飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法与流程

1.本发明属于飞机结构高速冲击试验技术领域，具体涉及一种飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法。


背景技术：

2.飞机的高生存力是先进战机设计与验证的关键技术，为了研究飞机的典型结构在典型毁伤元作用下的毁伤机理和毁伤效应，必须进行地面模拟试验，通常需要通过飞机结构高速冲击试验，实现对飞机的典型结构进行高速冲击毁伤研究的目的，而进行飞机结构高速冲击试验的试验装置有两种：一种是采用弹道枪等基于火工品的设备装置，试验效率较高，但由于火工品属于管制品，无法大面积推广应用；另一种是采用多级空气炮系统进行飞机结构高速冲击试验，目前，二级空气炮是进行飞机结构高速冲击试验的最主要且最普遍的试验装置，二级空气炮能够使气体压力快速增高，由高压气体推动冲击试验弹加速度运动，冲击试验弹加速度运动的速度可达800m/s以上；但是，在实际试验过程中，二级空气炮气路控制稳定性差，从而导致冲击试验弹发射的稳定性差，影响飞机结构高速冲击试验的试验精度，因此，应该提供一种稳定性好的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法。


技术实现要素：

3.本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，通过四通电磁阀、电动球阀和第二输气管实现空气炮的二级升压，能够满足飞机结构高速冲击试验的高速要求，能够提高二级空气炮的冲击试验弹发射的稳定性和安全性。
4.为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：所述二级空气炮包括依次连接的压缩管、一级发射管和二级发射管，所述压缩管内安装有平衡活塞和重活塞，所述一级发射管靠近所述压缩管的一端安装有金属膜片，所述一级发射管和所述二级发射管通过弹托脱壳器连通，所述一级发射管内安装有冲击试验弹；其特征在于，该气路系统控制方法包括以下步骤：步骤一、构建气路系统：所述气路系统包括与所述二级空气炮连通的供气机构和抽真空机构，所述供气机构包括空压机和与所述空压机连接的储气罐，所述空压机与所述储气罐之间通过进气管连通，所述储气罐与所述压缩管之间通过第一输气管和第二输气管连通，所述进气管、所述储气罐、所述第一输气管和所述第二输气管通过四通电磁阀连接，所述第一输气管的出气端穿过所述平衡活塞，所述第二输气管的出气端与所述平衡活塞之间的水平距离满足,其中，为重活塞的水平长度，所述第二输气管上设置有电动球阀，所述第一
输气管上连接有泄压管，所述泄压管上安装有泄压阀，所述抽真空机构包括真空泵，所述真空泵通过钢丝管与所述弹托脱壳器相连接；步骤二、向储气罐内充入高压气体：启动空压机，通过所述四通电磁阀使进气管处于连通状态，将空压机产生的高压气体输送到储气罐中，直至储气罐内的高压气体的压力达到储气罐预设压力时，关闭空压机，停止向储气罐内充入高压气体；步骤三、对所述一级发射管、所述二级发射管和所述弹托脱壳器进行抽真空：先对所述二级发射管远离所述弹托脱壳器的一端进行封堵，之后，开启真空泵，对所述一级发射管、所述二级发射管和所述弹托脱壳器的内部进行抽真空，直至所述一级发射管、所述二级发射管和所述弹托脱壳器的内部的真空度达到真空度设定值时，关闭真空泵；步骤四、向所述压缩管内充入高压气体，推动重活塞向靠近冲击试验弹的一侧移动，发射冲击试验弹，进行飞机结构高速冲击试验，具体过程包括：通过控制所述四通电磁阀和电动球阀，使所述第一输气管和所述第二输气管均处于连通状态，由所述第一输气管向所述压缩管内充入高压气体，推动重活塞向靠近冲击试验弹的一侧移动，使重活塞与平衡活塞逐渐分离；当重活塞的移动距离大于所述第二输气管的出气端与所述平衡活塞之间的水平距离时，所述第二输气管内的高压气体充入所述压缩管内，持续推动重活塞加速向靠近冲击试验弹的一侧移动，直至金属膜片被冲破，实现冲击试验弹的发射；步骤五、对所述压缩管进行泄压：通过控制所述四通电磁阀和电动球阀，使所述第一输气管和所述第二输气管均处于封闭状态，打开泄压阀，通过泄压管将所述压缩管内的残余压力泄压至空气中。
5.上述的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：所述进气管上安装有第一控制阀，所述第一输气管上安装有第二控制阀，所述钢丝管上设置有第三控制阀，所述第一控制阀、所述第二控制阀和所述第三控制阀均由控制器控制。
