CN1104978A - 飞机玻璃窗 - Google Patents
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Abstract
一种相对于重量具有高度耐冲击性的夹层式飞
机玻璃窗，它包括两块结构玻璃层，其中至少是一块
而最好是两块有一主面经历腐蚀处理并保护在此夹
层件内。玻璃可分别经夹合或经螺栓装配，而两结构
玻璃层的总厚度在此两种装配形式下的最佳范围分
别为10至14mm与8至12mm。结构玻璃最好用
热增强玻璃，各表面层宜在腐蚀掉至少80微米厚后
密封入薄的热塑性材料中。此种玻璃窗还最好有一
热增强玻璃的外层和一内聚胺酯衬里层。
Description
本发明涉及飞机玻璃窗，具体涉及到这样的飞机玻璃窗，它包括有至少一个经处理增强的结构玻璃层，用后者可以生产出一种相对于其重量具有耐高冲击性的玻璃窗。这类玻璃窗在后面称之为“轻量玻璃窗”。
轻量性一般与耐冲击性相同，乃是飞机玻璃窗的一项重要设计准则，在增压的飞机情形，这是在此飞机已增压之内部和飞机外部之间保持压差的一种能力。民航机的风挡同样要求“失效保险”，使得即使此风挡有一结构层失效，这一风挡还必须在正常运行条件下保持安全，而且能经受住此种风挡可能遇到的那些条件下的压力差。
由于市售的材料没有一种能具备所需的全部性质，因而对于构造飞机玻璃窗材料的选择必须用折衷处理的方式。玻璃、丙烯酸或聚碳酸酯通常用于这种结构层来提供所需的抗冲击性的。聚碳酸酯与玻璃相比具有较高的强度重量比，但是耐用性较差，这是因它较易使表面划伤并易在长期的使用中变质，即发生物理老化。丙烯酸的耐用性能优于聚碳酸酯。且其强度-重量比与已知的高强玻璃具有相同的量级。但它的热膨胀系数较高，妨碍了把它与玻璃（通常用作外层来确保有良好的耐用性）相结合使用时这样一种产品的可靠性，而且它的高价格也妨碍了它的应用。玻璃结构层的强度-重量比已由历经多年改进的热刚化与化学刚化技术予以提高；结果对于增压的飞机，至少是对于非军事应用来说，使得玻璃层在今天对于聚碳酸酯或丙烯酸普遍成为飞机玻璃窗的最佳结构层。虽然如此，但仍然需要进一步提高玻璃的强度-重量比，以使具有玻璃结构层的飞机风挡能以更轻的设计重量进行生产。
例如瑞士的专利说明书367942号（1958年）与美国专利3711263号（1969年）业已分别提出过，通过腐蚀玻璃表面深达80或20微米来除去玻璃表面缺陷以增强玻璃，借此可提高玻璃的强度。这两件专利说明书建议将二氧化硅或其它无机材料层涂到上述已腐蚀的表面上作为保护层或硬质层。根据该该项瑞士专利说明书，在紧接腐蚀之后和在提供保护层之前对玻璃作热处理，可以获得最佳的增强效果。根据该项美国专利，则是让玻璃在腐蚀之前进行化学刚化处理。
英国专利说明书1359165（1974年）涉及到用于建筑物与车辆中的夹层玻璃，其中指出：使玻璃板的一面经受修正处理，以减少此表面因缺陷会在张力作用下时易于造成应力集中而受损伤，并把这样一块表面已作修正处理的玻璃板置于一夹层件的内部。所描述的这类修正处理方法包括用火抛光与化学溶解（腐蚀）来除掉例如约60微米的玻璃表面深度；这一经受修正处理的玻璃表面可在处理之前或之后经由例如化学钢化或热钢化（韧性化）的压应力处理，而最好还让玻璃板两面的外部层经受修正处理，并接受基本上是对称的压应力作用。本发明的夹层件特别适用作汽车风挡，此种夹层件包括两块玻璃板，其中的一块有一个表面经受过修正处理的玻璃板则位于此夹层中的内部，作为该风挡的内板。上述配置方式使之能兼具这样一些重要性质，即能使与汽车风挡碰撞的人避免受到震荡伤害；这在该项专利说明书提交时的时代来说，由于当时汽车的乘客配带座位皮带还不象今天那样业已制度化，就成为一个特别值得关注的问题。
