JP2013543812A - プログラムされた変形を示す機内客室窓、斯かる客室窓の製造方法及び斯かる客室窓を組込んだ航空機 - Google Patents

Abstract

本発明は、航空機の胴体に客室窓を固定するための固定枠（５）と、気密システム（７〜１１）を介して固定枠の中に組立てられる少なくとも１枚の窓板とを含むタイプの航空機の客室窓であって、少なくとも１枚の窓板（２０）が内部表面及び外部表面を有する航空機客室窓において、窓板（２０）が、休止状態と呼ばれる第１の状態において、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合にその外部表面内に少なくとも１つの凹状部を含むことと、窓板の少なくとも１つの凹状部が、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第２の状態において、少なくとも部分的に消失することと、を特徴とする航空機客室窓に関する。

Description

本発明は航空機客室窓及び斯かる客室窓の製造方法に関する。本発明は同様に、斯かる客室窓を具備した航空機にも関する。

従来技術においては、共に航空機の胴体と同一平面位置に組立てられるようになっている客室窓の枠上にシールを介して組立てられる内側窓板と外側窓板とで構成された航空機客室窓が公知である。

客室窓の機能としては、以下のものを挙げることができる。
− 特に離陸の際に、乗客が機外を見ることができるようにすること。
− 高高度においてさえ飛行中の機内の圧力防護を提供すること。

この従来技術において、外側窓板は、比較的低い外部圧力とほぼ航空機内の圧力である内部圧力との間の高い飛行時圧力差を受けている。

実際、内側窓板を酷使するのを避けるため、内側窓板は、いわゆる機内と、客室窓の内側窓板と外側窓板の間に構成される間隙つまり容積との間の圧力が等しくなるように孔が開けられている。

公知の通り、外側窓板は、航空機が地表レベルに位置している場合に胴体の外側表面と同一平面にとどまり、こうして空気力学的観点から見て発生する不利な効果を最小限に抑えるように設計されている。

地表と特に航空機の巡航高度との間の圧力差のため、外側窓板は胴体の外側へ向かって変形する傾向をもつ。補足的抗力効果が一定の限界を超えないように保証するためには、胴体の自然表面との関係において外側窓板が発生させる最大の盛り上りもまた一定の限界を超えないことを確実にしなければならない。したがって、所与の飛行条件において、胴体の外部に向かう窓板の変形が特に抗力の空気力学的効果に関して許容誤差を超えないことを保証するような形で特により多くの量の原料を使用することによって、窓板の厚みを増大させる必要がある。

その結果、外側窓板は、内側窓板よりも大きい厚みを呈していなければならない。従来技術の一実施例において、外側窓板の厚みは１１ｍｍであり、内側窓板の厚みは５．２５ｍｍである。この実施例において、航空機の外側窓板全体の重量は２００ｋｇである。

その上、航空機１機の運用コストは、航空機の質量が大きくなればなるほど多くの燃料が必要となることから、航空機の質量に正比例する。その結果、飛行中の運用コストの削減には、航空機の質量の削減が是非とも必要であるということになる。抗力効果自体もまた飛行時の抵抗、ひいては必要な燃料量を増大させるということが指摘される。

航空機客室窓の外側窓板の盛り上りという上述の特徴はまさに、機体の質量を増大させる。

本発明の目的は、航空機の胴体に客室窓を固定するための固定枠と、気密システムを介して固定枠の中に組立てられる少なくとも１枚の窓板とを含むタイプの航空機の客室窓であって、少なくとも１枚の窓板が内部表面及び外部表面を有する航空機客室窓において、
− 窓板が、休止状態と呼ばれる第１の状態において、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合にその外部表面内に少なくとも１つの凹状部を含むことと、
− 窓板の少なくとも１つの凹状部が、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第２の状態において、少なくとも部分的に消失することと
を特徴とする航空機客室窓にある。

利点は、これまで使用されてきた窓板よりも小さい厚みの窓板を得ること、ひいては搭載質量を減少させることである。

実際、窓板の形状は、上空で外部表面と内部表面との間に確立し窓板が受けることになる圧力差を考慮に入れるように修正された。

第１の状態において、少なくとも１つの凹状部は、客室窓と同じ高さにおける胴体の湾曲の仮想延長部分から窓板の外部表面を遠ざける傾向を有する。

換言すると、少なくとも１つの凹状部は、窓板の外部表面を（そして内部表面も）航空機の内部に接近させる傾向を有する。

少なくとも１つの凹状部が、客室窓を通した視界を妨げないように設計されているという点が指摘される。その上、凹状部のため窓板の厚みを削減することができ、こうして客室窓を通した良好な視界を保つことが可能になる。

