本发明公开了一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置及方法，该装置包括加热箱和设置在加热箱内的加热组件；加热组件包括多个加热管；加热管包括管壁和设置在管壁两端的接头；管壁为Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或ALON透明陶瓷管壁；加热箱上连接有向加热箱内输送冷气的空压机；该方法包括：一、确定管壁材质；二、安装模块化加热装置；三、启动模块化加热装置；四、监测空天飞机试验件的温度。本发明通过设置加热箱和加热箱内的加热组件，利用加热箱能更好的起到封闭效果，提高向外界反射红外辐射的效率；通过选用Y2O3、YAG或ALON作为管壁的加工材料，提高了钨灯丝辐射加热装置的极限温度和使用寿命。
1.一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：包括设置在空天飞机试验件（10）上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件（10）进行加热的加热组件；所述空天飞机试验件（10）的外表面上设置有温度传感器（11），所述温度传感器（11）与控制器（12）连接；
所述加热箱包括水平设置的底板（7）、水平设置在所述底板（7）正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板（7）和反射顶板单元之间的侧板组件；
所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板（6）和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板（6）两侧的反射侧部挡板（9），所述反射顶板（6）和两个反射侧部挡板（9）一体成型，所述反射顶板（6）和两个反射侧部挡板（9）围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述加热组件；所述反射顶板（6）的顶部设置有电源接口（8）；
所述侧板组件包括两组均竖向设置且对称布设在所述底板（7）上且与所述反射顶板（6）连接的第一侧板单元和第二侧板单元；
所述加热组件包括多个均水平设置在所述加热箱内的加热管（1），多个所述加热管（1）沿所述加热箱的宽度方向布设；所述加热管（1）的一端卡装在所述第一侧板单元上，所述加热管（1）的另一端卡装在所述第二侧板单元上；
所述加热管（1）包括水平设置的管壁（1‑1）和设置在所述管壁（1‑1）两端的接头（1‑3），所述管壁（1‑1）内设置有钨灯丝（1‑2），所述钨灯丝（1‑2）和两端的接头（1‑3）连接；所述管壁（1‑1）内填充有卤素气体；所述管壁（1‑1）为Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或ALON透明陶瓷管壁；
所述加热箱上连接有向所述加热箱内输送冷气的空压机（13），所述空压机（13）与所述第一侧板单元连接，所述第一侧板单元上开设有与所述空压机（13）配合的进气口（2‑3），所述空压机（13）和所述进气口（2‑3）通过冷气管（14）连接；所述第二侧板单元上开设有出气口（3‑3）；
步骤一、确定管壁材质：根据待测试的空天飞机试验件（10）的热环境模拟测试要求，确定需要对待测试的空天飞机试验件（10）施加的温度目标值,根据温度目标值的大小，选取符合该温度目标值的管壁材质；
步骤二、安装模块化加热装置：根据步骤一中选取的管壁材质制取加热管（1）的管壁（1‑1），然后待测试的空天飞机试验件（10）的上方安装模块化加热装置，使所述底板（7）布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件（10）的顶部；并在所述空天飞机试验件（10）的外表面上安装温度传感器（11），在所述电源接口（8）上连接外接电源；
步骤301、启动外接电源，通过所述电源接口（8）给所述加热管（1）通电，所述加热管（1）向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件（10），通过所述温度传感器（11）采集所述空天飞机试验件（10）的温度值；
