【技术实现步骤摘要】
用于固体火箭发动机的温度测量装置
本技术涉及温度测试领域,具体涉及一种测温装置。
技术介绍
固体火箭发动机工作过程燃气温度高达3500°C以上,喷管喉衬、扩张段绝热层等部件的温度在发动机工作结束时温度也在2000°C以上。同时,燃烧室的压强一般不低于6MPa。因此,要测试喷管喉衬、扩张段绝热层等部件比较困难,不仅要选用高温热电偶,还要采取密封措施,防止因喷管漏气而造成试车失败。 常用的温度测试方法是在要测试的位置加工测试孔。热电偶丝固定在有螺纹的金属套筒内,然后将金属套筒固定在测试孔内。虽然该类型的热电偶成本低、安装方便、操作简单,但难以保证高温下的密封要求。虽然可以通过在螺纹处刷高温密封胶来达到密封要求,但密封胶固化周期较长,密封效果难以检测。
技术实现思路
本技术的目的是:为解决现有技术中并无针对固体火箭发动机高压强下高温的测量装置,提出一种温度测量装置,以解决固体火箭发动机各部组件的高温测试问题。 本技术的技术方案是:用于固体火箭发动机的温度测量装置,它包括:热电偶丝、金属套筒、压紧螺母、锁紧块、密封圈、固定螺栓、紫铜垫圈、密封填充物以及热防护层; 热电偶丝的数量有两根,两根热电偶丝的顶端焊接并通过密封填充物固定在金属套筒的测温段内部;热防护层包裹在金属套筒的测温段的外圆周面;压紧螺母、锁紧块、密封圈与固定螺栓依次套装在金属套筒上,压紧螺母与固定螺栓将锁紧块和密封圈压紧;固定螺栓通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔,使得金属套筒测温段位于发动机内,并通过紫铜垫圈实现固定螺栓与发动机测温孔之间的密封;通过松开压紧 ...
【技术保护点】
用于固体火箭发动机的温度测量装置,其特征在于,它包括:热电偶丝(1)、金属套筒(2)、压紧螺母(3)、锁紧块(4)、密封圈(5)、固定螺栓(6)、紫铜垫圈(7)、密封填充物(8)以及热防护层(9);所述热电偶丝(1)的数量有两根,两根所述热电偶丝(1)的顶端焊接并通过所述密封填充物(8)固定在所述金属套筒(2)的测温段内部;所述热防护层(9)包裹在所述金属套筒(2)的测温段的外圆周面;所述压紧螺母(3)、所述锁紧块(4)、所述密封圈(5)与所述固定螺栓(6)依次套装在所述金属套筒(2)上,所述压紧螺母(3)与所述固定螺栓(6)将所述锁紧块(4)和所述密封圈(5)压紧;所述固定螺栓(6)通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔,使得所述金属套筒(2)测温段位于所述发动机内,并通过所述紫铜垫圈(7)实现固定螺栓(6)与所述发动机测温孔之间的密封;通过松开所述压紧螺母(3)与所述固定螺栓(6)调节所述金属套筒(2)测温段位于所述发动机内的长度。
【技术特征摘要】
1.用于固体火箭发动机的温度测量装置,其特征在于,它包括:热电偶丝(I)、金属套筒(2)、压紧螺母(3)、锁紧块(4)、密封圈(5)、固定螺栓(6)、紫铜垫圈(7)、密封填充物(8)以及热防护层(9); 所述热电偶丝(I)的数量有两根,两根所述热电偶丝(I)的顶端焊接并通过所述密封填充物(8)固定在所述金属套筒(2)的测温段内部;所述热防护层(9)包裹在所述金属套筒(2)的测温段的外圆周面;所述压紧螺母(3)、所述锁紧块(4)、所述密封圈(5)与所述固定螺栓(6)依次套装在所述金属套筒(2)上,所述压紧螺母(3)与所述固定螺栓(6)将所述锁紧块(4)和所述密封圈(5)压紧;所述固定螺栓(6)通过其一侧端面的螺纹连...
【专利技术属性】
技术研发人员:生志斐,侯晓,李耿,陈慧,刘芹,刘曙光,周璟,
申请(专利权)人:中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所,
类型:新型
国别省市:陕西;61
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