本发明专利技术涉及飞行器气动力实验设备技术领域，尤其是涉及一种电弧风洞供气调压装置，包括壳体、弹性部件、活门座、驱动部件和回弹部件；弹性部件、活门座、驱动部件和回弹部件自上而下依次设置在壳体内部；壳体的左右两侧分别开设有进气口和出气口，壳体的底端开设有进油孔；活门座的下方与回弹部件上方的空间为第一腔体，回弹部件的下表面与壳体之间的空间为第二腔体；进气口与第一腔体可闭合连通，出气口与第一腔体连通，进油孔与第二腔体连通。本发明专利技术的供气调压装置结构简单，工作稳定性强，气体压力可连续调节，同时稳定响应时间短，有效克服了传统调压阀门结构复杂、稳定性不足、压力响应时间较长的问题。力响应时间较长的问题。力响应时间较长的问题。
【技术实现步骤摘要】
一种电弧风洞供气调压装置
[0001]本专利技术涉及飞行器气动力实验设备
，尤其是涉及一种电弧风洞供气调压装置。
技术介绍
[0002]随着我国航天飞行器技术的迅猛发展，飞行器外形结构日益复杂、飞行空域日益扩大，高空稀薄过渡流区及近连续流区飞行时间大幅度增加，粘性、稀薄、高温等多种效应相互耦合，流动现象和机理相当复杂，导致高空高马赫数跨越连续和稀薄流区的气动问题日益突出。因此，需要建设高温高速风洞进行试验模拟研究。
[0003]电弧风洞具有高焓、高热流、长时间、高空层流模拟能力，是进行高超声速飞行器热防护与热结构试验考核的重要地面试验设备之一。风洞运行时高压气流经电弧加热器加热，通过喷管膨胀加速，形成高温射流，对安装在喷管出口的试件进行烧蚀试验，试验后的气流进入扩压器减速，通过冷却器冷却至常温后进入真空容器。
[0004]在航天领域，通过电弧风洞电离高压空气，产生高温高速气流，进而实现对高速飞行器高空气动热环境的模拟，需要为电弧风洞提供压力稳定的气流。然而，传统的电弧风洞调压阀结构较为复杂，同时压力稳定响应时间较长，无法满足试验的需求。
[0005]因此，开发一种新型的电弧风洞供气调压装置，以解决上述问题，是本领域技术人员亟需解决的一项技术问题。
技术实现思路
[0006]本专利技术的目的在于提供一种电弧风洞供气调压装置，该供气调压装置克服了传统调压阀门稳定性不足、压力稳定响应时间较长的问题。
[0007]本专利技术提供一种电弧风洞供气调压装置，包括壳体、弹性部件、活门座、驱动部件和回弹部件；
[0008]所述弹性部件、所述活门座、所述驱动部件和所述回弹部件自上而下依次设置在所述壳体内部；
[0009]所述壳体的左右两侧分别开设有进气口和出气口，所述壳体的底端开设有进油孔；
[0010]所述活门座的下方与所述回弹部件上方的空间为第一腔体，所述回弹部件的下表面与所述壳体之间的空间为第二腔体；
[0011]所述进气口与所述第一腔体可闭合连通，所述出气口与所述第一腔体连通，所述进油孔与所述第二腔体连通。
[0012]进一步，所述第一腔体包括上腔体和下腔体，所述上腔体和所述下腔体通过所述壳体内部设置的多个第一通孔连通；
[0013]所述进气口与所述上腔体可闭合连通，所述出气口与所述上腔体连通。
[0014]进一步，所述壳体的顶部和底部分别通过锁紧螺栓固定设置有上法兰和下法兰；
[0015]所述进油孔开设在所述下法兰上，且所述回弹部件的下方与所述下法兰之间的空间为第二腔体。
[0016]进一步，所述弹性部件包括限位杆、限位套和套设在所述限位套上的弹簧；
[0017]所述限位杆的一端与所述活门座的上表面固定连接，另一端与所述限位套的下表面开设的中心凹槽相抵；
[0018]所述限位套的顶部与所述上法兰固定连接，且所述限位套的长度小于所述弹簧自然状态下的长度；
[0019]所述弹簧的两端分别与所述上法兰的下表面和所述活门座的上表面相抵。
[0020]进一步，所述活门座包括固定设置在所述壳体内部的阀座和铰接在所述阀座上并可沿所述壳体的轴向方向上下移动的活门；
[0021]所述限位杆靠近所述活门座的一端与所述活门的上表面固定连接，所述弹簧靠近所述活门座的一端与所述活门的上表面相抵；
[0022]所述驱动部件贯穿于所述阀体的内部，且所述驱动部件的顶端与所述活门下表面的凹槽相抵，所述驱动部件的底端与所述回弹部件的上表面相抵。
[0023]进一步，所述驱动部件包括驱动轴和固定设置在所述驱动轴远离所述活门一端的驱动圆盘；
[0024]所述驱动轴设置在所述壳体中心轴处，且所述驱动轴的上部处于所述上腔体中，所述驱动圆盘与所述下腔体呈间隙配合；
[0025]所述驱动轴的顶端与所述活门下表面的凹槽相抵，所述驱动圆盘的底端与所述回弹部件的上表面相抵。
[0026]进一步，所述回弹部件包括橡胶垫，所述橡胶垫设置在所述壳体与所述下法兰之间；
[0027]其中，所述橡胶垫的边缘设置有多个第二通孔，所述下法兰上对应设置有多个螺柱，所述橡胶垫通过所述第二通孔及所述螺柱与所述下法兰、所述壳体紧密配合；
[0028]所述橡胶垫的下表面与所述下法兰之间的空间为第二腔体。
