Акимов Владимир Николаевич - доктор технических наук, заместитель генерального директора по науке - главный конструктор
Vladimir N. Akimov - Doctor of Technical Sciences, Deputy General Director for Science -Chief Designer
Иванов Дмитрий Николаевич - начальник испытательного центра Долгопрудненского НПП, аспирант кафедры проектирования и прочности авиационно-ракетных и космических изделий, аспирант МАИ
Dmitry N. Ivanov - Head of the Testing Center, Dolgoprudny RPE, Postgraduate Student of the Design and Strength of Aircraft, Rocket and Space Products Chair, MAI
Нагорнов Андрей Юрьевич - аспирант кафедры проектирования и прочности авиационно-ракетных и космических изделий МАИ
Andrey Yu. Nagornov - Postgraduate Student of the Design and Strength of Aircraft, Rocket and Space Products Chair
Парафесь Сергей Гаврилович - доктор технических наук, доцент, профессор кафедры проектирования и прочности авиационно-ракетных и космических изделий МАИ
Sergey G. Parafes’, Doctor of Technical Sciences, Associate Professor, Professor of the Design and Strength of Aircraft, Rocket and Space Products Chair
В статье предложена методика проектирования системы «руль - привод», направленная на обеспечение безопасности от флаттера органа управления - аэродинамического руля и устойчивости системы «руль - привод». Флаттер руля представляет собой динамическую форму потери аэроупругой устойчивости; потенциальная возможность возникновения колебаний в системе «руль - привод» связана с аэроупругим взаимодействием органа управления и привода в полете. Реализация данных требований в процессе разработки маневренного беспилотного летательного аппарата (БЛА) является необходимым условием создания аппарата, безопасного от аэроупругих явлений. Важным этапом проектирования аэроупругой системы «руль - привод» является согласованный выбор параметров подсистем: руля и привода, удовлетворяющих требованию устойчивости проектируемой системы. Для решения этой задачи предлагается итерационный метод, базирующийся на использовании линеаризованной или нелинейной моделей исследования устойчивости системы «руль - привод», разработанных авторами. Согласно данному методу решение задачи согласования параметров подсистем руля и привода предполагает несколько этапов. Сначала выполняется анализ устойчивости системы, и в случае ее неустойчивости (или отсутствия необходимых запасов устойчивости) разрабатываются эффективные меры, нацеленные на обеспечение устойчивости проектируемой системы. В зависимости от выбранных мер решаются новые задачи проектирования подсистем руля или привода, в которых дополнительно учитываются ограничения, налагаемые требованием устойчивости системы. Изложение основ методики проектирования аэроупругой системы «руль - привод» сопровождается примером согласования параметров аэродинамического руля и привода электромеханического типа, в котором устойчивость аэроупругой системы обеспечивается за счет коррекции характеристик конструкции руля.
The article considers the technique of designing a "rudder - drive" system aimed at ensuring safety from flutter of the flight control that is the aerodynamic rudder and the "rudder-drive" system stability. The rudder flutter represents a dynamic form of aeroelastic stability loss; the potential possibility of oscillation onset in the "rudder - drive" system is associated with the aeroelastic interaction of the control surface and drive in flight. The implementation of these requirements when designing a maneuverable unmanned aerial vehicle (UAV) is an important condition for the UAV creation that is safe from aeroelastic phenomena. An important stage of designing the aeroelastic "rudder - drive" system is the coordinated choice of the subsystems parameters: a rudder and a drive meeting the requirement of the designed system stability. To solve this problem, an iterative method based on the use of the linearized or nonlinear models of the "rudder-drive" system stability research developed by the authors is proposed. According to this method, the problem solution of the rudder - drive subsystems parameters coordination supposes several stages. Initially the analysis of the "rudder - drive" system stability is carried out. In case of its instability (or lack of necessary stability reserves), the effective measures to ensure the designed system stability are developed. Depending on the selected measures the new tasks of designing the rudder-drive subsystems where the limits imposed by the requirement of the system stability are additionally taken into account. Presenting the methodology basics of designing the aeroelastic "rudder-drive" system is accompanied by the example of coordination of the aerodynamic rudder, the electrical and mechanical type drive parameters in which stability of the aeroelastic system is provided by means of the correction of the rudder design characteristics.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.