CN106840572B - 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 - Google Patents
一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106840572B CN106840572B CN201611179344.9A CN201611179344A CN106840572B CN 106840572 B CN106840572 B CN 106840572B CN 201611179344 A CN201611179344 A CN 201611179344A CN 106840572 B CN106840572 B CN 106840572B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- angle
- wind tunnel
- tunnel test
- data
- aspect ratio
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- G01M9/00—Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明公开了一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,包括风洞试验基本状态数据修正、平尾安装角调整和风洞试验舵效数据修正。本发明结合国内现有风洞试验试验条件,通过气动弹性和流体力学分析手段,完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。本发明方法能够为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据,保证该飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。
Description
技术领域
本发明涉及一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,用于临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真,属于空气动力学领域。
背景技术
随着科学理论、工程设计与制造技术的不断发展,超长的滞空能力成为现代无人机发展的一个重要方向,临近空间大展弦比柔性飞行器以太阳能无人机为典型代表,如欧洲的Zephyr、Heliplat、Solar Impulse,美国的Vulture、SolarEagle,国内的CH-T3、CH-T4等,其在总体上的首要设计目标是提高飞行器的巡航高度及实现飞行器的超长滞空能力,并以这两项性能为基础,达成包括侦察、通信、科研、预警等在内的诸多军、民用用途。
目前,国内外临近空间太阳能无人机多采用大展弦比机翼加单尾撑或双尾撑布局。此类无人机展弦比一般大于25,而且由于其柔性结构、低翼载等特点,在气动载荷的作用下,会发生明显的变形,其中机翼的变形尤为显著,翼尖最大弯曲变形可达半翼展的25%。随着变形的增加,无人机的结构动力学特性以及气动特性均发生较大的改变。
目前,国内的临近空间太阳能无人机风洞试验还是采用常规低速风洞缩比模型的试验方法。然而,常规低速风洞试验方法无法准确模拟太阳能无人机在受到气动载荷后气动特性,风洞试验结果与实际结果相差较大,无法为控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。如何获得临近空间太阳能无人机气动特性,是亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足,提供一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据。
本发明的技术解决方案是:一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,包括如下步骤:
步骤一:利用气弹分析和数值模拟方法对风洞试验基本状态数据进行修正,得到修正后的飞行器横航向数据;
步骤二:利用气弹分析方法对风洞试验得到的平尾安装角进行调整;
步骤三:通过实验和气弹分析对风洞试验舵效数据进行修正,得到修正后的舵效数据。
所述步骤一的实现方法为:
(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的结构特性,利用气弹分析软件得到飞行器变形数据;
(2.2)通过流体力学分析软件分别对飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形进行CFD数值模拟,得到每组攻角和侧滑角下初始刚体外形和气弹外形的气动力与气动力矩;
(2.3)根据气动力与气动力矩,计算每个攻角下初始刚体外形和气弹外形的侧力系数侧滑角导数、滚转力矩系数侧滑角导数、偏航力矩系数侧滑角导数,并据此进一步计算变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(cz β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(mx β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(my β);
(2.4)利用不同攻角下的K(cz β)、K(mx β)和K(my β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据cz,mx,my进行修正,修正公式如下:
cz′=cz·K(cz β)
mx′=mx·K(mx β)
my′=my·K(my β)
其中cz′,mx′,my′为修正后的飞行器横航向数据。
所述步骤二的实现方法为:
(3.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果,得到平尾的安装角、舵偏关系和升降舵舵效mz δz;
