管再升，阮文華，劉 偉，施振興，李欣益

(上海機(jī)電工程研究所，上海 201109)

0 引 言

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

隨著側(cè)向噴流動(dòng)力裝置技術(shù)和飛行控制技術(shù)的發(fā)展，側(cè)向噴流推力矢量控制技術(shù)在現(xiàn)代防空導(dǎo)彈上的應(yīng)用越來越廣泛。目前，側(cè)向噴流推力矢量控制在防空導(dǎo)彈上的應(yīng)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?cè)趯?dǎo)彈上的部位安排不同，提高導(dǎo)彈控制力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)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(jī)構(gòu)產(chǎn)生控制力矩，不以產(chǎn)生控制力為目的，通過控制力矩改變導(dǎo)彈的飛行攻角，從而在彈體上產(chǎn)生氣動(dòng)力。力矩操縱方式不要求推力矢量機(jī)構(gòu)具有較大的推力，通常布置在遠(yuǎn)離導(dǎo)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(jī)構(gòu)推力代替空氣舵法向力產(chǎn)生攻角，建立攻角的操縱力矩產(chǎn)生時(shí)間明顯縮短，因此導(dǎo)彈控制力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)時(shí)間減小。力矩操縱方式的典型應(yīng)用是美國的PAC-3防空導(dǎo)彈[2]。

力操縱方式即軌控推力矢量控制，要求推力矢量機(jī)構(gòu)產(chǎn)生力，不產(chǎn)生力矩或產(chǎn)生的力矩要足夠小。為了產(chǎn)生需要的控制力，推力矢量機(jī)構(gòu)應(yīng)具有較大的推力，通常布置在導(dǎo)彈重心位置。力操縱方式的控制力不是通過氣動(dòng)力產(chǎn)生的，而是靠推力矢量機(jī)構(gòu)的工作推力產(chǎn)生的，其推力建立時(shí)間就是控制力產(chǎn)生的時(shí)間，由于控制力大小和快速性不依賴于氣動(dòng)力，即不依賴于導(dǎo)彈飛行速度和高度，其控制力的動(dòng)態(tài)響應(yīng)快速性和高空優(yōu)勢(shì)尤為突出，使用空域更大。力操縱方式的典型應(yīng)用是俄羅斯的9M96E1/E2防空導(dǎo)彈、歐洲的ASTER-15/30防空導(dǎo)彈。本文在分析和研究國外防空導(dǎo)彈軌控推力矢量技術(shù)應(yīng)用情況的基礎(chǔ)上，結(jié)合工程實(shí)際研究了軌控側(cè)向噴流與導(dǎo)彈氣動(dòng)外形布局匹配設(shè)計(jì)、軌控推力矢量裝置布置與導(dǎo)彈部位安排設(shè)計(jì)，并對(duì)軌控推力矢量裝置的影響進(jìn)了分析研究，提出了應(yīng)對(duì)措施或方法。

1 國外軌控推力矢量技術(shù)應(yīng)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(shí)產(chǎn)生的側(cè)向噴流與來流共同作用，會(huì)導(dǎo)致彈身周圍的流場(chǎng)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(cè)向噴流前方，由于氣流阻滯形成了一個(gè)高壓區(qū)。在噴嘴后方，由于側(cè)向噴流的抽吸效應(yīng)產(chǎn)生了一個(gè)低壓區(qū)(見圖1)，從而影響布置在噴流前后的氣動(dòng)力部件工作性能和導(dǎo)彈氣動(dòng)特性變化規(guī)律[3-5]。

