一种固体火箭发动机试后自动测温装置及使用方法

本发明公开了一种固体火箭发动机试后自动测温装置及使用方法，包括机械臂、测温装置，所述测温装置通过法兰盘与机械臂连接；所述测温装置包括测温杆、测温杆绝热层、高温热电偶，其中，所述测温杆开有布线槽和多个通孔，所述布线槽用于布置高温热电偶线束，所述通孔用于固定高温热电偶；所述测温杆绝热层包覆于测温杆外侧。本发明提供的自动测温装置机械结构简单、可靠性高、成本低廉，易于维护和更换部件，实现了固体火箭发动机试后燃烧室温度的自动测量，还可根据不同的发动机和试验要求灵活调整测点位置，测量安全快捷，测量温度范围广泛，测量精度高，且测量误差小，实现了快速、精准、对测量对象内表面不会造成破坏的测温。