RU2191137C2 - Flying vehicle wing - Google Patents
Flying vehicle wing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2191137C2 RU2191137C2 RU2000131627A RU2000131627A RU2191137C2 RU 2191137 C2 RU2191137 C2 RU 2191137C2 RU 2000131627 A RU2000131627 A RU 2000131627A RU 2000131627 A RU2000131627 A RU 2000131627A RU 2191137 C2 RU2191137 C2 RU 2191137C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- caisson
- composite material
- panels
- layers
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области создания аэродинамических элементов летательных аппаратов, а именно к регулированию формы несущей поверхности крыла путем его закрутки, в авиационной промышленности, а также в машиностроении. The invention relates to the field of creating aerodynamic elements of aircraft, namely, to regulate the shape of the bearing surface of the wing by twisting it, in the aircraft industry, as well as in mechanical engineering.
Известно устройство управления аэродинамической круткой - механизм крутки крыла, который содержит один работающий на кручение вал, расположенный внутри каждого крыла и прикрепленный к фюзеляжу. Валы жестко прикреплены к конструктивным элементам крыла около законцовки последнего. К внутреннему концу каждого вала прикреплен силовой привод, соединенный с летательным аппаратом. Силовой привод содержит соленоид с электрическим возбуждением. Соленоид прикреплен к вращающемуся рычагу, который прикреплен к валу. Вал упруго соединен приспособлением с несущими конструкционными элементами крыла в промежуточных точках крыла (патент США 4330100, кл. В 64 С 3/52, 1982г.). A device for controlling aerodynamic twist is known — a wing twist mechanism, which comprises one torsion shaft located inside each wing and attached to the fuselage. The shafts are rigidly attached to the structural elements of the wing near the tip of the latter. A power drive attached to the aircraft is attached to the inner end of each shaft. The power drive contains an electrically excited solenoid. The solenoid is attached to a rotating arm that is attached to the shaft. The shaft is elastically connected by the device with the supporting structural elements of the wing at the intermediate points of the wing (US patent 4330100, CL 64 C 3/52, 1982).
Однако его использование приводит к увеличению веса крыла и требует участия пилота в управлении процессом его крутки, а также снижает надежность конструкции вследствие введения в нее самостоятельного элемента. However, its use leads to an increase in the weight of the wing and requires the participation of the pilot in controlling the process of twisting, and also reduces the reliability of the structure due to the introduction of an independent element into it.
Известно изобретение, защищенное патентом США 4232844 под названием "Профиль с композиционным концевым участком из сдвинутых волокон". Изобретение относится к несущей лопасти вертолета, выполненной в виде полого профиля, и направлено на снижение нагрузки на концевой участок лопасти, уменьшение вибраций за счет снижения лобового сопротивления, сохранение неизменной геометрии лопасти при ее вращении. The invention is known, protected by US patent 4232844 under the name "Profile with composite end section of the shifted fibers". The invention relates to a carrier blade of a helicopter made in the form of a hollow profile, and is aimed at reducing the load on the end section of the blade, reducing vibration by reducing drag, maintaining the blade’s constant geometry during rotation.
Для достижения этих целей используется эффект закрутки концевой части профиля лопасти, достигаемая за счет сдвига определенной части волокон однонаправленного композиционного материала в концевой части профиля лопасти. To achieve these goals, the effect of twisting the end part of the profile of the blade is used, achieved by shifting a certain part of the fibers of the unidirectional composite material in the end part of the profile of the blade.
Недостатком известного изобретения является то, что его невозможно использовать в крыле летательного аппарата, конструкция которого предполагает наличие кессона с обшивками из композиционного материала. A disadvantage of the known invention is that it cannot be used in the wing of an aircraft, the design of which involves the presence of a caisson with casing made of composite material.
Наиболее близким по технологической сущности к изобретению является крыло летательного аппарата кессонной конструкции с регулируемой поверхностью крыла (патент США 5222699, кл. В 64 С 3/52, 1994г.). Крыло выполнено в виде кессона с силовым набором и верхней и нижней панелями и состоит из корневой и концевой части. Неподвижные верхние и нижние панели (обшивки) присоединены к соответствующим участкам перемещающихся верхней или нижней панелей, снабженных приводом, обеспечивающим их перемещение. Эластомерные лонжероны закреплены между верхней и нижней перемещающимися обшивками поверхности, что обеспечивает регулирование профиля крыла и его ориентации (угла атаки) относительно потока воздуха. Closest to the technological essence of the invention is the wing of an aircraft of a caisson construction with an adjustable wing surface (US patent 5222699, CL 64 C 3/52, 1994). The wing is made in the form of a caisson with a power set and upper and lower panels and consists of a root and end part. The fixed upper and lower panels (casing) are attached to the corresponding sections of the moving upper or lower panels, equipped with a drive that ensures their movement. Elastomeric spars are fixed between the upper and lower moving surface skins, which ensures the regulation of the wing profile and its orientation (angle of attack) relative to the air flow.
