專利名稱：在機身上組裝舷窗圍框的方法、用于實施的圍框以及配置有此類圍框的飛行器機身的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及在作為支撐件的飛行器機身上安裝舷窗圍框的方法、用于實施該方法的圍框、以及配置有所述舷窗圍框的飛行器機身。
背景技術(shù)：
飛行器包括偽筒形的機身，該機身通過加固元件(例如框架和桁條)來加固，以抵抗在各個飛行階段期間遇到的機械應(yīng)カ，尤其是壓カ施加的機械應(yīng)カ。在機身上實現(xiàn)一般呈圓角矩形或長圓形形狀的開ロ，以安裝具有相同形狀的舷窗，這些舷窗的透明性允許乘客看見外部環(huán)境。這些舷窗在其側(cè)壁的延伸處固定在圍框上，其中所述圍框的周邊尺寸大于在機身壁上實現(xiàn)的用于接收舷窗的開ロ的尺寸。該配置因此 允許圍框借助于內(nèi)部壓カ而支在機身上，以實現(xiàn)舷窗在機身上的“自然”密封性，其中所述內(nèi)部壓カ由于內(nèi)部大氣被加壓而明顯大于飛行期間飛行器的外部壓力。通過螺固或鉚固而固定在圍框上的保持裝置和圍框與機身蒙皮之間的機械連接裝置的目的在于在圍框和機身蒙皮之間產(chǎn)生機械完好性，使得圍框參與組件的機械保持。該配置還允許保證在該區(qū)域的空氣密封性和水密封性。這些圍框還必須能夠抵抗機身彎曲施加的機械應(yīng)カ和對舷窗進行的加壓。此外，在將舷窗集成到機身中時要考慮符合機身外蒙皮的流線型輪廓(profil a6rodynamique)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明g在通過特別地縮短安裝時間來降低與此類安裝有關(guān)的制造、組裝、運營和維護的多重成本，其中通過簡化舷窗的安裝來縮短安裝時間，同時特別地通過合適的圍框構(gòu)造和安裝重量的減輕來改善安裝的質(zhì)量。為此，本發(fā)明根據(jù)特定的組裝方法在圍框和機身蒙皮之間設(shè)置特殊連接，該組裝方法尤其允許省去在機身開ロ邊緣和舷窗之間的圍框部分。更具體地，本發(fā)明的一個主題在于ー種在飛行器機身上組裝圍框的方法，其中，機身元件包括機身蒙皮，該機身蒙皮具有內(nèi)表面和外表面，圍框的部件在供給階段被集合(在相同地點)。蒙皮和圍框由基于碳纖維的復(fù)合材料構(gòu)成。根據(jù)復(fù)合材料基質(zhì)的樹脂是否進行了交聯(lián)，該材料分別稱為熟料或生料，其中所述交聯(lián)通過特定于所用材料的壓力/溫度循環(huán)來啟動。每個圍框都具有大致呈圈狀的壁，在準備階段在圍框圈大致平的外表面和蒙皮的內(nèi)表面之間的界面處根據(jù)預(yù)先確定的(所述蒙皮中的)位置注入膠合劑膜。由此組裝出的整體被引入到一般為壓熱器的閉合空間中，以進行共膠合階段，該共膠合階段在確定的時長、溫度和壓カ條件下結(jié)合蒙皮的熟化和圍框的膠合，其中所述條件例如通過在由復(fù)合材料生料制成的蒙皮上的預(yù)熟化桁條的共熟化而已知。共膠合結(jié)束后，機加工階段包括通過根據(jù)待安裝舷窗的輪廓的互補輪廓來切割由圍框構(gòu)成的圈的環(huán)形部分和與該部分連接的機身蒙皮、然后取出切割下的材料而實現(xiàn)舷窗開ロ。在上述操作期間膠合在蒙皮上的圍框部件然后還通過數(shù)量有限的固定元件來機械地固定在相対的機身蒙皮上，以應(yīng)對脫膠的情況。由此，安裝在開口中的舷窗支在機身蒙皮上。然后可以在圍框上固定舷窗保持部件。該方法有利地在相同的時長、溫度和壓カ條件下集成了桁條在機身蒙皮上的共膠合。此外，該方法可以適于任何類型的舷窗和機身。