CN113138062A - 一种多功能空气动力学实验装置及教学方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种多功能空气动力学实验装置及教学方法，一种多功能空气动力学实验装置，包括风机、设于所述风机上的壳体、设于所述壳体上的亚克力面板及设于所述壳体上的实验模块;所述实验模块包括皮托管测风速实验模块、卡门涡街实验模块、飞行器头部阻力优选实验模块及翼型升力测试实验模块。

Description

一种多功能空气动力学实验装置及教学方法

技术领域

本发明属于风洞实验技术领域，尤其是涉及一种多功能空气动力学实验装置及教学方法。

背景技术

自2016年以来，国内外小型无人机行业发展呈爆发态势，对无人机研发设计人才需求旺盛。相较之下，大中专院校新开设的无人机专业的配套实验仪器设备明显滞后，不能适应目前的教学需求。

《空气动力学》是无人机设计的一门重要的专业基础课，对于培养无人机专业学生“厚基础，宽口径”的教学理念起到重要作用。由于本课程与高等数学联系紧密，加之空气具有“看不见、摸不着、流动机理偏抽象”等客观不利条件，造成学生学习难度较大。若能适当增加实验教学环节，则对学生的感性认识的提高及巩固理论学习效果大有裨益，最终达成课程要求的教学目标。

目前市面有关空气动力学的实验设备多采用风洞，其造价动辄上百万，对于教学经费不充裕的无人机专业院校来讲，实验成本过高，难以完成空气动力学的相关实验。不仅如此，对于传统风洞，由于学生人数多而风洞数量少，往往一个班的学生面对的是一台风洞设备，学生不易做到独立进行空气动力学相关实验，难以形成直观认识。

发明内容

本发明为了克服现有技术的不足，提供一种多功能空气动力学实验装置及教学方法。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种多功能空气动力学实验装置，包括风机、设于所述风机上的壳体、设于所述壳体上的亚克力面板及设于所述壳体上的实验模块；所述实验模块包括皮托管测风速实验模块、卡门涡街实验模块、飞行器头部阻力优选实验模块及翼型升力测试实验模块。

进一步的，所述皮托管测风速实验模块包括压力传感器和皮托管；所述压力传感器位于壳体上顶面；皮托管固定在压力传感器的侧端。

进一步的，所述卡门涡街实验模块包括圆柱体、阻力传感器及阻力连接杆；所述阻力传感器位于壳体上顶面；阻力连接杆上端端部固定在阻力传感器的侧端；圆柱体固定在阻力连接杆的下端端部。

进一步的，所述飞行器头部阻力优选实验模块包括钝头体、锥头体、平头体、阻力传感器及阻力连接杆；钝头体、锥头体或平头体固定连接在阻力连接杆的下端端部。

进一步的，所述翼型升力测试实验模块包括固定板、升力传感器、角度控制器、升力连接杆、角度步进电机、NACA0012翼型、主翼面、连接杆及侧翼面；所述固定板位于壳体上；升力传感器位于固定板上；角度控制器位于壳体的端部；升力连接杆与升力传感器底部固定连接；角度步进电机固定在升力连接杆上；NACA0012翼型位于升力连接杆底部；NACA0012翼型分为主翼面和侧翼面；连接杆与角度步进电机相连。

进一步的，所述翼型升力测试实验模块包括固定板、升力传感器、角度控制器、升力连接杆、角度步进电机、NACA0012翼型、主翼面、连接杆及侧翼面。

所述皮托管测风速实验方法包括：S1：将三个亚克力面板安装在壳体前、上、后壁上，压力传感器固定连接在皮托管的上端端部，将压力传感器固定在壳体的上顶面边界与亚克力面板之间，使皮托管的下端处于壳体内部中心位置；S2：打开风机；S3：待风速稳定后，读取压力传感器上的数值；S4：根据伯努利方程计算出风机的风速值。

所述卡门涡街实验方法包括：S1：将三个亚克力面板安装在壳体前、上、后壁上，将阻力连接杆的上端端部与阻力传感器固定连接，阻力连接杆的下端端部固定连接圆柱体，使圆柱体与壳体的上下面垂直；将阻力传感器固定在壳体的上顶面边界与亚克力面板之间，使阻力连接杆的下端处于壳体内部中心位置；S2：打开风机，风速调至最小风速档；S3：待流场稳定后，观察阻力传感器7的读数的变化；S4：读数开始出现周期性交替变化时，记录此刻的风机风速；S5：逐渐增大风速，卡门涡街的现象从弱变强再从强变若的过程，记录下卡门涡街消失的风速值。

