О корректировании расчетной динамической схемы беспилотного летательного аппарата по результатам наземных модальных испытаний в задачах аэроупругости

The problem of revising the computational dynamic scheme of an unmanned aerial vehicle (UAV), based on the results of ground-based modal test operations, in order to study the UAV flutter and to assess the aeroelastic stability of an UAV with an automatic control system (ACS), is considered. It is noted that at the design stage, when there is no UAV prototype or its units yet, the determination of modal characteristics, specifically natural frequencies, modes and generalized masses, is carried out using the computational dynamic scheme developed according to the design documentation. However, the similar computations, performed even with the use of modern finite-element software systems, do not give sufficiently precise values of the parameters of the UAV design elastic-mass schematization. In this regard, it is relevant and important to specify the parameters of the design schematization in conformity with data of ground test operations for UAV prototypes. The provisions, allowing us to achieve satisfactory results when revising the UAV computational dynamic scheme, are made. The criteria of revising are considered. The features of revising the computational dynamic scheme, while studying the flutter and aeroelastic stability of the ACS-fitted UAV, are presented. It is noted that along with the provisions that are universal for dynamic aeroelasticity problems, specifically for flutter, and related to compensating of natural frequencies, modes and coefficients of structural damping for the UAV model according to the results of ground modal tests. In the problems of aeroelastic stability study of the UAV equipped with the ACS, it is also crucial to correct the UAV body transfer function from the section, corresponding to the axis of controls rotation, to the section where ACS sensors are installed. This is because the UAV hull is an integral part of the UAV stabilization loop and significantly affects its stability margin. The example of revising the computational dynamic scheme of a maneuverable cruciform UAV is given.Рассмотрена задача корректирования расчетной динамической схемы беспилотного летательного аппарата (БЛА) по результатам наземных модальных испытаний в интересах исследования флаттера БЛА и оценки аэроупругой устойчивости БЛА с системой автоматического управления (САУ). Отмечено, что на этапе проектирования, когда нет еще опытного образца БЛА или его агрегатов, определение модальных характеристик, а именно собственных частот, форм и обобщенных масс, проводится с помощью расчетной динамической схемы, разработанной по конструкторской документации. Однако подобного рода расчеты, выполненные даже с использованием современных конечно-элементных программных комплексов, не дают достаточно точных значений параметров упруго-массовой схематизации конструкции БЛА. В этой связи актуальным и важным является уточнение параметров схематизации конструкции по данным наземных испытаний опытных образцов БЛА. Сформулированы положения, позволяющие достигать удовлетворительных результатов при корректировании расчетной динамической схемы БЛА. Рассмотрены критерии корректирования. Представлены особенности корректирования расчетной динамической схемы при исследовании флаттера и аэроупругой устойчивости БЛА с САУ. Отмечено, что наряду с положениями, которые являются универсальными для задач динамической аэроупругости, в частности флаттера, и связанными с коррекцией собственных частот, форм и коэффициентов конструкционного демпфирования модели БЛА по результатам наземных модальных испытаний, в задачах исследования аэроупругой устойчивости БЛА с САУ также решающее значение имеет коррекция передаточной функции корпуса БЛА от сечения, соответствующего оси вращения рулей, до сечения, где установлены датчики САУ. Это связано с тем, что корпус БЛА является непосредственной частью контура стабилизации БЛА и существенно влияет на его запасы устойчивости. Приведен пример корректировки расчетной динамической схемы маневренного БЛА крестокрылой схемы

МЕТОДИКА И ПРОГРАММНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЭКСПЕРТИЗЫ ПРОЕКТНЫХ ПРЕДЛОЖЕНИЙ ИЗДЕЛИЙ АВИАЦИОННОЙ И РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ

The essence of an expert assessment as a scientific method is a rational organization of experts analyzing the problem from a quantitative evaluation of judgments and results processing. A generalized opinion of the expert group is taken as the solution. The diversity of the problems solved by the experts is reduced to two types: a system analysis and a parametric analysis of the design proposal. The system analysis aims to confirm the feasibility (or non-expediency) of creating a new equipment model, to estimate its technical level and economic efficiency, taking into account requirements and possibilities of an upgraded technical system. The parametric analysis of the project proposal is to justify the validity of design parameters and characteristics of the considered technical system, their marketability, the importance of targets. Despite the relatively well-established and proven tools expertise methods, the expert assessment of complex technical systems project proposals still remains a challenge. The main difficulty is the decomposition of tasks, the definition of a hierarchical system of criteria (grounds on which project proposals are compared).The technique and software for the expert assessment of project proposals for the sake of assessing the quality and competitiveness of aviation and rocketry products are suggested in the article. The technique of expert assessment involves the comparative analysis of project proposals in accordance with the formed system of criteria of products quality. The method of analysis of hierarchies, which is currently one of the most powerful and effective methods of the expert assessment and the decision-making, is used. Thanks to the hierarchical representation of the expert assessment task and the relatively simple procedure for the pairwise estimation of project proposals at each stage of the expert procedure, there is a possibility operatively to carry out the comparative assessment of a large number of alternative design proposals, using arbitrarily complex system of criteria.An example of using the developed technique and software for the expert assessment of project proposals of aviation and rocketry products in the solution of the problem of choosing the rational option of constructive and technological patterns of a wing is given.Сущность экспертизы как научного метода заключается в рациональной организации проведения экспертами анализа проблемы с количественной оценкой суждений и обработкой результатов. Обобщенное мнение группы экспертов принимается как решение проблемы. Все многообразие решаемых экспертами задач сводится к двум типам: системному анализу проектного предложения и параметрическому анализу. Системный анализ имеет целью подтвердить целесообразность (или нецелесообразность) создания нового образца техники, оценить его технический уровень и экономическую эффективность с учетом требований и возможностей технической системы более высокого уровня. Параметрический анализ проектного предложения состоит в обосновании достоверности проектных параметров и характеристик рассматриваемой технической системы, их реализуемости, важности целевых задач. Несмотря на достаточно хорошо отработанный и проверенный на практике инструментарий методов экспертизы, проведение экспертизы проектных предложений сложных технических систем остается до конца не решенной задачей. Основная сложность состоит в декомпозиции задачи экспертизы, определении иерархической системы критериев (признаков, по которым проводится сравнение проектных предложений).В статье предложены методика и программный комплекс экспертизы проектных предложений в интересах оценки качества и конкурентоспособности изделий авиационной и ракетной техники. Методика экспертизы предполагает сравнительный анализ проектных предложений в соответствии со сформированной системой критериев качества изделия. Используется метод анализа иерархий, который в настоящее время является одним из самых мощных и эффективных методов экспертизы и принятия решений. Благодаря иерархическому представлению задачи экспертизы и относительно простой процедуре парного оценивания на каждом этапе экспертизы, имеется возможность оперативно проводить сравнительную оценку большого числа альтернативных проектных предложений с использованием сколь угодно сложной системы критериев.Приведен пример использования разработанной методики и программного комплекса экспертизы проектных предложений изделий авиационной и ракетной техники при решении задачи выбора рационального варианта конструктивно-технологического решения крыла

ВЫБОР КОНСТРУКЦИОННОГО МАТЕРИАЛА И ВНЕШНЕЙ ГЕОМЕТРИИ ГАЗОВОГО РУЛЯ СИСТЕМЫ СКЛОНЕНИЯ БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

