一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法与流程

1.本发明属于航空装备技术领域，涉及一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法。


背景技术：

2.阴模真空接触成型，是大部分军用教练机和部分歼击机座舱盖玻璃的通用制造方式。成型前选取规格符合设计要求的航空有机玻璃平板毛料，通过划线后锯除多余毛料的方式，制造成型板料。成型时(如图1所示)，将预热至高弹状态的有机玻璃成型板料101置于成型模胎103的阴模中，用压框102限位，利用真空泵通过真空管路104抽真空造成的压力差，使成型板料贴模成型。
3.因飞机座舱盖玻璃成型时，成型模压框和阴模表面绒布会在玻璃四周形成明显压痕，故成型时需在玻璃周围留有一定宽度的加工余量(宽度视模胎特征确定)，防止压痕最终遗留在座舱盖玻璃视区，故飞机座舱盖玻璃成型板料(如图2)制作时，需在所需玻璃标准外形201的基础上，向四周延宽(50～200mm左右)作为成型余量a202，成型后(如图3所示)将余量302锯除，形成所需的座舱盖玻璃透明件301。
4.现有成型玻璃板料制造方法，存在各方面条件达到最佳值(如能够保证不产生严重压痕的温度最高值、能够保证不产生明显气孔的压力差最大值等)时，玻璃不易贴模的问题，为完成成型工作，只能重新成型，并尝试性改变温度、压差等条件强行使其贴模，导致成型温度或真空泵压力差高于最佳值，使成型后的座舱盖玻璃出现波浪、波纹、折光、气孔等光学性能缺陷。为排除缺陷，只能再次尝试性调整温度或压力差，重新成型，但其成型质量仍然无法得到保证，导致座舱盖玻璃反复多次成型，严重时成型次数超过规定次数而报废。
5.综上，现有成型玻璃板料制造方法，仅考虑成型余量的预留，未考虑同等温度、压力差条件下，玻璃毛坯板料外形特征对其贴模难易程度的影响。基于此，本发明提供了一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法。


技术实现要素：

6.为了克服现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种飞机座舱盖玻璃板料制造方法，主要针对阴模真空接触成型方式，使用相同材料、相同环境条件进行试片的拉伸/压缩试验，测定最佳成型温度条件下，有机玻璃板材的拉伸与压缩极限；采用有机玻璃板料网格化标记、破坏性成型，通过测量和对比等，找到成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置，并去除成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置中不影响成型工作的部分，减少成型工作中对玻璃贴模过程起到阻碍作用的部分，在成型温度和真空泵压力差保持最佳值不变的情况下，使玻璃更易贴模，从而提高座舱盖玻璃的制造质量及成功率。
7.本发明的技术方案为：
8.一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，包括以下步骤：
9.步骤1)试片制作
10.取座舱盖玻璃制造所需的有机玻璃平板毛料，制作拉伸极限测定试片和压缩极限
测定试片，并对其中段部分取标准长度进行对称标记，作为试验区，试验区两侧的部分为夹持区；应制作相同规格的两种试片各若干件。
11.步骤2)最佳温度和压差的确定
12.在日常生产过程中，针对现有成型模胎，统计、总结并记录能够保证飞机座舱盖玻璃成型后表面质量的温度最佳值和真空泵压力差最佳值；若日常生产过程中未关注温度最佳值或真空泵压力差最佳值，则按现有成型玻璃板料制造方法多次成型后进行统计总结，得到适用于现有成型模胎的温度最佳值(能够保证不产生严重压痕的温度最高值)和真空泵压力差最佳值(能够保证不产生明显气孔的压力差最大值)。
13.步骤3)拉伸和压缩极限测定
