技术领域
[0001] 本
发明属于高速飞行器热模拟技术领域，涉及一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置。
背景技术
[0002] 高速飞行器(尤其是高超音速飞行器)飞行速度的提升恶化了飞行器所面对的热环境，其飞行过程中会产生剧烈的
气动加热，
机体表面
温度会在气动加热的作用下升高至超过1000℃，而在飞行过程中因飞行器减速等因素影响，高温表面可能会经历一个快速降温的过程。高温表面的快速降温会引起热应
力过大、密封失效、结构
变形和破坏，对飞行器的安全和正常飞行造成严重影响。针对某些部件和材料，需要在地面模拟其快速降温的过程，观察材料和部件的具体变化情况并通
过热模拟试验检测其可靠性。
[0003] 为了降低试验成本，避免飞行试验和
风洞试验，地面的热模拟试验装置成为了众多高速飞行器进行检测的必要手段，通过在试验件表面施加所需要的热流
密度，可以在地面准确再现相关材料和部件在飞行过程中的受热和温度变化情况。
[0004] 然而，目前国内外热模拟试验装置多为气动加热过程模拟，如以红外
辐射加热器或者
石墨加热器作为热源，模拟气动加热热流，检测材料和部件在气动热作用下的具体性能，无法满足降温过程模拟的试验要求，文献中也少有类似的降温模拟装置报道。降温模拟如何实现、如何与加热过程模拟进行衔接，这些问题均会影响新的高速飞行器的开发和测试。
[0005] 为此，建设能满足高速飞行器热模拟试验要求的快速降温地面热模拟试验装置，是开发新的高速飞行器、保证其飞行安全的迫切需求，也是完善地面热模拟试验方法的重要手段。
发明内容
[0006] 本发明解决的问题在于提供一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，满足不同尺寸、不同材料试验件的快速降温需求，并能够提供不同的降温速率。
[0007] 本发明是通过以下技术方案来实现：
[0008] 一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，该装置包括压缩空气系统、
水/液氮供应系统、第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台和
数据采集与控制系统；
[0009] 所述的压缩空气系统向第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台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可控的
阀门；
[0010] 所述的水/液氮供应系统向第二试验件加热-降温试验平台提供水/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可控的阀门；
[0011] 所述的第一试验件加热-降温试验平台、第二试验件加热-降温试验平台上分别设有红外辐射加热器、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。
[0012] 所述的压缩空气系统包括
活塞式空气
压缩机，其空气出口与油水分离器连接，通过
过滤器与储气罐相连接，储气罐的出口与第一扩压段相连接，初步扩压后的压缩空气经流量计和空冷开闭
电磁阀进入空气支路，空气支路与第一试验件加热-降温试验系统中作为冷却装置的阵列射流降温模
块连接，压缩空气在阵列射流降温模块中经过进一步扩压和整流后产生阵列射流。
[0013] 所述的油水分离器通过三级精密过滤器后分别与第一储气罐和第二储气罐相连接，精密过滤器与储气罐之间的管路上还设有第一
截止阀；油水分离器还通过设有第二截止阀的管路与储气罐相连接；控制第一截止阀、第二截止阀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；
[0014] 所述的第一储气罐的上游、下游管路上还分别设有第三截止阀、第四截止阀，可实现单个/两个储气罐的切换。
[0015] 所述的空冷开闭电磁阀连接可触发的行程开关，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；所述的流量计将采集的流量