步骤302、同时启动空压机（13），空压机（13）向所述加热箱内输送冷气，对所述加热管（1）的表面进行冷却，并通过所述出气口（3‑3）排出；
步骤四、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件（10）需要达到的测试温度值，所述温度传感器（11）对所述空天飞机试验件（10）的温度进行测量，当所述温度传感器（11）的实测值和所述空天飞机试验件（10）需要达到的测试温度值相等时，所述加热管（1）继续维持该温度向所述空天飞机试验件（10）进行加热；当所述温度传感器（11）的实测值和所述空天飞机试验件（10）需要达到的测试温度值不相等时，通过控制器（12）调节所述加热管（1）内钨灯丝（1‑2）的功率，改变所述加热管（1）向外辐射的热流，直至所述温度传感器（11）的实测值和所述空天飞机试验件（10）需要达到的测试温度值相等。
2.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述底板（7）为石英玻璃板。
3.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述反射顶板（6）的顶部开设有供所述电源接口（8）安装的通孔（6‑1），所述电源接口（8）布设在所述反射顶板（6）的中心。
4.根据权利要求1所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述第一侧板单元包括竖向设置在所述底板（7）上且布设在所述底板（7）一侧的第一下侧挡板（4）和竖向设置在所述第一下侧挡板（4）正上方且与所述第一下侧挡板（4）配合的第一上侧挡板（2）；所述第一下侧挡板（4）的底部和所述底板（7）的顶面固定连接，所述第一下侧挡板（4）的顶部和所述第一上侧挡板（2）的底部相配合，所述第一上侧挡板（2）的顶部通过螺栓和所述反射顶板（6）连接。
5.根据权利要求4所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述第一下侧挡板（4）的顶部开设有多个第一下卡装槽（4‑1），多个所述第一下卡装槽（4‑1）沿所述第一下侧挡板（4）的长度方向布设；所述第一上侧挡板（2）的底部开设有多个与第一下卡装槽（4‑1）配合的第一上卡装槽（2‑1），多个所述第一上卡装槽（2‑1）沿所述第一上侧挡板（2）的长度方向布设；所述第一下卡装槽（4‑1）的数量、所述第一上卡装槽（2‑1）的数量和所述加热管（1）的数量相等且一一对应；所述第一上侧挡板（2）的顶部开设有供所述螺栓安装的第一上安装孔（2‑2）；所述进气口（2‑3）布设在所述第一上侧挡板（2）上，所述进气口（2‑3）布设在所述第一上安装孔（2‑2）的一侧。
6.根据权利要求5所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述第二侧板单元包括竖向设置在所述底板（7）上且布设在所述底板（7）另一侧的第二下侧挡板（5）和竖向设置在所述第二下侧挡板（5）正上方且与所述第二下侧挡板（5）配合的第二上侧挡板（3）；所述第二下侧挡板（5）的底部和所述底板（7）的顶面固定连接，所述第二下侧挡板（5）的顶部和所述第二上侧挡板（3）的底部相配合，所述第二上侧挡板（3）的顶部通过螺栓和所述反射顶板（6）连接。
7.根据权利要求6所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述第二下侧挡板（5）的顶部开设有多个第二下卡装槽（5‑1），多个第二下卡装槽（5‑1）沿所述第二下侧挡板（5）的长度方向布设；所述第二上侧挡板（3）的底部开设有多个与第二下卡装槽（5‑1）配合的第二上卡装槽（3‑1），多个所述第二上卡装槽（3‑1）沿所述第二上侧挡板（3）的长度方向布设；所述第二下卡装槽（5‑1）的数量、所述第二上卡装槽（3‑1）的数量和所述加热管（1）的数量相等且一一对应；所述第二上侧挡板（3）的顶部开设有供所述螺栓安装的第二上安装孔（3‑2）；所述出气口（3‑3）布设在所述第二上侧挡板（3）上，所述出气口（3‑
8.根据权利要求7所述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热方法，其特征在于：所述加热管（1）的一端卡装在相配合的所述第一下卡装槽（4‑1）和第一上卡装槽（2‑1）之间，所述加热管（1）的另一端卡装在相配合的第二下卡装槽（5‑1）和第二上卡装槽（3‑1）之间。
