[实用新型]一种固体火箭发动机测压孔出线密封连接装置

说明书

本实用新型提出一种固体火箭发动机测压孔出线密封连接装置，包括专用连接件和航空密封连接器；航空密封连接器由航空插座和航空插头组成；专用连接件为T型结构，专用连接件中心开有通孔；第一端与测压孔密封配合；第二端与航空插座的信号输出端端面配合密封固定连接；药柱表面安装的温度传感器信号线从测压孔中伸入中心通孔中，并与航空插座信号输出端对接；外部信号线与航空插头连接并接入温度采集系统；通过航空插头与航空插座的密封配合实现信号的传输。本实用新型解决了发动机药温测量气密性问题，避免了试验过程中燃烧室内部漏气现象的发生，提高温度传感器安装效率，大幅提升了温度试验过程中药温测量的准确性和可靠性。

技术领域

本实用新型涉及一种固体火箭发动机地面试验药柱表面温度测量测压孔出线密封连接装置，属于固体火箭发动机试验测控技术领域。

背景技术

对于火箭、导弹用固体发动机燃烧室药柱而言，温度对内弹道性能影响很大，贮存过程中的药柱温度变化往往是设计师、用户共同关心的问题。在野外作战条件下，发动机不可能进行保温，因此这就要求准确测量或计算发动机药温随环境温度变化规律，精确预示发动机内弹道性能，调整发动机参数，进而指导工艺流程优化，降低装备维护综合成本。

为了考核验证固体火箭发动机药温随环境温度的变化规律，发动机地面温度环境试验过程中，通过在发动机药柱表面安装温度传感器，开展固体发动机药柱温度的测量。其中，温度传感器信号线由发动机堵盖测压孔引出。发动机温度试验过程中需对发动机燃烧室进行充气并密封，在保证一定气压的前提下，开展温度环境试验。传感器信号线由发动机堵盖测压孔引出时，导线横穿堵盖测压孔处应采取密封措施，还要确保导线的导通和连接，如果出现密封不良，会直接导致发动机漏气。

以往试验过程中，传感器信号线通过转接件通孔引出，将传感器信号线穿过转接件通孔后，对通孔进行注胶并固化密封，固化完成后将此转接头接入发动机测压孔，以实现温度环境试验过程中出线部位的密封，见图1。使用此转接头时，由于线芯与外包胶皮之间存在孔隙，试验过程中会出现漏气现象，改为漆包线也无法解决该问题。同时通孔注胶过程中，胶体与信号线之间也可能存在孔隙，无法实现发动机出线部位密封。因此，该装置的使用无法满足试验过程中发动机出线孔密封性问题。

发明内容

要解决的技术问题

近年来，发动机地面温度环境试验过程中，需进行发动机燃烧室药温测量的试验任务量不断增加，此类试验过程中需要将安装在发动机燃烧室内壁的测温传感器信号线经发动机测压孔引出，并连接至温度采集系统。其中，传感器信号线穿过发动机堵盖测压孔引出发动机时，如果出线部位密封性能不良，容易出现漏气现象，无法保证发动机燃烧室内部气压值。

目前需进行药温测量的发动机均具有较高的密封性要求，为了解决传感器出线密封性问题，满足相应的试验密封性要求，确保发动机温度环境过程中无漏气现象发生，本实用新型设计了一种固体火箭发动机测压孔出线密封装置，对测温传感器引出线连接方式进行了改进，以确保温度传感器出线部位密封性能，提升发动机药温测量数据可靠性。

本实用新型的技术方案为：

一种固体火箭发动机测压孔出线密封连接装置，包括专用连接件和航空密封连接器；所述航空密封连接器由航空插座和航空插头组成；

所述专用连接件为T型结构，第一端尺寸与固体火箭发动机堵盖测压孔尺寸匹配，第二端尺寸与航空插座尺寸匹配；所述专用连接件中心开有通孔，连通所述第一端和所述第二端；

所述专用连接件的第一端插入固体火箭发动机堵盖测压孔内，并与测压孔密封配合；所述专用连接件的第二端与航空插座的信号输出端端面配合密封固定连接；

固体火箭发动机药柱表面安装的温度传感器信号线从所述测压孔中伸入所述专用连接件的中心通孔中，并穿过专用连接件中心通孔后与所述航空插座信号输出端对接；外部信号线与航空插头连接并接入温度采集系统；通过所述航空插头与所述航空插座的密封配合实现信号的传输。