一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置的制造方法
【专利摘要】本申请公开了一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其包括上型腔、下型腔、玻璃工装夹具、冷却模块、加热加压模块及控制模块，玻璃工装夹具设置于上型腔及下型腔间，并夹持飞机玻璃，上型腔与飞机玻璃的外表面间具有第一空间，下型腔与飞机玻璃的内表面间具有第二空间，冷却模块降低所述第一空间的温度，加热加压模块增加所述第二空间的温度及气压，控制模块连接冷却模块及加热加压模块，并控制冷却模块及加热加压模块。本申请为飞机玻璃提供了一种温差下压差强度性能及破坏强度試驗装置，能够模拟飞机玻璃在飞行过程中的环境状态，为飞机玻璃的设计及优化提供试验基础。
【专利说明】
一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置
技术领域
[0001]本申请涉及玻璃试验技术领域，尤其涉及一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置。
【背景技术】
[0002]随着我国国防飞机装备以及国产大飞机工程的快速发展，针对飞机玻璃温差下压差强度即在规定的温差和单面受压条件下保持原有性能的能力对飞机的安全服役具有重要意义。如飞机在高空平流层飞行时舱外气温能达到_55°C，而舱内温度一般设定在23°C至26°C并需增压至人体较适应气压。在这种工作环境下飞机玻璃及舷舱玻璃需保持正常工作功能，这就要求飞机玻璃具有较高的耐温差及压差能力。因此，对于飞机玻璃在规定的温差和单面受压条件下保持原有性能能力的测定是其安全服役的基本要求。
[0003]目前，国内对于飞机玻璃在规定温差和单面受压条件下保持原有性能能力及其在此条件下的破坏强度的评价还没有有效的方法，也没有相关的测试设备。究其原因主要由于国内自主研发飞机配套玻璃刚刚起步，测试检测经验较少也没有相关试验装备。
[0004]因此，急需开发一种飞机玻璃在温差下压差强度及破坏强度试验装置，以解决飞机玻璃温差下压差强度的试验，为飞机玻璃的材料工艺选择与结构优化设计以及服役可靠性等方面提供依据与指导，对保证我国国产飞机的可靠性与安全设计具有重要的意义。
【发明内容】
[0005]针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置。
[0006]与现有技术相比，本申请揭示了一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，包括上型腔、下型腔、玻璃工装夹具、冷却模块、加热加压模块及控制模块，所述玻璃工装夹具设置于所述上型腔及下型腔间，并夹持飞机玻璃，所述上型腔与飞机玻璃的外表面间具有第一空间，所述下型腔与飞机玻璃的内表面间具有第二空间，所述冷却模块降低所述第一空间的温度，所述加热加压模块增加所述第二空间的温度及气压，所述控制模块连接所述冷却模块及加热加压模块，并控制所述冷却模块及加热加压模块。
[0007]根据本申请的一实施方式，上述上型腔的周缘具有上连接部，所述下型腔的周缘具有下连接部，所述玻璃工装夹具设置于所述下连接部，所述上连接部通过螺栓固定于所述下连接部。
[0008]根据本申请的一实施方式，上述上连接部与玻璃工装夹具间设有至少一个密封圈，所述下连接部与玻璃工装夹具间设有至少一个密封圈。
[0009]根据本申请的一实施方式，上述冷却模块包括液氮池，所述液氮池连通位于所述上型腔顶部的液氮进入口。
[0010]根据本申请的一实施方式，上述冷却模块更包括环氧隔板，所述环氧隔板设置于所述上型腔内，其周缘连接所述上型腔的内侧壁，所述环氧隔板具有均匀分布的多个小孔。
[0011]根据本申请的一实施方式，上述上型腔的内侧壁设有真空隔热板，所述真空隔热板覆盖于所述玻璃工装夹具的上表面。
[0012]根据本申请的一实施方式，上述加热加压模块包括加热器、空气压缩机及电加热线，所述加热器设置于所述第二空间内，所述空气压缩机连接所述下型腔底部的压缩空气进口，所述电加热线连接所述飞机玻璃。
[0013]根据本申请的一实施方式，上述控制模块包括计算机、温压控制器、第一温度传感器、电磁节流阀、第二温度传感器及压力传感器，所述计算机及温压控制器设置于所述上型腔及下型腔的外部，所述计算机电性连接所述温压控制器，所述第一温度传感器设置于所述第一空间内，并电性连接所述温压控制器;所述电磁节流阀设置于所述液氮池，并电性连接所述温压控制器;所述第二温度传感器及压力传感器设置于所述第二空间内，并电性连接所述温压控制器;所述温压控制器电性连接所述加热器、空气压缩机及电加热线。
[0014]根据本申请的一实施方式，上述加热器、电加热线、第二温度传感器及压力传感器的线路从所述下型腔的出线孔穿出，并与所述温压控制器电性连接。
