CN106005367A - 一种具有主动柔性前缘的颤振模型 - Google Patents

一种具有主动柔性前缘的颤振模型 Download PDF

Info

Publication number
CN106005367A
CN106005367A CN201610321771.XA CN201610321771A CN106005367A CN 106005367 A CN106005367 A CN 106005367A CN 201610321771 A CN201610321771 A CN 201610321771A CN 106005367 A CN106005367 A CN 106005367A
Authority
CN
China
Prior art keywords
leading edge
main box
box section
web
alloy wire
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.)
Pending
Application number
CN201610321771.XA
Other languages
English (en)
Inventor
黄国宁
陈海
赵冬强
霍应元
严泽洲
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Original Assignee
Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC filed Critical Xian Aircraft Design and Research Institute of AVIC
Priority to CN201610321771.XA priority Critical patent/CN106005367A/zh
Publication of CN106005367A publication Critical patent/CN106005367A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/28—Leading or trailing edges attached to primary structures, e.g. forming fixed slots
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • 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

Abstract

本发明涉及一种具有主动柔性前缘的颤振模型，属于气动弹性试验技术领域。所述颤振模型包括机翼梁(1)、前缘、主盒段以及合金丝(9)，所述机翼梁贯穿并固定连接在所述主盒段内，所述前缘与所述主盒段的对接板相互铰接，且所述前缘与所述主盒段通过若干合金丝(9)连接，所述合金丝为形状记忆合金，通过控制所述合金丝的收缩来控制所述前缘相对于所述主盒段的翻转。本发明通过对形状记忆合金的温度控制，实现机翼前缘形状改变，进而能够改变机翼翼型及攻角。通过记忆合金独有的形状记忆特性，替代现有技术中操纵系统对前缘偏转的控制，其结构更加简单、驱动效率更高。

