CN215414299U - 一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，所述测压装置采集模型表面压力时安装于超声速风洞内部的攻角机构上，包括模型(1)、模型支杆(2)、测压管(3)和测压模块(4)，所述模型(1)固定于模型支杆(2)的顶端，模型表面开设测压孔，所述模型支杆(2)内部具有容纳测压模块(4)的腔体结构，测压模块(4)通过测压管(3)连通所述测压孔，测压模块(4)测得的测压孔处的模型表面压力通过测试线(6)传输至风洞外的数字压力采集系统。本实用新型提供的测压装置，测压管路缩短，压力平衡时间减小，风洞流场所需时间减小，对于大攻角背风区低压测量更加准确。
Description
技术领域
本实用新型属于风洞试验技术领域，特别涉及一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置。
背景技术
常规高超声速风洞模型表面测压试验一般采用8400数字压力采集系统和测压模块进行测量。在模型上打孔，嵌入镶块，采用测压管连接镶块和测压模块，采集信号输入采集器中。为了压力数据的真实可靠与采集平衡时间缩短，国军标对于测压孔径和测压管内径及长度有一定要求。高超声速风洞高马赫数状态时来流总温很高，测压模块需要热防护，一般做法将其放置在流场外，这样测压管长度很大，平衡时间变长；另一方面高马赫数大攻角时模型表面压力很低，更低的压力平衡时间更长，使得准确快速测得表面压力难度增大。
为此，本发明针对常规高超声速风洞高马赫数大攻角模型表面测压问题，提出一种合理的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，用于采集模型表面压力。
实用新型内容
为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，该测量装置能够迅速准确进行模型表面压力测量，缩短压力平衡时间，对于模型大攻角背风面低压区压力测量更准确，从而完成本实用新型。
本实用新型提供的技术方案如下：
一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，所述测压装置采集模型表面压力时安装于高超声速风洞内部的攻角机构上，包括模型、模型支杆、测压管和测压模块，所述模型固定于模型支杆的顶端，模型表面开设测压孔，所述模型支杆内部具有容纳测压模块的腔体结构，测压模块通过测压管连通所述测压孔，测压模块测得的测压孔处的模型表面压力通过测试线传输至风洞外的数字压力采集系统。
进一步地，所述模型上的测压孔的直径为0.8±0.1mm，测压孔轴线垂直于模型外表面，测压孔周围无毛刺，孔口无倒角。
进一步地，所述模型支杆分为粗端和细端，所述细端与所述模型固定连接，所述粗端内部安装有所述测压模块。
进一步地，所述粗端和细端之间为渐变过渡。
进一步地，所述模型支杆中开设有用于测压管穿设的通道，使得测压管自模型内部通入至模型支杆内部。
进一步地，所述模型支杆内部用于测压管穿设的通道中填充有隔热材料，隔热材料在测压管周围形成隔热层。
进一步地，所述模型支杆内部空腔结构中填充包围所述测压模块的隔热材料，或者所述测压模块外套设隔热套。
进一步地，所述测压管与测压模块之间安装有柔性管，柔性管的一端与测压管密封套接，另一端与测压模块上的接口密封套接。
进一步地，所述测压管与测压模块之间的柔性管的长度不大于1cm。
进一步地，所述测压装置还包括连接段，所述连接段位于所述模型支杆的尾端，用于将测压装置连接至高超声速风洞内部的攻角机构上。
根据本实用新型提供的一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，具有以下有益效果：
本实用新型提供的一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，测压管路缩短，压力平衡时间减小，风洞流场所需时间减小，对于大攻角背风区低压测量更加准确。
附图说明
图1为本实用新型提供的一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置的结构示意图。
附图标号说明
1-模型，2-模型支杆，3-测压管，4-测压模块，5-隔热套，6-测试线，7-连接段。
具体实施方式
下面通过对本实用新型进行详细说明，本实用新型的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
本实用新型提供了一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，所述测压装置采集模型表面压力时安装于高超声速风洞内部的攻角机构上，包括模型1、模型支杆2、测压管3和测压模块4，所述模型1固定于模型支杆2的顶端，模型表面开设测压孔，所述模型支杆2内部具有容纳测压模块4的腔体结构，测压模块4通过测压管3连通所述测压孔，测压模块4测得的测压孔处的模型表面压力通过测试线6传输至风洞外的数字压力采集系统，如8400数字压力采集系统。
在一种优选的实施方式中，所述模型1上的测压孔的直径为0.8±0.1mm，测压孔轴线垂直于模型外表面，测压孔周围无毛刺，孔口无倒角。
在一种优选的实施方式中，所述模型支杆2分为粗端和细端，所述细端与所述模型1固定连接，用于降低模型附近流场扰动；所述粗端内部安装有所述测压模块4，粗端内部大空间，便于测压模块在支杆中的安装与拆卸。
进一步地，所述粗端和细端之间为渐变过渡。
在一种优选的实施方式中，所述模型支杆2中开设有用于测压管3穿设的通道，使得测压管3自模型1内部通入至模型支杆2内部，降低了平衡时间。
进一步地，所述模型支杆2内部用于测压管3穿设的通道中填充有隔热材料，隔热材料在测压管3周围形成隔热层，用于测压管的隔热。
在一种优选的实施方式中，所述模型支杆2内部空腔结构中填充包围所述测压模块4的隔热材料(如石棉网加704硅橡胶)，或者所述测压模块4外套设隔热套5(如玻璃钢隔热套)，实施隔热。
在一种优选的实施方式中，所述测压管3与测压模块4之间安装有柔性管，柔性管的一端与测压管3密封套接，另一端与测压模块4上的接口密封套接。
