航空風洞試驗用噴管的制作方法
【專利摘要】本實用新型公開了一種航空風洞試驗用噴管，屬于航空航天實驗設備領域。所述噴管由多個筒體依次連接而成，在每個筒體的兩端設有法蘭，相鄰筒體之間通過相互匹配的法蘭進行連接，并且相鄰筒體的法蘭相互匹配連接后，在連接處形成一與筒體同軸的環形密封槽；沿筒體的軸線方向，在環形密封槽兩側相對的內壁上分別設有與環形密封槽同軸的環形突脊；在所述環形密封槽內設有密封墊圈。本實用新型通過在相鄰筒體之間通過法蘭進行連接，同時在法蘭連接處設置特殊的環形密封槽和密封墊圈結構，有效的保證了法蘭連接處的密封效果；而且采用法蘭連接相對于采用焊接方式，其安裝效率更高，可節省設備安裝成本。
【專利說明】
航空風洞試驗用噴管
技術領域
[0001]本實用新型涉及航空航天實驗設備領域，具體涉及一種航空風洞試驗用噴管。
【背景技術】
[0002]航空風洞是供飛行器進行空氣動力學實驗的一項基本設備。迄今為止的絕大部分飛行器的氣動力實驗都是在風洞中完成的。由于氣體流動現象以及飛行器幾何外形的復雜性，空氣動力學研究和飛行器氣動設計中的許多問題都不可能單純依靠理論或數值模擬解決，而必須通過大量的實驗，找出其規律或提供數據，并且同理論分析結合起來研究，這樣才能解決問題，由于風洞是進行氣動力實驗的基本設備，因此航空技術的發展就直接與風洞發展有關。任何一項飛行器在正式設計、定型前，都必須經過大量的風洞實驗。
[0003]而在航空風洞實驗設備中，噴管是其中的一個關鍵部件。然而現有的噴管一般采用整體焊接方式組裝，其加工、裝配過程相對較難，而且焊接處容易出現氣孔、夾渣、裂紋等缺，導致焊接處密封效果不佳，容易漏氣，進而造成對實驗準確性的影響。
【實用新型內容】
[0004]本實用新型的目的在于提供一種密封效果更好的航空風洞試驗用噴管，以解決現有技術中噴管密封效果不佳的問題。
[0005]為實現上述目的，本實用新型提供如下具體方案:航空風洞試驗用噴管，所述噴管由多個筒體依次連接而成，在每個筒體的兩端設有法蘭，相鄰筒體之間通過相互匹配的法蘭進行連接，并且相鄰筒體的法蘭相互匹配連接后，在連接處形成一與筒體同軸的環形密封槽;沿筒體的軸線方向，在環形密封槽兩側相對的內壁上分別設有與環形密封槽同軸的環形突脊;在所述環形密封槽內設有密封墊圈。
[0006]進一步的是:在每個法蘭上設有環形密封凹槽，所述環形密封槽由相鄰筒體上相互匹配連接的兩個法蘭上的環形密封凹槽組合而成。
[0007]進一步的是:環形突脊的橫截面為等腰三角形，并且該等腰三角形的底邊與環形密封槽的內壁重合。
[0008]進一步的是:沿筒體的軸線方向，在環形密封槽兩側相對的內壁上分別設有兩個環形突脊。
[0009]進一步的是:所述筒體包括位于進氣端口的進氣筒體、位于出氣端口的出氣筒體以及位于進氣筒體和出氣筒體之間的多個中間筒體組成;進氣筒體的內徑大于出氣筒體的內徑，多個中間筒體相互連接后的整體的內壁面為拋物面。
[0010]進一步的是:進氣筒體的內徑是出氣筒體的內徑的2— 5倍。
[0011]進一步的是:在相互匹配連接的兩個法蘭中的其中一個法蘭上設置有凸環，在另一法蘭上設置有與上述凸環相配的凹環。
[0012]本實用新型具有如下優點:本實用新型所述的航空風洞試驗用噴管，通過采用多個筒體依次連接而成，并且相鄰筒體之間通過法蘭進行連接，在法蘭連接處設置特殊的環形密封槽和密封墊圈結構，有效的保證了法蘭連接處的密封效果；而且采用法蘭連接相對于采用焊接方式，其安裝效率更高，可節省設備安裝成本。另外，筒體的內壁部分還設置成拋物面的結構，這樣可更利于空氣的平穩過度，使得從出氣端口排出的風更加平穩。
【附圖說明】
[0013]圖1為本實用新型所述的航空風洞試驗用噴管的半剖示意圖。
[0014]圖2為圖1中局部區域A的放大示意圖。
[0015]圖3為圖2的爆炸示意圖。
[0016]圖中標記為:法蘭1、環形密封槽2、環形突脊3、密封墊圈4、環形密封凹槽5、進氣筒體6、出氣筒體7、中間筒體8、凸環9、凹環1、螺栓11。
【具體實施方式】
[0017]以下【具體實施方式】用于說明本實用新型，但不用來限制本實用新型的范圍。
[0018]如圖1至圖3中所示，本實用新型所述的航空風洞試驗用噴管由多個筒體依次連接而成，在每個筒體的兩端設有法蘭I，相鄰筒體之間通過相互匹配的法蘭I進行連接，法蘭I之間通常采用螺栓11進行可拆卸的連接；當相鄰筒體的法蘭相互匹配連接后，在連接處形成一與筒體同軸的環形密封槽2;同時，在沿筒體的軸線方向，在環形密封槽2兩側相對的內壁上分別設有與環形密封槽2同軸的環形突脊3，具體可從參照附圖3中所示;并且還在所述環形密封槽2內設有密封墊圈4。密封墊圈4的是用于兩個法蘭I連接后連接面間的密封。而通過設置環形突脊3，在兩個法蘭I連接時，通過環形突脊3與密封墊圈4的壓緊配合實現密封，而同時由于環形突脊3與密封墊圈4的接觸為突脊與面的接觸，因而接觸面的面積小、壓強大;從而密封效果更佳。
[0019]更進一步的是，可在每個法蘭I上設有環形密封凹槽5，并且當相鄰筒體上相互匹配連接的兩個法蘭I連接后，位于上述兩個法蘭I上的環形密封凹槽5相互組合而成為上述的環形密封槽2。當然，此時在兩個法蘭I上的環形密封槽5內應當分別設置相應的環形突脊3，具體如附圖3中所示。
