推力矢量

摘要： 水下推力矢量发射技术可以实现在外界条件干扰作用下对航行体运动稳定性的有效控制,已经成为有动力航行体水下发射方案的关键技术之一。相比于常规气相环境下的推力矢量控制技术,水下推力矢量控制技术难度更大,其主要原因在于发动机燃烧形成的高温高速燃气在水中作扩散流动并形成复杂的气水掺混与界面不稳定性现象,伴有激烈的流体动力干扰,严重影响航行体整个运动过程的控制。本文系统叙述了水下发射航行体推力矢量控制技术的研究现状与发展趋势,介绍了发动机摆动喷管和扰流片2种水下推力矢量控制技术的工作原理、实现方式、优缺点以及对航行体流体动力的影响;总结了水下推力矢量控制技术涉及的水下高速气体喷流复杂多相流动机制;对我国水下垂直发射航行体推力矢量控制技术的发展提出了设想及建议。

摘要： 针对常规倾转三旋翼在多旋翼模式下飞行器跟踪精度易受结构影响、难以抵抗外界干扰的问题,研究一种推力矢量倾转三旋翼飞行器系统。对倾转角导致的控制分配时变的问题,利用一种变量代换及广义逆的方法实现了高效控制分配解算。为克服系统易受气动干扰及外部风扰而影响轨迹跟踪精度的问题,设计一种自抗扰跟踪控制器。仿真结果表明,机体在外界风扰作用下仍可以快速准确地跟踪参考轨迹,该控制方案具有较好的鲁棒性和抗扰性。

摘要： 美国空军空战司令部旗下的F-22“猛禽”飞行表演队是每年美国国内航空巡回展上最受欢迎的飞行表演队。多年以来,人们已经习惯性地看到俄罗斯战斗机表演这种由推力矢量带来的过失速机动性。但是由一架现役作战状态隐身战斗机来完成这样的动作往往还是不多见的。

摘要： 针对地球静止轨道(GEO)卫星490 N发动机推力矢量在卫星转移轨道无法通过卫星质心,对卫星姿态产生干扰,进而引发卫星推进剂的多余消耗,使得卫星在轨寿命减少的问题,文章提出了一种490 N发动机高精度推力矢量保证方法,分析了影响高精度推力矢量的各种因素,并从力学安装环境、低变形支架和地面安装调整3个方面进行了设计保证,经风云四号(FY-4)卫星工程研制和飞行验证,转移轨道段推进剂消耗量小于设计值,结果表明:该保证方法可行有效,可为后续GEO卫星的总体设计和研制提供参考.

摘要： 现行对发动机试验推力测量不确定度的评估一直采用GUM法,存在输入量和输出量概率分布假设以及非线性模型近似等问题,有一定的局限性;以发动机推力矢量测量为例,文中简述了压电式推力矢量测量的数学模型,运用GUM法对推力矢量参数的不确定度评估,同时分析了蒙特卡洛法的原理、具体评估过程和适用性,编制了软件,并将不确定度评估结果与GUM法评估结果进行对比;对比结果表明,在发动机试验推力矢量参数的不确定度评估过程中,蒙特卡洛法相比GUM法更为适用.

摘要： 针对常规扰流片推力矢量装置无法提供滚转控制力矩的问题,提出了一种适用于多通道控制的多扰流片矢量结构方案.采用三维数值仿真方法,分析了多扰流片装置喷管内流场结构与推力矢量特性.结果表明,扰流片面阻塞率对多扰流片俯仰/偏航矢量的影响规律与单扰流片一致,扰流片面阻塞率与轴向推力成反比,与侧向力成正比.相同扰流片面阻塞率时,俯偏状态下喷管的内部流动复杂损失大,轴向推力小于滚转状态.通过采用带预制偏角的扰流片,可获得滚转控制力矩,同时,偏角增大滚转力矩增大,轴向推力小幅下降;但俯偏状态下喷管内高压旋流区域缩小使得侧向力大幅下降.多扰流片装置的设计需综合考虑装置的滚转与俯仰/偏航特性.

