RU2043954C1 - Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2043954C1 RU2043954C1 SU5035363A RU2043954C1 RU 2043954 C1 RU2043954 C1 RU 2043954C1 SU 5035363 A SU5035363 A SU 5035363A RU 2043954 C1 RU2043954 C1 RU 2043954C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stage
- accelerator
- aerodynamic
- booster
- rocket
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims abstract description 13
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims abstract description 13
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims abstract 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для приведения отработавшего ускорителя первой ступени РКН "Протон-М" в ограниченный район падения для уменьшения воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации. Изобретение решает задачу повышения эффективности управления ускорителем по его приведению в зону падения, уменьшения нагрузок на управляющие органы и площади зоны до радиуса не более 100 калибров ракеты. Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения /РКН/ в посадочную зону включает этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска с использованием аэродинамических сил. При этом ускоритель первой ступени отделяют вместе с панелями хвостового отсека второй ступени на этапе стабилизации, а при достижении скоростных напоров 40 кг/м тормозят и стабилизируют ускоритель ступени в положении двигателем вперед посредством симметричного относительно продольной оси РКН попарно синхронного поворота переднерасположенных аэродинамических рулей хвостового отсека второй ступени. На этапе прицеливания в зоне падения ускорителя включают радиомаяк, а на борту ускорителя первой ступени радиолокатор, с помощью БЦВМ определяют рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения и расположением радиомаяка, а с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением аэродинамических рулей по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования. Устройство спуска ускорителя РКН в посадочную зону содержит аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, при этом аэродинамические рули выполнены цельноповоротными, смонтированы на выполненных за одно целое с ускорителем первой ступени и расположенных со смещением относительно боковых боков первой ступени на полугла шага панелях хвостового отсека второй ступени и кинематически связаны между собой с возможностью действия попарно синхронно симметрично продольной оси РКН, а электрогидромеханические приводы связаны с радиолокатором, с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка. 2 с. п. ф-лы, 8 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для приведения отработавшего ускорителя первой ступени РКН "Протон-М" в ограниченный район падения для уменьшения воздействия РКН на экологическое состояние района эксплуатации.
Известны способы управления с использованием аэродинамических сил, действующих вдоль или поперек продольной оси ускорителя РКН и соответственно им несколько типов исполнительных органов [1]
Известен, взятый за прототип, способ спуска летательного аппарата космического назначения в посадочную зону, включающий этапы стабилизации, прицеливания и управляемого с использованием аэродинамических сил спуска в посадочную зону, применяемый на космических аппаратах "Восток", "Восход", "Союз", "Бор", "Спираль" и других [2]
Известен вариант управления аэродинамическими поверхностями по принципу тормозных интерцепторов [3] т.е. при помощи аэродинамических сил, действующих параллельно продольной оси ускорителя.
Известен, взятый за прототип, способ спуска летательного аппарата космического назначения в посадочную зону, включающий этапы стабилизации, прицеливания и управляемого с использованием аэродинамических сил спуска в посадочную зону, применяемый на космических аппаратах "Восток", "Восход", "Союз", "Бор", "Спираль" и других [2]
Известен вариант управления аэродинамическими поверхностями по принципу тормозных интерцепторов [3] т.е. при помощи аэродинамических сил, действующих параллельно продольной оси ускорителя.
Данный способ управления спуском требует установки мощных гидроэлектромеханических приводов для поворота и удержания тормозных плоскостей. При этом главным недостатком является то, что плечо аэродинамических сил относительно центра тяжести (ЦТ) составляет не более 2,5 м т.е. в 5.6 раз меньше, чем в случае управления аэродинамическими силами в поперечной плоскости. Указанные отрицательные стороны работы таких исполнительных органов обусловливают низкую эффективность их использования на РКН.
Известен также вариант управления работающим ускорителем аэродинамическими силами в поперечной плоскости, реализованный в устройстве РН "Сатурн" (США) [4] и во взятом за прототип устройстве РН "V-2" (Германия) [5] при расположении аэродинамических рулей на хвостовой части ускорителя первой ступени.