(3.2)利用气弹分析软件得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形,根据所述弯曲变形和升降舵舵效mz δz,得到补偿舵偏角δ1,以保证飞行器处于配平状态,进入步骤(3.3);
(3.3)判断补偿舵偏角δ1是否为0,如果补偿舵偏角δ1不为0,则根据舵偏关系和补偿舵偏角δ1对平尾安装角进行调整,得到调整后的平尾安装角,然后返回步骤(3.2),更新补偿舵偏角δ1;否则,平尾安装角调整结束。
所述步骤三的实现方法为:
(4.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果,得到升降舵的操纵效率,即舵效mz δz;
(4.2)在飞行器平尾加载1kg的力,测量尾撑杆末端偏转角度Δα;
(4.3)根据舵效得到舵面偏转1°平尾产生的力f0,据此得到舵面偏转1°引起的变形角度f0·Δα,进而得到实际偏转角度(1-f0·Δα)以及平尾产生的力f1=(1-f0·Δα)·f0;
(4.4)按照(4.3)的方法,根据平尾产生的力继续计算实际偏转角度和该偏转角度下平尾产生的力,不断循环,直到平尾产生的力fn不变为止;
(4.5)对升降舵舵效进行修正,修正公式如下:
mz δz'=mz δz·fn/f0
其中fn/f0为舵效衰减系数。
本发明与现有技术相比的有益效果是:
本发明提供了一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,综合考虑国内现有风洞试验条件,结合气动弹性和流体力学分析手段,完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。通过本发明方法,为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据,保证该飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。
附图说明
图1为本发明流程图;
图2为本发明风洞试验基本状态数据修正方法流程图;
图3为本发明平尾安装角调整方法流程图;
图4为本发明舵效数据修正方法流程图。
具体实施方式
目前国内的风洞试验是通过设计合理的飞行器缩比模型,进行刚体模型的常规测力试验。试验项目主要包括三项:
1)尾翼安装角试验:通过试验方法寻找合适的尾翼安装角。
2)基本状态试验:测得不同攻角α和侧滑角β下的气动力cx,cy,cz与气动力距mx,my,mz。其中cx为阻力系数,cy为升力系数,cz为侧力系数,mx为滚转力矩系数,my为偏航力矩系数,mz为俯仰力矩系数。
3)舵效试验:测得操纵舵面偏转角度时,不同α和β下的cx,cy,cz,mx,my,mz变化量。
本发明根据已有的刚体模型风洞试验数据,结合气动弹性和流体力学分析手段,对风洞试验数据进行修正。本发明整体流程如图1所示,具体步骤如下:
(1)对风洞试验基本状态数据进行修正,流程图如图2所示,具体修正步骤如下:
(1.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的复合材料结构特性,利用气弹分析软件,给出全机变形数据;
(1.2)根据气弹分析软件得到的全机变形数据,通过三维数模软件建模得到飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形,然后通过流体力学分析软件分别对刚体外形和气弹外形进行CFD数值模拟,得到每组α和β下,刚体外形的六分量气动力与气动力距cx1,cy1,cz1,mx1,my1,mz1,和气弹外形的六分量气动力与气动力距cx2,cy2,cz2,mx2,my2,mz2。其中,目前流体力学分析软件种类较多,在进行本步骤前对所选定的流体力学分析软件需进行风洞试验标模验证,以保证该分析软件计算结果的准确性与可靠性。
(1.3)根据流体力学分析软件得到的气动力和气动力矩,通过线性拟合的方法得到每个攻角α下初始刚体外形的侧力系数侧滑角导数cz1 β、滚转力矩系数侧滑角导数mx1 β、偏航力矩系数侧滑角导数my1 β,以及气弹外形的侧力系数侧滑角导数cz2 β、滚转力矩系数侧滑角导数mx2 β、偏航力矩系数侧滑角导数my2 β,然后计算得到每个攻角下飞行器受气弹变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(cz β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(mx β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(my β);K(cz β)=cz2 β/cz1 β,
K(mx β)=mx2 β/mx1 β,K(my β)=my2 β/my1 β。
(1.4)利用不同攻角下的K(cz β)、K(mx β)和K(my β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据cz,mx,my进行修正,修正公式如下:
cz′=cz·K(cz β)
mx′=mx·K(mx β)
my′=my·K(my β)
其中cz′,mx′,my′为修正后的飞行器横航向数据。
由于临近空间大展弦比柔性飞行器气弹变形对纵向气动数据影响较小,故纵向cx,cy,mz不作修正。
(2)对平尾安装角进行调整,流程图如图3所示,具体过程为:
(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的刚体风洞试验结果,得到飞行器在巡航状态下实现自配平需要的平尾安装角φ0,升降舵舵效mz δz以及平尾安装角与升降舵偏转角的等效关系(注:通常,风洞试验可以得到偏转1°平尾安装角所产生的俯仰力矩mz变化量等效于多少度升降舵偏转角)。
(2.2)根据平尾安装角和升降舵舵效,利用气弹分析软件计算飞行器的变形数据,得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形,从而得到全机自配平还需要的补偿舵偏角δ1,进入步骤(2.3)。
