CN114813199A - 一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置及高温试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置及高温试验方法，该装置包括舱体、舱盖和舱门；舱体内设置有舱内绝热体，舱内绝热体内设置有飞机防隔热试件、第一屏蔽门和第二屏蔽门，舱体上设置有进气管、泄压阀和排气阀，舱门的内侧设置有舱门绝热体，舱门绝热体上设置有加热机构，飞机防隔热试件上连接有温度传感器，该装置可以模拟高超声速空天飞机的防隔热结构在全飞行历程中的极端高温环境。该方法包括以下步骤：一、设置隔热降温环境；二、降低舱体内部气压；三、模拟高空气体和气压环境；四、模拟气动加热环境；五、进行高温试验；六、观察飞机防隔热试件的试验结果，该方法实现了对飞机结构的瞬态大热流冲击载荷的模拟测试。

Description

一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置及高温试验方法

技术领域

本发明属于飞机防隔热构件性能测试技术领域，具体涉及一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置及高温试验方法。

背景技术

在高超声速飞行中，空天飞机的表面处于不低于1000℃的极端高温环境，从而可能出现多种由高温引起的结构完整性问题，严重影响空天飞机的飞行安全，所以需要在空天飞机壳体的表面布置由防隔热材料组成的热防护结构，以确保空天飞机主体部分在飞行过程中始终处于较低的温度状态，即防隔热结构在极端高温环境下的防隔热性能对于高超声速空天飞机而言至关重要，在高超声速空天飞机研究中必须通过地面试验对耐极端高温防隔热结构的材料性能进行测试。

目前，常规的性能测试方式多采用石英灯加热器，即通过在常规地面环境中用石英灯加热器在防隔热材料的表面模拟飞行中会出现的极端高温环境，从而开展防隔热材料的性能测试，与实际测试需求相比，这一方法主要存在以下不足：

（1）石英灯加热器的加热能力有限，新型模块化石英灯加热器的加热能力上限为1600℃，无法满足1600℃以上的防隔热结构性能测试需求。

（2）地面环境的空气压力及密度与空天飞机实际飞行中的高空环境存在较大差异，这一差异会影响防隔热结构性能测试的结果，可能为高超声速空天飞机的研究与设计带来一定潜在风险。

因此，亟需一种封闭式高温试验装置及高温试验方法，实现对空天飞机上防隔热结构的性能测试。

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，提供一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，具有模拟气氛环境范围大、加热温度高和加热时间长等优点，便于模拟多种类型高超声速空天飞机结构在全飞行历程中的极端高温环境，便于推广使用。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，所述空天飞机结构为空天飞机的防隔热构件，包括用于安装飞机防隔热试件的舱体、设置在所述舱体后面的舱盖和设置在所述舱体前面的舱门；

所述舱体内设置有舱内绝热体，所述舱内绝热体上开设有凹槽，所述舱内绝热体的凹槽内设置有用于卡接所述飞机防隔热试件的安装框，所述舱内绝热体的凹槽槽口处设置有用于隔离所述飞机防隔热试件的第一屏蔽门和第二屏蔽门，所述舱体的一侧设置有用于带动所述第一屏蔽门移动的第一传动机构，所述舱体的另一侧设置有用于带动所述第二屏蔽门移动的第二传动机构，所述舱体的底部设置有与所述舱体内部相通的进气管，所述舱体的顶部设置有泄压阀和排气阀，所述排气阀与真空泵连接，所述舱门的内侧设置有舱门绝热体和加热机构，所述飞机防隔热试件上连接有温度传感器；

所述加热机构包括设置在所述舱门绝热体上的反射板、依次贯穿所述舱门、所述舱门绝热体和所述反射板的水冷电极、以及连接在水冷电极内端的石墨加热器，所述水冷电极的外端连接有电缆；

