CN206441421U - 机翼升力实验机构及具有该机构的飞机升力演示仪 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及实验室演示设备技术领域，尤其涉及一种机翼升力实验机构及具有该机构的飞机升力演示仪。本实用新型的机翼升力实验机构包括机翼模型、配重块和至少两个平行设置的支撑杆，机翼沿风力流向设置，各个支撑杆的前端同时连接在机翼模型上，其中至少一个支撑杆的末端设有配重块，每个支撑杆上各设有一个支点，各个支点之间通过支撑架固定连接，支撑架平行于风力流向。该机翼升力实验机构利用杠杆原理和质量配重的方式，能有效消除实验中机翼模型抖动、仰角不稳定等现象，且制作机翼模型材料不受限制，有效提高机翼模型的坚固性；该具有该机构的飞机升力演示仪在实验中，机翼模型上升灵活稳定，结构坚实可靠，具有良好的演示效果，更加便于使用者观测实验。

Description

机翼升力实验机构及具有该机构的飞机升力演示仪

技术领域

本实用新型涉及实验室演示设备技术领域，尤其涉及一种机翼升力实验机构及具有该机构的飞机升力演示仪。

背景技术

在涉及空气动力学教学课程中，通过单纯理论的讲解很难使学生完全理解相关内容，而飞机升力演示仪可以直观生动地验证这些理论，利用演示仪器或演示装置直观形象的演示能够使学生轻松而深刻理解和牢记这些相关知识。

飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力，而飞机的升力来源于飞行中空气对机翼的作用。当飞机在空气中以小于声速的速度飞行时，周围空气的密度变化不大，因而可把空气看作不可压缩的连续流体。空气流到机翼前缘，分成上、下两股气流，分别沿机翼上表面和下表面流过。由于机翼上表面弯曲凸起，气流吹过时，机翼上表面的气流速度较大，而机翼下表面的空气流速相对较小。由伯努利定律可以得知，机翼上方的空气压强小于机翼下方的空气压强，于是机翼受到的向上的作用力大于所受的向下作用力，因而机翼就受到一个方向向上的合力作用，形成使机翼上升的举力，这个力称为动升力。当空气与机翼的相对速度达到一定值时，机翼上受到的向上的压力就大于等于飞机自身的重量，因此飞机就可以离开地面在空中飞行。

由于飞机机翼的上表面弯曲凸起、而机翼的下表面光滑平坦，在飞机与气流发生相对运动时，流过机翼的上表面的气流在同一时间内流过的路程，比流过下表面的气流流过的路程远，所以上表面气流的相对速度比下表面的空气流速度大。上表面的气流施加给机翼的压力小于施加于下表面的压力，因此产生升力。

目前，在教学工作中，现有的飞机升力演示仪由于存在一系列弊端，给教学带来较大的不便。首先，现有的演示仪中，圆柱体导风筒的一端安装排风扇，另一端安装一个简易的钢丝支架，钢丝支架内安有简易的机翼模型，机翼模型只能采用特别轻的材料，比如说泡沫、塑料等，而钢丝支架在固定机翼模型时，由于固定点太近，容易导致实验中机翼模型不稳定、风中抖动大、机翼模型不结实等问题，当实验中机翼模型受到升力影响而上升时，其与钢丝支架的连接处容易产生较大的滑动摩擦阻力，从而导致机翼模型上升不灵活；此外，由于导风筒是圆柱体，容易反光，从而导致实验过程中看不清机翼模型和平板模型，影响实验观测效果。

实用新型内容

(一)要解决的技术问题

本实用新型要解决的技术问题是提供了一种机翼升力实验机构及具有该机构的飞机升力演示仪，实验中该机翼上升灵活稳定、结构坚实可靠，具有良好的演示效果。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本实用新型提供了一种机翼升力实验机构，包括机翼模型、配重块和至少两个平行设置的支撑杆，所述机翼模型沿风力流向设置，各个所述支撑杆的前端同时连接在所述机翼模型上，其中至少一个所述支撑杆的末端设有所述配重块，每个所述支撑杆上各设有一个支点，各个所述支点之间通过支撑架固定连接，所述支撑架平行于所述风力流向。