摘要： 为满足小型智能可控导弹的装舰需求,介绍了一型适用于小喷口固体火箭发动机的定轴转动式扰流片。数值仿真研究了扰流片安装位置和喷口压力对发动机主推力的影响。结果表明:扰流片旋转轴与发动机喷口距离改变对主推力调节特性影响小;增加旋转轴与发动机轴线的距离可增大主推力调节范围,但主推力起控角度同时增大。随着舵偏角的增大,发动机喷口的激波型面向发动机喷口靠近,且激波型面由斜激波逐渐变为正激波。

摘要： 随着飞发一体化设计技术的发展,飞机和发动机由相互独立逐步走向相互融合,喷管作为飞发一体化设计的重要部件,作用也变得更加重要.本文主要分析了喷管在不同飞发一体化设计技术发展阶段所发挥的作用,介绍了不同发展阶段喷管设计应着重考虑的问题.研究表明:在飞发独立设计阶段,喷管作为发动机的部件几乎不对飞机设计产生影响;在飞发联合设计阶段,喷管在飞发一体化设计中的作用明显增加,需考虑内外流一体化设计问题;在飞发综合设计阶段,推力矢量技术和隐身技术的应用使喷管的重要性更加凸显,具有隐身能力的矢量喷管成为此阶段飞机的典型特征;进入飞发融合设计阶段后,不论是下一代战斗机还是高超声速飞机,喷管都将成为飞机后机身的组成部分,将飞机和发动机融为一体.

摘要： 为满足小型智能可控导弹的装舰需求,介绍了一型适用于小喷口固体火箭发动机的定轴转动式扰流片.数值仿真研究了扰流片安装位置和喷口压力对发动机主推力的影响.结果表明:扰流片旋转轴与发动机喷口距离改变对主推力调节特性影响小;增加旋转轴与发动机轴线的距离可增大主推力调节范围,但主推力起控角度同时增大.随着舵偏角的增大,发动机喷口的激波型面向发动机喷口靠近,且激波型面由斜激波逐渐变为正激波.

摘要： 理想状态下,火箭发动机推力作用线与发动机中心轴线重合,但由于加工精度、高温高压燃气在喷管中的不对称流动以及喷管喉部烧蚀等原因,导致发动机推力实际作用线偏离发动机理论中心轴线,从而产生推力偏心.火箭发动机的推力是一个空间向量,在火箭发动机工作过程中,它的大小、方向和作用点位置都是随时间不断变化的.推力矢量对飞行器的飞行轨迹有重大影响.鉴于火箭发动机推力矢量测量的需要,美国等西方国家对此进行了较多研究,但由于技术保密的原因,介绍其推力矢量测量装置的文献比较少.对收集到的一些国外资料进行整理.介绍了推力矢量的基本概念,对美国、日本、俄罗斯和韩国的火箭发动机推力矢量测量装置进行了概述,可以为国内同行提供参考.

摘要： 基于双向流固耦合方法,对柔性变结构喷管非对称约束工作过程进行数值模拟,分析两种典型约束方式下喷管的推力矢量性能.第一种约束方式为柔性段外壁面非对称约束,第二种为对柔性段外壁面施加非对称按压.数值研究结果表明:第一种约束方式下,喷管推力能达到理想推力的98.9％,但喷管产生的侧向力最大仅为推力的3.68‰,其推力矢量能力几乎可以忽略;而在第二种约束方式下,较大的壁面变形导致喷管推力性能下降,但推力仍能达到理想推力的90％以上,此时喷管产生的侧向力能达到推力的3.06％.

摘要： 利用Coanda效应实现流体推力矢量控制,自由射流和壁面之间的干扰具有双稳特性,细微扰动可能使射流摆动而发生附壁,导致推力方向突然变化,给飞行控制带来威胁.针对后缘板类控制方案的以上不足,采用数值模拟方法,对自由射流再附长度进行了研究,得到了射流再附长度随后缘板几何参数和喷管落压比的变化规律,结果表明低落压比下再附长度主要随台阶高度变化,高落压比射流在收敛型喷管下发生管外膨胀,附着点位置靠近喷口,通过采用收敛-扩张型喷管可以增大再附长度.在以上研究结果基础上,重新设计了推力矢量的后缘板控制方案,采用数值模拟方法验证了喷管的推力转向效果,探讨了该矢量喷管喷流转向形成的流动机理,从推力损失、转向效率上对喷管的性能特点进行了分析.计算结果表明该矢量喷管的最大推力转向角在10°以上,具有射流不附壁、控制率呈线性等优点,控制原理既适用于音速射流也适用于超声速射流,不足之处是在超声速射流下会产生较大的推力损失.