圖1 側(cè)向噴流流場(chǎng)變化解析Fig.1 Analysis of lateral jet flow field variation

為解決軌控推力矢量技術(shù)在導(dǎo)彈實(shí)際應(yīng)用中的問題，國外防空導(dǎo)彈采取了不同的技術(shù)途徑或方式。

1.1 9M96E1/E2防空導(dǎo)彈

9M96E1/E2防空導(dǎo)彈采用具有24個(gè)徑向噴管的軌控推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)(見圖2)。為了產(chǎn)生較大的推力，軌控發(fā)動(dòng)機(jī)采用了單個(gè)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(chǎn)生所需方向的合成推力，形成控制力。為了消除側(cè)向噴流對(duì)空氣舵效率的影響，氣動(dòng)外形采用鴨式布局，空氣舵在側(cè)向噴流之前，不影響舵面效率(通常鴨式布局導(dǎo)彈飛行攻角小，減小了噴流干擾對(duì)氣動(dòng)特性的影響)。舵機(jī)艙位于彈身前部，重心位置前移，解決了軌控發(fā)動(dòng)機(jī)布置在導(dǎo)彈重心附近的質(zhì)量配平問題；采用雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)，可以根據(jù)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)布置在導(dǎo)彈重心附近的要求分配兩個(gè)脈沖尺寸。為了消除側(cè)向噴流引起的非對(duì)稱擾流產(chǎn)生的滾動(dòng)干擾影響，彈身尾部布置了隨動(dòng)尾翼。

綜上，9M96E1/E2導(dǎo)彈采用鴨式布局和雙脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)可以較好地實(shí)現(xiàn)軌控推力矢量裝置的布置，減小側(cè)向噴流對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的影響等，但相對(duì)正常式布局，其氣動(dòng)阻力偏大，因此中近程防空導(dǎo)彈通常采用鴨式布局。

圖2 9M96E1/E2導(dǎo)彈Fig.2 9M96E1/E2 Missile

1.2 ASTER-30防空導(dǎo)彈

ASTER-30防空導(dǎo)彈采用兩級(jí)串聯(lián)方案，一級(jí)助推器為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，二級(jí)導(dǎo)彈采用正常式氣動(dòng)布局(見圖3)。采用兩級(jí)方案，能夠減小導(dǎo)彈消極質(zhì)量，從而降低對(duì)軌控發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的需求，易于空載重心布置。在二級(jí)導(dǎo)彈重心處安裝4個(gè)噴管軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，4個(gè)噴管安裝在4片展弦比較大的彈翼內(nèi)，燃?xì)鈴囊砑鈬姵?，形成翼梢噴流，距離彈身近流場(chǎng)較遠(yuǎn)，以減小橫向噴流對(duì)彈體氣動(dòng)力的干擾和對(duì)舵面效率的影響(見圖4)。四個(gè)噴管的喉部面積可以按照控制指令調(diào)節(jié)，從而合成不同方向、不同大小的側(cè)向推力矢量控制力。

綜上，ASTER-30導(dǎo)彈通過采用兩級(jí)方案，實(shí)現(xiàn)了第二級(jí)導(dǎo)彈小型化，減小了對(duì)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(shí)，采用4個(gè)對(duì)稱翼梢噴管可調(diào)推力軌控發(fā)動(dòng)機(jī)，減小了側(cè)向噴流對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的影響，有利于導(dǎo)彈穩(wěn)定控制。

圖3 ASTER-30導(dǎo)彈Fig.3 ASTER-30 Missile

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

通過分析研究國外防空導(dǎo)彈應(yīng)用軌控推力矢量技術(shù)可以看出，防空導(dǎo)彈在應(yīng)用軌控推力矢量技術(shù)時(shí)需要重點(diǎn)關(guān)注以下幾個(gè)方面的問題：一是軌控側(cè)向噴流與導(dǎo)彈氣動(dòng)外形布局的匹配性；二是軌控推力矢量裝置布置與導(dǎo)彈部位安排的匹配性，即推力矢量作用點(diǎn)與導(dǎo)彈重心位置匹配；三是軌控推力矢量作用載荷、沖擊等對(duì)彈體動(dòng)態(tài)特性、穩(wěn)定特性等干擾的適應(yīng)性。

2 軌控側(cè)向噴流與導(dǎo)彈氣動(dòng)外形布局匹配設(shè)計(jì)

