[发明专利]固体火箭发动机慢速烤燃试验系统

权利要求书

1.一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：包括试验箱(1)、加热系统(2)、控制系统、数据采集系统、视频监控系统、冲击波超压传感器和结果判别系统；所述试验箱包括两个半筒体，所述两个半筒体通过卡扣连接成一个筒体，所述试验箱内设有试样支架(7)，所述试验箱的顶部插入热电偶(5)，所述热电偶通过信号线路与所述数据采集系统连接；所述加热系统缠绕在所述试验箱的外侧，所述加热系统通过控制电缆(6)与所述控制系统连接，所述加热系统的外侧包裹着保温棉(3)，所述保温棉的外侧设有保护壳(4)；所述控制系统采用PID调节，根据对升温速率的需要对所述加热系统进行调节和控制，依据设定的温度自动开启热风循环装置(8)和冷风循环装置(9)；所述数据采集系统通过高速采集卡记录所述试验箱内部的温度；所述视频监控系统记录所述试验箱的破坏程度；所述冲击波超压传感器记录冲击波超压的大小；所述结果判别系统根据所述试验箱的破坏程度和冲击波超压的大小进行判别；所述试验箱的破坏程度通过试验箱破碎后碎块的大小和碎块的飞射距离进行确定，所述冲击波超压的大小通过布置冲击波超压传感器进行记录，布置距离为3～20米。

2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述试验箱由厚度为3mm的不锈钢加工而成。

3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述控制系统采用50段不同的升温速率进行调节。

4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述加热系统的升温速率为1℃/h～600℃/h。

5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述加热系统设有陶瓷绝缘块。

6.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述保温棉均匀包裹在所述加热系统的表面和所述试验箱的两端。

7.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，其特征在于：所述热风循环装置控制所述试验箱内部循环风量，所述冷风循环装置控制所述试验箱内外循环风量。