大气层中飞行的导弹的控制力一般是由可动的空气动力舵面产生的，但随着对导弹机动性的要求越来越高，使用攻角越来越大，已促使各种新型控制技术的出现和发展，推力矢量控制技术就是其中之一。
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导弹方向所需力矩的控制技术。显然，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。正因为推力矢量控制具有气动力控制不具备的优良特性，所以在现代导弹设计中得到了广泛的应用。至今，推力矢量控制导弹主要在以下场合得到了应用：
（1）进行近距格斗、离轴发射的空空导弹，典型型号为俄罗斯的R—73。
（2）目标横越速度可能很高，初始弹道须要快速修正的地空导弹，典型型号为俄罗斯的S—300。
（3）机动性要求很高的高速导弹，典型型号为美国的HVM。
（4）气动控制显得过于笨重的低速导弹，特别是手动控制的反坦克导弹，典型型号为美国的“龙”式导弹。
（5）无需精密发射装置，垂直发射后紧接着就快速转弯的导弹。因为垂直发射的导弹必须在低速下以最短的时间进行方位对准，并在射面里进行转弯控制，此时导弹速度低，操纵效率也低，因此，不能用一般的空气舵进行操纵。为达到快速对准和转弯控制的目的，必须使用推力矢量舵。新一代舰空导弹和一些地空导弹为改善射界、提高快速反应能力都采用了该项技术。典型型号有美国的标准－3。
（6）在各种海情下出水，需要弹道修正的潜艇发射导弹，如法国的潜射导弹“飞鱼”。
（7）发射架和跟踪器相距较远的导弹，独立助推、散布问题比较突出的导弹，如中国的HJ—73。
推力矢量控制系统的分类
对于采用固体火箭发动机的推力矢量控制系统，根据实现方法可以将其分为三类，下面分别加以介绍。
1） 摆动喷管
这一类包括所有形式的摆动喷管及摆动出口锥的装置。在这类装置中，整个喷流偏转，主要有以下两种。
a). 柔性喷管
图6.3.1给出了柔性喷管的基本结构．它实际上就是通过层压柔性接头直接装在火箭发动机后封头上的一个喷管．层压接头由许多同心球形截面的弹胶层和薄金属板组成，弯曲形成柔性的夹层结构。这个接头轴向刚度很大，而在侧向却很容易偏转。用它可以实现传统的发动机封头与优化喷管的对接。
b) 球窝喷管
图18 .2给出了球窝式摆动喷管的一般结构形式。其收敛段和扩散段被支撑在万向环上，该装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目，以防高温高压燃气泄漏。舵机通过方向环进行控制，以提供俯仰和偏航力矩。
2) 流体二次喷射
在这类系统中，流体通过吸管扩散段被注入发动机喷流。注入的流体在超音速的喷管气流中产生一个斜激波，引起压力分布不平衡，从而使气流偏斜．这一类主要有以下两种。
a)液体二次喷射
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度．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。液体二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。
b)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，图6.3.3给出了其典形结构。
3) 喷流偏转
在火箭发动机的喷流中设置阻碍物的系统归人这一类，主要有以下5种。
a)燃气舵
燃气舵的基本结构是火箭发动机的喷管尾部对称地放置四个舵片。四个舵偏的组合偏转可以产生要求的俯仰、偏航和滚转操纵力矩和侧向力。燃气舵具有结构简单、致偏能力强、响应速度快的优点，但其在舵偏角为零时仍存在较大的推力损失。另外，由于燃气舵的工作环境比较恶劣，存在严重的冲刷烧蚀问题，不宜用于要求长时间工作的场合。图6.3.4 给出了燃气舵的基本结构。
b)偏流环喷流偏转器
偏流环系统示于图6.3.5。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，通常支撑在一个万向架上。伺服机构提供俯仰和偏航平面内的运动。
c)轴向喷流偏转器
图6.3.6为轴向喷流偏转器的基本结构。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度的偏转角。
d)臂式扰流片
图6.3.7为典型的臂式扰流片系统的基本结构。在火箭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度。该系统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，喷流每偏转l度，大约损失l％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，使用这种系统是不合适的。