进一步的，各个所述支撑杆的前端同时连接在所述机翼模型的同一侧。

进一步的，所述支撑杆与机翼模型之间通过第一轴承连接。

进一步的，所述支点与支撑架之间通过第二轴承连接。

进一步的，所述支撑杆与配重块之间通过第三轴承连接。

进一步的，至少一个所述支撑杆的末端设有配重块，且其支点设置于所述机翼模型和配重块之间，其余所述支撑杆的末端均为支点。

进一步的，各个所述支撑杆的末端均设有配重块，且每个所述支撑杆上的支点均设置于所述机翼模型和配重块之间。

本实用新型还提供了一种飞机升力演示仪，包括导风管、风力机构和至少一组如上所述的机翼升力实验机构，每组所述机翼升力实验机构均安装于所述导风管内，所述风力机构安装于导风管的一端，用于同时向各组所述机翼升力实验机构提供风力。

进一步的，所述导风管分隔为上、下两层，所述支撑架安装于所述导风管的上、下两层之间，每组所述机翼升力实验机构的机翼模型均设置于所述导风管的上层，各个所述配重块均设置于所述导风管的下层；所述风力机构安装于所述导风管上层靠近所述配重块的端部。

进一步的，所述导风管为矩形，其顶面或至少一个侧面敞开。

(三)有益效果

本实用新型的上述技术方案具有以下有益效果：本实用新型的机翼升力实验机构包括机翼模型、配重块和至少两个平行设置的支撑杆，机翼模型沿风力流向设置，各个支撑杆的前端同时连接在机翼模型上，其中至少一个支撑杆的末端设有配重块，每个支撑杆上各设有一个支点，各个支点之间通过支撑架固定连接，支撑架平行于风力流向。该机翼升力实验机构利用杠杆原理，使得机翼模型、两个支撑杆和支撑架形成同一平面的平行四边形结构，从而在机翼升力实验中能有效消除机翼模型抖动、仰角不稳定等现象；利用质量配重的方式使得制作机翼模型材料不受限制，有效提高机翼模型的坚固性；该具有该机构的飞机升力演示仪在实验中，机翼模型上升灵活稳定，结构坚实可靠，具有良好的演示效果，更加便于使用者观测实验。

附图说明

图1为本实用新型实施例的飞机升力演示仪的结构示意图。

其中，1、机翼模型；2、支撑杆；3、第一轴承；4、第二轴承；5、第三轴承；6、配重块；7、导风管；8、风力机构；9、支撑架。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本实用新型的实施方式作进一步详细描述。以下实施例用于说明本实用新型，但不能用来限制本实用新型的范围。

在本实用新型的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。术语“上”、“下”、“左”、“右”、“内”、“外”、“前端”、“后端”、“头部”、“尾部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

如图1所示，图中箭头表示风力流向。本实施例所述的机翼升力实验机构包括机翼模型1、配重块6和至少两个平行设置的支撑杆2，机翼模型1沿风力流向设置，各个支撑杆2的前端同时连接在机翼模型1上，优选各个支撑杆2的前端同时连接在机翼模型1的同一侧，以保证机翼模型1上升更加稳定；其中至少一个支撑杆2的末端设有配重块6，采用杠杆原理和质量配重的方式可以使得机翼模型1达到临界平衡状态，只要有较小的风就能使它轻松升起。因此得以制作机翼模型的材料不受限制，有效提高机翼模型1的坚固性；每个支撑杆2上各设有一个支点，各个支点之间通过支撑架9固定连接，支撑架9平行于风力流向。

