本发明专利技术涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置；本发明专利技术通过利用等离子体加热器为试样件提供气动热源；辐射加热器位于第二热量反射机构的焦点处，辐射加热器产生辐射热流经第二热量反射机构反射至第一热量反射机构，第一热量反射机构再将辐射热流反射集中在试样件表面，从而实现试样件的对流和辐射耦合加热，以模拟航天飞行器在飞行过程中热防护层所承受的热环境，进而完成对高超声速飞行器结构和材料的防隔热考核，最终避免航天飞行器在实际高速飞行过程中热防护层因材料内部热分解而出现飞行器内部仪器不能正常工作和人员安全的问题发生。
【技术实现步骤摘要】
一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置
本专利技术涉及航空航天
，尤其是涉及一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置。
技术介绍
航天飞行器在高速飞行过程中，热防护材料承受严重的气动加热和辐射加热；速度较低时气动加热起主要作用，但随着速度的提高，辐射加热逐渐明显起来；再入飞行器高速再入大气层，头部高温激波层向后掠过，对防护罩形成辐射加热，这样，热防护层同时接受气动对流加热和辐射加热，二者热流率比例随飞行器的速度和高度变化；星际探测器返回舱以第二宇宙速度进入地球大气层，辐射加热量在局部轨道段可占到总加热量的三分之一以上；辐射热不仅可导致防护材料内部热的分解，更可穿过防护材料传导至飞行器内部，影响仪器和人员的安全。因此，对高超声速飞行器结构和材料进行防隔热考核研究，开发出一种等离子体气动热流和辐射热流的耦合加热装置在进行航天气动热领域的复合防热材料地面考核试验对发展深空探测、星际旅行及高超声速武器战略上具有重要意义。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，该等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置能够模拟航天飞行器在飞行过程中热防护层所承受的热环境；本专利技术提供的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，包括：第一热量反射机构，设置在使用地；第二热量反射机构，与第一热量反射机构呈对称设置；等离子体加热设备，设置在第一热量反射机构和第二热量反射机构之间，并位于靠近第一热量反射机构位置处；辐射加热设备，设置在等离子体加热设备和第二热量反射机构之间。根据另外的实施方式，第一热量反射机构和第二热量反射机构分别为第一凹面镜和第二凹面镜；其中，等离子体等离子体加热设备和辐射加热设备之间具有第一凹面镜的焦点。根据另外的实施方式，等离子体加热设备的中心线上具有第一凹面镜和第二凹面镜的焦点。根据另外的实施方式，还包括用于调节透光率的格珊挡板，格栅挡板位于焦点与辐射加热设备之间。根据另外的实施方式，格珊挡板包括：支架，设置在使用地；光束调节机构，设置在支架上。根据另外的实施方式，光束调节机构包括：驱动机构，与支架相连；若干扇叶轴，一端与驱动机构转动连接，另一端与外框转动连接。根据另外的实施方式，驱动机构包括：电机，设置在使用地；转轴，与电机相连，转轴沿径向方向设有若干传动槽；若干摇把，具有与传动槽相适配的凸起；内框，套设在转轴上，并与转轴转动连接；内框沿径向方向设有若干通孔，若干摇把通过通孔与内框转动连接；其中，扇叶轴沿内框的径向方向设置，扇叶轴一端与通孔位置处的摇把连接，扇叶轴的另一端与外框连接。根据另外的实施方式，等离子体加热设备为直流电弧等离子体发生器、交流电弧等离子体发生器、高频等离子体发生器或燃气流加热器。根据另外的实施方式，辐射加热设备为点光源。根据另外的实施方式，点光源为石英灯、电加热炭棒或弧光灯。有益效果：技术效果：本专利技术通过设置第一热量反射机构、第二热量反射机构、等离子体加热设备和辐射加热设备；该第二热量反射机构与第一热量反射机构呈对称设置；等离子体加热设备设置在第一热量反射机构和第二热量反射机构之间，并位于靠近第一热量反射机构位置处；辐射加热设备设置在等离子体加热设备和第二热量反射机构之间；与现有技术相比，通过利用等离子体加热器为试样件提供气动热源，由于试样件靠近等离子体加热器，同时位于第一热量反射机构的焦点处；辐射加热器位于第二热量反射机构的焦点处，辐射加热器产生辐射热流经第二热量反射机构反射至第一热量反射机构，第一热量反射机构再将辐射热流反射集中在试样件表面，从而实现试样件的对流和辐射耦合加热，以模拟航天飞行器在飞行过程中热防护层所承受的热环境，进而完成对高超声速飞行器结构和材料的防隔热考核，最终避免航天飞行器在实际高速飞行过程中热防护层因材料内部热分解而出现飞行器内部仪器不能正常工作和人员安全的问题发生。社会效果：本专利技术通过设置第一热量反射机构、第二热量反射机构、等离子体加热设备和辐射加热设备；该第二热量反射机构与第一热量反射机构呈对称设置；等离子体加热设备设置在第一热量反射机构和第二热量反射机构之间，并位于靠近第一热量反射机构位置处；辐射加热设备设置在等离子体加热设备和第二热量反射机构之间；与现有技术相比，可以推动我国航空航天
