飞行器制导与控制 第四章 执行机构及其应用

1、第四章 执行机构及其应用4.1 执行机构组成与分类4.2 气动力控制装置4.3 推力矢量控制装置4.4 直接力控制装置4.5 火工品控制装置4.1 执行机构组成与分类4.2 气动力控制装置4.3 推力矢量控制装置4.4 直接力控制装置4.5 火工品控制装置第四章 执行机构及其应用4.1 执行机构组成与分类飞行器在空间的运动有六个自由度，即沿质心的三个平移运动和绕质心的三个旋转运动。前者包括飞行速度的增减、飞行器的上下升降和左右侧移运动，后者是指飞行器的俯仰、偏航和滚转运动。要改变上述六种运动状态，需要提供操纵力和力矩，这就是执行机构的作用。在一般情况下，作用在飞行器上的力，包括发动机推力、空气

2、动力和重力。显然，要控制飞行器的飞行弹道，必须控制这些力的合力大小和方向。但是，目前还没有一种有效的重力控制方法，因此，只有改变推力和空气动力。其合力可分解为切向力和法向力，切向力改变飞行速度的大小，而法向力能改变飞行速度的方向，称它们为控制力。执行机构是控制力或控制力矩的实现装置。它由操纵机构和伺服机构组成。 4.1 执行机构组成与分类操纵机构操纵机构是用来产生飞行器操纵力和操纵力矩的装置，它的种类很多，主要包括：空气舵、燃气舵、姿控喷管、变推力发动机、摆动发动机和摆动喷管等。虽然它的种类很多，但可根据产生操纵力和操纵力矩的方式不同，将其分为三大类：一是改变作用在飞行器上空气动力的方法，称为

3、气动力控制装置；一是改变推力大小和方向的方法，称为推力矢量控制装置；一是直接产生一个新的控制力作用在无人飞行器上，这种实现装置称为直接力控制装置。 基本要求：为飞行器姿态控制提供足够的升力梯度和控制力；结构简单、质量小、成本低；负载力矩小。 4.1 执行机构组成与分类伺服机构 伺服机构是将电气指令转换为操纵机构线位移、角位移或开关控制的装置。它的种类也很多，一般按工质可分为电动伺服机构、气动伺服机构、液压伺服机构。此外，电磁阀、继电器等也属于伺服机构。 （1）电磁阀主要用于控制固定喷管的开启或关闭。比例电磁阀还可用来控制变推力发动机，此时，它通过调节进入燃烧室的推进剂流量来改变发动机的推力。（

4、2）电动伺服机构主要包括交流电动机或直流电动机。交流电动机输出的功率较小，直流电动机可输出较大的功率，且具有较大的功率体积比。 （3）气动伺服机构分为冷气气动伺服机构、固体推进剂燃气伺服机构、液体推进剂燃气伺服机构。它通过控制进入作动筒活塞两侧气体流量、实现活塞杆的位置或速度控制。 （4）液压伺服机构比相应尺寸电动机具有更大的功率，并能产生大得多的输出转矩。 4.1 执行机构组成与分类伺服机构操纵机构载体结构电气设备控制器指令伺服机构是根据操纵机构需求而设计的，因此按照操纵机构分类进行讲解。4.1 执行机构组成与分类4.2 气动力控制装置4.3 推力矢量控制装置4.4 直接力控制装置4.5 火

5、工品控制装置第四章 执行机构及其应用4.2 气动力控制装置气动力控制装置是一种控制空气动力的施力装置，它接收稳定控制回路发出的控制指令，操纵飞行器上的多个舵面偏转与控制指令相对应的舵偏角，从而产生控制力或控制力矩的装置。由于该装置基本机理是通过空气和舵面的相互作用而产生所需控制力，因此，它又称为空气舵控制装置。4.2 气动力控制装置4.2 .1 舵面配置 舵1舵4 舵2舵312344.2 气动力控制装置从飞行器尾部看，“”字形舵面配置的两对舵装在机体互相垂直的两个对称轴上。2、4舵由舵机操纵同向偏转，称为俯仰（升降）舵，俯仰舵向下偏转时，飞行器将低头。1、3舵由舵机操作同向偏转，改变飞行器航向

