一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置的制造方法
【專利摘要】本申請(qǐng)公開(kāi)了一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其包括上型腔、下型腔、玻璃工裝夾具、冷卻模塊、加熱加壓模塊及控制模塊，玻璃工裝夾具設(shè)置于上型腔及下型腔間，并夾持飛機(jī)玻璃，上型腔與飛機(jī)玻璃的外表面間具有第一空間，下型腔與飛機(jī)玻璃的內(nèi)表面間具有第二空間，冷卻模塊降低所述第一空間的溫度，加熱加壓模塊增加所述第二空間的溫度及氣壓，控制模塊連接冷卻模塊及加熱加壓模塊，并控制冷卻模塊及加熱加壓模塊。本申請(qǐng)為飛機(jī)玻璃提供了一種溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，能夠模擬飛機(jī)玻璃在飛行過(guò)程中的環(huán)境狀態(tài)，為飛機(jī)玻璃的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供試驗(yàn)基礎(chǔ)。
【專利說(shuō)明】
一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置
技術(shù)領(lǐng)域
[0001]本申請(qǐng)涉及玻璃試驗(yàn)技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]隨著我國(guó)國(guó)防飛機(jī)裝備以及國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)工程的快速發(fā)展，針對(duì)飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度即在規(guī)定的溫差和單面受壓條件下保持原有性能的能力對(duì)飛機(jī)的安全服役具有重要意義。如飛機(jī)在高空平流層飛行時(shí)艙外氣溫能達(dá)到_55°C，而艙內(nèi)溫度一般設(shè)定在23°C至26°C并需增壓至人體較適應(yīng)氣壓。在這種工作環(huán)境下飛機(jī)玻璃及舷艙玻璃需保持正常工作功能，這就要求飛機(jī)玻璃具有較高的耐溫差及壓差能力。因此，對(duì)于飛機(jī)玻璃在規(guī)定的溫差和單面受壓條件下保持原有性能能力的測(cè)定是其安全服役的基本要求。
[0003]目前，國(guó)內(nèi)對(duì)于飛機(jī)玻璃在規(guī)定溫差和單面受壓條件下保持原有性能能力及其在此條件下的破壞強(qiáng)度的評(píng)價(jià)還沒(méi)有有效的方法，也沒(méi)有相關(guān)的測(cè)試設(shè)備。究其原因主要由于國(guó)內(nèi)自主研發(fā)飛機(jī)配套玻璃剛剛起步，測(cè)試檢測(cè)經(jīng)驗(yàn)較少也沒(méi)有相關(guān)試驗(yàn)裝備。
[0004]因此，急需開(kāi)發(fā)一種飛機(jī)玻璃在溫差下壓差強(qiáng)度及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，以解決飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度的試驗(yàn)，為飛機(jī)玻璃的材料工藝選擇與結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)以及服役可靠性等方面提供依據(jù)與指導(dǎo)，對(duì)保證我國(guó)國(guó)產(chǎn)飛機(jī)的可靠性與安全設(shè)計(jì)具有重要的意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中的不足，本發(fā)明的目的是提供一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置。
