RU2402005C1 - Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end - Google Patents

Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end Download PDF

Info

Publication number
RU2402005C1
RU2402005C1 RU2009109026/28A RU2009109026A RU2402005C1 RU 2402005 C1 RU2402005 C1 RU 2402005C1 RU 2009109026/28 A RU2009109026/28 A RU 2009109026/28A RU 2009109026 A RU2009109026 A RU 2009109026A RU 2402005 C1 RU2402005 C1 RU 2402005C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
model
propeller
flywheel
aircraft
engine
Prior art date
Application number
RU2009109026/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Эдуард Александрович Караваев (RU)
Эдуард Александрович Караваев
Original Assignee
ФГУП "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина"
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 ФГУП "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" filed Critical ФГУП "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина"
Priority to RU2009109026/28A priority Critical patent/RU2402005C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2402005C1 publication Critical patent/RU2402005C1/en

Links

Abstract

FIELD: transport.
SUBSTANCE: aircraft engine shaft supports the propeller, the engine with propeller being installed not in the model but ahead of it, on α-mechanism platform that allows a synchronous displacement of the model and engine with propeller so that mutual position does not vary at varying angles of attack. Model aerodynamic damping characteristics are determined by the "works" methods that proceeds from the equality of variation in kinetic energy of revolving flywheel per one revolution and works of aerodynamic forces and friction forces in revolving assemblies of test unit per period of model oscillations. Tests are performed with the model oscillating at constant amplitude and time-varying frequency. Proposed device has the model and engine with propeller, the engine with propeller being installed on α-mechanism platform that allows a synchronous displacement of the model and engine with propeller so that mutual position does not vary at varying angles of attack.
EFFECT: higher accuracy of measurements, lower labor input.
4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике и предназначено для определения характеристик аэродинамического демпфирования моделей самолетов с винтовыми движителями в аэродинамических трубах.The invention relates to experimental aerodynamics and is intended to determine the characteristics of the aerodynamic damping of aircraft models with screw propellers in wind tunnels.

Известен "Способ определения простых вращательных производных на колеблющихся моделях в аэродинамических трубах и устройство для осуществления способа" (см. авт.св. №130351, кл. G01М 9/00, 1969 год). Определение демпфирующих свойств моделей по этому способу осуществляется методом "работ", основанному на равенстве изменения кинетической энергии вращающегося маховика за оборот и работой аэродинамических сил и сил трения в узлах вращения экспериментальной установки за период колебаний модели. Кинематическая схема устройства, реализующая этот способ, представляет собой механизм, состоящий из модели, шарнирно закрепленной на поддерживающих устройствах и соединенной тягой через эксцентрик с маховиком, закрепленным на платформе. Величина комплексов коэффициентов аэродинамических производных, характеризующих моменты демпфирования модели, определяется по разности приращения угловой скорости вращения маховика в потоке Δω и без него Δω0. Эта разность характеризует изменение кинетической энергии маховика за один оборот под воздействием аэродинамического демпфирования модели. При проведении эксперимента модель с помощью поддерживающих устройств крепится на платформе, привод раскручивает маховик до заданной скорости вращения ωmax и после его отключения измеряются среднее значение угловой скорости вращения маховика и ее приращение за оборот. Реализация этого способа описана также:The well-known "Method for the determination of simple rotational derivatives on oscillating models in wind tunnels and a device for implementing the method" (see ed. St. No. 130351, class G01M 9/00, 1969). The damping properties of the models by this method are determined by the “work” method, based on the equality of the change in the kinetic energy of the rotating flywheel per revolution and the work of the aerodynamic and friction forces at the rotation nodes of the experimental setup during the model oscillation period. The kinematic diagram of the device that implements this method is a mechanism consisting of a model pivotally mounted on supporting devices and connected by a thrust through an eccentric to a flywheel mounted on the platform. The value of the complexes of the aerodynamic derivative coefficients characterizing the damping moments of the model is determined by the difference in the increment of the angular speed of rotation of the flywheel in the flow Δω and without it Δω 0 . This difference characterizes the change in the kinetic energy of the flywheel per revolution under the influence of aerodynamic damping of the model. During the experiment, the model with the help of supporting devices is mounted on the platform, the drive spins the flywheel to a given rotation speed ω max and after turning it off, the average value of the angular speed of rotation of the flywheel and its increment per revolution are measured. The implementation of this method is also described:

