JPH0854316A - 操舵翼用フラッタ模型 - Google Patents
操舵翼用フラッタ模型Info
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- JPH0854316A JPH0854316A JP19041394A JP19041394A JPH0854316A JP H0854316 A JPH0854316 A JP H0854316A JP 19041394 A JP19041394 A JP 19041394A JP 19041394 A JP19041394 A JP 19041394A JP H0854316 A JPH0854316 A JP H0854316A
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- Japan
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- steering
- rigidity
- rudder
- flutter
- wing
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- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
(57)【要約】 (修正有)
【目的】 操舵翼のフラッタ特性を風洞試験で検証する
ための操舵翼用フラッタ模型に関する。 【構成】 操舵翼4自体の重量、剛性分布を実機と相似
にするほか、操舵翼4取付部の上,下、左,右、および
捩り剛性を、実機と相似にする支持枠5を採用し、この
支持枠5の中心部に実機の回転剛性を模擬する回転バネ
12を取付けるようにした。 【効果】 胴体構造が複雑化し、又は低重量、高剛性化
した最近の操舵翼のフラッタ特性に大きな影響を及ぼす
操舵翼取付部の剛性が模擬でき、風試結果の実機との対
応がきわめて良くなる。また、回転剛性が支持枠の剛性
にほとんど干渉することがない回転バネによって模擬さ
れるので、独立した設計ができ、製作上も容易になる。
ための操舵翼用フラッタ模型に関する。 【構成】 操舵翼4自体の重量、剛性分布を実機と相似
にするほか、操舵翼4取付部の上,下、左,右、および
捩り剛性を、実機と相似にする支持枠5を採用し、この
支持枠5の中心部に実機の回転剛性を模擬する回転バネ
12を取付けるようにした。 【効果】 胴体構造が複雑化し、又は低重量、高剛性化
した最近の操舵翼のフラッタ特性に大きな影響を及ぼす
操舵翼取付部の剛性が模擬でき、風試結果の実機との対
応がきわめて良くなる。また、回転剛性が支持枠の剛性
にほとんど干渉することがない回転バネによって模擬さ
れるので、独立した設計ができ、製作上も容易になる。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明は、飛行体の飛行安全確認
のため行う風洞試験に適用されるフラッタ模型に関し、
特に回転軸を持つ操舵翼のフラッタ特性を検証するため
の操舵翼用フラッタ模型に関する。
のため行う風洞試験に適用されるフラッタ模型に関し、
特に回転軸を持つ操舵翼のフラッタ特性を検証するため
の操舵翼用フラッタ模型に関する。
【0002】
【従来の技術】航空機の水平尾翼、カナード、又は飛昇
体のフィンのように、飛行中の姿勢、又は方向性制御を
行うために、翼面(舵面)を飛行方向から偏角させる回
転軸を具えた翼(以下、操舵翼という)がある。このよ
うな、操舵翼が飛行中においてフラッタが発生するか、
否か、又は発生するとすれば、どの様な飛行条件で発生
するかを、設計時から確認しておくことが飛行安全上、
又は運用上きわめて重要である。この確認は、計算によ
って行われるほか、通常フラッタ風洞試験によって検証
を行っている。この風洞試験に使用するフラッタ模型
は、(1)操舵翼の重量分布、剛性分布から定まる操舵
翼の振動特性、(2)操舵翼の重量特性、および偏角操
作を行う操舵機構から定まる操舵翼の回転振動特性、
(3)操舵翼を航空機、又は飛昇体の胴体から外部へ突
出させる回転軸を支持する、支持部の剛性から定まる支
持部の上,下、左,右、および捩り振動特性、を実機と
相似にして、模擬する必要がある。このうち、(1)に
ついては、胴体に翼根部が固着される固定翼等におい
て、既に広く、フラッタ模型で実施されている。また、
(2)については、図3に示すように、重量分布、およ
び剛性分布を実機の操舵翼と相似にして製作した、フラ
ッタ模型の操舵翼36の回転振動数を、実際の航空機等
の操舵翼に模擬させるため、操舵翼36の回転軸37の
内側端に、トーションバ33の一端側をカップリング3
2で結合した構造としている。そして、回転振動数はト
ーションバ33の大きさを調整することで模擬させてい
る。
体のフィンのように、飛行中の姿勢、又は方向性制御を
