CN104165017B - 战斗机座舱透明件紧固结构及其紧固方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种战斗机座舱透明件结构，所述透明件周边结合有一预应力结构的刚性边框，透明件通过所述预应力结构边框紧固于战斗机机体。在本发明的战斗机座舱透明件紧固结构中，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；通过在座舱透明件周边生成一圈预应力边框，从而形成一种具备预应力缓冲功能的座舱透明件与座舱一起的整体受力结构，有效地将座舱透明件承受的压力差及鸟撞等荷载通过预应力结构边框传递至机身，保证了座舱结构的完整性与稳定性。

Description

战斗机座舱透明件紧固结构及其紧固方法

技术领域

本发明涉及国防建设领域中的各类战斗机等军用飞机，尤指一种战斗机座舱透明件的紧固安装结构及其紧固方法。

背景技术

战斗机座舱透明件一般包括固定风挡透明件及活动舱盖透明件，目前将两者合为一体的整体式座舱盖也已不鲜见。在当前形势下，军用飞机已成为一个国家军事实力的重要体现，而座舱透明件作为战斗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，以承受战斗机座舱压力、气动载荷、机体结构载荷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。此外，根据需要还须具有防弹、防冰去霜及隐身等重要功能，其结构的完整性、安装的牢固性和使用的稳定性与飞行员的生存环境密切相关，将直接影响到飞行安全和军事任务的完成。

随着科技的发展，作为座舱透明件原材料的航空玻璃，其自身技术已经有了长足的进步，而关于座舱透明件与机身骨架的紧固安装结构或者说边缘连接方式，目前仍主要采用以下几种形式：螺栓连接、软连接、纯气密连接、膨胀接头、U型槽连接和金属插入件加强等等，或单独使用、或组合使用。

其中的螺栓连接即在座舱透明件边缘开孔并通过螺栓等五金件直接与机身骨架硬连接的方式，优点是强度较高、整体性较好，但是通常存在以下缺陷：

当战斗机处于地面静止状态时：

1、战斗机生产制造过程对座舱透明件的加工工艺要求较高，一旦座舱透明件的加工尺寸或弧度等出现少许误差而影响了其与骨架的贴合度；或者在座舱透明件边缘开设螺栓孔的中心与骨架上相应孔的中心没有完全对准；或者在座舱透明件边缘开设的螺栓孔存在裂纹、缺口、抛光不好等缺陷，以上情况都会直接导致座舱透明件安装困难、安装后存在应力集中，且座舱透明件制品的互换性差；

2、座舱透明件在生产制造及加工过程中或多或少存在一定的缺陷或残余应力，在运输、仓储或装配的过程都可能导致该缺陷或应力逐渐放大，若没有及时发现并进行有效处理或报废，一旦座舱透明件产生裂纹会使其抗拉强度和抗冲击韧性等性能明显下降，给将来的使用带来极大的安全隐患；

3、在座舱透明件边缘开孔就已经破坏了透明件起初的内应力平衡，螺孔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，透明件上很容易产生裂纹，不但存在隐患而且对维修保养工作也是很严峻的考验。

当飞机处于空中飞行状态时：

1、座舱外大气压力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，而座舱内为满足飞行员生理需要始终保持一个大气压左右；座舱外温度大致在-60℃～100℃之间变化，座舱内则基本维持在20℃左右。座舱透明件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的共同作用下，上述螺孔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，甚至裂缝而导致座舱透明件爆破等飞行事故；

2、因为座舱透明件与机身金属骨架的热膨胀系数是不同的，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急剧变化时，除了刚性较大的骨架会限制座舱透明件的横向变形，导致座舱透明件与骨架连接处的侧向应力增大外，两者的接触面附近还会出现其他复杂的应力状态，时间长了就容易在螺孔等应力薄弱处产生疲劳裂纹，直到座舱透明件破坏导致灾难性的后果；另外层合结构座舱透明件中不同材料的热膨胀系数也不尽相同，复杂条件下内外层的变形也不一样，同样会对座舱透明件尤其是螺孔附近的应力状态造成影响甚至破坏；

3、由于螺栓会传热，战斗机若长时间暴露于高温下，温度会从机身通过螺栓和衬套传到螺栓孔表面而使孔的有效支承面积变小，加之战斗机使用过程中座舱透明件上螺栓孔的不断磨损与变形，都对整个结构的强度与稳定非常不利。