- в статье: B.C.Быков, Ю.А.Прудников. Экспериментальное определение вращательных производных методом свободных колебаний с постоянной амплитудой и изменяющейся во времени частотой // Труды ЦАГИ, вып.854, 1962 г.;- in the article: B.C. Bykov, Yu.A. Prudnikov. Experimental determination of rotational derivatives by the method of free oscillations with a constant amplitude and a frequency that varies with time // Transactions of TsAGI, issue 854, 1962;

- в книге: С.М.Белоцерковский, Б.К.Скрипач, В.Г.Табачников. Крыло в нестационарном потоке газа. М. Наука, 1971.- in the book: S.M. Belotserkovsky, B.K. Skripach, V.G. Tabachnikov. Wing in unsteady gas flow. M. Science, 1971.

Недостатком данного способа и устройства для его осуществления является отсутствие возможности определения характеристик демпфирования моделей с работающими воздушными винтами. Это снижает достоверность оценки динамических свойств самолета на околокритических режимах обтекания вследствие несоответствия нагрузок, обусловленных воздействием струи работающего винта на несущие элементы модели в аэродинамической трубе и самолета в полете.The disadvantage of this method and device for its implementation is the inability to determine the damping characteristics of models with working propellers. This reduces the reliability of the assessment of the dynamic properties of the aircraft at near-critical flow regimes due to load mismatch due to the impact of a working propeller jet on the supporting elements of the model in the wind tunnel and the aircraft in flight.

Методика весовых испытаний при установившемся обтекании моделей самолетов с работающими воздушными винтами в аэродинамической трубе приведена в статье: С.Г.Деришев, Ю.А.Рогозин, А.В.Сергеев, В.Л.Чемезов. Техника и методика испытаний моделей с работающими воздушными винтами в аэродинамической трубе Т-203 // Методы аэрофизических исследований. Академия наук СССР. Сибирское отделение. Институт теоретической и прикладной механики. 1990. Разработанная методика базируется на том, что электродвигатель с установленным на его ось воздушным винтом не связан жестко с моделью, а с помощью специального поддерживающего устройства устанавливается с зазором относительно модели, подвешенной на аэродинамических весах.The method of weight tests with steady flow around aircraft models with working propellers in a wind tunnel is given in the article: S.G. Derishev, Yu.A. Rogozin, A.V. Sergeev, V.L. Chemezov. Technique and test method for models with working propellers in a wind tunnel T-203 // Methods of aerophysical research. USSR Academy of Sciences. Siberian branch. Institute of Theoretical and Applied Mechanics. 1990. The developed technique is based on the fact that the electric motor with the propeller mounted on its axis is not rigidly connected to the model, and with the help of a special supporting device it is installed with a gap relative to the model suspended on an aerodynamic balance.

Недостатком данной методики является отсутствие возможности определения нестационарных аэродинамических характеристик, в том числе характеристик демпфирования, моделей самолетов с работающими винтовыми движителями.The disadvantage of this technique is the lack of the ability to determine unsteady aerodynamic characteristics, including damping characteristics, aircraft models with working propeller engines.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению является "Способ определения характеристик аэродинамического демпфирования модели самолета с винтовым движителем" (см. патент №2344397, кл. G01M 9/00, 2007 год).Closest to the technical nature of the claimed invention is the "Method for determining the characteristics of the aerodynamic damping of an airplane model with a propeller" (see patent No. 2344397, class G01M 9/00, 2007).