一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置及方法
技术领域
[0001] 本发明属于空天飞机热环境模拟技术领域，尤其是涉及一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置及方法。
背景技术
[0002] 航空航天飞机，简称空天飞机，在现在和未来的航空发展中的地位越来越重要，随着世界各国在航空航天飞行器领域的高度发展，在航空航天飞行器进行高超声速飞行后出现的气动加热现象非常严重，航空航天飞行器的外壳温度将超过1200°C；而面对气动加热产生的高温，难免会降低航空航天飞行器外壳的强度极限和飞行器结构的承载能力，使飞行器材料产生热变形，破坏部件的气动外形并影响安全飞行，为了保证航空航天飞行器的飞行安全，需要对航空航天飞行器进行超高温模拟试验，在进行超高温模拟试验时，常选用钨卤素灯作为航空航天飞行器的加热元件，钨卤素灯是通过钨灯丝辐射对结构进行加热，且钨卤素灯灯管中存有卤素气体以保证蒸发的钨蒸汽不会遇冷凝结到灯的外壁上，从而保障钨灯丝的寿命。
[0003] 目前，对航空航天飞行器进行超高温模拟试验，一般采用的加热装置都体型较大，不方便对灯管的安装和更换，且超高温模拟试验采用的加热装置中大多采用石英玻璃作为灯管管壁，石英玻璃在1200℃以上工况时存在逐渐软化等缺陷，在高温下容易形成鼓包甚至损坏，无法在该工况下长时间输出高热流。石英玻璃在1500℃时，使用寿命急剧缩短。石英玻璃的这些缺陷极大地限制了钨卤素灯加热装置的发展；且又由于难以从制备工艺等方面提升石英玻璃的高温强度；另外，在对航空航天飞行器加热的过程中，测试人员往往只能实行单一的温度控制来对航空航天飞行器进行测试，不利于体现航空航天飞行器整体的加热性能，从而影响对航空航天飞行器在加热过程中的热变形分析和强度极限分析。因此，需要一种既能解决加热过程中出现的灯管的相关问题，又能满足对航空航天飞行器性能分析的加热装置。
发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术中的不足，提供一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，通过设置加热箱和加热箱内的加热组件，利用加热箱能更好的起到封闭效果，提高向外界反射红外辐射的效率；通过选用Y2O3、YAG或ALON作为管壁的加工材料，能更好的提高加热管的强度和耐高温性能，提高了钨灯丝辐射加热装置的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：包括设置在空天飞机试验件上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件进行加热的加热组件；所述空天飞机试验件的外表面上设置有温度传感器，所述温度传感器与控制器连接；
[0006] 所述加热箱包括水平设置的底板、水平设置在所述底板正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板和反射顶板单元之间的侧板组件；
[0007] 所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板两侧的反射侧部挡板，所述反射顶板和两个反射侧部挡板一体成型，所述反射顶板和两个反射侧部挡板围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述加热组件；所述反射顶板的顶部设置有电源接口；
[0008] 所述侧板组件包括两组均竖向设置且对称布设在所述底板上且与所述反射顶板连接的第一侧板单元和第二侧板单元；
[0009] 所述加热组件包括多个均水平设置在所述加热箱内的加热管，多个所述加热管沿所述加热箱的宽度方向布设；所述加热管的一端卡装在所述第一侧板单元上，所述加热管的另一端卡装在所述第二侧板单元上；