Недостатком такой конструкции крыла является наличие силового привода, который приводит в действие подвижную часть обшивок крыла для изменения его геометрии при его нагружении и разгружении аэродинамическими силами; наличие привода значительно утяжеляет конструкцию, требует дополнительного внутреннего объема для размещения. Он приводится в действие при участии членов экипажа, что снижает надежность и безопасность летательного аппарата. The disadvantage of this wing design is the presence of a power drive that drives the movable part of the wing skin to change its geometry when it is loaded and unloaded by aerodynamic forces; the presence of the drive significantly complicates the design, requires additional internal volume for placement. It is activated with the participation of crew members, which reduces the reliability and safety of the aircraft.
Технической задачей изобретения является создание облегченной конструкции крыла летательного аппарата с саморегулируемым изменением геометрии крыла при его нагружении и разгружении аэродинамическими силами и моментами без использования специального привода и снижение величины нагрузок, действующих на крыло, особенно в его корневой части, что обеспечивает большую безопасность при эксплуатации летательного аппарата. An object of the invention is the creation of a lightweight wing structure of an aircraft with a self-regulating change in wing geometry when it is loaded and unloaded by aerodynamic forces and moments without using a special drive and reducing the magnitude of the loads acting on the wing, especially in its root part, which ensures greater safety during operation of the aircraft apparatus.
Для достижения поставленной задачи предложено крыло летательного аппарата с регулируемой несущей поверхностью, выполненное в виде кессона с силовым набором и панелями, состоящего из корневой и концевой части, отличающееся тем, что панели концевой части кессона выполнены из слоистого композиционного материала, слои которого несимметрично ориентированы относительно направления продольной оси кессона и расположены по толщине материала панели таким образом, что при нагружении крыла его концевая часть изгибается и поворачивается относительно потока воздуха, вызывая снижение аэродинамической нагрузки, действующей на крыло, за счет изменения формы крыла, которая восстанавливается при снятии нагрузки. To achieve this objective, a wing of an aircraft with an adjustable bearing surface is proposed, made in the form of a caisson with a power kit and panels consisting of a root and end part, characterized in that the panels of the end part of the caisson are made of a layered composite material, the layers of which are asymmetrically oriented relative to the direction the longitudinal axis of the caisson and are located along the thickness of the panel material in such a way that when loading the wing, its end part bends and rotates relative to air flow, causing a decrease in the aerodynamic load acting on the wing due to a change in the shape of the wing, which is restored when the load is removed.
Длина концевой части кессона крыла с панелями из слоистого композиционного материала (с несимметричной ориентацией слоев) составляет 20-50% от длины размаха крыла. Она зависит от размеров и формы крыла в плане, его строительной высоты, толщины и жесткости обшивок, возникающих деформаций изгиба, поскольку связаны с последней коэффициентом взаимного влияния. The length of the end of the wing box with panels of layered composite material (with an asymmetric orientation of the layers) is 20-50% of the wing span. It depends on the size and shape of the wing in terms of its construction height, thickness and rigidity of the skin, arising bending deformations, since they are associated with the last coefficient of mutual influence.
