具防爆緩沖功能的武裝直升機透明件緊固結構及緊固方法
【專利摘要】具防爆緩沖功能的武裝直升機透明件緊固結構及緊固方法。本發(fā)明公開了一種直升機座艙透明件緊固結構，包括一安裝框體和通過安裝框體固定于直升機主體的座艙透明件；座艙透明件的側邊結合有一圈預應力結構框體，框體與所述安裝框體之間形成有相互配合的緊固結構。本發(fā)明座艙透明件于四周結合有預應力結構的剛性框體，并通過該框體與直升機安裝框體配合安裝，防止了座艙透明件受到外力沖擊發(fā)生形變后整體自安裝框體逃逸，從而使座艙透明件緊固結構的安全性大大提高；本發(fā)明彈性緩沖件與滑動緩沖裝置的采用在座艙透明件受到爆炸等沖擊后的第一時間提供非常有效的緩沖作用，可明顯減緩與降低透明件受到沖擊后破碎的時間與概率，進一步提高整個直升機座艙透明件結構的安全防護性能。
【專利說明】具防爆緩沖功能的武裝直升機透明件緊固結構及緊固方法

【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及國防建設領域的軍用直升機，尤指一種武裝直升機座艙透明件的緊固結構及緊固方法。

【背景技術】
[0002]武裝直升機的座艙透明件主要包括固定的前風擋透明件及可活動的頂部或側部風擋透明件等，而座艙透明件作為武裝直升機上重要的光學結構件必須具備以下多種功能:首先既稱為結構件，必須具有足夠的強度，以對抗外來沖擊荷載，如子彈射擊、爆炸沖擊、飛鳥撞擊等；第二是作為透明觀察窗，必須具有良好的光學性能，包括透光度、霧度、分辨率、光學角偏差、光學畸變、重影、雙目視差、雙折射等多項重要的性能指標；第三是必須具有使用可靠性和較長的使用壽命。其結構的完整性、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，將直接影響到飛行安全和軍事任務的完成。
[0003]目前武裝直升機座艙透明件主要以螺栓連接或鑲嵌的方式與機體安裝，而這兩種安裝方式各有弊端。
[0004]其中鑲嵌的方式是將座艙透明件放置于機身骨架的預留縫隙中，再以注入結構膠或填充物等方式安裝緊固，這樣雖然可以使安裝難度降低，且不會對座艙透明件自身內應力造成破壞，但無法使座艙透明件與直升機座艙連接為一體，在受到外來沖擊時座艙透明件很容易整體逃逸。
[0005]而螺栓連接即是在座艙透明件上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:
[0006]1、武裝直升機生產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機身骨架的貼合度；或者在座艙透明件上開設螺栓孔的中心與機身骨架上相應孔的中心沒有完全對準；或者在座艙透明件上開設的螺栓孔存在裂紋、缺口、拋光不好等缺陷，以上情況都會直接導致座艙透明件安裝困難、安裝后存在應力集中，且座艙透明件制品的互換性差；
[0007]2、座艙透明件在生產制造及加工過程中或多或少存在一定的缺陷或殘余應力，在運輸、倉儲或裝配的過程中都可能導致該缺陷或應力逐漸放大，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，給將來使用來帶極大的安全隱患；
[0008]3、在座艙透明件上開孔就已經破壞了座艙透明件起初的內應力平衡，螺孔附近成為強度上的薄弱環(huán)節(jié)，在加上可能疊加的加工缺陷與裝配應力，座艙透明件上很容易產生裂紋，不但存在隱患而且對維修保養(yǎng)工作也是很嚴峻的考驗。
[0009]當武裝直升機座艙透明件受到如子彈射擊、爆炸沖擊、飛鳥撞擊等外來沖擊荷載時:座艙透明件若鑲嵌于機身骨架上，在受到外來沖擊荷載時，座艙透明件會因沖擊向一邊彎曲變形，當座艙透明件外形尺寸小于座艙邊框的內徑時，座艙透明件會從機身骨架內整體脫落；座艙透明件若以螺栓連接的方式安裝于機身骨架上，在受到外來沖擊荷載時，因座艙透明件與機身骨架采用螺栓連接處整體剛性較大，故在受到外來沖擊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力將瞬間增大，與上述殘余應力、裝配應力等疊加后同樣會使座艙透明件產生裂紋，嚴重時可造成座艙透明件破壞。
[0010]在實戰(zhàn)中，武裝直升機很容易受到地面及空中的炮火攻擊，若座艙透明件因炮火沖擊荷載而從機身骨架上逃逸或被破壞時，直升機內的機組成員及儀器設備就暴露于炮火之中，這將直接威脅機組成員的人身安全，影響軍事任務的完成。
