一种用于扑翼飞行器基础研究的低密度多风扇风洞的制作方法

本发明涉及空气动力学试验设备，具体为一种用于扑翼飞行器基础研究的低密度多风扇风洞。

背景技术：

1、随着火星探测技术的发展，微型飞行器凭借体积小、机动性强、探测范围广的优势，逐渐成为火星表面探测的重要补充手段。其中扑翼飞行器依托低雷诺数下的高升阻比特性和非定常增升机制，在火星极稀薄大气环境中具备比固定翼、旋翼更优的飞行效率和悬停能力，是火星大气飞行平台的重要研究方向。

2、开展火星扑翼飞行器研究，需要能够模拟火星低密度大气环境的风洞试验设备。目前现有的火星模拟风洞多采用高压气体射流驱动方案，依靠高压气体通过喷嘴引射形成低密来流，此类风洞普遍存在试验段尺寸小、流场均匀性差的问题，仅能开展翼型级别的部件测试，无法支持全尺寸扑翼飞行器的整机气动试验；同时射流驱动方式难以精准调控非定常风场，无法适配扑翼飞行的非定常气动研究需求。

3、现有多风扇风洞凭借模块化、易调控、可生成复杂风场的优势，被广泛应用于大气边界层模拟、无人机气动测试等领域，但现有多风扇风洞均为常压环境设计，无法模拟火星地表仅约为地球1%的极低密度大气环境；同时常规风扇在低密度下存在效率下降、散热困难等问题，无法直接适配低压工况。

4、此外，现有针对火星环境的旋翼试验风洞主要围绕旋翼的定常气动特性设计，未考虑扑翼飞行器的高频往复运动、非定常流动干扰等特殊测试需求，试验段的空间布局、测量接口均无法直接适配扑翼飞行器的基础研究。

5、因此，亟需开发一种能够模拟火星极稀薄大气环境、适配扑翼飞行器测试需求、建设成本低且流场调控灵活的低密度多风扇风洞，为火星扑翼飞行器的基础研究提供试验支撑。

技术实现思路

1、本发明所解决的技术问题在于提供一种用于扑翼飞行器基础研究的低密度多风扇风洞，解决现有火星风洞试验段尺寸小、无法模拟非定常风场、不适配扑翼测试需求，以及常规多风扇风洞无法适配极低密度大气环境的问题。

2、本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

3、一种用于扑翼飞行器基础研究的低密度多风扇风洞，包括真空环境舱、真空泵组、多风扇阵列组件、参数测控系统和散热控污系统，所述真空环境舱为密封承压舱体，真空环境舱一端外侧连接有真空泵组，用于营造并维持真空环境舱内的极低密度大气环境，真空环境舱内分为整流稳流段和试验段；

4、所述多风扇阵列组件设置在真空环境舱内，整流稳流段位于多风扇阵列组件下游，整流稳流段处设有调控风扇阵列组件出流的整流稳流组件；

5、所述试验段为开式射流试验段，位于整流稳流段的下游，试验段处设有扑翼试验模型和测试组件，以对扑翼试验模型进行测试；

6、所述参数测控系统集成于真空环境舱外部，分别与真空泵组、多风扇阵列组件和测试组件连接，用于实现环境压力调控、风扇转速控制、风场参数采集与试验数据同步；

7、所述散热控污系统分别与多风扇阵列组件、真空环境舱配合设置，散热控污系统包括风扇散热件，并对多风扇阵列组件进行低污染改造，用于解决低密度环境下风扇散热困难的问题，同时满足真空舱的低放气洁净度要求。

8、作为本发明进一步方案：

9、所述多风扇阵列组件由若干个轴流风扇单元呈矩形矩阵排布组成，每个轴流风扇单元均为对旋双叶轮结构，且每个轴流风扇单元配设独立的驱动控制模块，可单独调控转速，用于生成均匀来流或定制化的非定常风场。

10、作为本发明进一步方案：

11、所述所述轴流风扇单元的外形尺寸为80mm×80mm，内部的对旋双叶轮包括上游的7叶前叶轮与下游的5叶后叶轮；单个风扇单元的最大转速不低于15000rpm，在低密度环境下最大可提供15m/s的出流速度；所有轴流风扇单元固定安装于模块化金属框架上，可根据试验段尺寸需求调整阵列规模与排布方式。

12、作为本发明进一步方案：

13、所述整流稳流组件包括沿气流方向依次设置的一级整流网、蜂窝器和多层阻尼网，用于消除风扇出流的旋流与大尺度涡结构，降低来流湍流度，提升试验段入口的流场均匀性；所述蜂窝器的孔格为正六边形，孔格边长与深度比为1:8，适配低雷诺数流动的整流需求；所述多层阻尼网包括2～3层不同目数的金属阻尼网，用于进一步破碎小尺度涡结构，将试验段核心区的湍流度控制在3%以内。