[0010] 所述加热管包括水平设置的管壁和设置在所述管壁两端的接头，所述管壁内设置有钨灯丝，所述钨灯丝和两端的接头连接；所述管壁内填充有卤素气体；所述管壁为Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或ALON透明陶瓷管壁；
[0011] 所述加热箱上连接有向所述加热箱内输送冷气的空压机，所述空压机与所述第一侧板单元连接，所述第一侧板单元上开设有与所述空压机配合的进气口，所述空压机和所述进气口通过冷气管连接；所述第二侧板单元上开设有出气口。
[0012] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述底板为石英玻璃板。
[0013] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述反射顶板的顶部开设有供所述电源接口安装的通孔，所述电源接口布设在所述反射顶板的中心。
[0014] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述第一侧板单元包括竖向设置在所述底板上且布设在所述底板一侧的第一下侧挡板和竖向设置在所述第一下侧挡板正上方且与所述第一下侧挡板配合的第一上侧挡板；所述第一下侧挡板的底部和所述底板的顶面固定连接，所述第一下侧挡板的顶部和所述第一上侧挡板的底部相配合，所述第一上侧挡板的顶部通过螺栓和所述反射顶板连接。
[0015] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述第一下侧挡板的顶部开设有多个第一下卡装槽，多个所述第一下卡装槽沿所述第一下侧挡板的长度方向布设；所述第一上侧挡板的底部开设有多个与第一下卡装槽配合的第一上卡装槽，多个所述第一上卡装槽沿所述第一上侧挡板的长度方向布设；所述第一下卡装槽的数量、所述第一上卡装槽的数量和所述加热管的数量相等且一一对应；所述第一上侧挡板的顶部开设有供所述螺栓安装的第一上安装孔；所述进气口布设在所述第一上侧挡板上，所述进气口布设在所述第一上安装孔的一侧。
[0016] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述第二侧板单元包括竖向设置在所述底板上且布设在所述底板另一侧的第二下侧挡板和竖向设置在所述第二下侧挡板正上方且与所述第二下侧挡板配合的第二上侧挡板；所述第二下侧挡板的底部和所述底板的顶面固定连接，所述第二下侧挡板的顶部和所述第二上侧挡板的底部相配合，所述第二上侧挡板的顶部通过螺栓和所述反射顶板连接。
[0017] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述第二下侧挡板的顶部开设有多个第二下卡装槽，多个第二下卡装槽沿所述第二下侧挡板的长度方向布设；所述第二上侧挡板的底部开设有多个与第二下卡装槽配合的第二上卡装槽，多个所述第二上卡装槽沿所述第二上侧挡板的长度方向布设；所述第二下卡装槽的数量、所述第二上卡装槽的数量和所述加热管的数量相等且一一对应；所述第二上侧挡板的顶部开设有供所述螺栓安装的第二上安装孔；所述出气口布设在所述第二上侧挡板上，所述出气口布设在所述第二上安装孔的一侧。
[0018] 上述的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置，其特征在于：所述加热管的一端卡装在相配合的所述第一下卡装槽和第一上卡装槽之间，所述加热管的另一端卡装在相配合的第二下卡装槽和第二上卡装槽之间。
[0019] 本发明还提供了一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置对空天飞机试验件进行加热的方法，其特征在于：该方法包括以下步骤：
[0020] 步骤一、确定管壁材质：根据待测试的空天飞机试验件的热环境模拟测试要求，确定需要对待测试的空天飞机试验件施加的温度目标值,根据温度目标值的大小，选取符合该温度目标值的管壁材质；
[0021] 步骤二、安装模块化加热装置：根据步骤一中选取的管壁材质制取加热管的管壁，然后待测试的空天飞机试验件的上方安装模块化加热装置，使所述底板布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件的顶部；并在所述空天飞机试验件的外表面上安装温度传感器，在所述电源接口上连接外接电源；
[0022] 步骤三、启动模块化加热装置，过程如下：
