CN211627193U - 飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，包括：上夹头；螺栓孔固定机构，可夹紧连接于上夹头；安装件，用于在测试试件时，穿过测试孔，将试件的一端安装于螺栓孔固定机构上；位移测量机构，与螺栓孔固定机构连接，位移测量机构用于在测试试件时，测量螺栓孔固定机构的位移；以及下夹头，可夹紧连接于试件的另一端连接，下夹头用于在测试试件时，夹紧于试件的另一端，拉动试件向下移动，测试测试孔的强度。本实用新型通过测试试件上的测试孔，模拟飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度的测试，能够实现螺栓连接结构形式的飞机玻璃设计时边部复合材料性能的检测，可以为飞机玻璃的设计及优化提供设计参考。

Description

飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置

技术领域

本实用新型涉及一种测试装置，特别是涉及一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置。

背景技术

现有技术的飞机驾驶舱玻璃与驾驶舱天窗骨架的安装方式主要有两种，分别为压板夹持连接和螺栓连接。

压板夹持连接方式为：玻璃安装在驾驶舱天窗骨架上，外压板一边压住玻璃的四周，另外一边通过螺栓链接到骨架上，玻璃被夹持在外侧压板和骨架的窗框中，压板连接玻璃边缘一般采用包边结构，减少玻璃在安装过程中受到的装配应力，且用于在鸟撞时降低边缘连接的刚度，提高玻璃的抗鸟撞能力。这种连接结构对玻璃安装匹配尺寸精度要求相对比较低，安全便捷，玻璃安装到天窗骨架上，通过外压板一边压住玻璃的四周，一边固定在骨架上，通过填胶或包边材料自身变形实现气密封和水密，但是其要求驾驶舱天窗骨架具有相对更高的强度和刚度，天窗骨架重量会稍重，典型应用机型有空客系列飞机，例如A300/320/330等。

螺栓连接方式为：玻璃安装在驾驶舱天窗骨架上，玻璃周边为复合材料并且复合材料四周有一定数量的螺栓安装孔，通过螺栓直接连接到天窗骨架上。这种连接结构要求玻璃能通过螺栓直接连接到天窗骨架上，且其对玻璃和天窗骨架配合孔的形位公差要求高，以及玻璃周边复合材料的安装孔强度要求较高，典型应用机型有波音系列飞机，例如737/747/767/777等。

在实现本实用新型的过程中，发明人发现现有技术至少存在以下问题：

由于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。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需保持正常力学性能，这就要求飞机玻璃使用的材料具有较高的耐冷热冲击性。

因此，需开发一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，以方便测试飞机玻璃边部所使用的复合材料在冷热冲击后安装孔强度性能，用于飞机玻璃边部复合材料选用参考，对飞机玻璃的设计可靠性具有重要的意义。

实用新型内容

为解决上述现有技术中存在的技术问题，本实用新型实施例提供了一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置。具体的技术方案如下：

第一方面，提供一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，用于测试试件上的测试孔的强度，其中飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置包括：

