RU2763622C1 - Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft - Google Patents
Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2763622C1 RU2763622C1 RU2021113741A RU2021113741A RU2763622C1 RU 2763622 C1 RU2763622 C1 RU 2763622C1 RU 2021113741 A RU2021113741 A RU 2021113741A RU 2021113741 A RU2021113741 A RU 2021113741A RU 2763622 C1 RU2763622 C1 RU 2763622C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic
- control commands
- aircraft
- channel
- roll
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
- F42B10/60—Steering arrangements
- F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/01—Arrangements thereon for guidance or control
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, в частности, к осесимметричным ракетам нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации, на которых применяется рулевой привод с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями.The invention relates to the field of rocketry, in particular to axisymmetric missiles of normal aerodynamic configuration with a three-channel stabilization system, which use a steering gear with four independent aerodynamic rudders.
При разработке осесимметричных ракет нормальной аэродинамической схемы с трехканальной системой стабилизации уделяется особое внимание устойчивости пространственного движения. Несмотря на то, что ракеты являются симметричными относительно продольной оси, в полете развивается пространственное движение ракет. Одной из основных причин пространственное движения является возникновение аэродинамических перекрестных связей при управлении ракетой трехканальной системой стабилизации рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Аэродинамические перекрестные связи в определенных режимах полета приводят к возникновению колебаний ракеты.When developing axisymmetric rockets of normal aerodynamic design with a three-channel stabilization system, special attention is paid to the stability of spatial motion. Despite the fact that the rockets are symmetrical about the longitudinal axis, the spatial movement of the rockets develops in flight. One of the main reasons for spatial movement is the occurrence of aerodynamic cross-links when controlling a rocket with a three-channel steering gear stabilization system with four independent aerodynamic rudders. Aerodynamic cross-links in certain flight modes lead to rocket oscillations.
Из уровня техники известны различные способы формирования команд управления на рулевой привод.In the prior art, various methods are known for generating control commands to the steering gear.
Так, известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование сигналов с обратной связью по угловой скорости, по боковому линейному ускорению и по углу атаки ракеты и последующую обработку полученных сигналов, [патент RU 2374602, опубликован 27.11.2009]. Данный способ недостаточно обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата.So, there is a method of generating control commands to the steering gear, including the formation of signals with feedback on the angular velocity, on the lateral linear acceleration and on the angle of attack of the rocket and subsequent processing of the received signals, [patent RU 2374602, published 27.11.2009]. This method does not sufficiently ensure the spatial stability of the aircraft.
Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, включающий формирование команд управления и подачу их на рулевой привод ракеты. Данный способ не обеспечивает пространственную устойчивость летательного аппарата, [патент RU 2148780, опубликован 10.05.2000].There is a known method of generating control commands to the steering gear, including the generation of control commands and their submission to the rocket steering gear. This method does not provide spatial stability of the aircraft, [patent RU 2148780, published 10.05.2000].
Известен способ формирования команд управления на рулевой привод, предназначенный для управления летательным аппаратом нормальной аэродинамической схемы с четырьмя аэродинамическими рулями (книга Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет/Учебно-научное издание - М: Изд-во ООО «Экслибрис-Пресс», 2010, с. 142-145). Способ включает определение углов атаки в продольных каналах управления αу, αz и канальных команд управления δI, δII, δэ для стабилизации летательного аппарата в трех каналах управления, формирование из канальных команд управления δI, δII, δэ команд управления на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля, подачу команды управления δ1, δ2, δ3, δ4 на рулевой привод по информационным или электрическим линиям связи. Описанный способ недостаточно обеспечивает устойчивость ракеты при возникающей аэродинамической перекрестной связи.There is a known method of generating control commands for a steering gear designed to control an aircraft of a normal aerodynamic configuration with four aerodynamic rudders (book by Mizrohi V.Ya. 2010, pp. 142-145). The method includes determining the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z and channel control commands δ I , δ II , δ e to stabilize the aircraft in three control channels, the formation of control commands from the channel control commands δ I , δ II , δ e control commands on the steering actuator of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic steering wheel, the control command δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 on the steering actuator via information or electrical communication lines. The described method does not sufficiently ensure the stability of the rocket when aerodynamic crosstalk occurs.
