RU2647405C1 - Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом - Google Patents

Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом Download PDF

Info

Publication number
RU2647405C1
RU2647405C1 RU2016137389A RU2016137389A RU2647405C1 RU 2647405 C1 RU2647405 C1 RU 2647405C1 RU 2016137389 A RU2016137389 A RU 2016137389A RU 2016137389 A RU2016137389 A RU 2016137389A RU 2647405 C1 RU2647405 C1 RU 2647405C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input
output
block
aircraft
adder
Prior art date
Application number
RU2016137389A
Other languages
English (en)
Inventor
Эдуард Матвеевич Абадеев
Original Assignee
Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московской области "Университет "Дубна" (Государственный университет "Дубна")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московской области "Университет "Дубна" (Государственный университет "Дубна") filed Critical Государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Московской области "Университет "Дубна" (Государственный университет "Дубна")
Priority to RU2016137389A priority Critical patent/RU2647405C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2647405C1 publication Critical patent/RU2647405C1/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft

Landscapes

  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом, содержащая два сумматора, три блока умножения, три интегратора, корректирующее звено, блок сравнения, блок алгоритмов самонастройки, эталонную модель, датчики угла поворота, угловой скорости и линейного ускорения, рулевой привод, соединенные определенным образом. Обеспечивается расширение функциональных возможностей системы управления летательным аппаратом за счет введения контура адаптации к изменению аэродинамического демпфирования, улучшение качества полета при изменении условий полета. 1 ил.