上夹头；

螺栓孔固定机构，可夹紧连接于上夹头；

安装件，用于在测试试件时，穿过测试孔，将试件的一端安装于螺栓孔固定机构上；

位移测量机构，与螺栓孔固定机构连接，位移测量机构用于在测试试件时，测量螺栓孔固定机构的位移；以及

下夹头，可夹紧连接于试件的另一端连接，下夹头用于在测试试件时，夹紧于试件的另一端，拉动试件向下移动，测试测试孔的强度。

在第一方面的第一种可能实现方式中，还包括拉力试验机，与下夹头及上夹头连接，拉力试验机用于在测试试件时，向下拉动下夹头及上夹头，拉伸所述试件。

结合第一方面的第一种可能实现方式，在第一方面的第二种可能实现方式中，上夹头还包括：

第一主体部；

第一安装固定部，设置于第一主体部的上端，第一安装固定部用于安装固定第一主体部；以及

第一夹持部，设置于第一主体部的下端，第一夹持部用于夹紧连接螺栓孔固定机构。

结合第一方面的第一种可能实现方式，在第一方面的第三种可能实现方式中，下夹头还包括：

第二主体部；

第二安装固定部，设置于第二主体部的下端，第二安装固定部用于安装固定第二主体部；以及

第二夹持部，设置于第二主体部的上端，第二夹持部用于夹紧连接试件的另一端。

在第一方面的第四种可能实现方式中，试件的材质与飞机玻璃用复合材料相同，测试孔与飞机玻璃用复合材料安装连接孔相同。

在第一方面的第五种可能实现方式中，试件为长方体结构，测试孔位于长方体结构的一端。

在第一方面的第六种可能实现方式中，螺栓孔固定机构还包括：

连接部，可夹紧连接于上夹头；以及

卡槽部，设置于连接部的下端，卡槽部用于安装安装件，通过安装件将试件安装于卡槽部。

在第一方面的第七种可能实现方式中，安装件为销钉。

在第一方面的第八种可能实现方式中，位移测量机构包括位移传感器，与螺栓孔固定机构连接，位移传感器用于在测试试件时，感测螺栓孔固定机构的位移。

结合第一方面的第八种可能实现方式，在第一方面的第九种可能实现方式中，位移测量机构还包括位移传感器显示器，与位移传感器连接，位移传感器显示器用于显示位移传感器所感测的位移值。

本实用新型与现有技术相比具有的优点有：

本实用新型通过测试试件上的测试孔，模拟飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度的测试，能够实现螺栓连接结构形式的飞机玻璃设计时边部复合材料性能的检测，可以为飞机玻璃的设计及优化提供设计参考。

同时，本实用新型在测试时，还可以通过位移测量机构测量螺栓孔固定机构的位移，从而获得试件被拉坏的位移变形量。并且，本实用新型结构简单，易于加工制作及操作，测试效率高，并可以达到较高控制精度，具有通用性。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本实用新型一实施例的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置测试试件时的结构示意图。

图2是本实用新型一实施例的试件的结构示意图。

图3是本实用新型一实施例的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置应用于飞机玻璃用复合材料拉伸强度测试时的具体操作步骤流程示意图。

具体实施方式

为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型实施方式作进一步地详细描述。

本实用新型的一实施例中，请参考图1，其示出了本实用新型一实施例的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1测试试件2时的结构示意图。飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1用于测试试件2上的测试孔 21的强度，飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1包括上夹头3、螺栓孔固定机构4、安装件5、位移测量机构6和下夹头7，其中：

上夹头3主要是用于安装及拉伸试件2。请再次参考图1，本实施例公开的上夹头3包括第一主体部31、第一安装固定部32和第一夹持部33，第一安装固定部32设置于第一主体部31的上端，第一安装固定部32用于第一主体部31的安装。优选的，第一安装固定部32与第一主体部31为一体式结构，第一安装固定部32为第一主体部31上端的凸起结构，第一主体部31通常通过该凸起部安装在拉力试验机上，但并不以此为限。

第一夹持部33设置于第一主体部31的下端，第一夹持部33用于夹紧连接螺栓孔固定机构4。优选的，第一夹持部33与第一主体部31为一体式结构，第一夹持部33为第一主体部31下端的夹持槽，第一主体部31通过该夹持槽夹紧连接螺栓孔固定机构4，但并不以此为限。然上夹头3的结构并不局限于上述所示，本领域技术人员也可以根据本实施例的教导选择其他合适的结构的上夹头3。

螺栓孔固定机构4可夹紧连接于上夹头3，螺栓孔固定机构4主要是用于安装试件2。本实施例公开的螺栓孔固定机构4包括连接部41和卡槽部42，连接部41可夹紧连接于上夹头3。本实施例公开的连接部41为长方形板状结构，且其一端可夹持于第一夹持部33内，但并不以此为限。槽部42设置于连接部41的下端。优选的，卡槽部42与连接部41为一体式结构，但并不以此为限。