(2.3)根据得到的补偿舵偏角δ1调整平尾安装角,然后利用气弹分析软件重复(2.2),循环迭代直到补偿舵偏角δ1为0°。
迭代结束后,得到最终的平尾安装角φn,即为巡航状态平尾安装角。
(3)对舵效数据进行修正,流程如图4所示,具体过程为;
(3.1)首先根据临近空间大展弦比柔性飞行器的刚体风洞试验结果,得到升降舵的操纵效率,即舵效mz δz。
(3.2)通过在平尾上加载1kg的力,得到尾撑杆末端因变形引起的偏转角度Δα。目前可以通过两种方法实现这一步,第一种是:利用气弹分析软件实现在尾撑杆末端加载1kg的力,计算得到因变形引起的偏转角度Δα;第二种是在生产出来的结构样件上加载1kg的砝码,实测偏转角度Δα。第二种方法更接近真实值。
(3.3)根据舵效,利用公式f0=mz δz·ρV2/2·S·c/L可以得到升降舵偏转1°所产生的力f0,,其中,ρV2/2表示动压,S表示参考面积,c表示参考长度,L表示平尾压心到重心的距离。
根据以上两步得到舵偏1°产生的f0和加载1kg力引起的变形角度Δα,从而可得到舵面偏转1°引起的变形角度f0·Δα,然后得到实际偏转角度为
(1-f0·Δα),相应产生的力为f1=(1-f0·Δα)·f0;
根据f1得到偏转角度(1-f1·Δα),进而得到力为f2=(1-f1·Δα)·f0;根据f2得到偏转角度(1-f2·Δα),进而得到力为f3=(1-f2·Δα)·f0,..........
循环迭代,直到fn不变。其中f0,f1......fn表示舵面偏转所产生的力。
(3.4)计算舵效衰减系数fn/f0,然后对风洞试验数据中升降舵舵效mz δz进行修正,得到新的舵效mz δz′,mz δz′=mz δz·fn/f0。
本发明综合考虑国内现有风洞试验条件,结合气动弹性和流体力学分析手段,完成了对刚体外形风洞试验数据的修正。该方法已经经过飞行试验验证,能够为临近空间大展弦比柔性飞行器控制率设计及飞行仿真提供准确的气动数据,保证飞行器能够在临近空间大变形的情况下稳定飞行。
本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。
Claims (3)
1.一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,其特征在于包括如下步骤:
步骤一:利用气弹分析和数值模拟方法对风洞试验基本状态数据进行修正,得到修正后的飞行器横航向数据;
实现方法为:
(2.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的结构特性,利用气弹分析软件得到飞行器变形数据;
(2.2)通过流体力学分析软件分别对飞行器初始刚体外形和变形后的气弹外形进行CFD数值模拟,得到每组攻角和侧滑角下初始刚体外形和气弹外形的气动力与气动力矩;
(2.3)根据气动力与气动力矩,计算每个攻角下初始刚体外形和气弹外形的侧力系数侧滑角导数、滚转力矩系数侧滑角导数、偏航力矩系数侧滑角导数,并据此进一步计算变形前后的侧力系数侧滑角导数变化率K(cz β)、滚转力矩系数侧滑角导数变化率K(mx β)、偏航力矩系数侧滑角导数变化率K(my β);
(2.4)利用不同攻角下的K(cz β)、K(mx β)和K(my β)对风洞试验数据中对应攻角下的横航向数据cz,mx,my进行修正,修正公式如下:
cz′=cz·K(cz β)
mx′=mx·K(mx β)
my′=my·K(my β)
其中cz′,mx′,my′为修正后的飞行器横航向数据;
步骤二:利用气弹分析方法对风洞试验得到的平尾安装角进行调整;
步骤三:通过实验和气弹分析对风洞试验舵效数据进行修正,得到修正后的舵效数据。
2.根据权利要求1所述的一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,其特征在于:所述步骤二的实现方法为:
(3.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果,得到平尾的安装角、舵偏关系和升降舵舵效mz δz;
(3.2)利用气弹分析软件得到尾撑杆在气动力与自身重力作用下的弯曲变形,根据所述弯曲变形和升降舵舵效mz δz,得到补偿舵偏角δ1,以保证飞行器处于配平状态,进入步骤(3.3);
(3.3)判断补偿舵偏角δ1是否为0,如果补偿舵偏角δ1不为0,则根据舵偏关系和补偿舵偏角δ1对平尾安装角进行调整,得到调整后的平尾安装角,然后返回步骤(3.2),更新补偿舵偏角δ1;否则,平尾安装角调整结束。
3.根据权利要求1所述的一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法,其特征在于:所述步骤三的实现方法为:
(4.1)根据临近空间大展弦比柔性飞行器的风洞试验结果,得到升降舵的操纵效率,即舵效mz δz;
(4.2)在飞行器平尾加载1kg的力,测量尾撑杆末端偏转角度Δα;
(4.3)根据舵效得到舵面偏转1°平尾产生的力f0,据此得到舵面偏转1°引起的变形角度f0·Δα,进而得到实际偏转角度1-f0·Δα以及平尾产生的力f1=(1-f0·Δα)·f0;
(4.4)按照(4.3)的方法,根据平尾产生的力继续计算实际偏转角度和该偏转角度下平尾产生的力,不断循环,直到平尾产生的力fn不变为止;
(4.5)对升降舵舵效进行修正,修正公式如下:
mz δz'=mz δz·fn/f0
其中fn/f0为舵效衰减系数。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201611179344.9A CN106840572B (zh) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201611179344.9A CN106840572B (zh) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN106840572A CN106840572A (zh) | 2017-06-13 |
CN106840572B true CN106840572B (zh) | 2019-05-24 |
Family
ID=59140539
