CN112607054A - 一种机翼阵风减缓模型 - Google Patents
一种机翼阵风减缓模型 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112607054A CN112607054A CN202011610711.2A CN202011610711A CN112607054A CN 112607054 A CN112607054 A CN 112607054A CN 202011610711 A CN202011610711 A CN 202011610711A CN 112607054 A CN112607054 A CN 112607054A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- aileron
- wing
- flap
- actuator
- arm
- 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.)
- Granted
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C3/00—Wings
- B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
- B64C3/187—Ribs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/02—Mounting or supporting thereof
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
- B64C2009/005—Ailerons
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Transportation (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
本发明公开了一种机翼阵风减缓模型,用以通过分工验证阵风减缓设计技术,克服现有模型不能模拟机翼刚度的问题,包括机翼梁以及设置在机翼梁上的机翼框段、襟翼***、副翼***、发动机。国内目前尚未进行过飞机阵风减缓弹性模型相关方面的试验,也未进行副翼操纵间隙对阵风减缓影响的试验,本发明采用弹性结构设计,既可以模拟飞机机翼的结构刚度、重量数据和气动外形,也可以通过作动器操纵舵面来实现对阵风减缓设计验证,还可以研究副翼操纵间隙对阵风减缓的影响,实现对机翼更精准的模拟。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器试验技术领域,具体涉及一种机翼阵风减缓模型。
背景技术
现代大型民用飞机设计,通常采用阵风载荷减缓控制技术,通过操纵面降低阵风载荷成为一种重要发展趋势。但是由于国内在阵风载荷减缓技术及风洞试验验证方面的储备不足,目前主要还是集中在方法研究方面,在试验验证方面的经验还很少。国内以往进行阵风减缓模型均为刚性模型,不模拟机翼的刚度,尚未有进行阵风减缓弹性模型试验的先例。
发明内容
本发明的目的是提供一种机翼阵风减缓模型,用以通过分工验证阵风减缓设计技术,克服现有模型不能模拟机翼刚度的问题。
为了实现上述任务,本发明采用以下技术方案:
一种机翼阵风减缓模型,包括机翼梁以及设置在机翼梁上的机翼框段、襟翼***、副翼***、发动机,其中:
机翼框段包括机翼框加强肋、机翼框维形肋、前缘、后缘和维形缘条;所述机翼框维形肋设置一对,设置于机翼框加强肋的两侧,机翼框段通过机翼框加强肋与机翼梁连接;所述前缘、后缘分别设置在机翼框加强肋和机翼框维形肋的两端并与机翼框加强肋连接,所述维形缘条并行分布在前缘和后缘之间;机翼框段在机翼梁上分布多个;
襟翼***包括襟翼、襟翼作动器、襟翼操纵连杆、襟翼支臂和襟翼作动器支臂;所述襟翼支臂设置一对,襟翼通过襟翼支臂连接于机翼梁上;襟翼支臂与机翼梁固定连接,与襟翼铰接;所述襟翼作动器通过襟翼作动器支臂连接于机翼梁上,襟翼作动器的输出端通过襟翼操纵连杆与襟翼相连接,操纵襟翼进行偏转;
副翼***包括副翼、副翼作动器、副翼作动器支臂、副翼支臂、副翼操纵***、第一副翼操纵支臂和第二副翼操纵支臂;所述副翼通过副翼支臂连接于机翼梁上,副翼支臂与机翼梁固定连接,与副翼铰接;副翼作动器通过副翼作动器支臂连接于机翼梁上,副翼操纵***一端通过第一副翼操纵支臂与副翼作动器相连接,另一端通过第二副翼操纵支臂与副翼相连接,通过副翼操纵***带动副翼上下偏转。
进一步地,所述机翼框维形肋上开设有第一安装孔,机翼框加强肋上开设有第二安装孔,机翼梁穿过第一安装孔和第二安装孔,机翼框加强肋通过第二安装孔粘接固定在机翼梁上,但机翼梁不与第一安装孔接触。
进一步地,所述前缘的外侧面为圆弧形结构,后缘为厚度渐变的板状结构;机翼框加强肋、机翼框维形肋上对称开设有用于通过数据线的线孔。
进一步地,所述襟翼作动器的输出端平行于襟翼的展向,所述襟翼操纵连杆包括第一杆段以及分别铰接在第一杆段两端的第二杆段、第三杆段,其中,第二杆段的端部连接所述输出端,第三杆段的端部铰接襟翼,且第三杆段倾斜于襟翼的表面。