Description

一种具有主动柔性前缘的颤振模型
技术领域
本发明属于气动弹性试验技术领域，特别是涉及到一种具有主动柔性前缘的颤振模型。
背景技术
主动柔性机翼技术在提高空战机动性、提高颤振速度、减缓阵风与机动载荷方面具有较好的效果，与传统的机翼结构相比，主动柔性机翼结构可以实现机翼形状、厚度、弯度等重要参数的实时改变，采用多个前缘和后缘操纵面，在主动控制系统的操纵下，多个控制面协调偏转，主动地使机翼发生既定的扭转变形，进而改变飞机运动特性。
现有的机翼颤振模型，进行颤振主动抑制，阵风减缓与机动载荷减缓的风洞试验时，通常采用前/后缘活动面，需要相应的操纵系统以控制前缘相对于后缘(主盒段)进行翻转，主动控制系统/操纵系统的设计较为复杂，给整个机翼颤振模型的设计、加工带来困难。
发明内容
为了解决上述问题，本发明提供了一种新的颤振模型，具体的是，通过设计一种新的颤振控制系统，用以代替原有的对前缘进行偏转控制的操纵系统，使得前缘相对于后缘(主盒段)进行偏转时更为方便快捷，且整个颤振模型设计简单、加工方便。
本发明具有主动柔性前缘的颤振模型，主要包括机翼梁、前缘、主盒段以及合金丝，所述机翼梁贯穿并固定连接在所述主盒段内，所述前缘与所述主盒段的对接板相互铰接，且所述前缘与所述主盒段通过若干合金丝连接，所述合金丝为形状记忆合金，通过控制所述合金丝的收缩来控制所述前缘相对于所述主盒段的翻转。
优选的是，所述前缘包括前缘腹板，所述主盒段包括后缘腹板及主盒段腹板，前缘腹板与主盒段腹板通过前缘转轴相互铰接，所述合金丝包括互不连接的两组，分别设置在所述前缘转轴的两侧，任一组所述合金丝的一端固定在所述前缘腹板上，另一端穿过所述主盒段腹板后固定在所述后缘腹板上。
在上述方案中优选的是，所述合金丝在其与所述前缘腹板、后缘腹板以及主盒段腹板连接处均包覆有绝缘的包覆线夹，所述合金丝通过空心螺栓固定在前缘腹板与后缘腹板上，所述包覆线夹置于所述空心螺栓的空心腔内，并向远离空心螺栓外凸出一段。
在上述方案中优选的是，所述合金丝通过加热方式变形。
在上述方案中优选的是，所述任一组合金丝串联后连接电源，所述加热方式包括采用脉宽调制电流加热。
在上述方案中优选的是，所述合金丝通过流场方式降温变形。
在上述方案中优选的是，所述形状记忆合金包括T i-49.8％Ni合金丝。
在上述方案中优选的是，所述前缘与所述主盒段之间的缝隙填充有柔性橡胶。
本发明通过在机翼上下翼面蒙皮附近布置智能材料驱动器，即上述所述的形状记忆合金，从而实现机翼前缘形状改变，进而能够改变机翼翼型及攻角。通过记忆合金独有的形状记忆特性，替代现有技术中操纵系统对前缘偏转的控制，其结构更加简单、驱动效率更高。
附图说明
图1为本发明具有主动柔性前缘的颤振模型的一优选实施例的结构示意图。
图2为图1所示实施例的颤振模型外形结构示意图。
图3为图1所示实施例的俯视图。
其中，1-机翼梁、2-前缘维形肋、3-主盒段维形肋、4-前缘腹板、5-后缘腹板、6-前缘蒙皮、7-主盒段蒙皮、8-连接支臂、9-合金丝、10-空心螺栓、11-前缘转轴、12-主盒段腹板、13-柔性橡胶、14-绝缘线夹。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面通过实施例对本发明做进一步详细说明。
本发明提供了一种新的颤振模型，具体的是，通过设计一种新的颤振控制系统，用以代替原有的对前缘进行偏转控制的操纵系统，使得前缘相对于后缘(主盒段)进行偏转时更为方便快捷，且整个颤振模型设计简单、加工方便。
本发明具有主动柔性前缘的颤振模型，如图1及图2所示，主要包括四部分构成，分别为机翼梁1、前缘、主盒段以及合金丝9，参考图1，所述机翼梁贯穿并固定连接在所述主盒段内，由此，参考图1，左侧弧状的一部分为前缘，右侧弧状的一部分为后缘，也就是主盒段，前缘与后缘(主盒段)之间铰接，主盒段通过贯穿并固定在其内的机翼梁1连接至飞机本体上，这样，后缘即可通过其与主盒段的铰接关系而实现其相对应主盒段的偏转。
在主动柔性技术中，前缘相对于后缘的偏转基本上是采用主动控制技术加以实现，特别是采用操纵系统控制前缘的偏转方向或者偏转角度，本发明中，通过形状记忆合金丝进行控制，所述前缘与所述主盒段通过若干合金丝连接，所述合金丝为形状记忆合金，通过控制所述合金丝的收缩来控制所述前缘相对于所述主盒段的偏转。
为达到上述目的，除了根据形状记忆合金的特性设计控制系统以外，前、后缘之间的位置关系也必须加以明确，为此，本实施例对前、后缘的结构及连接关系进行详细描述。参考图1及图2，前缘为弧状结构，其主要由前缘维形肋2、前缘腹板4、前缘蒙皮6组成，前缘维形肋2为弧状肋，肋的两端分别连接在前缘腹板4的两侧，并向远离前缘腹板4的方向收缩，从而形成如图1左侧所示的锥形结构的前缘，主盒段也是与前缘结构类似的锥形结构，其底边为主盒段腹板12，主盒段维形肋3的两端分别连接在主盒段腹板12的两侧，并向远离主盒段腹板12的方向收缩，与前缘不同的是，由于主盒段的主盒段维形肋3长度更长，其外在表现为整个主盒段更加细长，因此，其在主盒段内部还设置有后缘腹板5，机翼梁1设置在后缘腹板5与主盒段腹板12之间，并固定连接在主盒段腹板12上。
可以理解的是，上述主盒段腹板12与机翼梁1的连接为紧固连接，其可以是螺栓连接、铆接等，比如，参考图1或图3，连接两者的结构为连接支臂8，两个连接支臂8的一端固定在主盒段腹板12上，并向机翼梁1的方向延伸形成具有夹持通孔的另一端，机翼梁1穿过该通孔，并通过螺栓与连接支臂8连接。
本实施例中，通过上述结构形成了前缘与主盒段的整体框架结构，最后，在前缘上覆盖前缘蒙皮6、在主盒段上覆盖主盒段蒙皮7形成如图2所示的机翼外形结构。
再次参考图1，前缘的前缘腹板4与主盒段的主盒段腹板12相互铰接，具体的，在前缘腹板4的中部设置有单耳，同理，在主盒段腹板12的中部位置设置有双耳，结合图3，进而可以通过前缘转轴11相互铰接，需要说明的是，单耳或双耳的位置设置在前缘腹板4或主盒段腹板12的中部，这里的中部是指相对于连接蒙皮的侧边而言，比如，在前缘腹板4上，其两个侧边分别连接机翼的上下蒙皮，由此可抽离出两条平行的侧边线a、b，前缘腹板4上的单耳即设置在一条夹在两条平行线之间且到两条平行线的距离相等的线段c上，可以理解的是，前缘腹板4的线段c上可以设置若干个单耳，本实施例如图1所示，仅给出了两个单耳，分别设置在线段c的两端，同样需要声明的是，单耳的位置尽量设置在线段c上，也可以设置在稍有偏差的其它位置上。这样，基本能够保证前缘相对于主盒段的两侧偏转角度相当。
进一步的，本实施例给出了控制上述前缘偏转的控制机构，即合金丝，所述合金丝9包括互不连接的两组，分别设置在所述前缘转轴的两侧，任一组所述合金丝的一端固定在所述前缘腹板上，另一端穿过所述主盒段腹板后固定在所述后缘腹板上。
参考图1，合金丝9包括若干条，任一条合金丝其一端(m)固定在前缘腹板4上，另一端(n)穿过主盒段腹板12后固定在后缘腹板5上。根据m端的分布情况可以将这些合金丝分成两组，m端位于前述线段c与侧边线a之间的为一组，m端位于前述线段c与侧边线b之间的为另一组，两组合金丝互相独立，任一组内的合金丝通过线路串联，或者本身串联，进而使得在任一组内，当通电或在流场条件下，组内的所有合金丝具有相同的特性。
本实施例中的合金丝为形状记忆合金(SMA)，可以理解的是，形状记忆合金具有形状记忆效应，本发明即通过在不同的温度、流场条件下形状记忆合金的上述特性控制前缘转动(翻转)，具体的，包括所述合金丝通过加热方式变形，比如，当上述任一组合金丝串联后连接电源后进行脉宽调制(PWM)电流加热，再比如，SMA形状记忆合金丝的冷却通过流场的强流动环境完成，可以通过流场的强流动环境使SMA形状记忆合金丝快速冷却以提高响应速度。需要说明的，上述合金丝收缩程度或变形程度或控制力度等需要根据合金丝的具体属性及在颤振试验中要求的前缘偏转特性而制定的载荷谱来完成。
进一步需要说明的是，上述合金丝具有导电特性，为此，其需要与前缘、主盒段等机翼结构进行绝缘设计，具体的，所述合金丝在其与所述前缘腹板、后缘腹板以及主盒段腹板连接处均包覆有绝缘的包覆线夹14，所述合金丝9通过空心螺栓固定在前缘腹板4与后缘腹板5上，所述包覆线夹14置于所述空心螺栓的空心腔内，并向远离空心螺栓外凸出一段，比如，在前缘腹板4上设置有若干个螺孔，空心螺栓是空心腔指自螺帽处通向螺杆的远离螺帽的一端，合金丝9在包覆绝缘材料后穿过该空心腔后缠绕在螺栓上进行固定，需要说明的是，这里的绝缘材料包覆线夹14仅包覆在合金丝9其穿过前缘腹板4、后缘腹板5以及主盒段腹板12处，其与位置处的合金丝为裸露状态。
本实施例给出的合金丝为T i-49.8％N i合金丝。可以理解，选用该种合计丝在颤振试验中效果更好，比如试验表明，在低于450℃进行T i-49.8％N i合金丝的热处理时,合金丝降温时发生独立的R相变和马氏体相变；热处理温度达到500℃，在降温过程中R相变消失，只发生马氏体相变等等，这些优异的特效在颤振试验中提供了良好的合金丝的应变和恢复能力。
本实施例中，所述前缘与所述主盒段之间的缝隙填充有柔性橡胶13，如图2或图3所示，主要填充在前缘蒙皮6及后缘蒙皮7之间，以保证变形时机翼外形的连续性及光顺性。同时，为了提高机翼强度、轻度等，前缘维形肋2、主盒段维形肋3、前缘腹板4、后缘腹板5均采用碳纤维复合材料制成。
本发明通过在机翼上下翼面蒙皮附近布置智能材料驱动器，即上述所述的形状记忆合金，从而实现机翼前缘形状改变，进而能够改变机翼翼型及攻角。通过记忆合金独有的形状记忆特性，替代现有技术中操纵系统对前缘偏转的控制，其结构更加简单、驱动效率更高。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各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；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (8)

