CN103291184B - 民航飞机窗体透明件紧固结构及其紧固方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种民航飞机的窗体透明件紧固结构，包括机体以及安装于所述机体上的透明件；所述透明件周边结合有一预应力结构边框，所述边框上形成有配合机体的安装结构。在本发明的紧固结构中，透明件上不再开设螺孔，不会破坏透明件自身的内应力平衡、没有应力薄弱点；通过在透明件周边生成一圈预应力边框，形成一种具备预应力缓冲功能的透明件与机体一起的整体受力结构，有效地将透明件承受的压力差及鸟撞等荷载通过边框传递至机身，保证了结构的稳定性；密封胶等通过预应力组件的包裹，使其更牢固、更长久地粘结于透明件边缘，大大增加了密封胶与聚氨酯夹层的使用寿命，保护了层合透明件中的导电条，避免其发生电弧甚至断裂；减少透明件的更换频率，降低使用成本。
Description
技术领域
本发明涉及客机、货机和教练机等各类民用航空飞机，尤指一种民航飞机窗体透明件的紧固结构及其紧固方法。
背景技术
民用航空飞机主要包括客机、货机以及教练机等等，除了客货定期航线和公务飞行等商业航空外，民用航空还在航空测量、物理探矿、播种、施肥、喷洒农药和空中护林等不同领域发挥着重要的作用。
民航飞机窗体透明件一般包括前风挡透明件、侧风挡透明件及舷窗透明件等。民航飞机的窗体透明件作为飞机上重要的光学结构件必须具备以下多种功能：首先既称为结构件，必须具有足够的强度，以承受飞机的机舱压力、气动荷载、机体结构荷载以及飞鸟撞击荷载等；第二是作为透明观察窗，必须具有良好的光学性能，包括透光度、雾度、分辨率、光学角偏差、光学畸变、重影、双目视差、双折射等多项重要的性能指标；第三是必须具有使用可靠性和较长的使用寿命。其结构的完整性、安装的牢固性和使用的稳定性与飞行员、乘客及其他机组成员的生存环境密切相关，将直接影响到飞行安全和飞行任务的完成。
目前民航飞机的窗体透明件大多采用无机玻璃、PVB、聚氨酯等透明有机材料夹层的层合结构，中间夹设导电条及加热膜等功能件，在层合透明件周边通过密封胶直接与机身骨架相连，或者通过在透明夹层上开孔并以螺栓加套管的形式与机身实施紧固，现有民航飞机的窗体透明件安装结构主要有以下几种方式如图1-图5所示，上述方式通常存在以下缺陷：
1、如图1-图2所示，在安装透明件2时，由于密封胶1为弹性材质且每个螺栓的紧固力度不同，故在紧固螺栓时会压迫铝合金边框使密封胶1变形，进而撕扯密封胶1边缘导致密封胶1与透明件2之间产生缝隙，使潮气更容易渗入透明件2内部，腐蚀透明件2的透明有机材料夹层（以下简称有机夹层）21及内部结构，加速其老化和失效，并致使内部夹层退化与龟裂，甚至玻璃与中间夹层分离，存在较大安全隐患。
2、如图1-图3、图5所示，在透明件2的有机夹层21上开孔就已经破坏了夹层起初的内应力平衡，孔洞附近成为强度上的薄弱环节，再加上可能叠加的加工缺陷与装配应力，夹层上很容易产生裂纹，在使用过程中一旦遇到外物撞击或者气动荷载以及机体振动等等，都可能导致夹层裂纹扩大甚至完全破裂，使机舱失密而产生危险。
3、如图4所示，该安装结构虽然避免了透明件2夹层打孔所导致的内应力平衡破坏及应力集中问题，但其透明件2未能稳固地安装于机身骨架上，当透明件2受到压力差、温度差变化或外来冲击等因素影响时，结构胶1成为其唯一的稳固保障，随着结构胶1的不断老化将难以承受上述荷载，透明件2就会从机身骨架上脱落导致事故发生。
4、在飞机飞行过程中，机舱外大气压随飞行高度升高而减小，比如在18000米高空的气压大约只有地面的十五分之一，而机舱内为满足机组成员及乘客的生理需要始终保持一个大气压左右；机舱外温度最低会降至约-60℃，而机舱内则基本维持在20℃左右。透明件2在如此剧烈的压差及温差条件下，加上气动荷载、振动以及疲劳荷载等共同作用下，上述夹层孔洞附近的任何微小残余应力或装配应力，都很容易被扩展为裂纹，甚至裂缝而导致透明件2爆破等飞行事故。