Description

Изобретение относится к бортовым системам автоматического управления летательными аппаратами, которые применяются в широком диапазоне условий полета.
Известны адаптивные системы управления летательными аппаратами (ЛА), содержащие задатчик пробного сигнала, датчик угла, датчик угловой скорости и суммирующий усилитель, формирующий по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния, управляющие воздействия на рулевые приводы летательного аппарата, а также эталонную модель (ЭМ) с желаемыми динамическими характеристиками, блок формирования разностного сигнала между выходными сигналами ЛА и ЭМ и блок алгоритмов самонастройки [1].
Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является «Самонастраивающийся автопилот» (Авторское свидетельство на изобретение №536646 от 28.07.1976, дата подачи заявки 30.05.1975) [2], содержащий последовательно соединенные сумматор, на первый вход которого подается сигнал управления летательным аппаратом, первый блок умножения, реализующий переменное передаточное число по позиционному и демпфирующему сигналам, рулевой привод и летательный аппарат с датчиком угла, датчиком угловой скорости, выходы которых подключены соответственно к первому и второму входам корректирующего звена, соединенного со вторым входом сумматора, и датчиком линейного ускорения, цепь из последовательно соединенных эталонной модели, блока сравнения, блока алгоритмов самонастройки и первого интегратора, подключенную между первым входом сумматора и вторым входом первого блока умножения, причем выход сумматора подключен также ко второму входу блока алгоритмов самонастройки, третий вход которого соединен с выходом датчика линейного ускорения, при этом второй и третий входы блока сравнения соединены с выходами датчика угла и датчика угловой скорости соответственно, а также последовательно соединенные второй интегратор и второй блок умножения, подключенные между вторым выходом блока алгоритмов самонастройки и вторым входом рулевого привода, при этом выход датчика угловой скорости соединен также с входом однокоординатного корректирующего звена, которое подключено выходом к третьему входу рулевого привода и реализует постоянное передаточное число по обводному сигналу демпфирования, а выход датчика линейного ускорения соединен со вторым входом второго блока умножения, реализующего переменное передаточное число по сигналу линейного ускорения.
Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками предлагаемого технического решения, являются следующие: устройство содержит последовательно соединенные сумматор, на первый вход которого подается сигнал управления летательным аппаратом, и первый блок умножения, реализующий переменное передаточное число по позиционному и демпфирующему сигналам, а также рулевой привод и летательный аппарат с датчиком угла, датчиком угловой скорости, выходы которых подключены соответственно к первому и второму входам корректирующего звена, соединенного со вторым входом сумматора, и датчиком линейного ускорения, цепь из последовательно соединенных эталонной модели, блока сравнения, блока алгоритмов самонастройки и первого интегратора, подключенную между первым входом сумматора и вторым входом первого блока умножения, причем выход сумматора подключен также ко второму входу блока алгоритмов самонастройки, третий вход которого соединен с выходом датчика линейного ускорения, при этом второй и третий входы блока сравнения соединены с выходами датчика угла и датчика угловой скорости соответственно, а также последовательно соединенные второй интегратор, подключенный входом ко второму выходу блока алгоритмов самонастройки, и второй блок умножения, реализующий переменное передаточное число по сигналу линейного ускорения, при этом выход датчика линейного ускорения соединен со вторым входом второго блока умножения.
Недостатком известного устройства является снижение функциональных возможностей системы управления из-за отсутствия средств адаптации передаточных чисел к изменению аэродинамического демпфирования ЛА в обводном канале по сигналу демпфирования, т.к. стоящее в этой цепи корректирующее звено реализует постоянное передаточное число. Это приводит к снижению качества адаптации и по двум другим - перестраиваемым - передаточным числам системы, а также к снижению качества управления летательным аппаратом при изменении условий полета, например при изменении скорости и (или) высоты полета ЛА.
Решаемой в предложенном устройстве технической задачей является расширение его функциональных возможностей за счет введения контура адаптации к изменению аэродинамического демпфирования ЛА также и в обводном канале по сигналу демпфирования.
Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство - самонастраивающийся автопилот с эталонной моделью, содержащее последовательно соединенные сумматор, на первый вход которого подается сигнал управления летательным аппаратом, и первый блок умножения, реализующий переменное передаточное число по позиционному и демпфирующему сигналам, а также рулевой привод и летательный аппарат с датчиком угла, датчиком угловой скорости, выходы которых подключены соответственно к первому и второму входам корректирующего звена, соединенного со вторым входом сумматора, и датчиком линейного ускорения, цепь из последовательно соединенных эталонной модели, блока сравнения, блока алгоритмов самонастройки и первого интегратора, подключенную между первым входом сумматора и вторым входом первого блока умножения, причем выход сумматора подключен также ко второму входу блока алгоритмов самонастройки, третий вход которого соединен с выходом датчика линейного ускорения, при этом второй и третий входы блока сравнения соединены с выходами датчика угла и датчика угловой скорости соответственно, а также последовательно соединенные второй интегратор, подключенный входом ко второму выходу блока алгоритмов самонастройки, и второй блок умножения, реализующий переменное передаточное число по сигналу линейного ускорения, при этом выход датчика линейного ускорения соединен со вторым входом второго блока умножения, дополнительно введены последовательно соединенные третий интегратор и третий блок умножения, реализующий переменное передаточное число по сигналу демпфирования в обводном канале, подключенные между третьим выходом блока алгоритмов самонастройки и третьим входом рулевого привода, при этом выход датчика угловой скорости соединен также со вторым входом третьего блока умножения.
Отличительными признаками предлагаемого технического решения является то, что адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом дополнительно содержит последовательно соединенные третий интегратор и третий блок умножения, причем вход третьего интегратора подключен к третьему выходу блока алгоритмов самонастройки, а также второй сумматор, первый, второй и третий входы которого соединены с выходами первого, второго и третьего блоков умножения соответственно, а выход - со входом рулевого привода, причем ко второму входу третьего блока умножения подключен выход датчика угловой скорости.
Предлагаемое техническое решение поясняется примером структурной схемы адаптивной системы с эталонной моделью для управления летательным аппаратом в канале курса (фиг. 1).
Эта система представляет собой четыре взаимосвязанных контура:
I - прямой контур управления - содержит последовательно соединенные первый сумматор 1 (1й Σ), на первый вход которого подается сигнал управления летательным аппаратом, первый блок умножения 2 (1й БУ), второй сумматор 3 (2й Σ), рулевой привод 4 (РП) и летательный аппарат с датчиком угла 5 (СГ), датчиком угловой скорости 6 (ДУС), выходы которых подключены соответственно к первому и второму входам корректирующего звена 7 (КЗ), подключенного выходом ко второму входу первого сумматора 1;
II - обводной контур по сигналу датчика линейного ускорения - содержит этот датчик 8 (ДЛУ), второй блок умножения 14 (2й БУ), второй сумматор 3, рулевой привод 4 и летательный аппарат;
