CN106556548A - 一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其包括下型腔、四个下型腔温度控制组件、上型腔、四个玻璃工装夹具、驱动组件、四个上型腔温度控制组件、四个上型腔压力调整组件及控制器，下型腔具有四个下型腔测试空间，四个下型腔温度控制组件分别连接四个下型腔测试空间；上型腔设置于下型腔，并具有与四个下型腔测试空间对应的四个上型腔测试空间；四个玻璃工装夹具分别设置于四个上型腔测试空间；驱动组件与上型腔的外侧壁相啮合；四个上型腔温度控制组件及四个上型腔压力调整组件分别连接四个上型腔测试空间；控制器连接四个下型腔温度控制组件、驱动组件、四个上型腔温度控制组件及四个上型腔压力调整组件。

Description

一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置

技术领域

本申请涉及玻璃试验技术领域，尤其涉及一种飞机玻璃温差下压差强度性能及破坏强度试验装置。

背景技术

随着我国国防飞机装备以及国产大飞机工程的快速发展，针对航空飞机玻璃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。飞机在高空平流层飞行时舱外气温能降低到-60℃，而舱内温度一般设定在人体较适应的常温。舱外气压随着高度升高逐渐降低，因此舱内需增压至人体较适应气压。飞机玻璃经过若干起落降，玻璃也就经受若干的冷热冲击和压力变化循环。

在这种工作环境下飞机玻璃及舷舱玻璃需保持正常工作功能，这就要求飞机玻璃具有较高的耐冷热冲击性及耐压力疲劳性能力。因此，对于飞机玻璃冷热冲击及压力疲劳工作环境下保持原有性能能力是其安全服役的基本要求。

目前，国内对于飞机玻璃冷热冲击及压力疲劳工作环境下保持原有性能能力的评价还没有有效的方法，也没有较全面的测试系统设备。究其原因主要由于国内自主研发飞机配套玻璃刚刚起步，缺少测试检测经验也没有相关试验装备。

因此，急需开发一种有效的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验方法及装置，为飞机玻璃的材料工艺选择与结构优化设计以及服役可靠性等方面提供依据与指导，对保证我国国产飞机的可靠性与安全设计具有重要的意义。

发明内容

针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置。

与现有技术相比，本申请揭示了一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，包括下型腔、四个下型腔温度控制组件、上型腔、四个玻璃工装夹具、驱动组件、四个上型腔温度控制组件、四个上型腔压力调整组件及控制器，所述下型腔具有四个下型腔测试空间，所述四个下型腔温度控制组件分别连接所述四个下型腔测试空间；所述上型腔设置于所述下型腔，并具有四个上型腔测试空间，所述四个上型腔测试空间对应所述四个下型腔测试空间；所述四个玻璃工装夹具分别设置于所述四个上型腔测试空间；所述驱动组件与所述上型腔的外侧壁相啮合；所述四个上型腔温度控制组件分别连接所述四个上型腔测试空间；所述四个上型腔压力调整组件分别连接所述四个上型腔测试空间；所述控制器连接所述四个下下型腔温度控制组件、驱动组件、四个上型腔温度控制组件及四个上型腔压力调整组件。

根据本申请的一实施方式，上述每一个下型腔温度控制组件包括下型腔温度传感器及下型腔制冷器，所述下型腔温度传感器设置于所述下型腔，并分别位于对应的下型腔测试空间内；所述下型腔制冷分别连接对应的下型腔测试空间；每一个上型腔温度控制组件包括上型腔温度传感器及上型腔加热器，所述上型腔温度传感器分别设置于对应的上型腔测试空间内；所述上型腔加热器分别连接对应的上型腔测试空间。

根据本申请的一实施方式，上述下型腔制冷器分别为复叠式制冷器。

根据本申请的一实施方式，上述每一个上型腔压力调整组件包括上型腔压力传感器、空气压缩机及压力控制阀，所述上型腔压力传感器分别设置于对应的上型腔测试空间内；所述空气压缩机与对应的上型腔测试空间连接；所述压力控制阀设置于所述对应的上型腔测试空间与所述空气压缩机间。

