[发明专利]一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置

权利要求书

1.一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，该装置包括压缩空气系统(A)、水/液氮供应系统(B)、第一试验件加热-降温试验平台(C)、第二试验件加热-降温试验平台(D)和数据采集与控制系统(E)；

所述的压缩空气系统(A)向第一试验件加热-降温试验平台(C)、第二试验件加热-降温试验平台(D)提供压缩空气作为降温介质，在其提供降温介质的管路上设置数据采集与控制系统(E)可控的阀门；

所述的水/液氮供应系统(B)向第二试验件加热-降温试验平台(D)提供水/液氮作为降温介质，在其提供降温介质的管路上设置数据采集与控制系统(E)可控的阀门；

所述的第一试验件加热-降温试验平台(C)、第二试验件加热-降温试验平台(D)上分别设有红外辐射加热器(27)、接纳降温介质的冷却装置和加热-降温位置转换的轨道，轨道上设有试验件基座；试验件放置在试验件基座上随其移动可在加热端与冷却端转换，在冷却热端的外侧还设有启动降温介质释放的行程开关，当基座移动至冷却端时触发行程开关，行程开关打开，降温介质进入到冷却装置中。

2.如权利要求1所述的可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，所述的压缩空气系统(A)包括活塞式空气压缩机(1)，其空气出口与油水分离器(2)连接，通过过滤器与储气罐相连接，储气罐的出口与第一扩压段(8)相连接，初步扩压后的压缩空气经流量计(55)和空冷开闭电磁阀(35)进入空气支路，空气支路与第一试验件加热-降温试验系统(C)中作为冷却装置的阵列射流降温模块(15)连接，压缩空气在阵列射流降温模块(15)中经过进一步扩压和整流后产生阵列射流。

3.如权利要求2所述的可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，所述的油水分离器(2)通过三级精密过滤器后分别与第一储气罐(6)和第二储气罐(7)相连接，精密过滤器与储气罐之间的管路上还设有第一截止阀(31)；油水分离器(2)还通过设有第二截止阀(32)的管路与储气罐相连接；控制第一截止阀(31)、第二截止阀(32)的开闭可在过滤器堵塞工况下直接将压缩空气送入储气罐；

所述的第一储气罐(6)的上游、下游管路上还分别设有第三截止阀(33)、第四截止阀(34)，可实现单个/两个储气罐的切换。

4.如权利要求2所述的可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，所述的空冷开闭电磁阀(35)为可触发的行程开关，在其被触发后将储气罐中的压缩空气释放到阵列射流降温模块(15)中；所述的空气支路包括4通道受控分区降温金属软管和用于单通道降温金属软管，4通道受控分区降温软管上还分别设有电动调节阀，该电动调节阀受数据采集和控制系统(E)的控制，对空气流量进行调节，进而控制降温过程；所述的流量计(55)将采集的流量信号发送给数据采集与控制系统(E)。

5.如权利要求2或4所述的可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，所述的阵列射流降温模块(15)包括阵列射流降温模块上部(64)、阵列射流降温模块中部(65)和阵列射流降温模块下部(66)；

所述的阵列射流降温模块上部(64)为扩压段，包括口部和渐扩通道，在口部设有流量分配器(67)，渐扩通道中还设有多孔铁板(68)，多孔铁板(68)间夹设有多孔填充物(69)；所述的口部个数与单通道空气支路或4通道空气支路相匹配；

所述的阵列射流降温模块中部(65)为整流段，阵列射流降温模块中部(65)的通道中设有蜂窝结构(70)；

所述的阵列射流降温模块下部(66)为释放介质的喷嘴阵列，喷嘴(72)呈阵列排布在喷嘴板(71)。

6.如权利要求5所述的可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，其特征在于，压缩空气进入阵列射流降温模块(15)后，压缩空气经过流量分配器(67)在模块横截面上均匀分布并在渐扩通道中扩压，其流动过程产生的噪音由夹在多孔铁板(68)间的金属多孔填充物(69)吸收；阵列射流降温模块中部(65)对空气进行整流；阵列射流降温模块下部(66)的喷嘴阵列可更换。