[实用新型]用于固体火箭发动机的温度测量装置

权利要求书

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(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)；

所述热电偶丝(1)的数量有两根，两根所述热电偶丝(1)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(1)采用铂铑₃₀-铂铑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。