本發(fā)明還g在允許維持圍框，以使得在準備階段結(jié)束后框架能夠留在支撐件上，處于預(yù)先確定的容差范圍所限定的位置上。為了進行圍框的安裝，首先在機身中實現(xiàn)合適的開ロ，并在定位階段中借助于位于機身蒙皮和圍框上的參考區(qū)域(例如先導(dǎo)孔)將每個圍框大致定位在該圍框?qū)Ｓ玫拈_ロ中。然后，將每個舷窗安裝在由圍框構(gòu)成的安置位置中。然后通過通常在兩個同心行上的鉚固或螺固裝置來將圍框固定在機身蒙皮上。因 此需要大量的固定元件(螺栓或鉚釘)，例如72或96個螺栓。一般地，無論組裝類型如何(通過膠合、加熱、輻射等)，都有在框架最終組裝在支撐件上之前將圍框定位在該支撐件上的階段。然而，該定位是借助于臨時裝置(標(biāo)記、釘子、墊塊、支柱等)來實現(xiàn)的，并有時是在困難的條件(擁擠、溫度等)下實現(xiàn)的，這不允許在該階段準確恒定地保持框架的位置。特別地，對于ー種配置情況(其中，圍框?qū)⒔柚谠谑旎?膠合循環(huán)期間使用在圍框和蒙皮之間的膠合劑膜來通過膠合固定在蒙皮上)下的飛行器舷窗圍框，預(yù)熟化的圍框會在膠合劑膜上“浮動”，這些圍框在熟化循環(huán)結(jié)束時的位置因此是不準確的，會超出預(yù)先確定的容差。為了達到所述維持圍框的目的，本發(fā)明提出通過特殊支撐件來定位框架。更具體地，本發(fā)明還有一個主題在于ー種通過應(yīng)用上述方法在作為給定支撐件的飛行器機身蒙皮上組裝圍框的方法，其中，圍框具有用于組裝的壁表面和由該壁構(gòu)成的內(nèi)輪廓，該內(nèi)輪廓限定孔ロ。該方法在準備階段包括將圍框定位在支撐件上的階段，該階段之后為將圍框固定在該支撐件上的階段。在定位階段中，圍框被布置在模具中，并在被模具關(guān)閉的圍框孔口中插入頂在該圍框內(nèi)輪廓上的定心器。在圍框和用于組裝的支撐件之間插入粘接劑膜。使支撐件根據(jù)由模具標(biāo)識的位置與圍框的組裝表面接觸，然后使定心器與支撐件連接。在固定階段，取出模具，并通過粘接劑的硬化將圍框固定在支撐件上，圍框相對于支撐件的位置通過圍框在與支撐件連接的定心器上的自動定心而保持固定不變。在固定階段圍框在支撐件上位置的保持因此允許最小化位置容差范圍。優(yōu)選地，圍框/支撐件這ー組件可以在固定階段中根據(jù)粘接劑的性質(zhì)接受能量供給，該能量供給將粘接劑膜轉(zhuǎn)化為固定連接。根據(jù)ー個特殊的實施例，圍框是預(yù)熟化的，固定階段因此包括圍框和支撐件的共膠合，該共膠合在根據(jù)構(gòu)成圍框、粘接劑和支撐件的材料來確定的溫度和壓カ條件下結(jié)合了圍框的膠合和支撐件的熟化。有利地，該共膠合在爐子閉合空間中進行，其中所述爐子閉合空間一般為壓熱器。有利地，可以實施支撐件的最終切割階段，以在支撐件中成形開ロ，以使得該開ロ被圍框圍繞。該開ロ可以具有與圍框內(nèi)輪廓互補的輪廓。切割可以同時挖空支撐件并擴大圍框的孔ロ，以構(gòu)成單ー輪廓。該方法特別地適用于飛行器機身開ロ的圍框，并尤其適用于舷窗圍框，其中所述飛行器機身開ロ例如為附屬出ロ(接線出口、器具出口、安全出ロ等)、艙門并尤其是起落架艙門、檢查ロ蓋。對于所有這些開ロ，圍框都是由復(fù)合材料制成的，支撐件由飛行器的機身蒙皮構(gòu)成，并也是由復(fù)合材料制成，固定階段期間的共膠合循環(huán)在確定的時長、溫度和壓カ條件下結(jié)合了事先預(yù)熟化的圍框借助于粘接劑膜進行的膠合和蒙皮的熟化，其中所述確定的時長、溫度和壓カ條件通過例如在由復(fù)合材料生料制成的蒙皮上的預(yù)熟化加固桁條的共熟化而已知。在該應(yīng)用中，允許支撐圍框內(nèi)輪廓的每個模板都能夠填充整個圍框孔ロ。