Здесь малое плечо воздействия аэродинамических сил относительно ЦТ сухого ускорителя существенно (почти в шесть раз) ухудшает процесс стабилизации ускорителя при его вхождении в атмосферу и по этой причине управляемость ускорителя при больших скоростных напорах не эффективна, начиная с высоты около 25 км. Увеличение же площади аэродинамических рулей увеличивает массу ускорителя (более 6 раз) и эксплуатационные характеристики ракеты.
Целью изобретения является повышение точности приземления РКН на ограниченную площадь (для уменьшения размеров зон падения ускорителя РКН с гибкой системой управления) при минимальных весовых затратах.
Это достигается тем, что в способе спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону с использованием аэродинамических сил, включающем этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска, отделяют ускоритель первой ступени вместе с панелями хвостового отсека второй ступени, на этапе стабилизации при достижении скоростных напоров 48 кг/м2 (на высоте около 36 км) тормозят и стабилизируют ускоритель первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси РКН попарно синхронным поворотом переднерасположенных аэродинамических рулей хвостового отсека второй ступени, на этапе прицеливания в зоне падения ускорителя включают радиомаяк, а затем с помощью БЦВМ определяют рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения и расположением радиомаяка и с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением стабилизаторов по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования.
Указанная цель достигается также тем, что в устройстве спуска ускорителя РКН в посадочную зону, содержащем аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, аэродинамические рули выполнены цельноповоротными и смонтированы на панелях хвостового отсека второй ступени, расположенных со смещением относительно боковых блоков первой ступени на полуглашага и выполненных за одно целое с ускорителем первой ступени и кинематически связаны с возможностью действия попарно синхронно симметрично продольной оси РКН, а электрогидромеханические приводы, связаны с бортовым радиолокатором или головкой самонаведения с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.
Предлагаемый способ иллюстрируется схемой полета фиг. 1.
Способ спуска ускорителя РКН в посадочную зону с использованием аэродинамических сил, действующих как вдоль, так и поперек оси ускорителя, включает этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска.
Особенности предлагаемого способа заключаются в том, что для повышения точности приземления на ограниченную площадь, после окончания активного участка 1 выведения ускорителя первой ступени осуществляют его отделение 2 вместе с хвостовым отсеком второй ступени. При входе в атмосферу, на этапе стабилизации (на высоте около 36 км) в зоне 3 достижения скоростного напора 40 кг/м2 тормозят и стабилизируют ускоритель 4 первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси РКН попарно синхронным поворотом аэродинамических рулей, хвостового отсека второй ступени, действующих вдоль оси ускорителя.
На этапе прицеливания 5 в зоне падения 6 ускорителя включают радиомаяк 7, а затем с помощью БЦВМ определяют (рассчитывают) рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения 8 и расположением радиомаяка 7 и на участке падения 9 с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением аэродинамических рулей по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования, аэродинамическими силами в поперечной плоскости, исходя при этом из того, что необходимо выбрать предельную ошибку разброса ускорителя первой ступени при падении, площадь которой имеет форму эллипса с полуосями около 16 и 8 км.
На фиг. 1 для сравнения показаны зона падения 6 без применения предлагаемого способа и зона падения 10 по предложенному способу.
На фиг. 2-4 изображено устройство, общий вид; на фиг. 5 узлы и фрагмент блок схемы СУ.
Хвостовой отсек 11 (фиг. 2) ДУ второй ступени выполнен вместе с отработавшим ускорителем первой ступени 12 как единое целое. Панели 13 хвостового отсека 11 ДУ второй ступени закомпонованы с исполнительными органами шестью аэродинамическими рулями 14. Они расположены в передней части двигательного отсека второй ступени, который разделяется со своей ступенью по направляющим и уводится вместе с ускорителем первой ступени. Аэродинамические рули 14 расположены относительно подвесных баков "Г" 15 первой ступени со смещением на 30о. При выведении орбитального груза плоскости аэродинамических рулей расположены по потоку (положение 16).
Примерно через 30.40 с после отделения отработавшего ускорителя первой ступени от второй, плоскости рулей устанавливаются в крайне повернутом положении (60о) положение 17, при этом три плоскости аэродинамических рулей поворачиваются в одну сторону и три плоскости в противоположную, соблюдая симметрично продольной оси ускорителя. В таком положении они при входе в верхние слои атмосферы работают как тормозные щитки, способствуют быстрой стабилизации ускорителя 12 в процессе поворота и пассивного полета двигателями 18 вперед.