14.将拉伸极限测定试片预热至步骤2)中确定的最佳成型温度，在成型区使用恒定拉力施加在试片夹持区使其拉长，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区长度在实验前后的变化量百分比，为第一次试验(注意应保持试片平整，不得出现波浪和扭曲)。按此步骤进行多次，并逐次增加所采用的拉力值，且每次增加量保持一定(增加量应不低于10n)，直至拉伸量不再随拉力增加而变化，此为完成一组拉伸试验。记录该组试验中达到拉伸极限的试片试验区的长度变化百分比，即为该规格有机玻璃在最佳成型温度条件下的拉伸极限值(通常在20％以上)。
15.将压缩极限测定试片预热至步骤2)中确定的最佳成型温度，在成型区使用恒定推力施加在试片夹持区使其缩短，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区长度在实验前后的变化量百分比，为第一次试验(注意应保持试片平整，不得出现波浪和扭曲)。按此步骤进行多次，并逐次增加所采用的推力值，且每次增加量保持一定(增加量应不低于10n)，直至压缩量不再随推力增加而变化，此为完成一组压缩试验。记录该组试验中达到压缩极限的试片试验区的长度变化百分比，即为该规格有机玻璃在最佳成型温度条件下的压缩极限值(通常在10％以下)。
16.步骤4)成型板料粗制
17.按现有方法制造飞机座舱盖玻璃成型板料。
18.步骤5)板料网格化标记
19.在粗制的毛坯板料上、下表面画网格，要求横向网格线和纵向网格线相垂直，相邻网格线距离恒定(应不大于100mm)。
20.步骤6)破坏性成型
21.将网格化的座舱盖玻璃毛坯板料(外形按现有方法制造)进行预热，采用的加热温度应高于步骤2)中确定的成型温度最佳值使其硬度降低；置入成型模胎阴模中进行成型，设置的真空泵压力差应高于已确定的真空泵压力差最佳值。以此方法进行破坏性成型，强行使玻璃板料贴模，不必考虑温度过高引起的波纹和压力差过高引起的气孔等问题，但应注意破坏性成型时不得出现波浪，防止玻璃局部不贴模。
22.步骤7)极限范围标记
23.测量破坏性成型后座舱盖玻璃表面每一段网格线的弧长(可用皮尺测量)，将内、外表面每一段弧长测量完毕后，计算同一位置处的内外网格线弧长的平均值(视为玻璃中间层位置的弧长)，并与成型前原弧长进行对比，计算出该处网格线(计算的中间层网格线)的变化量百分比。当局部变化量百分比超出已测定的最佳成型温度下材料的拉伸极限或压
缩极限，则该处材料在成型时起到了阻碍座舱盖玻璃贴模的作用，应在破坏性成型后的座舱盖玻璃表面对超出拉伸极限或压缩极限的部分做好标记。
24.步骤8)可去除部分识别
25.在破坏性成型的座舱盖玻璃上做好超出拉伸/压缩极限位置标记后，识别去除后仍不影响成型的部分。具体方法如下：
26.(1)将该座舱盖玻璃放入成型模胎阴模中，压入压框，根据座舱盖玻璃在成型模胎内部位置，以压框厚度方向的中线为界，中线上方超出拉伸/压缩极限的位置为座舱盖玻璃两侧的可去除部分；
27.(2)再将破坏性成型的座舱盖玻璃与最终所需的座舱盖玻璃透明件301进行对比，以座舱盖玻璃前、后弧处最小成型余量(一般为50mm)为界，最小成型余量之外超出拉伸/压缩极限的部分为座舱盖玻璃前、后弧的可去除部分；
28.(3)座舱盖玻璃的中间部分即使超出拉伸/压缩极限，仍为不可去除部分。
29.步骤9)成型板料精制
30.加热该座舱盖玻璃至高弹状态，校正至平板状态冷却后，锯除上述超出拉伸/压缩极限位置中，去除后仍不影响成型的部分；如需去除部分的形状不规则或有转角，适当保留少部分可去除部分，使去除后玻璃板料的四周边线圆滑过渡，形成飞机座舱盖玻璃成型板料精制样板，或使用其他材料板料拓印制作，其外形特征为，在所需玻璃板料外形的基础上，向四周不均匀地扩展范围，即成型余量的各位置宽度不统一。
31.步骤10)标准条件成型验证
32.取全新玻璃平板毛料，按上述精制样板划线下料，制造飞机座舱盖玻璃成型板料。按步骤2)中已测定的座舱盖玻璃成型温度最佳值和真空泵压力差最佳值进行成型工作，完成后检查座舱盖玻璃光学性能。如改善效果不佳，可考虑将模胎压框位置下调，重新进行可去除部分识别；如效果良好，该精制样板则作为标准样板使用。
33.本发明的有益效果：