本实施例中，由于实验用的机翼模型1上表面弯曲凸起，则机翼模型1上部空气流速较大、空气压强较小，而机翼模型1下部的空气流速较小、空气压强较大，在风力作用下可以轻松使得机翼模型1上升并达到新的临界平衡态，而由于机翼模型1、两个支撑杆2和支撑架9之间构成了位于同一平面的平行四边形结构，该结构保证了机翼模型1在上升时，带动各个支撑杆2的端部围绕支点转动，以确保机翼模型1与水平线(或风力流向)的仰角恒定，从而稳定了机翼模型1的升力大小，进而在机翼模型1升力实验中有效消除机翼模型1抖动、仰角不稳定等现象；此外，质量配重的方式使得机翼模型1在风力较弱的情况下依旧可以顺利上升，从而确保实验用的机翼模型1的材料不受限制。

本实施例中，支撑杆2与机翼模型1之间通过第一轴承3连接，支点与支撑架9之间通过第二轴承4连接，支撑杆2与配重块6之间通过第三轴承5连接，轴承连接保证了机翼模型1与支撑杆2之间、支撑杆2与支撑架9之间、以及支撑杆2与配重块6之间均为滚动摩擦，在杠杆原理的作用下，能有效减小支撑杆2转动时的摩擦阻力，大幅提高机翼模型1上升的灵活性。

本实施例的机构中，至少一个支撑杆2的末端设有配重块6，且其支点设置于机翼模型1和配重块6之间，其余支撑杆2的末端均为支点，由于各个支撑杆2互相平行，支撑架9与风力流向平行，因此不论机翼模型1上安装有多少个支撑杆2，只要保证其中一个支撑杆2的末端悬挂配重块6，利用杠杆原理就可以同时带动多个支撑杆2沿其各自支点转动，在机翼模型1上升时，使得机翼模型1、各个支撑杆2和支撑架9之间始终保持平行四边形结构，确保机翼模型1上升的仰角恒定；同理可知，该机构也可以设置为：各个支撑杆2的末端均设有配重块6，且每个支撑杆2上的支点均设置于机翼模型1和配重块6之间，只要保证各个支撑杆2的支点均通过支撑架9连接，且支撑架9与风力流向平行即可。

本实施例提供的飞机升力演示仪包括导风管7、风力机构8和至少一组如上所述的机翼升力实验机构，每组机翼升力实验机构均安装于导风管7内，风力机构8安装于导风管7的一端，用于同时向各组机翼升力实验机构提供风力，优选风力机构8为风扇。

该具有该机构的飞机升力演示仪在实验中，机翼模型1上升灵活稳定，结构坚实可靠，具有良好的演示效果，更加便于使用者观测实验；此外，为了保证升力实验具有对比性，可以在导风管7内设置多组机翼升力实验机构，并将其中一组机构的机翼模型1更换为对比用机翼模型1即可。

本实施例的飞机升力演示仪中，导风管7分隔为上、下两层，支撑架9安装于导风管7的上、下两层之间，每组机翼升力实验机构的机翼模型1均设置于导风管7的上层，各个配重块6均设置于导风管7的下层；风力机构8安装于导风管7上层靠近配重块6的端部，风力机构8为机翼模型1的上升提供稳定的风力，该风力流向通常与水平面平行，以确保上升实验中，机翼模型1、各个支撑杆2和支撑架9之间始终保持平行四边形结构。

为了便于实验观测，优选导风管7采用透明材质制成，如透明塑料或玻璃等材料；为了防止导风管7因表面反光而影响实验观测，优选导风管7为矩形，进一步优选该导风管7的顶面或至少一个侧面敞开，以便于使用者可以直接接触机翼模型1，与之进行互动。

