CN114633899B - 一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机测试技术领域，公开了一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，包括空气炮，以及设置在所述空气炮上的组合保护装置；所述空气炮包括高压气腔，与所述高压气腔连通的动力气源，设置在所述高压气腔上且与高压气腔连通的空气炮炮管，以及设置在所述高压气腔内的压力检测元件；组合保护装置包括在高压气腔上拉伸出的第二延伸筒，设置在所述第二延伸筒上的主动密封结构，设置在所述空气炮炮管的出膛口处的炮弹出膛检测装置，以及与所述炮弹出膛检测装置、主动密封装置电性连接的控制器；本装置能够解决弹丸出膛后压缩空气的持续喷流问题，避免空气压缩动能的浪费，降低空气炮的喷流噪音。

Description

一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统。

背景技术

空气炮是爆炸与冲击动力学研究中的重要实验装备，空气炮一般使用压缩空气作为动力，利用压缩空气的膨胀做功推动发射物沿着炮管加速，通过调整压缩空气的压力调节发射速度，并通过安装在炮口附近的测速装置测量实际发射速度；空气炮有一级炮、二级炮等多种构型，一般由气源、储气罐、发射控制阀、炮管、测速系统、控制系统、气路与各类附件等组成；小口径的空气炮，发射管口径一般不大于50mm，如使用气体驱动冰雹撞击实验装置；而大口径空气炮，发射管口径一般大于100mm，甚至可达500mm左右，则需要使用专门设计的发射装置，如鸟撞实验系统、特种气动冲击实验系统等。

在飞机测试需要的鸟撞实验系统中，一般发射管内径多在200mm以上，使用具有较强供气能力的空压机系统供气，采用较大容积的储气罐，提前储存好压缩气体，发射控制装置的作用是实验前隔离储气罐和发射管，实验控制系统发出发射信号后，则快速启动发射控制装置，储气罐内的压缩空气进入发射管，膨胀做功，驱动弹丸加速。

现有技术提供的空气炮发射装置启动后是完全开放式的，储气罐内的所有气体都将在发射过程中排放，一方面整个气体排放的时间大大超出了弹丸加速时间，造成压缩空气浪费；另一方面，在弹丸离开炮口飞行时，炮口的喷流影响弹丸的飞行轨迹，另外，大量气体在炮管出膛口处的喷流还会导致严重的噪声，不利于实验人员的健康。

发明内容

本发明解决的技术问题是：提供一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，在弹丸出膛后封闭炮管，截留压缩空气，解决压缩空气的喷流问题，避免空气压缩动能的浪费，降低空气炮的喷流噪音，在一定程度上确保弹丸的精准度。

本发明的技术方案是：一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，包括空气炮，以及设置在所述空气炮上的组合保护装置；

所述空气炮包括高压气腔，与所述高压气腔连通的动力气源，设置在所述高压气腔上且与高压气腔连通的空气炮炮管，以及设置在所述高压气腔内的压力检测元件；

所述动力气源通过连接气管与高压气腔连通；

所述连接气管上设置有气动阀门；

所述组合保护装置包括在高压气腔上拉伸出的第二延伸筒，设置在所述第二延伸筒上的主动密封结构，设置在所述空气炮炮管的出膛口处的炮弹出膛检测装置，以及与所述炮弹出膛检测装置、主动密封装置电性连接的控制器；

所述主动密封装置包括安装在所述第二延伸筒内的作动控制结构，以及安装在所述作动控制结构上的密封件；

所述控制器能够通过作动控制结构控制密封件进入空气炮炮管内；

所述密封件与空气炮炮管可紧密贴合。

进一步地，所述第二延伸筒设置在高压气腔一端；所述空气炮炮管设置在高压气腔另一端；

所述第二延伸筒的中心轴线与空气炮炮管的中心轴线重合；

所述作动控制结构包括固定在所述第二延伸筒内的限位台，一端贯穿所述限位台且与密封件连接的滑动推杆，设置在所述滑动推杆另一端的动力装置；

所述动力装置与控制器电性连接。

通过第二延伸筒与空气炮炮管的设置，滑动推杆直接可以将密封件推进空气炮炮管内，完成对空气炮炮管的密封，有效防止空气压缩动能的浪费，降低空气炮的喷流噪音。

进一步地，所述第二延伸筒与空气炮炮管平行设置且均位于高压气腔的一侧；

所述作动控制结构包括设置在第二延伸筒内的安装支架，活动设置在所述第二延伸筒与空气炮炮管内的U型连接件，以及控制所述U型连接件在第二延伸筒与空气炮炮管内活动的伸缩杆；