玻璃的强度可通过腐蚀表面处理或其它表面处理方式除去表面缺陷来提高的事实，多年来已为大量文献证明。尽管如此，据本发明的申请人所知，把这类处理方法来提高玻璃强度在工业生产上只限于用来提高很薄的（通常为0.05至0.5mm厚）用作太阳能电池盖片的玻璃。除此，尽管在许多的玻璃窗应用中，特别是在飞机风挡的应用中，长期以来都要求提高玻璃强度，但看来仍然处于约上谈兵阶段。
本发明的申请人等业已认识到，只要在正确的环境与条件下来恰当地利用这类腐蚀处理方法，是能显著地改进飞机玻璃窗的强度的，而且还能够利用比迄今的玻璃窗轻得多也薄得多的结构式玻璃层来生产玻璃窗。
根据本发明，提供了这样一种夹层式飞机玻璃窗，它相对于其重量具有很高的耐冲击性，由两个结构玻璃层组成，其中的至少一个结构玻璃层有着至少一个主面业已经受过腐蚀处理，而且此主面则保护在夹层件之间。
这种结构玻璃层的表面经腐蚀的与保护的愈多，则此种夹层产品的强度也愈高，而能够用来取得一给定性能的玻璃也越薄。
事实上，玻璃窗能经受的不破裂的冲击限度将取决于其内表面或反向表面上，亦即与预期受冲击方向相对的表面上所能经受的张应力。因而，最好是使各结构玻璃层的至少是反向的主面受到过腐蚀处理并且保护到夹层件内。
所处理的这种结构玻璃层通常是已增强的玻璃。当采用热增强的玻璃时，最好是从各玻璃表面上腐蚀掉80微米，一般是90微米而更好是腐蚀掉100微米以上。腐蚀已增强玻璃的表面可以除去有高应力的外层，而除去这样一个厚层或许会降低而不是提高玻璃的强度，事实上我们发现，最好要避免从热钢化的玻璃表面上除去超过150微米的厚度。热增强玻璃（不同于化学增强玻璃）的压应力表面层常常一般约占玻璃总厚度的15-20%度而基本上与标准的热钢化玻璃厚度范围内的玻璃厚度无关。因此应知本发明特别适用于名义厚度至少4mm而最好至少是5mm或较厚的热钢化玻璃的结构玻璃层。
在玻璃的切割边缘上通常有较高深度的较深微裂纹，即使在热钢化之前对此边缘表面一般地进行过研磨与抛光后也仍然如此。为此，最好是择优腐蚀此边缘较腐蚀玻璃主表面至一更深的深度，例如至一大于500微米的深度。这在实际工作中可以方便地采用下述方法：在进行最初的一道腐蚀工序时，可给玻璃的主表面涂以一层抗腐蚀保护膜，例如一种石蜡抗酸膜，或是一种预成形的塑料膜，例如一种粘性的聚乙烯或聚氯乙烯膜，然后除掉这层保护膜，使玻璃的整个表面从事进一步的腐蚀处理。
为了进行上述腐蚀，可以采用这样的氢氟酸水溶液，它所具有的HF浓度（重量）范围为约3%-10%，最好是约5%-6%，因为较浓的酸会使玻璃腐蚀不匀而造成粗糙的表面，但采用较弱的酸则会加长为除去所要求的玻璃量而花费的时间。必要时可以缓冲这种腐蚀剂溶液，例如5%（重量）的HF水溶液可以用5%（重量）的氟化铵（NH4F）来缓冲。
上述酸的温度并不严格，但最好是在10℃至30℃的温度范围工作而得以在可接受的腐蚀速率下获得合格的平坦表面，但一般最好是在环境温度例如约20℃下工作，这种酸应相对于玻璃表面搅动，当采用5-6%（重量）的HF水溶液并在20℃温度下时，可以取得约每小时50微米的腐蚀速率。
各腐蚀的玻璃层最好在腐蚀前钢化处理到破裂模数至少为180HPa，而最好至少为200MPa，而要是把它用于弯形玻璃窗制品，则应在腐蚀前弯成一定形状，然后在弯化过程之后仍然很热时，例如在粉末或空气中骤冷。
以上腐蚀处理可以部分地用机械方法进行，不过最好是至少是在腐蚀的最后阶段（一般是整个阶段）用化学方法进行。化学腐蚀可按周知的方式进行，采用含氢氟酸的溶液并在腐蚀过程中搅拌。
经腐蚀处理的表面应在含于已腐蚀之玻璃表面中导致缺陷形成的进一步处理之前加以保护。这种保护措施虽然不必是在但最好是在紧接腐蚀之后进行。在本发明的一个较理想方面，是对已腐蚀的表面用聚氨酸或聚乙烯醇缩丁醛之类的热塑材料层保护，这种材料层可用来将它所保护的表面与夹层件中一相邻层粘合。在本发明的一个更为理想的方面，是在腐蚀后用一热塑性材料层将腐蚀过的几层玻璃层密封。
