CN114858500A - 空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法 - Google Patents

空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法，涉及飞机测试技术领域，极端高温加热系统包括水冷反射板、石墨发热片以及用于连接水冷反射板和石墨发热片的电极连接柱，石墨发热片位于水冷反射板的正上方，电极连接柱有两个，分别为正极和负极，水冷反射板和石墨发热片之间设有若干个约束夹具；加热方法包括以下步骤：S1、预热；S2、低温固定加热；S3、高温低刚度约束加热。本发明的极端高温加热系统通过约束夹具可避免石墨片在极端高温环境下围形边缘因膨胀或软化发生弯曲变形，保证了加热区域内的加热均匀性和准确性，避免加热系统局部区域产生较大的应力集中，降低加热系统破坏失效风险。

Description

空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法。
背景技术
在空天飞机测试试验中，需要对飞机的结构件进行高温环境测试，尤其是针对高超声速飞行器和轨道载入飞行器等空天飞机的结构件测试中，需要使用加热器给飞机结构件输入热流，模拟其承受的气动加热载荷。当空天飞机速度较高时，气动加热效应很强，热载荷的热流密度很大。这需要加热器具备很强的热输出能力，同时，加热器的热沉足够小，能够对控制指令做出迅速响应。为了实现对飞行器前缘和头锥等曲率变化较大而且热流密度较大的关键部位的加热，还需要加热器能够组合成复杂的曲面形状。
现有技术的空天飞机测试的极端高温加热系统存在两个方面的主要问题，第一，热试验等距加热面容易失效；第二，加热区域内容易产生加热不均匀现象。
发明内容
针对上述存在的文题，本发明提供了空天飞机测试的极端高温加热系统及其加热方法。
本发明的技术方案是：
空天飞机测试的极端高温加热系统，包括水冷反射板、石墨发热片以及用于连接所述水冷反射板和石墨发热片的电极连接柱，石墨发热片位于水冷反射板的正上方，所述电极连接柱有两个，分别为正极和负极，电极连接柱底部设有电极片，水冷反射板和石墨发热片之间设有若干个约束夹具；
所述水冷反射板内部为中空设置，水冷反射板内部设有由若干个等间距排列的折流挡板形成的折流冷却回路，所述石墨发热片表面设有若干个等间距排列的条形槽，使石墨发热片形成曲折状提高加热效果；
所述约束夹具的上端贯穿所述石墨发热片两侧的曲折处，约束夹具的下端贯穿所述水冷反射板后与所述折流挡板的侧壁对接，约束夹具包括顶板、连接杆、套筒以及活动挡板，所述连接杆位于所述顶板的下底面中心处，连接杆贯穿石墨发热片上设有的圆槽后与所述套筒顶面中心处固定连接，套筒与折流冷却回路上方的水冷反射板内部转动连接，套筒底部与所述活动挡板固定连接，活动挡板上下两侧与折流冷却回路上下面对接，活动挡板左右两侧分别与折流挡板侧壁和折流冷却回路内侧壁对接，在此状态下活动挡板能够对折流冷却回路进行阻挡，当活动挡板转动后则不再对折流冷却回路进行阻挡，套筒内部一侧为导流空腔，套筒内部另一侧为隔水板，所述隔水板与套筒内壁密封焊接，隔水板底部与活动挡板顶部固定连接，隔水板顶部设有通水孔，所述通水孔延伸至套筒后侧壁设有的导流腔内部，所述导流腔底部设有若干排水孔，所述排水孔延伸至套筒后侧壁底部且每个排水孔均位于活动挡板的后侧。
进一步地，所述石墨发热片的表面积为水冷反射板表面积的85~90%，确保水冷反射板能够有效提高石墨发热片的加热效率。
进一步地，两个所述电极连接柱分别位于水冷反射板和石墨发热片的两个对角，电极连接柱与石墨发热片连接处设有石墨紧固螺母，所述石墨紧固螺母上方设有垫块，两个电极连接柱分别贯穿所述折流冷却回路的起始处和终点处，在折流冷却回路的起始处和终点处的水冷反射板外壁均设有水管线，通过该方式能够使折流冷却回路中的冷却水同时对两个电极连接柱进行同步降温。
