RU2299833C1 - Elastically deformable panel of adaptive lifting surface - Google Patents
Elastically deformable panel of adaptive lifting surface Download PDFInfo
- Publication number
- RU2299833C1 RU2299833C1 RU2005136447/11A RU2005136447A RU2299833C1 RU 2299833 C1 RU2299833 C1 RU 2299833C1 RU 2005136447/11 A RU2005136447/11 A RU 2005136447/11A RU 2005136447 A RU2005136447 A RU 2005136447A RU 2299833 C1 RU2299833 C1 RU 2299833C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- elastic
- panel
- elements
- adaptive
- aileron
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение может быть использовано в той области техники, где необходимо гибкое и плавное соединение элементов конструкции непрерывной поверхностью с возможностью воспринимать нормальную к этой поверхности заданную нагрузку. Особенно актуально данное изобретение в области авиации при проектировании адаптивных частей несущих поверхностей летательных аппаратов.The invention can be used in the field of technology where a flexible and smooth connection of structural elements with a continuous surface is necessary with the ability to perceive a given load normal to this surface. This invention is especially relevant in the field of aviation in the design of adaptive parts of the bearing surfaces of aircraft.
Область применения - авиа- и машиностроение.Scope - aircraft and mechanical engineering.
Известна конструкция упругодеформируемой панели, способной принимать заданную форму. Она содержит подвижный каркас, к которому жестко прикреплен один из краев гибкой обшивки, имеющей также подвижные стержневые точечные опоры. Другой край обшивки (и панели) выполнен подвижным (D.Pierce. Патент США №3716209, кл. В64С 3/48, 1972 г.).A known design of an elastically deformable panel capable of taking a given shape. It contains a movable frame, to which one of the edges of the flexible skin is rigidly attached, which also has movable pivot point supports. The other edge of the skin (and panel) is movable (D.Pierce. US Patent No. 3716209, CL B64C 3/48, 1972).
Недостатком этой конструкции является то, что на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за имеющегося уступа, а наличие точечных опор существенно усложняет и утяжеляет конструкцию.The disadvantage of this design is that on the moving edge of the panel, the surface quality deteriorates due to the existing ledge, and the presence of point supports significantly complicates and makes the structure heavier.
Известны усовершенствованные конструкции упругодеформируемой панели, относящиеся к аэродинамическим профилям. Они также состоят из гибкого подвижного каркаса на верхней несущей поверхности и продольных элементов жесткого каркаса, установленных на нижней несущей поверхности и шарнирно связанных между собой (D.Pierce. Патент Великобритания №1536331, кл. В 64 С 3/44, 1978).There are known improved designs of elastic-deformable panels related to aerodynamic profiles. They also consist of a flexible movable carcass on the upper bearing surface and longitudinal elements of the rigid carcass mounted on the lower bearing surface and pivotally interconnected (D. Pierce. United Kingdom Patent No. 1536331, CL 64 C 3/44, 1978).
Недостатком таких конструкций является то, что на верхней поверхности, как и в предыдущем случае, на подвижном крае панели качество поверхности ухудшается из-за наличия уступа, а нижняя поверхность представляет собой ломаную линию, имеющую продольные уступы в местах установки шарниров.The disadvantage of such structures is that on the upper surface, as in the previous case, on the movable edge of the panel, the surface quality deteriorates due to the presence of a ledge, and the lower surface is a broken line with longitudinal ledges at the points of installation of the hinges.
