一种超小型推力矢量控制舵机

单兵火箭推力矢量控制舵机是一个重要的预研项目，它实际上是把反坦克导弹推力矢量控制舵机的技术应用于单兵火箭简易制导中。本文介绍了这种舵机的超小型化、动态时间特性、试验原理以及达到的性能指标。     

双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究

推力矢量控制是利用改变火箭或导弹的火箭发动机的推力文献来大幅度提高其机动性的技术，已经用于大型固体火箭发动机和部分小型战术导弹，随着对导弹机动性要求的提高，其应用范围不断扩大，为满足这种需要，研究了未来高机性导弹用推力矢量控制技术，结果证明，双回转喷管式推力矢量控制技术有如下优点：１）喷管偏转角与推力偏转角相等；２）偏转角在１０°以上仍可保持如上特征；３）推力转向时几乎没有推力损失。     

推力矢量火箭发动机柔性接头力学特性仿真分析

在小型固体火箭发动机的推力矢量控制中,基于柔性喷管的矢量火箭发动机具有致偏能力大和推力控制效率高的特点,柔性接头是其核心组件也是设计的关键。采用有限元方法对柔性接头进行仿真,得到摆心和力矩等力学特性,结合试验数据对计算结果有效性及影响因素进行分析,为工程化设计提供了理论依据。     

战术导弹 推力矢量控制系统述评

本文对英国现有的战术导弹固体火箭发动机推力矢量控制的技术现状进行了评述。对各种推力矢量控制方法,给出了性能数据,并就有关它们的尺寸、有效的控制力矩、促动功率和反应时间适应一般导弹的能力,进行了比较。本文特别强调的方法是扰流片和球窝旋转喷管。本文也探讨了推力矢量控制同导弹滚动稳定的关联,以及把它们同空气动力面结合起来的简易性。     

固体火箭发动机燃气舵推力损失的数值分析与测试

燃气舵是实现推力矢量控制(TVC)的一种方式,但在固体火箭发动机(SRM)尾流工作中的燃气舵不可避免的造成一定程度的推力损失,导致发动机性能下降和导弹射程减小.受发动机推力个体差异和量值小限制,给准确测试和评估推力损失数据带来困难.通过数值仿真方法,五分量天平和六分力测力试验,建立了一套相对实用的测试和分析方法,得到了较为精确的推力损失数据,为燃气舵和导弹总体设计提供了依据.     

推力矢量控制技术与第四代空空导弹

简单介绍了推力矢量控制的基本概念、优缺点,给出了空空导弹推力矢量控制系统类型选择的六条基本原则,综合考虑各种类型推力矢量控制系统的特点以及基本原则,发现阻流致偏类推力矢量控制系统结构简单、重量尺寸较小、技术成熟,是比较适合于空空导弹的一类推力矢量控制形式。文章最后介绍国外推力矢量控制空空导弹的发展概况。     

固定冲量的固体火箭运载器在轨道转移期间的制导、能量管理和控制

本文研究了高精度导引固体火箭发动机(SRM)轨道运载器的技术和方法。该固体火箭发动机没有推力终止功能。能量管理技术与闭路制导、反作用控制系统(RCS)及固体发动机推力矢量控制相结合,就能使固体火箭发动机所达到的轨道精度与具有推力终止和重新启动能力的液体火箭发动机所达到的轨道精度相媲美。以波音公司研制的过渡顶级同步卫星运载器作为具体的例子,来说明本研究中给出的制导和控制方案。该过渡顶级由若干个子运载器组成,用来将航天飞机的有效载荷投送到预定的地球轨道和行星轨道上去。     

推力矢量对防空导弹作战效能的影响

简述了推力矢量控制装置的分类及各技术研究的现状, 并对各项矢量控制技术进行对比, 最后从机动性、超机动性等方面入手研究了推力矢量技术对防空导弹作战效能的影响. 结果表明, 推力矢量技术是防空导弹武器系统不可或缺的关键技术.     

基于反演法的单兵制导火箭弹仿真研究

为满足单兵火箭弹体积小、质量轻、低成本的设计要求,建立了由两路舵机控制的俯仰、滚转双通道单兵火箭弹模型,差动进行滚转控制,同向偏转进行俯仰控制,应用反演法对俯仰通道控制器进行设计,并与PID控制进行对比分析.同时,为了与三通道控制作对比,引入偏航控制.研究结果表明,该控制器的解耦性能优于PID控制,具有良好的跟踪效果....     

印度的国防工业(下)

(三)导弹与火箭印度导弹的研制集中在国防研究所,并耗资二千万美元建立了一个研究中心,距该所约22公里。印度全国的综合导弹发展计划由该所负责执行,该计划集中了印度国防研究与发展组织所属的许多科研机构的人力、物力与财力。主要研究项目有:采用高推力液体与固体火箭推进剂的火箭发动机、指令制导、惯性制导、半主动制导、空气动力控制与推力矢量控制等。负责印度导弹生产的厂商为位于孟买的印度动力