CN115022993A - 一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置及方法，该装置包括加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件进行加热的循环加热组件；所述循环加热组件通过夹持组件安装在所述加热箱内；该方法包括：一、安装超高温加热装置；二、启动超高温加热装置；三、监测空天飞机试验件的温度。本发明通过在循环加热管内设置了加热内管和冷却水管，在加热的过程中通过冷却水对加热内管进行冷却，有效地降低了循环加热管灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管的使用周期；所述冷却内管壁为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
Description
技术领域
本发明属于空天飞机气动热环境模拟技术领域，尤其是涉及一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置及方法。
背景技术
航空航天飞机，简称空天飞机，在现在和未来的航空发展中的地位越来越重要，随着世界各国在航空航天飞行器领域的高度发展，在航空航天飞行器进行高超声速飞行后出现的气动加热现象非常严重，航空航天飞行器的外壳温度将超过1200°C；而面对气动热产生的高温，难免会降低航空航天飞行器外壳的强度极限和飞行器结构的承载能力，使飞行器材料产生热变形，破坏部件的气动外形并影响安全飞行，为了保证航空航天飞行器的飞行安全，需要对航空航天飞行器进行超高温模拟试验，在进行超高温模拟试验时，常选用钨卤素灯作为航空航天飞行器的加热元件，钨卤素灯是通过钨灯丝辐射对结构进行加热，且钨卤素灯灯管中存有卤素气体以保证蒸发的钨蒸汽不会遇冷凝结到灯的外壁上，从而保障钨灯丝的寿命。
目前，对航空航天飞行器进行超高温模拟试验，一般采用石英灯进行加热，采用石英玻璃作为灯管管壁，石英玻璃在1200℃以上工况时存在逐渐软化等现状等缺陷，在高温下容易形成鼓包甚至损坏，无法在该工况下长时间输出高热流；且在试验中灯头过于靠近加热区也会限制了石英灯的整体寿命；另外，在对航空航天飞行器加热的过程中，测试人员往往只能实行单一的温度控制来对航空航天飞行器进行测试，不利于体现航空航天飞行器整体的加热性能，从而影响对航空航天飞行器在加热过程中的热变形分析和强度极限分析。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，通过在循环加热管内设置了加热内管和冷却水管，在加热的过程中通过冷却水对加热内管进行冷却，有效地降低了循环加热管灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管的使用周期；所述冷却内管壁为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：包括设置在空天飞机试验件上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件进行加热的循环加热组件；所述循环加热组件通过夹持组件安装在所述加热箱内；
所述加热箱包括水平设置的底板、水平设置在所述底板正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板和反射顶板单元之间的侧板组件；所述底板、所述反射顶板单元、以及所述侧板组件围成封闭的箱体结构；
所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板两侧的反射侧部挡板，所述反射顶板和两个反射侧部挡板一体成型，所述反射顶板和两个反射侧部挡板围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述循环加热组件；所述反射顶板的顶部设置有电源接头；所述空天飞机试验件的外表面上设置有温度传感器，所述温度传感器与控制器连接；
所述循环加热组件包括多个均水平设置在所述底板上的循环加热管，多个所述循环加热管沿所述加热箱的宽度方向布设；所述循环加热管包括水平设置在所述底板上的外管壁、均水平设置在所述外管壁内的加热内管和冷却水管、以及设置在所述外管壁两端的外接接头；所述外管壁为U字形结构，所述外管壁的内部为中空结构；所述加热内管的侧面和冷却水管的侧面紧贴，且所述加热内管的中轴线和冷却水管的中轴线相平行；所述加热内管和冷却水管均与所述外接接头连通；
所述夹持组件包括竖向设置在所述循环加热管一端的第一夹持件和竖向设置在所述循环加热管另一端的第二夹持件，所述第一夹持件和所述第二夹持件对称布设在所述反射顶板的两端；所述第一夹持件竖向布设在所述反射顶板和所述第一侧板之间，所述第一夹持件通过螺栓和所述反射顶板连接且与所述反射顶板连通；所述第二夹持件竖向布设在所述反射顶板和所述第二侧板之间，所述第二夹持件通过螺栓和所述反射顶板连接且与所述反射顶板连通；