信号发送给数据采集与控制系统。
[0016] 所述的阵列射流降温模块包括阵列射流降温模块上部、阵列射流降温模块中部和阵列射流降温模块下部；
[0017] 所述的阵列射流降温模块上部为扩压段，包括口部和渐扩通道，在口部设有流量分配器，渐扩通道中还设有多孔
铁板，多孔铁板间夹设有多孔填充物)；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；
[0018] 所述的阵列射流降温模块中部为整流段，阵列射流降温模块中部的通道中设有蜂窝结构；
[0019] 所述的阵列射流降温模块下部为释放介质的
喷嘴阵列，喷嘴呈阵列排布在喷嘴板。
[0020] 在压缩空气进入阵列射流降温模块后，压缩空气经过流量分配器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间的金属多孔填充物吸收；阵列射流降温模块中部对空气进行整流，空气在流经蜂窝结构时流动平稳且流动方向一致；阵列射流降温模块下部的喷嘴阵列可更换；
[0021] 所述的水/液氮系统包括自
增压液氮罐和增压储水罐，所述的自增压液氮罐经低温流量计和流路选择截止阀进入水/液氮/空气输送管路；
[0022] 增压储水罐的上端设有加水口和与自增压液氮罐相连接的加气口，下端设有出水口，出水口经过滤器、流量计支路、流路选择截止阀与水/液氮/空气输送管路相连通；
[0023] 压缩空气系统的压缩空气由空气压缩机通过流路选择截止阀进入到水/液氮/空气输送管路；
[0024] 水/液氮/空气输送管路上设有行程开关，经水/液氮/空气开闭电磁阀与作为冷却装置的喷嘴相连接。
[0025] 所述的自增压液氮罐的液氮经低温流量计和流路选择截止阀进入水/液氮/空气输送管路；
[0026] 增压储水罐中的水在氮气瓶的压力作用下，经过滤器进入不同的流量计支路后送入水/液氮/空气输送管路，在增压储水罐出口管路上还设有调节阀，调节水射流降温和水喷雾降温时的水流量；
[0027] 打开不同的管路上的流路选择截止阀，使水/液氮/空气中的一种工质进入水/液氮/空气输送管路；水/液氮/空气开闭电磁阀在试验件到达喷嘴下方时被触发，水/液氮/空气作为冷却介质通
过喷嘴释放快速启动降温；所述的喷嘴为直管状喷嘴或
雾化喷嘴，产生射流或者喷雾。
[0028] 所述的试验件基座为水冷基座，水冷基座通过滑块安装在轨道上水冷基座在红外辐射加热器与冷却装置之间移动；
[0029] 所述的红外辐射加热器包括由水冷通道拼接形成加热器的壳体与反射面，水冷通道两端分别设置
冷却水进出口，红外辐射
灯管通过灯管固定金属片安装在红外辐射加热器，并与供电的汇流排相连接；红外辐射加热器还与
控制器功率的晶闸管智能调功器或自耦式调压器相连接；
[0030] 水箱分别通过设有冷却水调节阀的管路与红外辐射加热器的冷却水进出口、试验件基座的冷却水进出口相连接，并调节进入其中的水流量；在冷却水调节阀于红外辐射加热器的冷却水进出口之间还设有冷却水分配器，冷却水分配器将水量在红外辐射加热器的水冷通道之间均匀分配；水箱内还安装有浮子及浮子开关监控器，浮子开关监控器将浮子开关信号送入数据采集与控制系统，在低位和高位时分别报警。
[0031] 所述的数据采集和控制系统(E)包括数据采集仪、控制柜、PLC、控
制模块和计算机，其中
控制模块采用PLC和
触摸屏构成，其中PLC能够实时采集试验件表面的温度
传感器的温度数据并控制降温介质管路上的电动调节阀的开度，进而控制降温介质的流量以调节降温速率；
[0032] 触摸屏作为控制参数输入界面并可实时显示、保存来自PLC的温度数据，实时显示受控分区降温过程中试件表面温度变化情况；
[0033] 数据采集仪采集试验过程中的温度、压力和流量数据，并可对数据进行显示和存储；
[0034] 控制柜设置了多路开关和显示灯，可以为各仪表、PLC和触摸屏供电，同时活塞式空气压缩机启停、冷却水水位显示、试验件基座和红外辐射加热器的冷却水出口温度显示都集成在该控制柜中。
[0035] 与
现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：