e) 导流罩式致偏器
图6.3.8所示的导流罩式致偏器基本上就是一个带圆孔的半球性拱帽，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，超音速气流形成主激波，从而引起喷流偏斜。与扰流片相比，能显著地减少推力损失。对于导流罩式致偏器，喷流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度的喷流偏转和0.26％的轴向推力损失。
(2) 推力矢量控制系统的性能描述
推力矢量控制系统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总的力特性。
喷流偏转角和侧向力系数用以描述各种推力矢量控制系统产生侧向力的能力。对于靠形成冲击波进行工作的推力矢量控制系统来说，通常用侧向力系数和等效气流偏转角来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。
推力矢量控制系统在战术导弹上有两种应用方法，即全程推力矢量控制和气动力／推力矢量组合控制。因为全程推力矢量控制和普通的空气舵控制的设计过程是相近的，所以，在这里主要讨论气动力／推力矢量组合控制的设计方法。
导弹空气舵／推力矢量组合控制系统设计有许多优点，主要表现在：
（l）增加了有效作战包络：在高空目标截击、近射界、大离轴和全向攻击方面的性能都有很大提高；
（2）显著地减小了导弹自动驾驶仪的时间常数；研究结果表明，采用推力矢量控制系统，无论气动舵尺寸多大，飞行高度如何，法向过载控制系统一阶等效时间常数均可以做到小于0.2s。这是导弹拦截高机动目标所必需的；
（3）可以有效地减小导弹的舵面翼展。因为当发动机工作时，推力矢量控制系统提供主要的机动控制，特别是在导弹的低速段和高空飞行时，减小舵面翼展意味着飞机可以装载更多的导弹。
当然，导弹空气舵／推力矢量组合控制系统在设计上也存在着一些难题，主要表现在：
(1）在导弹的低速飞行段和高空飞行段使用推力矢量控制，大攻角将不可避免，非线性气动力和力矩特性十分明显，常规设计的自动驾驶仪结构可能无法适应；
（2）在大攻角飞行时，导弹的俯仰一偏航一滚动通道之间存在明显的交叉耦合，这会破坏导弹的稳定性和性能；
（3）大攻角飞行的导弹，其弹体动力学特性受飞行条件的影响，在很大范围内变化；
（4）空气舵／推力矢量组合控制系统是一种冗余控制系统，确定什么形式的控制器结构和选择怎样的舵混合原则使导弹具有最佳的性能是有待进一步研究的问题；
（5）攻角和过载限制问题：使用推力矢量控制的导弹，总体设计不能保证对导弹攻角的限制，必须引入专门的攻角限制机构。
导弹大攻角飞行控制的问题在前面已经介绍过，下面着重讨论空气舵和推力矢量舵的舵混合问题。对同时具有空气舵和推力矢量舵的导弹，其控制信号的舵混合从理论上讲存在着无穷多解。在工程中，需要研究舵混合的基本原则，确保给出一种符合工程实际的、性能优异的舵混合方法。
舵混合通常应遵循以下三个基本原则：
(1）满足舵的使用条件：对推力矢量舵，它只是当发动机工作时使用；对鸭式导弹的空气舵，其大攻角操纵待性很差，气动交叉耦合效应明显，所以只能在中小攻角的范围内使用，而对于正常式布局的导弹，特别是使用格栅舵，其大攻角操纵特性仍是很好的。推力矢量舵在导弹大攻角飞行时仍有很好的操纵性，也不会引入操纵耦合效应；
（2）使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率：通过对两套舵系统的合理使用（选用或同时使用），产生最大的操纵能力，由此使导弹具有最大的可用过载或转弯角速率；
（3）使导弹舵面升阻比最大：使现面升阻比最大的意义是舵面诱导阻力的极小化和舵面操纵力矩的极大化。当然这也是通过合理地组合两套舵系统来实现的。
对于具有两套控制舵面的导弹，舵面使用的方法主要有两种：串联控制方式和并联控制方式。串联控制方式在导弹的任何飞行状态下同时都只有一套舵系统在工作。通常的的做法是在导弹飞行的主动段使用推力矢量舵，被动段使用空气舵。并联控制方式是指在导弹的任何飞行状态同时有两套或一套舵系统工作。根据舵混合的第一个原则，在以下条件中导弹只能用一套舵系统：
（1）导弹飞行的被动段，只能使用空气舵；
（2）当攻角大于一定值时，空气舵基本不起作用，只能使用推力矢量舵。
除此之外的其他情况都可以同时使用两套舵系统。
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