CN113586288B - 一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置，属于火箭发动机试验设备技术领域。包括试验台架，试验台架包括通过立柱固定连接且相互平行的底部台板、中部台板和顶部台板，沿中部台板与顶部台板的轴线安装有主轴，主轴的上端安装有测试对象系统，主轴的下端安装有压力测试系统，试验台架上还安装有驱动主轴高速旋转的动力系统和向测试对象的内腔输入高压气体的高压气体密封系统。主轴的上端插接于固体火箭发动机的底部承插孔中且通过O型密封圈实现密封，压紧螺栓穿过固体火箭发动机的底壁中心孔且旋接在主轴的顶部螺孔中。本发明可以在模拟高速旋转及高压环境下对固体火箭发动机进行性能参数测试。

Description

一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置

技术领域

本发明涉及一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置，属于火箭发动机试验设备技术领域。

背景技术

在涡轮式火箭弹、底排增程炮弹等武器系统的研制中，弹丸在内弹道加速阶段常常会产生高速转动，由于弹丸高速转动，迫使与弹丸固连在一起的固体火箭增程发动机被动处于高速转动的状态。高速转动将对固体火箭发动机推力、压力等性能参数产生较大影响，使得固体火箭发动机的燃烧室特性与不旋转的状态下存在明显不同。

目前对于固体火箭发动机高速转动时的多种特性参数测试主要是通过固体火箭发动机高速旋转台试验装置试验来完成。其中，旋转试验台必须能够完美模拟固体火箭发动机燃烧室内的高压环境，并且测量出相应的性能参数，因此需要设计特定的固体火箭发动机高速旋转台试验装置。

发明内容

本发明的目的在于，克服现有技术中存在的问题，提供一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置，可以在模拟高速旋转及高压环境下对固体火箭发动机进行性能参数测试。

为了解决上述问题，本发明的包括试验台架，所述试验台架包括通过立柱固定连接且相互平行的底部台板、中部台板和顶部台板，沿所述中部台板与顶部台板的轴线安装有主轴，所述主轴的上端安装有测试对象系统，所述主轴的下端安装有压力测试系统，所述试验台架上还安装有驱动主轴高速旋转的动力系统和向测试对象的内腔输入高压气体的高压气体密封系统。

进一步的，所述测试对象系统包括固体火箭发动机和压紧螺栓，所述主轴的上端插接于固体火箭发动机的底部承插孔中且通过O型密封圈实现密封，压紧螺栓穿过固体火箭发动机的底壁中心孔且旋接在所述主轴的顶部螺孔中，所述压紧螺栓的头部通过弹簧垫圈压紧在固体火箭发动机的底部内壁，所述压紧螺栓设有贯通的中心孔。

进一步的，所述高压气体密封系统包括主轴同轴设置的主轴壳体、气密系统顶盖、进气环本体、进气环壳体和进气环底座；所述进气环本体嵌于所述进气环壳体的内腔上部且共同套装在所述主轴的上部外周，所述进气环本体的底部支撑在所述进气环底座上，所述进气环底座通过销钉固定在所述进气环壳体的下部内壁；

所述进气环本体内周中部的进气槽与主轴旁通孔相贯通，所述主轴旁通孔均布在主轴外周且与主轴中心孔相贯通，所述进气环本体的内周上下两侧分别设有组合密封圈与主轴外壁实现密封；所述进气环本体的顶部圆周均匀设有多个高压进气口，各直角接头的下端分别穿过进气环壳体旋接在相应的高压进气口中，各直角接头的上部进气口中分别旋接有高压进气管。

进一步的，所述进气环底座的底部外缘压在进气环轴承的外圈顶部，所述进气环轴承的外圈抵靠在轴承套的内壁，所述进气环轴承的外圈底部支撑在轴承底圈上，所述轴承底圈支撑在所述轴承套的内台阶上；进气环轴承的内圈套装在主轴外周，进气环轴承的内圈底部通过调整垫圈支撑在所述主轴的台肩上；所述进气环壳体的下部外周嵌于所述轴承套的上端口中。

进一步的，所述轴承套的外周套装有冷却水套，所述轴承套的外壁与所述冷却水套的内壁之间设有冷却水夹层，所述冷却水套的外壁下部旋接有与冷却水夹层底部相通的冷却水进水接头，所述冷却水套的外壁上部旋接有与冷却水夹层上部相通的冷却水出水接头；