卡槽部42用于安装安装件5，通过安装件5将试件2安装于卡槽部42。本实施例进一步公开的卡槽部42为长方形结构，其内部具有一卡槽，且卡槽的开口朝向下端，以使试件2由其下端插进卡槽内，安装件5的两端穿过试件2上的测试孔21，搭接于卡槽上，而将试件2安装于卡槽部42，但并不以此为限。然螺栓孔固定机构4的结构并不局限于上述所示，本领域技术人员也可以根据本实施例的教导选择其他合适的结构的螺栓孔固定机构4。

安装件5用于在测试试件2时，穿过测试孔21，将试件2的一端安装于螺栓孔固定机构4上。安装件5优选为销钉，其安装及拆卸方便，且成本低，但并不以此为限。本实施例公开的安装件5在安装试件2时，其两端穿过测试孔21，并搭接于卡槽部42内，从而使试件21的一端位于卡槽部42内，另一端位于卡槽部42的下端，且试件21呈竖直状态，但并不以此为限。

位移测量机构6与螺栓孔固定机构4连接，位移测量机构6用于在测试试件2时，测量螺栓孔固定机构4的位移，从而可以得知试件2的位移数值。请再次参考图1，本实施例公开的位移测量机构6包括位移传感器61，位移传感器61与螺栓孔固定机构4连接，位移传感器61用于在测试试件2时，感测螺栓孔固定机构4的位移，在本实施例中对于位移传感器61的选择可以没有特殊要求，参照本领域技术人员的常规选择即可。

在一优选实施例中，位移测量机构6还包括位移传感器显示器62，位移传感器显示器62与位移传感器61连接，位移传感器显示器62用于显示位移传感器61所感测的位移值，优选的，位移传感器显示器62为数字显示器，但并不以此为限。

下夹头7可夹紧连接于与试件2的另一端连接，下夹头7用于在测试试件2时，夹紧于试件2的另一端，拉动试件2向下移动，测试测试孔21的强度。请再次参考图1，本实施例公开的下夹头7包括第二主体部71、第二安装固定部72和第二夹持部73，第二安装固定部72设置于第二主体部71的下端，第二安装固定部72用于安装第二主体部71的安装。优选的，第二安装固定部72与第二主体部71为一体式结构，第二安装固定部72为第二主体部 71下端的凸起结构，第二主体部71通常通过该凸起部安装在拉力试验机上，但并不以此为限。

第二夹持部73设置于第二主体部71的上端，第二夹持部73用于夹紧连接试件2的另一端。优选的，第二夹持部73与第二主体部71为一体式结构，第二夹持部73为第二主体部71上端的夹持槽，第二主体部71通过该夹持槽夹紧连接试件2的另一端，但并不以此为限。然下夹头7的结构并不局限于上述所示，本领域技术人员也可以根据本实施例的教导选择其他合适的结构的下夹头7。

在一优选实施例中，飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1还包括拉力试验机(图中未示出)，拉力试验机与下夹头7及上夹头3连接，拉力试验机用于在测试试件2时，向下拉动下夹头7及上夹头3，拉伸试件2，以测量试件2的最大拉力，在本实施例中对于拉力试验机2的选择可以没有特殊要求，参照本领域技术人员的常规选择即可。

在一优选实施例中，试件2的材质与飞机玻璃用复合材料相同，测试孔 21与飞机玻璃用复合材料安装连接孔相同，通过测试该试件2,模拟飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度的测试，能够实现螺栓连接结构形式的飞机玻璃设计时边部复合材料性能的检测，可以为飞机玻璃的设计及优化提供设计参考。在另一优选实施例中，请参考图2，其示出了本实用新型一实施例的试件 2的结构示意图，试件2为长方体结构，测试孔21位于长方体结构的一端，但并不以此为限。

请参考图3，其示出了本实用新型一实施例的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1应用于飞机玻璃用复合材料拉伸强度测试时的具体操作步骤流程示意图。本实施例应用于飞机玻璃用复合材料拉伸强度测试时的具体操作步骤11可以参照下述步骤101-105，其中：

步骤101，对试件2进行温度冲击试验。将试件2放入温度不高于零下 60℃的低温箱中保持一段时间后，取出并放在常温环境中保持一段时间，如此循环若干次，具体实施参数可根据要求进行调整。