На высотах около 30 км аэродинамические рули 14 устанавливаются вдоль потока 16 и в соответствии с полученной информацией (сопоставления сигналов маяка 7, установленного в зоне падения 6, и анализа расчетной ошибки места приземления 10 от места 19 расположения маяка). При помощи изменения угла 20 установки рулей, изменяющих угол атаки соответствующих оперений, создается аэродинамическая сила управления на плече 21 от ЦТ 22 не менее половины длины ступени (пятнадцати метров для РН "Протон").
Каждая плоскость аэродинамического руля 14 имеет площадь около 7% площади миделя (1,5 кв. м. для РН "Протон") и смонтирована с возможностью вращения вокруг оси 23 на угол (20) плюс-минус 60о относительно продольной оси 24 ускорителя. Ось вращения 25 проходит на расстоянии 50% хорды оперения, которое имеет правильную форму трапеции с размахом около 20% диаметра миделя (1,5 м для РН "Протон").
На фиг. 2 приведены основные геометрические соотношения отделяемого ускорителя первой ступени с двигательным отсеком второй ступени, на котором установлены аэродинамические рули.
Ось вращения 25 руля, которая является продолжением лонжерона 26, крепится на двух опорах 27 и 28 с подшипниками 29 и 30 игольного типа. Усилия на опорах 27 и 29, действующих от аэродинамических сил на рули 14, воспринимаются корневой 28 опорой и крайней опорой 27. Усилие на корневой опоре 28 передается силовой коробке 31, установленной с внешней стороны 32 (в шести местах) передней зоны отсека ДУ второй ступени.
При этом усиливается обшивка 33, стрингеры и шпангоуты этой зоны отсека, особенно в местах установки силовых коробок 31 и опорных узлов для крайней опоры 27 руля 14.
При помощи электрогидромеханического привода 34, который связан качалкой 35, установленной на оси оперения, производится автономный поворот каждого аэродинамического руля по сигналам СУ.
Каждый привод 34 обеспечивает усилие на качалку 35 руля ориентировочно до 8 т. Все приводы (их 6 шт.) работают автономно от аккумуляторов 36 давления баллонного типа (от 3 до 6 шт.), закольцованных между собой с начальным давлением примерно 200.250 атм.
Для управления золотниковой системой 37 привода при помощи электрических сигналов необходимая электроэнергия обеспечивается имеющимися БХБ 38 на борту ускорителя первой ступени.
Управление приведением ускорителя первой ступени на ограниченную площадь падения осуществляется следующим способом.
Угол атаки α (фиг. 2) ускорителя первой ступени в момент разделения ступеней примерно равен 0о, в то время как устойчивое равновесие достигается при угле атаки 180о. От любых возмущений после разделения ускоритель 12 начинает вращаться по тангажу и рысканию, стремясь занять устойчивое положение. По данным моделирования угловая скорость достигает 65оС.
Такое вращение длится около 160 с до момента входа в плотные слои атмосферы (q около 600 кг/м2, Н около 30 км), где за счет статической устойчивости вращение переходит в колебания относительно балансировочного положения. Управление рулями 14 в режиме демпфирования позволяет достаточно быстро погасить эти колебания, т.е. обеспечить малые углы между продольной осью и вектором скорости. Согласно предварительным исходным данным, эффективность рулей 14 достаточна для вывода ускорителя на угол атаки в диапазоне 180 плюс-минус 30о. Траекторные расчеты показывают, что при устойчивом управляемом полете с высоты около 36 км и с истинным углом атаки 180 плюс-минус 25о точка падения может быть отклонена на величину (дельта) плюс-минус 4 км. Это и определяет предельные маневренные возможности на нисходящем участке траектории.
Работа устройства системы наведения.
Для обеспечения управляемого полета необходимо (помимо угловой стабилизации) определять на борту координаты ускорителя относительно прицельной точки падения 10. Использование для этого традиционной инерционной гидросистемы исключается из-за недопустимо больших углов и угловых скоростей изделия, возникающих после разделения, а известной бесплатформенной инерциальной системе нужны очень точные (дорогие) измерительные приборы и БЦВМ.
