CC BY
4
НАУКОЕМКИЕ ТЕХНОЛОГИИ В КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЯХ ЗЕМЛИ, Т. 13. № 4-2021
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Сок 10.36724/2409-5419-2021-13-4-12-17
МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОПТИМАЛЬНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК РЕЕК СИСТЕМЫ КОНТРОЛЯ ПЕРЕКОСА МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА
ЧИБИЗОВ
Александр Александрович1
ПОДЖАРСКАЯ Марина Сергеевна2
ТРОФИМОВ
Алексей Андреевич3
СМАГИН
Денис Игоревич4
Сведения об авторах:
1 техник, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), лаборатория №5, НИО-101, г. Москва, Россия, aa.chibizov@gmail.com
2 техник, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), лаборатория №5, НИО-101, г. Москва, Россия, PodzharskayaMS@mai.ru
3 инженер I категории, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), лаборатория №5, НИО-101, г. Москва, Россия, trcfiteam@gmail.ccm
4 начальник лаборатории №5, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), НИО-101, г Москва, Россия, 796375877812@yandex.ru
АННОТАЦИЯ
Введение: Стремительное развитие авиационной отрасли актуализирует вопрос совершенствования обеспечения безопасности полетов, в особенности для пассажирских авиаперевозок. В данной статье рассматривается вопрос повешения безопасности полетов пассажирских самолетов за счет использования системы контроля перекоса механизации крыла, а также нормативная база, регламентирующая процессы разработки и сертификации воздушных судов. В настоящее время при разработке подобных систем используются неавтоматизированные методы проектирования, не позволяющие достичь требуемых параметров системы с учетом сжатых сроков проектирования. Цель исследования: Целью исследования является повышение точности и быстродействия системы контроля перекоса секций механизации крыла, а также повышение скорости и качества проектирования системы контроля перекоса. Методы: В рамках данной работы предложена методика определения оптимальных параметров элементов системы контроля перекоса механизации крыла на основе индуктивных бесконтактных датчиков приближения, а именно геометрических размеров мишеней, за счет которых индуктивный датчик отслеживает перемещение элементов механизации крыла. Данная методика представлена в виде логической блок схемы и может быть автоматизирована для повышения скорости и качества проектирования системы контроля перекоса. Результаты: Предложенная методика учитывает при расчете рабочий ход механизации, размеры чувствительного элемента датчика, параметры необходимые для формирования датчиком соответствующего сигнала, конструктивные особенности установки датчиков. Подобранные параметры позволяют отслеживать перекос каждой отдельно взятой секции механизации крыла с точностью до десятых градуса. За счет этого система контроля перекоса позволяет максимально быстро остановить работу механизации, что предотвращает возникновение значительных негативных моментов, поломку агрегатов, а также дает возможность своевременно уведомить пилота о неисправности летательного аппарата. Практическая значимость: практическая значимость предложенной методики заключается в ее универсальности и возможности использования для проектирования систем контроля перекоса на основе индуктивных бесконтактных датчиков приближения. Обсуждение: В дальнейшем данная методика может быть доработана с целью учета других параметров используемых датчиков и конструктивных ограничений.
КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: ^стема контроля перекоса, механизация крыла, безопасность полета, математическая модель, авиационные правила, разработка систем самолета.
Для цитирования: Чибизов А.А., Поджарская М.С., Трофимов А.А., Смагин Д.И. Методика определения оптимальных характеристик реек системы контроля перекоса механизации крыла // Наукоемкие технологии в космических исследованиях Земли. 2021. Т. 13. № 4. С. 12-17. Сок 10.36724/2409-5419-2021-13-4-12-17
Уо!. 13. N0. 4-2021, Н&ЕБ RESEARCH
AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE
Введение
В современном мире, в котором каждый день приходится преодолевать огромные расстояния, особое место отводится авиации. Она превосходит другие способы передвижения по скорости, безопасности и ряду других критериев, являясь важным компонентов экономической системы страны. [1] Самолеты должны отвечать требованиям как для полета на крейсерской скорости, так и для маневров на низкой скорости, таких как взлет и посадка [2].
