CN102279088B - 高超声速炮风洞旋转活塞 - Google Patents

Abstract

一种高超声速炮风洞旋转活塞，包括圆筒状的安装部，还包括由安装部一端径向延伸的碰撞面及由碰撞面向安装部内并向安装部的另一端倾斜延伸的一压力承受部，安装部的周缘同方向设有螺旋槽，使活塞在高速直线运动同时产生旋转稳定运行，具有较轻的质量，在高速撞击下不易破坏。

Description

高超声速炮风洞旋转活塞

技术领域

本发明涉及一种活塞，具体涉及一种高超声速炮风洞旋转活塞。

背景技术

高超声速炮风洞广泛应用于飞行器、人造卫星、航天飞机、空天飞机的模型试验中，是航空航天领域内非常重要的空气动力地面试验设备。为了在试验舱产生高超声速气流，试验舱上游的高压管道内充满了高压气体。根据不同试验要求，高压管道内承受的气体压力各不相同，目前最大要承受数千个大气压的压力。

进行高超声速气动力试验前，高超声速炮风洞的高压管道、高压夹膜机、膜腔、低压管道、低压夹膜机及喷管等依次部件连接好，高压夹膜机夹紧位于膜腔内的两个膜片。低压夹膜机夹紧位于喷管进口处的膜片。试验时，高压管道内充有试验所需的高压气体，低压管道内充有少量低压气体。膜腔内也充气到一定压力，确保膜腔内的膜片不破裂。之后，快速释放膜腔内的气体，高压管道和膜腔的压力差迅速增大，膜腔内的膜片就会先后破裂。高压气体迅速进入低压管道，并推动低压管道内的轻质量活塞。此时，低压管道内的气体不断压缩，气体的压力、温度也不断提高。当低压管道内的压力提高到一定程度后，喷管进口处的膜片破裂，高温高压气体进入喷管膨胀，达到所需的高超声速气流进入试验舱。试验模型在试验舱内即可以进行高超声速气动试验。

现有的高超声速炮风洞尤其是大型高超声速炮风洞活塞，通常采用如图1所示的一端开口一端封闭的圆柱体，这种结构存在以下缺陷。

①由于活塞端面为垂直的平面，当活塞在高压气体的冲击下或与喷管前端发生碰撞时，断面承受剪力和相对应力集中，活塞端部容易破碎，给空气动力试验带来隐患。

②为防止活塞在碰撞过程中损坏，通常加大碰撞面厚度，这样造成活塞质量较大，活塞的运动速度难以上去，活塞前方形成不了稳定段的正激波；

③大型高超声速炮风洞中，大尺寸活塞不是旋转运行，运行很难稳定；

④如果采用高强度轻质量材料如钛合金制造，造价昂贵，加工难。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种既有较轻的质量，在高速撞击下不易破坏，以及在高速直线运动同时产生旋转运动，能高速稳定运行的一种高超声速炮风洞旋转活塞。

为解决上述技术问题，本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞，包括圆筒状的安装部，还包括由安装部一端径向延伸的碰撞面及由碰撞面向安装部内并向安装部的另一端倾斜延伸的一压力承受部。

进一步地，安装部的周缘同方向设有螺旋槽。

进一步地，螺旋槽至少开设有四个。

进一步地，螺旋槽的断面形状是圆弧形。

进一步地，螺旋槽为多个，沿所述安装部面周向等间隔分布。

进一步地，螺旋槽深度为1-3mm。

进一步地，压力承受部的截面呈锥形或凹球形。

进一步地，压力承受部的在安装部内的延伸不超出安装部的另一端的范围。

进一步地，压力承受部的锥形的锥顶夹角α的范围为80°-100°。

本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞上述技术方案，相对于现有技术可以带来如下有益效果；

1、由于活塞包括圆筒状的安装部，还包括由安装部一端径向延伸的碰撞面及由碰撞面向安装部内并向安装部的另一端倾斜延伸的一压力承受部，这样加大了活塞端面受力面积，改善了活塞压力承受面的受力状态，活塞的压力承受面的壁可以加工得较薄，从而可以不改变原有材质的情况下，减轻活塞的质量，提高活塞的运行速度，获得稳定的正激波。

2、由于其活塞安装部周向设有同方向的螺旋槽，气缸中高压腔的高压气体推动活塞直线运动的同时一部分高压气体沿安装部周向设置的螺旋槽运动并产生切向分力，这些切向分力使活塞10旋转运动；螺旋槽沿所述安装部周向设置四条以上，等距分布的结构可以使活塞更均匀、稳定的旋转。

