[发明专利]固体火箭发动机慢速烤燃试验系统

摘要

本发明涉及一种固体火箭发动机慢速烤燃试验系统，包括试验箱、加热系统、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；试验箱由两个半筒体通过卡扣连接，试验箱内设有试样支架，试验箱的顶部插入热电偶，热电偶与数据采集系统连接；加热系统缠绕在试验箱的外侧，加热系统与控制系统连接，加热系统的外侧依次包裹着保温棉、保护壳；控制系统采用PID调节，数据采集系统通过高速采集卡记录试验箱内部的温度，视频监控系统记录试验箱的破坏程度，冲击波超压传感器记录冲击波超压的大小，结果判别系统根据试验箱破坏程度和冲击波超压大小进行判别。本发明为固体火箭发动机的低易损性和钝感特性的评估和鉴定提供数据。

主权项

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。