行うために、翼面(舵面)を飛行方向から偏角させる回
転軸を具えた翼(以下、操舵翼という)がある。このよ
うな、操舵翼が飛行中においてフラッタが発生するか、
否か、又は発生するとすれば、どの様な飛行条件で発生
するかを、設計時から確認しておくことが飛行安全上、
又は運用上きわめて重要である。この確認は、計算によ
って行われるほか、通常フラッタ風洞試験によって検証
を行っている。この風洞試験に使用するフラッタ模型
は、(1)操舵翼の重量分布、剛性分布から定まる操舵
翼の振動特性、(2)操舵翼の重量特性、および偏角操
作を行う操舵機構から定まる操舵翼の回転振動特性、
(3)操舵翼を航空機、又は飛昇体の胴体から外部へ突
出させる回転軸を支持する、支持部の剛性から定まる支
持部の上,下、左,右、および捩り振動特性、を実機と
相似にして、模擬する必要がある。このうち、(1)に
ついては、胴体に翼根部が固着される固定翼等におい
て、既に広く、フラッタ模型で実施されている。また、
(2)については、図3に示すように、重量分布、およ
び剛性分布を実機の操舵翼と相似にして製作した、フラ
ッタ模型の操舵翼36の回転振動数を、実際の航空機等
の操舵翼に模擬させるため、操舵翼36の回転軸37の
内側端に、トーションバ33の一端側をカップリング3
2で結合した構造としている。そして、回転振動数はト
ーションバ33の大きさを調整することで模擬させてい
る。
【0003】また、同図に示すように、回転軸37を回
転自在に支持する軸受31、およびトーションバ33の
他端側を固定するトーションバ固定金具34は、風洞端
板38内部の、気流Fの発生してない風路に固定された
台35に剛結合され、風洞試験を行うようにしている。
転自在に支持する軸受31、およびトーションバ33の
他端側を固定するトーションバ固定金具34は、風洞端
板38内部の、気流Fの発生してない風路に固定された
台35に剛結合され、風洞試験を行うようにしている。
【0004】しかし、操舵翼の回転軸37の支持部の上
下曲げ、左右曲げ、および捩り剛性から定まる振動特性
をフラッタ模型に模擬したものはなく、支持部の各剛性
が操舵翼の振動特性に与える影響については、無視され
ていた。これは、フラッタ模型の製作が難しいこともあ
るが、従来の航空機、又は飛昇体の胴体構造が剛構造に
され、前記(1),(2)の振動特性に対し、操舵翼を
支持する胴体の剛性が十分大きく、振動特性への影響が
小さく、フラッタ特性に大きい影響を与えるものでなか
ったことにも起因していた。
下曲げ、左右曲げ、および捩り剛性から定まる振動特性
をフラッタ模型に模擬したものはなく、支持部の各剛性
が操舵翼の振動特性に与える影響については、無視され
ていた。これは、フラッタ模型の製作が難しいこともあ
るが、従来の航空機、又は飛昇体の胴体構造が剛構造に
され、前記(1),(2)の振動特性に対し、操舵翼を
支持する胴体の剛性が十分大きく、振動特性への影響が
小さく、フラッタ特性に大きい影響を与えるものでなか
ったことにも起因していた。
【0005】しかし、最近の飛行体の胴体構造の複雑
化、更には、複合材料を用いた低重量、高剛性操舵翼化
が進んでいることから、操舵翼の回転軸の支持部剛性
が、操舵翼のフラッタ特性の大きい影響を与えるものと
なって来ており、無視できなくなって来ている。
化、更には、複合材料を用いた低重量、高剛性操舵翼化
が進んでいることから、操舵翼の回転軸の支持部剛性
が、操舵翼のフラッタ特性の大きい影響を与えるものと
なって来ており、無視できなくなって来ている。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述のよう
な現状に鑑み、操舵翼を支持している支持部剛性を支持
枠で模擬し、実機と相似の振動特性となるようにすると
ともに、翼の回転剛性を支持枠内に設けた回転ばねで模
擬して、実機と相似の回転振動特性になるようにして、
風洞内の気流中で、実機の操舵翼の振動特性を完全に模
擬でき、高精度のフラッタ風洞試験を行うことのでき
る、操舵翼用フラッタ模型を提供することを課題とす
る。
な現状に鑑み、操舵翼を支持している支持部剛性を支持
枠で模擬し、実機と相似の振動特性となるようにすると
ともに、翼の回転剛性を支持枠内に設けた回転ばねで模
擬して、実機と相似の回転振動特性になるようにして、
風洞内の気流中で、実機の操舵翼の振動特性を完全に模
擬でき、高精度のフラッタ風洞試験を行うことのでき
る、操舵翼用フラッタ模型を提供することを課題とす
る。
【0007】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の操舵
翼用フラッタ模型は、次の手段とした。 (1)フラッタ模型の、操舵翼の回転軸に一端が固着さ
れ、フラッタ模型の回転振動特性を実機と相似にする剛
性を具えた回転バネを設けた。 (2)中心部で回転バネを支持するとともに、飛行体の
