管再升，阮文華，劉 偉，施振興，李欣益

(上海機電工程研究所，上海 201109)

0 引 言

傳統(tǒng)的防空導彈采用空氣舵對導彈實施控制，從指令輸出到需用過載產生需要較長的時間，一般在低空需要0.3 s左右，在高空需要0.6 s左右。對于追求精確制導的現(xiàn)代防空導彈，需要在短時間內提供較大的可用過載，空氣動力控制方式顯然已不能滿足精確制導需求。目前比較廣泛采用的側向噴流推力矢量方法是提高防空導彈可用過載大小和快速性的主要技術途徑之一。此外，在中高空飛行時，由于空氣稀薄，防空導彈空氣舵的作用力明顯下降。為了提高防空導彈中高空的可用過載能力，也需要通過側向噴流推力矢量方法來控制導彈[1]。

隨著側向噴流動力裝置技術和飛行控制技術的發(fā)展，側向噴流推力矢量控制技術在現(xiàn)代防空導彈上的應用越來越廣泛。目前，側向噴流推力矢量控制在防空導彈上的應用分為力操縱和力矩操縱兩種方式。由于操縱方式不同，它們在導彈上的部位安排不同，提高導彈控制力的動態(tài)響應原理也不盡相同。

力矩操縱方式即姿控推力矢量控制要求推力矢量機構產生控制力矩，不以產生控制力為目的，通過控制力矩改變導彈的飛行攻角，從而在彈體上產生氣動力。力矩操縱方式不要求推力矢量機構具有較大的推力，通常布置在遠離導彈重心的位置以提供較大的力臂。力矩操縱方式用推力矢量機構推力代替空氣舵法向力產生攻角，建立攻角的操縱力矩產生時間明顯縮短，因此導彈控制力的動態(tài)響應時間減小。力矩操縱方式的典型應用是美國的PAC-3防空導彈[2]。

力操縱方式即軌控推力矢量控制，要求推力矢量機構產生力，不產生力矩或產生的力矩要足夠小。為了產生需要的控制力，推力矢量機構應具有較大的推力，通常布置在導彈重心位置。力操縱方式的控制力不是通過氣動力產生的，而是靠推力矢量機構的工作推力產生的，其推力建立時間就是控制力產生的時間，由于控制力大小和快速性不依賴于氣動力，即不依賴于導彈飛行速度和高度，其控制力的動態(tài)響應快速性和高空優(yōu)勢尤為突出，使用空域更大。力操縱方式的典型應用是俄羅斯的9M96E1/E2防空導彈、歐洲的ASTER-15/30防空導彈。本文在分析和研究國外防空導彈軌控推力矢量技術應用情況的基礎上，結合工程實際研究了軌控側向噴流與導彈氣動外形布局匹配設計、軌控推力矢量裝置布置與導彈部位安排設計，并對軌控推力矢量裝置的影響進了分析研究，提出了應對措施或方法。

1 國外軌控推力矢量技術應用分析

由于軌控推力矢量裝置布置在彈身中部重心附近，其工作時產生的側向噴流與來流共同作用，會導致彈身周圍的流場發(fā)生劇烈變化，形成分離激波和弓形激波，并相互作用。在側向噴流前方，由于氣流阻滯形成了一個高壓區(qū)。在噴嘴后方，由于側向噴流的抽吸效應產生了一個低壓區(qū)(見圖1)，從而影響布置在噴流前后的氣動力部件工作性能和導彈氣動特性變化規(guī)律[3-5]。

圖1 側向噴流流場變化解析Fig.1 Analysis of lateral jet flow field variation

為解決軌控推力矢量技術在導彈實際應用中的問題，國外防空導彈采取了不同的技術途徑或方式。

1.1 9M96E1/E2防空導彈

9M96E1/E2防空導彈采用具有24個徑向噴管的軌控推力矢量發(fā)動機(見圖2)。為了產生較大的推力，軌控發(fā)動機采用了單個燃燒室，通過打開沿燃燒室徑向不同角度布置的一組噴管，產生所需方向的合成推力，形成控制力。為了消除側向噴流對空氣舵效率的影響，氣動外形采用鴨式布局，空氣舵在側向噴流之前，不影響舵面效率(通常鴨式布局導彈飛行攻角小，減小了噴流干擾對氣動特性的影響)。舵機艙位于彈身前部，重心位置前移，解決了軌控發(fā)動機布置在導彈重心附近的質量配平問題；采用雙脈沖發(fā)動機，可以根據(jù)軌控發(fā)動機布置在導彈重心附近的要求分配兩個脈沖尺寸。為了消除側向噴流引起的非對稱擾流產生的滾動干擾影響，彈身尾部布置了隨動尾翼。

