飞机窗组件和相关方法技术

本发明专利技术涉及飞机窗组件和相关方法。飞机窗组件包括窗框，该窗框构造成围绕限定在飞机蒙皮中的窗孔将窗玻璃支撑在飞机蒙皮上。窗框包括：由连续纤维增强热塑性复合材料形成的基部，以及模制到基部的至少一个包覆成型特征部。基部限定中心孔并包括周向凸缘部和裙部，该周向凸缘部构造成围绕窗孔将基部支撑在飞机蒙皮上，该裙部从周向凸缘部向内延伸并且围绕中心孔。裙部与周向凸缘部非平面，并且该裙部包括用于窗玻璃的支撑表面。该方法包括形成窗框，这包括由连续纤维增强热塑性复合材料片材冲压形成窗框的基部，以及将至少一个包覆成型特征部包覆成型到基部。型特征部包覆成型到基部。型特征部包覆成型到基部。

【技术实现步骤摘要】
飞机窗组件和相关方法


[0001]本公开涉及飞机窗组件和相关方法。

技术介绍

[0002]一般而言，飞机包括包围或围绕内部体积的飞机蒙皮，该内部体积可用于承载机组人员、乘客和货物以及各种飞机系统和部件。通常，飞机包括允许从内部体积看到飞机的周围环境的飞机窗。飞机窗通常形成有延伸穿过飞机蒙皮的窗孔。典型的飞机窗包括窗组件，该窗组件具有窗框和窗玻璃，该窗框围绕窗孔支撑在飞机蒙皮的内部或内表面上，该窗玻璃支撑在窗框上并由窗框定位以横跨窗孔的至少大部分延伸。窗框通常包括凸缘部和唇部，该凸缘部支撑在飞机蒙皮上，该唇部从凸缘部向内延伸且延伸出平面，该唇部形成用于窗玻璃的支撑表面。窗组件还可以包括窗玻璃保持系统，其将窗玻璃保持抵靠窗框。
[0003]近年来，飞机窗组件的窗框越来越多地由连续纤维增强复合材料形成，这是由于它们相对于金属合金具有优越的重量和机械性能。由连续纤维增强复合材料形成的现有窗框通常具有复杂的双弯曲几何形状，具有遵循窗孔的紧密弯曲周边和在截面中具有紧密半径的两个弯曲部，该双弯曲几何形状将凸缘部和唇部定向和定位成在相对于飞机蒙皮和窗孔的正确位置处支撑窗玻璃。这些结构中所需的紧密曲率半径会导致增强纤维在制造期间起皱，这会影响窗框的强度。此外，与常规的基于合金的窗框相比，这些结构常常需要在窗玻璃保持系统中的附加部件。因此，存在对具有连续纤维增强复合材料的窗框的改进的飞机窗组件的需求，该飞机窗组件可包括改进的强度特性和/或需要更少的部件。

