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小型风洞实验报告模板1. 实验目的本实验旨在通过搭建小型风洞，模拟风场环境，以了解流体力学相关概念，并探究在风洞中空气流动特性的变化。
2. 实验原理利用风机产生气流，经过管道进入风洞，再通过风洞内的模型，观察和测量气流在模型前后的压力、速度等参数的变化，从而了解气流对物体的影响。
3. 实验装置和材料1. 小型风洞：风洞箱、风机、风洞管道、模型支架等。
2. 模型：可以选择不同几何形状的模型，如平板、球体等。
3. 测量仪器：差压传感器、风速计等。
4. 实验步骤4.1 搭建风洞1. 搭建风洞箱，确保密封性良好。
2. 将风机安装在风洞箱的一侧。
3. 连接风机与风洞箱之间的管道，确保气流能顺畅流动。
4.2 安装模型1. 根据实验需求选择合适的模型，并将其安装在风洞箱内的模型支架上。
2. 确保模型位置稳定，并与风洞箱内的气流方向对齐。
4.3 进行实验测量1. 在模型前后位置处，分别安装差压传感器和风速计。
2. 根据实验要求，记录模型前后气流的压力差和速度差等参数。
3. 可以使用数据采集系统，将实验数据进行记录和处理。
4.4 分析实验数据1. 根据实验所得数据，计算压差和速度差的平均值，并进行比较和分析。
2. 根据流体力学相关理论，理解实验结果所呈现的物理现象，如气流分离、阻力等。
5. 实验结果与讨论根据实验数据的分析，可以得出以下结论：1. 模型前后的压差随着模型的形状和尺寸的变化而变化，进一步验证了伯努利定律在风洞中的适用性。
2. 模型前后的速度差与模型的形状和尺寸密切相关，不同形状的模型会产生不同的气流效应。
3. 在实验中发现，当气流速度较大时，模型前后的压差和速度差明显增大。
本实验结果表明，小型风洞是一个有效的工具，可以用于研究和理解物体在气流中的行为。
通过改变模型的形状和尺寸，可以进一步探究气流对物体的影响，并为飞行器设计、建筑结构等领域提供参考依据。
6. 实验结论通过本次小型风洞实验，我们对气流的特性和模型的影响有了更深入的了解。
简易风洞设计需要的材料风机，小球，51单片机，风机驱动模块，液晶1602，超声波，电源设计任务设计制作一简易风洞及其控制系统。
风洞由圆管、连接部与直流风机构成。
圆管竖直放置，长度约40cm,内径大于4cm且内壁平滑，小球（直径4cm黄色乒乓球）可在其中上下运动；管体外壁应有A、B、C、D等长标志线，BC段有1cm间隔的短标志线；可从圆管外部观察管内小球的位置；连接部实现风机与圆管的气密性连接,圆管底部应有防止小球落入连接部的格栅。
控制系统通过调节风机的转速,实现小球在风洞中的位置控制。
设计要求（1）小球置于圆管底部，启动后5秒内控制小球向上到达BC段，并维持5秒以上。
（20分）（2）当小球维持在BC段时，用长形纸板（宽度为风机直径的三分之一）遮挡风机的进风口，小球继续维持在BC段。
（10分）（3）以C点的坐标为0cm、B点的坐标为10cm；用键盘设定小球的高度位置（单位：cm），启动后使小球稳定地处于指定的高度3秒以上，上下波动不超过±1cm。
（10分）（4）以适当的方式实时显示小球的高度位置及小球维持状态的计时。
（10分）小球置于圆管底部，启动后5秒内控制小球向上到达圆管顶部处A端，且不跳离，维持5秒以上。
（10分）（5）小球置于圆管底部，启动后30秒内控制小球完成如下运动：向上到达AB段并维持3~5秒，再向下到达CD段并维持3~5；再向上到达AB段并维持3~5,再向下到达CD 段并维持3~5；再向上冲出圆管（可以落到管外）。
（20分）（6）风机停止时用手将小球从A端放入风洞，小球进入风洞后系统自动启动，控制小球的下落不超过D点，然后维持在BC段5秒以上。
（10分）（7）其他自主发挥设计。
（10分）说明（1）题中到达XX段是指，小球的整体全部进入该段内；（2）题中“维持”是指，在维持过程中小球整体全部不越过该段的端线；（3）小球的位置以其中心点为准（即小球的上沿切线向下移2cm，或下沿切线向上移2cm）；（4）直流风机的供电电压不得超过24V，注意防止风机叶片旋转可能造成的伤害；可在圆管及其周围设置传感器检测管内小球的位置；可将圆管、连接部与直流风机安装在硬质板或支架上，以便于使圆管保持竖直状态，并保持风洞气流通畅。