摘要： 在火箭发动机的研制过程中,其性能评估的手段主要是通过地面试验.地面试验要测量最重要的技术指标是发动机的推力性能.所以,发动机推力矢量的测力传感器对于地面试验尤为关键.本文针对火箭发动机推力矢量偏心载荷测量的需求，研制了可以进行测量包括侧向微小载荷的测力天平。校准结果表明，该测力天平的测量准度小于0.5％，同时，不同分量的干扰小，完全可以满足发动机台架实验的要求。并对管路对测量的影响问题，提出了管路设计方法。

摘要： 建立了带有推力矢量的某型号歼击机的非线性数学模型,构建了Simulink下的飞机仿真模型,利用敏捷性尺度对其俯仰、扭转敏捷性进行了仿真评价.与不带推力矢量的该机型进行对比,研究了推力矢量对飞机敏捷性的影响.结果表明,推力矢量技术能提高飞机俯仰敏捷性,而对扭转敏捷性的影响不明显.

摘要： 本文首先介绍了发动机推力矢量技术的定义，然后以新型战机为例，说明推力矢量技术在新型战机中的应用，并简述了推力矢量控制技术的发展，最后为我国飞机推力矢量技术的发展提出了建议。

摘要： 超音速分离线摆动喷管(Supersonic Split Line,SSSL)是一种颇具潜力的推力矢量喷管结构形式.SSSL喷管通过机械偏转的方式产生矢量推力,具有致偏能力强、结构简单等优点.考虑到摆动喷管主要工作在无摆角状态下的实际情况,根据侧向推力高、轴向推力损失可控的要求,本文提出了一种先确定喷管基本型面参数、后优化喷管分离线参数的SSSL喷管正向设计方法.基于Rao氏最大推力特征线喷管设计法,代入初始条件和物性参数,迭代得到多组符合收敛条件的喷管基本型面参数,结合数值模拟方法,求解轴对称N-S方程组,得到喷管的推力计算结果,筛选后确定一组性能最优的基本型面参数;在此基础上,添加分离线结构,通过三维N-S方程组数值结果,优化喷管的分离线结构,获得SSSL喷管全部的型面参数.利用上述方法,在海拔为1km和10km两种典型工况下,开展数值模拟,验证了设计方法的适用性.结果表明,该设计方法具有选型快、效率高和适用范围广的优点.

摘要： 本论文论证了带推力矢量的无人作战飞机(UCAV)的非线性控制与过失速机动控制技术、过失速机动指令与任务集成、敏捷性与战效评估方面的最新进展,给出部分算例说明我国在这些研究方面的基本水平和存在的问题.对于过失速控制律设计已经具备了较多的经验,而对于过失速机动指令和敏捷性评估技术,尚处于开始研究阶段.对于推力矢量UCAV的进一步研究和研制具有一定的参考意义.

摘要： 本文介绍了在气动院校准箱中进行推力矢量喷管性能测试试验研究的情况,结合原有的校准箱设备,新设计、加工了喷管入口气流参数测量装置、移动式临界流文丘里喷嘴流量计和参考喷嘴,建立了校准箱喷管性能测试系统.并利用这些设备对某二元推力矢量喷管的推力系数、燃气舵偏转的有效矢量角、喷管流量系数等性能参数进行了试验研究.结果表明,在校准箱中进行单独喷管的推力特性测量试验结果与理论规律一致,这套校准箱喷管性能测试系统能够较好地完成矢量喷管的推力系数、有效矢量角和喷管流量系数等性能测试试验.

