CN114486142A - 用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法 - Google Patents
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Abstract
本申请属于航空和航天透明罩体抗弹丸撞击性试验技术领域，具体涉及一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法，其中，冰弹***包括冰弹制作装置以及冰弹，冰弹制作装置包括：弹丸模具，由两块子模具贴合而成，两块子模具之间形成有模具腔、注液腔以及注液孔；弹丸模具固定装置，用于对两块子模具进行固定；冰弹具有与注液腔相同的外轮廓形状，且原材料包括按照预定比例混合的水、纯酒精以及脱脂棉。本申请的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法，能够制造出真实模拟自然界冰雹的冰弹，从而能够真实模拟飞机飞行过程中遭遇自然界的冰雹撞击，从而保证挡风玻璃、蒙皮等部件抗冰雹冲击阻力试验的有效性。
Description
技术领域
本申请属于航空和航天透明罩体抗弹丸撞击性试验技术领域，具体涉及一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法。
背景技术
依据“航空和航天透明罩体抗弹丸撞击性的标准试验方法”的要求，需要制作一种无论是重量、尺寸，还是强度刚度及韧性都能够真实模拟自然界冰雹状态的冰弹，将冰弹用飞行角度和速度相结合的空气炮***进行发射，对特殊航空航天交通工具的挡风玻璃和蒙皮等可穿透护板的抗撞击能力进行测定，确认设计的可承受性、标准性、可容忍性。
但是，目前的冰弹制作装置存在机构复杂、制作程序繁琐以及要将制作的冰弹完整取出较为困难等缺点，从而直接导致制作出的冰弹在尺寸、外形和坚实度方便存在缺点，难以真实模拟自然界冰雹，无法保证抗冰雹冲击阻力试验的有效性。
发明内容
为了解决现有技术中存在的至少一个技术问题，本申请提供了一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法。
第一方面，本申请公开了一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，该冰弹***包括冰弹制作装置，所述冰弹制作装置包括：
弹丸模具，所述弹丸模具由两块结构相同的子模具相互密封贴合而成，两块子模具的贴合面均为平面，在每个所述子模具的贴合面上凹陷设置有子模具腔以及与所述子模具腔连通的半注液腔，当两块所述子模具相互密封贴合时，两个所述子模具腔构成一具有预定形状的模具腔，两个所述半注液腔构成一具有预定形状的注液腔，且所述注液腔与模具腔连接处的截面积小于所述注液腔其他位置的截面积，以在该连接处形成注液孔，另外，两块子模具的贴合面的表面粗糙度至少为1.6；
弹丸模具固定装置，所述弹丸模具固定装置用于对相互密封贴合的两块所述子模具进行固定；
以及，所述用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***还包括通过所述冰弹制作装置制作的冰弹，所述冰弹具有与所述注液腔相同的外轮廓形状，且所述冰弹的原材料包括按照预定比例混合的水、纯酒精以及脱脂棉。
根据本申请的至少一个实施方式，所述模具腔的预定形状为圆球形或圆柱体形。
根据本申请的至少一个实施方式，所述注液腔的预定形状为锥体形，所述注液孔位于其顶点处。
根据本申请的至少一个实施方式，当圆球形或圆柱体形的所述模具腔的直径大于或等于2寸时，所述弹丸模具固定装置包括：
同时贯穿两块所述子模具且围绕所述注液腔和模具腔周边均匀布置的多个连接孔；
与所述连接孔适配，用于穿过连接孔将两块所述子模具进行固定的多个连接螺栓。
根据本申请的至少一个实施方式，当圆球形或圆柱体形的所述模具腔的直径小于或等于1寸时，所述弹丸模具固定装置包括：
两块结构相同的夹持模块，两块所述夹持模块能够相互密封贴合，且在贴合面成形有与所述弹丸模具的外轮廓形状相同的夹持腔；
在所述夹持模块上且位于其夹持腔两侧均匀开设的多个固定孔；
与所述固定孔适配，用于穿过固定孔将两块所述夹持模块进行固定的多个固定螺栓。
根据本申请的至少一个实施方式，所述弹丸模具的外轮廓呈圆柱体形或长方体形。
根据本申请的至少一个实施方式，所述冰弹制作装置还包括：
润滑油层，所述润滑油层铺设在两块所述子模具的贴合面上。