[0029]进一步，所述下法兰靠近所述橡胶垫的一面呈凹面结构。
[0030]进一步，所述上法兰与所述壳体之间还设置有密封垫圈。
[0031]进一步，所述进气口和所述出气口分别通过外接法兰与气源管道和下游管道连通。
[0032]本专利技术的电弧风洞供气调压装置，与现有技术相比，具有以下优点：
[0033]本专利技术的电弧风洞供气调压装置包括壳体以及自上而下依次设置在壳体内部的弹性部件、活门座、驱动部件和回弹部件。调压前，由于弹性部件向下的弹力，活门座呈闭合状态，进气口处的高压介质气体无法进入活门座下方与回弹部件上方之间的第一腔体内；调压时，通过进油孔进入第二腔体内的液压油引起回弹部件变形，使得驱动部件向上顶起活门座，形成空隙，高压气体不断进入第一腔体，形成稳定压力的气流。因此，本专利技术的供气调压装置结构简单，工作稳定性强，气体压力可连续调节，同时稳定响应时间短，有效克服了传统调压阀门结构复杂、稳定性不足、压力响应时间较长的问题。
附图说明
[0034]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0035]图1为本专利技术电弧风洞供气调压装置静止状态时的示意图；
[0036]图2为本专利技术电弧风洞供气调压装置调压状态时的示意图。
[0037]附图标记说明：
[0038]1：壳体；2：进气口；3：出气口；4：进油孔；5：第二腔体；6：上腔体；7：下腔体；8：第一通孔；9：上法兰；10：下法兰；11：限位杆；12：弹簧；13：阀座；14：活门；15：驱动轴；16：驱动圆盘；17：橡胶垫；18：第二通孔；19：螺柱；20：密封垫圈；21：限位套。
具体实施方式
[0039]下面将结合实施例对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例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。
[0040]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"坚直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"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，而不是指本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种电弧风洞供气调压装置，其特征在于，包括壳体(1)、弹性部件、活门座、驱动部件和回弹部件；所述弹性部件、所述活门座、所述驱动部件和所述回弹部件自上而下依次设置在所述壳体(1)内部；所述壳体(1)的左右两侧分别开设有进气口(2)和出气口(3)，所述壳体(1)的底端开设有进油孔(4)；所述活门座的下方与所述回弹部件上方的空间为第一腔体，所述回弹部件的下表面与所述壳体(1)之间的空间为第二腔体(5)；所述进气口(2)与所述第一腔体可闭合连通，所述出气口(3)与所述第一腔体连通，所述进油孔(4)与所述第二腔体(5)连通。2.根据权利要求1所述的供气调压装置，其特征在于，所述第一腔体包括上腔体(6)和下腔体(7)，所述上腔体(6)和所述下腔体(7)通过所述壳体(1)内部设置的多个第一通孔(8)连通；所述进气口(2)与所述上腔体(6)可闭合连通，所述出气口(3)与所述上腔体(6)连通。3.根据权利要求2所述的供气调压装置，其特征在于，所述壳体(1)的顶部和底部分别通过锁紧螺栓固定设置有上法兰(9)和下法兰(10)；所述进油孔(4)开设在所述下法兰(10)上，且所述回弹部件的下方与所述下法兰(10)之间的空间为第二腔体(5)。4.根据权利要求3所述的供气调压装置，其特征在于，所述弹性部件包括限位杆(11)、限位套(21)、和套设在所述限位套(21)上的弹簧(12)；所述限位杆(11)的一端与所述活门座的上表面固定连接，另一端与所述限位套(21)的下部开设的中心凹槽相抵；所述限位套(21)的顶部与所述上法兰(9)固定连接，且所述限位套(21)的长度小于所述弹簧(12)自然状态下的长度；所述弹簧(12)的两端分别与所述上法兰(9)的下表面和所述活门座的上表面相抵。5.根据权利要求4所述的供气调压装置，其特征在于，所述活门座包括固定设置在所述壳体(1)内部的阀座(13)和铰...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈广涛，马百贺，焦方坤，韩春华，刘祥，刘官，付建壮，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：
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