1) impulsive thrust vector control
脉冲推力矢量控制
1.
Based on mathematical models in a launch-phase,the effect that impulsive thrust vector control did on trajectory property was studied.
针对固定倾角发射的防空导弹,建立了发射段纵平面内弹道数学模型;研究了脉冲推力矢量控制对弹道转弯特性的影响,并结合实际作战过程,利用数值方法给出了一种控制参数确定算法,该算法具有较好的工程可实现性。
2) impulse vector control
脉冲矢量控制
3) impulse vector controller
脉冲矢量控制器
1.
The model of impulse vector controllers arrangement on the missile body and the model of the force and the moment produced by the impulse vector controllers are established.
对弹上脉冲矢量控制器在弹上的空间分布及其控制力和控制力矩的模型进行了细化 。
4) Thrust Vector Control
推力矢量控制
1.
Optimization of response surface of secondary gas injection thrust vector control;
气体二次喷射推力矢量控制的响应面优化设计
2.
Study on thrust vector control of clustered plug nozzle;
环喉环簇塞式喷管推力矢量控制研究
3.
Numerical simulation on internal flow-field in hot gas thrust vector control motor;
燃气推力矢量控制发动机内流场数值模拟
5) TVC
推力矢量控制
1.
Since the thrust vector control(TVC) system of a ballistic missile is required to have good speediness and robustness,a method of variable structure control(VSC) is adopted to design the three-channel TVC system.
针对弹道导弹推力矢量控制系统的快速性和鲁棒性要求,采用变结构控制方法设计了三通道的推力矢量控制系统。
2.
Firstly,this paper analyses the working principles of mechanical spoiler which is a kind of thrust vector control,and then establishes the mathematical simulation model of a kind of TVC/ADC(thruster vector control/air dynamic control)missile.
在分析某型导弹机械扰流板式推力矢量控制基本原理的基础上,建立了推力矢量/气动力复合控制的数学模型。
3.
The thrust vector control(TVC)is used by means of the small engines to control the missile turning.
采用脉冲发动机推力矢量控制实现导弹弹体转弯,研究推力矢量控制力与弹体姿态转动角速度、落角及过载的关系,并对旋转反坦克导弹的控制力工作时间及掠飞高度选择等方面进行了分析和研究。
6) thrust vectoring control
推力矢量控制
1.
After designing the controllers, some simulation results of mass control, thrust vectoring control and mass/thrust vectoring composite control on a characteristic dot were given.
以纵向运动为例,对模型进行了合理简化,进行了稳定性分析和控制器设计,给出了某一特征点上质量控制、推力矢量控制、质量/推力矢量复合控制的仿真曲线,最后进行了纵向运动飞行仿真,给出纵向运动实际飞行轨迹和理想飞行轨迹的对比仿真曲线,证明了控制器设计的有效性。
2.
According to flow temperature and pressure condition, it expounds stealth technology and requirements of high - expansion - ratio adjustable nozzle and thrust vectoring control.
从加力燃烧室的技术现状、发展需求和制约条件等三方面与主燃烧室进行对比并作全面分析，同时，从来流的温度和压力条件阐述了隐身技术和高膨胀比可调喷管、推力矢量控制的需求。
3.
Taking the fighter F 16 as an example,it calculates the values of equilibrium variables in conventional flight and the equilibrium surface in high angle of attack flight with thrust vectoring control.
分析了飞机定常飞行时平衡状态的基本特性 ,提出一种平衡状态及平衡面的优化计算方法 ,并以 F-1 6飞机为模型 ,对其常规飞行时的平衡状态参数及在推力矢量控制下大迎角定常飞行时的平衡面进行了计算。
