航空风洞试验用喷管的制作方法
【专利摘要】本实用新型公开了一种航空风洞试验用喷管，属于航空航天实验设备领域。所述喷管由多个筒体依次连接而成，在每个筒体的两端设有法兰，相邻筒体之间通过相互匹配的法兰进行连接，并且相邻筒体的法兰相互匹配连接后，在连接处形成一与筒体同轴的环形密封槽；沿筒体的轴线方向，在环形密封槽两侧相对的内壁上分别设有与环形密封槽同轴的环形突脊；在所述环形密封槽内设有密封垫圈。本实用新型通过在相邻筒体之间通过法兰进行连接，同时在法兰连接处设置特殊的环形密封槽和密封垫圈结构，有效的保证了法兰连接处的密封效果；而且采用法兰连接相对于采用焊接方式，其安装效率更高，可节省设备安装成本。
【专利说明】
航空风洞试验用喷管
技术领域
[0001]本实用新型涉及航空航天实验设备领域，具体涉及一种航空风洞试验用喷管。
【背景技术】
[0002]航空风洞是供飞行器进行空气动力学实验的一项基本设备。迄今为止的绝大部分飞行器的气动力实验都是在风洞中完成的。由于气体流动现象以及飞行器几何外形的复杂性，空气动力学研究和飞行器气动设计中的许多问题都不可能单纯依靠理论或数值模拟解决，而必须通过大量的实验，找出其规律或提供数据，并且同理论分析结合起来研究，这样才能解决问题，由于风洞是进行气动力实验的基本设备，因此航空技术的发展就直接与风洞发展有关。任何一项飞行器在正式设计、定型前，都必须经过大量的风洞实验。
[0003]而在航空风洞实验设备中，喷管是其中的一个关键部件。然而现有的喷管一般采用整体焊接方式组装，其加工、装配过程相对较难，而且焊接处容易出现气孔、夹渣、裂纹等缺，导致焊接处密封效果不佳，容易漏气，进而造成对实验准确性的影响。
【实用新型内容】
[0004]本实用新型的目的在于提供一种密封效果更好的航空风洞试验用喷管，以解决现有技术中喷管密封效果不佳的问题。
[0005]为实现上述目的，本实用新型提供如下具体方案:航空风洞试验用喷管，所述喷管由多个筒体依次连接而成，在每个筒体的两端设有法兰，相邻筒体之间通过相互匹配的法兰进行连接，并且相邻筒体的法兰相互匹配连接后，在连接处形成一与筒体同轴的环形密封槽;沿筒体的轴线方向，在环形密封槽两侧相对的内壁上分别设有与环形密封槽同轴的环形突脊;在所述环形密封槽内设有密封垫圈。
[0006]进一步的是:在每个法兰上设有环形密封凹槽，所述环形密封槽由相邻筒体上相互匹配连接的两个法兰上的环形密封凹槽组合而成。
[0007]进一步的是:环形突脊的横截面为等腰三角形，并且该等腰三角形的底边与环形密封槽的内壁重合。
[0008]进一步的是:沿筒体的轴线方向，在环形密封槽两侧相对的内壁上分别设有两个环形突脊。
[0009]进一步的是:所述筒体包括位于进气端口的进气筒体、位于出气端口的出气筒体以及位于进气筒体和出气筒体之间的多个中间筒体组成;进气筒体的内径大于出气筒体的内径，多个中间筒体相互连接后的整体的内壁面为抛物面。
[0010]进一步的是:进气筒体的内径是出气筒体的内径的2— 5倍。
[0011]进一步的是:在相互匹配连接的两个法兰中的其中一个法兰上设置有凸环，在另一法兰上设置有与上述凸环相配的凹环。
[0012]本实用新型具有如下优点:本实用新型所述的航空风洞试验用喷管，通过采用多个筒体依次连接而成，并且相邻筒体之间通过法兰进行连接，在法兰连接处设置特殊的环形密封槽和密封垫圈结构，有效的保证了法兰连接处的密封效果；而且采用法兰连接相对于采用焊接方式，其安装效率更高，可节省设备安装成本。另外，筒体的内壁部分还设置成抛物面的结构，这样可更利于空气的平稳过度，使得从出气端口排出的风更加平稳。
【附图说明】
[0013]图1为本实用新型所述的航空风洞试验用喷管的半剖示意图。
[0014]图2为图1中局部区域A的放大示意图。
[0015]图3为图2的爆炸示意图。
[0016]图中标记为:法兰1、环形密封槽2、环形突脊3、密封垫圈4、环形密封凹槽5、进气筒体6、出气筒体7、中间筒体8、凸环9、凹环1、螺栓11。
【具体实施方式】
[0017]以下【具体实施方式】用于说明本实用新型，但不用来限制本实用新型的范围。
[0018]如图1至图3中所示，本实用新型所述的航空风洞试验用喷管由多个筒体依次连接而成，在每个筒体的两端设有法兰I，相邻筒体之间通过相互匹配的法兰I进行连接，法兰I之间通常采用螺栓11进行可拆卸的连接；当相邻筒体的法兰相互匹配连接后，在连接处形成一与筒体同轴的环形密封槽2;同时，在沿筒体的轴线方向，在环形密封槽2两侧相对的内壁上分别设有与环形密封槽2同轴的环形突脊3，具体可从参照附图3中所示;并且还在所述环形密封槽2内设有密封垫圈4。密封垫圈4的是用于两个法兰I连接后连接面间的密封。而通过设置环形突脊3，在两个法兰I连接时，通过环形突脊3与密封垫圈4的压紧配合实现密封，而同时由于环形突脊3与密封垫圈4的接触为突脊与面的接触，因而接触面的面积小、压强大;从而密封效果更佳。
[0019]更进一步的是，可在每个法兰I上设有环形密封凹槽5，并且当相邻筒体上相互匹配连接的两个法兰I连接后，位于上述两个法兰I上的环形密封凹槽5相互组合而成为上述的环形密封槽2。当然，此时在两个法兰I上的环形密封槽5内应当分别设置相应的环形突脊3，具体如附图3中所示。