所述加热内管的一端和所述第一夹持件连通，所述加热内管的另一端和所述第二夹持件连通；所述冷却水管的一端和所述第一夹持件连通，所述冷却水管的另一端和所述第二夹持件连通。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述底板为石英玻璃板。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述侧板组件包括两个均竖向设置在所述底板上的第一侧板和第二侧板，所述第一侧板和第二侧板对称布设在所述底板的顶面上；所述第一侧板的底部固定在所述底板的顶面上，所述第一侧板的顶部通过螺栓和所述反射顶板连接；所述第二侧板的底部固定在所述底板的顶面上，所述第二侧板的顶部通过螺栓和所述反射顶板连接；所述第一侧板的上侧开设有供螺栓安装的第一安装孔，所述第二侧板的上侧开设有供螺栓安装的第二安装孔。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述反射顶板的顶部开设有供所述电源接头安装的通孔，所述反射顶板的顶部开设有循环水通道口；所述反射顶板的两端均开设有第一主连通孔和第二主连通孔，所述通孔和所述第一主连通孔连通，所述循环水通道口和所述第二主连通孔连通，所述反射顶板的两端面上均开设有供所述螺栓安装的第三安装孔。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述加热内管包括水平设置在所述外管壁内的加热内管壁和设置在所述加热内管壁端部的电路接头，所述加热内管壁内设置有钨灯丝，所述钨灯丝和两端的电路接头连接，所述电路接头布设在所述外接接头内；所述加热内管壁内填充有卤素气体。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述冷却水管包括水平设置在所述外管壁内且与所述加热内管壁侧面紧贴的冷却内管壁和设置在所述冷却内管壁两端的水冷接头，所述冷却内管壁的内部为中空结构，所述冷却内管壁和水冷接头连通，所述水冷接头布设在所述外接接头内。
上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述第一夹持件和所述第二夹持件的结构均相同，所述第一夹持件和所述第二夹持件上均开设有多个连通通道，多个所述连通通道沿所述底板的宽度方向布设，所述连通通道的数量和所述循环加热管的数量相等且一一对应；所述第一夹持件和所述第二夹持件的上部均开设有与连通通道连通的第一辅助连通孔和第二辅助连通孔，所述第一辅助连通孔和所述第一主连通孔配合，所述第二辅助连通孔和所述第二主连通孔配合。
本发明还提供了一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置对空天飞机试验件进行加热的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一、安装超高温加热装置：在待测试的空天飞机试验件的上方安装超高温加热装置，使所述底板布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件的顶部；并在所述空天飞机试验件的外表面上安装温度传感器，在电源接头上连接外接电源，在所述循环水通道口上连接外接水源；其中，所述反射顶板的顶部开设有循环水通道口；
步骤二、启动超高温加热装置，过程如下：
步骤201、启动控制器，外接电源通过所述电源接头给所述加热内管通电，所述加热内管向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件，通过所述温度传感器采集所述空天飞机试验件的温度值；
步骤202、同时启动外接水源，外接水源向所述循环水通道口内注入冷却水，冷却水依次流经所述第一夹持件、所述冷却水管和所述第二夹持件形成回路，对所述加热内管的表面进行冷却；
步骤三、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值，所述温度传感器对所述空天飞机试验件的温度进行测量，当所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值相等时，所述加热内管维持该温度继续向所述空天飞机试验件进行加热；当所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值不相等时，通过所述控制器调节所述加热内管内钨灯丝的功率，改变所述加热内管向外辐射的热流，直至所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值相等；其中，所述加热内管包括水平设置在所述外管壁内的加热内管壁和设置在所述加热内管壁端部的电路接头，所述加热内管壁内设置有钨灯丝，所述钨灯丝和两端的电路接头连接。