[0006]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本申請(qǐng)揭示了一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，包括上型腔、下型腔、玻璃工裝夾具、冷卻模塊、加熱加壓模塊及控制模塊，所述玻璃工裝夾具設(shè)置于所述上型腔及下型腔間，并夾持飛機(jī)玻璃，所述上型腔與飛機(jī)玻璃的外表面間具有第一空間，所述下型腔與飛機(jī)玻璃的內(nèi)表面間具有第二空間，所述冷卻模塊降低所述第一空間的溫度，所述加熱加壓模塊增加所述第二空間的溫度及氣壓，所述控制模塊連接所述冷卻模塊及加熱加壓模塊，并控制所述冷卻模塊及加熱加壓模塊。
[0007]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述上型腔的周緣具有上連接部，所述下型腔的周緣具有下連接部，所述玻璃工裝夾具設(shè)置于所述下連接部，所述上連接部通過(guò)螺栓固定于所述下連接部。
[0008]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述上連接部與玻璃工裝夾具間設(shè)有至少一個(gè)密封圈，所述下連接部與玻璃工裝夾具間設(shè)有至少一個(gè)密封圈。
[0009]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述冷卻模塊包括液氮池，所述液氮池連通位于所述上型腔頂部的液氮進(jìn)入口。
[0010]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述冷卻模塊更包括環(huán)氧隔板，所述環(huán)氧隔板設(shè)置于所述上型腔內(nèi)，其周緣連接所述上型腔的內(nèi)側(cè)壁，所述環(huán)氧隔板具有均勻分布的多個(gè)小孔。
[0011]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述上型腔的內(nèi)側(cè)壁設(shè)有真空隔熱板，所述真空隔熱板覆蓋于所述玻璃工裝夾具的上表面。
[0012]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述加熱加壓模塊包括加熱器、空氣壓縮機(jī)及電加熱線，所述加熱器設(shè)置于所述第二空間內(nèi)，所述空氣壓縮機(jī)連接所述下型腔底部的壓縮空氣進(jìn)口，所述電加熱線連接所述飛機(jī)玻璃。
[0013]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述控制模塊包括計(jì)算機(jī)、溫壓控制器、第一溫度傳感器、電磁節(jié)流閥、第二溫度傳感器及壓力傳感器，所述計(jì)算機(jī)及溫壓控制器設(shè)置于所述上型腔及下型腔的外部，所述計(jì)算機(jī)電性連接所述溫壓控制器，所述第一溫度傳感器設(shè)置于所述第一空間內(nèi)，并電性連接所述溫壓控制器;所述電磁節(jié)流閥設(shè)置于所述液氮池，并電性連接所述溫壓控制器;所述第二溫度傳感器及壓力傳感器設(shè)置于所述第二空間內(nèi)，并電性連接所述溫壓控制器;所述溫壓控制器電性連接所述加熱器、空氣壓縮機(jī)及電加熱線。
[0014]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述加熱器、電加熱線、第二溫度傳感器及壓力傳感器的線路從所述下型腔的出線孔穿出，并與所述溫壓控制器電性連接。
[0015]根據(jù)本申請(qǐng)的一實(shí)施方式，上述上型腔的底部具有出氣孔，所述出氣孔連通所述第一空間。