Известна также "эластомерная армированная панель" (упругодеформируемая панель), "каркас которой выполнен из жестко или шарнирно соединенной цепочки ячеек. Каждая из ячеек выполнена из четырех расположенных симметрично и вытянутых вдоль (ячейки) жестких элементов, два из которых образуют центральную пару. Элементы соединены по краям расположенными поперек ячейки и связанными с ними жестко или с помощью шарниров двумя парами разнесенных вдоль ячейки упругих элементов. В средней части этих элементов своими краями закреплены жестко или с помощью шарниров два других жестких элемента ячейки, расположенными тандемно в одной плоскости" (Амирьянц Г.А. Авторское свидетельство на изобретение №2070137, кл. В64С 3/26, 1996 г.).Also known is an "elastomeric reinforced panel" (elastically deformable panel), "the frame of which is made of a rigidly or pivotally connected chain of cells. Each of the cells is made of four rigid elements symmetrically and elongated along the (cell), two of which form a central pair. The elements are connected along the edges located across the cell and connected with them rigidly or by means of hinges by two pairs of elastic elements spaced along the cell. In the middle part of these elements, their edges are fixed rigidly or with the power of the other two hinges rigid cell elements arranged in tandem on the same plane "(GA Amiryants inventor's certificate №2070137, cl. V64S 3/26, 1996).
Недостаток этой панели состоит в том, что при ее изгибе каркас образует неравномерно ступенчатую форму поверхности как вдоль, так и поперек панели, и получить плавную непрерывную форму каркаса не представляется возможным.The disadvantage of this panel is that when it is bent, the frame forms an unevenly stepped surface shape both along and across the panel, and it is not possible to obtain a smooth continuous shape of the frame.
Известна принятая за прототип армированная эластомерная панель адаптивного крыла (упругодеформируемая панель), которая содержит каркас, образованный упругими и жесткими элементами, стенки которых расположены по нормали к срединной поверхности панели, а также связанный со стенками эластомерный заполнитель. Внутри панелей пропущены по скользящей посадке гибкие шомпола, края которых моментно заделаны в элементах жесткого подвижного каркаса. Панель покрыта предварительно растянутой эластичной оболочкой (Амирьянц Г.А. Авторское свидетельство СССР, №1762488, кл. В 64 С 3/48, 1990 г.).Known adopted for the prototype reinforced elastomeric panel of the adaptive wing (elasto-deformable panel), which contains a frame formed by elastic and rigid elements, the walls of which are normal to the median surface of the panel, as well as an elastomeric aggregate connected to the walls. Inside the panels, flexible ramrods were skipped over a sliding fit, the edges of which were instantly embedded in the elements of a rigid movable frame. The panel is covered with a pre-stretched elastic shell (Amiryants G.A. Copyright certificate of the USSR, No. 1762488, class B 64 C 3/48, 1990).
Недостатками прототипа являются отсутствие плавной линии соединения поверхностей, сложность конструкции, связанная с наличием шомполов, наличие эластомерного заполнителя, занимающего внутренние объемы конструкции и мешающего размещению внутри конструкции коммуникаций и управляющих приводов. К тому же изгибная жесткость панели без шомполов может оказаться недостаточной, а жесткость панели на растяжение-сжатие слишком высокой.The disadvantages of the prototype are the lack of a smooth line connecting the surfaces, the design complexity associated with the presence of ramrods, the presence of an elastomeric aggregate, which occupies the internal volumes of the structure and interferes with the placement of communications and control drives inside the structure. In addition, the bending stiffness of the panel without ramrods may be insufficient, and the stiffness of the panel in tension-compression is too high.
Задачей изобретения является создание конструкции, которая обеспечивала бы гибкое и плавное соединение элементов (например, элементов конструкции органов управления) непрерывной поверхностью с заданной формой упругой линии, и способная воспринимать нормальную к этой поверхности заданную нагрузку, а также отличающаяся простотой и легкостью монтажа (демонтажа).The objective of the invention is to create a design that would provide a flexible and smooth connection of elements (for example, structural elements of controls) with a continuous surface with a given shape of an elastic line, and capable of absorbing a given load normal to this surface, as well as being simple and easy to install (dismantle) .