进一步地，所述套筒下部外壁设有限位环，所述限位环与位于折流冷却回路上方处的水冷反射板的顶壁转动连接，通过限位环的设置能够使约束夹具完成转动的同时不会发生上下偏移。
进一步地，所述圆槽内部对称设有两个限位块，所述限位块中部相对所述连接杆所在的一侧设有限位夹层，连接杆中部外壁对称设有两个与两个所述限位夹层一一对应的限位板，顶板底面固定设有两个关于连接杆对称的第一伸缩杆，两个所述第一伸缩杆与两个所述限位板呈垂直设置，第一伸缩杆下端延伸至所述石墨发热片的上表面，所述套筒顶面固定设有一个第二伸缩杆，所述第二伸缩杆与位于连接杆后方的一个第一伸缩杆位置相对应，第二伸缩杆内部设有弹簧，当活动挡板转动至能够对折流冷却回路进行阻挡时，则两个限位块顶部分别与两个第一伸缩杆相对应，位于后方的一个限位块底部与第二伸缩杆相对应，当活动挡板转动至不再对折流冷却回路进行阻挡时，则两个限位板位于两个限位夹层内部对石墨发热片进行固定。限位块能够随约束夹具转动而与限位夹层对接对石墨发热片进行固定，或者移出限位夹层不再对石墨发热片进行固定，配合活动挡板一同使用。
更进一步地，所述第一伸缩杆包括活动套接设置的第一外套杆和第一内套杆，所述第一外套杆内部中空设置且内壁上部设有限位凸起，所述第一内套杆为实心结构，所述第二伸缩杆包括活动套接设置的第二外套杆和第二内套杆，所述第二外套杆和第二内套杆内部均为中空设置且开口方向相对，第二外套杆内壁和第二内套杆外壁相对滑动且密封贴合，所述弹簧上端与第二内套杆的内壁顶部固定连接，弹簧下端与第二外套杆内壁底部连接，第二外套杆底部在弹簧位置的两侧设有进水口和出水口，所述进水口和出水口均与所述导流腔连通，通过该设置能够在高温低刚度约束加热的同时对弹簧进行降温，避免弹簧温度过高发生软化。
更进一步地，所述水冷反射板为铝合金材质，所述第一伸缩杆、第二伸缩杆、连接杆、垫块均为石墨材质，所述套筒为陶瓷材质，所述弹簧为铝合金材质。各个结构均选用了最为适宜的材质，提高了加热效率。
进一步地，所述排水孔的数量为4-6个，确保了排水效率。
本发明还提供了空天飞机测试的极端高温加热方法，基于上述空天飞机测试的极端高温加热系统，包括以下步骤：
S1、预热：根据待测试飞机结构的大小将多个极端高温加热系统进行拼接，通过将两个所述电极片接通电源对石墨发热片进行加热，通过石墨发热片对待测试飞机结构进行升温预热，预热温度为200-300℃，预热时间为10-15min；
S2、低温固定加热：当待测试飞机结构进行测试的温度低于1200℃时，无需对约束夹具进行降温同时需要对石墨发热片进行固定，转动顶板使其带动整个约束夹具转动从而使所述活动挡板转动至与所述折流挡板呈垂直设置，活动挡板不会对折流冷却回路进行阻挡，通过所述水管线向折流冷却回路内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路内部流动经活动挡板两侧流过，对所述水冷反射板进行降温，并通过水冷反射板提高石墨发热片的加热效率，同时两个限位板位于两个限位夹层内部对石墨发热片进行固定；
S3、高温低刚度约束加热：当待测试飞机结构进行测试的温度高于1200℃且低于2000℃时，需要对约束夹具进行降温同时需要对石墨发热片进行低刚度约束，转动顶板使其带动整个约束夹具转动从而使所述活动挡板转动至与所述折流挡板对接，活动挡板能够对折流冷却回路进行阻挡，通过所述水管线向折流冷却回路内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路内部流动，冷却水流经活动挡板前方时进入导流空腔内，再由通水孔进入导流腔内，在通过进水口进入所述第二外套杆内部对所述弹簧进行降温，随后由出水口返回导流腔内，再由排水孔排出至活动挡板后方，完成对约束夹具以及水冷反射板的降温，同时两个限位板转动出两个限位夹层内部不再对石墨发热片进行固定，而是通过所述第一伸缩杆和第二伸缩杆对石墨发热片因极端高温膨胀或软化发生的形变进行低刚度约束，石墨发热片上表面推动所述第一内套杆上移直至第一内套杆接触到所述限位凸起，石墨发热片下表面推动所述第二内套杆下移压缩弹簧，完成对石墨发热片的低刚度约束，以避免石墨发热片发生严重形变从而影响加热效果。