进一步地,所述副翼操纵***包括副翼弹簧、第一副翼操纵拉杆;所述副翼弹簧的前端通过第二副翼操纵支臂与副翼连接,副翼弹簧的后端通过第一副翼操纵拉杆与第一副翼操纵间隙夹板的前端连接;副翼弹簧用来模拟副翼的操纵刚度。
进一步地,所述副翼弹簧为中间带有弯折结构的弹性片,第二副翼操纵支臂的一端固定在副翼上,另一端延伸至副翼上方并设置有第一卡环,所述副翼弹簧的前端侧面设置有柱体,柱体穿过第一卡环。
进一步地,副翼操纵***还包括第二副翼操纵拉杆和第二副翼操纵间隙夹板,其中,第一副翼操纵间隙夹板和第二副翼操纵间隙夹板通过螺栓连接于第二副翼操纵拉杆两侧,第一副翼操纵间隙夹板和第二副翼操纵间隙夹板中间设有矩形槽,所述螺栓穿过矩形槽;通过调节螺栓,使得第二副翼操纵拉杆可以沿其长度方向相对移动,从而控制副翼操纵间隙的大小;第二副翼操纵拉杆通过第一副翼操纵支臂与副翼作动器相连接。
进一步地,所述第一副翼操纵支臂的一端与副翼作动器的输出轴连接,第一副翼操纵支臂的另一端设置有第二卡环,副翼操纵拉杆的后端通过柱体与第二卡环配合;所述输出轴平行于副翼的展向。
与现有技术相比,本发明具有以下技术特点:
国内目前尚未进行过飞机阵风减缓弹性模型相关方面的试验,也未进行副翼操纵间隙对阵风减缓影响的试验,本发明国内尚属首次,采用弹性结构设计,既可以模拟飞机机翼的结构刚度、重量数据和气动外形,也可以通过作动器操纵舵面来实现对阵风减缓设计验证,还可以研究副翼操纵间隙对阵风减缓的影响,实现对机翼更精准的模拟。
附图说明
图1为本发明整体结构示意图;
图2为机翼框段示意图;
图3为襟翼***示意图;
图4为副翼***示意图;
图5为副翼操纵***示意图;
图6副翼操纵***分解示意图。
图中标号说明:1机翼梁,2机翼框段,3襟翼***,4副翼***,5发动机,6机翼框加强肋,7机翼框维形肋,8前缘,9后缘,10维形缘条,11襟翼,12襟翼作动器,13襟翼操纵连杆,14襟翼支臂,15襟翼作动器支臂,16副翼,17副翼作动器,18副翼作动器支臂,19副翼支臂,20副翼操纵***,21第一副翼操纵支臂,22第二副翼操纵支臂,23副翼弹簧,24第一副翼操纵拉杆,25第二副翼操纵拉杆,26第一副翼操纵间隙夹板,27第二副翼操纵间隙夹板。
具体实施方式
参见图1至图6,本发明公开了一种机翼阵风减缓模型,包括机翼梁1、机翼框段2、襟翼***3、副翼***4、发动机5、机翼框加强肋6、机翼框维形肋7、前缘8、后缘9、维形缘条10、襟翼11、襟翼作动器12、襟翼操纵连杆13、襟翼支臂14、襟翼作动器支臂15、副翼16、副翼作动器17、副翼作动器支臂18、副翼支臂19、副翼操纵***20、第一副翼操纵支臂21、第二副翼操纵支臂22、副翼弹簧23、第一副翼操纵拉杆24、第二副翼操纵拉杆25、第一副翼操纵间隙夹板26、第二副翼操纵间隙夹板27。
机翼梁1采用变截面十字型铝梁来模拟机翼的弯曲和扭转刚度,机翼框段2、襟翼***3、副翼***4和发动机5连接于机翼梁1上,这种弹性的机翼梁1模型能实现对真实机翼的固有结构特性有效模拟。
机翼框段2为木质结构,包括机翼框加强肋6、机翼框维形肋7、前缘8、后缘9和维形缘条10五部分,其中:
机翼框维形肋7设置一对,设置于机翼框加强肋6的两侧;在机翼框维形肋7上开设有第一安装孔,机翼框加强肋6上开设有第二安装孔,机翼梁1穿过第一安装孔和第二安装孔,机翼框加强肋6通过第二安装孔粘接固定在机翼梁1上,但机翼梁1不与第一安装孔接触;所述前缘8、后缘9分别设置在机翼框加强肋6和机翼框维形肋7的两端并与机翼框加强肋6连接,其中,前缘8的外侧面为圆弧形结构,后缘9为厚度渐变的板状结构;所述维形缘条10并行分布在前缘8和后缘9之间,两端和中部分别与机翼框维形肋7、机翼框加强肋6固结。机翼框加强肋6、机翼框维形肋7上对称开设有用于通过数据线的线孔。
采用这样的结构设计是考虑到,机翼梁1的刚度可以通过计算得到,但机翼框段2与机翼梁1接触造成的额外刚度是不可估算的;而机翼框段2又起到模拟机翼外形的重要作用,在每一个机翼框段2中仅有一处与机翼梁1接触,可以避免增加梁的刚度,尽量减小对机翼梁刚度的影响。
参见图3,襟翼***3包括襟翼11、襟翼作动器12、襟翼操纵连杆13、襟翼支臂14和襟翼作动器支臂15,其中,襟翼支臂14设置一对,襟翼11通过襟翼支臂14连接于机翼梁1上;襟翼支臂14与机翼梁1固定连接,与襟翼11铰接;所述襟翼作动器12通过襟翼作动器支臂15连接于机翼梁1上,襟翼作动器12的输出端通过襟翼操纵连杆13与襟翼11相连接,操纵襟翼11进行偏转;所述襟翼作动器12的输出端平行于襟翼11的展向,所述襟翼操纵连杆13包括第一杆段以及分别铰接在第一杆段两端的第二杆段、第三杆段,其中,第二杆段的端部连接所述输出端,第三杆段的端部铰接襟翼11,且第三杆段倾斜于襟翼11的表面。通过襟翼***3的结构设计,能有效模拟襟翼的真实飞行状态。