[0011]目前世界上武裝直升機座艙透明件的緊固安裝結構大致相同，只是在座艙透明件的材質及制造工藝上有所改進，座艙透明件與機身骨架的緊固安裝結構并無根本改變，上述問題依然存在，座艙透明件緊固安裝結構亦成為困擾相關技術人員的一大難題。
[0012]然而隨著時代的進步，武裝直升機在國家軍事實力中的地位日益重要，如果上述問題沒有合理的解決方案，那么武裝直升機的發(fā)展與進步也將受到影響。針對此類關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)明填補了此領域的空白。


【發(fā)明內容】

[0013]本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術的缺陷，而提供一種全新的通過邊框加強的座艙透明件的安裝結構。
[0014]為解決上述技術問題，本發(fā)明公開了一種武裝直升機座艙透明件安裝結構，包括一安裝框體和通過所述安裝框體固定于直升機主體的座艙透明件；所述安裝框體形成有第一安裝槽，所述座艙透明件的側邊插設于所述第一安裝槽內；所述座艙透明件的側邊結合有一圈框體，所述框體與所述第一安裝槽之間形成有相互配合的安裝結構，所述框體包括一壓迫組件和一緊固組件，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應力進而緊固所述座艙透明件。
[0015]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兩側的弓形臂，兩弓形臂之間夾設形成一圍合空間，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，所述第一力臂于遠離所述第二力臂的一側形成受壓端，所述第二力臂于遠離所述第一力臂的一側形成緊固端，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使所述第一力臂與第二力臂生成預應力。
[0016]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；
[0017]所述弓形臂的兩滑移端抵靠于所述第一壓力條表面；所述弓形臂的兩受壓端抵靠于所述第二壓力條的外側表面，所述弓形臂的兩緊固端抵靠于所述座艙透明件兩側面；
[0018]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于所述第一壓力條的表面發(fā)生相互遠離的位移，所述弓形臂的兩緊固端受到所述座艙透明件的限位，從而驅使所述第一力臂與所述第二力臂生成預應力緊固所述座艙透明件。
[0019]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件通過所述圍合空間進行一第一方向與一第二方向的位置調整。
[0020]本發(fā)明的進一步改進在于，所述安裝框體形成所述第一壓力條，通過螺栓緊固所述第一壓力條與所述第二壓力條形成所述安裝結構進而將所述座艙透明件安裝于所述第一安裝槽內。
[0021]本發(fā)明的進一步改進在于，所述第一壓力條與所述安裝框體形成相互配合的限位部；所述框體與所述安裝框體之間設置有至少一彈性緩沖件。
[0022]本發(fā)明的進一步改進在于，所述框體的底部設置有滑動緩沖裝置。
[0023]本發(fā)明的進一步改進在于，所述安裝框體包括框架和固定于所述框架上的蓋板，所述框架和所述蓋板配合形成所述第一安裝槽。
[0024]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件的側邊凹陷形成第二安裝槽并結合有一T型件；所述T型件包括一背板和形成于所述背板的凸條，所述凸條嵌設于所述第二安裝槽內，所述背板抵靠所述第二壓力條，通過螺栓貫穿緊固所述第一壓力條、所述第二壓力條以及所述T型件的背板與凸條，從而驅使所述緊固組件的第一力臂與第二力臂生成預應力緊固所述座艙透明件。
[0025]本發(fā)明的進一步改進在于，所述座艙透明件和所述背板之間設有一墊片。
[0026]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。