Предложено использование перспективной по весу и стоимости радиолокационной системы, состоящей из неподвижной пассивной головки самонаведения или радиолокатора 40 на борту ускорителя и активного радиомаяка 7 в посадочной зоне с полусферической диаграммой направленности, которая и применена в предлагаемом способе устройстве. В головке самонаведения (радиолокаторе) 40 осуществляется электронное сканирование в двух ортогональных плоскостях для определения углов между продольной осью 24 ступени и направлением 41 на радиомаяк. Начальная точность оценки этих углов должна быть порядка 0,5о.
В канале крена должно быть обеспечено только демпфирование, т.е. допускается медленный разворот ускорителя по углу крена в процессе наведения.
Устройство имеет следующий приборный состав (без учета резервирования):
для системы угловой стабилизации 42:
три датчика угловых скоростей 43 (ДУС типа БДГ-36) по одному в каждом канале,
может потребоваться два акселерометра 44 для стабилизации по тангажу и рысканию, необходимость в которых определяется позднее при анализе уточненных аэродинамических характеристик с учетом допусков;
для системы наведения 45:
неподвижный радиолокатор или пассивная головка самонаведения 40 с достаточно широкой диаграммой направленности и аппаратура 46 обработки сигнала и выработки рассогласования по направлению движения. Для обеих систем требуется простое бортовое вычислительное устройство 47. Общий вес дополнительной аппаратуры примерно 30.40 кг.
для системы угловой стабилизации 42:
три датчика угловых скоростей 43 (ДУС типа БДГ-36) по одному в каждом канале,
может потребоваться два акселерометра 44 для стабилизации по тангажу и рысканию, необходимость в которых определяется позднее при анализе уточненных аэродинамических характеристик с учетом допусков;
для системы наведения 45:
неподвижный радиолокатор или пассивная головка самонаведения 40 с достаточно широкой диаграммой направленности и аппаратура 46 обработки сигнала и выработки рассогласования по направлению движения. Для обеих систем требуется простое бортовое вычислительное устройство 47. Общий вес дополнительной аппаратуры примерно 30.40 кг.
Термическая система управления ракетой по предлагаемому способу уменьшит разброс параметров траектории пассивного полета отработавшего ускорителя первой ступени на высотах входа его в плотные слои атмосферы (Н около 36 км).
В связи с этим можно ожидать, что на участке полета от Н около 35 км до земли (Н= 0), с учетом воздействия на ускоритель внешних факторов, аэродинамические рули 14 с принятыми геометрическими соотношениями, отклоняемые по результатам вычислений управляющих сигналов на борту ускорителя с использованием измеренных радиолокатором рассогласований, могут обеспечить приведение ускорителя на ограниченную площадь падения с радиусом разброса (дельта) не более 0,6 км.
Claims (2)
1. Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону, включающий этапы стабилизации, прицеливания и управляемого спуска с использованием аэродинамических сил, отличающийся тем, что отделяют ускоритель первой ступени вместе с панелями хвостового отсека второй ступени, на этапе стабилизации при достижении скоростных напоров 40 кг/м2 тормозят и стабилизируют ускоритель первой ступени двигателем вперед симметричным относительно продольной оси ракеты попарно синхронным поворотом переднерасположенных аэродинамических рулей хвостового отсека второй ступени, на этапе прицеливания включают на борту радиолокатор и с помощью бортовой цифровой вычислительной машины определяют рассогласование по боку и дальности между расчетной точкой падения и расположением радиомаяка и с помощью электрогидромеханических приводов управляют положением аэродинамических рулей по тангажу и рысканью в зависимости от величины рассогласования.
