CN111006837A - 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置 - Google Patents

一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111006837A
CN111006837A CN201911156786.5A CN201911156786A CN111006837A CN 111006837 A CN111006837 A CN 111006837A CN 201911156786 A CN201911156786 A CN 201911156786A CN 111006837 A CN111006837 A CN 111006837A
Authority
CN
China
Prior art keywords
translation mechanism
wind tunnel
rotating double
dynamic pressure
threaded rod
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
Application number
CN201911156786.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111006837B (zh
Inventor
闫卫锋
吴军飞
刘森
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.)
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Original Assignee
China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
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 China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA filed Critical China Academy of Aerospace Aerodynamics CAAA
Priority to CN201911156786.5A priority Critical patent/CN111006837B/zh
Publication of CN111006837A publication Critical patent/CN111006837A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111006837B publication Critical patent/CN111006837B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • G01M9/02—Wind tunnels
    • G01M9/04—Details

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)

Abstract

本发明公开了一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，包括：两个对半头罩、载荷部件、基体、支杆、两支天平、两个转动双臂、平动机构、螺纹杆、平动导杆和驱动电机；其中，每个对半头罩安装到相对应的天平上；每个天平通过锥配合安装到相对应的转动双臂的一支臂上，转动双臂的固定转轴与基体相连接，转动双臂的另一支臂与平动机构相连接；每个对半头罩罩住相对应的天平和转动双臂；平动机构分别与螺纹杆、平动导杆相连接；驱动电机与螺纹杆同轴连接；螺纹杆的两端配有轴承，轴承外侧嵌入安装到基体上；基体通过支杆连接到可变攻角的风洞刚性支架上。本发明避免大动压气流对头罩的大载荷冲击，从而保护天平等脆弱结构。