[0027]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。
[0028]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向下延伸形成有一旋轉定位棱，所述第二壓力條對應所述緊固組件的所述旋轉定位棱形成有旋轉定位槽。
[0029]本發(fā)明由于采用了以上技術方案，使其具有的有益效果是:
[0030]1、本發(fā)明通過預應力結構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，并通過該邊框將座艙透明件固定于機身骨架，由此形成一種全新的具備預應力緩沖功能的座艙透明件與座艙一起的整體受力結構，有效地將座艙透明件承受的荷載通過預應力結構傳遞至機身，保證了座艙結構的完整性；
[0031]2、本發(fā)明中座艙透明件通過預應力邊框與機身骨架實施緊固，座艙透明件上不再需要開設螺栓孔，不會破壞座艙透明件自身的內應力平衡，保持了座艙透明件原有的強度、沒有應力薄弱點，不會產生因為螺栓孔的加工缺陷等而導致的裝配困難以及裝配過程的應力集中；在使用過程中也不存在上述應力的疊加與擴大；
[0032]3、在本發(fā)明中，座艙透明件以位置可調的方式緊固于機身骨架，且緊固組件對座艙透明件的生產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、避免裝配應力的產生，同時可大幅提高座艙透明件制品的裝配互換性；
[0033]4、在實際運用當中，部分武裝直升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應力的前提下，更牢固與穩(wěn)定地緊固座艙透明件；
[0034]5、本發(fā)明中緊固組件選用具有相當強度，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外來沖擊荷載而產生的變形與應力變化，均可通過緊固組件自身蘊藏的預應力的釋放與再生的過程進行緩沖，不僅不會使各種復雜的應力相互疊力口，相反能在一定程度起到消除或減小應力集中的作用，保持座艙結構的安全與穩(wěn)定；
[0035]6、本發(fā)明中座艙透明件邊框上生成一防逃逸結構，防逃逸結構與機身骨架之間設有限位結構，使得座艙透明件受到外來沖擊荷載后無法整體自機身骨架中逃出；
[0036]7、本發(fā)明中滑動緩沖裝置的采用在武裝直升機受到外來沖擊荷載后的第一時間提供非常有效地緩沖作用，可明顯減緩與降低座艙透明件受到外來沖擊荷載后破碎的時間與概率；
[0037]8、本發(fā)明通過預應力結構咬合座艙透明件平面，在周邊生成了一圈與其為一體的剛性邊框，當座艙透明件受到外來沖擊荷載時，所述剛性邊框可以為座艙透明件提供向外的拉力來抵御沖擊造成的形變，并且有效減緩形變產生的時間與程度，有效地保持座艙透明件的完整性，提高座艙透明件的抗沖擊能力；
[0038]9、座艙透明件加工后即實現(xiàn)預應力結構包邊，運輸及安裝使用過程中不會造成斷面損壞，且座艙透明件始終為平面受力、而非斷面受力，不產生破壞性內應力，座艙透明件自身安全性能得到了保障。
[0039]10、本發(fā)明因為具有上述特點，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；
[0040]11、本發(fā)明預應力緊固的實施過程是通過擰緊相關螺栓來壓迫緊固組件而使其產生預應力，在具體操作時，通過前期的設計模塊中對各個組件原材料的選擇及幾何形狀的設計，后期工人只需將相關螺栓擰緊到位即可得到預設的緊固力，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要求。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0041]圖1為本發(fā)明直升機座艙透明件安裝結構的直升機整體結構立體圖；
[0042]圖2為本發(fā)明第一實施例帶緩沖的座艙透明件與安裝框體連接結構剖面圖；
[0043]圖3為本發(fā)明第一實施例帶緩沖的座艙透明件與安裝框體連接結構立體圖；
[0044]圖4為圖3的分解圖；
[0045]圖5為本發(fā)明第一實施例帶緩沖的座艙透明件與框體的連接結構立體圖；