参见图4,副翼***4包括副翼16、副翼作动器17、副翼作动器支臂18、副翼支臂19、副翼操纵***20、第一副翼操纵支臂21和第二副翼操纵支臂22七部分,其中,副翼16通过副翼支臂19连接于机翼梁1上,副翼支臂19与机翼梁1固定连接,与副翼16铰接;副翼作动器17通过副翼作动器支臂18连接于机翼梁1上,副翼操纵***20一端通过第一副翼操纵支臂21与副翼作动器17相连接,另一端通过第二副翼操纵支臂22与副翼16相连接,通过副翼操纵***20带动副翼16上下偏转。
参见图5,副翼操纵***20包括副翼弹簧23(通过选择合适厚度的弹簧可以模拟副翼旋转频率)、第一副翼操纵拉杆24、第二副翼操纵拉杆25、第一副翼操纵间隙夹板26和第二副翼操纵间隙夹板27五部分,其中,副翼弹簧23为中间带有弯折结构的弹性片,副翼弹簧23的前端通过第二副翼操纵支臂22与副翼连接,副翼弹簧23的后端通过第一副翼操纵拉杆24与第一副翼操纵间隙夹板26的前端连接;副翼弹簧23用来模拟副翼的操纵刚度。具体地,第二副翼操纵支臂22的一端固定在副翼16上,另一端延伸至副翼16上方并设置有第一卡环,所述副翼弹簧23的前端侧面设置有柱体,柱体穿过第一卡环。
第一副翼操纵间隙夹板26和第二副翼操纵间隙夹板27通过螺栓连接于第二副翼操纵拉杆25两侧,其中,第一副翼操纵间隙夹板26和第二副翼操纵间隙夹板27中间设有矩形槽,所述螺栓穿过矩形槽;通过调节螺栓,使得第二副翼操纵拉杆25可以沿其长度方向相对移动,从而控制副翼操纵间隙的大小;第二副翼操纵拉杆25通过第一副翼操纵支臂21与副翼作动器相连接;其中,第一副翼操纵支臂21的一端与副翼作动器的输出轴连接,第一副翼操纵支臂21的另一端设置有第二卡环,副翼操纵拉杆25的后端通过柱体与第二卡环配合;所述输出轴平行于副翼16的展向。
飞机的真实结构中,作动器可能由于安装、加工、使用等多重因素,在作动器与副翼之间的连接结构中,或作动器中会产生间隙,该间隙可能造成机翼振动幅度增大或减小。目前在同类模型中完全未考虑该因素对飞机的影响,本方案中结合飞机真实结构原理,提出的上述副翼操作机构,不仅能有效地传递从作动器到副翼的扭矩,实现对副翼的精准操控,而且还可通过调节间隙的大小来模拟实际情况下对真实飞行过程中对阵风减缓的影响。
在阵风减缓试验过程中,需要对控制率进行验证时,则通过风洞的阵风发生器产生阵风,使得机翼处于摆动状态,此时襟翼作动器12、副翼作动器17接收到经加速度传感器采集的加速度信号,当判断目前机翼振动幅度较大时,则驱动襟翼、副翼偏转;通过监测机翼的振动幅度、频率来判断控制率设计是否满足要求。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案,而非对其限制;尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明,本领域的普通技术人员应当理解:其依然可以以对前述实施例所记载的技术方案进行修改,或者对其中部分技术特征进行等同替换;而这些修改或替换,并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围,均应包含在本申请的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种机翼阵风减缓模型,其特征在于,包括机翼梁(1)以及设置在机翼梁(1)上的机翼框段(2)、襟翼***(3)、副翼***(4)、发动机(5),其中:
机翼框段(2)包括机翼框加强肋(6)、机翼框维形肋(7)、前缘(8)、后缘(9)和维形缘条(10);所述机翼框维形肋(7)设置一对,设置于机翼框加强肋(6)的两侧,机翼框段(2)通过机翼框加强肋(6)与机翼梁(1)连接;所述前缘(8)、后缘(9)分别设置在机翼框加强肋(6)和机翼框维形肋(7)的两端并与机翼框加强肋(6)连接,所述维形缘条(10)并行分布在前缘(8)和后缘(9)之间;机翼框段(2)在机翼梁(1)上分布多个;
襟翼***(3)包括襟翼(11)、襟翼作动器(12)、襟翼操纵连杆(13)、襟翼支臂(14)和襟翼作动器支臂(15);所述襟翼支臂(14)设置一对,襟翼(11)通过襟翼支臂(14)连接于机翼梁(1)上;襟翼支臂(14)与机翼梁(1)固定连接,与襟翼(11)铰接;所述襟翼作动器(12)通过襟翼作动器支臂(15)连接于机翼梁(1)上,襟翼作动器(12)的输出端通过襟翼操纵连杆(13)与襟翼(11)相连接,操纵襟翼(11)进行偏转;
副翼***(4)包括副翼(16)、副翼作动器(17)、副翼作动器支臂(18)、副翼支臂(19)、副翼操纵***(20)、第一副翼操纵支臂(21)和第二副翼操纵支臂(22);所述副翼(16)通过副翼支臂(19)连接于机翼梁(1)上,副翼支臂(19)与机翼梁(1)固定连接,与副翼(16)铰接;副翼作动器(17)通过副翼作动器支臂(18)连接于机翼梁(1)上,副翼操纵***(20)一端通过第一副翼操纵支臂(21)与副翼作动器(17)相连接,另一端通过第二副翼操纵支臂(22)与副翼(16)相连接,通过副翼操纵***(20)带动副翼(16)上下偏转。