步骤102，设置试验速度。在常温试验环境条件下，开启拉力试验机，打开拉力试验机上自带的专用软件，设置试验速度为1±0.2mm/min，试验设备应有恒定的试验速度。

步骤103，装夹试件2。将本实施例的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置1安装于拉力试验机上，并通过销钉穿过测试孔21，将试件2安装于螺栓孔固定机构4上，将试件2的另一端夹紧连接于下夹头7上，同时，调节各个位置的夹紧力度，确保试件2位于竖直位置，对拉力引伸计清零。

步骤104，测量。按下开始测量按钮，拉力试验机开始拉伸试件2，直至试件2破坏或销钉弯曲导致拉力停止上升，记录试件2的最大拉力、及位移传感器数值，且在记录试件2的最大拉力时，拉力试验机载荷相对误差不应超过±1％。

步骤105，多次试验。取多块试件2，重复上述步骤101-104，对多块试件2依次进行测量，取多次试验的平均值，得到试件2材料的强度性能数值。至于多块试件2的数量优选的大于等于3块，具体选择的数量可以参考实际的试验需求进行选择。

上述说明示出并描述了本实用新型的若干优选实施方式，但如前所述，应当理解本实用新型并非局限于本文所披露的形式，不应看作是对其他实施方式的排除，而可用于各种其他组合、修改和环境，并能够在本文所述实用新型构想范围内，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实用新型的精神和范围，则都应在本实用新型所附权利要求的保护范围内。

Claims (10)

1.一种飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，用于测试试件上的测试孔的强度，其特征在于，所述飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置包括：

上夹头；

螺栓孔固定机构，可夹紧连接于所述上夹头；

安装件，用于在测试所述试件时，穿过所述测试孔，将所述试件的一端安装于所述螺栓孔固定机构上；

位移测量机构，与所述螺栓孔固定机构连接，所述位移测量机构用于在测试所述试件时，测量所述螺栓孔固定机构的位移；以及

下夹头，可夹紧连接于所述试件的另一端连接，所述下夹头用于在测试所述试件时，夹紧于所述试件的另一端，拉动所述试件向下移动，测试所述测试孔的强度。

2.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，还包括拉力试验机，与所述下夹头及所述上夹头连接，所述拉力试验机用于在测试所述试件时，拉动所述下夹头及所述上夹头，拉伸所述试件。

3.根据权利要求2所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述上夹头还包括：

第一主体部；

第一安装固定部，设置于所述第一主体部的上端，所述第一安装固定部用于与所述拉力试验机连接；以及

第一夹持部，设置于所述第一主体部的下端，所述第一夹持部用于夹紧连接所述螺栓孔固定机构。

4.根据权利要求2所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述下夹头还包括：

第二主体部；

第二安装固定部，设置于所述第二主体部的下端，所述第二安装固定部用于与所述拉力试验机连接；以及

第二夹持部，设置于所述第二主体部的上端，所述第二夹持部用于夹紧连接所述试件的另一端。

5.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述试件的材质与所述飞机玻璃用复合材料相同，所述测试孔与所述飞机玻璃用复合材料安装连接孔相同。

6.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述试件为长方体结构，所述测试孔位于所述长方体结构的一端。

7.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述螺栓孔固定机构还包括：

连接部，可夹紧连接于所述上夹头；以及

卡槽部，设置于所述连接部的下端，所述卡槽部用于安装所述安装件，通过所述安装件将所述试件安装于所述卡槽部。

8.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述安装件为销钉。

9.根据权利要求1所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述位移测量机构包括位移传感器，与所述螺栓孔固定机构连接，所述位移传感器用于在测试所述试件时，感测所述螺栓孔固定机构的位移。

10.根据权利要求9所述的飞机玻璃用复合材料安装连接孔强度测试装置，其特征在于，所述位移测量机构还包括位移传感器显示器，与所述位移传感器连接，所述位移传感器显示器用于显示所述位移传感器所感测的位移值。

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