Определение характеристик демпфирования модели по этому способу осуществляется методом "работ" (смотри выше), основанному на равенстве изменения кинетической энергии вращающегося маховика за оборот и работой аэродинамических сил и сил трения в узлах вращения экспериментальной установки за период колебаний модели. Испытания ведутся в режиме колебаний модели с постоянной амплитудой и изменяющейся по времени частотой. Для моделирования работы силовой установки в модель устанавливается винтовой движитель, выполненный в виде воздушного винта и пневмотурбины в которую, через поддерживающие устройства, подается сжатый воздух, приводящий винт во вращение.The model damping characteristics are determined by this method by the “work” method (see above), based on the equality of the change in the kinetic energy of the rotating flywheel per revolution and the work of the aerodynamic and friction forces at the rotation nodes of the experimental setup during the model oscillation period. Tests are conducted in the mode of oscillation of the model with a constant amplitude and a frequency that varies over time. To simulate the operation of the power plant, a screw propeller is installed in the model, made in the form of a propeller and a pneumatic turbine into which, through supporting devices, compressed air is supplied, which rotates the screw.

Недостатком данного способа является необходимость учета влияния гироскопических моментов винта на результаты эксперимента и трудности с организацией вывода отработанного воздуха из турбины таким образом, чтобы он не оказывал существенного влияния на характер обтекания несущих элементов модели и, соответственно, на характеристики ее демпфирования.The disadvantage of this method is the need to take into account the influence of the gyroscopic moments of the screw on the experimental results and the difficulties with organizing the discharge of exhaust air from the turbine in such a way that it does not have a significant effect on the nature of the flow around the bearing elements of the model and, accordingly, on the characteristics of its damping.

Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков и снижение трудоемкости эксперимента при определении характеристик демпфирования моделей самолетов с работающими винтовыми движителями.The aim of the present invention is to remedy these disadvantages and reduce the complexity of the experiment in determining the damping characteristics of aircraft models with working propeller engines.

Поставленная цель достигается тем, что движитель, выполненный в виде двигателя, на валу которого закреплен воздушный винт, устанавливается не в модель, а размещается перед ней на платформе α-механизма, обеспечивающего синхронное перемещение модели и винтового движителя таким образом, чтобы их взаимное положение при изменении угла атаки оставалось неизменным.This goal is achieved by the fact that the propulsion device, made in the form of an engine with a propeller mounted on its shaft, is not installed in the model, but is placed in front of it on the α-mechanism platform, which provides simultaneous movement of the model and the propeller propulsion device so that their relative position at changing the angle of attack remained unchanged.

Изобретение поясняется чертежом, где:The invention is illustrated in the drawing, where:

1 - α-механизм;1 - α-mechanism;

2 - измерительный маховик;2 - measuring flywheel;

3 - тяга;3 - thrust;

4 - стойка;4 - rack;

5 - модель самолета;5 - model airplane;

6 - специальная стойка;6 - a special rack;

7 - двигатель;7 - engine;

8 - воздушный винт;8 - propeller;

9 - аэродинамическая труба.9 - a wind tunnel.

Устройство работает следующим способом: на платформе α-механизма 1 перед моделью 2, шарнирно закрепленной на стойке 3 и соединенной тягой 4 с маховиком 5, устанавливается специальная стойка 6 с винтовым движителем, выполненным в виде двигателя 7, на валу которого закреплен воздушный винт 8. При этом движитель, размещаемый относительно модели, на платформе α-механизма, установлен таким образом, чтобы между моделью и вращающимся винтом был зазор δ≤20 мм, обеспечивающий отсутствие их касания, а амплитуда колебаний модели устанавливается в диапазоне значений ΘО=2…3°, при которых несущие элементы модели не выходят за границы струи от винта.The device works in the following way: on the α-platform platform 1 in front of model 2, pivotally mounted on a strut 3 and connected by a rod 4 to a flywheel 5, a special strut 6 is installed with a screw propeller made in the form of an engine 7, on the shaft of which a propeller 8 is fixed. In this case, the mover placed relative to the model, on the α-mechanism platform, is installed in such a way that there is a gap δ≤20 mm between the model and the rotating screw, ensuring that they do not touch, and the amplitude of the model’s vibrations is set in the range no values Θ D = 2 ... 3 °, in which the bearing elements of the model are within the boundary of the jet screws.