Известные из указанных патентов способы не решают техническую проблему, стоящую в области управления ракет, а именно - обеспечение их устойчивости в условиях максимального влияния дополнительных сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации (первый и второй каналы управления) при отклонении аэродинамических рулей в канале крена системы стабилизации (третий канал управления). Возникающая при этом аэродинамическая перекрестная связь может приводить к ухудшению стабилизации и возникновению колебаний летательного аппарата. Причиной возникновения перекрестной связи является возрастающая с увеличением угла атаки несимметрия сил, действующих на каждый из четырех рулей вследствие экранирования корпусом летательного аппарата верхнего руля и увеличения эффективности нижнего руля.The methods known from these patents do not solve the technical problem in the field of missile control, namely, ensuring their stability under conditions of maximum influence of additional forces and moments in the longitudinal channels of the stabilization system (first and second control channels) when the aerodynamic rudders are deflected in the system roll channel stabilization (third control channel). The aerodynamic crosstalk that occurs in this case can lead to a deterioration in stabilization and the appearance of oscillations of the aircraft. The reason for the occurrence of cross-coupling is the asymmetry of forces acting on each of the four rudders, which increases with an increase in the angle of attack due to shielding of the upper rudder by the body of the aircraft and an increase in the efficiency of the lower rudder.
Заявляемый способ направлен на решение этой проблемы.The proposed method is aimed at solving this problem.
Техническим результатом настоящего изобретения является улучшение стабилизации летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи и уменьшение колебаний летательного аппарата.The technical result of the present invention is to improve the stabilization of the aircraft by reducing the influence of aerodynamic crosstalk and reducing the oscillations of the aircraft.
Указанный технический результат достигается за счет того, что для осуществления способа формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата определяют углы атаки в продольных каналах управления αу, αz и канальные команды управления δI, δII, δэ в трех каналах управления, в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена ϕп The specified technical result is achieved due to the fact that for the implementation of the method of generating control commands to the steering gear in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft, angles of attack are determined in the longitudinal control channels α y , α z and channel control commands δ I , δ II , δ e in three control channels, in the on-board equipment of the stabilization system, the angle of aerodynamic roll ϕ p
с учетом угла аэродинамического крена формируют из канальных команд управления δI, δII, δэ команды управления на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля по следующим математическим зависимостям:taking into account the angle of the aerodynamic roll, from the channel control commands δ I , δ II , δ e control commands to the steering gear of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic rudder according to the following mathematical dependencies:
δ4=δII-δэ⋅[1+cos(2ϕп)],δ 4 \u003d δ II -δ e ⋅ [1 + cos (2ϕ p )],
и подают команды управления δ1, δ2, δ3, δ4 на рулевой привод.and submit control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 on the steering drive.
Реализация заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:The implementation of the claimed invention is illustrated by graphic materials, which show:
Фиг. 1 - Схема возникновения аэродинамической перекрестной связи.Fig. 1 - Scheme of the occurrence of aerodynamic crosstalk.
Фиг. 2 - Значения δI от времени полета, режим 1.Fig. 2 - Values of δ I from flight time,
Фиг. 3 - Значения δII от времени полета, режим 1.Fig. 3 - Values of δ II from flight time,
Фиг. 4 - Значения δэ от времени полета, режим 1.Fig. 4 - The values of δ e of the flight time, the
Фиг. 5 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 1.Fig. 5 - Values of the projection of the angular velocity in the first longitudinal control channel from the flight time,
Фиг. 6 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 1.Fig. 6 - Values of the projection of the angular velocity in the second longitudinal control channel from the flight time,
Фиг. 7 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 1.Fig. 7 - Values of the projection of the angular velocity in the roll channel on the flight time,
Фиг. 8 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.Fig. 8 - Values of the linear acceleration projection in the first longitudinal control channel versus the flight time, related to the maximum,
Фиг. 9 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 1.Fig. 9 - The values of the projection of linear acceleration in the second longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum,
Фиг. 10 - Значения δI от времени полета, режим 2.Fig. 10 - Values of δ I from flight time,
Фиг. 11 - Значения δII от времени полета, режим 2.Fig. 11 - Values of δ II from flight time,
Фиг. 12 - Значения δэ от времени полета, режим 2.Fig. 12 - The values of δ e of the flight time,
Фиг. 13 - Значения проекции угловой скорости в первом продольном канале управления от времени полета, режим 2.Fig. 13 - Values of the projection of the angular velocity in the first longitudinal control channel from the flight time,