軌控推力矢量裝置布置在導(dǎo)彈彈身中部的重心附近，其側(cè)向噴流與彈身前方的來流相遇，產(chǎn)生異常復(fù)雜的干擾流場(chǎng)，出現(xiàn)強(qiáng)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(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，空氣動(dòng)力學(xué)上統(tǒng)稱為噴流干擾效應(yīng)[1]。噴流干擾效應(yīng)的出現(xiàn)導(dǎo)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(dǎo)致作用在彈體上的氣動(dòng)力和力矩減小，由此形成了噴管推力、氣動(dòng)力復(fù)合作用，即直接力/氣動(dòng)力復(fù)合控制力。噴流干擾效應(yīng)一般受到導(dǎo)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(píng)估噴流對(duì)導(dǎo)彈氣動(dòng)特性的影響，在軌控側(cè)向噴流與導(dǎo)彈氣動(dòng)外形布局匹配設(shè)計(jì)中，通常采用噴流干擾因子或法向力放大因子KCN來評(píng)判設(shè)計(jì)結(jié)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(shí)為正增益，小于1時(shí)為負(fù)增益。

通常評(píng)估匹配設(shè)計(jì)合理性的主要指標(biāo)包括導(dǎo)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(duì)鴨式、正常式和無翼正常式3種防空導(dǎo)彈常用的典型氣動(dòng)布局與噴流的匹配設(shè)計(jì)進(jìn)行研究分析。

2.1 鴨式布局

鴨式布局空氣舵安裝在導(dǎo)彈頭部，側(cè)向噴流在舵面后方，基本不用考慮噴流干擾效應(yīng)對(duì)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(shè)計(jì)主要考慮噴流對(duì)全彈法向力的影響和噴流引起的擾流不對(duì)稱性導(dǎo)致的側(cè)向干擾。鴨式布局側(cè)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(diǎn)為參考起點(diǎn)，導(dǎo)彈總長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度)。噴流干擾效應(yīng)多數(shù)情況下會(huì)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(dǎo)彈重心和壓心匹配設(shè)計(jì)，否則正增益引起的氣動(dòng)干擾力矩會(huì)影響導(dǎo)彈的穩(wěn)定控制和制導(dǎo)精度。此外，噴流條件下鴨式布局導(dǎo)彈的飛行攻角不宜過大，通?？刂圃?2°以內(nèi)，否則側(cè)向干擾會(huì)比較嚴(yán)重，尤其是噴流出口象限角度(即Φ角)相對(duì)在舵面非對(duì)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(yán)重，干擾的不確定性增強(qiáng)。

2.2 正常式布局

正常式布局側(cè)向噴流對(duì)導(dǎo)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(dǎo)彈產(chǎn)生升力的主要部件，因此噴流干擾效應(yīng)通常會(huì)引起全彈法向力負(fù)增益。舵面在彈身尾部，距離噴流擾動(dòng)核心區(qū)相對(duì)較遠(yuǎn)，受到噴流干擾效應(yīng)的影響相對(duì)較小，負(fù)增益相對(duì)減小，如圖5所示?；谏鲜鲈颍瑸榱私档蛧娏鞲蓴_效應(yīng)對(duì)全彈法向力的負(fù)增益影響，正常式布局常用的措施或方案是將噴管出口設(shè)置在彈翼翼梢，譬如ASTER15/30防空導(dǎo)彈。

