[实用新型]投射物外壳分离装置以及航空发动机试验设备

说明书

技术领域

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

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。

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。

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。

本申请人发现：现有技术至少存在以下技术问题：

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

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。

为实现上述目的，本实用新型提供了以下技术方案：

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；

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。

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。

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。

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°。

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。

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)。

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口。

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。

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。

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：

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。

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：