CN111579204B - 一种二维翼型模型的传感机构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种二维翼型模型的传感机构。该传感机构包括：压力传感器组、多个第一导管、第二导管和空腔；所述压力传感器组垂直固定于二维翼型模型表面的安装孔中，所述压力传感器组中每个压力传感器的测压面均与所述二维翼型模型的表面垂直；所述二维翼型模型表面开设有多个垂直于所述二维翼型模型表面的安装孔；所述空腔固定于所述二维翼型模型的内部；所述压力传感器组中压力传感器的参考压力端通过所述第一导管连接至所述空腔上，所述压力传感组中的多个压力传感器与多个所述第一导管一一对应；所述空腔与所述第二导管的第一端连接，所述第二导管的第二端置于所述二维翼型模型外部的大气中。本发明可以提高二维翼型表面压力分布的测量精度。

Description

一种二维翼型模型的传感机构
技术领域
本发明涉及空气动力学领域，特别是涉及一种二维翼型模型的传感机构。
背景技术
旋翼是直升机的关键部件，它可以为直升机提供升力、推力以及机动飞行所需的力与力矩，对旋翼的气动力分析是直升机空气动力学的核心问题。
在风洞中进行二维翼型表面压力测量是研究旋翼气动问题的主要手段之一，然而现有的实验装置采用的测压装置主要是利用皮托管，用皮托管测压力时，有如下缺点：
皮托管本身对流场会产生扰动，使得测量精度降低，在测量动态压力时误差会更加明显。
使用皮托管进行实验时，理论上必须首先将皮托管及橡皮管内的空气完全排出，然后将皮托管的下端放入水流中，并使总压管的进口正对测点处的流速方向。但实际应用时，气泡不易排除干净，下端一旦脱离水面，气泡进入后需要重新排气，过程较繁琐。另外，正对测点处的流速方向也不易实现。
发明内容
本发明的目的是提供一种二维翼型模型的传感机构，以提高二维翼型表面压力分布的测量精度。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种二维翼型模型的传感机构，包括：压力传感器组、多个第一导管、第二导管和空腔；
所述压力传感器组垂直固定于二维翼型模型表面的安装孔中，所述压力传感器组中每个压力传感器的测压面均与所述二维翼型模型的表面垂直；所述二维翼型模型表面开设有多个垂直于所述二维翼型模型表面的安装孔；
所述空腔固定于所述二维翼型模型的内部；所述压力传感器组中压力传感器的参考压力端通过所述第一导管连接至所述空腔上，所述压力传感组中的多个压力传感器与多个所述第一导管一一对应；所述空腔与所述第二导管的第一端连接，所述第二导管的第二端置于所述二维翼型模型外部的大气中。
可选的，所述二维翼型模型沿展向开设有多个通孔，所述二维翼型模型的转轴置于所述二维翼型模型几何前缘侧的第二个通孔内。
可选的，所述二维翼型模型包括第一端段、中间段和第二端段，所述第一端段、所述中间段和所述第二端段依次通过销钉固定，且采用胶结的方式将所述第一端段、所述中间段和所述第二端段沿展向固定；所述压力传感器组、所述第一导管和所述空腔均位于所述中间段内。
可选的，所述中间段内部开设第一凹槽和第二凹槽；
所述空腔固定于所述第一凹槽内，所述第二导管中第一端的部分导管段位于所述第一凹槽内，所述第二导管中第二端的部分导管段穿过所述第一端段内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部；
多个所述第一导管固定于所述第二凹槽内；
所述第二凹槽与所述第一凹槽连通；所述压力传感器组的信号线依次通过所述第二凹槽、所述第一凹槽和所述第二端段内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部。
可选的，所述压力传感器组包括第一传感器组和第二传感器组，所述第一传感器组和所述第二传感器组均包括多个所述压力传感器；
所述第一传感器组固定于所述二维翼型模型上表面的安装孔内，所述第二传感器组固定于所述二维翼型模型下表面的安装孔内；所述第一传感器组的压力传感器和所述第二传感器组的压力传感器在所述二维翼型模型弦向方向交错设置。
可选的，所述第一传感器组的压力传感器个数大于所述第二传感器组的压力传感器个数。
可选的，所述第一传感器组包括14个压力传感器，所述第二传感器组包括8个压力传感器。
可选的，所述压力传感器组中的压力传感器为HTP504型微型动态压力传感器。
可选的，所述二维翼型模型表面的安装孔为阶梯孔，所述阶梯孔包括第一孔段和第二孔段，所述第一孔段为靠近所述二维翼型模型内部孔段，所述第二孔段为靠近所述二维翼型模型表面的孔段，所述第一孔段的直径小于所述第二孔段的直径。
