一种固体火箭发动机工作压力测试工装制造技术

本实用新型专利技术公开了一种固体火箭发动机工作压力测试工装，包括检测台架，所述检测台架的内壁螺纹连接有发动机支撑装置，所述发动机支撑装置的一端设置有燃烧室，所述燃烧室的一端外部螺纹连接有发动机喉部组件，所述检测台架的一侧设置有检测引线，所述燃烧室的一端设置有发动机顶盖，所述发动机顶盖的一侧设置有发动机点火器，所述发动机支撑装置的一侧开设有通孔，本实用新型专利技术涉及固体火箭发动机测试技术领域；该固体火箭发动机工作压力测试工装，通过采用通用性设计，可满足不同燃烧类型或者不同型号推进剂的固体火箭发动机对推力及工作压力测试的需求，可重复使用，有效降低了试验成本，提高了测试效率。提高了测试效率。提高了测试效率。

【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机工作压力测试工装


[0001]本技术涉及固体火箭发动机测试
，具体是一种固体火箭发动机工作压力测试工装。

技术介绍

[0002]发动机进行地面试验时，需要将发动机固定在试验架上，原有固体火箭发动机药型完成设计后，需要等待药柱及火箭壳体成品完成后，进行装配静态试车测试推力，测试进度不但受药柱生产进度影响，也受制于火箭壳体生产进度，静态试车推力是验证药型设计的必要条件，药型设计需根据推力测试数据进行优化迭代。
[0003]申请人在申请本技术时，经过检索，发现中国专利公开了一种“固体火箭发动机一体化试验工装”，其申请号为“202111597367.2”，该专利主要可以实现直径范围100
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400mm不同长度发动机的地面试验与原位标定，测精度较高。目前测试精度较高的板簧试验架是专用试验装备，虽然测试精度高，但加工费用昂贵，加工周期较长，无法适应现阶段试验任务繁重的需求，本技术可重复利用固体火箭发动机工作压力、推力测试工装，一次可测量两种关键参数，可降低研发成本，提高发动机研发效率，积累工程经验，并提升安全性。
[0004]为此，本技术提供了一种固体火箭发动机工作压力测试工装，以解决上述问题。