胴体から外部へ突出する操舵翼を支持する実機の支持部
の重量特性、および剛性と相似にされ、実機の操舵翼支
持部の振動特性を模擬する支持枠を設けた。
翼用フラッタ模型は、次の手段とした。 (1)フラッタ模型の、操舵翼の回転軸に一端が固着さ
れ、フラッタ模型の回転振動特性を実機と相似にする剛
性を具えた回転バネを設けた。 (2)中心部で回転バネを支持するとともに、飛行体の
胴体から外部へ突出する操舵翼を支持する実機の支持部
の重量特性、および剛性と相似にされ、実機の操舵翼支
持部の振動特性を模擬する支持枠を設けた。
【0008】
【作用】本発明の操舵翼用フラッタ模型は、上述の手段
により、 (1)回転軸には、操舵翼の回転剛性を与える回転ばね
の一端が固着されてあるため、操舵翼の回転はこの回転
バネの剛性値で拘束され、フラッタ横型の回転振動特性
を実機と相似にできる。また、回転軸に一端が固着され
て、支持枠により支持されているため、回転バネの上,
下、左,右、捩れの方向の、回転方向以外の、動きは支
持枠の動きに追随する。 (2)操舵翼支持部の重量特性、剛性と相似にした支持
枠の採用により、フラッタ模型が、実機をより正確に模
擬したものとなり、風洞試験により正確なフラッタ特性
を検証でき、信頼性の高い設計に寄与できる。また、支
持枠の中心で回転バネを支持することによって、回転バ
ネのサイズを変更しても、支持枠剛性値にはほとんど影
響を与えないため、回転剛性、支持枠剛性のそれぞれを
単独に設定でき、フラッタ模型を、より実機に相似させ
て製作することが容易にできる。
により、 (1)回転軸には、操舵翼の回転剛性を与える回転ばね
の一端が固着されてあるため、操舵翼の回転はこの回転
バネの剛性値で拘束され、フラッタ横型の回転振動特性
を実機と相似にできる。また、回転軸に一端が固着され
て、支持枠により支持されているため、回転バネの上,
下、左,右、捩れの方向の、回転方向以外の、動きは支
持枠の動きに追随する。 (2)操舵翼支持部の重量特性、剛性と相似にした支持
枠の採用により、フラッタ模型が、実機をより正確に模
擬したものとなり、風洞試験により正確なフラッタ特性
を検証でき、信頼性の高い設計に寄与できる。また、支
持枠の中心で回転バネを支持することによって、回転バ
ネのサイズを変更しても、支持枠剛性値にはほとんど影
響を与えないため、回転剛性、支持枠剛性のそれぞれを
単独に設定でき、フラッタ模型を、より実機に相似させ
て製作することが容易にできる。
【0009】
【実施例】以下、本発明の操舵翼用フラッタ模型の実施
例を、図面にもとづき説明する。図1は、本発明の操舵
翼用フラッタ模型の第1実施例を示す図で、図1(A)
は、1部断面で示す平面図、図1(B)は、図1(A)
に示す矢視A−Aの断面図、図1(C)は、図1(A)
に示す矢視B−Bの断面図、図1(D)は、図1(A)
に示す矢視C−Cの断面図である。
例を、図面にもとづき説明する。図1は、本発明の操舵
翼用フラッタ模型の第1実施例を示す図で、図1(A)
は、1部断面で示す平面図、図1(B)は、図1(A)
に示す矢視A−Aの断面図、図1(C)は、図1(A)
に示す矢視B−Bの断面図、図1(D)は、図1(A)
に示す矢視C−Cの断面図である。
【0010】図において、風洞内には、気流F方向と平
行にされた端板1が設置されている。この端板1にあけ
られた開口2には、回転軸3が貫通して設けられてい
る。そして、この回転軸3の気流F側端部には、操舵翼
4が固着され、気流Fによる空気力Lが発生するように
している。また、この操舵翼4は重量分布、および剛性
分布が、実機と相似に形成されており、空気力Lによっ
て発生するフラッタ特性(振動特性)は、実機の操舵翼
を模擬するものとされている。また、開口2を貫通して
端板1の内側に挿入された回転軸3の他端側は、後述す
る支持枠5に設けたベアリング6,7で回転自在に支持
されるとともに、端部に設けた回転軸左右固定ナット1
5で回転以外の動きを固定している。
行にされた端板1が設置されている。この端板1にあけ
られた開口2には、回転軸3が貫通して設けられてい
る。そして、この回転軸3の気流F側端部には、操舵翼
4が固着され、気流Fによる空気力Lが発生するように
している。また、この操舵翼4は重量分布、および剛性
分布が、実機と相似に形成されており、空気力Lによっ
て発生するフラッタ特性(振動特性)は、実機の操舵翼
を模擬するものとされている。また、開口2を貫通して
端板1の内側に挿入された回転軸3の他端側は、後述す
る支持枠5に設けたベアリング6,7で回転自在に支持
されるとともに、端部に設けた回転軸左右固定ナット1
5で回転以外の動きを固定している。
【0011】支持枠5は端板1の内側、すなわち、端板
1により気流Fが遮られた側、に設置されている。この
支持枠5は、一端が風洞側取付部8に固定されるととも
