CN114739717B - 空天飞机地面热强度测试试验的水路系统及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了空天飞机地面热强度测试试验的水路系统及其设计方法，涉及飞机测试技术领域，水路系统包括上下对称设置的两组水冷板组，以位于上方的一组水冷板组为例，所述水冷板组自下而上依次包括金属加热板、水冷回路板以及背板。设计方法包括以下步骤：S1、装配导水管；S2、上高温下常温模式；S3、上低温下常温模式；S4、下高温上常温模式；S5、下低温上常温模式。本发明的水路系统采用单通道水路设计，在水冷回路板中采用导流肋片和导流翅片能够使冷却液曲折均匀流动，操作方便，大大提高了测试效率。

Description

空天飞机地面热强度测试试验的水路系统及其设计方法

技术领域

本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及空天飞机地面热强度测试试验的水路系统及其设计方法。

背景技术

水冷板在飞机强度测试的地面热试验中使用广泛，水冷板用于带走试验件或传感器的多余热量，从而使模拟试验件达到冷端边界条件或使传感器处于安全使用温度范围内，这对于经常需要高温试验的飞机结构件测试来说至关重要。

在基于防护热板法等飞机测试方法的稳态热导率测试装置中，计量板与防护板组成的加热板通常一体化加工成型。但是在飞机测试时，一些特殊的结构件中比如飞机内饰，飞机内饰是飞机客舱的重要组成部分，沿客舱侧壁截面从外到内分别为蒙皮、隔热层、内饰板，以及空气间隙组成的组合结构，在夏天炎热气候条件下，飞机在地面停放时蒙皮的温度可能会达到70℃，在万米高空飞行时蒙皮的表面温度可能会低至-55℃，而内饰板的温度始终保持在20-30℃的常温条件，因此，需要根据蒙皮和内饰板的测试温度差异改善传统加热板水冷板。

针对该实验条件，现有的回字形水冷板内部的冷却水路通常设置为双通道，即一条水路用于冷却与计量板贴合的中心水冷板，另一条水路用于冷却与防护板贴合的四周水冷板。但现有的双通道水路设计存在以下几方面问题：

为在水冷板厚度方向给双通道进出水路径预留空间，会导致回字形水冷板整体过厚、重量过大，既费工费料，又不便于装配；

双通道设计需要在中心水冷板侧壁开设一进一出两个开口，在四周水冷板侧壁开设两进两出四个开口，较多的开口使得管路连接接口较多，增大了管路连接工作量的同时也增大了管路连接问题出现的风险。

发明内容

针对上述存在的问题，本发明提供了空天飞机地面热强度测试试验的水路系统及其设计方法。

本发明的技术方案是：

空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，包括上下对称设置的两组水冷板组，以位于上方的一组水冷板组为例，所述水冷板组自下而上依次包括金属加热板、水冷回路板以及背板；

所述金属加热板为矩形，金属加热板包括位于其中部的计量板以及位于所述计量板周围并与计量板一体成型的防护板，所述防护板与计量板的连接点位于计量板的4个顶点处，每两个相邻的所述连接点之间均设有一个第一狭缝；

所述水冷回路板包括中心水冷板和四周水冷板，所述中心水冷板和四周水冷板之间通过夹层连接，中心水冷板的位置和面积大小与所述计量板对应一致，四周水冷板的位置和面积大小与所述防护板对应一致，所述夹层内部开设有4个第二狭缝，所述第二狭缝的位置和面积大小分别与所述第一狭缝对应一致，中心水冷板前侧内壁中部设有一个导流肋片，所述导流肋片两侧对称设有若干个导流翅片，中心水冷板两侧内壁也对称设有若干个导流翅片；

所述中心水冷板前侧壁对应所述导流肋片的两侧分别设有第一进水口和第一出水口，所述四周水冷板前侧壁对应所述第一进水口的位置处设有第二进水口，四周水冷板前侧壁对应所述第一出水口的位置处设有第二出水口，所述第二进水口相对所述第二出水口一侧的四周水冷板前侧壁还设有第三出水口，第一进水口与第二进水口之间、第一出水口与第二出水口之间、第三出水口上均能够装配导水管，第二进水口、第二出水口、第三出水口和所述导水管内部均能够装配密封板；

所述背板包括中心背板和四周背板，所述中心背板的位置和面积大小与所述中心水冷板对应一致，所述四周背板的位置和面积大小与所述四周水冷板对应一致，中心背板和四周背板之间设有回字形的第三狭缝。