本发明的有益效果是：
（1）本发明的极端高温加热系统加热效果好，能够在极端高温下保持稳定均匀的加热，相较于传统正负电极两点约束方法，通过约束夹具可避免石墨片在极端高温环境下围形边缘因膨胀或软化发生弯曲变形，保证了加热区域内的加热均匀性和准确性；
（2）本发明的极端高温加热系统通过水冷反射板中的折流冷却回路不仅能够对水冷反射板进行降温，同时又能够通过转动约束夹具实现对约束夹具进行降温，并通过转动约束夹具可实现对石墨发热片的固定或低刚度约束；
（3）本发明的极端高温加热方法通过第一伸缩杆和第二伸缩杆配合使用，在较低温度时对石墨发热片进行固定，在较高温度时对石墨发热片进行低刚度约束，减小了对石墨加热片的变形限制，可避免加热系统部区域产生较大的应力集中，降低加热系统破坏失效的风险。
附图说明
图1是本发明的极端高温加热系统整体结构示意图；
图2是本发明的极端高温加热系统内部结构示意图；
图3是本发明的极端高温加热系统石墨发热片的俯视图；
图4是本发明的极端高温加热系统的约束夹具正面结构示意图；
图5是本发明的极端高温加热系统的约束夹具背面结构示意图；
图6是本发明的极端高温加热系统圆槽处限位块、限位板及限位夹层结构示意图；
图7是本发明的极端高温加热系统的约束夹具内部结构示意图；
图8是本发明的极端高温加热系统第一伸缩杆内部结构示意图；
图9是本发明的极端高温加热系统第二伸缩杆内部结构示意图；
图10是本发明的极端高温加热方法流程图。
其中，1-水冷反射板，11-折流挡板，12-折流冷却回路，2-石墨发热片，21-条形槽，22-圆槽，23-限位块，24-限位夹层，3-电极连接柱，31-电极片，32-石墨紧固螺母，33-垫块，4-约束夹具，41-顶板，42-连接杆，43-套筒，431-导流空腔，432-隔水板，433-通水孔，434-导流腔，435-排水孔，44-活动挡板，45-限位环，46-限位板，5-水管线，6-第一伸缩杆，61-第一外套杆，62-第一内套杆，63-限位凸起，7-第二伸缩杆，71-第二外套杆，72-第二内套杆，73-弹簧，74-进水口，75-出水口。
具体实施方式
实施例1
如图1所示，空天飞机测试的极端高温加热系统，包括水冷反射板1、石墨发热片2以及用于连接水冷反射板1和石墨发热片2的电极连接柱3，石墨发热片2位于水冷反射板1的正上方，石墨发热片2的表面积为水冷反射板1表面积的88%，电极连接柱3有两个，分别为正极和负极，电极连接柱3底部设有电极片31，两个电极连接柱3分别位于水冷反射板1和石墨发热片2的两个对角，电极连接柱3与石墨发热片2连接处设有石墨紧固螺母32，石墨紧固螺母32上方设有垫块33，水冷反射板1和石墨发热片2之间设有4个约束夹具4；
如图2、3所示，水冷反射板1内部为中空设置，水冷反射板1内部设有由若干个等间距排列的折流挡板11形成的折流冷却回路12，两个电极连接柱3分别贯穿折流冷却回路12的起始处和终点处，在折流冷却回路12的起始处和终点处的水冷反射板1外壁均设有水管线5，石墨发热片2表面设有若干个等间距排列的条形槽21，使石墨发热片2形成曲折状提高加热效果；