[0023] 步骤301、启动外接电源，通过所述电源接口给所述加热管通电，所述加热管向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件，通过所述温度传感器采集所述空天飞机试验件的温度值；
[0024] 步骤302、同时启动空压机，空压机向所述加热箱内输送冷气，对所述加热管的表面进行冷却，并通过所述出气口排出；
[0025] 步骤四、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值，所述温度传感器对所述空天飞机试验件的温度进行测量，当所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值相等时，所述加热管继续维持该温度向所述空天飞机试验件进行加热；当所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值不相等时，通过控制器调节所述加热管内钨灯丝的功率，改变所述加热管向外辐射的热流，直至所述温度传感器的实测值和所述空天飞机试验件需要达到的测试温度值相等。
[0026] 本发明的有益效果是通过设置加热箱和加热箱内的加热组件，利用加热箱能更好的起到封闭效果，提高向外界反射红外辐射的效率；通过选用Y2O3、YAG或ALON作为管壁的加工材料，能更好的提高加热管的强度和耐高温性能，提高了钨灯丝辐射加热装置的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益；另外通过设置空压机，可向所述加热箱内输送空气，对所述加热箱内的加热管进行冷却，有效降低了加热管的服役温度，提高了加热管的使用周期。
[0027] 下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
附图说明
[0028] 图1为本发明的爆炸图。
[0029] 图2为本发明加热管的结构示意图。
[0030] 图3为本发明的使用状态图。
[0031] 图4为本发明的电路原理框图。
[0032] 图5为本发明的方法流程框图。
[0033] 附图标记说明:
[0034] 1—加热管； 1‑1—管壁； 1‑2—钨灯丝；
[0035] 1‑3—接头； 2—第一上侧挡板； 2‑1—第一上卡装槽；
[0036] 2‑2—第一上安装孔； 2‑3—进气口； 3—第二上侧挡板；
[0037] 3‑1—第二上卡装槽； 3‑2—第二上安装孔； 3‑3—出气口；
[0038] 4—第一下侧挡板； 4‑1—第一下卡装槽； 5—第二下侧挡板；
[0039] 5‑1—第二下卡装槽； 6—反射顶板； 6‑1—通孔；
[0040] 6‑2—安装孔； 7—底板； 8—电源接口；
[0041] 9—反射侧部挡板； 10—空天飞机试验件； 11—温度传感器；
[0042] 12—控制器； 13—空压机； 14—冷气管。
具体实施方式
[0043] 如图1至图4所示，本发明包括设置在空天飞机试验件10上方的加热箱和设置在所述加热箱内对空天飞机试验件10进行加热的加热组件；所述空天飞机试验件10的外表面上设置有温度传感器11，所述温度传感器11与控制器12连接；
[0044] 所述加热箱包括水平设置的底板7、水平设置在所述底板7正上方的反射顶板单元、以及竖向设置在所述底板7和反射顶板单元之间的侧板组件；
[0045] 所述反射顶板单元包括水平设置的反射顶板6和两个均竖向设置且对称布设在所述反射顶板6两侧的反射侧部挡板9，所述反射顶板6和两个反射侧部挡板9一体成型，所述反射顶板6和两个反射侧部挡板9围成门字形顶板件，所述反射顶板单元的开口朝向所述加热组件；所述反射顶板6的顶部设置有电源接口8；
[0046] 所述侧板组件包括两组均竖向设置且对称布设在所述底板7上且与所述反射顶板6连接的第一侧板单元和第二侧板单元；
[0047] 所述加热组件包括多个均水平设置在所述加热箱内的加热管1，多个所述加热管1沿所述加热箱的宽度方向布设；所述加热管1的一端卡装在所述第一侧板单元上，所述加热管1的另一端卡装在所述第二侧板单元上；
