CN113653574B - 一种固体火箭发动机燃烧的试验设备 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱，所述燃烧箱的左侧固定连接有进料斗，所述进料斗的底部连通有弯管，所述弯管的右端贯穿燃烧箱并延伸至燃烧箱的内部，所述弯管的内部设置有阀门，所述燃烧箱的前侧设置有点火装置，所述燃烧箱内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板，四个所述缓冲板相远离的一侧与燃烧箱的内壁之间均固定连接有第一弹簧，所述弯管的右端贯穿左侧缓冲板并延伸至缓冲板的右侧，本发明涉及火箭发动机技术领域。该固体火箭发动机燃烧的试验设备，通过置换机构的设置，实现了对喷射嘴的快速拆装，提升了工作效率，而且操作简单方便，实用性很强。

Description

一种固体火箭发动机燃烧的试验设备

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体为一种固体火箭发动机燃烧的试验设备。

背景技术

固体火箭发动机使用固体推进剂的化学火箭发动机。又称固体推进剂火箭发动机。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转化为热能，生产高温高压的燃烧产物。燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以高速从喷管排出而产生推力。

火箭推进剂在应用前需要进行大量试验测试，推进剂燃烧试验一般在燃烧箱内进行，推进剂在燃烧过程中，推进剂燃烧产生大量高热高压气体并向外高速喷射，此时燃烧箱内瞬间产生巨大压强，长期试验容易对燃烧箱的内壁造成挤压损坏，另外现有的喷射嘴能够将热能气流集中喷射，使得喷射效率更高，喷射嘴虽然采用耐高温合金材料，但试验时间一长还是需要进行更换新的喷射嘴以达到更好的喷射效果，现有的喷射嘴拆装起来比较麻烦，降低了工作效率，另外燃烧箱在喷射时会左右摇摆震动，不够安全，而且反作用力较大，会对底板产出很大压力，影响底板的使用寿命，对此我们提出了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备来解决上述问题。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提供了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，解决了燃烧箱的内壁造成挤压损坏，以及现有的喷射嘴拆装起来比较麻烦，以及燃烧箱在喷射时会左右摇摆震动，不够安全和影响底板的使用寿命的问题。

为实现以上目的，本发明通过以下技术方案予以实现：一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱，所述燃烧箱的左侧固定连接有进料斗，所述进料斗的底部连通有弯管，所述弯管的右端贯穿燃烧箱并延伸至燃烧箱的内部，所述弯管的内部设置有阀门，所述燃烧箱的前侧设置有点火装置，所述燃烧箱内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板，四个所述缓冲板相远离的一侧与燃烧箱的内壁之间均固定连接有第一弹簧，所述弯管的右端贯穿左侧缓冲板并延伸至缓冲板的右侧，所述弯管的外表面与缓冲板的内表面滑动连接，所述燃烧箱的顶部设置有置换机构；所述置换机构中包括开设在燃烧箱顶部的出焰口，所述燃烧箱的顶部且位于出焰口的外周开设有环槽，所述燃烧箱的顶部活动连接有喷射嘴，所述喷射嘴的底部贯穿环槽并延伸至环槽的内部，所述燃烧箱的顶部且位于环槽的前后侧均开设有方槽，两个所述方槽的内表面均滑动连接有滑块，两个所述滑块的相对侧均固定连接有限位杆，所述喷射嘴的前后侧均开设有卡槽，两个所述限位杆的相对端均贯穿环槽并延伸至卡槽的内部，两个所述限位杆的外表面均与卡槽的内表面卡接，两个所述限位杆的外表面均与燃烧箱的内表面滑动连接。

优选的，所述燃烧箱的底部设置有缓冲支撑机构，所述缓冲支撑机构中包括设置在燃烧箱底部的底板。

优选的，所述底板的顶部开设有凹槽，所述凹槽的内壁之间滑动连接有滑板。

优选的，所述燃烧箱底部贯穿凹槽并延伸至凹槽的内部，所述燃烧箱底部与滑板的顶部接触。

优选的，所述凹槽内壁底部的左右两侧均转动连接有转杆，所述滑板的底部开设有滑槽。

优选的，所述滑槽的内表面的左右两侧均滑动连接有移动块，两个所述移动块的底部均与转杆的顶端转动连接。

优选的，两个所述转杆的相远离的一侧均与凹槽内壁的底部之间固定连接有第二弹簧，所述底板顶部的左右两侧均通过转轴转动连接有支撑杆。

优选的，所述燃烧箱的左右两侧均开设有斜槽，两个所述支撑杆的顶端均贯穿斜槽并延伸至斜槽的内部，两个所述斜槽的尺寸略大于支撑杆的尺寸。

有益效果

本发明提供了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备。与现有技术相比具备以下有益效果：

(1)、该固体火箭发动机燃烧的试验设备，通过背向滑动两个滑块，使得两个滑块带动限位杆背向滑动，最终使得两个限位杆滑离卡槽，进一步向上提起喷射嘴，完成对喷射嘴的拆卸，安装时，将喷射嘴插进环槽内部，进一步推动两个滑块，使得滑块带动两个限位杆滑进卡槽实现了对喷射嘴的安装固定，通过置换机构的设置，实现了对喷射嘴的快速拆装，提升了工作效率，而且操作简单方便，实用性很强。

