CN112324593A - 一种固体火箭发动机燃烧的试验设备 - Google Patents

Abstract

本申请公开一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，涉及固体火箭发动机的技术领域，用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：壳体；异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，圆弧侧贴合于壳体的内壁，异形侧与壳体围合形成一个可供推进剂燃烧的燃烧室；第一绝热层，其贴合燃烧室的周侧轮廓贴设在壳体、填充结构上，且第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；同时，对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。本申请易于安装、绝热效果好且耗材少。

Description

一种固体火箭发动机燃烧的试验设备

技术领域

本申请涉及固体火箭发动机的技术领域，特别涉及一种固体火箭发动机燃烧的试验设备。

背景技术

大型固体火箭发动机由于其推力大、结构简单、可靠性高的特点，广泛应用在航天运输重型运载火箭的助推器中。在大型固体火箭发动机的研发过程中，常常需要在大型固体火箭发动机中多次燃烧推进剂进行试验测量推进剂的燃烧性能，然而实际情况下，推进剂的燃烧多在全尺寸的固体火箭发动机中进行，其试验成本高，且整个试验周期较长而导致研发进程较缓。

在推进剂的燃烧过程中，推进剂燃烧产生大量高热高压气体，为了确保试验设备的安全性及燃烧的稳定性，还需要在燃烧室中设置绝热层。然而常规的绝热层设置，多采用流动成型的方式制得，不易控制绝热层的厚度，也容易造成绝热材料的浪费。因此，本申请旨在进一步研制绝热可靠且易于加工、耗材少的绝热层，确保推进剂的模拟燃烧质量。

发明内容

本申请实施例提供一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，以解决相关技术中大尺寸的绝热层厚度难于控制的难题。

本申请实施例提供了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其用于模拟待测的推进剂在固体火箭发动机中的燃烧，包括：

壳体；

异形柱状的填充结构，其包括圆弧侧和异形侧，所述圆弧侧贴合于所述壳体的内壁，所述异形侧与所述壳体围合形成一个可供所述推进剂燃烧的燃烧室；

第一绝热层，其贴合所述燃烧室的周侧轮廓贴设在所述壳体、所述填充结构上，且所述第一绝热层包括一个对火面绝热层、两个邻火面绝热层、两个推进剂侧面绝热层、一个推进剂背面绝热层，且所述对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层的厚度依次递减；

同时，所述对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层采用若干个绝热单元片共同拼接制成。

一些实施例中，相邻的两个绝热单元片凹凸粘连。

一些实施例中，还包括：

顶盖，其盖合在所述壳体上，且所述顶盖的底部贴设有第二绝热层。

一些实施例中，所述第二绝热层包括台阶状的阶梯绝热部分和填充在该阶梯绝热部分与顶盖之间的填充部分，所述阶梯绝热部分的厚度根据所述第二绝热层在所述推进剂的位置。

一些实施例中，所述燃烧室的底部贴设有第三绝热层于所述填充结构上。

一些实施例中，所述顶盖上设有泄压装置，且所述泄压装置上贴设有泄压绝热层。

一些实施例中，所述顶盖上设有泄压装置，所述泄压装置包括爆破片，所述爆破片的内侧贴设一层软质胶料。

一些实施例中，还包括：

第四绝热层，其包括呈辐射状分布的若干个限流条，所有所述限流条用于贴设在所述推进剂的顶部。

一些实施例中，所述第四绝热层与所述第二绝热层的间隙为0～8mm。

一些实施例中，所述限流条上还涂设有腻子。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：易于安装、绝热效果好且耗材少。

本申请实施例提供了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其在填充结构和外壳形成的燃烧室的周侧设置第一绝热层，该第一绝热层根据相对于推进剂的位置划分为厚度依次递减的对火面绝热层、邻火面绝热层、推进剂侧面绝热层、推进剂背面绝热层；且该第一绝热层结构尺寸大、难以直接移动，采用若干个绝热单元片共同拼接制成，厚度适宜，降低施工难度，绝热效果好且耗材少，确保推进剂燃烧时绝热材料能够避免推进剂模拟燃烧产生的高热气体烧蚀壳体，提高实验设备的安全性能。本申请实施例设置的绝热层在确保推进剂的模拟燃烧质量的同时，还便于更换推进剂，以便于多次试验模拟燃烧。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。