第二方面，本申请还公开了一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹制作方法，所述冰弹制作方法采用第一方面中任一项所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，包括如下步骤：
步骤一、将水与纯酒精按照预定比例混合后形成冰弹原液；
步骤二、在冰弹制作装置中的两块子模具(1)贴合面之间设置预定量的脱脂棉，再将两块子模具相互密封贴合，形成弹丸模具，再通过冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置进行固定；
步骤三、根据所述弹丸模具中模具腔的体积以及注液孔的大小，选择适配的针头和注射器，并将步骤一的冰弹原液吸进注射器；
步骤四、将注射器针头依次穿过注液腔、注液孔后到伸入到模具腔，直到抵达所述的模具腔最低点，随后将所述冰弹原液注满内部具有脱脂棉的模具腔；
步骤五、将注满所述冰弹原材料的整个所述冰弹制作装置放入零下18℃的环境中将冰弹冷冻成型；
步骤六、将整个所述冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置解除后，使得两块子模具分开，以得到冰弹。
根据本申请的至少一个实施方式，当所述步骤二中的两块所述子模具的贴合面上还未铺设润滑油层时，在所述步骤二中把冰弹制作装置中的两块子模具相互密封贴合之前，还包括如下步骤：
在两块所述子模具的贴合面上均匀涂抹一层润滑油，以形成所述润滑油层。
本申请至少存在以下有益技术效果：
本申请的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法，能够制造出真实模拟自然界冰雹的冰弹，能够真实模拟飞机飞行过程中遭遇自然界的冰雹撞击，以测试冰雹对挡风玻璃、蒙皮等部件造成的刮伤、细裂纹、层离、裂缝或者粉碎情况，保证抗冰雹冲击阻力试验的有效性。
附图说明
图1是本申请中当圆球形的模具腔的直径小于或等于1寸时，其中一块子模具的贴合面示意图；
图2是本申请中当圆球形的模具腔的直径小于或等于1寸时，其中一块子模具的侧面剖视图；
图3是本申请中当圆球形的模具腔的直径小于或等于1寸时，弹丸模具固定装置的示意图；
图4是本申请中当圆球形的模具腔的直径小于或等于2寸时，其中一块子模具的贴合面示意图；
图5是本申请中当圆球形的模具腔的直径小于或等于2寸时，其中一块子模具的侧面剖视图；
图6是本申请中当模具腔未圆柱体形时，其中一块子模具的贴合面示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，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，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。
下面结合附图1-图6对本申请的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法做进一步详细说明。
第一方面，本申请公开了一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，该冰弹***冰弹制作装置以及通过所述冰弹制作装置制作的冰弹。
具体的，冰弹制作装置包括弹丸模具以及弹丸模具固定装置。
弹丸模具由两块结构相同的子模具1相互密封贴合而成，两块子模具1优选由铝材料制成，两块子模具1的贴合面均为平面，且在每个子模具1的贴合面上凹陷设置有子模具腔11以及与子模具腔11连通的半注液腔12；进一步，当两块子模具1相互密封贴合时，两个子模具腔11构成一具有预定形状的模具腔，两个半注液腔12构成一具有预定形状的注液腔，且注液腔与模具腔连接处的截面积小于注液腔其他位置的截面积，从而在该连接处形成注液孔13。进一步，另外，为保证两块子模具1能紧密连接，不留缝隙，两块子模具1的贴合面的表面粗糙度至少为1.6；通常表面粗糙度取值为0.8、1.6、3.2、6.3等，本申请是不大于1.6。
弹丸模具固定装置则用于对相互密封贴合的两块子模具1进行固定。
进一步，冰弹制作装置制作的冰弹具有与注液腔相同的外轮廓形状，且冰弹的原材料包括按照预定比例混合的水、纯酒精以及脱脂棉，从而可以消除冰弹的裂纹，并增加其强度及韧性；水、纯酒精以及脱脂棉的预定比例可根据试验需要进行适合的调整。
进一步，根据试验任务要求不同，冰弹制作成不同尺寸不同形状的弹丸，因此，模具腔的预定形状可以根据设置成多种适合的形状，本实施例中，如图1和图6所示，模具腔的预定形状为圆球形或圆柱体形。
