[发明专利]用于航空器观察窗温度和压力联合加载的试验装置

说明书

本申请涉及一种用于航空器观察窗温度和压力联合加载的试验装置，包括密闭腔体、压力系统、控温系统和记录系统。密闭腔体具有左腔和右腔，左腔与右腔之间设置有试验夹具。压力系统包括第一压力变送器和第二压力变送器，第一压力变送器与左腔连接，第二压力变送器与右腔连接。控温系统包括第一控温组件和第二控温组件，第一控温组件与左腔连接，第二控温组件与右腔连接。记录系统与第一压力变送器、第二压力变送器、第一控温组件和第二控温组件连接。本申请能够实现航空器观察窗的内、外表面压力和温度的变化，并具有快速卸压功能，模拟驾驶舱快速失压效果，可以为航空器观察窗的设计及优化提供试验依据。

技术领域

本申请涉及一种航空试验装置，特别是涉及一种用于航空器观察窗温度和压力联合加载的试验装置。

背景技术

随着海拔高度的上升，气压和温度随之降低。航空器飞行在万米甚至更高的太空，为了保证驾驶员的安全，驾驶舱必须采用增压设计。观察窗作为驾驶舱的重要组成部分，用于起飞、着陆、巡航、滑行等各种飞行状态下为驾驶员提供良好的观察视野。观察窗外表面直接面对大气环境，内表面为驾驶舱，所以其设计应考虑内、外表面压力差和温度带来的影响。

航空器观察窗均为层合结构，其材料大多为无机玻璃或者亚克力。观察窗为破损安全设计，即层合结构中的一层或多层破损后，剩余结构层应能承受座舱压差，使驾驶员能够降低至安全高度继续飞行。

航空器观察窗在实际飞行工作环境条件影响下保持原有性能的能力对飞机的安全服役具有重要意义。在高空的低温低气压条件下航空器观察窗需要保持正常工作功能，在发生结构层破损后应具有使驾驶员降低高度继续飞行的能力是其安全服役的基本要求。

目前，国内对于航空器观察窗的强度试验考虑了压力和温度联合作用的影响，但对于压力和温度的加载设备没有相关的设计和规定，导致试验开展困难、试验结果参差不齐，分散较大而无法采信，不能很好地考核产品和支持设计工作。

因此，急需开发一种稳定有效的航空器观察窗温度和压力联合作用的试验装置，为航空器观察窗的材料工艺选择和结构优化设计以及服役可靠性等方面提供试验数据支持。

发明内容

为解决上现有技术方案所存在的技术问题，本申请实施例提供一种用于航空器观察窗温度和压力联合加载的试验装置。具体的技术方案如下：

第一方面，提供一种用于航空器观察窗温度和压力联合加载的试验装置，其包括密闭腔体、压力系统、控温系统和记录系统。密闭腔体用于为航空器观察窗提供密封空间，密闭腔体具有左腔和右腔，左腔与右腔之间设置有试验夹具，当航空器观察窗固定于试验夹具上时，航空器观察窗将左腔与右腔分隔成两个密闭腔体。压力系统用于控制密闭腔体内的压力，压力系统包括第一压力变送器和第二压力变送器，第一压力变送器与左腔连接，第二压力变送器与右腔连接。控温系统用于控制密闭腔体内的温度，控温系统包括第一控温组件和第二控温组件，第一控温组件与左腔连接，第二控温组件与右腔连接。记录系统用于采集及记录温度及压力信号，记录系统与第一压力变送器、第二压力变送器、第一控温组件和第二控温组件连接。

在第一方面的第一种可能实现方式中，当试验装置对航空器观察窗试验时，试验夹具将航空器观察窗竖直固定于密闭腔体内，航空器观察窗的外侧位于左腔，航空器观察窗的内侧位于右腔，第一压力变送器与第一控温组件对航空器观察窗模拟外部高空环境，第二压力变送器与第二控温组件对航空器观察窗模拟内部驾驶舱环境。

在第一方面的第二种可能实现方式中，密闭腔体是由金属或具备一定密封、强度性能且能够承受温度、压力变化的非金属材料制成。

在第一方面的第三种可能实现方式中，压力系统还包括压力控制台，压力控制台与第一压力变送器和第二压力变送器连接。

结合第一方面的第三种可能实现方式，在第一方面的第四种可能实现方式中，压力系统还包括电磁阀，电磁阀与左腔连接。