根据本申请的一实施方式，上述上型腔具有上型腔框体及上型腔盖板，所述上型腔框体具有所述四个上型腔测试空间，并设置于所述下型腔；所述上型腔盖板设置于所述上型腔框体，并覆盖所述四个上型腔测试空间。

根据本申请的一实施方式，上述下型腔具有下型腔中心轴连接部及下型腔外侧连接部，所述上型腔框体具有上型腔中心轴连接部及上型腔外侧连接部，所述上型腔中心轴连接部连接所述下型腔中心轴连接部，所述上型腔外侧连接部连接所述下型腔外侧连接部。

根据本申请的一实施方式，上述上型腔中心轴连接部与下型腔中心轴连接部间具有多个滚珠轴承，所述多个滚珠轴承以所述上型腔中心轴连接部及下型腔中心轴连接部的中心轴线为中心作环形排列。

根据本申请的一实施方式，上述上型腔外侧连接部与下型腔外侧连接部间具有多个滚珠轴承，所述多个滚珠轴承以所述上型腔中心轴连接部及下型腔中心轴连接部的中心轴线为中心作环形排列。

根据本申请的一实施方式，上述驱动组件包括传动轮及与所述传动轮连接的步进电机，所述传动轮与所述上型腔的外侧壁的环形驱动齿部。

根据本申请的一实施方式，上述下型腔及上型腔的内侧壁设有真空隔热层。

综上所述，本申请为一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，能够模拟飞机玻璃在飞行过程中的环境状态，通过对飞机玻璃的疲劳试验可以为飞机玻璃的设计及优化提供试验基础。通过给控制器编制人机交互软件，在软件中设定温度及压力值控制试验装置。本申请的试验装置易于操作并可以达到较高控制精度，降温增压稳定、结构简单且具有通用性，并可同时对4块玻璃进行测试，试验效率高。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1为本申请一实施方式的试验装置的示意图。

图2为本申请一实施方式的试验装置的剖面图。

图3为本申请一实施方式的试验装置的模块图。

具体实施方式

以下将以图式揭露本申请的多个实施方式，为明确说明起见，许多实务上的细节将在以下叙述中一并说明。然而，应了解到，这些实务上的细节不应用以限制本申请。也就是说，在本申请的部分实施方式中，这些实务上的细节是非必要的。此外，为简化图式起见，一些习知惯用的结构与组件在图式中将以简单的示意的方式绘示的。

请参阅图1、图2及图3，其是本申请一实施方式的试验装置1的示意图、剖面图及模块图。如图所示，本申请提供了一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置1，其包括下型腔10、四个下型腔温度控制组件11、上型腔12、四个玻璃工装夹具13、驱动组件14、四个上型腔温度控制组件15、四个上型腔压力调整组件16及控制器17。下型腔10具有四个下型腔测试空间，四个下型腔测试空间以顺时针排列并依序称为第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间(图中未示)、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间(图中未示)。四个下型腔温度控制组件11分别连接第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间。每一个下型腔温度控制组件11包括下型腔温度传感器111及下型腔制冷器112，四个下型腔温度传感器111分别设置于第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间内，以分别感测第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间内的温度。四个下型腔制冷器112分别连接第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间，以分别控制第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间内的温度。其中每一个下型腔制冷器112为复叠式制冷器。

上型腔12包括上型腔框体121及上型腔盖板122，上型腔框体121具有四个上型腔测试空间，四个上型腔测试空间以顺时针排列依序称为第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d，当上型腔框体121设置于下型腔10上方时，第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d分别对应第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间。上型腔盖板122设置于上型腔框体121，并覆盖第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d，以密封第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d。