III - обводной контур по сигналу датчика угловой скорости - содержит этот датчик 6, третий блок умножения 16 (3й БУ), второй сумматор 3, рулевой привод 4 и летательный аппарат;
IV - контур адаптации - содержит датчики угла 5 и угловой скорости 6, цепь из последовательно соединенных эталонной модели 9 (ЭМ), блока сравнения 10 (БС), блока алгоритмов самонастройки 11 (БАС) и первого интегратора 12 (1й И), подключенную между первым входом первого сумматора 1 и вторым входом первого блока умножения 2, причем выход первого сумматора 1 подключен также ко второму входу блока алгоритмов самонастройки 11, третий вход которого соединен с выходом датчика линейного ускорения 8, при этом второй и третий входы блока сравнения 10 соединены с выходами датчика угла 5 и датчика угловой скорости 6 соответственно, а также цепь из последовательно соединенных второго интегратора 13 (2й И) и второго блока умножения 14, подключенную между вторым выходом блока алгоритмов самонастройки 11 и вторым входом второго сумматора 3, при этом выход датчика линейного ускорения 8 соединен со вторым входом второго блока умножения 14, и третий интегратор 15 (3й И), вход которого подключен к третьему выходу блока алгоритмов самонастройки 11, а выход - ко второму входу третьего блока умножения 16.
Летательный аппарат (ЛА) на фиг. 1 показан условно.
На схеме (фиг. 1) введены обозначения:
g(t) - сигнал управления летательным аппаратом;
σΣ - выходной сигнал первого сумматора;
σ1, σ2, σ3 - выходные сигналы первого, второго и третьего блоков умножения;
σψ - сигнал управления каналом курса летательного аппарата;
δH - угол отклонения руля направления;
ψ,
Figure 00000001
, w - сигналы угла курса, угловой скорости по курсу и линейного ускорения в канале курса;
σСТ - сигнал стабилизации канала курса;
λ1, λ2, λ3 - выходные сигналы блока алгоритмов самонастройки на входах первого, второго и третьего интеграторов;
Figure 00000002
,
Figure 00000003
- векторы выходных параметров эталонной модели и блока сравнения;
k1, k2, k3 - перестраиваемые коэффициенты передачи адаптивной системы.
Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом работает следующим образом.
Как известно, уравнения движения ЛА в канале курса представляются уравнениями вида [3, с. 34]:
Figure 00000004
которые здесь записаны, для простоты, для идеальных передаточных функций датчиков угла, угловой скорости, линейного ускорения и рулевого привода; предполагается также, что датчик линейного ускорения расположен в центре масс ЛА.
В уравнениях (1) β, ψ, ϕ, δн - соответственно углы скольжения, рыскания, курсовой угол и угол отклонения руля направления;
w - линейное ускорение вдоль боковой оси oz1 связанной системы координат;
V - скорость полета ЛА;
b1…b5 - динамические коэффициенты, определяемые по формулам
Figure 00000005
;
Figure 00000006
;
Figure 00000007
;
Figure 00000008
;
Figure 00000009
;
iн, ρн - постоянные коэффициенты передачи, определяющие соотношение сигналов свободного и демпфирующего гироскопов в контуре угловой стабилизации ЛА по курсу;
k1, k2, k3 - коэффициенты передачи САУ, перестраиваемые контуром самонастройки;
Figure 00000010
,
Figure 00000011
,
Figure 00000012
,
Figure 00000013
,
Figure 00000014
- аэродинамические коэффициенты ЛА в канале курса, остальные обозначения общеприняты.
Управляющий сигнал g(t) подается одновременно на входы первого сумматора 1 и эталонной модели 9. Воздействие этого сигнала через цепь, состоящую из первого сумматора 1, первого блока умножения 2 и второго сумматора 3, отрабатывается рулевым приводом 4, отклоняющим руль направления на угол δH, и затем летательным аппаратом.
На второй вход сумматора 1 подается сигнал стабилизации канала курса - выходной сигнал корректирующего звена 7, сформированный по закону
Figure 00000015
,
На первый вход второго сумматора 3 подается выходной сигнал сумматора σΣ, умноженный в первом блоке умножения 2 на перестраиваемый коэффициент передачи k1; При этом σΣ=g+σСТ.
На второй и третий входы второго сумматора 3 подаются также выходной сигнал w датчика линейных ускорений 8, умноженный во втором блоке умножения 14 на перестраиваемый коэффициент передачи k2, и сигнал
Figure 00000016
угловой скорости ЛА с выхода датчика 6, умноженный в третьем блоке умножения 16 на перестраиваемый коэффициент передачи k3 обводного контура демпфирования. Таким образом, рулевой привод отрабатывает сигнал управления каналом курса
Figure 00000017
Векторный выходной сигнал
Figure 00000018
эталонной модели 9, в которой заложены желаемые динамические характеристики, содержит компоненты, аналогичные углу и угловой скорости ЛА. В блоке сравнения 10 этот сигнал сравнивается с сигналами ψ свободного гироскопа 5 и
Figure 00000019
- датчика угловых скоростей 6.
Выходной векторный сигнал блока сравнения 10
Figure 00000020
, содержащий ошибки сравнения сигналов эталонной модели и ЛА по углу и по угловой скорости, вместе с сигналами сумматора 1 σΣ и датчика линейных ускорений 8 w поступают на вход блока алгоритмов самонастройки 11. Блок 11 формирует сигналы для перестройки коэффициентов передачи k1, k2 и k3.
Алгоритмы формирования коэффициентов передачи k1, k2 и k3 в зависимости от изменения динамических характеристик ЛА для адаптивной системы рассматриваемой структуры изложены, например, в [3, с. 122]:
Figure 00000021
где χ1, χ2 - выбираемые настроечные параметры, задающие желаемое качество переходных процессов эталонной модели.
При этом передаточная функция летательного аппарата, охваченного контурами САУ, как показано в [3, с. 121…124], становится независимой от динамических параметров самого ЛА:
Figure 00000022
Алгоритмы самонастройки, реализуемые в блоках 9, 10, 11, представлены, например, в [3, с. 124], [4, с. 108…118], алгоритмы настройки коэффициентов k1, k2, k3 могут иметь вид
Figure 00000023
Figure 00000024
где ε1, ε2 - ошибки сравнения сигналов с эталонной модели и объекта управления.
Компоненты сигнала на выходе блока алгоритмов самонастройки 11 подаются: компонента λ1 - на первый интегратор 12, компонента λ2 - на второй интегратор 13, а компонента λ3 - на третий интегратор 15. Выходной сигнал первого интегратора и есть параметрическое воздействие (перестраиваемый коэффициент передачи) k1, которое поступает на первый блок умножения 2, выходной сигнал второго интегратора - это параметрическое воздействие (перестраиваемый коэффициент передачи) k2, поступающее на второй блок умножения 14, а выходной сигнал третьего интегратора - параметрическое воздействие (перестраиваемый коэффициент передачи) k3, поступающее на третий блок умножения 16. В результате сигнал управляющего воздействия g(t) отрабатывается летательным аппаратом с желаемым качеством динамического переходного процесса.
Таким образом, адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом отличается тем, что с целью обеспечения параметрической инвариантности динамических характеристик замкнутой системы САУ - ЛА в широком диапазоне изменения параметров ЛА, в том числе и собственного аэродинамического демпфирования ЛА, в нее введены
- второй сумматор,
- третий интегратор и третий блок умножения.
Проведенные многочисленные исследования, проведенные методами математического и полунатурного моделирования, подтвердили существенное улучшение динамических характеристик системы САУ - ЛА при применении представленной здесь системы. Особо следует отметить способность предложенной САУ поддерживать требуемые параметры системы в достаточно широком диапазоне изменения собственной устойчивости ЛА за счет изменения его центровки.
Источники информации
1. Блейклок Дж.Г. Автоматическое управление самолетами и ракетами. М., «Машиностроение», 1969, с. 222.
2. Петров Б.Н., Рутковский В.Ю., Абадеев Э.М., Пучков A.M. и др. Самонастраивающийся автопилот. Авторское свидетельство на изобретение №536646. 1976 (прототип).
3. Абадеев Э.М, Балыко Ю.П., Ляпунов В.В., Обносов Б.В., Трусов В.Н. Основы формирования облика систем управления авиационного ракетного вооружения. М.: «Дашков и К°». 2012.
4. Петров Б.Н., Рутковский В.Ю. и др. Принципы построения и проектирования самонастраивающихся систем управления. М.: Машиностроение. 1973.

