【技术实现步骤摘要】
本技术涉及固体火箭发动机试验，具体涉及一种固体火箭发动机点火试验装置。
技术介绍
1、固体火箭发动机在导弹领域的应用较为广泛，其主要由点火器、装药、燃烧室、喷管、堵盖等组成。
2、在设计固体火箭发动机点火器时，需要进行理论计算确定点火器的点火能量和结构形式，再通过发动机点火试验来进行验证。但是往往很难一次就能够满足使用要求，需要进行多次理论计算和发动机点火试验验证。
3、为了减少反复计算和试验验证的次数、降低研制成本、缩短研制周期，需设计一种点火试验装置，通过在这种点火试验装置开展密闭点火试验，来确定点火器的技术状态，同时在后续点火器的验收工作中也可通过该点火试验装置对点火器进行考核。
4、通常在点火器的密闭点火试验中，点火装置的空腔容积需与真实发动机内的空腔容积相同，因此不同的发动机需要设计、生产不同的点火试验装置。这就造成了研制周期长、研制成本高的问题。此外，为了保证结构强度，试验装置大多采用金属材料，但金属材料导热快，对试验中的压强测试精度影响较大。
5、在密闭点火试验结束后，点火试验装置内部仍然存在高温高压气体，在拆卸试验器过程中，高温、高压气体可能会喷向操作人员，具有较高的安全隐患。各发动机之间因腔内容积不同无法通用，传统的点火试验装置效率较低。每一种发动机均需要设计加工一套点火试验装置，成本高、研制周期长，效率低。
技术实现思路
1、针对现有技术中存在的缺陷，本技术的目的在于提供一种固体火箭发动机点火试验装置，能够解决现有
2、为达到以上目的，本技术采取的技术方案是：
3、本技术提供一种固体火箭发动机点火试验装置，包括：
4、桶形腔体；
5、测试端盖，其盖设在所述桶形腔体的开口处，所述测试端盖上设有用于安装点火器的安装孔；
6、活塞机构，其包括活塞和调节组件，所述活塞可滑动地设置在所述桶形腔体内，与所述测试端盖之间形成测试腔，所述调节组件与所述活塞连接，用于调节所述活塞在所述桶形腔体内的位置，以调节所述测试腔的体积。
7、在一些可选的方案中，所述活塞包括：
8、活塞头，其与所述桶形腔体内壁接触的外侧壁上设有密封槽，所述密封槽内卡设有密封圈；
9、第一隔热层，其设于所述活塞头靠近所述测试端盖的一侧。
10、在一些可选的方案中，所述活塞头内设有容纳腔，所述桶形腔体的底部设有螺纹孔，所述调节组件包括：
11、推力轴承，其卡设于所述容纳腔内，且与所述桶形腔体同轴设置；
12、驱动杆，其一端与所述推力轴承连接，另一端穿过所述桶形腔体的底部，与所述螺纹孔配合。
13、在一些可选的方案中，所述容纳腔为阶梯腔，所述阶梯腔的小径腔内设有受力隔板，所述受力隔板中部设有通孔，两侧均设有一推力轴承，所述驱动杆的端部穿过两个所述推力轴承，所述阶梯腔的大径腔内设有密封盖板，且盖设在所述小径腔的端部，所述第一隔热层设置在所述密封盖板的外侧。
14、.如权利要求所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述驱动杆与所述推力轴承连接的端部设有卡接块，所述卡接块与驱动杆卡接，并位于所述密封盖板与受力隔板之间推力轴承的外侧。
15、在一些可选的方案中，所述驱动杆上还设有抵持凸起，所述抵持凸起卡设在另一所述推力轴承的外侧。
16、在一些可选的方案中，所述驱动杆穿过所述桶形腔体的端部设有驱动手柄。
17、在一些可选的方案中，所述桶形腔体内设有第二隔热层。
18、在一些可选的方案中，所述测试端盖上设有压强传感器，用于检测所述测试腔内的压强。
19、在一些可选的方案中，所述测试端盖上还设有泄压阀门，用于给所述测试腔泄压。
20、与现有技术相比，本技术的优点在于：本方案通过将点火器置于测试腔内，调节组件调节活塞在桶形腔体内的位置，以调节测试腔的体积，可使该测试装置适用于多种不同型号的点火器。针对不同自由容积的火箭发动机点火器不需要重新设计、加工不同模拟试验装置，提高了效率，较低了成本。
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1.一种固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述活塞(31)包括：
3.如权利要求2所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述活塞头(311)内设有容纳腔，所述桶形腔体(1)的底部设有螺纹孔，所述调节组件(32)包括：
4.如权利要求3所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述容纳腔为阶梯腔，所述阶梯腔的小径腔内设有受力隔板(314)，所述受力隔板(314)中部设有通孔，两侧均设有一推力轴承(321)，所述驱动杆(322)的端部穿过两个所述推力轴承(321)，所述阶梯腔的大径腔内设有密封盖板(315)，且盖设在所述小径腔的端部，所述第一隔热层(313)设置在所述密封盖板(315)的外侧。
5.如权利要求4所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述驱动杆(322)与所述推力轴承(321)连接的端部设有卡接块(323)，所述卡接块(323)与驱动杆(322)卡接，并位于所述密封盖板(315)与受力隔板(314)之间推力轴承(321)的外侧。
6.如权利要求5所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述驱动杆(322)上还设有抵持凸起(324)，所述抵持凸起(324)卡设在另一所述推力轴承(321)的外侧。
7.如权利要求3所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述驱动杆(322)穿过所述桶形腔体(1)的端部设有驱动手柄(325)。
8.如权利要求3所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述桶形腔体(1)内设有第二隔热层(11)。
9.如权利要求1所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述测试端盖(2)上设有压强传感器(4)，用于检测所述测试腔内的压强。
10.如权利要求1所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述测试端盖(2)上还设有泄压阀门(21)，用于给所述测试腔泄压。
...【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述活塞(31)包括：
3.如权利要求2所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述活塞头(311)内设有容纳腔，所述桶形腔体(1)的底部设有螺纹孔，所述调节组件(32)包括：
4.如权利要求3所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述容纳腔为阶梯腔，所述阶梯腔的小径腔内设有受力隔板(314)，所述受力隔板(314)中部设有通孔，两侧均设有一推力轴承(321)，所述驱动杆(322)的端部穿过两个所述推力轴承(321)，所述阶梯腔的大径腔内设有密封盖板(315)，且盖设在所述小径腔的端部，所述第一隔热层(313)设置在所述密封盖板(315)的外侧。
5.如权利要求4所述的固体火箭发动机点火试验装置，其特征在于，所述驱动杆(322)与所述推力轴承(321)连接的端部设有卡接块(323)...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵钊，陈子豪，韩文超，张学学，王路，
申请(专利权)人：武汉高德红外股份有限公司，
类型：新型
国别省市：
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