本发明与现有技术相比具有以下优点：
1、本发明通过在循环加热管内设置了加热内管和冷却水管，在加热的过程中通过冷却水对加热内管进行冷却，有效地降低了循环加热管灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管的使用周期。
2、本发明中所述冷却内管壁为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
3、本发明中利用所述控制器可对所述加热内管的加热温度进行调节，可精准调节灯管的辐射热流大小，方便对所述空天飞机试验件的加热。
综上所述，本发明通过在循环加热管内设置了加热内管和冷却水管，在加热的过程中通过冷却水对加热内管进行冷却，有效地降低了循环加热管灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管的使用周期；所述冷却内管壁为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
图1为本发明的爆炸图。
图2为本发明循环加热管的结构示意图。
图3为本发明加热内管的结构示意图。
图4为本发明冷却水管的结构示意图。
图5为本发明第一夹持件和第二夹持件的结构示意图。
图6为本发明的使用状态图。
图7为本发明的电路原理框图。
图8为本发明的方法流程框图。
附图标记说明:
1—循环加热管； 1-1—外管壁； 1-2—加热内管；
1-2-1—加热内管壁； 1-2-2—电路接头； 1-2-3—钨灯丝；
1-3—冷却水管； 1-3-1—冷却内管壁； 1-3-2—水冷接头；
1-4—外接接头； 2—第一侧板； 2-1—第一安装孔；
3—第二侧板； 3-1—第二安装孔； 4—第一夹持件；
4-1—第四安装孔； 5—第二夹持件； 5-1—第五安装孔；
6—反射顶板； 6-1—通孔； 6-2—循环水通道口；
6-3—第一主连通孔； 6-4—第三安装孔； 6-5—第二主连通孔；
7—底板； 8—电源接头； 9—连通通道；
10—第一辅助连通孔；11—第二辅助连通孔；12—反射侧部挡板；
13—控制器； 14—温度传感器； 15—空天飞机试验件。
具体实施方式
如图1至图7所示，本发明包括设置在空天飞机试验件15上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件15进行加热的循环加热组件；所述循环加热组件通过夹持组件安装在所述加热箱内；
所述加热箱包括水平设置的底板7、水平设置在所述底板7正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板7和反射顶板单元之间的侧板组件；所述底板7、所述反射顶板单元、以及所述侧板组件围成封闭的箱体结构；
所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板6和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板6两侧的反射侧部挡板12，所述反射顶板6和两个反射侧部挡板12一体成型，所述反射顶板6和两个反射侧部挡板12围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述循环加热组件；所述反射顶板6的顶部设置有电源接头8；所述空天飞机试验件15的外表面上设置有温度传感器14，所述温度传感器14与控制器13连接；
所述循环加热组件包括多个均水平设置在所述底板7上的循环加热管1，多个所述循环加热管1沿所述加热箱的宽度方向布设；所述循环加热管1包括水平设置在所述底板7上的外管壁1-1、均水平设置在所述外管壁1-1内的加热内管1-2和冷却水管1-3、以及设置在所述外管壁1-1两端的外接接头1-4；所述外管壁1-1为U字形结构，所述外管壁1-1的内部为中空结构；所述加热内管1-2的侧面和冷却水管1-3的侧面紧贴，且所述加热内管1-2的中轴线和冷却水管1-3的中轴线相平行；所述加热内管1-2和冷却水管1-3均与所述外接接头1-4连通；
所述夹持组件包括竖向设置在所述循环加热管1一端的第一夹持件4和竖向设置在所述循环加热管1另一端的第二夹持件5，所述第一夹持件4和所述第二夹持件5对称布设在所述反射顶板6的两端；所述第一夹持件4竖向布设在所述反射顶板6和所述第一侧板2之间，所述第一夹持件4通过螺栓和所述反射顶板6连接且与所述反射顶板6连通；所述第二夹持件5竖向布设在所述反射顶板6和所述第二侧板3之间，所述第二夹持件5通过螺栓和所述反射顶板6连接且与所述反射顶板6连通；