В авиации на первое место выводится безопасность и экономическая целесообразность использования авиационной техники. Повышение глобальной безопасности гражданской авиации является одной из трех стратегических целей международной организации гражданской авиации (ИКА0)[3]. От инженеров-конструкторов летательных аппаратов требуется постоянное совершенствование систем управления, с целью обеспечения безопасности полетов и воздушного движения [4].
Для гарантированного обеспечения безопасности при разработке бортовых систем, необходимо учитывать выполнение всех требований документа «Авиационные правила -25» [5], международных норм РАЯ-25 и С8-25 по обеспечению работоспособности, надежности и безопасности самолета [6-8]. В частности, раздела Б пункта 25.1309(Ь) АП-25, в котором говорится, что разрабатываемая система должна быть спроектирована таким образом, чтобы любое катастрофическое отказное состояние было практически невероятно, а аварийное и сложное отказные состояния были маловероятны. Так же система должна обеспечивать аварийную сигнализацию для экипажа.
С целью повышения безопасности полетов и воздушного движения разрабатываются новые технологии, позволяющие контролировать все больше и больше параметров полета. Одним из таких параметров является положение механизации крыла относительно ее штатного состояния. В случае механического отказа системы управления механизации крыла возникает опасность перекоса одной или нескольких секций предкрылков или закрылков, что в свою очередь может привести к усложнению условий полета и возникновению катастрофической ситуации [9]. В случае несвоевременного предотвращения, перекос секции механизации может повлечь за собой разрушение конструктивных частей самолета, как это проиллюстрировано на рисунке 1.
ции крыла, произошедший в 2013 году в аэропорту Внуково на самолете Боинг-737-500. Эксперты Федерального агентства воздушного транспорта оценили данный инцидент как серьезный. Согласно АП 25 необходимо исключить возможность появления подобных ситуаций, для чего на самолеты должны устанавливаться системы, контролирующие возникновение перекоса. В случае невыполнения требований АП 25 не будет обеспечена требуемая безопасность полета, из-за чего самолет не пройдет сертификацию [11].
С целью предотвращения вышеописанной проблемы используется система контроля перекоса механизации крыла. Данные системы могут контролировать синхронное движение всех секций или какой-то одной секции.
Контроль синхронного движения механизации крыла может осуществляться
- за счет контроля длины трассы прокладки троса, [12, 13];
- за счет соединительной тяги, расположенной между соседними секциями механизации [14,15].
Один из вариантов реализации системы контроля отдельной секции механизации крыла может быть основан на использовании индуктивных бесконтактных датчиков приближения [16-19]. Особенность работы СКП заключается в том, что контролируется движение каждой отдельно взятой секции механизации (закрылка или предкрылка) по положению двух направляющих. С помощью датчиков определяется перекос секции, после чего выдается управляющий сигнал на остановку работы механизации.
Из-за необходимости подключения датчиков при помощи проводов предпочтительно их располагать на неподвижной части крыла, а рейку с метками на подвижной. Рассматриваемая в статье методика определения перекоса позволяет нивелировать подобные особенности размещения системы контроля перекоса.
Применение СКП позволяет исключить механические повреждения, которые могут возникнуть в случае перекоса, так как предложенная система позволяет предупредить и обеспечить движение механизации в пределах перекоса, недостаточного для повреждения.
Предложенная методика
Основным параметром для определения качества СКП является то, как быстро она может определить перекос и на какой угол у при этом произойдет отклонение от нормы. Определение угла у изображено на рисунке 2.