(2)、该固体火箭发动机燃烧的试验设备，当燃烧箱内部燃烧燃烧时，燃烧箱内部瞬间产生巨大压强气体，气体挤压四个缓冲板，四个缓冲板开始挤压压缩第一弹簧，通过缓冲板和第一弹簧的设置，避免了因燃烧的瞬间产生的巨大压强挤压损坏燃烧箱内壁，从而提高了燃烧箱的使用寿命。

(3)、该固体火箭发动机燃烧的试验设备，通过将支撑杆转动至斜槽的内部，当燃烧箱内部进行燃烧时，产生的反左右力会挤压滑板，同时滑板开始向下挤压移动块和转杆，同时转杆开始压缩第二弹簧，通过缓冲支撑机构的设置，降低了燃烧箱瞬间对底板的挤压力，延长了底板的使用寿命，当燃烧箱产生晃动左右摇摆时，支撑杆在斜槽内部小范围上下移动，同时支撑杆可以对燃烧箱进行支撑保护，增强了安全性。

附图说明

图1为本发明的外部结构立体图；

图2为本发明的置换机构分解状态图；

图3为本发明的缓冲板立体图；

图4为本发明的底板剖视图；

图5为本发明图4中A处的局部放大图。

图中：1-燃烧箱、2-进料斗、3-弯管、4-阀门、5-点火装置、6-缓冲板、7-第一弹簧、8-置换机构、81-出焰口、82-环槽、83-喷射嘴、84-方槽、85-滑块、86-限位杆、87-卡槽、9-缓冲支撑机构、91-底板、92-凹槽、93-滑板、94-转杆、95-滑槽、96-移动块、97-第二弹簧、98-转轴、99-支撑杆、910-斜槽。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-5，本发明提供一种技术方案：一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱1，燃烧箱1的左侧固定连接有进料斗2，进料斗2的底部连通有弯管3，弯管3的右端贯穿燃烧箱1并延伸至燃烧箱1的内部，弯管3的内部设置有阀门4，阀门4可控制燃料的流入，关闭阀门4时，燃烧箱1内部的气体只能通过出焰口81喷出，燃烧箱1的前侧设置有点火装置5，点火装置5为现有技术，可对燃烧箱1内部的推进剂燃料进行点火燃烧，受外部开关控制，燃烧箱1内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板6，四个缓冲板6相远离的一侧与燃烧箱1的内壁之间均固定连接有第一弹簧7，弯管3的右端贯穿左侧缓冲板6并延伸至缓冲板6的右侧，弯管3的外表面与缓冲板6的内表面滑动连接，燃烧箱1的顶部设置有置换机构8；置换机构8中包括开设在燃烧箱1顶部的出焰口81，燃烧箱1的顶部且位于出焰口81的外周开设有环槽82，燃烧箱1的顶部活动连接有喷射嘴83，喷射嘴83的底部贯穿环槽82并延伸至环槽82的内部，燃烧箱1的顶部且位于环槽82的前后侧均开设有方槽84，两个方槽84的内表面均滑动连接有滑块85，两个滑块85的相对侧均固定连接有限位杆86，喷射嘴83的前后侧均开设有卡槽87，两个限位杆86的相对端均贯穿环槽82并延伸至卡槽87的内部，两个限位杆86的外表面均与卡槽87的内表面卡接，两个限位杆86的外表面均与燃烧箱1的内表面滑动连接，燃烧箱1的底部设置有缓冲支撑机构9，缓冲支撑机构9中包括设置在燃烧箱1底部的底板91，底板91的顶部开设有凹槽92，凹槽92的内壁之间滑动连接有滑板93，燃烧箱1底部贯穿凹槽92并延伸至凹槽92的内部，燃烧箱1底部与滑板93的顶部接触，凹槽92内壁底部的左右两侧均转动连接有转杆94，滑板93的底部开设有滑槽95，滑槽95的内表面的左右两侧均滑动连接有移动块96，两个移动块96的底部均与转杆94的顶端转动连接，两个转杆94的相远离的一侧均与凹槽92内壁的底部之间固定连接有第二弹簧97，底板91顶部的左右两侧均通过转轴98转动连接有支撑杆99，燃烧箱1的左右两侧均开设有斜槽910，两个支撑杆99的顶端均贯穿斜槽910并延伸至斜槽910的内部，两个斜槽910的尺寸略大于支撑杆99的尺寸。