同样的，注液腔也可以为多种形状，本实施例中，注液腔的预定形状为锥体形(也即呈喷射口形状)，其中，注液孔13位于其顶点处。
进一步，本申请的弹丸模具固定装置可以根据所制冰球(即模具腔大小)的大小的不同而采用不同的结构，本实施例中分为如下两种情况：
1)当冰弹尺寸较大时，具体是当圆球形或圆柱体形的模具腔的直径大于或等于2寸时，如图4所示，弹丸模具固定装置包括：
同时贯穿两块子模具1且围绕注液腔和模具腔周边均匀布置的多个连接孔21；以及与连接孔21适配，用于穿过连接孔21将两块子模具1进行固定的多个连接螺栓。
2)当冰弹尺寸较小时，具体是当圆球形或圆柱体形的模具腔的直径小于或等于1寸时，如图3所示，弹丸模具固定装置包括：
两块结构相同的夹持模块22，两块夹持模块22能够相互密封贴合，且在贴合面成形有与弹丸模具的外轮廓形状相同的夹持腔；以及在夹持模块22上且位于其夹持腔两侧均匀开设的多个固定孔23；以及与固定孔23适配，用于穿过固定孔23将两块夹持模块22进行固定的多个固定螺栓(图中未示出)，从而通过外力将两块子模具1进行固定贴合。
同样的，上述的弹丸模具的外轮廓形状可以为多种，例如呈圆柱体形或长方体形。
进一步，本申请的冰弹***中，无论是直接采用螺栓螺孔形式的弹丸模具固定装置还是采用夹持模块22形式的弹丸模具固定装置，在两块子模具1的贴合面均可铺设至少一层润滑油层，从而进行油脂密封，提高密封性；当然，在实际运用过程中，由于采用夹持模块22形式其密封性能本身就较强，也可以省略润滑油层。
需要说明的是，通过本申请的两瓣式的子模具1及对应的弹丸模具固定装置，可以保证液体原材料填料时不会出现渗漏现象，避免填料冰冻过程在两个半球(以圆球形模具腔为例)交界面处形成冰棱，从而确保冰弹形状完整、重量控制精准，且冰弹状态保持时间较长，整个发射过程不会融化；另外，瓣子模具1在冷冻后易分开，使得冰弹从模具中取出过程十分方便迅速。
第二方面，本申请还公开了一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹制作方法，该冰弹制作方法采用上述第一方面中任一项所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***；具体的，该冰弹制作方法包括如下步骤：
步骤一、将水与纯酒精按照预定比例混合后形成冰弹原液；
步骤二、在冰弹制作装置中的两块子模具1贴合面之间设置预定量的脱脂棉，再将两块子模具1相互密封贴合，形成弹丸模具，再通过冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置进行固定；此时，两块子模具1之间形成的模具腔中具有预定量的脱脂棉；
步骤三、根据弹丸模具中模具腔11的体积以及注液孔13的大小，选择适配的针头和注射器(一方面是确保针头能够穿过注液孔13进入模具腔11，另一方面是尽量保证注射器容量能够一次性注满一个模具腔11)，并将步骤一的冰弹原液吸进注射器；
步骤四、将注射器针头依次穿过注液腔、注液孔13后到伸入到模具腔，直到抵达的模具腔最低点，随后将冰弹原液注满内部具有脱脂棉的模具腔，脱脂棉的作用是保证冰弹原液注入过程中不溢漏；
步骤五、将注满冰弹原材料的整个冰弹制作装置放入零下18℃的环境中将冰弹冷冻成型；
步骤六、将整个冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置解除后，使得两块子模具1分开，以得到冰弹。
另外，当步骤二中的两块子模具1的贴合面上还未铺设润滑油层时，在步骤二中把冰弹制作装置中的两块子模具1相互密封贴合之前，还包括如下步骤：
在两块子模具1的贴合面上均匀涂抹一层润滑油，以形成润滑油层。
综上，本申请的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***及制作方法，不仅冰弹制作过程简单便捷、实用性强、成本低廉，还能够制造出真实模拟自然界冰雹的冰弹，从而能够真实模拟飞机飞行过程中遭遇自然界的冰雹撞击，以测试冰雹对挡风玻璃、蒙皮等部件造成的刮伤、细裂纹、层离、裂缝或者粉碎情况，保证抗冰雹冲击阻力试验的有效性。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (9)
1.一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，包括冰弹制作装置，所述冰弹制作装置包括：