6、，称为偏航舵；若1、3舵反向偏转时，使飞行器绕纵轴滚动，称为副翼舵，上左下右偏转时，飞行器将绕纵轴顺时针滚动。4.2 .1 舵面配置 之 “十”字舵4.2 气动力控制装置“X”字舵是由“”字舵转45得到的。要实现偏航或俯仰运动，两对舵都得偏转。设1、3和2、4舵偏转后，得到舵升力分别为 和 ，则俯仰、偏航方向的舵升力 和 分别为4.2 .1 舵面配置 之 “X”字舵4.2 气动力控制装置无人机或飞航式导弹也叫面对称飞行器。从飞行器尾部看，翼面为“一”字形，舵面配置方案有飞机形和星形等配置情况。为了得到不同方向的横向控制力，应使飞行器产生相应的倾斜角和攻角，以改变升力Y的大小和方向。4.2 .1

7、 舵面配置 之 “一”字舵4.2 气动力控制装置舵面在机体上的位置可按其相对机体重心的位置分为尾控制面、前控制面、旋转弹翼三种。总体设计阶段就会确定舵偏配置方案，明确俯仰、偏航、滚转操纵的舵偏转方案及偏转角度关系，由气动给出等效舵偏角的操纵数据库。4.2 .1 舵面配置（续 ）4.2 气动力控制装置4.2 .2 操纵机构操纵机构是一套将舵机旋转量或位移量变成舵面旋转运动的机械装置。它要完成从舵机舵轴到单个或多个舵面的连接转换，主要包括两种方式：一种方式是舵机舵轴通过减速齿轮机构后，与舵面舵轴直接连接。这种方式下，舵机舵轴、操纵机构和舵面均为旋转运动，称为旋转连接；另一种方式是舵机舵轴的旋转运动

8、通过操纵机构转换为直线运动，操纵机构与舵面水平面上某点固定连接，操纵机构拉动舵面偏转。这种方式下，操纵机构为直线运动，称为直线连接。4.2 气动力控制装置舵面是通过舵机来操纵的，舵面偏转，流过舵面的气流将产生相应的空气动力，并对舵轴形成气动力矩，称为铰链力矩。为削弱铰链力矩对舵机的影响，引入反馈通道与舵机共同构成一个完整的闭环回路，形成所谓的“舵系统”或“舵回路”代替单个舵机来操纵舵面的偏转。4.2 .3 舵系统之 组成及要求4.2 气动力控制装置舵系统的负载力矩由铰链力矩、摩擦力矩和惯性力矩迭加而成，最大负载力矩一般取负载力矩计算值的1.5倍以上即可。其中，铰链力矩是舵系统做的有用功，是负载

9、力矩的主要部分，惯性力矩和摩擦力矩是舵系统运动中舵面所产生的无用功。在结构设计上应确保较小的惯量和较小的摩擦，以减少无用功，提高舵系统效率。当结构设计合理时，惯性力矩和摩擦力矩往往可以忽略，此时，负载力矩即等于铰链力矩。 4.2 .3 舵系统之 性能指标（1）负载力矩 铰链力矩：4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 性能指标（续）控制舵系统进行1幅值的正弦偏转运动时，幅值-3dB处的频率值称为舵系统的频带。舵系统频带是由无人飞行器自然频率确定的，对于静稳定无人飞行器一般可取该值的510倍。对于静不稳定无人飞行器，由于系统要依靠飞行控制系统保证无人飞行器的稳定性，因此，对舵系统动态指标要