Техническим результатом является получение упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности, обладающей гладкой плавной формой поверхности соединения подвижных и неподвижных элементов конструкции при отклонении панели на определенный угол и одновременно способной воспринимать заданную по нормали нагрузку.The technical result is to obtain an elastically deformable panel of an adaptive bearing surface having a smooth, smooth surface shape of the connection of movable and fixed structural elements when the panel is deflected by a certain angle and at the same time is able to absorb a normal load.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что в упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности для моделей летательных аппаратов, содержащей сотовый каркас, образованный жесткими продольными и упругими поперечными элементами и покрытой предварительно растянутой эластичной оболочкой, на нейтральной поверхности панели расположена упругая пластина переменного сечения вдоль линии изгиба, а эластичная оболочка и упругие поперечные элементы сотового каркаса изготовлены из эластомера, армированного высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа.The solution of the problem and the technical result are achieved by the fact that in the elastically deformable panel of the adaptive bearing surface for aircraft models containing a honeycomb frame formed by rigid longitudinal and elastic transverse elements and covered with a pre-stretched elastic shell, an elastic plate of variable section along the line is located on the neutral surface of the panel bending, and the elastic shell and the elastic transverse elements of the honeycomb frame are made of elastomer, reinforced of high-modulus materials with a modulus of elasticity at least 5 GPa.
Упругая пластина может быть выполнена из металла с памятью формы или биметалла с возможностью изменения формы под действием управляющей команды.The elastic plate can be made of metal with shape memory or bimetal with the ability to change shape under the action of a control command.
Упругая пластина обеспечивает необходимую форму упругой линии при отклонении подвижной несущей поверхности относительно неподвижной. Она может иметь сквозные окна или облегчения, а также рассчитанные методом конечных элементов переменные сечения вдоль линии изгиба. Концы пластины моментно закреплены в жестких элементах неподвижной и подвижной несущей поверхности или свободно скользят в этих элементах в зависимости от материала пластины.The elastic plate provides the necessary shape of the elastic line when the movable bearing surface is relatively stationary. It can have through windows or reliefs, as well as variable sections calculated by the finite element method along the bend line. The ends of the plate are momentarily fixed in the rigid elements of a fixed and movable bearing surface or slide freely in these elements depending on the material of the plate.
Пример.Example.
В ЦАГИ изготовлена упругодеформируемая панель адаптивной несущей поверхности внутреннего элерона динамически подобной модели (ДПМ) тяжелого магистрального самолета.In TsAGI, an elastic-deformable panel of an adaptive bearing surface of the inner aileron of a dynamically similar model (DPM) of a heavy main aircraft was manufactured.
На фиг.1 изображен поперечный разрез конструкции.Figure 1 shows a cross section of the structure.
На фиг.2 изображен вид сверху.Figure 2 shows a top view.
На фиг.3 изображен сотовый каркас панели.Figure 3 shows the honeycomb frame of the panel.
На фиг.4 и 5 показано деформированное состояние конструкции при комплексном нагружении: аэродинамическая нагрузка и отклонение на фиксированный угол.Figures 4 and 5 show the deformed state of the structure under complex loading: aerodynamic load and deviation by a fixed angle.
На фиг.6 представлена испытанная в аэродинамической трубе Т-103 ДПМ крыла с адаптивным внутренним элероном.Figure 6 presents tested in a wind tunnel T-103 PDM wing with adaptive internal aileron.
На фиг.7-11 представлены результаты испытаний ДПМ крыла с адаптивным и обычным внутренним элероном.Figure 7-11 presents the test results of the PDM wing with adaptive and conventional internal aileron.
На фиг.10-11 экспериментальные данные сопоставлены с результатами расчетов производных момента крена и подъемной силы самолета по углу отклонения внутреннего и внешнего элеронов в зависимости от скорости потока АДТ с использованием пакета программ АРГОН.10-11, the experimental data are compared with the results of calculating the derivatives of the roll moment and the lift of the aircraft with respect to the angle of deviation of the internal and external ailerons depending on the ADT flow rate using the ARGON software package.