5、在飞行过程中由于内外压力差的不断增大，透明件2将产生向外拱起的变形而直接撕扯密封胶1边缘，使密封胶1边缘与透明件2之间产生缝隙，随着飞行次数不断累计，密封胶1边缘与透明件2之间的缝隙将逐渐扩大以至密封胶1失效，这将导致潮气不断渗入透明件2内部，腐蚀其内部结构胶、加速其老化；且固定透明件2的螺栓也会因透明件2多次反复变形而松动，这些都将降低透明件2的使用寿命，并成为极大的安全隐患。
6、当层合透明件2边缘的聚氨酯夹层受到侵蚀后，会从透明变成乳白色半透明状，甚至发黄、出现龟裂以及分层现象，导致夹层中的导电条被从玻璃表面剥离甚至断裂，同时导电条内边缘和加热膜交界处发生电弧，所述电弧产生的局部过热将致使导电条变色、防冰加热系统失效，更严重的情况会使外层透明件2破裂。
7、如图2-图4所示，安装时加设金属件3以增加透明件2安装结构的牢度，但当透明件2因压力差等原因变形时，由于金属件3的硬度大于透明件2的硬度，所以在透明件2变形后金属件将成为一杠杆支点破坏透明件2边缘的内应力状态，使透明件2边缘产生裂纹甚至直接对透明件2边缘造成破坏。
8、因为透明件2与机身金属骨架的热膨胀系数是不同的，层合结构透明件2中不同材料的热膨胀系数也是不同的，而且随温度变化的规律也存在很大差异，所以在空中压差与温差剧烈变化时，其相互接触面附近会出现复杂的应力状态，透明件2内外层的变形程度也不同，这些都会对透明件2尤其是螺孔附近的应力状态造成影响甚至破坏。
另外，以下为我国航空工业总公司于一九九六年发布并实施的航空工业标准《飞机座舱透明件设计手册》HB/Z290-96第6.1.3单元，各种典型边缘连接件性能汇总：
表1孔边距12mm典型结构元件常温抗拉强度
表2孔边距15mm元件原始状态常温抗拉强度
表3孔边距12mm典型结构元件原始状态常温疲劳寿命
表4孔边距12mm典型结构元件经80℃×6h热处理后室温疲劳寿命
表5孔边距15mm典型结构元件原始状态室温疲劳寿命
表6孔边距15mm典型结构元件经80℃×6h热处理后室温疲劳寿命
表7孔边距12mm典型元件湿热老化后室温疲劳寿命
表8典型结构元件原始状态及单面受热,单面受冷的情况下破坏荷载及破坏形式
上述各表详细列举了各边缘连接件不同条件下对各项性能进行试验的结果，从中可以发现各种条件下试件的破坏部位，绝大多数都发生在透明件的螺栓孔处或其边缘。而且该标准规定的试验元件与运用于飞机上的透明件相比，结构简单、没有装配应力，试验的环境也远不如实际飞行环境那么复杂。可见，处于实际飞行状态中的透明件的各项性能是达不到上述表格中的数值的，而且是不确定的和难以检测的，因而在透明件上开孔并通过螺栓与机身骨架连接的方式，对透明件本身乃至整个机身受力结构的安全性破坏作用是相当明显的。
目前世界各类民航飞机的窗体透明件安装结构大致相同，只是在层合透明件的材质、胶体及制造工艺上有所改进，透明件与机身骨架的安装结构并无较大改变。若上述问题没有行之有效的解决方案，民航飞机窗体透明件的密封胶老化过快、使用寿命较短、单元检测困难、防潮密封性能不稳定等相关技术难题就难以攻克，上述问题依然存在，民航飞机的窗体透明件紧固安装结构亦成为困扰相关技术人员的一大难题。
然而随着时代的进步，各行各业的专业技术都在不断更新，人们对民航飞机的需求也是有增无减，可是能够有效提升民航飞机窗体透明件安全性与经济性的技术仍未解决。针对此类影响人民生命及财产安全的重要问题，目前尚无比较合理的解决方式，而本发明填补了此领域的空白。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，而提供一种全新的民航飞机窗体透明件的紧固安装结构。
