飞行器姿态控制法综述
飞行器姿态控制算法研究与优化
飞行器姿态控制算法研究与优化近年来，飞行器的应用和发展取得了非凡的成就。
然而，飞行器的稳定性和安全性仍然是飞行器设计与控制领域的关键挑战之一。
姿态控制算法作为飞行器控制系统中的核心技术，对于飞行器的稳定性和飞行性能具有重要影响。
本文将探讨飞行器姿态控制算法的研究与优化。
首先，我们需要了解飞行器姿态控制算法的基本原理。
飞行器姿态控制算法旨在实现飞行器在空中的稳定性，使得飞行器能够在不同的工作模式下保持良好的姿态稳定性。
通常，姿态控制算法包括两个主要的控制环路：姿态测量环和姿态控制环。
姿态测量环用于测量飞行器的当前姿态，并将姿态信息传递给姿态控制环。
姿态控制环根据姿态差异和控制策略，通过调整推力、旋转速度等参数，实现飞行器的姿态调整。
在研究和优化姿态控制算法时，需要考虑以下因素：1. 姿态传感器的选择：姿态传感器是姿态控制算法的基础，准确的姿态传感器能够提供飞行器准确的姿态信息，从而优化姿态控制算法的效果。
目前，常见的姿态传感器包括陀螺仪、加速度计、磁力计等。
选择合适的姿态传感器对于姿态控制算法的研究和优化至关重要。
2. 控制策略的设计：控制策略是姿态控制算法的核心部分，它决定了飞行器姿态调整的方式和效果。
常见的控制策略包括PID控制、模型预测控制、自适应控制等。
不同的控制策略适用于不同的飞行器和不同的飞行任务，选择合适的控制策略对于姿态控制算法的优化至关重要。
3. 优化算法的应用：为了提高姿态控制算法的性能和灵活性，优化算法在研究中得到广泛应用。
例如，遗传算法、粒子群算法等优化算法被用于自动调节姿态控制算法的参数，以达到最优的控制效果。
优化算法的应用可以使姿态控制算法更加灵活、高效。
随着航空航天技术的不断发展，飞行器姿态控制算法的研究和优化仍然是一个不断进步的领域。
未来的研究方向可能包括以下几个方面：1. 强化学习算法在姿态控制中的应用：强化学习是一种能够通过试错和反馈机制进行自我优化的机器学习算法。
飞行器姿态控制算法的研究与实现
飞行器姿态控制算法的研究与实现随着无人机（UAV）的广泛应用，飞行器姿态控制算法成为了无人机控制系统中的重要组成部分。
姿态控制算法能够实现对飞行器的角速度、俯仰角等信息进行精准控制，从而保证飞行器的稳定飞行和准确航向。
本文将谈论飞行器姿态控制算法的研究与实现，内容包括姿态控制算法的分类、姿态控制中的数学模型以及常用的实现方式。
1. 姿态控制算法的分类根据控制对象的不同，目前常用的姿态控制算法主要包括四种：俯仰角和滚转角控制算法、四元数姿态控制算法、欧拉角姿态控制算法和云台控制算法。
1.1 俯仰角和滚转角控制算法俯仰角和滚转角控制算法是一种比较简单的飞行器姿态控制算法，其采用PID控制器对飞行器的俯仰角和滚转角进行控制。
该算法常用于对小型无人机的控制，可以实现对平面内的趋势控制和保持平衡的功能。
1.2 四元数姿态控制算法四元数姿态控制算法是一种基于四元数的控制方法。
四元数可以表示三维空间中的旋转，并具有对于姿态表示的一些优势。
该方法适用于对大型无人机的控制和自主导航中使用。
1.3 欧拉角姿态控制算法欧拉角姿态控制算法是一种使用欧拉角来表示飞行器姿态的方法。
欧拉角包括俯仰角、偏航角和滚转角，可以通过PID控制器进行控制，实现对飞行器姿态的精准控制。
1.4 云台控制算法云台控制算法是一种常用于摄像头云台上的姿态控制算法。
该算法可以通过PID控制器实现对俯仰角和偏航角的精确控制，从而确保摄像机能够稳定放置并准确捕捉目标。
2. 姿态控制中的数学模型姿态控制算法涉及到许多复杂的数学模型。
在俯仰角和滚转角控制算法中，可以使用简单的PID控制器进行姿态控制。
而在四元数姿态控制算法中，通过定义四元数和其衍生的导数和恒等式，可以获得四元数姿态控制的数学基础。
