用于固体火箭发动机的温度测量装置制造方法
【专利摘要】本实用新型涉及温度测试领域，具体涉及一种测温装置。用于固体火箭发动机的温度测量装置，其技术方案是，两根热电偶丝(1)的顶端焊接并通过密封填充物(8)固定在金属套筒(2)的测温段内部；热防护层(9)包裹在金属套筒(2)的测温段的外圆周面；压紧螺母(3)、锁紧块(4)、密封圈(5)与固定螺栓(6)依次套装在金属套筒(2)上，固定螺栓(6)通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔，使得金属套筒(2)测温段位于发动机内，并通过紫铜垫圈(7)实现固定螺栓(6)与发动机测温孔之间的密封；利用本实用新型可测试固体火箭发动机高温、高压环境下的工作温度。
【专利说明】用于固体火箭发动机的温度测量装置
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及温度测试领域，具体涉及一种测温装置。
【背景技术】
[0002]固体火箭发动机工作过程燃气温度高达3500°C以上，喷管喉衬、扩张段绝热层等部件的温度在发动机工作结束时温度也在2000°C以上。同时，燃烧室的压强一般不低于6MPa。因此，要测试喷管喉衬、扩张段绝热层等部件比较困难，不仅要选用高温热电偶，还要采取密封措施，防止因喷管漏气而造成试车失败。
[0003]常用的温度测试方法是在要测试的位置加工测试孔。热电偶丝固定在有螺纹的金属套筒内，然后将金属套筒固定在测试孔内。虽然该类型的热电偶成本低、安装方便、操作简单，但难以保证高温下的密封要求。虽然可以通过在螺纹处刷高温密封胶来达到密封要求，但密封胶固化周期较长，密封效果难以检测。
【发明内容】
[0004]本实用新型的目的是:为解决现有技术中并无针对固体火箭发动机高压强下高温的测量装置，提出一种温度测量装置，以解决固体火箭发动机各部组件的高温测试问题。
[0005]本实用新型的技术方案是:用于固体火箭发动机的温度测量装置，它包括:热电偶丝、金属套筒、压紧螺母、锁紧块、密封圈、固定螺栓、紫铜垫圈、密封填充物以及热防护层；
[0006]热电偶丝的数量有两根，两根热电偶丝的顶端焊接并通过密封填充物固定在金属套筒的测温段内部；热防护层包裹在金属套筒的测温段的外圆周面；压紧螺母、锁紧块、密封圈与固定螺栓依次套装在金属套筒上，压紧螺母与固定螺栓将锁紧块和密封圈压紧；固定螺栓通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔，使得金属套筒测温段位于发动机内，并通过紫铜垫圈实现固定螺栓与发动机测温孔之间的密封；通过松开压紧螺母与固定螺栓调节金属套筒测温段位于发动机内的长度。
[0007]有益效果是:(I)本实用新型在其金属套筒的测温段的外圆周面覆盖有热防护层，能够保护热电偶丝和其它部件，因此可测试固体火箭发动机高温、高压环境下的工作温度；
[0008](2)本实用新型的金属套筒采用锁紧块和压紧螺母组合锁紧，因此测试深度可以在其长度范围内任意调节；
[0009](3)本实用新型的采用密封圈和紫铜垫圈实现密封，密封安全可靠，使用方便，操作简单。
【专利附图】
【附图说明】
[0010]图1为本发明的结构示意图；
[0011]图2是本发明安装于发动机测温孔处的结构示意图；
[0012]其中:1-电偶丝、2-金属套筒、3-压紧螺母、4-锁紧块、5-密封圈、6-固定螺栓、7-紫铜垫圈、8-高温密封填充物、9-热防护层。
【具体实施方式】
[0013]参见附图1，用于固体火箭发动机的温度测量装置，它包括:热电偶丝1、金属套筒
2、压紧螺母3、锁紧块4、密封圈5、固定螺栓6、紫铜垫圈7、密封填充物8以及热防护层9；