进一步地，所述金属加热板底面设有若干导线槽，所述导线槽与所述第一狭缝的连接处对应第一狭缝的两侧均设有安装槽，导线槽内部对应金属加热板的中部和四周均设有若干所述安装槽，每个安装槽内部均嵌设有温度传感器，所述温度传感器共设有18-26个，金属加热板的材质为铜。铜的导热性能好，且通过导线槽的设置能够使温度传感器的导线不会与待测试的飞机构件相接触。

进一步地，所述导流肋片末端延伸至所述中心水冷板后侧内壁，且导流肋片末端与中心水冷板后侧内壁的间距为所述导流翅片长度的1/3~1/2。保证了冷却水或液态乙醇在中心水冷板内部的流动。

更进一步地，所述导流肋片两侧各设有两个导流翅片，中心水冷板两侧内壁各设有一个导流翅片。通过导流翅片使中心水冷板内部的冷却水或液态乙醇能够以均匀的流速曲折流动。

更进一步地，所述第一出水口所对应的一个所述导流翅片为活动翅片，所述活动翅片顶部中心处设有滑块，所述滑块与所述中心背板底面设有的下滑槽滑动连接，中心背板顶面设有与所述下滑槽位置及长宽大小对应一致的上滑槽，所述上滑槽与下滑槽之间的中心背板厚度为1~2cm，上滑槽内部滑动设有用于带动滑块滑动的磁铁块，所述磁铁块与所述滑块磁吸对接，滑块的材质为铁，所述水冷回路板和所述背板的材质均为铝。通过磁铁块控制滑块滑动从而带动活动翅片滑动，调节活动翅片在导流肋片上的位置从而调节中心水冷板内部的冷却水或液态乙醇流速。

优选地，所述活动翅片前侧壁与所述第一出水口对应位置处设有密封片，所述密封片与第一出水口面积大小相同，所述磁铁块上部两端延伸至所述中心背板上表面，磁铁块两端各开设有一个螺纹孔，所述螺纹孔内部螺纹连接有紧固螺钉，所述紧固螺钉底部与中心背板上表面相抵接，所述上滑槽两侧壁各设有一个限位槽，磁铁块下部两侧壁各设有一个与所述限位槽滑动连接的限位块。通过紧固螺钉的设置能够使磁铁块进行固定，通过限位槽的设置能够将磁铁块进行有效限位。

进一步地，所述水冷板组的中部设有两个装配孔，水冷板组的四周均设有若干装配孔，所述装配孔依次贯穿所述金属加热板、水冷回路板以及背板。通过装配孔使金属加热板、水冷回路板以及背板紧密连接。

本发明还公开了上述空天飞机地面热强度测试试验的水路系统的设计方法，包括以下步骤：

S1、装配导水管：首先将一个导水管安装在第一进水口与第二进水口之间，将另一个导水管安装在第三出水口上，将密封板安装在第二出水口上；

S2、上高温下常温模式：将待测试的飞机构件放置在两组水冷板组中间，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板通电加热模拟高温，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件下部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S3、上低温下常温模式：保持步骤S1中待测试的飞机构件的放置位置，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板内通入液态乙醇模拟低温，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度；

S4、下高温上常温模式：与步骤S1中的飞机构件位置相比，将待测试的飞机构件位置翻转放置在两组水冷板组中间，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板通电加热模拟高温，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件上部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S5、下低温上常温模式：保持步骤S4中待测试的飞机构件的放置位置，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板内通入液态乙醇模拟低温，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度。

更进一步地，所述高温为80-100℃，所述低温为-55±3℃，所述常温为20-27℃，所述步骤S2和S4中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以上、金属加热板的高温温度以下，步骤S3和S5中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以下、水冷回路板的低温温度以上。确保能够实现指定的常温条件温度范围。

本发明的有益效果是：

（1）本发明的水路系统采用单通道水路设计，在水冷回路板中采用导流肋片和导流翅片能够使冷却液曲折均匀流动，在水冷回路板厚度方向只需预留单通道进出水路径空间，使得水冷回路板厚度下降、重量减轻，既节省物料工时，又方便水冷板与金属平板进行装配；

（2）本发明的水路系统在中心水冷板侧壁开设一进一出两个开口，在四周水冷板侧壁开设一进两出三个开口，减少了侧壁开口数量和管路接口数量，减少管路连接工作量的同时也提高了管路连接的可靠性；