为解决上述技术问题，本发明公开了一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构，包括机体以及安装于所述机体上的透明件；所述透明件周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述机体的安装结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，所述压迫组件配合透明件压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件。
本发明的进一步改进在于，所述紧固组件包括两个对称夹持于所述透明件的弓形臂，两弓形臂之间夹设形成一围合空间，所述弓形臂包括第一力臂与连接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂与所述第二力臂的连接处形成滑移端，所述第一力臂于远离所述第二力臂的一侧形成受压端，所述第二力臂于远离所述第一力臂的一侧形成紧固端，所述第一力臂的受压端接受所述压迫组件的压迫并配合所述透明件驱使所述第一力臂与第二力臂生成预应力。
本发明的进一步改进在于，所述压迫组件包括一第一压力条和一第二压力条；
所述第一压力条设置于所述弓形臂的第一力臂的外侧；所述紧固组件的弓形臂的两滑移端抵靠于所述第一压力条；所述弓形臂的两受压端抵靠于所述第二压力条，所述弓形臂的两紧固端抵靠于所述透明件的两侧面；
所述第一压力条和所述第二压力条分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固所述第一压力条与所述第二压力条；所述第二压力条压迫所述弓形臂的两受压端向所述第一压力条方向位移，所述弓形臂的两滑移端发生相互远离的位移，所述弓形臂的两紧固端受到所述透明件的限位，从而驱使所述第一力臂与所述第二力臂生成预应力紧固所述透明件。
本发明的进一步改进在于，所述透明件通过所述围合空间进行一第一方向与一第二方向的位置调整。
本发明的进一步改进在于，所述透明件包括至少一有机夹层；所述边框包括限位销；所述有机夹层形成与所述限位销配合的限位孔，所述限位销插设于所述限位孔中。
本发明的进一步改进在于，所述透明件包括间隔布置的一或复数组有机夹层和一或复数组无机玻璃层。
本发明的进一步改进在于，包括复数个所述紧固组件，所述紧固组件相互套设且每一所述紧固组件的紧固端抵靠于对应的一组有机夹层或一组无机玻璃层外。
本发明的进一步改进在于，所述边框外侧设有橡胶条。
本发明的进一步改进在于，所述第二压力条为T型件。
本发明的进一步改进在于，所述第一力臂为一短直臂，所述第二力臂为一弧形臂。
本发明的进一步改进在于，所述紧固端上结合有压板，且所述压板与所述第二力臂的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区。
本发明的进一步改进在于，所述两紧固端与所述透明件之间可涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。
本发明的进一步改进在于，所述第二力臂间隔形成复数个溢流槽；所述围合空间内填充有密封胶。
本发明的进一步改进在于，所述弓形臂的滑移端呈圆弧面或斜面。
本发明的进一步改进在于，所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述紧固端形成一由厚至薄的渐变。
本发明的进一步改进在于，所述紧固组件的弓形臂的受压端延伸形成有一旋转定位棱，所述第二压力条对应所述紧固组件的所述旋转定位棱形成有旋转定位槽。
本发明的进一步改进在于，所述弓形臂的受压端之间通过一弧形变形区连接。
本发明由于采用了以上技术方案，使其具有的有益效果是：
1.本发明中透明件通过边框与机身骨架实施紧固，透明件上不再需要开设螺栓孔，不会破坏透明件自身的内应力平衡，保持了透明件原有的强度、没有应力薄弱点，不会产生因为加工缺陷等而导致的装配困难以及装配过程的应力集中；在使用过程中也不存在上述应力的叠加与扩大。
2.在本发明中，透明件以位置可调的方式紧固于机身骨架，且紧固组件对透明件的生产制造误差有一定的宽容度，因此使得透明件与骨架的装配更便捷、避免装配应力的产生，同时可大幅提高透明件制品的装配互换性。
