推力矢量控制按其实现推力偏向的手段不同大体可分成三类：可动喷管型、二次喷射型和机械扰流板[10,14]。

（1）可动喷管型

可动喷管是使喷管整体转动来改变推力矢量的方向。虽然推力损失较小，但因必须密封，驱动喷管时的摩擦力较大；且因驱动力很大从而需要强劲的传动装置，占用的体积质量也非常可观。

（2）二次喷射型

二次喷射是在喷管壁面上设置喷射口，在喷管内部喷入二次喷射流（液体或气体）搅动发动机喷出的气流产生激波来改变推力方向。该方式虽无推力损失，但必须有贮存喷射流体的贮箱，占用的体积也很大。

（3）机械扰流板[15]

机械扰流板是通过驱动在喷管后部设置的导流板使气流偏向产生冲击波来改变推力方向。扰流板会直接干涉气流，需要使用耐热性极强的材料，还会导致10%左右的推力损失；但它不需要太大的驱动力，在大中型火箭上应用广泛。

综上所述，虽然可动喷管型和二次喷射型装置的质量和体积偏大，但推力损失较少，适合中小型火箭发动机使用。这里我们将分别对可变喉径的单喷管方案和多个小喷管组合的方案进行研究。

1.3 本文的主要研究内容

本文以喷管可调的复杂装药发动机为研究对象，设计了装药，并在此基础上，对变喉径、多喷管、可控开关火箭发动机的内弹道性能进行了计算分析。初步形成了可应用于工程设计的程序软件。具体研究工作主要有以下几个方面：

（1）发动机装药设计：在根据战术指标要求确定采用星孔装药药型和自选复合配方推进剂之后，我计算并确定了星孔装药的药柱外径、药柱长度、星角数、过渡圆弧半径、星根圆弧半径、星根半角、角分数、特征长度、肉厚等几何参数。

（2）星孔装药的燃烧面积和通气面积变化规律分析：在计算出星孔装药的基本几何参数后，对燃烧过程分为星边消失前、星边消失后和余药燃烧三个阶段进行划分，计算星孔装药的燃烧面积和通气面积，分析其随时间的变化规律。

（3）变喉径火箭发动机的内弹道计算：在星孔装药基本参数确定的前提下，本部分对变喉径发动机的内弹道特性进行了分析。发动机的喉径调控方式有：按时间段分档位变化和线性变化两种，采用零维内弹道的计算方法，对这两种调控方式下的内弹道特性进行计算分析，得到燃烧室压力和发动机推力随时间的变化曲线。

（4）多喷管开关可调发动机的内弹道计算：这部分工作，同样在星孔装药基本参数确定的情况下，对采用多喷管开关可调发动机的内弹道进行了分析。其中发动机的喷管由一个主喷管和六个侧喷管组成，主喷管始终处于工作状态，任一侧喷管可以根据实时需要在主发动机工作过程中的任意时刻开启。对其内弹道性能进行计算分析得到压力和推力随时间变化曲线，同时根据发动机各侧喷管工作的情况，得到其产生的俯仰力矩和偏航力矩随时间的变化曲线。