所述轴承套的外壁上部设有轴承套上凸圈，所述冷却水套的顶壁压在所述轴承套上凸圈的上台阶上；所述轴承套的外壁下部设有轴承套下凸圈，所述轴承套下凸圈的外径大于所述轴承套上凸圈的外径，且轴承套下凸圈的外周通过螺纹旋接在所述冷却水套的下部内螺口中。

进一步的，所述冷却水套位于所述主轴壳体的上部内腔，所述冷却水套的下端与轴承套下凸圈的底部共同支撑在下缓震橡胶圈上，所述下缓震橡胶圈支撑在壳体内挡圈上，所述壳体内挡圈支撑在所述主轴壳体的内台阶上方；

所述气密系统顶盖嵌于在所述主轴壳体的上端口中，所述气密系统顶盖的底部压在上缓震橡胶圈的顶部，所述上缓震橡胶圈的底部压在所述冷却水套的顶部；所述气密系统顶盖的内缘飞边延伸至所述进气环壳体的外凸圈上方，所述气密系统顶盖的外法兰覆盖在主轴壳体顶部且通过螺钉固定连接，所述主轴壳体的法兰通过螺钉固定在所述顶部台板上。

进一步的，所述动力系统包括驱动电机和高速皮带，所述驱动电机的输出轴上安装有电机皮带轮，所述高速皮带的一端绕包在电机皮带轮上，所述高速皮带的另一端穿过主轴壳体绕包在主轴带轮上；所述驱动电机的底座通过电机位置调节组件固定在所述中部台板上。

进一步的，所述压力测试系统包括压力传感器和弹载数据记录仪，所述弹载数据记录仪固定于记录仪外壳内，所述记录仪外壳的上端口处固定有记录仪端盖，所述记录仪端盖的中心与所述主轴的下端固定连接；

所述中部台板上固定有压力传感器定位组件，所述压力传感器定位组件的上方固定有压力传感器，所述压力传感器的中心旋接有向上延伸的传感器测压接头，所述记录仪外壳的底部中心通过推力轴承支撑在所述传感器测压接头上。

进一步的，所述记录仪端盖的中心设有向上延伸的记录仪端盖中心套，所述记录仪端盖中心套的内孔根部通过反牙螺纹与所述主轴的下端相旋接，所述主轴的下端面通过主轴密封圈与记录仪端盖中心套的内台阶实现密封；所述记录仪端盖中心套的圆周上对称旋接有紧定螺钉，各紧定螺钉的内端头嵌入所述主轴的沉孔中；

沿记录仪端盖的轴线设有贯通的端盖中心螺孔，螺塞自下而上旋入端盖中心螺孔中，所述螺塞的螺纹段台阶处设有螺塞密封圈与所述记录仪端盖实现密封。

进一步的，所述试验台架还包括台架缓冲组件系统，所述台架缓冲组件系统包括支撑底板，所述支撑底板的四个角部分别嵌装有定位块，各定位块的顶部凹槽中分别嵌装有缓冲块，所述底部台板的四个角部分别支撑在各缓冲块上，底部台板固定螺钉依次穿过底部台板、缓冲块、定位块的光孔旋接在所述支撑底板的螺孔中；

所述中部台板的底部抵靠在各立柱的中部台肩上，各立柱的上部分别套装有长套，各长套的底部分别抵靠在所述中部台板上，各长套的上部分别抵靠在所述顶部台板的下方，各立柱的顶部分别嵌于顶部台板相应的通孔中，各立柱的顶部中心分别旋接有立柱固定螺钉，所述立柱固定螺钉的帽檐通过弹性垫圈和压环压在顶部台板的顶部。

本发明的有益效果是：本发明能在0~15000rpm的较大转速范围内保证高速转台的高压进气密封性，进而实现对发动机推力压力进行准确模拟测试；本发明避免了实验过程中发动机爆炸的情况，提高试验装置安全系数。