2. Устройство для спуска ускорителя ракеты в посадочную зону, содержащее аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, отличающееся тем, что аэродинамические рули выполнены цельноповоротными и смонтированы на панелях хвостового отсека второй ступени, расположенных со смещением относительно боковых блоков первой ступени на пол-угла-шага и выполненных за одно целое с ускорителем первой ступени, и кинематически связаны с возможностью действия попарно синхронно симметрично продольной оси ракеты, а электрогидромеханические приводы связаны с радиолокатором с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5035363 RU2043954C1 (ru) | 1992-04-01 | 1992-04-01 | Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU5035363 RU2043954C1 (ru) | 1992-04-01 | 1992-04-01 | Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2043954C1 true RU2043954C1 (ru) | 1995-09-20 |
Family
ID=21600839
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU5035363 RU2043954C1 (ru) | 1992-04-01 | 1992-04-01 | Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2043954C1 (ru) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
| RU2489329C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Ракета-носитель |
| CN112389680A (zh) * | 2020-11-16 | 2021-02-23 | 北京航天自动控制研究所 | 一种适用于箭体子级落区的偏差控制方法 |
| RU2746473C1 (ru) * | 2020-05-13 | 2021-04-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации |
-
1992
- 1992-04-01 RU SU5035363 patent/RU2043954C1/ru active
Non-Patent Citations (5)
| Title |
|---|
| 1. Космонавтика Энциклопедия под ред. Глушко В.П. М.: СЭ, 1985. * |
| 2. Афанасьев И.А. Неизвестные корабли, Космонавтика, астрономия. М.: Знание, 1991. * |
| 3. БСЭ, т.10, с.340, М.: СЭ, 1972. * |
| 4. Основы проектирования ЛА. Под. ред. Мишина В.П., М.: Машиностроение, 1985. * |
| 5. Федосьев В.И., Синярев Г.Б. Введение в ракетную технику, М.: Оборонгиз, 1956. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2475429C1 (ru) * | 2011-07-04 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Образования И Науки Российской Федерации | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения |
| RU2489329C1 (ru) * | 2012-03-27 | 2013-08-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Ракета-носитель |
| RU2746473C1 (ru) * | 2020-05-13 | 2021-04-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации |
| CN112389680A (zh) * | 2020-11-16 | 2021-02-23 | 北京航天自动控制研究所 | 一种适用于箭体子级落区的偏差控制方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8498756B1 (en) | Movable ground based recovery system for reuseable space flight hardware | |
| Slegers et al. | Use of variable incidence angle for glide slope control of autonomous parafoils | |
| WO2006104838A2 (en) | Lifting body tuned for passive re-entry | |
| RU2043954C1 (ru) | Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления | |
| US4023749A (en) | Directional control system for artillery missiles | |
| WO2020222250A1 (en) | Modified re-entry vehicle design with dynamic trajectory glide control system | |
| Nicolaides et al. | A review of para-foil applications | |
| Kowalik et al. | A mathematical model for controlling a quadrotor UAV | |
| CROOM et al. | Dynamic model testing of the X-31 configuration for high-angle-of-attack flight dynamics research | |
| Faget | Preliminary studies of manned satellites wingless configuration: Nonlifting | |
| CN112937832A (zh) | 一种空投式无人机及其抛射方法 | |
| Alsayed et al. | Experimental pitch control of an unmanned airship with sliding ballast | |
| Hanson | An aeroelastician's perspective of wind tunnel and flight experiences with active control of structural response and stability | |
| Yancey | Aerodynamic-derivative characteristics of the X-15 research airplane as determined from flight tests for Mach numbers from 0.6 to 3.4 | |
| Schwartz et al. | Measurement of the Moment of Inertia of Missile‐type Bodies: A Modified Bifilar Torsion Pendulum Formula | |
| Coulter et al. | Development and demonstration of a flight simulator for the dual-aircraft platform concept | |
| Lundstrom et al. | Description and Performance of Three Trailblazer II Reentry Research Vehicles | |
| Matranga | Launch Characteristics of the X-15 Research Airplane as Determined in Flight | |
| Paddison | The Talos control system | |
| Rubenstein et al. | Attitude control system design for return of the Kistler K1 Orbital Vehicle | |
| Chatterji et al. | Modified velocity pursuit guidance law with crosswind correction formissiles against surface targets | |
| Yakimenko | Autonomous Parachute-Based Precision Delivery Systems | |
| Inatani et al. | Atmospheric reentry flight test of winged space vehicle | |
| Wu et al. | Small-scale coaxial armed unmanned helicopter flight dynamics investigation | |
| VORACEK et al. | Buffet induced structural/flight-control system interaction of the X-29A aircraft |