一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构制造技术

本发明专利技术公开了一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，包括第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段的一端固定设有第一安装端头，在所述第二喷管段靠近第一安装端头的一端固定设有第二安装端头，在所述第一安装端头与第二安装端头之间固定设有辅助密封管，所述第一安装端头与第二安装端头之间通过螺柱结构进行固定连接。本发明专利技术结构简单，使用方便，保证了各段喷管连接处的密封性，降低维修成本，密封效果佳，本发明专利技术操作便捷，实用性强，便于推广使用。

【技术实现步骤摘要】
一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构
本专利技术涉及航空航天
，具体为一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构。
技术介绍
风洞实验指在风洞中安置飞行器或其他物体模型，研究气体流动及其与模型的相互作用，以了解实际飞行器或其他物体的空气动力学特性的一种空气动力实验方法；简单地说，就是依据运动的相对性原理，将飞行器的模型或实物固定在地面人工环境中，人为制造气流流过，以此模拟空中各种复杂的飞行状态，获取试验数据。这是现代飞机、导弹、火箭等研制定型和生产的“绿色通道”。简单的说，风洞就是在地面上人为地创造一个“天空”。在进行风洞试验时，需要对飞行器进行吹风，以模拟在各个环境下飞行器的各项性能，任何一种飞行器在投入使用之前都会进行风洞试验，以确保飞行器的安全可靠，因此风洞试验设备的发展也关乎着飞行器的优越性。传统风洞试验的吹风喷管多为一体铸造结构，但在长期使用过程中喷管会损坏导致漏气、排风的现象，因此需要对其进行维修，但是由于其是一个整体，成本过高，但若采用分体式的结构，又会造成密封不严，同样影响风洞试验，因此需要一种新的技术手段，来解决这一问题，以便更好的进行风洞试验。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，以解决上述
技术介绍
中提出的问题。为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，包括第一喷管段和第二喷管段，所述第一喷管段的一端固定设有第一安装端头，在所述第二喷管段靠近第一安装端头的一端固定设有第二安装端头，在所述第一安装端头与第二安装端头之间固定设有辅助密封管，所述第一安装端头与第二安装端头之间通过螺柱结构进行固定连接。作为本专利技术一种优选技术方案，所述辅助密封管包括主管体和内密封环，所述内密封环固定设置于主管体内壁的中心位置，在所述主管体的外壁上固定设有软质密封垫。作为本专利技术一种优选技术方案，所述第一安装端头的内壁上设有与内密封环相配合使用的过渡环槽，所述过渡环槽的外侧设有位于第一安装端头端面的密封管腔，在所述密封管腔的外侧设有封闭腔，在所述封闭腔的外侧均匀的固定设有若干位于第一安装端头端面边缘的螺柱结构。作为本专利技术一种优选技术方案，所述第二安装端头的端面上固定设有与封闭腔配合使用的封闭环块，所述封闭环块的截面结构优选为三角状。作为本专利技术一种优选技术方案，在所述第一安装端头与第二安装端头的外侧固定设有外端盖。作为本专利技术一种优选技术方案，在所述内密封环的上下表面上覆盖有一层缓冲橡胶垫。与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：传统技术的喷管多采用一体式结构，增加后期的维修的成本，本专利技术通过将喷管结构采用分段式拼装结构，使得可对每一段喷管进行单独的维修查看，大大降低了维修成本，同时在各段喷管之间增设了辅助密封管以增强喷管连接处的密封性，内密封环可在喷管连接处形成第一道密封，主管体插入两段喷管之间进一步加强密封效果，在外侧通过软质密封垫进行密封加固，保证了喷管连接处的密封可靠，防止出现漏风的现象；本专利技术结构简单，使用方便，保证了各段喷管连接处的密封性，降低维修成本，密封效果佳，本专利技术操作便捷，实用性强，便于推广使用。附图说明图1为本专利技术结构示意图；图2为本专利技术辅助密封管结构示意图；图3为本专利技术第一喷管段结构示意图；图4为本专利技术第二喷管段结构示意图；图中：1-第一喷管段、2-第二喷管段、3-第一安装端头、4-第二安装端头、5-辅助密封管、6-螺柱结构、7-外端盖、31-过渡环槽、32-密封管腔、33-封闭腔、51-主管体、52-内密封环、53-软质密封垫、41-密封环块。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。