小型风洞设计制作及稳定段研究摘要风洞是从事飞行器研制和空气动力学研究的最基本的实验设备。
迄今为止绝大部分空气动力学实验都是在风洞中完成的。
风洞的发展是同航空航天技术紧密相关的，风洞是研制新型飞行器的重要物质基础。
稳定段及其内部的整流装置是风洞不可或缺的组成部分。
整流装置包括纱网和蜂窝网等，其设计目的是使气流均匀或降低紊流度。
关键词小型风洞；纱网；均匀性；稳定段；能量损失在本次研究中，设计并动手制作可用于实际操作的小型风洞，着重对其稳定段进行研究，从而设计出适合于一类小型风洞的稳定段。
一方面，在理论计算与实验中记录有意义的数据，为以后进一步的研究提供依据。
另一方面，此次研究所制作出的小型风洞，可以用于实际的风洞实验，如小型风力发电机的测试等。
在研究的前期进行小型风洞的设计，绘制小型风洞的设计图纸。
在研究的第二阶段，根据设计动手制作小型风洞。
在制作过程中，不断根据实际情况，对图纸细节进行调整和改进。
在研究的第三阶段，对已制作完成的小型风洞稳定段中的纱网进行控制变量的研究与分析。
对于低速小型风洞，进口风速为10m/s～18m/s时，在综合气流均匀性、稳定性和气流能量3个指标之后发现，网丝直径d与网眼尺度l的比值为0.37，每层纱网间距为2cm的三层纱网组合为最优纱网组合。
1 研究方法及过程1.1 小型风洞的设计1.1.1 风洞整体的布置小型风洞是由风扇、风洞本体和测量仪器系统三部分组成。
如图1所示为风洞的整体布置图。
①为风扇。
②为风洞本体。
③为传感器组1.1.2 风扇的设计根据研究需要，风扇选用具有调速功能的低速风扇，其风速范围为：10m/s ～20m/s。
出风口为正方形，内径为11.6cm，外径为12cm。
在风洞的出口和进口，分别放置两个相同型号的风扇，进口的风扇向风洞内鼓风，出口的风扇从风洞内吸风，并始终调节两风扇的鼓风风速相同。
这样的设计可以在一定程度内令风洞内的气体密度保持恒定。
1.1.3 风洞本体的设计风洞本身共分为三段，内有两个为消除涡流而装置的蜂窝器和两套为平稳气流而装置的纱网。
第1篇一、实验目的本次实验旨在研究某型号客机模型在风洞中的气动特性，包括升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等。
通过实验数据，评估客机模型的空气动力学性能，为后续的飞机设计提供理论依据。
二、实验设备1. 风洞：T-128号风洞，具备0.96马赫的试验速度，雷诺数在3.5-5百万之间。
2. 客机模型：按照实际尺寸1:1比例制作，材料为轻质合金。
3. 测量系统：包括压力传感器、力矩传感器、角度传感器等。
4. 数据采集与处理系统：用于实时采集实验数据并进行处理。
三、实验方案1. 客机模型在风洞中固定，调整角度和姿态，使模型处于水平状态。
2. 通过调整风洞的风速，模拟不同飞行状态下的气流情况。
3. 在不同风速下，测量客机模型的升力、阻力、俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩等参数。
4. 利用液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。
四、实验结果与分析1. 升力与阻力实验结果表明，客机模型在0.96马赫的速度下，升力系数随攻角增大而增大，阻力系数随攻角增大而减小。
在攻角为15°时，升力系数达到最大值，阻力系数达到最小值。
这与理论分析相符。
2. 俯仰力矩实验结果表明，客机模型的俯仰力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，俯仰力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
3. 滚转力矩实验结果表明，客机模型的滚转力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，滚转力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
4. 偏航力矩实验结果表明，客机模型的偏航力矩系数随攻角增大而增大。
在攻角为15°时，偏航力矩系数达到最大值。