对于欧拉角姿态控制算法，通过欧拉角的定义和它们之间的转换公式，实现对飞行器姿态的准确控制。
3. 常用的实现方式实现姿态控制算法的方式有很多种，如：3.1 单片机实现姿态控制算法可以通过单片机代码实现。
飞行器控制工程中的姿态控制理论
飞行器控制工程中的姿态控制理论随着人类技术和科学水平的不断提高，飞行器的应用范围也在不断扩大，从最初的军事对抗到现在的民用运输和科学研究，各种类型的飞行器已经成为人类社会不可或缺的一部分。
而在飞行器的控制方面，姿态控制是关键的一环。
本文将针对飞行器控制工程中的姿态控制理论进行探讨，从基本概念到应用实例层层深入，希望能够为大家提供一些参考。
什么是姿态控制？姿态控制是飞行器控制领域中的重要概念之一，指的是在飞行器运动过程中，通过控制其朝向，使其保持稳定的运动状态。
简单来说，姿态控制是飞行器在三维空间中的“姿态调整器”，类似于人类的神经系统，通过控制肌肉的收缩来维持身体的平衡状态。
而飞行器的姿态调整则是通过改变运动物体的朝向和速度来实现的。
姿态控制的原理下面我们来简单介绍一下飞行器控制的姿态控制原理。
首先，飞行器的气动力学特性决定了它的控制方式。
由于飞行器是一架高速飞行的物体，所以它的运动状态和空气的流动状态有密切的联系。
因此，在设计姿态控制系统时，必须充分考虑飞行器的形状、重心位置、飞行速度、发动机推力等因素，以便有效地控制其运动状态。
在姿态控制系统中，传感器是一个非常重要的部件。
传感器能够感知飞行器的运动状态，包括角度、速度和加速度等参数。
通过传感器采集的信号，车辆控制系统就可以实时地对飞行器的运动状态进行监测和控制。
接下来，根据传感器采集到的信息，飞行器控制系统需要计算出制导指令，并将其转化为有效的机动控制信号，使飞行器能够按照既定的轨迹和姿态运动。
这一过程需要借助于控制算法和控制器等控制技术，以便确保姿态控制系统的稳定性和控制精度。
姿态控制的应用姿态控制在飞行器控制工程中的应用极其广泛，涉及到多种类型的飞行器，包括飞机、直升机、导弹、卫星等等。
例如，飞机的姿态控制系统一般包括舵机控制系统、方向舵控制系统、升降舵控制系统等等。
在直升机上，姿态控制主要是通过主旋翼和尾旋翼的协作来实现。
此外，现代卫星系统中的姿态控制技术也在不断升级。
飞行器姿态动力学建模方法比较综述
飞行器姿态动力学建模方法比较综述飞行器姿态动力学建模是飞行器设计和控制的重要工作之一。
姿态动力学模型描述了飞行器在空中运动过程中的导航、姿态变化和动力学响应。
准确建模飞行器的姿态动力学对于飞行控制系统的设计、性能评估和飞行安全至关重要。
在飞行器姿态动力学建模中，主要涉及到飞行器的姿态表示、运动方程和控制输入等方面。
根据姿态表示的方法可以将姿态动力学模型分为欧拉角、四元数和旋转矩阵等不同的表示形式。
同时，在建模过程中也需要考虑到飞行器的非线性特性，以及可能存在的不确定性和扰动。
常见的飞行器姿态动力学建模方法包括欧拉角方法、四元数方法、旋转矩阵方法和仿射变换方法等。
每种方法都有其特点和适用范围。
下面将对这些方法进行综述和比较。
1. 欧拉角方法欧拉角方法是最常见和直观的姿态表示方法之一。
它将飞行器的姿态分解为绕三个相互垂直的轴（通常是roll、pitch和yaw轴）的旋转角度。
然而，由于欧拉角存在奇异点和万向锁等问题，这种方法在某些情况下不够精确和稳定。
2. 四元数方法四元数方法通过四元数数值来表示飞行器的姿态，它具有无奇异性和唯一性的特点，能够准确描述飞行器的旋转。
四元数方法相对于欧拉角方法在计算上更加高效和精确，因此在飞行控制中得到广泛应用。
3. 旋转矩阵方法旋转矩阵方法使用一个3x3的矩阵来表示姿态，该矩阵描述了飞行器的旋转变换。
旋转矩阵方法在计算上相对复杂，但可以提供更多的姿态信息，适用于需要高精度姿态表示的任务。
