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公开(公告)号：CN114198511A
公开(公告)日：2022-03-18
申请号：CN202111391296.0
申请日：2021-11-23
Applicant: 内蒙航天动力机械测试所
Abstract: 本发明涉及固体火箭发动机试验与测试技术领域，具体涉及一种双脉冲固体火箭发动机高空模拟试验快速止回装置。由水冷蝶形阀门和气动执行器组成，所述水冷蝶形阀门与气动执行器螺纹连接，所述水冷蝶形阀门包括阀芯、阀座、压紧圈，所述阀座通过法兰与引射器连接，所述阀芯与压紧圈固定于阀座内；所述气动执行器驱动装置由活塞连杆、活塞导向装置、气动整流孔板、第一高压气缸、进气导轧、活塞、第二高压气缸组成，所述活塞连杆通过活塞导向装置及气动整流孔板固定导向，活塞通过活塞连杆置于第一高压气缸及第二高压气缸间，本发明在现有的被动引射试验条件的基础上，通过在引射器出口设置快速止回装置实现高空舱‑引射器的快速启闭。
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