可选的，所述安装孔还包括垫片，所述垫片位于所述第二孔段的第二孔端，所述垫片用于填充所述安装孔位置空缺的所述二维翼型模型表面部分；所述第二孔段的第二孔端为位于所述二维翼型模型表面的一端，所述第二孔段的第一孔端与所述第一孔段衔接。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明将微型动态压力传感安装在翼型模型内部，从而可以保持二维翼型模型表面的完整性，模型表面的光滑度不被破坏，装置本身不会对流场产生影响，测量精度高，可达0.03Pa，误差小于千分之二。
此外，本发明通过对微型动态压力传感器进行展向移动的方式，将二维翼型模型上、下表面安装的微型动态压力传感器相互错开，该布置方式使得二维翼型模型几何后缘处的微型动态压力传感器安装更为紧密，测量得到的几何后缘处的动态压力数据更接近实际情况，为准确地研究反流区的动态失速问题提供有利的支撑。而且，微型动态压力传感器响应时间短，采样率高达3KHz，可实时采集二维翼型模型表面的动态压力数据，实时反映翼型表面的非定常气动力。实验可重复性高，将传感器一次性安装在模型内部后，无需再次安装传感器便可进行多次实验，提高工作效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明二维翼型模型反面视角的传感机构示意图；
图2为本发明二维翼型模型下表面传感器安装位置简图；
图3为本发明二维翼型模型正面视角的传感机构示意图；
图4为本发明二维翼型模型上表面传感器安装位置简图；
图5为本发明二维翼型模型弦向传感器安装位置示意图；
图6为本发明压力传感器与空腔的连接示意图；
图7为本发明传感器固定于安装孔的位置示意图。
图中标号名称：1-二维翼型模型第一端段，2-二维翼型模型中间段，3-二维翼型模型第二端段，4-正面盖板，5-空腔，6-空腔连接管，7-压力传感器，8-第一导管，9-第二导管，10-信号线，11-转轴，12-垫板，13-反面盖板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明二维翼型模型反面视角的传感机构示意图。如图1所示，本发明的二维翼型模型的传感机构包括：压力传感器组、多个第一导管8、第二导管9和空腔5。所述压力传感器组的每个压力传感器7垂直固定于二维翼型模型表面的安装孔中，所述压力传感器组中每个压力传感器7的测压面均与所述二维翼型模型的表面垂直；所述二维翼型模型表面开设有多个垂直于所述二维翼型模型表面的安装孔。
所述空腔5固定于所述二维翼型模型的内部；所述压力传感器组中压力传感器的参考压力端通过所述第一导管8连接至所述空腔上，所述压力传感组中的多个压力传感器与多个所述第一导管8一一对应；所述空腔5与所述第二导管9的第一端连接，所述第二导管9的第二端置于所述二维翼型模型外部的大气中。
本发明中二维翼型模型由第一端段1、中间段2和第二端段3组成，采用销钉将其两两固定，保证在实验中不发生相对转动，同时采用胶结的方式将第一端段1、中间段2和第二端段3进行展向固定，以保证上下表面的完整性。其中第一端段1与第二端段3完全一样，内部沿展向挖多个通孔，使得整个二维翼型模型在展向包括多个通孔，转轴11置于所述二维翼型模型几何前缘侧的第二个通孔内，其余多个通孔的目的是在保证模型强度的条件下减轻模型的质量，以减小其惯性。在具体实施例中，通孔的个数根据实际需求而定，例如，若采用NACA0018翼型作为二维翼型模型，此时可开设8个通孔。
压力传感器7、第一导管8和空腔5均固定于中间段2的内部，第一端段1和第二端段3的目的是保证模型的完整性，使得中间段2两侧位置的传感器数据不被其他因素所影响。压力传感器组包括第一传感器组和第二传感器组，所述第一传感器组和所述第二传感器组均包括多个所述压力传感器；所述第一传感器组固定于所述二维翼型模型上表面的安装孔内，所述第二传感器组固定于所述二维翼型模型下表面的安装孔内，第一传感器组的压力传感器个数大于所述第二传感器组的压力传感器个数。如图1-图4所示，图中第一传感器组包括14个压力传感器，即在二维翼型模型上表面(正面)安装14个压力传感器；第二传感器组包括8个压力传感器，即在二维翼型模型下表面(反面)安装8个压力传感器。
由于几何后缘处压力传感器安装过于紧密，模型上下面安装时会相互影响，为此，本发明将压力传感器弦向位置保持不变，改变其展向位置，使得模型上下面的压力传感器相互错开。如图5所示，第一传感器组的压力传感器和第二传感器组的压力传感器在所述二维翼型模型弦向方向交错设置。由于实验时，二维翼型模型与来流垂直，采取这样的安装方式，依旧可以获得同一翼型上的压力数据。进行试验时由于需要通过压力传感器7测量的压力数据获得翼型的法向力系数、轴向力系数、升力系数、阻力系数和1/4弦线力矩系数，所以整个翼型均安装压力传感器7，其中翼型模型上表面安装14个，下表面安装8个。由于本发明的传感机构主要应用于旋翼反流区动态失速实验研究，因此需要获得几何后缘处更精确的数据，故几何后缘处压力传感器7安装的更为紧密。