Рис. 1. Схематическое представление перекоса закрылка [10]
После проведения анализа документов по безопасности полетов гражданской авиации РФ за период с 2008 по 2015, был обнаружен случай возникновения перекоса механиза-
Рис. 2. Определение угла перекоса
Для достижения высокой точности требуется рассчитать геометрические параметры реек с метками, входящих в состав СКП так, чтобы сигнал об обнаружении перекоса был гарантированно сформирован. При этом скорость формирования сигнала должна быть максимальной и не должно возникать ложного сигнала рассогласования.
НАУКОЕМКИЕ ТЕХНОЛОГИИ В КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЯХ ЗЕМЛИ, Т. 13. № 4-2021
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Для определения положения механизации крыла система контроля перекоса включает в себя рейку с метками и индуктивные датчики. Рейка с метками представляет собой металлическую полосу с сформированными на ней выступами (метками) и интервалами. Напротив реек размещаются индуктивные датчики приближения. С целью обеспечения отказоустойчивости для контроля каждой рейки используется пара датчиков, сигналы с которых повторяют друг друга с некоторым постоянным запаздыванием. Таким образом, для контроля положения одной секции используется 4 датчика. Во время работы механизации метки проходят напротив ДНИ, на которых формируется дискретный сигнал 0 или 1, обозначающий состояние «метка далеко» или «метка близко» соответственно.
Сигналы с датчиков одной секции механизации, должны быть попарно синхронны. Попарное сравнение сигналов подразумевает, что сравнение сигналов производится по каждому из каналов. То есть сначала сравнивается сигнал с первого датчика первой рейки с сигналом первого датчика, контролирующего вторую рейку - первый канал. Аналогично сравниваются сигналы со вторых (дублирующих) датчиков - второй канал. Подобный метод позволяет в случае отказа какого-либо из датчиков определить, в каком канале возникла проблема и исключить влияние неисправного датчика на определение перекоса секции.
Таким образом, сигнал о перекосе формируется в случае, если два сигнала с ДПИ одной рейки секции предкрылка или закрылка расходятся выше порогового значения с двумя датчиками, контролирующими вторую рейку той же секции предкрылка/закрылка.
При обнаружении перекоса, формируется и передается сигнал на остановку перемещения предкрылков или закрылков, трансмиссия удерживается в последнем достигнутом положении.
На каждой секции механизации крыла система контроля перекоса контролирует две направляющие. Так как их размеры могут отличаться в рамках одной конкретной секции, то и размеры реек требуется рассчитывать индивидуально для каждой направляющей. В связи с разной длинной реек возникает проблема подбора параметров меток, потому как датчики, расположенные на разных концах секции, должны синхронно проходить выступы и впадины. В случае, если в рамках одной секции рейки имеют разную длину, но одинаковые параметры выступов и впадин, один из счетчиков меток будет опережать другой, что приведет к определению ложного перекоса и дальнейшей остановке механизации.
При разработке данной системы требуется учитывать особенность работы индуктивного датчика, а именно перекрытие, при котором он срабатывает. Из-за физики процесса, для гарантированного снятия и установки сигнала необходимо подобрать выступы и впадины таким образом, обеспечивать перекрытие датчика равным 70%.
Методика определения параметров меток
Так как зачастую в зоне механизации крыла мало места, область установки датчиков может быть жестко ограничена, в связи с чем невозможно изменять расстояние между датчиками. Поэтому предлагаемая методика имеет разные вариации в зависимости от возможности изменения расстояния между датчиками.
Обобщенная методика предназначена для подбора параметров реек с метками в случае, если возможно изменять расстояние между датчиками. Алгоритм, описывающий обобщенную методику, приведен ниже.
1. Первоначальный расчет рабочей области
Для расчета необходимо знать расстояние, на которое перемещается механизация. В случае закрылок: I = б, где 8 -ход закрылка, 1 - длина рабочей области. В случае предкрылок перемещение определяется по следующей формуле:
2пЯ
I =--а, (1)
360° 4 '
где а - угол выпуска предкрылка, Я - расстояние от оси вращения предкрылка до центра измерительной планки. Рабочая область рассчитывается соответственно для пары реек секции механизации крыла.