[0036] 1)本发明有效的整合了飞行器的加热与降温系统，在加热-降温试验平台上通过直线滑轨实现试验件位置在加热端与冷却端之间的转换，在试验件达到预定温度后，沿轨道移动并触发行程开关使降温工质释放，实现降温的快速启动，能有效衔接加热与降温模拟试验过程；能够满足开发新的高速飞行器、保证其飞行安全的迫切需求，完善了地面热模拟试验方法；
[0037] 2)本发明在加热过程中针对较大尺寸红外辐射加热器采用内部水冷通道，能防止其受热变形，保证高温条件下的长期使用；
[0038] 3)本发明在提供压缩空气作为降温工质时采用了分段扩压的方式，供给试验过程所需的空气，并采用了阵列射流降温模块产生均匀的空气射流；
[0039] 4)本发明中的冷却介质供应系统可以实现压缩空气、水和液氮的供应与切换，并能够满足不同尺寸、不同材料试验件的降温试验需求；
[0040] 5)本发明的控制系统的
硬件采用了PLC和触摸屏，可以实现对大尺寸试验件降温过程的PID控制，温度数据也可进行实时显示和存储。
附图说明
[0041] 图1是本发明快速降温地面热模拟试验装置结构示意图；
[0042] 图2是本发明阵列射流降温模块的结构示意图；
[0043] 图3是本发明红外辐射加热器的结构示意图；
[0044] 图4是本发明数据采集和控制系统的触摸屏的控制参数输入与监控界面；
[0045] 图5是本发明数据采集和控制系统的触摸屏的数据汇总与导出界面；
[0046] 图6是本发明的典型试验曲线(400mm×400mm×8mm大尺寸
钛合金试验件阵列空气射流降温试验，储罐压力0.8MPa，喷嘴数量16×16，喷嘴高度5cm，9个测点在试验件表面均匀分布)；
[0047] 图中：A-压缩空气系统，B-水和液氮系统，C-第一试验件加热-降温试验平台，D-第二试验件加热-降温试验平台，E-数据采集与控制系统，1-活塞式空气压缩机，2-油水分离器，3-P级
空气过滤器，4-Q级空气过滤器，5-S级空气过滤器，6-第一储气罐(可关闭)，7-第二储气罐(常开)，8-第一扩压段，9-自增压液氮罐，10-氮气瓶，11-增压储水罐，12-过滤器，13-4通道分区受控降温用空气支路，14-单通道降温用空气支路，15-阵列射流降温模块，
16-水箱，17-第一试验件基座，18-冷却水分配器，19-不锈
钢软管，20-第一红外辐射加热器，21-第一轨道，22-第一滑块，23-水/液氮/空气输送管路，24-喷嘴，25-第二滑块，26-第二轨道，27-第二红外辐射加热器，28-第二试验件基座，29、30-供气截止阀，31-第一截止阀、32-第二截止阀，33-第三截止阀、34-第四截止阀，35-空冷开闭电磁阀，36、37、38、39-电动调节阀，40、41、42、43、44-流路选择截止阀，45-液氮输送截止阀，46-氮气瓶减压阀，47-加水口截止阀，48-加水口，49-气压平衡截止阀，50-流量调节阀，51-低温流量计52、53、54、
55-流量计，56-水/液氮/空气开闭电磁阀，57、58-冷却水调节阀，59-晶闸管智能调功器，
60-自耦
变压器，61-排水阀，62、63-行程开关，64-阵列射流降温模块上部，65-阵列射流降温模块中部，66-阵列射流降温模块下部，67-流量分配器，68-多孔铁板，69-金属多孔填充物，70-蜂窝结构，71-喷嘴板，72-喷嘴，73-汇流排，74-挂架，75-水冷通道，76-灯管固定金属片，77-红外辐射灯管，78-通道切换按钮，79-导出数据按钮，80-数据窗口，81-数据窗口，
82-图表区，83-参数调整窗口，84-开关按钮，85-数据表格。
具体实施方式
[0048] 本发明是为了适应地面热模拟试验的新要求，提供一种能够进行快速降温过程模拟的试验装置，以期衔接降温模拟与加热模拟，满足不同尺寸、不同材料试验件的快速降温需求，并能够提供不同的降温速率，实现大尺寸试验件的受控分区降温。下面结合具体的
实施例对本发明做进一步的详细说明，所述是对本发明的解释而不是限定。
[0049] 参见图1，一种可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置，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；