所述舱体的壳体为双层结构，所述舱盖和所述舱门为中空结构，所述舱体的壳体内、以及所述舱盖和所述舱门的内部均循环有冷却水。

上述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱体、所述舱盖和所述舱门的下部均设置有用于注水的进水管，所述舱体、所述舱盖和所述舱门的上部均设置有供水流出的出水管。

上述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱门绝热体覆盖所述舱门的内侧壁；

所述舱盖的内侧设置有舱盖绝热体，所述舱盖绝热体覆盖所述舱盖的内侧壁。

上述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述第一传动机构与所述第二传动机构的结构相同；

所述第一传动机构包括设置在所述舱体一侧的底座、设置在所述底座上的滚珠丝杠和与所述滚珠丝杠的丝母座连接的连接杆，所述连接杆伸入所述舱体内与第一屏蔽门连接。

上述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱体上可拆卸安装有多个用于对舱门进行锁紧的锁紧盘，所述舱体上设置有多个安装座，所述安装座上设置有供所述锁紧盘安装的螺杆，所述安装座与所述锁紧盘的数量相等且一一对应。

同时，本发明还公开了一种利用空天飞机结构用封闭式高温试验装置对飞机防隔热构件进行高温试验的方法，步骤简单、操作便捷，实现了对空天飞机防隔热构件的瞬态大热流冲击载荷的高温模拟测试，尤其满足了高超声速空天飞机防隔热构件在性能测试中的多种需求，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、设置隔热降温环境：向所述舱体的壳体、以及所述舱盖、所述舱门和所述水冷电极内持续注入冷却水，对所述舱体的壳体、以及所述舱盖、所述舱门和所述水冷电极进行隔热降温；

步骤二、降低舱体内部气压：启动所述真空泵，通过所述排气阀抽出所述舱体内部的空气，并观察所述泄压阀上显示的所述舱体内部的实时气压值，直至所述舱体内部的气压下降至1Pa；

步骤三、模拟高空气体和气压环境：通过所述进气管向所述舱体的内部注入惰性气体，直至所述舱体内部的气体和气压环境均符合试验要求的高空气体环境；

当所述舱体内部的实时气压值大于1.1倍标准大气压时，所述泄压阀会自动开启，排出所述舱体内部的气体，直至所述舱体内部的实时气压值不大于1.1倍标准大气压；

步骤四、模拟气动加热环境：关闭所述第一屏蔽门和所述第二屏蔽门，将所述水冷电极与电缆连接，使所述石墨加热器持续加热至大于1800℃，并通过所述温度传感器持续采集所述飞机防隔热试件表面的实时温度值；

当所述飞机防隔热试件表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度时，执行步骤五；

当所述飞机防隔热试件表面的实时温度值不符合所模拟的高空环境温度时，停止加热所述石墨加热器，检查高温试验装置，检查完毕后，再次执行步骤二至步骤四，并再次获取所述飞机防隔热试件表面的实时温度值，直至所述飞机防隔热试件表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度；

步骤五、进行高温试验：快速开启所述第一屏蔽门和所述第二屏蔽门，使所述飞机防隔热试件暴露在所述舱体内的高温环境下，并直接接受所述石墨加热器的辐射热能，确保所述飞机防隔热试件表面的实时温度值持续大于等于1800℃，直至达到高温试验时间；

步骤六、观察飞机防隔热试件的试验结果：当满足高温试验时间后，使所述石墨加热器停止工作，然后通过所述进气管向所述舱体的内部再次注入惰性气体，同时通过所述泄压阀排出所述舱体内部的高温气体，直至所述舱体内部的气体温度达到室温，然后打开所述舱门，使所述舱体内部的各部件自然降温，再取出所述飞机防隔热试件，观察所述飞机防隔热试件是否出现形变。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