綜上，9M96E1/E2導彈采用鴨式布局和雙脈沖發(fā)動機可以較好地實現(xiàn)軌控推力矢量裝置的布置，減小側向噴流對導彈氣動特性的影響等，但相對正常式布局，其氣動阻力偏大，因此中近程防空導彈通常采用鴨式布局。

圖2 9M96E1/E2導彈Fig.2 9M96E1/E2 Missile

1.2 ASTER-30防空導彈

ASTER-30防空導彈采用兩級串聯(lián)方案，一級助推器為固體火箭發(fā)動機，二級導彈采用正常式氣動布局(見圖3)。采用兩級方案，能夠減小導彈消極質量，從而降低對軌控發(fā)動機推力大小的需求，易于空載重心布置。在二級導彈重心處安裝4個噴管軌控發(fā)動機，4個噴管安裝在4片展弦比較大的彈翼內，燃氣從翼尖噴出，形成翼梢噴流，距離彈身近流場較遠，以減小橫向噴流對彈體氣動力的干擾和對舵面效率的影響(見圖4)。四個噴管的喉部面積可以按照控制指令調節(jié)，從而合成不同方向、不同大小的側向推力矢量控制力。

綜上，ASTER-30導彈通過采用兩級方案，實現(xiàn)了第二級導彈小型化，減小了對軌控推力矢量大小的需求，使其在彈身上的布置問題更易于解決；同時，采用4個對稱翼梢噴管可調推力軌控發(fā)動機，減小了側向噴流對導彈氣動特性的影響，有利于導彈穩(wěn)定控制。

圖3 ASTER-30導彈Fig.3 ASTER-30 Missile

圖4 ASTER-15導彈噴流流場CFD分析Fig.4 CFD analysis of ASTER-15 missile jet flow field(注：P為流場壓強，P∞為來流壓強。)

通過分析研究國外防空導彈應用軌控推力矢量技術可以看出，防空導彈在應用軌控推力矢量技術時需要重點關注以下幾個方面的問題：一是軌控側向噴流與導彈氣動外形布局的匹配性；二是軌控推力矢量裝置布置與導彈部位安排的匹配性，即推力矢量作用點與導彈重心位置匹配；三是軌控推力矢量作用載荷、沖擊等對彈體動態(tài)特性、穩(wěn)定特性等干擾的適應性。

2 軌控側向噴流與導彈氣動外形布局匹配設計

軌控推力矢量裝置布置在導彈彈身中部的重心附近，其側向噴流與彈身前方的來流相遇，產生異常復雜的干擾流場，出現(xiàn)強烈的附面層分離、斜激波、分離激波、弓形激波、再附激波、分離渦、二次分離渦、膨脹波等復雜流動現(xiàn)象，空氣動力學上統(tǒng)稱為噴流干擾效應[1]。噴流干擾效應的出現(xiàn)導致噴流上游形成高壓區(qū)和弓形激波，造成作用在彈體表面的力和力矩增加，噴口后方低壓區(qū)的出現(xiàn)導致作用在彈體上的氣動力和力矩減小，由此形成了噴管推力、氣動力復合作用，即直接力/氣動力復合控制力。噴流干擾效應一般受到導彈外形、飛行姿態(tài)、來流狀態(tài)和噴口布局等因素的影響。

為了評估噴流對導彈氣動特性的影響，在軌控側向噴流與導彈氣動外形布局匹配設計中，通常采用噴流干擾因子或法向力放大因子KCN來評判設計結果。

(1)

式中：CNjet為有噴條件下的法向力系數(shù)，CNn0-jet為無噴條件下的法向力系數(shù)；CFjet為推力矢量裝置的推力系數(shù)。KCN大于1時為正增益，小于1時為負增益。

通常評估匹配設計合理性的主要指標包括導彈的全彈法向力放大因子和空氣舵法向力放大因子。以下對鴨式、正常式和無翼正常式3種防空導彈常用的典型氣動布局與噴流的匹配設計進行研究分析。

2.1 鴨式布局

鴨式布局空氣舵安裝在導彈頭部，側向噴流在舵面后方，基本不用考慮噴流干擾效應對舵面法向力的影響，空氣舵法向力放大因子一般等于或大于1。因此，鴨式布局與噴管出口布置匹配設計主要考慮噴流對全彈法向力的影響和噴流引起的擾流不對稱性導致的側向干擾。鴨式布局側向噴流噴管出口在彈身上的布局一般在0.47～0.50(以頭部尖點為參考起點，導彈總長為參考長度)。噴流干擾效應多數(shù)情況下會引起全彈法向力正增益，但是增益不宜過大，需要綜合考慮舵面效率、導彈重心和壓心匹配設計，否則正增益引起的氣動干擾力矩會影響導彈的穩(wěn)定控制和制導精度。此外，噴流條件下鴨式布局導彈的飛行攻角不宜過大，通常控制在12°以內，否則側向干擾會比較嚴重，尤其是噴流出口象限角度(即Φ角)相對在舵面非對稱位置，在大攻角下彈身擾流、舵面洗流和噴流擾流相互耦合比較嚴重，干擾的不確定性增強。