技术实现思路

[0005]针对现有技术的不足，本技术提供了一种固体火箭发动机工作压力测试工装，解决了上述问题。
[0006]为实现以上目的，本技术通过以下技术方案予以实现：一种固体火箭发动机工作压力测试工装，包括检测台架，所述检测台架的内壁螺纹连接有发动机支撑装置，所述发动机支撑装置的一端设置有燃烧室，所述燃烧室的一端外部螺纹连接有发动机喉部组件；
[0007]所述检测台架的一侧设置有检测引线，所述燃烧室的一端设置有发动机顶盖，所述发动机顶盖的一侧设置有发动机点火器，所述发动机支撑装置的一侧开设有通孔，所述发动机点火器的一端设置有点火器引线，所述点火器引线的一端穿过通孔的中部延伸至外部，所述发动机喉部组件的内部设置有压力检测孔，所述压力检测孔的内部设置有压力传感器垫片，所述压力检测孔的内部螺纹连接有压力传感器。
[0008]优选的，所述发动机支撑装置的外部设置有螺栓，所述螺栓的一端穿过发动机支撑装置上的螺纹孔延伸至燃烧室的外表面。
[0009]优选的，所述压力传感器的一端设置有压力传感器引线。
[0010]优选的，所述发动机顶盖与燃烧室的内壁螺纹连接。
[0011]优选的，所述检测台架的中部环形设置有定位孔。
[0012]有益效果
[0013]本技术提供了一种固体火箭发动机工作压力测试工装。与现有技术相比具备以下有益效果：
[0014](1)、与现有技术相比，本技术通过设计通用性的固体火箭发动机燃烧室，且采用厚壁结构，提升安全性，并可重复利用性，采用标准螺纹，与后部组件螺纹配合，两侧设计夹持平面，方便拆卸更换。
[0015](2)、与现有技术相比，本技术通过设计通用性的发动机喉部组件，采用厚壁结构，确保安全性，并在发动机喉部组件的内部开一个压力检测孔，采用传感器标准螺纹，与检测台压力传感器螺纹配合，与发动机燃烧室螺纹配合，发动机喉部组件末端呈扁平状，方便拆卸更换。
[0016](3)、与现有技术相比，本技术通过设计点火装置，采用厚壁结构，确保安全性，采用点火器标准螺纹，与点火器螺纹配合，与火箭发动机燃烧室螺纹配合，方便拆卸更换。
[0017](4)、与现有技术相比，本技术通过设计发动机支撑装置，确保与试车台推力测试设备的装配要求，采用空心结构，降低重量、成本，预留穿线孔，保证点火器线材安全。
附图说明
[0018]图1是本技术的立体图；
[0019]图2是本技术的剖视图；
[0020]图3是本技术的主视图；
[0021]图4是本技术的正视图。
[0022]图中1、检测引线；2、检测台架；3、发动机支撑装置；4、点火器引线；5、燃烧室；6、发动机喉部组件；7、压力传感器垫片；8、压力传感器；9、压力传感器引线；10、螺栓；11、发动机顶盖；12、发动机点火器；13、通孔；14、压力检测孔；15、定位孔。
具体实施方式
[0023]下面将结合本技术实施例中的附图，对本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技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，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，都属于本技术保护的范围。
[0024]实施例：
[0025]请参阅图1
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4，一种固体火箭发动机工作压力测试工装，包括检测台架2，检测台架2的内壁螺纹连接有发动机支撑装置3，发动机支撑装置3的一端设置有燃烧室5，在燃烧室5的内部放置药柱，通过点燃药柱进行发动机压力测试，燃烧室5的一端外部螺纹连接有发动机喉部组件6，药柱点燃后燃气从发动机喉部组件6中排出；
[0026]检测台架2的一侧设置有检测引线1，利用检测台架2对发动机产生的推力进行检测，利用检测引线1传输给数据记录设备，燃烧室5的一端设置有发动机顶盖11，发动机顶盖11的一侧设置有发动机点火器12，通过点火器引线4将电流传输给发动机点火器12，利用电流点燃点火药，点火药的燃气进而点燃药柱，发动机支撑装置3的一侧开设有通孔13，便于
点火器引线4延伸到发动机支撑装置3的内部与发动机点火器12进行连接，发动机点火器12的一端设置有点火器引线4，点火器引线4的一端穿过通孔13的中部延伸至外部，发动机喉部组件6的内部设置有压力检测孔14，用于安装压力传感器8，压力检测孔14的内部设置有压力传感器垫片7，压力检测孔14的内部螺纹连接有压力传感器8，利用压力传感器8检测药柱燃烧后喷射燃气的压力。
[0027]发动机支撑装置3的外部设置有螺栓10，螺栓10的一端穿过发动机支撑装置3上的螺纹孔延伸至燃烧室5的外表面，用于将燃烧室和发动机支撑装置3进行固定，压力传感器8的一端设置有压力传感器引线9，发动机顶盖11与燃烧室5的内壁螺纹连接，检测台架2的中部环形设置有定位孔15，利用定位孔15与发动机测试室内部装置进行连接。
[0028]同时本说明书中未作详细描述的内容均属于本领域技术人员公知的现有技术。
[0029]工作时，首先将检测药柱放置在燃烧室5的内部，通过螺纹连接将发动机顶盖11安装在燃烧室5的一端，燃烧室5的另一端通过螺纹连接安装发动机喉部组件6，再利用螺栓10将燃烧室5安装在发动机支撑装置3的一端，发动机支撑装置3的另一端通过螺纹连接与检测台架2进行连接，由试车台点火装置发出点火信号，信号由点火器引线4传输到发动机点火器12，发动机点火器12在电流作用下点燃发动机燃烧室5内部发动机药柱，药柱燃烧生成高速燃气，在发动机内部建立压力，并由喉衬组件喷出，产生推力，压力传感器8实时检测药柱本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机工作压力测试工装，其特征在于，包括检测台架(2)，所述检测台架(2)的内壁螺纹连接有发动机支撑装置(3)，所述发动机支撑装置(3)的一端设置有燃烧室(5)，所述燃烧室(5)的一端外部螺纹连接有发动机喉部组件(6)；所述检测台架(2)的一侧设置有检测引线(1)，所述燃烧室(5)的一端设置有发动机顶盖(11)，所述发动机顶盖(11)的一侧设置有发动机点火器(12)，所述发动机支撑装置(3)的一侧开设有通孔(13)，所述发动机点火器(12)的一端设置有点火器引线(4)，所述点火器引线(4)的一端穿过通孔(13)的中部延伸至外部，所述发动机喉部组件(6)的内部设置有压力检测孔(14)，所述压力检测孔(14)的内部设置有压力传感器垫片...

【专利技术属性】
技术研发人员：邓斌，郭洲，张建琪，王高峰，杨娜，
申请(专利权)人：陕西圆锥航天技术有限公司，
类型：新型
国别省市：