[0050] 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由数据采集与控制系统E可控的阀门；
[0051] 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由数据采集与控制系统E可控的阀门；
[0052] 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17；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，当轨道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。
[0053] 其中，其中压缩空气系统A、水和液氮系统B为降温模拟提供降温工质，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实现试验件的加热-降温过程，数据采集与控制系统E采集试验过程数据并可对受控分区降温模拟试验进行控制。
[0054] 第一试验件加热-降温试验平台C可容纳的最大试验件尺寸为600mm×600mm，最大加热功率为54kW。第二试验件加热-降温试验平台D可容纳的最大试验件尺寸为200mm×200mm，最大加热功率为22kW。
[0055] 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。
[0056] 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；
[0057] 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。
[0058] 所述的空冷开闭电磁阀35受行程开关62控制，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。
[0059] 具体的，活塞式空气压缩机1从室内环境吸气产生压缩空气，压缩空气经油水分离器2进行粗过滤，三级精密过滤器(3-P级空气过滤器、4-Q级空气过滤器、5-S级空气过滤器)对压缩空气进行进一步过滤，过滤器通路截止阀(31-第一截止阀、32-第二截止阀)可在更换
滤芯或者堵塞工况下将精密过滤器
短路；过滤后的压缩空气经管道送入储气罐(6-第一储气罐(可关闭)、7-第二储气罐(常开))，第一储气罐6可以依靠储气罐截止阀(33、34)断开，满足用气量少的试验工况要求；储气罐的出口连接空气扩压段8，压缩空气在渐扩通道中可以初步扩压；空冷开闭电磁阀35在行程开关62的控制下闭合接通空气流路，流量计55可以测量空气的实时流量；
法兰与单通道降温用空气支路14(金属软管)连接，组成单通道降温空气通路，4通道分区受控降温时在法兰上安装堵板，电动调节阀(36、37、38、39)分别连接4通道分区受控降温用空气支路13形成4个空气通路，可以在数据采集与控制系统E作用下为不同降温区提供不同的空气流量。
[0060] 参见图2，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；
[0061] 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；
[0062] 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；
[0063] 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。
[0064] 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，空气在流经蜂窝结构70时流动平稳且流动方向一致；阵列射流降温模块下部66的喷嘴阵列可更换；
[0065] 具体的，阵列射流降温模块上部64供压缩空气扩压，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对空气进行整流，空气在流经蜂窝结构70时流动可以更加平稳且流动方向一致性提高；66-阵列射流降温模块下部为喷嘴阵列，喷嘴72通过在喷嘴板71上钻孔加工而成；模块材质为304
