CN112014058B - 一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置及其测验方法 - Google Patents

一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置及其测验方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置以及测验方法，属于风洞试验技术领域。将翼型模型分为三段，中间段为测力翼段，左右两段为维形翼段，用于隔离风洞洞壁附面层；测力翼段左右两侧与模型转轴相连，模型转轴穿过维形翼段并与风洞两侧的阻力天平轴承相连，维形翼段安装于观察窗上，可随观察窗一起转动；阻力天平安装于天平滑块上，天平滑块安装于支架滑轨上，可上下滑动；天平滑块通过连接杆与升力天平相连，升力天平与支架固连。本发明将高升阻比翼型的阻力和升力分开测量，解决了高升阻比翼型测力风洞试验中天平升阻比低，阻力测量精度低的问题。

Description

一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置及其测验方法
技术领域
本发明涉及风洞试验技术领域，特别是涉及一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置以及测验方法。
背景技术
临近空间飞行器飞行于20km以上高度，在空间上临近空间飞行器可将常规航空器和航天器连接起来，并能完成传统航空装备和航天装备无法完成的作战任务，可有效扩展现有装备的作战能力，可应用于侦察监视、通信中继、装备投送等诸多方面。由于临近空间飞行器飞行速度低，且所处环境空气密度小，因此，临近空间飞行器飞行于低雷诺数范围，翼型表面会出现大范围层流区，为提高飞行效率，临近空间飞行器的机翼一般采用高升阻比层流翼型。
风洞试验是为翼型设计提供空气动力学特性数据的重要手段，但是，对于高升阻比层流翼型，目前还没有成熟可靠的风洞测力试验方案。高升阻比层流翼型的最大升阻比往往在100以上，而常规测力天平的升力量程和阻力量程的比值一般小于100，因此在满足高升阻比层流翼型升力测量量程的前提下，天平阻力量程往往过大，造成阻力测量精度低的问题。
发明内容
针对现有技术中的上述问题，本发明提供一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置及其测验方法，解决了现有技术中常规测力天平对于高升阻比层流翼型阻力测量精度低的问题。
为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案如下：
一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置，其包括底板和两个竖直设置于底板上的滑轨，两个滑轨的滑槽开口相对设置；两个滑轨的滑槽内均设有上下滑动的天平滑块；两个天平滑块的端面上均设置有阻力天平；两个滑轨之间设置有用于固定试验模型的模型转轴，试验模型分为三段，试验模型的中间翼段为测力翼段，两侧为维形翼段；测力翼段两侧分别与一根模型转轴连接，两根模型转轴的自由端分别与两个阻力天平连接；两个滑轨的滑槽内均设置有升力天平，升力天平位于天平滑块顶部，升力天平与天平滑块之间设置有天平连接杆。