1、本发明结构完整，通过设置舱体、舱盖和舱门，形成封闭式的高温试验装置，便于对飞机防隔热试件进行长时间的防隔热性能测试，测试时，通过石墨加热器对飞机防隔热试件直接进行辐射加热，并利用反射板让石墨加热器的辐射热能反射到飞机防隔热试件上，提高石墨加热器的工作效率，使飞机防隔热试件表面的最高温度不低于1800℃，即可在飞机防隔热试件表面模拟最高温度不低于1800℃的气动加热环境，基本覆盖了Ma10以内的高超声速空天飞机不同部位防隔热构件性能测试的最高温度需求，实用性强。

2、本发明通过排气阀与真空泵的配合，便于抽出舱体内的空气，使舱体内的气压降至1Pa，再通过进气管向舱体内注入惰性气体，实现了在舱体内部模拟从海平面到百公里高度范围内任意高度的大气压力与密度，该环境覆盖了高超声速空天飞机全包线的飞行高度，便于为飞机防隔热试件的性能测试提供准确的环境条件；通过设置泄压阀，当舱体内的气压大于1.1倍标准大气压时，泄压阀会自动打开，将舱体内的气体放出，确保测试安全，便于推广使用。

3、本发明通过设置舱内绝热体、舱门绝热体和舱盖绝热体，便于使高温试验装置具有耐热性，通过在舱体的壳体内、以及舱盖和舱门的内部均循环冷却水，便于降低高温试验装置的表面温度，避免高温试验装置因温度过高导致的结构失效，便于对飞机防隔热试件进行长时间的防隔热性能测试，可靠稳定，使用效果好。

4、本发明通过设置第一传动机构和第二传动机构，便于实现第一屏蔽门和第二屏蔽门的开启和闭合，当石墨加热器升温时，通过关闭第一屏蔽门和第二屏蔽门，隔离飞机防隔热试件与舱体内的高温，当舱体内的温度上升到试验温度时，通过快速开启第一屏蔽门和第二屏蔽门，使飞机防隔热试件承受瞬态的大热流冲击载荷，符合实际情况中，高超声速空天飞机在加速阶段时壳体材料表面所承受的瞬态大热流冲击载荷。

5、本发明方法步骤简单，操作便捷，通过操作高温试验装置，实现了对空天飞机的防隔热构件的高温模拟测试，尤其是对飞机防隔热构件在瞬态大热流冲击载荷下的防隔热性能测试，满足了高超声速空天飞机的防隔热构件在性能测试中的多种需求，实用性强。

综上所述，本发明所采用的高温试验装置，具有模拟气氛环境范围大、加热温度高和加热时间长等优点，便于模拟多种类型高超声速空天飞机结构在全飞行历程中的极端高温环境；所采用的高温试验方法步骤简单、操作便捷，实现了对飞机防隔热构件的瞬态大热流冲击载荷的高温模拟测试，尤其满足了高超声速空天飞机防隔热构件在性能测试中的多种需求，便于推广使用。

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为本发明的结构示意图。

图2为本发明舱门开启的结构示意图。

图3为图2的A处放大图。

图4为本发明的方法流程框图。

附图标记说明:

1—舱体； 2—舱盖； 3—舱门；

4—温度传感器； 5—水冷电极； 6—进水管；

7—出水管； 8—进气管； 9—舱内绝热体；

10—安装框； 11—飞机防隔热试件； 12—第一屏蔽门；

13—第二屏蔽门； 14—泄压阀； 15—排气阀；

16—真空泵； 17—舱门绝热体； 18—反射板；

19—石墨加热器； 20—平台； 21—底座；

22—电机； 23—丝杆滑轨； 24—丝母座；

25—连接块； 26—连接杆； 27—第一连接板；

28—第二连接板； 29—转轴； 30—锁紧盘；

31—安装座； 32—螺杆； 33—托板；

34—支架。

具体实施方式

如图1至图3所示，本发明的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，所述空天飞机结构为空天飞机的防隔热构件，高温试验装置包括用于安装飞机防隔热试件11的舱体1、设置在所述舱体1后面的舱盖2和设置在所述舱体1前面的舱门3；其中，飞机防隔热试件11为空天飞机防隔热构件的试验件。