不锈钢，三部分之间依靠
螺栓连接；阵列射流降温模块下部66可以根据不同试验工况对喷嘴阵列的要求进行更换；4通道阵列射流模块的结构与单通道模块相同，区别在于4通道模块的上部有4个入口和渐扩通道，中部和下部分为4个均匀的方形通道，上部和中部
焊接在一起，中部和下部之间设置
橡胶垫对4个通道进行密封。
[0066] 所述的水/液氮系统B包括自增压液氮罐9和增压储水罐11，所述的自增压液氮罐9经低温流量计51和流路选择截止阀进入水/液氮/空气输送管路；
[0067] 增压储水罐11的上端设有加水口和与自增压液氮罐9相连接的加气口，下端设有出水口，出水口经过滤器12、流量计支路、流路选择截止阀与水/液氮/空气输送管路相连通；
[0068] 压缩空气系统A的压缩空气由空气压缩机通过流路选择截止阀进入到水/液氮/空气输送管路；
[0069] 水/液氮/空气输送管路上设有形成开关，经水/液氮/空气开闭电磁阀与作为冷却装置的喷嘴相连接。
[0070] 所述的自增压液氮罐9的液氮经低温流量计51和流路选择截止阀进入水/液氮/空气输送管路，
[0071] 增压储水罐11中的水在氮气瓶10的压力作用下，经过滤器12进入不同的流量计支路后送入水/液氮/空气输送管路，在增压储水罐11出口管路上还设有调节阀50，调节水射流降温和水喷雾降温时的水流量；
[0072] 打开不同的管路上的流路选择截止阀，使水/液氮/空气中的一种工质进入水/液氮/空气输送管路；水/液氮/空气开闭电磁阀在试验件到达喷嘴24下方时被触发，水/液氮/空气作为冷却介质通过喷嘴24释放快速启动降温；所述的喷嘴24为直管状喷嘴或雾化喷嘴，产生射流或者喷雾。
[0073] 具体的，自增压液氮罐9可以驱动液氮进入流路，增压储水罐11依靠氮气瓶10的压力驱动水进入流路，另外，来自压缩空气系统A的压缩空气也进入该系统，与水和液氮共用电磁阀和后续流路，不同工质的切换由流路选择截止阀40、41、42、43、44的开闭实现：如液氮射流降温试验时打开流路选择截止阀41，水射流降或喷雾温试验时根据水流量分别打开流路选择截止阀42、43、44；水的流路装有过滤器12防止杂质影响阀门开闭和流量计的正常运行，流量调节阀50可以对水流量进行精密调节，由于水喷雾降温和水射流降温不同工况下流量变化较大，设置不同量程的流量计52、53、54；水/液氮/空气开闭电磁阀连接至手动开关，可以在试验件移动至喷嘴下方时快速手动开启降温过程。
[0074] 喷嘴24在水喷雾冷却降温时为雾化喷嘴，在空气、水和液氮射流降温时为直管型喷嘴；试验件基座和红外辐射加热器内部未设水冷通道，仅填充耐火材料，红外辐射加热器的功率通过
自耦变压器60手动调节加热电
压实现。
[0075] 所述的试验件基座17为水冷基座，水冷基座通过滑块安装在轨道上水冷基座在红外辐射加热器20与冷却装置之间移动；
[0076] 参见图3，所述的红外辐射加热器20包括由水冷通道75拼接形成加热器的壳体与反射面，水冷通道75两端分别设置冷却水进出口，红外辐射灯管77通过灯管固定金属片76安装在红外辐射加热器20，并与供电的汇流排73相连接；红外辐射加热器20还与控制器功率的晶闸管智能调功器59或自耦式调压器相连接；
[0077] 水箱16分别通过设有冷却水调节阀的管路与红外辐射加热器20的冷却水进出口、水冷基座的冷却水进出口相连接，并调节进入其中的水流量；在冷却水调节阀于红外辐射加热器20的冷却水进出口之间还设有冷却水分配器18，冷却水分配器18将水量在红外辐射加热器20的水冷通道75之间均匀分配；水箱16内还安装有浮子及浮子开关监控器，浮子开关监控器将浮子开关信号送入数据采集与控制系统E，在低位和高位时分别报警。
[0078] 具体的，汇流排为
铜制，可以为灯管供电，整个加热器固定在
铝制挂架上，矩形的水冷通道75拼接形成加热器的壳体与反射面，通道两端分别设置冷却水进出口，红外辐射灯管77通过灯管固定金属片76安装在加热器上。晶闸管智能调功器59控制红外辐射加热器20的功率，试验件置于试验件基座17上，经红外辐射加热器20加热至给定温度后在轨道上移动至阵列射流降温模块下方，同时行程开关闭合接通电磁阀，开始降温过程；冷却水调节阀57、58调节试验过程中进入试验件基座17和红外辐射加热器的水流量，冷却水分配器18将水量在红外辐射加热器20的8个通道之间均匀分配，以减小因各水冷通道水量不同而引起温度不同，防止加热器变形；水箱16内的水位由其内部安装的浮子开关监控，浮子开关信号送入数据采集与控制系统E，实现低位和高位亮灯报警。