10、求更高。舵系统频带指标确定后，一般可以给出最大舵偏角速度。 （2）频带 （3）功率 总体设计阶段，舵系统应重点关注负载力矩和最大角速度指标。而这两个指标是互相关联的，其乘积量就是舵系统的功率。三者之间关系为： 4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 性能指标（续）（4）零位精度 （5）零漂 （7）余度 （8）惯量 （9）体积重量 （10）供电需求 电压、最大空载电流、额定电流、峰值电流等。 （6）非线性误差 4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 舵机（1）电动舵机 空载时传递函数可简化为 4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 舵机（2）液压舵机 空载时，舵面偏转的角速度与

11、液体的秒流量成正比，则4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 舵机（3）冷气式舵机 冷气式舵机的传递函数为 4.2 气动力控制装置4.2 .3 舵系统之 舵机（4）燃气式舵机 燃气舵机是一种极具发展前景的舵机，它不仅应用于短时间飞行的导弹，而且已开始用于某些远程导弹。4.2 气动力控制装置4.2 .4 传递函数及其特性分析 为简便起见，下面以目前广泛应用的比例控制方式电动舵机为例，进行气动力控制装置传递函数及其特性方面的讨论。 舵 面操纵机构舵回路闭环传递函数 4.2 气动力控制装置之 稳态精度分析由于4.2 .4 传递函数及其特性分析 在稳态下，有： 可见，为了减小对速度信号的稳态误差

12、，必须增大舵回路增益K。显然，为了保证舵系统的既定精度，必须满足上式条件。然而，系统的稳定性条件通常与此相矛盾。因此，工程中往往在稳态精度与稳定性要求之间折衷确定其品质因数K值。4.2 气动力控制装置之 稳定性与快速性分析舵回路稳定性条件 4.2 .4 传递函数及其特性分析 通过在舵系统输入端施加单位阶跃信号进行仿真，可得到阶跃响应曲线，从而求取最佳阻尼比，在最佳阻尼比处，调节时间短，快速性好，且超调量不大，平稳性也较理想。进一步可进行舵回路得开环频率特性分析，求取系统幅值裕度和相位裕度。 第三章 敏感装置及其应用4.1 执行机构组成与分类4.2 气动力控制装置4.3 推力矢量控制装置4.4

13、直接力控制装置4.5 火工品控制装置4.3 推力矢量控制装置4.3 .1 基本原理 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无人飞行器方向所需力矩的控制技术。通过这种技术的应用，不仅使发动机能够为飞行器提供向前飞行的推力，而且还能够控制推力的方向，产生附加力矩，用于补充或取代气动舵面对飞行器进行控制。这种方法不依靠气动力，即使在低速、高空状态下仍可产生很大的控制力矩。4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （1）摆主发动机 主发动机的推力方向在弹体主轴方向上，如果把它直接安装在可转动的支架上，由伺服机构带动，按照需要的控制作用转动发动机，使发动机的推力在弹体

14、主轴的垂直方向产生分力，控制导弹绕质心转动。如果主发动机只有一台，则可通过双向摆完成俯仰和偏航控制，滚动则需要用其他方法；若主发动机是两台或四台，则可通过摆各台主发动机，使它们按不同的方向运动，完成三通道的控制。摆主发动机优点是无推力损失，并可提供较大的控制作用。但由于伺服机构要推动惯量很大的整个发动机，所以需要大功率的伺服机构。 之 摆动发动机4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （2）摆游动发动机 主发动机固定不动时，可通过摆动游机（或称辅助发动机）来产生控制力和控制力矩；或者用一台主发动机双向摆动控制俯仰、偏航，而用游动发动机控制滚动；或者在主发动机停机后用游动发

15、动机进行姿态控制和调姿。一般用四台游机对三个通道进行综合控制。之 摆动发动机4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （1）柔性喷管 它利用一个挠性的橡皮架将挠性喷管固连于发动机，此挠性支架轴向刚度很大，在俯仰与偏航平面内有相当好的可挠性（柔度）。喷管摆动1，推力就偏转 1，是一种使推力偏转45的很好的方法。其原理图如图所示。然而，喷管摆动往往需要很大力矩，特别是摆动角度大时，需要的力矩更大，难以满足，这显然使柔性喷管的使用受到了限制。 之 摆动喷管4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （2）球窝喷管 球窝喷管的收敛段和扩散段被支撑在万向支架上，该装