Фиг. 14 - Значения проекции угловой скорости во втором продольном канале управления от времени полета, режим 2.Fig. 14 - Values of the projection of the angular velocity in the second longitudinal control channel from the flight time,
Фиг. 15 - Значения проекции угловой скорости в канале крена от времени полета, режим 2.Fig. 15 - Values of the projection of the angular velocity in the roll channel on the flight time,
Фиг. 16 - Значения проекции линейного ускорения в первом продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.Fig. 16 - The values of the projection of linear acceleration in the first longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum,
Фиг. 17 - Значения проекции линейного ускорения во втором продольном канале управления от времени полета, отнесенные к максимальным, режим 2.Fig. 17 - The values of the projection of linear acceleration in the second longitudinal control channel on the flight time, referred to the maximum,
Режим полета осесимметричного летательного аппарата, при котором возникает аэродинамическая перекрестная связь, можно описать следующими величинами, показанными на фиг. 1:The flight mode of an axisymmetric aircraft in which aerodynamic crosstalk occurs can be described by the following quantities shown in FIG. one:
δ1, δ2, δ3, δ4 - углы отклонения аэродинамических рулей,δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 - deflection angles of aerodynamic rudders,
α - угол атаки,α - angle of attack,
OXYZ - оси связанной системы координат,OXYZ - axes of the associated coordinate system,
V - вектор скорости,V - velocity vector,
Y1, Y3 - дополнительные нормальные силы от отклонения аэродинамических рулей №1 и №3,Y 1 , Y 3 - additional normal forces from the deviation of aerodynamic rudders No. 1 and No. 3,
Z2, Z4 - дополнительные нормальные силы от отклонения аэродинамических рулей №2 и №4,Z 2 , Z 4 - additional normal forces from the deviation of aerodynamic rudders No. 2 and No. 4,
Мх - момент в канале крена,M x - moment in the roll channel,
Му - момент в продольном канале.M y is the moment in the longitudinal channel.
В режиме полета осесимметричного летательного аппарата четыре его аэродинамических руля отклонены на угол, равный канальной команде δэ для создания управляющего момента в канале крена Мх. При этом, из-за разности дополнительных нормальных сил на руле №2 и №4 возникает дополнительная продольная сила и, как следствие, дополнительный аэродинамический момент в продольном канале управления Му.In the flight mode of an axisymmetric aircraft, its four aerodynamic rudders are deflected by an angle equal to the channel command δ e to create a control moment in the roll channel M x . At the same time, due to the difference in additional normal forces on the steering wheel No. 2 and No. 4, an additional longitudinal force arises and, as a result, an additional aerodynamic moment in the longitudinal control channel M y .
Таким образом, команды, подаваемые на рулевой привод, формируют такое сочетание углов отклонения аэродинамических рулей, при котором возникают эффекты взаимовлияния каналов управления системы стабилизации из-за аэродинамических перекрестных связей, в частности возникновение дополнительных аэродинамических сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в канале крена. При этом происходит ухудшение стабилизации и возникновение колебаний летательного аппарата.Thus, the commands given to the steering gear form such a combination of deflection angles of the aerodynamic rudders, in which the effects of mutual influence of the control channels of the stabilization system due to aerodynamic cross-links arise, in particular, the appearance of additional aerodynamic forces and moments in the longitudinal channels of the stabilization system when the aerodynamic deflections rudders in the roll channel. This results in deterioration of stabilization and the occurrence of oscillations of the aircraft.
Заявляемый способ позволяет уменьшить влияния дополнительных аэродинамических сил и моментов в продольных каналах системы стабилизации при отклонении аэродинамических рулей в канале крена и обеспечить пространственную устойчивость системы стабилизации и уменьшить колебания осесимметричного летательного аппарата. Это достигается за счет уменьшения участия двух аэродинамических рулей в управлении каналом крена и увеличения значения двух других аэродинамических рулей при управлении в канале крена при режимах полета летательного аппарата близких к схеме «+».The claimed method makes it possible to reduce the influence of additional aerodynamic forces and moments in the longitudinal channels of the stabilization system when the aerodynamic rudders are deflected in the roll channel and to ensure the spatial stability of the stabilization system and reduce the oscillations of an axisymmetric aircraft. This is achieved by reducing the participation of two aerodynamic rudders in the control of the roll channel and increasing the value of the other two aerodynamic rudders when controlling in the roll channel at flight modes of the aircraft close to the “+” scheme.
Для формирования команд управления на рулевой привод в канале крена системы стабилизации осесимметричного летательного аппарата бортовая аппаратура системы стабилизации определяет углы атаки (αу, αz) в продольных каналах управления. Углы атаки в продольных каналах управления могут быть определены с помощью датчиков измерения углов атаки или расчетом.To generate control commands to the steering gear in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft, the onboard equipment of the stabilization system determines the angles of attack (α у , α z ) in the longitudinal control channels. The angles of attack in the longitudinal control channels can be determined using angle-of-attack sensors or by calculation.
