戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)及其緊固方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種戰(zhàn)斗機座艙透明件結(jié)構(gòu)，所述透明件周邊結(jié)合有一預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)的剛性邊框，透明件通過所述預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)邊框緊固于戰(zhàn)斗機機體。在本發(fā)明的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)中，透明件上不再需要開設(shè)螺栓孔，不會破壞透明件自身的內(nèi)應(yīng)力平衡，保持了透明件原有的強度、沒有應(yīng)力薄弱點；通過在座艙透明件周邊生成一圈預(yù)應(yīng)力邊框，從而形成一種具備預(yù)應(yīng)力緩沖功能的座艙透明件與座艙一起的整體受力結(jié)構(gòu)，有效地將座艙透明件承受的壓力差及鳥撞等荷載通過預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)邊框傳遞至機身，保證了座艙結(jié)構(gòu)的完整性與穩(wěn)定性。
【專利說明】戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)及其緊固方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及國防建設(shè)領(lǐng)域中的各類戰(zhàn)斗機等軍用飛機，尤指一種戰(zhàn)斗機座艙透明件的緊固安裝結(jié)構(gòu)及其緊固方法。

【背景技術(shù)】
[0002]戰(zhàn)斗機座艙透明件一般包括固定風(fēng)擋透明件及活動艙蓋透明件，目前將兩者合為一體的整體式座艙蓋也已不鮮見。在當(dāng)前形勢下，軍用飛機已成為一個國家軍事實力的重要體現(xiàn)，而座艙透明件作為戰(zhàn)斗機上重要的光學(xué)結(jié)構(gòu)件必須具備以下多種功能:首先既稱為結(jié)構(gòu)件，必須具有足夠的強度，以承受戰(zhàn)斗機座艙壓力、氣動載荷、機體結(jié)構(gòu)載荷以及飛鳥撞擊荷載等；第二是作為透明觀察窗，必須具有良好的光學(xué)性能，包括透光度、霧度、分辨率、光學(xué)角偏差、光學(xué)畸變、重影、雙目視差、雙折射等多項重要的性能指標(biāo)；第三是必須具有使用可靠性和較長的使用壽命。此外，根據(jù)需要還須具有防彈、防冰去霜及隱身等重要功能，其結(jié)構(gòu)的完整性、安裝的牢固性和使用的穩(wěn)定性與飛行員的生存環(huán)境密切相關(guān)，將直接影響到飛行安全和軍事任務(wù)的完成。
[0003]隨著科技的發(fā)展，作為座艙透明件原材料的航空玻璃，其自身技術(shù)已經(jīng)有了長足的進步，而關(guān)于座艙透明件與機身骨架的緊固安裝結(jié)構(gòu)或者說邊緣連接方式，目前仍主要采用以下幾種形式:螺栓連接、軟連接、純氣密連接、膨脹接頭、U型槽連接和金屬插入件加強等等，或單獨使用、或組合使用。
[0004]其中的螺栓連接即在座艙透明件邊緣開孔并通過螺栓等五金件直接與機身骨架硬連接的方式，優(yōu)點是強度較高、整體性較好，但是通常存在以下缺陷:
[0005]當(dāng)戰(zhàn)斗機處于地面靜止?fàn)顟B(tài)時:
[0006]1、戰(zhàn)斗機生產(chǎn)制造過程對座艙透明件的加工工藝要求較高，一旦座艙透明件的加工尺寸或弧度等出現(xiàn)少許誤差而影響了其與骨架的貼合度；或者在座艙透明件邊緣開設(shè)螺栓孔的中心與骨架上相應(yīng)孔的中心沒有完全對準(zhǔn)；或者在座艙透明件邊緣開設(shè)的螺栓孔存在裂紋、缺口、拋光不好等缺陷，以上情況都會直接導(dǎo)致座艙透明件安裝困難、安裝后存在應(yīng)力集中，且座艙透明件制品的互換性差；
[0007]2、座艙透明件在生產(chǎn)制造及加工過程中或多或少存在一定的缺陷或殘余應(yīng)力，在運輸、倉儲或裝配的過程都可能導(dǎo)致該缺陷或應(yīng)力逐漸放大，若沒有及時發(fā)現(xiàn)并進行有效處理或報廢，一旦座艙透明件產(chǎn)生裂紋會使其抗拉強度和抗沖擊韌性等性能明顯下降，給將來的使用帶來極大的安全隱患；
[0008]3、在座艙透明件邊緣開孔就已經(jīng)破壞了透明件起初的內(nèi)應(yīng)力平衡，螺孔附近成為強度上的薄弱環(huán)節(jié)，再加上可能疊加的加工缺陷與裝配應(yīng)力，透明件上很容易產(chǎn)生裂紋，不但存在隱患而且對維修保養(yǎng)工作也是很嚴(yán)峻的考驗。
[0009]當(dāng)飛機處于空中飛行狀態(tài)時:
[0010]1、座艙外大氣壓力隨飛行高度升高而減小，比如在18000米高空的氣壓大約只有地面的十五分之一，而座艙內(nèi)為滿足飛行員生理需要始終保持一個大氣壓左右；座艙外溫度大致在_60°C?100°C之間變化，座艙內(nèi)則基本維持在20°C左右。座艙透明件在如此劇烈的壓差及溫差條件下，加上氣動荷載、振動以及疲勞荷載等的共同作用下，上述螺孔附近的任何微小殘余應(yīng)力或裝配應(yīng)力，都很容易被擴展為裂紋，甚至裂縫而導(dǎo)致座艙透明件爆破等飛行事故；
[0011]2、因為座艙透明件與機身金屬骨架的熱膨脹系數(shù)是不同的，而且隨溫度變化的規(guī)律也存在很大差異，所以在空中壓差與溫差急劇變化時，除了剛性較大的骨架會限制座艙透明件的橫向變形，導(dǎo)致座艙透明件與骨架連接處的側(cè)向應(yīng)力增大外，兩者的接觸面附近還會出現(xiàn)其他復(fù)雜的應(yīng)力狀態(tài)，時間長了就容易在螺孔等應(yīng)力薄弱處產(chǎn)生疲勞裂紋，直到座艙透明件破壞導(dǎo)致災(zāi)難性的后果；另外層合結(jié)構(gòu)座艙透明件中不同材料的熱膨脹系數(shù)也不盡相同，復(fù)雜條件下內(nèi)外層的變形也不一樣，同樣會對座艙透明件尤其是螺孔附近的應(yīng)力狀態(tài)造成影響甚至破壞；
[0012]3、由于螺栓會傳熱，戰(zhàn)斗機若長時間暴露于高溫下，溫度會從機身通過螺栓和襯套傳到螺栓孔表面而使孔的有效支承面積變小，加之戰(zhàn)斗機使用過程中座艙透明件上螺栓孔的不斷磨損與變形，都對整個結(jié)構(gòu)的強度與穩(wěn)定非常不利。
[0013]4、飛鳥撞擊荷載可以說是座艙透明件最嚴(yán)重的外荷載類型之一，因為座艙透明件與骨架采用螺栓連接處的整體剛性較大，故鳥撞瞬間的沖擊荷載除小部分由座艙透明件吸收外，大部分將由座艙透明件通過螺栓傳遞至機身骨架，因此座艙透明件螺栓孔附近的應(yīng)力將瞬間增大，與上述殘余應(yīng)力、裝配應(yīng)力等疊加后同樣會使座艙透明件產(chǎn)生裂紋，嚴(yán)重時可造成座艙透明件破壞等飛行事故。
[0014]另外，以下為我國航空工業(yè)總公司于一九九六年發(fā)布并實施的航空工業(yè)標(biāo)準(zhǔn)《飛機座艙透明件設(shè)計手冊》HB/Z290-96第6.1.3單元，各種典型邊緣連接件性能匯總:
[0015]表I孔邊距12mm典型結(jié)構(gòu)元件常溫抗拉強度
[0016]
I 丙-1膠丙烯酸膠 1..................................................................................!—_——kg/7.2cm...................................................................kg/7.2cm......................j_破壞' ^^位_
1I2180___2^50___ I 螺栓孔破壞
2I__1870 — J_2240_j 螺栓孔破壞
3j1910L 2340____________ [ 螺栓孔破壞
425202000( 螺栓孔破壞_
52120! 一一 —2300_____] 螺栓孔破壞平均值 I_2120_I_2246_I_
[0017]表2孔邊距15_元件原始狀態(tài)常溫抗拉強度
[0018]I 兩-1膠 I 丙烯酸膠ΓΤΓ?ΓΙ
j kg/7.2cmI____kg/7.2cm______破壞部位_
1j— — 2530 — I2590____| 螺栓孔破壞
22910— 2750_____Γ 螺栓―孔破壞
326702300I 螺栓孔破壞__
—4 —...J2730_._2330_| 螺栓孔破壞
5 [ 2380 2830 | 螺栓孔破壞平均值 I_2644_j_2560_|_
[0019]表3孔邊距12_典型結(jié)構(gòu)元件原始狀態(tài)常溫疲勞壽命
[0020]
丙-1 膠 ~ΓΤΓ?ΤΤ ~丙烯酸膠 ~~
破壞部位ο欠)破壞部位
1346丨邊緣孔處18337邊緣孔處
2427邊緣孔處J1107___; 邊緣孔處
3518: 邊緣孔處:— 14267 一邊緣孔處一 4 '—— — 528.........................................L邊緣孔竺—_—1J_51——J歷苧歷歷些—
5879邊緣孔處25256:雙孔邊緣處斷..............................................1...........................................................................................?...........................................................................................................τ....................--.................................-..........................r...................................................................平均 I 539.6 I12023.6 I
_I_i<
[0021]表4孔邊距12mm典型結(jié)構(gòu)元件經(jīng)80°C X6h熱處理后室溫疲勞壽命
[0022]
丙-1膠 11 丙稀酸膠 ；:(次)；破壞部位:!破壞部位............................1..............................!—......................207__I—單孔邊緣處_________；_______3320___j:g ^JL 咎
2236每?[--緣處:— 558 _:邊緣孔處
3347單』.孔;邊變處:_— 738 _ ；邊緣孔處
4378單孔邊緣處:——ΥΠ》一丄邊緣孔處
5692I 單孔與緣處: 841 _— J瘦緣iL處
6548: 邊緣孔處
7: — 854 ______邊緣孔處
8, _3220 — { 邊緣孔處
9i503: 邊緣孔處
10I_I_I1104I 邊緣孔處
[0023]表5孔邊距15mm典型結(jié)構(gòu)元件原始狀態(tài)室溫疲勞壽命
[0024]
! 丙-1 膠 I ~ΓΤ7Τ~ ~I ~丙烯酸膠 ~I ~ΓΤ?ΓΓ
(次〉I 破壞部(次)破壞部{、/.111440 I _琿片過擇處I9454j 邊緣孔處
2丨9614I 岑―緣^孔處 I___10368___| 邊緣孔處
31782未?T f ^2552: 邊樣孔處.41745未斷停載1984 —邊緣孔處
5I1451I 未斷Jf載3906 — ^ 邊緣孔處
6IIi 1952 I 邊緣孔處....................?.........-...................................-；....................................!....................................................................V"..............7I_I_I 4166I 邊緣孔處
[0025]表6孔邊距15mm典型結(jié)構(gòu)元件經(jīng)80°C X 6h熱處理后室溫疲勞壽命
[0026]
^ 丙- ? 膠~ΓΤΤΤ ~I ~~丙烯酸膠 ? ~~~~7 ~
(次)破壞部位(次)破壞部&
1360 單孔邊緣 11300 未斷停載.......................................:...................................-..............-...............—........2I560j 單孔邊緣丨 12000 ( 未斷停載
3I 550 單孔邊:緣 j 一 ?10000 j 未斷停載.........................4 \........................................................................................................, _ 10530 j 未斷停載
5:■ —7268 — _ ； 未斷停載
615211未斷停載
7I_I_I 14718 I 未斷停載
[0027]表7孔邊距12_典型元件濕熱老化后室溫疲勞壽命
[0028]
I丙烯酸膠(次)丨破壞部位
113277;孔邊緣處
210730孔邊緣處
3丨14394丨孔邊緣處
46976孔邊緣處_5_j_19867_I_孔邊緣處_
[0029]表8典型結(jié)構(gòu)元件原始狀態(tài)及單面受熱，單面受冷的情況下破壞荷載及破壞形式
[0030] //R, ;測試溫度I保溫時間i破壞荷載?ΞΓ7?Γ?Γ
組成；。夂?,:破壞形式
;Cmmkgj
? ■ ； ?>
Ab i原始狀態(tài)常溫拉伸丨/丨W=12JLa丨全部在螺栓處破壞:丨丨 1870?2520 ?
A j試驗件經(jīng)SG C 6h j j j 2170 !全部在螺栓處破壞 b ? 熱處理漫絲性 1.1 1780-2540 1.Λ ^ 1A.丨 2220 ?籪茬運璃±;
Aa 丨 102~104 ^6-7 f 1940~243() ? -件斷在螺栓孔處
- ^'] ――Γ\:"
Ab丨101?)05常溫丨5?7丨22==30丨全部產(chǎn)生縮頸，斷在玻璃上.............1...........................................................-................；.............................................................................1........................................................................................................................Ba ; 98?103常溫丨 6 I?全部產(chǎn)生縮頸，斷在玻璃上
丨丨丨 2140?2630 J
…R.!—QO‘ | 04常嚴(yán)................................1 ―…s s…?............................2414...............................Γξ#斷在螺^^7三再聲生縮.b;丨2丨60~2650丨頸，斷在玻璃上.......................1..................................................................................■1...............................t..............…-..............................................................P"...............…”一一 ——…."""
Ab丨-36—37常溫丨3 j ^2200 |全部在螺栓處破壞
I^^<
Aa j-37?40常溫I 3 ? 1710^300 I全部在螺栓處破壞
Ba ?-37?-41常溫j 3 I n^6^a i全部在螺栓處破壞


21IU?2650 j..R.,s—...,,...■...................................1?....................................2378..................................麗.....Rb ;-38?-41 吊溫' 3 , 2190?2740 j 玻璃上_
[0031]上述座艙透明件各項性能的測試結(jié)果顯示，透明件的破壞部位絕大多數(shù)為邊緣螺栓孔處，而且該標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定的試驗元件與運用于戰(zhàn)斗機上的座艙透明件相比，結(jié)構(gòu)簡單、沒有裝配應(yīng)力，試驗的環(huán)境也遠(yuǎn)不如實際飛行環(huán)境那么復(fù)雜?？梢?，處于實際飛行狀態(tài)中的座艙透明件的各項性能是達不到上述表格中的數(shù)值的，而且是不確定的和難以檢測的，因而在座艙透明件上開孔并通過螺栓與機身骨架連接的方式，對座艙透明件本身乃至整個座艙受力結(jié)構(gòu)的安全性破壞作用是相當(dāng)明顯的。由此可見，現(xiàn)有透明件通過邊緣打孔來安裝的技術(shù)，是制約透明件實現(xiàn)其安全性能的根本問題；反則，以無孔形式的牢固安裝，是成就透明件實現(xiàn)其安全性能的關(guān)鍵技術(shù)貢獻。
[0032]還有關(guān)于座艙透明件材料的選擇，無機玻璃本身具有良好的耐磨性、耐熱性和抗腐蝕性等，通常用于氣動熱及耐磨損要求較高的部位，然而由于無機玻璃屬于脆性材料，很少在整個戰(zhàn)斗機座艙蓋中全部使用；而且在無機玻璃上打孔安裝較困難、對打孔處應(yīng)力集中較敏感，也都限制了其在座艙透明件中的使用。
[0033]而航空有機玻璃雖然近年來發(fā)展較快，性能也有較大提升，但仍難從根本上改變其硬度低、耐磨性差、熱膨脹系數(shù)大、導(dǎo)熱性差、抗老化性能差、防靜電性能差等缺點，其在飛機座艙透明件中的應(yīng)用也受到了一定的限制，某些特殊機型或是關(guān)鍵部位仍無法完全取代無機玻璃。
[0034]近年來一些先進的戰(zhàn)斗機越來越多的采用一體成型全景式流線型座艙蓋玻璃，其優(yōu)點是飛行員的視野更開闊、隱身效果更好，而且更適合快速反應(yīng)與超音速飛行，當(dāng)然隨之而來的缺陷是制造難度大、安裝難度大以及有待改進的光學(xué)畸變與使用壽命問題等等，另外一體成型的艙蓋玻璃一旦存在內(nèi)應(yīng)力或細(xì)小的裂紋，將比多框架結(jié)構(gòu)的玻璃更容易擴散、維護更困難。
[0035]目前世界上戰(zhàn)斗機座艙透明件的緊固結(jié)構(gòu)大致相同，只是在座艙透明件的材質(zhì)及制造工藝上有所改進，座艙透明件與機身骨架的緊固結(jié)構(gòu)并無改變，上述問題依然存在，戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)亦成為困擾相關(guān)技術(shù)人員的一大難題。
[0036]然而隨著時代的進步，軍用飛機在國家軍事實力中的地位越來越重要，如果上述問題沒有合理的解決方案，那么飛機的發(fā)展與進步也將受到影響。針對此類關(guān)系到國家軍事實力的重要問題，目前尚無比較合理的解決方式，而本發(fā)明填補了此領(lǐng)域的空白。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0037]本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)在戰(zhàn)斗機座艙透明件邊緣打孔進行緊固安裝容易產(chǎn)生應(yīng)力集中的缺陷，而提供一種全新的不打孔的座艙透明件緊固安裝結(jié)構(gòu)。
[0038]為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，包括機體以及安裝于所述機體上的座艙透明件；所述座艙透明件周邊結(jié)合有一邊框，所述邊框上形成有配合所述機體的安裝結(jié)構(gòu)，所述邊框包括壓迫組件和緊固組件，通過所述壓迫組件和座艙透明件的配合壓迫所述緊固組件生成預(yù)應(yīng)力進而緊固所述座艙透明件。
[0039]本發(fā)明的進一步改進在于，所述緊固組件包括兩個對稱夾持于所述座艙透明件的弓形臂，兩弓形臂之間夾設(shè)形成一圍合空間，所述弓形臂包括第一力臂與連接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂與所述第二力臂的連接處形成滑移端，所述第一力臂于遠(yuǎn)離所述第二力臂的一側(cè)形成受壓端，所述第二力臂于遠(yuǎn)離所述第一力臂的一側(cè)形成緊固端，所述第一力臂的受壓端接受所述壓迫組件的壓迫并配合所述座艙透明件驅(qū)使所述第一力臂與第二力臂生成預(yù)應(yīng)力。
[0040]本發(fā)明的進一步改進在于，所述壓迫組件包括一第一壓力條和一第二壓力條；
[0041]所述第一壓力條設(shè)置于所述弓形臂的第一力臂的外側(cè)；所述緊固組件的弓形臂的兩滑移端抵靠于所述第一壓力條；所述弓形臂的兩受壓端抵靠于所述第二壓力條，所述弓形臂的兩緊固端抵靠于所述座艙透明件連接部的兩側(cè)面；
[0042]所述第一壓力條和所述第二壓力條分別開設(shè)有復(fù)數(shù)個對應(yīng)的螺栓孔；通過螺栓緊固所述第一壓力條與所述第二壓力條；所述第二壓力條壓迫所述弓形臂的兩受壓端向所述第一壓力條方向位移，所述弓形臂的兩滑移端發(fā)生相互遠(yuǎn)離的位移，所述弓形臂的兩緊固端受到所述座艙透明件的限位，從而驅(qū)使所述第一力臂與所述第二力臂生成預(yù)應(yīng)力緊固所述座艙透明件。
[0043]本發(fā)明的進一步改進在于，所述第一壓力條形成槽形孔，并通過穿設(shè)于所述槽形孔內(nèi)的螺栓與所述第二壓力條緊固，且所述第二壓力條和所述緊固組件通過所述槽形孔沿一第一方向進行位置調(diào)整；
[0044]所述座艙透明件通過所述圍合空間進行一第二方向與一第三方向的位置調(diào)整。
[0045]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件包括一內(nèi)層和結(jié)合于所述內(nèi)層兩側(cè)的外層；所述外層凹陷形成所述連接部。
[0046]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件包括一內(nèi)層和結(jié)合于所述內(nèi)層兩側(cè)的外層；所述內(nèi)層向外延伸形成自所述外層之間凸出的所述連接部。
[0047]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件的表面形成向外凸出的所述連接部。
[0048]本發(fā)明的進一步改進在于，所述第一力臂為一短直臂，所述第二力臂為一弧形臂。
[0049]本發(fā)明的進一步改進在于，所述緊固端上結(jié)合有壓板，且所述壓板與所述第二力臂的連接區(qū)域向內(nèi)凹陷形成一壓板位置調(diào)節(jié)區(qū)。
[0050]本發(fā)明的進一步改進在于，所述兩緊固端與所述座艙透明件之間可涂抹粘結(jié)膠(如UV膠)或夾設(shè)雙面膠(如3M膠)或墊設(shè)緩沖墊(如橡膠片)。
[0051]本發(fā)明的進一步改進在于，所述第二力臂間隔形成復(fù)數(shù)個溢流槽；所述圍合空間內(nèi)填充有密封膠。
[0052]本發(fā)明的進一步改進在于，所述弓形臂的滑移端呈圓弧面或斜面。
[0053]本發(fā)明的進一步改進在于，所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述緊固端形成一由厚至薄的漸變。
[0054]本發(fā)明的進一步改進在于，所述緊固組件的弓形臂的受壓端延伸形成有一旋轉(zhuǎn)定位棱，所述第二壓力條對應(yīng)所述緊固組件的所述旋轉(zhuǎn)定位棱形成有旋轉(zhuǎn)定位槽。
[0055]本發(fā)明的進一步改進在于，所述弓形臂的受壓端之間通過一弧形變形區(qū)連接。
[0056]本發(fā)明由于采用了以上技術(shù)方案，使其具有的有益效果是:
[0057]1.本發(fā)明中座艙透明件通過邊框與機身骨架實施緊固，座艙透明件上不再需要開設(shè)螺栓孔，不會破壞座艙透明件自身的內(nèi)應(yīng)力平衡，保持了座艙透明件原有的強度、沒有應(yīng)力薄弱點，不會產(chǎn)生因為螺栓孔的加工缺陷等而導(dǎo)致的裝配困難以及裝配過程的應(yīng)力集中；在使用過程中也不存在上述應(yīng)力的疊加與擴大。
[0058]2.在本發(fā)明中，座艙透明件以位置可調(diào)的方式緊固于機身骨架，且緊固組件對座艙透明件的生產(chǎn)制造誤差有一定的寬容度，因此使得座艙透明件與骨架的裝配更便捷、避免裝配應(yīng)力的產(chǎn)生，同時可大幅提高座艙透明件制品的裝配互換性。
[0059]3.本發(fā)明通過預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)咬合座艙透明件平面，并在座艙透明件周邊生成了一圈與其合為一體的剛性邊框，并通過該邊框?qū)⒆撏该骷潭ㄓ跈C身骨架，由此形成一種全新的具備預(yù)應(yīng)力緩沖功能的座艙透明件與座艙一起的整體受力結(jié)構(gòu)，有效地將座艙透明件承受的荷載通過預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)傳遞至機身，保證了座艙結(jié)構(gòu)的完整性。
[0060]4、在實際運用當(dāng)中，部分戰(zhàn)斗機座艙透明件邊緣呈圓弧面。在本發(fā)明中，緊固組件第二力臂分裂成多個夾爪，可使緊固組件中的緊固端更貼合于座艙透明件的圓弧面，使緊固組件在不破壞座艙透明件自身內(nèi)應(yīng)力的前提下，更牢固與穩(wěn)定地生成預(yù)應(yīng)力來緊固座艙透明件。
[0061]5、本發(fā)明座艙透明件通過預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)與機身骨架實施緊固，緊固組件選用具有相當(dāng)強度，同時兼具一定彈性與韌性的材料，當(dāng)飛行過程中座艙透明件與機身骨架由于熱膨脹系數(shù)不同而產(chǎn)生不同程度的形變時，可以通過緊固組件自身蘊藏的預(yù)應(yīng)力補償作用進行緩沖，有效化解了兩者之間變形差異產(chǎn)生的破壞力，保持座艙結(jié)構(gòu)的安全與穩(wěn)定。
[0062]6.本發(fā)明中緊固組件選用具有相當(dāng)強度，同時兼具一定彈性與韌性的材料，在飛行過程中，座艙透明件由于受到壓差、溫差、鳥撞等荷載而產(chǎn)生的變形與應(yīng)力變化，均可通過緊固組件自身蘊藏的預(yù)應(yīng)力的釋放與再生成的過程進行緩沖，不僅不會使各種復(fù)雜的應(yīng)力相互疊加，相反能在一定程度起到消除或減小應(yīng)力集中的作用，保持座艙結(jié)構(gòu)的安全與穩(wěn)定。
[0063]7、本發(fā)明對座艙透明件與機身骨架實施緊固的過程，不再需要在座艙透明件上開設(shè)螺栓孔，因此座艙透明件材質(zhì)的選擇將不再受緊固安裝方式的困擾與限制，相信層合無機玻璃等以無機玻璃為主的航空玻璃組成形式在戰(zhàn)斗機座艙透明件中的運用將會越來越廣泛。
[0064]8.本發(fā)明因為具有上述特點，所以一體成型等復(fù)雜的座艙透明件的安裝困難問題也可得到相應(yīng)地解決，同時對座艙透明件穩(wěn)定性的提高、壽命的延長、維修保養(yǎng)強度的降低等都做出了積極的貢獻。
[0065]9.本發(fā)明預(yù)應(yīng)力緊固的實施過程是通過擰緊相關(guān)螺栓來壓迫緊固組件而使其產(chǎn)生預(yù)應(yīng)力，在具體操作時，通過前期的設(shè)計模塊中對各個組件原材料的選擇及幾何形狀的設(shè)計，后期工人只需將相關(guān)螺栓擰緊到位即可得到預(yù)設(shè)的緊固力，無須受到操作力度等不確定因素的影響，大大降低了操作條件和技術(shù)要求。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0066]圖1為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)實施例一的采用整塊座艙透明件結(jié)構(gòu)時的戰(zhàn)斗機整體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0067]圖2為圖1的戰(zhàn)斗機座艙正視圖；
[0068]圖3為圖2的剖面圖；
[0069]圖4為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)實施例一的采用多塊座艙透明件結(jié)構(gòu)時戰(zhàn)斗機整體結(jié)構(gòu)不意圖；
[0070]圖5為圖4的戰(zhàn)斗機座艙正視圖；
[0071]圖6為圖5的剖面圖；
[0072]圖7、圖23、圖29、圖35為圖6中的A區(qū)域多種實施例的局部放大圖；
[0073]圖8為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)實施例一的采用多塊座艙透明件結(jié)構(gòu)時戰(zhàn)斗機座艙側(cè)視圖；
[0074]圖9為圖8的剖面圖；
[0075]圖10、圖24、圖30、圖36為圖9中的B區(qū)域多種實施例的局部放大圖；
[0076]圖11、圖25、圖31、圖37為圖9中的C區(qū)域多種實施例的局部放大圖；
[0077]圖12、圖26、圖32、圖38為圖9中的D區(qū)域多種實施例的局部放大圖；
[0078]圖13為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)的座艙透明件與邊框的整體連接結(jié)構(gòu)立體圖；
[0079]圖14、圖21、圖27、圖33為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)的座艙透明件與邊框的局部連接結(jié)構(gòu)多種實施例的立體圖；
[0080]圖15為圖14的分解圖；
[0081]圖16為本發(fā)明緊固組件的平面示意圖；
[0082]圖17為本發(fā)明緊固組件的立體示意圖；
[0083]圖18為本發(fā)明第二壓力條的立體圖；
[0084]圖19為本發(fā)明緊固組件的弧形變形區(qū)受壓變形示意圖；
[0085]圖20為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)中邊框與座艙透明件緊固過程原理示意圖；
[0086]圖22為圖21的分解圖；
[0087]圖28為圖27的分解圖；
[0088]圖34為圖33的分解圖；
[0089]圖39為本發(fā)明戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)實施例二的戰(zhàn)斗機座艙側(cè)視圖；
[0090]圖40為圖39的剖面圖；
[0091]圖41為圖40中的C區(qū)域的局部放大圖。

【具體實施方式】
[0092]下面結(jié)合具體實施例對本發(fā)明作進一步說明。
[0093]請參見圖1-13，在本發(fā)明的第一較佳實施例中，本發(fā)明的一種戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，包括機體I以及安裝于機體I上的座艙透明件2 ;座艙透明件2周邊結(jié)合有一邊框3。邊框3上形成有配合機體I的安裝結(jié)構(gòu)，邊框3包括壓迫組件31和緊固組件32，通過壓迫組件31和座艙透明件2的配合壓迫緊固組件32生成預(yù)應(yīng)力進而緊固座艙透明件2。其中戰(zhàn)斗機可采用如圖1所示的采用整塊座艙透明件2的結(jié)構(gòu)；也可采用如圖8所示的采用多塊座艙透明件2的結(jié)構(gòu)。請參閱圖14-17，為便于描述現(xiàn)在該實施例中作以下定義:以圖14、15中座艙透明件2的水平安裝方向作為X軸方向，以座艙透明件2的厚度方向作為Y軸方向，以座艙透明件2的垂直安裝方向作為Z軸方向，且X軸垂直于所述Y軸，Z軸垂直于X軸與Y軸構(gòu)成的平面；其中:
[0094]緊固組件32包括兩個對稱夾持于座艙透明件2的弓形臂321，其材料應(yīng)選用具有相當(dāng)強度，同時兼具一定彈性與韌性的材料，如金屬、工程塑料、高分子材料等；兩弓形臂321之間夾設(shè)形成一圍合空間320，弓形臂321包括第一力臂3211與連接第一力臂3211的第二力臂3212，第一力臂3211與第二力臂3212的連接處形成一滑移端3213，該滑移端
3213呈圓弧面或斜面可以在保證在滑移過程中產(chǎn)生的阻力更??；第一力臂3211于遠(yuǎn)離第二力臂3212的一側(cè)形成受壓端3214，受壓端3214延伸形成有旋轉(zhuǎn)定位棱3217 ;第二力臂3212于遠(yuǎn)離第一力臂3211的一側(cè)形成緊固端3215，緊固端3215上結(jié)合有壓板3216，且壓板3216與第二力臂3212的連接區(qū)域向內(nèi)凹陷形成一壓板位置調(diào)節(jié)區(qū)3218，通過該壓板位置調(diào)節(jié)區(qū)3218可在緊固過程中實現(xiàn)壓板3216微小的自身位置調(diào)節(jié)，以使其更平整地貼附座艙透明件2，第一力臂3211的受壓端3214接受壓迫組件31的壓迫并配合座艙透明件2驅(qū)使第一力臂3211與第二力臂3212生成預(yù)應(yīng)力。在本實施例中第一力臂3211為一短直臂，第二力臂3212為一弧形臂，且第二力臂3212的厚度自滑移端3213至緊固端3215形成一由厚至薄的漸變，該種結(jié)構(gòu)可以保證整個弧形臂充分和均勻形變，不易折斷。兩弓形臂321在兩受壓端3214之間通過設(shè)置一弧形變形區(qū)3219進行連接，當(dāng)?shù)谝涣Ρ?211的受壓端3214受壓時，弧形變形區(qū)3219自弧形被壓迫可拉伸延展，弧形變形區(qū)3219的受壓變形過程請參閱圖19 ;弧形變形區(qū)3219的設(shè)計保證了緊固組件32具有一定的延展空間；緊固組件32的兩受壓端3214之間配合形成有復(fù)數(shù)個螺栓孔。兩緊固端3215與座艙透明件2之間可涂抹粘結(jié)膠(如UV膠)或夾設(shè)雙面膠(如3M膠)或墊設(shè)緩沖墊(如橡膠片)。第二力臂3212間隔形成復(fù)數(shù)個溢流槽32121，溢流槽32121的采用起到了緊固組件32夾合時多余未凝固密封膠溢出作用和防止了密封膠在凝固過程中的膨脹或收縮對緊固組件32產(chǎn)生的預(yù)應(yīng)力的影響，確保緊固組件32與座艙透明件2之間的預(yù)應(yīng)力緊固和同時實現(xiàn)密封。
[0095]請參閱圖14、15、17，壓迫組件31包括一第一壓力條311和一第二壓力條312 ;第二壓力條312的表面中部配合旋轉(zhuǎn)定位棱3217設(shè)置了兩條通長的旋轉(zhuǎn)定位槽3121，該旋轉(zhuǎn)定位槽3121的半徑等于或略大于旋轉(zhuǎn)定位棱3217的半徑，這樣當(dāng)整個透明件緊固結(jié)構(gòu)分別處于預(yù)緊固與緊固狀態(tài)時，旋轉(zhuǎn)定位棱3217可以有效地在旋轉(zhuǎn)定位槽3121內(nèi)定位與進行轉(zhuǎn)動，兩滑移端3213才會在第一壓力條表面僅沿座艙透明件2厚度方向位移。
[0096]第一壓力條311設(shè)置于弓形臂321的第一力臂3211的外側(cè)；緊固組件32的弓形臂321的兩滑移端3213抵靠于第一壓力條311 ;弓形臂321的兩受壓端3214抵靠于第二壓力條312，弓形臂321的兩緊固端3215抵靠于座艙透明件2連接部的兩側(cè)面。
[0097]第一壓力條311和第二壓力條312分別開設(shè)有復(fù)數(shù)個對應(yīng)的螺栓孔；通過螺栓緊固第一壓力條311與第二壓力條312 ;第二壓力條312壓迫弓形臂321的兩受壓端3214向第一壓力條311方向位移，弓形臂321的兩滑移端3213發(fā)生相互遠(yuǎn)離的位移，弓形臂321的兩緊固端3215受到座艙透明件2的限位，從而驅(qū)使第一力臂3211與第二力臂3212生成預(yù)應(yīng)力緊固座艙透明件2。
[0098]其中第一壓力條311形成槽形孔3111，并通過穿設(shè)于槽形孔3111內(nèi)的螺栓與第二壓力條312緊固，且第二壓力條312和緊固組件32通過槽形孔3111沿Y軸方向進行位置調(diào)整；座艙透明件2通過圍合空間320進行X軸方向與Z軸方向的位置調(diào)整。且第一壓力條311形成壓迫端3112，壓迫端3112的兩側(cè)形成連接端3113，本實施例中連接端3113為配合機體I的安裝結(jié)構(gòu)，第一壓力條311通過連接端3113固定于機體I,安裝結(jié)構(gòu)也可采用其他連接結(jié)構(gòu)。
[0099]另外，在第二力臂3212、座艙透明件2以及第二壓力條312之間的空隙內(nèi)填充密封膠，從而實現(xiàn)更為穩(wěn)定的緊固；由于在第二力臂3212上開設(shè)溢流槽32121，溢流槽32121的采用起到了緊固組件32夾合時多余未凝固密封膠溢出作用和防止了密封膠在凝固過程中的膨脹或收縮對緊固組件32產(chǎn)生的預(yù)應(yīng)力的影響。
[0100]請參閱圖7、14-15，當(dāng)裝配座艙透明件2時，將第二壓力條312置于緊固組件32的圍合空間320內(nèi)并將旋轉(zhuǎn)定位槽3121與旋轉(zhuǎn)定位棱3217配合，然后在圍合空間320內(nèi)填充密封膠并將緊固組件32的第一力臂3211設(shè)置于第一壓力條311上，弓形臂321的兩緊固端3215抵靠于座艙透明件2連接部的兩側(cè)面；再將第一壓力條311設(shè)置于第一力臂3211的外側(cè)；弓形臂321的兩滑移端3213抵靠于第一壓力條311，弓形臂321的兩受壓端3214抵靠于第二壓力條312的外側(cè)表面，通過依次貫穿于第一壓力條、緊固組件32和第二壓力條311的螺栓孔的螺栓進行預(yù)緊，第二壓力條312和緊固組件32通過槽形孔3111沿Y軸方向進行位置調(diào)整；座艙透明件2通過圍合空間320進行X軸方向與Z軸方向的位置調(diào)整，待座艙透明件2的位置調(diào)整到位后，通過該螺栓緊固第一壓力條311和第二壓力條312至完成緊固。
[0101]下面配合圖19來進一步說明整個緊固過程的工作原理，弓形臂321的兩受壓端3214在第二壓力條312的壓迫作用下向第一壓力條311方向位移，通過旋轉(zhuǎn)定位棱3217與旋轉(zhuǎn)定位槽3121的配合保證了受壓端3214在移動過程中僅沿Z軸方向位移，兩個弓形臂321受壓端3214之間的距離在緊固過程中是可控(不變)的，同時兩滑移端3213抵靠于第一壓力條311的內(nèi)側(cè)表面發(fā)生相互遠(yuǎn)離的位移，而兩緊固端3215沿發(fā)生相互靠近的位移直至抵靠于座艙透明件2的側(cè)面，因此兩緊固端3215的壓板3216間的距離也是可控的，其在座艙透明件2上的緊固位置點也是可控的；進一步壓迫兩受壓端3214向第一壓力條311方向位移，進而驅(qū)使兩滑移端3213繼續(xù)相互遠(yuǎn)離，而兩緊固端3215此時抵靠于座艙透明件2的側(cè)面并由此受到限位，第一力臂3211及第二力臂3212由此發(fā)生形變并生成預(yù)應(yīng)力，至此具有穩(wěn)定預(yù)應(yīng)力結(jié)構(gòu)的座艙透明件2與邊框3達到緊固狀態(tài)，座艙透明件2獲得緊固。同樣的，當(dāng)預(yù)應(yīng)力需要解除時，只要將相應(yīng)螺栓松開，弓形臂321的形變會恢復(fù)到之前未緊固狀態(tài)，此時預(yù)應(yīng)力自動消失，整個戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)的部件都是無損耗的和可重復(fù)使用的，不僅節(jié)約了成本，同時也非常環(huán)保。
[0102]在本實施例中,座艙透明件2為夾層結(jié)構(gòu),包括一內(nèi)層21和結(jié)合于內(nèi)層兩側(cè)的外層22 ;外層22形成凹陷部且外層22邊緣與內(nèi)層21平齊，緊固端3215貼合于凹陷部上，此時凹陷部為座艙透明件2的連接部，即外層凹陷形成連接部。
[0103]外層22也可不形成凹陷部，緊固端3215直接與外層22外表面緊密貼合，此時連接部為座艙透明件2邊緣，座艙透明件2與邊框3的連接結(jié)構(gòu)請參閱圖21-26。
[0104]或者，內(nèi)層21向外延伸形成自外層22之間凸出的連接部；緊固端3215緊密貼合于內(nèi)層21凸出外層22的兩側(cè)面；座艙透明件2與邊框3的連接結(jié)構(gòu)請參閱圖27-32。
[0105]另外，座艙透明件2的表面也可拼貼向外凸出的連接部，在本實施例中外層22拼貼向外凸出的該連接部，緊固端3215緊密貼合于連接部的兩側(cè)面，此時，座艙透明件2與邊框3的連接結(jié)構(gòu)請參閱圖33-38。
[0106]請參閱圖39?41，在本發(fā)明的第二較佳實施例中，本發(fā)明的一種戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)為單塊座艙透明件2的結(jié)構(gòu)，其主要結(jié)構(gòu)與第一實施例相同，區(qū)別在于:座艙透明件2內(nèi)側(cè)還拼貼有復(fù)數(shù)個沿座艙透明件2曲面線排布于同一平面內(nèi)的加強肋條23 ;加強肋條23的第一端貼合座艙透明件2內(nèi)表面；加強肋條23的第二端形成凸條231并通過邊框3相互緊固。
[0107]以上結(jié)合附圖實施例對本發(fā)明進行了詳細(xì)說明，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員可根據(jù)上述說明對本發(fā)明做出種種變化例。因而，實施例中的某些細(xì)節(jié)不應(yīng)構(gòu)成對本發(fā)明的限定，本發(fā)明將以所附權(quán)利要求書界定的范圍作為本發(fā)明的保護范圍。
【權(quán)利要求】
1.一種戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，包括機體以及安裝于所述機體上的座艙透明件；其特征在于，所述座艙透明件周邊結(jié)合有一邊框，所述邊框上形成有配合所述機體的安裝結(jié)構(gòu)，所述邊框包括壓迫組件和緊固組件，通過所述壓迫組件和座艙透明件的配合壓迫所述緊固組件生成預(yù)應(yīng)力進而緊固所述座艙透明件。
2.如權(quán)利要求1所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述緊固組件包括兩個對稱夾持于所述座艙透明件的弓形臂，兩弓形臂之間夾設(shè)形成一圍合空間，所述弓形臂包括第一力臂與連接所述第一力臂的第二力臂，所述第一力臂與所述第二力臂的連接處形成滑移端，所述第一力臂于遠(yuǎn)離所述第二力臂的一側(cè)形成受壓端，所述第二力臂于遠(yuǎn)離所述第一力臂的一側(cè)形成緊固端，所述第一力臂的受壓端接受所述壓迫組件的壓迫并配合所述座艙透明件驅(qū)使所述第一力臂與第二力臂生成預(yù)應(yīng)力。
3.如權(quán)利要求2所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述壓迫組件包括一第一壓力條和一第二壓力條； 所述第一壓力條設(shè)置于所述弓形臂的第一力臂的外側(cè)；所述緊固組件的弓形臂的兩滑移端抵靠于所述第一壓力條；所述弓形臂的兩受壓端抵靠于所述第二壓力條，所述弓形臂的兩緊固端抵靠于所述座艙透明件連接部的兩側(cè)面； 所述第一壓力條和所述第二壓力條分別開設(shè)有復(fù)數(shù)個對應(yīng)的螺栓孔；通過螺栓緊固所述第一壓力條與所述第二壓力條；所述第二壓力條壓迫所述弓形臂的兩受壓端向所述第一壓力條方向位移，所述弓形臂的兩滑移端發(fā)生相互遠(yuǎn)離的位移，所述弓形臂的兩緊固端受到所述座艙透明件的限位，從而驅(qū)使所述第一力臂與所述第二力臂生成預(yù)應(yīng)力緊固所述座艙透明件。
4.如權(quán)利要求3所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第一壓力條形成槽形孔，并通過穿設(shè)于所述槽形孔內(nèi)的螺栓與所述第二壓力條緊固，且所述第二壓力條和所述緊固組件通過所述槽形孔沿一第一方向進行位置調(diào)整； 所述座艙透明件通過所述圍合空間進行一第二方向與一第三方向的位置調(diào)整。
5.如權(quán)利要求4中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述座艙透明件包括一內(nèi)層和結(jié)合于所述內(nèi)層兩側(cè)的外層；所述外層凹陷形成所述連接部。
6.如權(quán)利要求4中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述座艙透明件包括一內(nèi)層和結(jié)合于所述內(nèi)層兩側(cè)的外層；所述內(nèi)層向外延伸形成自所述外層之間凸出的所述連接部。
7.如權(quán)利要求4中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述座艙透明件的表面形成向外凸出的所述連接部。
8.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第一力臂為一短直臂，所述第二力臂為一弧形臂。
9.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述緊固端上結(jié)合有壓板，且所述壓板與所述第二力臂的連接區(qū)域向內(nèi)凹陷形成一壓板位置調(diào)節(jié)區(qū)。
10.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述兩緊固端與所述座艙透明件之間涂抹粘結(jié)膠、夾設(shè)雙面膠或墊設(shè)緩沖墊。
11.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第二力臂間隔形成復(fù)數(shù)個溢流槽；所述圍合空間內(nèi)填充有密封膠。
12.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述弓形臂的滑移端呈圓弧面或斜面。
13.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于所述第二力臂的厚度自所述滑移端至所述緊固端形成一由厚至薄的漸變。
14.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述緊固組件的弓形臂的受壓端延伸形成有一旋轉(zhuǎn)定位棱，所述第二壓力條對應(yīng)所述緊固組件的所述旋轉(zhuǎn)定位棱形成有旋轉(zhuǎn)定位槽。
15.如權(quán)利要求2?7中任一項所述的戰(zhàn)斗機座艙透明件緊固結(jié)構(gòu)，其特征在于:所述弓形臂的受壓端之間通過一弧形變形區(qū)連接。
16.—種應(yīng)用如權(quán)利要求1?7中任一項緊固結(jié)構(gòu)對戰(zhàn)斗機座艙透明件進行緊固的方法。
【文檔編號】E06B3/06GK104165017SQ201310207118
【公開日】2014年11月26日 申請日期:2013年5月16日 優(yōu)先權(quán)日:2013年5月16日
【發(fā)明者】謝曉斌, 鄒彤, 李震, 謝雋永 申請人:一禾科技發(fā)展（上海）有限公司