1.一种具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：包括机翼梁(1)、前缘、主盒段以及合金丝(9)，所述机翼梁贯穿并固定连接在所述主盒段内，所述前缘与所述主盒段的对接板相互铰接，且所述前缘与所述主盒段通过若干合金丝(9)连接，所述合金丝为形状记忆合金，通过控制所述合金丝的收缩来控制所述前缘相对于所述主盒段的偏转。
2.如权利要求1所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述前缘包括前缘腹板(4)，所述主盒段包括后缘腹板(5)及主盒段腹板(12)，前缘腹板(4)与主盒段腹板(12)通过前缘转轴(11)相互铰接，所述合金丝(9)包括互不连接的两组，分别设置在所述前缘转轴(11)的两侧，任一组所述合金丝的一端固定在所述前缘腹板(4)上，另一端穿过所述主盒段腹板(12)后固定在所述后缘腹板(5)上。
3.如权利要求1所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述合金丝(9)在其与所述前缘腹板(4)、后缘腹板(5)以及主盒段腹板(12)连接处均包覆有绝缘的包覆线夹(14)，所述合金丝(9)通过空心螺栓(10)固定在前缘腹板(4)与后缘腹板(5)上，所述包覆线夹(14)置于所述空心螺栓(10)的空心腔内，并向远离空心螺栓外凸出一段。
4.如权利要求1所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述合金丝通过加热方式变形。
5.如权利要求4所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述任一组合金丝串联后连接电源，所述加热方式包括采用脉宽调制电流加热。
6.如权利要求1所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述合金丝通过流场方式降温变形。
7.如权利要求1-6任一项所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述形状记忆合金包括Ti-49.8％Ni合金丝。
8.如权利要求1所述的具有主动柔性前缘的颤振模型，其特征在于：所述前缘与所述主盒段之间的缝隙填充有柔性橡胶(13)。
CN201610321771.XA 2016-05-16 2016-05-16 一种具有主动柔性前缘的颤振模型 Pending CN106005367A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610321771.XA CN106005367A (zh) 2016-05-16 2016-05-16 一种具有主动柔性前缘的颤振模型