6.上述的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：所述钢丝管上安装有真空表，所述储气罐内设置有压力传感器，所述真空表和所述压力传感器均连接在控制器的输入端。
7.上述的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：步骤二中，在启动空压机之前，先由控制器控制所述第一控制阀开启；步骤三中，在开启真空泵之前，先由控制器控制第三控制阀开启；步骤四中，在通过控制所述四通电磁阀和电动球阀，使所述第一输气管和所述第二输气管均处于连通状态之前，先由控制器控制第二控制阀开启，由控制器控制泄压阀关闭；步骤五中，在打开泄压阀之前，由控制器控制第二控制阀关闭。
8.上述的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：步骤二中，在向储气罐内充入高压气体的过程中，由压力传感器实时检测储气罐内的高压气体的压力，并将检测结果实时传输至控制器，当检测得到的储气罐内的高压气体的压力达到储气罐预设压力时，控制器控制空压机关闭，所述储气罐预设压力的取值范围为3mpa
～5mpa。
9.上述的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，其特征在于：步骤三中，在对所述一级发射管、所述二级发射管和所述弹托脱壳器进行抽真空的过程中，由真空表实时检测所述一级发射管、所述二级发射管和所述弹托脱壳器内的真空度，并将检测结果实时传输至控制器，当检测得到的真空度达到真空度设定值时，控制器控制真空泵关闭，所述真空度设定值的取值范围为200pa～500pa。
10.本发明与现有技术相比具有以下优点：1、本发明的气路系统通过将储气罐与压缩管之间通过第一输气管和第二输气管连通，且进气管、储气罐、第一输气管和第二输气管通过四通电磁阀连接，并在第二输气管上设置电动球阀，实际使用时，先通过第一输气管向压缩管内充入高压气体，推动重活塞与平衡活塞逐渐分离，使重活塞与平衡活塞之间形成一个充气腔，当重活塞的移动距离大于第二输气管的出气端与平衡活塞之间的水平距离时，第二输气管的出气端与充气腔连通，能够实现通过第二输气管向充气腔内充入高压气体的目的，此时，重活塞会加速向靠近冲击试验弹的一侧移动，使压缩管的压缩腔内的气体瞬间升压，在压缩腔内的高压气体的作用下，能够冲破金属膜片，实现冲击试验弹的发射，通过对压缩腔内的气体进行二级升压，能够提高压缩腔内的气体升压的稳定性与安全性。
11.2、本发明在向压缩管内充入高压气体之前，先对一级发射管、二级发射管和弹托脱壳器进行抽真空，降低了一级发射管、二级发射管和弹托脱壳器内气体对冲击试验弹产生的阻力，能够提高冲击试验弹的发射速度，满足了飞机结构高速冲击试验的高速要求。
12.3、本发明在完成冲击试验弹发射后，对压缩管进行泄压，能够避免重活塞与平衡活塞处于高压气体中，能够保证二级空气炮的安全性。
13.综上所述，本发明通过四通电磁阀、电动球阀和第二输气管实现空气炮的二级升压，能够满足飞机结构高速冲击试验的高速要求，能够提高二级空气炮的冲击试验弹发射的稳定性和安全性。
14.下面通过附图和实施例，对本发明做进一步的详细描述。
附图说明
15.图1为本发明的气路系统与二级空气炮的连接结构示意图。
16.图2为本发明的控制原理框图。
17.图3为本发明的流程图。
18.附图标记说明:1—压缩管；
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1-1—压缩腔；
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2—平衡活塞；3—充气腔；
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4—重活塞；
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5—一级发射管；6—冲击试验弹；
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7—弹托脱壳器；
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8—二级发射管；9—金属膜片；