所述加热内管1-2的一端和所述第一夹持件4连通，所述加热内管1-2的另一端和所述第二夹持件5连通；所述冷却水管1-3的一端和所述第一夹持件4连通，所述冷却水管1-3的另一端和所述第二夹持件5连通。
本发明通过在循环加热管1内设置了加热内管1-2和冷却水管1-3，在加热的过程中通过冷却水对加热内管1-2进行冷却，有效地降低了循环加热管1灯管与灯头的服役温度，提高了加热内管1-2的使用周期。
本发明中所述冷却内管壁1-3-1为U字形结构，可将灯头有效地避开加热区域，从而提高灯管灯头的使用寿命，提高了循环加热管1的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
需要说明的是，所述第一夹持件4和所述第二夹持件5均采用铝合金加工而成，用于夹持循环加热管1。所述外管壁1-1为石英管壁是为了使加热内管1-2与冷却水管1-3处以一个封闭空间内，从而提高冷却效率。电源接头8用于电源输入，与所述反射顶板6顶部的通孔6-1配合。
需要说明的是，在进行热环境模拟试验时，对空天飞机试验件15进行加热时，温度超过600℃，因此在进行热环境模拟试验时，将超过600℃的温度认定为超高温。本发明实际使用时，利用模块化超高温加热装置对空天飞机进行热环境模拟的方法，首先将循环加热管1夹持在所述第一夹持件4和所述第二夹持件5之间，再利用所述底板7、反射顶板单元、以及侧板组件对循环加热管1进行封挡；然后在所述电源接头8上连接加热电源，在循环水通道口6-2上和外接冷却连接，启动加热电源和外接冷却，多个所述循环加热管1通过底板7向外辐射热流，对空天飞机或者空天飞机试验件15进行热环境模拟试验。
本实施例中，所述底板7为石英玻璃板。
实际使用时，所述底板7由石英玻璃制成，可用于透射循环加热管1散发的红外辐射。
如图1所示，本实施例中，所述侧板组件包括两个均竖向设置在所述底板7上的第一侧板2和第二侧板3，所述第一侧板2和第二侧板3对称布设在所述底板7的顶面上；所述第一侧板2的底部固定在所述底板7的顶面上，所述第一侧板2的顶部通过螺栓和所述反射顶板6连接；所述第二侧板3的底部固定在所述底板7的顶面上，所述第二侧板3的顶部通过螺栓和所述反射顶板6连接；所述第一侧板2的上侧开设有供螺栓安装的第一安装孔2-1，所述第二侧板3的上侧开设有供螺栓安装的第二安装孔3-1。
如图1所示，所述第一安装孔2-1和所述第二安装孔3-1均和所述第三安装孔6-4相配合，通过螺栓将所述第一侧板2和反射顶板6、以及所述第二侧板3和反射顶板6连接起来。所述第一侧板2和第二侧板3均采用铝合金加工而成，用于封闭加热箱，并反射红外辐射。
如图1所示，本实施例中，所述反射顶板6的顶部开设有供所述电源接头8安装的通孔6-1，所述反射顶板6的顶部开设有循环水通道口6-2；所述反射顶板6的两端均开设有第一主连通孔6-3和第二主连通孔6-5，所述通孔6-1和所述第一主连通孔6-3连通，所述循环水通道口6-2和所述第二主连通孔6-5连通，所述反射顶板6的两端面上均开设有供所述螺栓安装的第三安装孔6-4。
如图1所示，所述第三安装孔6-4布设在所述第一主连通孔6-3的两侧；第一主连通孔6-3用于安装和电源接头8连接的电源线，所述第二主连通孔6-5为冷却水的流通通道，二者相互之间不受影响。
实际使用时，所述第一夹持件4上的第四安装孔4-1、所述第一侧板2上的第一安装孔2-1、以及与所述第一夹持件4和所述第一侧板2连接的反射顶板6端部的第三安装孔6-4相配合，用来安装螺栓以连接所述第一夹持件4、所述第一侧板2、以及反射顶板6；所述第二夹持件5上的第五安装孔5-1、所述第二侧板3上的第二安装孔3-1、以及与所述第二夹持件5和所述第二侧板3连接的反射顶板6端部的第三安装孔6-4相配合，用来安装螺栓以连接所述第二夹持件5、所述第二侧板3、以及反射顶板6。反射顶板6采用铝合金加工而成，用于封闭加热箱，并反射红外辐射。
如图3所示，本实施例中，所述加热内管1-2包括水平设置在所述外管壁1-1内的加热内管壁1-2-1和设置在所述加热内管壁1-2-1端部的电路接头1-2-2，所述加热内管壁1-2-1内设置有钨灯丝1-2-3，所述钨灯丝1-2-3和两端的电路接头1-2-2连接，所述电路接头1-2-2布设在所述外接接头1-4内；所述加热内管壁1-2-1内填充有卤素气体。
实际使用时，所述加热内管1-2的一端分别和所述第一夹持件4上对应的一个连通通道9、所述第一夹持件4上的第一辅助连通孔10、所述反射顶板6上的所述第一主连通孔6-3连通，最后通过通孔6-1连接在所述电源接头8上；所述加热内管1-2的另一端分别和所述第二夹持件5上对应的一个连通通道9、所述第二夹持件5上的第一辅助连通孔10、所述反射顶板6上的所述第一主连通孔6-3连通，最后通过通孔6-1连接在所述电源接头8上。所述加热内管壁1-2-1由石英玻璃材料制备而成，所述加热内管壁1-2-1主要是为了存储卤素为钨灯丝提供保护，从而延长石英灯的使用寿命，并使辐射热流能够穿过灯管管壁从而加热空天飞机或者空天飞机试验件15。