Определение характеристик аэродинамического демпфирования модели производится, как и по способу-прототипу, в режиме ее колебаний с постоянной амплитудой и изменяющейся по времени частотой. Перед началом эксперимента в рабочей части аэродинамической трубы 9 монтируется оборудование по схеме, приведенной на фиг.1. Затем двигатель 7 приводит воздушный винт 8 во вращение со скоростью, требуемой для моделирования работы силовой установки, и в присутствии воздушного потока (V≠0) маховик 5 разгоняется до заданной скорости вращения ωmax, и после отключения привода измеряются средняя скорость вращения маховика ωср и ее приращение за оборот Δω. Затем, уже в отсутствие воздушного потока (V=0) и при неработающем воздушном движителе, маховик вновь разгоняется и после отключения привода вновь производятся измерения средней скорости вращения маховика ωср и ее приращение за оборот Δω0. Determination of the aerodynamic damping characteristics of the model is carried out, as in the prototype method, in the mode of its oscillations with a constant amplitude and time-varying frequency. Before the start of the experiment, equipment is mounted in the working part of the wind tunnel 9 according to the scheme shown in Fig. 1. Then, the engine 7 drives the propeller 8 into rotation at the speed required to simulate the operation of the power plant, and in the presence of an air stream (V ≠ 0), the flywheel 5 accelerates to a given rotation speed ω max , and after turning off the drive, the average speed of the flywheel ω cf and its increment per revolution Δω. Then, already in the absence of air flow (V = 0) and with the idle propulsion system idle, the flywheel accelerates again and after turning off the drive, the average flywheel rotation speed ω sr and its increment per revolution Δω 0 are again measured .

Все измерения угловых скоростей вращения маховика проводятся на базе n=10…12 периодов его вращения в диапазоне приведенных частот колебаний модели, соответствующих натурным условиям полета самолета, а время периода определяется как среднее арифметическое за n оборотов, т.е.

Figure 00000001
All measurements of the angular speeds of rotation of the flywheel are carried out on the basis of n = 10 ... 12 periods of its rotation in the range of reduced frequencies of the model’s oscillations corresponding to the full-scale flight conditions of the aircraft, and the period time is determined as the arithmetic average for n revolutions, i.e.
Figure 00000001

Рабочая формула для подсчета моментов демпфирования модели имеет вид:The working formula for calculating the damping moments of the model is:

Figure 00000002
Figure 00000002

где A - комплекс коэффициентов аэродинамических производных, характеризующий демпфирование соответствующей формы колебаний модели и представляемый в виде:where A is the complex of coefficients of aerodynamic derivatives, characterizing the damping of the corresponding form of oscillation of the model and presented in the form:

при колебании по тангажу

Figure 00000003
when fluctuating in pitch
Figure 00000003

при колебании по крену

Figure 00000004
when swinging
Figure 00000004

при колебании по рысканию

Figure 00000005
when yawing
Figure 00000005

ωcp - осредненная за n оборотов скорость вращения маховика;ω cp is the flywheel rotation speed averaged over n revolutions;

Δω - приращение скорости вращения маховика за один оборот в потоке (V≠), определяющее общую потерю кинетической энергии маховика;Δω is the increment of the rotation speed of the flywheel per revolution in the flow (V ≠), which determines the total loss of the kinetic energy of the flywheel;

Δω0 - приращение скорости вращения маховика за один оборот без потока (V=0), определяющее потерю кинетической энергии маховика, затрачиваемую на преодоление сил трения в узлах вращения.Δω 0 is the increment of the speed of rotation of the flywheel per revolution without flow (V = 0), which determines the loss of kinetic energy of the flywheel spent on overcoming the friction forces in the nodes of rotation.