こうして、航空機が離陸すると、少なくとも１つの凹状部は少なくともその一部が消失する。

実際、第１の休止状態を離れると、航空機は、中間状態に入り凹状部の形状は漸進的に変動する。すなわち、航空機が高度を上げて航空機の機内の与圧が開始され、こうして前述の圧力差が確立するにつれて、凹状部は増々目立たなくなる。

考えられる１つの特徴によると、少なくとも１つの窓板は、例えば注型された透明な材料で製造される。

この材料は、成形可能であり、唯一回の成形によって、精度が高く多様かつ複雑な形状の部品を得ることができる。

斯かる材料は、成形後、非常に優れた機械的特性を保つ。こうして、この材料で製造される窓板の厚みを削減でき、こうして搭載質量の減少が得られる。

考えられる一つの特徴によると、窓板の外部表面と内部表面との間の圧力差が既定の値に達した場合に、少なくとも１つの凹状部は完全に消失する。

実際、凹状部は、航空機が、所与の巡航飛行高度における航空機の機内と航空機の機外との間の最大圧力差によって定義される安定状態に達した場合、完全に消失する（圧力は地上での圧力よりも低いがこの安定飛行段階中一定になる）。

このとき、窓板の外部表面は、胴体の湾曲に倣い、こうして、胴体と同一平面位置に組立てられるような形で胴体の仮想延長部分の中に配置される。

考えられる特徴によると、飛行中、少なくとも１つの凹状部を含む窓板の外部表面は、所与の航空機のために設定された最適な空気力学形状を呈する。

考えられる特徴によると、少なくとも１つの凹状部は、航空機の内部を向いている航空機の胴体の凹形状と反対である。

一つの特徴によると、少なくとも１つの凹状部は胴体の横方向区分の中に画定されている。

考えられる一つの特徴によると、少なくとも１つの凹状部を含む窓板は、従来の固定枠内に窓板を挿入できるようにする形状を呈する少なくとも１つの縁部を含んでいる。こうして、客室窓は、既存の全ての枠又は窓枠の中に挿入され得る。

考えられる特徴によると、客室窓は、少なくとも２枚の窓板、すなわち内側窓板と少なくとも１つの凹状部を含む外側窓板とを含み、各窓板は内部表面及び外部表面を有し、外側窓板の内部表面は内側窓板の外部表面と対面している。

考えられる別の特徴によると、第１の状態において、少なくとも１つの凹状部は、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合、航空機の内部と少なくとも１つの凹状部を含む窓板の外部表面とを接近させる傾向を有し、窓板の少なくとも１つの凹状部の少なくとも部分的消失は、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第２の状態において発生する。

少なくとも１つの凹状部を含む客室窓の窓板に関して以上で報告した利点は全て、客室窓が少なくとも１つの凹状部を備えた外側窓板と内側窓板とを含む場合の客室窓の外側窓板にあてはまる。

外側窓板の外部表面と内側窓板の内部表面との間の圧力差は、内側窓板内に１つ又は複数の均圧孔が存在するために、外側窓板の外部表面と内部表面との間の圧力差に対応する。

考えられる特徴によると、少なくとも１つの凹状部を含む窓板は、２つの連続するプライ間に配置された少なくとも１枚の中間フィルムを介して一緒に固定された複数のプライのアセンブリである。

窓板は、いわばサンドイッチ構造又は積層状構造を構成する。

互いに永久的に維持された構造的プライ全体又はアセンブリは、先行技術の窓板の場合に比べてこのようにして得られる窓板により高い剛性を提供する。

積層状又はサンドイッチアセンブリの厚みは、先行技術の客室窓の内側及び外側の２つの窓板の合計厚みに比べて極めて有意に削減可能である。

この厚みの削減は、搭載質量の非常に有意な減少という形で現われる。

積層状アセンブリのプライは、例えば接着によって合わせて一体化される。

例えば２枚の連続するプライ間に１枚以上の中間フィルムが配置されて、例えばオートクレーブ内で全体を加熱した後のプライの相互接着を確実なものにしている。

一例として、アセンブリは、２枚のプライと、重ね合わされた２枚のプライ間の中間フィルムとを含む。

別の特徴によると、少なくとも１つの窓板を固定枠の中に組立てるための気密システムはポリサルファイドシーラント製である。

この気密システム又はシールシステムは、地上（雨、塵埃…）及び飛行時の気密性を（しかも飛行中の航空機の与圧を考慮に入れて）確保する。

ポリサルファイドシーラントは、地上及び飛行中に極めて満足のいく形で気密性を確保するのと同時に先行技術のシール材料に比べて使用中（特に飛行中）の変形がはるかに少ないという点において、特に有利である。