2. Определение параметров меток
Геометрические параметры меток зависят от минимального диаметра датчиков, который определяется конструктивными требованиями СКП. Размер впадины должен быть больше 70% диаметра датчика для обеспечения гарантированного снятия сигнала с датчика. Так как два датчика должны в одно время выдавать одинаковый сигнал, расстояние между ними должно быть кратно длине периода рейки с метками (размер выступа + размер впадины).
Минимальный размер выступа также выбирается равным 70% от диаметра датчика.
3. Период рейки с метками Т = 1М + 1в, где 1Ы - длина метки, 1В - длина впадины, Т - период рейки с метками. Количество меток определяется исходя из формулы:
п=±, (2)
где п - количество меток.
В случае, если п не является целым числом, количество полных периодов п определяется как целая часть от рассчитанного п. Оставшееся расстояние, равное I — пТ закладывается в размер последней метки.
4. Отработка параметров меток в математической модели
Для корректной работы алгоритма определения прекоса количество периодов двух реек одной секции должно совпадать. Соответственно, выбирается минимальное п из рассчитанных в 3 пункте, исходя из этого определяются параметры меток на более длинной рейке. Соотношение между размерами выступов и впадин должно сохранятся на двух рейках, принадлежащих одной секции.
5. Расстояние между датчиками выбирается равным кТ, где к - целое количество периодов. Общая длина рейки будет равна 1 + кТ, соответственно кТ < Ь-1, где Ь - конструктивная длина направляющей, на которую крепится рейка с метками.
6. Рассчитанные параметры заносятся в математическую модель. Для имитации работы реальных ДПИ в модели введена задержка переключения датчиков, поэтому при выборе максимального количества меток может накапливаться ошибка, возникновение которой может привести к ложному определению сигнала перекоса.
При возникновении ложного сигнала перекоса изменяются параметры меток. Если рассчитанное п больше выбранного, размеры меток увеличиваются до тех пор, пока позволяет запас, заложенный в последней метке. Если рас-
Уо!. 13. N0. 4-2021, H&ES RESEARCH
AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE
считанное п было целым, параметры меток изменяются за счет уменьшения количества периодов.
Подбирается несколько вариаций п и Т для каждой секции, повторяется пункт 5, далее рассчитанные параметры заносятся в модель, с помощью которой выбираются оптимальные параметры меток. Для удобства все рассчитанные параметры меток и результаты моделирования сводятся в таблицу.
^ наналс ^
! Предкрылки ! ! Закрыли
В случае, если ввиду конструктивных особенностей механизации крыла невозможно изменять расстояние между датчиками, из методики удаляется пятый пункт, а первый приобретает следующий вид:
1. Расстояние, на которое перемещается механизация, в случае закрылок будет определяться как I = 5 + ё, где 8 - ход измерительной планки закрылка, ё - расстояние между датчиками. В случае предкрылок перемещение будет определяться по следующей формуле:
(3)
, 2 лЯ
I =--а + ё,
ЕЬХС; ^
Рис. 3. Блок схема алгоритма подбора параметров меток
360°
где а - угол хода измерительной планки предкрылка, Я -расстояние от оси вращения предкрылка до измерительной планки. Рабочая область рассчитывается соответственно для пары реек секции механизации крыла.
Для оптимальной работы системы необходимо, чтобы датчики синхронно проходили метки, поэтому при проектировании системы должно учитываться следующее условие:
¡1 = Т_ = 0. (4)
где 11, Т1 - длина рабочей части, период первой рейки, 12, Т2 -длина рабочей части, период второй рейки, ё1 - расстояние между датчиками, относящимися к первой рейке, ё2 - расстояние между датчиками, относящимися к первой рейке.
