飞机窗框.pdf

安装在飞机外壳(5)上的窗框(1)，包括至少一个外凸缘(2)、内凸缘(3)和垂直布置在两凸缘之间的垂直凸缘(4)，其中在内凸缘(3)和外凸缘(4)上附连了所要保持的窗元件(7、8)，窗元件通过连接在窗框(1)上的限位件(10)来固定在其位置上，限位件(10)包含纤维增强合成树脂材料。限位件的层结构相当于准各向同性的板，并且包括网和热塑性材料的半成品部件被加工成准各向同性材料并通过深拉工序变形成限位件的最终形状。

1.  安装在带有飞机结构的飞机外壳上的窗框，该窗框包括：
外凸缘；
内凸缘；
垂直凸缘；
窗元件；和
限位件；
其中垂直凸缘基本垂直于外凸缘和内凸缘设置且位于外凸缘和内凸缘之间；
外凸缘适于形成窗框与飞机结构的连接；
窗元件抵靠着内凸缘和垂直凸缘中的至少一个；
窗元件通过连接到窗框的限位件来固定；并且
限位件(10)由纤维增强合成树脂材料构成。

2.  如权利要求1所述的窗框，其中
所述限位件包含层结构；并且
该限位件的层结构相当于准各向同性的板。

3.  制造如权利要求1所述的窗框的限位件的方法，该方法包括以下步骤：
将由网和热塑性材料制成的半成品部件制成准各向同性的片层材料；并且
进行深拉工序将该半成品部件变成限位件的形状。

飞机窗框
相关申请的参考
本申请要求2004年8月9日提交的美国临时专利申请No.60/600，102和2004年5月24日提交的德国专利申请No.102004025383的优先权，在此引用其全部内容作为参考。
技术领域
本发明涉及一种安装在飞机外壳上的窗框和制造限位件的方法。
背景技术
在大多数现今所制造及运行的飞机中，使用的是铝制窗框，其包括通过锻造、整形和深拉所制成的部件。该部件被安排成总共三个区域：外凸缘、内凸缘和垂直设置在上述两凸缘之间的垂直凸缘。窗框通常通过外凸缘用两行铆钉连接在飞机结构上或者飞机外壳上。窗元件搁置在内凸缘上，通常包括两片窗玻璃和布置在玻璃之间的密封件，通过连接窗框的限位件而固定在其位置上，限位件也称作保持件。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种窗框，与现今该应用领域所使用的窗框相比其可以显著减轻重量。同时，制造这种窗框的成本会尽可能降低。另外，通过本发明，可以提供制造这种窗框的最简便且最能节约成本的方法。
根据典型实施例，窗框可包括外凸缘、内凸缘和垂直设置在内外凸缘之间的垂直凸缘。窗框可以通过外凸缘来与飞机结构相连。窗元件抵靠着内凸缘和外凸缘中的至少一个。窗元件通过与窗框相连的限位件固定在其位置上。
根据本发明一方面内容，该限位件包含纤维增强合成树脂材料或者由该材料构成。
根据本发明的另一方面内容，提供了一种方法，其中一种由网和热塑性材料制成的半成品部件被加工成准各向同性的片层材料并通过深拉工序变形成限位件的最终形状。
通过使用本发明的用纤维增强合成树脂制成的限位件，与迄今使用的全铝制窗框相比，可以达到减轻大约20％重量的效果。除了能大大减轻重量的效果之外，这种部件的成本与铝锻构件制成的窗框相比并未升高。
附图说明
下面，将参考附图中所示实施例来更详细地介绍本发明。附图中：
图1示出了窗框的透视图；
图2示出了根据图1窗框的安装位置的详细剖面图；
图3示出了限位件的透视图。
具体实施方式
图1所示窗框1具有三个不同区域；具体来说就是外凸缘2、内凸缘3以及布置在两内外凸缘之间的垂直凸缘4。图2用详细剖面图示出了该窗框1在飞机外壳5上的安装位置。在该图中，还示出窗框连接外壳5的铆钉位置6，以及两个窗玻璃7和8，其和密封件9一起构成了窗元件。窗元件通过一外周限位件10来固定在其安装位置上。
限位件10通过所谓的热塑性深拉技术制成，其中，首先，制造作为初级材料的含有增强网和热塑性材料的薄板形式的半成品部件，然后将其深拉成准各向同性片层材料。以这种方式制成的如图3透视图所示的限位件10具有和铝制限位件相同的形状，其也被称作保持件，但是可具有大大降低的重量，从而与普通的全铝制窗框相比总共能节省大约20％的重量。由于用于制造的作为初级材料的纤维增强半成品部件可以是标准材料，因此制造成本不会高于相应的铝部件。
应注意措辞“包含”不排除其它元件或步骤，“一”不排除多。同样不同实施例中描述的元件可以进行组合。
还应注意权利要求中的附图标记不应解释成对权利要求保护范围的限制。