34.(1)本发明通过对有机玻璃材料压缩、拉伸性能的测定，提出了座舱盖玻璃成型工作中，局部拉伸/压缩量达到极限后会阻碍玻璃继续贴模的理论，从而找到了现有方法成型时“最佳温度及压差条件下座舱盖玻璃不易贴模”这一常见问题的根本原因。
35.(2)本发明所述方法制造的飞机座舱盖玻璃成型板料，在成型过程中，阻碍玻璃贴模的部分得到了最大限度的去除，成型工作可以继续采用最佳温度值和最佳压力差值，既保证了座舱盖玻璃易于贴模，同时也保证了贴模后玻璃的表面质量。
36.(3)本发明所述方法，能够在阴模真空接触成型方式中得到广泛应用，同时，“测定拉伸及压缩极限”、“确定阻碍成型的板料位置并去除”的思路，可以在阳模接触成型等其他有机玻璃成型方式中起到指导作用。
附图说明
37.图1为现有的阴模真空接触成型工作示意图。
38.图2为飞机座舱盖玻璃成型板料示意图。
39.图3为成型后的座舱盖玻璃板料示意图。
40.图4为座舱盖成型板料制造流程图。
41.图5为拉伸极限测定试片或压缩极限测定试片的外形效果图。
42.图6为板料网格化标记效果图。
43.图7为超出拉伸/压缩极限位置标记效果图。
44.图8为改进的飞机座舱盖玻璃成型板料精制样板效果图。
45.图中：101有机玻璃成型板料；102压框；103成型模胎；104真空管路；201所需玻璃标准外形；202成型余量a；301所需的座舱盖玻璃透明件；302成型后余量；501夹持区；502标记；503试验区；701超出拉伸/压缩极限的位置；801所需玻璃板料；802成型余量b。
具体实施方式
46.以下结合实施例和附图进一步解释本发明的具体实施方式，但不用于限定本发明。
47.一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其步骤主要分为试片制作、最佳温度和压差确定、拉伸和压缩极限测定、成型板料粗制、板料网格化标记、破坏性成型、极限范围标记、可去除部分识别、成型板料精制、标准条件成型验证等，其流程设计如图4所示。具体步骤如下：
48.步骤1)试片制作
49.取飞机座舱盖玻璃制造所需的有机玻璃平板毛料，制作拉伸极限测定试片和压缩极限测定试片(图5)，其尺寸为200mm
×
20mm
×
8mm，并对其中段部分取标准长度进行对称标记502(两线相距100mm，作为试验区)，制作相同规格的两种试片各20件。
50.步骤2)最佳温度和压差的确定
51.在日常生产过程中，针对该型飞机座舱盖玻璃现有成型模胎，已统计、总结并确定能够保证座舱盖玻璃成型后表面质量的温度最佳值(能够保证不产生严重压痕的温度最高值)为147.5℃、真空泵压力差最佳值(能够保证不产生明显气孔的压力差最大值)为0.09mpa。
52.步骤3)拉伸和压缩极限测定
53.将拉伸极限测定试片预热至已确定的最佳成型温度147.5℃，在座舱盖玻璃成型区(或相同环境条件场所)使用恒定的10n拉力施加在试片夹持区501使其拉长，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区503长度在试验前后的变化量百分比，为第一次试验；按此步骤进行多次，采用的拉力值应逐次增加，且每次增加10n，直至拉伸量不再随拉力增加而变化，得到试片试验区拉伸至约24％后，拉伸量不随拉力增大而增加，即为该有机玻璃板材在147.5℃条件下的拉伸极限。
54.将压缩极限测定试片预热至已确定的最佳成型温度147.5℃，在成型区使用恒定的10n推力施加在试片夹持区501使其缩短，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区503长度在试验前后的变化量百分比，为第一次试验；按此步骤进行多次，采用的推力值应逐次增加，且每次增加10n，直至压缩量不再随推力增加而变化，得到试片试验区压缩至约6％后，压缩量不随推力增大而增加，即为该有机玻璃板材在147.5℃条件下的压缩极限。
55.步骤4)成型板料粗制
56.按现有方法制造飞机座舱盖玻璃成型板料。
57.步骤5)板料网格化标记
58.在粗制的毛坯板料上、下表面画网格(如图6所示)，其横向网格线和纵向网格线相垂直，相邻网格线距离恒定为50mm。
59.步骤6)破坏性成型