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。

工作时，首先将推进剂燃料倒入进料斗2，同时推进剂燃料通过弯管3进入到燃烧箱1内部，进一步启动点火装置5对燃烧箱1内部的燃料进行点火燃烧，燃烧时产生的热能和气流通过喷射嘴83排出，当需要更换喷射嘴83时，通过背向滑动两个滑块85，使得两个滑块85带动限位杆86背向滑动，最终使得两个限位杆86滑离卡槽87，进一步向上提起喷射嘴83，完成对喷射嘴83的拆卸，安装时，将喷射嘴83插进环槽82内部，进一步推动两个滑块85，使得滑块85带动两个限位杆86滑进卡槽87实现了对喷射嘴83的安装固定，通过置换机构8的设置，实现了对喷射嘴83的快速拆装，提升了工作效率，而且操作简单方便，实用性很强，当燃烧箱1内部燃烧燃烧时，燃烧箱1内部瞬间产生巨大压强气体，气体挤压四个缓冲板6，四个缓冲板6开始挤压压缩第一弹簧7，通过缓冲板6和第一弹簧7的设置，避免了因燃烧的瞬间产生的巨大压强挤压损坏燃烧箱1内壁，从而提高了燃烧箱1的使用寿命，通过将支撑杆99转动至斜槽910的内部，当燃烧箱1内部进行燃烧时，产生的反左右力会挤压滑板93，同时滑板93开始向下挤压移动块96和转杆94，同时转杆94开始压缩第二弹簧97，通过缓冲支撑机构9的设置，降低了燃烧箱1瞬间对底板91的挤压力，延长了底板91的使用寿命，当燃烧箱1产生晃动左右摇摆时，支撑杆99在斜槽910内部小范围上下移动，同时支撑杆99可以对燃烧箱1进行支撑保护，增强了安全性。

需要说明的是，在本文中，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。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (8)

1.一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱(1)，所述燃烧箱(1)的左侧固定连接有进料斗(2)，所述进料斗(2)的底部连通有弯管(3)，所述弯管(3)的右端贯穿燃烧箱(1)并延伸至燃烧箱(1)的内部，所述弯管(3)的内部设置有阀门(4)，所述燃烧箱(1)的前侧设置有点火装置(5)，其特征在于：，所述燃烧箱(1)内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板(6)，四个所述缓冲板(6)相远离的一侧与燃烧箱(1)的内壁之间均固定连接有第一弹簧(7)，所述弯管(3)的右端贯穿左侧缓冲板(6)并延伸至缓冲板(6)的右侧，所述弯管(3)的外表面与缓冲板(6)的内表面滑动连接，所述燃烧箱(1)的顶部设置有置换机构(8)；

所述置换机构(8)中包括开设在燃烧箱(1)顶部的出焰口(81)，所述燃烧箱(1)的顶部且位于出焰口(81)的外周开设有环槽(82)，所述燃烧箱(1)的顶部活动连接有喷射嘴(83)，所述喷射嘴(83)的底部贯穿环槽(82)并延伸至环槽(82)的内部，所述燃烧箱(1)的顶部且位于环槽(82)的前后侧均开设有方槽(84)，两个所述方槽(84)的内表面均滑动连接有滑块(85)，两个所述滑块(85)的相对侧均固定连接有限位杆(86)，所述喷射嘴(83)的前后侧均开设有卡槽(87)，两个所述限位杆(86)的相对端均贯穿环槽(82)并延伸至卡槽(87)的内部，两个所述限位杆(86)的外表面均与卡槽(87)的内表面卡接，两个所述限位杆(86)的外表面均与燃烧箱(1)的内表面滑动连接。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)的底部设置有缓冲支撑机构(9)，所述缓冲支撑机构(9)中包括设置在燃烧箱(1)底部的底板(91)。

3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述底板(91)的顶部开设有凹槽(92)，所述凹槽(92)的内壁之间滑动连接有滑板(93)。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)底部贯穿凹槽(92)并延伸至凹槽(92)的内部，所述燃烧箱(1)底部与滑板(93)的顶部接触。

5.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述凹槽(92)内壁底部的左右两侧均转动连接有转杆(94)，所述滑板(93)的底部开设有滑槽(95)。

6.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述滑槽(95)的内表面的左右两侧均滑动连接有移动块(96)，两个所述移动块(96)的底部均与转杆(94)的顶端转动连接。

7.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：两个所述转杆(94)的相远离的一侧均与凹槽(92)内壁的底部之间固定连接有第二弹簧(97)，所述底板(91)顶部的左右两侧均通过转轴(98)转动连接有支撑杆(99)。

8.根据权利要求7所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)的左右两侧均开设有斜槽(910)，两个所述支撑杆(99)的顶端均贯穿斜槽(910)并延伸至斜槽(910)的内部，两个所述斜槽(910)的尺寸略大于支撑杆(99)的尺寸。