四个玻璃工装夹具13分别设置于第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d内的相对的二个内侧壁，玻璃工装夹具13用以支撑固定待测试的飞机玻璃。飞机玻璃的型号较多且多为曲面造型，为使得本申请的试验装置具有通用性，降低制造成本。上型腔12内部安装有易更换的玻璃工装夹具13，当需试验其他型号玻璃时只需要更换玻璃工装夹具13。玻璃工装夹具13位于上型腔中间，其中玻璃工装夹具13根据所要测试玻璃机械接口制造。这种玻璃工装夹具13可使得本申请的试验装置适用于不同外形的飞机玻璃的试验。上型腔框体121的外侧壁具有环形驱动齿部1211，驱动组件14连接环形驱动齿部1211，本实施方式的驱动组件14包括传动轮141及与传动轮141连接的步进电机142，传动轮141与环形驱动齿部1211相啮合，驱动组件14驱动上型腔12相对于下型腔10转动。

于此详细说明本实施方式的下型腔10与上型腔12，下型腔10更包括下型腔中心轴连接部101及下型腔外侧连接部102，上型腔12更包括上型腔中心轴连接部123及上型腔外侧连接部124，上型腔中心轴连接部123与下型腔中心轴连接部101连接，上型腔外侧连接部124与下型腔外侧连接部102连接。下型腔中心轴连接部101与上型腔中心轴连接部123间具有多个滚珠轴承103，位于下型腔中心轴连接部101与上型腔中心轴连接部123间的多个滚珠轴承103以下型腔中心轴连接部101及上型腔中心轴连接部123的中心轴线为中心作环状排列。同理地，下型腔外侧连接部102与上型腔外侧连接部124间亦具有多个滚珠轴承103，多个滚珠轴承103以下型腔中心轴连接部101及上型腔中心轴连接部123的中心轴线为中心作环状排列，如此让上型腔12相对于下型腔10顺畅地转动。

四个上型腔温度控制组件15分别连接第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d，每一个上型腔温度控制组件15包括上型腔温度传感器151及上型腔加热器152，四个上型腔温度传感器151分别位于第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d内，以分别感测第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的温度。四个上型腔加热器152分别连接第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d，以分别对第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d进行加热。

四个上型腔压力调整组件16分别连接第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d，每一个上型腔压力调整组件16包括上型腔压力传感器161、空气压缩机162及压力控制阀163。四个上型腔压力传感器161分别设置于第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d内，以分别感测第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的压力。四个空气压缩机162分别连接第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d；四个压力控制阀163分别设置于对应的空气压缩机162与上型腔测试空间，例如：压力控制阀163设置于空气压缩机162与第一上型腔测试空间121a间。控制器17连接每一个下型腔温度控制组件11的下型腔温度传感器111及下型腔制冷器112、驱动组件14的步进电机142、每一个上型腔温度控制组件15的上型腔温度传感器151及上型腔加热器152与每一个上型腔压力调整组件16的上型腔压力传感器161、空气压缩机162及压力控制阀163。

本申请的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置1的试验方式为先将四个飞机玻璃分别装载于第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d内的玻璃工装夹具13。本申请的初始试验状态为第一上型腔测试空间121a对应第一下型腔测试空间10a，第二上型腔测试空间121b对应第二下型腔测试空间，第三上型腔测试空间121c对应第三下型腔测试空间10c，第四上型腔测试空间121d对应第四下型腔测试空间。

接著，调整第一下型腔测试空间10a及第三下型腔测试空间10c的温度介于零下摄氏65度与零下摄氏55度间，其为低温状态；及调整第二下型腔测试空间及第四下型腔测试空间的温度介于摄氏5度与摄氏30度间，其为常温状态。其中调整第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间的温度分别通过位于其内的下型腔温度传感器111感测其温度，每一个下型腔温度传感器111产生温度感测信号，并传送温度感测信号至控制器17，控制器17根据每一个下型腔温度传感器111判断四个下型腔测试空间的温度是否落于预设温度范围内，若四个下型腔测试空间的温度未落于预设温度范围内时，控制器17产生至少一个制冷控制信号，且传送至少一个制冷控制信号至对应的下型腔制冷器112。接收至少一个制冷控制信号的至少一个下型腔制冷器112向对应的下型腔测试空间进行冷却，让第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间的温度在预设温度范围内。第一下型腔测试空间10a、第二下型腔测试空间、第三下型腔测试空间10c及第四下型腔测试空间的温度为模拟飞机外部的温度。