2.根据权利要求1所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述机翼框维形肋(7)上开设有第一安装孔,机翼框加强肋(6)上开设有第二安装孔,机翼梁(1)穿过第一安装孔和第二安装孔,机翼框加强肋(6)通过第二安装孔粘接固定在机翼梁(1)上,但机翼梁(1)不与第一安装孔接触。
3.根据权利要求1所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述前缘(8)的外侧面为圆弧形结构,后缘(9)为厚度渐变的板状结构;机翼框加强肋(6)、机翼框维形肋(7)上对称开设有用于通过数据线的线孔。
4.根据权利要求1所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述襟翼作动器(12)的输出端平行于襟翼(11)的展向,所述襟翼操纵连杆(13)包括第一杆段以及分别铰接在第一杆段两端的第二杆段、第三杆段,其中,第二杆段的端部连接所述输出端,第三杆段的端部铰接襟翼(11),且第三杆段倾斜于襟翼(11)的表面。
5.根据权利要求1所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述副翼操纵***(20)包括副翼弹簧(23)、第一副翼操纵拉杆(24);所述副翼弹簧(23)的前端通过第二副翼操纵支臂(22)与副翼连接,副翼弹簧(23)的后端通过第一副翼操纵拉杆(24)与第一副翼操纵间隙夹板(26)的前端连接;副翼弹簧(23)用来模拟副翼的操纵刚度。
6.根据权利要求5所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述副翼弹簧(23)为中间带有弯折结构的弹性片,第二副翼操纵支臂(22)的一端固定在副翼(16)上,另一端延伸至副翼(16)上方并设置有第一卡环,所述副翼弹簧(23)的前端侧面设置有柱体,柱体穿过第一卡环。
7.根据权利要求5所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,副翼操纵***(20)还包括第二副翼操纵拉杆(25)和第二副翼操纵间隙夹板(27),其中,第一副翼操纵间隙夹板(26)和第二副翼操纵间隙夹板(27)通过螺栓连接于第二副翼操纵拉杆(25)两侧,第一副翼操纵间隙夹板(26)和第二副翼操纵间隙夹板(27)中间设有矩形槽,所述螺栓穿过矩形槽;通过调节螺栓,使得第二副翼操纵拉杆(25)可以沿其长度方向相对移动,从而控制副翼操纵间隙的大小;第二副翼操纵拉杆(25)通过第一副翼操纵支臂(21)与副翼作动器相连接。
8.根据权利要求1所述的机翼阵风减缓模型,其特征在于,所述第一副翼操纵支臂(21)的一端与副翼作动器的输出轴连接,第一副翼操纵支臂(21)的另一端设置有第二卡环,副翼操纵拉杆(25)的后端通过柱体与第二卡环配合;所述输出轴平行于副翼(16)的展向。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011610711.2A CN112607054B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种机翼阵风减缓模型 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN202011610711.2A CN112607054B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种机翼阵风减缓模型 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN112607054A true CN112607054A (zh) | 2021-04-06 |
CN112607054B CN112607054B (zh) | 2023-01-13 |
Family
ID=75249399
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN202011610711.2A Active CN112607054B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种机翼阵风减缓模型 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN112607054B (zh) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113212733A (zh) * | 2021-04-30 | 2021-08-06 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法 |
CN113899524A (zh) * | 2021-09-30 | 2022-01-07 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种阵风流场校测装置 |
CN114993599A (zh) * | 2022-05-31 | 2022-09-02 | 上海交通大学 | 验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型 |