[0048] 所述加热管1包括水平设置的管壁1‑1和设置在所述管壁1‑1两端的接头1‑3，所述管壁1‑1内设置有钨灯丝1‑2，所述钨灯丝1‑2和两端的接头1‑3连接；所述管壁1‑1内填充有卤素气体；所述管壁1‑1为Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或ALON透明陶瓷管壁；
[0049] 所述加热箱上连接有向所述加热箱内输送冷气的空压机13，所述空压机13与所述第一侧板单元连接，所述第一侧板单元上开设有与所述空压机13配合的进气口2‑3，所述空压机13和所述进气口2‑3通过冷气管14连接；所述第二侧板单元上开设有出气口3‑3。
[0050] 本发明通过设置加热箱和加热箱内的加热组件，利用加热箱能更好的起到封闭效果，提高向外界反射红外辐射的效率；通过选用Y2O3、YAG或ALON作为管壁1‑1的加工材料，能更好的提高加热管1的强度和耐高温性能，提高了钨灯丝辐射加热装置的极限温度和使用寿命，创造了良好的经济效益；另外通过设置空压机13，可向所述加热箱内输送空气，对所述加热箱内的加热管1进行冷却，有效降低了加热管1的服役温度，提高了加热管1的使用周期。
[0051] 实际使用时，第一下侧挡板4、所述第一上侧挡板2、第二上侧挡板3、所述第二上侧挡板3、以及反射顶板单元均采用铝合金加工而成，用于封闭加热箱，并反射红外辐射。所述管壁1‑1可选用Y2O3透明陶瓷管壁、YAG透明陶瓷管壁或者ALON透明陶瓷管壁；其中，Y2O3透3
明陶瓷材料体积密度为5.03g/cm ，常温抗弯强度为200MPa，断裂韧性为2.5MPa，弹性模量为164GPa，泊松比为0.29，维氏硬度为11GPa，热导率为14W/mk，热膨胀系数（25℃ 1000℃）~
‒6 ‒6
为6×10 7×10 ，透过波段为0.25μm 8μm，最大透光率为81%，折射率（n@1000nm）为1.95，~ ~
‒4
介电常数为11.8，介电损耗为5×10 ，熔点温度为2430℃。
[0052] YAG透明陶瓷材料体积密度为4.55g/cm3，常温抗弯强度为300MPa，断裂韧性为2.0MPa，弹性模量为234GPa，泊松比为0.23，维氏硬度为13.4GPa，热导率为12W/mk，热膨胀‒6
系数（25℃ 1000℃）为8×10 ，透过波段为0.25μm 6μm，最大透光率为84%，折射率（n@~ ~
‒4
1000nm）为1.82，介电常数为10.81MHz，介电损耗为5×10 ，熔点温度为1950℃。
[0053] ALON透明陶瓷材料体积密度为3.72g/cm3，常温抗弯强度为300MPa，断裂韧性为1.4MPa，弹性模量为317GPa，泊松比为0.24，维氏硬度为16GPa，热导率为12.6W/mk，热膨胀‒6
系数（25℃ 1000℃）为5.83×10 ，透过波段为0.25μm 5μm，最大透光率为80.2%，折射率（n@~ ~
‒4
1000nm）为1.79，介电常数为9.91MHz，介电损耗为小于5×10 ，熔点温度为2165℃。
[0054] 本发明实际使用时，利用模块化加热装置对空天飞机进行热环境模拟的方法，首先根据空天飞机热环境模拟所达到的温度选取所述管壁1‑1的材质，将确定好材质的加热管1安装到所述加热箱内，在所述电源接口8上连接加热电源，启动加热电源，多个所述加热管1通过底板7向外辐射热流，对空天飞机或者空天飞机试验件10进行热环境模拟试验。
[0055] 本实施例中，所述底板7为石英玻璃板。
[0056] 实际使用时，所述底板7由石英玻璃制成，可用于透射加热管1散发的红外辐射。
[0057] 如图1所示，本实施例中，所述反射顶板6的顶部开设有供所述电源接口8安装的通孔6‑1，所述电源接口8布设在所述反射顶板6的中心。
[0058] 实际使用时，所述反射顶板6的两端均开设有供螺栓安装的安装孔6‑2；所述第一侧板单元和第二侧板单元分别布设在所述反射顶板6的两端。
[0059] 如图1所示，本实施例中，所述第一侧板单元包括竖向设置在所述底板7上且布设在所述底板7一侧的第一下侧挡板4和竖向设置在所述第一下侧挡板4正上方且与所述第一下侧挡板4配合的第一上侧挡板2；所述第一下侧挡板4的底部和所述底板7的顶面固定连接，所述第一下侧挡板4的顶部和所述第一上侧挡板2的底部相配合，所述第一上侧挡板2的顶部通过螺栓和所述反射顶板6连接。