A choice of material and external geometry for gas rudder of the declination system of unmanned aerial vehicle are considered. When selecting material the main criterion is the quantity of the ablative material from the gas rudder surface in a unit of time. That is, the material should be chosen in such a way that when exposed to a gas jet the gas rudder is not burnt immediately, and ensures its efficiency during the entire time allotted to its work. The main material loss occurs at the leading edge of the gas rudder. The thermoerosion-resistant material (graphite, molybdenum, etc.) is chosen to reduce this harmful effect. Characteristics of the gas flow around the rudder affect the selection of geometric parameters of the gas rudder. Obtaining the reliable results is hampered by uneven gas flow from the nozzle, the presence of unburned particles of the fuel, a blunt profile of the rudder; influence of its side edges on the flow around and interference with the nozzle walls. The configuration of the rudder shall be chosen to provide the desired value of the force at the completion of the work of the rudder with the expected burnout of its leading edge. The final decision on the choice of parameters of the gas rudder is based on the analysis of a large number of model and full-scale tests of the rudders-analogues.The technique of the structural material choice and the external geometry of the gas rudder of the unmanned aerial vehicle declination system is proposed. The technique is based on the relations obtained on the basis of experimental data processing of gas jets impact on the rudders, made of different structural materials. An example of solving the problem of structural material and the external geometry choice of the gas rudder is given.Рассмотрены проблемы выбора материала и внешней геометрии газовых рулей системы склонения беспилотного летательного аппарата. При выборе материала основным критерием является количество уносимого материала с поверхности газового руля в единицу времени. Следует выбрать материал таким образом, чтобы при воздействии газовой струи на руль он не выгорал сразу, а обеспечивал свою работоспособность в течение всего времени, отведенного на его работу. Основные потери материала происходят на передней кромке газового руля. С целью уменьшения этого вредного эффекта выбирают термоэрозионностойкий материал (графит, молибден и др.).На выбор геометрических параметров газового руля влияют характеристики газового потока, обтекающего руль. Получение при этом достоверных результатов затрудняется неравномерностью газового потока из сопла, наличием в нем несгоревших частиц топлива, затупленным профилем руля, влиянием на его обтекание боковых кромок и интерференции со стенками сопла. Конфигурация руля выбирается таким образом, чтобы обеспечить требуемое значение управляющей силы в конце работы руля с учетом ожидаемого выгорания передней кромки. Окончательное же решение по выбору параметров газового руля принимается на основе анализа большого количества модельных и натурных испытаний рулей-аналогов.Предложена методика выбора конструкционного материала и внешней геометрии газового руля системы склонения беспилотного летательного аппарата. Методика базируется на соотношениях, полученных на основании обработки экспериментальных данных воздействия газовых струй на рули, выполненные из разных конструкционных материалов. Приведен пример решения задачи выбора конструкционного материала и внешней геометрии газового руля

МОДЕЛЬ ИССЛЕДОВАНИЯ УСТОЙЧИВОСТИ СИСТЕМЫ «РУЛЬ - ПРИВОД» МАНЕВРЕННОГО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

One of the important problems of the designing of maneuverable unmanned aerial vehicles (UAV) is to ensure aeroelastic stability with automatic control system (ACS). One of the possible types of aeroelastic instability of UAV with ACS is loss of stability in the «rudder-actuator» system. To study the stability of the «rudder-actuator» system of the maneuverable UAV the linearized model was developed. The system consists of hard rudder, performing flexural and torsional oscillations, and the fixedly mounted control surface electric actuator. The «rudder-actuator» system has three degrees of freedom: bending of the rudder, the rotation of the rudder and the angular displacement of the actuator shaft. The rudder, performing bending-torsion oscillations in aerodynamic flow, in fact, is the loading for the actuator. Investigation of the «rudder-actuator» system stability is carried out by frequency method with the use of frequency characteristics of the open-loop system. An example of stability analysis of the «rudder-actuator» system is given.Рассматривается модель исследования устойчивости системы «руль-привод», разработанная в интересах решения задач совместного проектирования конструкции планера и системы автоматического управления маневренного беспилотного летательного аппарата с учетом требований аэроупругой устойчивости. Исследование устойчивости проводится частотным методом с использованием частотных характеристик разомкнутой системы «руль-привод». Приводится пример исследования устойчивости системы «руль-привод»

ОСОБЕННОСТИ ИССЛЕДОВАНИЙ АЭРОУПРУГИХ КОЛЕБАНИЙ БЕСПИЛОТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ЭЛЕКТРОПРИВОДОМ РУЛЕЙ