CN116161213A (zh) * | 2023-04-24 | 2023-05-26 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于压电俘能模组的机翼颤振抑制装置及抑制方法 |
Citations (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5927656A (en) * | 1996-06-26 | 1999-07-27 | The Boeing Company | Wing leading edge flap and method therefor |
DE102004049504A1 (de) * | 2004-10-11 | 2006-04-13 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugflügel, Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugflügels und Verwendung einer schwenkbaren Hinterkante an einem Hauptflügel eines Flugzeugflügels zum Justieren der Form und Breite eines Luftspalts |
CN101309832A (zh) * | 2005-11-21 | 2008-11-19 | 波音公司 | 飞行器后缘设备,含运动路径非平行的设备,和有关方法 |
US20090308981A1 (en) * | 2008-06-11 | 2009-12-17 | Airbus Uk Limited | Aircraft wing assembly |
CN202177495U (zh) * | 2011-08-15 | 2012-03-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种新型高速颤振试验模型操纵刚度模拟装置 |
GB2524050A (en) * | 2014-03-12 | 2015-09-16 | Airbus Operations Ltd | An improved aerodynamic device |
CN205055436U (zh) * | 2015-10-28 | 2016-03-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种用于飞机模型的操纵面的连接结构 |
CN106005368A (zh) * | 2016-05-16 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可变后缘的柔性机翼颤振模型 |
CN205679372U (zh) * | 2016-05-16 | 2016-11-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种机翼颤振模型外形框段 |
CN207318043U (zh) * | 2017-11-03 | 2018-05-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种梁肋式机翼气动弹性风洞试验模型结构 |
US20190112027A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-18 | The Boeing Company | Aircraft wings having improved deflection control ribs |
CN110294102A (zh) * | 2019-04-26 | 2019-10-01 | 庆安集团有限公司 | 一体式襟副翼的复合运动机构 |
CN111017194A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-17 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种动力增升机翼 |
CN211592909U (zh) * | 2019-12-04 | 2020-09-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可收放式襟翼辅助增升装置 |
-
2020
- 2020-12-29 CN CN202011610711.2A patent/CN112607054B/zh active Active
Patent Citations (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5927656A (en) * | 1996-06-26 | 1999-07-27 | The Boeing Company | Wing leading edge flap and method therefor |
