CN106556503A - 飞行器燃料箱的密封件测试 - Google Patents

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Abstract

本申请公开飞行器燃料箱的密封件测试。本文所描述的实施例提供用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件(206)的机械应力的设备和方法。一个实施例包括样本(204)、测试夹具(210)和电容器(212)。样本(204)包括飞行器燃料箱的、具有圆柱形形状的非导电密封件(206)和在密封件内轴向居中的导电线(208)。测试夹具(210)在测试期间固定样本(204)。电容器(212)电气耦合到测试夹具(210)并通过利用电流使线(208)汽化以对密封件(206)产生机械冲击，从而模拟飞行器上的雷击。

Description

飞行器燃料箱的密封件测试
技术领域
本公开涉及飞行器的领域，并且具体涉及对飞行器的燃料箱中使用的密封件(sealant，密封剂/密封件)进行测试。
背景技术
飞行器燃料箱包括利用紧固件固定在一起的多个区段。紧固件和箱的配合表面被涂覆有密封件以确保燃料箱不泄露。如果飞行器被雷击，则紧固件与燃料箱的区段之间会产生电弧，密封件还在箱中的燃料与电弧之间形成机械屏障。然而，在雷击期间可能发生的电弧会在密封件上产生机械应力，这可能引起密封件破裂或破坏，使得电弧能够点燃燃料。因此，美国联邦航空管理局(FAA)要求执行测试以确保飞行器燃料箱中使用的密封件能够抵挡由于飞行器上的雷击引起的应力。
飞行器燃料箱的目前测试方法包括：组装用于燃料箱的紧固件和面板的样品，并且施加高电流通过该样品。电流在紧固件周围产生电弧，这对施加到紧固件的密封件产生应力。然后检查样品以确定紧固件周围是否存在密封件破坏或破裂。
目前测试方法的问题是，组装样品是昂贵且耗时的。进一步，由于紧固件与面板之间的机械界面的变化，从一个样品到另一个样品、或从相同样品中的一个紧固件到另一个紧固件，难以可靠地再现紧固件周围的电弧。
因此，存在对改善用于飞行器燃料箱的密封件可以如何响应飞行器上的雷击的测试的期望。
发明内容
本文所描述的实施例提供用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的设备和方法。嵌入在密封件的样品中的线由电流被汽化(vaporize)，这将机械冲击施加到密封件，这在测试间可重现。然后可以检查样品的断裂或破裂，所述断裂或破裂可以表示密封件可以如何响应由飞行器上的雷击引起的应力。
一个实施例包括样本、测试夹具和电容器。样本包括飞行器燃料箱的、具有圆柱形形状的非导电密封件和在所述密封件内被轴向居中的导电线。测试夹具固定样本以进行测试。电容器电气耦合到测试夹具并通过利用电流使线汽化以对密封件产生机械冲击，来模拟飞行器上的雷击。
另一实施例包括模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的方法。所述方法包括制作样本，样本包括飞行器燃料箱的、具有圆柱形形状的非导电密封件和在密封件内轴向居中的导电线。所述方法进一步包括将样本固定在测试夹具中，以及通过利用电流使线汽化以对密封件产生机械冲击，来模拟飞行器上的雷击。
另一实施例包括用于制作样本的模具、测试夹具和电容器。模具使得导电线能够在模具的圆柱形腔内轴向居中，以及在腔中接收飞行器燃料箱的非导电液体密封件。模具沿着通过圆柱形腔的长轴线的平面分开，在密封件固化后排出样本。测试夹具固定样本以进行测试，并且电容器通过利用电流使线汽化以密封件产生机械冲击，来模拟飞行器上的雷击。
以上发明内容提供了说明书的一些方面的基本理解。该发明内容不是说明书的广泛概述。既不意图确定说明书的关键或重要元素，也不意图描写说明书的任何范围的具体实施例、或权利要求书的任何范围。其唯一目的是以简化的形式呈现说明书的一些构思，作为稍后呈现的更详细描述的前奏。
附图说明
现在仅以示例的方式并且参照附图描述一些实施例。相同的附图标记在所有附图上都表示相同的元件或相同类型的元件。