[0020]從上述可知，設置環形突脊3的作用是與密封墊圈4進行壓緊配合，進而實現較好的密封效果，更具體的，可設置環形突脊3的橫截面為等腰三角形，并且該等腰三角形的底邊與環形密封槽2的內壁重合;這樣，可通過等腰三角形的環形突脊3的尖端與密封墊圈4接觸，以提高壓緊配合的接觸效果，進而提高密封效果。更具體的，為了增強密封效果，還可在沿筒體的軸線方向，在環形密封槽2兩側相對的內壁上分別設有兩個環形突脊3;既在上述每個法蘭I上的環形密封凹槽5內設置兩個環形突脊3，當然，兩個環形突脊3應當位于不同半徑的圓上，具體可參照附圖3中所示。
[0021]另外，本實用新型中所述的筒體包括位于進氣端口的進氣筒體6、位于出氣端口的出氣筒體7以及位于進氣筒體6和出氣筒體7之間的多個中間筒體8;進氣筒體6的內徑大于出氣筒體7的內徑，多個中間筒體8相互連接后的整體的內壁面為拋物面。這樣，通過將多個中間筒體8連接后的整體的內壁面設為拋物面的結構，可提高從進氣筒體6至出氣筒體7之間氣流的平穩過度，并可使從出氣端口排出的風更加平穩。更具體的，可進一步設置進氣筒體6的內徑是出氣筒體7的內徑的2 — 5倍，例如可設置進氣筒體6的內徑是出氣筒體7的內徑的3倍。
[0022]另外，為了進一步增強密封性，在上述基礎上，本實用新型還可在相互匹配連接的兩個法蘭I中的其中一個法蘭I上設置有凸環9，在另一法蘭I上設置有與上述凸環9相配的凹環10，并且將環形密封槽2設置在凸環9以及凹環10的外圍。這樣，筒體內的氣體需要先經過凸環9與凹環10組成的彎折路徑后，再經過密封墊圈4后才能從連接處泄漏；而氣體在經過凸環9與凹環10組成的彎折路徑時，需克服較大的阻力損失，因而，上述設置凸環9與凹環10的結構可降低氣體泄漏的風險，提高筒體連接處的密封性能。
[0023]雖然，上文中已經用一般性說明及具體實施例對本實用新型作了詳盡的描述，但在本實用新型基礎上，可以對之作一些修改或改進，這對本領域技術人員而言是顯而易見的。因此，在不偏離本實用新型精神的基礎上所做的這些修改或改進，均屬于本實用新型要求保護的范圍。
【主權項】
1.航空風洞試驗用噴管，其特征在于:所述噴管由多個筒體依次連接而成，在每個筒體的兩端設有法蘭(I)，相鄰筒體之間通過相互匹配的法蘭(I)進行連接，并且相鄰筒體的法蘭相互匹配連接后，在連接處形成一與筒體同軸的環形密封槽(2);沿筒體的軸線方向，在環形密封槽(2)兩側相對的內壁上分別設有與環形密封槽(2)同軸的環形突脊(3);在所述環形密封槽(2)內設有密封墊圈(4)。2.如權利要求1所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:在每個法蘭(I)上設有環形密封凹槽(5)，所述環形密封槽(2)由相鄰筒體上相互匹配連接的兩個法蘭(I)上的環形密封凹槽(5)組合而成。3.如權利要求1所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:環形突脊(3)的橫截面為等腰三角形，并且該等腰三角形的底邊與環形密封槽(2)的內壁重合。4.如權利要求1所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:沿筒體的軸線方向，在環形密封槽(2)兩側相對的內壁上分別設有兩個環形突脊(3)。5.如權利要求1至4中任一項所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:所述筒體包括位于進氣端口的進氣筒體(6)、位于出氣端口的出氣筒體(7)以及位于進氣筒體(6)和出氣筒體(7)之間的多個中間筒體(8);進氣筒體(6)的內徑大于出氣筒體(7)的內徑，多個中間筒體(8)相互連接后的整體的內壁面為拋物面。6.如權利要求5所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:進氣筒體(6)的內徑是出氣筒體(7)的內徑的2 — 5倍。7.如權利要求1至4中任一項所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:在相互匹配連接的兩個法蘭(I)中的其中一個法蘭(I)上設置有凸環(9)，在另一法蘭(I)上設置有與上述凸環(9)相配的凹環(10)，所述環形密封槽(2)設置在凸環(9)以及凹環(10)的外圍。8.如權利要求5所述的航空風洞試驗用噴管，其特征在于:在相互匹配連接的兩個法蘭(I)中的其中一個法蘭(I)上設置有凸環(9)，在另一法蘭(I)上設置有與上述凸環(9)相配的凹環(10)，所述環形密封槽(2)設置在凸環(9)以及凹環(10)的外圍。
【文檔編號】F16L23/032GK205639962SQ201620479230
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2016年5月24日
【發明人】程禹橋
【申請人】程禹橋