При фиксированном расстоянии между датчиками данное условие может не выполняться, что приводит к возникновению ошибки, которая может повлечь возникновение ложного сигнала перекоса. В данном случае полностью исключить появление ошибки невозможно, но проведение математического моделирования позволяет свести ее к минимуму. Таким образом, из таблицы, составленной в пункте 6, выбираются параметры меток, приводящие к возникновению минимальной систематической ошибки.
По мере роста объема и сложности проектов разработчики все чаще используют в процессе проектирования вычислительную технику [20]. Для повышения скорости и качества проектирования системы контроля перекоса представленная выше методика может быть автоматизирована. Алгоритм определения параметров меток при условии равенства выступов и впадин и возможности изменения расстояния между датчиками на рисунке 3.
Заключение
Предложенная методика, с использованием математической модели, значительно повышает точность вычислений параметров меток, тем самым увеличивая скорость обнаружения перекоса системы контроля перекоса. Подобранные параметры позволяют отслеживать перекос каждой отдельно взятой секции механизации крыла с точностью до десятых градуса. За счет этого СКП позволяет максимально быстро остановить работу механизации, что предотвращает возникновение значительных негативных моментов, поломку агрегатов, а также дает возможность своевременно уведомить пилота о неисправности летательного аппарата. В дальнейшем, данная медовика может быть доработана с целью учета других параметров используемых датчиков и конструктивных ограничений.
НАУКОЕМКИЕ ТЕХНОЛОГИИ В КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЯХ ЗЕМЛИ, Т. 13. № 4-2021
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Литература
1. Хусаинов И.Р. Безопасность полетов и авиационная безопасность // Синергия наук. 2017. № 15. С. 344-349.
2. Zaccai D., Bertels F., Vo R Design methodology for trailing-edge high-lift mechanisms // CEAS Aeronaut Journal. 2016. No. 7. Pp. 521-534. DOI: https://doi.org/10.1007/s13272-016-0202-7
3. Фасхеева Ф.Р. Проблемы и перспективы обеспечения безопасности гражданской авиации // Сборник статей Международной научно-практической конференции «Современные Технологии В Мировом Научном Пространстве» (Пермь, 25 мая 2017 г.). Уфа: Аэтерна, 2017. Ч. 5. С. 232-233.
4. Хажиахметова Е.Ш. Уровни управления и основные функции бортовой комплексной системы обеспечения безопасности полета // Сборник статей Международной научно-практической конференции «Новая наука как результат инновационного развития общества» (Сургут, 22 апреля 2017 г.). Уфа: Агентство международных исследований, 2017. C. 194-196.
5. Павлов A.A. Методика формирования требований к эксплуатационной документации беспилотных авиационных систем в гражданской авиации // Научный Вестник ГосНИИ ГА. 2018. № 23. С. 75-83.
6. Постников С.Е., Трофимов A.A., Смагин Д.И. Варианты архитектур системы управления для ближне-среднемагистрального самолета // Инженерный журнал: Наука и инновации. 2017. № 12(72). 13 с. DOI: 10.18698/2308-6033-2017-12-1711
7. Лесничий И.В., Самойлов И.А., Страдомский О.Ю. Мировые системы сертификации авиационной техники // Научный Вестник ГосНИИ ГА. 2017. № 16(327). C. 16-26.
8. Елисов Л.Н., Филиппов В.Л., Овченков Н.И., Мусин С.М. К вопросу о теории авиационной безопасности // Научный Вестник ГосНИИ ГА. 2019. № 27. С. 109-119.
9. Седнев В.А. Оценка классификации и сценариев развития авиационных происшествий // Технологии техносферной безопасности. 2020. № 3(89). C. 86-97. DOI: 10.25257/TTS.2020.3.89.86-97
10. Lerch M., Thielecke F. Concepts for a safety device in conventional track-linkage kinematics to prevent skew in a single flap system // Der 66. Deutsche Luft- und Raumfahrtkongress (München, 5-7 September
2017). Lilienthal-Oberth e.V., Bonn, 2017. 10 p. URL:https://www.dglr.de/ publikationen/2017/450068.pdf (дата обращения 15.07.2021).
