本发明专利技术涉及一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体、喷气阀、点火触发机构和自锁机构，所述喷气阀安装在所述罐体的开口上，所述点火触发机构安装在所述喷气阀上用于触发所述喷气阀开启，所述自锁机构安装在所述喷气阀上用于锁定所述喷气阀处于开启状态，所述喷气阀的喷气口和点火触发机构的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。固体火箭发动机从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构，由点火触发机构产生高压气体推动喷气阀开启，同时自锁机构锁住喷气阀的开启状态，装在罐体内的灭火气体通过喷气阀喷出对准喷管内孔喷射达到灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种灭火降温装置，具体的涉及一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置。
技术介绍
针对岛屿岸滩敌方设置的火障及化工厂、储油设备、露天堆垛、大面积露天货场、油类流淌火灾、森林和草原等大型火灾，以固体火箭发动机作为动力源，通过火箭运载方式，将灭火装置远距离快速准确投入火场，达到控制火势、最终扑灭大火之目的。然而固体火箭发动机工作完毕后的余焰及喷管、喷管座处的高温易造成次生火灾的情况。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，可以达到对固体火箭发动机尾部灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。本专利技术解决上述技术问题的技术方案如下：一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体、喷气阀、点火触发机构和自锁机构，所述喷气阀安装在所述罐体的开口上，所述点火触发机构安装在所述喷气阀上用于触发所述喷气阀开启，所述自锁机构安装在所述喷气阀上用于锁定所述喷气阀处于开启状态，所述喷气阀的喷气口和点火触发机构的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。本专利技术的有益效果是：本专利技术一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置固定在固体火箭发动机尾部，在固体箭发动机点火后起飞并拖带本专利技术的灭
火装置飞向火场，同时固体火箭发动机从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构，点火触发机构的触发时间和固体火箭发动机的工作时间保持一致，固体火箭发动机工作完毕的同时，点火触发机构的触发完毕并点燃点火触发机构，由点火触发机构产生高压气体推动喷气阀开启，同时自锁机构锁住喷气阀的开启状态，装在罐体内的灭火气体通过喷气阀喷出对准喷管内孔喷射达到灭火、降温的目的，防止造成次生火灾。在上述技术方案的基础上，本专利技术还可以做如下改进。进一步，所述喷气阀包括阀本体、阀座、阀芯、螺盖、喷嘴和滑动体，所述阀本体上设有轴向的通孔，所述阀本体轴向安装在所述罐体的开口上，所述阀座密封安装在所述通孔靠近所述罐体的开口的一端内，所述阀芯贯穿在所述阀座内，所述螺盖密封固定在所述通孔远离所述罐体的开口处的一端内，所述喷嘴为喷气阀的喷气口，所述喷嘴的一端依次穿过所述阀本体和阀座且靠近所述阀芯，所述喷嘴的另一端对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔，所述滑动体安装在所述阀本体的通孔中且与所述阀芯远离所述罐体的开口的一端连接。采用上述进一步方案的有益效果是：喷气阀的阀芯在滑动体的带动下相罐体内移动，从而打开阀芯与阀座之间的间隙，使得罐体内的气体可以通过间隙进入喷嘴，通过喷嘴喷射，其结构简单。进一步，所述阀本体与所述罐体的开口的连接处设有密封垫。采用上述进一步方案的有益效果是：密封垫的设置可以提高罐体与喷气阀之间连接的气密性。进一步，所述阀芯与所述阀座的连接处设有O型密封圈。采用上述进一步方案的有益效果是：O型密封圈的设置可以提高阀芯与阀座之间连接的气密性。进一步，所述点火触发机构包括点火管、黑火药、扩焰药和导火索，所
述点火管安装在所述阀本体的外侧，且所述点火管与位于所述滑动体与所述螺盖之间的通孔相连通，所述滑动体与所述螺盖之间的通孔中设有所述黑火药，所述点火管靠近所述滑动体与所述螺盖之间的通孔的一端内设有所述扩焰药，所述点火管内还设有所述导火索，所述导火索为所述点火触发机构的点火端，所述导火索的一端与所述扩焰药相接触，所述导火索的另一端伸出所述点火管外且对准固体火箭发动机尾部的喷管内孔。采用上述进一步方案的有益效果是：固体火箭发动机的从喷管内孔中喷射出的高温火焰点燃点火触发机构上的导火索，导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间保持一致，固体火箭发动机工作完毕的同时，导火索燃烧完毕并点燃扩焰药，由扩焰药点燃黑火药产生高压气体推动滑动体，从而使得滑动体推动阀芯打开罐体的开口。进一步，所述点火管端部可拆卸连接有保护盖，所述导火索的另一端在非工作状态时位于所述保护盖中。采用上述进一步方案的有益效果是：保护盖的设置可以避免导火索在不使用时受损。进一步，所述导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间相同。采用上述进一步方案的有益效果是：所述导火索的燃烧时间和固体火箭发动机的工作时间相同，可以避免影响固体火箭发动机的正常工作，同时可以达到最优的灭火降温效果。进一步，所述螺盖与所述黑火药相接触的一面上铺设有绸布。采用上述进一步方案的有益效果是：绸布的设置，可以避免螺盖被黑火药侵蚀，延长装置的使用寿命。进一步，所述自锁机构包括紧定螺钉、锁销和压缩弹簧，所述阀本体上设有与所述通孔连通的定位孔，且所述滑动体覆盖在所述定位孔靠近所述通孔的一端上，所述紧定螺钉安装在所述阀本体的定位孔远离通孔的一端内，