Несимметричность (несбалансированность) структуры слоистого композиционного материала, используемого в панелях концевой части кессона, достигают различными способами:
1) слои композиционного материала, ориентированные несимметрично по отношению к продольной оси кессона, располагают на различном расстоянии от плоскости, проходящей через середину толщины панели кессона, выполненной из композиционного материала;
2) слои композиционного материала, ориентированные несимметрично по отношению к продольной оси кессона, выполняют из разнородных материалов или однородных материалов с различными упругими свойствами;
3) слои композиционного материала располагают несимметрично по отношению к продольной оси кессона под углом 8-45o;
На чертеже 1 представлена схема адаптивного крыла, состоящая из корневой части, конструкция которой традиционна и выполнена из металла и концевой части, выполненной в виде кессона с обшивками из слоистого композиционного материала с несимметричной ориентацией слоев, относительно оси кессона.The asymmetry (imbalance) of the structure of the layered composite material used in the panels of the end part of the caisson is achieved in various ways:
1) layers of the composite material, oriented asymmetrically with respect to the longitudinal axis of the caisson, are located at different distances from the plane passing through the middle of the thickness of the caisson panel made of composite material;
2) layers of the composite material, oriented asymmetrically with respect to the longitudinal axis of the caisson, are made of dissimilar materials or homogeneous materials with different elastic properties;
3) the layers of the composite material are positioned asymmetrically with respect to the longitudinal axis of the caisson at an angle of 8-45 o ;
The
На фиг.2 показаны некоторые возможные варианты несимметричной ориентации слоев в обшивках кессона концевой части крыла, где 2а - в плоскости, 2б - по высоте панели. Figure 2 shows some possible options for the asymmetric orientation of the layers in the casing of the caisson of the wing end portion, where 2a is in the plane, 2b is the height of the panel.
На фиг.3 представлена типовая эпюра распределения аэродинамической нагрузки по размаху цельнометаллического крыла и адаптивного крыла с концевой частью с обшивками из композиционного материала, где 1 - крыло цельнометаллическое, 2 - крыло с концевой частью из КМ. Figure 3 presents a typical diagram of the distribution of aerodynamic load over the span of an all-metal wing and an adaptive wing with an end part with casing made of composite material, where 1 is an all-metal wing, 2 is a wing with an end part of KM.
На фиг. 4 представлен конструктивно-подобный образец кессона концевой части адаптивного крыла. In FIG. 4 shows a structurally similar specimen of the caisson of the end part of the adaptive wing.
Особенностью слоистых композиционных материалов с несимметричной (несбалансированной) структурой относительно произвольно выбранной оси или плоскости анизотропии является возникновение в них при их деформации, наряду с нормальными, крутильных напряжений. A feature of layered composite materials with an asymmetric (unbalanced) structure relative to an arbitrarily chosen axis or plane of anisotropy is the appearance of torsional stresses in them during their deformation, along with normal.
В случае, если слои композиционного материала расположены в плоскости слоев несимметрично относительно оси х (см. фиг.2а) под различными углами +φ1;-φ2 и -φ3 и их суммарные жесткости составляют соответственно E1, E2, и Е3, то суммы проекций жесткостей на ось х не равны нулю, т.е неуравновешенны (несбалансированны).If the layers of the composite material are located in the plane of the layers asymmetrically with respect to the x axis (see Fig. 2a) at different angles + φ 1 ; -φ 2 and -φ 3 and their total stiffnesses are respectively E 1 , E 2 , and E 3 , then the sums of the projections of stiffnesses on the x axis are not equal to zero, i.e., unbalanced (unbalanced).
∑ E1•cos(+φ1) ≠ ∑ [(E2•cos(-φ2)+E3•cos(-φ3))]
при этом суммарная жесткость Eφi в направлении φ1 , например E1, равна Eφi = Eм•nφi, где Ем - модуль упругости слоя.∑ E 1 • cos (+ φ 1 ) ≠ ∑ [(E 2 • cos (-φ 2 ) + E 3 • cos (-φ 3 ))]
the total stiffness Eφ i in the direction φ 1 , for example, E 1 , is Eφ i = E m • n φi , where E m is the elastic modulus of the layer.
В случае, если слои композиционного материала, выполненные из однородных или разнородных материалов с различными упругими свойствами E1 и Е2 и ориентированные несимметрично относительно оси х, расположены на различной высоте h1 и h2 (фиг.26) относительно плоскости, проходящей через середину толщины материала, то суммы моментов жескостей не равны нулю, т.е. материал имеет неуравновешенную (несбалансированную) структуру.If the layers of composite material made of homogeneous or heterogeneous materials with different elastic properties E 1 and E 2 and oriented asymmetrically with respect to the x axis are located at different heights h 1 and h 2 (Fig. 26) relative to the plane passing through the middle thickness of the material, then the sum of the moments of the rigidities are not equal to zero, i.e. the material has an unbalanced (unbalanced) structure.
∑ E1cos(±φ1)•h1 ≠ ∑ E2•cos(±φ2)•h2
Под действием этих сил и моментов происходит изменение геометрической формы конструкции, выполненной из композиционных материалов с несимметричной (несбалансированной) ориентацией слоев, относительно оси нагружения, приводящей при рациональной структуре композита к адаптации материала и конструкции, которые могут быть реализованы, например, в снижении нагрузок, действующих на крыло.∑ E 1 cos (± φ 1 ) • h 1 ≠ ∑ E 2 • cos (± φ 2 ) • h 2
Under the influence of these forces and moments, the geometric shape of the structure changes, made of composite materials with an asymmetric (unbalanced) orientation of the layers relative to the loading axis, which, with a rational structure of the composite, leads to adaptation of the material and structure, which can be implemented, for example, in reducing loads, acting on the wing.