2.2 正常式布局

正常式布局側向噴流對導彈法向力和空氣舵法向力的影響比較明顯，主要原因是噴管出口布置在彈身中部的重心附近，彈翼通常也布置在彈身中部，且彈翼是導彈產生升力的主要部件，因此噴流干擾效應通常會引起全彈法向力負增益。舵面在彈身尾部，距離噴流擾動核心區(qū)相對較遠，受到噴流干擾效應的影響相對較小，負增益相對減小，如圖5所示?；谏鲜鲈?，為了降低噴流干擾效應對全彈法向力的負增益影響，正常式布局常用的措施或方案是將噴管出口設置在彈翼翼梢，譬如ASTER15/30防空導彈。

(a) 流場流線圖

(b) 干擾因子圖5 正常式氣動布局噴流干擾效應分析Fig.5 Analysis of jet disturbance effect in normal aerodynamic configuration

2.3 無翼正常式布局

無翼正常式布局由于彈身中部無彈翼，噴流對彈身法向力的影響主要通過干擾彈身流場產生，對空氣舵法向力的影響主要取決于噴流擾動后的舵面當?shù)亓鲌龅幕謴突蚴軘_動情況。無翼正常式布局噴流干擾效應情況下彈身和舵面法向力一般都為負增益，增益大小與噴管在彈身上的布置有關。若噴管布置在彈身中部靠近頭部，則噴流干擾效應對彈身法向力影響相對空氣舵較大；若噴管布置在彈身中部靠近尾部，則噴流干擾效應對彈身法向力影響相對空氣舵較小。此外，噴流干擾效應隨導彈飛行攻角和飛行高度變化較大。攻角越大，負增益越大；高度越低，負增益越大，如圖6所示。一般噴管布置在彈身中部靠近頭部，可以減小噴流干擾效應下舵面法向力的負增益；而且飛行攻角通常控制在10°以內，可以較好地降低噴流干擾效應下彈身和舵面法向力的負增益。

(a) 流場壓強分布云圖

(b) 干擾因子圖6 無翼正常式氣動布局噴流干擾效應分析Fig.6 Analysis of jet disturbance effect in normal aerodynamic configuration without wings

3 軌控推力矢量裝置布置與導彈部位安排設計

(2)

即

FT(xF-xG)=0

(3)

實際工程應用中，通常要結合導彈氣動外形設計、推力矢量裝置的典型工作工況(高度、速度和攻角等)、導彈質量質心和部位安排等采用力矩平衡迭代的方法進行多輪迭代設計，以確定軌控推力矢量裝置在彈身上的布置。通常軌控推力矢量作用點布置在導彈重心后面，兩者距離大小根據(jù)其典型工作工況確定。在高空20 km以上，軌控推力矢量作用點對導彈穩(wěn)定控制的影響尤為明顯，主要原因是高空大氣稀薄，空氣舵的效率顯著下降，氣動力響應的快速性也明顯下降，導致空氣舵抑制噴流干擾效應的能力和快速性下降幅度較大，甚至可能導致導彈穩(wěn)定控制系統(tǒng)發(fā)散。因此，通常需要利用軌控推力矢量裝置產生的力矩來輔助空氣舵抑制噴流干擾力矩。如圖7和表1所示，某型導彈在高空25 km啟動了軌控推力矢量裝置，噴流干擾力矩產生了約191(°)/s2的角加速度，此時空氣舵極限舵偏控制力矩可產生的抑制干擾的角加速度為-91(°)/s2，并不能滿足需求。而設計好的軌控推力矢量偏心力矩產生的抑制干擾的角加速度約為-108.7(°)/s2，彌補了空氣舵控制力矩的不足，且其快速性比空氣舵的快速性更好。

圖7 軌控推力矢量布置產生的效應分析Fig.7 Effect analysis of trajectory-controlled thrust vector arrangement

表1 干擾力矩、直接力偏心力矩和控制力矩產生的角加速度Tab.1 The angular acceleration caused by disturbance moment, direct force moment and control moment

4 軌控推力矢量裝置影響分析及主要應對措施

導彈飛行過程中，軌控推力矢量裝置工作，產生推力、高溫燃氣噴流、沖擊、干擾力矩等復雜工況，給導彈載荷及強度、過載特性和穩(wěn)定控制等帶來了較大影響，工程設計中需認真考慮，并采取應對措施。