Claims (1)

  1. Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом, содержащая последовательно соединенные первый сумматор, на первый вход которого подается сигнал управления летательным аппаратом, и первый блок умножения, а также рулевой привод, датчик угла, датчик угловой скорости, выходы которых подключены соответственно к первому и второму входам корректирующего звена, а выход корректирующего звена соединен с вторым входом первого сумматора, датчик линейного ускорения, цепь из последовательно соединенных эталонной модели, блока сравнения, блока алгоритмов самонастройки и первого интегратора, подключенную между первым входом первого сумматора и вторым входом первого блока умножения, при этом выход первого сумматора подключен также ко второму входу блока алгоритмов самонастройки, третий вход блока алгоритмов самонастройки соединен с выходом датчика линейного ускорения, второй и третий входы блока сравнения соединены с выходами датчика угла и датчика угловой скорости соответственно, и последовательно соединенные второй интегратор, подключенный входом ко второму выходу блока алгоритмов самонастройки, и второй блок умножения, причем выход датчика линейного ускорения соединен со вторым входом второго блока умножения, отличающаяся тем, что она содержит последовательно соединенные третий интегратор и третий блок умножения, причем вход третьего интегратора подключен к третьему выходу блока алгоритмов самонастройки, и второй сумматор, первый, второй и третий входы которого соединены с выходами первого, второго и третьего блоков умножения соответственно, а выход - с входом рулевого привода, при этом ко второму входу третьего блока умножения подключен выход датчика угловой скорости.
RU2016137389A 2016-09-19 2016-09-19 Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом RU2647405C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016137389A RU2647405C1 (ru) 2016-09-19 2016-09-19 Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016137389A RU2647405C1 (ru) 2016-09-19 2016-09-19 Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2647405C1 true RU2647405C1 (ru) 2018-03-15