所述飞行器头部阻力优选实验方法包括：S1：将三个亚克力面板安装在壳体前、上、后壁上，将阻力连接杆的上端端部与阻力传感器固定连接，阻力连接杆的下端端部固定连接钝头体，且钝头体与阻力连接杆的下端的轴线重合；将阻力传感器固定在壳体的上顶面边界与亚克力面板之间，使阻力连接杆的下端处于壳体内部中心位置；S2：打开风机；S3：风速稳定后，记录3次阻力传感器的数值；S4：更换头部阻力模型，再次记录阻力传感器的数值。

所述翼型升力测试实验方法包括：S1：将两个亚克力面板安装在壳体前、后壁上，将升力传感器位于固定板的中间位置，将升力连接杆穿过固定板固定在升力传感器的底部，NACA0012翼型可以升力连接杆底部为中心左右转动；将带有升力传感器、角度控制器、升力连接杆、角度步进电机、NACA0012翼型及连接杆的固定板安装在壳体的顶面上；角度调节器固定安装在固定板右侧的壳体上顶面上；S2：打开风机；S3：风速稳定后，通过角度控制器将NACA0012翼型迎角调整至0度；S4：调整角度控制器，使得NACA0012翼型迎角调整至±2度、±4度、±6度、±8度、±10度、±12度，记录升力传感器的读数。

综上所述，本发明公开了一种多功能空气动力学实验装置及教学方法，涉及到空气动力学实验装置技术领域。本装置占地空间小、造价低，适合规模化教学，可帮助学生直观认识空气流动的基本规律、掌握外流场的流动机理以及加深对小型无人机空气动力学特性的理解，对于解决《空气动力学》这门课的相关实验设备短缺困境起到积极作用。

针对目前无人机类专业教学过程中遇到的空气动力学实验教学设备明显滞后，无法满足目前无人机专业发展现状的情况，借鉴目前低速小型风洞的主要实验功能，将风洞的外观尺寸大幅度压缩，使之能够满足空气动力学的教学服务，具有可推广价值。

相较于普通升力演示器，本发明不仅可以定性定量的分析测试升力的大小，而且可以测试出升力随着气流速度、翼型攻角的变化等数值。此外，还另外增加了其它多项空气动力学实验，如皮托管测风速实验、卡门涡街实验、飞行器头部阻力优选实验等。因此，本发明具备了多功能特性。

相较于价值上百万的风洞设备，本发明的不仅价格低廉，而且在保证功能情况下尺寸大幅缩小，能够安装在一般实验室供多组学生同时实验，覆盖了空气动力学的大部分基础性实验，可作为大中专院校无人机类专业的教学设备使用。

本发明不仅是一套空气动力学实验装置，更是设计了一套教学实验方法及其实验流程，并提供了相应实验报告供参考使用。

附图说明

图1为本发明中皮托管测风速实验模块的结构示意图。

图2为本发明中卡门涡街之圆柱绕流实验模块的结构示意图。

图3为本发明中基于阻力的头部形状优选实验模块的结构示意图。

图4为基于阻力的头部形状优选实验模块中的钝头体9、锥头体10、平头体11的示意图。

图5为本发明中NACA0012翼型升力测试实验模块的结构示意图。

图6为可控翼型转动机构的结构示意图。

图7为可控翼型转动机构的正视图。

图8为图7的A-A处剖视图。

具体实施方式

实施例1：

如图1-8所示，一种多功能空气动力学实验装置，包括风机1、设于所述风机上的壳体2、设于所述壳体上的亚克力面板3及设于所述壳体上的实验模块；所述实验模块包括皮托管测风速实验模块、卡门涡街实验模块、飞行器头部阻力优选实验模块及翼型升力测试实验模块；所述壳体2固定连接在风机1的出风口；所述亚克力面板3为与壳体2的前、上、后壁均为卡接固定；所述实验模块包括皮托管测风速实验模块、卡门涡街实验模块、飞行器头部阻力优选实验模块及翼型升力测试实验模块；皮托管测风速实验模块是由风机1、壳体2、亚克力面板3、压力传感器4及皮托管5组成；卡门涡街实验模块是由风机1、壳体2、亚克力面板3、圆柱体6、阻力传感器7、阻力连接杆8组成；飞行器头部阻力优选实验模块是由风机1、壳体2、亚克力面板3、阻力传感器7、阻力连接杆8、钝头体9、锥头体10、平头体11组成；翼型升力测试实验模块是由风机1、壳体2、亚克力面板3、升力传感器12、角度控制器13、升力连接杆、角度步进电机15、NACA0012翼型16及连接杆18组成，其中靠近NACA0012翼型16分为主翼面17和侧翼面19；侧翼面19将主翼面17的两端封死。