补充资料：推力向量控制
改变火箭发动机推力，用以获得控制力矩的控制方式。这种控制的作用是使飞行器作俯仰、偏航或滚转运动，以便能按预定轨道飞行。
推力向量控制通常由飞行器控制系统发出控制指令，以伺服活门和作动器为执行元件，作动器采用液压、气动等方式工作。控制方式的选择取决于发动机的类型、特点及其应用等因素，如发动机的持续工作时间、推力向量控制引起的发动机性能损失、推进系统包含的发动机台数、发动机重量以及控制机构的尺寸、重量和所需功率等。
主发动机摇摆 采用这种控制方式的发动机称为常平座发动机或摆动发动机，适用于液体火箭。在主发动机上装有类似于万向接头的常平座和由作动器与伺服活门组成的伺服机构。作动器在控制系统的指令下使发动机绕常平座的轴心摇摆，造成推力向量偏转以获得控制力矩。发动机可以只沿一个方向（单向）摆动，也可沿互相垂直的两个方向（双向）摆动。随发动机摆动的推进剂供应管道采用柔性导管。这种方式引起的发动机性能损失很小，应用比较广泛。
游动发动机 在固定安装的主发动机外侧，装有成对的推力较小而摆角较大的发动机，借以实现推力向量控制。它的摆动是通过伺服机构转动固定于燃烧室上的转轴来实现的。游动发动机还能在主发动机关机后继续运转，使飞行器达到规定的速度。它推力较小，能减小推力后效冲量及其偏差，对飞行器的控制更加精确。
摆动喷管 固体火箭发动机靠摆动喷管控制推力向量。摆动喷管分成固定的和活动的两个部分，靠球面配合，摆动活动部分产生控制力矩，但活动接合面必须保证燃气密封，因而摆动摩擦力矩较大。摆动喷管有两种型式：①固定部分与活动部分之间用柔性件连接的称为柔性喷管。柔性件是用高比强度金属或复合材料制成的同心球环与橡胶类弹性材料交替层叠粘结而成，对燃气起密封作用。这种结构可靠性高，性能损失小，在大型固体火箭发动机上得到广泛应用。②固定部分与活动部分用液体轴承连接的称为液浮喷管。液体轴承是带有可滚动包边的织物增强密闭胶囊。囊内充填一定粘度的油液。液体轴承可承受各种载荷并对燃气起密封作用，但在无工作压力时刚度低，液体渗漏检测也比较困难。
涡轮排气喷管摆动 在液体火箭发动机涡轮排气管出口装一个可摆动喷管。这种方式的控制力矩较小，用于滚动控制，可与主发动机摆动方案结合使用。
燃气舵 将耐热材料制成的舵成对地安装在固定的火箭发动机喷管的排气射流中。控制系统的指令使舵偏转，燃气流随之转折在舵上产生升力而获得控制力矩。燃气舵对排气射流的阻力会使发动机推力和比冲降低。燃气舵材料受燃气流冲刷烧蚀，还会逐渐改变舵的升力梯度，即舵每偏一度所产生的升力。
二次喷射 或称辅助流体喷射。将单元推进剂或双元推进剂的一种组元，或将燃气发生器的燃气或惰性气体通过发动机喷管扩散段壁的一侧引入主燃气流中，使其在喷管内形成斜激波，从而使主燃气流偏转，产生控制力矩。因不需要摆动构件，控制组件的重量较轻。不过，作为辅助流体的推进剂的化学能并未充分利用，会降低发动机的性能。这一方式已成功地用于固体火箭。
推力向量控制还有偏流环、转动斜置喷管等方式。
推力向量控制通常由飞行器控制系统发出控制指令，以伺服活门和作动器为执行元件，作动器采用液压、气动等方式工作。控制方式的选择取决于发动机的类型、特点及其应用等因素，如发动机的持续工作时间、推力向量控制引起的发动机性能损失、推进系统包含的发动机台数、发动机重量以及控制机构的尺寸、重量和所需功率等。
主发动机摇摆 采用这种控制方式的发动机称为常平座发动机或摆动发动机，适用于液体火箭。在主发动机上装有类似于万向接头的常平座和由作动器与伺服活门组成的伺服机构。作动器在控制系统的指令下使发动机绕常平座的轴心摇摆，造成推力向量偏转以获得控制力矩。发动机可以只沿一个方向（单向）摆动，也可沿互相垂直的两个方向（双向）摆动。随发动机摆动的推进剂供应管道采用柔性导管。这种方式引起的发动机性能损失很小，应用比较广泛。
游动发动机 在固定安装的主发动机外侧，装有成对的推力较小而摆角较大的发动机，借以实现推力向量控制。它的摆动是通过伺服机构转动固定于燃烧室上的转轴来实现的。游动发动机还能在主发动机关机后继续运转，使飞行器达到规定的速度。它推力较小，能减小推力后效冲量及其偏差，对飞行器的控制更加精确。
摆动喷管 固体火箭发动机靠摆动喷管控制推力向量。摆动喷管分成固定的和活动的两个部分，靠球面配合，摆动活动部分产生控制力矩，但活动接合面必须保证燃气密封，因而摆动摩擦力矩较大。摆动喷管有两种型式：①固定部分与活动部分之间用柔性件连接的称为柔性喷管。柔性件是用高比强度金属或复合材料制成的同心球环与橡胶类弹性材料交替层叠粘结而成，对燃气起密封作用。这种结构可靠性高，性能损失小，在大型固体火箭发动机上得到广泛应用。②固定部分与活动部分用液体轴承连接的称为液浮喷管。液体轴承是带有可滚动包边的织物增强密闭胶囊。囊内充填一定粘度的油液。液体轴承可承受各种载荷并对燃气起密封作用，但在无工作压力时刚度低，液体渗漏检测也比较困难。
涡轮排气喷管摆动 在液体火箭发动机涡轮排气管出口装一个可摆动喷管。这种方式的控制力矩较小，用于滚动控制，可与主发动机摆动方案结合使用。
燃气舵 将耐热材料制成的舵成对地安装在固定的火箭发动机喷管的排气射流中。控制系统的指令使舵偏转，燃气流随之转折在舵上产生升力而获得控制力矩。燃气舵对排气射流的阻力会使发动机推力和比冲降低。燃气舵材料受燃气流冲刷烧蚀，还会逐渐改变舵的升力梯度，即舵每偏一度所产生的升力。
二次喷射 或称辅助流体喷射。将单元推进剂或双元推进剂的一种组元，或将燃气发生器的燃气或惰性气体通过发动机喷管扩散段壁的一侧引入主燃气流中，使其在喷管内形成斜激波，从而使主燃气流偏转，产生控制力矩。因不需要摆动构件，控制组件的重量较轻。不过，作为辅助流体的推进剂的化学能并未充分利用，会降低发动机的性能。这一方式已成功地用于固体火箭。
推力向量控制还有偏流环、转动斜置喷管等方式。
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。
参考词条