[0046]圖6為圖5的分解圖；
[0047]圖7為本發(fā)明第一實施例帶緩沖的座艙透明件與框體的連接結構平面圖；
[0048]圖8為本發(fā)明緊固組件的平面示意圖；
[0049]圖9為本發(fā)明第一實施例的第一壓力條的立體圖；
[0050]圖10為本發(fā)明第二壓力條的立體圖；
[0051]圖11為本發(fā)明直升機座艙透明件安裝結構中框體與透明件緊固過程原理示意圖；
[0052]圖12為本發(fā)明滑輪組件的結構示意圖；
[0053]圖13-14為本發(fā)明座艙透明件受到沖擊時的系統(tǒng)結構示意圖；
[0054]圖15為本發(fā)明第二實施例的直升機座艙透明件安裝結構的透明件與安裝框體連接結構剖面圖；
[0055]圖16為本發(fā)明第二實施例的直升機座艙透明件安裝結構的透明件與安裝框體連接結構立體圖；
[0056]圖17為圖16的分解圖；
[0057]圖18-20為本發(fā)明多種實施例的框體截面圖。
[0058]圖21為本發(fā)明的直升機座艙透明件緊固結構中緊固組件的另一較佳實施例示意圖。

【具體實施方式】
[0059]下面結合具體實施例對本發(fā)明作進一步說明。
[0060]請參閱圖1-2，在本發(fā)明一種直升機座艙透明件安裝結構的第一較佳實施例中，包括一安裝框體I和通過安裝框體I固定于直升機主體5的座艙透明件2 (可選用防爆玻璃或防彈玻璃等、并不限定)；安裝框體I形成有第一安裝槽10，座艙透明件2的側邊插設于第一安裝槽10內；且座艙透明件2的側邊結合有一圈框體3，框體3與第一安裝槽10之間形成有相互配合的安裝結構，框體3包括一壓迫組件31和一緊固組件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生成預應力進而緊固座艙透明件2。框體3與安裝框體I形成相互配合的限位部3111、111 ;框體3與安裝框體I之間設置有至少一彈性緩沖件35。
[0061]且框體3底部設置有滑動緩沖裝置，本實施例中滑動緩沖裝置采用滑輪組件33 ；安裝有框體3的座艙透明件2通過滑輪組件33擱置于下部的框架11上。本實施例中，限位部3111、111、滑動緩沖裝置以及彈性緩沖件35共同形成安裝結構。
[0062]結合圖12所示，滑輪組件33包括一滑輪座331和設置于滑輪座331內的滑輪332 ；其中滑輪座331通過螺栓緊固于第一壓力條311底部。
[0063]請參閱圖7-8，緊固組件32包括兩個對稱夾持于座艙透明件2兩側的弓形臂321，其材料應選用具有相當強度，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之間夾設形成一圍合空間320，弓形臂321包括一第一力臂3211與一連接第一力臂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生的阻力更??；第一力臂3211于遠離第二力臂3212的一側形成受壓端3214，該受壓端3214向下延伸形成有旋轉定位棱3217 ;第二力臂3212于遠離第一力臂3211的一側形成緊固端3215，緊固端3215上結合有壓板3216，且壓板3216與第二力臂3212的連接區(qū)域向內凹陷形成一壓板位置調節(jié)區(qū)3218，通過該壓板位置調節(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驅使第一力臂3211與第二力臂3212生成預應力。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，該種結構可以保證整個弧形臂充分和均勻形變，不易折斷。緊固組件32的兩受壓端3214之間配合形成有復數(shù)個螺栓孔。壓板3216與座艙透明件2之間可涂抹粘結膠(如UV膠)或夾設雙面膠(如3M膠)或墊設緩沖墊(如橡膠片)。
[0064]請參閱圖3-10，為便于描述現(xiàn)在該實施例中作以下定義:以圖4中座艙透明件2的通長延伸方向作為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的高度方向作為Z軸方向，且X軸垂直于Y軸，Z軸垂直于X軸與Y軸構成的平面。
[0065]安裝框體I包括框架11和固定于框架11上的蓋板12，框架11和蓋板12配合形成第一安裝槽10。
