专利名称：在机身上组装舷窗围框的方法、用于实施的围框以及配置有此类围框的飞行器机身的制作方法
技术领域：
本发明涉及在作为支撑件的飞行器机身上安装舷窗围框的方法、用于实施该方法的围框、以及配置有所述舷窗围框的飞行器机身。
背景技术：
飞行器包括伪筒形的机身，该机身通过加固元件(例如框架和桁条)来加固，以抵抗在各个飞行阶段期间遇到的机械应カ，尤其是压カ施加的机械应カ。在机身上实现一般呈圆角矩形或长圆形形状的开ロ，以安装具有相同形状的舷窗，这些舷窗的透明性允许乘客看见外部环境。这些舷窗在其侧壁的延伸处固定在围框上，其中所述围框的周边尺寸大于在机身壁上实现的用于接收舷窗的开ロ的尺寸。该配置因此 允许围框借助于内部压カ而支在机身上，以实现舷窗在机身上的“自然”密封性，其中所述内部压カ由于内部大气被加压而明显大于飞行期间飞行器的外部压力。通过螺固或铆固而固定在围框上的保持装置和围框与机身蒙皮之间的机械连接装置的目的在于在围框和机身蒙皮之间产生机械完好性，使得围框參与组件的机械保持。该配置还允许保证在该区域的空气密封性和水密封性。这些围框还必须能够抵抗机身弯曲施加的机械应カ和对舷窗进行的加压。此外，在将舷窗集成到机身中时要考虑符合机身外蒙皮的流线型轮廓(profil a6rodynamique)。
发明内容
本发明g在通过特别地缩短安装时间来降低与此类安装有关的制造、组装、运营和维护的多重成本，其中通过简化舷窗的安装来缩短安装时间，同时特别地通过合适的围框构造和安装重量的减轻来改善安装的质量。为此，本发明根据特定的组装方法在围框和机身蒙皮之间设置特殊连接，该组装方法尤其允许省去在机身开ロ边缘和舷窗之间的围框部分。更具体地，本发明的一个主题在于ー种在飞行器机身上组装围框的方法，其中，机身元件包括机身蒙皮，该机身蒙皮具有内表面和外表面，围框的部件在供给阶段被集合(在相同地点)。蒙皮和围框由基于碳纤维的复合材料构成。根据复合材料基质的树脂是否进行了交联，该材料分别称为熟料或生料，其中所述交联通过特定于所用材料的压力/温度循环来启动。每个围框都具有大致呈圈状的壁，在准备阶段在围框圈大致平的外表面和蒙皮的内表面之间的界面处根据预先确定的(所述蒙皮中的)位置注入胶合剂膜。由此组装出的整体被引入到一般为压热器的闭合空间中，以进行共胶合阶段，该共胶合阶段在确定的时长、温度和压カ条件下结合蒙皮的熟化和围框的胶合，其中所述条件例如通过在由复合材料生料制成的蒙皮上的预熟化桁条的共熟化而已知。共胶合结束后，机加工阶段包括通过根据待安装舷窗的轮廓的互补轮廓来切割由围框构成的圈的环形部分和与该部分连接的机身蒙皮、然后取出切割下的材料而实现舷窗开ロ。在上述操作期间胶合在蒙皮上的围框部件然后还通过数量有限的固定元件来机械地固定在相対的机身蒙皮上，以应对脱胶的情況。由此，安装在开口中的舷窗支在机身蒙皮上。然后可以在围框上固定舷窗保持部件。该方法有利地在相同的时长、温度和压カ条件下集成了桁条在机身蒙皮上的共胶合。此外，该方法可以适于任何类型的舷窗和机身。本发明还g在允许维持围框，以使得在准备阶段结束后框架能够留在支撑件上，处于预先确定的容差范围所限定的位置上。为了进行围框的安装，首先在机身中实现合适的开ロ，并在定位阶段中借助于位于机身蒙皮和围框上的參考区域(例如先导孔)将每个围框大致定位在该围框专用的开ロ中。然后，将每个舷窗安装在由围框构成的安置位置中。然后通过通常在两个同心行上的铆固或螺固装置来将围框固定在机身蒙皮上。因 此需要大量的固定元件(螺栓或铆钉)，例如72或96个螺栓。一般地，无论组装类型如何(通过胶合、加热、辐射等)，都有在框架最终组装在支撑件上之前将围框定位在该支撑件上的阶段。