实施例2：

一种多功能空气动力学实验方法，所述皮托管测风速实验方法包括：

S1：将三个亚克力面板3安装在壳体2前、上、后壁上，压力传感器4固定连接在皮托管5的上端端部，将压力传感器4固定在壳体2的上顶面边界与亚克力面板3之间，使皮托管5的下端处于壳体2内部中心位置；

S2：打开风机1；

S3：待风速稳定后，读取压力传感器4上的读数ΔP；

S4：根据伯努利方程计算出风机的风速值；如公式1；

其中：ρ为空气密度，ε为修正系数，一般略小于1。

本实验学生模块中，学生学习到伯努利方程的应用，以及静压、动压的基本概念，能够运用伯努利方程计算空气的速度。

实施例3：

一种多功能空气动力学实验方法，所述卡门涡街实验方法包括:

S1：将三个亚克力面板3安装在壳体2前、上、后壁上，将阻力连接杆8的上端端部与阻力传感器7固定连接，阻力连接杆8的下端端部固定连接圆柱体6，使圆柱体6与壳体2的上下面垂直；将阻力传感器7固定在壳体2的上顶面边界与亚克力面板3之间，使阻力连接杆8的下端处于壳体2内部中心位置；

S2：打开风机1，风速调至最小风速档；

S3：圆柱体6受到空气的阻力作用，阻力通过阻力连接杆传递至阻力传感器7；

S4：观察阻力传感器7的读数是否产生周期性变化，当读数开始出现周期性交替变化时，说明开始出现卡门涡街现象，此时记录此刻的风机风速；

S5：逐渐增大风速，卡门涡街的现象从弱变强再从强变若的过程，记录下卡门涡街消失的风速值，风速的读数测试方法详见皮托管风速实验模块教程。另外，需要使用电脑采集出阻力传感器7的阻力信号，为后续进行卡门涡街频率分析使用。如公式2所示，为卡门涡街的频率计算公式。

其中Sr为斯特劳哈尔数，它主要与雷诺数有关。当雷诺数为300～3×10⁵时，Sr近似于常数值(0.21)；当雷诺数为3×10⁵～3×10⁶时，有规则的涡街便不再存在；当雷诺数大于3×10⁶时，卡门涡街又会自动出现，这时Sr约为0.27。d为圆柱直径。

本实验模块中，学生可以学到卡门涡街形成的机理及形成的条件，以及能够利用公式2计算其周期频率，并与实验结构进行对照，形成实验和理论相互检验，提高学习效果。

实施例4：

一种多功能空气动力学实验方法，所述飞行器头部阻力优选实验方法包括：

S1：将三个亚克力面板3安装在壳体2前、上、后壁上，将阻力连接杆8的上端端部与阻力传感器7固定连接，阻力连接杆8的下端端部固定连接钝头体9，且钝头体9与阻力连接杆8的下端的轴线重合；将阻力传感器7固定在壳体2的上顶面边界与亚克力面板3之间，使阻力连接杆8的下端处于壳体2内部中心位置；

S2：打开风机1；

S3：风速稳定后，钝头体9在恒定的风速吹动下，收到恒定的阻力，阻力通过阻力连接杆8传递至阻力传感器7，记录下阻力传感器7的数值，并取3次平均值，即为该模型在该风速下受到的空气阻力；

S4：更换头部阻力模型，并记录下阻力值。经过三次实验，即可得到钝头体9、锥头体10、平头体11所受到的阻力值。进一步地，改变风速，再次测量出具体风速下对应的阻力值，即可得到不同模型在不同风速下的阻力值。

本实验模块中，学生可以定性及定量的学习飞行器阻力的基本特性。通过绘制不同模型下的阻力-速度曲线，能够认识到：影响到阻力大小的因素主要有飞行器的速度、飞行器的结构形状等因素。

