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。
技术实现要素：
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。
在上述技术方案中，所述加热丝与外部加热电源导线连接，加热丝与加热体的孔隙之间填充绝缘层，使得加热丝与加热体为一整体。
在上述技术方案中，所述温度传感器与外部的温控仪连接，温度传感器与加热体的孔隙之间填充绝缘层，使得温度传感器与加热体为一整体。
在上述技术方案中，温度传感器和加热丝与加热体外部的驱动电源、调压器、断路器和固体继电器构成电加热控制系统。
在上述技术方案中，所述电加热控制系统的工作过程为：
温度反馈低于设定温度时，温控仪输出开关信号接通驱动电源，触发固态继电器导通，电加热主回路闭合，加热体开始加热；
当温度反馈高于设定温度时，温控仪输出开关信号断开驱动电源，触发固态继电器断开，电加热主回路断开，加热体停止加热。
综上所述，由于采用了上述技术方案，本发明的有益效果是：
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。
附图说明
本发明将通过例子并参照附图的方式说明，其中：
图1为壁面静压测量结构示意图；
图2为加热体电加热控制原理框图；
其中：1是洞壁，2是洞壁内表面，3是洞壁外表面，4是洞壁开孔，5是洞壁安装螺钉丝孔，6是法兰轴向安装螺钉通孔，7是加热体，8是静压孔，9是法兰，10是法兰径向安装螺钉丝孔，11是温度传感器，12是加热电源导线，13是静压管，14是静压导管，15是加热电源，16是断路器，17是调压器，18是温控仪，19是驱动电源，20是固态继电器。
具体实施方式
本说明书中公开的所有特征，或公开的所有方法或过程中的步骤，除了互相排斥的特征和/或步骤以外，均可以以任何方式组合。
如图1所示，本发明在实施时，首先沿着风洞洞壁的法线方向开孔，开孔的孔径要与加热体的外径一致。然后在风洞的外洞壁上，沿着开孔的四周设计一定数量的安装螺丝孔，螺丝孔的深度不能超过洞壁厚度，用于固定连接法兰，连接法兰是可以穿过加热体的，因此加热体穿过连接法兰和风洞洞壁上的开孔，并被连接法兰固定为一体。
加热体采用柱状或其他条状结构，加热体沿着轴向设置有多个沉孔，其中一个孔是通孔，专门用于在孔内设置静压管，而其他沉孔分别用于安装加热丝和温度传感器。为了调节加热体在风洞洞壁的安装位置，采用在连接法兰的径向设置若干调节螺母，当加热体在连接法兰内轴向移动时，通过调节螺母来锁紧加热体的相对位置。
本发明中的电加热控制系统由进线电源、断路器、调压器、固态继电器、温控仪、驱动电源等组成；在加热体的沉孔中，部分沉孔用于安装加热丝，在加热丝与加热体之间填充绝缘物质，使得加热丝与加热体成一个整体，加热丝外部与电源连接，通电后对加热体进行加热。因为风洞试验中不同于真实飞机的飞行，真实飞机的飞行因为气流会带走表面的热量，而风洞中一旦停止试验，模型表面的温度就不会被带走，因此需要对温度进行控制。在部分沉孔中设置有温度传感器，温度传感器与加热体之间也用绝缘物质填充，避免空气的存在，从而使得能准确的获取加热体的温度。温度传感器通过温控仪连接到加热电源上。
如图2所示，是控制系统的电路图，进线电源根据加热丝功率可以选择单相或三相交流电源，也可使用直流电源；调压器用于调节加热电压幅值，输出可调节的安全加热电压，控制加热快慢；温控仪用于实时监测加热体温度，并根据设定温度与温度反馈，输出开关量信号，接通或断开驱动电源，控制电加热回路的固态继电器导通与关闭。当温度反馈低于设定温度时，温控仪输出开关信号接通驱动电源，触发固态继电器导通，电加热主回路闭合，加热体开始加热；当温度反馈高于设定温度时，温控仪输出开关信号断开驱动电源，触发固态继电器断开，电加热主回路断开，加热体停止加热。
电加热系统可以独立运行，通过温控仪，实现加热体温度设定、温度实时显示、电加热温度闭环自动控制，电加热主回路具有过流、短路、漏电保护功能。也可将温控仪通过网络通讯嵌入其它自动化系统，使电加热系统具有本地/远程控制功能。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。