然而，该定位是借助于临时装置(标记、钉子、垫块、支柱等)来实现的，并有时是在困难的条件(拥挤、温度等)下实现的，这不允许在该阶段准确恒定地保持框架的位置。特别地，对于ー种配置情况(其中，围框将借助于在熟化/胶合循环期间使用在围框和蒙皮之间的胶合剂膜来通过胶合固定在蒙皮上)下的飞行器舷窗围框，预熟化的围框会在胶合剂膜上“浮动”，这些围框在熟化循环结束时的位置因此是不准确的，会超出预先确定的容差。为了达到所述维持围框的目的，本发明提出通过特殊支撑件来定位框架。更具体地，本发明还有一个主题在于ー种通过应用上述方法在作为给定支撑件的飞行器机身蒙皮上组装围框的方法，其中，围框具有用于组装的壁表面和由该壁构成的内轮廓，该内轮廓限定孔ロ。该方法在准备阶段包括将围框定位在支撑件上的阶段，该阶段之后为将围框固定在该支撑件上的阶段。在定位阶段中，围框被布置在模具中，并在被模具关闭的围框孔口中插入顶在该围框内轮廓上的定心器。在围框和用于组装的支撑件之间插入粘接剂膜。使支撑件根据由模具标识的位置与围框的组装表面接触，然后使定心器与支撑件连接。在固定阶段，取出模具，并通过粘接剂的硬化将围框固定在支撑件上，围框相对于支撑件的位置通过围框在与支撑件连接的定心器上的自动定心而保持固定不变。在固定阶段围框在支撑件上位置的保持因此允许最小化位置容差范围。优选地，围框/支撑件这ー组件可以在固定阶段中根据粘接剂的性质接受能量供给，该能量供给将粘接剂膜转化为固定连接。根据ー个特殊的实施例，围框是预熟化的，固定阶段因此包括围框和支撑件的共胶合，该共胶合在根据构成围框、粘接剂和支撑件的材料来确定的温度和压カ条件下结合了围框的胶合和支撑件的熟化。有利地，该共胶合在炉子闭合空间中进行，其中所述炉子闭合空间一般为压热器。有利地，可以实施支撑件的最終切割阶段，以在支撑件中成形开ロ，以使得该开ロ被围框围绕。该开ロ可以具有与围框内轮廓互补的轮廓。切割可以同时挖空支撑件并扩大围框的孔ロ，以构成单ー轮廓。该方法特别地适用于飞行器机身开ロ的围框，并尤其适用于舷窗围框，其中所述飞行器机身开ロ例如为附属出ロ(接线出口、器具出口、安全出ロ等)、舱门并尤其是起落架舱门、检查ロ盖。对于所有这些开ロ，围框都是由复合材料制成的，支撑件由飞行器的机身蒙皮构成，并也是由复合材料制成，固定阶段期间的共胶合循环在确定的时长、温度和压カ条件下结合了事先预熟化的围框借助于粘接剂膜进行的胶合和蒙皮的熟化，其中所述确定的时长、温度和压カ条件通过例如在由复合材料生料制成的蒙皮上的预熟化加固桁条的共熟化而已知。在该应用中，允许支撑围框内轮廓的每个模板都能够填充整个围框孔ロ。模板和机身蒙皮之间的连接优选地通过叉钩连接(harponnage )来实现。实施支撑件的最终廊形加工阶段，以根据要在由围框来加固的开口中安装的附件 (舷窗或任何其他附件，如舱门、门、盖塞等)的轮廓在蒙皮中构成所期望的开ロ。廊形加工根据优选地大于围框的初始内轮廓的轮廓挖空机身蒙皮，以及优选地挖空相対的围框，以限定适于待安装的附件的开ロ。此外，廊形加工阶段允许去除安装了叉钩(harpon)的区域，该区域会具有由叉钩造成的质量缺陷。本发明还涉及ー种围框，该围框在剖面上呈“T”形，该T形尤其适于实施所述安装方法的胶合阶段，所述“T”的杆部在延展中构成圈，而所述“T”的足部则有利地构成围框向着机身内部的中突起，以固定保持部件。特别地，在切割舷窗开ロ之后，“T”的杆部在“T”的足部两侧具有两个长度大致相同的部分，这保证了围框部件在机身蒙皮上在“T”的足部两侧的良好的安置平衡。本发明还涉及ー种飞行器机身，该飞行器机身包括机身蒙皮和由复合材料制成的舷窗围框和桁条，其中所述机身蒙皮具有内表面和外表面。围框具有大致呈圈状的壁，该圈具有外表面，该外表面大致是平的，并胶合在蒙皮的内表面上。并且根据与布置在对面的舷窗的轮廓匹配的轮廓来切割机身蒙皮，舷窗因此通过结构密封件直接支在蒙皮上。此外，围框与机身的内蒙皮30i机械地连接。围框在剖面上具有“T”形，该“T”的杆部在延展中构成有外表面的圏，而所述“T”足部则构成围框向着机身内部的中突起。