に、他端側は自由にされ、上面側蓋14とともに、片持
梁のボックス構造を形成して、操舵翼4の上,下、左,
右、並びに捩り振動数が、実機の操舵翼の支持部と相似
になるようにされている。支持枠5の各振動数は、ボッ
クス構造の断面形状、及び長さを選定することによっ
て、実機の剛性特性を模擬することができる。また、支
持枠5には、左右曲げ振動数検出用歪ゲージ9、上下曲
げ振動数検出用歪ゲージ10、および捩り振動数検出用
歪ゲージ11が、それぞれ内周面と外周面に貼付され、
支持枠5の左右曲げ振動数、上下曲げ振動数、および捩
り振動数の、それぞれを検出するようにしている。
1により気流Fが遮られた側、に設置されている。この
支持枠5は、一端が風洞側取付部8に固定されるととも
に、他端側は自由にされ、上面側蓋14とともに、片持
梁のボックス構造を形成して、操舵翼4の上,下、左,
右、並びに捩り振動数が、実機の操舵翼の支持部と相似
になるようにされている。支持枠5の各振動数は、ボッ
クス構造の断面形状、及び長さを選定することによっ
て、実機の剛性特性を模擬することができる。また、支
持枠5には、左右曲げ振動数検出用歪ゲージ9、上下曲
げ振動数検出用歪ゲージ10、および捩り振動数検出用
歪ゲージ11が、それぞれ内周面と外周面に貼付され、
支持枠5の左右曲げ振動数、上下曲げ振動数、および捩
り振動数の、それぞれを検出するようにしている。
【0012】また、操舵翼4の重量特性と操舵機構から
決まる操舵翼4の回転振動数は、支持枠5の中心に設け
た、一端が風洞側取付部8に固定され、他端がベアリン
グ6,7で支持された回転軸3に固着された梁構造の回
転バネ12で操舵翼4の回転剛性を模擬し、この回転振
動数の検出は、回転バネ12に貼り付けられた回転振動
数検出用歪ゲージ13で行うようにしている。回転バネ
12の断面形状、及び長さを選定することによって、実
機と相似の回転剛性が得られる。また、支持枠5の剛性
に対し、回転バネ12の剛性値は無視できる程小さいた
め、支持枠5の各振動特性に影響を与えることなく、回
転バネ12を数種取り替えて試験を行うこともできる。
また、回転バネ12の回転軸3との固着は、支持枠5に
ベアリング6,7で支持された回転軸3の正八角形軸部
に嵌合って行われており、回転軸固定ボルト16で固定
されている。これにより、回転バネ12は回転方向を除
く、左右方向、上下方向、および捩り方向の動きは支持
枠5の動きに追従し、しかも、前述の通り、その剛性は
支持枠5の剛性に比較して充分小さくされているので、
支持枠5の各振動特性に影響を与えることはない。
決まる操舵翼4の回転振動数は、支持枠5の中心に設け
た、一端が風洞側取付部8に固定され、他端がベアリン
グ6,7で支持された回転軸3に固着された梁構造の回
転バネ12で操舵翼4の回転剛性を模擬し、この回転振
動数の検出は、回転バネ12に貼り付けられた回転振動
数検出用歪ゲージ13で行うようにしている。回転バネ
12の断面形状、及び長さを選定することによって、実
機と相似の回転剛性が得られる。また、支持枠5の剛性
に対し、回転バネ12の剛性値は無視できる程小さいた
め、支持枠5の各振動特性に影響を与えることなく、回
転バネ12を数種取り替えて試験を行うこともできる。
また、回転バネ12の回転軸3との固着は、支持枠5に
ベアリング6,7で支持された回転軸3の正八角形軸部
に嵌合って行われており、回転軸固定ボルト16で固定
されている。これにより、回転バネ12は回転方向を除
く、左右方向、上下方向、および捩り方向の動きは支持
枠5の動きに追従し、しかも、前述の通り、その剛性は
支持枠5の剛性に比較して充分小さくされているので、
支持枠5の各振動特性に影響を与えることはない。
【0013】また、通風中の気流F内に置かれた、操舵
翼4の動きをモニタするため操舵翼4内に張り付けられ
た、図示しない歪ゲージのリード線は、回転軸3内に設
けたリード線用穴17を経由して、風洞外へ導かれ、計
測装置に接続される。また、回転バネ12からは、回転
振動数検出用歪ゲージ13、さらには支持枠5の、上下
曲げ、左右曲げ、および捩り振動数検出用歪ゲージ1
0,9,11からのリード線も、それぞれ風洞外へ導か
れ、それぞれ計測装置に接続される。
翼4の動きをモニタするため操舵翼4内に張り付けられ
た、図示しない歪ゲージのリード線は、回転軸3内に設
けたリード線用穴17を経由して、風洞外へ導かれ、計
測装置に接続される。また、回転バネ12からは、回転
振動数検出用歪ゲージ13、さらには支持枠5の、上下
曲げ、左右曲げ、および捩り振動数検出用歪ゲージ1
0,9,11からのリード線も、それぞれ風洞外へ導か
れ、それぞれ計測装置に接続される。
【0014】次に、図2は本発明の操舵翼用フラッタ模
型の第2実施例を示す図で、図2(A)は平面図、図2
(B)は、図2(A)の矢視D−Dで示す断面図、図2
(C)は、図2(A)の矢視E−Eで示す断面図であ