所述舱体1内设置有舱内绝热体9，所述舱内绝热体9上开设有凹槽，所述舱内绝热体9的凹槽内设置有用于卡接所述飞机防隔热试件11的安装框10，所述舱内绝热体9的凹槽槽口处设置有用于隔离所述飞机防隔热试件11的第一屏蔽门12和第二屏蔽门13，所述舱体1的一侧设置有用于带动所述第一屏蔽门12移动的第一传动机构，所述舱体1的另一侧设置有用于带动所述第二屏蔽门13移动的第二传动机构，所述舱体1的底部设置有与所述舱体1内部相通的进气管8，所述舱体1的顶部设置有泄压阀14和排气阀15，所述排气阀15与真空泵16连接，所述舱门3的内侧设置有舱门绝热体17和加热机构，所述飞机防隔热试件11上连接有温度传感器4。

所述加热机构包括设置在所述舱门绝热体17上的反射板18、依次贯穿所述舱门3、所述舱门绝热体17和所述反射板18的水冷电极5、以及连接在水冷电极5内端的石墨加热器19，所述水冷电极5的外端连接有电缆，所述电缆通过水冷电极5向所述石墨加热器19供电。

本发明使用时，反射板18通过螺栓固定在舱门3上，且反射板18位于舱门绝热体17与石墨加热器19之间，通过设置舱体1、舱盖2和舱门3，形成封闭式的高温试验装置，便于对飞机防隔热试件11进行长时间的防隔热性能测试，测试时，通过石墨加热器19对舱体1内部进行加热，并利用反射板18反射石墨加热器19溢散的热能，提高石墨加热器19的工作效率，使到达试验件表面的加热热流不低于

，即可在飞机防隔热试件11表面模拟最高温度不低于1800℃的气动加热环境，基本覆盖了Ma10以内的高超声速空天飞机不同部位防隔热材料性能测试的最高温度需求。

实际使用时，通过排气阀15与真空泵16的配合，便于抽出舱体1内的空气，使舱体1内的气压降至1Pa，再通过进气管8向舱体1内注入惰性气体，实现了在舱体1内部模拟从海平面到百公里高度范围内任意高度的大气压力与密度，该环境覆盖了高超声速空天飞机全包线的飞行高度，便于为飞机防隔热试件11的性能测试提供准确的环境条件，通过设置泄压阀14，当舱体1内的气压大于1.1倍标准大气压时，泄压阀14会自动打开，将舱体1内的气体放出，确保测试安全；其中，泄压阀14与排气阀15通过三通接头固定在舱体1的顶部并实现与舱体1的内部相通。

实际使用时，水冷电极5依次穿过舱门3、舱门绝热体17和反射板18，便于石墨加热器19通过陶瓷螺栓固定在水冷电极5伸入舱门3的一端上，从而使电缆通过水冷电极5向石墨加热器19提供电压，且水冷电极5的数量为两个，便于分别与石墨加热器19的两个安装位置连接；通过设置水冷电极5，既能起到降温作用，保护操作人员的安全，又能延长装置的使用寿命。

实际使用时，舱体1的下部设置有支架34，所述真空泵16放置在所述支架34上，支架34的上部与舱体1的下部相适应，通过设置支架34，便于更好的稳定舱体1，并升高舱体1的高度，便于操作人员观察和操作。

本实施例中，所述舱体1的壳体为双层结构，所述舱盖2和所述舱门3为中空结构，所述舱体1的壳体内、以及所述舱盖2和所述舱门3的内部均循环有冷却水；所述舱体1、所述舱盖2和所述舱门3的下部均设置有用于注水的进水管6，所述舱体1、所述舱盖2和所述舱门3的上部均设置有供水流出的出水管7。