4. 仿射变换方法仿射变换方法是一种灵活的建模方法，可以通过旋转、平移和缩放等变换来描述飞行器的姿态。
这种方法可以较好地处理复杂姿态动力学建模问题，但也需要更多的计算资源和数学基础。
综合比较这些方法可以发现，四元数方法是最受欢迎和实用的飞行器姿态动力学建模方法之一。
四元数方法相比于其他表示方法具有更高的计算效率和数值稳定性，并且可以避免奇异性和万向锁问题。
因此，在飞行器姿态动力学建模中，四元数方法可以作为首选方法使用。
四轴飞行器姿态控制算法
四轴飞行器姿态控制算法四轴飞行器姿态控制是指通过调整四个电机的转速，使得飞行器能够保持所需的姿态，例如平稳飞行、转弯、盘旋等。
姿态控制算法主要包括传感器采集、姿态估计和控制指令生成等几个部分。
以下将详细介绍四轴飞行器姿态控制的算法原理。
1.传感器采集：四轴飞行器通常会配备三个主要的传感器：加速度计、陀螺仪和磁力计。
加速度计用于测量飞行器的重力加速度，陀螺仪用于测量飞行器的角速度，磁力计用于测量地磁场强度。
这些传感器的数据将用于后续的姿态估计和控制。
2.姿态估计：姿态估计是根据传感器提供的数据计算出飞行器的当前姿态角。
一种常用的姿态估计方法是互补滤波器。
互补滤波器将加速度计和陀螺仪的数据进行融合，通过加速度计估计出的姿态角和陀螺仪估计出的姿态角进行加权平均，从而得到更准确的姿态估计。
3.控制指令生成：姿态控制器的目标是生成适当的转速指令，使得飞行器能够达到所需的姿态。
在四轴飞行器中，姿态控制通常分为俯仰控制、滚转控制和偏航控制三个方向。
俯仰控制用于调整飞行器的前后倾斜角度，滚转控制用于调整飞行器的左右倾斜角度，偏航控制用于调整飞行器的旋转角度。
在控制指令生成中，通常会采用PID控制器。
PID控制器根据目标姿态角和当前姿态角的误差，计算出相应的控制指令。
PID控制器包括三个参数：比例项、积分项和微分项。
比例项用于快速响应误差，积分项用于消除稳态误差，微分项用于抑制系统的振荡。
通过将三个方向的控制指令进行线性叠加，得到最终的转速指令。
转速指令将被发送到四个电机，控制它们的转速，从而实现飞行器的姿态调整。
值得注意的是，四轴飞行器还需要考虑到动力学和非线性因素。
动力学因素包括电机的动态响应和旋转惯量的影响，通常会使用动态模型进行补偿。
非线性因素包括旋翼的非线性动力学和空气动力学特性的影响，通常会采用非线性控制器进行补偿。
综上所述，四轴飞行器姿态控制算法主要包括传感器采集、姿态估计和控制指令生成等几个部分。
自主飞行器姿态控制技术的设计与实现
自主飞行器姿态控制技术的设计与实现随着无人机技术的快速发展，自主飞行器在各个领域得到广泛应用。
而自主飞行器的姿态控制技术是实现其稳定飞行的重要组成部分，本文将从姿态控制原理、设计思路和实现方法三个方面，探讨自主飞行器姿态控制技术的设计与实现。
姿态控制是指控制飞行器在空间中的旋转和摆动，以实现期望的飞行姿态。
在设计自主飞行器姿态控制技术时，需要考虑传感器获取的姿态信息，并通过控制器输出相应的控制信号，维持飞行器稳定飞行。
首先，姿态控制的原理包括传感器数据采集和控制器的输出。
自主飞行器通过搭载加速度计、陀螺仪和磁力计等传感器，实时获取飞行器的姿态信息。
加速度计用于测量飞行器在各个轴向的加速度，陀螺仪用于测量飞行器的角速度，磁力计用于测量飞行器的地磁方向。
传感器获取的数据经过处理，计算得到飞行器的姿态角度。
然后，控制器通过比较飞行器的实际姿态和期望姿态，计算得到控制信号，控制飞行器的电机或舵面舵机进行调整，以维持飞行器的稳定姿态。
其次，自主飞行器姿态控制技术的设计需要考虑姿态控制器的选择和参数调整。
姿态控制器包括比例积分微分（PID）控制器、模糊控制器和模型预测控制器等。
PID控制器是一种经典的姿态控制器，其通过比较飞行器的实际姿态和期望姿态，根据误差的大小计算出控制信号。