请参阅图1，一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，包括第一喷管段1和第二喷管段2，第一喷管段1的一端固定设有第一安装端头3，在第二喷管段2靠近第一安装端头3的一端固定设有第二安装端头4，在第一安装端头3与第二安装端头4之间固定设有辅助密封管5，第一安装端头3与第二安装端头4之间通过螺柱结构6进行固定连接，通过第一安装端头3和第二安装端头4将各段喷管进行固定，方便后期对喷管进行分段检修和更换，降低了后期的维修成本，操作便捷，而对于各段喷管之间的密封性，通过在各段喷管之间增设辅助密封管5，以增强两者之间的密封效果，结构简单，使用方便。请结合图2，辅助密封管5包括主管体51和内密封环52，内密封环52固定设置于主管体51内壁的中心位置，在主管体51的外壁上固定设有软质密封垫53，将各段喷管内壁挤压在内密封环52上，可增强连接处的密封性，同时在内密封环52的上下表面上覆盖有一层缓冲橡胶垫，在起到缓冲作用的同时，也可加强密封效果，结构简单，而外侧的软质密封垫53，第一安装端头3和第二安装端头4将其挤压在其中，增强外壁的密封效果，结构简单，使用方便。请结合图3和图4，第一安装端头3的内壁上设有与内密封环52相配合使用的过渡环槽31，过渡环槽31的外侧设有位于第一安装端头3端面的密封管腔32，在密封管腔32的外侧设有封闭腔33，在封闭腔33的外侧均匀的固定设有若干位于第一安装端头3端面边缘的螺柱结构6，而在第二安装端头4的端面上固定设有与封闭腔33配合使用的封闭环块41，封闭环块41的截面结构优选为三角状，将主管体51放置于密封管腔32之中，此时内密封环52安置于过渡环槽31之间，起到密封和缓冲的作用，封闭环块41将软质密封垫53挤压至封闭腔33之中，进一步增强密封性，结构简单没使用方便。在第一安装端头3与第二安装端头4的外侧固定设有外端盖7，保证喷管外壁的整洁美观性，方便操作。传统技术的喷管多采用一体式结构，增加后期的维修的成本，本专利技术通过将喷管结构采用分段式拼装结构，使得可对每一段喷管进行单独的维修查看，大大降低了维修成本，同时在各段喷管之间增设了辅助密封管以增强喷管连接处的密封性，内密封环可在喷管连接处形成第一道密封，主管体插入两段喷管之间进一步加强密封效果，在外侧通过软质密封垫进行密封加固，保证了喷管连接处的密封可靠，防止出现漏风的现象。本专利技术结构简单，使用方便，保证了各段喷管连接处的密封性，降低维修成本，密封效果佳，本专利技术操作便捷，实用性强，便于推广使用。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“同轴”、“底部”、“一端”、“顶部”、“中部”、“另一端”、“上”、“一侧”、“顶部”、“内”、“前部”、“中央”、“两端”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。在本专利技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“设置”、“连接”、“固定”、“旋接”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，包括第一喷管段(1)和第二喷管段(2)，其特征在于：所述第一喷管段(1)的一端固定设有第一安装端头(3)，在所述第二喷管段(2)靠近第一安装端头(3)的一端固定设有第二安装端头(4)，在所述第一安装端头(3)与第二安装端头(4)之间固定设有辅助密封管(5)，所述第一安装端头(3)与第二安装端头(4)之间通过螺柱结构(6)进行固定连接。

【技术特征摘要】
1.一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，包括第一喷管段(1)和第二喷管段(2)，其特征在于：所述第一喷管段(1)的一端固定设有第一安装端头(3)，在所述第二喷管段(2)靠近第一安装端头(3)的一端固定设有第二安装端头(4)，在所述第一安装端头(3)与第二安装端头(4)之间固定设有辅助密封管(5)，所述第一安装端头(3)与第二安装端头(4)之间通过螺柱结构(6)进行固定连接。2.根据权利要求1所述的一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，其特征在于：所述辅助密封管(5)包括主管体(51)和内密封环(52)，所述内密封环(52)固定设置于主管体(51)内壁的中心位置，在所述主管体(51)的外壁上固定设有软质密封垫(53)。3.根据权利要求1或2所述的一种用于航空航天风洞试验喷管组件的密封结构，其特征在于：所述第一安装端头(3)的内壁上设有...

【专利技术属性】
技术研发人员：倪惠芳，
申请(专利权)人：倪惠芳，
类型：发明
国别省市：中国香港,81