4.1 對載荷及強度影響的分析及應對措施

軌控推力矢量裝置在導彈飛行過程中點火工作時，瞬間在彈身中部作用一個集中力(軌控推力矢量的合成推力)，并與氣動力耦合產生過載，按照達郎伯原理簡化為質量分布力作用于彈身。相比氣動力，軌控推力產生的載荷集中，沖擊效應明顯，對導彈強度要求更高。圖8為某型導彈軌控推力矢量裝置工作和未工作時作用在彈身上的剪切力Q變化曲線，可以看出軌控推力作用點剪切力變化劇烈，不僅在推力作用點左右兩側的剪切力方向發(fā)生了改變，而且比氣動力最大可用過載產生的剪切力大。圖9為對應剪切力產生的彎矩變化曲線，可以看出軌控推力和氣動力產生的彎矩方向相反，軌控推力的彎矩變化梯度較大，推力作用點即為彎矩最大點。

圖8 軌控推力矢量裝置工作時導彈的剪切力變化Fig.8 Shear force of missile with trajectory-controlled thrust vector device working

圖9 軌控推力矢量裝置工作時導彈的彎矩Fig.9 Bending moment of missile with trajectory-controlled thrust vector device working

分析可知：軌控推力矢量裝置噴口部位是最大承力部位；同時軌控推力矢量裝置點火建立工作壓強的瞬間，推力產生具有一定的沖擊效應，相比靜態(tài)和緩慢加載工況對彈體結構強度的要求更高。此外，軌控推力裝置工作后，導彈在側向干擾的情況下會產生一定的滾轉，此時氣動力的分力會與軌控推力同向疊加，而非理想狀態(tài)下的反向抵消作用。因此，結構設計中需按照承力傳遞路徑增強主承力結構強度，譬如局部采用加強筋、加強框等，且結構強度安全系數(shù)通常要取2.0以上。同時，承力結構應通過軌控推力矢量裝置地面點火沖擊強度試驗驗證。

4.2 對過載特性影響的分析及應對措施

軌控推力矢量裝置工作既產生噴流，又產生直接力，其中噴流通過干擾導彈流場影響導彈過載特性(即法向力)，具體見本文第2章，直接力可產生不依賴于空氣的可用過載。工程應用中氣動力與直接力復合作用于彈體上，在噴流擾動流場、直接力的耦合作用下，氣動力與直接力的合成過載變化具有不確定性，不是簡單的加權求和。其中，氣動力過載變化主要受到軌控裝置開啟后導彈流場變化、干擾力矩大小及方向、穩(wěn)定控制系統(tǒng)抑制干擾的能力等因素影響；直接力過載主要受到軌控推力矢量裝置工作環(huán)境溫度和背景環(huán)境的壓強等因素影響。圖10為軌控推力矢量裝置工作時某型導彈過載G的變化曲線(濾波后)，可以看出軌控裝置推力產生的過載相對比較平穩(wěn)，但實際飛行過程中合成過載會隨著軌控裝置啟動后流場擾動和直接力干擾的角速度ω變化而變化(見圖11)。因此，需要根據(jù)導彈飛行狀態(tài)、工作環(huán)境溫度在線預估可能產生的過載大小和持續(xù)時間，從而比較精確地決策軌控推力矢量裝置的開啟時機，以確保導彈末端的制導精度[6]。

圖10 軌控推力矢量裝置工作時過載變化Fig.10 Missile overload change with trajectory-controlled thrust vector device working

圖11 軌控推力矢量裝置工作時角速度ω變化Fig.11 Missile angular velocity ω change with trajectory-controlled thrust vector device working

4.3 其它影響分析及應對措施

軌控推力矢量裝置工作時快速產生合推力，且推力較大，為集中力，對彈體的沖擊較大，易于誘發(fā)彈體振動，尤其是剛度和模態(tài)較低的導彈。因此，導彈系統(tǒng)設計中要盡可能地提高彈體剛度，同時在穩(wěn)定控制回路系統(tǒng)設計中需對輸出信號或指令進行低通濾波處理，避免軌控推力沖擊產生的彈體振動或晃動信號進入穩(wěn)定控制回路，影響導彈姿態(tài)穩(wěn)定[7-8]。

5 結束語

本文針對防空導彈應用軌控推力矢量技術，采用噴流干擾因子分析了軌控推力矢量裝置與鴨式、正常式和無翼正常式導彈氣動外形布局的匹配設計；采用力矩平衡迭代的方法設計了軌控推力矢量作用點與導彈重心部位的安排；同時，對軌控推力矢量裝置給導彈載荷及強度、過載特性等帶來的影響進行了分析研究，并提出了相應的應對措施。