弹丸模具，所述弹丸模具由两块结构相同的子模具(1)相互密封贴合而成，两块子模具(1)的贴合面均为平面，在每个所述子模具(1)的贴合面上凹陷设置有子模具腔(11)以及与所述子模具腔(11)连通的半注液腔(12)，当两块所述子模具(1)相互密封贴合时，两个所述子模具腔(11)构成一具有预定形状的模具腔，两个所述半注液腔(12)构成一具有预定形状的注液腔，且所述注液腔与模具腔连接处的截面积小于所述注液腔其他位置的截面积，以在该连接处形成注液孔(13)，另外，两块子模具(1)的贴合面的表面粗糙度至少为1.6；
弹丸模具固定装置，所述弹丸模具固定装置用于对相互密封贴合的两块所述子模具(1)进行固定；
以及，所述用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***还包括通过所述冰弹制作装置制作的冰弹，所述冰弹具有与所述注液腔相同的外轮廓形状，且所述冰弹的原材料包括按照预定比例混合的水、纯酒精以及脱脂棉。
2.根据权利要求1所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，所述模具腔的预定形状为圆球形或圆柱体形。
3.根据权利要求2所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，所述注液腔的预定形状为锥体形，所述注液孔(13)位于其顶点处。
4.根据权利要求3所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，当圆球形或圆柱体形的所述模具腔的直径大于或等于2寸时，所述弹丸模具固定装置包括：
同时贯穿两块所述子模具(1)且围绕所述注液腔和模具腔周边均匀布置的多个连接孔(21)；
与所述连接孔(21)适配，用于穿过连接孔(21)将两块所述子模具(1)进行固定的多个连接螺栓。
5.根据权利要求3所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，当圆球形或圆柱体形的所述模具腔的直径小于或等于1寸时，所述弹丸模具固定装置包括：
两块结构相同的夹持模块(22)，两块所述夹持模块(22)能够相互密封贴合，且在贴合面成形有与所述弹丸模具的外轮廓形状相同的夹持腔；
在所述夹持模块(22)上且位于其夹持腔两侧均匀开设的多个固定孔(23)；
与所述固定孔(23)适配，用于穿过固定孔(23)将两块所述夹持模块(22)进行固定的多个固定螺栓。
6.根据权利要求5所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，所述弹丸模具的外轮廓呈圆柱体形或长方体形。
7.根据权利要求1所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，其特征在于，所述冰弹制作装置还包括：
润滑油层，所述润滑油层铺设在两块所述子模具(1)的贴合面上。
8.一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹制作方法，其特征在于，所述冰弹制作方法采用如权利要求1-7任一项所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹***，包括如下步骤：
步骤一、将水与纯酒精按照预定比例混合后形成冰弹原液；
步骤二、在冰弹制作装置中的两块子模具(1)贴合面之间设置预定量的脱脂棉，再将两块子模具(1)相互密封贴合，形成弹丸模具，再通过冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置进行固定；
步骤三、根据所述弹丸模具中模具腔(11)的体积以及注液孔(13)的大小，选择适配的针头和注射器，并将步骤一的冰弹原液吸进注射器；
步骤四、将注射器针头依次穿过注液腔、注液孔(13)后到伸入到模具腔，直到抵达所述的模具腔最低点，随后将所述冰弹原液注满内部具有脱脂棉的模具腔；
步骤五、将注满所述冰弹原材料的整个所述冰弹制作装置放入零下18℃的环境中将冰弹冷冻成型；
步骤六、将整个所述冰弹制作装置中的弹丸模具固定装置解除后，使得两块子模具(1)分开，以得到冰弹。
9.根据权利要求8所述的用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹制作方法，其特征在于，当所述步骤二中的两块所述子模具(1)的贴合面上还未铺设润滑油层时，在所述步骤二中把冰弹制作装置中的两块子模具(1)相互密封贴合之前，还包括如下步骤：
在两块所述子模具(1)的贴合面上均匀涂抹一层润滑油，以形成所述润滑油层。
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