16、置可以围绕喷管中心线上的某个中心点转动。延伸管或者后封头上装一套有球窝的筒形夹具，使收敛段和扩散段可在其中活动。球面间装有特制的密封圈，以防高温高压然气泄漏。舵机通过方向环进行控制，以提供俯仰和偏航力矩。 之 摆动喷管4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （1）液体二次喷射 将高压液体喷入火箭发动机的扩散段，产生斜激波，从而引起喷流偏转。惰性液体系统的喷流最大偏转角为4。液体喷射点周围形成的激波引起推力损失，但是二次喷射液体增加了喷流和质量，使得净力略有增加。与惰性液体相比，采用活性液体能够略为改善侧向比冲性能，但是在喷流偏转角大于4时，两种系统的效率都急速下降。液体二

17、次喷射推力矢量控制系统的主要吸引力在于其工作时所需的控制系统质量小，结构简单。因而在不需要很大喷流偏转角的场合，液体二次喷射具有很强的竞争力。之 二次喷射 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （2）热燃气二次喷射 在这种推力矢量控制系统中，燃气直接取自发动机燃烧室或者燃气发生器，然后注入扩散段，由装在发动机喷管上的阀门实现控制。 之 二次喷射 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （1）偏流环喷流偏转器 它基本上是发动机喷管的管状延长，可绕出口平面附近喷管轴线上的一点转动。偏流环偏转时扰动燃气，引起气流偏转。这个管状延伸件，或称偏流环，通常支撑

18、在一个万向架上。伺服机构提供俯仰和偏航平面内的运动。 之 喷流偏转 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （2）偏流环喷流偏转器 在欠膨胀喷管的周围安置4个偏流叶片，叶片可沿轴向运动以插入或退出发动机尾喷流，形成激波而使喷流偏转。叶片受线性作动筒控制，靠滚球导轨支持在外套筒上。该方法最大可以获得7的偏转角。 之 喷流偏转 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （3）臂式绕流片 在发动机喷管出口平面上设置4个叶片，工作时可阻塞部分出口面积，最大偏转可达20。该装置可以应用于任何正常的发动机喷管，只有在桨叶插入时才产生推力损失，而且基本上是线性的，喷

19、流每偏转1，大约损失1%的推力。这种系统体积小，质量轻，因而只需要较小的伺服机构，这对近距战术导弹是很有吸引力的。对于燃烧时间较长的导弹，由于高温高速的尾喷流会对扰流片造成烧蚀，使用这种装置不太合适。 之 喷流偏转 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 （4）导流罩式致偏器 导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半球形拱帽，圆孔大小与喷管出口直径相等且位于喷管的出口平面上。拱帽可绕喷管轴线上的某一点转动，该点通常位于喉部上游。这种装置的功能和扰流片类似。当致偏器切入燃气流时，超声速气流形成主激波，从而引起喷流偏斜。与扰流片相比，能显著减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流

20、偏角和轴向推力损失大体与喷口遮盖面积成正比。一般来说，喷口每遮盖1%，将会产生0.52的喷流偏转和0.26%的轴向推力损失。 之 喷流偏转 4.3 推力矢量控制装置4.3 .3 推力矢量控制的实现方法 推力矢量控制装置的性能大体上可分为4个方面：（1）喷流偏转角度。也就是喷流可能偏转的角度。（2）侧向力系数。也就是侧向力与未被扰动时的轴向推力之比。（3）轴向推力损失。装置工作时所引起的推力损失。（4）驱动力。为达到预期响应须加在这个装置上的合力。喷流偏转角和侧向力系数用以描述各种推力矢量控制装置产生侧向力的能力。对于靠形成冲击波进行工作的推力矢量控制装置来说，通常用侧向力系数和等效气流偏转角来