图1是一个示例性实施例中的使用多个内部燃料箱的飞行器。
图2图示一个示例性实施例中用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的系统。
图3A-3C是一个示例性实施例中用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的方法的流程图。
图4图示一个示例性实施例中的包括若干圆柱形腔的模具。
图5-7图示一个示例性实施例中的模具在用于密封件的样本的制作过程期间的不同视图。
图8图示一个示例性实施例中的密封件的样本的视图。
图9是一个示例性实施例中的测试夹具的视图。
图10图示一个示例性实施例中的样本测试的结果。
图11图示一个示例性实施例中对五种不同密封件执行的测试结果的表。
具体实施方式
附图和以下描述图示了具体示例性实施例。因此应认识到，本领域技术人员能够想出尽管未在本文中明确描述或示出但是体现实施例的原理并且包括在实施例的范围内的各种装置。此外，本文中所描述的任何示例都意图帮助理解实施例的原理，并且应被理解为不对这些具体阐述的示例和情况进行限制。因此，(一个或多个)创造性构思不限于下面所描述的具体实施例或示例，但是受权利要求和其等同物限定。
图1图示一个示例性实施例中的包括若干内部燃料箱102-108的飞行器100。飞行器100可以包括中心机翼箱102、对应于飞行器100上机载的不同发动机的主箱103-106、和用于飞行器100的每侧上的发动机的储备箱107-108。飞行器100上机载不同箱的一个目的是重量分布。燃料重，因此多个箱确保燃料的重量被均匀分布在飞行器100机载的不同箱102-108之间。随着燃料被消耗，这还使得飞行器100的重心能够被控制。例如，燃料可以在飞行期间在箱102-108之间被重新分布，以使得燃料的重量被均匀地分布。飞行器100上机载不同箱的另一目的是确保燃料系统的任一个部件的故障不会导致多于一个发动机的动力的损失。
FAA提供了关于由于飞行器100上的直接雷击、扫过的雷击、冕珥(coronal)和/或流光的飞行器的燃料箱(例如，飞行器100的燃料箱102-108)中的燃料蒸汽点燃的防止的规章。当雷击被飞行器100上的空气动力学力变形时，扫过的雷击发生，并且会以独特方式跨越飞行器100的机身传播。冕珥是由于飞行器100与飞行器100周围的区域之间的电势差而发生的发光放电。流光是飞行器100上的直接雷击或当雷电逼近时发生的分支状电离路径。
如果箱102-108中的各种紧固件周围的密封件(未示出)由于应力而机械故障，箱102-108中的燃料的点燃则会发生。例如，现代飞行器可以利用复合结构形成燃料箱，所述复合结构通常是利用金属紧固件接合在一起的碳纤维和环氧树脂的面板。虽然复合结构具有高电阻，但是用来将面板接合在一起的金属紧固件会使得来自雷击的高电流流过紧固件，这会在紧固件与复合面板之间引起电弧。如果电弧将密封剂断裂，那么电弧能够点燃箱中的燃料蒸汽。由于这种顾虑，FAA具有要求飞行器制造商对他们用来密封其飞行器上机载的燃料箱的密封件执行测试的适当规章。
飞行器燃料箱的目前雷电测试需要将复合面板的区段与金属紧固件组装在一起，并且试图在紧固件中产生电弧。然而，电弧在不同的测试之间会难以再现。例如，如果针对飞行器燃料箱中的可能使用测试不同的密封件，则难以确定测试的结构的改变是由于密封件本身、还是由于样品之间的电弧差。
本文中所描述的实施例目标在于利用包括薄金属线的密封件的圆柱形样品来缓解这些问题，当被汽化(例如，利用来自电容器或一组电容器的高电流放电)时，所述薄金属线将机械应力施加到密封件样品，这在测试与测试之间是可以再现的并且对于通过线沉积到样品内的能量可量化。样品然后可以检查其断裂，当与沉积到样品内的能量相关联时，这提供关于密封件的材料性能的信息。进一步，在不同温度下执行这样的测试比试图将紧固件和面板组件(其可以很大和/或具有不规则形状)放入环境舱更容易。
