(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210629006.X (22)申请日 2022.06.06 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114707190 A (43)申请公布日 2022.07.05 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 王彬文　王铁军　秦强　李世平　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 胡颖 (51)Int.Cl. G06F 30/10(2020.01) G06F 30/23(2020.01)H05K 5/02(2006.01) H05K 7/20(2006.01) G01M 99/00(2011.01) B64F 5/60(2017.01) H05B 3/14(2006.01) G06F 119/08(2020.01) (56)对比文件 US 2020232724 A1,2020.07.23 CN 113758331 A,2021.12.07 审查员 赵亮 (54)发明名称 空天飞机测试用模块 化极端高温加热系统 (57)摘要 本发明提供了空天飞机测试用模块化极端 高温加热系统， 属于飞机测试技术领域。 系统包 括： 水冷壳体， 水冷壳体包括： 前后两面为大小形 状相同的侧水冷板、 冷却管组件、 内部水冷板、 石 墨电极、 石英玻璃组件、 石墨发热元件。 本发明解 决了现有加热系统无法满足空天飞机进气道热 强度试验要求的问题， 具有试验效果好、 能够根 据空天飞机进气道形状 定制加热系统的优点。 权利要求书1页 说明书4页 附图4页 CN 114707190 B 2022.08.26 CN 114707190 B 1.空天飞机测试用模块 化极端高温加热系统， 其特 征在于， 包括： 用于高温加热系统快速降温的水冷壳体 （1） ， 所述水冷壳体 （1） 前后 两面为大小形状相 同的侧水冷板 （2） ， 两个所述侧水冷板 （2） 的每个对应边均通过石英玻璃组件 （3） 固定连接， 其中， 每两个石英玻璃组件 （3） 之间通过冷却管 组件 （4） 固定连接， 侧水冷板 （2） 内设有数条 纵向贯通侧水冷板 （2） 且内部流 通有冷却水的第三水冷管 （13） ， 与石英玻璃组件 （3） 平行且固定在所述水冷壳体 （1） 内部的石墨发热元件 （7） ， 所述石 墨发热元件 （7） 一侧通过悬挂点支座 （8） 固定在水冷壳体 （1） 内壁， 另一侧电性连接有穿出 水冷壳体 （1） 的石墨电极 （9） ， 所述石墨电极 （9） 与水冷壳体 （1） 固定连接， 横向贯穿所述水冷壳体 （1） 且位于水冷壳体 （1） 内中部的内部水冷板 （10） ， 所述 内部水 冷板 （10） 内设有数 条横向贯 穿内部水冷板 （10） 且内部流 通有冷却水的第二水冷管 （1 1） 。 2.如权利要求1所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 所述冷 却管组件 （4） 包括： 用于连接两个石英玻璃组件 （3） 的连接件 （5） 、 纵向贯通所述连接件 （5） 且内部流 通有冷却水的第一水冷管 （6） 。 3.如权利要求1所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 所述石 英玻璃组件 （3） 由内外两块形状大小相等且平行的石英玻璃组成， 两块所述石英玻璃间设 有空隙 （12） ， 所述侧水冷板 （2） 与石英玻璃组件 （3） 连接处设有将所述空隙 （12） 与外界连通 的数个贯 通孔 （16） 。 4.如权利要求3所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 所述空 隙 （12） 内流 通有冷却气体。 5.如权利要求1所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 所述石 墨发热元件 （7） 为蛇形， 在石墨发热元件 （7） 的拐点处设有第一吊挂点 （14） ， 在石墨发热元 件 （7） 的最后一个拐点处设有第二吊挂 点 （15） 。 6.如权利要求1所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 所述水 冷壳体 （1） 的形状为梯形立方体或长方体。 7.如权利要求1所述的空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 其特征在于， 每个所 述侧水冷板 （2） 与每个所述石墨发热元件 （7） 之间的距离相同， 所述内部水冷板 （10） 与每个 石墨发热元件 （7） 之 间的距离相同， 每个所述石英玻璃组件 （3） 的内层 石英玻璃与每个石墨 发热元件 （7） 之间的距离相同。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 114707190 B 2空天飞机测试用模块化极端高 温加热系统 技术领域 [0001]本发明涉及飞机测试技术领域， 具体是涉及空天飞机测试用模块化极端高温加热 系统。 背景技术 [0002]在针对空天飞机的多种热强度测试试验中， 通常是对空天飞机外部进行热载荷施 加， 但对空天飞机内部结构尤其是空天飞机进气道内表面进行热强度测试试验， 仍然存在 较大困难。 [0003]首先， 空天飞机进气道内表面温度极高， 现有加热技术 除石墨发热元件外无法对 空天飞机进气道内表面温度进行模拟。 [0004]其次， 石墨在高温状态下极易氧化， 常见的石墨发热元件必须连同被加热件一并 放置在真空罐内或环境箱内， 但受真空罐或环境箱尺寸限制， 现有的加热系统开展空天飞 机进气道热强度测试 试验几乎 是不可能的。 [0005]虽然公开号为 “CN113063728B ”的发明专利公开了一种飞机部件强度测试加热装 置， 能够提供无需将石墨发热元件与被加热件一同放置在真空罐且能够在开放环境下进 行 热强度试验的石墨加热元件， 但其也只能提供一个加热面， 更不能适应空天飞机进气道的 形状， 完成空天 飞机进气道内表面的热强度测试 试验。 [0006]因此， 亟需一种空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 解决飞机进气道热强 度测试试验开展面临的困难。 发明内容 [0007]本发明提出了空天飞机测试用模块化极端高温加热系统， 以满足在开放环境下进 气道及全机级别的空天 飞机热强度测试 试验。 [0008]为解决上述问题， 本发明的技 术方案如下： [0009]空天飞机测试用模块 化极端高温加热系统， 包括： [0010]用于高温加热系统快速降温的水冷壳体， 水冷壳体前后两面为大小形状相同的侧 水冷板， 两个侧水冷板的每个对应边均通过石英玻璃组件固定连接， 其中， 每两个石英玻璃 组件之间通过冷却管 组件固定连接， 侧水冷板内设有 数条纵向贯通侧水冷板且内部流通有 冷却水的第三水冷管， [0011]与石英玻璃组件平行且固定在水冷壳体内部的石墨发热元件， 石墨发热元件一侧 通过悬挂点支座固定在水冷壳体内壁， 另一侧电性连接有穿出水冷壳体的石墨电极， 石墨 电极与水冷壳体固定连接， [0012]横向贯穿水冷壳体且位于水冷壳体内中部的内部水冷板， 内部水冷板内设有数条 横向贯穿内部水冷板且内部流 通有冷却水的第二水冷管。 [0013]上述系统中， 内部水冷板、 冷却管组件 还在水冷壳体起到主 要支撑的作用。 [0014]进一步地， 冷却管组件包括： 用于连接两个石英玻璃组件的连接件、 纵向贯通连接说　明　书 1/4 页 3 CN 114707190 B 3