本发明空腔5置于中间段2正面的内部，如图6所示，通过8第一导管将所有压力传感器7的参考压力统一到空腔5，然后通过第二导管9与大气连接。压力传感器7与空腔5安装完毕后，正面盖板4与反面盖板13盖在二维翼型模型中间段2，以保证翼型模型表面的完整性。
由于压力传感器7的特殊构造，其上表面除了中间有通气孔，其周边也有，因此必须保证垫片12与压力传感器7的上表面有一定的间隙，因此本发明二维翼型模型表面的安装孔为二级阶梯孔，如图7所示，所述阶梯孔包括第一孔段和第二孔段，所述第一孔段为靠近所述二维翼型模型内部孔段，所述第二孔段为靠近所述二维翼型模型表面的孔段，所述第一孔段的直径小于所述第二孔段的直径。压力传感器7与二维翼型模型中间段2的安装采用模型内部挖凹槽，从模型外表面以垂直表面向内打阶梯孔，从内部安装压力传感器7的方式，以保证模型表面的完整性。二维翼型模型中间段2内部根据传感器的安装位置，垂直于模型表面由外而内打一个阶梯通孔，模型内部相应位置挖凹槽，方便第一导管8与信号线10的布置。具体的，中间段2内部开设第一凹槽和第二凹槽。所述空腔5固定于所述第一凹槽内，所述第二导管9中第一端的部分导管段位于所述第一凹槽内，所述第二导管9中第二端的部分导管段穿过所述第一端段内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部。所述第二凹槽与所述第一凹槽连通。多个所述第一导管8固定于所述第二凹槽内，第一导管8的第一端连接压力传感器组中压力传感器7的参考压力端，第二导管8的第二端连接至第一凹槽内的所述空腔5上。所述压力传感器组的信号线通过第二凹槽汇至第一凹槽中，最后穿过第二端段3内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部。
为保证模型表面的完整性，模型上的阶梯通孔需要用垫片12填充，模型表面为曲面，垫片12为平面，安装完毕后须打磨以保持模型表面的光滑性。由于压力传感器7为高精密元件，为防止打磨过程中碎屑进入压力传感器7，必须保证压力传感器7与垫片12的安装先后顺序是先安装垫片12，然后再安装压力传感器7。二维翼型模型反面与正面的压力传感器采用同样的安装方法，唯一不同是反面的凹槽内不用放置5空腔，而是直接通过8第一导管与正面凹槽内的5空腔相连。
关于本发明中各个器件的参数，本发明给出如下示例：
二维翼型模型采用NACA0018翼型，规格为1000X300。模型材料使用的是ABS塑料，在具有较高强度、刚度的同时，相比其他材料还有较小的质量。选用该翼型的目的主要有两个：其一是该翼型曲率较小，厚度较大，可以将压力传感器尽可能靠后的安装在几何后缘处，并且可以布置的更密一些，测得更多的数据，后期实验数据处理插值时更接近真实情况；其二是该翼型较厚，内部有更多可利用的空间用来布置传感器的信号线。在桨叶模型表面合适的位置挖22个垂直于模型表面的孔，以便于将微型动态压力传感器安装进去，并保证测压面与模型表面垂直。在桨叶模型内部挖一些凹槽，便于布置微型动态压力传感器的第一导管和信号线。
压力传感器7采用的是频率高达3KHz的HTP504微型动态压力传感器，其体积较小，重量轻，量程0～2Kpa，误差范围小于千分之二。可以垂直于翼型表面安装在模型内部，可进行静态压力测量，亦可进行动态压力测量。
空腔5采用规格为70X40X10的长方体空腔，其壁厚为2mm，材质为常见的透明ABS。空腔左侧需要打8个直径为2.2mm的孔，右侧需要打14个直径为2.2mm的孔，插入空腔连接管6，用来连接压力传感器7的参考压力端的第一导管8。第一导管8采用的是长为10mm，外径为2.2mm，内径为1mm的铝管。
第二导管9采用的是内径为2.2mm的胶皮软管。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (9)

1.一种二维翼型模型的传感机构，其特征在于，包括：压力传感器组、多个第一导管、第二导管和空腔；
所述压力传感器组垂直固定于二维翼型模型表面的安装孔中，所述压力传感器组中每个压力传感器的测压面均与所述二维翼型模型的表面垂直；所述二维翼型模型表面开设有多个垂直于所述二维翼型模型表面的安装孔；所述压力传感器组包括第一传感器组和第二传感器组，所述第一传感器组和所述第二传感器组均包括多个所述压力传感器；所述第一传感器组固定于所述二维翼型模型上表面的安装孔内，所述第二传感器组固定于所述二维翼型模型下表面的安装孔内；所述第一传感器组的压力传感器和所述第二传感器组的压力传感器在所述二维翼型模型弦向方向交错设置；
所述空腔固定于所述二维翼型模型的内部；所述压力传感器组中压力传感器的参考压力端通过所述第一导管连接至所述空腔上，所述压力传感组中的多个压力传感器与多个所述第一导管一一对应；所述空腔与所述第二导管的第一端连接，所述第二导管的第二端置于所述二维翼型模型外部的大气中。