11. Кошаташян A.O. Сертификация гражданских самолетов // Сборник тезисов докладов XLIV Международной молодёжной научной конференции «XLIV Гагаринские Чтения - 2018» (Моск-ва-Ахтубинск-Байконур, 17-20 апреля 2018 г.). Москва: Изд-во Московского авиационного института (национальный исследовательский университет), 2018. Т. 4. C. 196-197.
12. Патент РФ 2475423C2. Устройство контроля за синхронностью закрылков самолетного крыла / Шифельбуш Б. Заявл. 17.04.2008. Опубл. 20.02.2013. Бюл. № 30. 12 с.
13. Патент РФ 2489324C2. Сенсорная система для контроля синхронного хода рулевых поверхностей самолета / Шлегель Р., РихЮ. Заявл. 29.09.2008. Опубл. 10.08.2013. Бюл. № 22. 16 с.
14. Patent US 8469165 B2 Interconnecting strut for arranging between adjacent landing flaps of an aircraft / Versluis S. Declared 27.04.2007. Published 15.11.2007. Bulletin No. 60/797,331. 10 p.
15. Patent US 6483436B1 Method and apparatus for sensing skews and disconnects of adjacent movable components / Emaci E., Wilkinson S., Leden W. Declared 21.05.2001. Published 19.11.2002. Bulletin No. 09/862,066. 11 p.
16. Patent US 2015/0159988 A1. Control surface skew detection systems / Magdi A. Essawy. Declared 14.02.2014. Published 11.06.2015. Bulletin No. 14/180,997. 9 p.
17. Патент РФ 262 7259 C2 Устройство обнаружения и предотвращения перекоса закрылка / Джамгаров С.Г., Орлов В.Н., Литви-ненко А.П., Бирюков К.В. Заявл. 084.0.2017. Опубл. 10.08.2013. Бюл. № 16. 13 с.
18. Patent US 5680124A Skew and loss detection system for adjacent high lift devices / Bedell J.C., Berta W.M. Declared 15.05.1995. Published 21.10.1997. Bulletin No. 442,208. 14 p.
19. Patent US 5686907A Skew and loss detection system for adjacent high lift devices / Bedell J.C., Berta W.M. Declared 15.05.1995. Published 11.11.1997. Bulletin No. 441,555. p. 14.
20. Anderson D. A Design Process for Design Automation: Thesis for the degree of Doctor of Philosophy. 2018. 136 p.
THE METHOD OF DETERMINING THE OPTIMAL CHARACTERISTICS OF THE RAILS OF THE WING MECHANIZATION SKEW CONTROL SYSTEM
ALEXANDER A. CHIBIZOV
Moscow, Russia, aa.chibizov@gmail.com
MARINA S. PODZHARSKAYA Moscow, Russia, PodzharskayaMS@mai.ru
ALEXEYA. TROFIMOV
Moscow, Russia, trofiteam@gmail.com
DENIS I. SMAGIN
796375877812@yandex.ru
ABSTRACT
Introduction: The rapid development of the aviation industry is raising the issue of improving flight safety, especially for passenger air transportation. This article discusses the issue of improving the flight safety of passenger aircraft through the use of a skew control system for wing mechanization, as well as the regulatory framework governing the development and certification of aircraft. Currently, in the development of such systems, non-automated design methods are used, which do not allow achieving the required parameters of the system, taking into account the tight design time. Purpose: The pur-
KEYWORDS: skew control system, wing mechanization, flight safety, mathematical model, aviation regulations, development of aircraft systems.