技术实现思路

[0004]本公开涉及飞机窗组件和形成窗框的方法。飞机窗组件包括窗框，该窗框构造成围绕限定在飞机蒙皮中的窗孔将窗玻璃支撑在飞机蒙皮上并且使窗玻璃与窗孔对准。窗框包括：由连续纤维增强热塑性复合材料形成的基部，以及模制到基部的至少一个包覆成型特征部。基部是环形的并限定中心孔。基部包括裙部和周向凸缘部。周向凸缘部限定基部的径向外部，并构造成将基部围绕窗孔支撑在飞机蒙皮上。裙部从周向凸缘部径向向内延伸并且围绕中心孔。裙部与周向凸缘部非平面并且该裙部包括用于支撑飞机窗组件的窗玻璃的支撑表面。至少一个包覆成型特征部可包括沿着基部的内面模制的包覆成型突出肋和/或沿着裙部的外面模制的包覆成型航空填料。
[0005]该方法包括形成窗框，这包括由连续纤维增强热塑性复合材料的片材冲压形成窗框的基部，以及将至少一个包覆成型特征部包覆成型到基部。
附图说明
[0006]图1是表示根据本公开的包括多个飞机窗组件的示例飞机的图示。
[0007]图2是示出了根据本公开的飞机窗组件的示例的示意图。
[0008]图3是沿着图2的线3
‑
3截取的示意性截面图，示出了根据本公开的窗组件的略微
更小的示意性示例。
[0009]图4是示出了根据本公开的飞机窗组件的示例窗框的等距视图。
[0010]图5是沿着图4的线5
‑
5截取的图4的示例窗框的截面图。
[0011]图6是示意性地表示根据本公开的形成窗框的示例的流程图。
具体实施方式
[0012]图1至图6提供了根据本公开的飞机窗组件100、包括飞机窗组件100的飞机10、飞机窗组件100的窗框102以及形成窗框102的方法500的示例。用于相似或至少基本相似目的的元件在图1至图6中的每一个中以相同的附图标记来标记，并且这些元件在本文中可不参考图1至图6中的每一个进行详细讨论。类似地，在图1至图6的每一个中可以不标记所有元件，但是为了一致性，在本文中可以利用与其相关联的附图标记。在不背离本公开的范围的情况下，在本文中参考图1至图6中的一个或多个讨论的元件、部件和/或特征可包括在图1至图6中的任一个中和/或与其一起使用。
[0013]通常，在附图中，以实线示出可能包括在给定示例中的元件，而以虚线示出给定示例的可选的元件。然而，以实线示出的元件对于本公开的所有示例不是必需的，并且在不背离本公开的范围的情况下，可以从具体示例中省略以实线示出的元件。此外，在图2和图3的示意图中，可以由根据本公开的窗组件、飞机和/或窗框限定的虚拟特征，例如轴线、尺寸等以点划线表示，并且这些虚拟特征对于所示的实施例可以是可选的或可以不是可选的。同样在示意图2和图3中，点线用于表示可以是飞机窗组件100的环境的和/或结合飞机窗组件使用的结构、元件、区域和/或空间。
[0014]图1是根据本公开的包括多个飞机窗组件100的飞机10的示例的图示。飞机窗组件100的示例在图2至图5中示出并在本文中参考这些附图更详细地讨论。飞机10包括围绕内部体积的飞机蒙皮12，该内部体积在本文中被称为飞机内部22。飞机蒙皮12将飞机内部22与飞机10外部的区域24至少部分地分离。飞机10可包括限定或围绕飞机内部22的至少一部分的机身40。飞机10还可包括至少一个机翼30、尾翼组件32以及至少一个发动机38。每个机翼30可以可操作地附接至机身40和/或从机身延伸。发动机38还可以诸如经由对应的机翼30可操作地附接至机身40。尾翼组件32可以可操作地附接至机身40和/或可以至少部分地由机身限定。尾翼组件32可包括至少一个垂直稳定器34和/或至少一个水平稳定器36。
[0015]飞机10还包括多个飞机窗42。每个飞机窗形成有窗孔14，该窗孔限定在飞机蒙皮12中并形成在飞机内部22与飞机10外部的区域24之间的开口。多个和可选的每个飞机窗42包括飞机窗组件100。也就是说，在飞机10的一些示例中，一个或多个飞机窗42包括与根据本公开的飞机窗组件100不同的飞机窗组件。
[0016]每个飞机窗组件100围绕对应的窗孔14可操作地附接至飞机蒙皮12。每个飞机窗组件100构造成跨越相应的窗孔14以将飞机内部22与飞机10外部的区域24分隔或可密封地分隔。因此，飞机蒙皮12和一个或多个飞机窗组件100可被描述为共同地构造成将飞机内部22与飞机10外部的区域24完全分离或可密封地分离。在一些示例中，飞机窗42中的至少一些和可选地全部飞机窗沿着机身40设置。
[0017]飞机10可以包括任何合适类型的飞机，示例包括私人飞机、商用飞机、客机、军用飞机、喷气客机、宽体飞机和/或窄体飞机。虽然图1示出了其中飞机10是固定机翼飞机的示
例，但是飞机窗组件100可以包括在任何其他合适类型的飞机(诸如旋翼飞机和/或直升机)中和/或与任何其他合适类型的飞机一起使用。
[0018]图2是示出了根据本公开的飞机窗组件100的示例的示意图。图3是沿着图2的线3
‑