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10—空压机；
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11—储气罐；12—进气管；
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12-1—第一控制阀；
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13—第一输气管；13-1—第二控制阀；
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14—第二输气管；
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14-1—电动球阀；15—四通电磁阀；
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16—真空泵；
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17—钢丝管；17-1—第三控制阀；
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18—真空表；
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19—压力传感器；
20—泄压管；
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20-1—泄压阀；
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21—控制器。
具体实施方式
19.如图1、图2和图3所示的飞机结构高速冲击试验用二级空气炮的气路系统控制方法，本发明的二级空气炮包括依次连接的压缩管1、一级发射管5和二级发射管8，所述压缩管1内安装有平衡活塞2和重活塞4，所述一级发射管5靠近所述压缩管1的一端安装有金属膜片9，所述一级发射管5和所述二级发射管8通过弹托脱壳器7连通，所述一级发射管5内安装有冲击试验弹6；其特征在于，该气路系统控制方法包括以下步骤：步骤一、构建气路系统：所述气路系统包括与所述二级空气炮连通的供气机构和抽真空机构，所述供气机构包括空压机10和与所述空压机10连接的储气罐11，所述空压机10与所述储气罐11之间通过进气管12连通，所述储气罐11与所述压缩管1之间通过第一输气管13和第二输气管14连通，所述进气管12、所述储气罐11、所述第一输气管13和所述第二输气管14通过四通电磁阀15连接，所述第一输气管13的出气端穿过所述平衡活塞2，所述第二输气管14的出气端与所述平衡活塞2之间的水平距离满足,其中，为重活塞4的水平长度，所述第二输气管14上设置有电动球阀14-1，所述第一输气管13上连接有泄压管20，所述泄压管20上安装有泄压阀20-1，所述抽真空机构包括真空泵16，所述真空泵16通过钢丝管17与所述弹托脱壳器7相连接；本实施例中，通过将储气罐11与压缩管1之间通过第一输气管13和第二输气管14连通，且进气管12、储气罐11、第一输气管13和第二输气管14通过四通电磁阀15连接，并在第二输气管14上设置电动球阀14-1，实际使用时，先通过第一输气管13向压缩管1内充入高压气体，推动重活塞4与平衡活塞2逐渐分离，使重活塞4与平衡活塞2之间形成一个充气腔3，当重活塞4的移动距离大于第二输气管14的出气端与平衡活塞2之间的水平距离时，第二输气管14的出气端与充气腔3连通，能够实现通过第二输气管14向充气腔3内充入高压气体的目的，此时，重活塞4会加速向靠近冲击试验弹6的一侧移动，使压缩管1的压缩腔1-1内的气体瞬间升压，在压缩腔1-1内的高压气体的作用下，能够冲破金属膜片9，实现冲击试验弹6的发射，通过对压缩腔1-1内的气体进行二级升压，能够提高压缩腔1-1内的气体升压的稳定性与安全性。
20.本实施例中，当第二输气管14的出气端与所述平衡活塞2之间的水平距离满足时,有助于提高重活塞4的加速度。
21.本实施例中，第二输气管14的内径大于第一输气管13的内径，即第二输气管14的输气量大于第一输气管13的输气量，能够提高重活塞4向靠近冲击试验弹6的一侧移动的加速度。
22.本实施例中，所述空压机10、所述真空泵16、所述电动球阀14-1、所述四通电磁阀15和所述泄压阀20-1均由控制器21控制。