图1为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在两个卡合部对接时的立体图；

图2为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在两个卡合部分离时的立体图；

图3为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备的全剖视图；

图4中图3中去除推进剂的全剖视图；

图5为泄压装置的全剖示意图；

图6为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在两个卡合部分离时的立面图；

图7为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在两个卡合部对接时的俯视图；

图8为本申请实施例中壳体、顶盖及卡合部相接部位的局部剖面示意图；

图9为填充结构的横截面示意图；

图10为本申请实施例中推进剂、填充结构在壳体中的部分立体图；

图11为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备的一个横向截面剖视图；

图12为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在对半切后的立体图；

图13为第一绝热层的示意图；

图14为本申请实施例提供的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备在弦切线垂直于壳体半径、且经过泄压装置和喷管的纵向切面示意图；

图15为顶盖及其上的第二绝热层的分布示意图；

图16为第四绝热层分布在推进剂上的示意图；

图中：1、壳体；10、燃烧室；11、凸缘；12、第一密封圈；13、第二密封圈；14、底盖；2、顶盖；21、起吊孔；31、填充结构；311、圆弧侧；312、异形侧；32、点火装置；33、推进剂；34、喷管；41、卡合部；410、沟槽；42、驱动部；43、支座；44、走行轮；5、操作平台；51、反力座；52、轨道；6、泄压装置；60、测压孔；61、爆破片；62、转接座；63、盖帽；64、上夹持环；65、下夹持环；66、螺栓；71、第一绝热层；710、绝热单元片；711、对火面绝热层；712、邻火面绝热层；713、推进剂侧面绝热层；714、推进剂背面绝热层；72、第二绝热层；721、阶梯绝热部分；722、填充部分；73、第三绝热层；74、第四绝热层；740、限流条；75、泄压绝热层。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，所述试验设备用于模拟待测的推进剂33在固体火箭发动机中的燃烧；所述试验设备包括壳体1、顶盖2，所述顶盖2盖设在所述壳体1上。

实施例1：

如图1～4所示，所述试验设备还包括填充结构31、点火装置32、喷管34、泄压装置6、测压传感器；所述填充结构31贴合设置在所述壳体1的内壁上，并与所述壳体1形成一个可供所述推进剂33燃烧的燃烧室10；所述点火装置32设于所述壳体1上，且位于所述燃烧室10的底部，用于接收点火指令并点燃所述燃烧室10中待测的推进剂33；所述喷管34安装在所述顶盖2上，并与所述燃烧室10连通，以供燃烧时的推进剂33产生的高热高压气体向上喷出；所述泄压装置6安装在所述顶盖2上，并与所述燃烧室10连通，以供燃烧室10的推进剂33产生的高热高压气体过压时，从该泄压装置6释放高热高压气体，降低燃烧室10内的工作压强，确保燃烧的稳定性；

所述测压传感器安装在所述泄压装置6的测压孔60上，并在所述推进剂33在所述燃烧室10中燃烧时，采集所述燃烧室10的工作压强，工作人员根据推进剂33的实际燃烧时间、采集到燃烧时的实际工作压强确定对应的推进剂33的实际燃烧性能，以供设计参考。

推进剂33在燃烧室10中的燃烧过程中，壳体1竖直放置，喷管34开口竖直向上，点火装置32接收点火指令并点燃燃烧室10中的推进剂33，产生高温高压气体由喷管34向上喷出，推进剂33在燃烧室10内稳定燃烧，测压传感器采集燃烧室10中的工作压强，根据采集到的工作压强确定推进剂33的燃烧时间和平均工作压强。

进一步地，所述喷管34喉径大小的设计依据是保证该试验设备内推进剂33燃烧的燃烧时间、平均工作压强与需要模拟的全尺寸的固体火箭发动机相当，即模拟正式的固体火箭发动机的工作状态。