能够完美模拟固体火箭发动机燃烧室内的高压环境，并且在模拟高速旋转及高压环境下对固体火箭发动机进行性能参数测试。

附图说明

图1为本发明固体火箭发动机高速旋转台试验装置的主视图；

图2为图1中测试对象系统的放大图；

图3为图1中高压气体密封系统的放大图；

图4为图1中动力系统的放大图；

图5为图1中压力测试系统的放大图；

图6为图1中台架缓冲组件系统的放大图；

图7为本发明固体火箭发动机高速旋转台试验装置的立体图。

图中：测试对象系统Ⅰ：1.固体火箭发动机；2.压紧螺栓；3.弹簧垫圈；4.O型密封圈；5.主轴；5a.主轴中心孔；5b.主轴旁通孔；

高压气体密封系统Ⅱ：6.高压进气管；7.直角接头；8.进气环本体；9.进气环壳体；10.上缓震橡胶圈；11.下缓震橡胶圈；12.进气环底座；13.冷却水套；14.进气环轴承；15.轴承底圈；16.壳体内挡圈；17.轴承套；18.调整垫圈；19.组合密封圈；20.气密系统顶盖；21.主轴壳体；

动力系统Ⅲ：22.驱动电机；22a.电机皮带轮；23.高速皮带；24.电机位置调节组件；

压力测试系统Ⅳ；25.主轴密封圈；26.记录仪端盖；27.紧定螺钉；28.螺塞；29.螺塞密封圈；30.弹载数据记录仪；31.传感器测压接头；32.压力传感器；33.压力传感器定位组件；34.推力轴承；35.记录仪外壳；

台架缓冲组件系统Ⅴ：36.支撑底板；37.定位块；38.缓冲块；39.底部台板；40.底部台板固定螺钉；41.立柱；42.中部台板；43.长套；44.顶部台板；45.立柱固定螺钉；46.弹性垫圈；47.压环。

具体实施方式

现在结合附图对本发明作进一步详细的说明。这些附图均为简化的示意图，仅以示意方式说明本发明的基本结构，因此其仅显示与本发明有关的构成。

如图1和图7所示，本发明的固体火箭发动机1高速旋转台试验装置，包括试验台架，试验台架包括通过立柱41固定连接且相互平行的底部台板39、中部台板42和顶部台板44，沿中部台板42与顶部台板44的轴线安装有主轴5，主轴5的上端安装有测试对象系统，主轴5的下端安装有压力测试系统，试验台架上还安装有驱动主轴5高速旋转的动力系统和向测试对象的内腔输入高压气体的高压气体密封系统。

如图2所示，测试对象系统包括固体火箭发动机1和压紧螺栓2，主轴5的上端插接于固体火箭发动机1的底部承插孔中且通过O型密封圈4实现密封，压紧螺栓2穿过固体火箭发动机1的底壁中心孔且旋接在主轴5的顶部螺孔中，压紧螺栓2的头部通过弹簧垫圈3压紧在固体火箭发动机1的底部内壁，压紧螺栓2设有贯通的中心孔。主轴5可以带动固体火箭发动机1高速旋转，同时来自主轴中心孔5a的高压气体通过压紧螺栓2的中心孔进入固体火箭发动机1的内腔，由O型密封圈4确保密封，模拟高速高压环境对固体火箭发动机1进行性能测试。

如图3所示，高压气体密封系统包括主轴5同轴设置的主轴壳体21、气密系统顶盖20、进气环本体8、进气环壳体9和进气环底座12；进气环本体8嵌于进气环壳体9的内腔上部且共同套装在主轴5的上部外周，进气环本体8的底部支撑在进气环底座12上，进气环底座12通过销钉固定在进气环壳体9的下部内壁。进气环本体8置于进气环壳体9的内腔，进气环底座12从进气环壳体9的下端口旋进，将进气环本体8抵靠在进气环壳体9的内腔顶部，然后通过销钉将进气环底座12固定。

进气环本体8内周中部的进气槽与主轴旁通孔5b相贯通，主轴旁通孔5b均布在主轴5外周且与主轴中心孔5a相贯通，进气环本体8的内周上下两侧分别设有组合密封圈19与主轴5外壁实现密封；进气环本体8的顶部圆周均匀设有多个高压进气口，各直角接头7的下端分别穿过进气环壳体9旋接在相应的高压进气口中，各直角接头7的上部进气口中分别旋接有高压进气管6。

进气环底座12的底部外缘压在进气环轴承14的外圈顶部，进气环轴承14的外圈抵靠在轴承套17的内壁，进气环轴承14的外圈底部支撑在轴承底圈15上，轴承底圈15支撑在轴承套17的内台阶上；进气环轴承14的内圈套装在主轴5外周，进气环轴承14的内圈底部通过调整垫圈18支撑在主轴5的台肩上；进气环壳体9的下部外周嵌于轴承套17的上端口中。进气环轴承14为单列圆柱滚子轴承NU207CEP。