摘要： 本文针对一类高超声速目标的特性和临近空间的环境特点，根据直接碰撞的拦截要求，提出了一种广义零控拦截流型的中制导方法。该方法基于带固体火箭发动机的空基拦截器，中制导过程中依照剩余燃料燃烧时间计算剩余速度增量，根据探测器测量得到弹目运动信息，通过广义零控拦截流型的思想得出中制导加速度指令，从而确定推力矢量方向。根据中制导结束时满足广义零控拦截流型的约束条件和中制导的弹目几何关系，建立了空基拦截器的发射条件约束。仿真结果表明，该中制导方法能够以平滑的弹道将拦截器导引向目标飞行器，进入末制导时使拦截器处于最优几何关系，从而有效减小脱靶量，提高拦截精度，为直接碰撞创造有利条件。

摘要： 本文介绍了带矢量推力无人机的相关知识和其非线性数学模型，介绍了非线性动态逆理论，并将非线性动态逆方法应用到带矢量推力无人机的飞行控制中，进行了无人机角速度、姿态角、线速度三个回路的控制律设计和仿真试验，通过对实验结果的分析，得出动态逆控制器的有效性。

摘要： 本发明提供的一种管路集成化矢量推力测量装置及矢量推力解耦方法，用以解决传统测量装置存在的推进剂供应管路刚性大、向间干扰大造成的测量精度低以及无法适应高频交变推力测量的技术问题。本发明的装置包括推力定架、测量定框、测量动框及应变辐；测量定框固定在推力定架上，和测量动框通过应变辐连接；测量定框上设置有第一推进剂供应接管嘴，用于和试验台上的推进剂供应管路连通；应变辐内开设有推进剂供应通道；测量动框上设置有第二推进剂供应接管嘴，用于和发动机入口管路连接；应变辐上设置有第一传感器、第二传感器以及第三传感器；第一传感器、第二传感器、第三传感器分别设置在应变辐轴向和侧向最大应变力位置。

摘要： 本申请涉及一种推力连续可调和压强稳定的固体矢量推力装置，包括：姿控推力机构，其包括两组燃发器，以及将两组燃发器组成环形结构的两条燃气管路，在两条燃气管路上各设有三组拉法尔喷管，拉法尔喷管的入口设有第二圆弧面，两条燃气管路上拉法尔喷管的出口方向共同组成“卄”形结构；姿控调节阀门，其包括与拉法尔喷管的入口连接的阀门本体，阀门本体设有连通燃气管路的进气管路，拉法尔喷管的入口与进气管路相通，阀门本体内设有阀杆，阀杆靠近拉法尔喷管入口的一端设有第一圆弧面，当阀杆向靠近拉法尔喷管的入口的方向移动时，第一圆弧面与第二圆弧面之间的间隙逐渐减小，实现燃气推力0‑100％的线性可调，并保持系统压强稳定。

摘要： 本发明公开一种无推力闭环的空间矢量法直线永磁电机推力控制方法，属于直线电机领域。本发明通过动子给定速度与实际速度做差并经过PI控制器，得到下一个控制周期期望初级磁链矢量和永磁磁链矢量之间夹角的期望值，然后与动子位置角度以及每个控制周期永磁磁链矢量位置变化角度一起输入到初级磁链预测模块，得到在静止α‑β坐标系下的期望初级磁链，然后与初级磁链计算值做差，将得到的初级磁链差值输入到到空间矢量调制模块，通过空间矢量调制模块精确计算产生三相逆变器的控制信号，得到合成空间电压矢量，然后作用到直线永磁电机上产生初级磁链矢量，从而对电机的初级磁链、电磁推力实现准确的控制。本方法结构简单易于实现。

摘要： 一种霍尔推力器推力矢量偏心计算方法，包含以下步骤：步骤一：采用法拉第探针测量霍尔推力器羽流区离子电流密度；步骤二：分析离子电流密度对推力矢量偏心的贡献；步骤三：建立霍尔推力器羽流区的空间离子电流密度曲面模型；步骤四：采用加权最小二乘法对曲面模型进行计算，得到计算推力矢量偏心的非线性方程组；采用布罗依登秩方法进行求解非线性方程组，并通过迭代方程反复迭代计算，得到推力矢量偏心结果。本发明通过分析与推力器轴线不同夹角处离子电流密度对推力矢量的贡献，计算推力矢量偏心。

