飞机舷窗组件性能的测试系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机舷窗组件性能的测试系统。包括工控计算机，用于与可编程逻辑控制器相连接并传送控制飞机舷窗组件试验装置的脉冲信号，并接收经可编程逻辑控制器处理后的飞机舷窗组件试验装置的电流信号；包括可编程逻辑控制器，用于接收工控计算机控制飞机舷窗组件试验装置的脉冲信号，并接收处理飞机舷窗组件试验装置的电流信号；包括飞机舷窗组件试验装置和用于为飞机舷窗组件试验装置提供空气的气源。本发明能够有效模拟飞机飞行工况下的温度、压力参数，真实反映飞机舷窗玻璃实际工作中的物理性能和装配组件对其性能产生的影响，对性能测试过程中的测试数据能够自动截取并保存到工控计算机中，可扩展测试功能。
【专利说明】飞机舷窗组件性能的测试系统
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种测试系统，尤其是涉及一种飞机舷窗组件性能的测试系统。
【背景技术】
[0002]对于飞机舷窗组件性能的测试，目前国内外一般基于材料力学性能测试方法，对航空有机玻璃样片在不同温度下拉伸、拉压后的变形与破坏行为进行研究分析，其测试环境与飞机飞行工况存在较大差异，不能真实反映飞机舷窗组件实际工作中的物理性能，同时其研究对象都集中在舷窗玻璃材料本身，忽略了舷窗玻璃装配组件对其性能产生的影响。
[0003]飞机舷窗组件须长期反复暴露于飞机飞行过程所处的温度、气压多变的恶劣环境下，因其物理性能差异，飞机舷窗组件在飞行过程中容易出现银纹、裂纹，甚至爆破的现象。因此，采用温度、压力复合试验的测试方法能更加有效地模拟飞机舷窗组件飞行工况并对飞机舷窗组件性能进行测试。
【发明内容】
[0004]针对现有测试方法中存在的问题，本发明的目的在于提供一种飞机舷窗组件性能的测试系统，模拟飞机飞行工况环境进行飞机舷窗组件性能测试。
[0005]本发明是通过以下技术方案来实现的:
本发明包括工控计算机，用于与可编程逻辑控制器相连接并传送控制飞机舷窗组件试验装置的脉冲信号，并接收经可编程逻辑控制器处理后的飞机舷窗组件试验装置的电流信号;
包括可编程逻辑控制器，用于接收工控计算机控制飞机舷窗组件试验装置的脉冲信号，并接收处理飞机舷窗组件试验装置的电流信号；
包括飞机舷窗组件试验装置和用于为飞机舷窗组件试验装置提供空气的气源。
[0006]所述的飞机舷窗组件试验装置的电流信号包括温度电流信号、气压电流信号和飞机舷窗组件的形变电流信号。
[0007]所述的飞机舷窗组件试验装置包括试验箱、飞机舷窗组件、两个用于检测试验箱温度的温度传感器、两个用于检测试验箱气压的压力传感器、用于检测飞机舷窗组件形变的位移传感器、进气开关电磁阀、排气开关电磁阀、电气比例阀和高低温控制器；试验箱内分为上部腔和下部腔，飞机舷窗组件装在试验箱的上部腔和下部腔之间，飞机舷窗组件将上部腔和下部腔隔离，气源依次经电气比例阀、进气开关电磁阀后与试验箱的上部腔连接，试验箱的上部腔与排气开关电磁阀连接，试验箱的上部腔和下部腔各与温度传感器和压力传感器连接，试验箱的下部腔内装有高低温控制器，位移传感器装在飞机舷窗组件正下方的下部腔内，位移传感器的顶针与飞机舷窗组件的正中心接触；两个温度传感器、两个压力传感器、位移传感器、进气开关电磁阀、排气开关电磁阀和电气比例阀经所述的可编程逻辑控制器与工控计算机连接。[0008]所述的可编程逻辑控制器包括数字I/O 口、模拟量输出模块和模拟量输入模块，所述的进气开关电磁阀、排气开关电磁阀均与数字I/o 口连接，所述的电气比例阀与模拟量输出模块连接，所述的两个温度传感器、两个压力传感器、位移传感器均与模拟量输入模块连接。
[0009]所述的气源与电气比例阀之间连接有手动球阀。
[0010]所述的进气开关电磁阀与试验箱的上部腔之间连接有单向阀。
[0011]所述的试验箱的上部腔和下部腔的气压正压差为O?6bar，上部腔温度为常温，下部腔温度为-55?80摄氏度。
[0012]所述的飞机舷窗组件包括舷窗玻璃和舷窗玻璃外围的装配组件。