[0016]綜上所述，本申請(qǐng)為飛機(jī)玻璃提供了一種溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，能夠模擬飛機(jī)玻璃在飛行過(guò)程中的環(huán)境狀態(tài)，為飛機(jī)玻璃的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供試驗(yàn)基礎(chǔ)。本申請(qǐng)的試驗(yàn)裝置易于操作并可以達(dá)到較高控制精度，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且具有通用性。
【附圖說(shuō)明】
[0017]此處所說(shuō)明的附圖用來(lái)提供對(duì)本申請(qǐng)的進(jìn)一步理解，構(gòu)成本申請(qǐng)的一部分，本申請(qǐng)的示意性實(shí)施例及其說(shuō)明用于解釋本申請(qǐng)，并不構(gòu)成對(duì)本申請(qǐng)的不當(dāng)限定。在附圖中:
[0018]圖1為本申請(qǐng)一實(shí)施方式的試驗(yàn)裝置的剖面圖。
[0019]圖2為本申請(qǐng)一實(shí)施方式的控制模塊的方塊圖。
【具體實(shí)施方式】
[0020]以下將以圖式揭露本申請(qǐng)的多個(gè)實(shí)施方式，為明確說(shuō)明起見(jiàn)，許多實(shí)務(wù)上的細(xì)節(jié)將在以下敘述中一并說(shuō)明。然而，應(yīng)了解到，這些實(shí)務(wù)上的細(xì)節(jié)不應(yīng)用以限制本申請(qǐng)。也就是說(shuō)，在本申請(qǐng)的部分實(shí)施方式中，這些實(shí)務(wù)上的細(xì)節(jié)是非必要的。此外，為簡(jiǎn)化圖式起見(jiàn)，一些習(xí)知慣用的結(jié)構(gòu)與組件在圖式中將以簡(jiǎn)單的示意的方式繪示的。
[0021]請(qǐng)參閱圖1及圖2，其是本申請(qǐng)一實(shí)施方式的試驗(yàn)裝置I的示意圖及控制模塊15的方塊圖。如圖所示，本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置I，其包括上型腔10、下型腔11、玻璃工裝夾具12、冷卻模塊13、加熱加壓模塊14及控制模塊15，上型腔10的周緣具有上連接部101，下型腔11的周緣具有下連接部111，玻璃工裝夾具12設(shè)置于下型腔11的下連接部111上，上型腔10設(shè)置于玻璃工裝夾具12的上方，上連接部101對(duì)應(yīng)下連接部111，上連接部101與下連接部111通過(guò)螺栓連接，固定玻璃工裝夾具12于上型腔10與下型腔11間。當(dāng)玻璃工裝夾具12夾持待試驗(yàn)的飛機(jī)玻璃2時(shí)，上型腔10與飛機(jī)玻璃2的外表面21間具有第一空間102，下型腔11與飛機(jī)玻璃2的內(nèi)表面22間具有第二空間112。
[0022]冷卻模塊13降低第一空間102的溫度，冷卻模塊13包括液氮池131，液氮池131連通位于上型腔10頂部的液氮進(jìn)入口 103，液氮池131供應(yīng)液氮并通過(guò)液氮進(jìn)入口 103進(jìn)入第一空間102，降低第一空間102內(nèi)的溫度。加熱加壓模塊14控制第二空間112的溫度及壓力，其包括加熱器141、空氣壓縮機(jī)142及電加熱線143，加熱器141設(shè)置于第二空間112內(nèi)，并對(duì)第二空間112進(jìn)行加熱，增加第二空間112的溫度;空氣壓縮機(jī)142連接下型腔11底部的壓縮空氣進(jìn)口 113，通過(guò)空氣壓縮機(jī)142增加第二空間112的氣壓。電加熱線143連接設(shè)置于玻璃工裝夾具12的飛機(jī)玻璃2。
