[发明专利]空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统

权利要求书

1.空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，包括微氧环境控制系统（1），设置在所述微氧环境控制系统（1）内用于加热飞机曲面部件的多温区极端高温加热装置（2），设置在所述微氧环境控制系统（1）内用于向飞机曲面部件施加载荷的加载装置（3）；

所述微氧环境控制系统（1）包括气体密封舱体（10），与气体密封舱体（10）连通的保护气体输入装置（11），设置在所述气体密封舱体（10）内的氧含量监测系统（12），以及设置在所述气体密封舱体（10）上的气体泄压阀门（13）；

所述多温区极端高温加热装置（2）包括设置在所述气体密封舱体（10）内的控制连接架（20），设置在所述控制连接架（20）上的高反射率加热罩（21），设置在所述高反射率加热罩（21）内壁上的辐射加热装置（22），以及设置在所述高反射率加热罩（21）外壁上的降温装置（23）；

所述高反射率加热罩（21）包括多个设置在所述控制连接架（20）上的模块化加热单元（210）；

所述模块化加热单元（210）为金属板；金属板通过边部的相互拼接成高反射率加热罩（21）；

位于高反射率加热罩（21）内壁的金属板表面为镜面；位于高反射率加热罩（21）外壁的金属板表面设置有冷却凹槽（211）；所述金属板上设置有两个贯穿的安装孔（212）；

所述辐射加热装置（22）包括多个且分别对应设置在模块化加热单元（210）内壁的发热板（220），一端贯穿所述安装孔（212）与发热板（220）连接的耐高温大电流复合电极（221）；

所述加载装置（3）包括固定在所述气体密封舱体（10）内且位于高反射率加热罩（21）上方的安装支撑框架（30），设置在所述安装支撑框架（30）上的方向稳定装置（31），设置在所述方向稳定装置（31）上的伸缩作动器（32），一端与所述伸缩作动器（32）的伸缩端连接、另一端依次贯穿模块化加热单元（210）与发热板（220）的加载杆（33），以及设置在所述加载杆（33）上且能够与飞机曲面部件接触的加载头（34）。

2.根据权利要求1所述空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，所述降温装置（23）包括镶嵌在冷却凹槽（211）内的水冷散热器（230），设置在所述水冷散热器（230）上的进水口（231）、出水口（232），设置在所述气体密封舱体（10）外的水冷循环装置（233），以及贯穿气体密封舱体（10）将水冷循环装置（233）与进水口（231）、出水口（232）连接的冷却循环管路。

3.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，所述耐高温大电流复合电极（221）包括设置在所述安装孔（212）内的绝缘套管（222），设置在所述绝缘套管（222）内且一端与发热板（220）连接的导电柱（223），设置在所述导电柱（223）另一端的紫铜端子（224）；

所述导电柱（223）两端的连接处均设置有凸台螺纹（225）；

通过所述凸台螺纹（225）将导电柱（223）分别与紫铜端子（224）以及发热板（220）连接；

所述紫铜端子（224）内设置有水冷回路（226）。

4.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，所述伸缩作动器（32）与加载杆（33）连接处设置有测力传感器；

所述加载头（34）与加载杆（33）通过关节轴承铰接；加载头（34）内部设置有冷却结构，加载头（34）与飞机曲面部件接触面上覆盖有柔性耐高温隔热材料。

5.根据权利要求4所述的空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，所述方向稳定装置（31）包括固定在安装支撑框架（30）上的安装臂（310），设置在所述安装臂（310）上且与伸缩作动器（32）的伸缩端连接的直线轴承（311）。

6.根据权利要求1所述的空天飞机测试用复杂曲面结构极端高温热强度实验系统，其特征在于，每个发热板（220）下方设置有热检测模块；

所述热检测模块均包括温度传感器以及热流传感器。