所述锁销安装在所述阀本体的定位孔靠近通孔的一端内，且所述锁销的一端顶在所述滑动体上，所述锁销的另一端通过所述压缩弹簧与所述紧定螺钉相连。采用上述进一步方案的有益效果是：点燃黑火药产生高压气体推动滑动体移动，当滑动体移动至锁销的边缘处时，锁销在压缩弹簧的推理作用下向下移动，挡住滑动体回移，从而锁定滑动体，使阀芯处于开启状态下，从而保证罐体内的气体正常喷出，保持灭火降温的工作状态。附图说明图1为本专利技术一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置安装在固体火箭发动机尾部上的立体结构示意图图；图2为本专利技术一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置的剖视图；图3为本专利技术一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置的点火触发机构的剖视图。附图中，各标号所代表的部件列表如下：1、罐体，2、喷气阀，21、阀本体，22、阀座，23、阀芯，24、螺盖，25、喷嘴，26、滑动体，3、点火触发机构，31、点火管，32、黑火药，33、扩焰药，34、导火索，35、保护盖，36、绸布，4、自锁机构，41、紧定螺钉，42、锁销，43、压缩弹簧，5、固体火箭发动机，6、喷管内孔，7、密封垫，8、O型密封圈。具体实施方式以下结合附图对本专利技术的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本专利技术，并非用于限定本专利技术的范围。如图1所示，一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，包括罐体1、
喷气阀2、点火触发机构3和自锁机构4，所述喷气阀2安装在所述罐体1的开口上，所述点火触发机构3安装在所述喷气阀2上用于触发所述喷气阀2开启，所述自锁机构4安装在所述喷气阀2上用于锁定所述喷气阀2处于开启状态，所述喷气阀2的喷气口和点火触发机构3的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机5尾部的喷管内孔6。在本具体实施例中，固体火箭发动机尾部的灭火降温装置设有两个，且对称安装固定在固体火箭发动机尾部。当固体火箭发动机可靠工作后，才能启动灭火降温装置，使其工作运行时间与固体火箭发动机的工作时间进行精确匹配。在本具体实施例中，罐体1、喷气阀2、点火触发机构3和自锁机构4的具体结构如下：如图2和图3所示，所述喷气阀2包括阀本体21、阀座22、阀芯23、螺盖24、喷嘴25和滑动体26，所述阀本体21上设有轴向的通孔，所述阀本体21轴向安装在所述罐体1的开口上，所述阀座22密封安装在所述通孔靠近所述罐体1的开口的一端内，所述阀芯23贯穿在所述阀座22内，所述螺盖24密封固定在所述通孔远离所述罐体1的开口处的一端内，所述喷嘴25为喷气阀2的喷气口，所述喷嘴25的一端依次穿过所述阀本体21和阀座22且靠近所述阀芯2本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：包括罐体(1)、喷气阀(2)、点火触发机构(3)和自锁机构(4)，所述喷气阀(2)安装在所述罐体(1)的开口上，所述点火触发机构(3)安装在所述喷气阀(2)上用于触发所述喷气阀(2)开启，所述自锁机构(4)安装在所述喷气阀(2)上用于锁定所述喷气阀(2)处于开启状态，所述喷气阀(2)的喷气口和点火触发机构(3)的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)。
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：包括罐体(1)、喷气阀(2)、点火触发机构(3)和自锁机构(4)，所述喷气阀(2)安装在所述罐体(1)的开口上，所述点火触发机构(3)安装在所述喷气阀(2)上用于触发所述喷气阀(2)开启，所述自锁机构(4)安装在所述喷气阀(2)上用于锁定所述喷气阀(2)处于开启状态，所述喷气阀(2)的喷气口和点火触发机构(3)的点火端在工作状态时均对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述喷气阀(2)包括阀本体(21)、阀座(22)、阀芯(23)、螺盖(24)、喷嘴(25)和滑动体(26)，所述阀本体(21)上设有轴向的通孔，所述阀本体(21)轴向安装在所述罐体(1)的开口上，所述阀座(22)密封安装在所述通孔靠近所述罐体(1)的开口的一端内，所述阀芯(23)贯穿在所述阀座(22)内，所述螺盖(24)密封固定在所述通孔远离所述罐体(1)的开口处的一端内，所述喷嘴(25)为喷气阀(2)的喷气口,所述喷嘴(25)的一端依次穿过所述阀本体(21)和阀座(22)且靠近所述阀芯(23)，所述喷嘴(25)的另一端对准固体火箭发动机(5)尾部的喷管内孔(6)，所述滑动体(26)安装在所述阀本体(21)的通孔中且与所述阀芯(23)远离所述罐体(1)的开口的一端连接。3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述阀本体(21)与所述罐体(1)的开口的连接处设有密封垫(7)。4.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述阀芯(23)与所述阀座(22)的连接处设有O型密封圈(8)。5.根据权利要求2至4任一项所述的一种固体火箭发动机尾部的灭火降温装置，其特征在于：所述点火触发机构(3)包括点火管(31)、黑火药(...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨明胜，付华奇，魏红星，曹军，张雪梅，胡新瑞，
申请(专利权)人：武汉雷神特种器材有限公司，
类型：发明
国别省市：湖北;42
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