飞机风挡的典型结构包括一或多块通常是两块增强玻璃的玻璃层结构，外侧的一层玻璃通常是较薄的增强玻璃，此风挡的内侧面则可有一侧供去冰霜用的导电膜。这些个玻璃层可以叠加以能量吸收材料的内层，通常为聚氨酯或聚乙烯醇缩丁醛。
实际上，这种玻璃层结构的腐蚀表面也可如上所述通过一种也可同时作内层的热塑性材料密封来加以保护。但这类材料通常不耐长期地用作这种玻璃窗的外露表面，而最好应采用一种热固化的聚氨酯内衬，它既可以是在此窗背面上通常厚0.5至3mm的一种独立层，或是在一例如聚碳酸酯薄片上的典型厚约0.1至0.5mm的热固化聚氨酸涂层，此聚碳酸酯薄片基于成本与重量考虑一般的厚度小于3mm。
应用本发明能由较当前相应合格设计中所需更为薄的玻璃结构来构造飞机风挡。例如在本发明的飞机风挡中，它具有两块结构玻璃层，每块玻璃至少有一个主面经受过腐蚀处理并保护在夹层件内，而外层玻璃则最好是用薄的增强玻璃，此风挡的总的玻璃厚度小于18mm，由于这种结构玻璃层的表面经过了腐蚀与保护保护，就能经受4磅重的鸟在360节速度（温度范围为-40℃-＋40℃，鸟的冲击面为45°）下的冲击。这两块结构玻璃层的总厚度可以小于15mm，而典型的情况是在约10至约14mm范围内。
在本发明的另一个最佳实施例中，适用于通过螺栓装配的一种夹层式飞机风挡包括两块结构玻璃层，每块玻璃各有至少一个经过腐蚀处理的主面保护在此夹层件内，而外玻璃层则最好采用薄的增强玻璃，总的玻璃厚度小于16mm，由于此结构玻璃层的表面经过腐蚀处理与保护，就能经受4磅的鸟以360节速度（温度范围为-40℃-＋40℃）和在45°冲击角度下的冲击。这两块结构玻璃层的厚度可以小于13mm，典型地是在约8至约12mm之间。
下面参照附图来对本发明进行非限制性的说明，在附图中：
图1是适合卡紧于一飞机机架内的本发明的飞机风挡的边缘的示意性剖面图。
图2是适合用螺栓固定到一飞机机架内的本发明的飞机风挡边缘的示意性剖面图。
图3是示意性横剖图，用来说明一经腐蚀的结构玻璃层在组装到飞机风挡内之前用热塑性片状材料将其密封的技术。
参看图1，适用于卡合入飞机机架内的一种民航机的夹层玻璃风挡包括有内部（背面）和外部的各约5.8mm厚的热增强玻璃结构件2与3，以及一块厚约3mm的热钢化的外层玻璃4。这两块结构玻璃层经过了如下面所述的腐蚀处理并密封在0.76mm厚的热塑性聚氨酯层（2′，3′）之内，同时与内结构玻璃层2之内（背）面上的1mm厚的热固性聚氨酯衬里5叠层到一起，并用-7mm厚的聚氨酯层6（由5片1.25mm厚和一片0.75mm厚的聚氨酯薄片组成）将上述的外层玻璃4粘附到结构玻璃3的外表面上。
上述风挡备有一黑的聚氨酯边缘密封件9来覆盖聚氨酯层6与外层玻璃4二者的边缘，同时备有一硫化橡胶防潮密封件10覆盖于上述聚氨酯边缘密封件与外层玻璃4的相邻边缘之上。有一铝合金的边缘充填件11固定到聚氨酸衬里5之上，同时有一Rhodorseal（商标）硅酮嵌条12浇铸于构件层2与3的近缘周围，形成一易于在飞机机架中夹定就位的边缘嵌条。
在上述这种风挡的一种改进的更佳形式中，经腐蚀处理的结构玻璃层各密封于0.38mm厚的聚氨酸层（2′，3′）之内，另有一些厚0.76mm的热塑性聚氨酯层（未示明）设在两个密封的结构玻璃层2、3之间（使得两个相对的腐蚀玻璃表面之间有一总厚为1.52mm的热塑性聚氨酯），同时设在内面（背面）的密封结构玻璃层2与内聚氨酯衬里5之间。
为了测试前述这种鸟对此风挡结构的冲击，按约750mm×750mm的正方形构成了此最佳改进风挡的模拟构型。