模糊控制器则是基于经验规则进行控制决策，通过模糊逻辑运算和模糊规则库进行姿态控制。
模型预测控制器利用数学建模和预测算法，根据飞行器的动力学模型进行姿态预测和控制。
在选择姿态控制器时需要综合考虑飞行器的特点、控制要求和计算复杂度等因素，并通过参数调整优化控制器性能。
最后，自主飞行器姿态控制技术的实现方法包括基于传统控制方法和基于机器学习方法。
基于传统控制方法的实现主要依靠数学模型和控制算法进行设计和调整，适用于稳定和可控的飞行器。
而基于机器学习方法的实现则是通过训练数据和深度学习算法进行姿态控制器的学习和优化，适用于复杂和非线性的飞行器。
飞行器姿态控制方法综述
２ ．Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ Ｍｉ ｔ ｒ ｐ ｅ ｅ ｔｔ ｅ ｆ ｃ ｆ Ｎａ ｙ ｉ ｈ ｎ ｈ ｉ Ｓ ａ ｇ ａ ０ ２ ３， Ｃ ｉ ａ ｔｏ ａ ｔ ｌ ａ ｙ Ｒｅ ｒ ｓ ｎ ａ ｉ ｓ Ｏｆ ｅ ｏ ｖ ｎ Ｓ ａ ｇ ａ ， ｈ ｎ ｈ ｉ ２ ０ ３ ｃ ｉ ｖ ｉ ｈｎ
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２ ．海军驻上 海地 区航 天 系统军事代 表 室．中国上海 ２ ０ ３ ０２３
摘 要 姿具有重要的作用。本
文 就 飞行 器 常用 的几种 姿 态控 制方 法 作 了论 述 ，包括 空 气动 力 控 制 、推 力 矢量 控 制 、 喷气 反作 用 控
制 、 飞轮控 制 、磁 力 矩器控 制 、变质 心控 制 ， 以及 以上 几种 控制 方法 组成 的复合控 制 等 。最 后 ，指 出
了未来 飞行 器姿 态控 制 的发 展 方 向。
关 键 词 飞行器 空气动力控制 推力矢量控制 喷气反作用控制 飞轮控制 变质心控制
Ｓｕ ｍ ａ ｉ ａ ｉ ｎ ｆ Ａｉ ｈｉｌ ｔｔ ｅ ｍ ｒｚ ｔｏ ｏ ｒ Ｖｅ ｃ ｅ Ｓ Ａｔｉｕｄ Ｃｏ ｒ ｌ Ｍ ｅ ｈｏ ｓ ｎｔ ｏ ｔ ｄ
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飞行器中的姿态控制算法研究
飞行器中的姿态控制算法研究飞行器的姿态控制是一项关键的技术，它直接影响着飞行器的稳定性、操控性以及安全性。
在飞行器中，姿态控制算法的研究是十分重要的，它能够实现飞行器在三维空间内的精确控制，使其能够完成各种任务。
姿态控制算法主要包括传感器数据采集、数据处理与滤波、控制策略设计等方面。
首先，飞行器需要通过传感器来获取当前的姿态信息，通常使用陀螺仪、加速度计和磁力计等传感器。
这些传感器能够提供关于飞行器当前姿态的数据，如俯仰角、滚转角和偏航角等。
在数据采集之后，需要对传感器数据进行处理和滤波，以减少传感器噪声和误差对姿态控制的影响。
常用的滤波算法包括卡尔曼滤波和互补滤波算法。
卡尔曼滤波算法通过对传感器数据进行动态模型的估计，结合观测数据进行最优估计；互补滤波算法则通过融合低频和高频的传感器数据，提高姿态的估计精度。
在姿态估计的基础上，飞行器需要设计合适的控制策略来实现精确的姿态控制。
最常见的控制策略是PID控制器。
PID控制器通过设定目标姿态和当前姿态之间的误差，计算出相应的控制量，使得飞行器能够快速且准确地达到目标姿态。
PID控制器的设计需要根据飞行器的动力学模型和控制需求进行参数调节，以提高控制的稳定性和灵活性。
除了PID控制器，还有一些高级的控制策略被广泛应用于飞行器姿态控制中，如模糊控制、自适应控制、模型预测控制等。
这些控制策略通过引入更复杂的算法和数学模型，能够更好地适应不同的环境和飞行器工况，提高飞行器的操控性和精确性。
此外，在实际应用中，需要考虑到飞行器的动力学特性和控制器的实时性。