[0020]从上述可知，设置环形突脊3的作用是与密封垫圈4进行压紧配合，进而实现较好的密封效果，更具体的，可设置环形突脊3的横截面为等腰三角形，并且该等腰三角形的底边与环形密封槽2的内壁重合;这样，可通过等腰三角形的环形突脊3的尖端与密封垫圈4接触，以提高压紧配合的接触效果，进而提高密封效果。更具体的，为了增强密封效果，还可在沿筒体的轴线方向，在环形密封槽2两侧相对的内壁上分别设有两个环形突脊3;既在上述每个法兰I上的环形密封凹槽5内设置两个环形突脊3，当然，两个环形突脊3应当位于不同半径的圆上，具体可参照附图3中所示。
[0021]另外，本实用新型中所述的筒体包括位于进气端口的进气筒体6、位于出气端口的出气筒体7以及位于进气筒体6和出气筒体7之间的多个中间筒体8;进气筒体6的内径大于出气筒体7的内径，多个中间筒体8相互连接后的整体的内壁面为抛物面。这样，通过将多个中间筒体8连接后的整体的内壁面设为抛物面的结构，可提高从进气筒体6至出气筒体7之间气流的平稳过度，并可使从出气端口排出的风更加平稳。更具体的，可进一步设置进气筒体6的内径是出气筒体7的内径的2 — 5倍，例如可设置进气筒体6的内径是出气筒体7的内径的3倍。
[0022]另外，为了进一步增强密封性，在上述基础上，本实用新型还可在相互匹配连接的两个法兰I中的其中一个法兰I上设置有凸环9，在另一法兰I上设置有与上述凸环9相配的凹环10，并且将环形密封槽2设置在凸环9以及凹环10的外围。这样，筒体内的气体需要先经过凸环9与凹环10组成的弯折路径后，再经过密封垫圈4后才能从连接处泄漏；而气体在经过凸环9与凹环10组成的弯折路径时，需克服较大的阻力损失，因而，上述设置凸环9与凹环10的结构可降低气体泄漏的风险，提高筒体连接处的密封性能。
[0023]虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本实用新型作了详尽的描述，但在本实用新型基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本实用新型精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本实用新型要求保护的范围。
【主权项】
1.航空风洞试验用喷管，其特征在于:所述喷管由多个筒体依次连接而成，在每个筒体的两端设有法兰(I)，相邻筒体之间通过相互匹配的法兰(I)进行连接，并且相邻筒体的法兰相互匹配连接后，在连接处形成一与筒体同轴的环形密封槽(2);沿筒体的轴线方向，在环形密封槽(2)两侧相对的内壁上分别设有与环形密封槽(2)同轴的环形突脊(3);在所述环形密封槽(2)内设有密封垫圈(4)。2.如权利要求1所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:在每个法兰(I)上设有环形密封凹槽(5)，所述环形密封槽(2)由相邻筒体上相互匹配连接的两个法兰(I)上的环形密封凹槽(5)组合而成。3.如权利要求1所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:环形突脊(3)的横截面为等腰三角形，并且该等腰三角形的底边与环形密封槽(2)的内壁重合。4.如权利要求1所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:沿筒体的轴线方向，在环形密封槽(2)两侧相对的内壁上分别设有两个环形突脊(3)。5.如权利要求1至4中任一项所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:所述筒体包括位于进气端口的进气筒体(6)、位于出气端口的出气筒体(7)以及位于进气筒体(6)和出气筒体(7)之间的多个中间筒体(8);进气筒体(6)的内径大于出气筒体(7)的内径，多个中间筒体(8)相互连接后的整体的内壁面为抛物面。6.如权利要求5所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:进气筒体(6)的内径是出气筒体(7)的内径的2 — 5倍。7.如权利要求1至4中任一项所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:在相互匹配连接的两个法兰(I)中的其中一个法兰(I)上设置有凸环(9)，在另一法兰(I)上设置有与上述凸环(9)相配的凹环(10)，所述环形密封槽(2)设置在凸环(9)以及凹环(10)的外围。8.如权利要求5所述的航空风洞试验用喷管，其特征在于:在相互匹配连接的两个法兰(I)中的其中一个法兰(I)上设置有凸环(9)，在另一法兰(I)上设置有与上述凸环(9)相配的凹环(10)，所述环形密封槽(2)设置在凸环(9)以及凹环(10)的外围。
【文档编号】F16L23/032GK205639962SQ201620479230
【公开日】2016年10月12日
【申请日】2016年5月24日
【发明人】程禹桥
【申请人】程禹桥