Description

一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置
技术领域
本发明属于实验空气动力学领域，尤其涉及一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置。
背景技术
当导弹及其它飞行器在大气层中以超声速飞行时，飞行器头罩具有保护飞行器内部有效载荷的功能，以防止其受到气动力、气动热及声振等有害环境的影响，同时可以使飞行器具有良好的空气动力学特性，减小飞行器的飞行阻力等作用。当飞行器飞行到一定高度时，必须及时将头罩分离并抛弃，以便有效载荷正常工作和减轻飞行器的后续质量，使飞行器的作用得到有效发挥。头罩能否成功安全分离，直接关系着飞行任务的成败，为此，必须采用一定的研究手段对稠密大气层内飞行器头罩分离特性进行预测与估算，从而为飞行器头罩分离方案设计提供依据与参考。从检索的国内外文献上很少见到采用风洞试验手段来研究飞行器头罩分离特性，主要原因可能是由于飞行器头罩分离问题的特殊性，如难以在罩体内安装测力天平，大动压对头罩冲击载荷大等问题，使得开展头罩分离的风洞试验研究难度较大。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，采用电机驱动头罩分离和闭合，在风洞开车和关车前使头罩处于闭合状态，避免大动压气流对头罩的大载荷冲击，从而保护天平等脆弱结构，待流场建立后，电机驱动头罩依次分离成待测角度，同时天平测量头罩的气动力，从而获取头罩的分离特性。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，包括：两个对半头罩、载荷部件、基体、支杆、两支天平、两个转动双臂、平动机构、螺纹杆、平动导杆和驱动电机；其中，每个对半头罩安装到相对应的天平上；每个天平通过锥配合安装到相对应的转动双臂的一支臂上，转动双臂的固定转轴与基体相连接，转动双臂的另一支臂与所述平动机构相连接；每个对半头罩罩住相对应的天平和转动双臂；所述平动机构分别与所述螺纹杆、所述平动导杆相连接；所述驱动电机与所述螺纹杆同轴连接；所述螺纹杆的两端配有轴承，轴承外侧嵌入安装到所述基体上；所述基体通过所述支杆连接到可变攻角的风洞刚性支架上。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，所述平动机构包括凸柱、U型结构和圆柱；其中，转动双臂的另一只臂开有条形长孔，供平动机构上的凸柱嵌入其中，平动机构上共有两个凸柱，分布在平动机构上的U型结构两侧，U型结构通过螺钉连接到平动机构的圆柱上，圆柱中心开有与螺纹杆配合的螺纹孔，并且圆柱上还开有一个柱孔供平动导杆穿过，从而限制平动机构只能前后平动，而不会随螺纹杆发生转动。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，当驱动电机正向旋转时，带动螺纹杆旋转，螺纹杆驱动平动机构沿着平动导引杆向前滑动，平动机构上的两个凸柱向前推动转动双臂绕自身转轴旋转，转动双臂带动对半头罩逐渐分离，对半头罩内部的载荷部件露出；当驱动电机反向旋转时，平动机构向后拉动转动双臂绕自身轴旋转，转动双臂带动对半头罩逐渐闭合。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，基体上安装有限位开关，当平动机构碰触限位开关时，限位开关使驱动电机停止运动，此时对半头罩刚好闭合。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，所述基体的外侧安装整流罩。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，两个对半头罩(1)通过旋转体整体加工成头罩，沿母线切割头罩得到。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，两支天平一支为锥配合天平，另一支为柱配合天平；一个对半头罩先安装到锥配合天平上，另一个对半头罩调节与柱配合天平的柱的配合位置，保证两个对半头罩对齐后，然后固定另一个对半头罩与柱配合天平。
上述应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置中，转动双臂的两支臂的夹角大于90°。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
1)本发明在风洞开车和关车时能够使头罩处于闭合状态，此时头罩气动载荷最小，避免恶劣的冲击载荷的破坏，能够应用于大动压风洞试验；
2)本发明能够连续调节对半头罩的夹角，因此可以连续模拟对半头罩的分离角度；
3)本发明一次吹风可以多次调节对半头罩的夹角，从而减少风洞的开关车次数，节能高效。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的头罩闭合示意图；
图2是本发明实施例提供的头罩分离示意图；