（3）本发明的水路系统中设置有活动翅片，并通过磁铁块控制滑块滑动从而带动活动翅片滑动，调节活动翅片在导流肋片上的位置从而调节中心水冷板内部的冷却液流速，从而根据冷却需要选择不同的流速；同时，活动翅片设有的密封片还能够与第一出水口对接密封，从而改变水冷回路板的冷却液流动方向，可选择装配不同位置的导水管调节冷却液仅在中心水冷板内部流动或仅在四周水冷板内部流动，实现了飞机构件不同部位的精确降温；

（4）本发明的水路系统的设计方法针对一些特殊的飞机构件如飞机内饰的材料特性，做出对该类型飞机构件位于地面或高空中的温度环境准确测试，且操作方便，无需频繁更换水冷板或加热板，大大提高了测试效率。

附图说明

图1是本发明的水路系统整体结构示意图；

图2是本发明的实施例1中位于上方的水冷板组拆分结构示意图；

图3是本发明的实施例2中位于上方的水冷板组拆分结构示意图；

图4是本发明的实施例2中磁铁块及上滑槽结构示意图；

图5是本发明的实施例2中中心背板及下滑槽结构示意图；

图6是本发明的实施例1中金属加热板底部导线槽及安装槽结构示意图；

图7是本发明的实施例1中温度传感器位置示意图；

图8是本发明的实施例3中水路系统的设计方法流程图。

其中，1-金属加热板，11-计量板，12-防护板，13-连接点，14-第一狭缝，15-导线槽，16-安装槽，17-温度传感器，2-水冷回路板，21-中心水冷板，211-第一进水口，212-第一出水口，22-四周水冷板，221-第二进水口，222-第二出水口，223-第三出水口，23-夹层，24-第二狭缝，25-导流肋片，26-导流翅片，3-背板，31-中心背板，32-四周背板，33-第三狭缝，34-下滑槽，35-上滑槽，36-限位槽，4-导水管，5-密封板，61-滑块，62-密封片，7-磁铁块，71-螺纹孔，72-紧固螺钉，73-限位块，8-装配孔。

具体实施方式

实施例1

如图1所示，空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，包括上下对称设置的两组水冷板组，以位于上方的一组水冷板组为例，水冷板组自下而上依次包括金属加热板1、水冷回路板2以及背板3；

如图2、6、7所示，金属加热板1为矩形，金属加热板1包括位于其中部的计量板11以及位于计量板11周围并与计量板11一体成型的防护板12，防护板12与计量板11的连接点13位于计量板11的4个顶点处，每两个相邻的连接点13之间均设有一个第一狭缝14，金属加热板1底面设有8个导线槽15，导线槽15与第一狭缝14的连接处对应第一狭缝14的两侧均设有安装槽16，导线槽15内部对应金属加热板1的中部和四周均设有若干安装槽16，每个安装槽16内部均嵌设有温度传感器17，温度传感器17为市售航空工业用温度传感器，温度传感器17共设有22个，金属加热板1的材质为铜；

如图2所示，水冷回路板2包括中心水冷板21和四周水冷板22，中心水冷板21和四周水冷板22之间通过夹层23连接，中心水冷板21的位置和面积大小与计量板11对应一致，四周水冷板22的位置和面积大小与防护板12对应一致，夹层23内部开设有4个第二狭缝24，第二狭缝24的位置和面积大小分别与第一狭缝14对应一致，中心水冷板21前侧内壁中部设有一个导流肋片25，导流肋片25两侧对称设有两个导流翅片26，中心水冷板21两侧内壁也对称设有一个导流翅片26，导流肋片25末端延伸至中心水冷板21后侧内壁，且导流肋片25末端与中心水冷板21后侧内壁的间距为导流翅片26长度的5/12；

如图1、2所示，中心水冷板21前侧壁对应导流肋片25的两侧分别设有第一进水口211和第一出水口212，四周水冷板22前侧壁对应第一进水口211的位置处设有第二进水口221，四周水冷板22前侧壁对应第一出水口212的位置处设有第二出水口222，第二进水口221相对第二出水口222一侧的四周水冷板22前侧壁还设有第三出水口223，第一进水口211与第二进水口221之间、第一出水口212与第二出水口222之间、第三出水口223上均能够装配导水管4，第二进水口221、第二出水口222、第三出水口223和导水管4内部均能够装配密封板5；