所述密封件设置在U型连接件与空气炮炮管连接段的端部；

所述安装支架上设置有防转动限位槽；

所述U型连接件与第二延伸筒的连接段与防转动限位槽滑动连接并贯穿防转动限位槽；所述伸缩杆的伸缩端与U型连接件的贯穿端连接；

所述伸缩杆的伸缩方向与第二延伸筒的中心轴线方向一致；

通过U型连接件的设置可以将第二延伸筒与空气炮炮管平行设置且均位于高压气腔的一侧；这样布置的好处是能够使得整体布局更加紧凑；通过伸缩杆控制U型连接件的伸缩可以对空气炮炮管进行有效密封。

进一步地，所述第二延伸筒与空气炮炮管垂直连接；

在所述第二延伸筒与空气炮炮管的连接处设置有L型连接件；所述L型连接件一端连接第二延伸筒、另一端连接空气炮炮管；

所述L型连接件与第二延伸筒的连接段处镂空设置有进气孔位；

所述作动控制结构为伸缩气缸，所述伸缩气缸伸缩端与密封件连接；

伸缩气缸能够驱动密封件密封进气孔位；

在第二延伸筒与空气炮炮管垂直连接时，L型连接件可以将第二延伸筒与空气炮炮管连接，密封件可对空气炮炮管与L型连接件的连接处进行密封，通过伸缩气缸施加动力，在弹丸出膛后可以快速完成密封动作，防止压缩空气的喷流。

进一步地，所述空气炮炮管与高压气腔连接的端部设置有进气槽口；

所述第二延伸筒倾斜设置在所述高压气腔上；

所述作动控制结构包括活动设置在第二延伸筒内的V型滑动连接件，以及设置在第二延伸筒上控制V型滑动连接件滑动的电磁阀；

所述V型滑动连接件的一个分支与第二延伸筒滑动设置，V型滑动连接件的另一个分支与密封件连接；

所述密封件可与进气槽口紧密咬合；

通过V型滑动连接件的设置能够使第二延伸筒倾斜设置在所述高压气腔上，在实现密封件对空气炮炮管进行及时密封的同时，提供一种新的布置方式，在实践中可根据空间布置的需要将第二延伸筒倾斜设置。

进一步地，所述第二延伸筒倾斜设置在高压气腔上；

所述密封件一端与空气炮炮管进气口处的边沿活动铰接；

所述作动控制结构包括活动设置在第二延伸筒内的推杆，以及设置在第二延伸筒内控制所述推杆运动的动力电机；

所述推杆与密封件滑动连接；

密封件一端与空气炮炮管进气口处的边沿活动铰接，铰接的连接方式可以使密封件与空气炮炮管在打开后不完全分离，通过铰接的连接方式将密封件线性密封路径优化为旋转密封路径，优点是通过推杆推动可以使密封件快速完成对空气炮炮管的密封。

进一步地，所述第二延伸筒上设置有线位移传感器；所述线位移传感器一端固定在第二延伸筒上，另一端与作动控制结构连接；

线位移传感器的设置能够对密封件的线性密封路径进行检测，便于对密封件进行路径监测，确保对空气炮炮管的有效密封。

进一步地，所述炮弹出膛检测装置为光电传感器；光电传感器的设置能够精准检测弹丸出膛，并实时将弹丸出膛信号反馈给控制器，便于控制器控制作动控制结构对空气炮炮管进行快速密封。

进一步地，所述空气炮炮管的数量为2~3个；多个空气炮炮管的设置能够有效增加同时发射弹丸的数量，可以实现多个冲击目标对飞机的撞击。

本发明的有益效果是：本发明提供了一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，通过炮弹出膛检测装置能够对弹丸出膛进行检测；通过控制器控制作动控制结构驱动密封件对空气炮炮管进行密封，实现在弹丸出膛后快速封闭炮管；本发明主要用于大口径空气炮，通过主动作动装置实现高压空气密封、释放和再密封，在高压气体释放阶段，通过主动控制，可提高活塞运动的重复性，有利于提供空气炮发射的速度可控性；通过光电传感器感知发射物的运动位置，主动实现气罐内高压空气的再密封，避免大量的高压空气沿着炮管继续膨胀做功，可有效减少炮口气体喷流强度，避免空气压缩动能的浪费，降低空气炮在弹丸飞出后压缩气流持续泄露的喷流噪音，既降低了喷流噪声对试验人员听力健康的影响，也显著控制了高速气体喷流对发射物运动姿态的影响。