る。
型の第2実施例を示す図で、図2(A)は平面図、図2
(B)は、図2(A)の矢視D−Dで示す断面図、図2
(C)は、図2(A)の矢視E−Eで示す断面図であ
る。
【0015】本実施例では、支持枠25の両端が風洞側
取付部8に固定されており、また中央部に回転軸3の取
付部を設けた構造となっている。これに伴い回転バネ2
2も両端固定、中央回転支持構造となっている。
取付部8に固定されており、また中央部に回転軸3の取
付部を設けた構造となっている。これに伴い回転バネ2
2も両端固定、中央回転支持構造となっている。
【0016】また、回転軸3への回転バネ22の取付け
が2本の回転軸固定ボルト16で行われている等、細い
ところを除き、略第1実施例と同様の構成となってい
る。
が2本の回転軸固定ボルト16で行われている等、細い
ところを除き、略第1実施例と同様の構成となってい
る。
【0017】
【発明の効果】上述したように、本発明の操舵翼用フラ
ッタ模型によれば、特許請求の範囲に示す構成により、
操舵翼全体を支持している支持部の剛性を支持枠で模擬
し、操舵翼の回転剛性を支持枠内に設けた回転バネで模
擬することによって、風洞内の気流中での操舵翼の動き
を、完全に実機と同様に模擬でき、高精度のフラッタ風
洞試験結果が得られ、そのデータを飛行体の設計に反映
させることができ、飛行安全上、若しくは信頼性の高い
ものにすることができる。
ッタ模型によれば、特許請求の範囲に示す構成により、
操舵翼全体を支持している支持部の剛性を支持枠で模擬
し、操舵翼の回転剛性を支持枠内に設けた回転バネで模
擬することによって、風洞内の気流中での操舵翼の動き
を、完全に実機と同様に模擬でき、高精度のフラッタ風
洞試験結果が得られ、そのデータを飛行体の設計に反映
させることができ、飛行安全上、若しくは信頼性の高い
ものにすることができる。
【0018】また、回転バネによる回転剛性が支持枠の
剛性に全んど影響しないため、それぞれ単独で設定で
き、フラッタ模型を、より実機と相似にでき、しかも製
作が容易になる。
剛性に全んど影響しないため、それぞれ単独で設定で
き、フラッタ模型を、より実機と相似にでき、しかも製
作が容易になる。
【図1】本発明の操舵翼用フラッタ模型の第1実施例を
示す図で、図1(A)は、1部断面で示す平面図、図1
(B)は、図1(A)の矢視A−Aで示す背面図、図1
(C)は、図1(A)の矢視B−Bで示す断面図、図1
(D)は、図1(A)の矢視C−Cで示す断面図。
示す図で、図1(A)は、1部断面で示す平面図、図1
(B)は、図1(A)の矢視A−Aで示す背面図、図1
(C)は、図1(A)の矢視B−Bで示す断面図、図1
(D)は、図1(A)の矢視C−Cで示す断面図。
【図2】本発明の第2実施例を示す図で、図2(A)は
平面図、図2(B)は、図2(A)の矢視D−Dで示す
断面図、図2(C)は、図2(A)の矢視E−Eで示す
断面図。
平面図、図2(B)は、図2(A)の矢視D−Dで示す
断面図、図2(C)は、図2(A)の矢視E−Eで示す
断面図。
【図3】従来の操舵翼用フラッタ模型の1例を示す平面
図である。
図である。
1 端板 2 開口 3 回転軸 4 操舵翼 5,25 支持枠 6,7 ベアリング 8 風洞側取付部 9 左右曲げ振動数検出用歪ゲージ 10 上下曲げ振動数検出用歪ゲージ 11 捩り振動数検出用歪ゲージ 12,22 回転バネ 13 回転振動数検出用歪ゲージ 14 上面側蓋 15 回転軸左右固定ナット 16 回転軸固定ボルト 17 リード線用穴
Claims (1)
- 【請求項1】 操舵翼の重量分布、および剛性分布から
定まる振動特性、並びに操舵翼の重量特性、および操舵
機構から定まる回転振動特性を相似にして風洞試験を行
い、前記操舵翼のフラッタ特性の検証を行うための操舵
翼用のフラッタ模型において、前記フラッタ模型の回転
軸に一端が固着され、前記回転振動特性を実機と相似に
する回転バネと、前記操舵翼を取付ける支持部の重量、
および剛性と相似にして、中心部で前記回転バネを支持
した支持枠を設けたことを特徴とする操舵翼用フラッタ
模型。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP19041394A JPH0854316A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | 操舵翼用フラッタ模型 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP19041394A JPH0854316A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | 操舵翼用フラッタ模型 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0854316A true JPH0854316A (ja) | 1996-02-27 |