Figure 00000006
- скоростной напор потока в аэродинамической трубе;
Figure 00000006
- flow velocity head in the wind tunnel;

S, ba, L - характерные площадь и линейные размеры модели;S, b a , L - characteristic area and linear dimensions of the model;

Θ0 - амплитуда колебаний модели;Θ 0 is the amplitude of oscillations of the model;

Imax - момент инерции маховика.I max - moment of inertia of the flywheel.

Claims (4)

1. Способ определения характеристик аэродинамического демпфирования модели самолета с винтовым движителем, основанный на задании вращения маховику и колебаний механически связанной с ним модели, установленной в потоке аэродинамической трубы, и регистрацией параметров вращения маховика, отличающийся тем, что винтовой движитель, не связанный жестко с моделью и выполненный в виде двигателя, на валу которого закреплен воздушный винт, устанавливается перед моделью, затем воздушный винт приводится во вращение со скоростью, необходимой для моделирования работы силовой установки и в присутствии воздушного потока маховик разгоняется до заданной скорости вращения и после отключения привода измеряются средняя скорость вращения маховика и ее приращение за оборот, затем, уже в отсутствии воздушного потока, маховик вновь разгоняется до заданной скорости вращения и после отключения привода также производятся измерения средней скорости вращения маховика и ее приращение за оборот, а затем, по разности приращений средней скорости вращения маховика за оборот, полученными в присутствии и отсутствии воздушного потока, определяются характеристики аэродинамического демпфирования модели самолета.1. A method for determining the aerodynamic damping characteristics of a model of an aircraft with a screw propulsion device, based on the task of rotating the flywheel and the vibrations of a mechanically connected model installed in the flow of the wind tunnel, and recording the rotation parameters of the flywheel, characterized in that the screw propeller is not rigidly connected to the model and made in the form of an engine, on the shaft of which a propeller is fixed, is installed in front of the model, then the propeller is rotated at a speed necessary for simulating the operation of the power plant and in the presence of air flow, the flywheel accelerates to a predetermined rotation speed and after turning off the drive, the average rotation speed of the flywheel and its increment per revolution are measured, then, already in the absence of air flow, the flywheel again accelerates to a predetermined rotation speed and after turning off the drive measurements are made of the average speed of rotation of the flywheel and its increment per revolution, and then, by the difference in the increments of the average speed of rotation of the flywheel per revolution, obtained in the presence of In the absence of air flow, the aerodynamic damping characteristics of the aircraft model are determined. 2. Устройство для определения характеристик аэродинамического демпфирования модели самолета с винтовым движителем, установленным в потоке аэродинамической трубы, отличающееся тем, что модель самолета и винтовой движитель при помощи стоек размещены на платформе α-механизма, обеспечивающего синхронное перемещение модели и винтового движителя, при котором их взаимное положение при изменении угла атаки остается неизменным, а винтовой движитель не связан жестко с моделью самолета, при этом модель самолета закреплена на стойке шарнирно и соединена тягой с маховиком, параметры вращения которого регистрируются, а винтовой движитель выполнен в виде двигателя, на валу которого закреплен воздушный винт, и установлен на стойке платформы α-механизма перед моделью самолета с зазором, обеспечивающим отсутствие ее касания вращающимся винтом.2. A device for determining the aerodynamic damping characteristics of an airplane model with a propeller installed in the wind tunnel flow, characterized in that the airplane model and the propeller using racks are placed on the α-mechanism platform, providing simultaneous movement of the model and the propeller, in which the relative position when changing the angle of attack remains unchanged, and the screw propeller is not rigidly connected with the model of the aircraft, while the model of the aircraft is pivotally mounted on the rack and with It is connected by a thrust with a flywheel, the rotation parameters of which are recorded, and the screw propeller is made in the form of an engine with a propeller mounted on its shaft, and is mounted on the platform strut of the α-mechanism in front of the aircraft model with a gap ensuring that it does not touch the rotary screw. 3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что величина зазора между моделью самолета и воздушным винтом составляет δ<20 мм.3. The device according to claim 2, characterized in that the gap between the model of the aircraft and the propeller is δ <20 mm. 4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что модель самолета установлена так, что амплитуда ее колебаний составляет Θ0=2…3°, при которой несущие элементы модели не выходят за границы струи от воздушного винта. 4. The device according to claim 2, characterized in that the aircraft model is set so that the amplitude of its oscillations is Θ 0 = 2 ... 3 °, at which the supporting elements of the model do not extend beyond the boundaries of the jet from the propeller.
RU2009109026/28A 2009-03-11 2009-03-11 Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end RU2402005C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009109026/28A RU2402005C1 (en) 2009-03-11 2009-03-11 Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2009109026/28A RU2402005C1 (en) 2009-03-11 2009-03-11 Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2402005C1 true RU2402005C1 (en) 2010-10-20