这与理论分析相符。
5. 机翼变形通过液晶视频测量法，对机翼变形进行扰流显像研究。
结果表明，在攻角为15°时，机翼变形较小，气动性能较好。
五、结论1. 客机模型在0.96马赫的速度下，具有良好的气动性能，升力系数、俯仰力矩系数、滚转力矩系数和偏航力矩系数均达到较优值。
小型风洞发展情况汇报材料
近年来，随着科技的不断进步和应用领域的不断拓展，小型风洞作为一种重要
的实验设备，其发展情况备受关注。
本文将对小型风洞的发展情况进行汇报，以期为相关领域的研究人员提供参考。
首先，小型风洞在结构设计方面取得了显著进展。
传统的大型风洞由于体积庞大、造价昂贵，限制了其在一些领域的应用。
而小型风洞在结构设计上更加灵活，可以根据实际需求进行定制，不仅可以满足一般实验的需要，还可以在狭小空间内进行实验，为一些特殊领域的研究提供了可能。
其次，在实验性能方面，小型风洞也取得了长足的进步。
随着先进的传感器技
术和数据采集技术的应用，小型风洞的实验精度得到了大幅提升。
同时，一些新材料的应用也使得小型风洞在实验过程中的稳定性和可靠性得到了增强，为实验结果的准确性提供了保障。
另外，小型风洞在应用领域的拓展也是不容忽视的。
传统风洞主要应用于航空
航天领域，而小型风洞则在汽车、建筑、环境工程等领域得到了广泛的应用。
特别是在新能源风电领域，小型风洞的应用为风机叶片设计和性能测试提供了重要手段，推动了风电技术的发展。
最后，小型风洞在国际合作和交流方面也取得了积极进展。
我国在小型风洞领
域的研究与发展取得了一系列成果，与国际先进水平逐步接轨。
同时，我国的小型风洞设备和技术也逐渐走出国门，参与国际合作项目，为我国在相关领域的国际影响力提升做出了贡献。
综上所述，小型风洞在结构设计、实验性能、应用领域和国际合作等方面都取
得了显著的发展。
随着科技的不断进步和需求的不断增长，相信小型风洞在未来会有更广阔的发展空间，为相关领域的研究和应用带来更多的可能性。
小型风洞发展情况汇报
近年来，随着科技的不断进步和风洞技术的不断完善，小型风洞在
各个领域的应用越来越广泛。
本文将就小型风洞的发展情况进行汇报，以期能够更好地了解小型风洞的现状和未来发展趋势。
首先，小型风洞在航空航天领域的应用日益广泛。
随着航空航天技
术的不断发展，对飞行器的空气动力学性能要求也越来越高。
小型
风洞可以模拟不同飞行状态下的气流情况，为飞行器的设计和优化
提供重要的数据支持。
因此，小型风洞在航空航天领域的应用前景
非常广阔。
其次，小型风洞在建筑工程领域的应用也日益受到重视。
建筑物在
设计和施工过程中需要考虑到风压、风载等因素对建筑结构的影响。
小型风洞可以模拟不同风速下的风压情况，为建筑结构的设计和安
全评估提供重要依据。
因此，小型风洞在建筑工程领域的应用潜力
巨大。
另外，小型风洞在汽车工程领域也有着重要的应用。
汽车在高速行
驶时会受到气动力的影响，而小型风洞可以模拟不同速度下的气流
情况，为汽车外形设计和空气动力学性能优化提供重要支持。
因此，小型风洞在汽车工程领域的应用也是不可或缺的。
总的来说，小型风洞在各个领域的应用前景非常广阔，其发展势头也十分迅猛。
未来，随着科技的不断进步和风洞技术的不断完善，相信小型风洞将会在更多领域展现出其重要的作用，为各行各业的发展提供更加有力的支持。
相信在不久的将来，小型风洞的发展前景将更加广阔，为人类社会的发展进步贡献更大的力量。
气体在风洞中工作段流动是均匀场，即模拟了自然风场，气体流过“膜”表面，由于粗糙度不同，流场分布也变化，由于设备优良程度不同，对同一膜表面流场分布也变化。
通过查阅大量有关风洞实验装置的文献，现设计出了两种实验方案如下：
表1 两种方案性能表
方案阻力压力梯度流速、流场使用方法阻力特性备注
风洞无0 均匀场，稳定
流速
放在流场中间
基本上绝
对值
有阻塞
效应
双纽线传感器有有
流量场，平均
流速
贴在管壁上相对值
无阻塞
效应
两种方案的共同点：
1、都可以无级调速（不允许通过节流装置等改变机械尺寸方法）；
2、都是测量差压（计量标准）；
3、都可以获得低湍流稳定流场；
4、都需要进行温度、湿度、流速分布系数，阻塞系数，干扰系数的修正；
5、两种方案测出结果都是标准状态；
6、结构上有共同点，装置的左边不同，右边大致相同。
