No abstract

No abstract

The Article shows that the effect of charge coupling between the gates of SOI MOS field-effect transistors is also observed in double-gate transistor magnetosensitive Hall-type elements with a silicon film thickness of about 200 nm. It has been determined that in such sensitive elements operating in the electron enrichment mode near the Si-SiO2 interfaces, the effect of charge coupling makes it possible to increase the magnetic sensitivity.

Одной из актуальных задач проектирования современных высокоманевренных беспилотных летательных аппа-ратов (БЛА) является обеспечение аэроупругой устойчивости с системой автоматического управления (САУ). Одним из возможных видов аэроупругой неустойчивости БЛА с САУ является потеря устойчивости в системе «руль -привод».В интересах решения задач совместного проектирования конструкции БЛА и САУ с учетом требований аэроупругости разработана нелинейная модель исследования устойчивости системы «руль -привод». В качестве привода рассмотрен электропривод, который в настоящее время наиболее широко используется на высокоманев-ренных БЛА. Для современного электропривода характерны: широкая полоса пропускания и наличие подъемов частотной характеристики. Это обостряет проблемы обеспечения аэроупругой устойчивости БЛА с САУ, в том числе проблему обеспечения устойчивости системы «руль -привод».В предлагаемой модели руль, совершающий изгибные и крутильные колебания в аэродинамическом пото-ке, является по сути нагружением привода. Для математического описания привода используются эксперимен-тальные частотные характеристики изолированного рулевого привода, полученные для различных уровней управ-ляющего сигнала, а динамический шарнирный момент, определяемый аэроупругими колебаниями руля в потоке, находится расчетным способом. Исследование устойчивости проводится частотным методом с использованием частотных характеристик разомкнутой системы «руль -привод».Неоспоримым преимуществом предлагаемой модели является простота получения передаточной функции изолированного рулевого привода по управляющему сигналу. Эксперимент по ее определению представляет собой стандартный способ определения частотных характеристик рулевого привода в отличие от трудоемких экспери-ментов по определению динамической жесткости рулевого привода или передаточной функции привода при элек-тромеханическом моделировании аэроупругого нагружения руля, также используемых в задачах исследования устойчивости системы «руль -привод».Ключевые слова: беспилотный летательный аппарат (БЛА), руль, электропривод, аэроупругая устойчи-вость, система «руль -привод», нелинейная модель. ВВЕДЕНИЕОдной из важных проблем проектирования современных высокоманевренных беспилот-ных летательных аппаратов (БЛА) является обеспечение аэроупругой устойчивости с системой автоматического управления (САУ) [1][2][3][4][5][6][7]. Аэроупругое взаимодействие БЛА с САУ можно представить в виде многосвязного контура, в котором две линии обратных связей: через подат-ливость рулевого привода и через тракт управления. Такая структура указывает на возможные виды потери устойчивости: потеря устойчивости в системе «руль -привод» и потеря устойчи-вости в контуре «упругий ЛА -САУ».Особенностью существующих математических моделей исследования устойчивости си-стемы «руль -привод», как отмечалось в работе [8], является их ориентация на использование в задачах обособленного проектирования руля и привода. В этой связи математические модели, как правило, достаточно корректно описывают функционирование проектируемой под...

The authors of this article propose a research technique of unmanned aerial vehicle (UAV) dynamic behavior in ground conditions with account of flight experiment data. Dynamic researches of UAV and separate components of its onboard equipment are one of the most important tasks of the ground testing stage of UAV. The flight experiment gives the most reliable information about the vibration condition of the UAV and its onboard equipment. However to identify the real vibration condition of the UAV requires the installation of a sufficiently large number of accelerometers, which technically can be unrealizable during flight studies. It is proposed to solve this problem by conducting ground dynamic tests. Having determined the nature and level of vibration during the full-scale (flight) experiment in the "reference" places, it is possible further in the laboratory with a high degree of reliability to obtain vibrations (amplitude and phase frequency characteristics, spectrum, etc.) in other places of the UAV construction. To do this, it is necessary to install accelerometers throughout the UAV airframe, including the "reference" places that were used in the flight experiment. By exciting the UAV alternately along the longitudinal and lateral axes with the vibration spectrum obtained in the full-scale experiment, the vibration spectrum is reproduced in those places where accelerometers are installed in the laboratory experiment. In this case, the vibration task is carried out by "reference" accelerometers, as in the full-scale experiment. In the future, the resulting vibration process can be transferred to autonomous studies of the automatic control system and its individual units, actuator, rudder – drive system, etc. to assess their functioning in these vibration conditions. In addition to the main provisions of the technique, the article presents a schematic diagram and an example of the dynamic behavior research of UAV in ground conditions with account of flight experiment data.