【技術實現步驟摘要】
本技術涉及固體火箭發動機模擬試驗，具體而言，涉及一種固體火箭發動機試驗滅火裝置。
技術介紹
1、高空模擬試驗是固體火箭發動機模擬高空低壓環境下進行的點火試驗，是研制高空工作發動機不可或缺的試驗方法，其主要考核發動機高空噴管的結構與性能，驗證發動機在高空工作的可靠性。
2、固體火箭發動機的內壁長時間工作在3000k以上的高溫和5～10mpa甚至更高的內壓環境，隨著高能推進劑的廣泛采用，以及先進的裝藥設計和大型裝藥澆鑄工藝的出現，燃燒室的工作溫度和壓力還將進一步提高，因此，在發動機結構設計中不得不采取熱防護措施，應用耐燒蝕的復合材料作為內襯絕熱層。這種包括絕熱層燒蝕、多層復合材料傳熱和熱強度等在內的結構設計稱之為火箭發動機熱結構設計。
3、而完成試車試驗后，推進劑藥柱完成燃燒，需要一種專用的滅火裝置用于將發動機噴管部分及內殼進行降溫與滅火，以此回收較為完整的絕熱層。目前高空模擬試驗結束后，對發動機采用自然熄火的方式使燃燒室余火自然熄滅。高模試驗后發動機內部絕熱層、隔層等仍在繼續燃燒，持續燒蝕發動機燃燒室和噴管，燃燒室、噴管等部組件的結構難以經受長時間的高溫灼燒，自然熄火難以維持固化在發動機工作結束的時間點上，增大了設計人員分析判斷的難度，因此，設計一種方便伸入發動機進行輔助滅火裝置是很有必要的。
技術實現思路
1、本技術的目的在于提供一種固體火箭發動機試驗滅火裝置能夠方便伸入發動機噴管內進行噴料滅火。
2、本技術的實施例通過以下技術方案實現：一種固體
3、優選的，還包括支撐框和安裝框架，所述搖臂穿過所述支撐框并與之固定相連，所述回轉機構安裝于所述支撐框的一端，所述直線伸縮器的伸縮端與所述支撐框相連；所述直線伸縮器設于所述安裝框架內，且所述搖臂從所述安裝框架內穿過，所述支撐框的一側端面與所述安裝框架的內壁滑動相連。
4、優選的，所述回轉機構包括減速機和回轉驅動電機，所述減速機與所述搖臂的尾端相連，且所述回轉驅動電機與所述減速機相連。
5、優選的，還包括膜片聯軸器，所述膜片聯軸器的兩端分別與所述減速機和所述搖臂連接。
6、優選的，還包括配重塊，所述配重塊拆卸式安裝于所述支撐框遠離所述滅火噴頭的一端，且所述配重塊設于所述減速機的下方。
7、優選的，所述直線伸縮器采用電動缸或伸縮氣缸，且所述直線伸縮器的伸縮方向與所述搖臂的長度方向一致。
8、優選的，所述延伸桿與所述搖臂垂直相連，且所述延伸桿與所述搖臂之間的夾角處設置有加強筋板。
9、優選的，所述滅火噴頭所噴料采用氣體或液體物質。
10、本技術的實施例的技術方案至少具有如下優點和有益效果：本技術通過將該裝置設于試驗的發動機噴管旁側，完成試驗后，直線伸縮器帶動搖臂和滅火噴頭先前移一段距離再對準發動機噴管孔口回轉回收，進而滅火噴頭伸入噴出惰性氣體進行自動滅火，使用方便且簡單。
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1.一種固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：包括搖臂(2)和滅火噴頭(3)，所述搖臂(2)的一端連接有回轉機構(5)，其另一端連接有延伸桿(4)，所述滅火噴頭(3)安裝于所述延伸桿(4)遠離所述搖臂(2)的一端；
2.根據權利要求1所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：還包括支撐框(7)和安裝框架(8)，所述搖臂(2)穿過所述支撐框(7)并與之固定相連，所述回轉機構(5)安裝于所述支撐框(7)的一端，所述直線伸縮器(6)的伸縮端與所述支撐框(7)相連；
3.根據權利要求2所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：所述回轉機構(5)包括減速機(51)和回轉驅動電機(52)，所述減速機(51)與所述搖臂(2)的尾端相連，且所述回轉驅動電機(52)與所述減速機(51)相連。
4.根據權利要求3所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：還包括膜片聯軸器(53)，所述膜片聯軸器(53)的兩端分別與所述減速機(51)和所述搖臂(2)連接。
5.根據權利要求3所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：還包括配重塊(9)，所
6.根據權利要求1所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：所述直線伸縮器(6)采用電動缸或伸縮氣缸，且所述直線伸縮器(6)的伸縮方向與所述搖臂(2)的長度方向一致。
7.根據權利要求1所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：所述延伸桿(4)與所述搖臂(2)垂直相連，且所述延伸桿(4)與所述搖臂(2)之間的夾角處設置有加強筋板(41)。
8.根據權利要求1所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：所述滅火噴頭(3)所噴料采用氣體或液體物質。
...【技術特征摘要】
1.一種固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：包括搖臂(2)和滅火噴頭(3)，所述搖臂(2)的一端連接有回轉機構(5)，其另一端連接有延伸桿(4)，所述滅火噴頭(3)安裝于所述延伸桿(4)遠離所述搖臂(2)的一端；
2.根據權利要求1所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：還包括支撐框(7)和安裝框架(8)，所述搖臂(2)穿過所述支撐框(7)并與之固定相連，所述回轉機構(5)安裝于所述支撐框(7)的一端，所述直線伸縮器(6)的伸縮端與所述支撐框(7)相連；
3.根據權利要求2所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：所述回轉機構(5)包括減速機(51)和回轉驅動電機(52)，所述減速機(51)與所述搖臂(2)的尾端相連，且所述回轉驅動電機(52)與所述減速機(51)相連。
4.根據權利要求3所述的固體火箭發動機試驗滅火裝置，其特征在于：還包括膜片聯...
【專利技術屬性】
技術研發人員：熊皚，劉友紅，
申請(專利權)人：成都信創智動科技有限公司，
類型：新型
國別省市：
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