如图4所示，本实施例中，所述冷却水管1-3包括水平设置在所述外管壁1-1内且与所述加热内管壁1-2-1侧面紧贴的冷却内管壁1-3-1和设置在所述冷却内管壁1-3-1两端的水冷接头1-3-2，所述冷却内管壁1-3-1的内部为中空结构，所述冷却内管壁1-3-1和水冷接头1-3-2连通，所述水冷接头1-3-2布设在所述外接接头1-4内。
实际使用时，所述冷却水管1-3的一端分别和所述第一夹持件4上对应的一个连通通道9、所述第一夹持件4上的第二辅助连通孔11、所述反射顶板6上的所述第二主连通孔6-5连通，最后通过循环水通道口6-2连接在外接水源上；所述冷却水管1-3的另一端分别和所述第二夹持件5上对应的一个连通通道9、所述第二夹持件5上的第二辅助连通孔11、所述反射顶板6上的第二主连通孔6-5连通，最后通过循环水通道口6-2连接在外接水源上。所述冷却内管壁1-3-1由石英玻璃材料制备而成，所述冷却内管壁1-3-1主要是为冷却水提供封闭的循环通道。
如图1和图5所示，本实施例中，所述第一夹持件4和所述第二夹持件5的结构均相同，所述第一夹持件4和所述第二夹持件5上均开设有多个连通通道9，多个所述连通通道9沿所述底板7的宽度方向布设，所述连通通道9的数量和所述循环加热管1的数量相等且一一对应；所述第一夹持件4和所述第二夹持件5的上部均开设有与连通通道9连通的第一辅助连通孔10和第二辅助连通孔11，所述第一辅助连通孔10和所述第一主连通孔6-3配合，所述第二辅助连通孔11和所述第二主连通孔6-5配合。
如图1和图5所示，所述反射顶板6上与所述第一夹持件4连接端处的所述第一主连通孔6-3与所述第一夹持件4上的所述第一辅助连通孔10连通，所述反射顶板6上与所述第二夹持件5连接端处的所述第一主连通孔6-3与所述第二夹持件5上的所述第一辅助连通孔10连通；所述第一夹持件4上开设有供螺栓穿过的第四安装孔4-1，所述第二夹持件5上开设有供螺栓穿过的第五安装孔5-1。所述连通通道9内部分为两部分，两部分分隔开来，一部分用于和加热内管1-2连接，另一部分为冷却水的流通通道；所述连通通道9内和加热内管1-2连接部分最后和第一辅助连通孔10连接，所述连通通道9内和冷却水管1-3连接部分最后和第二辅助连通孔11连接，且相互之间不受影响。所述循环加热管1的一端卡装在所述第一夹持件4上的连通通道9内，所述循环加热管1的另一端卡装在与所述第一夹持件4对应的所述第二夹持件5上的连通通道9内。
如图1至图8所示的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置及方法对空天飞机试验件进行加热的方法，包括以下步骤：
步骤一、安装超高温加热装置：在待测试的空天飞机试验件15的上方安装超高温加热装置，使所述底板7布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件15的顶部；并在所述空天飞机试验件15的外表面上安装温度传感器14，在电源接头8上连接外接电源，在所述循环水通道口6-2上连接外接水源；其中，所述反射顶板6的顶部开设有循环水通道口6-2；
步骤二、启动超高温加热装置，过程如下：
步骤201、启动控制器13，外接电源通过所述电源接头8给所述加热内管1-2通电，所述加热内管1-2向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件15，通过所述温度传感器14采集所述空天飞机试验件15的温度值；
步骤202、同时启动外接水源，外接水源向所述循环水通道口6-2内注入冷却水，冷却水依次流经所述第一夹持件4、所述冷却水管1-3和所述第二夹持件5形成回路，对所述加热内管1-2的表面进行冷却；
步骤三、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件15需要达到的测试温度值，所述温度传感器14对所述空天飞机试验件15的温度进行测量，当所述温度传感器14的实测值和所述空天飞机试验件15需要达到的测试温度值相等时，所述加热内管1-2维持该温度继续向所述空天飞机试验件15进行加热；当所述温度传感器14的实测值和所述空天飞机试验件15需要达到的测试温度值不相等时，通过所述控制器13调节所述加热内管1-2内钨灯丝1-2-3的功率，改变所述加热内管1-2向外辐射的热流，直至所述温度传感器14的实测值和所述空天飞机试验件15需要达到的测试温度值相等；其中，所述加热内管1-2包括水平设置在所述外管壁1-1内的加热内管壁1-2-1和设置在所述加热内管壁1-2-1端部的电路接头1-2-2，所述加热内管壁1-2-1内设置有钨灯丝1-2-3，所述钨灯丝1-2-3和两端的电路接头1-2-2连接。