Family

ID=61629349

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016137389A RU2647405C1 (ru) 2016-09-19 2016-09-19 Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2647405C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110515388A (zh) * 2019-08-27 2019-11-29 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种小负载电动舵机模型计算方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3456172A (en) * 1965-08-18 1969-07-15 Honeywell Inc Automatic control apparatus for aircraft
US3460013A (en) * 1967-05-11 1969-08-05 Sperry Rand Corp Self-adaptive control system
RU2445671C2 (ru) * 2010-02-25 2012-03-20 Московский государственный университет приборостроения и информатики Система адаптивного управления самолетом по углу тангажа

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3456172A (en) * 1965-08-18 1969-07-15 Honeywell Inc Automatic control apparatus for aircraft
US3460013A (en) * 1967-05-11 1969-08-05 Sperry Rand Corp Self-adaptive control system
RU2445671C2 (ru) * 2010-02-25 2012-03-20 Московский государственный университет приборостроения и информатики Система адаптивного управления самолетом по углу тангажа

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110515388A (zh) * 2019-08-27 2019-11-29 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种小负载电动舵机模型计算方法
CN110515388B (zh) * 2019-08-27 2023-05-23 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种小负载电动舵机模型计算方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Theodoulis et al. Guidance and control design for a class of spin-stabilized fin-controlled projectiles
Shtessel et al. Integrated higher-order sliding mode guidance and autopilot for dual control missiles
Alonge et al. Trajectory tracking of underactuated underwater vehicles
Liu et al. Trajectory tracking of underactuated surface vessels based on neural network and hierarchical sliding mode
Khebbache et al. Adaptive sensor-fault tolerant control for a class of MIMO uncertain nonlinear systems: Adaptive nonlinear filter-based dynamic surface control
US7043345B2 (en) System and method with adaptive angle-of-attack autopilot
RU2310899C1 (ru) Способ формирования сигнала управления и стабилизации продольно-балансировочного движения летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2367992C1 (ru) Устройство координированного управления летательным аппаратом
RU2569580C2 (ru) Способ формирования адаптивного сигнала управления и стабилизации углового движения летательного аппарата и устройство для его осуществления
RU2647405C1 (ru) Адаптивная система с эталонной моделью для управления летательным аппаратом
RU2394263C1 (ru) Адаптивное устройство формирования сигнала управления продольно-балансировочным движением летательного аппарата
Sève et al. Gain-scheduled $ H_\infty $ loop-shaping autopilot design for spin-stabilized canard-guided projectiles
Khamis et al. Nonlinear optimal tracking for missile gimbaled seeker using finite-horizon state dependent Riccati equation
Thai et al. Gain-scheduled autopilot design with anti-windup compensator for a dual-spin canard-guided projectile
CN109693774B (zh) 一种水下航行器轨迹的控制方法和系统
RU2374602C2 (ru) Способ формирования сигналов управления симметричной ракетой
Caiti et al. The project V-fides: A new generation AUV for deep underwater exploration, operation and monitoring
RU2387578C1 (ru) Система автоматического управления полетом высокоманевренного самолета
RU2460113C1 (ru) Способ формирования интегрального адаптивного сигнала стабилизации планирующего движения беспилотного летательного аппарата и устройство для его осуществления
CN109976371A (zh) 飞行器巡航段时姿态极限环的抑制方法、装置和设备
RU182886U1 (ru) Система угловой стабилизации
CN108181919B (zh) 一种基于卡尔曼滤波的小型运输器姿态控制方法
RU2367993C1 (ru) Адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом
Tournes et al. Integrated guidance and autopilot for dual controlled missiles using higher order sliding mode controllers and observers
EP0083569A1 (en) Large angle, gravity compensated, bank-to-turn pursuit controller

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180920