[0023]控制模塊15控制冷卻模塊13及加熱加壓模塊14，達(dá)到控制第一空間102的溫度及第二空間112的溫度及壓力?？刂颇K15包括計(jì)算機(jī)151、溫壓控制器152、第一溫度傳感器153、電磁節(jié)流閥154、第二溫度傳感器155及壓力傳感器156，計(jì)算機(jī)151及溫壓控制器152設(shè)置于上型腔10及下型腔11的外部，計(jì)算機(jī)151電性連接溫壓控制器152，第一溫度傳感器153設(shè)置于第一空間102內(nèi)，感應(yīng)第一空間102的溫度，并電性連接溫壓控制器152，電磁節(jié)流閥154設(shè)置于液氮池131，并電性連接溫壓控制器152。第二溫度傳感器155及壓力傳感器156設(shè)置于第二空間112內(nèi)，并分別感應(yīng)第二空間112內(nèi)的溫度及氣壓，且連接溫壓控制器152。加熱加壓模塊14的加熱器141、空氣壓縮機(jī)142及電加熱線143電性連接溫壓控制器152。上述加熱器141、電加熱線143、第二溫度傳感器155及壓力傳感器156的線路從下型腔11的出線孔114穿出，而與溫壓控制器152電性連接。
[0024]本申請(qǐng)的試驗(yàn)裝置I對(duì)飛機(jī)玻璃2進(jìn)行耐溫差及耐壓差試驗(yàn)的方式為第一溫度傳感器153先感測(cè)第一空間102內(nèi)的溫度，并產(chǎn)生第一溫度感測(cè)信號(hào)，且傳送第一感測(cè)信號(hào)至溫壓控制器152，計(jì)算機(jī)151提供第一溫度控制信號(hào)至溫壓控制器152，溫壓控制器152同時(shí)接收第一溫度感測(cè)信號(hào)及第一溫度控制信號(hào)，其根據(jù)第一溫度感測(cè)信號(hào)得知第一空間102的目前溫度，其根據(jù)第一溫度控制信號(hào)得知第一空間102的預(yù)定環(huán)境溫度，溫壓控制器152根據(jù)第一溫度感測(cè)信號(hào)及第一溫度控制信號(hào)判斷第一空間102的目前溫度高于預(yù)定環(huán)境溫度。溫壓控制器152產(chǎn)生第一控制信號(hào)，并傳送第一控制信號(hào)至電磁節(jié)流閥154，電磁節(jié)流閥154根據(jù)第一控制信號(hào)控制液氮池131供應(yīng)液氮至第一空間102的流量，進(jìn)而控制第一空間102的溫度等于預(yù)定環(huán)境溫度。第一溫度傳感器153持續(xù)感測(cè)第一空間102的溫度，若第一空間102的溫度仍高于預(yù)定環(huán)境溫度時(shí)，可通過(guò)上述方式控制電磁節(jié)流閥154，讓電磁節(jié)流閥154控制液氮池131供應(yīng)液氮進(jìn)入第一空間102的流量，進(jìn)而調(diào)整第一空間102的溫度為預(yù)定環(huán)境溫度，其中預(yù)定環(huán)境溫度為_(kāi)65°C與_55°C間。當(dāng)?shù)谝豢臻g102的溫度為預(yù)定環(huán)境溫度時(shí)，模擬飛機(jī)艙外的環(huán)境狀態(tài)。
[0025]同時(shí)，第二溫度傳感器155及壓力傳感器156分別感測(cè)第二空間112的溫度及氣壓，并分別產(chǎn)生第二溫度感測(cè)信號(hào)及壓力感測(cè)信號(hào)，且傳送第二溫度感測(cè)信號(hào)及壓力感測(cè)信號(hào)至溫壓控制器152。計(jì)算機(jī)151產(chǎn)生第二溫度控制信號(hào)及壓力控制信號(hào)，并傳送第二溫度控制信號(hào)及壓力控制信號(hào)至溫壓控制器152。溫壓控制器152根據(jù)第二溫度感測(cè)信號(hào)及壓力感測(cè)信號(hào)得知第二空間112的溫度及氣壓，同時(shí)根據(jù)第二溫度控制信號(hào)及壓力控制信號(hào)得知第二空間112的預(yù)定環(huán)境溫度及氣壓。溫壓控制器152根據(jù)第二溫度感測(cè)信號(hào)及第二溫度控制信號(hào)判斷第二空間112的溫度低于預(yù)定環(huán)境溫度，并產(chǎn)生第二控制信號(hào)，且傳送第二控制信號(hào)至加熱器141，加熱器141根據(jù)第二控制信號(hào)對(duì)第二空間112進(jìn)行加熱，提高第二空間112的溫度，讓第二空間112的溫度符合預(yù)定環(huán)境溫度，即模擬飛機(jī)艙內(nèi)部的環(huán)境溫度，位于飛機(jī)玻璃2的內(nèi)表面22內(nèi)的溫度。第二溫度傳感器155持續(xù)感測(cè)第二空間112內(nèi)的溫度，若第二空間112的溫度未達(dá)預(yù)定環(huán)境溫度時(shí)，持續(xù)通過(guò)上述方式調(diào)整第二空間112的溫度至預(yù)定環(huán)境溫度。第二空間112的預(yù)定環(huán)境溫度為5°C與30°C間。