的发展，并且对高超声速飞行器结构和材料在发展深空探测、星际旅行及高超声速武器战略上具有重要意义。附图说明为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。图1为本专利技术提供的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置的原理示意图；图2为本专利技术中格栅挡板的主视方向结构示意图；图3为本专利技术中一个扇叶轴的光束调节机构的西南等轴侧方向结构示意图；图4为本专利技术中一个扇叶轴的光束调节机构的侧视方向结构示意图；图5为本专利技术中一个扇叶轴的光束调节机构的主视方向结构示意图；图6为本专利技术中一个扇叶轴的光束调节机构的俯视方向结构示意图；图7为图6中A-A方向的剖视图。附图标记说明：1、第一热量反射机构；2、第二热量反射机构；3、等离子体加热设备；4、辐射加热设备；5、焦点；6、格珊挡板；61、支架；62、光束调节机构；621、驱动机构；6211、电机；6212、转轴；62121、传动槽；6213、摇把；62131、凸起；6214、内框；62141、通孔；622、扇叶轴；623、外框。具体实施方式下面将结合实施例对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"长度"、"宽度"、"厚度"、"上"、"下"、"前"、"后"、"左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底"、"内"、"外"、"顺时针"、"逆时针"等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。此外，术语"第一"、"第二"仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有"第一"、"第二"的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个所述特征。在本专利技术的描述中，"多本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，包括：/n第一热量反射机构(1)，设置在使用地；/n第二热量反射机构(2)，与所述第一热量反射机构(1)呈对称设置；/n等离子体加热设备(3)，设置在所述第一热量反射机构(1)和第二热量反射机构(2)之间，并位于靠近所述第一热量反射机构(1)位置处；/n辐射加热设备(4)，设置在所述等离子体加热设备(3)和所述第二热量反射机构(2)之间。/n
【技术特征摘要】
1.一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，包括：
第一热量反射机构(1)，设置在使用地；
第二热量反射机构(2)，与所述第一热量反射机构(1)呈对称设置；
等离子体加热设备(3)，设置在所述第一热量反射机构(1)和第二热量反射机构(2)之间，并位于靠近所述第一热量反射机构(1)位置处；
辐射加热设备(4)，设置在所述等离子体加热设备(3)和所述第二热量反射机构(2)之间。
2.根据权利要求1所述的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，所述第一热量反射机构(1)和所述第二热量反射机构(2)分别为第一凹面镜和第二凹面镜；
其中，所述等离子体等离子体加热设备(3)和所述辐射加热设备(4)之间具有所述第一凹面镜的焦点(5)。
3.根据权利要求2所述的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，
所述等离子体加热设备(3)的中心线上具有所述第一凹面镜和所述第二凹面镜的焦点(5)。
4.根据权利要求3所述的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，还包括用于调节透光率的格珊挡板(6)，所述格栅挡板(6)位于所述焦点(5)与所述辐射加热设备(4)之间。
5.根据权利要求4所述的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，所述格珊挡板(6)包括：
支架(61)，设置在使用地；
光束调节机构(62)，设置在所述支架(61)上。
6.根据权利要求5所述的一种等离子体气动加热与辐射加热的耦合加热装置，其特征在于，所述光束调节机构(6...
【专利技术属性】
技术研发人员：杨忠凯，闫宪翔，杨国铭，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京;11
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