參照附图阅读以下详细的说明，本发明的其他方面、特征和优点将变得显而易见。在这些附图中
图I是机身蒙皮上的一个围框示例在共胶合(co-collage)阶段之后且廓形加工(detourage)阶段之前的部分透视剖视 图2是ー个步骤图，该步骤图示出了根据本发明的安装方法的主要阶段；
图3是机身蒙皮上的一个围框示例在廓形加工阶段之后的部分透视剖视 图4是ー个交错固定在机身蒙皮上的围框的俯视 图5是根据本发明的、配置有安装为与围框连接的舷窗的一个机身示例的透视剖视
图6是处于根据本发明的方法的定位阶段的一个舷窗围框在飞行器机身蒙皮上的组装示例的部分剖视示意 图7是处于固定阶段的上述示例的相同视图；和 图8是在切割出所期望的开ロ之后的上述示例的相同视图。
具体实施例方式在整个本文档中，措辞“侧向的”、“侧向地”或等同术语涉及所提及元件(舷窗、密封件、围框)的轮廓壁。“内部”和“外部”或等同类型的术语分别涉及朝向内侧“IN”和朝向外侧“EX”的元件表面。飞行器机身限定内部空间INT和机身外的外部空间EXT。本文档分别根据元件在空间INT和EXT中的位置限定内部元件和外部元件。在图I中示出了根据本发明的围框20，该围框由基于树脂基质中的碳纤维的复合材料制成。该围框20在剖面上具有T形(在附图阅读方向上为倒T形)，包括“!'”的杆部21和“T”的足部21c，所述“T”的杆部在部件的三维延展中构成圏，即该圈的外表面21e，而所述“T”的足部则在安装位置上构成围框20在机身内部的中突起。圈21在“T”的足部21c 两侧具有两个部分中央部分21a (即朝向圈中心的部分)和另ー个所谓的周边部分21b。中央部分21a的长度“ L”大于周边部分的长度“I”。在一个示例中，比值“1/L”等于75%。在本文档中，形容词“中央”涉及朝向舷窗或圈的中心的元件，与形容词“周边”相汉。现在參照图2的图，根据本发明的安装方法的第一供给步骤100在于在相同位置集合由基于还是生料的(即还没有造成其交联的)树脂基质中的碳纤维的复合材料制成的机身蒙皮和已经“熟化”过的(即已经在适于复合材料等的压カ和温度条件下完成其交联的)舷窗围框20。在随后的准备阶段200中，在围框20的每个圈21的大致平的外表面和机身蒙皮之间形成的界面上，根据预先标识的位置注入例如为环氧树脂胶合剂的胶合剂膜。由此组装的整体被引入到压热器中，以进行共胶合阶段300，该共胶合阶段在単一阶段中结合了蒙皮的熟化(cui sson )和围框在该蒙皮上的胶合。有利地，为了节省准备时间，同样由复合材料熟料制成的机身的加固桁条的胶合在共胶合阶段与围框部件的胶合同时进行。压热器的时长、温度和压カ条件为通常用于实施机身蒙皮和加固桁条的胶合所使用的条件。例如，设置每分钟0.5至2. 5°C的升温，以在大约为6至10 bar的压カ下达到180°C——有大约120分钟的中间平台。在降温之前遵循另ー个时长为120分钟的温度平台。在最終回到环境温度和压カ之前，以每分钟I至3°C的下降率来控制温降直至大约为50至70°C的温度。从该胶合阶段出来后，围框就直接定位在围框在蒙皮上的最終位置处，不需要额外的调整和定位操作。相应地降低了安装成本和时间。