単独で又は上述の特徴のうちの１つ又は複数と組合わせた形で取上げた場合の他の考えられる特徴によると、
− 少なくとも１つの凹状部を含む窓板の厚みは、従来の客室窓の窓板の厚み（従来技術）に比べて削減される。
− 少なくとも１つの凹状部を含む窓板は透明な材料の成形によって製造され、その厚みは、従来の客室窓の窓板の厚み（従来技術）に比べて削減される。

例えば、注型透明材料としてアクリル樹脂又はポリカーボネートを利用することが可能である。代替的には、熱間プレス加工又は打抜き加工を実施することにより引抜かれたアクリル樹脂を利用することも可能であると思われる。

本発明は同様に、胴体と、以上で簡単に報告され且つ胴体に固定された少なくとも１つの客室窓とを含む航空機にも関する。

一般に、斯かる航空機は、従来技術の客室窓に比べて追加の質量を導入しないこのタイプの複数の客室窓を含む。

本発明は同様に、内部表面及び外部表面を有する少なくとも１つの窓板を含むタイプの航空機客室窓の製造方法において、窓板の外部表面に対して所与の深さを伴う少なくとも１つの凹状部を付与するための窓板の成型ステップを含み、少なくとも１つの凹状部が、窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の不在下で深さを伴って外部表面内に維持されるようになっている製造方法にも関する。

「成型」という用語は、成形、引抜き、折り曲げ加工、熱間成型、クリープ又は他のあらゆる造形原理のいずれによって得られるかに関わらず、複雑な凹状形状の全ての獲得原理を網羅する。

本発明のこの態様の利点は、前なくとも１つの凹状部が備わった窓板について、最適な空気力学特性を呈していないもののそれでも良好な視界を確保する地上における形状から出発して（既定の圧力差の存在下で）最適な飛行時空気力学形状を決定できるようにするという点にある。

考えられる一つの特徴によると、窓板の成型ステップは、この窓板の外部表面に付与された少なくとも１つの凹状部が、窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の確立に応じて少なくとも部分的に消失するようになっている。

考えられる一つの特徴によると、少なくとも１つの凹状部が備わった窓板は、その内部表面と外部表面との間に既定の圧力差が及ぼされた場合に外部表面が所与の航空機にとって最適な空気力学形状をとるように設計されている。

考えられる一つの特徴によると、客室窓は少なくとも２枚の窓板、すなわち内側窓板及び外側窓板を含み、成型ステップは外側窓板に適用される。

上述の方法の全ての利点は、客室窓が内側窓板及び少なくとも１つの凹状部を備えた外側窓板を有する場合、客室窓の外側窓板の成型ステップにあてはまる。

単独で又は上述の特徴のうちの少なくとも１つと組合わせて取上げた他の考えられる特徴によると、
− 方法は、複数のプライと２枚の連続するプライ間に配置された少なくとも１枚の中間フィルムとの予備組合せステップを含み、こうして組合わされたプライ全体を固定する。
− 固定ステップは、例えばオートクレーブ内での全体の加熱による接着ステップである。
− 方法は、客室窓の固定枠内に組立てるために少なくとも１枚の窓板の周囲に気密システムを構成する材料を注入するステップを含む。
− 注入される気密システムの構成材料はポリサルファイドシーラントである。

本発明の他の特徴及び利点は、明細書及び図面を用いて、より良く理解されるものである。

航空機が地上にある第１の状態における、航空機の胴体の一部の上に組立てられた、従来技術の客室窓の断面図である。 航空機が上空にある第２の状態における、客室窓の図である。 外側窓板が破損した状態における、従来技術の客室窓を表わす。 航空機の第１の状態における本発明の第１の実施形態に係る客室窓の概略的断面図を表わす。 高高度にある場合の航空機の第２の状態における図４の客室窓の図である。 本発明に係る航空機客室窓の製造方法のフローチャートを表わす。 航空機の第１の状態における本発明の第２の実施形態に係る客室窓の概略的断面図である。 地上における先行技術の客室窓の気密システムの概略的拡大部分断面図である。 飛行中の先行技術の客室窓の気密システムの概略的拡大部分断面図である。 図７の客室窓の気密システムの図８ａのものに対応する図である。 図７の客室窓の気密システムの図８ｂのものに対応する図である。

