投射物外壳分离装置以及航空发动机试验设备的制造方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种投射物外壳分离装置以及设置该投射物外壳分离装置的航空发动机试验设备。
【背景技术】
[0002]航空发动机的安全性至关重要，为了保证航空发动机的安全性，需要在设计过程中对航空发动机进行机匣包容性试验和外物吸入试验。一般情况下，这些试验可以通过以压缩空气为动力的空气炮将投射物以一定速度和姿态射向目标来实施。
[0003]为了使发射物的外形与炮管紧密配合，需要在发射物外安装配合炮管内径的弹托作为外壳，因此需要考虑发射物的脱壳问题。气炮的动力源为压缩空气，在发射弹丸时会产生巨大的噪音，故脱壳与消声技术是空气炮发射试验技术中十分重要的环节。
[0004]现有的空气炮系统一般在炮管出口处直接设置阻挡式弹托分离器，阻挡式弹托分离器可以在如图1所示弹体4通过挡板51上的小口径孔洞510时，利用挡板51阻挡弹托42，将弹托42从投射物41上分离开来。
[0005 ]本申请人发现:现有技术至少存在以下技术问题:
[0006]现有的阻挡式弹托分离器在阻挡、分离如图1所示弹托42的过程中，弹托42减速过程过于剧烈，首先会对投射物41形成扰动，破坏投射物41的姿态;其次会导致弹托42破碎，弹托42的碎片飘散在投射物41周围的空间后不利于实验人员观察试验过程。
【实用新型内容】
[0007]本实用新型的至少一个目的是提出一种投射物外壳分离装置以及设置该投射物外壳分离装置的航空发动机试验设备，解决了现有技术存在会破坏投射物的姿态并导致弹托破碎的技术问题。本实用新型提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
[0008]为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案:
[0009]本实用新型实施例提供的投射物外壳分离装置，包括外壳拦截通道，其中:所述外壳拦截通道存在投射物进入口以及投射物射出口 ；
[0010]所述外壳拦截通道的内壁能利用摩擦力逐渐降低由所述投射物进入口进入的投射物的前进速度并将所述投射物的外壳拦截在所述外壳拦截通道内仅允许所述投射物从所述投射物射出口射出。
[0011]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述外壳拦截通道的导通面积沿从所述投射物进入口至所述投射物射出口的方向逐渐缩小。
[0012]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述外壳拦截通道为至少两条条形的轨道绕所述投射物的中心线的周向方向排列而成。
[0013]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述外壳拦截通道为直线型，所述轨道的长度方向与所述投射物的中心线的延伸方向之间的夹角为1°?5°。
[0014]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述轨道之间通过至少一个环形的加强箍固定连接在一起。
[0015]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述加强箍的内壁设置有安装槽，所述轨道插接在所述安装槽内且与所述安装槽的内壁固定连接(优选为焊接固定)。
[0016]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述轨道的其中一端固定连接有安装法兰，所述安装法兰的中心孔形成所述投射物进入
□ O
[0017]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述安装法兰上设置有至少两个连接通孔。
[0018]作为本实用新型前文或后文提供的任一技术方案或任一优化后技术方案的优化，所述轨道的横截面为多边形(优选为设置有倒角或圆角的多边形)或圆形。
[0019]本实用新型实施例提供的航空发动机试验设备，包括空气炮以及本实用新型任一技术方案提供的投射物外壳分离装置，其中:
[0020]所述外壳拦截通道的所述投射物进入口与所述空气炮的弹体发射口相连通。
[0021]基于上述技术方案，本实用新型实施例至少可以产生如下技术效果:
[0022]由于本实用新型提供的外壳拦截通道的内壁能利用摩擦力逐渐降低由投射物进入口进入的投射物的前进速度并将投射物的外壳(例如弹托)拦截在外壳拦截通道内仅允许外壳内的投射物从投射物射出口射出，由此，分离外壳与外壳内弹体的过程中，外壳减速过程平稳，不会对投射物形成扰动，不会破坏投射物的姿态，也不会导致弹托破碎，故而也避免了外壳的碎片飘散在投射物周围的空间而对实验人员观察试验过程造成不良影响，解决了现有技术存在会破坏投射物的姿态并导致弹托破碎的技术问题。
【附图说明】