飞行器的动力学特性包括质量、惯性矩阵、气动力等，这些特性会对姿态控制算法的设计和系统参数的选择产生重要影响。
另外，在飞行器实际飞行过程中，控制器需要实时地获取姿态信息并基于当前的控制指令对飞行器进行调整，因此，姿态控制算法需要设计为实时可行的。
此外，姿态控制算法研究还需要考虑到飞行器的安全性。
飞行器在姿态控制过程中可能会受到外界干扰或者异常情况的影响，如风速变化、故障等。
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飞行器姿态控制方法综述一.引言经过一个世纪的发展，各种飞行器如雨后春笋般出现，从飞机、导弹到火箭、卫星，从宇宙飞船、航天飞机、空间站到月球探测器、火星探测器。
这些飞行器能在空中按预定的轨迹运动总离不开它的姿态控制系统，飞行器在空间的运动是十分复杂的。
为使问题简单化，总是将一飞行器的空间运动分解为铅锤平面的纵向运动和水平面内的侧向运动，将飞行器在空间的角运动分解成俯仰、偏航和滚动三个角运动。
由于角运.动使飞行器的姿态发生变化，所以对角运动的控制就是对飞行器姿态的控制。
对于飞行器姿态的控制，不同的飞行器需要不同的策略，本文主要就飞行器姿态控制方法的应用与发展作一一论述。
二.姿态控制的数学模型要控制飞行器的姿态，就是要控制使飞行器三个姿态角发生变化的力矩大小。
飞行器的姿态模型可以认为是一类不确定MIMO 仿射非线性系统，如式(1)所示：()//()//()//(cos sin )/cos cos sin sin tan cos tan x y z y x x x x x z x x x y y y x x y x y z z z x x x z x y z I I I M I I I I M I I I I M I ωωωωωωωωωψωθωθϕϕωθωθθωθϕωωθϕ=-+⎧⎪=-+⎪⎪=-+⎪⎨=-⎪⎪=+⎪=+-⎪⎩ （1） 式中，x 、y 、z 下标表示空间飞行器的三个主轴方向；I 表示相对于飞行器质心的惯量矩，设飞行器是主轴对称的，则惯量积可以忽略；ω表示飞行器相对于惯性空间的角速度;M 表示控制力矩；,,ψϕθ分别是飞行器的欧拉角。
控制了M 的大小，就可以控制飞行器按我们期望的轨迹运动。
M 由飞行器上的执行机构产生，常见的有空气舵、推力矢量发动机、反作用飞轮、喷气执行机构或由其它环境力执行机构。
三.飞行器姿态控制方法3.1空气动力控制根据运动的相对性原理和气体流动时的基本定律，当飞行器在大气中以一定的速度飞行时，飞行器都会受到空气动力的作用。
空气动力可以分解为升力、侧力和阻力，而对应的气动力矩可以分解为影响飞行器姿态的滚动力矩、偏航力矩和俯仰力矩。
大量实验表明，空气动力和力矩与飞行器的飞行速度、飞行高度、飞行器的外形及飞行器相对来流的姿态等因素有关。
来流速度越大，即飞行器速度越大，动能就越大，来流吹到飞行器上后，由于受到阻滞，大部分动能转换为压力能，总的空气动力也增大。
基本上来说，升力、侧力和阻力与飞行速度的平方成正比。
空气密度越大，则空气的惯性就越大，飞行器向前飞行需要的推力就越大。
根据作用力与反作用力的原理，空气必将以更大的力作用在飞行器上。
因此，空气动力与空气密度成正比。
由于空气密度随高度增加而减小，所以高度越高，作用在飞行器上的气流速度分布也不同，必然影响着空气动力的大小和方向。
另外，飞行器在空气中的姿态不同，空气动力也不同。
使用空气动力来控制飞行器的姿态是一种成熟的技术，其相应的执行机构—舵机也有了很大的发展，对于大气层内飞行的普通飞行器来说是足够的。
但它也有很多缺点：(l)使用空气动力控制姿态的飞行器的飞行区域限制在大层内。