(a) 流場(chǎng)流線圖

(b) 干擾因子圖5 正常式氣動(dòng)布局噴流干擾效應(yīng)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(duì)彈身法向力的影響主要通過干擾彈身流場(chǎng)產(chǎn)生，對(duì)空氣舵法向力的影響主要取決于噴流擾動(dòng)后的舵面當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)的恢復(fù)或受擾動(dòng)情況。無翼正常式布局噴流干擾效應(yīng)情況下彈身和舵面法向力一般都為負(fù)增益，增益大小與噴管在彈身上的布置有關(guān)。若噴管布置在彈身中部靠近頭部，則噴流干擾效應(yīng)對(duì)彈身法向力影響相對(duì)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(yīng)對(duì)彈身法向力影響相對(duì)空氣舵較小。此外，噴流干擾效應(yīng)隨導(dǎo)彈飛行攻角和飛行高度變化較大。攻角越大，負(fù)增益越大；高度越低，負(fù)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(yīng)下舵面法向力的負(fù)增益；而且飛行攻角通?？刂圃?0°以內(nèi)，可以較好地降低噴流干擾效應(yīng)下彈身和舵面法向力的負(fù)增益。

(a) 流場(chǎng)壓強(qiáng)分布云圖

(b) 干擾因子圖6 無翼正常式氣動(dòng)布局噴流干擾效應(yīng)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(dǎo)彈部位安排設(shè)計(jì)

(2)

即

FT(xF-xG)=0

(3)

實(shí)際工程應(yīng)用中，通常要結(jié)合導(dǎo)彈氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、推力矢量裝置的典型工作工況(高度、速度和攻角等)、導(dǎo)彈質(zhì)量質(zhì)心和部位安排等采用力矩平衡迭代的方法進(jìn)行多輪迭代設(shè)計(jì)，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(diǎn)布置在導(dǎo)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(diǎn)對(duì)導(dǎo)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(dòng)力響應(yīng)的快速性也明顯下降，導(dǎo)致空氣舵抑制噴流干擾效應(yīng)的能力和快速性下降幅度較大，甚至可能導(dǎo)致導(dǎo)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(chǎn)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(dǎo)彈在高空25 km啟動(dòng)了軌控推力矢量裝置，噴流干擾力矩產(chǎn)生了約191(°)/s2的角加速度，此時(shí)空氣舵極限舵偏控制力矩可產(chǎn)生的抑制干擾的角加速度為-91(°)/s2，并不能滿足需求。而設(shè)計(jì)好的軌控推力矢量偏心力矩產(chǎn)生的抑制干擾的角加速度約為-108.7(°)/s2，彌補(bǔ)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(chǎn)生的效應(yīng)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(chǎn)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(yīng)對(duì)措施

導(dǎo)彈飛行過程中，軌控推力矢量裝置工作，產(chǎn)生推力、高溫燃?xì)鈬娏?、沖擊、干擾力矩等復(fù)雜工況，給導(dǎo)彈載荷及強(qiáng)度、過載特性和穩(wěn)定控制等帶來了較大影響，工程設(shè)計(jì)中需認(rèn)真考慮，并采取應(yīng)對(duì)措施。

4.1 對(duì)載荷及強(qiáng)度影響的分析及應(yīng)對(duì)措施

軌控推力矢量裝置在導(dǎo)彈飛行過程中點(diǎn)火工作時(shí)，瞬間在彈身中部作用一個(gè)集中力(軌控推力矢量的合成推力)，并與氣動(dòng)力耦合產(chǎn)生過載，按照達(dá)郎伯原理簡(jiǎn)化為質(zhì)量分布力作用于彈身。相比氣動(dòng)力，軌控推力產(chǎn)生的載荷集中，沖擊效應(yīng)明顯，對(duì)導(dǎo)彈強(qiáng)度要求更高。圖8為某型導(dǎo)彈軌控推力矢量裝置工作和未工作時(shí)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(diǎn)剪切力變化劇烈，不僅在推力作用點(diǎn)左右兩側(cè)的剪切力方向發(fā)生了改變，而且比氣動(dòng)力最大可用過載產(chǎn)生的剪切力大。圖9為對(duì)應(yīng)剪切力產(chǎn)生的彎矩變化曲線，可以看出軌控推力和氣動(dòng)力產(chǎn)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(diǎn)即為彎矩最大點(diǎn)。