模板和機身蒙皮之間的連接優(yōu)選地通過叉鉤連接(harponnage )來實現(xiàn)。實施支撐件的最終廊形加工階段，以根據(jù)要在由圍框來加固的開口中安裝的附件 (舷窗或任何其他附件，如艙門、門、蓋塞等)的輪廓在蒙皮中構(gòu)成所期望的開ロ。廊形加工根據(jù)優(yōu)選地大于圍框的初始內(nèi)輪廓的輪廓挖空機身蒙皮，以及優(yōu)選地挖空相対的圍框，以限定適于待安裝的附件的開ロ。此外，廊形加工階段允許去除安裝了叉鉤(harpon)的區(qū)域，該區(qū)域會具有由叉鉤造成的質(zhì)量缺陷。本發(fā)明還涉及ー種圍框，該圍框在剖面上呈“T”形，該T形尤其適于實施所述安裝方法的膠合階段，所述“T”的桿部在延展中構(gòu)成圈，而所述“T”的足部則有利地構(gòu)成圍框向著機身內(nèi)部的中突起，以固定保持部件。特別地，在切割舷窗開ロ之后，“T”的桿部在“T”的足部兩側(cè)具有兩個長度大致相同的部分，這保證了圍框部件在機身蒙皮上在“T”的足部兩側(cè)的良好的安置平衡。本發(fā)明還涉及ー種飛行器機身，該飛行器機身包括機身蒙皮和由復(fù)合材料制成的舷窗圍框和桁條，其中所述機身蒙皮具有內(nèi)表面和外表面。圍框具有大致呈圈狀的壁，該圈具有外表面，該外表面大致是平的，并膠合在蒙皮的內(nèi)表面上。并且根據(jù)與布置在對面的舷窗的輪廓匹配的輪廓來切割機身蒙皮，舷窗因此通過結(jié)構(gòu)密封件直接支在蒙皮上。此外，圍框與機身的內(nèi)蒙皮30i機械地連接。圍框在剖面上具有“T”形，該“T”的桿部在延展中構(gòu)成有外表面的圏，而所述“T”足部則構(gòu)成圍框向著機身內(nèi)部的中突起。


參照附圖閱讀以下詳細的說明，本發(fā)明的其他方面、特征和優(yōu)點將變得顯而易見。在這些附圖中
圖I是機身蒙皮上的一個圍框示例在共膠合(co-collage)階段之后且廓形加工(detourage)階段之前的部分透視剖視 圖2是ー個步驟圖，該步驟圖示出了根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的主要階段；
圖3是機身蒙皮上的一個圍框示例在廓形加工階段之后的部分透視剖視 圖4是ー個交錯固定在機身蒙皮上的圍框的俯視 圖5是根據(jù)本發(fā)明的、配置有安裝為與圍框連接的舷窗的一個機身示例的透視剖視
圖6是處于根據(jù)本發(fā)明的方法的定位階段的一個舷窗圍框在飛行器機身蒙皮上的組裝示例的部分剖視示意 圖7是處于固定階段的上述示例的相同視圖；和 圖8是在切割出所期望的開ロ之后的上述示例的相同視圖。
具體實施例方式在整個本文檔中，措辭“側(cè)向的”、“側(cè)向地”或等同術(shù)語涉及所提及元件(舷窗、密封件、圍框)的輪廓壁?！皟?nèi)部”和“外部”或等同類型的術(shù)語分別涉及朝向內(nèi)側(cè)“IN”和朝向外側(cè)“EX”的元件表面。飛行器機身限定內(nèi)部空間INT和機身外的外部空間EXT。本文檔分別根據(jù)元件在空間INT和EXT中的位置限定內(nèi)部元件和外部元件。在圖I中示出了根據(jù)本發(fā)明的圍框20，該圍框由基于樹脂基質(zhì)中的碳纖維的復(fù)合材料制成。該圍框20在剖面上具有T形(在附圖閱讀方向上為倒T形)，包括“!'”的桿部21和“T”的足部21c，所述“T”的桿部在部件的三維延展中構(gòu)成圏，即該圈的外表面21e，而所述“T”的足部則在安裝位置上構(gòu)成圍框20在機身內(nèi)部的中突起。