Конструкция состоит из подвижного 1 и неподвижного 2 каркаса. На нейтральной поверхности расположена упругая пластина переменного сечения вдоль линии изгиба 3. На пластину опирается внутренний набор сотового каркаса 4. Он состоит из продольных жестких 6 и упругих поперечных 7 элементов, армированных высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа. С внешней стороны сотовый каркас закрыт эластичной оболочкой 5, армированной высокомодульными материалами с модулем упругости не менее 5 ГПа.The design consists of a movable 1 and a fixed 2 frame. On a neutral surface there is an elastic plate of variable cross section along bending line 3. The inner set of
Упругодеформируемая панель работает следующим образом. При перемещении подвижного каркаса 1 относительно неподвижного 2 происходит изгиб упругой пластины 3, деформация эластичного армированного материала поперечных элементов сотового каркаса 7, а также растяжение и сжатие эластичной армированной оболочки 5.The elastic deformable panel operates as follows. When moving the
Упругая пластина может также изменять свою форму под воздействием управляющей команды, то есть играть роль привода для случая, когда достаточны малые (2-3°) перемещения подвижного каркаса относительно неподвижного. Это, например, необходимо для оптимизации профиля крыла путем отгибания его задней кромки во время различных фаз и высот полета. В этом случае пластина может менять свою форму под действием, например, температуры, как в случае выполнения ее из сплава с памятью формы или биметалла.The elastic plate can also change its shape under the influence of the control command, that is, play the role of a drive for the case when small (2-3 °) displacements of the moving frame relative to the stationary one are sufficient. This, for example, is necessary to optimize the wing profile by bending its trailing edge during various phases and flight heights. In this case, the plate can change its shape under the influence of, for example, temperature, as in the case of making it from an alloy with shape memory or bimetal.
Таким образом, в данной конструкции изгибная жесткость поверхности, от которой зависит восприятие нормальной к этой поверхности заданной нагрузки, определяется следующим:Thus, in this design, the bending stiffness of the surface, on which the perception of a given load normal to this surface depends, is determined by the following:
1) жесткостью упругих элементов сотового каркаса на растяжение-сжатие и на сдвиг. При этом жесткость на сдвиг может быть существенно повышена армированием высокомодульным материалом эластомера, из которого изготовлены упругие элементы;1) the stiffness of the elastic elements of the honeycomb frame in tension, compression and shear. In this case, shear stiffness can be significantly increased by reinforcing with the high-modulus elastomer material from which the elastic elements are made;
2) изгибной жесткостью упругой пластины. В случае восприятия основной доли заданной нормальной нагрузки упругой пластиной она является задатчиком формы упругой линии. В случае восприятия основной доли заданной нормальной нагрузки сотовым каркасом упругая пластина является корректором формы упругой линии;2) the bending stiffness of the elastic plate. In the case of perception of the main share of a given normal load by an elastic plate, it is a generator of the shape of the elastic line. In the case of perception of the main share of a given normal load by the honeycomb, the elastic plate is a corrector of the shape of the elastic line;
3) жесткостью оболочки на растяжение-сжатие. При этом восприятие оболочкой заданной нормальной нагрузки может быть повышено с помощью армирования эластомера, из которого она изготовлена, высокомодульным материалом (с модулем упругости не менее 5 ГПа), а также с помощью формирования выступов на внутренней стороне обшивки.3) the shell stiffness in tension-compression. In this case, the perception by the shell of a given normal load can be enhanced by reinforcing the elastomer from which it is made, using a high-modulus material (with an elastic modulus of at least 5 GPa), as well as by forming protrusions on the inner side of the skin.
Методом конечных элементов с использованием комплекса NASTRAN были проведены предварительные расчеты напряженно-деформированного состояния панели при работе в системе элерона, общие и местные формы потери устойчивости, собственные формы и частоты колебаний конструкции. Расчеты показали работоспособность конструкции. При ее изгибе образуется достаточно плавная поверхность с возможностью воспринимать действующую нормально к поверхности нагрузку (в данном случае аэродинамическую). Используя данные о допускаемых напряжениях в материалах, полученная информация была применена для оценки прочности конструкции.Using the finite element method using the NASTRAN complex, preliminary calculations of the stress-strain state of the panel during operation in the aileron system, general and local forms of buckling, intrinsic forms and vibration frequencies of the structure were carried out. Calculations showed the performance of the design. When it is bent, a fairly smooth surface is formed with the ability to perceive the load acting normally to the surface (in this case, aerodynamic). Using data on permissible stresses in materials, the obtained information was used to assess the structural strength.
