一种固体火箭发动机燃烧的试验设备的制作方法

技术特征：
1.一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱(1)，所述燃烧箱(1)的左侧固定连接有进料斗(2)，所述进料斗(2)的底部连通有弯管(3)，所述弯管(3)的右端贯穿燃烧箱(1)并延伸至燃烧箱(1)的内部，所述弯管(3)的内部设置有阀门(4)，所述燃烧箱(1)的前侧设置有点火装置(5)，其特征在于：，所述燃烧箱(1)内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板(6)，四个所述缓冲板(6)相远离的一侧与燃烧箱(1)的内壁之间均固定连接有第一弹簧(7)，所述弯管(3)的右端贯穿左侧缓冲板(6)并延伸至缓冲板(6)的右侧，所述弯管(3)的外表面与缓冲板(6)的内表面滑动连接，所述燃烧箱(1)的顶部设置有置换机构(8)；所述置换机构(8)中包括开设在燃烧箱(1)顶部的出焰口(81)，所述燃烧箱(1)的顶部且位于出焰口(81)的外周开设有环槽(82)，所述燃烧箱(1)的顶部活动连接有喷射嘴(83)，所述喷射嘴(83)的底部贯穿环槽(82)并延伸至环槽(82)的内部，所述燃烧箱(1)的顶部且位于环槽(82)的前后侧均开设有方槽(84)，两个所述方槽(84)的内表面均滑动连接有滑块(85)，两个所述滑块(85)的相对侧均固定连接有限位杆(86)，所述喷射嘴(83)的前后侧均开设有卡槽(87)，两个所述限位杆(86)的相对端均贯穿环槽(82)并延伸至卡槽(87)的内部，两个所述限位杆(86)的外表面均与卡槽(87)的内表面卡接，两个所述限位杆(86)的外表面均与燃烧箱(1)的内表面滑动连接。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)的底部设置有缓冲支撑机构(9)，所述缓冲支撑机构(9)中包括设置在燃烧箱(1)底部的底板(91)。3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述底板(91)的顶部开设有凹槽(92)，所述凹槽(92)的内壁之间滑动连接有滑板(93)。4.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)底部贯穿凹槽(92)并延伸至凹槽(92)的内部，所述燃烧箱(1)底部与滑板(93)的顶部接触。5.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述凹槽(92)内壁底部的左右两侧均转动连接有转杆(94)，所述滑板(93)的底部开设有滑槽(95)。6.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述滑槽(95)的内表面的左右两侧均滑动连接有移动块(96)，两个所述移动块(96)的底部均与转杆(94)的顶端转动连接。7.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：两个所述转杆(94)的相远离的一侧均与凹槽(92)内壁的底部之间固定连接有第二弹簧(97)，所述底板(91)顶部的左右两侧均通过转轴(98)转动连接有支撑杆(99)。8.根据权利要求7所述的一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，其特征在于：所述燃烧箱(1)的左右两侧均开设有斜槽(910)，两个所述支撑杆(99)的顶端均贯穿斜槽(910)并延伸至斜槽(910)的内部，两个所述斜槽(910)的尺寸略大于支撑杆(99)的尺寸。

技术总结
本发明公开了一种固体火箭发动机燃烧的试验设备，包括燃烧箱，所述燃烧箱的左侧固定连接有进料斗，所述进料斗的底部连通有弯管，所述弯管的右端贯穿燃烧箱并延伸至燃烧箱的内部，所述弯管的内部设置有阀门，所述燃烧箱的前侧设置有点火装置，所述燃烧箱内壁底部的前后左右侧均滑动连接有四个缓冲板，四个所述缓冲板相远离的一侧与燃烧箱的内壁之间均固定连接有第一弹簧，所述弯管的右端贯穿左侧缓冲板并延伸至缓冲板的右侧，本发明涉及火箭发动机技术领域。该固体火箭发动机燃烧的试验设备，通过置换机构的设置，实现了对喷射嘴的快速拆装，提升了工作效率，而且操作简单方便，实用性很强。用性很强。用性很强。


技术研发人员：刘涛 陶玉惠 王成 胡红梅
受保护的技术使用者：襄阳宏航实业有限责任公司
技术研发日：2021.09.24
技术公布日：2021/11/17