В конструкциях летательных аппаратов возможно использование панелей из композиционных материалов, в которых используют как отдельные способы достижения несбалансированной структуры, так и их совокупность. In aircraft designs, it is possible to use panels made of composite materials, which use both separate methods for achieving an unbalanced structure, and their combination.
Изобретение также предусматривает выполнение слоев композиционного материала верхней и нижней панелей концевой части кессона зеркально симметричными. The invention also provides for the implementation of layers of composite material of the upper and lower panels of the end part of the caisson mirror symmetric.
Основное отличие предлагаемой конструкции крыла от известной (см. фиг.1) заключается в том, что при нагружении такого крыла аэродинамическими силами и моментами происходит изгиб и кручение всего крыла, однако вследствие несимметричности (несбалансированности) структуры композиционного материала в панелях концевой части кессона возникающие в них нормальные напряжения растяжения-сжатия вызывают появление крутильных (касательных) напряжений, что, в свою очередь проявляется в дополнительной закрутке профиля концевой части крыла. При этом изменяется угол атаки крыла относительно набегающего аэродинамического потока и происходит перераспределение аэродинамических сил, действующих на крыло таким образом (см. фиг.3), что подъемная сила, действующая на концевую часть крыла уменьшается, вызывая уменьшение изгибающего момента, действующего на крыло в целом, и разгрузку его корневой части. Этот эффект саморазгрузки или самоадаптации крыла происходит автоматически по мере возрастания действующих сил и моментов, особенно при перегрузках, связанных с маневрами, выполняемыми летательным аппаратом, и может быть реализовано либо в снижении массы крыла, либо в увеличении коэффициента безопасности конструкции, что проявляется в повышении надежности летательного аппарата. По мере уменьшения действующей нагрузки крыло возвращается к первоначальной форме. The main difference between the proposed wing design and the known one (see Fig. 1) is that when such a wing is loaded with aerodynamic forces and moments, the entire wing bends and twists, however, due to the asymmetry (imbalance) of the structure of the composite material in the panels of the end part of the caisson normal tensile-compression stresses cause torsional (shear) stresses, which, in turn, manifests itself in an additional twist of the profile of the wing end portion. This changes the angle of attack of the wing relative to the oncoming aerodynamic flow and there is a redistribution of the aerodynamic forces acting on the wing in such a way (see Fig. 3) that the lifting force acting on the end part of the wing decreases, causing a decrease in the bending moment acting on the wing as a whole , and unloading its root part. This effect of self-unloading or self-adaptation of the wing occurs automatically as the acting forces and moments increase, especially during overloads associated with maneuvers performed by the aircraft, and can be realized either in reducing the wing mass or in increasing the safety factor of the structure, which is manifested in an increase in reliability aircraft. As the current load decreases, the wing returns to its original shape.
Пример осуществления изобретения. An example embodiment of the invention.
Для экспериментальной проверки эффекта адаптации под нагрузкой был спроектирован и изготовлен конструктивно подобный образец (фиг.4) кессона концевой части крыла размером: длина 1500 мм, ширина 200 мм, высота 40 мм, схема которого приведена на фиг.4. Силовой набор, состоящий из двух лонжеронов и нервюр, выполнен из алюминиевого сплава Д-36 и верхней и нижней панелей из углепластика на основе углеродных перекрестно уложенных слоев, однонаправленных лент УОЛ-300-1А и углеродных тканей УТ-900-2,5. Укладка слоев обшивки по отношению к продольной оси кессона: 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0o, 90o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении±45o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0o, 90o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15o, 1 слой ткани УТ-900-2,5 в направлении±45o, 3 слоя УОЛ-300-1А в направлении 15o, 1 слой УТ-900-2,5 в направлении 0o, 90o. Всего 17 слоев, толщина панели 3,38 мм.For experimental verification of the effect of adaptation under load, a similarly designed sample (Fig. 4) of a caisson of the wing end portion with a size of 1500 mm, a width of 200 mm, a height of 40 mm, a diagram of which is shown in Fig. 4, was designed and constructed. The power set, consisting of two spars and ribs, is made of aluminum alloy D-36 and the upper and lower panels are made of carbon fiber based on carbon cross-laid layers, unidirectional tapes UOL-300-1A and carbon fabrics UT-900-2.5. Laying of the skin layers with respect to the longitudinal axis of the caisson: 1 layer of UT-900-2.5 in the direction of 0 o , 90 o , 3 layers of UOL-300-1A in the direction of 15 o , 1 layer of UT-900-2.5 in the direction ± 45 o , 3 layers of UOL-300-1A in the direction of 15 o , 1 layer of UT-900-2.5 in the direction of 0 o , 90 o , 3 layers of UOL-300-1A in the direction of 15 o , 1 layer of fabric UT- 900-2.5 in the direction of ± 45 o , 3 layers of UOL-300-1A in the direction of 15 o , 1 layer of UT-900-2.5 in the direction of 0 o , 90 o . Only 17 layers, panel thickness 3.38 mm.