(2)随着对飞行器(大气层内)性能日益提高的要求，普通的气动布局(三个控制面：升降舵、方向舵和副翼)已不能满足要求，需要有更多的控制面：水平鸭翼、垂直鸭翼、缝翼、襟翼、全动平尾、全动垂尾等，这些控制面协同偏转可以完成一般飞行器难以实现的飞行任务，达到较高的飞行性能，但同时飞行控制系统的设计将变得非常复杂。
(3)对低速、低动压(高空空气稀薄)的条件下，不能实现姿态的控制，如一些垂直短距起降的飞行器和一些高空气飞行器。
空气动力控制用于大气层内飞行的大多数飞机、导弹。
3.2推力矢量控制所谓推力矢量控制是指改变发动机排出的气流方向来控制飞行器飞行的一种控制方法。
不采用推力矢量技术的飞行器，发动机的喷流都是与飞行器的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克服飞行器所受到的阻力，提供飞行器加速的动力。
采用推力矢量技术的飞行器，则是通过喷管偏转，利用发动机产生的推力，获得多余的控制力矩，实现飞行器的姿态控制。
其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞行器本身姿态的影响。
实现推力矢量控制的方法主要有：小辅助喷管控制、固定喷管的喷流偏转、摆动喷管和侧向二次喷射等。
文章[4——11]介绍了推力矢量技术及其发展和运用综述。
推力矢量控制的优点是：(1)可以保证在飞行器作低速、大攻角机动飞行，而操纵舵面几近失效时，利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞行器机动。
它可使飞行器获得更大的机动性，实现过失速机动飞行，突破“失速障碍”。
(2)使用推力矢量技术的飞行器不仅其机动性大大提高，而且还具有前所未有的短距起落能力，这是因为使用推力矢量技术的飞行器的超环量升力和推力，在升力方向的分量都有利于减小飞行器的离地和接地速度，缩短飞行器的滑跑距离。
另外，由于推力矢量喷管很容易实现推力反向，飞行器在降落之后的制动力也大幅提高，因此，着陆滑跑离更加缩短了。
(3)推力矢量技术的运用提高了飞行器控制效率，使飞行器的气动控制面，例如垂尾和立尾可以大大缩小，从而飞行器的重量可以减轻。
另外，垂尾和立尾形成的角反射器也因此缩小，飞行器的隐身性能也得到了改善。
推力矢量控制的主要应用有：(l)具有超机动性和具有垂直/短距起飞的飞机，如俄罗斯的苏-37战斗机装备的发动机，不仅推重比大，而且采用了最先进的推力矢量技术，可以做的机动动作有；在“普加乔夫眼镜蛇”机动动作后，接着做一个360度滚转、尾冲:在垂直平面内作360度后向转向的圆形机动；低速360度转弯；高速高旋时以大攻角攻击目标;甚至可以在大迎角情况下以接近零速的状态飞行。
除此之外，还有其他尚未命名的机动作，因此被称为“超机动性”。
美国的F-22“猛禽”战斗机也可实现“零”速度和大攻角下的高机动性。
实现全推力矢量控制还可能导致无尾飞机的问世，美国麦道公司提出的X-36无人战斗机方案就是其中的一种。
(2)战略导弹。
战略导弹均为垂直发射，所以，有了推力矢量控制技术将大大提高其发射安全性和空间变轨能力。
如前苏联的陆基战略弹道导弹的固体发动机主要以燃气舵、空气舵、二次喷射方式等实现推力矢量控制；白杨导弹第一级发动机就采用了燃气舵加空气舵(4个栅格翼、4个稳定翼)的推力矢量控制方法。
而使用了柔性摆动喷管推力矢量控制技术的白杨-M导弹的主要战术技术性能更是大大改进，投掷重量和命中精度均明显提高，并具有独特的突防反拦截能力。
(3)舰载导弹垂直发射系统。
采用垂直发射方式，必须解决导弹自身转向问题，但导弹刚发射时速度小、动压低，空气舵几乎没有控制效果，因此，必须采用推力矢量控制系统来提供转弯所需要的控制力。
现在世界上服役的舰载导弹垂直发射系统主要有美国的Mk41型导弹垂直发射系统和Mk48型导弹垂直发射系统，英国的“海狼”导弹垂直发射系统，法国的“西尔维亚”A43型导弹垂直发射系统，俄罗斯的SA-N-6、SA-N-9、55-N-19导弹垂直发射系统，以色列的“巴拉克”I型导弹垂直发射系统。