[0066]壓迫組件31包括一第一壓力條311和一第二壓力條312。其中第一壓力條311翻折形成限位部3111，第一壓力條311截面呈“ - ”型；第二壓力條312的表面中部沿X軸方向配合旋轉定位棱3217設置了兩條通長的旋轉定位槽3121，該旋轉定位槽3121的半徑等于或略大于旋轉定位棱3217的半徑，這樣當系統(tǒng)分別處于預緊固與緊固狀態(tài)時，旋轉定位棱3217可以有效地在旋轉定位槽3121內定位與進行轉動，兩滑移端3213才會在固定板1211內側表面僅沿Y軸方向位移。
[0067]弓形臂321的兩滑移端3213抵靠于第一壓力條311的表面；弓形臂321的兩受壓端3214抵靠于第二壓力條312的表面，弓形臂321的兩緊固端3215抵靠于座艙透明件2兩側面。
[0068]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于第一壓力條311表面發(fā)生相互遠離的位移，弓形臂321的兩緊固端3215受到座艙透明件2的限位，從而驅使第一力臂3211與第二力臂3212生成預應力緊固座艙透明件2 ;座艙透明件2通過圍合空間320進行X軸方向與Z軸方向的位置調整。
[0069]座艙透明件2的側邊凹陷形成第二安裝槽21并結合有一 T型件22 ；T型件22包括一背板221和形成于背板221的凸條222，凸條222嵌設并通過結構膠25固定于第二安裝槽21內，背板221抵靠第二壓力條312，且背板221與座艙透明件2之間墊設有墊片24 ；第一壓力條311、緊固組件32和第二壓力條312形成相互配合的復數(shù)個通孔，背板221與凸條222形成與該通孔配合的復數(shù)個螺孔；通過螺栓貫穿緊固第一壓力條311、緊固組件32、第二壓力條312以及T型件22，從而驅使緊固組件32的第一力臂3211與第二力臂3212生成預應力緊固座艙透明件2。通過螺栓的緊固，第二壓力條312壓迫緊固組件32的弓形臂321的兩受壓端3214向第一壓力條311方向位移，緊固組件32的弓形臂321的兩滑移端3213于第一壓力條311表面發(fā)生相互遠離的位移，緊固組件32的弓形臂321的兩緊固端3215受到座艙透明件2的限位，從而驅使緊固組件32的第一力臂3211與第二力臂3212生成預應力緊固座艙透明件2。
[0070]由于T型件22的凸條222通過結構膠25結合于第二安裝槽21內增大了 T型件22與座艙透明件2的連接面積，從而加大了框體3與座艙透明件2的整體連接強度，同時T型件22為穿設于第一壓力條311、緊固組件32和第二壓力條312之間的螺栓增加了螺孔長度，使得該螺栓擁有更長的螺距，增強了第一壓力條311與第二壓力條312之間螺接的強度及可靠性，進一步保證了框體3與座艙透明件2的穩(wěn)定牢固連接。
[0071]在座艙透明件2出廠前，先通過結構膠將T型件22結合于座艙透明件2各側邊的第二安裝槽21，接著安裝框體3，將第一壓力條311設置于緊固組件32第一力臂3211的外側；第二壓力條312設置于緊固組件32第一力臂3211和T型件22背板221之間，緊固組件32弓形臂321的兩緊固端3215抵靠于座艙透明件2的兩側面；然后通過依次穿設于第一壓力條311、緊固組件32、第二壓力條312和T型件22的螺栓緊固第一壓力條311和第二壓力條312，第二壓力條312壓迫緊固組弓形臂321的兩受壓端3214向第一壓力條方向位移，緊弓形臂321的兩滑移端3213于第一壓力條的表面發(fā)生相互遠離的位移，弓形臂321的兩緊固端3215受到座艙透明件2的限位，從而驅使弓形臂321生成預應力緊固座艙透明件2。在座艙透明件2底部的框體3上安裝滑動緩沖裝置，本實施例為滑輪組件33。然后將已安裝有框體3的座艙透明件2設置于第一安裝槽10內，并使得限位部3111、111相互配合，然后將彈性緩沖件35設置于框體3和框架11之間；再將蓋板12安裝固定于框架11上，形成槽口 ；此時彈性緩沖件35位于框體3、框架11和蓋板12圍成的空間內；將座艙透明件2調整到預設位置后，在槽口設置橡膠條14密封。
