(dòng)駕駛儀結(jié)構(gòu)可能無(wú)法適應(yīng)； 49 (3) 推力矢量控制系統(tǒng)的應(yīng)用方法 （ 2）在大攻角飛行時(shí)，導(dǎo)彈的俯仰一偏航一滾動(dòng)通道之間存在明顯的交叉耦合，這會(huì)破壞導(dǎo)彈的穩(wěn)定性和性能； （ 3）大攻角飛行的導(dǎo)彈，其彈體動(dòng)力學(xué)特性受飛行條件的影響，在很大范圍內(nèi)變化； （ 4）空氣舵／推力矢量組合控制系統(tǒng)是一種冗余控制系統(tǒng)，確定什么形式的控制器結(jié)構(gòu)和選擇怎樣的舵混合原則使導(dǎo)彈具有最佳的性能是有待進(jìn)一步研究的問(wèn)題； （ 5）攻角和過(guò)載限制問(wèn)題：使用推力矢量控制的導(dǎo)彈，總體設(shè)計(jì)不能保證對(duì)導(dǎo)彈攻角的限制，必須引入專門(mén)的攻角限制機(jī)構(gòu)。對(duì)同時(shí)具有空氣舵和推力矢量舵的導(dǎo)彈，其控制信號(hào)的舵混合從理論上講存在著無(wú)窮多解。 舵混合通常應(yīng)遵循以下三個(gè)基本原則： 51 (3) 推力矢量控制系統(tǒng)的應(yīng)用方法 (1）滿足舵的使用條件：對(duì)推力矢量舵，它只是當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)使用；對(duì)鴨式導(dǎo)彈的空氣舵，其大攻角操縱待性很差，氣動(dòng)交叉耦合效應(yīng)明顯，所以只能在中小攻角的范圍內(nèi)使用，而對(duì)于正常式布局的導(dǎo)彈，特別是使用格柵舵，其大攻角操縱特性仍是很好的。當(dāng)然這也是通過(guò)合理地組合兩套舵系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。串聯(lián)控制方式在導(dǎo)彈的任何飛行狀態(tài)下同時(shí)都只有一套舵系統(tǒng)在工作。并聯(lián)控制方式是指在導(dǎo)彈的任何飛行狀態(tài)同時(shí)有兩套或一套舵系統(tǒng)工作。 除此之外的其他情況都可以同時(shí)使用兩套舵系統(tǒng)。 ?導(dǎo)彈對(duì)高速、大機(jī)動(dòng)目標(biāo)的有效攔截有賴于兩個(gè)基本因素： 1) 導(dǎo)彈具有足夠大的可用過(guò)載； 2) 導(dǎo)彈的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間足夠快。導(dǎo)彈的可用過(guò)載必須大于對(duì)其的需用過(guò)載要求。 ? 空氣舵控制導(dǎo)彈的時(shí)間常數(shù)一般在 150～ 350ms，在目標(biāo)大機(jī)動(dòng)條件下保證很高的控制精度是十分困難的。國(guó)外大氣層內(nèi)直接力控制導(dǎo)彈的典型型號(hào)有美國(guó)的 “ 愛(ài)國(guó)者 ” 防空導(dǎo)彈系統(tǒng) (PAC3)、歐洲反導(dǎo)武器系統(tǒng) SAAM/Aster15和 Aster30型導(dǎo)彈和俄羅斯C300防空導(dǎo)彈系統(tǒng) /9M96E和 9M96E2導(dǎo)彈。因?yàn)樗鼈兊牟倏v方式不同，它在導(dǎo)彈上的安裝位置不同，提高導(dǎo)彈控制力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度的原理也是不同的。要求橫向噴流裝置不產(chǎn)生力矩或產(chǎn)生的力矩足夠小。因?yàn)榱Σ倏v方式中的控制力不是通過(guò)氣動(dòng)力產(chǎn)生的，所以控制力的動(dòng)態(tài)遲后被大幅度地減小了（在理想狀態(tài)下，從 150ms減少到 20ms以下）。 58 1) 導(dǎo)彈橫向噴流裝置的操縱方式 力矩操縱方式要求橫向噴流裝置產(chǎn)生控制力矩，不以產(chǎn)生控制力為目的，但仍有一定的控制力作用。這種操縱方式不要求橫向噴流裝置具有較大的推力，通常希望將其放在遠(yuǎn)離重心的地方。 59 1) 導(dǎo)彈橫向噴流裝置的操縱方式 對(duì)于正常式布局的導(dǎo)彈，其在與目標(biāo)遭遇時(shí)基本上已是靜穩(wěn)定的了。為產(chǎn)生正向的法向過(guò)載，首先出現(xiàn)一個(gè)負(fù)向的反向過(guò)載沖擊。 美國(guó)的 ERINT俄羅斯的 C300垂直發(fā)射轉(zhuǎn)彎段采用的是力矩操縱方式。 ?質(zhì)心配置方式是將一套橫向噴流裝置安放在偏離導(dǎo)彈質(zhì)心的地方。 61 2) 橫向噴流裝置的縱向配置方法 ?質(zhì)心配置方式是將一套橫向噴流裝置安放在導(dǎo)彈的質(zhì)心或接近質(zhì)心的地方。 62 2) 橫向噴流裝置的縱向配置方法 ?前后配置方式是將兩套橫向噴流裝置分別安放在導(dǎo)彈的頭部和尾部。當(dāng)前后噴流裝置同向工作時(shí)，可以進(jìn)行直接力操縱；當(dāng)前后噴流裝置反向工作時(shí)，可以進(jìn)行力矩操縱。 63 3) 橫向噴流裝置推力的方向控制 橫向噴流裝置推力的方向控制有極坐標(biāo)控制和直角坐標(biāo)控制兩種方式。旋轉(zhuǎn)彈的橫向噴流裝置通常都選用脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)組控制方案，通過(guò)控制脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火相位來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)推力方向的控制。非旋轉(zhuǎn)彈的橫向噴流裝置通常選用燃?xì)獍l(fā)生器控制方案，通過(guò)控制安裝在不同方向上的燃?xì)忾y門(mén)來(lái)實(shí)現(xiàn)推力方向的控制。 圖 直角坐標(biāo)控制 64 (4) 直接力控制系統(tǒng)方案 通過(guò)對(duì)直接力飛行控制機(jī)理的研究，得出以下直接力控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則： 1) 設(shè)計(jì)應(yīng)符合 ENDGAME最優(yōu)制導(dǎo)律提出的要求； 2) 飛控系統(tǒng)動(dòng)態(tài)遲后極小化原則； 3) 飛控系統(tǒng)可用法向過(guò)載極大化原則； 4) 有、無(wú)直接力控制條件下飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的相容性。 65 1) 控制指令誤差型控制器 控制指令誤差型控制器的設(shè)計(jì)思路是：在原來(lái)的反饋控制器的基礎(chǔ)上，利用原來(lái)控制器控制指令誤差來(lái)形成直接力控制信號(hào)，控制器結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖 。可以說(shuō)，該方案將具有很好的控制性能，但該方案的缺點(diǎn)是與原來(lái)的空氣舵反饋控制系統(tǒng)不相容。很顯然，這是一個(gè)前饋－反饋方案。因此特別適合用在大氣層內(nèi)飛行的導(dǎo)彈上； c) 在直接力前饋?zhàn)饔孟?，該控制器具有更快速的響?yīng)能力。利用控制指令誤差來(lái)形成直接力控制信號(hào)，控制器結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖 。該方案的設(shè)計(jì)具有兩個(gè)特點(diǎn)： 69 4) 第 II類控制指令型控制器 a) 以攻角反饋信號(hào)構(gòu)造空氣舵控制系統(tǒng)可以有效地將氣動(dòng)舵面控制與直接力控制效應(yīng)區(qū)分開(kāi)來(lái)，因此可以單獨(dú)完成攻角反饋控制系統(tǒng)的綜合工作。因?yàn)檩斎牍ソ欠答伩刂葡到y(tǒng)的指令是法向過(guò)載指令，所以需要進(jìn)行指令形式的轉(zhuǎn)換。由于將攻角反饋控制系統(tǒng)作為復(fù)合控制系統(tǒng)的前饋通路，所以這種轉(zhuǎn)換誤差不會(huì)帶來(lái)復(fù)合控制系統(tǒng)傳遞增益誤差； b) 直接力反饋控制系統(tǒng)必須具有較大的穩(wěn)定裕度，主要是為了適應(yīng)噴流裝置放大因子隨飛行條件的變化。通過(guò)直接疊加導(dǎo)彈直接力和氣動(dòng)力的控制作用，可以有效地提高導(dǎo)彈的可用過(guò)載。在圖中， K0為歸一化增益， K1為氣動(dòng)力控制信號(hào)混合比， K2為直接力控制信號(hào)混合比。該方案的問(wèn)題是如何解決兩個(gè)獨(dú)立支路的解耦問(wèn)題，因?yàn)閭鞲衅鳎ㄈ绶ㄏ蜻^(guò)載傳感器）無(wú)法分清這兩路輸出對(duì)總的輸出的貢獻(xiàn)。當(dāng)然，這種方法肯定會(huì)帶來(lái)誤差，因?yàn)樵诠こ躺现苯恿刂铺匦圆⒉荒芫_已知。 