Designing a modern flight vehicle is associated with the need to solve many scientific and technical problems. These tasks include the prevention of insecure self-oscillations in flight, taking into account the elasticity of the structure. These problems relate to dynamic aeroelasticity, a science that examines the interaction of an elastic structure (at its oscillation) with an air flow. Maneuverable unmanned aerial vehicles (UAVs) are considered. Since UAVs are essentially not used without an automatic control system (ACS), its presence must be taken into account when considering the vibrations of an elastic structure in flight. The influence of the elasticity of UAV design on the operation of ACS in flight is manifested in the possibility of self-oscillations in the loop "elastic UAV – ACS". Self-oscillations lead to disruption of normal operation of the onboard equipment or its failure. The complexity of the problem requires its consideration at almost all stages of UAV’s development, including the creation of a prototype and testing. The computational and experimental studies of the characteristics of elastic oscillations in the UAV flight of the cross-shaped scheme are considered. The features of these UAVs (options with a modular design, the nonlinearity of the airframe, rudders, ACS, and others) due to a significant amount of testing that is the basis for the calculations. Electric actuators have a small continuous operation time, and resource use, there are gearboxes with a large gear ratio and backlashes. This determines the dependence of the rotation rigidity of the rudders on the amplitude and frequency, as well as a significant increase in the total moments of inertia. The technique of bench experiment with obtaining data to assess the boundaries of the flutter and the boundaries of the stability of the loop "elastic UAV – ACS" is given. The questions of improvement of the stabilization system of UAV required for the study of its stability at frequencies of elastic oscillations are considered, as well as the evaluation of the limiting cycles of self-oscillations is given.Проектирование современного летательного аппарата (ЛА) связано с необходимостью решения многих научнотехнических задач. В их число входит предотвращение опасных автоколебаний в полете с учетом упругости конструкции. Эти задачи относятся к динамической аэроупругости, науке, в которой исследуется взаимодействие упругой конструкции (при ее колебаниях) с потоком воздуха. Рассматриваются маневренные беспилотные летательные аппараты (БЛА), которые принципиально не допускают применения без системы автоматического управления (САУ), поэтому ее наличие необходимо учитывать при исследовании колебаний упругой конструкции в полете. Влияние упругости конструкции БЛА на работу САУ в полете проявляется в возможности возникновения автоколебаний в контуре «упругий ЛА – САУ». Автоколебания приводят к нарушению нормальной работы бортовой аппаратуры или выходу ее из строя. Сложность данной задачи требует ее рассмотрения практически на всех этапах разработки БЛА, включая создание опытного образца и начало летных испытаний. Представлены расчетно-экспериментальные исследования характеристик упругих колебаний в полете БЛА крестообразной схемы. Особенностями исследуемых БЛА (варианты модульной конструкции, нелинейности корпуса, рулей, САУ и другие) обусловлен значительный объем испытаний, являющихся основанием для расчетов. Электроприводы рулей имеют малое время непрерывной работы и низкий ресурс, в них входят редукторы с большим передаточным отношением и люфтами. С этим связана зависимость жесткости рулей на вращение от амплитуды и частоты, а также существенное увеличение суммарных моментов инерции. Приведена методика стендового эксперимента с получением данных для оценки границ флаттера и границ устойчивости контура «упругий ЛА – САУ». Рассмотрены вопросы доработки контура стабилизации БЛА, необходимой для его устойчивости на частотах упругих колебаний, а также дана оценка предельных циклов автоколебаний

НЕЛИНЕЙНАЯ МОДЕЛЬ ИССЛЕДОВАНИЯ УСТОЙЧИВОСТИ СИСТЕМЫ «РУЛЬ – ПРИВОД» МАНЕВРЕННОГО БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

One of the important problems of the designing of maneuverable unmanned aerial vehicles (UAV) is to ensure aeroelastic stability with automatic control system (ACS). One of the possible types of aeroelastic instability of UAV with ACS is loss of stability in the system "surface control – actuator".  A nonlinear model for the study of the stability of the system "surface control – actuator" is designed for solving problems of joint design of airframe and ACS with the requirements of aeroelasticity. The electric actuator is currently the most widely used on highly maneuverable UAV. The wide bandwidth and the availability of frequency characteristic lifts are typical for the modern electric actuator. This exacerbates the problem of providing aeroelastic stability of the UAV with ACS, including the problem of ensuring the stability of the system "surface control – actuator". In proposed model the surface control, performing bending-torsion oscillations in aerodynamic flow, in fact, is the loading for the actuator. Experimental frequency characteristics of the isolated actuator, obtained for different levels of the control signal, are used for the mathematical description of the actuator, then, as dynamic hinge moment, which is determined by aeroelastic vibrations of the surface control in the air flow, is calculated. Investigation of the stability of the system "surface control – actuator" is carried out by frequency method using frequency characteristics of the open-loop system. The undeniable advantage of the proposed model is the simplicity of obtaining the transfer functions of the isolated actuator. The experiment by its definition is a standard method of determining frequency characteristics of the actuator in contrast to time-consuming experiments for determining the dynamic stiffness of the actuator (with the surface control) or the transfer function of the actuator using electromechanical simulation of aeroelastic loading of the surface control, that also used in research stability problems of the system "surface control – actuator".Одной из актуальных задач проектирования современных высокоманевренных беспилотных летательных аппаратов (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 высокоманевренных 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 потоке, является по сути нагружением привода. Для математического описания привода используются экспериментальные частотные характеристики изолированного рулевого привода, полученные для различных уровней управляющего 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 экспериментов по определению динамической жесткости рулевого привода или передаточной функции привода при электромеханическом моделировании аэроупругого нагружения руля, также используемых в задачах исследования устойчивости системы «руль – привод»