[0060] 如图1所示，本实施例中，所述第一下侧挡板4的顶部开设有多个第一下卡装槽4‑1，多个所述第一下卡装槽4‑1沿所述第一下侧挡板4的长度方向布设；所述第一上侧挡板2的底部开设有多个与第一下卡装槽4‑1配合的第一上卡装槽2‑1，多个所述第一上卡装槽2‑
1沿所述第一上侧挡板2的长度方向布设；所述第一下卡装槽4‑1的数量、所述第一上卡装槽
2‑1的数量和所述加热管1的数量相等且一一对应；所述第一上侧挡板2的顶部开设有供所述螺栓安装的第一上安装孔2‑2；所述进气口2‑3布设在所述第一上侧挡板2上，所述进气口
2‑3布设在所述第一上安装孔2‑2的一侧。
[0061] 如图1所示，本实施例中，所述第二侧板单元包括竖向设置在所述底板7上且布设在所述底板7另一侧的第二下侧挡板5和竖向设置在所述第二下侧挡板5正上方且与所述第二下侧挡板5配合的第二上侧挡板3；所述第二下侧挡板5的底部和所述底板7的顶面固定连接，所述第二下侧挡板5的顶部和所述第二上侧挡板3的底部相配合，所述第二上侧挡板3的顶部通过螺栓和所述反射顶板6连接。
[0062] 如图1所示，本实施例中，所述第二下侧挡板5的顶部开设有多个第二下卡装槽5‑1，多个第二下卡装槽5‑1沿所述第二下侧挡板5的长度方向布设；所述第二上侧挡板3的底部开设有多个与第二下卡装槽5‑1配合的第二上卡装槽3‑1，多个所述第二上卡装槽3‑1沿所述第二上侧挡板3的长度方向布设；所述第二下卡装槽5‑1的数量、所述第二上卡装槽3‑1的数量和所述加热管1的数量相等且一一对应；所述第二上侧挡板3的顶部开设有供所述螺栓安装的第二上安装孔3‑2；所述出气口3‑3布设在所述第二上侧挡板3上，所述出气口3‑3布设在所述第二上安装孔3‑2的一侧。
[0063] 如图1所示，本实施例中，所述加热管1的一端卡装在相配合的所述第一下卡装槽4‑1和第一上卡装槽2‑1之间，所述加热管1的另一端卡装在相配合的第二下卡装槽5‑1和第二上卡装槽3‑1之间。
[0064] 如图1至图5所示的一种空天飞机热环境模拟用模块化加热装置对空天飞机试验件进行加热的方法，该方法包括以下步骤：
[0065] 步骤一、确定管壁材质：根据待测试的空天飞机试验件10的热环境模拟测试要求，确定需要对待测试的空天飞机试验件10施加的温度目标值,根据温度目标值的大小，选取符合该温度目标值的管壁材质；
[0066] 步骤二、安装模块化加热装置：根据步骤一中选取的管壁材质制取加热管1的管壁1‑1，然后待测试的空天飞机试验件10的上方安装模块化加热装置，使所述底板7布设在靠近待测试的所述空天飞机试验件10的顶部；并在所述空天飞机试验件10的外表面上安装温度传感器11，在所述电源接口8上连接外接电源；
[0067] 步骤三、启动模块化加热装置，过程如下：
[0068] 步骤301、启动外接电源，通过所述电源接口8给所述加热管1通电，所述加热管1向外辐射热流，加热所述空天飞机试验件10，通过所述温度传感器11采集所述空天飞机试验件10的温度值；
[0069] 步骤302、同时启动空压机13，空压机13向所述加热箱内输送冷气，对所述加热管1的表面进行冷却，并通过所述出气口3‑3排出；
[0070] 步骤四、监测空天飞机试验件的温度：根据所述空天飞机试验件10需要达到的测试温度值，所述温度传感器11对所述空天飞机试验件10的温度进行测量，当所述温度传感器11的实测值和所述空天飞机试验件10需要达到的测试温度值相等时，所述加热管1继续维持该温度向所述空天飞机试验件10进行加热；当所述温度传感器11的实测值和所述空天飞机试验件10需要达到的测试温度值不相等时，通过控制器12调节所述加热管1内钨灯丝1‑2的功率，改变所述加热管1向外辐射的热流，直至所述温度传感器11的实测值和所述空天飞机试验件10需要达到的测试温度值相等。
[0071] 本发明通过对加热管1内钨灯丝1‑2功率的调节，可精准调节灯管的辐射热流大小，方便对所述空天飞机试验件10的加热。所述空天飞机试验件10和本模块化加热装置之间的距离优选为5cm。如图3所示，为未连接外接电源时，本模块化加热装置和所述空天飞机试验件10的使用状态图。
[0072] 以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何限制，凡是根据本发明技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、变更以及等效结构变化，均仍属于本发明技术方案的保护范围内。