2.根据权利要求1所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述二维翼型模型沿展向开设有多个通孔，所述二维翼型模型的转轴置于所述二维翼型模型几何前缘侧的第二个通孔内。
3.根据权利要求2所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述二维翼型模型包括第一端段、中间段和第二端段，所述第一端段、所述中间段和所述第二端段依次通过销钉固定，且采用胶结的方式将所述第一端段、所述中间段和所述第二端段沿展向固定；所述压力传感器组、所述第一导管和所述空腔均位于所述中间段内。
4.根据权利要求3所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述中间段内部开设第一凹槽和第二凹槽；
所述空腔固定于所述第一凹槽内，所述第二导管中第一端的部分导管段位于所述第一凹槽内，所述第二导管中第二端的部分导管段穿过所述第一端段内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部；
多个所述第一导管固定于所述第二凹槽内；
所述第二凹槽与所述第一凹槽连通；所述压力传感器组的信号线依次通过所述第二凹槽、所述第一凹槽和所述第二端段内部的通孔伸至所述二维翼型模型的外部。
5.根据权利要求1所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述第一传感器组的压力传感器个数大于所述第二传感器组的压力传感器个数。
6.根据权利要求5所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述第一传感器组包括14个压力传感器，所述第二传感器组包括8个压力传感器。
7.根据权利要求1所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述压力传感器组中的压力传感器为HTP504型微型动态压力传感器。
8.根据权利要求7所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述二维翼型模型表面的安装孔为阶梯孔，所述阶梯孔包括第一孔段和第二孔段，所述第一孔段为靠近所述二维翼型模型内部孔段，所述第二孔段为靠近所述二维翼型模型表面的孔段，所述第一孔段的直径小于所述第二孔段的直径。
9.根据权利要求8所述的二维翼型模型的传感机构，其特征在于，所述安装孔还包括垫片，所述垫片位于所述第二孔段的第二孔端，所述垫片用于填充所述安装孔位置空缺的所述二维翼型模型表面部分；所述第二孔段的第二孔端为位于所述二维翼型模型表面的一端，所述第二孔段的第一孔端与所述第一孔段衔接。
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AU2020102021A AU2020102021A4 (en) 2020-05-29 2020-08-27 Sensing Mechanism of Two-Dimensional Airfoil Model
US17/333,119 US11131599B1 (en) 2020-05-29 2021-05-28 Sensing mechanism of two-dimensional airfoil model

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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114354147B (zh) * 2021-10-22 2023-06-20 中国华能集团清洁能源技术研究院有限公司 一种风力发电机组叶片环境损伤试验系统及其方法和应用
CN113942642B (zh) * 2021-11-19 2023-09-08 中国直升机设计研究所 一种带有气动压力测量传感器的直升机桨叶
CN114611420A (zh) * 2022-02-10 2022-06-10 北京机电工程研究所 非定常气动力计算精度评估及修正方法
CN114942119B (zh) * 2022-04-21 2023-10-03 北京理工大学 高温高速旋转叶轮机械瞬态流场测试系统

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014123938A1 (en) * 2013-02-05 2014-08-14 International Electronic Machines Corporation Pressure profiling system
CN104807609A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国科学院工程热物理研究所 一种风电叶片气动测压结构