圈21在“T”的足部21c 兩側(cè)具有兩個部分中央部分21a (即朝向圈中心的部分)和另ー個所謂的周邊部分21b。中央部分21a的長度“ L”大于周邊部分的長度“I”。在一個示例中，比值“1/L”等于75%。在本文檔中，形容詞“中央”涉及朝向舷窗或圈的中心的元件，與形容詞“周邊”相漢?，F(xiàn)在參照圖2的圖，根據(jù)本發(fā)明的安裝方法的第一供給步驟100在于在相同位置集合由基于還是生料的(即還沒有造成其交聯(lián)的)樹脂基質(zhì)中的碳纖維的復(fù)合材料制成的機身蒙皮和已經(jīng)“熟化”過的(即已經(jīng)在適于復(fù)合材料等的壓カ和溫度條件下完成其交聯(lián)的)舷窗圍框20。在隨后的準備階段200中，在圍框20的每個圈21的大致平的外表面和機身蒙皮之間形成的界面上，根據(jù)預(yù)先標(biāo)識的位置注入例如為環(huán)氧樹脂膠合劑的膠合劑膜。由此組裝的整體被引入到壓熱器中，以進行共膠合階段300，該共膠合階段在単一階段中結(jié)合了蒙皮的熟化(cui sson )和圍框在該蒙皮上的膠合。有利地，為了節(jié)省準備時間，同樣由復(fù)合材料熟料制成的機身的加固桁條的膠合在共膠合階段與圍框部件的膠合同時進行。壓熱器的時長、溫度和壓カ條件為通常用于實施機身蒙皮和加固桁條的膠合所使用的條件。例如，設(shè)置每分鐘0.5至2. 5°C的升溫，以在大約為6至10 bar的壓カ下達到180°C——有大約120分鐘的中間平臺。在降溫之前遵循另ー個時長為120分鐘的溫度平臺。在最終回到環(huán)境溫度和壓カ之前，以每分鐘I至3°C的下降率來控制溫降直至大約為50至70°C的溫度。從該膠合階段出來后，圍框就直接定位在圍框在蒙皮上的最終位置處，不需要額外的調(diào)整和定位操作。相應(yīng)地降低了安裝成本和時間。在壓熱器中進行了共膠合階段后，機加工階段400包括通過圍框20的中央部分21a和相対的機身蒙皮的切割來實現(xiàn)舷窗開ロ。實施切割，以使得開ロ的輪廓對應(yīng)于待安裝的舷窗的互補輪廓。移除由此切割下的材料，以使得出現(xiàn)對應(yīng)的開ロ。該機加工階段允許形成圍框20的長度大致相同的部分21a和21b。圖3考慮了該操作，該操作開通了開ロ 40，并使得圍框的圈21的部分21a和21b的長度相等，預(yù)先計算這些長度，以使得廓形加工準確地使部分21a的長度“L”與部分21b的長度“I” 一致。該等同化保證圍框部件在機身蒙皮上在圍框足部21c兩側(cè)良好的安置平衡。“T”的桿部21的周邊部分21b的端部Tb已經(jīng)通過在圍框制造階段的機加工(見圖I)而帶有斜面，以便大致實現(xiàn)與周圍機身蒙皮30的輪廓連續(xù)性。蒙皮30的端部30b和圍框20的部分21a的端部Ta的輪廓通過廓形加工而帶有斜面。這種切割按照相同的角度來實施，例如借助于3D五軸的機加工工具，以使得開ロ 40能夠匹配舷窗的帶有斜面的互補輪廓。最終安裝階段500因此包括將圍框20機械地固定在相対的機身蒙皮上。圍框20的桿部21的部分21a和21b中的每個都與相対的內(nèi)部蒙皮30i機械連接，以優(yōu)選地根據(jù)如圖所示交錯的布置來構(gòu)成兩行圍繞舷窗的連接裝置(在所示出的示例中為 螺栓V5和V6)。通過鈦制成的螺栓來實現(xiàn)螺固。由于圍框完全地支在機身上而沒有懸伸并且由于通過共膠合進行的有效膠合以及由于交錯的布置允許圍繞舷窗的平衡的分布，所以相對于現(xiàn)有技術(shù)顯著地減少了螺栓的數(shù)量。例如，在圖4的俯視圖中使用了 20個螺栓，該圖示出了在安裝舷窗前固定在機身內(nèi)部蒙皮30i上的圍框20。