如图3、4、5、7所示，约束夹具4的上端贯穿石墨发热片2两侧的曲折处，约束夹具4的下端贯穿水冷反射板1后与折流挡板11的侧壁对接，约束夹具4包括顶板41、连接杆42、套筒43以及活动挡板44，连接杆42位于顶板41的下底面中心处，连接杆42贯穿石墨发热片2上设有的圆槽22后与套筒43顶面中心处固定连接，套筒43下部外壁设有限位环45，限位环45与位于折流冷却回路12上方处的水冷反射板1的顶壁转动连接，套筒43底部与活动挡板44固定连接，活动挡板44上下两侧与折流冷却回路12上下面对接，活动挡板44左右两侧分别与折流挡板11侧壁和折流冷却回路12内侧壁对接，在此状态下活动挡板44能够对折流冷却回路12进行阻挡，当活动挡板44转动后则不再对折流冷却回路12进行阻挡，套筒43内部一侧为导流空腔431，套筒43内部另一侧为隔水板432，隔水板432与套筒43内壁密封焊接，隔水板432底部与活动挡板44顶部固定连接，隔水板432顶部设有通水孔433，通水孔433延伸至套筒43后侧壁设有的导流腔434内部，导流腔434底部设有5个排水孔435，排水孔435延伸至套筒43后侧壁底部且每个排水孔435均位于活动挡板44的后侧。
如图6-9所示，圆槽22内部对称设有两个限位块23，限位块23中部相对连接杆42所在的一侧设有限位夹层24，连接杆42中部外壁对称设有两个与两个限位夹层24一一对应的限位板46，顶板41底面固定设有两个关于连接杆42对称的第一伸缩杆6，两个第一伸缩杆6与两个限位板46呈垂直设置，第一伸缩杆6下端延伸至石墨发热片2的上表面，套筒43顶面固定设有一个第二伸缩杆7，第二伸缩杆7与位于连接杆42后方的一个第一伸缩杆6位置相对应，第二伸缩杆7内部设有弹簧73，当活动挡板44转动至能够对折流冷却回路12进行阻挡时，则两个限位块23顶部分别与两个第一伸缩杆6相对应，位于后方的一个限位块23底部与第二伸缩杆7相对应，当活动挡板44转动至不再对折流冷却回路12进行阻挡时，则两个限位板46位于两个限位夹层24内部对石墨发热片2进行固定，第一伸缩杆6包括活动套接设置的第一外套杆61和第一内套杆62，第一外套杆61内部中空设置且内壁上部设有限位凸起63，第一内套杆62为实心结构，第二伸缩杆7包括活动套接设置的第二外套杆71和第二内套杆72，第二外套杆71和第二内套杆72内部均为中空设置且开口方向相对，第二外套杆71内壁和第二内套杆72外壁相对滑动且密封贴合，弹簧73上端与第二内套杆72的内壁顶部固定连接，弹簧73下端与第二外套杆71内壁底部连接，第二外套杆71底部在弹簧73位置的两侧设有进水口74和出水口75，进水口74和出水口75均与导流腔434连通，
水冷反射板1为铝合金材质，第一伸缩杆6、第二伸缩杆7、连接杆42、垫块33均为石墨材质，套筒43为陶瓷材质，弹簧73为铝合金材质。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：
石墨发热片2的表面积为水冷反射板1表面积的85%。
实施例3
本实施例与实施例1不同之处在于：
石墨发热片2的表面积为水冷反射板1表面积的90%。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：
排水孔435的数量为4个。
实施例5
本实施例与实施例1不同之处在于：
排水孔435的数量为6个。
实施例6
本实施例是基于实施例1的空天飞机测试的极端高温加热系统的加热方法，如图10所示，包括以下步骤：
S1、预热：根据待测试飞机结构的大小将多个极端高温加热系统进行拼接，通过将两个电极片31接通电源对石墨发热片2进行加热，通过石墨发热片2对待测试飞机结构进行升温预热，预热温度为250℃，预热时间为12min；
S2、低温固定加热：当待测试飞机结构进行测试的温度低于1200℃时，无需对约束夹具4进行降温同时需要对石墨发热片2进行固定，转动顶板41使其带动整个约束夹具4转动从而使活动挡板44转动至与折流挡板11呈垂直设置，活动挡板44不会对折流冷却回路12进行阻挡，通过水管线5向折流冷却回路12内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路12内部流动经活动挡板44两侧流过，对水冷反射板1进行降温，并通过水冷反射板1提高石墨发热片2的加热效率，同时两个限位板46位于两个限位夹层24内部对石墨发热片2进行固定；