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610321771.XA CN106005367A (zh) 2016-05-16 2016-05-16 一种具有主动柔性前缘的颤振模型

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN106005367A true CN106005367A (zh) 2016-10-12

Family

ID=57097181

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610321771.XA Pending CN106005367A (zh) 2016-05-16 2016-05-16 一种具有主动柔性前缘的颤振模型

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106005367A (zh)

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106828877A (zh) * 2017-03-01 2017-06-13 西北工业大学 一种新型主动气动弹性机翼
CN108791811A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 中国航天空气动力技术研究院 一种热自适应变构型机翼
CN109572995A (zh) * 2018-11-19 2019-04-05 南京航空航天大学 双程形状记忆合金和液压复合驱动的可变翼型机翼前缘
CN110758715A (zh) * 2019-12-06 2020-02-07 中国民航大学 一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼
CN111717368A (zh) * 2020-07-01 2020-09-29 电子科技大学 基于形状记忆合金的柔性翼结构及其制造方法
CN112027063A (zh) * 2020-09-11 2020-12-04 中国商用飞机有限责任公司 一种飞机试验模型的柔性机翼
CN112623187A (zh) * 2020-12-30 2021-04-09 吉林大学 一种翼型的可拆卸替换后缘装置及其制作方法
CN113044237A (zh) * 2019-12-26 2021-06-29 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
CN115452308A (zh) * 2022-11-09 2022-12-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101198520A (zh) * 2005-06-16 2008-06-11 空中客车德国有限公司 用于气动有效机翼的增升襟翼，特别是前缘襟翼
CN101503113A (zh) * 2009-03-23 2009-08-12 哈尔滨工业大学 一种形状记忆弹簧驱动的可变后缘弯度机翼
CN101693467A (zh) * 2009-10-13 2010-04-14 南京航空航天大学 基于sma的自适应变体机翼后缘
CN103158860A (zh) * 2013-03-19 2013-06-19 哈尔滨工业大学 一种由形状记忆合金和压电纤维复合材料组合驱动的可变后缘机翼
WO2014153182A2 (en) * 2013-03-14 2014-09-25 Joseph Cox Cockpit control system for controlling ground travel in aircraft equipped with engine-free electric taxi system
CN104139847A (zh) * 2014-07-25 2014-11-12 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘以及机翼前缘
CN104443354A (zh) * 2014-11-21 2015-03-25 南京航空航天大学 一种具有自适应变弯度后缘的机翼