本实施例的飞机升力演示仪在进行升力实验时，风力机构8处于关闭状态，此时机翼模型1平置于支撑架9的上表面，根据杠杆原理，配重块6静置于支撑9架的下表面；打开风力机构8，机翼模型1在风力作用下平稳上升，根据杠杆原理，机翼模型1带动支撑杆2的前端和末端同时围绕支点同向转动，带动配重块6与支撑架9的下表面分离，而配重块6由于重力作用保证了机翼模型1上升至临界平衡态时停止上升，此时可通过导风管7直接观测机翼模型上升的状态。

综上所述，本实施例的机翼升力实验机构包括机翼模型1、配重块6和至少两个平行设置的支撑杆2，机翼模型1沿风力流向设置，各个支撑杆2的前端同时连接在机翼模型1上，其中至少一个支撑杆2的末端设有配重块6，每个支撑杆2上各设有一个支点，各个支点之间通过支撑架9固定连接，支撑架9平行于风力流向。该机翼升力实验机构利用杠杆原理，使得机翼模型1、两个支撑杆2和支撑架9形成同一平面的平行四边形结构，从而在机翼模型1升力实验中能有效消除机翼模型1抖动、仰角不稳定等现象；利用质量配重的方式使得机翼模型1材料不受限制，有效提高机翼模型1的坚固性；该具有该机构的飞机升力演示仪在实验中，机翼模型1上升灵活稳定，结构坚实可靠，具有良好的演示效果，更加便于使用者观测实验。

本实用新型的实施例是为了示例和描述起见而给出的，而并不是无遗漏的或者将本实用新型限于所公开的形式。很多修改和变化对于本领域的普通技术人员而言是显而易见的。选择和描述实施例是为了更好说明本实用新型的原理和实际应用，并且使本领域的普通技术人员能够理解本实用新型从而设计适于特定用途的带有各种修改的各种实施例。

Claims (10)

1.一种机翼升力实验机构，其特征在于，包括机翼模型、配重块和至少两个平行设置的支撑杆，所述机翼模型沿风力流向设置，各个所述支撑杆的前端同时连接在所述机翼模型上，其中至少一个所述支撑杆的末端设有所述配重块，每个所述支撑杆上各设有一个支点，各个所述支点之间通过支撑架固定连接，所述支撑架平行于所述风力流向。

2.根据权利要求1所述的机翼升力实验机构，其特征在于，各个所述支撑杆的前端同时连接在所述机翼模型的同一侧。

3.根据权利要求1所述的机翼升力实验机构，其特征在于，所述支撑杆与机翼模型之间通过第一轴承连接。

4.根据权利要求1所述的机翼升力实验机构，其特征在于，所述支点与支撑架之间通过第二轴承连接。

5.根据权利要求1所述的机翼升力实验机构，其特征在于，所述支撑杆与配重块之间通过第三轴承连接。

6.根据权利要求1-5中任一项所述的机翼升力实验机构，其特征在于，至少一个所述支撑杆的末端设有配重块，且其支点设置于所述机翼模型和配重块之间，其余所述支撑杆的末端均为支点。

7.根据权利要求1-5中任一项所述的机翼升力实验机构，其特征在于，各个所述支撑杆的末端均设有配重块，且每个所述支撑杆上的支点均设置于所述机翼模型和配重块之间。

8.一种飞机升力演示仪，其特征在于，包括导风管、风力机构和至少一组如权利要求1-7任一项所述的机翼升力实验机构，每组所述机翼升力实验机构均安装于所述导风管内，所述风力机构安装于导风管的一端，用于同时向各组所述机翼升力实验机构提供风力。

9.根据权利要求8所述的飞机升力演示仪，其特征在于，所述导风管分隔为上、下两层，所述支撑架安装于所述导风管的上、下两层 之间，每组所述机翼升力实验机构的机翼模型均设置于所述导风管的上层，各个所述配重块均设置于所述导风管的下层；所述风力机构安装于所述导风管上层靠近所述配重块的端部。

10.根据权利要求8所述的飞机升力演示仪，其特征在于，所述导风管为矩形，其顶面或至少一个侧面敞开以便里外互动。