60.将网格化的座舱盖玻璃毛坯板料(外形按现有方法制造)进行预热，采用160℃的成型温度使其硬度降低，置入成型模胎的阴模中进行成型，设置真空泵压力差为0.2mpa。以此方法进行破坏性成型，强行使玻璃板料贴模，不考虑温度过高引起的波纹和压力差过高引起的气孔等问题，但应注意破坏性成型时不得出现波浪，防止玻璃局部不贴模。
61.步骤7)极限范围标记
62.用皮尺测量破坏性成型后座舱盖玻璃表面每一段网格线的弧长，将内、外表面每一段弧长测量完毕后，计算同一位置处的内外网格线弧长的平均值(视为玻璃中间层位置的弧长)，并与成型前原弧长进行对比，计算出该处网格线(计算的中间层网格线)的变化量百分比。若局部变化量百分比超出已测定的最佳成型温度下材料的拉伸极限(24％)或压缩极限(6％)，则该处材料在成型时起到了阻碍座舱盖玻璃贴模的作用，应在破坏性成型后的座舱盖玻璃表面对超出拉伸极限或压缩极限的部分701做好标记(如图7所示)。
63.步骤8)可去除部分识别
64.在破坏性成型的座舱盖玻璃上做好超出拉伸/压缩极限位置标记后，识别去除后仍不影响成型的部分。具体方法如下：
65.(1)将该座舱盖玻璃放入成型模胎的阴模中，压入压框(见图1成型工作状态)，根据座舱盖玻璃在成型模胎内部位置，以压框厚度方向的中线为界，中线上方超出拉伸/压缩极限的位置为座舱盖玻璃两侧的可去除部分；
66.(2)再将破坏性成型的座舱盖玻璃与最终所需的座舱盖玻璃透明件301进行对比，以座舱盖玻璃前、后弧处最小成型余量50mm为界，最小余量之外超出拉伸/压缩极限的部分为座舱盖玻璃前、后弧的可去除部分；
67.(3)座舱盖玻璃的中间部分即使超出拉伸/压缩极限，仍为不可去除部分。
68.步骤9)成型板料精制
69.加热该座舱盖玻璃至高弹状态，校正至平板状态冷却后，锯除上述超出拉伸/压缩极限位置701中，去除后仍不影响成型的部分，如需去除部分的形状不规则或有转角，适当保留少部分可去除部分，使去除后玻璃板料的四周边线圆滑过渡，形成飞机座舱盖玻璃成型板料精制样板(图8)，或使用其他材料板料拓印制作，其外形特征为，在所需玻璃板料801外形的基础上，向四周不均匀地扩展范围，即成型余量b802的各位置宽度不统一。
70.步骤10)标准条件成型验证
71.取全新玻璃平板毛料，按上述精制样板划线下料，制造飞机座舱盖玻璃成型板料。按上述已测定的座舱盖玻璃成型温度最佳值147.5℃和真空泵压力差最佳值0.09mpa进行成型工作，完成后检查座舱盖玻璃光学性能，效果良好，该精制样板可作为标准样板使用。

技术特征：
1.一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：步骤1)试片制作取座舱盖玻璃制造所需的有机玻璃平板毛料，制作拉伸极限测定试片和压缩极限测定试片，并对其中段部分取标准长度进行对称标记，作为试验区，试验区两侧的部分为夹持区；制作相同规格的两种试片各若干件；步骤2)最佳温度和压差的确定针对现有成型模胎，统计、总结并记录能够保证飞机座舱盖玻璃成型后表面质量的温度最佳值和真空泵压力差最佳值；步骤3)拉伸和压缩极限测定将拉伸极限测定试片预热至步骤2)中确定的温度最佳值，在成型区使用恒定拉力施加在试片夹持区使其拉长，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区长度在实验前后的变化量百分比，为第一次试验；按此步骤进行多次，并逐次增加所采用的拉力值，且每次增加量保持一定，直至拉伸量不再随拉力增加而变化，此为完成一组拉伸试验；记录该组试验中达到拉伸极限的试片试验区的长度变化百分比，即为该规格有机玻璃在最佳成型温度条件下的拉伸极限值；将压缩极限测定试片预热至步骤2)中确定的温度最佳值，在成型区使用恒定推力施加在试片夹持区使其缩短，直至温度降低、试片形状不再变化后停止，记录试验区长度在实验前后的变化量百分比，为第一次试验；按此步骤进行多次，并逐次增加所采用的推力值，且每次增加量保持一定，直至压缩量不再随推力增加而变化，此为完成一组压缩试验；记录该组试验中达到压缩极限的试片试验区的长度变化百分比，即为该规格有机玻璃在最佳成型温度条件下的压缩极限值；步骤4)成型板料粗制制造飞机座舱盖玻璃成