[發明專利]一種復合式模型支撐和調節設計方法

有效

• 申請號: 201711297927.6
• 申請日: 2017-12-08
• 公開（公告）號: CN108151999B
• 公開（公告）日: 2019-08-16
• 發明（設計）人: 鮑鋒;邱玥;程方舟
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04;G01M9/08
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 馬應森

一種復合式模型支撐和調節設計方法，涉及小型直流式風洞。設有模型支撐和調節一體化裝置，所述模型支撐和調節一體化裝置設有實驗模型、調節板、翼形支撐桿、下支撐桿、調節盤、牽引繩、調節銷和支撐底座。用于小型教學實驗用風洞，滿足可靠穩定的試驗段氣流環境以及更精確的流動參數測量要求，需將研究對象用某種穩固且對模型本身流動影響盡可能少的支撐系統置于風洞試驗段的均勻氣流中，并根據試驗的要求便捷地改變模型的姿態。

技術領域

本發明涉及小型直流式風洞，尤其是涉及對試驗段模型的支撐及測量方式進行改進，用精巧的細節設計、簡便易行的傳動裝置，有效提升模型安裝的便捷性和調節測量的精確性，同時實現實驗模型攻角的外部調整，解決以往風洞實驗不便之處的一種復合式模型支撐和調節設計方法。

背景技術

風洞是利用控制人造氣流來模擬飛行器或實體周圍氣體流動情況的一種管道狀的實驗設備，除此之外還可以度量氣流對研究對象的作用效果以及觀察流動顯示現象，它是進行空氣動力實驗最常用、最有效的工具之一。優質的風洞要求在風洞試驗段獲得穩定均勻的、可以精確控制的試驗氣流，以滿足模型氣動力試驗的需求。由于氣體流動現象以及物體或飛行器幾何外形的復雜性和不確定性，空氣動力學研究和飛行器動力設計中的諸多問題都無法僅憑理論或解析方法求解，大量的實驗是發現其規律、提供數據基礎，并拓展理論分析的必經之道。其中風洞試驗段模型安置的基本要求為用某種支撐系統將模型置于風洞試驗段的均勻流中，并根據試驗的具體需求改變模型的姿態，這些環節均對試驗結果的可信度具有十分重要的影響。

風洞種類繁多，分類方法也各異。若以實驗段氣流速度大小來區分，可以分為低速、高速和高超聲速風洞。其中低速風洞基本上有兩種形式，直流式與回流式。低速風洞試驗段又分開口和閉口兩種形式，截面形狀各異，試驗段長度視風洞類別和實驗對象而定，也有雙實驗段風洞，甚至三實驗段風洞。

直流式低速風洞是典型的一種低速風洞，如圖1所示，主要結構可細分為集氣段、動力段、穩定段(穩定段內還置有蜂窩器和阻尼網或紗網)、收縮段、試驗段、擴散段。其中動力段是安裝驅動風扇的區域，在此環節內驅動風扇使氣體產生流動。隨后經此動力驅動產生的紊亂氣流在穩定段中得以穩定，穩定段使氣流的方向趨于一致、速度趨于均勻。蜂窩器可引導氣流，減小氣流偏角，降低氣流的橫向湍流度，阻尼網主要降低氣流的軸向湍流度。氣流速度由風扇轉速來控制，風扇向試驗段方向鼓風而使氣流從風扇端口進入穩定段。通過穩定段的蜂窩器和阻尼網梳理摻勻氣流，然后經由收縮段加速氣流，使試驗段中形成流動方向一致、均勻穩定的氣流。在試驗段中設置模型種類及其攻角等物理參數，通過完整的試驗流程獲得作用在模型上的空氣動力數據。

對于小型直流式風洞的模型安裝測量領域，先后有很多學者都進行了不同的設計。北方工業大學設計了一套教學用小型風洞設備，利用ARM STM32與微型拉壓力傳感器、氣壓壓力傳感器、風速傳感器，以及變頻風機、洞體作為主要構成，主要適用于特定車型的測量并在此基礎上延伸出飛機模型的測量，并通過實驗數據驗證飛機升力及俯仰角的關系([1]張進治,謝亮,劉立強等.小型風洞的設計與實驗[N].北方工業大學學報2016,28(3):66-71)。90年代初NASA的Glenn研究中心就開展了一個以教學演示和測量為核心的小型風洞項目，并逐步完善形成了一體化程度較高的產品Wright Memorial Tunnel，可實現單獨或同時的升力、阻力、俯仰力矩測量。在該產品中翼型模型的固定并非由底端支承支撐，而是由一支承的尾夾在翼型尖端處固定，翼型角度調整也由這一機構來實現，并通過應變儀連接移動設備來接受采集到的數據。亦有更為簡單的測量方式，將固定翼型模型連接到外部模塊通過兩者之間傳導的力來測量升力([2]https://www.grc.nasa.gov[OL].Pages ofdrag measurement and forcebalance)。

發明內容

本發明的目的在于提供可對試驗段模型的支撐及測量方式進行改進，用精巧的細節設計、簡便易行的傳動裝置，有效提升模型安裝的便捷性和調節測量的精確性，同時實現實驗模型攻角的外部調整，解決以往風洞實驗不便之處的一種復合式模型支撐和調節設計方法。