摘要： 本发明公开了一种主侧推力解耦的推力矢量测试台，包括双法兰短管、测力装置、周向限位装置、底板和N组侧向直线限位装置。周向限位装置中心设有通孔，固定于底板顶面，测力装置上部固定于周向限位装置的顶面，下部穿过周向限位装置的通孔与底板顶面相连，双法兰短管固定于测力装置顶面，用于转接推力器。N组侧向直线限位装置均匀环绕周向限位装置布置，并固定底板顶面，周向限位装置的外壁面与侧向直线限位装置固连。本发明结构简单，安装方便，能进行空间三维力测试，同时做到主侧推力解耦，对推力器的推力矢量特性达到更精确的测量。

摘要： 本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及火箭发动机推力矢量测量装置以及推力矢量测量方法。火箭发动机推力矢量测量装置包括轴向推力测量模块以及径向推力测量模块；轴向推力测量模块包括第一支撑构件、轴向力传感器、调节构件以及第一传递构件；轴向力传感器至少为三个；径向推力测量模块包括第二支撑构件、径向力传感器、第二传递构件以及第三支撑构件；径向力传感器至少为三个。根据轴向力传感器和径向力传感器的数据能够计算发动机推力；在以轴向力传感器模块中心为坐标原点建立三维坐标系，计算出发动机推力在三维坐标系的坐标轴方向上的力矩；在利用力矩平衡建立方程组，能够求解出发动机推力的偏心距与偏心辐角。

摘要： 本申请涉及火箭技术领域，尤其是涉及一种径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法。该径向推力采集机构包括第一定架、第一动架、滑轮以及径向拉压力传感器；第一动架设置于第一定架的安装孔内，并形成环形间隔；环形的第一动架内形成预定圆筒区域，至少三个滑轮与第一动架连接并绕预定圆筒区域设置，且滑动方向为轴向，以将待测部件夹持于预定圆筒区域；径向拉压力传感器能够径向应变，径向拉压力传感器连接第一定架与第一动架，以使第一动架能径向移动。该推力矢量测量装置包括该径向推力采集机构。该推力矢量测量采用该推力矢量测量装置。该径向推力采集机构、推力矢量测量装置及方法，实现了径向推力单独测量以及发动机合推力方向测量。

摘要： 本发明提供了一种适用于推力矢量可调节的推力器系统，包括：第一矢量调节机械臂、第二矢量调节机械臂、卫星星体、电推力器和旋转关节；第一矢量调节机械臂和第二矢量调节机械臂分别设置在卫星星体上；电推力器设置在第一矢量调节机械臂和第二矢量调节机械臂上；第一矢量调节机械臂和第二矢量调节机械臂通过旋转关节达到推力矢量的目标位置。本发明还提供了一种适用于推力矢量可调节的推力器系统的工作方法。本发明解决了在满足电推力器羽流张角要求的同时具有推力器数量少，在轨推力矢量可实时可调整的问题。

摘要： 一种霍尔推力器推力矢量偏心计算方法，包含以下步骤：步骤一：采用法拉第探针测量霍尔推力器羽流区离子电流密度；步骤二：分析离子电流密度对推力矢量偏心的贡献；步骤三：建立霍尔推力器羽流区的空间离子电流密度曲面模型；步骤四：采用加权最小二乘法对曲面模型进行计算，得到计算推力矢量偏心的非线性方程组；采用布罗依登秩方法进行求解非线性方程组，并通过迭代方程反复迭代计算，得到推力矢量偏心结果。本发明通过分析与推力器轴线不同夹角处离子电流密度对推力矢量的贡献，计算推力矢量偏心。

摘要： 本发明涉及一种用于航天器的推力矢量推进的离子推力器(1)，包括：用于推进剂(3)的储存器(2)；发射器(4)，其具有基座(7)和在所述基座(7)的一侧(71)上具有至少一个出口(8)，所述至少一个出口用于发射所述推进剂(3)的离子(3+)，其中所述基座(7)连接到所述储存器(2)，以提供推进剂(3)的从储存器(2)到所述至少一个出口(8)的流动；以及提取器(5)，其面向所述发射器(4)的所述一侧(71)，用于提取和加速来自所述发射器(4)的所述离子(3+)；其中所述提取器(5)分成围绕轴线(T)的多个扇区(5i)，所述轴线(T)正交地穿过所述发射器(4)的所述一侧(71)，其中所述多个扇区(5i)彼此电绝缘。