借助于本發(fā)明使用數(shù)量減少了的螺栓(例如在16至24個之間)而不妨礙固定質(zhì)量，這允許降低安裝時間和成本，并允許減輕機身的重量，這導(dǎo)致在運營和維護成本上的節(jié)省。然后通過將舷窗5直接支在機身蒙皮上來安裝舷窗5。圖5的透視剖視圖更準確地示出了根據(jù)本發(fā)明的一個機身示例，該機身示例配置有安裝為與圍框20連接的舷窗5。在該示例中，舷窗5的側(cè)表面50以及機身蒙皮的端部30b和圍框的端部Ta具有帶有斜面的互補輪廓。舷窗的尺寸向外部“ EX”減小的其他輪廓和機身蒙皮的互補輪廓是可行的凹的、按照ー個或多個臺階帶有直角的、這些輪廓的組合和/或帶有斜面的輪廓。每個舷窗5由兩個高強度丙烯酸塑料或特殊玻璃制成的板構(gòu)成具有大致直的輪廓(垂直于主要表面)的第一內(nèi)部板5i和更厚的、具有帶斜面的輪廓的第二外部板5e，其中所述帶斜面的輪廓構(gòu)成表面50,兩個板5i和5e由空氣層5a隔開。如上文參照現(xiàn)有技術(shù)所述，舷窗的板和層5i-5a_5e通過結(jié)構(gòu)密封件6組裝在一起。更具體地，密封件6在圈60處插在空氣層5a中——這允許標(biāo)定兩個板之間的厚度空隙5a——并且在內(nèi)部板5i的內(nèi)部主要表面50i邊緣處的圈61處以及在斜面50處插入。如上所述，在根據(jù)相同角度的廓形加工之后，蒙皮30和圍框20的部分21a的端部輪廓匹配密封件6和舷窗5的表面50的輪廓。在飛行時蒙皮30的外表面30e與舷窗5的外表面50e大致對齊。為此，表面50e在安裝時略微縮進(如圖所示)，以預(yù)期到飛行時由機艙加壓造成的變形。由此計算的對齊允許在飛行時最小化由殘余錯位造成的寄生阻力。由此，圍框沒有任何部分插在機身和舷窗之間在圍框和機身蒙皮之間沒有形成任何通向外部的間隙，而現(xiàn)有技術(shù)的圍框上的用來導(dǎo)閃電的銅層則因此變得沒有用處。實現(xiàn)了圍框的經(jīng)常性成本的節(jié)省和重量的節(jié)省。最后將航窗保持部件34固定在圍框向著機身內(nèi)部的中突起上。大致呈像航窗S封件6的內(nèi)部圈61 —樣的圈狀的該保持部件34有利地完成舷窗5在圍框20上的安裝。該保持部件34在其中央邊緣34c處支在密封件6的圈61上，并在周邊邊緣34p處固定在圍框20構(gòu)成中突起的足部21c的端部Te上。該固定通過雙重連接來實現(xiàn)沿著足部21c的第一固定螺絲VlO和該連接件VlO在足部21c上的橫向固定螺絲VII。周邊邊緣34p向著內(nèi)部翻卷超出圍框20的足部21c。保持部件34例如為根據(jù)所期望的構(gòu)造彎折的熱塑性材料或板材。有利地，舷窗5的密封件6在內(nèi)部板5i的延伸上在舷窗5和圍框20的足部21c之間以截面大致為矩形的空心環(huán)6t的形式側(cè)向地延伸。該延伸部可以用作滲透水的冷凝管道和用于舷窗在圍框中的自動定心。替代地，密封件的這種延伸部可以添加并膠合到圍框20的足部21c上。 在圖5示出的ー個實施變型中，注意到圈21包括側(cè)向加固肋條7，所述側(cè)向加固肋條在足部21c和周邊部分21b之間沿著圍框20規(guī)則地分布。這些肋條允許限制由于機械應(yīng)カ造成的圍框展開的風(fēng)險。在另ー個實施變型中，還可以要求以能夠共膠合在機身蒙皮上的大致平的帶子的形式一體制造多個圍框。這些帶子的圍框通過用模制或預(yù)織造技術(shù)成形“T”的足部類型 的突起21c來預(yù)成形,其中所述模制或預(yù)織造技術(shù)分別為RTM (英文為“Resin TransferMoulding”,即樹脂傳遞模塑)類型的或LRI (英文為“Liquid Resin Infusion”,即液體樹脂灌注)類型的。