图2图示一个示例性实施例中用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的系统200。在该实施例中，系统200包括模具202，所述模具202用来制作用于对燃料箱密封件进行应力测试的一个或更多个样本204。样本204然后可以从模具202中移除。在该实施例中，样本204包括被形成为圆柱形形状(例如，利用模具202内的一个或更多个腔)的非导电密封件206和在密封件206内轴向居中的导电线208。
样本204然后可以被放入测试夹具210内，所述测试夹具210将样本204固定在适当位置。测试夹具210还将线208电气耦合到一个或更多个电容器212，所述电容器212将高电流施加到样本204内的线208。来自电容器212的电流使线208汽化，这对密封件206产生机械冲击。
图3A-3C是一个示例性实施例用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力的方法300。方法300将针对系统200进行描述，尽管未示出，但是方法300可以由其他系统执行。本文中所描述的流程图的步骤可以包括未示出的其他步骤。而且，本文中所描述的流程图的步骤可以以替代顺序执行。
为了对具体燃料箱密封件(例如，密封件206)执行应力测试，制作样本204(参见步骤302)。例如，模具202可以用来制作样本204。图4图示一个示例性实施例中的包括圆柱形腔402的模具202。图4仅图示了模具202的一种可能构造，并且可以根据需要使用其他构造。例如，模具202可以包括更多或更少的腔，可以具有不同的形状或尺寸，可以包括用于将模具202的区段固定在一起的各种特征件等。
在图4中，腔402包括沿着顶部部分404的开口和沿着底部部分406的更小开口。顶部部分404尺寸被设计为使得密封件206能够作为液体被引入到腔402内，而底部部分406的尺寸被设计为当密封件206固化时将线208固定在适当位置并防止液体形式的密封件206从腔402中流出。
图5-7图示一个示例性实施例中的模具202在用于密封件的样本的制作过程期间的不同视图。为了制作样本204，线208可以被插入到腔402内，所述线208在腔402内轴向居中(参见图5和图3C的步骤320)。线208可以是铝或一些其他类型的导电金属，并且通常很薄(例如，线208的直径可以在100微米(μm)与300μm之间)。所有金属都具有在汽化之前实现更多或更少能量沉积的汽化比热(specific heat of vaporization)。具有更高汽化热的金属将会在样本204中产生更高的应力，并且在测试更高强度的材料时将是合适的。因此，线208的金属选择可以依赖于被测试的材料的类型。
液体形式的密封件206然后可以被引入到模具202的腔402内(参见图3C的步骤322)，密封件206被固化或硬化(参见图6和图3C的步骤324)。在密封件204固化后，模具202被分为一个或更多个区段701-702，这使得样本204能够从模具202中移除(参见图7)。
图8图示一个示例性实施例中的用于图5-7中图示的样本204的制作过程的结果。在该图中，样本204具有长度802和直径804，它们可以依据样本204中使用的密封件的类型、对样本204执行测试的温度等而改变。例如，当在更高温度下(例如，在25摄氏度以上)测试密封件206时，可能希望制作具有更大直径804(例如，11/2厘米(cm))的样本204，因为密封件206在更高温度下的断裂机制更可能是韧性断裂。在更低温度下(例如，在-20摄氏度之下)可能希望制作具有更小直径804(例如，1/2cm)的样本204，因为密封件206在更低温度下的断裂机制更可能是脆性断裂。这可以通过更改模具202的腔402的大小来执行。
响应于制作样本204，样本204被固定在测试夹具中(参见方法300的步骤304)。例如，样本204可以被固定到图2的测试夹具210内。
图9是一个示例性实施例中的测试夹具210的视图。图9仅图示了测试夹具210的一种可能构造，并且可以存在未示出的其他构造。在该视图中，样本204在导电夹子902之间被安装到测试夹具210，这使得样本204的线208能够被电气连接到电容器212。夹子902还将样本204固定在适当位置。当电容器212电气耦合到线208时，电容器202通过线208放电流并使线208汽化。使线208汽化通过对密封件206产生机械冲击来模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件206的机械应力(参见方法300的步骤306)。
