本实用新型属于飞机风挡与座舱盖温度疲劳试验装置技术领域，具体涉及一种飞机风挡与座舱盖同台试验加热装置。
背景技术：
飞机风挡及座舱盖透明有机玻璃使用寿命的确定是飞机寿命设计工作中的一个重要环节，其使用寿命的确定主要是依据风挡及座舱盖加温加载疲劳试验来实现，在开展试验研究和试验验证过程中遇到了一些困难。风挡与座舱盖在使用过程中表面温度差别较大,为提高试验效率和降低试验成本，往往要求风挡与座舱盖在同一疲劳试验台上同时进行试验。在座舱盖疲劳试验台的方案设计中，要充分论证如何实现同一试验台单一流场条件下两个部件不同表面温度分布下的温度精度控制。
现有的试验装置无法满足同一试验台单一流场条件下两个部件不同表面温度的加载。
技术实现要素：
本实用新型的目的：为了解决上述问题，本实用新型提出了一种飞机风挡与座舱盖同台试验加热装置，通过附加辐射加热器方式，控制同一高温流场下的两个不同部件表面温度的加载及控制。
本实用新型的技术方案：一种飞机风挡与座舱盖同台试验加热装置，所述风挡和座舱盖安装在试验台上；
试验罩设置在所述风挡及座舱盖远离试验台的一侧，且形成气流涵道，所述气流涵道靠近风挡的一端与热源气流连通，引入热交换气流；
所述热交换气流能够保证座舱盖加热到试验时要求的目标温度；
所述试验罩的外形与所述风挡及座舱盖的外形保持一致，所述试验罩靠近风挡的一端设置有开口，所述开口通过无机玻璃进行密封，所述开口位置的上方设置有辐射加热器，所述辐射加热器对所述风挡进行二次加热；
控制系统根据座舱盖及风挡表面温度控制辐射加热器的加热功率及热源气流的温度。
优选地，所述试验罩包括风挡试验罩及座舱盖试验罩，两者分别固定在试验台上；
所述风挡试验罩与座舱盖试验罩对接处通过密封带密封。
优选地，所述风挡试验罩设置有开口，所述开口面积与所述风挡相匹配。
优选地，所述风挡表面设置有第一温度传感器，用于采集风挡的表面温度；
所述座舱盖的表面设置有第二温度传感器，用于采集座舱盖的表面温度。
优选地，所述控制系统设置有风挡试验目标温度值及座舱盖试验目标温度值；
控制系统将采集的风挡表面温度及座舱盖表面温度与控制系统内风挡试验目标温度值及座舱盖试验目标温度值综合对比计算，进而控制辐射加热器的加热功率及热源气流的温度。
本实用新型技术方案有益效果：本实用新型通过控制辐射加热器功率和流经风挡与座舱盖表面的高温气流温度实现二者不同表面温度的精度控制，其结构简单，方便操作，满足试验要求。
附图说明
图1为本实用新型一种飞机风挡与座舱盖同台试验加载装置的一优选实施例的结构示意图；
其中，1-风挡，2-座舱盖，3-气流涵道，4-辐射加热器，5-风挡试验罩，6-座舱盖试验罩。
具体实施方式
为使本实用新型实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。下面结合附图对本实用新型的实施例进行详细说明。
在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型保护范围的限制。
如图1所示，一种飞机风挡与座舱盖同台试验加热装置，风挡1和座舱盖2安装在试验台上，
试验罩设置在风挡1及座舱盖2远离试验台的一侧，且形成气流涵道3，气流涵道3靠近风挡的一端与热源气流连通，引入热交换气流；
热交换气流能够保证座舱盖2加热到试验时要求的目标温度。试验罩的外形与所述风挡1及座舱盖2的外形保持一致，试验罩靠近风挡1的一端设置有开口，开口通过无机玻璃进行密封，开口位置的上方设置有辐射加热器4，辐射加热器4对风挡1进行二次加热；
控制系统根据座舱盖2及风挡1表面温度控制辐射加热器4的加热功率及热源气流的温度。
本实施例中，试验罩包括：风挡试验罩5及座舱盖试验罩6，两者分别固定在试验台上；
风挡试验罩5与座舱盖试验罩6对接处通过密封带密封；
可以理解的是：风挡试验罩5设置有开口，开口面积与所述风挡1相匹配。
本实施例中，试验罩采用分体式设计，分成两个相互独立的风挡试验罩及座舱盖试验罩，保证了试验的独立性，有效避免了两者的热量相互传递，保证了风挡的良好加热效果。
本实施例中，风挡1表面设置有第一温度传感器，用于采集风挡的表面温度，座舱盖2的表面设置有第二温度传感器，用于采集座舱盖的表面温度。
风挡1和座舱盖2分别设置传感器，有利于控制系统采集温度数据，有利于对两者表面的温度精确控制，提高了试验的效率。
本实施例中，控制系统设置有风挡试验目标温度值及座舱盖试验目标温度值；
控制系统将采集的风挡表面温度及座舱盖表面温度与控制系统内风挡试验目标温度值及座舱盖试验目标温度值综合对比计算，进而控制辐射加热器的加热功率及热源气流的温度。
在飞机飞行过程中，大多情况下风挡比座舱盖表面温度都要高，因此风挡与座舱盖在同台同一流场情况下进行加温加载疲劳试验，同一流场中高温空气介质可以满足座舱盖表面的温度控制，但不能满足风挡的表面温度控制。为此设计了分区加温控制的方法，即在风挡试验罩上设计安装一无机玻璃窗口，在无机无机玻璃窗口上方安装一组辐射加热器，风挡表面先是通过与座舱盖同一流场的高温空气介质对流换热而建立初始温度，初始温度不能满足风挡试验要求的表面温度，不足部分由辐射加热器对风挡进行辐射加热实现，由此完成对飞机风挡表面温度的精确控制。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本实用新型的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本实用新型各实施例技术方案的精神和范围。