S3、高温低刚度约束加热：当待测试飞机结构进行测试的温度高于1200℃且低于2000℃时，需要对约束夹具4进行降温同时需要对石墨发热片2进行低刚度约束，转动顶板41使其带动整个约束夹具4转动从而使活动挡板44转动至与折流挡板11对接，活动挡板44能够对折流冷却回路12进行阻挡，通过水管线5向折流冷却回路12内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路12内部流动，冷却水流经活动挡板44前方时进入导流空腔431内，再由通水孔433进入导流腔434内，在通过进水口74进入第二外套杆71内部对弹簧73进行降温，随后由出水口75返回导流腔434内，再由排水孔435排出至活动挡板44后方，完成对约束夹具4以及水冷反射板1的降温，同时两个限位板46转动出两个限位夹层24内部不再对石墨发热片2进行固定，而是通过第一伸缩杆6和第二伸缩杆7对石墨发热片2因极端高温膨胀或软化发生的形变进行低刚度约束，石墨发热片2上表面推动第一内套杆62上移直至第一内套杆62接触到限位凸起63，石墨发热片2下表面推动第二内套杆72下移压缩弹簧73，完成对石墨发热片2的低刚度约束，以避免石墨发热片2发生严重形变从而影响加热效果。
实施例7
本实施例与实施例6不同之处在于：
S1、预热：根据待测试飞机结构的大小将多个极端高温加热系统进行拼接，通过将两个电极片31接通电源对石墨发热片2进行加热，通过石墨发热片2对待测试飞机结构进行升温预热，预热温度为200℃，预热时间为15min。
实施例8
本实施例与实施例6不同之处在于：
S1、预热：根据待测试飞机结构的大小将多个极端高温加热系统进行拼接，通过将两个电极片31接通电源对石墨发热片2进行加热，通过石墨发热片2对待测试飞机结构进行升温预热，预热温度为300℃，预热时间为10min。
实验例
通过实施例1中的空天飞机测试的极端高温加热系统进行实验测试，测试本发明的极端高温加热系统在对飞机结构件加热时的稳定性，同时与市售常规的两点式固定石墨加热片进行对比发现，市售常规的两点式固定石墨加热片在升温至1650℃时开始发生膨胀或软化，在升温至1820℃时已经完全软化，石墨发热片有一部分已经接触到了水冷反射板，这样不仅损坏了水冷反射板，并且已经不能完成均匀加热工作，甚至损坏程度太大导致无法进行修复；
而本发明的极端高温加热系统按照实施例6中的加热方法进行操作，在1600℃时通过步骤S3调整为高温低刚度约束加热，加强对约束夹具4的冷却，直至升温至1730℃时石墨发热片2开始发生膨胀或软化，并在低刚度约束条件下石墨发热片2不会发生过度的形变，并且当升温至1900℃时依然能够保证较为均匀的加热，在飞机结构件表面各个部位的加热温差不超过10%。

Claims (9)

1.空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，包括水冷反射板（1）、石墨发热片（2）以及用于连接所述水冷反射板（1）和石墨发热片（2）的电极连接柱（3），石墨发热片（2）位于水冷反射板（1）的正上方，所述电极连接柱（3）有两个，分别为正极和负极，电极连接柱（3）底部设有电极片（31），水冷反射板（1）和石墨发热片（2）之间设有若干个约束夹具（4）；
所述水冷反射板（1）内部为中空设置，水冷反射板（1）内部设有由若干个等间距排列的折流挡板（11）形成的折流冷却回路（12），所述石墨发热片（2）表面设有若干个等间距排列的条形槽（21），使石墨发热片（2）形成曲折状提高加热效果；