[0013]所述的工控计算机和可编程逻辑控制器之间通过串行传输口连接。
[0014]本发明具有的有益效果是:
本发明能够有效模拟飞机飞行工况下的温度、压力参数，真实反映飞机舷窗玻璃实际工作中的物理性能和装配组件对其性能产生的影响。本发明对飞机舷窗组件性能的测试包括:极限压力试验、疲劳试验、工况模拟试验，对性能测试过程中的测试数据能够自动截取并保存到工控计算机的数据库中。本发明可实现测试功能的扩展。
【专利附图】
【附图说明】
[0015]图1为本发明的连接结构关系图。
[0016]图2为本发明的控制结构图。
[0017]图中:1、工控计算机，2、可编程逻辑控制器，3、飞机舷窗组件试验装置，4、气源，5、试验箱，6、排气开关电磁阀,20、数字I/O 口，21、模拟量输入模块,22、模拟量输出模块,31、温度传感器，32、压力传感器,33、位移传感器,34、进气开关电磁阀,35、电气比例阀,36、飞机舷窗组件，37、手动球阀，38、单向阀，39、高低温控制器。
【具体实施方式】
[0018]下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
[0019]如图1、图2所示，本发明包括工控计算机I，用于与可编程逻辑控制器2相连接并传送控制飞机舷窗组件试验装置3的脉冲信号，并接收经可编程逻辑控制器2处理后的飞机舷窗组件试验装置3的电流信号；
包括可编程逻辑控制器2，用于接收工控计算机I控制飞机舷窗组件试验装置3的脉冲信号，并接收处理飞机舷窗组件试验装置3的电流信号；
包括飞机舷窗组件试验装置3和用于为飞机舷窗组件试验装置3提供空气的气源4。
[0020]所述的飞机舷窗组件试验装置3的电流信号包括温度电流信号、气压电流信号和飞机舷窗组件的形变电流信号。
[0021]如图2所示，所述的飞机舷窗组件试验装置3包括试验箱5、飞机舷窗组件36、两个用于检测试验箱温度的温度传感器31、两个用于检测试验箱气压的压力传感器32、用于检测飞机舷窗组件形变的位移传感器33、进气开关电磁阀34、排气开关电磁阀6、电气比例阀35和高低温控制器39 ;试验箱5内分为上部腔和下部腔，飞机舷窗组件36装在试验箱5的上部腔和下部腔之间，飞机舷窗组件36将上部腔和下部腔隔离，气源4依次经电气比例阀35、进气开关电磁阀34后与试验箱5的上部腔连接，试验箱5的上部腔与排气开关电磁阀6连接，试验箱5的上部腔和下部腔各与温度传感器31和压力传感器32连接，试验箱5的下部腔内装有高低温控制器39，位移传感器33装在飞机舷窗组件36正下方的下部腔内，位移传感器33的顶针与飞机舷窗组件36的正中心接触；两个温度传感器31、两个压力传感器32、位移传感器33、进气开关电磁阀34、排气开关电磁阀6和电气比例阀35经所述的可编程逻辑控制器2与工控计算机I连接。
[0022]如图2所示，所述的可编程逻辑控制器2包括数字I/O 口 20、模拟量输出模块22和模拟量输入模块21,所述的进气开关电磁阀34、排气开关电磁阀6均与数字I/O 口 20连接，所述的电气比例阀35与模拟量输出模块22连接，所述的两个温度传感器31、两个压力传感器32、位移传感器33均与模拟量输入模块21连接。 [0023]所述的气源4与电气比例阀35之间连接有手动球阀37。
[0024]所述的进气开关电磁阀34与试验箱5的上部腔之间连接有单向阀38。
[0025]所述的试验箱5的上部腔和下部腔的气压正压差为O~6bar，上部腔温度为常温，下部腔温度为-55~80摄氏度。
[0026]所述的飞机舷窗组件36包括舷窗玻璃和舷窗玻璃外围的装配组件。
[0027]所述的工控计算机I和可编程逻辑控制器2之间通过串行传输口连接。
[0028]气源4可采用空压机组，空压机组包括压力源、冷冻干燥机、过滤器、储气罐及调压装置等部件，为飞机舷窗组件试验装置提供一定温度、压力且洁净干燥的空气。
[0029]空压机组的排气口经手动球阀后连接电气比例阀35实现压力的调节与稳定；位移传感器33用于测试飞机舷窗组件36在温度、压力载荷下的形变量。本发明具体实施中，可编程逻辑控制器2采用S7-224CPU，模拟量输出模块22采用EM232，模拟量输入模块21采用EM231，温度传感器31采用PT100型。