[0079] 参见图4、5，所述的数据采集和控制系统E包括数据采集仪、控制柜、控制模块和计算机，其中控制模块采用PLC和触摸屏构成，PLC能够实时采集试验件表面的温度传感器的温度数据并控制降温介质管路上的电动调节阀的开度，进而控制降温介质的流量以调节降温速率；
[0080] 触摸屏作为控制参数输入界面并可实时显示、保存来自PLC的温度数据，实时显示受控分区降温过程中试件表面温度变化情况；
[0081] 数据采集仪采集试验过程中的温度、压力和流量数据，并可对数据显示和存储；
[0082] 控制柜设置了多路开关和显示灯，可以为各仪表、PLC和触摸屏供电，同时活塞式空气压缩机启停、冷却水水位显示、试验件基座和红外辐射加热器的冷却水出口温度显示都集成在该控制柜中。
[0083] 具体的，数据采集仪采集试验过程中的温度、压力和流量数据，并可在通过显示界面进行显示和存储数据；控制柜设置了多路开关和显示灯，可以为各仪表、PLC和触摸屏供电，此外，活塞式空气压缩机1启停、冷却水水位显示、试验件基座17和红外辐射加热器20的冷却水出口温度显示都集成在该控制柜中；PLC作为控制器按照给定控制规律实时控制降温过程中电动调节阀36、37、38、39的开度，可以实现同一试验件表面不同区域按照不同的降温曲线完成试验；PLC的控制程序可上传与
修改，其控制参数可以在触摸屏中进行调整，此外，触摸屏还可对实时温度曲线进行监控和显示，实现数据的存储和导数，编制的触摸屏界面如图4和图5所示。通道切换按钮78可以实现不同控制通道界面的切换，导出数据按钮79可以切换至如图5所示的数据汇总与导出界面，数据窗口80显示实时温度数据，数据窗口
81显示给定的温度数据，给定温度和实时温度曲线均可在图表区82实时显示，控制参数从参数调整窗口83输入，开关按钮84可以控制PLC的启停，图5数据汇总与导出界面显示控制过程中的所有时间和温度数据，并可以实现数据导出。
[0084] 上述可快速降温的飞行器地面热模拟试验装置在进行试验时的具体试验步骤如下：
[0085] 1)大尺寸试验件单通道阵列射流降温模拟试验步骤：放置好试验件，在试验件表面焊接(金属件)或者粘贴(对非金属件)
热电偶，启动数据采集与控制系统(E)，打开启动活塞式空气压缩机1给储气罐充气，打开/关闭或调节压缩空气系统A中各阀门；打开第一试验件加热-降温试验平台C中的冷却水调节阀57、58，平板试验件置于试验件基座上并移动至红外辐射加热器下方，调节晶闸管智能调功器59开启加热过程；试验件加热至预定温度后移动试验件基座至阵列射流降温模块下方，触发行程开关62，空冷开闭电磁阀打开开始降温模拟试验过程。
[0086] 2)大尺寸试验件多通道受控分区降温模拟试验步骤：按照试验时长、各通道目标降温曲线在数据采集与控制系统E中设定相关参数，在控制法兰上安装堵板，更换多通道阵列射流模块，其余试验步骤同单通道阵列射流降温模拟试验。
[0087] 3)小尺寸试验件水喷雾、液氮射流、单喷嘴空气射流冷却降温模拟试验：根据所选工质分别为自增压液氮罐9增压、为增压储水罐11补水加压或启动活塞式空气压缩机1，打开对应流路阀门，调节流量调节阀50的开度；启动数据采集与控制系统E，将试验件置于试验件基座上，经红外辐射加热器加热至预定温度后移动至喷嘴下方，触发行程开关63，水/液氮/空气电磁阀打开开始降温模拟试验过程。
[0088] 如图6所示为本发明的典型试验曲线(400mm×400mm×8mm大尺寸钛合金试验件，储罐压力0.8MPa，喷嘴数量16×16，喷嘴高度5cm，9个测点在试验件表面均匀分布)，其中横坐标为时间，纵坐标为温度，图左为温度上升段，图右为快速降温段；可以看到升温过程中能够满足试验件的加热需求，在降温时能够快速降温满足试验件的降温需求。
[0089] 以上给出的实施例是实现本发明较优的例子，本发明不限于上述实施例。本领域的技术人员根据本发明技术方案的技术特征所做出的任何非本质的添加、替换，均属于本发明的保护范围。