3.本发明通过预应力结构咬合透明件平面，并在透明件周边生成了一圈与其合为一体的刚性边框，并通过该边框将透明件固定于机身骨架，由此形成一种全新的具备预应力缓冲功能的透明件与机身一起的整体受力结构，有效地将透明件承受的荷载通过预应力结构传递至机身，保证了机身结构的完整性。
4、本发明民航飞机窗体透明件通过预应力结构与机身骨架实施紧固，紧固组件选用具有相当强度，同时兼具一定弹性与韧性的材料，当飞行过程中透明件与机身骨架由于热膨胀系数不同而产生不同程度的形变时，可以通过紧固组件自身蕴藏的预应力补偿作用进行缓冲，有效化解了两者之间变形差异产生的破坏力，保持机身结构的安全与稳定。
5、本发明中密封胶与结构胶通过预应力结构组件的包裹，使其更牢固、更长久地粘结于透明件边缘，大大增加了密封胶与结构胶的使用寿命，层合透明件中的聚氨酯夹层也不会因密封胶的失效而被潮气腐蚀，避免了层合透明件中的聚氨酯夹层变色、龟裂、分层等现象，保护了层合透明件中的导电条，避免了导电条断裂而导致的电弧现象；且通过预应力结构组件对层合透明件的压迫紧固，使其控制住了层合透明件中各夹层之间的关系，使层合透明件中的各夹层能更有效地通过聚氨酯夹层粘合在一起，这将大大增加层合透明件的使用寿命，减少层合透明件的更换频率，降低成本，提高使用效率。
6、本发明中紧固组件选用具有相当强度，同时兼具一定弹性与韧性的材料，在飞行过程中，透明件由于受到压差、温差、鸟撞等荷载而产生的变形与应力变化，均可通过紧固组件自身蕴藏的预应力的释放与再生成的过程进行缓冲，不仅不会使各种复杂的应力相互叠加，相反能在一定程度起到消除或减小应力集中的作用，保持机身结构的安全与稳定。
7、本发明对透明件与机身骨架实施紧固的过程，不再需要在透明件上开设螺栓孔，因此透明件材质的选择将不再受紧固安装方式的困扰与限制，相信更多更安全更合理的航空玻璃工艺形式会在民航飞机的窗体透明件中得到运用。
8、本发明因为具有上述特点，所以民航飞机上的弧形风挡与弧形舷窗等造型独特的异型透明件将更多的被使用，同时对窗体透明件稳定性的提高、寿命的延长、维修保养强度的降低等都做出了积极的贡献。
9、本发明预应力紧固的实施过程是通过拧紧相关螺栓来压迫紧固组件而使其产生预应力，在具体操作时，通过前期的设计模块中对各个组件原材料的选择及几何形状的设计，后期工人只需将相关螺栓拧紧到位即可得到预设的紧固力，无须受到操作力度等不确定因素的影响，大大降低了操作条件和技术要求。
10、在实际运用当中，部分民航飞机窗体透明件边缘呈圆弧面。在本发明中，紧固组件第二力臂分裂成多个夹爪，可使紧固组件中的紧固端更贴合于民航飞机窗体透明件的圆弧面，使紧固组件在不破坏民航飞机窗体透明件自身内应力的前提下，更牢固与稳定地紧固民航飞机窗体透明件。
附图说明
图1-5为部分现有技术的民航飞机窗体透明件安装结构；
图6为本发明窗体透明件紧固安装结构的飞机整体结构示意图；
图7为本发明民航飞机窗体透明件紧固安装结构的平面透明件立体图；
图8为本发明民航飞机窗体透明件紧固安装结构的曲面透明件立体图；
图9为本发明实施例一透明件与边框连接结构立体示意图；
图10为图9的分解图；
图11为本发明实施例一透明件与边框连接结构平面示意图；
图12为本发明紧固组件平面示意图；
图13为本发明紧固组件的弧形变形区受压变形示意图；
图14为本发明民航飞机窗体透明件紧固安装结构中边框与透明件紧固过程原理示意图；
图15为本发明实施例二的透明件与边框连接结构平面示意图；
图16为本发明实施例三的透明件与边框连接结构平面示意图；
图17为本发明实施例四的透明件与边框连接结构平面示意图；
图18-19为本发明实施例五的透明件与边框连接结构平面示意图；
图20为本发明实施例六的透明件与边框连接结构平面示意图。
图21为本发明民航飞机窗体透明件紧固结构中紧固组件的另一较佳实施例示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明作进一步说明。