為了減輕這些帶子的重量，可以要求消除某些在圍框之間的區(qū)域，同時保持整體的剛度。參照示出定位階段的圖6，每個圍框I都由圈12和環(huán)形突起14構(gòu)成，其中所述環(huán)形突起用于在飛行器機身的內(nèi)部空間INT中延伸。因此，圍框在剖面上具有如圖所示的T形輪廓，該圖還示出了圍框I圍出的孔ロ“O”的存在，在圖6的剖視圖中，該孔ロ出現(xiàn)在T形輪廓之間。圍框由基于碳纖維的復(fù)合材料制成，并在之前的準備階段中預(yù)熟化。由聚甲基丙烯酰亞胺泡沫制成的模板3布置在圍框I的孔ロ“ O”中，頂在限定孔ロ界限的圈12的內(nèi)輪廓Ii上。替代地，模板可以由聚氨酯、聚酯或NBR聚合物泡沫構(gòu)成。這些模板構(gòu)成剛性、連續(xù)并與圍框內(nèi)輪廓互補的定心器。然后將圍框I和模板3布置在公模2m中，該公模包括環(huán)形槽22，該環(huán)形槽被成形為用于接收圍框I的環(huán)形突起14。通過在圍框I和模板3的整體上布置薄的聚酰亞胺或熱塑性弾性體包殼6來預(yù)先進行裝袋，以方便之后取出公模2m并允許在之后的熟化循環(huán)期間在圍框/模板/機身蒙皮構(gòu)成的組件上施加壓カ循環(huán)。在該定位階段中，在圈12位于與突起14相對ー側(cè)的、換句話說即外側(cè)EXT的表面12e上施加環(huán)氧樹脂膜7。樹脂在之后的固定階段的共熟化循環(huán)期間參與圍框在機身蒙皮上的固定。纖維布置機器沉積連續(xù)的復(fù)合材料層，以通過根據(jù)相對于布置在公模周邊的參照點的幾何參照的覆蓋來構(gòu)成機身蒙皮4。在蒙皮4的覆蓋結(jié)束時，叉鉤5從蒙皮4的外表面4e開始嵌入，穿過蒙皮4并穿入模板3中。由此通過模板在支撐件上逐個點的鉤掛來實現(xiàn)了模板/蒙皮的連接。叉鉤5的位置有利地由通過在表面4e所期望的位置上投射激光的激光輔助來調(diào)整。在叉鉤連接技術(shù)以外，可以通過裝訂、釘釘子、掛鉤或等同技術(shù)來實現(xiàn)模板/蒙皮的鉤掛。叉鉤5具有有限的長度和錐形端部51，以免損壞裝袋包殼6。此外，這些叉鉤5具有在厚度上足夠薄的頭部52，以免在之后的固定階段干擾共熟化。在固定階段期間，如圖7的部分剖視圖所示，圍框/模板/蒙皮的整體100在該整體被轉(zhuǎn)移到母模2f上之后被引入到壓熱器的閉合空間200中。閉合空間200被調(diào)節(jié)為合適的溫度和壓カ210，以進行生料蒙皮4在預(yù)熟化的圍框I上的共熟化，以及樹脂7的硬化。圍框I相對于蒙皮4的位置通過這些圍框在模板3上的自動定心來保持固定不變，其中所述模板通過叉鉤5與蒙皮4連接。在固定階段期間圍框在支撐件上位置的保持因此允許最小化位置容差區(qū)間，例如允許將該容差區(qū)間除以4。在最終切割階段，通過在由虛線“L”(圖7)限定的區(qū)域中切割圍框I和蒙皮4的組件來實現(xiàn)舷窗開ロ。圍框/蒙皮這一整體離開閉合空間并脫摸。參照圖8，蒙皮4和圍框I的圈12通過廓形加工工具的切割使得出現(xiàn)開ロ 9，該開ロ 9能夠接收舷窗。有利地，挖空機身蒙皮的廓形加工同時還根據(jù)比圍框的圈12的初始內(nèi)輪廓Ii大的輪廓來切割圍框I。由此在圍框和蒙皮中形成的輪廓“P”允許限定與待安裝的舷窗的輪廓相適應(yīng)的開ロ 9。本發(fā)明不限于上述實施示例。例如，圍框可以具有L形或C形的不同輪廓。 此外，圍框在機身蒙皮上的固定和保持部件在圍框上的固定可以通過任何合適的手段來實現(xiàn)，有利地通過螺固、鉚固、偏心螺固、夾固、沖壓等來實現(xiàn)。此外，本發(fā)明適用于任何類型的、帶有或沒有開ロ的支撐圍框，無論是在車輛、建筑、動產(chǎn)、裝飾等領(lǐng)域。