図１は、胴体４上に組立てられた従来技術の航空機客室窓の概略的断面図を表わす。客室窓１は、主として、気密システム又はシール８〜１１内で金属枠５上に組立てられた外側窓板２と内側窓板３を含む。シールは、２枚の窓板のほぼ平行な周囲上に配置される。シール８〜１１は、客室窓の金属枠５と一体化されている取付具６の上に組立てられた弾性金属形材７によって維持される。

客室窓は、搭乗時の大気圧（第１の状態）において、外側窓板２の形状がほぼ胴体の形状の延長上にあるような形で、製造されている。このとき、内側窓板及び外側窓板はほぼ平行な表面を有し、このため乗客は、物体が変形した状態で見えることなく離陸時に客室窓を通して景色を見ることができる。

図２では、航空機（定期便の航空機）は、第２の状態の時点でその巡航速度及び巡航高度に達している。一方では外部大気そして他方では機内の制御された大気の間の圧力差は、外側窓板の変形を生み出し、外側窓板は、（図２に破線で表わされた図１の外側窓板の位置に対応する）位置２₁から、外側窓板が胴体との関係においてその外部へと突出している位置２₂まで移行する。

外側窓板２は、第２の状態の際に発生する飛行条件において、一方では、位置２₂にある外側窓板２が破線で表わされた理想的な同一平面位置２₁に対し厚みＡだけはみ出し、他方では厚みＡが規定の値を超えないような形で設計されている。こうして、（このように装備された定期便航空機の巡航段階の際の）空気力学的抗力効果を、この従来技術において許容可能とみなされる限界内に維持することができる。

この限界Ａを確実に遵守できるようにするためには、充分な厚みを呈する外側窓板を実現することが必要である。

この厚みは、変形しない内側窓板の厚みよりも大きくなければならない。

実際、内側窓板３は、図１〜３の孔１２のような均圧孔により圧力差を受けなくなっている。

図３には、外側窓板２の上空における偶発的破損の際の状況が表わされている。

この場合、外側窓板の喪失に伴って外部圧力が低下したことから、内側窓板は、（破線で表わされた図２の内側窓板の位置に対応する）位置３₁から、位置３₂まで移行する。先に均圧に役立ってきた孔は、機材の内部圧力の維持を損なうことなく最小限の漏出しか発生させないように充分に小さい。当然のことながら、内側窓板３が客室窓の唯一の窓板となる状況は、事故的状況でありきわめて稀である。

本発明が構想された対象である機材は、航空機、例えば定期便の飛行機である。技術的問題の分析の必要性のため、そして先行する図にある従来技術の提示から明らかになるように、客室窓が特に空気力学的に異なる挙動を呈する以下の通りの航空機の２つの状態が特定された。
− 航空機が停止しているか低速にあり、航空機の内外で圧力差が存在しない第１の状態（休止状態と呼ばれる第１の状態）を定義する地上における状態、及び
− 機内の与圧が活動化された場合に航空機の内外で圧力差が確立する航空機の第２の状態を定義する飛行中の状態。

この第２の状態は、例えば、航空機がその巡航高度にある状態である。

外側窓板の質量を削減するためと同時に、空気力学的抗力に対する客室窓の影響を改善するため、客室窓の設計プロセスは逆転された。従来技術の場合のように、第１の地上での状態における同一平面形状を客室窓に付与し、その後第２の飛行中の状態におけるその変形を制限しようとする代りに、本発明は、外側窓板の厚みを最少として、飛行中の第２の状態において空気力学的効果の観点から見て最適な形状を生成するような地上状態における外側窓板の形状を追求することを提案する。

図４では、航空機の胴体４内に組立てられた本発明の第１の実施形態に係る客室窓の概略的断面図が表わされている。この図において、図１の要素と同じ要素には同じ参照番号が付されており、さらに説明はしない。従来技術の同等の外側窓板２の厚み（図１及び２）に比べて著しく削減された厚みｅ_eを有する外側窓板２０の配置が指摘される。

さらに、外側窓板２０は、胴体の横断面において、この窓板の内部表面を内側窓板２１の外部表面に接近させる傾向をもつ凹状部２２をその外部表面内に呈している。こうして、外側窓板２０の内部表面の頂点は、内側窓板２１の外部表面の近傍にあるか又はそれと接触している。凹状部の振幅又は深さは、胴体の横断面内に延在する。