圖8 軌控推力矢量裝置工作時(shí)導(dǎo)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(shí)導(dǎo)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(shí)軌控推力矢量裝置點(diǎn)火建立工作壓強(qiáng)的瞬間，推力產(chǎn)生具有一定的沖擊效應(yīng)，相比靜態(tài)和緩慢加載工況對(duì)彈體結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的要求更高。此外，軌控推力裝置工作后，導(dǎo)彈在側(cè)向干擾的情況下會(huì)產(chǎn)生一定的滾轉(zhuǎn)，此時(shí)氣動(dòng)力的分力會(huì)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(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中需按照承力傳遞路徑增強(qiáng)主承力結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，譬如局部采用加強(qiáng)筋、加強(qiáng)框等，且結(jié)構(gòu)強(qiáng)度安全系數(shù)通常要取2.0以上。同時(shí)，承力結(jié)構(gòu)應(yīng)通過軌控推力矢量裝置地面點(diǎn)火沖擊強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證。

4.2 對(duì)過載特性影響的分析及應(yīng)對(duì)措施

軌控推力矢量裝置工作既產(chǎn)生噴流，又產(chǎn)生直接力，其中噴流通過干擾導(dǎo)彈流場(chǎng)影響導(dǎo)彈過載特性(即法向力)，具體見本文第2章，直接力可產(chǎn)生不依賴于空氣的可用過載。工程應(yīng)用中氣動(dòng)力與直接力復(fù)合作用于彈體上，在噴流擾動(dòng)流場(chǎng)、直接力的耦合作用下，氣動(dòng)力與直接力的合成過載變化具有不確定性，不是簡(jiǎn)單的加權(quán)求和。其中，氣動(dòng)力過載變化主要受到軌控裝置開啟后導(dǎo)彈流場(chǎng)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(qiáng)等因素影響。圖10為軌控推力矢量裝置工作時(shí)某型導(dǎo)彈過載G的變化曲線(濾波后)，可以看出軌控裝置推力產(chǎn)生的過載相對(duì)比較平穩(wěn)，但實(shí)際飛行過程中合成過載會(huì)隨著軌控裝置啟動(dòng)后流場(chǎng)擾動(dòng)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(dǎo)彈飛行狀態(tài)、工作環(huán)境溫度在線預(yù)估可能產(chǎn)生的過載大小和持續(xù)時(shí)間，從而比較精確地決策軌控推力矢量裝置的開啟時(shí)機(jī)，以確保導(dǎo)彈末端的制導(dǎo)精度[6]。

圖10 軌控推力矢量裝置工作時(shí)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(shí)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(yīng)對(duì)措施

軌控推力矢量裝置工作時(shí)快速產(chǎn)生合推力，且推力較大，為集中力，對(duì)彈體的沖擊較大，易于誘發(fā)彈體振動(dòng)，尤其是剛度和模態(tài)較低的導(dǎo)彈。因此，導(dǎo)彈系統(tǒng)設(shè)計(jì)中要盡可能地提高彈體剛度，同時(shí)在穩(wěn)定控制回路系統(tǒng)設(shè)計(jì)中需對(duì)輸出信號(hào)或指令進(jìn)行低通濾波處理，避免軌控推力沖擊產(chǎn)生的彈體振動(dòng)或晃動(dòng)信號(hào)進(jìn)入穩(wěn)定控制回路，影響導(dǎo)彈姿態(tài)穩(wěn)定[7-8]。

5 結(jié)束語

本文針對(duì)防空導(dǎo)彈應(yīng)用軌控推力矢量技術(shù)，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(dǎo)彈氣動(dòng)外形布局的匹配設(shè)計(jì)；采用力矩平衡迭代的方法設(shè)計(jì)了軌控推力矢量作用點(diǎn)與導(dǎo)彈重心部位的安排；同時(shí)，對(duì)軌控推力矢量裝置給導(dǎo)彈載荷及強(qiáng)度、過載特性等帶來的影響進(jìn)行了分析研究，并提出了相應(yīng)的應(yīng)對(duì)措施。