[0014]热电偶丝I的数量有两根，两根热电偶丝I的顶端焊接并通过密封填充物8固定在金属套筒2的测温段内部；热防护层9包裹在金属套筒2的测温段的外圆周面；压紧螺母
3、锁紧块4、密封圈5与固定螺栓6依次套装在金属套筒2上，压紧螺母3与固定螺栓6将锁紧块4和密封圈5压紧；固定螺栓6通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔，使得金属套筒2测温段位于发动机内，并通过紫铜垫圈7实现固定螺栓6与发动机测温孔之间的密封；通过松开压紧螺母3与固定螺栓6调节金属套筒2测温段位于发动机内的长度。
[0015]实际运用中，热电偶丝I可以根据测试范围和综合成本根据需要采用测温较高(最高温度可达1600°C，短期使用可达1800°C )、价格较贵的钼铑3(Γ钼铑6热电偶丝或测温相对低(短期测量可达1200°C )、价格便宜的镍铬-镍硅热电偶丝；密封填充物8可采用胶液与高硅氧布混合或胶液与酚醛粉末混合的材料；将热电偶丝I放置在金属套筒2内，利用混合好的密封填充物8填充并固化，固化时保证热电偶丝I的测温端高出金属套筒2的筒壁0.2-0.5mm ;安装该测温装置时先将金属套筒2移动到所需长度，然后拧紧压紧螺母3与固定螺栓6，在力的作用下锁紧块4受压变形，防止金属套筒2滑动，同时密封圈5被压紧，密封固定螺栓6和金属套筒2的间隙；将锁紧的高温测量装置用固定螺栓6热端的螺纹连接到发动机测温孔，并用紫铜垫圈7密封高温测量装置与测温孔的间隙；高温密封填充物8、紫铜垫圈7和密封圈5共同保证了该测温装置在高压下的密封性；金属套筒2的外径Φ2、压紧螺母3内孔孔径Φ3、锁紧块4内孔径Φ4、密封圈5内径Φ51、固定螺栓6内孔径Φ6满足:Φ2+0.1 = Φ3 = Φ4 = Φ51+0.1 = Φ6 ;压紧螺母3内螺纹M3与和其配合连接的固定螺栓6外螺纹M61满足=M3 = M61。
【权利要求】
1.用于固体火箭发动机的温度测量装置，其特征在于，它包括:热电偶丝(I)、金属套筒(2)、压紧螺母(3)、锁紧块(4)、密封圈(5)、固定螺栓(6)、紫铜垫圈(7)、密封填充物(8)以及热防护层(9)； 所述热电偶丝(I)的数量有两根，两根所述热电偶丝(I)的顶端焊接并通过所述密封填充物(8)固定在所述金属套筒(2)的测温段内部；所述热防护层(9)包裹在所述金属套筒(2)的测温段的外圆周面；所述压紧螺母(3)、所述锁紧块(4)、所述密封圈(5)与所述固定螺栓(6)依次套装在所述金属套筒(2)上，所述压紧螺母(3)与所述固定螺栓(6)将所述锁紧块(4)和所述密封圈(5)压紧；所述固定螺栓(6)通过其一侧端面的螺纹连接到发动机测温孔，使得所述金属套筒(2)测温段位于所述发动机内，并通过所述紫铜垫圈(7)实现固定螺栓(6)与所述发动机测温孔之间的密封；通过松开所述压紧螺母(3)与所述固定螺栓(6)调节所述金属套筒(2)测温段位于所述发动机内的长度。
2.如权利要求1所述的用于固体火箭发动机的温度测量装置，其特征在于，所述热防护层(9)采用石棉或酚醛材料。
3.如权利要求1或2所述的用于固体火箭发动机的温度测量装置，其特征在于，所述热电偶丝(I)采用钼铑3(1_钼铑6热电偶丝或镍铬-镍硅热电偶丝。
4.如权利要求1或2所述的用于固体火箭发动机的温度测量装置，其特征在于，所述密封填充物(8)采用胶液与高硅氧布混合或胶液与酚醛粉末混合的材料。
【文档编号】G01K7/00GK204214562SQ201420532098
【公开日】2015年3月18日 申请日期:2014年9月17日 优先权日:2014年9月17日
【发明者】生志斐, 侯晓, 李耿, 陈慧, 刘芹, 刘曙光, 周璟 申请人:中国航天科技集团公司第四研究院第四十一研究所