而最具代表性的是美国的Mk41型导弹垂直发射系统。
(4)越肩发射的空空导弹。
越肩发射是一种新的攻击方式，即本机利用机载火控系统控制机载空空导弹，攻击尾追本机的敌机的攻击方式。
越肩发射又可分为两种发射方式:一种是导弹向前发射，在空小转弯，然后去攻击后方的目标，叫做“前射”(forward-firing);另一种是导弹直接向后发射，去攻击后方的目标，叫做“后射”(rear-firing)，也叫“后向攻击”。
所以，都要经过一个速度过零状态，在这种情况下就需要使用推力矢量控制来稳定其姿态。
其代表有俄罗斯的R-73。
(5)新型碟型飞行器。
文[55-60]中的新型碟型飞行器使用推力矢量控制和变质心控制两者的复合控制，首次实现了一类碟型飞行器的无舵控制。
(6)运载火箭。
如中国的长征系列火箭。
3.3喷气反作用控制喷气反作用控制是指飞行器本身利用自身携带的气源，或由燃料燃烧或分解产生的高压气体，经喷气发动机(推力器)向飞行器体外喷射出去，产生反作用力和反作用力矩，从而控制飞行器姿态的一种控制方法。
常用作姿态控制的喷气系统有：(l)冷气系统。
它以高压液态惰性气体为工质，如美国PANERO公司设计的SabreRoeket飞行器的反作用控制系统，其工作介质是冷氢气。
(2)单组元系统。
它以无水阱为燃料，当加压的阱通过多孔的催化剂床时，燃烧分解产生高温高压气体喷出。
如欧空局的地球同步通信卫星，即轨道试验卫星(OTS)的反作用控制系统(RCS)，使用单组元脱(NZH4)作为推进剂。
系统由两组推力器构成，每组有10个推力器，推进剂贮存在4个贮箱中。
(3)双组元系统。
使用燃烧剂和氧化剂两种液体推进剂，在推力器的燃烧室混合、燃烧，推进效率较高。
与推力矢量控制不同，喷气反作用控制系统一般由若干个喷嘴组成，分别安装在飞行器的翼端和飞行器前部或后部，分别对飞行器的俯仰、偏航和滚动进行控制。
如俄罗斯的雅客-141，飞机在低速飞行时的姿态控制力来源于主发动机产生的喷气，前后发动机的推力之差控制俯仰，翼尖的反作用力控制系统和横滚，偏航则靠机头的反作用力控制系统来实现。
美国的“联合攻击战斗机”(JSF)计划中，承包商波音公司的方案中也采用了一套喷气反作用控制系统(包括俯仰、偏航和滚转喷管)，可保证飞机在STOVL(短距起飞与垂直着陆)工作状态下的稳定。
承包商洛克西德·马丁公司的STOVL方案中也有一套反作用控制系统。
喷气反作用控制适合于在低速和高空低动压条件下飞行的飞行器，而使用最多的是卫星、航天飞机和空间站。
但它一般只作为一种辅助手段和其它控制方法复合使用。
如对地观测卫星上常用的执行机构有以喷气为主和以飞轮为主两种。
喷气执行机构具有设计简单、可产生较大控制力矩等优点，但由于要消耗卫星上的燃料而不适于长寿命运行的卫星。
采用这类执行机构的航天器有美国的“阿波罗”飞船以及国外早期的一些返回式遥感卫星。
以飞轮为主的执行机构通常又以喷气力矩等为辅助手段，这类系统适用于指向精度较高的长寿命卫星(如“陆地卫星-6”、SPOT-4、ADEOS等)。
将喷气反作用控制用于战术导弹的情形还不多见，美国的Hydra导弹就使用了一套喷气反作用控制系统代替传统的可动舵面来控制导弹的姿态，而其“先进吸气式双射程导弹”(AADRM)计划也已在莱特实验室开始实施。
这种导弹的一个关键技术就是尾鳍/反作用喷气飞行控制系统，美军将用这种控制系统取代传统的气动控制面或推力矢量控制系统，为导弹近距格斗提供超机动性能。
在近距格斗时，每个反作用喷气装置可提供的推力为2.7千牛。
与尾鳍相结合可使导弹在极高攻角下攻击机动飞行目标；在超视距拦截时，反作用喷气装置只在飞行末段使用，可攻击过载达9g的机动飞行目标。