DE102004049504A1 (de) * | 2004-10-11 | 2006-04-13 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeugflügel, Verfahren zum Betreiben eines Flugzeugflügels und Verwendung einer schwenkbaren Hinterkante an einem Hauptflügel eines Flugzeugflügels zum Justieren der Form und Breite eines Luftspalts |
CN101309832A (zh) * | 2005-11-21 | 2008-11-19 | 波音公司 | 飞行器后缘设备,含运动路径非平行的设备,和有关方法 |
US20090308981A1 (en) * | 2008-06-11 | 2009-12-17 | Airbus Uk Limited | Aircraft wing assembly |
CN202177495U (zh) * | 2011-08-15 | 2012-03-28 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种新型高速颤振试验模型操纵刚度模拟装置 |
US20150259061A1 (en) * | 2014-03-12 | 2015-09-17 | Airbus Operations Limited | Aerodynamic device |
GB2524050A (en) * | 2014-03-12 | 2015-09-16 | Airbus Operations Ltd | An improved aerodynamic device |
CN205055436U (zh) * | 2015-10-28 | 2016-03-02 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种用于飞机模型的操纵面的连接结构 |
CN106005368A (zh) * | 2016-05-16 | 2016-10-12 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可变后缘的柔性机翼颤振模型 |
CN205679372U (zh) * | 2016-05-16 | 2016-11-09 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种机翼颤振模型外形框段 |
US20190112027A1 (en) * | 2017-10-13 | 2019-04-18 | The Boeing Company | Aircraft wings having improved deflection control ribs |
CN207318043U (zh) * | 2017-11-03 | 2018-05-04 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种梁肋式机翼气动弹性风洞试验模型结构 |
CN110294102A (zh) * | 2019-04-26 | 2019-10-01 | 庆安集团有限公司 | 一体式襟副翼的复合运动机构 |
CN211592909U (zh) * | 2019-12-04 | 2020-09-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种可收放式襟翼辅助增升装置 |
CN111017194A (zh) * | 2019-12-24 | 2020-04-17 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种动力增升机翼 |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
仝超等: "一种飞翼布局民机的离散阵风载荷特性研究", 《飞行力学》 * |
Cited By (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN113212733A (zh) * | 2021-04-30 | 2021-08-06 | 成都飞机工业(集团)有限责任公司 | 一种大展弦比常规布局无人机突风载荷减缓方法 |
CN113899524A (zh) * | 2021-09-30 | 2022-01-07 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种阵风流场校测装置 |
CN113899524B (zh) * | 2021-09-30 | 2024-03-12 | 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 | 一种阵风流场校测装置 |