背板3包括中心背板31和四周背板32，中心背板31的位置和面积大小与中心水冷板21对应一致，四周背板32的位置和面积大小与四周水冷板22对应一致，中心背板31和四周背板32之间设有回字形的第三狭缝33，水冷回路板2和背板3的材质均为铝；

水冷板组的中部设有两个装配孔8，水冷板组的四周均设有若干装配孔8，装配孔8依次贯穿金属加热板1、水冷回路板2以及背板3。

实施例2

本实施例与实施例1不同之处在于：

如图3、4所示，第一出水口212所对应的一个导流翅片26为活动翅片，活动翅片顶部中心处设有滑块61，滑块61与中心背板31底面设有的下滑槽34滑动连接，中心背板31顶面设有与下滑槽34位置及长宽大小对应一致的上滑槽35，上滑槽35与下滑槽34之间的中心背板31厚度为1.5cm，上滑槽35内部滑动设有用于带动滑块61滑动的磁铁块7，磁铁块7与滑块61磁吸对接，滑块61的材质为铁，水冷回路板2和背板3的材质均为铝；

如图3、4所示，活动翅片前侧壁与第一出水口212对应位置处设有密封片62，密封片62与第一出水口212面积大小相同，磁铁块7上部两端延伸至中心背板31上表面，磁铁块7两端各开设有一个螺纹孔71，螺纹孔71内部螺纹连接有紧固螺钉72，紧固螺钉72底部与中心背板31上表面相抵接，上滑槽35两侧壁各设有一个限位槽36，磁铁块7下部两侧壁各设有一个与限位槽36滑动连接的限位块73。

实施例3

本实施例是实施例1中的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统的设计方法，如图8所示，包括以下步骤：

S1、装配导水管4：首先将一个导水管4安装在第一进水口211与第二进水口221之间，将另一个导水管4安装在第三出水口223上，将密封板5安装在第二出水口222上；

S2、上高温下常温模式：将待测试的飞机构件放置在两组水冷板组中间，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板1通电加热模拟高温，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板2内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件下部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S3、上低温下常温模式：保持步骤S1中待测试的飞机构件的放置位置，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板2内通入液态乙醇模拟低温，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板1通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度；

S4、下高温上常温模式：与步骤S1中的飞机构件位置相比，将待测试的飞机构件位置翻转放置在两组水冷板组中间，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板1通电加热模拟高温，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板2内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件上部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S5、下低温上常温模式：保持步骤S4中待测试的飞机构件的放置位置，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板2内通入液态乙醇模拟低温，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板1通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度；

步骤S2~S5中，高温为90℃，低温为-55℃，常温为23℃，步骤步骤S2和S4中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以上、金属加热板1的高温温度以下，步骤S3和S5中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以下、水冷回路板2的低温温度以上。

实施例4

本实施例与实施例1不同之处在于：

温度传感器17共设有18个，导流肋片25末端与中心水冷板21后侧内壁的间距为导流翅片26长度的1/3。

实施例5

本实施例与实施例1不同之处在于：

温度传感器17共设有26个，导流肋片25末端与中心水冷板21后侧内壁的间距为导流翅片26长度的1/2。

实施例6

本实施例与实施例2不同之处在于：

上滑槽35与下滑槽34之间的中心背板31厚度为1cm。

实施例7

本实施例与实施例2不同之处在于：

上滑槽35与下滑槽34之间的中心背板31厚度为2cm。

实施例8

本实施例与实施例3不同之处在于：

步骤S2~S5中，高温为80℃，低温为-52℃，常温为20℃。

实施例9

本实施例与实施例3不同之处在于：

步骤S2~S5中，高温为100℃，低温为-58℃，常温为27℃。

工作原理：下面结合本发明的水路系统的设计方法对水路系统的导水管4其他装配方法以及活动翅片的工作原理进行简要说明。

在进行飞机内饰构件地面热强度测试试验时，当进行步骤S2的上高温下常温模式时，若位于上方的一组水冷板组的金属加热板1对蒙皮的加热面积大，而位于下方的一组水冷板组的水冷回路板2对内饰板的冷却面积小，则将两个导水管4分别安装在第一进水口211、第二进水口221、第一出水口212、第二出水口222处，使冷却水进入中心水冷板21后沿导流肋片25和导流翅片26流动，再由第一出水口212的导水管4流出，不经过四周水冷板22，这样既节省了冷却水用量也能够起到集中冷却的效果，冷却效率更高。