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201611179344.9A Active CN106840572B (zh) | 2016-12-19 | 2016-12-19 | 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN106840572B (zh) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN108984862B (zh) * | 2018-06-27 | 2021-05-07 | 中国直升机设计研究所 | 一种气动特性cfd计算结果修正方法 |
CN109540459B (zh) * | 2018-11-09 | 2020-12-25 | 中国直升机设计研究所 | 一种气动特性数值计算结果修正方法 |
CN109299579B (zh) * | 2018-11-23 | 2023-05-23 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 大展弦比飞机风洞测力试验数据修正方法 |
CN110160737B (zh) * | 2019-03-21 | 2020-12-25 | 北京机电工程研究所 | 基于工程面元法的弹性气动数据精确获取方法 |
CN110155363B (zh) * | 2019-03-21 | 2020-12-08 | 北京机电工程研究所 | 基于cfd方法的弹性气动数据精确获取方法 |
CN110472333B (zh) * | 2019-08-15 | 2022-08-02 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种二维翼型数值模拟的自动配平方法 |
CN110641726B (zh) * | 2019-09-29 | 2023-03-24 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种快速确定飞机机翼安装角的方法 |
CN111006835B (zh) * | 2019-11-19 | 2020-10-16 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 箭弹俯仰力矩系数和压力中心系数修正方法及存储介质 |
CN111220347B (zh) * | 2020-03-03 | 2021-06-22 | 四川腾盾科技有限公司 | 一种飞行器气动协调修正方法 |
CN113987794B (zh) * | 2021-10-26 | 2024-06-07 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种飞机的非线性刚性气动数据修正方法、装置、设备及存储介质 |
CN114001913B (zh) * | 2021-10-27 | 2024-04-02 | 江西洪都航空工业股份有限公司 | 一种基于风洞试验的部件气动载荷修正方法 |
CN114383801B (zh) * | 2021-12-20 | 2024-03-19 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种变体飞行器风洞虚拟飞行试验***及方法 |
CN114608794B (zh) * | 2022-05-11 | 2022-07-19 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种模型风洞虚拟飞行试验气动力系数测量方法 |
CN116183154B (zh) * | 2023-04-24 | 2023-06-27 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 细长体模型的超大攻角风洞试验方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2953038A1 (fr) * | 2009-11-23 | 2011-05-27 | Airbus Operations Sas | Procede d'obtention de coefficients aerodynamiques rigides d'un aeronef |
CN102941925A (zh) * | 2012-11-05 | 2013-02-27 | 北京航空航天大学 | 一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法 |
CN105222984A (zh) * | 2015-11-18 | 2016-01-06 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法 |
CN105509946A (zh) * | 2015-12-03 | 2016-04-20 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种辨识飞机升降舵效率的方法 |
CN105819001A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-08-03 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法 |
-
2016
- 2016-12-19 CN CN201611179344.9A patent/CN106840572B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2953038A1 (fr) * | 2009-11-23 | 2011-05-27 | Airbus Operations Sas | Procede d'obtention de coefficients aerodynamiques rigides d'un aeronef |