21、描述产生侧向力的能力。当确定驱动机构尺寸时，驱动力是一个必不可少的参数。另外，当进行系统研究时，用它可以方便地描述整个伺服系统和推力矢量控制装置可能达到的最大闭环带宽。 之 推力矢量控制装置的性能 第四章 执行机构及其应用4.1 执行机构组成与分类4.2 气动力控制装置4.3 推力矢量控制装置4.4 直接力控制装置4.5 火工品控制装置4.4 直接力控制装置4.4.1 直接力控制装置的典型应用采用正常式外形，使用侧喷直接力和气动舵面复合控制方式。弹翼后有气动控制舵面，中低空依靠它进行俯仰、偏航和滚动控制；导引头后设置有姿态控制组合发动机。采用这种侧喷直接力控制要比尾舵控制导弹的反应时间短得多，

22、一般来说侧喷反应时间6l0ms，而尾舵反应时间约100500ms，显著提高导弹的命中精度，PAC-3导弹的脱靶量达到3m的高精度。“爱国者”防空导弹系统（PAC-3） 180个固体脉冲发动机均匀地分布在弹体的四周，推力方向穿过弹体纵轴，由制导控制指令计算机控制脉冲发动机的点火4.4 直接力控制装置4.4.1 直接力控制装置的典型应用Asterl5型导弹由助推器和主弹体两级弹体组成。助推器具有附加弹翼，助推器尾部采用发动机推力矢量控制以保证导弹垂直发射后的转弯控制，在助推段结束后抛弃。主弹体上装有四个长方形的弹翼，其尾部装有四个可操纵的舵面，进行导弹的气动飞行控制（PAF）。导弹重心附近还装有一

23、个燃气阀，利用四个横向喷嘴直接产生横向加速度，使导弹在接近目标时产生一个较大的过载，提高了导弹抗机动目标的能力，这种控制方式为直接力控制（PIF）。欧洲反导武器系统SAAM 4.4 直接力控制装置4.4.1 直接力控制装置的典型应用俄罗斯C-300防空导弹系统同“爱国者”一样，是世界上性能最优良的防空导弹武器系统，现已发展成系列化，有多种改型。它的飞行速度达到68Ma，有反飞机反导型，也有完全反导型。俄罗斯C-300防空导弹系统 9M96E和9M96E2是由“火炬”设计局为C-300防空导弹系统最新研制的导弹。导弹的气动布局为鸭式，前面有鸭舵，前翼舵中还带有垂直转弯用的燃气喷嘴;后有旋转尾翼，

24、这是为了减少鸭式布局产生的斜吹力矩。导弹主要特点是装有“侧向推力发动机系统”，微型发动机系统组成一个环，共有24个喷嘴，装在战斗部后面，即位于导弹质心附近，作为末段轨控发动机机组。末段时，点燃46个发动机，产生侧向力，确保更大机动能力。发动机工作时间0.5s、25ms，系统响应时间50ms，在低空时可保证附加产生短时过载2022，保证脱靶量减至很小，接近直接碰撞的水平。 4.4 直接力控制装置4.4.2 直接力机构的操纵方式 喷流装置一般按照一定规则配置在导弹的横向截面上，当喷流装置工作时产生直接力，直接改变导弹轨迹或姿态。由于喷流装置大多配置在横向布置，有时称其为“横向喷流装置”。喷流装置可

25、以有两种不同的使用方式：力操纵方式和力矩操纵方式。因为它们的操纵方式不同，它在导弹上的安装位置不同，提高导弹控制力的动态响应速度的原理也是不同的。 4.4 直接力控制装置4.4.2 直接力机构的操纵方式 力操纵方式即为直接力操纵方式。要求喷流装置不产生力矩或产生的力矩足够小。为了产生要求的直接力控制量，通常要求将其放在质心位置或质心附近位置，一般情况下喷流装置需要较大推力。由于力操纵方式直接提供横向机动能力，因此这种方式又称为轨控直接力方式。它可以是多个径向分布的小型固体火箭发动机，也可以是小型的液体火箭发动机，还可以是冷气喷射装置。如果是末段的侧向力轨控发动机，一般在与目标遭遇前1秒左右点燃