轴承套17的外周套装有冷却水套13，轴承套17的外壁与冷却水套13的内壁之间设有冷却水夹层，冷却水套13的外壁下部旋接有与冷却水夹层底部相通的冷却水进水接头，冷却水套13的外壁上部旋接有与冷却水夹层上部相通的冷却水出水接头。

轴承套17的外壁上部设有轴承套上凸圈，冷却水套13的顶壁压在轴承套上凸圈的上台阶上；轴承套17的外壁下部设有轴承套下凸圈，轴承套下凸圈的外径大于轴承套上凸圈的外径，便于轴承套上凸圈先进入冷却水套13的内腔，且轴承套下凸圈的外周通过螺纹旋接在冷却水套13的下部内螺口中。轴承套上凸圈、轴承套下凸圈与轴承套17的内壁之间的空间形成冷却水夹层，主轴5的上部通过进气环轴承14支撑在轴承套17的内壁，冷却水从冷却水进水接头进入冷却水夹层对高速运转的进气环轴承14进行间接冷却，冷却水升温后从冷却水出水接头流出。

冷却水套13位于主轴壳体21的上部内腔，冷却水套13的下端与轴承套17下凸圈的底部共同支撑在下缓震橡胶圈11上，下缓震橡胶圈11支撑在壳体内挡圈16上，壳体内挡圈16支撑在主轴壳体21的内台阶上方。

气密系统顶盖20嵌于在主轴壳体21的上端口中，气密系统顶盖20的底部压在上缓震橡胶圈10的顶部，上缓震橡胶圈10的底部压在冷却水套13的顶部；气密系统顶盖20的内缘飞边延伸至进气环壳体9的外凸圈上方，气密系统顶盖20的外法兰覆盖在主轴壳体21顶部且通过螺钉固定连接，主轴壳体21的法兰通过螺钉固定在顶部台板44上。气密系统顶盖20、上缓震橡胶圈10、下缓震橡胶圈11和壳体内挡圈16共同实现冷却水套13在主轴壳体21中的轴向定位，并且具有一定的弹性。

如图1及图3所示，与上部类似，主轴5的下端也通过单列圆柱滚子轴承NU207CEP支撑在相应的轴承套中，轴承套的外周设有相应的冷却水套，下部的冷却水套也通过相应的缓震橡胶圈支撑于主轴壳体21的下端口中。

如图4所示，动力系统包括驱动电机22和高速皮带23，驱动电机22的输出轴上安装有电机皮带轮22a，高速皮带23的一端绕包在电机皮带轮22a上，高速皮带23的另一端穿过主轴壳体21绕包在主轴5带轮上；驱动电机22的底座通过电机位置调节组件24固定在中部台板42上。

如图5所示，压力测试系统包括压力传感器32和弹载数据记录仪30，弹载数据记录仪30固定于记录仪外壳35内，记录仪外壳35的上端口处固定有记录仪端盖，记录仪端盖的中心与主轴5的下端固定连接。

中部台板42上固定有压力传感器定位组件33，压力传感器定位组件33的上方固定有压力传感器32，压力传感器32的中心旋接有向上延伸的传感器测压接头31，记录仪外壳35的底部中心通过推力轴承34支撑在传感器测压接头31上。记录仪端盖的中心设有向上延伸的记录仪端盖中心套，记录仪端盖中心套的内孔根部通过反牙螺纹与主轴5的下端相旋接，主轴5的下端面通过主轴密封圈25与记录仪端盖中心套的内台阶实现密封；记录仪端盖中心套的圆周上对称旋接有紧定螺钉27，各紧定螺钉27的内端头嵌入主轴5的沉孔中。

沿记录仪端盖的轴线设有贯通的端盖中心螺孔，螺塞28自下而上旋入端盖中心螺孔中，螺塞28的螺纹段台阶处设有螺塞密封圈29与记录仪端盖实现密封。

如图6所示，试验台架还包括台架缓冲组件系统，台架缓冲组件系统包括支撑底板36，支撑底板36的四个角部分别嵌装有定位块37，各定位块37的顶部凹槽中分别嵌装有缓冲块38，底部台板39的四个角部分别支撑在各缓冲块38上，底部台板39固定螺钉依次穿过底部台板39、缓冲块38、定位块37的光孔旋接在支撑底板36的螺孔中。支撑底板36顶面的凹槽为定位块37提供定位，定位块37的顶部凹槽为缓冲块38提供定位，底部台板39的四个角部支撑在缓冲块38上使台架缓冲组件系统具有缓冲性能。