CN102941925A (zh) * | 2012-11-05 | 2013-02-27 | 北京航空航天大学 | 一种飞机升阻气动特性的弹性修正方法 |
CN105222984A (zh) * | 2015-11-18 | 2016-01-06 | 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 | 一种高速风洞尾支撑横航向气动特性干扰修正方法 |
CN105509946A (zh) * | 2015-12-03 | 2016-04-20 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种辨识飞机升降舵效率的方法 |
CN105819001A (zh) * | 2016-05-12 | 2016-08-03 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种平尾固定飞机的平尾安装角度确定方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN106840572A (zh) | 2017-06-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN106840572B (zh) | 一种临近空间大展弦比柔性飞行器风洞试验数据修正方法 | |
CN103970957B (zh) | 一种弹性乘波体高超声速飞行器仿真方法 | |
CN108132134A (zh) | 基于风洞自由飞试验的气动导数辨识方法和*** | |
CN105183996A (zh) | 面元修正与网格预先自适应计算方法 | |
Ricci et al. | Design and wind tunnel test validation of gust load alleviation systems | |
CN110334368A (zh) | 一种针对复合推力构型直升机的飞行动力学建模方法 | |
CN102117362B (zh) | 滑流影响下的轻型飞机水平尾翼设计载荷确定方法 | |
CN110704953B (zh) | 一种大展弦比机翼静气弹性能设计敏度的分析方法 | |
CN106599353A (zh) | 一种飞机多段翼型外流场动态数值模拟方法 | |
Yeo et al. | Investigation of rotor performance and loads of a UH-60A individual blade control system | |
CN111017248B (zh) | 一种飞机机翼的静气动弹性修正方法 | |
Fasel et al. | Aeroservoelastic optimization of morphing airborne wind energy wings | |
Zhu et al. | Numerical study of a variable camber plunge airfoil under wind gust condition | |
Conley et al. | Comparing RotCFD predictions of the multirotor test bed with experimental results | |
Precup et al. | The design, construction, and tests of a concept aeroelastic wind tunnel model of a high-lift variable camber continuous trailing edge flap (HL-VCCTEF) wing configuration | |
Miller et al. | Evaluation of the hinge moment and normal force aerodynamic loads from a seamless adaptive compliant trailing edge flap in flight | |
Klug et al. | Actuator concepts for active gust alleviation on transport aircraft at transonic speeds | |
Yang et al. | Aeroelastic trim and flight loads analysis of flexible aircraft with large deformations | |
CN115048724B (zh) | 一种基于b型样条的变体空天飞行器气动系数在线辨识方法 | |
Lee-Rausch et al. | FUN3D airloads predictions for the full-scale UH-60A airloads rotor in a wind tunnel | |
CN113504027B (zh) | 一种风力机叶片气弹风洞试验模型制作方法 | |
Biedron et al. | An examination of unsteady airloads on a UH-60A Rotor: Computation versus measurement | |
Keye | Fluid-structure-coupled analysis of a transport aircraft and comparison to flight data | |
CN114910244A (zh) | 一种基于前视反馈的全机模型阵风载荷减缓风洞试验方法 | |
Dillinger et al. | Design, manufacturing and identification of an actively controlled flexible wing for subsonic wind tunnel testing |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |