一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统

摘要

本发明一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，属于飞机风挡及座舱盖疲劳试验技术领域，试验罩设置在风挡及座舱盖远离试验台的一侧且形成气流涵道，气流涵道靠近风挡的一端引入热交换气流；试验罩由风挡试验罩及座舱盖试验罩组成，风挡试验罩为单层试验罩，座舱盖试验罩设置为双层试验罩，上下两层试验罩之间形成分流涵道；分流涵道与气流涵道连接处设置有调整片，控制系统采集座舱盖及风挡表面温度并计算调整片的开度及热交换气流的温度；通过电动机构控制调整片的开度大小，改变分流涵道的流通面积；通过改变热流气源的加热器功率，调节热交换气流的温度。本发明实现了同台试验的风挡与座舱盖不同表面温度的精度控制。

权利要求

1.一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，所述风挡(1)及座舱盖(2)安装在试验台上，试验时，风挡表面温度大于座舱盖表面温度；其特征在于：包括：试验罩、调整片(3)、电动机构及控制系统；

所述试验罩设置在风挡及座舱盖远离试验台的一侧且形成气流涵道(4)，所述气流涵道(4)靠近风挡(1)的一端与热流气源连接，引入热交换气流；

所述引入的热交换气流能够保证风挡(1)试验时的目标温度；

所述试验罩由风挡试验罩(5)及座舱盖试验罩(6)组成，所述风挡试验罩(5)为单层试验罩，所述座舱盖试验罩(6)由上下设置第一层内罩和第二层内罩组成，所述第一层内罩和第二层内罩之间形成分流涵道(7)；

所述分流涵道(7)与所述气流涵道(4)连接处设置有调整片(3)，所述调整片(3)通过电动机构与控制系统连接，所述调整片(3)设置在第一层内罩靠近风挡内罩的一端，调整片(3)能够相对第一层内罩转动，当转动到中心位置时，能够完全封闭分流涵道(7)；

所述控制系统采集座舱盖(2)及风挡(1)表面温度并计算调整片(3)的开度及热交换气流的温度；

所述调整片(3)的开度传输给所述电动机构，通过电动机构控制调整片的开度大小，改变分流涵道(7)的流通面积；

所述控制系统通过改变热流气源的加热器功率，调节热交换气流的温度。

2.根据权利要求1所述的风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，其特征在于：所述座舱盖(2)的表面设置有第一温度传感器，所述第一传感器与所述控制系统连接；

所述控制系统内设置有座舱盖试验时目标温度；

通过实时采集的座舱盖(2)表面温度，并与所述座舱盖试验时目标温度进行对比计算获得调整片(3)的开度。

3.根据权利要求1所述的风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，其特征在于：所述风挡(1)的表面设置有第二温度传感器，所述第二传感器与所述控制系统连接；

所述控制系统内设置有风挡试验时目标温度；

通过实时采集的风挡(1)表面温度与风挡试验时目标温度进行对比计算调节所述热流气源的温度。

4.根据权利要求1所述的风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，其特征在于：所述电动机构中设置有步进电机驱动装置，能够对调整片(3)进行连续调节。

5.根据权利要求1所述的风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，其特征在于：所述控制系统同步调节所述热流气源的加热器加热功率及调整片的开度。

说明书

一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统

技术领域

[0001] 本发明属于飞机风挡及座舱盖疲劳试验技术领域，具体涉及一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统。

背景技术

[0002] 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。

发明内容

[0003] 本发明的目的：为了解决上述问题，本发明提出了一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，将风挡及座舱盖固定在专用试验台面上，风挡及座舱盖外表面设计安装一试验罩，在风挡及座舱盖与试验罩之间形成试验流场，通过调整流经风挡与座舱盖表面不同的流场实现二者不同表面温度的精度控制。

[0004] 本发明的技术方案：一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，所述风挡及座舱盖安装在试验台上，试验时，风挡表面温度大于座舱盖表面温度；包括：试验罩、调整片、电动机构及控制系统；

[0005] 所述试验罩设置在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流气源连接，引入热交换气流；

[0006] 所述引入的热交换气流能够保证风挡试验时的目标温度；

[0007] 所述试验罩由风挡试验罩及座舱盖试验罩组成，所述风挡试验罩为单层试验罩，所述座舱盖试验罩设置为双层试验罩，上下两层试验罩之间形成分流涵道；

[0008] 所述分流涵道与所述气流涵道连接处设置有调整片，所述调整片通过电动机构与控制系统连接；

[0009] 所述控制系统采集座舱盖及风挡表面温度并计算调整片的开度及热交换气流的温度；

[0010] 所述调整片的开度传输给所述电动机构，通过电动机构控制调整片的开度大小，改变分流涵道的流通面积；

[0011] 所述控制系统通过改变热流气源的加热器功率，调节热交换气流的温度。

[0012] 优选地，所述座舱盖的表面设置有第一温度传感器，所述第一传感器与所述控制系统连接；

[0013] 所述控制系统内设置有座舱盖试验时目标温度；

[0014] 通过实时采集的座舱盖表面温度，并与所述座舱盖试验时目标温度进行对比计算获得调整片的开度。

[0015] 优选地，所述风挡的表面设置有第二温度传感器，所述第二传感器与所述控制系统连接；

[0016] 所述控制系统内设置有风挡试验时目标温度；

[0017] 通过实时采集的风挡表面温度与风挡试验时目标温度进行对比计算调节所述热流气源的温度。

[0018] 优选地，所述电动机构中设置有步进电机驱动装置，能够对调整片进行连续调节。

[0019] 优选地，所述控制系统同步调节所述热流气源的加热器加热功率及调整片的开度。

[0020] 优选地，座舱盖试验罩由上下设置第一层内罩和第二层内罩组成，所述第一层内罩和第二层内罩之间形成分流涵道；

[0021] 所述调整片设置在第一层内罩靠近风挡内罩的一端，调整片能够相对第一层内罩转动，当转动到中心位置时，能够完全封闭分流涵道。

[0022] 本发明技术方案有益技术效果：本发明为飞机风挡及座舱盖不同温度分布的疲劳试验提供了一种有效解决途径，通过传感器及控制系统能够对流经风挡与座舱盖表面不同的流场表面温度进行精度控制。

附图说明

[0023] 图1为本发明风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统的一优选实施例的风挡与座舱盖试验罩结构示意图；

[0024] 图2为本发明风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统的一优选实施例的风挡与座舱盖表面温度控制原理示意图；

[0025] 其中，1-风挡，2-座舱盖，3-调整片，4-气流涵道，5-风挡试验罩，6-座舱试验罩，7-分流涵道。

具体实施方式

[0026] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明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发明一部分实施例，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，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

[0027] 在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明保护范围的限制。

[0028] 飞机风挡与座舱盖透明件有机玻璃使用寿命是通过在专用的飞机座舱盖疲劳试验台上通过试验的方法确定的，具体来说就是在飞机风挡与座舱盖试验件表面按照一定的温度历程曲线施加反复的温度疲劳载荷。风挡与座舱盖试验件表面温度的建立是通过流经风挡及座舱盖表面的高温空气介质与风挡及座舱盖透明玻璃对流热交换实现的，常规的做法为：设计一座舱盖试验罩，将试验罩安装在座舱盖疲劳试验台上，并且使座舱盖试验件与试验罩之间形成一定的间隙，让高温空气介质通过该间隙，从而完成对座舱盖透明件表面的对流加热。

[0029] 如图1至图2所示：为解决风挡与座舱盖不同表面温度的流场调节，本发明一种风挡与座舱盖同台试验流场温度控制系统，包括：试验罩、调整片3、电动机构及控制系统；

[0030] 风挡1及座舱盖2安装在试验台上，试验罩设置在风挡及座舱盖远离试验台的一侧且形成气流涵道4，气流涵道4靠近风挡1的一端与热流气源连接，引入热交换气流；

[0031] 引入的热交换气流能够保证风挡1试验时的目标温度且时刻保证风挡表面温度大于座舱盖表面温度；

[0032] 试验罩由风挡试验罩5及座舱盖试验罩6组成，风挡试验罩5为单层试验罩，座舱盖试验罩6设置为双层试验罩，

[0033] 本实施例座舱盖试验罩由上下设置第一层内罩和第二层内罩组成，第一层内罩和第二层内罩之间形成分流涵道7，分流涵道7对位于座舱盖试验罩位置处的气流涵道4内的热交换气流起到分流作用，用于座舱盖2表面温度的调节。

[0034] 分流涵道7与气流涵道4连接处设置有调整片3，调整片3通过电动机构与控制系统连接；

[0035] 本实施例中，调整片3设置在第一层内罩靠近风挡内罩的一端，调整片3能够相对第一层内罩转动，当转动到中心位置时，能够完全封闭分流涵道4。

[0036] 控制系统采集座舱盖2及风挡1表面温度并计算调整片3的开度及热交换气流的温度；

[0037] 控制系统将调整片3的开度传输给电动机构，通过电动机构改变调整片3的位置，进而改变分流涵道7的流通面积，调整后热交换气流用于座舱盖进行热交换；

[0038] 控制系统通过改变热流气源的加热器功率，调节热交换气流的温度。

[0039] 本实施例中，座舱盖2的表面设置有第一温度传感器，第一传感器与控制系统连接；

[0040] 控制系统内设置有座舱盖试验时目标温度；控制系统通过实时采集的座舱盖2表面温度，并与座舱盖试验时目标温度进行对比计算获得调整片3的开度。

[0041] 本实施例中，风挡1的表面设置有第二温度传感器，第二传感器与控制系统连接，控制系统内设置有风挡试验时目标温度并通过实时采集的风挡1表面温度与风挡试验时目标温度进行对比计算调节热流气源的温度。

[0042] 本实施例中，电动机构中设置有步进电机驱动装置，能够对调整片3进行连续调节，增强了调整片3调节的连续性，能够实现快速精准调节。

[0043] 本实施例中，控制系统同步调节热流气源的加热器加热功率及调整片的开度，通过同时改变气流温度及流量，有利于座舱盖表面温度的调控，提供多个配合方案，适应不同试验环境下的座舱盖温度调控。

[0044] 具体操作流程如下：

[0045] 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，因此在疲劳试验过程中，风挡与座舱盖不同表面温度建立的一种方法是通过流场调节实现的，具体是通过座舱盖试验罩的结构形式来实现的。

[0046] 座舱盖试验罩分为风挡试验罩和座舱盖试验罩两部分，风挡试验罩只有一层内罩，而座舱盖试验罩有两层内罩；同一高温气流首先流经风挡试验罩，与风挡1进行对流换热建立起所需的风挡表面温度；同一高温气流继续流经座舱盖试验内罩，因为座舱盖表面温度一般比风挡温度低，因此高温气流被分成两部分，分别流经座舱盖试验罩的第一层内罩和第二层内罩，第一层内罩中的高温气流与座舱盖2进行对流换热，建立起所需的座舱盖表面温度，第二层内罩中的高温气流不与座舱盖2进行对流换热，而是流经第二层内罩后与第一层内罩中的高温气流汇合，继续进行下一次循环试验。

[0047] 在试验过程中，通过控制系统调节座舱盖试验罩两层内罩中高温气流的比例就可以实现座舱盖表面温度的精度控制。

[0048] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，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发明各实施例技术方案的精神和范围。