本发明通过将大量的高压空气密封在气罐内，在重新开展试验时，这部分高压空气可继续利用，可有效降低系统的能耗，有助于减少重新压缩高压空气所需的能源。

附图说明

图1是本发明实施例1整体的结构示意图；

图2是本发明实施例2整体的结构示意图；

图3是本发明实施例3整体的结构示意图；

图4是本发明实施例4整体的结构示意图；

图5是本发明实施例5整体的结构示意图；

其中，1-空气炮、2-组合保护装置、10-高压气腔、11-动力气源、12-空气炮炮管、120-进气槽口、13-压力检测元件、14-连接气管、15-气动阀门、20-第二延伸筒、21-主动密封结构、22-炮弹出膛检测装置、23-控制器、200-线位移传感器、210-密封件、211-限位台、212-滑动推杆、213-动力装置、31-L型连接件、310-进气孔位、311-伸缩气缸、41-安装支架、410-U型连接件、411-伸缩杆、412-防转动限位槽、51-V型滑动连接件、510-电磁阀、61-推杆、610-动力电机。

具体实施方式

实施例1

如图1所示的一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，包括空气炮1，以及设置在所述空气炮1上的组合保护装置2；

所述空气炮1包括高压气腔10，与所述高压气腔10连通的动力气源11，设置在所述高压气腔10上且与高压气腔10连通的空气炮炮管12，以及设置在所述高压气腔10内的压力检测元件13；

所述动力气源11通过连接气管14与高压气腔10连通；

所述连接气管14上设置有气动阀门15；

所述组合保护装置2包括在高压气腔10上拉伸出的第二延伸筒20，设置在所述第二延伸筒20上的主动密封结构21，设置在所述空气炮炮管12的出膛口处的炮弹出膛检测装置22，以及与所述炮弹出膛检测装置22、主动密封装置21电性连接的控制器23；

所述主动密封装置21包括安装在所述第二延伸筒20内的作动控制结构，以及安装在所述作动控制结构上的密封件210；

所述控制器23能够通过作动控制结构控制密封件210进入空气炮炮管12内；

所述密封件210外侧面与空气炮炮管12内壁可紧密贴合；

所述第二延伸筒20设置在高压气腔10一端；所述空气炮炮管12设置在高压气腔10另一端；

所述第二延伸筒20的中心轴线与空气炮炮管12的中心轴线重合；

所述作动控制结构包括固定在所述第二延伸筒20内的限位台211，一端贯穿所述限位台211且与密封件210连接的滑动推杆212，设置在所述滑动推杆212另一端的动力装置213；

所述动力装置213与控制器23电性连接；

所述第二延伸筒20上设置有线位移传感器200；所述线位移传感器200一端固定在第二延伸筒20上，另一端与作动控制结构连接；

所述炮弹出膛检测装置22为光电传感器；

所述空气炮炮管12的数量为2个；

其中，光电传感器、控制器23、动力装置213、线位移传感器200、气动阀门15、压力检测元件13、动力气源11均采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例2

与实施例1不同的是：

如图2所示，第二延伸筒20与空气炮炮管12平行设置且均位于高压气腔10的一侧；

所述作动控制结构包括设置在第二延伸筒20内的安装支架41，活动设置在所述第二延伸筒20与空气炮炮管12内的U型连接件410，以及控制所述U型连接件410在第二延伸筒20与空气炮炮管12内活动的伸缩杆411；