26、侧喷发动机，这样可以保证减小脱靶量至最小，接近直接碰撞的水平。特点：导弹作横向快速平动，会产生一定阻力和较大惯性力，直接侧向力必须很大才能满足控制要求。由于阻力、惯性力和直接侧向力三个力共同作用在弹体上，为避免弹体受损，导弹结构必须加强。以上不利因素势必造成导弹总质量的增加。 力操纵方式 4.4 直接力控制装置4.4.2 直接力机构的操纵方式 力矩操纵方式不以产生控制力为目的，要求喷流装置产生控制力矩为主要目的，通过控制力矩来改变导弹姿态，从而改变作用在弹体上的气动力。这种操纵方式不要求喷流装置具有较大推力，通常希望将其放在远离质心的位置。特性有二： （1）因为它有效地提高了导弹力矩控制回路的

27、动态响应速度，最终提高了导弹控制力的动态响应速度； （2）能够有效地提高导弹在低动压条件下的机动性。 力矩操纵方式又称为姿控直接力方式。它一般是在导弹四周质心前径向安装的几十个小型姿控发动机，或喷流装置，通过控制发动机点火或喷流时刻，产生脉冲推力，使导弹产生相应的运动，从而进行姿态的调整与弹道的修正。力矩操纵方式 4.4 直接力控制装置4.4.2 直接力机构的操纵方式 这种直接力控制方式下，可以在改变姿态的同时，也产生较为明显的侧向机动加速度。响应快速，并且与飞行环境无关是这种方式最为突出的两个优点。 力操纵和力矩操纵的混合方式 4.4 直接力控制装置4.4.2 喷流装置的纵向配置 将一套喷流

28、装置安装在导弹质心或接近质心的位置。它实现了导弹的力操纵方式。 质心配置方式 将一套喷流装置安装在偏离导弹质心的位置，可根据结构配重等多方面需求，安装在弹体质心前、后位置均可。它实现了导弹的力矩操纵方式。 偏离质心配置方式 4.4 直接力控制装置4.4.2 喷流装置的纵向配置 前后配置方式 将两套喷流装置分别安装在导弹的头部和尾部。前后配置方式在工程使用上具有最大的灵活性。当前、后喷流装置同向工作时，可以进行直接力操纵；当前后喷流装置反向工作时，可以进行力矩操纵。该方案的主要缺陷是喷流装置复杂，结构重量大一些。 4.4 直接力控制装置4.4.3 喷流装置的横向配置 力操纵方式下的横向配置 为了

29、控制导弹质心运动，在导弹沿质心四周相互垂直的两个方向，各安装一组能够产生法向推力的喷流装置，每组含两个喷气方向相反的喷流装置。喷流装置根据指令以脉冲方式工作，横向和纵向作用相互独立。 4.4 直接力控制装置4.4.3 喷流装置的横向配置 力矩操纵方式下的横向配置 在力矩操纵方式下，喷流装置一般安装在导弹尾部，可布置4个、8个或16个喷流装置，通过对多个喷流装置的组合工作实现对三个通道的控制。如图采用4个喷流装置的洛克维尔式布局，利用（12）或（34）控制俯仰通道；（14）或（23）控偏航通道；（24）或（13）控制滚动通道。姿态控制力矩的大小取决于喷流装置产生推力的大小以及其安装位置至导弹质心