pose of the study is to improve the accuracy and speed of the skew control system of the wing sections, as well as to increase the speed and quality of the skew control system design. Methods: Within the framework of this work, a method is proposed for determining the optimal parameters of the elements of the skew control system of the wing mechanization based on inductive proximity sensors, namely the geometric dimensions of the targets, due to which an inductive sensor monitors the movement of the wing mechanization elements. This technique is presented in the form of a logical block diagram and can be automated to increase the speed and quality of the skew con-
trol system design. Results: The proposed method takes into account when calculating the working stroke of mechanization, the dimensions of the sensor's sensitive element, the parameters necessary for the formation of the corresponding signal by the sensor, and the design features of the sensor installation. The selected parameters allow tracking the skew of each individual wing high-lift section with an accuracy of tenths of a degree. Due to this, the skew control system allows the mechanization to be stopped as quickly as possi-
Vol. 13. No. 4-2021, H&ES RESEARCH
AVIATION, SPASE-ROCKET HARDWARE
ble, which prevents the occurrence of significant negative moments, breakdowns of the units, and also makes it possible to promptly notify the pilot about aircraft malfunctions. Practical relevance: the practical significance of the proposed method lies in its versatility and the possibility of using it for designing skew control systems based on inductive proximity sensors. Discussion: In the future, this technique can be improved to take into account other parameters of the sensors used and design constraints.
REFERENCES
1. Khusainov I.R. Safety of flights and aviation safety. Sinergiya Nauk [Synergy of Sciences]. 2017. No. 15. P. 344-349. (In Rus)
2. Zaccai D., Bertels F., Vo R. Design methodology for trailing-edge high-lift mechanisms. CEAS Aeronaut Journal. 2016. No. 7. P. 521534. DOI: https://doi.org/10.1007/s13272-016-0202-7
3. Fashieva F.R. Problems and prospects of ensuring the safety of civilaviation. Sbornik statey Mezhdunarodnoy nauchno-prakticheskoy konferentsii "Sovremennye Tekhnologii V Mirovom Nauchnom Prostranstve" [Proc. of the International scientific and Practical Conference "Modern Technologies In the World Scientific Space", Perm, May 25, 2017]. Ufa, Aeterna, 2017. Pt. 5. P. 232-233. (In Rus)
4. Khazhiakhmetova E.S. Control levels and main functions of the on-board integrated flight safety system. Sbornik statey Mezhdunarodnoy nauchno-prakticheskoy konferentsii "Novaya nauka kak rezul'tat innovatsionnogo razvitiya obshchestva" [Proc. of the International scientific and Practical Conference "New science as a result of innovative development of society", Surgut, April 22, 2017]. Ufa, Agentstvo mezhdunarodnykh issledovaniy, 2017. Pt. 10. P. 194196. (In Rus)
5. Pavlov A.A. Methodology for forming of requirements to the operational documentation of unmanned aircraft systems in civil aviation. Scientific Bulletin of The State Scientific Research Institute of Civil Aviation. 2018. No. 23. P. 75-83. (In Rus)
6. Postnikov S.E., Trofimov A.A., Smagin D.I. Options of control system architectures for short-medium haul aircraft. Engineering Journal: Science and Innovation. 2017. No.12 (72). 13 p. DOI: 10.18698/23086033-2017-12-1711 (In Rus)
7. Forester I.V., Samoilov I.A., Stradomsky O.Yu. Aircraft certification system in the world. Scientific Bulletin of The State Scientific Research Institute of Civil Aviation. 2017. No. 16(327). P. 16-26. (In Rus)