图3是本发明实施例提供的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置的内部结构示意图；
图4是本发明实施例提供的对半头罩示意图；
图5(a)是本发明实施例提供的转动双臂示意图；
图5(b)是本发明实施例提供的转动双臂另一示意图；
图6(a)是本发明实施例提供的与凸柱相连的U型结构示意图；
图6(b)是本发明实施例提供的与凸柱相连的U型结构另一示意图；
图7(a)是本发明实施例提供的圆柱的外层结构示意图；
图7(b)是本发明实施例提供的圆柱的外层结构另一示意图；
图8(a)是本发明实施例提供的圆柱的内层带螺纹结构示意图；
图8(b)是本发明实施例提供的圆柱的内层带螺纹结构另一示意图；
图9是本发明实施例提供的螺纹杆示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的头罩闭合示意图；图2是本发明实施例提供的头罩分离示意图；图3是本发明实施例提供的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置的内部结构示意图。
如图1、图2和图3所示，该应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置包括：两个对半头罩1、载荷部件2、基体3、支杆4、两支天平5、两个转动双臂6、平动机构、螺纹杆10、平动导杆11和驱动电机12；其中，
每个对半头罩1安装到相对应的天平5上；每个天平5通过锥配合安装到相对应的转动双臂6的一支臂上，转动双臂6的固定转轴与基体3相连接，转动双臂6的另一支臂与所述平动机构相连接；每个对半头罩1罩住相对应的天平5和转动双臂6；所述平动机构分别与所述螺纹杆10、所述平动导杆11相连接；所述驱动电机12与所述螺纹杆10同轴连接；所述螺纹杆10的两端配有轴承，轴承外侧嵌入安装到所述基体3上；所述基体3通过所述支杆4连接到可变攻角的风洞刚性支架上。
如图3所示，所述平动机构包括凸柱7、U型结构8和圆柱9；其中，转动双臂6的另一只臂开有条形长孔，供平动机构上的凸柱7嵌入其中，平动机构上共有两个凸柱7，分布在平动机构上的U型结构8两侧，U型结构8通过螺钉连接到平动机构的圆柱9上，圆柱9中心开有与螺纹杆10配合的螺纹孔，并且圆柱9上还开有一个柱孔供平动导杆11穿过，从而限制平动机构只能前后平动，而不会随螺纹杆10发生转动。
当驱动电机12正向旋转时，带动螺纹杆10旋转，螺纹杆10驱动平动机构沿着平动导引杆11向前滑动，平动机构上的两个凸柱7向前推动转动双臂6绕自身转轴旋转，转动双臂6带动对半头罩1逐渐分离，对半头罩1内部的载荷部件2露出；当驱动电机12反向旋转时，平动机构向后拉动转动双臂6绕自身轴旋转，转动双臂6带动对半头罩1逐渐闭合。
如图4所示，分离头罩为对半分离，头罩为旋转体整体加工，最后沿母线将头罩切成两个对半头罩。
两支天平一个为锥配合，一个为柱配合，把一个头罩先安装到锥配合天平上，另一个调节与柱的配合位置，保证两个对半头罩对齐，然后固定头罩与柱的配合。
如图5(a)和图5(b)所示，两个转动双臂对称布置，每个转动双臂的一支臂与天平配合连接，另一只臂开有长条形孔，供平动机构上的凸柱嵌入其中。转动双臂的两支臂的夹角大于90°，其最优夹角根据分离角设计，其最优夹角根据分离角设计，使驱动支臂长度达到最小。
平动机构有圆柱结构、U型结构和两个凸柱组成，凸柱布置在U型结构两侧(如图6(a)和图6(b)所示)，U型结构与圆柱结构可拆分，如图7(a)、图7(b)、图8(a)和图8(b)所示，圆柱结构中心有与螺纹杆配合的螺纹孔，并且圆柱结构上还有供平动导引杆穿过的柱孔。平动机构的圆柱结构的螺纹孔与螺纹杆配合，螺纹杆旋转运动时驱动平动机构前后滑动。如图9所示，螺纹杆的两端通过钢套轴承安装到基体上，并与驱动电机同轴配合。基体上安装有限位开关，当平动机构后退使头罩闭合时，平动机构碰触限位开关时头罩刚好闭合，两个头罩之间没有相互作用力。
本实施例设计的头罩最大分离夹角达到90°，因此能够实现的分离角度范围为0°～90°，头罩为旋转体，首先加工一个整体，然后沿母线切成两半，这样加工方便，同时保证两个对半头罩尺寸一致。设计加工大载荷的天平，满足大动压的试验要求，一只天平和对半头罩直接为锥配合，另一只天平和对半头罩通过一个锥转柱段过渡件配合，通过柱段配合能够沿轴向调节位置，从而严格与另一个对半头罩对齐，在配装时调好位置后过渡件与头罩固定。转动双臂的两臂夹角设计为112.5°，当两对半头罩的夹角为45°时，驱动支臂中心线与体轴垂直，这样对半头罩夹角无论是最大90°还是0°，保证驱动支臂的长度最小，转动双臂驱动臂的条形长孔设计在支臂上距转轴的远端，保证了作用力臂最大，这样能够降低对驱动电机功率的要求，转动双臂的转轴固定在基体上。平动机构分体加工方便安装，共有三个独立部分组成，分别是U型结构、圆柱外层结构和圆柱内层带螺纹结构，U型结构两侧布置两个凸柱，分别嵌入转动双臂的条形长孔，凸柱位置布置在当驱动支臂垂直体轴时距离转轴的条形长孔最近端，此处是凸柱能够沿条形长孔运动的距转轴的最近位置，圆柱外层结构与U型结构穿过基体支撑螺纹杆的结构通过螺钉相连，然后圆柱外形结构套到圆柱内层带螺纹结构上并通过螺钉紧固，圆柱内层带螺纹结构安装到螺纹杆上。