Характеристики слоев приведены в таблице. The characteristics of the layers are given in the table.
Испытания кессона проводились при его консольном нагружении сосредоточенной силы, приложенной по оси кессона, длина рабочей части которого составляла 1200 мм. При приложении нагрузки, равной 200 кгс, прогиб при изгибе в средней части кессона составил 28 мм, а угол закрутки в сторону переднего лонжерона составил -1,8o. При снятии нагрузки форма кессона восстанавливалась к исходной. Кессон подвергался испытаниям 3 раза, каждый раз разброс измеряемых значений деформаций не превышал 2,5%.The tests of the caisson were carried out under cantilever loading of a concentrated force applied along the axis of the caisson, the length of the working part of which was 1200 mm When a load of 200 kgf was applied, the deflection during bending in the middle part of the caisson was 28 mm, and the twist angle to the front side member was -1.8 o . When removing the load, the form of the caisson was restored to the original. The caisson was tested 3 times, each time the spread of the measured strain values did not exceed 2.5%.
По результатам экспериментальных данных был проведен сравнительный анализ обычного крыла и крыла предлагаемой конструкции. Был рассмотрен случай нагружения крыла при маневренных нагрузках согласно требованиям АП-25 и выбран наиболее тяжелый случай нагружения с максимальным силовым набором 1380 кгс/см2 при эксплуатационной нагрузке 2,5 при высоте полета 10000 м и скорости 0,88 Мах для самолета с полетной массой 585 т. Полученные снижения массы при длине концевой части, составляющей 0,31 (при общем размахе крыла 90 м), обеспечило в 1,5 раза изменение угла атаки поточных сечений крыла и снижение подъемной силы, как следствие снижение на 4% изгибающего момента в корневой части крыла. Это обеспечивает снижение его массы на 3500 кг по сравнению с аналогичным крылом, выполненным из алюминиевых сплавов.Based on the experimental data, a comparative analysis of the conventional wing and the wing of the proposed design was carried out. The case of wing loading under maneuvering loads according to the requirements of AP-25 was considered and the most severe case of loading with a maximum power set of 1380 kgf / cm 2 with an operating load of 2.5 at a flight height of 10,000 m and a speed of 0.88 Mach for an aircraft with a flight weight was selected 585 tons. The resulting weight reductions with an end length of 0.31 (with a total wing span of 90 m) provided a 1.5-fold change in the angle of attack of the flow sections of the wing and a decrease in lift, resulting in a 4% reduction in bending moment in root of the cr yl. This provides a reduction in its weight by 3500 kg compared with a similar wing made of aluminum alloys.