[0015]根据本申请的一实施方式，上述上型腔的底部具有出气孔，所述出气孔连通所述第一空间。
[0016]综上所述，本申请为飞机玻璃提供了一种温差下压差强度性能及破坏强度試驗装置，能够模拟飞机玻璃在飞行过程中的环境状态，为飞机玻璃的设计及优化提供试验基础。本申請的试验装置易于操作并可以达到较高控制精度，结构简单且具有通用性。
【附图说明】
[0017]此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中:
[0018]图1为本申请一实施方式的试验装置的剖面图。
[0019]图2为本申请一实施方式的控制模块的方块图。
【具体实施方式】
[0020]以下将以图式揭露本申请的多个实施方式，为明确说明起见，许多实务上的细节将在以下叙述中一并说明。然而，应了解到，这些实务上的细节不应用以限制本申请。也就是说，在本申请的部分实施方式中，这些实务上的细节是非必要的。此外，为简化图式起见，一些习知惯用的结构与组件在图式中将以简单的示意的方式绘示的。
[0021]请参阅图1及图2，其是本申请一实施方式的试验装置I的示意图及控制模块15的方块图。如图所示，本申请提供了一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置I，其包括上型腔10、下型腔11、玻璃工装夹具12、冷却模块13、加热加压模块14及控制模块15，上型腔10的周缘具有上连接部101，下型腔11的周缘具有下连接部111，玻璃工装夹具12设置于下型腔11的下连接部111上，上型腔10设置于玻璃工装夹具12的上方，上连接部101对应下连接部111，上连接部101与下连接部111通过螺栓连接，固定玻璃工装夹具12于上型腔10与下型腔11间。当玻璃工装夹具12夹持待试验的飞机玻璃2时，上型腔10与飞机玻璃2的外表面21间具有第一空间102，下型腔11与飞机玻璃2的内表面22间具有第二空间112。
[0022]冷却模块13降低第一空间102的温度，冷却模块13包括液氮池131，液氮池131连通位于上型腔10顶部的液氮进入口 103，液氮池131供应液氮并通过液氮进入口 103进入第一空间102，降低第一空间102内的温度。加热加压模块14控制第二空间112的温度及压力，其包括加热器141、空气压缩机142及电加热线143，加热器141设置于第二空间112内，并对第二空间112进行加热，增加第二空间112的温度;空气压缩机142连接下型腔11底部的压缩空气进口 113，通过空气压缩机142增加第二空间112的气压。电加热线143连接设置于玻璃工装夹具12的飞机玻璃2。
[0023]控制模块15控制冷却模块13及加热加压模块14，达到控制第一空间102的温度及第二空间112的温度及压力。控制模块15包括计算机151、温压控制器152、第一温度传感器153、电磁节流阀154、第二温度传感器155及压力传感器156，计算机151及温压控制器152设置于上型腔10及下型腔11的外部，计算机151电性连接温压控制器152，第一温度传感器153设置于第一空间102内，感应第一空间102的温度，并电性连接温压控制器152，电磁节流阀154设置于液氮池131，并电性连接温压控制器152。第二温度传感器155及压力传感器156设置于第二空间112内，并分别感应第二空间112内的温度及气压，且连接温压控制器152。加热加压模块14的加热器141、空气压缩机142及电加热线143电性连接温压控制器152。上述加热器141、电加热线143、第二温度传感器155及压力传感器156的线路从下型腔11的出线孔114穿出，而与温压控制器152电性连接。
[0024]本申請的試驗裝置I对飞机玻璃2进行耐温差及耐压差試驗的方式為第一温度传感器153先感测第一空间102内的温度，并产生第一温度感测信号，且传送第一感测信号至温压控制器152，计算机151提供第一温度控制信号至温压控制器152，温压控制器152同时接收第一温度感测信号及第一温度控制信号，其根据第一温度感测信号得知第一空间102的目前温度，其根据第一温度控制信号得知第一空间102的预定环境温度，温压控制器152根据第一温度感测信号及第一温度控制信号判断第一空间102的目前温度高于预定环境温度。温压控制器152产生第一控制信号，并传送第一控制信号至电磁节流阀154，电磁节流阀154根据第一控制信号控制液氮池131供应液氮至第一空间102的流量，进而控制第一空间102的温度等于预定环境温度。第一温度传感器153持续感测第一空间102的温度，若第一空间102的温度仍高于预定环境温度时，可通过上述方式控制电磁节流阀154，让电磁节流阀154控制液氮池131供应液氮进入第一空间102的流量，进而调整第一空间102的温度为预定环境温度，其中预定环境温度为_65°C与_55°C间。当第一空间102的温度为预定环境温度时，模拟飞机舱外的环境状态。