[0072]下面配合圖7、11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，通過旋轉定位棱3217與旋轉定位槽3121的配合保證了受壓端3214在移動過程中不發(fā)生X、Y軸方向上的偏移，兩個弓形臂受壓端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表面沿Y軸方向發(fā)生相互遠離的位移，而兩緊固端3215沿Y軸方向發(fā)生相互靠近的位移直至抵靠于座艙透明件2的側面，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；進一步通過第二壓力條312壓迫兩受壓端3214向第一壓力條311方向位移，進而驅使兩滑移端3213沿Y軸方向繼續(xù)相互遠離，而兩緊固端3215此時抵靠于座艙透明件2的側面并由此受到限位，第一力臂3211及第二力臂3212由此發(fā)生形變并生成預應力，至此具有穩(wěn)定預應力結構的座艙透明件2與框體3達到緊固狀態(tài)，座艙透明件2獲得緊固。同樣的，當預應力需要解除時，只要將相應螺栓松開，弓形臂321的形變會恢復到之前未緊固狀態(tài)，此時預應力自動消失，整個直升機座艙透明件安裝結構的部件都是無損耗的和可重復使用的，不僅節(jié)約了成本，同時也非常環(huán)保。
[0073]請參閱圖13，當本發(fā)明的座艙透明件2受到沖擊時，若沖擊力較小，座艙透明件2不發(fā)生形變并在沖擊力的作用下產生沖擊方向的位移，壓迫彈性緩沖件35和橡膠條14起到緩沖的效果，沖擊力消失后座艙透明件2可在彈性緩沖件35的作用下復位。
[0074]請參閱圖14，當本發(fā)明的座艙透明件2受到的沖擊較大，由于座艙透明件2采用防彈或防爆玻璃等夾膠玻璃，所以座艙透明件破碎后仍靠膠片粘接為一整體，此時雖然座艙透明件2的中部受到沖擊發(fā)生形變，但是由于框體3的存在保證了座艙透明件2的周邊基本未產生形變收縮，從而防止了初步的逃逸；當座艙透明件2發(fā)生的形變較大，從而帶動其周邊發(fā)生逃逸出第一安裝槽10的位移時，座艙透明件2的周邊又進一步通過框體3上的限位結構3111配合槽口進行限位；進而防止了座艙透明件2受到沖擊后的整塊脫出。
[0075]請參閱圖18-20，本實施例中第二壓力條312與座艙透明件2的連接結構如圖18所示；另外也可如圖19所示，在第二壓力條312本身的中部形成凸條，此時無需T型件22，可直接將第二壓力條312的凸條通過結構膠25固定于第二安裝槽21內，此時墊片24墊設于第二壓力條312與座艙透明件2之間。也可如圖20所示，座艙透明件2的側邊不開設第二安裝槽21，也無需T型件22，只通過預應力結構對座艙透明件2進行緊固。
[0076]請參閱圖15-17，在本發(fā)明的第二較佳實施例中，本發(fā)明的一種直升機座艙透明件安裝結構其主要結構與第一實施例相同，區(qū)別在于:不具備第一實施例中的緩沖結構，且安裝框體I形成第一壓力條311，通過螺栓緊固所述第一壓力條311與第二壓力條312形成安裝結構進而將座艙透明件2安裝于第一安裝槽內10。
[0077]進一步參閱圖21所示，當座艙透明件2邊緣呈圓弧面時，緊固組件32的第二力臂3212可以分裂成多個夾爪，以更貼合于座艙透明件2的圓弧面，使緊固組件在不破壞座艙透明件2自身內應力的前提下，更牢固與穩(wěn)定地緊固座艙透明件2。
[0078]以上結合附圖實施例對本發(fā)明進行了詳細說明，本領域普通技術人員可根據(jù)上述說明對本發(fā)明做出種種變化例。因而，實施例中的某些細節(jié)不應構成對本發(fā)明的限定，本發(fā)明將以所附權利要求書界定的范圍作為本發(fā)明的保護范圍。
【權利要求】
1.一種具防爆緩沖功能的武裝直升機透明件緊固結構，包括一安裝框體和通過所述安裝框體固定于直升機主體的座艙透明件；其特征在于，所述安裝框體形成有第一安裝槽，所述座艙透明件的側邊插設于所述第一安裝槽內；所述座艙透明件的側邊結合有一圈框體，所述框體與所述第一安裝槽之間形成有相互配合的安裝結構，所述框體包括一壓迫組件和一緊固組件，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應力進而緊固所述座艙透明件。