凹状部は、胴体の凹形状と反対方向に形成され、胴体は航空機の外側に向かって膨らんだ形状を有するということが指摘される。

外側窓板と内側窓板とを接近させる凹状部２２のこの配置は、客室窓を通して外側に向かう乗客の視覚の中に大きな変形を導入することなく、外側窓板に対し付与することのできるものである。

この凹状部２２は、客室窓が上述の第１の状態になる（航空機が地上にある）毎に十分に形成されるように設計されている。

この凹状部は同様に、航空機が既定の第２の状態（飛行中）にある場合には消失するようにも設計されている。この状態は例えば、考えられる最高の空気力学的性能を有することが好ましい航空機の巡航高度に対応する。こうして、凹状部は、航空機が巡航高度を離れて降下する時に徐々に形成される。逆に、第１の状態において存在する凹状部は、航空機がこの状態を離れて、航空機の内外で、ひいては外側窓板の内部表面と外部表面との間で圧力差が確立する第２の状態に入った時に、徐々に消失する。外側窓板の内部表面は、徐々に内側窓板の外部表面から離れ、航空機の巡航高度（既定の第２の状態）では凹状部が完全に消失しる位置をとるに至る。

図５には、航空機の既定の第２の状態（巡航高度での飛行）における図４の実施形態の客室窓が表わされている。

この既定の状態において、外側窓板２０の形状は、この窓板の外部表面が、胴体の湾曲した断面形状の延長部分内にある破線で表わされた最適な空気力学的断面形状２５にぴったりと一致するように設計されている。この状態において、客室窓は、抗力に関して不利な効果を全く導入せず、これは、外側窓板が空気力学的抗力を生成する突出部分Ａを形成する従来技術（図２参照）に比べて、１つの改良点である。

航空機が地表に再降下する時に、凹状部は徐々に再形成され、客室窓は、航空機に内外圧力差が無い状態で図４の凹状部２２が再度完全に出現する第１の状態の条件を取り戻す。

他の実施形態においては、第１の状態において同じ外側窓板上に複数の凹状部が形成される可能性がある。窓板の外部表面上に同じ配向で構成されたこれら凹状部は、航空機が第１の状態を離れた時点で徐々に消失する。

図５にある外側窓板２０が飛行中に破損した場合、内側窓板２１は、図３にある従来技術の客室窓について表わされた窓板３₂の形状又は位置に正確に倣うことができる。実際、本発明に係る客室窓の内側窓板は、従来技術の客室窓のものと同一である。

こうして、本発明は以下のことを可能にする。
− 客室窓を製造するために使用される原料の量ひいては航空機の機上に搭載される質量を削減すること、実際、外側窓板２０の厚みは、改めて内側窓板２１の厚みｅ_iに近いもの、さらにはそれと同等になり得る値ｅ_eまで、削減される（例えば、注型アクリル樹脂などの注型透明材料を用いて、外側窓板の厚みの３０％削減を企図することができる）、
− 外側窓板ひいては客室窓に対して、高高度での航空機の飛行の際に最適な空気力学的形状を付与すること、及び
− 外側窓板の厚みの削減及び外側窓板に課せられた凹状部の適切な配置（窓板に対して心出しされた凹状部）によって、地上（第１の状態）において客室窓を通した良好な視界を保つこと。

図６では、本発明に係る客室窓の製造方法のフローチャートが表わされている。

記載されている方法の第１のステップＥ１及びＥ２が、本発明の客室窓を製造するために充分なものであることと、その後のステップが任意に実施され得ることとが指摘される。

本発明に係るプログラムされた変形を示す航空機客室窓の製造方法は、客室窓の外側窓板を形成するために適応された材料を決定する第１のステップＥ１を含む。特定の一実施形態においては、例えば、注型アクリル樹脂又はポリカーボネートなどの透明な材料が選択される。

第２のステップＥ２においては、製造方法は、前述の第１の状態（航空機の地上状態）における外側窓板の特徴である第１の形状を計算することからなる。

第１の状態の特徴である窓板のこの第１の形状は、既定の第２の状態の物理的条件（例えば、航空機の内側と外側との間の既定の圧力差）をこれに適用した場合、例えば航空機が３７０００フィートなどの巡航高度にある場合、窓板が第２の形状に変形するようなものである。外側窓板のこの第２の形状は、巡航高度における飛行の空気力学的考慮事項によって課せられる最適な形状により決定される。