通过使线208汽化而施加到密封件206的机械冲击基于若干因素改变，包括电容器212的电容和电容器212的电压。测量沉积到样本204的密封件206内的能量的量(例如，利用传感器214和/或传感器216)能够帮助量化沉积到密封件206内的能量。
沉积到密封件206内的能量利用系统200在若干测试中是可控制的，并且基于电容器212的电压与电容的组合。在一些实施例中，通过使线208汽化而沉积到密封件206内的能量可以通过传感器214和/或传感器216来测量(参见图3的步骤308)。例如，传感器214可以测量一段时间间隔内线208处的电压(参见图3A的步骤310)和该段时间间隔内施加到线208的电流(参见步骤312)，这使得传感器214能够计算沉积的能量。沉积的能量也会随着时间变化而改变。累积的能量沉积可以通过以下公式根据电压和电流测量结果来进行计算：Jcum∫IVΔt，其中焦耳(Jcum)为单位的累积能量是电流(I)乘以电压(V)乘以δ时间(Δt)的积分。
然而，测量施加到线208的电流和施加到线208的电压仅是计算使线208汽化而沉积到密封件206内的能量的一种可能机制。例如，传感器216(参见图2)可以包括用于任何反射面速度干涉仪系统(VISAR)，当使线208汽化时，所述VISAR可以用来测量密封件206的表面速度(参见图3B的步骤316)。密封件206的表面速度以及密度和波速能够用来计算和量化与线208汽化时引起的应力有关的冲击(参见图3B步骤318)。应力可以通过以下公式计算：σ＝1/2ρcvs，其中应力(σ)是密封件206的密度(ρ)乘以密封件206的波速(c)乘以测量的密封件206的表面速度(vs)的0.5倍。
在一些实施例中，线208可以不延伸到样本204的末端的外侧，反而可以封装在密封件206内。在这些实施例中，线208耦合到一对更厚的电极，电极中的每一个从样本204的末端延伸。更厚的电极然后以类似于线208的方式被安装在测试夹具210中。这可以通过确保用来使线208汽化的能量被封装在密封件206内而提供优点，而不是一些能量用来使密封件206外侧的那部分线208汽化。
如之前讨论的，有利的是，对燃料箱密封件进行应力测试在若干测试期间可重现，这在利用紧固件和面板组件表示燃料箱的目前测试方法中成为一个问题。执行测试以确定利用系统200或与系统200类似的系统对燃料箱密封件测试如何可重现。图10图示一个示例性实施例中的样本测试的结果。利用具有222微法(μF)的电容和700伏(V)与1250V之间的电压的电容器组来执行测试。对于这些测试，样本是长2.54cm且直径1cm的圆柱形样本。每个样本包括在样本内轴向对齐的250μm铝线。每次测试使用相同类型的燃料箱密封件。
在每个电压下对样本执行四次测试，并测量能量沉积。图10图示了，在每种情况下，能量沉积从一次测试到另一次测试很少改变。这确保测试的结果(例如，确定样本是否断裂)不会由于相同测试组(例如，700V组中的样本)内的能量沉积的差异而变化。
图11图示一个示例性实施例中对五个不同的密封件执行的测试的结果的表1100。利用样本在-40摄氏度下产生表1100，其中铝线具有250μm的直径和28毫米的长度。
为了产生表1100，在525V、550V、575V、600V和625V下执行测试，但是，不是所有密封件都在这些电压中的每一个下被测试。表1100还在左栏中示出，针对被测试的每种密封件类型，利用逻辑回归算法来计算P50并且P50表示应当预期样本的50％故障时的能量。例如，密封件#1的P50是13.03J。相比之下，密封件#3故障时P50为15.58J。利用表1100，表征不同密封件如何响应应力是可能的，由此确定哪一种密封件可以响应飞行器的雷电事件而更好地执行。
在一些情况下，如之前讨论的，可能希望在不同温度下执行样本的测试，以确定具体类型的密封件是否能够在各种温度下阻止脆性断裂或韧性断裂。这种类型的测试确保燃料箱内可能出现的温度变化不会在雷电事件发生的情况下消极影响燃料箱中使用的密封件的机械强度。与使用紧固件和面板组件测试相比，利用本文所讨论的样本能够在环境舱中更容易地执行这些类型的测试，这是可能的。
进一步，尽管本文中所描述的实施例涉及对用于飞行器燃料箱的密封件进行测试，但是可以根据需要测试其他材料。在这方面，可以被硬化或固化在导电线周围的任何材料都可以用于测试材料对机械应力的响应。
将本文中所讨论的系统和方法用于模拟由于飞行器上的雷击而施加到密封件的机械应力，不同的密封件能够关于其能力被快速且准确地表征。这种类型的测试也使得飞行器制造商能够加快密封件研发过程并确保符合关于其飞行器机载使用的燃料箱密封件的FAA规章。
进一步，本公开包括根据以下条款的实施例：
条款1.一种系统，其包括：
样本，其包括：
用于飞行器燃料箱的非导电密封件，其具有圆柱形形状；和
导电线，其在所述密封件内轴向居中；
测试夹具，其被配置为在测试期间固定所述样本；和
电容器，其电气耦合到所述测试夹具，所述电容器被配置为通过利用电流使所述线汽化以对所述密封件产生机械冲击，来模拟所述飞行器上的雷击。
条款2.根据条款1所述的系统，其进一步包括：
传感器，其被配置为计算当使所述线汽化时沉积到所述密封件内的能量。
条款3.根据条款2所述的系统，其中：
所述传感器被配置为测量一定时间间隔内所述线处的电压，测量所述时间间隔内由所述电容器施加到所述线的所述电流，并且基于所述电压、所述电流和所述时间间隔计算沉积到所述密封件内的能量。
条款4.根据条款2所述的系统，其中：
所述传感器被配置为测量当使所述线汽化时所述密封件的表面速度，并且基于所述表面速度、所述密封件的密度和所述密封件的波速计算沉积到所述密封件内的能量。
条款5.根据条款1所述的系统，其中：
所述线具有邻近所述密封件的末端的暴露部分，所述密封件的所述末端将所述样本电气耦合到所述测试夹具。
条款6.根据条款1所述的系统，其中：
所述线具有在100μm与300μm之间的直径。
条款7.根据条款6所述的系统，其中：
所述线包括铝。
条款8.一种方法，其包括：
制作样本，所述样本包括用于飞行器燃料箱的非导电密封件和在所述密封件内轴向居中的导电线，其中所述密封件具有圆柱形形状；
将所述样本固定在测试夹具中；以及
通过利用电流使线汽化以对密封件产生机械冲击来模拟飞行器上的雷击。
条款9.根据条款8所述的方法，其进一步包括：
计算当使所述线汽化时沉积到所述密封件内的能量。
条款10.根据条款9所述的方法，其中计算沉积的能量进一步包括：
测量在一定时间间隔内所述线处的电压；
测量在所述时间间隔内施加到所述线的电流；以及
基于所述电压、所述电流和时间间隔计算沉积到所述密封件内的能量。
条款11.根据条款9所述的方法，其中计算沉积的能量进一步包括：
测量当使所述线时所述密封件的表面速度；以及
基于表面速度、密封件的密度和密封件的波速计算沉积到密封件内的能量。
条款12.根据条款8所述的方法，其中：
所述线具有在100μm与300μm之间的直径。
条款13.根据条款12所述的方法，其中：
所述线包括铝。
条款14.根据条款8所述的方法，其中制作所述样本进一步包括：
将所述线在模具的圆柱形腔内轴向居中；
用液体密封件填充所述圆柱形腔；以及
固化所述液体密封件。
条款15.一种系统，其包括：
用于制作样本的模具，模具被配置为将导电线在模具的圆柱形腔内轴向居中，并且在圆柱形腔中接收用于飞行器燃料箱的非导电液体密封件；
所述模具被配置为沿着通过所述圆柱形腔的长轴线的平面分开，在所述密封件固化后排出所述样本；
测试夹具，其被配置为在测试期间固定所述样本；以及
电容器，其电气耦合到所述测试夹具，所述电容器被配置为通过利用电流使所述线汽化以对密封件产生机械冲击来模拟飞行器上的雷击。
条款16.根据条款15所述的系统，其进一步包括：
传感器，其被配置为计算当使所述线汽化时沉积到所述密封件内的能量。
条款17.根据条款16所述的系统，其中：
所述传感器被配置为测量在一定时间间隔内所述线处的电压，测量在所述时间间隔内所述电容器施加到所述线的电流，并且基于所述电压、所述电流和所述时间间隔计算沉积到所述密封件内的能量。