Конструкция панели адаптивной несущей поверхности, установленная на элероне ДПМ крыла, успешно прошла испытания в АДТ Т-103 ЦАГИ. Проведен анализ аэродинамических и статических аэроупругих характеристик адаптивного элерона.The design of the adaptive bearing surface panel mounted on the aileron of the wing PDM has been successfully tested in the TsAGI ADT T-103. The analysis of aerodynamic and static aeroelastic characteristics of adaptive aileron is carried out.
Для сравнения аэродинамических характеристик были проведены испытания ДПМ крыла с обычным внутренним элероном. Производная подъемной силы отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного элерона примерно в 1,2 раза выше, чем производная подъемной силы по углу отклонения обычного элерона. Производная момента тангажа отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного элерона примерно в 1,15 раза выше, чем производная момента тангажа по углу отклонения обычного элерона. Отмечается незначительное отличие в положении аэродинамического фокуса (отношения производной момента тангажа к производной подъемной силы по углу отклонения элерона) отсека крыла с внутренним элероном для обычного и адаптивного внутреннего элерона в зависимости от скорости потока АДТ. Производные силы сопротивления отсека крыла с внутренним элероном по углу отклонения адаптивного и обычного элерона отличаются примерно на 10%, причем более высокое сопротивление имеет адаптивный элерон. Однако для всех исследованных скоростей потока АДТ отношение производной подъемной силы по углу отклонения к производной сопротивления отсека крыла с внутренним элероном для адаптивного элерона примерно в 1,15 раза больше, чем отношение производной подъемной силы к производной сопротивления для обычного элерона.To compare the aerodynamic characteristics of the tests were conducted PDM wing with a conventional internal aileron. The derivative of the lifting force of the wing compartment with the internal aileron with respect to the angle of deviation of the adaptive aileron is approximately 1.2 times higher than the derivative of the lifting force with respect to the angle of deviation of a conventional aileron. The derivative of the pitch moment of the wing compartment with the internal aileron with respect to the angle of deviation of the adaptive aileron is approximately 1.15 times higher than the derivative of the pitch moment with respect to the angle of deviation of the conventional aileron. There is a slight difference in the position of the aerodynamic focus (the ratio of the derivative of the pitch moment to the derivative of the lifting force with respect to the angle of deviation of the aileron) of the wing compartment with the internal aileron for the conventional and adaptive internal aileron, depending on the flow velocity of the ADT. The derivatives of the drag forces of the wing compartment with the internal aileron with respect to the deflection angle of the adaptive and conventional ailerons differ by about 10%, and the adaptive aileron has a higher resistance. However, for all investigated ADT flow velocities, the ratio of the derivative of the lifting force with respect to the angle of deviation to the derivative of the resistance of the wing compartment with the internal aileron for the adaptive aileron is approximately 1.15 times greater than the ratio of the derivative of the lifting force to the derivative of resistance for a conventional aileron.
Кроме того, полученные данные были сопоставлены с результатами расчетов производных момента крена и подъемной силы самолета по углу отклонения внутреннего и внешнего элеронов в зависимости от скорости потока АДТ с использованием пакета программ АРГОН. Сравнение расчетных зависимостей исследованных производных для обычного внутреннего элерона от скорости потока трубы с соответствующими экспериментальными данными продемонстрировало их хорошее соответствие.In addition, the obtained data were compared with the results of calculating the derivatives of the heeling moment and the aircraft lifting force with respect to the deflection angle of the internal and external ailerons depending on the ADT flow rate using the ARGON software package. Comparison of the calculated dependences of the studied derivatives for a conventional internal aileron on the pipe flow velocity with the corresponding experimental data demonstrated their good agreement.