72 167。使用該技術(shù)導(dǎo)引導(dǎo)彈的特點(diǎn)是，在導(dǎo)彈捕捉目標(biāo)的過(guò)程中，隨時(shí)控制導(dǎo)彈繞縱軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使其理想的（所要求的）法向過(guò)載矢量總是落在導(dǎo)彈的對(duì)稱面 I— I上（圖 ，對(duì)飛機(jī)形導(dǎo)彈而言）或中間對(duì)稱面（最大升力面）上（圖 ，對(duì)軸對(duì)稱形導(dǎo)彈而言）?，F(xiàn)在，大多數(shù)的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈與 BTT控制不同，導(dǎo)彈在尋的過(guò)程中，保持彈體相對(duì)縱軸穩(wěn)定不動(dòng)，控制導(dǎo)彈在俯仰與偏航兩平面上產(chǎn)生相應(yīng)的法向過(guò)載，其合成法向力指向控制規(guī)律所要求的方向。顯然，對(duì)于 STT導(dǎo)彈，所要求的法向過(guò)載矢量相對(duì)導(dǎo)彈彈體而言，其空間位置是任意的。 73 （ 1） BTT導(dǎo)彈的結(jié)構(gòu)外形 與 STT導(dǎo)彈相比， BTT導(dǎo)彈具有不同的結(jié)構(gòu)外形。然而，這種差別并非絕對(duì)，例如， BTT－ 45導(dǎo)彈的氣動(dòng)外形恰恰是軸對(duì)稱形，而 STT飛航式導(dǎo)彈又采用軸對(duì)稱的彈體外形。 在對(duì) BTT導(dǎo)彈性能的論證中，其中任務(wù)之一即是探討 BTT導(dǎo)彈性能對(duì)彈體外形的敏感性，目的是尋求導(dǎo)彈總體結(jié)構(gòu)外形與 BTT控制方案的最佳結(jié)合，使導(dǎo)彈性能得到最大程度的改善。它們?nèi)叩膮^(qū)別是，在制導(dǎo)過(guò)程中，控制導(dǎo)彈可能滾動(dòng)的角范圍不同，即45?、 90?、 180?。 BTT系統(tǒng)控制導(dǎo)彈滾動(dòng)，從而使得所要求的法向過(guò)載落在它的有效升力面上，由于軸對(duì)稱導(dǎo)彈具有兩個(gè)互相垂直的對(duì)稱面或俯仰平面，所以在制導(dǎo)過(guò)程的任一瞬間，只要控制導(dǎo)彈滾動(dòng)小于或等于 45?，即可實(shí)現(xiàn)所要求的法向過(guò)載與有效升力面重合的要求。 BTT— 90?和 BTT— 180?兩類控制均是用在面對(duì)稱導(dǎo)彈上，這種導(dǎo)彈只有一個(gè)有效升力面，欲使要求的法向過(guò)載方向落在該平面上所要控制導(dǎo)彈滾動(dòng)的最大角度范圍為 90?或 180?。BTT— 180?導(dǎo)彈僅能提供正向攻角或正向升力，這一特性與導(dǎo)彈配置了顎下進(jìn)氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)。 1） 尋找合適的 BTT控制系統(tǒng)的綜合方法 STT導(dǎo)彈上采用的三通道獨(dú)立的控制系統(tǒng)及其綜合（設(shè)計(jì)）方法已經(jīng)不再適用于 BTT導(dǎo)彈。就其控制作用來(lái)說(shuō)， STT導(dǎo)彈采用了由俯仰、偏航雙通道組成的直角坐標(biāo)控制方式，而 BTT導(dǎo)彈則采用了由俯仰、滾動(dòng)通道組成的極坐標(biāo)控制方式。 77 此外， BTT導(dǎo)彈在目標(biāo)瞄準(zhǔn)線旋轉(zhuǎn)角度較小的情況下，控制轉(zhuǎn)動(dòng)角的非確定性問(wèn)題，也是 BTT技術(shù)論證中需要解決的問(wèn)題。要靠一個(gè)具有協(xié)調(diào)控制功用的系統(tǒng)，即 CBTT控制系統(tǒng)（ Coordinated— BTT Control system）來(lái)實(shí)現(xiàn)，該系統(tǒng)保證 BTT的偏航通道與滾動(dòng)通道協(xié)調(diào)動(dòng)作，從而實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角為零的限制。 