在压热器中进行了共胶合阶段后，机加工阶段400包括通过围框20的中央部分21a和相対的机身蒙皮的切割来实现舷窗开ロ。实施切割，以使得开ロ的轮廓对应于待安装的舷窗的互补轮廓。移除由此切割下的材料，以使得出现对应的开ロ。该机加工阶段允许形成围框20的长度大致相同的部分21a和21b。图3考虑了该操作，该操作开通了开ロ 40，并使得围框的圈21的部分21a和21b的长度相等，预先计算这些长度，以使得廓形加工准确地使部分21a的长度“L”与部分21b的长度“I” 一致。该等同化保证围框部件在机身蒙皮上在围框足部21c两侧良好的安置平衡。“T”的杆部21的周边部分21b的端部Tb已经通过在围框制造阶段的机加工(见图I)而带有斜面，以便大致实现与周围机身蒙皮30的轮廓连续性。蒙皮30的端部30b和围框20的部分21a的端部Ta的轮廓通过廓形加工而带有斜面。这种切割按照相同的角度来实施，例如借助于3D五轴的机加工工具，以使得开ロ 40能够匹配舷窗的带有斜面的互补轮廓。最终安装阶段500因此包括将围框20机械地固定在相対的机身蒙皮上。围框20的杆部21的部分21a和21b中的每个都与相対的内部蒙皮30i机械连接，以优选地根据如图所示交错的布置来构成两行围绕舷窗的连接装置(在所示出的示例中为 螺栓V5和V6)。通过钛制成的螺栓来实现螺固。由于围框完全地支在机身上而没有悬伸并且由于通过共胶合进行的有效胶合以及由于交错的布置允许围绕舷窗的平衡的分布，所以相对于现有技术显著地減少了螺栓的数量。例如，在图4的俯视图中使用了 20个螺栓，该图示出了在安装舷窗前固定在机身内部蒙皮30i上的围框20。借助于本发明使用数量減少了的螺栓(例如在16至24个之间)而不妨碍固定质量，这允许降低安装时间和成本，并允许减轻机身的重量，这导致在运营和维护成本上的节省。然后通过将舷窗5直接支在机身蒙皮上来安装舷窗5。图5的透视剖视图更准确地示出了根据本发明的一个机身示例，该机身示例配置有安装为与围框20连接的舷窗5。在该示例中，舷窗5的侧表面50以及机身蒙皮的端部30b和围框的端部Ta具有带有斜面的互补轮廓。舷窗的尺寸向外部“ EX”减小的其他轮廓和机身蒙皮的互补轮廓是可行的凹的、按照ー个或多个台阶带有直角的、这些轮廓的组合和/或带有斜面的轮廓。每个舷窗5由两个高強度丙烯酸塑料或特殊玻璃制成的板构成具有大致直的轮廓(垂直于主要表面)的第一内部板5i和更厚的、具有带斜面的轮廓的第二外部板5e，其中所述带斜面的轮廓构成表面50,两个板5i和5e由空气层5a隔开。如上文參照现有技术所述，舷窗的板和层5i-5a_5e通过结构密封件6组装在一起。更具体地，密封件6在圈60处插在空气层5a中——这允许标定两个板之间的厚度空隙5a——并且在内部板5i的内部主要表面50i边缘处的圈61处以及在斜面50处插入。如上所述，在根据相同角度的廓形加工之后，蒙皮30和围框20的部分21a的端部轮廓匹配密封件6和舷窗5的表面50的轮廓。在飞行时蒙皮30的外表面30e与舷窗5的外表面50e大致对齐。为此，表面50e在安装时略微缩进(如图所示)，以预期到飞行时由机舱加压造成的变形。由此计算的对齐允许在飞行时最小化由残余错位造成的寄生阻力。由此，围框没有任何部分插在机身和舷窗之间在围框和机身蒙皮之间没有形成任何通向外部的间隙，而现有技术的围框上的用来导闪电的铜层则因此变得没有用处。实现了围框的经常性成本的节省和重量的节省。最后将航窗保持部件34固定在围框向着机身内部的中突起上。大致呈像航窗S封件6的内部圈61 —样的圈状的该保持部件34有利地完成舷窗5在围框20上的安装。该保持部件34在其中央边缘34c处支在密封件6的圈61上，并在周边边缘34p处固定在围框20构成中突起的足部21c的端部Te上。