權(quán)利要求
1.一種用于將圍框組裝在飛行器機身上的方法，其中，機身元件包括機身蒙皮(30)，該機身蒙皮具有內(nèi)表面(30i)和外表面(30e)，在供給階段(100)集合圍框(20)和桁條，所述蒙皮和所述圍框由基于碳纖維的復(fù)合材料制成，所述方法的特征在于，每個所述圍框(20)都具有大致呈圈(21)狀的壁，在準備階段(200)中在所述圍框的圈(21)的大致平的外表面(21e)與所述蒙皮的內(nèi)表面(30i)之間的界面處根據(jù)預(yù)先確定的位置注入膠合劑膜，所述方法的特征還在于，將如此組裝出的整體引入到閉合空間中，以進行共膠合階段(300)，該共膠合階段在確定的時長、溫度和壓カ條件下將所述圍框的膠合和所述機身蒙皮(30)的熟化相結(jié)合，所述方法的特征還在于，結(jié)束所述共膠合之后，機加工階段(400)包括通過根據(jù)與待安裝的舷窗的輪廓互補的輪廓切割所述圍框(20)構(gòu)成的所述圈(21)的環(huán)形部分(21a)和相対的、與所述部分連接的機身蒙皮(30)然后取出切割下的材料來實現(xiàn)舷窗(5)的開ロ(40)，所述方法的特征還在于，在安裝階段(500)中，所述圍框(20)的部件機械地固定在相対的機身蒙皮(30)上。
2.如權(quán)利要求I所述的組裝方法，所述圍框(I)具有用于組裝的壁(12)的表面(12e)和由該壁(12)構(gòu)成的內(nèi)輪廓(li)，該內(nèi)輪廓限定孔ロ(0)，所述方法在所述準備階段(200)包括將所述圍框(I)定位在作為支撐件(4)的所述機身蒙皮(30)上的定位階段，之后是將所述圍框(I)固定在所述支撐件上的固定階段，該方法的特征在于，在所述定位階段中 所述圍框(I)被布置在模具(2m)中，在所述圍框(I)被所述模具(2m)關(guān)閉的孔ロ(O)中頂著所述內(nèi)輪廓(Ii)插入定心器(3)，并在所述用于組裝的圍框的表面(12e)上施加粘接劑(7)膜； 使所述支撐件(4)根據(jù)由所述模具(2m)標(biāo)識的位置與所述圍框(I)的組裝表面(12e)接觸，然后使所述定心器(3)與所述支撐件(4)連接， 所述方法的特征還在于，在所述圍框(I)至少通過所述粘接劑(7)的硬化而固定在所述支撐件上的所述固定階段中，所述圍框(I)相對于所述支撐件(4)的位置通過所述圍框(I)在與所述支撐件(4)連接的所述定心器(3)上的自動定心而保持固定不變。
3.如權(quán)利要求2所述的組裝方法，其中，所述圍框(I)在所述支撐件(4)上的組裝在所述固定階段接受能量供給，該能量供給將所述粘接劑(7)膜轉(zhuǎn)化為固定連接。
4.如權(quán)利要求2或3中任一項所述的組裝方法，其中，所述定心器由剛性、連續(xù)并與所述圍框(I)的內(nèi)輪廓(Ii)互補的模板(3)構(gòu)成。
5.如權(quán)利要求4所述的組裝方法，其中，所述模板(3)與所述支撐件(4)之間的連接通過所述模板(3)在所述支撐件(4)上逐個點的鉤掛來實現(xiàn)。
6.如上述權(quán)利要求中任一項所述的安裝方法，其特征在于，桁條在所述機身蒙皮(30)上的共膠合與所述圍框(20)的共膠合同時地在相同的時長、溫度和壓カ條件下實現(xiàn)。
7.如上述權(quán)利要求中任一項所述的安裝方法，其中，所述圍框(20)和相対的所述機身蒙皮(30)的切割通過廓形加工來實現(xiàn)。
