[發明專利]高超聲速炮風洞旋轉活塞

有效

• 申請號: 201110171952.6
• 申請日: 2011-06-23
• 公開（公告）號: CN102279088A
• 公開（公告）日: 2011-12-14
• 發明（設計）人: 易仕和;周勇為;田立豐;何霖
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科學技術大學
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 吳貴明

技術領域

本發明涉及一種活塞，具體涉及一種高超聲速炮風洞旋轉活塞。

背景技術

高超聲速炮風洞廣泛應用于飛行器、人造衛星、航天飛機、空天飛機的模型試驗中，是航空航天領域內非常重要的空氣動力地面試驗設備。為了在試驗艙產生高超聲速氣流，試驗艙上游的高壓管道內充滿了高壓氣體。根據不同試驗要求，高壓管道內承受的氣體壓力各不相同，目前最大要承受數千個大氣壓的壓力。

進行高超聲速氣動力試驗前，高超聲速炮風洞的高壓管道、高壓夾膜機、膜腔、低壓管道、低壓夾膜機及噴管等依次部件連接好，高壓夾膜機夾緊位于膜腔內的兩個膜片。低壓夾膜機夾緊位于噴管進口處的膜片。試驗時，高壓管道內充有試驗所需的高壓氣體，低壓管道內充有少量低壓氣體。膜腔內也充氣到一定壓力，確保膜腔內的膜片不破裂。之后，快速釋放膜腔內的氣體，高壓管道和膜腔的壓力差迅速增大，膜腔內的膜片就會先后破裂。高壓氣體迅速進入低壓管道，并推動低壓管道內的輕質量活塞。此時，低壓管道內的氣體不斷壓縮，氣體的壓力、溫度也不斷提高。當低壓管道內的壓力提高到一定程度后，噴管進口處的膜片破裂，高溫高壓氣體進入噴管膨脹，達到所需的高超聲速氣流進入試驗艙。試驗模型在試驗艙內即可以進行高超聲速氣動試驗。

現有的高超聲速炮風洞尤其是大型高超聲速炮風洞活塞，通常采用如圖1所示的一端開口一端封閉的圓柱體，這種結構存在以下缺陷。

①由于活塞端面為垂直的平面，當活塞在高壓氣體的沖擊下或與噴管前端發生碰撞時，斷面承受剪力和相對應力集中，活塞端部容易破碎，給空氣動力試驗帶來隱患。

②為防止活塞在碰撞過程中損壞，通常加大碰撞面厚度，這樣造成活塞質量較大，活塞的運動速度難以上去，活塞前方形成不了穩定段的正激波；

③大型高超聲速炮風洞中，大尺寸活塞不是旋轉運行，運行很難穩定；

④如果采用高強度輕質量材料如鈦合金制造，造價昂貴，加工難。

發明內容

本發明要解決的技術問題是提供一種既有較輕的質量，在高速撞擊下不易破壞，以及在高速直線運動同時產生旋轉運動，能高速穩定運行的一種高超聲速炮風洞旋轉活塞。

為解決上述技術問題，本發明的一種高超聲速炮風洞旋轉活塞，包括圓筒狀的安裝部，還包括由安裝部一端徑向延伸的碰撞面及由碰撞面向安裝部內并向安裝部的另一端傾斜延伸的一壓力承受部。

進一步地，安裝部的周緣同方向設有螺旋槽。

進一步地，螺旋槽至少開設有四個。

進一步地，螺旋槽的斷面形狀是圓弧形。

進一步地，螺旋槽為多個，沿所述安裝部面周向等間隔分布。

進一步地，螺旋槽深度為1-3mm。

進一步地，壓力承受部的截面呈錐形或凹球形。

進一步地，壓力承受部的在安裝部內的延伸不超出安裝部的另一端的范圍。

進一步地，壓力承受部的錐形的錐頂夾角α的范圍為80°-100°。

本發明的一種高超聲速炮風洞旋轉活塞上述技術方案，相對于現有技術可以帶來如下有益效果；

1、由于活塞包括圓筒狀的安裝部，還包括由安裝部一端徑向延伸的碰撞面及由碰撞面向安裝部內并向安裝部的另一端傾斜延伸的一壓力承受部，這樣加大了活塞端面受力面積，改善了活塞壓力承受面的受力狀態，活塞的壓力承受面的壁可以加工得較薄，從而可以不改變原有材質的情況下，減輕活塞的質量，提高活塞的運行速度，獲得穩定的正激波。

2、由于其活塞安裝部周向設有同方向的螺旋槽，氣缸中高壓腔的高壓氣體推動活塞直線運動的同時一部分高壓氣體沿安裝部周向設置的螺旋槽運動并產生切向分力，這些切向分力使活塞10旋轉運動；螺旋槽沿所述安裝部周向設置四條以上，等距分布的結構可以使活塞更均勻、穩定的旋轉。

3、由于活塞減少了質量，相對減少了碰撞動能，而且活塞還有一個由安裝部一端徑向延伸的碰撞面，這樣活塞不易破碎，耐沖擊性能更好。

4、上述技術方案，保證了高超聲速風洞活塞運行的安全性和穩定性，避免了活塞損壞帶來的危險，確保了高超聲速模型的安全及高超聲速試驗的正常進行。

附圖說明

此處所說明的附圖用來提供對本發明的進一步理解，構成本申請的一部分，本發明的示意性實施例及其說明用于解釋本發明，并不構成對本發明的不當限定。在附圖中：

圖1應用于高超聲速炮風洞的現有活塞的結構示意圖；

圖2是根據本發明的一種高超聲速炮風洞旋轉活塞實施例的活塞三維外形結構示意圖；