该固定通过双重连接来实现沿着足部21c的第一固定螺丝VlO和该连接件VlO在足部21c上的横向固定螺丝VII。周边边缘34p向着内部翻卷超出围框20的足部21c。保持部件34例如为根据所期望的构造弯折的热塑性材料或板材。有利地，舷窗5的密封件6在内部板5i的延伸上在舷窗5和围框20的足部21c之间以截面大致为矩形的空心环6t的形式侧向地延伸。该延伸部可以用作滲透水的冷凝管道和用于舷窗在围框中的自动定心。替代地，密封件的这种延伸部可以添加并胶合到围框20的足部21c上。 在图5示出的ー个实施变型中，注意到圈21包括侧向加固肋条7，所述侧向加固肋条在足部21c和周边部分21b之间沿着围框20规则地分布。这些肋条允许限制由于机械应カ造成的围框展开的风险。在另ー个实施变型中，还可以要求以能够共胶合在机身蒙皮上的大致平的带子的形式一体制造多个围框。这些带子的围框通过用模制或预织造技术成形“T”的足部类型 的突起21c来预成形,其中所述模制或预织造技术分别为RTM (英文为“Resin TransferMoulding”,即树脂传递模塑)类型的或LRI (英文为“Liquid Resin Infusion”,即液体树脂灌注)类型的。为了减轻这些带子的重量，可以要求消除某些在围框之间的区域，同时保持整体的刚度。參照示出定位阶段的图6，每个围框I都由圈12和环形突起14构成，其中所述环形突起用于在飞行器机身的内部空间INT中延伸。因此，围框在剖面上具有如图所示的T形轮廓，该图还示出了围框I围出的孔ロ“O”的存在，在图6的剖视图中，该孔ロ出现在T形轮廓之间。围框由基于碳纤维的复合材料制成，并在之前的准备阶段中预熟化。由聚甲基丙烯酰亚胺泡沫制成的模板3布置在围框I的孔ロ“ O”中，顶在限定孔ロ界限的圈12的内轮廓Ii上。替代地，模板可以由聚氨酯、聚酯或NBR聚合物泡沫构成。这些模板构成刚性、连续并与围框内轮廓互补的定心器。然后将围框I和模板3布置在公模2m中，该公模包括环形槽22，该环形槽被成形为用于接收围框I的环形突起14。通过在围框I和模板3的整体上布置薄的聚酰亚胺或热塑性弾性体包壳6来预先进行装袋，以方便之后取出公模2m并允许在之后的熟化循环期间在围框/模板/机身蒙皮构成的组件上施加压カ循环。在该定位阶段中，在圈12位于与突起14相对ー侧的、换句话说即外侧EXT的表面12e上施加环氧树脂膜7。树脂在之后的固定阶段的共熟化循环期间參与围框在机身蒙皮上的固定。纤维布置机器沉积连续的复合材料层，以通过根据相对于布置在公模周边的參照点的几何參照的覆盖来构成机身蒙皮4。在蒙皮4的覆盖结束时，叉钩5从蒙皮4的外表面4e开始嵌入，穿过蒙皮4并穿入模板3中。由此通过模板在支撑件上逐个点的钩挂来实现了模板/蒙皮的连接。叉钩5的位置有利地由通过在表面4e所期望的位置上投射激光的激光辅助来调整。在叉钩连接技术以外，可以通过装订、钉钉子、挂钩或等同技术来实现模板/蒙皮的钩挂。叉钩5具有有限的长度和锥形端部51，以免损坏装袋包壳6。此外，这些叉钩5具有在厚度上足够薄的头部52，以免在之后的固定阶段干扰共熟化。在固定阶段期间，如图7的部分剖视图所示，围框/模板/蒙皮的整体100在该整体被转移到母模2f上之后被引入到压热器的闭合空间200中。闭合空间200被调节为合适的温度和压カ210，以进行生料蒙皮4在预熟化的围框I上的共熟化，以及树脂7的硬化。围框I相对于蒙皮4的位置通过这些围框在模板3上的自动定心来保持固定不变，其中所述模板通过叉钩5与蒙皮4连接。在固定阶段期间围框在支撑件上位置的保持因此允许最小化位置容差区间，例如允许将该容差区间除以4。