Family

ID=44023996

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2009109026/28A RU2402005C1 (en) 2009-03-11 2009-03-11 Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2402005C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105806585A (en) * 2016-05-11 2016-07-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 High-speed wind tunnel large attack angle pitching dynamic stalling test device
CN114061887A (en) * 2021-12-01 2022-02-18 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Amphibious aircraft power lift-increasing full-mode wind tunnel test device

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Быков В.С., Прудников Ю.А. Экспериментальное определение вращательных производных методом свободных колебаний с постоянной амплитудой и изменяющейся во времени частотой. Труды ЦАГИ, вып.854, 1962 г. *

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105806585A (en) * 2016-05-11 2016-07-27 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 High-speed wind tunnel large attack angle pitching dynamic stalling test device
CN114061887A (en) * 2021-12-01 2022-02-18 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Amphibious aircraft power lift-increasing full-mode wind tunnel test device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108120581B (en) Rotating missile pitching derivative high-speed wind tunnel test device and method
Pettingill et al. Identification and prediction of broadband noise for a small quadcopter
KR101038508B1 (en) Device and method of wind tunnel testing
CN107117332A (en) A kind of test platform of small-sized multi-rotor unmanned aerial vehicle rotor power system
Kim et al. Design and performance tests of cycloidal propulsion systems
Zawodny et al. Small propeller and rotor testing capabilities of the NASA Langley Low Speed Aeroacoustic Wind Tunnel
Tang et al. Experimental aerodynamic response for an oscillating airfoil in buffeting flow
RU2344397C2 (en) Method of determining damping properties of aeroplane models with propellers
RU2402005C1 (en) Method of determining aerodynamic damping characteristics of propeller aeroplanes and method to this end
Bowles et al. Improved understanding of aerodynamic damping through the Hilbert transform
CN106768796B (en) A kind of rotating wind machine blade icing wind tunnel experimental provision
Cai et al. Sinusoidal Gust Response of RC Propellers at Different Incidence Angles
Jung et al. Investigation of the interaction tones produced by a contra-rotating unmanned aerial vehicle propeller
Belz et al. Excited blade vibration for aeroelastic investigations of a rotating blisk using piezo-electric macro fiber composites
Yun et al. Thrust control mechanism of VTOL UAV cyclocopter with cycloidal blades system
Long et al. Experimental validation on lift increment of a flapping rotary wing with boring-hole design
Olijnichenko et al. Experimental study of the process of the static and dynamic balancing of the axial fan impeller by ball auto-balancers
Bertrand et al. Experimental evaluation of the critical flutter speed on wings of different aspect ratio
Thornburgh et al. Structural Modeling and Validation of the TiltRotor Aeroelastic Stability Testbed
Dowell et al. Investigation of the Nonlinear Interaction of a Flutter/Limit Cycle Oscillation of a Cantilevered Wing with a Gust Excitation
Wu et al. The multi-functional rotor aerodynamic and aeroacoustic test platform at HKUST
Kvaternik Experimental and analytical studies in tilt-rotor aeroelasticity
Maier et al. Parametric performance study of the aerodynamics and aeroacoustics of small propellers in static conditions
RU2441214C1 (en) Device for experimental determination of rotational and transient derivative sets
CUNNINGHAM, JR et al. Transonic wind tunnel investigation of limit cycle oscillations on fighter type wings-Update

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20130312