同时，调整第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的温度介于摄氏5度与摄氏30度间，其调整方式为分别通过设置于其内的上型腔温度传感器151感测其内部的温度，上型腔温度传感器151产生温度感测信号，并传送温度感测信号至控制器17，控制器17根据每一个温度感测信号判断第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的温度是否落于预设温度范围内。若第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的温度未落于预设温度范围内，控制器17产生至少一个加热控制信号，并传送至少一个加热控制信号至对应的上型腔加热器152，收到加热控制信号的至少一个上型腔加热器152向对应的上型腔测试空间进行加热，使未落于预设温度范围内的上型腔测试空间的温度落于预设温度范围内。第一上型腔测试空间121a、第二上型腔测试空间121b、第三上型腔测试空间121c及第四上型腔测试空间121d的温度为模拟飞机内的温度。于试验过程中，四个下型腔温度传感器111及四个上型腔温度传感器151持续感测四个下型腔测试空间及四个上型腔测试空间的温度，让四个下型腔测试空间及四个上型腔测试空间的温度位于预设温度范围内。

接著第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c的飞机玻璃分别位于为低温状态的第一下型腔测试空间10a及第三下型腔测试空间10c的上方，位于第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c内的上型腔压力传感器161分别感测第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c的压力，并分别产生压力感测信号，且分别传送压力感测信号至控制器17。控制器17根据每一个压力感测信号判断第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c是否落于预设的测试压力范围，若第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c是否未落于预设的测试压力范围内，控制器17产生压力调整信号，并传送至与第一上型腔测试空间131a及第三上型腔测试空间121c连接的空气压缩机162及压力控制阀163，空气压缩机162及压力控制阀163调整第一上型腔测试空间121a或第三上型腔测试空间121c的压力至预设的测试压力范围内，以对位于第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c内的飞机玻璃进行测试。

同理，第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d的飞机玻璃分别位于为常温状态的第二下型腔测试空间及第四下型腔测试空间的上方，再由控制器17通过连接第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d的上型腔压力调整组件16对第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d内的压力进行调整，并将第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d内的压力调整至预设的测试压力范围内。上述第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c的测试压力范围为模拟飞机于低空的机内压力，上述第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d的测试压力范围为模拟飞机于高空的机内压力。

然后驱动组件14驱动环形驱动齿部1211顺时针转动，环形驱动齿部1211带动上型腔12顺时针转动，让第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c的飞机玻璃分别进入为常温状态的第二下型腔测试空间及第四下型腔测试空间上方，第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d的飞机玻璃分别进入为低温状态的第一下型腔测试空间10a及第三下型腔测试空间10c的上方。接著通过与第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c连接的上型腔压力调整组件16分别调整第一上型腔测试空间121a及第三上型腔测试空间121c为飞机于低空的机内压力，第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d连接的上型腔压力调整组件16分别调整第二上型腔测试空间121b及第四上型腔测试空间121d为飞机于高空的机内压力。

藉由控制四个下型腔测试空间及四个上型腔测试空间的温度模拟飞机于高空时的温度及其于低空时的温度，同时调整上型腔测试空间的压力模拟飞机于高空时的压力及于低空时的压力，然待测试的飞机玻璃轮流进入不同的温度及压力状态，循环一段时间后观察飞机玻璃是否有产生外观缺陷，藉此评估飞机玻璃的耐冷热冲击性及耐压力疲劳性。

然本申请的下型腔10及上型腔12的内侧壁设有真空隔热层18，有效防止下型腔10的四个下型腔测试空间的冷度降低及上型腔12的四个上型腔测试空间的热能散失，保持四个下型腔测试空间及四个上型腔测试空间的温度于预设温度范围内。