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101198520A (zh) * 2005-06-16 2008-06-11 空中客车德国有限公司 用于气动有效机翼的增升襟翼，特别是前缘襟翼
CN101503113A (zh) * 2009-03-23 2009-08-12 哈尔滨工业大学 一种形状记忆弹簧驱动的可变后缘弯度机翼
CN101693467A (zh) * 2009-10-13 2010-04-14 南京航空航天大学 基于sma的自适应变体机翼后缘
WO2014153182A2 (en) * 2013-03-14 2014-09-25 Joseph Cox Cockpit control system for controlling ground travel in aircraft equipped with engine-free electric taxi system
CN103158860A (zh) * 2013-03-19 2013-06-19 哈尔滨工业大学 一种由形状记忆合金和压电纤维复合材料组合驱动的可变后缘机翼
CN104139847A (zh) * 2014-07-25 2014-11-12 哈尔滨工业大学深圳研究生院 一种用于飞机机翼的弯度可变的机翼后缘以及机翼前缘
CN104443354A (zh) * 2014-11-21 2015-03-25 南京航空航天大学 一种具有自适应变弯度后缘的机翼

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106828877A (zh) * 2017-03-01 2017-06-13 西北工业大学 一种新型主动气动弹性机翼
CN108791811A (zh) * 2018-05-25 2018-11-13 中国航天空气动力技术研究院 一种热自适应变构型机翼
CN109572995A (zh) * 2018-11-19 2019-04-05 南京航空航天大学 双程形状记忆合金和液压复合驱动的可变翼型机翼前缘
CN110758715B (zh) * 2019-12-06 2022-11-25 中国民航大学 一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼
CN110758715A (zh) * 2019-12-06 2020-02-07 中国民航大学 一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼
CN113044237A (zh) * 2019-12-26 2021-06-29 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
CN111717368A (zh) * 2020-07-01 2020-09-29 电子科技大学 基于形状记忆合金的柔性翼结构及其制造方法
CN111717368B (zh) * 2020-07-01 2024-04-02 电子科技大学 基于形状记忆合金的柔性翼结构及其制造方法
CN112027063A (zh) * 2020-09-11 2020-12-04 中国商用飞机有限责任公司 一种飞机试验模型的柔性机翼
CN112027063B (zh) * 2020-09-11 2022-02-22 中国商用飞机有限责任公司 一种飞机试验模型的柔性机翼
CN112623187A (zh) * 2020-12-30 2021-04-09 吉林大学 一种翼型的可拆卸替换后缘装置及其制作方法
CN115452308A (zh) * 2022-11-09 2022-12-09 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构
CN115452308B (zh) * 2022-11-09 2023-03-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于风洞中测定舵面操纵效率的偏转角可调结构

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106005367A (zh) 一种具有主动柔性前缘的颤振模型
CN107628229B (zh) 一种桁架式机翼前缘连续变弯度结构
CA3061723C (en) Shape memory alloy active spars for blade twist
CN108045553A (zh) 一种可变弯度机翼后缘
CN109515683A (zh) 一种可变弦长和弯度的变形机翼
CN106065845A (zh) 用于风轮机转子叶片的空气流构造
CN110758715B (zh) 一种基于形状记忆合金驱动的可变形机翼
CN104153950B (zh) 一种带有叶尖扰流结构的兆瓦级风力发电机叶片及其成型方法
CN107949700A (zh) 用于运行风电场的方法
JP2018520299A (ja) 風力タービンロータブレード
CN105416538A (zh) 可变形桨叶的船用螺旋桨
CN106005368A (zh) 一种可变后缘的柔性机翼颤振模型
CN104791199A (zh) 叶片尾缘附件及风力发电机组叶片
Li et al. Experimental study on the wing parameter optimization of flapping-wing aircraft based on the clap-and-fling mechanism
CN205311891U (zh) 双倾转抗突风增稳可弯折翼飞行器
CN204379958U (zh) 球囊导管快速折叠装置
WO2017064475A1 (en) Wind turbine blade
CN101857084A (zh) 一种伸缩式变形机翼传动机构
CN109572997A (zh) 采用形状记忆合金和电机复合驱动的飞机机翼
CN102381467A (zh) 一种可变体飞行器机翼变掠方法
CN210235306U (zh) 一种翼型可变的飞翼式飞机
CN109263855B (zh) 一种采用后缘支撑翼的超大展弦比飞行器气动布局
CN110127050A (zh) 框形桁架翼梁双梁变距单膜汇流翼面扑动机翼
CN113044237A (zh) 一种机翼颤振模型
CN204503891U (zh) 扭转组件及空心叶片多截面同步扭转成形装置

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20161012