[0025]同时，第二温度传感器155及压力传感器156分别感测第二空间112的温度及气压，并分别产生第二温度感测信号及压力感测信号，且传送第二温度感测信号及压力感测信号至温压控制器152。计算机151产生第二温度控制信号及压力控制信号，并传送第二温度控制信号及压力控制信号至温压控制器152。温压控制器152根据第二温度感测信号及压力感测信号得知第二空间112的温度及气压，同时根据第二温度控制信号及压力控制信号得知第二空间112的预定环境温度及气压。温压控制器152根据第二温度感测信号及第二温度控制信号判断第二空间112的温度低于预定环境温度，并产生第二控制信号，且传送第二控制信号至加热器141，加热器141根据第二控制信号对第二空间112进行加热，提高第二空间112的温度，让第二空间112的温度符合预定环境温度，即模拟飞机舱内部的环境温度，位于飞机玻璃2的内表面22内的温度。第二温度传感器155持续感测第二空间112内的温度，若第二空间112的温度未达预定环境温度时，持续通过上述方式调整第二空间112的温度至预定环境温度。第二空间112的预定环境温度为5°C与30°C间。
[0026]温压控制器152根据压力感测信号及压力控制信号判断第二空间112的气压低于预定环境气压，并产生第三控制信号，且传送第三控制信号至空气压缩机142。空气压缩机142根据第三控制信号提供高压空气至第二空间112，提高第二空间112的气压至预定环境气压，即模拟飞机舱内部的环境气压。压力传感器156持续感测第二空间112内的气压，若第二空间112内的气压未到达预定环境气压时，通过上述方式继续调整第二空间112的气压至预定环境气压。第二空间112的预定环境气压为79.4kPa。
[0027]待第一空间102的温度达到预定环境温度，第二空间112的温度及气压达到预定环境温度及气压后，保持此状态I小时，计算机151产生第四控制信号，并传送第四控制信号至温压控制器152，温压控制器152传送第四控制信号至电加热线143，电加热线143对飞机玻璃2进行加热，让飞机玻璃2的温度达到41°C与45 °C间。飞机玻璃2的温度达到41°C与45°C间后，保持15分钟在稳定后保温保压I小时，于试验过程中每15分钟记录一次飞机玻璃2的内表面22压力值、其内表面22的温度值及其外表面21的温度值，并判断飞机玻璃于高温差及高压差的状态下是否正常运作。
[0028]试验结束后，释放第二空间112内的气压，使第一空间102及第二空间112的气压符合标准试验大气条件，飞机玻璃2静置于第一空间102与第二空间112间，待静置两小时后，将飞机玻璃2从玻璃工装夹具12上卸下，并检查飞机玻璃2的外观质量，以判断飞机玻璃2是否具有良好的耐温差能力及耐压差能力，即判断飞机玻璃2于高温差及高压差下是否能保持原有性能，如此保证飞机玻璃2于使用时不会因高温差及高压差而损坏，大幅提升飞机的安全性。
[0029]本申请的试验装置I对飞机玻璃2进行抗静压破坏强度的试验方式为温压控制器152产生第一增压信号，并传送增压信号至空气压缩机142，空气压缩机142根据增压信号以一定速度慢慢输送高压空气至第二空间112，并使第二空间112的气压达到预定环境气压。当第二空间112的气压达到预定环境气压时，让第二空间112的气压保持在预定环境气压一段时间。接著温压控制器152产生第二增压信号，并传送第二增压信号至空气压缩机142，空气压缩机142持续供应高压空气至第二空间112内，持续增加第二空间112内的气压，直至飞机玻璃2破坏，测试出飞机玻璃2的抗静压破坏强度。
[0030]复参阅图1，本申请的冷却模块13更包括环氧隔板132，环氧隔板132设置于上型腔10内，环氧隔板132的周缘连接上型腔10的内侧壁104。当液氮池131供应液氮至第一空间102，环氧隔板132具有均匀分布多个小孔1321，液氮通过多个小孔1321均匀地对第一空间102进行降温，同时也防止液氮滴落于飞机玻璃2的外表面21上而造成飞机玻璃2骤冷炸裂，上型腔10底部的一侧具有出气孔105，出气孔105与第一空间102连通，液氮已气化成氮气，氮气可从出气孔105排出。
[0031]上型腔10的内侧壁104设有真空隔热板106，真空隔热板106更覆盖于玻璃工装夹具12的上表面121，避免上型腔10外部的热及第二空间112的热传导至第一空间102，影响第一空间102的温度，同时真空隔热板106也保持第一空间102的温度。
[0032]本申请的上型腔10的上连接部101与玻璃工装夹具12间设有至少一个密封圈16，下型腔11的下连接部111与玻璃工装夹具12间设有至少一个密封圈16，如此让第二空间112呈密封状态，可防止第二空间112内的空气从下连接部111与玻璃工装夹具12间的间隙泄漏，影响第二空间112内的气压。