将两块透明的6mm浮法玻璃各切割成750mm×750mm，在按正常方式作热钢化（韧性化）处理之前对其边缘进行研磨与抛光，并用英国专利说明书1556051中所述的那种粉末骤冷法将这两块玻璃板热钢化处理到破裂模数约为230MPa。
然后于20℃下，在5%（重量）的氢氟酸水溶液中将各热钢化的玻璃板浸于其中，加以搅拌共腐蚀150分钟，以从这种玻璃板的各个主面除去125微米厚的一层玻璃。用自来水冲洗经腐蚀处理的玻璃板，然后再用去离子水清洗，再于空气中干燥。随即如图3所示，将各玻璃板密封于一层热塑性聚氨酯内。在腐蚀之后与密封之前，要用橡胶手套谨慎地挪运此已腐蚀的玻璃，以尽可能地避免损伤已腐蚀的玻璃表面。
参看图3，以31标明的各个已腐蚀的玻璃结构层置于两块各厚0.015″（0.375mm）的超尺寸热塑性聚氨酯PE192层32、33之间（PR192为一种以聚醚为基础的热塑性脂族聚氨酯，可从美国Morton Thiokol公司购到）。然后将薄的浮凸的惰性聚乙烯膜34、35置放到聚氨酯层上，便于抽出空气和保持聚氨酯的表面清洁。将此玻璃结构层、聚氨酯层与惰性层的组合件置于一塑料（聚丙烯/聚酯）真空袋36内，真空袋已经过30分钟空气抽出（即按1小时/平方米玻璃的速率）处理，以抽空上述袋并在大气压力下将此聚氨酯压到玻璃上。在完成空气抽出处理之后，将此塑料袋密封，并将整个组件在一炉中于高于聚氨酯软化点15℃即110℃的温度下加热3小时。此聚氨酯部分地浸湿着玻璃，密封主表面与所有边缘，因而保护它们免于损伤表面。然后让此袋冷却，取出此已密封好的玻璃结构层。
当拟用作结构件的两块玻璃（腐蚀前各厚6mm）经腐蚀与密封后，对外露的聚氨酯表面喷涂以5%酒精溶液的A1100粘合促进剂（一种氨基硅烷粘合促进剂，可自美国联合碳公司购得），并在空气中干燥30分钟。然后将一层0.76mm厚的热塑性聚氨酯置于这两块玻璃结构层之间，并和为用来形成上述改进的更佳形式的夹层件所需的其它部件组合到一起。也就是在拟用作内侧（背面）结构玻璃层的内（背）面装配上另一层0.76mm的热塑性聚氨酯和1mm厚的热固化聚氨酯衬里，在拟用作外侧（前面）结构玻璃层的外（正）面上组配上几层足够薄的（5层1.25mm厚的和1层0.75mm厚的）热塑性聚氨酯PE192，以形成一7mm厚的聚氨酯的夹层和一3mm厚的热刚化外层玻璃。然后将此所得的夹层件置于一压热器中以周知方式在压力下加热，以将这几种层状件粘合到一起。
当此夹层件从此压热器中冷却并取出后，将一黑的聚氨酯边缘密封件、硫化橡胶防潮密封件以及一铝合金的边缘充填件，连同一咱Rhodorseal（商标）硅酮边缘嵌条，一起装配以此夹层件上，这里所述的一些部件均如上面参考图1时所描述到的，用来为模拟鸟的冲击试验提供一种模拟的风挡。
按上述方法制造出的模拟的风挡通过了用4磅的鸟，在360节速度与45°的鸟冲击角度和-40℃、20℃与40℃温度下，通过了鸟冲击试验，而这时的玻璃总厚度小于15mm，因而重量也是较轻的。此外，各个结构玻璃层的强度足以使此风挡经受住在其它结构玻璃层破裂后，因飞机增压而产生的负荷，而使此风挡具有失效保险性能。
以上结果表明，这种风挡结构能满足用于AIRBUS[空中客车，商标]A300系列飞机的鸟冲击要求。
与当前用于上述系列飞机的合格设计中的约19或20mm（采用化学增强玻璃）或25mm（采用热增强玻璃）的玻璃总厚度相比，这里的玻璃总厚度低于15mm。
要是这种风挡是用螺栓锁定于飞机机架上，因而不会有从原位弹出的危险，这时还可以用甚至更薄的玻璃来满足与上述相同的标准，亦即在使用中具有失效安全性并能经受4磅鸟的冲击。这样一种结构示明于图2。