请参见图6-8，在本发明的第一较佳实施例中，本发明的一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构，包括机体1以及安装于机体1上的透明件2；透明件2周边结合有一边框3，边框3上形成有配合机体1的安装结构，边框3包括压迫组件31和紧固组件32，压迫组件32配合透明件2压迫紧固组件32生成预应力进而紧固透明件2。其中透明件2可采用图7所示的平面透明件2；也可采用图8所示的曲面透明件2。
请参阅图9-14，为便于描述现在该实施例中作以下定义：以图9、10中透明件2的水平安装方向作为X轴方向，以透明件2的厚度方向作为Y轴方向,以透明件2的垂直安装方向作为Z轴方向，且X轴垂直于Y轴，Z轴垂直于X轴与Y轴构成的平面；其中：
紧固组件32包括两个对称夹持于透明件2的弓形臂321，其材料应选用具有相当强度，同时兼具一定弹性与韧性的材料，如金属、工程塑料、高分子材料等；两弓形臂321之间夹设形成一围合空间320，弓形臂321包括第一力臂3211与连接第一力臂3211的第二力臂3212，第一力臂3211与第二力臂3212的连接处形成一滑移端3213，该滑移端3213呈圆弧面或斜面可以在保证在滑移过程中产生的阻力更小；第一力臂3211于远离第二力臂3212的一侧形成受压端3214，受压端3214延伸形成有旋转定位棱3217；第二力臂3212于远离第一力臂3211的一侧形成紧固端3215，紧固端3215上结合有压板3216，且压板3216与第二力臂3212的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区3218，通过该压板位置调节区3218可在紧固过程中实现压板3216微小的自身位置调节，以使其更平整地贴附透明件2，第一力臂3211的受压端3214接受压迫组件31的压迫并配合透明件2驱使第一力臂3211与第二力臂3212生成预应力。在本实施例中第一力臂3211为一短直臂，第二力臂3212为一弧形臂，且第二力臂3212的厚度自滑移端3213至紧固端3215形成一由厚至薄的渐变，该种结构可以保证整个弧形臂充分和均匀形变，不易折断。两弓形臂321在两受压端3214之间通过设置一弧形变形区3219进行连接，当第一力臂3211的受压端3214受压时，弧形变形区3219自弧形被压迫可拉伸延展，弧形变形区3219的受压变形过程请参阅图13；弧形变形区3219的设计保证了紧固组件32具有一定的延展空间；紧固组件32的两受压端3214之间配合形成有复数个螺栓孔。两紧固端3215与透明件2之间可涂抹粘结胶（如UV胶）或夹设双面胶（如3M胶）或垫设缓冲垫（如橡胶片）。第二力臂3212间隔形成复数个溢流槽，溢流槽的采用起到了紧固组件32夹合时多余未凝固密封胶溢出作用和防止了密封胶在凝固过程中的膨胀或收缩对紧固组件32产生的预应力的影响，确保紧固组件32与透明件2之间的预应力紧固和同时实现密封。
请参阅图6、10、11，透明件2包括至少一有机夹层21；且透明件2的侧边凹陷形成安装槽20；透明件2包括一有机夹层21和结合于有机夹层21两侧的无机玻璃层22；无机玻璃层22配合有机夹层21形成安装槽20。
压迫组件31包括一第一压力条311和一第二压力条312；第二压力条312为T型件，第二压力条312的中部形成凸条3122；凸条3122嵌设于安装槽20内，通过螺栓贯穿紧固第一压力条311、紧固组件32和第二压力条312的凸条3122，从而驱使紧固组件32的第一力臂321与第二力臂322生成预应力紧固透明件2。
第二压力条312的表面中部配合旋转定位棱3217设置了两条通长的旋转定位槽3121，该旋转定位槽3121的半径等于或略大于旋转定位棱3217的半径，这样当整个透明件紧固结构分别处于预紧固与紧固状态时，旋转定位棱3217可以有效地在旋转定位槽3121内定位与进行转动，两滑移端3213才会在第一压力条表面仅沿Y轴方向位移。