[0033]每一种飞机玻璃2的曲率不同，欲更换另一种飞机玻璃2进行试验时，只要更换另一个适用此种飞机玻璃2的玻璃工装夹具12，然后再装置于上型腔10与下型腔11间进行试验。
[0034]综上所述，本申请为飞机玻璃提供了一种温差下压差强度性能及破坏强度試驗装置，能够模拟飞机玻璃在飞行过程中的环境状态，为飞机玻璃的设计及优化提供试验基础。本申请控制飞机玻璃在温差条件下，其内表面承受压力后，对飞机玻璃的压差强度及抗静压破坏强度进行试验，实现不同温差及压力下飞机玻璃的性能试验如试验过程中飞机玻璃是否正常工作、试验后飞机玻璃的外观质量是否完好以及实现飞机玻璃抗静压破坏强度的试验。本申請的试验装置易于操作并可以达到较高控制精度，结构简单且具有通用性。
[0035]上述说明示出并描述了本发明的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述发明构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。
【主权项】
1.一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，包括上型腔、下型腔、玻璃工装夹具、冷却模块、加热加压模块及控制模块，所述玻璃工装夹具设置于所述上型腔及下型腔间，并夹持飞机玻璃，所述上型腔与飞机玻璃的外表面间具有第一空间，所述下型腔与飞机玻璃的内表面间具有第二空间，所述冷却模块降低所述第一空间的温度，所述加热加压模块增加所述第二空间的温度及气压，所述控制模块连接所述冷却模块及加热加压模块，并控制所述冷却模块及加热加压模块。2.如权利要求1所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述上型腔的周缘具有上连接部，所述下型腔的周缘具有下连接部，所述玻璃工装夹具设置于所述下连接部，所述上连接部通过螺栓固定于所述下连接部。3.如权利要求2所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述上连接部与玻璃工装夹具间设有至少一个密封圈，所述下连接部与玻璃工装夹具间设有至少一个密封圈。4.如权利要求1所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述冷却模块包括液氮池，所述液氮池连通位于所述上型腔顶部的液氮进入口。5.如权利要求4所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述冷却模块更包括环氧隔板，所述环氧隔板设置于所述上型腔内，其周缘连接所述上型腔的内侧壁，所述环氧隔板具有均匀分布的多个小孔。6.如权利要求4-5中任一项所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述上型腔的内侧壁设有真空隔热板，所述真空隔热板覆盖于所述玻璃工装夹具的上表面。7.如权利要求6所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述加热加压模块包括加热器、空气压缩机及电加热线，所述加热器设置于所述第二空间内，所述空气压缩机连接所述下型腔底部的压缩空气进口，所述电加热线连接所述飞机玻璃。8.如权利要求7所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述控制模块包括计算机、温压控制器、第一温度传感器、电磁节流阀、第二温度传感器及压力传感器，所述计算机及温压控制器设置于所述上型腔及下型腔的外部，所述计算机电性连接所述温压控制器，所述第一温度传感器设置于所述第一空间内，并电性连接所述温压控制器;所述电磁节流阀设置于所述液氮池，并电性连接所述温压控制器;所述第二温度传感器及压力传感器设置于所述第二空间内，并电性连接所述温压控制器;所述温压控制器电性连接所述加热器、空气压缩机及电加热线。9.如权利要求8所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述加热器、电加热线、第二温度传感器及压力传感器的线路从所述下型腔的出线孔穿出，并与所述温压控制器电性连接。10.如权利要求1所述的飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置，其特征在于，所述上型腔的底部具有出气孔，所述出气孔连通所述第一空间。
【文档编号】G01N3/60GK105973715SQ201610586727
【公开日】2016年9月28日
【申请日】2016年7月22日
【发明人】高国忠, 赵乐, 吴伟, 姜守进, 贲可鹏, 赵菲, 陈聃, 徐世勇
【申请人】江苏铁锚玻璃股份有限公司