实际使用时，舱体1的壳体、舱盖2和舱门3均为双层不锈钢壳体，通过在双层不锈钢壳体的内部循环冷却水，便于降低高温试验装置的表面温度，避免高温试验装置因温度过高导致的结构失效，便于对飞机防隔热试件11进行长时间的防隔热性能测试，可靠稳定，使用效果好。

需要说明的是，持续的通过进水管6分别向舱体1的壳体内、以及舱盖2和舱门3中注入冷却水，直至舱体1的壳体内、以及舱盖2和舱门3内充满冷却水，有效降低了舱体1内部的高温对舱体1的壳体、舱盖2和舱门3的影响，并通过出水管7排出舱体1、舱盖2和舱门3内溢出的水，使舱体1、舱盖2和舱门3内持续循环有冷却水。

本实施例中，所述舱门绝热体17覆盖所述舱门3的内侧壁；所述舱盖2的内侧设置有舱盖绝热体，所述舱盖绝热体覆盖所述舱盖2的内侧壁。

实际使用时，所述舱体1内设置有用于承托舱内绝热体9的托板33，舱内绝热体9填充舱体1内的大部分空间，通过设置舱盖绝热体、舱内绝热体9和舱门绝热体17，便于在高温测试时，对舱体1、舱盖2和舱门3均起到保护作用，使舱体1、舱盖2和舱门3具有耐热性；其中，舱盖绝热体、舱内绝热体9和舱门绝热体17均通过耐高温气凝胶制成。

本实施例中，温度传感器4为热电偶，所述热电偶的热端通过高温胶与飞机防隔热试件11紧贴，所述热电偶的冷端伸出所述舱体1并与数据处理显示设备连接。

本实施例中，所述第一传动机构与所述第二传动机构的结构相同；所述第一传动机构包括设置在所述舱体1一侧的底座21、设置在所述底座21上的滚珠丝杠和与所述滚珠丝杠的丝母座24连接的连接杆26，所述连接杆26伸入所述舱体1内与第一屏蔽门12连接。

实际使用时，舱体1的侧面设置有用于安装底座21的平台20，滚珠丝杠包括设置在底座21上的电机22和丝杆滑轨23，丝杆滑轨23通过联轴器与电机22的输出轴连接，丝杆滑轨23上套设有丝母座24，丝母座24上设置有连接块25，连接杆26的一端与连接块25固定连接，连接杆26的另一端伸入舱体1并穿过舱内绝热体9与第一屏蔽门12固定连接，当电机22开始工作时，丝杆滑轨23开始自转，使丝母座24沿丝杆滑轨23的长度方向滑动，带动连接杆26在舱体1内伸缩，从而带动第一屏蔽门12移动。

实际使用时，第二传动机构的工作原理和结构均与第一传动机构的工作原理和结构相同，第二传动机构的连接杆26伸入所述舱体1内与第二屏蔽门13连接，实现了带动第二屏蔽门13移动。

需要说明的是，舱内绝热体9的凹槽两边分别设置有供第一屏蔽门12和第二屏蔽门13移动的滑道，通过设置第一传动机构和第二传动机构，便于实现第一屏蔽门12和第二屏蔽门13的开启和闭合，当石墨加热器19升温时，通过关闭第一屏蔽门12和第二屏蔽门13，防止飞机防隔热试件11受到石墨加热器19的直接辐射，当石墨加热器19到达工作温度时，通过开启第一屏蔽门12和第二屏蔽门13，使飞机防隔热试件11承受瞬态的大热流冲击载荷，符合实际情况中，高超声速空天飞机在加速阶段时结构表面所承受的瞬态大热流冲击载荷。

本实施例中，舱体1与舱门3铰接，即所述舱体1的一侧边缘设置有第一连接板27，所述舱门3的一侧设置有第二连接板28，所述第一连接板27和所述第二连接板28之间穿设有转轴29。