本申请实施例中，通过零维内弹道计算，当所述喷管34的喉径取180mm时，燃烧时间、平均工作压强的计算结果如表1所示。

表1正式的固体火箭发动机、试验设备的燃烧性能的计算结果

	正式的固体火箭发动机	试验设备
			燃烧时间s	95.2±2	96
平均工作压强MPa	7.53±0.2	7.6

本申请实施例的实验设备以1:1的比例，模拟正式的固体火箭发动机的装药区域，能够真实地模拟推进剂33在固体火箭发动机中燃烧的过程，并进行多次燃烧试验，降低了试验成本。

如图5所示，进一步地，所述泄压装置6包括爆破片61、转接座62及盖帽63；所述转接座62的侧壁上开设有测压孔60，并安装在所述顶盖2上；所述盖帽63可拆卸地设在所述转接座62的上方；所述转接座62、盖帽63均呈环状；所述爆破片61夹持在所述转接座62与所述盖帽63之间，并隔断所述转接座62与所述盖帽63的连通。

在本申请实施例中，所述盖帽63与所述转接座62可拆地连接，当爆破片61爆破后，便于更换新的爆破片61。在燃烧室10的工作压强超过预设的警戒压强时，所述爆破片61破坏达到降低燃烧室10内部压强的目的。

更进一步地，所述爆破片61向外凸设。所述爆破片61的凸设方向与产生的高热高压气体的喷出方向相同。

更为具体地，所述爆破片61采用钢材制造而成，其上表面上凹设有十字削弱槽，根据警戒压强确定所述爆破片61的厚度和削弱槽的深度，以调节爆破片61的爆破压强。

更进一步地，所述泄压装置6还包括：

夹持机构，其包括上夹持环64和下夹持环65，所述上夹持环64和下夹持环65之间夹持有所述爆破片61；所述上夹持环64的顶部与所述盖帽63抵接，所述下夹持环65的底部与所述转接座62抵接。在本申请实施例中，采用夹持机构夹持爆破片61，压紧爆破片61。

更进一步地，所述盖帽63通过若干个螺栓66与所述转接座62可拆卸连接，且所有所述螺栓66环布在所述夹持机构外。在转接座62和盖帽63的边缘环设一周的螺栓66，能够将爆破片61更为稳固地夹持住，提高泄压装置6的连接能力。

具体地，所述上夹持环64与所述下夹持环65的连接部分呈阶梯状。即下夹持环65靠近外侧的部分向上延伸，上夹持环64靠近内侧的部分向下延伸。所述夹持机构中阶梯状的连接面能够放置不同厚度的爆破片61，并确保压紧所述爆破片61。

实施例2：

如图1～4、6～7所示，所述壳体1呈筒状，其顶部周侧上设有凸缘11，所述试验设备还包括：

卡持机构，其包括两个卡合部41和至少两个驱动部42；两个所述卡合部41相对设置，且所述卡合部41的内壁上开设有沟槽410；两个所述驱动部42布设在所述壳体1两侧，并分别连接一个所述卡合部41，用于驱动对应的所述卡合部41沿所述壳体1的径向方向往复直线移动；同时，在两个所述卡合部41对接时，两个所述沟槽410形成一个环形槽，且所述环形槽卡持在所述凸缘11与所述顶盖2的边缘外。

本申请实施例提供一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其工作原理为：

当壳体1中的推进剂33安装完毕后，将顶盖2放置在壳体1上；

控制两个驱动部42各自驱动对应的卡合部41沿所述壳体1的径向方向向里直线移动，两个卡合部41相互靠近，直至两个卡合部41的端部均对齐，此时，所述卡合部41上的沟槽410共同形成一个环形槽，且所述壳体1上的凸缘11、所述顶盖2的边缘均位于所述环形槽中，并与该环形槽抵接。

