[發明專利]一種模擬非線性風速檢測機翼升力裝置

有效

• 申請號: 202010132568.4
• 申請日: 2020-02-29
• 公開（公告）號: CN111175015B
• 公開（公告）日: 2021-06-08
• 發明（設計）人: 程利芳;王艷沛
• 申請（專利權）人: 鄭州航空工業管理學院
• 主分類號: G01M9/06
• 分類號: G01M9/06
• 代理公司: 鄭州豫鼎知識產權代理事務所(普通合伙) 41178
• 代理人: 軒文君

本發明涉及一種模擬非線性風速檢測機翼升力裝置，利用調節裝置進行非線性風速進行隨機設置，利用驅動手柄調節不同風速，然后通過與之連接的U形殼體進行不同風速進行調節，基于風量一定的情況下，風速與通風通道大小成反比的原理，在非線性風速的條件下，模擬機翼進行上升，機翼上升的過程通過豎向位移記錄裝置進行記錄，通過利用模擬板進行升力阻力的模擬，通過橫向位移記錄裝置進行記錄，最后通過牛頓第二定量進行升力的計算和研究，本發明通過在實驗室的條件下進行非線性風速的模擬實驗，從而得到升力的方式，構思巧妙，操作簡易，可以進行不同非線性風速進行設定，對實際生活的升力的研究有著很強的指導及研究意義，實用性強，適合推廣。

技術領域

本發明屬于試驗裝置的技術領域，特別涉及一種模擬非線性風速檢測機翼升力裝置。

背景技術

飛機作為上世紀最偉大的發明之一，飛機在現代人的生活中越來越被普遍得使用，飛機動力的主要來源于機翼的升力，升力來源于機翼上下表面氣流的速度差導致的氣壓差。但機翼上下表面速度差的成因解釋較為復雜，通常科普用的等時間論和流體連續性理論均不能完整解釋速度差的成因。航空界常用二維機翼理論，主要依靠庫塔條件、繞翼環量、庫塔-茹可夫斯基定理和伯努利原理來解釋。在真實且可產生升力的機翼中，氣流總是在后緣處交匯，否則在機翼后緣將會產生一個氣流速度很大的點。這一條件被稱為庫塔條件，只有滿足該條件，機翼才可能產生升力。在理想氣體中或機翼剛開始運動的時候，這一條件并不滿足，粘性邊界層沒有形成。通常翼型（機翼橫截面）都是上方距離比下方長，剛開始在沒有環流的情況下上下表面氣流流速相同，導致下方氣流到達后緣點時上方氣流還沒到后緣，后駐點位于翼型上方某點，下方氣流就必定要繞過尖后緣與上方氣流匯合。由于流體粘性（即康達效應），下方氣流繞過后緣時會形成一個低壓旋渦，導致后緣存在很大的逆壓梯度。隨即，這個旋渦就會被來流沖跑，這個渦就叫做起動渦。實際模型上觀測到的尾渦根據海姆霍茲旋渦守恒定律（開爾文定律），對于理想不可壓縮流體（位勢流）在有勢力的作用下翼型周圍也會存在一個與起動渦強度相等方向相反的渦，叫做環流，或是繞翼環量。環流是從翼型上表面前緣流向下表面前緣的，所以環流加上來流就導致后駐點最終后移到機翼后緣，從而滿足庫塔條件。飛機的升力絕大部分是由機翼產生，尾翼通常產生負升力，飛機其他部分產生的升力很小，一般不考慮。升力的原理就是因為繞翼環量（附著渦）的存在導致機翼上下表面流速不同壓力不同，方向垂直于相對氣流，機翼升力的產生主要靠上表面吸力的作用，而不是靠下表面正壓力的作用，一般機翼上表面形成的吸力占總升力的60-80%左右，下表面的正壓形成的升力只占總升力的20-40%左右。所以不能認為：飛機被支托在空中，主要是空氣從機翼下面沖擊機翼的結果。飛機飛行在空氣中會有各種阻力，阻力是與飛機運動方向相反的空氣動力，它阻礙飛機的前進，這里我們也需要對它有所了解。按阻力產生的原因可分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力和干擾阻力。四種阻力是對低速飛機而言，至于高速飛機，除了也有這些阻力外，還會產生波阻等其他阻力。

升力的方向嚴格意義上垂直向上的，影響升力的因素大致可以分為飛行速度和空氣密度兩個大類，其中空氣密度是增大了升力阻力用以減弱升力，在實驗室的調節下，對機翼的升力研究通常不考慮空氣密度的影響，但是可以通過其他阻力的調節來對其升力的阻力效果進行等效替換，現有技術中實驗室條件下對機翼升力進行研究時通常采用對機翼施加一定的風速從而對升力進行簡單的測試與研究，目的主要在于研究飛機升空的原理進行探尋，但是，通常在進行研究時，施加的風速往往是線性變化的，此時，我們需要對非線性風速條件下的機翼升力進行研究，至于非線性風速，在現實中的風力場中，風速的變化往往不是線性變化的，風速的變化存在陡變的情況，因此，在進行機翼升力研究時，往往需要對非線性風速的條件下進行機翼升力的研究，因此，本發明旨在實驗室條件下對非線性風速條件下進行機翼升力的研究用以對實際生活進行指導研究。

發明內容

針對以上問題，本發明提供了一種模擬非線性風速檢測機翼升力裝置，解決了背景技術中的提到的問題。