[0026]溫壓控制器152根據(jù)壓力感測(cè)信號(hào)及壓力控制信號(hào)判斷第二空間112的氣壓低于預(yù)定環(huán)境氣壓，并產(chǎn)生第三控制信號(hào)，且傳送第三控制信號(hào)至空氣壓縮機(jī)142?？諝鈮嚎s機(jī)142根據(jù)第三控制信號(hào)提供高壓空氣至第二空間112，提高第二空間112的氣壓至預(yù)定環(huán)境氣壓，即模擬飛機(jī)艙內(nèi)部的環(huán)境氣壓。壓力傳感器156持續(xù)感測(cè)第二空間112內(nèi)的氣壓，若第二空間112內(nèi)的氣壓未到達(dá)預(yù)定環(huán)境氣壓時(shí)，通過(guò)上述方式繼續(xù)調(diào)整第二空間112的氣壓至預(yù)定環(huán)境氣壓。第二空間112的預(yù)定環(huán)境氣壓為79.4kPa。
[0027]待第一空間102的溫度達(dá)到預(yù)定環(huán)境溫度，第二空間112的溫度及氣壓達(dá)到預(yù)定環(huán)境溫度及氣壓后，保持此狀態(tài)I小時(shí)，計(jì)算機(jī)151產(chǎn)生第四控制信號(hào)，并傳送第四控制信號(hào)至溫壓控制器152，溫壓控制器152傳送第四控制信號(hào)至電加熱線143，電加熱線143對(duì)飛機(jī)玻璃2進(jìn)行加熱，讓飛機(jī)玻璃2的溫度達(dá)到41°C與45 °C間。飛機(jī)玻璃2的溫度達(dá)到41°C與45°C間后，保持15分鐘在穩(wěn)定后保溫保壓I小時(shí)，于試驗(yàn)過(guò)程中每15分鐘記錄一次飛機(jī)玻璃2的內(nèi)表面22壓力值、其內(nèi)表面22的溫度值及其外表面21的溫度值，并判斷飛機(jī)玻璃于高溫差及高壓差的狀態(tài)下是否正常運(yùn)作。
[0028]試驗(yàn)結(jié)束后，釋放第二空間112內(nèi)的氣壓，使第一空間102及第二空間112的氣壓符合標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)大氣條件，飛機(jī)玻璃2靜置于第一空間102與第二空間112間，待靜置兩小時(shí)后，將飛機(jī)玻璃2從玻璃工裝夾具12上卸下，并檢查飛機(jī)玻璃2的外觀質(zhì)量，以判斷飛機(jī)玻璃2是否具有良好的耐溫差能力及耐壓差能力，即判斷飛機(jī)玻璃2于高溫差及高壓差下是否能保持原有性能，如此保證飛機(jī)玻璃2于使用時(shí)不會(huì)因高溫差及高壓差而損壞，大幅提升飛機(jī)的安全性。
[0029]本申請(qǐng)的試驗(yàn)裝置I對(duì)飛機(jī)玻璃2進(jìn)行抗靜壓破壞強(qiáng)度的試驗(yàn)方式為溫壓控制器152產(chǎn)生第一增壓信號(hào)，并傳送增壓信號(hào)至空氣壓縮機(jī)142，空氣壓縮機(jī)142根據(jù)增壓信號(hào)以一定速度慢慢輸送高壓空氣至第二空間112，并使第二空間112的氣壓達(dá)到預(yù)定環(huán)境氣壓。當(dāng)?shù)诙臻g112的氣壓達(dá)到預(yù)定環(huán)境氣壓時(shí)，讓第二空間112的氣壓保持在預(yù)定環(huán)境氣壓一段時(shí)間。接著溫壓控制器152產(chǎn)生第二增壓信號(hào)，并傳送第二增壓信號(hào)至空氣壓縮機(jī)142，空氣壓縮機(jī)142持續(xù)供應(yīng)高壓空氣至第二空間112內(nèi)，持續(xù)增加第二空間112內(nèi)的氣壓，直至飛機(jī)玻璃2破壞，測(cè)試出飛機(jī)玻璃2的抗靜壓破壞強(qiáng)度。