通过将高升阻比层流翼型的试验模型采用三段式模型，利用维形翼段隔离风洞洞壁附面层对测力翼段的影响，提高翼型测力精度；采用阻力天平和升力天平分离布置的方式，通过阻力天平和升力天平分别测量出测力翼段的阻力和升力，有效提高天平量程升阻比，并避免升力测量单元对阻力测量单元的干扰，提高翼型阻力测量精度；模型转轴设置在测力翼段的两侧，采用两侧支撑测力翼段模型的方式，减小风洞试验过程中翼型转轴的变形，提高测量精度。
进一步地，为了方便试验人员通过转动观察窗带动维形翼段，使得试验模型两侧的维形翼段的迎角与中间的测力翼段的迎角相同，两个滑轨之间设置有两个观察窗，两个观察窗分别设置于风洞两侧洞壁上；两个维形翼段分别设置于两个观察窗上，两个维形翼段的外表面分别与两个观察窗的内壁接触，模型转轴穿过两侧维形翼段和观察窗与阻力天平连接，模型转轴不与维形翼段和观察窗接触，减少维形翼段对测量的干扰，保证只有测力翼段的气动力传递至天平，提高试验模型的升阻比测量的准确性。
进一步地，作为观察窗的一种具体设置方式，两个观察窗为圆形；维形翼板设置于观察窗中心位置，维形翼板上设置有贯穿观察窗的通孔，通孔用于为模型转轴穿过维形翼段和观察窗提供通道，通孔的中心轴线与模型转轴的中心轴线重合。
进一步地，为了方便调节与模型转轴连接的测力翼段的迎角，方便测量出不同迎角测力翼段的升阻比，位于测力翼段右侧的模型转轴和阻力天平之间设置有带有法兰盘轴承的右法兰盘，模型转轴套设与法兰盘轴承中，右法兰盘与右侧阻力天平固定连接；位于测力翼段左侧的模型转轴和阻力天平之间设置有左法兰盘。
本发明还提供一种高升阻比层流翼型的风洞测力测验方法，包括以下步骤：
步骤1：校正阻力天平和升力天平；
步骤2：将翼型风洞试验模型分为三段，中间翼段为测力翼段，两侧翼段为维形翼段。
步骤3：将测力翼段两侧分别与两侧滑槽内的阻力天平连接，通过天平连接杆，将阻力天平与升力天平固定连接；
步骤4：转动风洞两侧洞壁上的观察窗，调整维形翼段上的迎角，直至维形翼段的迎角与测力翼段的迎角保持一致，之后使用螺栓固定观察窗；
步骤5：在试验风速恒定的情况下，测试出测力翼段的阻力和升力；
步骤6：调整测力翼段迎角，并使其与上一状态的迎角不相同，重复步骤3～5，测试出测力翼段在当前迎角下的阻力和升力；
步骤7：数据处理，计算出测力翼段在不同迎角下的升阻比。
实验人员可以通过多次调整测力翼段迎角，在试验风速恒定的情况下，测试出测力翼段不同迎角下的升阻比，了解被测试验模型在不同迎角的升阻比，判断被测试验模型是否属于高升阻比层流翼型。
本发明的有益效果为：本发明将高升阻比翼型的阻力和升力分开测量，可以避免升力测量单元对阻力测量单元的干扰，提高翼型阻力测量精度；本发明采用三段式模型，利用维形翼段隔离风洞洞壁附面层对测力翼段的影响，提高翼型测力精度；观察窗的设置，方便实验人员可以快速的在风洞洞壁外将维形翼段的迎角与被测测力翼段的迎角调整为一致，减少风洞洞壁附面层对阻力测量单元的干扰，提高测量测力翼段的升阻比的准确性。
附图说明
图1一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置的结构示意图。
图2为图1去掉滑轨和观察窗的结构示意图。
图3为一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置的俯视结构示意图。
图4为观察窗的安装结构示意图。
其中，1、测力翼段；2、维形翼段；3、观察窗；4、阻力天平；5、天平滑块；6、天平连接杆；7、升力天平；8、滑轨；9、模型转轴；10、右法兰盘；11、左法兰盘；12、法兰盘轴承；13、风洞；14、底板。
具体实施方式
下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。