本发明中利用所述控制器13可对所述加热内管1-2的加热温度进行调节，可精准调节灯管的辐射热流大小，方便对所述空天飞机试验件15的加热。如图6所示，为未连接外接电源和外接水源时，本超高温加热装置和所述空天飞机试验件15的使用状态图。
实际使用时，所述冷却水管1-3内的水流量优选为3L/min；所述温度传感器14优选为热电偶，可选取的热电偶的型号有S型热电偶、B型热电偶、以及R型热电偶。所述空天飞机试验件15和本超高温加热装置之间的距离优选为5cm。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。
Claims (8)
1.一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：包括设置在空天飞机试验件（15）上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件（15）进行加热的循环加热组件；所述循环加热组件通过夹持组件安装在所述加热箱内；
所述加热箱包括水平设置的底板（7）、水平设置在所述底板（7）正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板（7）和反射顶板单元之间的侧板组件；所述底板（7）、所述反射顶板单元、以及所述侧板组件围成封闭的箱体结构；
所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板（6）和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板（6）两侧的反射侧部挡板（12），所述反射顶板（6）和两个反射侧部挡板（12）一体成型，所述反射顶板（6）和两个反射侧部挡板（12）围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述循环加热组件；所述反射顶板（6）的顶部设置有电源接头（8）；所述空天飞机试验件（15）的外表面上设置有温度传感器（14），所述温度传感器（14）与控制器（13）连接；
所述循环加热组件包括多个均水平设置在所述底板（7）上的循环加热管（1），多个所述循环加热管（1）沿所述加热箱的宽度方向布设；所述循环加热管（1）包括水平设置在所述底板（7）上的外管壁（1-1）、均水平设置在所述外管壁（1-1）内的加热内管（1-2）和冷却水管（1-3）、以及设置在所述外管壁（1-1）两端的外接接头（1-4）；所述外管壁（1-1）为U字形结构，所述外管壁（1-1）的内部为中空结构；所述加热内管（1-2）的侧面和冷却水管（1-3）的侧面紧贴，且所述加热内管（1-2）的中轴线和冷却水管（1-3）的中轴线相平行；所述加热内管（1-2）和冷却水管（1-3）均与所述外接接头（1-4）连通；
所述夹持组件包括竖向设置在所述循环加热管（1）一端的第一夹持件（4）和竖向设置在所述循环加热管（1）另一端的第二夹持件（5），所述第一夹持件（4）和所述第二夹持件（5）对称布设在所述反射顶板（6）的两端；所述第一夹持件（4）竖向布设在所述反射顶板（6）和所述第一侧板（2）之间，所述第一夹持件（4）通过螺栓和所述反射顶板（6）连接且与所述反射顶板（6）连通；所述第二夹持件（5）竖向布设在所述反射顶板（6）和所述第二侧板（3）之间，所述第二夹持件（5）通过螺栓和所述反射顶板（6）连接且与所述反射顶板（6）连通；
所述加热内管（1-2）的一端和所述第一夹持件（4）连通，所述加热内管（1-2）的另一端和所述第二夹持件（5）连通；所述冷却水管（1-3）的一端和所述第一夹持件（4）连通，所述冷却水管（1-3）的另一端和所述第二夹持件（5）连通。
2.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述底板（7）为石英玻璃板。
3.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述侧板组件包括两个均竖向设置在所述底板（7）上的第一侧板（2）和第二侧板（3），所述第一侧板（2）和第二侧板（3）对称布设在所述底板（7）的顶面上；所述第一侧板（2）的底部固定在所述底板（7）的顶面上，所述第一侧板（2）的顶部通过螺栓和所述反射顶板（6）连接；所述第二侧板（3）的底部固定在所述底板（7）的顶面上，所述第二侧板（3）的顶部通过螺栓和所述反射顶板（6）连接；所述第一侧板（2）的上侧开设有供螺栓安装的第一安装孔（2-1），所述第二侧板（3）的上侧开设有供螺栓安装的第二安装孔（3-1）。
