[实用新型]一种防冰壁面静压测量控制结构

说明书

本实用新型公开了一种防冰壁面静压测量控制结构，包括加热体和用于固定加热体的连接法兰，在风洞洞壁上沿着法线设置有通孔，在通孔四周的风洞外洞壁上设置有固定连接法兰的螺纹孔，所述加热体套入连接法兰内并插入洞壁上的通孔；所述加热体内沿着轴向设置若干个孔，其中一个孔为通孔，用于插入静压管，其他的孔内用于设置加热丝和温度传感器；本发明的壁面静压测量结构简单，加热体在洞壁安装方便，静压孔周边、静压管具有电加热防冰功能，没有结冰堵塞的风险，静压测量精度高；基于调压器、温控器和固态继电器的加热体温度闭环控制系统，加热电压无级调节，加热温度任意设定，满足静压管防冰需要，运行稳定安全，性价比高。

技术领域

本发明涉及风洞试验领域，尤其是涉及一种防冰壁面静压测量控制结构。

背景技术

在空气动力学中，气流与物体之间的相对运动速度，一般都要借助测量气流的压强和温度等气流参数再通过计算方可确定。在低速风洞试验时，必须测量模型远前方来流的速度，如果在模型的前方安装风速管，则会产生风速管与模型之间的气动力干扰，影响风速及模型试验数据的测量准确度。低速风洞试验时，通常采用压强落差法来测量试验段风速，在风洞稳定段蜂窝器的下游截面I和试验段入口处截面II的内洞壁表面上开静压孔，测出它们的静压P1和P2，根据伯努利方程，截面I和截面II之间的静压差与试验段气流的动压之间存在一定的比例关系，通过引入修正项即可计算得到试验段气流速度。在航空航天飞行器表面，也有同样的静压开孔，用于测量飞行速度。

以低速风洞为例，在低速风洞中，风洞壁面静压通常在风洞内洞壁表面沿法线方向开一小孔来感受该位置的静压，测压孔直径一般在0.5mm～2mm范围内，孔深与孔径比值大于2以上，测压孔的轴线与壁面垂直，孔内壁光滑，孔口无毛刺或倒角，孔口附近的物面光滑无凹坑或凸出物，测压孔与风洞内壁面平整无阶差，即可准确测量该点局部静压。该方法对气流的扰动较小，测量准确度高，简单方便，在空气动力学试验中应用广泛。

与其它低速风洞处于常温、常压环境不同，结冰风洞洞内最低气温至零下40℃、空气湿度至100％、最高可模拟2万米高空5kPa环境气压，风洞内有喷雾系统模拟云雾参数。风洞试验时，按照动力系统、制冷系统和高度模拟系统顺序先后启动，当洞内气流速度、总温、洞内气压达到试验条件，按照设定开启喷雾系统相应的喷嘴，一定含量、粒径的过冷液态水滴随气流撞击到试验段内壁面，容易在风洞内壁面结霜结冰，可能堵塞风洞内壁面毫米量级的测压孔，导致无法精确测量该点局部静压，直接影响风洞试验安全稳定运行。其它航空航天飞行器壁面静压测量孔也存在同样的问题。

为避免壁面静压孔结冰堵塞影响精确测量静压，必须完善壁面静压测量结构和控制设计。

发明内容

本发明的目的是在现有技术的基础上，提出一种防冰壁面静压测量控制结构，以解决风洞试验或航空航天飞行器飞行时，一定含量、粒径的过冷液态水滴随气流撞击到试验段内壁面结霜结冰，堵塞测量孔而无法精确测量该点静压的缺陷。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种防冰壁面静压测量控制结构，包括加热体和用于固定加热体的连接法兰，在风洞洞壁上沿着法线设置有通孔，在通孔四周的风洞外洞壁上设置有固定连接法兰的螺纹孔，所述加热体套入连接法兰内并插入洞壁上的通孔；所述加热体内沿着轴向设置若干个孔，其中一个孔为通孔，用于插入静压管，其他的孔内用于设置加热丝和温度传感器。

在上述技术方案中，所述连接法兰沿着径向设置有若干调节螺母，用于调节加热体在连接法兰内沿着轴向的相对位置。

在上述技术方案中，所述静压管在通孔内一端与加热体的端面整体切割，另一端焊接锥度接头，用于连接外部静压导管。

在上述技术方案中，所述静压管的外径与通孔的内径一致，静压管不在通孔内沿着轴向滑动。

在上述技术方案中，所述静压管内壁光滑，孔口无毛刺或倒角。