针对以上两种方案的自制风洞装置图如下所示：
②紊流网 ⑥工作段
③稳定段 ⑦扩散段
④集气段 ⑧风机
方案 A
① 双纽线式传感器
② 工作段
③ 扩散段
④ 风 机
方案 B
图1 风洞装置设计简图。
风洞实验报告引言：风洞实验作为现代科技研究的重要手段之一，广泛应用于航空航天、汽车工程、建筑结构等领域。
本报告将围绕风洞实验的原理、应用以及相关技术展开探讨，旨在加深对风洞实验的理解和应用。
一、风洞实验的原理风洞实验是通过利用风洞设备产生流速、温度和压力等环境条件，对模型进行真实环境仿真试验的一种方法。
其基本原理是利用气体流动力学的规律，使得实验模型暴露在所需风速的气流中，从而通过测量模型上的各种力和参数来分析其气动性能。
二、风洞实验的应用领域1.航空航天领域风洞实验在航空航天领域有着广泛的应用。
通过风洞实验，可以模拟不同飞行状态下的风载荷，评估飞机、火箭等载体的稳定性和安全性，在设计和改进新型飞行器时提供可靠的数据支撑。
2.汽车工程领域风洞实验在汽车工程领域同样具有重要意义。
通过对汽车模型在高速风场中的测试，可以优化车身外形设计，降低气动阻力，提高燃油效率。
此外，风洞实验还可用于汽车内部气流研究，如车内空调流场、风挡玻璃除雾等。
3.建筑工程领域在建筑工程领域，风洞实验可以帮助研究风荷载对建筑物结构产生的影响，以提高建筑物的抗风性能。
通过模拟真实的气流环境，可以评估建筑物在不同风速下的应力、应变分布情况，为工程设计和结构优化提供依据。
三、风洞实验技术1.气流控制技术气流控制技术是风洞实验中必备的关键技术之一。
通过对风洞内流场进行合理设计和调整，可以实现不同速度、湍流强度和均匀度的气流条件，以保证实验的准确性和可重复性。
2.试验模型制作技术试验模型制作技术对于风洞实验的结果具有重要影响。
模型的准确度和还原程度直接关系到实验数据的可靠性。
现如今，各类先进材料和加工技术的应用，使得模型制作更加精准和高效。
3.数据采集和分析技术风洞实验所得数据的采集和分析是判断实验成果的关键环节。
当前，数字化技术的快速发展为数据采集和分析提供了强有力的支持。
传感器、图像处理等先进技术的应用，使得实验数据获取更为精确和全面。
综合电子设计小型模拟风洞系统刘石劬 22011231尹哲浩 22011214赵正扬 22011212董元 22011207一、引言二、设计思路2.1 整体功能设想2.2 模块实现方式确定三、设计内容及部分电路仿真3.1 输入模块设计部分3.1.1 按钮功能电路实现与仿真3.1.2 控制输入电路实现与仿真3.2 控制模块设计部分3.2.1 硬件选型及论证3.2.2 风扇控制信号的分析3.3 整体原理图与PCB设计四、整体实物图即测试结果五、课程收获与心得六、参考文献一、引言风洞是空气动力学研究的重要地面试验设备，通过对流体力学方法的计算，可以研究物体模型所受不同方向、不同大小的气动阻力影响，为汽车、高速列车等等的选型提供大量的参考依据。
同时，风洞也是试验高速飞行器必不可少的一种设备，是保证一个国家航空航天处于领先地位的基础研究设施]1[。
随着时代的发展，飞机研究制造业的竞争越加激烈，尤其在军事领域，现有风洞试验设备的模拟能力已经成为制约第四第五代战斗机的研制和未来高超声速飞行器发展的瓶颈。
这次课题设计，我们想以自己现有的能力和一些简单的器材来完成一个简易的小型风洞设计，用以模拟产生不同风力大小的气流。
我们采用电脑CPU风扇作为风力的发生装置，以输入信号的占空比来调节风扇转速的大小，并可以根据风扇所发出的风力大小来实现结果的反馈。
二、设计思路2.1 整体功能设想风扇的输入信号可以控制风扇实现不同的转速，也可以让风扇的工作处于测试模式下，即风扇的转速按预定的延时变化，风力将由大至小，再由小变大循环往复。
也可以通过键盘，让帆板到达指定高度。
2.2 模块实现方式确定(1) 输入模块：使用者将通过按钮进行输入信号的控制，工作时不会存在两个按钮同时有效的情况。
本模块的大体部分会以门电路的形式构成，功能上通过计数器不同的计数值来形成不同的输入信号，但必须保证信号的频率一致。
最后，所有档位的信号必须以同一个输出端口输送至风扇，对风扇进行相应的控制。
(2) 控制模块：采用MSP430F6638作为主控芯片，它是由TI公司推出的16位超低功耗、具有精简指令集（RISC）的混合信号处理器。