30、的距离。如果三个通道同时具有扰动角速度存在，则由控制系统的逻辑规则决定优先控制次序。 4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 单个喷流装置的直接力模型 喷流装置可以使用高压气瓶储存的冷气、燃气发生器产生的热气流、小型液体发动机产生的热气流或小型固体发动机喷出的热气流等。对于前三种情况，控制力的大小可调节，特别是当今在工程上已趋于成熟的液体姿控发动机，采用数控技术，不仅力的大小精确可调，而且启动和关闭延时均可降至毫秒级，可以显著提高控制精度。固体小发动机姿控方案推力大小是不能控制的，并且用一经启动便再也不能控制和使用。但是由于第一种方案组成结构复杂，消极质量（如降压阀、起动阀、过滤阀等

31、）所占比重很大。而大气层内的战术防空导弹尺寸小，工作时间短，在引入直接力控制的同时必须保证不能对弹体外形、重量有太大影响。因此，只能选择体积小、质量轻的小型固体火箭发动机。喷流装置的工作方式一般有三种，即在一个采样周期内连续脉冲工作方式、间隔脉冲工作方式和单脉冲工作方式。 4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 单个喷流装置的直接力模型 之 连续脉冲工作方式 喷流装置在某个采样周期内，n个梯形脉冲连续工作。根据冲量等效原则，可解得在该方式工作下的最大等效控制力：4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 单个喷流装置的直接力模型 之 间隔脉冲工作方式 在一个时间长度为T的采样周

32、期内，通过控制喷流装置的梯形脉冲工作次数，可以获得与控制量F相同（或接近）的控制效果。可解得在该方式工作下的最大等效控制力：4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 单个喷流装置的直接力模型 之 单脉冲工作方式 在单脉冲工作方式下，发动机推力上升斜率仍然为 ，下降斜率仍然为 。根据冲量等效原则，可解得该方式工作下的最小等效控制力： 4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 直接力组合模型若直接力由若干个在弹身横截面周向均布的喷流装置组合提供。这样的喷流装置可提供不同大小和方向的直接侧向力。本节以周边均布八个喷流装置的情况为例进行直接力组合模型的讨论，如图所示。讨论中假设每个喷流

33、装置产生同等推力，其大小为F。下面分弹体不滚转和滚转两种情况进行讨论。 4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 直接力组合模型 单个喷流装置模型多个喷流装置组合模型4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 直接力组合模型 之 弹体不滚转 在各个喷流装置所在的八个方向上，可以有如下四档不同大小的力：一个喷流装置工作，可产生大小为F的力；仅左右相邻两个喷流装置同时工作，可产生F的力；三个喷流装置同时工作，可产生(+1)F的力；左右喷流装置工作，中间喷流装置对应的反向喷流装置工作，可产生(-1)F 的力。在两个喷流装置中间的八个方向上，亦有四档不同大小的力：仅远邻两个喷流装置同时工

34、作，可产生0.77F的力；仅近邻两个喷流装置同时工作，可产生1.85F的力；远、近邻四个喷流装置同时工作，可产生2.62F的力，正向近邻两个和反向远邻两个同时工作，可产生1.09F的力。这种由八个喷流装置构成16个方向、每个方向4种大小的直接侧向力，按控制指令的大小和方向来选取，用以消除不同大小的脱靶量。4.4 直接力控制装置4.4.3 直接力数学模型 直接力组合模型 之 弹体滚转 其工作原理是：将喷流装置在弹体横截面内（横截面可以是一个或多个）的周向均布，在喷流将要工作前，弹体在控制系统控制下绕自身纵轴旋转，当每个喷流装置的轴线次第对准目标时启动工作，直到喷流装置部分或全部工作完。直接侧向力的大小就是喷流装置的推力大小，直接侧向力工作时间（对应于喷流装置工作的个数）随控制指令的大小而变。直接侧向力喷流装置的工作方式和弹目遭遇时间有关。当距目标遭遇时间较长，大于单个喷流装置连续工作的最大时间时，喷流装置采用单个连续脉冲工作模式；若距目标遭遇时间不长，小于单个连续脉冲工作时间，但又大于两个同时连续脉冲工作时间时，为了获得尽可能大的纠偏量，喷流装置