Family
ID=16257732
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP19041394A Withdrawn JPH0854316A (ja) | 1994-08-12 | 1994-08-12 | 操舵翼用フラッタ模型 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH0854316A (ja) |
Cited By (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008003543A1 (de) * | 2008-01-08 | 2009-07-16 | Airbus Deutschland Gmbh | System und Verfahren zum Verstellen von Steuerflächen für Windkanalmodelle |
CN102944376A (zh) * | 2012-11-30 | 2013-02-27 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种风洞试验装置 |
CN103542997A (zh) * | 2013-09-30 | 2014-01-29 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种基于高焓风洞力/热环境的舵***动态试验方法 |
CN104122067A (zh) * | 2013-04-24 | 2014-10-29 | 成都飞机设计研究所 | 颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构 |
CN105571816A (zh) * | 2014-10-11 | 2016-05-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可调间隙的组合式颤振模型 |
CN106226025A (zh) * | 2016-07-05 | 2016-12-14 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种机翼外挂物颤振风洞模拟装置 |
CN107063624A (zh) * | 2017-06-06 | 2017-08-18 | 大连理工大学 | 一种模拟全动舵面颤振模型弯扭支撑刚度的装置 |
CN107340115A (zh) * | 2017-06-28 | 2017-11-10 | 北京零壹空间科技有限公司 | 一种用于栅格舵模型试验的装置 |
CN108036916A (zh) * | 2017-11-16 | 2018-05-15 | 大连理工大学 | 一种用于超声速风洞全动舵面模型的多功能根肋 |
CN109297668A (zh) * | 2018-10-30 | 2019-02-01 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种舵面间隙风洞试验模拟装置 |
CN110160731A (zh) * | 2018-08-09 | 2019-08-23 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
CN110595728A (zh) * | 2019-09-02 | 2019-12-20 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种基于预应力技术的颤振模型及其设计方法 |
CN111157216A (zh) * | 2020-01-09 | 2020-05-15 | 西北工业大学 | 用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及*** |
CN111537170A (zh) * | 2020-05-21 | 2020-08-14 | 北京航空航天大学 | 一种伺服作动器动刚度测试方法 |
CN113324726A (zh) * | 2021-05-19 | 2021-08-31 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种舵面动态气动力风洞试验装置及方法 |
-
1994
- 1994-08-12 JP JP19041394A patent/JPH0854316A/ja not_active Withdrawn
Cited By (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8136768B2 (en) | 2008-01-08 | 2012-03-20 | Airbus Operations Gmbh | System and method for adjusting control surfaces for wind tunnel models |