用LSM303作为检测角度的传感器，用AVC 8038风扇作为风力来源。
三、设计内容及部分电路仿真3.1 输入模块设计部分输入模块是指将控制信号输入风扇前的所有电路，由档位控制按钮部分、档位实现部分、风扇输入部分等组成。
通过对这些部分的整合，可以达成输出一个频率相同，占空比可变的方波信号的功能。
输入模块的设计大多以简单的数字门电路来实现，使用的芯片也以74LS系列为主。
输入部分原理图如下：3.1.1 按钮功能电路实现与仿真我们所设想的的按钮具体有按下和悬空两种状态。
当使用者按下一个按钮后，对应的档位就会开始工作，输出对应占空比的波形。
若使用者第二次按同一按钮，则按钮将会弹起恢复悬空状态，对应的档位不再工作。
在一个档位处于工作状态下，使用者按下其他按钮将不会起任何作用，必须将上一个按钮取消后，按下的新按钮才会正常开始工作。
如下图所示，button1到button3分别为风扇的3个不同档位的控制按钮，而button4则为测试模式的控制按钮。
这四个输入同时只能有一个有效。
对每一个输入而言，其他3个输入的或非和它本身相与构成最后的输出。
若在此之前，已经有按钮生效，则或非的值为0，新的按钮也就无从输出了。
以button1和button4为例进行仿真，分别输入不同频率的方波。
以下I/O 分别为button1到button4和output1到output4，每一个output对应相应的button信号。
由图可见，即便输入信号存在高电平上的重叠，但是输出只会有一个信号为高电平，后出现上升沿的信号暂时无效，直至较早工作的信号降为低电平为止，才会开始工作。
3.1.2 控制输入电路实现与仿真控制输入电路接入按键的输出，通过74161不同方式的计数产生不同的输出信号。
本电路有4个输入，分别接至按钮部分的output1至output4；有2个时钟脉冲，分别控制档位1至档位3的计数器，和测试模式的额外计数部分；有3个输出，分别为档位1到档位3的输出，而档位4则对前3个输出同时进行利用，本身并不附加其他的输出。
以button1、button3和button4为例，分别仿真单一档位和测试模式的输出波形。
当button1有效时，button1始终置1，button4亦然。
下图I/O分别为CLK1、CLK2、button1到button4以及output1到output3。
在button1有效下，output1的输出结果：在button3有效下，output3的输出结果：在button4有效下，测试模式的输出结果：通过对于CLK2的调节，可以控制测试模式下风扇转速由小到大再到小，在每个档位停留的时间，只需输入不同频率的方波即可。
最后，控制输入电路的3个输出将以三态门的形式进行线与作为最后输进风扇的输入信号。
每个三态门的EN端接各自对74161的使能信号作为控制端。
当对应的计数器工作时，该计数器的输出有效。
我们利用quartus ii5.0对以上电路与实现功能，在quartus ii 5.0中，我们可以直接通过其中所绘原理图进行仿真，同时也可以相应生成相关程序如下：module windpit(button4,button1,button2,button3,CLK2,CLK1,output2,output1,output3,output4 );input button4; input button1; input button2; input button3; input CLK2; input CLK1; output output2; output output1; output output3; output output4;wire WIRE_71;wire WIRE_72;wire WIRE_73;wire WIRE_74;wire WIRE_8;wire WIRE_75;wire WIRE_10;wire WIRE_76;wire WIRE_77;wire WIRE_78;wire WIRE_15;wire WIRE_19;wire WIRE_24;wire WIRE_25;wire WIRE_79;wire WIRE_27;wire WIRE_28;wire WIRE_29;wire WIRE_30;wire