[0030]復(fù)參閱圖1，本申請(qǐng)的冷卻模塊13更包括環(huán)氧隔板132，環(huán)氧隔板132設(shè)置于上型腔10內(nèi)，環(huán)氧隔板132的周緣連接上型腔10的內(nèi)側(cè)壁104。當(dāng)液氮池131供應(yīng)液氮至第一空間102，環(huán)氧隔板132具有均勻分布多個(gè)小孔1321，液氮通過(guò)多個(gè)小孔1321均勻地對(duì)第一空間102進(jìn)行降溫，同時(shí)也防止液氮滴落于飛機(jī)玻璃2的外表面21上而造成飛機(jī)玻璃2驟冷炸裂，上型腔10底部的一側(cè)具有出氣孔105，出氣孔105與第一空間102連通，液氮已氣化成氮?dú)?，氮?dú)饪蓮某鰵饪?05排出。
[0031]上型腔10的內(nèi)側(cè)壁104設(shè)有真空隔熱板106，真空隔熱板106更覆蓋于玻璃工裝夾具12的上表面121，避免上型腔10外部的熱及第二空間112的熱傳導(dǎo)至第一空間102，影響第一空間102的溫度，同時(shí)真空隔熱板106也保持第一空間102的溫度。
[0032]本申請(qǐng)的上型腔10的上連接部101與玻璃工裝夾具12間設(shè)有至少一個(gè)密封圈16，下型腔11的下連接部111與玻璃工裝夾具12間設(shè)有至少一個(gè)密封圈16，如此讓第二空間112呈密封狀態(tài)，可防止第二空間112內(nèi)的空氣從下連接部111與玻璃工裝夾具12間的間隙泄漏，影響第二空間112內(nèi)的氣壓。
[0033]每一種飛機(jī)玻璃2的曲率不同，欲更換另一種飛機(jī)玻璃2進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，只要更換另一個(gè)適用此種飛機(jī)玻璃2的玻璃工裝夾具12，然后再裝置于上型腔10與下型腔11間進(jìn)行試驗(yàn)。
[0034]綜上所述，本申請(qǐng)為飛機(jī)玻璃提供了一種溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，能夠模擬飛機(jī)玻璃在飛行過(guò)程中的環(huán)境狀態(tài)，為飛機(jī)玻璃的設(shè)計(jì)及優(yōu)化提供試驗(yàn)基礎(chǔ)。本申請(qǐng)控制飛機(jī)玻璃在溫差條件下，其內(nèi)表面承受壓力后，對(duì)飛機(jī)玻璃的壓差強(qiáng)度及抗靜壓破壞強(qiáng)度進(jìn)行試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)不同溫差及壓力下飛機(jī)玻璃的性能試驗(yàn)如試驗(yàn)過(guò)程中飛機(jī)玻璃是否正常工作、試驗(yàn)后飛機(jī)玻璃的外觀質(zhì)量是否完好以及實(shí)現(xiàn)飛機(jī)玻璃抗靜壓破壞強(qiáng)度的試驗(yàn)。本申請(qǐng)的試驗(yàn)裝置易于操作并可以達(dá)到較高控制精度，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單且具有通用性。
[0035]上述說(shuō)明示出并描述了本發(fā)明的若干優(yōu)選實(shí)施例，但如前所述，應(yīng)當(dāng)理解本發(fā)明并非局限于本文所披露的形式，不應(yīng)看作是對(duì)其他實(shí)施例的排除，而可用于各種其他組合、修改和環(huán)境，并能夠在本文所述發(fā)明構(gòu)想范圍內(nèi)，通過(guò)上述教導(dǎo)或相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)或知識(shí)進(jìn)行改動(dòng)。而本領(lǐng)域人員所進(jìn)行的改動(dòng)和變化不脫離本發(fā)明的精神和范圍，則都應(yīng)在本發(fā)明所附權(quán)利要求的保護(hù)范圍內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.