实施例5：

一种多功能空气动力学实验方法，所述翼型升力测试实验方法包括：

S1：将两个亚克力面板3安装在壳体2前、后壁上，将升力传感器12固定在固定板20的中间位置，将升力连接杆14穿过固定板20固定连接在升力传感器12的底部，NACA0012翼型16顶部的主翼面17以升力连接杆14底部为中心可左右转动；角度步进电机15位于NACA0012翼型16内部，前端与升力连接杆14底端固定连接，后端固定连接连接杆18，连接杆18与NACA0012翼型16后端部的侧翼面19固定连接；依靠连接杆18带动侧翼面19进而带动整个翼型角度发生偏转；将固定板安装在壳体2的顶面上，使NACA0012翼型16处于壳体2中的中间位置；角度调节器13固定安装在固定板20右侧的壳体2上顶面上；其中，升力连接杆14、角度步进电机15、NACA0012翼型16及连接杆18为可控翼型转动机构；

S2：打开风机1；

S3：风速稳定后，通过角度控制器13将NACA0012翼型16迎角调整至0度，此时升力传感器12读数为0点，进行清零；

S4：再次调整角度控制器13，使得NACA0012翼型16迎角调整至±2度、±4度、±6度、±8度、±10度、±12度，记录升力传感器12的读数。

本实验模块中，学生飞行器升力的基本特性。通过绘制不同模型下的升力-迎角曲线，能够认识到：影响到阻力大小的因素主要有飞行器的速度、迎角等因素。

替代方案一：

在飞行器头部阻力优选实验模块中，所采用的三种典型阻力测试标准体并不局限于钝头体、锥头体及平头体，可以更换为其它种类，比如抛物线形、双圆弧等其它形状的测试标准体。进一步地，也可以自己设计一种型面的标准体进行阻力测试，进而判定所设计的标准体型面的优劣，从而实现基于阻力判定依据的型面优化设计。阻力传感器7功能是实现对放置在壳体内的测试体进行阻力测试，可以采用测力天平进行替代，其功能不变的情况下，都属于本发明的设计范围。

采用其它阻力测试标准体，可以增加本发明所测阻力的标准体种类，也可以自己设计一种型面的标准体进行阻力测试，基于阻力进行判定设计依据可以实现型面的优化设计，进而实现飞行器的设计与优化。

替代方案二：

在翼型升力测试实验模块中，作为优选，本发明角度步进电机15安装在NACA0012翼型内部。作为替代，也可以采用外置式安装方案，即将步进电机15安装在壳体2外面，只要能保证在不受到气流干扰下正常调节翼型迎角即可，属于同等设计。又或者直接把角度步进电机15去掉，改为手动分度来实现迎角的调节。总之，不论是对翼型迎角的自动调节还是手动调节，都属于本发明的设计范围。

步进电机15采用外置式安装方案可以减小气流对翼型产生的升力干扰，有利于提高升力的测试精度，但对升力测试传感器精度要求较高。

替代方案三：

本发明升力传感器12可以采用测力天平进行替代。翼型具体型号并不局限于NACA0012，同样也可以采用其它翼型，比如采用四位、五位或六位的NACA系列翼型。进一步的，可以根据实际需要设计所需要的翼型，安装到本发明中被测件的位置，对其进行升力、阻力测试，得出在特定马赫数下的升阻比，从而优化翼型结构。

根据实际需要设计所需要的翼型，安装到本发明中进行升阻比的测试，可以实现翼型在特定马赫数下的最优设计型面。根据实验所测试结果对照CFD仿真结果，二者互相验证，可以提高学生的气动仿真能力、实验动手能力，这是无人机类专业学生所掌握的进阶版能力。有利于实现“理论-实验-仿真”三者的有机融合，巩固所学知识。

最后需说明的是，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种多功能空气动力学实验装置，其特征在于：包括风机（1）、设于所述风机上的壳体（2）、设于所述壳体上的亚克力面板（3）及设于所述壳体上的实验模块;所述实验模块包括皮托管测风速实验模块、卡门涡街实验模块、飞行器头部阻力优选实验模块及翼型升力测试实验模块。

2.根据权利要求1所述的一种多功能空气动力学实验装置，其特征在于：所述皮托管测风速实验模块包括压力传感器（4）和皮托管（5）;所述压力传感器（4）位于壳体（2）上顶面;皮托管（5）固定在压力传感器（4）的侧端。

3.根据权利要求1所述的一种多功能空气动力学实验装置，其特征在于：所述卡门涡街实验模块包括圆柱体（6）、阻力传感器（7）及阻力连接杆（8）；所述阻力传感器（7）位于壳体（2）上顶面; 阻力连接杆（8）上端端部固定在阻力传感器（7）的侧端；圆柱体（6）固定在阻力连接杆（8）的下端端部。

