本實用新型屬于飛機結構設計領域，涉及一種夾層結構機身整體共固化舷窗開口加強結構。

背景技術：

常規(guī)夾層結構機身的舷窗開口加強采用蜂窩收口，局部增加加強鋪層的方式，這種方式可以將機身開口處剪力向機身蒙皮擴散，但蜂窩收口區(qū)域機身的剛度變化較大，舷窗容易漏氣。還有一種常規(guī)的加強方式是在蜂窩收口處增加一個窗框加強件，與機身采用緊固件連接，這種加強方式可以增加機身開口處的剛度，但增加了零件及裝配工作量，復合材料緊固件的連接影響飛機疲勞壽命。

技術實現要素：

本實用新型的目的是：提出一種夾層結構機身整體共固化舷窗開口加強結構。

本實用新型的技術方案是：一種整體共固化舷窗開口加強結構，包括加強件1、內面板2、外面板3，夾層結構機身5，加強件1為環(huán)形，加強件1和內面板2、外面板3與夾層結構機身5共固化為一整體開口加強結構。

上述加強件1的剖面為C字形或Z字形，加強件1采用拼接膠4與機身蜂窩拼接。

有益效果：該設計方案對于夾層結構機身具有很好的適用性，夾層結構機身在中小型通用飛機上可進行廣泛應用，采用該加強方式可大幅提高零件整體化程度，簡化生產裝配流程，減少零部件和緊固件數量，降低生產制造成本。

附圖說明

圖1為環(huán)形加強件示意圖；

圖2為整體共固化開口加強結構與機身連接剖面示意圖；

圖中1：加強件，2：內面板，3：外面板，4：拼接膠，5：夾層結構機身，6：舷窗壓片，7：舷窗，8：密封橡皮。

具體實施方式

下面結合說明書附圖來對本實用新型做進一步詳細說明。

一種整體共固化舷窗開口加強結構，包括加強件1和內面板2，外面板3，加強件1為環(huán)形，加強件1和內面板2、外面板3與夾層結構機身5共固化為一整體開口加強結構。

上述加強件1剖面為C字形或Z字形。加強件1預埋在舷窗開口處，與內面板2，外面板3和夾層結構機身5一起共固化成型，該方案可以提高舷窗開口區(qū)域剛度，減小舷窗開口區(qū)域變形，防止漏氣。相比常規(guī)獨立窗框加強方式，可以很好的解決夾層結構機身舷窗開口加強的問題。零件整體化程度大大提高，零件數量大大減少，取消了窗框與機身連接的緊固件，改善了復合材料結構疲勞性能，大大簡化了裝配流程，可以降低生產成本，提高生產效率。

下面對本實用新型做進一步詳細說明。機身采用復合材料蜂窩夾層結構，整個機身無框無梁，機身在舷窗開口處設計一環(huán)形加強件1，如圖1所示，剖面為C形，如圖2所示，也可以為Z字形，加強件1先固化成型，通過拼接膠4與夾層結構機身5的蜂窩拼接，再與內面板2，外面板3共固化成一個環(huán)形加強結構。舷窗7通過連接在環(huán)形加強結構上的舷窗壓片6安裝固定，并通過密封橡皮8密封。