在最終切割阶段，通过在由虚线“L”(图7)限定的区域中切割围框I和蒙皮4的组件来实现舷窗开ロ。围框/蒙皮这一整体离开闭合空间并脱摸。參照图8，蒙皮4和围框I的圈12通过廓形加工工具的切割使得出现开ロ 9，该开ロ 9能够接收舷窗。有利地，挖空机身蒙皮的廓形加工同时还根据比围框的圈12的初始内轮廓Ii大的轮廓来切割围框I。由此在围框和蒙皮中形成的轮廓“P”允许限定与待安装的舷窗的轮廓相适应的开ロ 9。本发明不限于上述实施示例。例如，围框可以具有L形或C形的不同轮廓。 此外，围框在机身蒙皮上的固定和保持部件在围框上的固定可以通过任何合适的手段来实现，有利地通过螺固、铆固、偏心螺固、夹固、冲压等来实现。此外，本发明适用于任何类型的、带有或没有开ロ的支撑围框，无论是在车辆、建筑、动产、装饰等领域。
权利要求
1.一种用于将围框组装在飞行器机身上的方法，其中，机身元件包括机身蒙皮(30)，该机身蒙皮具有内表面(30i)和外表面(30e)，在供给阶段(100)集合围框(20)和桁条，所述蒙皮和所述围框由基于碳纤维的复合材料制成，所述方法的特征在于，每个所述围框(20)都具有大致呈圈(21)状的壁，在准备阶段(200)中在所述围框的圈(21)的大致平的外表面(21e)与所述蒙皮的内表面(30i)之间的界面处根据预先确定的位置注入胶合剂膜，所述方法的特征还在于，将如此组装出的整体引入到闭合空间中，以进行共胶合阶段(300)，该共胶合阶段在确定的时长、温度和压カ条件下将所述围框的胶合和所述机身蒙皮(30)的熟化相结合，所述方法的特征还在于，结束所述共胶合之后，机加工阶段(400)包括通过根据与待安装的舷窗的轮廓互补的轮廓切割所述围框(20)构成的所述圈(21)的环形部分(21a)和相対的、与所述部分连接的机身蒙皮(30)然后取出切割下的材料来实现舷窗(5)的开ロ(40)，所述方法的特征还在于，在安装阶段(500)中，所述围框(20)的部件机械地固定在相対的机身蒙皮(30)上。
2.如权利要求I所述的组装方法，所述围框(I)具有用于组装的壁(12)的表面(12e)和由该壁(12)构成的内轮廓(li)，该内轮廓限定孔ロ(0)，所述方法在所述准备阶段(200)包括将所述围框(I)定位在作为支撑件(4)的所述机身蒙皮(30)上的定位阶段，之后是将所述围框(I)固定在所述支撑件上的固定阶段，该方法的特征在于，在所述定位阶段中 所述围框(I)被布置在模具(2m)中，在所述围框(I)被所述模具(2m)关闭的孔ロ(O)中顶着所述内轮廓(Ii)插入定心器(3)，并在所述用于组装的围框的表面(12e)上施加粘接剂(7)膜； 使所述支撑件(4)根据由所述模具(2m)标识的位置与所述围框(I)的组装表面(12e)接触，然后使所述定心器(3)与所述支撑件(4)连接， 所述方法的特征还在于，在所述围框(I)至少通过所述粘接剂(7)的硬化而固定在所述支撑件上的所述固定阶段中，所述围框(I)相对于所述支撑件(4)的位置通过所述围框(I)在与所述支撑件(4)连接的所述定心器(3)上的自动定心而保持固定不变。
3.如权利要求2所述的组装方法，其中，所述围框(I)在所述支撑件(4)上的组装在所述固定阶段接受能量供给，该能量供给将所述粘接剂(7)膜转化为固定连接。
4.如权利要求2或3中任一项所述的组装方法，其中，所述定心器由刚性、连续并与所述围框(I)的内轮廓(Ii)互补的模板(3)构成。
5.如权利要求4所述的组装方法，其中，所述模板(3)与所述支撑件(4)之间的连接通过所述模板(3)在所述支撑件(4)上逐个点的钩挂来实现。
