[发明专利]用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹系统及制作方法

权利要求书

1.一种用于飞行器透明罩体抗撞击性试验的冰弹系统，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系统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系统，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系统，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系统，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系统，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系统，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系统，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系统，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。