3） 要抑制旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)對(duì)導(dǎo)引回路穩(wěn)定性的不利影響 足夠大的滾動(dòng)角速率是保證 BTT導(dǎo)彈性能（導(dǎo)引精度以及控制系統(tǒng)的快速反應(yīng)）所必需的，而對(duì)雷達(dá)自動(dòng)導(dǎo)引的制導(dǎo)回路的穩(wěn)定性卻是個(gè)不利的影響，抑制或削弱滾動(dòng)耦合作用對(duì)導(dǎo)彈制導(dǎo)回路的穩(wěn)定性影響，是 BTT研制中必須解決的又一問(wèn)題。 （ 2） 傾斜轉(zhuǎn)彎控制面臨的 幾個(gè)技術(shù)問(wèn)題 78 （ 3） 傾斜轉(zhuǎn)彎控制系統(tǒng)的組成及功用 BTT與 STT導(dǎo)彈控制系統(tǒng)比較，其共同點(diǎn)是兩者都是由俯仰、偏航、滾動(dòng)三個(gè)回路組成，但對(duì)不同的導(dǎo)彈（ BTT或 STT），各回路具有的功用不同。 點(diǎn)擊查看 表 80 （ 4）傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì) 為實(shí)現(xiàn)傾斜轉(zhuǎn)彎控制的自動(dòng)駕駛儀稱為傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀。協(xié)調(diào)式傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀在按導(dǎo)引律控制導(dǎo)彈飛行的過(guò)程中，保持導(dǎo)彈的側(cè)滑角近似為零，非協(xié)調(diào)式傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀則不保持導(dǎo)彈的側(cè)滑角近似為零。 控制方式的導(dǎo)彈，一般允許在飛行過(guò)程中存在側(cè)滑角，有人甚至主張?jiān)趦A斜轉(zhuǎn)彎過(guò)程中同時(shí)操縱導(dǎo)彈作小量的傾滑轉(zhuǎn)彎，以提高飛行控制的準(zhǔn)確性，因此一般要求使用與慣常的側(cè)滑轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀相類似的非協(xié)調(diào)式傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀。 和 BTT— 180176。 81 （ 4）傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì) 圖 傾斜轉(zhuǎn)彎導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)的耦合關(guān)系 由于在傾斜轉(zhuǎn)彎控制過(guò)程中，須要操縱導(dǎo)彈繞縱軸高速旋轉(zhuǎn)，過(guò)去常用的俯仰、偏航、滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)互相獨(dú)立的導(dǎo)彈動(dòng)力學(xué)模型已不再適用。 82 （ 4）傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì) 因此傾斜轉(zhuǎn)彎自動(dòng)駕駛儀的控制對(duì)象，是一種多輸人、多輸出的動(dòng)態(tài)過(guò)程。要在所有的飛行條件下實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角近似為零的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎，是一個(gè)復(fù)雜的問(wèn)題。側(cè)滑角和姿態(tài)角速度而變化。 83 167。 精確制導(dǎo)技術(shù)是一門(mén)涉及多個(gè)學(xué)科的綜合性技術(shù)，雖然截至目前仍無(wú)公認(rèn)的統(tǒng)一定義，但其基本含義為：以高性能光、電探測(cè)為主要手段獲取被攻擊目標(biāo)及背景的相關(guān)信息，采用目標(biāo)識(shí)別、成像跟蹤、相關(guān)跟蹤等新技術(shù)、新方法，導(dǎo)引、控制武器高精度命中目標(biāo)（目標(biāo)要害部位）的綜合性技術(shù)。未來(lái)的戰(zhàn)爭(zhēng)不再局限于制海、陸、空權(quán)的爭(zhēng)奪，而將擴(kuò)展到海、陸、空、天、電、磁、光等多維空間控制與反控制權(quán)的爭(zhēng)奪，從而形成了體系的對(duì)抗。