Кроме того, бортовая аппаратура системы стабилизации определяет команды управления в трех каналах управления: в двух продольных каналах - δI, δII и в канале крена - δэ.In addition, the on-board equipment of the stabilization system determines the control commands in three control channels: in two longitudinal channels - δ I , δ II and in the roll channel - δ e .
Далее, исходя из полученных значений углов атаки в продольных каналах управления αу, αz в бортовой аппаратуре системы стабилизации вычисляют угол аэродинамического крена (ϕп)Further, based on the obtained values of the angles of attack in the longitudinal control channels α y , α z in the on-board equipment of the stabilization system, the aerodynamic roll angle (ϕ p ) is calculated
Из полученных канальных команд управления δI, δII, δэ в бортовой аппаратуре системы стабилизации формируют команды управления на рулевой привод летательного аппарата δ1, δ2, δ3, δ4 для отклонения каждого аэродинамического руля. Формирование команд управления на рулевой привод для отклонения каждого аэродинамического руля осуществляют с учетом вычисленного угла аэродинамического крена (ϕп) по следующим математическим зависимостям:From the received channel control commands δ I , δ II , δ e in the on-board equipment of the stabilization system, control commands are formed on the steering gear of the aircraft δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 to deflect each aerodynamic steering wheel. The formation of control commands to the steering drive for the deviation of each aerodynamic steering wheel is carried out taking into account the calculated angle of the aerodynamic roll (ϕ p ) according to the following mathematical dependencies:
После этого подают с помощью бортовой аппаратуры системы стабилизации команды управления δ1, δ2, δ3, δ4 на рулевой привод летательного аппарата по информационным или электрическим линиям связи. After that, the control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 are sent using the onboard equipment of the stabilization system to the steering gear of the aircraft via information or electric communication lines.
Заявляемый способ формирования команд управления δ1, δ2, δ3, δ4 уменьшает участие двух противолежащих аэродинамических рулей в управлении каналом крена, при этом увеличивает значения двух других аэродинамических рулей при управлении в канале крена в определенных режимах полета.The claimed method of generating control commands δ 1 , δ 2 , δ 3 , δ 4 reduces the participation of two opposite aerodynamic rudders in the control of the roll channel, while increasing the values of the other two aerodynamic rudders when controlled in the roll channel in certain flight modes.
Заявляемый способ является промышленным-применимым. На фиг. 2÷17 графических материалов представлены результаты имитационного математического моделирования для двух режимов полета летательного аппарата, отличающихся разным уровнем линейных ускорений в продольных каналах управления: режим 1 соответствует максимальному уровню линейных ускорений, режим 2 соответствует 30% от максимального уровня линейных ускорений. На фиг. 2÷17 утолщенной линией представлены результаты моделирования заявляемого способа формирования сигналов управления на рулевой привод, тонкой линией - результаты моделирования известного способа (описанного в книге Мизрохи В.Я. Проектирование управления зенитных ракет).The inventive method is industrial-applicable. In FIG. 2÷17 graphic materials present the results of simulation mathematical modeling for two flight modes of the aircraft, which differ in different levels of linear accelerations in the longitudinal control channels:
На фиг. 2-17 графических материалов видно, что степень влияния аэродинамической перекрестной связи и уровень колебаний в случае использования заявляемого способа значительно ниже в сравнении с известным способом (так, для приведенных режимов, показанных на фиг.2÷17, уровень колебаний уменьшился более чем на 50%). В одинаковых условиях это достигается за счет уменьшения несимметрии сил, действующих на каждый из четырех аэродинамических рулей при управлении в канале крена.In FIG. 2-17 graphic materials show that the degree of influence of aerodynamic crosstalk and the level of oscillations in the case of using the proposed method is much lower in comparison with the known method (for example, for the modes shown in Fig.2÷17, the level of oscillations decreased by more than 50 %). Under the same conditions, this is achieved by reducing the asymmetry of the forces acting on each of the four aerodynamic rudders when controlled in the roll channel.