中部台板42的底部抵靠在各立柱41的中部台肩上，各立柱41的上部分别套装有长套43，各长套43的底部分别抵靠在中部台板42上，各长套43的上部分别抵靠在顶部台板44的下方，各立柱41的顶部分别嵌于顶部台板44相应的通孔中，各立柱41的顶部中心分别旋接有立柱固定螺钉45，立柱固定螺钉45的帽檐通过弹性垫圈46和压环47压在顶部台板44的顶部。各立柱41的中部台肩为中部台板42提供轴向定位，长套43的顶部为顶部台板44提供轴向定位，使中部台板42与顶部台板44的安装十分便捷方便，且安装后即可保证中部台板42及顶部台板44均平行于底部台板39。

高压进气管6可以设有六个，高压气体从各高压进气管6进入直角接头7，从直角接头7的内端头进入进气环本体8的内腔，然后从进气环本体8内周中部的进气槽进入主轴旁通孔5b，从主轴旁通孔5b进入主轴中心孔5a，主轴5在高速旋转时由上下两侧的组合密封圈19确保密封，防止主轴5在旋转过程中发生气体泄漏，高压气体进入主轴5后分为两股，一股通过主轴5向上，从压紧螺栓2的中心孔进入测试对象系统中的固体火箭发动机1的内腔，模拟固体火箭发动机1产生轴向推力；另一股高压气体向下到达主轴5的底部，由主轴密封圈25、螺塞28和螺塞密封圈29实现主轴底部的密封。

与此同时，动力系统的驱动电机22启动，带动电机皮带轮22a高速旋转，通过高速皮带23驱动主轴5高速旋转。固体火箭发动机1产生推力数据通过压力传感器32传输，将压力数据记录保存处理。

固体火箭发动机1产生的向下的推力通过台架缓冲组件系统缓冲，提高了本发明的稳定性，使压力测试的数据更加精准。

以上述依据本发明的理想实施例为启示，通过上述的说明内容，相关工作人员完全可以在不偏离本项发明技术思想的范围内，进行多样的变更以及修改。本项发明的技术性范围并不局限于说明书上的内容，必须要根据权利要求范围来确定其技术性范围。

Claims (9)

1.一种固体火箭发动机高速旋转台试验装置，包括试验台架，其特征在于：所述试验台架包括通过立柱固定连接且相互平行的底部台板、中部台板和顶部台板，沿所述中部台板与顶部台板的轴线安装有主轴，所述主轴的上端安装有测试对象系统，所述主轴的下端安装有压力测试系统，所述试验台架上还安装有驱动主轴高速旋转的动力系统和向测试对象的内腔输入高压气体的高压气体密封系统；

所述测试对象系统包括固体火箭发动机和压紧螺栓，所述主轴的上端插接于固体火箭发动机的底部承插孔中且通过O型密封圈实现密封，压紧螺栓穿过固体火箭发动机的底壁中心孔且旋接在所述主轴的顶部螺孔中，所述压紧螺栓的头部通过弹簧垫圈压紧在固体火箭发动机的底部内壁，所述压紧螺栓设有贯通的中心孔。

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于：所述高压气体密封系统包括主轴同轴设置的主轴壳体、气密系统顶盖、进气环本体、进气环壳体和进气环底座；所述进气环本体嵌于所述进气环壳体的内腔上部且共同套装在所述主轴的上部外周，所述进气环本体的底部支撑在所述进气环底座上，所述进气环底座通过销钉固定在所述进气环壳体的下部内壁；

所述进气环本体内周中部的进气槽与主轴旁通孔相贯通，所述主轴旁通孔均布在主轴外周且与主轴中心孔相贯通，所述进气环本体的内周上下两侧分别设有组合密封圈与主轴外壁实现密封；所述进气环本体的顶部圆周均匀设有多个高压进气口，各直角接头的下端分别穿过进气环壳体旋接在相应的高压进气口中，各直角接头的上部进气口中分别旋接有高压进气管。