实际使用时，通过在第一连接板27和第二连接板28之间穿设转轴29，便于第一连接板27和第二连接板28以转轴29为轴进行转动，实现舱门3与舱体1的铰接。

如图3所示，本实施例中，所述舱体1上可拆卸安装有多个用于对舱门3进行锁紧的锁紧盘30，所述舱体1上设置有多个安装座31，所述安装座31上设置有供所述锁紧盘30安装的螺杆32，所述安装座31与所述锁紧盘30的数量相等且一一对应。

实际使用时，锁紧盘30的数量至少为四个，四个锁紧盘30均布在舱门3的边缘，螺杆32的一端固定在安装座31内，锁紧盘30的中心设置有与螺杆32相适应的内螺纹，将锁紧盘30的中心套设在螺杆32的另一端上，并向靠近舱门3的方向旋紧，直至锁紧盘30紧贴舱门3，实现对舱门3的锁紧；将锁紧盘30向远离舱门3的方向旋出，即可取消对舱门3的限位。

如图4所示的一种利用空天飞机结构用封闭式高温试验装置对飞机防隔热构件进行高温试验的方法，包括以下步骤：

步骤一、设置隔热降温环境：通过进水管6向所述舱体1的壳体、以及所述舱盖2、所述舱门3和所述水冷电极5内持续注入冷却水，并通过出水管7持续排出所述舱体1的壳体，以及所述舱盖2、所述舱门3和所述水冷电极5内溢出的冷却水，使冷却水充满舱体1的壳体、以及舱盖2和舱门3的内部，并在舱体1的壳体、以及舱盖2和舱门3的内部中循环流动，实现对所述舱体1的壳体、以及所述舱盖2、所述舱门3和所述水冷电极5进行隔热降温，有助于保证操作人员的安全。

步骤二、降低舱体内部气压：启动所述真空泵16，通过所述排气阀15抽出所述舱体1内部的空气，并观察所述泄压阀14上显示的所述舱体1内部的实时气压值，直至所述舱体1内部的气压下降至1Pa。

步骤三、模拟高空气体和气压环境：通过所述进气管8向所述舱体1的内部注入惰性气体，直至所述舱体1内部的气体和气压环境均符合试验要求的高空气体环境，实际操作时，将进气管8与惰性气体储罐连接，便于将惰性气体储罐中的惰性气体注入舱体1中；当所述舱体1内部的实时气压值大于1.1倍标准大气压时，所述泄压阀14会自动开启，排出所述舱体1内部的气体，直至所述舱体1内部的实时气压值不大于1.1倍标准大气压。

步骤四、模拟气动加热环境：关闭所述第一屏蔽门12和所述第二屏蔽门13，将所述水冷电极5与电缆连接，使所述石墨加热器19持续加热至大于1800℃，并通过所述温度传感器4持续采集所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值。

当所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度时，执行步骤五；当所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值不符合所模拟的高空环境温度时，停止加热所述石墨加热器19，检查高温试验装置，检查完毕后，重复执行步骤一至步骤四，并再次获取所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值，直至所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度。

实时操作时，若需要检查舱体1内部，则需要向舱体1的内部再次注入惰性气体，同时通过泄压阀14排出舱体1内部的高温气体，直至舱体1内部的气体温度达到室温，再打开舱门3，以保证操作人员的安全，此时，检查完毕后，需要再次执行执行步骤一至步骤四，使舱体1的内部环境再次符合空天飞机的高空环境，确保试验的真实性、准确性和有效性。

步骤五、进行高温试验：快速开启所述第一屏蔽门12和所述第二屏蔽门13，使所述飞机防隔热试件11暴露在所述舱体1内的高温环境下，并直接接受所述石墨加热器19的辐射热能，确保所述飞机防隔热试件11表面的实时温度值持续大于等于1800℃，然后保持一段时间，直至满足高温试验时间。