条款18.根据条款16所述的系统，其中：
所述传感器被配置为测量当使所述线汽化时所述密封件的表面速度，并且基于所述表面速度、所述密封件的密度和所述密封件的波速计算沉积到所述密封件内的能量。
条款19.根据条款16所述的系统，其中：
所述线具有在100μm与300μm之间的直径。
条款20.根据条款16所述的系统，其中：
所述线具有邻近所述密封件的末端的暴露部分，所述密封件的所述末端将所述样本电气耦合到所述测试夹具。
尽管本文描述了具体实施例，但是本发明的范围不限于那些具体实施例。确切地说，本发明的范围通过以下权利要求及其任何等同物限定。

Claims (14)

1.一种系统(200)，其包括：
样本(204)，其包括：
飞行器燃料箱的非导电密封件(206)，其具有圆柱形形状；和
导电线(208)，其在所述密封件内轴向居中；
测试夹具(210)，其被配置为在测试期间固定所述样本；和
电容器(212)，其电气耦合到所述测试夹具(210)，所述电容器(212)被配置为通过利用电流使所述线(208)汽化以对所述密封件(206)产生机械冲击，从而模拟所述飞行器上的雷击。
2.根据权利要求1所述的系统(200)，进一步包括：
传感器(214)，其被配置为计算当使所述线(208)汽化时沉积到所述密封件(206)内的能量。
3.根据权利要求2所述的系统(200)，其中：
所述传感器(214)被配置为测量在时间间隔内所述线(208)处的电压，测量在所述时间间隔内所述电容器(212)施加到所述线(208)的所述电流，以及基于所述电压、所述电流和所述时间间隔计算沉积到所述密封件(206)内的所述能量。
4.根据权利要求2所述的系统(200)，其中：
所述传感器(216)被配置为测量当使所述线(208)汽化时所述密封件(206)的表面速度以及基于所述表面速度、所述密封件(206)的密度和所述密封件(206)的波速计算沉积到所述密封件(206)内的所述能量。
5.根据权利要求1所述的系统(200)，其中：
所述线(208)具有邻近所述密封件(206)的末端的暴露部分，所述密封件(206)的所述末端将所述样本电气耦合到所述测试夹具(210)。
6.根据权利要求1所述的系统(200)，其中：
所述线(208)具有在100μm与300μm之间的直径。
7.根据权利要求6所述的系统(200)，其中：
所述线(208)包括铝。
8.一种方法(300)，其包括：
制作样本(204)，所述样本包括飞行器燃料箱的非导电密封件和在所述密封件内轴向居中的导电线，其中所述密封件具有圆柱形形状(302)；
将所述样本固定在测试夹具中(304)；以及
通过利用电流使所述线汽化以对所述密封件产生机械冲击来模拟所述飞行器上的雷击(306)。
9.根据权利要求8所述的方法(300)，进一步包括：
计算当使所述线汽化时沉积到所述密封件内的能量(308)。
10.根据权利要求9所述的方法(300)，其中计算沉积的所述能量进一步包括：
测量在时间间隔内所述线处的电压(310)；
测量在所述时间间隔内施加到所述线的所述电流(312)；以及
基于所述电压、所述电流和所述时间间隔计算沉积到所述密封件内的所述能量(314)。
11.根据权利要求9所述的方法(300)，其中计算沉积的所述能量进一步包括：
测量当使所述线汽化时所述密封件的表面速度(316)；以及
基于所述表面速度、所述密封件的密度和所述密封件的波速计算沉积到所述密封件内的所述能量(318)。
12.根据权利要求8所述的方法(300)，其中：
所述线(208)具有在100μm与300μm之间的直径。
13.根据权利要求12所述的方法(300)，其中：
所述线(208)包括铝。
14.根据权利要求8所述的方法(300)，其中制作所述样本进一步包括：
将所述线在模具的圆柱形腔内轴向居中(320)；
用液体密封件填充所述圆柱形腔(322)；以及
固化所述液体密封件(324)。
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