当进行步骤S3的上低温下常温模式时，可调节活动翅片的位置从而调节低温温度，通过外置低温恒温槽将液态乙醇温度降低，循环通入水冷回路板2中，此时液态乙醇的温度保持不变，若需要实现实施例8中的低温温度-52℃，则需要减缓液态乙醇在水冷回路板2中的流速，通过滑动磁铁块7使其在上滑槽35内部滑动，从而在磁吸作用下带动滑块61移动，进而带动活动翅片向第一出水口212所在位置移动，从而减缓液态乙醇进入第一出水口212的流速，延长液态乙醇在水冷回路板2中的停留时间，从而使水冷回路板2中的温度略高于液态乙醇本身的温度；

同样地，若需要实现实施例9中的低温温度-58℃，则需要增加液态乙醇在水冷回路板2中的流速，通过滑动磁铁块7使其在上滑槽35内部滑动，从而在磁吸作用下带动滑块61移动，进而带动活动翅片向第一出水口212所在位置相反的方向移动，从而增加液态乙醇进入第一出水口212的流速，降低液态乙醇在水冷回路板2中的停留时间，从而使水冷回路板2中的温度接近液态乙醇本身的温度，通过紧固螺钉72与螺纹孔71螺纹转动使紧固螺钉72与中心背板31相抵接，从而使磁铁块7固定，当活动翅片位于图3中所示位置时，中心水冷板21内部流速达到最大，且水冷回路板2中的流速均匀，此时能够实现最低的降温效果，达到了-58℃。

当进行步骤S4的下高温上常温模式时，位于上方的一组水冷板组的水冷回路板2只需要冷却内饰板的外周部位，则通过滑动磁铁块7使其在上滑槽35内部滑动，从而在磁吸作用下带动滑块61移动，进而带动活动翅片向第一出水口212所在位置移动，直至密封片62与第一出水口212对接密封，同时将两个导水管4分别安装在第二出水口222和第三出水口223处，并在第二进水口221处的导水管4上安装密封板5，使冷却水由第二出水口222的导水管4进入，再由第三出水口223的导水管4流出，实现对四周水冷板22的降温，从而冷却待测试飞机构件的外周部位。

Claims (8)

1.空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，包括上下对称设置的两组水冷板组，以位于上方的一组水冷板组为例，所述水冷板组自下而上依次包括金属加热板（1）、水冷回路板（2）以及背板（3）；

所述金属加热板（1）为矩形，金属加热板（1）包括位于其中部的计量板（11）以及位于所述计量板（11）周围并与计量板（11）一体成型的防护板（12），所述防护板（12）与计量板（11）的连接点（13）位于计量板（11）的4个顶点处，每两个相邻的所述连接点（13）之间均设有一个第一狭缝（14）；

所述水冷回路板（2）包括中心水冷板（21）和四周水冷板（22），所述中心水冷板（21）和四周水冷板（22）之间通过夹层（23）连接，中心水冷板（21）的位置和面积大小与所述计量板（11）对应一致，四周水冷板（22）的位置和面积大小与所述防护板（12）对应一致，所述夹层（23）内部开设有4个第二狭缝（24），所述第二狭缝（24）的位置和面积大小分别与所述第一狭缝（14）对应一致，中心水冷板（21）前侧内壁中部设有一个导流肋片（25），所述导流肋片（25）两侧对称设有若干个导流翅片（26），中心水冷板（21）两侧内壁也对称设有若干个导流翅片（26）；

所述中心水冷板（21）前侧壁对应所述导流肋片（25）的两侧分别设有第一进水口（211）和第一出水口（212），所述四周水冷板（22）前侧壁对应所述第一进水口（211）的位置处设有第二进水口（221），四周水冷板（22）前侧壁对应所述第一出水口（212）的位置处设有第二出水口（222），所述第二进水口（221）相对所述第二出水口（222）一侧的四周水冷板（22）前侧壁还设有第三出水口（223），第一进水口（211）与第二进水口（221）之间、第一出水口（212）与第二出水口（222）之间、第三出水口（223）上均能够装配导水管（4），第二进水口（221）、第二出水口（222）、第三出水口（223）和所述导水管（4）内部均能够装配密封板（5）；