当上一个推进剂模拟燃烧试验结束后，更换下一个推进剂时，还需要打开顶盖2，控制两个驱动部42各自驱动对应的卡合部41沿所述壳体1的径向方向向外移动，两个卡合部41相互远离，直至两个卡合部41均脱离所述壳体1、顶盖2，所述卡合部41解除了对于所述壳体1、顶盖2的限制，之后，再打开顶盖2即可。

当所述推进剂33在所述燃烧室10中燃烧时，产生大量高热高压气体，并向上喷出，顶盖2会受到一个大的向上冲力，当顶盖2和壳体1之间的连接能力较小时，则顶盖2可能在冲力作用下脱离壳体1，这极有可能导致推进剂33无法在燃烧室10的稳定燃烧，因此，本申请实施例中增设一个卡持机构，该卡持机构包括卡合部41和驱动部42，通过卡合部41内壁上的沟槽卡持住所述壳体1的凸缘11、所述顶盖2的边缘，并采用驱动部42来根据需要开合两个所述卡合部41。

进一步地，所述卡合部41呈半圆环状结构。两个半圆状环状结构的卡合部41能够相互靠近抱合以卡箍住所述壳体1、顶盖2。

具体地，两个所述卡合部41之间通过法兰连接。法兰连接的两个卡合部41连接更为可靠稳定。

进一步地，所述试验设备还包括：

固设于所述壳体1周侧的操作平台5，所述操作平台5上安装有关于所述壳体1对称分布的所述驱动部42。

在本申请实施例中，所述壳体1的外侧呈筒状，其上安装驱动部42，这无疑会复杂化驱动部的组成结构，因此，在壳体1外围设操作平台，能够直接采用单个的驱动油缸作为驱动部即可控制一个卡合部的直线移动。

具体地，所述驱动部42的数量为四个，每个所述卡合部41的两端均连接一个所述驱动部42。在本申请实施例中，由于驱动部42驱动的对象是与安装推进剂33的壳体1匹配的卡合部41，因此需要较大的驱动力。在半圆环状结构的卡合部41的两端均连接一个驱动部42，并同步控制这两个驱动部42，能够稳定地移动卡合部41。

具体地，所述驱动部42包括驱动油缸，每个所述卡合部41的底侧上均设有两个支座43，所述操作平台5上配设有四个反力座51；四个所述驱动油缸对应安装在各个所述反力座51上，并与对应的支座43相连，以驱动两个所述卡合部41沿所述壳体1的径向相互靠近或远离。

更进一步地，所述卡合部41的底部连有走行轮44，所述操作平台5上设有可供所述走行轮44走行的轨道52。

在本申请实施例中，所述卡合部41的底部连有三个走行轮44，中间一个，两端各一个，更好地支撑卡合部41在操作平台5上的走行，也能够确保卡合部在多次开合后，其移动的区域是相同的。

优选地，所述顶盖2为平盖。在本申请实施例中，当顶盖2设计为平盖时，减少了顶盖2与推进剂33之间的空间，避免高热高压气体在空间中的流动对实验设备的烧蚀和破坏，进一步保证实验设备的安全可靠性。

如图8所示，进一步地，所述壳体1的端面与所述顶盖2通过第一密封圈12密封连接；所述顶盖2向下延伸，向下延伸的部分伸入所述壳体1内，且该部分与所述壳体1通过第二密封圈13密封连接。在本申请实施例中，在所述壳体1与顶盖2上设置柱面密封和端面密封，确保产生的高热高压气体从喷管34中喷出，降低高热高压气体对实验设备的烧蚀和损坏。

如图6所示，优选地，所述顶盖2的外侧上设有多个起吊孔21。在本申请实施例中，所述顶盖2作为实验设备的一部分，其需要在进行多次模拟燃烧试验时多次开合，为了便于顶盖2的打开在顶盖2上设置起吊孔，能够借助吊机起吊顶盖2以将顶盖2和壳体1分离开。

如图3～4所示，进一步地，所述壳体1还包括底盖14，所述底盖14为下凸的曲面盖。在本申请实施例中，曲面设置的底盖14能够避免应力集中，降低了底盖14的厚度要求，节约耗材，在本申请实施例中，作为平盖的顶盖2的厚度是大于作为曲面盖的底盖14的。