所述密封件210设置在U型连接件410与空气炮炮管12连接段的端部；

所述安装支架41上设置有防转动限位槽412；

所述U型连接件410与第二延伸筒20的连接段与防转动限位槽412滑动连接并贯穿防转动限位槽412；所述伸缩杆411的伸缩端与U型连接件410的贯穿端连接；

所述伸缩杆411的伸缩方向与第二延伸筒20的中心轴线方向一致。

其中，伸缩杆411采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例3

与实施例1不同的是：

如图3所示，所述第二延伸筒20与空气炮炮管12垂直连接；

在所述第二延伸筒20与空气炮炮管12的连接处设置有L型连接件31；所述L型连接件31一端连接第二延伸筒20、另一端连接空气炮炮管12；

所述L型连接件31与第二延伸筒20的连接段处镂空设置有进气孔位310；

所述作动控制结构为伸缩气缸311，所述伸缩气缸311伸缩端与密封件210连接；

伸缩气缸311能够驱动密封件210密封进气孔位310。

其中，伸缩气缸311采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例4

与实施例1不同的是：

如图4所示，所述空气炮炮管12与高压气腔10连接的端部设置有进气槽口120；

所述第二延伸筒20倾斜设置在所述高压气腔10上；

所述作动控制结构包括活动设置在第二延伸筒20内的V型滑动连接件51，以及设置在第二延伸筒20上控制V型滑动连接件51滑动的电磁阀510；

所述V型滑动连接件51的一个分支与第二延伸筒20滑动设置，V型滑动连接件51的另一个分支与密封件210连接；

所述密封件210可与进气槽口120紧密咬合。

其中，电磁阀510采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例5

与实施例1不同的是：

如图5所示，所述第二延伸筒20倾斜设置在高压气腔10上；

所述密封件210一端与空气炮炮管12进气口处的边沿活动铰接；

所述作动控制结构包括活动设置在第二延伸筒20内的推杆61，以及设置在第二延伸筒20内控制所述推杆61运动的动力电机610；

所述推杆61与密封件210滑动连接。

其中，推杆61、动力电机610采用现有技术产品，且具体的产品型号本领域内技术人员可根据需要进行选择。

实施例6

与实施例1不同的是：

所述空气炮炮管12的数量为3个。

Claims (4)

1.一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，其特征在于，包括空气炮（1），以及设置在所述空气炮（1）上的组合保护装置（2）；

所述空气炮（1）包括高压气腔（10），与所述高压气腔（10）连通的动力气源（11），设置在所述高压气腔（10）上且与高压气腔（10）连通的空气炮炮管（12），以及设置在所述高压气腔（10）内的压力检测元件（13）；

所述动力气源（11）通过连接气管（14）与高压气腔（10）连通；

所述连接气管（14）上设置有气动阀门（15）；

所述组合保护装置（2）包括在高压气腔（10）上拉伸出的第二延伸筒（20），设置在所述第二延伸筒（20）上的主动密封结构（21），设置在所述空气炮炮管（12）的出膛口处的炮弹出膛检测装置（22），以及与所述炮弹出膛检测装置（22）、主动密封结构（21）电性连接的控制器（23）；

所述主动密封结构（21）包括安装在所述第二延伸筒（20）内的作动控制结构，以及安装在所述作动控制结构上的密封件（210）；

所述控制器（23）能够通过作动控制结构控制密封件（210）进入空气炮炮管（12）内；

所述密封件（210）与空气炮炮管（12）可紧密贴合；

所述第二延伸筒（20）与空气炮炮管（12）平行设置且均位于高压气腔（10）的一侧；

所述作动控制结构包括设置在第二延伸筒（20）内的安装支架（41），活动设置在所述第二延伸筒（20）与空气炮炮管（12）内的U型连接件（410），以及控制所述U型连接件（410）在第二延伸筒（20）与空气炮炮管（12）内活动的伸缩杆（411）；

所述密封件（210）设置在U型连接件（410）与空气炮炮管（12）连接段的端部；

所述安装支架（41）上设置有防转动限位槽（412）；

所述U型连接件（410）与第二延伸筒（20）的连接段与防转动限位槽（412）滑动连接并贯穿防转动限位槽（412）；所述伸缩杆（411）的伸缩端与U型连接件（410）的贯穿端连接；

所述伸缩杆（411）的伸缩方向与第二延伸筒（20）的中心轴线方向一致。

2.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，其特征在于，所述第二延伸筒（20）上设置有线位移传感器（200）；所述线位移传感器（200）一端固定在第二延伸筒（20）上，另一端与作动控制结构的伸缩杆（411）连接。

3.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，其特征在于，所述炮弹出膛检测装置（22）为光电传感器。

4.根据权利要求1所述的一种飞机强度测试的冲击动力试验用气体炮的组合阀系统，其特征在于，所述空气炮炮管（12）的数量为2~3个。

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