14、作为本发明进一步方案：

15、所述真空环境舱试验段的核心测试区截面尺寸不小于1.5m×1.5m，轴向有效测试长度不小于2m；试验段的出口侧设置锥形扩压段，用于降低射流动能损失，减少舱内回流对核心测试区的干扰。

16、作为本发明进一步方案：

17、所述真空环境舱的舱内压力调节范围为100pa～105pa，可稳定模拟并维持700pa的火星地表典型大气压力，对应空气密度约为0.015kg/m3；真空环境舱开设多块光学石英观察窗和测试引线密封接口，测试引线密封接口用于供电与测试信号的传输；真空环境舱位于试验段的相应位置设有样品舱门，用于试验模型的安装与调试；所述真空环境舱的舱壁设有隔热层，可选配温控单元模拟火星低温大气环境。

18、作为本发明进一步方案：

19、所述测试组件包括六分量天平，六分量天平通过底座安装在真空环境舱试验段底部；所述测试组件还可包括设置在真空环境舱外端的高速摄影设备和piv设备，高速摄影设备和piv设备通过光学石英观察窗进出光路，以对扑翼试验模型进行测试。

20、作为本发明进一步方案：

21、所述参数测控系统包括压力控制子系统、风速测量子系统、风扇阵列控制子系统与数据采集子系统；

22、所述压力控制子系统由真空泵组、精密压力调节阀、压力传感器组成，舱内压力控制精度可达±10pa；

23、所述风速测量子系统包括皮托管、微差压变送器与热线风速仪，其中微差压变送器采用电容式薄膜传感结构，测量范围覆盖0～200pa，适配低密度下的低动压测量需求，风速测量范围为0.5～15m/s；

24、所述风扇阵列控制子系统支持全局统一调速与单扇独立调控两种模式，可生成均匀来流、梯度风、阵风等多种风场；

25、所述数据采集子系统可同步采集环境压力、来流风速、天平测力、扑翼运动参数等多通道数据，采样频率不低于1khz，适配扑翼非定常测试的高采样需求。

26、作为本发明进一步方案：

27、所述风扇散热件包括贴合于每个风扇电机外侧的导热金属基座，导热金属基座与阵列的金属框架导热连接，金属框架通过导热件与真空环境舱的舱壁散热回路连通，将电机热量传导至舱外，所述导热件可以为导热板。

28、作为本发明进一步方案：

29、所述多风扇阵列组件低污染改造方法为：替换所有风扇线缆的聚四氟乙烯绝缘导线、采用低挥发润滑脂的风扇轴承，配合轴流风扇单元的预烘除气处理，满足真空环境的低放气要求，避免污染舱内光学窗口与测试设备。

30、与现有技术相比，本发明的有益效果是：

31、1. 可精准模拟火星极稀薄大气环境，适配扑翼测试工况。该装置通过真空环境舱稳定维持火星地表级别的低压低密度环境，配合多风扇阵列生成稳定可控的来流，风速覆盖火星大气典型风速区间，能够满足扑翼飞行器从悬停到前飞的全工况气动测试需求。

32、2.模块化设计灵活度高，建设成本低。本技术采用商用标准化轴流风扇单元组成阵列，相比传统定制化低密度风洞，大幅缩短建设周期、降低制造成本；同时风扇阵列采用模块化框架结构，可根据试验模型尺寸灵活调整阵列规模与排布，适配不同量级的扑翼飞行器测试。

33、3. 风场调控能力强，适配非定常研究需求。每个轴流风扇单元均可独立调速，不仅能生成高均匀性的定常来流，还可通过时序调控生成阵风、湍流、梯度风等复杂非定常风场，更贴合火星真实大气风环境，能够支撑扑翼飞行器非定常气动特性、抗风扰动能力等深度研究。

34、4. 流场品质满足低雷诺数测试要求。整流稳流段针对低密度、低雷诺数工况优化设计，可有效消除风扇旋流与大尺度涡，将试验段核心区的湍流度控制在较低水平，保障扑翼气动测试数据的准确性与可重复性。

35、5. 专项设计保障低压环境下的稳定运行。针对低密度环境下风扇对流散热能力下降的问题，设计了传导式散热结构，保障风扇长时间稳定运行；同时配套低污染改造方案，满足真空舱的洁净度要求，避免设备放气对试验环境和光学测试的干扰。