所述约束夹具（4）的上端贯穿所述石墨发热片（2）两侧的曲折处，约束夹具（4）的下端贯穿所述水冷反射板（1）后与所述折流挡板（11）的侧壁对接，约束夹具（4）包括顶板（41）、连接杆（42）、套筒（43）以及活动挡板（44），所述连接杆（42）位于所述顶板（41）的下底面中心处，连接杆（42）贯穿石墨发热片（2）上设有的圆槽（22）后与所述套筒（43）顶面中心处固定连接，套筒（43）与折流冷却回路（12）上方的水冷反射板（1）内部转动连接，套筒（43）底部与所述活动挡板（44）固定连接，活动挡板（44）上下两侧与折流冷却回路（12）上下面对接，活动挡板（44）左右两侧分别与折流挡板（11）侧壁和折流冷却回路（12）内侧壁对接，在此状态下活动挡板（44）能够对折流冷却回路（12）进行阻挡，当活动挡板（44）转动后则不再对折流冷却回路（12）进行阻挡，套筒（43）内部一侧为导流空腔（431），套筒（43）内部另一侧为隔水板（432），所述隔水板（432）与套筒（43）内壁密封焊接，隔水板（432）底部与活动挡板（44）顶部固定连接，隔水板（432）顶部设有通水孔（433），所述通水孔（433）延伸至套筒（43）后侧壁设有的导流腔（434）内部，所述导流腔（434）底部设有若干排水孔（435），所述排水孔（435）延伸至套筒（43）后侧壁底部且每个排水孔（435）均位于活动挡板（44）的后侧。
2.根据权利要求1所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述石墨发热片（2）的表面积为水冷反射板（1）表面积的85~90%。
3.根据权利要求1所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，两个所述电极连接柱（3）分别位于水冷反射板（1）和石墨发热片（2）的两个对角，电极连接柱（3）与石墨发热片（2）连接处设有石墨紧固螺母（32），所述石墨紧固螺母（32）上方设有垫块（33），两个电极连接柱（3）分别贯穿所述折流冷却回路（12）的起始处和终点处，在折流冷却回路（12）的起始处和终点处的水冷反射板（1）外壁均设有水管线（5）。
4.根据权利要求1所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述套筒（43）下部外壁设有限位环（45），所述限位环（45）与位于折流冷却回路（12）上方处的水冷反射板（1）的顶壁转动连接。
5.根据权利要求1所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述圆槽（22）内部对称设有两个限位块（23），所述限位块（23）中部相对所述连接杆（42）所在的一侧设有限位夹层（24），连接杆（42）中部外壁对称设有两个与两个所述限位夹层（24）一一对应的限位板（46），顶板（41）底面固定设有两个关于连接杆（42）对称的第一伸缩杆（6），两个所述第一伸缩杆（6）与两个所述限位板（46）呈垂直设置，第一伸缩杆（6）下端延伸至所述石墨发热片（2）的上表面，所述套筒（43）顶面固定设有一个第二伸缩杆（7），所述第二伸缩杆（7）与位于连接杆（42）后方的一个第一伸缩杆（6）位置相对应，第二伸缩杆（7）内部设有弹簧（73），当活动挡板（44）转动至能够对折流冷却回路（12）进行阻挡时，则两个限位块（23）顶部分别与两个第一伸缩杆（6）相对应，位于后方的一个限位块（23）底部与第二伸缩杆（7）相对应，当活动挡板（44）转动至不再对折流冷却回路（12）进行阻挡时，则两个限位板（46）位于两个限位夹层（24）内部对石墨发热片（2）进行固定。