Учет требований аэроупругой устойчивости при проектировании системы «руль - привод» маневренного беспилотного летательного аппарата

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.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

TECHNIQUE AND SOFTWARE FOR PROJECT PROPOSALS EXPERT ASSESSMENT OF AVIATION AND ROCKETRY PRODUCTS

The essence of an expert assessment as a scientific method is a rational organization of experts analyzing the problem from a quantitative evaluation of judgments and results processing. A generalized opinion of the expert group is taken as the solution. The diversity of the problems solved by the experts is reduced to two types: a system analysis and a parametric analysis of the design proposal. The system analysis aims to confirm the feasibility (or non-expediency) of creating a new equipment model, to estimate its technical level and economic efficiency, taking into account requirements and possibilities of an upgraded technical system. The parametric analysis of the project proposal is to justify the validity of design parameters and characteristics of the considered technical system, their marketability, the importance of targets. Despite the relatively well-established and proven tools expertise methods, the expert assessment of complex technical systems project proposals still remains a challenge. The main difficulty is the decomposition of tasks, the definition of a hierarchical system of criteria (grounds on which project proposals are compared).The technique and software for the expert assessment of project proposals for the sake of assessing the quality and competitiveness of aviation and rocketry products are suggested in the article. The technique of expert assessment involves the comparative analysis of project proposals in accordance with the formed system of criteria of products quality. The method of analysis of hierarchies, which is currently one of the most powerful and effective methods of the expert assessment and the decision-making, is used. Thanks to the hierarchical representation of the expert assessment task and the relatively simple procedure for the pairwise estimation of project proposals at each stage of the expert procedure, there is a possibility operatively to carry out the comparative assessment of a large number of alternative design proposals, using arbitrarily complex system of criteria.An example of using the developed technique and software for the expert assessment of project proposals of aviation and rocketry products in the solution of the problem of choosing the rational option of constructive and technological patterns of a wing is given

CHOICE OF STRUCTURAL MATERIAL AND EXTERNAL GAS RUDDER GEOMETRY OF DECLINATION SYSTEM OF UNMANNED AERIAL VEHICLE

A choice of material and external geometry for gas rudder of the declination system of unmanned aerial vehicle are considered. When selecting material the main criterion is the quantity of the ablative material from the gas rudder surface in a unit of time. That is, the material should be chosen in such a way that when exposed to a gas jet the gas rudder is not burnt immediately, and ensures its efficiency during the entire time allotted to its work. The main material loss occurs at the leading edge of the gas rudder. The thermoerosion-resistant material (graphite, molybdenum, etc.) is chosen to reduce this harmful effect. Characteristics of the gas flow around the rudder affect the selection of geometric parameters of the gas rudder. Obtaining the reliable results is hampered by uneven gas flow from the nozzle, the presence of unburned particles of the fuel, a blunt profile of the rudder; influence of its side edges on the flow around and interference with the nozzle walls. The configuration of the rudder shall be chosen to provide the desired value of the force at the completion of the work of the rudder with the expected burnout of its leading edge. The final decision on the choice of parameters of the gas rudder is based on the analysis of a large number of model and full-scale tests of the rudders-analogues.The technique of the structural material choice and the external geometry of the gas rudder of the unmanned aerial vehicle declination system is proposed. The technique is based on the relations obtained on the basis of experimental data processing of gas jets impact on the rudders, made of different structural materials. An example of solving the problem of structural material and the external geometry choice of the gas rudder is given