进一步地，所述测压管3与测压模块4之间的柔性管的长度不大于1cm。
在一种优选的实施方式中，所述测压模块4可采用PSI8400电子压力扫描阀。
在一种优选的实施方式中，所述测试线6外围包覆隔热层。
在一种优选的实施方式中，所述测压装置还包括连接段7，所述连接段7位于所述模型支杆2的尾端，用于将测压装置连接至高超声速风洞内部的攻角机构上，在攻角机构的带动下，实施高超声速风洞高马赫数大攻角测压。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本实用新型进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本实用新型的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本实用新型精神和范围的情况下，可以对本实用新型技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本实用新型的范围内。本实用新型的保护范围以所附权利要求为准。
本实用新型说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述测压装置采集模型表面压力时安装于高超声速风洞内部的攻角机构上，包括模型(1)、模型支杆(2)、测压管(3)和测压模块(4)，所述模型(1)固定于模型支杆(2)的顶端，模型表面开设测压孔，所述模型支杆(2)内部具有容纳测压模块(4)的腔体结构，测压模块(4)通过测压管(3)连通所述测压孔，测压模块(4)测得的测压孔处的模型表面压力通过测试线(6)传输至风洞外的数字压力采集系统。
2.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述模型(1)上的测压孔的直径为0.8±0.1mm，测压孔轴线垂直于模型外表面，测压孔周围无毛刺，孔口无倒角。
3.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述模型支杆(2)分为粗端和细端，所述细端与所述模型(1)固定连接，所述粗端内部安装有所述测压模块(4)。
4.根据权利要求3所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述粗端和细端之间为渐变过渡。
5.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述模型支杆(2)中开设有用于测压管(3)穿设的通道，使得测压管(3)自模型(1)内部通入至模型支杆(2)内部。
6.根据权利要求5所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述模型支杆(2)内部用于测压管(3)穿设的通道中填充有隔热材料，隔热材料在测压管(3)周围形成隔热层。
7.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述模型支杆(2)内部空腔结构中填充包围所述测压模块(4)的隔热材料，或者所述测压模块(4)外套设隔热套(5)。
8.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述测压管(3)与测压模块(4)之间安装有柔性管，柔性管的一端与测压管(3)密封套接，另一端与测压模块(4)上的接口密封套接。
9.根据权利要求8所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述测压管(3)与测压模块(4)之间的柔性管的长度不大于1cm。
10.根据权利要求1所述的常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，其特征在于，所述测压装置还包括连接段(7)，所述连接段(7)位于所述模型支杆(2)的尾端，用于将测压装置连接至高超声速风洞内部的攻角机构上。
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| CN202121470912.7U CN215414299U (zh) | 2021-06-30 | 2021-06-30 | 一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置 |
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| CN202121470912.7U CN215414299U (zh) | 2021-06-30 | 2021-06-30 | 一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置 |
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| CN (1) | CN215414299U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116007890A (zh) * | 2023-03-23 | 2023-04-25 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种风洞高温流场内模型表面微小压力测量装置 |
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2021
- 2021-06-30 CN CN202121470912.7U patent/CN215414299U/zh active Active
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116007890A (zh) * | 2023-03-23 | 2023-04-25 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种风洞高温流场内模型表面微小压力测量装置 |
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