6.根据权利要求5所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述第一伸缩杆（6）包括活动套接设置的第一外套杆（61）和第一内套杆（62），所述第一外套杆（61）内部中空设置且内壁上部设有限位凸起（63），所述第一内套杆（62）为实心结构，所述第二伸缩杆（7）包括活动套接设置的第二外套杆（71）和第二内套杆（72），所述第二外套杆（71）和第二内套杆（72）内部均为中空设置且开口方向相对，第二外套杆（71）内壁和第二内套杆（72）外壁相对滑动且密封贴合，所述弹簧（73）上端与第二内套杆（72）的内壁顶部固定连接，弹簧（73）下端与第二外套杆（71）内壁底部连接，第二外套杆（71）底部在弹簧（73）位置的两侧设有进水口（74）和出水口（75），所述进水口（74）和出水口（75）均与所述导流腔（434）连通。
7.根据权利要求5所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述水冷反射板（1）为铝合金材质，所述第一伸缩杆（6）、第二伸缩杆（7）、连接杆（42）、垫块（33）均为石墨材质，所述套筒（43）为陶瓷材质，所述弹簧（73）为铝合金材质。
8.根据权利要求1所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，所述排水孔（435）的数量为4-6个。
9.空天飞机测试的极端高温加热方法，基于权利要求1-8任意一项所述的空天飞机测试的极端高温加热系统，其特征在于，包括以下步骤：
S1、预热：根据待测试飞机结构的大小将多个极端高温加热系统进行拼接，通过将两个所述电极片（31）接通电源对石墨发热片（2）进行加热，通过石墨发热片（2）对待测试飞机结构进行升温预热，预热温度为200-300℃，预热时间为10-15min；
S2、低温固定加热：当待测试飞机结构进行测试的温度低于1200℃时，无需对约束夹具（4）进行降温同时需要对石墨发热片（2）进行固定，转动顶板（41）使其带动整个约束夹具（4）转动从而使所述活动挡板（44）转动至与所述折流挡板（11）呈垂直设置，活动挡板（44）不会对折流冷却回路（12）进行阻挡，通过所述水管线（5）向折流冷却回路（12）内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路（12）内部流动经活动挡板（44）两侧流过，对所述水冷反射板（1）进行降温，并通过水冷反射板（1）提高石墨发热片（2）的加热效率，同时两个限位板（46）位于两个限位夹层（24）内部对石墨发热片（2）进行固定；
S3、高温低刚度约束加热：当待测试飞机结构进行测试的温度高于1200℃且低于2000℃时，需要对约束夹具（4）进行降温同时需要对石墨发热片（2）进行低刚度约束，转动顶板（41）使其带动整个约束夹具（4）转动从而使所述活动挡板（44）转动至与所述折流挡板（11）对接，活动挡板（44）能够对折流冷却回路（12）进行阻挡，通过所述水管线（5）向折流冷却回路（12）内部注入冷却水，冷却水在折流冷却回路（12）内部流动，冷却水流经活动挡板（44）前方时进入导流空腔（431）内，再由通水孔（433）进入导流腔（434）内，在通过进水口（74）进入所述第二外套杆（71）内部对所述弹簧（73）进行降温，随后由出水口（75）返回导流腔（434）内，再由排水孔（435）排出至活动挡板（44）后方，完成对约束夹具（4）以及水冷反射板（1）的降温，同时两个限位板（46）转动出两个限位夹层（24）内部不再对石墨发热片（2）进行固定，而是通过所述第一伸缩杆（6）和第二伸缩杆（7）对石墨发热片（2）因极端高温膨胀或软化发生的形变进行低刚度约束，石墨发热片（2）上表面推动所述第一内套杆（62）上移直至第一内套杆（62）接触到所述限位凸起（63），石墨发热片（2）下表面推动所述第二内套杆（72）下移压缩弹簧（73），完成对石墨发热片（2）的低刚度约束，以避免石墨发热片（2）发生严重形变从而影响加热效果。
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