实际操作时，可以根据试验需要调节对石墨加热器19的供电电压，操作人员通过秒表等计时器获取第一屏蔽门12和第二屏蔽门13开启后的试验时间，使其符合高温试验时间。

需要说明的是，第一屏蔽门12和第二屏蔽门13均与飞机防隔热试件11的材质相同，当第一屏蔽门12和第二屏蔽门13闭合时，第一屏蔽门12和第二屏蔽门13直接受到石墨加热器19的辐射热能，飞机防隔热试件11未受到石墨加热器19的辐射热能，从而实现对第一屏蔽门12和第二屏蔽门13的高温试验，便于测试第一屏蔽门12和第二屏蔽门13的在逐渐升温环境下的隔热性能，即间接测试了飞机防隔热试件11在逐渐升温环境下的隔热性能；当第一屏蔽门12和第二屏蔽门13开启时，飞机防隔热试件11直接受到石墨加热器19的辐射热能，实现了对飞机防隔热试件11的瞬态大热流冲击试验和长时间的防隔热性能测试，从而实现了对飞机防隔热试件11的双重试验，实用性强。

步骤六、观察飞机防隔热试件的试验结果：当满足高温试验时间后，使所述石墨加热器19停止工作，然后通过所述进气管8向所述舱体1的内部再次注入惰性气体，同时通过所述泄压阀14排出所述舱体1内部的高温气体，直至所述舱体1内部的气体温度达到室温，然后打开所述舱门3，使所述舱体1内部的各部件自然降温，再取出所述飞机防隔热试件11，观察所述飞机防隔热试件11是否出现形变或对飞机防隔热试件11进行后续的性能测试试验。

实际操作时，断开电缆与水冷电极5，即可实现对石墨加热器19停止供电，进气管8持续向所述舱体1内注入至少30min的常温惰性气体，即可使舱体1内的气体温度达到室温，最后停止向舱体1、舱盖2、舱门3和水冷电极5内注入冷却水，并排出舱体1、舱盖2、舱门3和水冷电极5内的冷却水，以待下次试验。

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 (6)

1.一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，所述空天飞机结构为空天飞机的防隔热构件，其特征在于：包括用于安装飞机防隔热试件（11）的舱体（1）、设置在所述舱体（1）后面的舱盖（2）和设置在所述舱体（1）前面的舱门（3）；

所述舱体（1）内设置有舱内绝热体（9），所述舱内绝热体（9）上开设有凹槽，所述舱内绝热体（9）的凹槽内设置有用于卡接所述飞机防隔热试件（11）的安装框（10），所述舱内绝热体（9）的凹槽槽口处设置有用于隔离所述飞机防隔热试件（11）的第一屏蔽门（12）和第二屏蔽门（13），所述舱体（1）的一侧设置有用于带动所述第一屏蔽门（12）移动的第一传动机构，所述舱体（1）的另一侧设置有用于带动所述第二屏蔽门（13）移动的第二传动机构，所述舱体（1）的底部设置有与所述舱体（1）内部相通的进气管（8），所述舱体（1）的顶部设置有泄压阀（14）和排气阀（15），所述排气阀（15）与真空泵（16）连接，所述舱门（3）的内侧设置有舱门绝热体（17）和加热机构，所述飞机防隔热试件（11）上连接有温度传感器（4）；

所述加热机构包括设置在所述舱门绝热体（17）上的反射板（18）、依次贯穿所述舱门（3）、所述舱门绝热体（17）和所述反射板（18）的水冷电极（5）、以及连接在水冷电极（5）内端的石墨加热器（19），所述水冷电极（5）的外端连接有电缆；

所述舱体（1）的壳体为双层结构，所述舱盖（2）和所述舱门（3）为中空结构，所述舱体（1）的壳体内、以及所述舱盖（2）和所述舱门（3）的内部均循环有冷却水。

2.按照权利要求1所述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱体（1）、所述舱盖（2）和所述舱门（3）的下部均设置有用于注水的进水管（6），所述舱体（1）、所述舱盖（2）和所述舱门（3）的上部均设置有供水流出的出水管（7）。