[0023]此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本申请的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。在附图中:
[0024]图1为现有技术中一种可以实现投射物外壳分离的装置的示意图；
[0025]图2为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的立体结构的示意图；
[0026]图3为图2中局部结构的一张不意图；
[0027]图4为图2中局部结构的另一张不意图；
[0028]图5为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的轨道的立体结构的示意图；
[0029]图6为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的加强箍的示意图；
[0030]图7为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的轨道与加强箍配合关系的不意图；
[0031]图8为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的外壳拦截通道的内轮廓线与投射物的中心线之间相对位置的示意图；
[0032]图9为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置的轨道与投射物的中心线的延伸方向的相对位置的示意图；
[0033]图10为图9所示轨道的一种实施方式沿A-A线的剖视示意图；
[0034]图11为图9所示轨道的又一种实施方式沿A-A线的剖视示意图；
[0035]图12为图9所示轨道的再一种实施方式沿A-A线的剖视示意图；
[0036]图13为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置分离的投射物的剖视示意图；
[0037]图14为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置分离投射物的过程的示意图；
[0038]图15为本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置与空气炮的炮管之间连接关系的不意图；
[0039 ]附图标记:1、外壳拦截通道；11、投射物进入口； 12、投射物射出口； 11、轨道；1 2、加强箍；103、安装槽；104、安装法兰；105、连接通孔;2、炮管;3、弹体;31、外壳;32、投射物；4、弹体;41、投射物;4 2、弹托;51、挡板;510、孔洞。
【具体实施方式】
[0040]下面可以参照附图图1?图15以及文字内容理解本实用新型的内容以及本实用新型与现有技术之间的区别点。下文通过附图以及列举本实用新型的一些可选实施例的方式，对本实用新型的技术方案(包括优选技术方案)做进一步的详细描述。需要说明的是:本实施例中的任何技术特征、任何技术方案均是多种可选的技术特征或可选的技术方案中的一种或几种，为了描述简洁的需要本文件中无法穷举本实用新型的所有可替代的技术特征以及可替代的技术方案，也不便于每个技术特征的实施方式均强调其为可选的多种实施方式之一，所以本领域技术人员应该知晓:可以将本实用新型提供的任一技术手段进行替换或将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到新的技术方案。本实施例内的任何技术特征以及任何技术方案均不限制本实用新型的保护范围，本实用新型的保护范围应该包括本领域技术人员不付出创造性劳动所能想到的任何替代技术方案以及本领域技术人员将本实用新型提供的任意两个或更多个技术手段或技术特征互相进行组合而得到的新的技术方案。
[0041]本实用新型实施例提供了一种不会破坏投射物的姿态、不会导致弹托破碎、结构简单且具有消声功能的投射物外壳分离装置以及设置该投射物外壳分离装置的航空发动机试验设备。
[0042]下面结合图1?图15对本实用新型提供的技术方案进行更为详细的阐述。
[0043]如图2?图15所示，本实用新型实施例所提供的投射物外壳分离装置，包括外壳拦截通道I，其中:
[0044]外壳拦截通道I存在投射物进入口11以及投射物射出口 12;外壳拦截通道I的内壁能利用摩擦力逐渐降低由投射物进入口 11进入的投射物的前进速度并将投射物32的外壳31拦截在外壳拦截通道I内仅允许外壳31内的投射物32从投射物射出口 12射出。
[0045]由于本实用新型提供的外壳拦截通道I的内壁能利用摩擦力逐渐降低由投射物进入口 11进入的投射物32的前进速度并将投射物的外壳31(例如弹托)拦截在外壳拦截通道I内仅允许外壳31内的投射物32从投射物射出口 12射出，由此，分离外壳31与外壳31内投射物32的过程中，外壳31减速过程平稳，不会对投射物32形成扰动，不会破坏投射物32的姿态，也不会导致弹托破碎，故而也避免了外壳31的碎片飘散在投射物周围的空间而对实验人员观察试验过程造成不良影