Таким образом, предлагаемое изобретение позволило создать облегченную конструкцию крыла летательного аппарата с саморегулируемым изменением его геометрии без использования специального привода. Предлагаемая конструкция позволит снизить величину нагрузок, действующих на крыло, и обеспечить большую безопасность при эксплуатации летательных аппаратов. Thus, the present invention made it possible to create a lightweight wing structure of an aircraft with a self-regulating change in its geometry without using a special drive. The proposed design will reduce the magnitude of the loads acting on the wing, and provide greater safety during the operation of aircraft.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000131627A RU2191137C2 (en) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | Flying vehicle wing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2000131627A RU2191137C2 (en) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | Flying vehicle wing |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2191137C2 true RU2191137C2 (en) | 2002-10-20 |
Family
ID=20243528
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2000131627A RU2191137C2 (en) | 2000-12-19 | 2000-12-19 | Flying vehicle wing |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2191137C2 (en) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20120121854A1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-05-17 | Shinichi Yoshida | Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same |
| US8602356B2 (en) | 2005-08-17 | 2013-12-10 | Airbus Operations Gmbh | Framework wing box for a wing |
| RU2531114C2 (en) * | 2012-12-29 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Aircraft wing from polymer composites |
| RU2549043C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Национальный институт авиационных технологий" (ОАО НИАТ) | Wing box, reinforced with polymer composite material |
| RU2553608C2 (en) * | 2011-02-04 | 2015-06-20 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Structure of composite and aircraft wing and fuselage equipped with said structure |
| RU2574491C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
| RU2641026C2 (en) * | 2013-01-26 | 2018-01-15 | Зе Боинг Компани | Power stress boxes and methods to obtain them |
| RU2657619C2 (en) * | 2013-02-28 | 2018-06-14 | Зе Боинг Компани | Composite laminated panel with reduced angle of cross plies |
-
2000
- 2000-12-19 RU RU2000131627A patent/RU2191137C2/en active
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8602356B2 (en) | 2005-08-17 | 2013-12-10 | Airbus Operations Gmbh | Framework wing box for a wing |
| US20120121854A1 (en) * | 2009-10-08 | 2012-05-17 | Shinichi Yoshida | Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same |
| RU2518927C2 (en) * | 2009-10-08 | 2014-06-10 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Structure made of composite materials, aircraft main wing and body containing said structure |
| US9108718B2 (en) | 2009-10-08 | 2015-08-18 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same |
| RU2553608C2 (en) * | 2011-02-04 | 2015-06-20 | Мицубиси Хеви Индастрис, Лтд. | Structure of composite and aircraft wing and fuselage equipped with said structure |
| RU2531114C2 (en) * | 2012-12-29 | 2014-10-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Aircraft wing from polymer composites |
| RU2641026C2 (en) * | 2013-01-26 | 2018-01-15 | Зе Боинг Компани | Power stress boxes and methods to obtain them |
| RU2657619C2 (en) * | 2013-02-28 | 2018-06-14 | Зе Боинг Компани | Composite laminated panel with reduced angle of cross plies |
| RU2549043C1 (en) * | 2014-04-17 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Национальный институт авиационных технологий" (ОАО НИАТ) | Wing box, reinforced with polymer composite material |
| RU2574491C2 (en) * | 2014-06-10 | 2016-02-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Control over resilience and twisting of airfoils and device to this end |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8079819B2 (en) | Optimization of premium fiber material usage in wind turbine spars | |
| US6986481B2 (en) | Extendable joined wing system for a fluid-born body | |
| US6010098A (en) | Aerodynamic structure, for a landing flap, an airfoil, an elevator unit or a rudder unit, with a changeable cambering | |
| KRONE, JR | Divergence elimination with advanced composites | |
| US4514143A (en) | Aircraft rotor blade with passive tuned tab | |
| EP2432685A1 (en) | Shell structure of wind turbine blade having regions of low shear modulus | |
| JPH08210102A (en) | Combined blade | |
| RU2191137C2 (en) | Flying vehicle wing | |
| EP3446967B1 (en) | Cable-free and strut-free fairing for supporting a person | |
| CN104691755A (en) | Beam for a rotorcraft rotor and rotorcraft rotor | |
| Liang et al. | Aeroelastic optimization on composite skins of large aircraft wings | |
| US4330100A (en) | Means for controlling aerodynamically induced twist | |
| US2643076A (en) | Improvement in aircraft of high aspect ratio | |
| US7051974B2 (en) | Pivoting aircraft wing and associated method | |
| Chi et al. | Structural Design and Aeromechanical Analysis of a Next-Generation Mars Hexacopter Rotor | |
| US20090169381A1 (en) | Rotor blade for a rotor airplane | |
| Lee et al. | Structural and mechanism design of an active trailing-edge flap blade | |
| Dwyer et al. | Aeroelastically tailored propellers | |
| Polhamus | Drag Due to Lift at Mach Numbers up to 2.0 | |
| JPS63173793A (en) | Contra-rotating propeller wing for aircraft | |
| Breitbach et al. | Overview of adaptronics in aeronautical applications | |
| Pitt | Static and dynamic aeroelastic analysis of structural wing fold hinges that are employed as an aeroelastic tailoring tool | |
| Arcidiacono et al. | Titanium UTTAS main rotor blade | |
| Striz et al. | Multidisciplinary optimization of a transport aircraft wing | |
| Fenaughty et al. | Composite bearingless tail rotor for UTTAS |