如图1～4所示，本发明提供的一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置，其包括底板14和两个竖直设置于底板14上的滑轨8，两个滑轨8的滑槽开口相对设置；两个滑轨8的滑槽内均设有上下滑动的天平滑块5；两个天平滑块5的端面上均设置有阻力天平4；两个滑轨8之间设置有用于固定试验模型的模型转轴9，试验模型分为三段，试验模型的中间翼段为测力翼段1，两侧为维形翼段2；测力翼段1两侧分别连接有模型转轴9，两侧模型转轴9的自由端分别与两个阻力天平4连接；两个滑轨8的滑槽内均设置有升力天平7，升力天平7位于天平滑块5顶部，升力天平7与天平滑块5之间设置有天平连接杆6。通过将高升阻比层流翼型的试验模型采用三段式模型，利用维形翼段2隔离风洞洞壁附面层对测力翼段1的影响，提高翼型测力精度；采用阻力天平4和升力天平7分离布置的方式，通过阻力天平4和升力天平7分别测量出测力翼段1的阻力和升力，有效提高天平量程升阻比，并避免升力测量单元对阻力测量单元的干扰，提高翼型阻力测量精度；模型转轴9设置在测力翼段1的两侧，采用两侧支撑测力翼段1模型的方式，减小风洞试验过程中翼型转轴的变形，提高测量精度。
两个滑轨8之间设置有两个观察窗3，两个观察窗3分别设置于风洞13两侧的洞壁上；两个维形翼段2分别设置于两个观察窗3上，两个维形翼段2的外表面分别与两个观察窗3的内壁接触；两个观察窗3为圆形，维形翼板设置于观察窗3中心位置，维形翼板上设置有贯穿观察窗3的通孔，模型转轴9穿过通孔分别与两侧的阻力天平4连接，模型转轴9与通孔之间有间隙，模型转轴9不与维形翼段2和观察窗3接触；观察窗3的设置方便试验人员通过转动观察窗3带动维形翼段2，使得试验模型两侧的维形翼段2的迎角与中间的测力翼段1的迎角相同，避免维形翼段2的迎角不同而对测力翼段1产生干扰，影响测量测力翼段1升阻比的精度；通孔的设置，避免维形翼段2与模型转轴9接触，防止维形翼段2的升力和阻力通过模型转轴9传递给升力天平7和阻力天平4，减少对测力翼段1测量的干扰，保证只有测力翼段1的气动力传递至天平，提高试验模型升阻比测量的准确性。
为了方便调节与模型转轴9连接的测力翼段1的迎角，位于测力翼段1右侧的模型转轴9和阻力天平4之间设置有带有法兰盘轴承12的右法兰盘10，模型转轴9套设于法兰盘轴承12中，右法兰盘10与右侧阻力天平4固定连接；位于测力翼段1左侧的模型转轴9和阻力天平4之间设置有左法兰盘11。
本发明还提供一种高升阻比层流翼型的风洞测力测验方法，包括以下步骤：
步骤1：测验前校正阻力天平4和升力天平7；
步骤2：将翼型风洞试验模型分为三段，中间翼段为测力翼段1，两侧翼段为维形翼段2。
步骤3：将测力翼段1两侧分别与两侧滑槽内的阻力天平4连接，通过天平连接杆6，将阻力天平4与升力天平7固定连接；
步骤4：转动风洞两侧洞壁上的观察窗3，调整维形翼段2的迎角，直至维形翼段2的迎角与测力翼段1的迎角保持一致，之后使用螺栓固定观察窗3；
步骤5：在试验风速恒定的情况下，测试出测力翼段1的阻力和升力；
步骤6：调整测力翼段1迎角，并使其与上一状态的迎角不相同，重复步骤3～5，测试出测力翼段1在当前迎角下的阻力和升力；
步骤7：数据处理，计算出测力翼段1在不同迎角下的升阻比。实验人员可以通过多次调整测力翼段迎角，在试验风速恒定的情况下，测试出测力翼段不同迎角下的升阻比，了解被测试验模型在不同迎角的升阻比，判断被测试验模型是否属于高升阻比层流翼型。