实施例3：

如图9～13所示，所述填充结构31为异形柱状，所述填充结构31包括圆弧侧311和异形侧312，所述圆弧侧311贴合于所述壳体1的内壁，所述异形侧312与所述壳体1围合形成所述燃烧室10；所述试验设备还包括：

第一绝热层71，其贴合所述燃烧室10的周侧轮廓贴设在所述壳体1、所述填充结构31上，且所述第一绝热层71包括一个对火面绝热层711、两个邻火面绝热层712、两个推进剂侧面绝热层713、一个推进剂背面绝热层714，且所述对火面绝热层711、邻火面绝热层712、推进剂侧面绝热层713、推进剂背面绝热层714的厚度依次递减；

同时，所述对火面绝热层711、邻火面绝热层712、推进剂侧面绝热层713采用若干个绝热单元片710共同拼接制成。

在本申请实施例中，预先根据第一绝热层71不同区域的厚度要求制作若干个绝热单元片710，所述绝热单元片710的厚度根据其所在的位置确定，相较于常规的燃烧室10周侧的第一绝热层来说，本申请实施例能够根据第一绝热层71相对于推进剂33的位置(或第一绝热层中的各个部分相对于在高热高压气体中的暴露时间)划分为一个对火面绝热层711、两个邻火面绝热层712、两个推进剂侧面绝热层713、一个推进剂背面绝热层714，其绝热能力更佳，也避免了过厚或过薄的绝热层。本申请实施例中的第一绝热层71由依次收尾相连的对火面绝热层711、邻火面绝热层712、推进剂侧面绝热层713、推进剂背面绝热层714、推进剂侧面绝热层713、邻火面绝热层712围合而成；其中，对火面绝热层711贴设在壳体1上，并与所述推进剂33相对。

在本申请实施例中，填充结构31贴设在壳体1内，并与壳体1的内腔形成一个燃烧室10，根据燃烧室10的规格和相对于推进剂33的位置，预先设计若干个适宜厚度的绝热单元片710，再进行整体拼接成第一绝热层71，避免了第一绝热层71由于体积大而难以移动的弊端，同时，该第一绝热层71布设在燃烧室10的周侧，即竖直设置，也便于安装沿竖直方向安装推进剂33，有利于多次推进剂的模拟燃烧试验。

同时，第一绝热层71相对于推进剂33的位置划分为厚度依次递减的对火面绝热层711、邻火面绝热层712、推进剂侧面绝热层713、推进剂背面绝热层714，确保推进剂33燃烧时绝热材料能够避免推进剂模拟燃烧产生的高热气体烧蚀壳体1，提高实验设备的安全性能。本申请实施例设置的绝热层在确保推进剂的模拟燃烧质量的同时，还便于更换推进剂，以便于多次试验模拟燃烧。

如图13所示，优选地，相邻的两个绝热单元片710凹凸粘连。具体表现为在两个绝热单元片710的对接面上，一个的中部向外凸出，另一个的中部适配向内凹设。

如图14所示，进一步地，所述顶盖2的底部贴设有第二绝热层72。所述第二绝热层72也为平设的。

如图15所示，更进一步地，所述第二绝热层72包括台阶状的阶梯绝热部分721和填充在该阶梯绝热部分721与顶盖2之间的填充部分722，所述阶梯绝热部分721的厚度根据所述第二绝热层72在所述推进剂33的位置。

如图12所示，进一步地，所述燃烧室10的底部贴设有第三绝热层73于所述填充结构31上。所述第一绝热层71、第二绝热层72、第三绝热层73形成所述燃烧室10的上下周侧的绝热层，以避免试验设备的烧蚀和破坏。