[0030]所述工控计算机I从可编程逻辑控制器2取得模拟量输入模块21采集到的温度传感器31、压力传感器32及位移传感器33的电流信号，并对该测量信号进行处理，以得到各项需要测试的参数数据，同时安装有计算机操作系统与飞机舷窗组件性能测试软件系统，为用户提供操作界面，并将所有测量得到的实验数据显示并存储到数据库中。
[0031]本发明的具体实施工作过程(结合有益效果详述如何完整测试过程):
实施中对飞机舷窗组件性能的测试包括:极限压力试验、疲劳试验、工况模拟试验。
[0032]极限压力试验过程如下:首先接通整个测试系统的工作电源，设定高低温控制器39为某一温度值，等待试验箱5的下部腔内温度达到这一温度值；启动气源4、工控计算机1，待气源4气压达到试验要求范围后，开启手动球阀37 ;通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高电平使进气开关电磁阀34保持开启状态；通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的模拟量输出模块22输出20πιΑ标准电流信号使电气比例阀35出口气压从Ibar按设定速率升高，直至飞机舷窗组件36失效，显示并保存失效前一刻的压力值、温度值、形变值；关闭手动球阀37，通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高电平使排气开关电磁阀6开启，系统排气泄压。修改高低温控制器39的温度值，重复上述步骤。
[0033]疲劳试验过程如下:首先接通整个测试系统的工作电源，设定高低温控制器39为某一温度值，等待试验箱5的下部腔内温度达到这一温度值；启动气源4、工控计算机1，待气源4气压达到试验要求范围后，开启手动球阀37 ;通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的模拟量输出模块22输出4~20πιΑ标准电流信号使电气比例阀35出口气压恒定在试验要求压力；通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高低电平对进气开关电磁阀34和排气开关电磁阀6进行开关控制，使试验箱5的上部腔内气压按设定的正弦曲线周期性变化，直至飞机舷窗组件36失效或完成要求的循环次数，保存此次试验过程中的温度、压力、形变变化曲线；关闭手动球阀37，通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高电平使排气开关电磁阀6开启，系统排气泄压。修改高低温控制器39的温度值，重复上述步骤。
[0034]工况模拟试验过程如下:首先接通整个测试系统的工作电源，启动气源4、工控计算机1，待气源4气压达到试验要求范围后，开启手动球阀37 ;通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的模拟量输出模块22输出4~20πιΑ标准电流信号使电气比例阀35出口气压恒定在试验要求压力；通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高低电平对进气开关电磁阀34和排气开关电磁阀6进行开关控制，使试验箱5的上部腔内气压按设定的梯形曲线变化，同时设定高低温控制器39的温度按设定曲线变化，保存试验过程中的温度、压力、形变变化曲线；关闭手动球阀37，通过工控计算机I的操作界面控制可编程逻辑控制器2中的数字I/O 口 20输出高电平使排气开关电磁阀6开启，系统排气泄压。 [0035]上述【具体实施方式】用来解释说明本发明，而不是对本发明进行限制，在本发明的精神和权利要求的保护范围内，对本发明作出的任何修改和改变，都落入本发明的保护范围。
【权利要求】