综上所述，本申请为一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，能够模拟飞机玻璃在飞行过程中的环境状态，通过对飞机玻璃的疲劳试验可以为飞机玻璃的设计及优化提供试验基础。通过给控制器编制人机交互软件，在软件中设定温度及压力值控制试验装置。本申请的试验装置易于操作并可以达到较高控制精度，降温增压稳定、结构简单且具有通用性，并可同时对4块玻璃进行测试，试验效率高。

上述说明示出并描述了本发明的若干优选实施例，但如前所述，应当理解本发明并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施例的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述发明构想范围内，通过上述教导或相关领域的技术或知识进行改动。而本领域人员所进行的改动和变化不脱离本发明的精神和范围，则都应在本发明所附权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，包括下型腔、四个下型腔温度控制组件、上型腔、四个玻璃工装夹具、驱动组件、四个上型腔温度控制组件、四个上型腔压力调整组件及控制器，所述下型腔具有四个下型腔测试空间，所述四个下型腔温度控制组件分别连接所述四个下型腔测试空间；所述上型腔设置于所述下型腔，并具有四个上型腔测试空间，所述四个上型腔测试空间对应所述四个下型腔测试空间；所述四个玻璃工装夹具分别设置于所述四个上型腔测试空间；所述驱动组件与所述上型腔的外侧壁相啮合；所述四个上型腔温度控制组件分别连接所述四个上型腔测试空间；所述四个上型腔压力调整组件分别连接所述四个上型腔测试空间；所述控制器连接所述四个下下型腔温度控制组件、驱动组件、四个上型腔温度控制组件及四个上型腔压力调整组件。

2.如权利要求1所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，每一个下型腔温度控制组件包括下型腔温度传感器及下型腔制冷器，所述下型腔温度传感器设置于所述下型腔，并分别位于对应的下型腔测试空间内；所述下型腔制冷分别连接对应的下型腔测试空间；每一个上型腔温度控制组件包括上型腔温度传感器及上型腔加热器，所述上型腔温度传感器分别设置于对应的上型腔测试空间内；所述上型腔加热器分别连接对应的上型腔测试空间。

3.如权利要求2所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述下型腔制冷器分别为复叠式制冷器。

4.如权利要求1所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，每一个上型腔压力调整组件包括上型腔压力传感器、空气压缩机及压力控制阀，所述上型腔压力传感器分别设置于对应的上型腔测试空间内；所述空气压缩机与对应的上型腔测试空间连接；所述压力控制阀设置于所述对应的上型腔测试空间与所述空气压缩机间。

5.如权利要求1-4中任一项所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述上型腔具有上型腔框体及上型腔盖板，所述上型腔框体具有所述四个上型腔测试空间，并设置于所述下型腔；所述上型腔盖板设置于所述上型腔框体，并覆盖所述四个上型腔测试空间。

6.如权利要求5所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述下型腔具有下型腔中心轴连接部及下型腔外侧连接部，所述上型腔框体具有上型腔中心轴连接部及上型腔外侧连接部，所述上型腔中心轴连接部连接所述下型腔中心轴连接部，所述上型腔外侧连接部连接所述下型腔外侧连接部。

7.如权利要求6所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述上型腔中心轴连接部与下型腔中心轴连接部间具有多个滚珠轴承，所述多个滚珠轴承以所述上型腔中心轴连接部及下型腔中心轴连接部的中心轴线为中心作环形排列。

8.如权利要求7所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述上型腔外侧连接部与下型腔外侧连接部间具有多个滚珠轴承，所述多个滚珠轴承以所述上型腔中心轴连接部及下型腔中心轴连接部的中心轴线为中心作环形排列。

9.如权利要求1-4中任一项所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述驱动组件包括传动轮及与所述传动轮连接的步进电机，所述传动轮与所述上型腔的外侧壁的环形驱动齿部。

10.如权利要求1-4中任一项所述的飞机玻璃耐冷热冲击性及耐压力疲劳性试验装置，其特征在于，所述下型腔及上型腔的内侧壁设有真空隔热层。