8. Elisov L.N., Filippov V.L., Ovchinnikov N.I., Musin S. M. To the question about the theory of aviation safety. Bulletin of The State Scientific Research Institute of Civil Aviation. 2019. No. 27. P. 109-119. (In Rus)
9. Sednev V.A. Assessment of classification and development scenarios of aviation accidents. Technology of technosphere safety. 2020. No. 3(89). P. 86-97. DOI: 10.25257/TTS.2020.3.89.86-97 (In Rus)
10. M. Lerch, F. Tileke Concepts of a safety device in the traditional kinematics of tracked traction to prevent misalignment in a single flap system. Der 66. Deutsche Luft- und Raumfahrtkongress, Munchen, 5-7 September 2017. Lilienthal-Oberth e.V., Bonn, 2017. 10 p. URL: https://www.dglr.de/publikationen/2017/450068.pdf (date of access 15.07.2021). (In Rus)
11. Koshatashyan A.O. Certification of civil aircraft. Abstracts of reports of the XLIV Gagarin Science Conference, Moscow-Akhtubinsk-Baikonur, April 17-20, 2018. Moscow, Moscow Aviation Institute (National Research University) Publ., 2018. Vol. 4. P. 196-197. (In Rus)
12. Patent RF 2475423C2. Device to control aircraft wing flap synchronism. Shifel'bush B. Declared 17.04.2008. Published 20.02.2013. Bulletin No. 30. 12 p. (In Rus)
13. Patent RF 2489324C2. Sensory system for control over aircraft steering surfaces timed operation. Shlegel' R., Rikh Yu. Declared. 29.09.2008. Published. 10.08.2013. Bulletin No. 22. 16 p. (In Rus)
14. Patent US 8469165 B2 Interconnecting strut for arranging between adjacent landing flaps of an aircraft. Versluis S. Declared 27.04.2007. Published 15.11.2007. Bulletin No. 60/797,331. 10 p.
15. Patent US 6483436B1 Method and apparatus for sensing skews and disconnects of adjacent movable components.Emaci E., Wilkinson S., Leden W.. Declared 21.05.2001. Published 19.11.2002. Bulletin No. 09/862,066. 11 p.
16. Patent US 2015/0159988 Control surfaceskew detection systems. Magdi A. Essawy Declared 14.02.2014. Published 11.06.2015. Bulletin No. 14/180,997. p. 9.
17. Patent RF 2627259 C2. Device for detection and prevention of swash of trailing-edge flaps. Dzhamgarov S.G., Orlov V.N., Litvinenko A.I., Biryukov K.V. Declared. 084.0.2017. Published. 10.08.2013. Bulletin No. 16. 13 p. (In Rus)
18. Patent US 5680124A Skew and loss detection system for adjacent high lift devices / Bedell J.C., Berta W.M. Declared 15.05.1995. Published 21.10.1997. Bulletin No. 442,208. 14 p.
19. Patent US 5686907A Skew and loss detection system for adjacent high lift devices / Jeffrey C. Bedell, Wayne M. Berta, Declared 15.05.1995. Published 11.11.1997. Bulletin No. 441,555. p. 14.
20. Anderson D. A Design Process for Design Automation: Thesis for the degree of Doctor of Philosophy. 2018. 136 p.
INFORMATION ABOUT AUTHORS:
Alexander Alexandrovich Chibizov, technician, Moscow Aviation Institute (National Research University), Laboratory No. 5, RO-101, Moscow, Russia, aa.chibizov@gmail.com
Marina Sergeevna Podzharskaya, technician, Moscow Aviation Institute (National Research University), Laboratory No. 5, R0-101, Moscow, Russia, PodzharskayaMS@mai.ru
Alexey Andreevich Trofimov, engineer of the I category, Moscow Aviation Institute (National Research University), Laboratory No. 5, R0-101, Moscow, Russia, trofiteam@gmail.com
Denis Igorevich Smsgin, Head of Laboratory No. 5, Moscow Aviation Institute (National Research University), R0-101, Moscow, Russia, 796375877812@yandex.ru
For citation: Chibizov A. A., Podzharskaya M. S., Trofimov A. A., Smagin D. I. The method of determining the optimal characteristics of the rails of the wing mechanization skew control system. H&ESReserch. 2021. Vol. 13. No. No 4. P. 12-17. doi: 10.36724/2409-5419-2021-13-4-12-17 (In Russian)