CN104943195A (zh) * 2015-05-04 2015-09-30 中国科学院工程热物理研究所 一种基于真空吸注成型的风电叶片气动测压管预埋方法
CN108414182A (zh) * 2018-04-23 2018-08-17 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型横摆振荡风洞试验装置
CN109808913A (zh) * 2019-01-29 2019-05-28 西北工业大学 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法
CN110500240A (zh) * 2019-09-27 2019-11-26 扬州大学 小功率风力机气动特性的测量方法

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4770032A (en) * 1987-02-05 1988-09-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Porous plug for reducing orifice induced pressure error in airfoils
US5513526A (en) * 1994-07-20 1996-05-07 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Hydrofoil force balance
JP4446608B2 (ja) * 2001-01-09 2010-04-07 本田技研工業株式会社 風洞試験用模型
WO2010006033A1 (en) * 2008-07-08 2010-01-14 Tao Of Systems Integration, Inc. Method for predicting flow and performance characteristics of a body using critical point location
US7845236B2 (en) * 2008-08-26 2010-12-07 General Electric Company Resistive contact sensors for large blade and airfoil pressure and flow separation measurements
CN104978449A (zh) * 2015-08-17 2015-10-14 北京航空航天大学 二维三段翼型的前缘缝翼及后缘襟翼位置的气动优化方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014123938A1 (en) * 2013-02-05 2014-08-14 International Electronic Machines Corporation Pressure profiling system
CN104807609A (zh) * 2015-05-04 2015-07-29 中国科学院工程热物理研究所 一种风电叶片气动测压结构
CN104943195A (zh) * 2015-05-04 2015-09-30 中国科学院工程热物理研究所 一种基于真空吸注成型的风电叶片气动测压管预埋方法
CN108414182A (zh) * 2018-04-23 2018-08-17 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种翼型横摆振荡风洞试验装置
CN109808913A (zh) * 2019-01-29 2019-05-28 西北工业大学 一种带有可偏转翼梢小翼的无人机设计方法
CN110500240A (zh) * 2019-09-27 2019-11-26 扬州大学 小功率风力机气动特性的测量方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Trim investigation for coaxial rigid rotor helicopters using an improved aerodynamic interference model;YeYuan;《Aerospace Science and Technology》;20181103;第293-304页 *
风力机叶片翼型动态试验技术研究;李国强;《力学学报》;20180430;第50卷(第4期);第751-765页 *

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