型板料；步骤5)板料网格化标记在步骤4)粗制的毛坯板料上、下表面画网格；其中横向网格线和纵向网格线相垂直，相邻网格线距离恒定；步骤6)破坏性成型将网格化的座舱盖玻璃毛坯板料进行预热，采用的加热温度高于步骤2)中确定的成型温度最佳值使其硬度降低；置入成型模胎阴模中进行成型，设置的真空泵压力差高于已确定的真空泵压力差最佳值；以此方法进行破坏性成型，强行使玻璃板料贴模，不考虑温度过高引起的波纹和压力差过高引起的气孔问题，破坏性成型时不得出现波浪，防止玻璃局部不贴模；步骤7)极限范围标记测量破坏性成型后座舱盖玻璃表面每一段网格线的弧长；将内、外表面每一段弧长测量完毕后，计算同一位置处的内外网格线弧长的平均值，并视为玻璃中间层位置的弧长，将其与成型前原弧长进行对比，计算出该处网格线的变化量百分比；当局部变化量百分比超出已测定的最佳成型温度下材料的拉伸极限或压缩极限，则该处材料在成型时起到了阻碍座舱盖玻璃贴模的作用，在破坏性成型后的座舱盖玻璃表面对超出拉伸极限或压缩极限的部分做好标记；
步骤8)可去除部分识别识别去除后仍不影响成型的部分，具体方法如下：(1)将该座舱盖玻璃放入成型模胎阴模中，压入压框，根据座舱盖玻璃在成型模胎内部位置，以压框厚度方向的中线为界，中线上方超出拉伸/压缩极限的位置为座舱盖玻璃两侧的可去除部分；(2)将破坏性成型的座舱盖玻璃与最终所需的座舱盖玻璃透明件进行对比，以座舱盖玻璃前、后弧处最小成型余量为界，最小成型余量之外超出拉伸/压缩极限的部分为座舱盖玻璃前、后弧的可去除部分；(3)座舱盖玻璃的中间部分即使超出拉伸/压缩极限，仍为不可去除部分；步骤9)成型板料精制加热座舱盖玻璃至高弹状态，校正至平板状态冷却后，锯除上述超出拉伸/压缩极限位置中，去除后仍不影响成型的部分，使去除后的玻璃板料的四周边线修整至圆滑过渡，形成飞机座舱盖玻璃成型板料精制样板，或拓印制作，其外形特征为，在所需玻璃板料外形的基础上，向四周不均匀地扩展范围，即成型余量的各位置宽度不统一；步骤10)标准条件成型验证取全新玻璃平板毛料，按上述精制样板划线下料，制造飞机座舱盖玻璃成型板料；按步骤2)中已测定的座舱盖玻璃成型温度最佳值和真空泵压力差最佳值进行成型工作，完成后检查座舱盖玻璃光学性能。2.根据权利要求1所述的一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其特征在于，所述步骤3)中，拉力或推力的每次增加量不低于10n。3.根据权利要求1或2所述的一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其特征在于，所述步骤5)中，相邻网格线距离不大于100mm。4.根据权利要求1或2所述的一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其特征在于，所述步骤8)中，座舱盖玻璃前、后弧处最小成型余量为50mm。5.根据权利要求3所述的一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，其特征在于，所述步骤8)中，座舱盖玻璃前、后弧处最小成型余量为50mm。

技术总结
本发明提出一种飞机座舱盖玻璃成型板料制造方法，属于航空装备技术领域。本发明针对阴模真空接触成型方式，使用相同材料、相同环境条件进行试片的拉伸/压缩试验，测定最佳成型温度条件下，有机玻璃板材的拉伸与压缩极限；采用有机玻璃板料网格化标记、破坏性成型，通过测量和对比等，找到成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置，并去除成型板料超出材料本身拉伸/压缩极限的位置中不影响成型工作的部分，减少成型工作中对玻璃贴模过程起到阻碍作用的部分，在成型温度和真空泵压力差保持最佳值不变的情况下，使玻璃更易贴模，提高了座舱盖玻璃的制造质量及成功率。座舱盖玻璃的制造质量及成功率。座舱盖玻璃的制造质量及成功率。


技术研发人员：邓德齐 钟德喜 施娟 赵晓东 李生兴
受保护的技术使用者：大连长丰实业总公司
技术研发日：2021.10.18
技术公布日：2022/3/8