第一压力条311设置于弓形臂321的第一力臂3211的外侧；紧固组件32的弓形臂321的两滑移端3213抵靠于第一压力条311；弓形臂321的两受压端3214抵靠于第二压力条312，弓形臂321的两紧固端3215抵靠于透明件2的两侧面。
第一压力条311和第二压力条312分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固第一压力条311与第二压力条312；第二压力条312压迫弓形臂321的两受压端3214向第一压力条311方向位移，弓形臂321的两滑移端3213发生相互远离的位移，弓形臂321的两紧固端3215受到透明件2的限位，从而驱使第一力臂3211与第二力臂3212生成预应力紧固透明件2。
其中透明件2通过围合空间320进行X轴方向与Z轴方向的位置调整。且第一压力条311形成压迫端3111，压迫端3111的侧部形成连接端3112，本实施例中连接端3112为配合机体1的安装结构，第一压力条311通过连接端3112固定于机体1，安装结构也可采用其他连接结构。
另外，可在第二力臂3212、透明件2以及第二压力条312之间的空隙内填充密封胶，从而实现更为稳定的紧固。
当装配透明件2时，将第二压力条312置于紧固组件32的围合空间320内并将旋转定位槽3121与旋转定位棱3217配合，然后在围合空间320内填充密封胶，弓形臂321的两紧固端3215抵靠于透明件2的两侧面，凸条3122插设于安装槽20；再将第一压力条311设置于第一力臂3211的外侧；弓形臂321的两滑移端3213抵靠于第一压力条311，弓形臂321的两受压端3214抵靠于第二压力条312的外侧表面，通过依次贯穿于第一压力条311、紧固组件32和第二压力条312的螺栓孔的螺栓进行预紧，透明件2通过围合空间320进行X轴方向与Z轴方向的位置调整，待透明件2的位置调整到位后，通过该螺栓紧固第一压力条311和第二压力条312至完成紧固。
下面配合图10、14来进一步说明整个紧固过程的工作原理，弓形臂321的两受压端3214在第二压力条312的压迫作用下向第一压力条311方向位移，通过旋转定位棱3217与旋转定位槽3121的配合保证了受压端3214在移动过程中仅沿X轴方向位移，两个弓形臂321受压端3214之间的距离在紧固过程中是可控（不变）的，同时两滑移端3213抵靠于第一压力条311的内侧表面发生相互远离的位移，而两紧固端3215沿发生相互靠近的位移直至抵靠于透明件2的侧面，因此两紧固端3215的压板3216间的距离也是可控的，其在透明件2上的紧固位置点也是可控的；进一步压迫两受压端3214向第一压力条311方向位移，进而驱使两滑移端3213继续相互远离，而两紧固端3215此时抵靠于透明件2的侧面并由此受到限位，第一力臂3211及第二力臂3212由此发生形变并生成预应力，至此具有稳定预应力结构的透明件2与边框3达到紧固状态，透明件2获得紧固。同样的，当预应力需要解除时，只要将相应螺栓松开，弓形臂321的形变会恢复到之前未紧固状态，此时预应力自动消失，整个飞机的窗体透明件紧固安装结构部件都是无损耗的和可重复使用的，不仅节约了成本，同时也非常环保。
请参阅图15，在本发明的第二较佳实施例中，本发明的一种民航飞机窗体透明紧固安装结构的主要结构与第一实施例相同，区别在于：凸条3122邻近无机玻璃层22的一侧形成限位销34，有机夹层21形成与限位销34配合的限位孔211，限位销34插设于限位孔211中，限位销34与限位孔211之间在正常状态下不发生接触，只有在透明件2破碎变形后才起到限位防逃逸效果。
请参阅图16，在本发明的第三较佳实施例中，本发明的一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构的主要结构与第二实施例相同，区别在于：透明件2包括两有机夹层21，两有机夹层21之间设有空隙；空隙配合两侧的有机夹层21形成安装槽20；凸条3122两侧分别形成限位销34，两有机夹层21分别形成与限位销34配合的限位孔211。