2.如權利要求1所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，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兩側的弓形臂，兩弓形臂之間夾設形成一圍合空間，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，所述第一力臂于遠離所述第二力臂的一側形成受壓端，所述第二力臂于遠離所述第一力臂的一側形成緊固端，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使所述第一力臂與第二力臂生成預應力。
3.如權利要求2所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，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； 所述弓形臂的兩滑移端抵靠于所述第一壓力條表面；所述弓形臂的兩受壓端抵靠于所述第二壓力條的外側表面，所述弓形臂的兩緊固端抵靠于所述座艙透明件兩側面； 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于所述第一壓力條的表面發(fā)生相互遠離的位移，所述弓形臂的兩緊固端受到所述座艙透明件的限位，從而驅使所述第一力臂與所述第二力臂生成預應力緊固所述座艙透明件。
4.如權利要求3所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于，所述座艙透明件通過所述圍合空間進行一第一方向與一第二方向的位置調整。
5.如權利要求4所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于，所述安裝框體形成所述第一壓力條，通過螺栓緊固所述第一壓力條與所述第二壓力條形成所述緊固結構進而將所述座艙透明件安裝于所述第一安裝槽內。
6.如權利要求4所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于，所述第一壓力條與所述安裝框體形成相互配合的限位部；所述框體與所述安裝框體之間設置有至少一彈性緩沖件。
7.如權利要求6所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于:所述框體的底部設置有滑動緩沖裝置。
8.如權利要求1?7中任一項所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于，所述安裝框體包括框架和固定于所述框架上的蓋板，所述框架和所述蓋板配合形成所述第一安裝槽。
9.如權利要求8所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于:所述座艙透明件的側邊凹陷形成第二安裝槽并結合有一 T型件；所述T型件包括一背板和形成于所述背板的凸條，所述凸條嵌設于所述第二安裝槽內，所述背板抵靠所述第二壓力條，通過螺栓貫穿緊固所述第一壓力條、所述第二壓力條以及所述T型件的背板與凸條，從而驅使所述緊固組件的第一力臂與第二力臂生成預應力緊固所述座艙透明件。
10.如權利要求9所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于所述座艙透明件和所述背板之間設有一墊片。
11.如權利要求2?7中任一項所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于:所述弓形臂的滑移端呈圓弧面或斜面。
12.如權利要求2?7中任一項所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，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。
13.如權利要求2?7中任一項所述的武裝直升機座艙透明件緊固結構，其特征在于:所述緊固組件的弓形臂的受壓端向下延伸形成有一旋轉定位棱，所述第二壓力條對應所述緊固組件的所述旋轉定位棱形成有旋轉定位槽。
14.一種應用權利要求1?7中任一項的緊固結構對武裝直升機座艙透明件進行緊固的方法。
【文檔編號】B64C1/14GK104165015SQ201310207116
【公開日】2014年11月26日 申請日期:2013年5月16日 優(yōu)先權日: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