4、飞鸟撞击荷载可以说是座舱透明件最严重的外荷载类型之一，因为座舱透明件与骨架采用螺栓连接处的整体刚性较大，故鸟撞瞬间的冲击荷载除小部分由座舱透明件吸收外，大部分将由座舱透明件通过螺栓传递至机身骨架，因此座舱透明件螺栓孔附近的应力将瞬间增大，与上述残余应力、装配应力等叠加后同样会使座舱透明件产生裂纹，严重时可造成座舱透明件破坏等飞行事故。

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

上述座舱透明件各项性能的测试结果显示，透明件的破坏部位绝大多数为边缘螺栓孔处，而且该标准规定的试验元件与运用于战斗机上的座舱透明件相比，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座舱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，因而在座舱透明件上开孔并通过螺栓与机身骨架连接的方式，对座舱透明件本身乃至整个座舱受力结构的安全性破坏作用是相当明显的。由此可见，现有透明件通过边缘打孔来安装的技术，是制约透明件实现其安全性能的根本问题；反则，以无孔形式的牢固安装，是成就透明件实现其安全性能的关键技术贡献。

还有关于座舱透明件材料的选择，无机玻璃本身具有良好的耐磨性、耐热性和抗腐蚀性等，通常用于气动热及耐磨损要求较高的部位，然而由于无机玻璃属于脆性材料，很少在整个战斗机座舱盖中全部使用；而且在无机玻璃上打孔安装较困难、对打孔处应力集中较敏感，也都限制了其在座舱透明件中的使用。

而航空有机玻璃虽然近年来发展较快，性能也有较大提升，但仍难从根本上改变其硬度低、耐磨性差、热膨胀系数大、导热性差、抗老化性能差、防静电性能差等缺点，其在飞机座舱透明件中的应用也受到了一定的限制，某些特殊机型或是关键部位仍无法完全取代无机玻璃。

近年来一些先进的战斗机越来越多的采用一体成型全景式流线型座舱盖玻璃，其优点是飞行员的视野更开阔、隐身效果更好，而且更适合快速反应与超音速飞行，当然随之而来的缺陷是制造难度大、安装难度大以及有待改进的光学畸变与使用寿命问题等等，另外一体成型的舱盖玻璃一旦存在内应力或细小的裂纹，将比多框架结构的玻璃更容易扩散、维护更困难。

目前世界上战斗机座舱透明件的紧固结构大致相同，只是在座舱透明件的材质及制造工艺上有所改进，座舱透明件与机身骨架的紧固结构并无改变，上述问题依然存在，战斗机座舱透明件紧固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，军用飞机在国家军事实力中的地位越来越重要，如果上述问题没有合理的解决方案，那么飞机的发展与进步也将受到影响。针对此类关系到国家军事实力的重要问题，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在战斗机座舱透明件边缘打孔进行紧固安装容易产生应力集中的缺陷，而提供一种全新的不打孔的座舱透明件紧固安装结构。

为解决上述技术问题，本发明公开了一种战斗机座舱透明件紧固结构，包括机体以及安装于所述机体上的座舱透明件；所述座舱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，通过所述压迫组件和座舱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座舱透明件。

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座舱透明件的弓形臂，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座舱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座舱透明件连接部的两侧面；

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座舱透明件的限位，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座舱透明件。

本发明的进一步改进在于，所述第一压力条形成槽形孔，并通过穿设于所述槽形孔内的螺栓与所述第二压力条紧固，且所述第二压力条和所述紧固组件通过所述槽形孔沿一第一方向进行位置调整；

所述座舱透明件通过所述围合空间进行一第二方向与一第三方向的位置调整。

本发明的进一步改进在于，所述座舱透明件包括一内层和结合于所述内层两侧的外层；所述外层凹陷形成所述连接部。

本发明的进一步改进在于，所述座舱透明件包括一内层和结合于所述内层两侧的外层；所述内层向外延伸形成自所述外层之间凸出的所述连接部。

本发明的进一步改进在于，所述座舱透明件的表面形成向外凸出的所述连接部。

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座舱透明件之间可涂抹粘结胶(如UV胶)或夹设双面胶(如3M胶)或垫设缓冲垫(如橡胶片)。