一種飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，包括上型腔、下型腔、玻璃工裝夾具、冷卻模塊、加熱加壓模塊及控制模塊，所述玻璃工裝夾具設(shè)置于所述上型腔及下型腔間，并夾持飛機(jī)玻璃，所述上型腔與飛機(jī)玻璃的外表面間具有第一空間，所述下型腔與飛機(jī)玻璃的內(nèi)表面間具有第二空間，所述冷卻模塊降低所述第一空間的溫度，所述加熱加壓模塊增加所述第二空間的溫度及氣壓，所述控制模塊連接所述冷卻模塊及加熱加壓模塊，并控制所述冷卻模塊及加熱加壓模塊。2.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述上型腔的周緣具有上連接部，所述下型腔的周緣具有下連接部，所述玻璃工裝夾具設(shè)置于所述下連接部，所述上連接部通過(guò)螺栓固定于所述下連接部。3.如權(quán)利要求2所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述上連接部與玻璃工裝夾具間設(shè)有至少一個(gè)密封圈，所述下連接部與玻璃工裝夾具間設(shè)有至少一個(gè)密封圈。4.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述冷卻模塊包括液氮池，所述液氮池連通位于所述上型腔頂部的液氮進(jìn)入口。5.如權(quán)利要求4所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述冷卻模塊更包括環(huán)氧隔板，所述環(huán)氧隔板設(shè)置于所述上型腔內(nèi)，其周緣連接所述上型腔的內(nèi)側(cè)壁，所述環(huán)氧隔板具有均勻分布的多個(gè)小孔。6.如權(quán)利要求4-5中任一項(xiàng)所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述上型腔的內(nèi)側(cè)壁設(shè)有真空隔熱板，所述真空隔熱板覆蓋于所述玻璃工裝夾具的上表面。7.如權(quán)利要求6所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述加熱加壓模塊包括加熱器、空氣壓縮機(jī)及電加熱線，所述加熱器設(shè)置于所述第二空間內(nèi)，所述空氣壓縮機(jī)連接所述下型腔底部的壓縮空氣進(jìn)口，所述電加熱線連接所述飛機(jī)玻璃。8.如權(quán)利要求7所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述控制模塊包括計(jì)算機(jī)、溫壓控制器、第一溫度傳感器、電磁節(jié)流閥、第二溫度傳感器及壓力傳感器，所述計(jì)算機(jī)及溫壓控制器設(shè)置于所述上型腔及下型腔的外部，所述計(jì)算機(jī)電性連接所述溫壓控制器，所述第一溫度傳感器設(shè)置于所述第一空間內(nèi)，并電性連接所述溫壓控制器;所述電磁節(jié)流閥設(shè)置于所述液氮池，并電性連接所述溫壓控制器;所述第二溫度傳感器及壓力傳感器設(shè)置于所述第二空間內(nèi)，并電性連接所述溫壓控制器;所述溫壓控制器電性連接所述加熱器、空氣壓縮機(jī)及電加熱線。9.如權(quán)利要求8所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述加熱器、電加熱線、第二溫度傳感器及壓力傳感器的線路從所述下型腔的出線孔穿出，并與所述溫壓控制器電性連接。10.如權(quán)利要求1所述的飛機(jī)玻璃溫差下壓差強(qiáng)度性能及破壞強(qiáng)度試驗(yàn)裝置，其特征在于，所述上型腔的底部具有出氣孔，所述出氣孔連通所述第一空間。
【文檔編號(hào)】G01N3/60GK105973715SQ201610586727
【公開(kāi)日】2016年9月28日
【申請(qǐng)日】2016年7月22日
【發(fā)明人】高國(guó)忠, 趙樂(lè), 吳偉, 姜守進(jìn), 賁可鵬, 趙菲, 陳聃, 徐世勇
【申請(qǐng)人】江蘇鐵錨玻璃股份有限公司