DE102008003543B4 (de) * | 2008-01-08 | 2013-01-10 | Airbus Operations Gmbh | System und Verfahren zum Verstellen von Steuerflächen für Windkanalmodelle |
DE102008003543A1 (de) * | 2008-01-08 | 2009-07-16 | Airbus Deutschland Gmbh | System und Verfahren zum Verstellen von Steuerflächen für Windkanalmodelle |
CN102944376A (zh) * | 2012-11-30 | 2013-02-27 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种风洞试验装置 |
CN104122067A (zh) * | 2013-04-24 | 2014-10-29 | 成都飞机设计研究所 | 颤振风洞试验模型弯曲-扭转刚度非耦合模拟机构 |
CN103542997A (zh) * | 2013-09-30 | 2014-01-29 | 中国人民解放军国防科学技术大学 | 一种基于高焓风洞力/热环境的舵***动态试验方法 |
CN105571816A (zh) * | 2014-10-11 | 2016-05-11 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种可调间隙的组合式颤振模型 |
CN106226025A (zh) * | 2016-07-05 | 2016-12-14 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种机翼外挂物颤振风洞模拟装置 |
CN107063624A (zh) * | 2017-06-06 | 2017-08-18 | 大连理工大学 | 一种模拟全动舵面颤振模型弯扭支撑刚度的装置 |
CN107340115B (zh) * | 2017-06-28 | 2019-09-20 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 一种用于栅格舵模型试验的装置 |
CN107340115A (zh) * | 2017-06-28 | 2017-11-10 | 北京零壹空间科技有限公司 | 一种用于栅格舵模型试验的装置 |
CN108036916A (zh) * | 2017-11-16 | 2018-05-15 | 大连理工大学 | 一种用于超声速风洞全动舵面模型的多功能根肋 |
CN110160731A (zh) * | 2018-08-09 | 2019-08-23 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
CN110160731B (zh) * | 2018-08-09 | 2020-11-13 | 北京机电工程研究所 | 用于颤振试验的可调间隙装置 |
CN109297668A (zh) * | 2018-10-30 | 2019-02-01 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种舵面间隙风洞试验模拟装置 |
CN110595728A (zh) * | 2019-09-02 | 2019-12-20 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种基于预应力技术的颤振模型及其设计方法 |
CN111157216A (zh) * | 2020-01-09 | 2020-05-15 | 西北工业大学 | 用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及*** |
CN111157216B (zh) * | 2020-01-09 | 2021-04-13 | 西北工业大学 | 用于翼身融合飞机高速风洞试验的腹撑装置、组件及*** |
CN111537170A (zh) * | 2020-05-21 | 2020-08-14 | 北京航空航天大学 | 一种伺服作动器动刚度测试方法 |
CN113324726A (zh) * | 2021-05-19 | 2021-08-31 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种舵面动态气动力风洞试验装置及方法 |
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