螺纹杆两段通过轴承连接到基体上，螺纹杆的一端与驱动电机同轴连接，当电机驱动螺纹杆转动，螺纹杆通过螺纹使平动机构运动，为了限制平动机构跟随螺纹杆转动，一根导引杆穿过平动机构，导引杆两段固定在基体上，从而限制平动机构只能前后平动，平动机构通过凸柱驱动转动双臂绕自身固定转轴转动，从而带动另一端的对半头罩分离或闭合运动。在基体上安装有限位开关，当平动机构后退碰触限位开关时电机停止运动，此时对半头罩刚好闭合而无相互作用力，此时也是对半头罩夹角为0°的基准。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于包括：两个对半头罩(1)、载荷部件(2)、基体(3)、支杆(4)、两支天平(5)、两个转动双臂(6)、平动机构、螺纹杆(10)、平动导杆(11)和驱动电机(12)；其中，
每个对半头罩(1)安装到相对应的天平(5)上；每个天平(5)通过锥配合安装到相对应的转动双臂(6)的一支臂上，转动双臂(6)的固定转轴与基体(3)相连接，转动双臂(6)的另一支臂与所述平动机构相连接；每个对半头罩(1)罩住相对应的天平(5)和转动双臂(6)；
所述平动机构分别与所述螺纹杆(10)、所述平动导杆(11)相连接；
所述驱动电机(12)与所述螺纹杆(10)同轴连接；
所述螺纹杆(10)的两端配有轴承，轴承外侧嵌入安装到所述基体(3)上；
所述基体(3)通过所述支杆(4)连接到可变攻角的风洞刚性支架上。
2.根据权利要求1所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述平动机构包括凸柱(7)、U型结构(8)和圆柱(9)；其中，
转动双臂(6)的另一只臂开有条形长孔，供平动机构上的凸柱(7)嵌入其中，平动机构上共有两个凸柱(7)，分布在平动机构上的U型结构(8)两侧，U型结构(8)通过螺钉连接到平动机构的圆柱(9)上，圆柱(9)中心开有与螺纹杆(10)配合的螺纹孔，并且圆柱(9)上还开有一个柱孔供平动导杆(11)穿过，从而限制平动机构只能前后平动，而不会随螺纹杆(10)发生转动。
3.根据权利要求2所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：当驱动电机(12)正向旋转时，带动螺纹杆(10)旋转，螺纹杆(10)驱动平动机构沿着平动导引杆(11)向前滑动，平动机构上的两个凸柱(7)向前推动转动双臂(6)绕自身转轴旋转，转动双臂(6)带动对半头罩(1)逐渐分离，对半头罩(1)内部的载荷部件(2)露出；当驱动电机(12)反向旋转时，平动机构向后拉动转动双臂(6)绕自身轴旋转，转动双臂(6)带动对半头罩(1)逐渐闭合。
4.根据权利要求2所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：基体(3)上安装有限位开关，当平动机构碰触限位开关时，限位开关使驱动电机(12)停止运动，此时对半头罩(1)刚好闭合。
5.根据权利要求1所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：所述基体(3)的外侧安装整流罩。
6.根据权利要求1所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：两个对半头罩(1)通过旋转体整体加工成头罩，沿母线切割头罩得到。
7.根据权利要求1所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：两支天平一支为锥配合天平，另一支为柱配合天平；一个对半头罩先安装到锥配合天平上，另一个对半头罩调节与柱配合天平的柱的配合位置，保证两个对半头罩对齐后，然后固定另一个对半头罩与柱配合天平。
8.根据权利要求1所述的应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置，其特征在于：转动双臂的两支臂的夹角大于90°。
CN201911156786.5A 2019-11-22 2019-11-22 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置 Active CN111006837B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911156786.5A CN111006837B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911156786.5A CN111006837B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111006837A true CN111006837A (zh) 2020-04-14
CN111006837B CN111006837B (zh) 2021-10-01