4.根据权利要求1所述的一种多功能空气动力学实验装置，其特征在于：所述飞行器头部阻力优选实验模块包括钝头体（9）、锥头体（10）、平头体（11）、阻力传感器（7）及阻力连接杆（8）；钝头体（9）、锥头体（10）或平头体（11）固定连接在阻力连接杆（8）的下端端部。

5.根据权利要求1所述的一种多功能空气动力学实验装置，其特征在于：所述翼型升力测试实验模块包括固定板（20）、升力传感器（12）、角度控制器（13）、升力连接杆（14）、角度步进电机（15）、NACA0012翼型（16）、主翼面（17）、连接杆（18）及侧翼面（19）；所述固定板（20）位于壳体（2）上；升力传感器（12）位于固定板（20）上；角度控制器（13）位于壳体（2）的端部；升力连接杆（14）与升力传感器（12）底部固定连接；角度步进电机（15）固定在升力连接杆（14）上；NACA0012翼型（16）位于升力连接杆（14）底部；NACA0012翼型（16）分为主翼面（17）和侧翼面（19）；连接杆（18）与角度步进电机（15）相连。

6.一种多功能空气动力学实验方法，其特征在于：所述皮托管测风速实验方法包括：

S1：将三个亚克力面板（3）安装在壳体（2）前、上、后壁上，将压力传感器（4）固定连接在皮托管（5）的上端端部，将压力传感器（4）固定在壳体（2）的上顶面边界与亚克力面板（3）之间，使皮托管（5）的下端处于壳体（2）内部中心位置； S2：打开风机（1）；

S3：待风速稳定后，读取压力传感器（4）上的数值；

S4：根据伯努利方程计算出风机的风速值。

7.一种多功能空气动力学实验方法，其特征在于：所述卡门涡街实验方法包括：

S1：将三个亚克力面板（3）安装在壳体（2）前、上、后壁上，将阻力连接杆（8）的上端端部与阻力传感器（7）固定连接，阻力连接杆（8）的下端端部固定连接圆柱体（6），使圆柱体（6）与壳体（2）的上下面垂直；将阻力传感器（7）固定在壳体（2）的上顶面边界与亚克力面板（3）之间，使阻力连接杆（8）的下端处于壳体（2）内部中心位置；

S2：打开风机（1），风速调至最小风速档；

S3：待流场稳定后，观察阻力传感器（7）的读数的变化；

S4：读数开始出现周期性交替变化时，记录此刻的风机（1）风速;

S5：逐渐增大风速，卡门涡街的现象从弱变强再从强变若的过程，记录下卡门涡街消失的风速值。

8.一种多功能空气动力学实验方法，其特征在于：所述飞行器头部阻力优选实验方法包括：

S1：将三个亚克力面板（3）安装在壳体（2）前、上、后壁上，将阻力连接杆（8）的上端端部与阻力传感器（7）固定连接，阻力连接杆（8）的下端端部固定连接钝头体（9），且钝头体（9）与阻力连接杆（8）的下端的轴线重合；将阻力传感器（7）固定在壳体（2）的上顶面边界与亚克力面板（3）之间，使阻力连接杆（8）的下端处于壳体（2）内部中心位置；

S2：打开风机（1）；

S3：风速稳定后，记录3次阻力传感器（7）的数值；

S4：更换头部阻力模型，再次记录阻力传感器（7）的数值。

9.一种多功能空气动力学实验方法，其特征在于：所述翼型升力测试实验方法包括：

S1：将两个亚克力面板（3）安装在壳体（2）前、后壁上，将升力传感器（12）固定在固定板（20）的中间位置，将升力连接杆（14）穿过固定板（20）固定在升力传感器（12）的底部，NACA0012翼型（16）可以升力连接杆（14）底部为中心左右转动；将带有升力传感器（12）、角度控制器（13）、升力连接杆（14）、角度步进电机（15）、NACA0012翼型（16）及连接杆（18）的固定板安装在壳体（2）的顶面上；角度调节器（13）固定安装在固定板（20）右侧的壳体（2）上顶面上；

S2：打开风机（1）；

S3：风速稳定后，通过角度控制器（13）将NACA0012翼型（16）迎角调整至0度；

S4：调整角度控制器（13），使得NACA0012翼型（16）迎角调整至±2度、±4度、±6度、±8度、±10度、±12度，记录升力传感器（12）的读数。

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