6.如上述权利要求中任一项所述的安装方法，其特征在于，桁条在所述机身蒙皮(30)上的共胶合与所述围框(20)的共胶合同时地在相同的时长、温度和压カ条件下实现。
7.如上述权利要求中任一项所述的安装方法，其中，所述围框(20)和相対的所述机身蒙皮(30)的切割通过廓形加工来实现。
8.ー种用于实施如上述权利要求中任一项所述的安装方法的围框，其特征在于，所述围框在剖面上具有“T”的形状，该“T”的杆部(21)在延展中构成外表面(21e)大致平的圏，而该“T”的足部(21c)则构成所述围框向着机身内部(IN)的中突起，所述围框的特征还在于，在切割前所述杆部(21)的中央部分(21a)在剖面上具有大于周边部分(21b)的长度(I)的长度(L)，通过所述中央部分(21a)的切割，所述两个长度变得大致相等。
9.如权利要求8所述的围框，其特征在于，所述圈(21)包括加固肋条(7)，所述加固肋条在所述足部(21c)和所述周边部分(21b)之间规则地分布。
10.一种飞行器机身，该飞行器机身包括机身蒙皮(30)及由复合材料制成的舷窗(5)围框(20)和桁条，该机身蒙皮(30)具有内表面(30 i)和外表面(30e)，所述飞行器机身的特征在于，所述围框(20)具有大致呈圈(21)状的壁，所述圈(21)具有大致平的外表面(21e)，该外表面(21e)胶合在所述蒙皮的内表面(30i)上，所述飞行器机身的特征还在于，所述机身蒙皮(30)根据与布置在对面的舷窗(5)的轮廓匹配的轮廓(30b)来切割，所述舷窗(5)通过结构密封件(6)直接支在所述蒙皮(30)上，所述飞行器机身的特征还在于，所述围框与所述机身的内蒙皮(30i)机械地连接(V5，V6)，所述飞行器机身的特征还在于，所述围框在剖面上具有“ T”的形状，该“T”的杆部(21)在延展中构成具有外表面(21e)的圈，而该“T”的足部(21c)则构成所述围框(20)向着机身内部(IN)的中突起。
11.如权利要求10所述的飞行器机身，其中，保持部件(34)通过支在舷窗(5)的内表面(50i)的一部分上来固定在所述围框(20)的中突起(21c)上。
12.如权利要求10或11所述的飞行器机身，其中，所述舷窗(5)和相対的机身蒙皮具有互补的轮廓(50、30b)，所述轮廓在带有斜面的轮廓、凹/凸的轮廓、按照ー个或多个台阶带有直角的轮廓、和这些轮廓的组合中选择。
13.如权利要求10至12中任一项所述的飞行器机身，其中，所述围框(20)按照两行围绕所述舷窗(5)的机械连接交错地固定(V5，V6)在相対的内蒙皮(30i )上。
14.如权利要求10至13中任一项所述的飞行器机身，其中，沿着所述舷窗的侧壁在所述保持部件(34)和所述围框(20)的中央部分(2Ia)之间形成空心环状密封件(6t)。
全文摘要
本发明旨在降低与在飞行器机身上组装舷窗围框相关的制造、组装、运营和维护的多重成本。为此，本发明设置围框(20)的特殊几何构造，其中所述围框根据一种特定的组装方法与机身蒙皮(30)连接，所述几何构造尤其允许通过胶合将舷窗围框集成在蒙皮上，并还允许省去在机身和舷窗之间的围框。在一个实施例中，由复合材料制成的舷窗围框(20)具有大致呈圈(21)状的壁，该壁通过共胶合与同样由复合材料制成的机身蒙皮(30)的内表面连接。蒙皮(30)按照用于接收舷窗的开口(40)来切割，并且围框(20)在剖面上具有T形，所述T的构成圈(21)的杆部包括长度(l)大致相同的两个部分(21a)和(21b)。
文档编号B64C1/14GK102869569SQ201180021825
公开日2013年1月9日 申请日期2011年4月22日 优先权日2010年4月30日
发明者J.米利埃 申请人:空中客车运营简化股份公司