参看图2，一种用于民航机上并由螺栓装配到飞机机架上的夹层式玻璃风挡，它包括有各厚约4.8mm的内部（背面）和外部的热增强玻璃结构层22与23，以及一厚3mm的热钢化的外层玻璃24。这两块结构玻璃层均经腐蚀，并密封于前面结合通过夹合方式进行装配的风挡设计具体描述的热塑性聚氨酯层（未示明）中，同时与该外层玻璃24和一1mm厚的在内部的热固化聚氨酯衬里25叠层在一起。这些结构层叠合到一起，同时还结合有扇形的环氧化合物边缘装配件26、27、28、29，硅酮密封件40、41，盖环42以及硫化橡胶防潮密封件43，并用充分薄的热塑性聚氨酯层来提供（接合着密封结构玻璃件的热塑性聚氨酯层）介于结构玻璃层22、23之间厚6.5mm的聚氨酯夹层44、在外结构玻璃层23与外层玻璃24之间的厚5.2mm的聚氨酯夹层45、以及在内结构玻璃层22与热固化聚氨酯衬里25之间厚1.3mm的聚氨酯夹层46。
上述结构普遍适合用于这样一种飞机风挡，它要求能经受360节速度下，温度在-40℃到＋40℃之间以45°冲击角的4磅鸟的冲击，而总的玻璃厚度在13mm以上，这同具有大得多的玻璃总厚度，靠螺栓固定到当前证明可满足上述或类似要求的玻璃风挡上的结构相比，是优越的。
Claims (16)
1、一种相对于重量具有高度耐冲击性的夹层式飞机玻璃窗，它包括有两块结构玻璃层，特征在于：这两块结构玻璃层中至少有一块中至少一个主面经历过腐蚀处理并保护在此种夹层件内。
2、如权利要求1所述的飞机玻璃窗，特征在于：它另有一外层玻璃。
3、如权利要求2所述的飞机玻璃窗，特征在于：上述外层玻璃为薄的增强玻璃。
4、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于：它包括有一内聚氨酯衬里。
5、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于：每块前述的结构玻璃层有至少一个主面业已经历过腐蚀处理并保护在此夹层件内。
6、如权利要求2与5所述的飞机玻璃窗，特征在于：前述之结构玻璃层与外层玻璃的总厚度与当前所用对此种飞机玻璃窗为合格的相应设计中的玻璃总厚度相比，至少减少了10%。
7、一种通过夹合装配的飞机风挡，其为权利要求2和5中所述的玻璃窗，特征在于：所述玻璃层的总厚度小于18mm，而由于对所说结构玻璃层的表面进行了腐蚀与保护，能够经受住4磅的鸟在360节下的速度以45°冲击角的冲击（温度范围为-40℃-+40℃）。
8、如权利要求7所述的飞机风挡，特征在于：所说的两块结构玻璃层的总厚度小于15mm。
9、如权利要求8所述的飞机风档，特征在于：前述两块结构玻璃层的总厚度是在从约10至14mm的范围。
10、一种通过螺栓来装配的飞机风挡，其为权利要求2主5中所述的玻璃窗，其特征在于：所述玻璃层的总厚度小于16mm，当所述结构玻璃层的表面经腐蚀处理与保护后，就能经受4磅的鸟以360节的速度（在-40℃至＋40℃的温度范围内）按45°冲击角的冲击。
11、如权利要求10所述的飞机风挡，特征在于：所述两结构玻璃层的总厚度小于13mm。
12、如权利要求11所述的飞机风档，特征在于：所说两结构玻璃层的总厚度是在从约8至13mm的范围内。
13、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于，所说的结构玻璃层采用的玻璃是热增强玻璃。
14、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于：外层玻璃约为3mm厚。
15、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于：该或各结构玻璃层的经腐蚀处理的表面由腐蚀所除去的表面层厚度大于80微米。
16、如上述任一项权利要求所述的飞机玻璃窗，特征在于：所说的各结构玻璃层经腐蚀处理后密封于一薄的热塑性材料之中。
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