3截取的并且示出飞机窗组件100的示例的示意性截面图，该飞机窗组件包括包覆成型(overmolded)航空填料170和包覆成型突出肋140，如本文中更详细地讨论的。然而，如图1所示，包覆成型航空填料170和包覆成型突出肋140不需要存在于根据本公开的飞机窗组件100的所有示例中。
[0019]如图2和图3的示例中所示，飞机窗组件100包括窗框102，该窗框构造成围绕限定在飞机蒙皮12中的窗孔14将窗玻璃本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞机窗组件(100)，包括：窗框(102)，所述窗框构造成围绕限定在飞机蒙皮(12)中的窗孔(14)的周缘将窗玻璃(126)支撑在所述飞机蒙皮(12)上，并且所述窗框构造成将所述窗玻璃(126)与所述窗孔(14)对准，其中，所述窗框(102)包括：基部(104)，所述基部由连续纤维增强热塑性复合材料形成，其中，所述基部(104)是环形的并限定中心孔(106)，并且其中，所述基部(104)包括：周向凸缘部(108)，限定所述基部(104)的径向外部并且构造成围绕所述窗孔(14)将所述基部(104)支撑在所述飞机蒙皮(12)上；裙部(110)，从所述周向凸缘部(108)径向向内延伸并且围绕所述中心孔(106)，其中，所述裙部(110)与所述周向凸缘部(108)非平面，并且所述裙部包括用于支撑所述飞机窗组件(100)的所述窗玻璃(126)的支撑表面(112)；以及至少一个包覆成型特征部(120)，模制到所述基部(104)。2.根据权利要求1所述的飞机窗组件(100)，还包括多个窗框紧固件孔(118)，所述多个窗框紧固件孔延伸穿过所述周向凸缘部(108)并且围绕所述周向凸缘部间隔开，并且所述多个窗框紧固件孔构造成接收相应的多个窗框紧固件(119)以将所述窗框(102)保持到所述飞机蒙皮(12)，其中，所述至少一个包覆成型特征部(120)包括多个包覆成型突出部(122)，其中，每个所述包覆成型突出部(122)模制在所述多个窗框紧固件孔(118)中的窗框紧固件孔(118)的顶部，并且其中，每个所述包覆成型突出部构造成接收窗框紧固件接收器(123)，并且其中，每个所述窗框紧固件接收器(123)构造成接收并接合所述多个窗框紧固件(119)中的窗框紧固件(119)。3.根据权利要求1所述的飞机窗组件(100)，其中，所述基部(104)的所述连续纤维增强热塑性复合材料包括热塑性基体材料和嵌入所述热塑性基体材料中的至少一层单向连续纤维或编织连续纤维，其中，所述至少一个包覆成型特征部(120)由包覆成型基体材料形成，并且其中，所述包覆成型基体材料选择为与所述热塑性基体材料相容，使得所述包覆成型基体材料的聚合物链与所述热塑性基体材料的聚合物链混合。4.根据权利要求1所述的飞机窗组件(100)，其中，所述基部(104)包括：构造成面向飞机(10)的飞机内部(22)的内面(114)，以及构造成面向所述飞机(10)外部的区域(24)的外面(116)，其中，所述周向凸缘部(108)的外面(116)构造成接触所述飞机蒙皮(12)，并且其中，所述裙部(110)的内面(114)包括所述裙部(110)的所述支撑表面(112)，其中，所述至少一个包覆成型特征部(120)包括沿着所述基部(104)的内面(114)模制的包覆成型突出肋(140)，其中，所述飞机窗组件(100)还包括多个紧固件接收器(142)，所述多个紧固件接收器沿着所述包覆成型突出肋(140)设置并且构造成将窗玻璃保持系统(150)耦接到所述窗框(102)，并且其中，所述包覆成型突出肋(140)包括多个径向凸起区段(160)，每个所述径向凸起区段所包括的最外径向尺寸大于所述包覆成型突出肋(140)的其余部分的最外径向尺寸，并且其中，所述多个紧固件接收器(142)沿着所述多个径向凸起区段(160)设置。5.根据权利要求4所述的飞机窗组件，还包括所述窗玻璃保持系统(150)，其中，所述窗玻璃保持系统(150)包括多个窗玻璃保持构件(152)，所述多个窗玻璃保持构件构造成将所述窗玻璃(126)压靠在所述裙部(110)的所述支撑表面(112)上，其中，所述多个窗玻璃保持构件(152)中的每个窗玻璃保持构件(152)包括：构造成接合所述窗玻璃(126)的窗玻璃接
触端部区域(154)，以及构造成将所述窗玻璃保持构件(152)耦接至紧固件(158)的紧固件接收区域(156)，所述紧固件耦接至沿着所述包覆成型突出肋(140)设置的所述多个紧固件接收器(142)中的紧固件接收器(142)。6.根据权利要求1所述的飞机窗组件(100)，其中，所述裙部(110)相对于所述周向凸缘部(108)以坡度角(124)延伸；并且其中，所述坡度角为至少10
°
且至多5...

【专利技术属性】
技术研发人员：阿德里安娜，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：