3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于，所述进气环底座的底部外缘压在进气环轴承的外圈顶部，所述进气环轴承的外圈抵靠在轴承套的内壁，所述进气环轴承的外圈底部支撑在轴承底圈上，所述轴承底圈支撑在所述轴承套的内台阶上；进气环轴承的内圈套装在主轴外周，进气环轴承的内圈底部通过调整垫圈支撑在所述主轴的台肩上；所述进气环壳体的下部外周嵌于所述轴承套的上端口中。

4.根据权利要求3所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于，所述轴承套的外周套装有冷却水套，所述轴承套的外壁与所述冷却水套的内壁之间设有冷却水夹层，所述冷却水套的外壁下部旋接有与冷却水夹层底部相通的冷却水进水接头，所述冷却水套的外壁上部旋接有与冷却水夹层上部相通的冷却水出水接头；

所述轴承套的外壁上部设有轴承套上凸圈，所述冷却水套的顶壁压在所述轴承套上凸圈的上台阶上；所述轴承套的外壁下部设有轴承套下凸圈，所述轴承套下凸圈的外径大于所述轴承套上凸圈的外径，且轴承套下凸圈的外周通过螺纹旋接在所述冷却水套的下部内螺口中。

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于，所述冷却水套位于所述主轴壳体的上部内腔，所述冷却水套的下端与轴承套下凸圈的底部共同支撑在下缓震橡胶圈上，所述下缓震橡胶圈支撑在壳体内挡圈上，所述壳体内挡圈支撑在所述主轴壳体的内台阶上方；

所述气密系统顶盖嵌于在所述主轴壳体的上端口中，所述气密系统顶盖的底部压在上缓震橡胶圈的顶部，所述上缓震橡胶圈的底部压在所述冷却水套的顶部；所述气密系统顶盖的内缘飞边延伸至所述进气环壳体的外凸圈上方，所述气密系统顶盖的外法兰覆盖在主轴壳体顶部且通过螺钉固定连接，所述主轴壳体的法兰通过螺钉固定在所述顶部台板上。

6.根据权利要求1所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于，所述动力系统包括驱动电机和高速皮带，所述驱动电机的输出轴上安装有电机皮带轮，所述高速皮带的一端绕包在电机皮带轮上，所述高速皮带的另一端穿过主轴壳体绕包在主轴带轮上；所述驱动电机的底座通过电机位置调节组件固定在所述中部台板上。

7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于：所述压力测试系统包括压力传感器和弹载数据记录仪，所述弹载数据记录仪固定于记录仪外壳内，所述记录仪外壳的上端口处固定有记录仪端盖，所述记录仪端盖的中心与所述主轴的下端固定连接；

所述中部台板上固定有压力传感器定位组件，所述压力传感器定位组件的上方固定有压力传感器，所述压力传感器的中心旋接有向上延伸的传感器测压接头，所述记录仪外壳的底部中心通过推力轴承支撑在所述传感器测压接头上。

8.根据权利要求7所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于：所述记录仪端盖的中心设有向上延伸的记录仪端盖中心套，所述记录仪端盖中心套的内孔根部通过反牙螺纹与所述主轴的下端相旋接，所述主轴的下端面通过主轴密封圈与记录仪端盖中心套的内台阶实现密封；所述记录仪端盖中心套的圆周上对称旋接有紧定螺钉，各紧定螺钉的内端头嵌入所述主轴的沉孔中；

沿记录仪端盖的轴线设有贯通的端盖中心螺孔，螺塞自下而上旋入端盖中心螺孔中，所述螺塞的螺纹段台阶处设有螺塞密封圈与所述记录仪端盖实现密封。

9.根据权利要求1所述的固体火箭发动机高速旋转台试验装置，其特征在于：所述试验台架还包括台架缓冲组件系统，所述台架缓冲组件系统包括支撑底板，所述支撑底板的四个角部分别嵌装有定位块，各定位块的顶部凹槽中分别嵌装有缓冲块，所述底部台板的四个角部分别支撑在各缓冲块上，底部台板固定螺钉依次穿过底部台板、缓冲块、定位块的光孔旋接在所述支撑底板的螺孔中；

所述中部台板的底部抵靠在各立柱的中部台肩上，各立柱的上部分别套装有长套，各长套的底部分别抵靠在所述中部台板上，各长套的上部分别抵靠在所述顶部台板的下方，各立柱的顶部分别嵌于顶部台板相应的通孔中，各立柱的顶部中心分别旋接有立柱固定螺钉，所述立柱固定螺钉的帽檐通过弹性垫圈和压环压在顶部台板的顶部。

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