Claims (4)

1.一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置，包括底板(14)，其特征在于，还包括两个竖直设置于所述底板(14)上的滑轨(8)，两个所述滑轨(8)的滑槽开口相对设置；两个滑轨(8)的滑槽内均设有上下滑动的天平滑块(5)；
两个所述天平滑块(5)的端面上均设置有阻力天平(4)；
两个滑轨(8)之间设置有用于固定试验模型的模型转轴(9)，所述试验模型分为三段，试验模型的中间翼段为测力翼段(1)，两侧为维形翼段(2)；
所述测力翼段(1)两侧分别与一根所述模型转轴(9)连接，两根模型转轴(9)的自由端分别与一个所述阻力天平(4)连接；
两个滑轨(8)的滑槽内均设置有上下滑动的升力天平(7)，所述升力天平(7)位于天平滑块(5)顶部，升力天平(7)与天平滑块(5)之间设置有天平连接杆(6)；
两根所述滑轨(8)之间设置有两个观察窗(3)，两个所述观察窗(3)分别设置于风洞(13)两侧洞壁上；两个所述维形翼段(2)分别设置于两个观察窗(3)上，两个维形翼段(2)的外表面分别与两个观察窗(3)的内壁接触；
所述模型转轴(9)穿过两侧维形翼段(2)和观察窗(3)与阻力天平(4)连接，模型转轴(9)不与维形翼段(2)和观察窗(3)接触；
试验人员通过转动观察窗带动维形翼段，使得试验模型两侧的维形翼段的迎角与中间的测力翼段的迎角相同。
2.根据权利要求1所述的一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置，其特征在于，两个所述观察窗(3)为圆形；所述维形翼段(2)设置于观察窗(3)中心位置，维形翼段(2)上设置有贯穿观察窗(3)的通孔，通孔用于为模型转轴(9)穿过维形翼段(2)和观察窗(3)提供通道，通孔的中心轴线与模型转轴(9)的中心轴线重合。
3.根据权利要求2所述的一种高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置，其特征在于，位于所述测力翼段(1)右侧的模型转轴(9)和阻力天平(4)之间设置有具有法兰盘轴承(12)的右法兰盘(10)，所述模型转轴(9)套设于法兰盘轴承(12)中，所述右法兰盘(10)与右侧阻力天平(4)固定连接；位于测力翼段(1)左侧的模型转轴(9)和阻力天平(4)之间设置有左法兰盘(11)。
4.一种权利要求1-3任一所述的高升阻比层流翼型的风洞测力试验装置的试验方法，包括以下步骤：
步骤1：校正阻力天平(4)和升力天平(7)；
步骤2：将翼型风洞试验模型分为三段，中间翼段为测力翼段(1)，两侧翼段为维形翼段(2)；
步骤3：将测力翼段(1)两侧分别与两侧滑槽内的阻力天平(4)连接，通过天平连接杆(6)，将阻力天平(4)与升力天平(7)固定连接；
步骤4：转动风洞两侧洞壁上的观察窗(3)，调整维形翼段(2)的迎角，直至维形翼段(2)的迎角与测力翼段(1)的迎角保持一致，之后使用螺栓固定观察窗(3)；
步骤5：在试验风速恒定的情况下，测试测力翼段(1)的阻力和升力；
步骤6：调整测力翼段(1)迎角，并使其与上一状态的迎角不相同，重复步骤3～5，测试出测力翼段(1)在当前迎角下的阻力和升力；
步骤7：数据处理，计算出测力翼段(1)在不同迎角下的升阻比。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112763179A (zh) * 2020-12-30 2021-05-07 吉林大学 一种翼型风洞实验台架
CN113340557B (zh) * 2021-05-31 2022-08-09 四川大学 一种机翼抽吸流动控制的水洞流态观测试验装置
CN114608783B (zh) * 2022-03-11 2024-01-09 西北工业大学 一种用于分段式混合缩比翼型的风洞安装结构

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7845236B2 (en) * 2008-08-26 2010-12-07 General Electric Company Resistive contact sensors for large blade and airfoil pressure and flow separation measurements
CN103033337B (zh) * 2012-12-11 2015-05-20 中国航空工业空气动力研究院 一种二元翼型试验平台
CN106289710B (zh) * 2016-07-26 2018-08-07 中国航天空气动力技术研究院 翼型模型测力系统
CN109029903B (zh) * 2018-10-08 2024-02-09 西北工业大学 连续式跨声速风洞翼型动态实验平均迎角调节机构

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