请参阅图17，在本发明的第四较佳实施例中，本发明的一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构的主要结构与第二实施例相同，区别在于：边框3外侧设有密封件4。
请参阅图18，在本发明的第五较佳实施例中，本发明的一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构的主要结构与第二实施例相同，区别在于：透明件2包括间隔布置的一组有机夹层21和一组无机玻璃层22，其中该组无机玻璃层22设置于该组有机夹层21外侧，且该组有机夹层21之间还设有一无机玻璃层22。包括两个紧固组件32，紧固组件32相互套设且每一紧固组件32的紧固端3215抵靠于对应的一组有机夹层21或一组无机玻璃层22外。其中，套设于内部的紧固组件32的两紧固端3125抵靠于该组有机夹层的外侧面；套设于外部的紧固组件32的两紧固端3125抵靠于改组无机玻璃层的外侧面。由于有机夹层21和无机玻璃层22的强度不同，所需的夹紧力也不同，因此通过多个紧固组件32的采用，实现了对不同材质的透明夹层提供与材质匹配的最为适宜的预应力，防止了采用单个紧固组件32时对不同透明夹层预应力效果不均衡的情况发生，避免了对不同透明夹层预应力过大造成损坏，或预应力过小不能充分紧固的问题。
另外也可采用如图19所示的多个紧固组件32套设的结构。
请参阅图20，在本发明的第六较佳实施例中，本发明的一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构的主要结构与第二实施例相同，区别在于：透明件2包括一有机夹层21，有机夹层21的两侧分别结合有无机玻璃层22；有机夹层21形成安装槽20；凸条3122延伸形成定位板31221，定位板31221两侧分别形成限位销34，安装槽20位置两侧的有机夹层21形成与限位销34配合的限位孔211；其中，定位板31221的作用是生成限位销34，其在正常状态下不与透明件2直接接触。
进一步参阅图21所示，当透明件2边缘呈圆弧面时，紧固组件32的第二力臂3212可以分裂成多个夹爪，以更贴合于透明件2的圆弧面，使紧固组件32在不破坏透明件2自身内应力的前提下，更牢固与稳定地紧固透明件2；进一步的，相互分裂的夹爪之间形成溢流槽，溢流槽的采用起到了紧固组件32夹合时多余未凝固密封胶溢出作用和防止了密封胶在凝固过程中的膨胀或收缩对紧固组件32产生的预应力的影响。
以上结合附图实施例对本发明进行了详细说明，本领域普通技术人员可根据上述说明对本发明做出种种变化例。因而，实施例中的某些细节不应构成对本发明的限定，本发明将以所附权利要求书界定的范围作为本发明的保护范围。
Claims (17)
1.一种民航飞机窗体透明件紧固结构，包括机体以及安装于所述机体上的透明件；其特征在于，所述透明件周边结合有一边框，所述边框上形成有配合所述机体的紧固结构，所述边框包括压迫组件和紧固组件，通过所述压迫组件和透明件的配合压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件；所述紧固组件包括两个对称夹持于所述透明件的弓形臂，两弓形臂之间夹设形成一围合空间，所述弓形臂包括第一力臂与连接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂与所述第二力臂的连接处形成滑移端，所述第一力臂于远离所述第二力臂的一侧形成受压端，所述第二力臂于远离所述第一力臂的一侧形成紧固端，所述第一力臂的受压端接受所述压迫组件的压迫并配合所述透明件驱使所述第一力臂与第二力臂生成预应力。
2.如权利要求1所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述压迫组件包括一第一压力条和一第二压力条；