Таким образом, основное преимущество при использовании упругодеформируемой панели адаптивной несущей поверхности в конструкции элерона состоит в повышении эффективности поперечного (продольного) управления, а также в получении более предпочтительных характеристик аэродинамического сопротивления.Thus, the main advantage when using the elastic-deformable panel of the adaptive bearing surface in the aileron design is to increase the efficiency of the transverse (longitudinal) control, as well as to obtain more preferred aerodynamic drag characteristics.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136447/11A RU2299833C1 (en) | 2005-11-24 | 2005-11-24 | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136447/11A RU2299833C1 (en) | 2005-11-24 | 2005-11-24 | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2299833C1 true RU2299833C1 (en) | 2007-05-27 |
Family
ID=38310666
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005136447/11A RU2299833C1 (en) | 2005-11-24 | 2005-11-24 | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2299833C1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| US9856012B2 (en) | 2012-06-21 | 2018-01-02 | Bombardier Inc. | Morphing wing for an aircraft |
| RU2749679C1 (en) * | 2020-12-17 | 2021-06-16 | Автономная некоммерческая организация высшего образования "Университет Иннополис" | Reconfigurable elastic-deformable panel and adaptive wing of the aircraft based on it |
-
2005
- 2005-11-24 RU RU2005136447/11A patent/RU2299833C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9856012B2 (en) | 2012-06-21 | 2018-01-02 | Bombardier Inc. | Morphing wing for an aircraft |
| 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 |
| RU2749679C1 (en) * | 2020-12-17 | 2021-06-16 | Автономная некоммерческая организация высшего образования "Университет Иннополис" | Reconfigurable elastic-deformable panel and adaptive wing of the aircraft based on it |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2450952C2 (en) | Rotorcraft rotor blade | |
| US6010098A (en) | Aerodynamic structure, for a landing flap, an airfoil, an elevator unit or a rudder unit, with a changeable cambering | |
| EP2808541B1 (en) | Wind turbine blade having a tensile-only stiffener for passive control of flap movement | |
| CA2521045C (en) | Control of power, loads and/or stability of a horizontal axis wind turbine by use of variable blade geometry control | |
| Rauleder et al. | Ondra, V.,... Woods, BKS (2018). Aerodynamic Performance of Morphing Blades and Rotor Systems. In 74th Annual American Helicopter Society International Forum and Technology Display 2018 (FORUM 74): The Future of Vertical Flight: Proceedings of a meeting held 14-17 May | |
| Woods et al. | Morphing elastically lofted transition for active camber control surfaces | |
| CN111268092B (en) | Structure for improving torsional rigidity of trailing edge structure of flexible wing | |
| WO2013164582A1 (en) | Morphing aerofoil | |
| US20150259061A1 (en) | Aerodynamic device | |
| Wilde et al. | Analytical and experimental study on passive aerodynamic control of flutter of a bridge deck | |
| RU2559671C1 (en) | Propeller blade with control panel | |
| CN112607054B (en) | Model is slowed down in wing gust | |
| US11739482B2 (en) | Control device for bridge vortex-induced vibration | |
| CN113158337B (en) | Variable camber flexible trailing edge-based wing and gust response slowing method thereof | |
| RU2299833C1 (en) | Elastically deformable panel of adaptive lifting surface | |
| CN112109877B (en) | Variant wing based on piezoelectric driving | |
| Daynes et al. | A shape adaptive airfoil for a wind turbine blade | |
| Bakis et al. | Passive aeroelastic control of a suspension bridge during erection | |
| CN114906314A (en) | Aircraft wing segment assembly | |
| Lau et al. | 3D flutter analysis of bridges by spline finite-strip method | |
| CN105912781B (en) | A kind of antenna Deployment Dynamic Analysis method containing cable net structure | |
| JP3862529B2 (en) | Damping bridge | |
| Lebofsky et al. | Multidisciplinary drag optimization of reduced stiffness flexible wing aircraft with variable camber continuous trailing edge flap | |
| Roget et al. | Wind-tunnel testing of rotor with individually controlled trailing-edge flaps for vibration reduction | |
| Roget et al. | Closed-loop test of a rotor with individually controlled trailing-edge flaps for vibration reduction |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20151125 |
|
| NF4A | Reinstatement of patent |
Effective date: 20160927 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181125 |