4.根据权利要求3所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述反射顶板（6）的顶部开设有供所述电源接头（8）安装的通孔（6-1），所述反射顶板（6）的顶部开设有循环水通道口（6-2）；所述反射顶板（6）的两端均开设有第一主连通孔（6-3）和第二主连通孔（6-5），所述通孔（6-1）和所述第一主连通孔（6-3）连通，所述循环水通道口（6-2）和所述第二主连通孔（6-5）连通，所述反射顶板（6）的两端面上均开设有供所述螺栓安装的第三安装孔（6-4）。
5.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述加热内管（1-2）包括水平设置在所述外管壁（1-1）内的加热内管壁（1-2-1）和设置在所述加热内管壁（1-2-1）端部的电路接头（1-2-2），所述加热内管壁（1-2-1）内设置有钨灯丝（1-2-3），所述钨灯丝（1-2-3）和两端的电路接头（1-2-2）连接，所述电路接头（1-2-2）布设在所述外接接头（1-4）内；所述加热内管壁（1-2-1）内填充有卤素气体。
6.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述冷却水管（1-3）包括水平设置在所述外管壁（1-1）内且与所述加热内管壁（1-2-1）侧面紧贴的冷却内管壁（1-3-1）和设置在所述冷却内管壁（1-3-1）两端的水冷接头（1-3-2），所述冷却内管壁（1-3-1）的内部为中空结构，所述冷却内管壁（1-3-1）和水冷接头（1-3-2）连通，所述水冷接头（1-3-2）布设在所述外接接头（1-4）内。
7.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置，其特征在于：所述第一夹持件（4）和所述第二夹持件（5）的结构均相同，所述第一夹持件（4）和所述第二夹持件（5）上均开设有多个连通通道（9），多个所述连通通道（9）沿所述底板（7）的宽度方向布设，所述连通通道（9）的数量和所述循环加热管（1）的数量相等且一一对应；所述第一夹持件（4）和所述第二夹持件（5）的上部均开设有与连通通道（9）连通的第一辅助连通孔（10）和第二辅助连通孔（11），所述第一辅助连通孔（10）和所述第一主连通孔（6-3）配合，所述第二辅助连通孔（11）和所述第二主连通孔（6-5）配合。
8.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化超高温加热装置对空天飞机试验件进行加热的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
步骤一、安装超高温加热装置：在待测试的空天飞机试验件（15）的上方安装超高温加热装置，使所述底板（7）布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件（15）的顶部；并在所述空天飞机试验件（15）的外表面上安装温度传感器（14），在电源接头（8）上连接外接电源，在所述循环水通道口（6-2）上连接外接水源；其中，所述反射顶板（6）的顶部开设有循环水通道口（6-2）；
步骤二、启动超高温加热装置，过程如下：
步骤201、启动控制器（13），外接电源通过所述电源接头（8）给所述加热内管（1-2）通电，所述加热内管（1-2）向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件（15），通过所述温度传感器（14）采集所述空天飞机试验件（15）的温度值；
步骤202、同时启动外接水源，外接水源向所述循环水通道口（6-2）内注入冷却水，冷却水依次流经所述第一夹持件（4）、所述冷却水管（1-3）和所述第二夹持件（5）形成回路，对所述加热内管（1-2）的表面进行冷却；
步骤三、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件（15）需要达到的测试温度值，所述温度传感器（14）对所述空天飞机试验件（15）的温度进行测量，当所述温度传感器（14）的实测值和所述空天飞机试验件（15）需要达到的测试温度值相等时，所述加热内管（1-2）维持该温度继续向所述空天飞机试验件（15）进行加热；当所述温度传感器（14）的实测值和所述空天飞机试验件（15）需要达到的测试温度值不相等时，通过所述控制器（13）调节所述加热内管（1-2）内钨灯丝（1-2-3）的功率，改变所述加热内管（1-2）向外辐射的热流，直至所述温度传感器（14）的实测值和所述空天飞机试验件（15）需要达到的测试温度值相等；其中，所述加热内管（1-2）包括水平设置在所述外管壁（1-1）内的加热内管壁（1-2-1）和设置在所述加热内管壁（1-2-1）端部的电路接头（1-2-2），所述加热内管壁（1-2-1）内设置有钨灯丝（1-2-3），所述钨灯丝（1-2-3）和两端的电路接头（1-2-2）连接。
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