Family

ID=70113634

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911156786.5A Active CN111006837B (zh) 2019-11-22 2019-11-22 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111006837B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111661313A (zh) * 2020-06-04 2020-09-15 北京爱思达航天科技有限公司 一种用于飞行器整流罩的快速分离机构和飞行器
CN115165293A (zh) * 2022-06-30 2022-10-11 中国航天空气动力技术研究院 一种用于高超声速风洞的下颚式头罩分离试验装置

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111903209B (zh) * 2009-12-30 2013-10-23 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹头部整流罩分离装置
CN104534944A (zh) * 2014-12-11 2015-04-22 中国航天空气动力技术研究院 子母弹分离全自由飞风洞试验机构
CN106197936A (zh) * 2016-06-24 2016-12-07 中国航天空气动力技术研究院 飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置
US20170074773A1 (en) * 2015-09-12 2017-03-16 Board Of Regents, The University Of Texas System Local effective permeability measurements for complex porous structures
CN106950030A (zh) * 2017-05-04 2017-07-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种投放物释放装置
CN108645592A (zh) * 2018-06-27 2018-10-12 空气动力学国家重点实验室 一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置
CN109297666A (zh) * 2018-10-15 2019-02-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法
CN208947639U (zh) * 2018-09-26 2019-06-07 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111903209B (zh) * 2009-12-30 2013-10-23 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种导弹头部整流罩分离装置
CN104534944A (zh) * 2014-12-11 2015-04-22 中国航天空气动力技术研究院 子母弹分离全自由飞风洞试验机构
US20170074773A1 (en) * 2015-09-12 2017-03-16 Board Of Regents, The University Of Texas System Local effective permeability measurements for complex porous structures
CN106197936A (zh) * 2016-06-24 2016-12-07 中国航天空气动力技术研究院 飞行器头罩两瓣旋转分离风洞试验方法及装置
CN106950030A (zh) * 2017-05-04 2017-07-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种投放物释放装置
CN108645592A (zh) * 2018-06-27 2018-10-12 空气动力学国家重点实验室 一种用于跨声速风洞双机身布局飞行器的双天平双叶片支撑装置
CN208947639U (zh) * 2018-09-26 2019-06-07 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 用于吸气式高超飞行器整流罩分离模拟的风洞试验装置
CN109297666A (zh) * 2018-10-15 2019-02-01 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种基于两套运动机构的级间分离风洞试验装置和试验方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
宋威 等: "超声速飞行器头罩分离风洞投放模型试验", 《实验流体力学》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111661313A (zh) * 2020-06-04 2020-09-15 北京爱思达航天科技有限公司 一种用于飞行器整流罩的快速分离机构和飞行器
CN111661313B (zh) * 2020-06-04 2022-06-14 北京爱思达航天科技有限公司 一种用于飞行器整流罩的快速分离机构和飞行器
CN115165293A (zh) * 2022-06-30 2022-10-11 中国航天空气动力技术研究院 一种用于高超声速风洞的下颚式头罩分离试验装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN111006837B (zh) 2021-10-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111006837B (zh) 一种应用于大动压连续调节下的头罩分离风洞试验装置
US9884686B2 (en) Aircraft including an engine attachment with a control surface
EP2808253A1 (en) Helicopter with cross flow fan
CN205499338U (zh) 一种自适应变距螺旋桨与飞机
BR112015005300B1 (pt) Conjunto de um motor de propulsão de uma aeronave e de um sistema de engate de um pilar de montagem do motor na estrutura de uma aeronave
JP6872355B2 (ja) 航空機の翼のフェアリング駆動アセンブリ、システム、及び方法
US20150246725A1 (en) Propulsive tail propeller assembly or tail duct fan assembly with cyclic and collective control and/or a method of thrust vectoring for aircraft maneuvering and for helicoptor single rotor head anti torque
US11518496B2 (en) Flap actuation systems for aircraft
EP2937550A1 (en) Thrust reverser translating sleeve actuation system
US20120187237A1 (en) Directional control for a helicopter
CN107976315B (zh) 一种用于固冲发动机自由射流试验的攻角侧滑角伺服机构
CN105620726B (zh) 螺旋桨定桨器和无人机
US20240059421A1 (en) Exhaust nozzle assembly, propulsion system employing the exhaust nozzle assembly, and aircraft employing the propulsion system
CN112591083A (zh) 一种桨叶折叠收藏整流结构
US2678785A (en) Rotating blade speed brake
US8226041B2 (en) Steerable drogue
RU2008142889A (ru) Турбовентиляторный способ создания подъемной силы летательного аппарата в горизонтальном полете, летательный аппарат-турболет, летательный аппарат самолетного типа повышенной грузоподъемности
US4395007A (en) Actuation system for a control surface of an aircraft
KR20100111983A (ko) 끝단의 후퇴각을 능동적으로 변동시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익
CN112429224B (zh) 一种扑翼飞行装置及扑翼机
US3215369A (en) Dual mission propulsion system
JPH0370698A (ja) 頭部回転式高性能飛行機
CN205499335U (zh) 空气动力装置
US20180209443A1 (en) Aircraft comprising a turbine engine incorporated into the rear fuselage comprising a system for blocking the fans
JPH07291192A (ja) 航空機の可変ストレーク

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