CN114993599A (zh) * | 2022-05-31 | 2022-09-02 | 上海交通大学 | 验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型 |
CN114993599B (zh) * | 2022-05-31 | 2023-02-24 | 上海交通大学 | 验证机翼后缘舱缝隙对其振动特性影响的风洞测试模型 |
CN116161213A (zh) * | 2023-04-24 | 2023-05-26 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于压电俘能模组的机翼颤振抑制装置及抑制方法 |
CN116161213B (zh) * | 2023-04-24 | 2023-07-21 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种基于压电俘能模组的机翼颤振抑制装置及抑制方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN112607054B (zh) | 2023-01-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN112607054B (zh) | 一种机翼阵风减缓模型 | |
US11273902B2 (en) | Blade or wing | |
CA2857892C (en) | Adaptive trailing edge actuator system and method | |
US5887828A (en) | Seamless mission adaptive control surface | |
US8056865B2 (en) | Mechanism for changing the shape of a control surface | |
CN106741228A (zh) | 一种高升阻比可变尾翼的赛车空气动力学套件 | |
CN106065845A (zh) | 用于风轮机转子叶片的空气流构造 | |
CN113158337B (zh) | 一种基于变弯度柔性后缘的机翼及其阵风响应减缓方法 | |
BRPI0821753B1 (pt) | superfície de controle para uma superfície de sustentação aerodinâmica de aeronave | |
CN111409816B (zh) | 一种变弯度机翼前缘结构 | |
CN111474852B (zh) | 一种压电驱动变形机翼的离散滑模控制方法 | |
CN111688913B (zh) | 一种双驱动可变展长与上下反角的机翼 | |
CN114906314A (zh) | 飞行器机翼部段组件 | |
CN111523178B (zh) | 一种降低复合材料旋翼桨毂振动载荷的方法 | |
CN112611537B (zh) | 一种带颤振抑制装置的阻力舵低速颤振风洞模型 | |
CN112160864B (zh) | 一种经典颤振抑制式风力机叶片结构及颤振抑制*** | |
CN108163183B (zh) | 一种基于副翼连接接头位置变化的操纵效率提高的方法 | |
CN114291249B (zh) | 一种变厚度机翼结构 | |
CN112067249B (zh) | 一种带有阻力舵的长直翼动力学耦合风洞试验模型 | |
CN113415409A (zh) | 一种可变弯度的无舵面飞行器机翼 | |
Shen et al. | Aeroelastic modeling of trailing-edge-flap helicopter rotors including actuator dynamics | |
CN112224404A (zh) | 一种用于可折叠无轴承旋翼的袖套构型 | |
Guo | Morphing Wing Technologies: Large Commercial Aircraft and Civil Helicopters Edited by A. Concilio et al. Elsevier Butterworth-Heinemann, The Boulevard, Langford Lane, Kidlington, Oxford OX5 1GB, UK. 2017. lv; 911 pp. Illustrated.£ 160. ISBN 978-0-08-100964-2. | |
Dimino et al. | Preliminary failure analysis and structural design of a morphing winglet for green regional aircraft | |
CN112810814A (zh) | 一种新型细长型柔性扑翼 |
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 |