8.ー種用于實施如上述權(quán)利要求中任一項所述的安裝方法的圍框，其特征在于，所述圍框在剖面上具有“T”的形狀，該“T”的桿部(21)在延展中構(gòu)成外表面(21e)大致平的圏，而該“T”的足部(21c)則構(gòu)成所述圍框向著機身內(nèi)部(IN)的中突起，所述圍框的特征還在于，在切割前所述桿部(21)的中央部分(21a)在剖面上具有大于周邊部分(21b)的長度(I)的長度(L)，通過所述中央部分(21a)的切割，所述兩個長度變得大致相等。
9.如權(quán)利要求8所述的圍框，其特征在于，所述圈(21)包括加固肋條(7)，所述加固肋條在所述足部(21c)和所述周邊部分(21b)之間規(guī)則地分布。
10.一種飛行器機身，該飛行器機身包括機身蒙皮(30)及由復(fù)合材料制成的舷窗(5)圍框(20)和桁條，該機身蒙皮(30)具有內(nèi)表面(30 i)和外表面(30e)，所述飛行器機身的特征在于，所述圍框(20)具有大致呈圈(21)狀的壁，所述圈(21)具有大致平的外表面(21e)，該外表面(21e)膠合在所述蒙皮的內(nèi)表面(30i)上，所述飛行器機身的特征還在于，所述機身蒙皮(30)根據(jù)與布置在對面的舷窗(5)的輪廓匹配的輪廓(30b)來切割，所述舷窗(5)通過結(jié)構(gòu)密封件(6)直接支在所述蒙皮(30)上，所述飛行器機身的特征還在于，所述圍框與所述機身的內(nèi)蒙皮(30i)機械地連接(V5，V6)，所述飛行器機身的特征還在于，所述圍框在剖面上具有“ T”的形狀，該“T”的桿部(21)在延展中構(gòu)成具有外表面(21e)的圈，而該“T”的足部(21c)則構(gòu)成所述圍框(20)向著機身內(nèi)部(IN)的中突起。
11.如權(quán)利要求10所述的飛行器機身，其中，保持部件(34)通過支在舷窗(5)的內(nèi)表面(50i)的一部分上來固定在所述圍框(20)的中突起(21c)上。
12.如權(quán)利要求10或11所述的飛行器機身，其中，所述舷窗(5)和相対的機身蒙皮具有互補的輪廓(50、30b)，所述輪廓在帶有斜面的輪廓、凹/凸的輪廓、按照ー個或多個臺階帶有直角的輪廓、和這些輪廓的組合中選擇。
13.如權(quán)利要求10至12中任一項所述的飛行器機身，其中，所述圍框(20)按照兩行圍繞所述舷窗(5)的機械連接交錯地固定(V5，V6)在相対的內(nèi)蒙皮(30i )上。
14.如權(quán)利要求10至13中任一項所述的飛行器機身，其中，沿著所述舷窗的側(cè)壁在所述保持部件(34)和所述圍框(20)的中央部分(2Ia)之間形成空心環(huán)狀密封件(6t)。
全文摘要
本發(fā)明旨在降低與在飛行器機身上組裝舷窗圍框相關(guān)的制造、組裝、運營和維護的多重成本。為此，本發(fā)明設(shè)置圍框(20)的特殊幾何構(gòu)造，其中所述圍框根據(jù)一種特定的組裝方法與機身蒙皮(30)連接，所述幾何構(gòu)造尤其允許通過膠合將舷窗圍框集成在蒙皮上，并還允許省去在機身和舷窗之間的圍框。在一個實施例中，由復(fù)合材料制成的舷窗圍框(20)具有大致呈圈(21)狀的壁，該壁通過共膠合與同樣由復(fù)合材料制成的機身蒙皮(30)的內(nèi)表面連接。蒙皮(30)按照用于接收舷窗的開口(40)來切割，并且圍框(20)在剖面上具有T形，所述T的構(gòu)成圈(21)的桿部包括長度(l)大致相同的兩個部分(21a)和(21b)。
文檔編號B64C1/14GK102869569SQ201180021825
公開日2013年1月9日 申請日期2011年4月22日 優(yōu)先權(quán)日2010年4月30日
發(fā)明者J.米利埃 申請人:空中客車運營簡化股份公司