Предлагаемый способ формирования команд на рулевой привод в канале крена системы стабилизации может применяться в осесиметричных летательных аппаратах с трехканальной системой стабилизации и рулевым приводом с четырьмя независимыми аэродинамическими рулями. Проведенное в рамках осуществления способа имитационное математическое моделирование режимов полета летательного аппарата подтвердило улучшение стабилизации и уменьшение колебаний летательного аппарата за счет снижения влияния аэродинамической перекрестной связи.The proposed method for generating commands to the steering gear in the roll channel of the stabilization system can be used in axisymmetric aircraft with a three-channel stabilization system and a steering gear with four independent aerodynamic rudders. Conducted within the framework of the implementation of the method, simulation mathematical modeling of the flight modes of the aircraft confirmed the improvement in stabilization and the reduction of oscillations of the aircraft by reducing the influence of aerodynamic crosstalk.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021113741A RU2763622C1 (en) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021113741A RU2763622C1 (en) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2763622C1 true RU2763622C1 (en) | 2021-12-30 |
Family
ID=80039954
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021113741A RU2763622C1 (en) | 2021-05-14 | 2021-05-14 | Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2763622C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946968A (en) * | 1974-08-02 | 1976-03-30 | Raytheon Company | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction |
| US4234142A (en) * | 1978-06-08 | 1980-11-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High angle-of-attack missile control system for aerodynamically controlled missiles |
| GB2195300B (en) * | 1986-08-26 | 1990-01-31 | Normalair Garrett | Roll control of missiles |
| RU2089452C1 (en) * | 1980-11-03 | 1997-09-10 | Закрытое акционерное общество - Научно-производственное предприятие "Алмаз" | Method of forming signals for control of cruciform-winged rocket |
| RU2511610C1 (en) * | 2012-11-13 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis |
-
2021
- 2021-05-14 RU RU2021113741A patent/RU2763622C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3946968A (en) * | 1974-08-02 | 1976-03-30 | Raytheon Company | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction |
| US4234142A (en) * | 1978-06-08 | 1980-11-18 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | High angle-of-attack missile control system for aerodynamically controlled missiles |
| RU2089452C1 (en) * | 1980-11-03 | 1997-09-10 | Закрытое акционерное общество - Научно-производственное предприятие "Алмаз" | Method of forming signals for control of cruciform-winged rocket |
| GB2195300B (en) * | 1986-08-26 | 1990-01-31 | Normalair Garrett | Roll control of missiles |
| RU2511610C1 (en) * | 2012-11-13 | 2014-04-10 | Открытое акционерное общество "Конструкторское бюро приборостроения" | Method of control signal forming for double-channel rocket rotating around longitudinal axis |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8185255B2 (en) | Robust control effector allocation | |
| US3946968A (en) | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction | |
| US5094406A (en) | Missile control system using virtual autopilot | |
| CN112486193A (en) | Three-axis full-authority control method of flying-wing unmanned aerial vehicle based on self-adaptive augmentation control theory | |
| CN113110539A (en) | Elastic/arrow three-channel control method and control device based on duck rudder | |
| JPH05108157A (en) | Method for combining control-fin command | |
| D'Amato et al. | Nonlinear dynamic inversion and neural networks for a tilt tri-rotor UAV | |
| Zhao et al. | Maneuver control of the hypersonic gliding vehicle with a scissored pair of control moment gyros | |
| RU2763622C1 (en) | Method for generating control commands to the steering drive in the roll channel of the stabilization system of an axisymmetric aircraft | |
| CN114721266A (en) | Self-adaptive reconstruction control method under structural missing fault condition of airplane control surface | |
| RU2763512C1 (en) | Method for generating control commands to the steering drive of the stabilization system of an axisymmetric aircraft | |
| Lian et al. | Nonlinear autopilot and guidance for a highly maneuverable missile | |
| US3070330A (en) | Attitude and propellant flow control system and method | |
| CN115344056A (en) | Intelligent flight control method and application of aircraft with complex control surface | |
| Mickle et al. | Skid to turn control of the APKWS missile using trajectory linearization technique | |
| Baggi et al. | Dynamic control allocation for a class of over-actuated aircraft | |
| Crespo et al. | Design and verification of an adaptive controller for the Generic Transport Model | |
| Kwatny et al. | Safe set maneuverability of impaired aircraft | |
| Scalera et al. | A comparison of control allocation methods for the F-15 ACTIVE research aircraft utilizing real-time piloted simulations | |
| Mohamed et al. | Design and comparison of two-loop with PI and three-loop autopilot for static unstable missile | |
| AU2020327851A1 (en) | Convertiplane | |
| Lemon et al. | An emergency engine response requirement analysis tool for lateral-directional dynamic aircraft stability | |
| Sarkar et al. | Range extension of an air-to-air engagement by offline trajectory optimization | |
| CN117891269B (en) | Aircraft time collaborative middle section navigation control method | |
| Canter et al. | X-31 post-stall envelope expansion and tactical utility testing |