所述背板（3）包括中心背板（31）和四周背板（32），所述中心背板（31）的位置和面积大小与所述中心水冷板（21）对应一致，所述四周背板（32）的位置和面积大小与所述四周水冷板（22）对应一致，中心背板（31）和四周背板（32）之间设有回字形的第三狭缝（33）。

2.根据权利要求1所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述金属加热板（1）底面设有若干导线槽（15），所述导线槽（15）与所述第一狭缝（14）的连接处对应第一狭缝（14）的两侧均设有安装槽（16），导线槽（15）内部对应金属加热板（1）的中部和四周均设有若干所述安装槽（16），每个安装槽（16）内部均嵌设有温度传感器（17），所述温度传感器（17）共设有18-26个，金属加热板（1）的材质为铜。

3.根据权利要求1所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述导流肋片（25）末端延伸至所述中心水冷板（21）后侧内壁，且导流肋片（25）末端与中心水冷板（21）后侧内壁的间距为所述导流翅片（26）长度的1/3~1/2。

4.根据权利要求3所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述导流肋片（25）两侧各设有两个导流翅片（26），中心水冷板（21）两侧内壁各设有一个导流翅片（26）。

5.根据权利要求4所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述第一出水口（212）所对应的一个所述导流翅片（26）为活动翅片，所述活动翅片顶部中心处设有滑块（61），所述滑块（61）与所述中心背板（31）底面设有的下滑槽（34）滑动连接，中心背板（31）顶面设有与所述下滑槽（34）位置及长宽大小对应一致的上滑槽（35），所述上滑槽（35）与下滑槽（34）之间的中心背板（31）厚度为1~2cm，上滑槽（35）内部滑动设有用于带动滑块（61）滑动的磁铁块（7），所述磁铁块（7）与所述滑块（61）磁吸对接，滑块（61）的材质为铁，所述水冷回路板（2）和所述背板（3）的材质均为铝。

6.根据权利要求5所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述活动翅片前侧壁与所述第一出水口（212）对应位置处设有密封片（62），所述密封片（62）与第一出水口（212）面积大小相同，所述磁铁块（7）上部两端延伸至所述中心背板（31）上表面，磁铁块（7）两端各开设有一个螺纹孔（71），所述螺纹孔（71）内部螺纹连接有紧固螺钉（72），所述紧固螺钉（72）底部与中心背板（31）上表面相抵接，所述上滑槽（35）两侧壁各设有一个限位槽（36），磁铁块（7）下部两侧壁各设有一个与所述限位槽（36）滑动连接的限位块（73）。

7.根据权利要求1所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统，其特征在于，所述水冷板组的中部设有两个装配孔（8），水冷板组的四周均设有若干装配孔（8），所述装配孔（8）依次贯穿所述金属加热板（1）、水冷回路板（2）以及背板（3）。

8.根据权利要求1-7任意一项所述的空天飞机地面热强度测试试验的水路系统的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、装配导水管（4）：首先将一个导水管（4）安装在第一进水口（211）与第二进水口（221）之间，将另一个导水管（4）安装在第三出水口（223）上，将密封板（5）安装在第二出水口（222）上；

S2、上高温下常温模式：将待测试的飞机构件放置在两组水冷板组中间，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板（1）通电加热模拟高温，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板（2）内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件下部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S3、上低温下常温模式：保持步骤S1中待测试的飞机构件的放置位置，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板（2）内通入液态乙醇模拟低温，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板（1）通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度；

S4、下高温上常温模式：与步骤S1中的飞机构件位置相比，将待测试的飞机构件位置翻转放置在两组水冷板组中间，将位于下方的一组水冷板组的金属加热板（1）通电加热模拟高温，将位于上方的一组水冷板组的水冷回路板（2）内通入冷却水，用于带走热量保持飞机构件上部常温，模拟飞机停留在地面时构件的受热温度；

S5、下低温上常温模式：保持步骤S4中待测试的飞机构件的放置位置，将位于下方的一组水冷板组的水冷回路板（2）内通入液态乙醇模拟低温，将位于上方的一组水冷板组的金属加热板（1）通电加热，用于保持飞机构件下部常温，模拟飞机在高空飞行时构件的受热温度；

所述高温为80-100℃，所述低温为-55±3℃，所述常温为20-27℃，所述步骤S2和S4中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以上、金属加热板（1）的高温温度以下，步骤S3和S5中飞机构件周围的环境温度始终保持在常温以下、水冷回路板（2）的低温温度以上。

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