高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置

摘要

高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置，包括硅钼加热器阵列、高温陶瓷支座、隔热基座、高温陶瓷平板、高超声速飞行器平面试验件材料、高温隔热材料、热电偶温度传感器与计算机。本发明能够在进行高超声速飞行器材料辐射加热试验研究时，实现有氧环境下的高马赫数飞行器单侧面飞行热环境，测量高超声速飞行器材料在极端有氧高温环境下的隔热特性参数。为研制高速航天航空器提供重要的极端热环境试验测试手段。

主权项

高超声速飞行器材料1800度有氧环境下单侧面高温试验装置,其特征在于包括：硅钼加热器阵列(1)、高温陶瓷支座(2)、隔热基座(3)、硅钼加热器中部支撑架(4)、高温陶瓷平板(5)、高超声速飞行器平面试验件材料(6)、高温隔热材料(7)、热电偶温度传感器(8)、导线(9)与计算机(10)；硅钼加热器阵列(1)固定在高温陶瓷支座(2)的圆孔中，形成一个水平放置的密集排列的平面加热阵列；硅钼加热器阵列(1)通电后能够生成高达1800℃的有氧高温热环境；高温陶瓷支座(2)放置在隔热基座(3)上，硅钼加热器支撑架(4)放置在硅钼加热器阵列(1)的中部，高温陶瓷支座(2)上安放有开有方形透热孔的高温陶瓷平板(5)，高超声速飞行器平面试验件材料(6)放置在高温陶瓷平板(5)的上面，高超声速飞行器平面试验件材料(6)的下表面中部和上表面中部安装有热电偶温度传感器(8)，热电偶温度传感器(8)输出通过导线(9)与计算机(10)连接；计算机(10)自动记录极端高温环境下高超声速飞行器平面试验件材料(6)上、下表面的温度变化数据和温度差，通过热电偶温度传感器(8)测量得到高超声速飞行器平面试验件材料(6)的隔热性能参数；所述硅钼加热器阵列(1)由生成1800℃有氧高温环境的硅钼棒组成；所述硅钼加热器阵列(1)中部的硅钼加热器支撑架(4)由耐1800℃的高温陶瓷制成，用于避免硅钼加热器阵列(1)在1800℃高温环境下其中部的下垂变形；所述硅钼加热器支撑架(4)上有与硅钼加热器阵列(1)直径匹配的半圆形凹槽。