23.步骤二、向储气罐11内充入高压气体：启动空压机10，通过所述四通电磁阀15使进气管12处于连通状态，将空压机10产
生的高压气体输送到储气罐11中，直至储气罐11内的高压气体的压力达到储气罐预设压力时，关闭空压机10，停止向储气罐11内充入高压气体；步骤三、对所述一级发射管5、所述二级发射管8和所述弹托脱壳器7进行抽真空：先对所述二级发射管8远离所述弹托脱壳器7的一端进行封堵，之后，开启真空泵16，对所述一级发射管5、所述二级发射管8和所述弹托脱壳器7的内部进行抽真空，直至所述一级发射管5、所述二级发射管8和所述弹托脱壳器7的内部的真空度达到真空度设定值时，关闭真空泵16；本实施例中，在向压缩管1内充入高压气体之前，先对一级发射管5、二级发射管8和弹托脱壳器7进行抽真空，降低了一级发射管5、二级发射管8和弹托脱壳器7内气体对冲击试验弹6产生的阻力，能够提高冲击试验弹6的发射速度，满足了飞机结构高速冲击试验的高速要求。
24.本实施例中，真空泵16可以采用机械泵，也可以采用旋片泵。
25.本实施例中，当冲击试验弹6为异型试验弹时，一级发射管5和二级发射管8均为与所述异形试验弹相匹配的异型管。
26.步骤四、向所述压缩管1内充入高压气体，推动重活塞4向靠近冲击试验弹6的一侧移动，发射冲击试验弹6，进行飞机结构高速冲击试验，具体过程包括：通过控制所述四通电磁阀15和电动球阀14-1，使所述第一输气管13和所述第二输气管14均处于连通状态，由所述第一输气管13向所述压缩管1内充入高压气体，推动重活塞4向靠近冲击试验弹6的一侧移动，使重活塞4与平衡活塞2逐渐分离；当重活塞4的移动距离大于所述第二输气管14的出气端与所述平衡活塞2之间的水平距离时，所述第二输气管14内的高压气体充入所述压缩管1内，持续推动重活塞4加速向靠近冲击试验弹6的一侧移动，直至金属膜片9被冲破，实现冲击试验弹6的发射；步骤五、对所述压缩管1进行泄压：通过控制所述四通电磁阀15和电动球阀14-1，使所述第一输气管13和所述第二输气管14均处于封闭状态，打开泄压阀20-1，通过泄压管20将所述压缩管1内的残余压力泄压至空气中。
27.本实施例中，在步骤四中完成冲击试验弹6发射后，对压缩管1进行泄压，避免了重活塞4与平衡活塞2在冲击试验弹6发射后仍处于高压气体中，能够保证二级空气炮的安全性。
28.本实施例中，所述进气管12上安装有第一控制阀12-1，所述第一输气管13上安装有第二控制阀13-1，所述钢丝管17上设置有第三控制阀17-1，所述第一控制阀12-1、所述第二控制阀13-1和所述第三控制阀17-1均由控制器21控制。
29.本实施例中，所述钢丝管17上安装有真空表18，所述储气罐11内设置有压力传感器19，所述真空表18和所述压力传感器19均连接在控制器21的输入端。
30.本实施例中，步骤二中，在启动空压机10之前，先由控制器21控制所述第一控制阀12-1开启；步骤三中，在开启真空泵16之前，先由控制器21控制第三控制阀17-1开启；步骤四中，在通过控制所述四通电磁阀15和电动球阀14-1，使所述第一输气管13和所述第二输气管14均处于连通状态之前，先由控制器21控制第二控制阀13-1开启，由控
制器21控制泄压阀20-1关闭；步骤五中，在打开泄压阀20-1之前，由控制器21控制第二控制阀13-1关闭。
31.本实施例中，步骤二中，在向储气罐11内充入高压气体的过程中，由压力传感器19实时检测储气罐11内的高压气体的压力，并将检测结果实时传输至控制器21，当检测得到的储气罐11内的高压气体的压力达到储气罐预设压力时，控制器21控制空压机10关闭，所述储气罐预设压力的取值范围为3mpa～5mpa。
32.本实施例中，步骤三中，在对所述一级发射管5、所述二级发射管8和所述弹托脱壳器7进行抽真空的过程中，由真空表18实时检测所述一级发射管5、所述二级发射管8和所述弹托脱壳器7内的真空度，并将检测结果实时传输至控制器21，当检测得到的真空度达到真空度设定值时，控制器21控制真空泵16关闭，所述真空度设定值的取值范围为200pa～500pa。
33.实际使用时，一级发射管5和所述二级发射管8均可以为一个，也可以均为多个，当一级发射管5和所述二级发射管8均多个时，在完成向多个一级发射管5内依次安装冲击试验弹6之后，将多个一级发射管5依次连接在压缩管1上，依次进行多个冲击试验弹6的发射即可。
34.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。