[0033] 本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，而提供一种全新的民航飞机窗体透明件的紧固安装结构。
[0034] 为解决上述技术问题，本发明公开了一种民航飞机的窗体透明件紧固安装结构，包括机体以及安装于所述机体上的透明件；所述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，所述压迫组件配合透明件压迫所述紧固组件生成预应力进而紧固所述透明件。
[0035] 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透明件驱使所述第一力臂与第二力臂生成预应力。
[0036] 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；
[0037] 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透明件的两侧面；
[0038] 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透明件。
[0039] 本发明的进一步改进在于，所述透明件通过所述围合空间进行一第一方向与一第二方向的位置调整。
[0040] 本发明的进一步改进在于，所述透明件包括至少一有机夹层；所述边框包括限位销；所述有机夹层形成与所述限位销配合的限位孔，所述限位销插设于所述限位孔中。
[0041] 本发明的进一步改进在于，所述透明件包括间隔布置的一或复数组有机夹层和一或复数组无机玻璃层。
[0042] 本发明的进一步改进在于，包括复数个所述紧固组件，所述紧固组件相互套设且每一所述紧固组件的紧固端抵靠于对应的一组有机夹层或一组无机玻璃层外。
[0043] 本发明的进一步改进在于，所述边框外侧设有橡胶条。
[0044] 本发明的进一步改进在于，所述第二压力条为T型件。
[0045] 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。
[0046] 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。
[0047] 本发明的进一步改进在于，所述两紧固端与所述透明件之间可涂抹粘结胶、夹设双面胶或垫设缓冲垫。
[0048] 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。
[0049] 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。
[0050] 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。
[0051] 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。
[0052] 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。
[0053] 本发明由于采用了以上技术方案，使其具有的有益效果是：
[0054] 1.本发明中透明件通过边框与机身骨架实施紧固，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，不会产生因为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。
[0055] 2.在本发明中，透明件以位置可调的方式紧固于机身骨架，且紧固组件对透明件的生产制造误差有一定的宽容度，因此使得透明件与骨架的装配更便捷、避免装配应力的产生，同时可大幅提高透明件制品的装配互换性。
[0056] 3.本发明通过预应力结构咬合透明件平面，并在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透明件与机身一起的整体受力结构，有效地将透明件承受的荷载通过预应力结构传递至机身，保证了机身结构的完整性。
[0057] 4、本发明民航飞机窗体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，保持机身结构的安全与稳定。
[0058] 5、本发明中密封胶与结构胶通过预应力结构组件的包裹，使其更牢固、更长久地粘结于透明件边缘，大大增加了密封胶与结构胶的使用寿命，层合透明件中的聚氨酯夹层也不会因密封胶的失效而被潮气腐蚀，避免了层合透明件中的聚氨酯夹层变色、龟裂、分层等现象，保护了层合透明件中的导电条，避免了导电条断裂而导致的电弧现象；且通过预应力结构组件对层合透明件的压迫紧固，使其控制住了层合透明件中各夹层之间的关系，使层合透明件中的各夹层能更有效地通过聚氨酯夹层粘合在一起，这将大大增加层合透明件的使用寿命，减少层合透明件的更换频率，降低成本，提高使用效率。
[0059] 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，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，保持机身结构的安全与稳定。
[0060] 7、本发明对透明件与机身骨架实施紧固的过程，不再需要在透明件上开设螺栓孔，因此透明件材质的选择将不再受紧固安装方式的困扰与限制，相信更多更安全更合理的航空玻璃工艺形式会在民航飞机的窗体透明件中得到运用。
[0061] 8、本发明因为具有上述特点，所以民航飞机上的弧形风挡与弧形舷窗等造型独特的异型透明件将更多的被使用，同时对窗体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。
[0062] 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。
[0063] 10、在实际运用当中，部分民航飞机窗体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民航飞机窗体透明件的圆弧面，使紧固组件在不破坏民航飞机窗体透明件自身内应力的前提下，更牢固与稳定地紧固民航飞机窗体透明件。