3.按照权利要求1所述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱门绝热体（17）覆盖所述舱门（3）的内侧壁；

所述舱盖（2）的内侧设置有舱盖绝热体，所述舱盖绝热体覆盖所述舱盖（2）的内侧壁。

4.按照权利要求1所述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述第一传动机构与所述第二传动机构的结构相同；

所述第一传动机构包括设置在所述舱体（1）一侧的底座（21）、设置在所述底座（21）上的滚珠丝杠和与所述滚珠丝杠的丝母座（24）连接的连接杆（26），所述连接杆（26）伸入所述舱体（1）内与第一屏蔽门（12）连接。

5.按照权利要求1所述的一种空天飞机结构用封闭式高温试验装置，其特征在于：所述舱体（1）上可拆卸安装有多个用于对舱门（3）进行锁紧的锁紧盘（30），所述舱体（1）上设置有多个安装座（31），所述安装座（31）上设置有供所述锁紧盘（30）安装的螺杆（32），所述安装座（31）与所述锁紧盘（30）的数量相等且一一对应。

6.一种利用如权利要求1所述空天飞机结构用封闭式高温试验装置对飞机防隔热构件进行高温试验的方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

步骤一、设置隔热降温环境：向所述舱体（1）的壳体、以及所述舱盖（2）、所述舱门（3）和所述水冷电极（5）内持续注入冷却水，对所述舱体（1）的壳体、以及所述舱盖（2）、所述舱门（3）和所述水冷电极（5）进行隔热降温；

步骤二、降低舱体内部气压：启动所述真空泵（16），通过所述排气阀（15）抽出所述舱体（1）内部的空气，并观察所述泄压阀（14）上显示的所述舱体（1）内部的实时气压值，直至所述舱体（1）内部的气压下降至1Pa；

步骤三、模拟高空气体和气压环境：通过所述进气管（8）向所述舱体（1）的内部注入惰性气体，直至所述舱体（1）内部的气体和气压环境均符合试验要求的高空气体环境；

当所述舱体（1）内部的实时气压值大于1.1倍标准大气压时，所述泄压阀（14）会自动开启，排出所述舱体（1）内部的气体，直至所述舱体（1）内部的实时气压值不大于1.1倍标准大气压；

步骤四、模拟气动加热环境：关闭所述第一屏蔽门（12）和所述第二屏蔽门（13），将所述水冷电极（5）与电缆连接，使所述石墨加热器（19）持续加热至大于1800℃，并通过所述温度传感器（4）持续采集所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值；

当所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度时，执行步骤五；

当所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值不符合所模拟的高空环境温度时，停止加热所述石墨加热器（19），检查高温试验装置，检查完毕后，再次执行步骤一至步骤四，并再次获取所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值，直至所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值符合所模拟的高空环境温度；

步骤五、进行高温试验：快速开启所述第一屏蔽门（12）和所述第二屏蔽门（13），使所述飞机防隔热试件（11）暴露在所述舱体（1）内的高温环境下，并直接接受所述石墨加热器（19）的辐射热能，确保所述飞机防隔热试件（11）表面的实时温度值持续大于等于1800℃，直至达到高温试验时间；

步骤六、观察飞机防隔热试件的试验结果：当满足高温试验时间后，使所述石墨加热器（19）停止工作，然后通过所述进气管（8）向所述舱体（1）的内部再次注入惰性气体，同时通过所述泄压阀（14）排出所述舱体（1）内部的高温气体，直至所述舱体（1）内部的气体温度达到室温，然后打开所述舱门（3），使所述舱体（1）内部的各部件自然降温，再取出所述飞机防隔热试件（11），观察所述飞机防隔热试件（11）是否出现形变。

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