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.本发明中座舱透明件通过边框与机身骨架实施紧固，座舱透明件上不再需要开设螺栓孔，不会破坏座舱透明件自身的内应力平衡，保持了座舱透明件原有的强度、没有应力薄弱点，不会产生因为螺栓孔的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，座舱透明件以位置可调的方式紧固于机身骨架，且紧固组件对座舱透明件的生产制造误差有一定的宽容度，因此使得座舱透明件与骨架的装配更便捷、避免装配应力的产生，同时可大幅提高座舱透明件制品的装配互换性。

3.本发明通过预应力结构咬合座舱透明件平面，并在座舱透明件周边生成了一圈与其合为一体的刚性边框，并通过该边框将座舱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座舱透明件与座舱一起的整体受力结构，有效地将座舱透明件承受的荷载通过预应力结构传递至机身，保证了座舱结构的完整性。

4、在实际运用当中，部分战斗机座舱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座舱透明件的圆弧面，使紧固组件在不破坏座舱透明件自身内应力的前提下，更牢固与稳定地生成预应力来紧固座舱透明件。

5、本发明座舱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，当飞行过程中座舱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，保持座舱结构的安全与稳定。

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，座舱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，保持座舱结构的安全与稳定。

7、本发明对座舱透明件与机身骨架实施紧固的过程，不再需要在座舱透明件上开设螺栓孔，因此座舱透明件材质的选择将不再受紧固安装方式的困扰与限制，相信层合无机玻璃等以无机玻璃为主的航空玻璃组成形式在战斗机座舱透明件中的运用将会越来越广泛。

8.本发明因为具有上述特点，所以一体成型等复杂的座舱透明件的安装困难问题也可得到相应地解决，同时对座舱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。

附图说明

图1为本发明战斗机座舱透明件紧固结构实施例一的采用整块座舱透明件结构时的战斗机整体结构示意图；

图2为图1的战斗机座舱正视图；

图3为图2的剖面图；

图4为本发明战斗机座舱透明件紧固结构实施例一的采用多块座舱透明件结构时战斗机整体结构示意图；

图5为图4的战斗机座舱正视图；

图6为图5的剖面图；

图7、图23、图29、图35为图6中的A区域多种实施例的局部放大图；

图8为本发明战斗机座舱透明件紧固结构实施例一的采用多块座舱透明件结构时战斗机座舱侧视图；

图9为图8的剖面图；

图10、图24、图30、图36为图9中的B区域多种实施例的局部放大图；

图11、图25、图31、图37为图9中的C区域多种实施例的局部放大图；

图12、图26、图32、图38为图9中的D区域多种实施例的局部放大图；

图13为本发明战斗机座舱透明件紧固结构的座舱透明件与边框的整体连接结构立体图；

图14、图21、图27、图33为本发明战斗机座舱透明件紧固结构的座舱透明件与边框的局部连接结构多种实施例的立体图；

图15为图14的分解图；

图16为本发明紧固组件的平面示意图；

图17为本发明紧固组件的立体示意图；

图18为本发明第二压力条的立体图；

图19为本发明紧固组件的弧形变形区受压变形示意图；

图20为本发明战斗机座舱透明件紧固结构中边框与座舱透明件紧固过程原理示意图；

图22为图21的分解图；

图28为图27的分解图；

图34为图33的分解图；

图39为本发明战斗机座舱透明件紧固结构实施例二的战斗机座舱侧视图；

图40为图39的剖面图；

图41为图40中的C区域的局部放大图。

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1-13，在本发明的第一较佳实施例中，本发明的一种战斗机座舱透明件紧固结构，包括机体1以及安装于机体1上的座舱透明件2；座舱透明件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，通过压迫组件31和座舱透明件2的配合压迫紧固组件32生成预应力进而紧固座舱透明件2。其中战斗机可采用如图1所示的采用整块座舱透明件2的结构；也可采用如图8所示的采用多块座舱透明件2的结构。请参阅图14-17，为便于描述现在该实施例中作以下定义：以图14、15中座舱透明件2的水平安装方向作为X轴方向，以座舱透明件2的厚度方向作为Y轴方向，以座舱透明件2的垂直安装方向作为Z轴方向，且X轴垂直于所述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座舱透明件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座舱透明件2，第一力臂3211的受压端3214接受压迫组件31的压迫并配合座舱透明件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19；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与座舱透明件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32121，溢流槽32121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与座舱透明件2之间的预应力紧固和同时实现密封。

请参阅图14、15、17，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座舱透明件2厚度方向位移。

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抵靠于座舱透明件2连接部的两侧面。

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受到座舱透明件2的限位，从而驱使第一力臂3211与第二力臂3212生成预应力紧固座舱透明件2。

其中第一压力条311形成槽形孔3111，并通过穿设于槽形孔3111内的螺栓与第二压力条312紧固，且第二压力条312和紧固组件32通过槽形孔3111沿Y轴方向进行位置调整；座舱透明件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3112，压迫端3112的两侧形成连接端3113，本实施例中连接端3113为配合机体1的安装结构，第一压力条311通过连接端3113固定于机体1，安装结构也可采用其他连接结构。

另外，在第二力臂3212、座舱透明件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；由于在第二力臂3212上开设溢流槽32121，溢流槽32121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。

请参阅图7、14-15，当装配座舱透明件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内填充密封胶并将紧固组件32的第一力臂3211设置于第一压力条311上，弓形臂321的两紧固端3215抵靠于座舱透明件2连接部的两侧面；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、紧固组件32和第二压力条311的螺栓孔的螺栓进行预紧，第二压力条312和紧固组件32通过槽形孔3111沿Y轴方向进行位置调整；座舱透明件2通过围合空间320进行X轴方向与Z轴方向的位置调整，待座舱透明件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19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Z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座舱透明件2的侧面，因此两紧固端3215的压板3216间的距离也是可控的，其在座舱透明件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此时抵靠于座舱透明件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座舱透明件2与边框3达到紧固状态，座舱透明件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，整个战斗机座舱透明件紧固结构的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。

在本实施例中，座舱透明件2为夹层结构，包括一内层21和结合于内层两侧的外层22；外层22形成凹陷部且外层22边缘与内层21平齐，紧固端3215贴合于凹陷部上，此时凹陷部为座舱透明件2的连接部，即外层凹陷形成连接部。

外层22也可不形成凹陷部，紧固端3215直接与外层22外表面紧密贴合，此时连接部为座舱透明件2边缘，座舱透明件2与边框3的连接结构请参阅图21-26。

或者，内层21向外延伸形成自外层22之间凸出的连接部；紧固端3215紧密贴合于内层21凸出外层22的两侧面；座舱透明件2与边框3的连接结构请参阅图27-32。

另外，座舱透明件2的表面也可拼贴向外凸出的连接部，在本实施例中外层22拼贴向外凸出的该连接部，紧固端3215紧密贴合于连接部的两侧面，此时，座舱透明件2与边框3的连接结构请参阅图33-38。

请参阅图39～41，在本发明的第二较佳实施例中，本发明的一种战斗机座舱透明件紧固结构为单块座舱透明件2的结构，其主要结构与第一实施例相同，区别在于：座舱透明件2内侧还拼贴有复数个沿座舱透明件2曲面线排布于同一平面内的加强肋条23；加强肋条23的第一端贴合座舱透明件2内表面；加强肋条23的第二端形成凸条231并通过边框3相互紧固。

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 (15)

1.一种战斗机座舱透明件紧固结构，包括机体以及安装于所述机体上的座舱透明件；其特征在于，所述座舱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，所述压迫组件配合座舱透明件压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述座舱透明件；

所述紧固组件包括两个对称夹持于所述座舱透明件的弓形臂，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座舱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所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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座舱透明件连接部的两侧面；

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座舱透明件的限位，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座舱透明件。

3.如权利要求2所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于，所述第一压力条形成槽形孔，并通过穿设于所述槽形孔内的螺栓与所述第二压力条紧固，且所述第二压力条和所述紧固组件通过所述槽形孔沿一第一方向进行位置调整；

所述座舱透明件通过所述围合空间进行一第二方向与一第三方向的位置调整。

4.如权利要求3所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于，所述座舱透明件包括一内层和结合于所述内层两侧的外层；所述外层凹陷形成所述连接部。

5.如权利要求3所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于，所述座舱透明件包括一内层和结合于所述内层两侧的外层；所述内层向外延伸形成自所述外层之间凸出的所述连接部。

6.如权利要求3所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于，所述座舱透明件的表面形成向外凸出的所述连接部。

7.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

8.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

9.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于，所述两紧固端与所述座舱透明件之间涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。

10.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

11.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，其特征在于：所述弓形臂的滑移端呈圆弧面或斜面。

12.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

13.如权利要求2至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

14.如权利要求1至6中任一项所述的战斗机座舱透明件紧固结构，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。

15.一种应用如权利要求1至6中任一项紧固结构对战斗机座舱透明件进行紧固的方法。