WIRE_31;wire WIRE_32;wire WIRE_36;wire WIRE_37;wire WIRE_38;wire WIRE_39;wire WIRE_80;wire WIRE_81;wire WIRE_82;wire WIRE_83;wire WIRE_84;wire WIRE_57;assign output2 = WIRE_79;assign output1 = WIRE_8;assign output3 = WIRE_73;assign WIRE_71 = 1;assign WIRE_74 = 0;\74161 b2v_inst(.CLRN(WIRE_71),.CLK(CLK1),.ENP(WIRE_72),.LDN(WIRE_7 3),.A(WIRE_74),.D(WIRE_74),.ENT(WIRE_72),.B( WIRE_74),.C(WIRE_74),.QB(WIRE_28),.QA(WIRE _29));assign output4 = WIRE_75 ? WIRE_8 : 1'bz;assign WIRE_37 = ~(WIRE_10 | WIRE_76 | WIRE_77 | WIRE_78);assign WIRE_10 = ~button4;assign WIRE_19 = ~(WIRE_78 &WIRE_15);assign output4 = WIRE_72 ? WIRE_73 :1'bz;\74161 b2v_inst2(.CLRN(WIRE_71),.CLK(CLK2),.ENP(button4),.LDN(WIRE_19), .A(WIRE_74),.D(WIRE_74),.ENT(button4),.B(WIRE _74),.C(WIRE_74),.QD(WIRE_78),.QC(WIRE_76),. QB(WIRE_77),.QA(WIRE_15));assign WIRE_83 = ~(WIRE_24 &WIRE_25);assign WIRE_57 = ~(WIRE_79 &WIRE_27);assign WIRE_73 = ~(WIRE_28 &WIRE_29);assign WIRE_72 = WIRE_30 | button3;assign WIRE_84 = WIRE_31 | button2;assign WIRE_75 = WIRE_32 | button1;assign WIRE_80 = ~WIRE_77;assign WIRE_81 = ~WIRE_76;assign WIRE_82 = ~WIRE_78;assign WIRE_32 = WIRE_36 | WIRE_37;assign WIRE_31 = WIRE_38 | WIRE_39;assign WIRE_36 = WIRE_78 & WIRE_80 & WIRE_81;assign WIRE_38 = WIRE_77 & WIRE_76 & WIRE_82;assign WIRE_8 = ~WIRE_83;assign WIRE_39 = WIRE_77 & WIRE_81 & WIRE_82;assign WIRE_30 = WIRE_80 & WIRE_76 & WIRE_82;assign output4 = WIRE_84 ? WIRE_79 :1'bz;\74161 b2v_inst6(.CLRN(WIRE_71),.CLK(CLK1),.ENP(WIRE_84),.LDN(WIRE_5 7),.A(WIRE_74),.D(WIRE_74),.ENT(WIRE_84),.B(WIRE_74),.C(WIRE_74),.QB(WIRE_79),. QA(WIRE_27));\74161 b2v_inst7(.CLRN(WIRE_71),.CLK(CLK1),.ENP(WIRE_75),.LDN(WIRE_8 3),.A(WIRE_74),.D(WIRE_74),.ENT(WIRE_75),.B(WIRE_74),.C(WIRE_74),.QB(WIRE_24),.QA(WIRE _25));endmodule3.2 控制模块设计部分3.2.1 硬件选型及论证角度检测方案的选择与论证方案一：采用LSM303 加速度传感器检测平台倾角。