所述第一压力条设置于所述弓形臂的第一力臂的外侧；所述紧固组件的弓形臂的两滑移端抵靠于所述第一压力条；所述弓形臂的两受压端抵靠于所述第二压力条，所述弓形臂的两紧固端抵靠于所述透明件的两侧面；
所述第一压力条和所述第二压力条分别开设有复数个对应的螺栓孔；通过螺栓紧固所述第一压力条与所述第二压力条；所述第二压力条压迫所述弓形臂的两受压端向所述第一压力条方向位移，所述弓形臂的两滑移端发生相互远离的位移，所述弓形臂的两紧固端受到所述透明件的限位，从而驱使所述第一力臂与所述第二力臂生成预应力紧固所述透明件。
3.如权利要求2所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述透明件通过所述围合空间进行一第一方向与一第二方向的位置调整。
4.如权利要求3中所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述透明件包括至少一有机夹层；所述边框包括限位销；所述有机夹层形成与所述限位销配合的限位孔，所述限位销插设于所述限位孔中。
5.如权利要求4中所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述透明件包括间隔布置的一或复数组有机夹层和一或复数组无机玻璃层。
6.如权利要求5中所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，包括复数个所述紧固组件，所述紧固组件相互套设且每一所述紧固组件的紧固端抵靠于对应的一组有机夹层或一组无机玻璃层外。
7.如权利要求4-6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述边框外侧设有密封件。
8.如权利要求4-6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述第二压力条为T型件。
9.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述第一力臂为一短直臂，所述第二力臂为一弧形臂。
10.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述紧固端上结合有压板，且所述压板与所述第二力臂的连接区域向内凹陷形成一压板位置调节区。
11.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述两紧固端与所述透明件之间可涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。
12.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于，所述第二力臂间隔形成复数个溢流槽；所述围合空间内填充有密封胶。
13.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于：所述弓形臂的滑移端呈圆弧面或斜面。
14.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述紧固端形成一由厚至薄的渐变。
15.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于：所述紧固组件的弓形臂的受压端延伸形成有一旋转定位棱，所述第二压力条对应所述紧固组件的所述旋转定位棱形成有旋转定位槽。
16.如权利要求1～6中任一项所述的民航飞机的窗体透明件紧固结构，其特征在于：所述弓形臂的受压端之间通过一弧形变形区连接。
17.一种应用权利要求1～6中任一项的紧固结构对民航飞机的窗体透明件进行紧固的方法。
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