3、由于活塞减少了质量，相对减少了碰撞动能，而且活塞还有一个由安装部一端径向延伸的碰撞面，这样活塞不易破碎，耐冲击性能更好。

4、上述技术方案，保证了高超声速风洞活塞运行的安全性和稳定性，避免了活塞损坏带来的危险，确保了高超声速模型的安全及高超声速试验的正常进行。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1应用于高超声速炮风洞的现有活塞的结构示意图；

图2是根据本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞实施例的活塞三维外形结构示意图；

图3是根据本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞实施例的活塞剖面结构示意图；

图4是根据本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞实施例的活塞柱面表面受力图示意图；以及

图5是根据本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞实施例的使用示意图。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

如图2、图3所示，本发明的一种高超声速炮风洞旋转活塞实施例，该活塞10包括圆筒状的安装部11、由安装部11的一端径向延伸的碰撞面12及由碰撞面12向安装部11内并向安装部11另一端倾斜延伸的压力承受部15。安装部11滑动安装于低压段管道14。安装部11的周缘按照同方向设有若干螺旋槽16，以使活塞在低压段管道14中产生旋转运动。螺旋槽16的断面形状优选是圆弧形，当然也可以是矩形、三角形或其它形状。螺旋槽16沿安装部11的周缘均匀分布，且螺旋槽16的个数为四个以上，以保证活塞旋转的稳定性。一般来讲，螺旋槽16分布愈多，活塞旋转的稳定性就愈好。螺旋槽16的深度在1-3mm之间。在不同的实施方式中，上述螺旋槽16的个数和螺旋槽16的深度参数的与高压段气体压力值、低压段的气体压力值、低压段内径尺寸、活塞重量、活塞的运动速度等有关，具体的优选参数要结合高超声速气动力试验运行参数综合决定。

在本实施方式中，压力承受部15为锥形，以此来增加活塞端面的受力面积，改善受力状况，使得活塞10在不改变原有材料的情况下，壁厚比较薄，质量轻，耐冲击性能更好。该压力承受部15的锥角α优选为85°-95°，锥高小于或等于安装部11的高度。显然，在其他实施方式中，该压力承受部15也可以采用其它公知形状，例如凹球面。

请结合参照图4和图5，进行高超声速气动试验前，高压段20、低压段管道14、第一夹膜机21及膜片23、第二夹膜机26及膜片23′、喷管27依次连接好。低压段管道14内滑动安装有活塞10，且活塞10的碰撞面12朝向喷管27。试验时，高压段20和低压段管道14内的气体充至试验所需的压力，通过第一夹膜机21的膜腔内的膜片23平衡高低压气体压力差。然后快速释放膜腔气体，第一夹膜机21的膜腔与高压段20之间的压力差迅速增大，使膜腔内的膜片23瞬时破裂。此时，高压段20内的高压气体迅速进入低压段管道14，高压气体推动活塞10在低压段管道14内运动，并在活塞10前形成正激波。正激波到达膜片23′时发生发射，再遇到前进的活塞10。正激波反射反复进行，对低压段管道14内的气体不断压缩，使其压力、温度提高，最后膜片23′破裂，高温高压气体进入喷管27膨胀，达到所需的高超声速气流进入试验舱29，模型28在试验舱29即进行高超声速气动试验。在此过程中，一部分高压气体沿安装部11周向设置的螺旋槽16运动并产生切向分力F，这些切向分力F使活塞10旋转运动，保证活塞稳定运行。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种高超声速炮风洞旋转活塞，包括：圆筒状的安装部，其特征在于，

所述高超声速炮风洞旋转活塞还包括由所述安装部一端径向延伸的碰撞面及由所述碰撞面向所述安装部内并向所述安装部的另一端倾斜延伸的一压力承受部；

所述安装部的周缘同方向设有螺旋槽。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述螺旋槽至少开设有四个。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述螺旋槽的断面形状是圆弧形。

4.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述螺旋槽为多个，沿所述安装部面周向等间隔分布。

5.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述螺旋槽深度为1-3mm。

6.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述压力承受部的截面呈锥形或凹球形。

7.根据权利要求1所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述压力承受部的在所述安装部内的延伸不超出所述安装部的另一端的范围。

8.根据权利要求6所述的一种高超声速炮风洞旋转活塞，其特征在于，

所述压力承受部的锥形的锥顶夹角α的范围为80°-100°。

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