1.一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于: 包括工控计算机(1)，用于与可编程逻辑控制器(2)相连接并传送控制飞机舷窗组件试验装置(3)的脉冲信号，并接收经可编程逻辑控制器(2)处理后的飞机舷窗组件试验装置(3)的电流信号； 包括可编程逻辑控制器(2 )，用于接收工控计算机(I)控制飞机舷窗组件试验装置(3 )的脉冲信号，并接收处理飞机舷窗组件试验装置(3)的电流信号； 包括飞机舷窗组件试验装置(3)和用于为飞机舷窗组件试验装置(3)提供空气的气源(4)。
2.根据权利要求1所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的飞机舷窗组件试验装置(3)的电流信号包括温度电流信号、气压电流信号和飞机舷窗组件的形变电流信号。
3.根据权利要求1所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的飞机舷窗组件试验装置(3)包括试验箱(5)、飞机舷窗组件(36)、两个用于检测试验箱温度的温度传感器(31)、两个用于检测试验箱气压的压力传感器(32)、用于检测飞机舷窗组件形变的位移传感器(33)、进气开关电磁阀(34)、排气开关电磁阀(6)、电气比例阀(35)和高低温控制器(39);试验箱(5)内分为上部腔和下部腔，飞机舷窗组件(36)装在试验箱(5)的上部腔和下部腔之间，飞机舷窗组件(36)将上部腔和下部腔隔离，气源(4)依次经电气比例阀(35)、进气开关电磁阀(34)后与试验箱(5)的上部腔连接，试验箱(5)的上部腔与排气开关电磁阀(6)连接，试验箱(5)的上部腔和下部腔各与温度传感器(31)和压力传感器(32)连接，试验箱(5)的下部腔内装有高低温控制器(39)，位移传感器(33)装在飞机舷窗组件(36)正下方的下部腔内，位移传感器(33)的顶针与飞机舷窗组件(36)的正中心接触；两个温度传感器(31)、两个压力传感器(32)、位移传感器(33)、进气开关电磁阀(34)、排气开关电磁阀(6)和电气比例阀(35)经所述的可编程逻辑控制器(2)与工控计算机(I)连接。
4.根据权利要求3所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的可编程逻辑控制器(2)包括数字I/O 口(20)、模拟量输出模块(22)和模拟量输入模块(21)，所述的进气开关电磁阀(34)、排气开关电磁阀(6)均与数字I/O 口(20)连接，所述的电气比例阀(35)与模拟量输出模块(22)连接，所述的两个温度传感器(31)、两个压力传感器(32)、位移传感器(33)均与模拟量输入模块(21)连接。
5.根据权利要求3所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的气源(4 )与电气比例阀(35 )之间连接有手动球阀(37 )。
6.根据权利要求3所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的进气开关电磁阀(34)与试验箱(5)的上部腔之间连接有单向阀(38)。
7.根据权利要求3所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的试验箱(5)的上部腔和下部腔的气压正压差为O?6bar，上部腔温度为常温，下部腔温度为-55?80摄氏度。
8.根据权利要求3所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的飞机舷窗组件(36)包括舷窗玻璃和舷窗玻璃外围的装配组件。
9.根据权利要求4所述的一种飞机舷窗组件性能的测试系统，其特征在于:所述的工控计算机(I)和可编程逻辑控制器(2)之间通过串行传输口连接。
【文档编号】B64F5/00GK103662086SQ201310624120
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2013年11月29日 优先权日:2013年11月29日
【发明者】丁渊明, 钱浩涵, 郭钢祥 申请人:浙江省计量科学研究院