如图14所示，进一步地，所述顶盖2上设有泄压装置6，且所述泄压装置6上贴设有泄压绝热层75。在泄压装置6上设置泄压绝热层75，对试验设备形成一个全绝热的环境，保护试验设备避免被产生的高热高压气体烧蚀。所述泄压装置6包括转接座62、爆破片61，所述泄压绝热层75贴设在转接座62上，并在所述爆破片61的内侧贴设一层软质胶料，如硅橡胶，以缓冲初始减压过程的冲击作用，避免爆破片61提前破坏。

如图16所示，进一步地，所述试验设备还包括：

第四绝热层74，其包括呈辐射状分布的若干个限流条740，所有所述限流条740用于贴设在所述推进剂33的顶部。

所述第四绝热层74与所述第二绝热层72的间隙为0～8mm。

一般来说，在推进剂33的安装过程中，顶盖2是在放置推进剂33在燃烧室10后进行的，难以控制顶部的顶盖2上的第二绝热层72与推进剂33上的第四绝热层74恰好接触，第二绝热层72和第四绝热层74之间存在一定的间隙，理论上间隙的大小为零最好，但是实际应用还是存在间隙的，当间隙较大时，可能引起推进剂33顶面先烧坏导致燃面异常，压强增大而导致试验失败，因此，将第四绝热层74与第二绝热层72之间的间隙控制在8mm以下，能够有效防止产生的高热高压气体向间隙内部流动而烧蚀推进剂33的顶面。

优选地，所述限流条740上还涂设有腻子。在所述限流条上粘贴2～3mm厚的腻子，当顶盖2盖在壳体1上时，能够积压所述腻子向两侧的空腔填充，进而阻隔产生的高热高压气体在间隙内流动。

上述的实施例并不局限与各自的实施例中，还可以根据实际需求进行互相组合。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其用于模拟待测的推进剂(33)在固体火箭发动机中的燃烧，其特征在于，包括：

壳体(1)；

异形柱状的填充结构(31)，其包括圆弧侧(311)和异形侧(312)，所述圆弧侧(311)贴合于所述壳体(1)的内壁，所述异形侧(312)与所述壳体(1)围合形成一个可供所述推进剂(33)燃烧的燃烧室(10)；

第一绝热层(71)，其贴合所述燃烧室(10)的周侧轮廓贴设在所述壳体(1)、所述填充结构(31)上，且所述第一绝热层(71)包括一个对火面绝热层(711)、两个邻火面绝热层(712)、两个推进剂侧面绝热层(713)、一个推进剂背面绝热层(714)，且所述对火面绝热层(711)、邻火面绝热层(712)、推进剂侧面绝热层(713)、推进剂背面绝热层(714)的厚度依次递减；

同时，所述对火面绝热层(711)、邻火面绝热层(712)、推进剂侧面绝热层(713)采用若干个绝热单元片(710)共同拼接制成。

2.如权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

相邻的两个绝热单元片(710)凹凸粘连。

3.如权利要求1所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于，还包括：

顶盖(2)，其盖合在所述壳体(1)上，且所述顶盖(2)的底部贴设有第二绝热层(72)。

4.如权利要求3所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述第二绝热层(72)包括台阶状的阶梯绝热部分721和填充在该阶梯绝热部分(721)与顶盖(2)之间的填充部分(722)，所述阶梯绝热部分(721)的厚度根据所述第二绝热层(72)在所述推进剂(33)的位置。

5.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述燃烧室(10)的底部贴设有第三绝热层(73)于所述填充结构(31)上。

6.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述顶盖(2)上设有泄压装置(6)，且所述泄压装置(6)上贴设有泄压绝热层(75)。

7.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述顶盖(2)上设有泄压装置(6)，所述泄压装置(6)包括爆破片(61)，所述爆破片(61)的内侧贴设一层软质胶料。

8.如权利要求4所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于，还包括：

第四绝热层(74)，其包括呈辐射状分布的若干个限流条(740)，所有所述限流条(740)用于贴设在所述推进剂(33)的顶部。

9.如权利要求8所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述第四绝热层(74)与所述第二绝热层(72)的间隙为0～8mm。

10.如权利要求8所述的固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：

所述限流条(740)上还涂设有腻子。

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