したがって、第１の状態の特徴である形状を計算するためには、第１の状態に関連する物理的条件（特に航空機の内側と外側との間の圧力差の欠如）の結果としてもたらされる応力に基づいて既定の第２の状態の特徴である形状を逆転させなければならない。

上述の第１及び第２の状態に関連する物理的条件としては、主として、外側窓板の内部表面及び外部表面に適用される差圧、そして場合によっては温度がある。

当初のこの２つのステップに基づいて、このとき、外側窓板の原料の量及び厚み並びにその形状を決定することが可能である。

こうして第１の状態について外側窓板に付与される第１の形状は、従来技術に比べてこの窓板の厚みを低減させることを可能にする。実際、従来技術においては、外側窓板の厚みは、航空機の飛行の際、特に巡航高度で確立する圧力差に耐えるために、必然的に大きいものであった。

第１の状態の特徴である窓板形状の計算ステップを最適化するために、客室窓又は少なくとも客室窓の外側窓板のデジタルモックアップを製作するステップＥ３の使用により計算を補完することが可能である。このようにして、物理的モックアップでの試験の援用が回避される。

外側窓板について特徴的な初期形状の有限要素モデリングが実施される。第１及び第２の状態に関連し、これらの状態において客室窓に適用される物理的応力モデルが生成される（ステップＥ４）。その後、第１の状態における外側窓板の形状を、既定の第２の状態におけるこの窓板の形状が客室窓を組立てる航空機の最適な空気力学的条件を遵守するような形で、決定する（ステップＥ５）。

ステップＥ１及びＥ２そして場合によってはＥ３〜Ｅ５に際して、第１の状態における外側窓板の特徴である形状が（特に計算によって）ひとたび設計されたならば、この方法はさらに、外側窓板の生産機械のプログラミングを行なうステップＥ６を含むことができる。このステップは、第１の状態における外側窓板の特徴である形状の決定に基づいて実施される。

このプログラミングは、決定された材料で外側窓板を形成し機械加工することを可能にする。

特定の一実施形態において、外側窓板の生産には、例えばアクリル樹脂プレートなどの材料の成形及び／又はプレス加工による外側窓板の獲得ステップＥ７が含まれる。

このようにして、１つ以上の凹状部を伴う複雑な形状を実現することが可能である。

成形を実施するためには、先行するプログラミングステップの際にプログラミングされた型、すなわち金型を使用する。

各々の型、すなわち金型は、窓板を通した良好な視野を保証するために、このように形成される外側窓板に規定の光学的特性を付与する目的で、研磨ステップＥ８を受ける。

最後に、本発明に係るプログラムされた変形を示す客室窓のための外側窓板の製造方法は同様に、特に外側窓板をカット及び／又は機械加工してそれを航空機上に既存の従来の固定枠に適応させるステップＥ１０も含むことができる。

このカット及び／又は機械加工により、外側窓板を客室窓に適応させることができ、且つ、客室窓の外側窓板として役立つシートの縁部に客室窓の枠との関係における規定の配向を与えることができる。

図７に示されているように、航空機客室窓５０は、気密システム５４を介して固定枠５内に組立てられた窓板５２を含む。

図４及び５に示された枠と同一である枠５は、航空機の胴体４に対する客室窓の固定のために利用される。

枠上への窓板５２の組立てに必要な他の要素は、明確さを期し且つ当業者にとっては周知であることから、ここでは図示されていない。

窓板５２は、航空機の第１の状態（休止状態）において示されている。

窓板５２は、内部表面５２ａと、航空機の外側に向かって配向された凹状部５２ｃが内部に設けられている外部表面５２ｂとを含む。

この凹状部は、図４の場合ほど際立っていないが、それでも存在はしている。

凹状部及び航空機の胴体の内側と外側との間に圧力差が確立するにつれての凹状部が漸進的に消失することに関して図４及び５と関連づけて記載されたことは全て、本実施形態においても同様に適用されるものであり、したがって反復することはしない。

図４及び５の実施形態とは異なり、図７の実施形態は、中間接着フィルム又は層５６により共に結合された複数のプライのアセンブリである唯一の窓板しか含んでいない。

図７に表わされているように、積層状アセンブリ５２は、中間接着フィルム５６をサンドイッチ状に取込んだ２枚のプライ５８（外側プライ）及び６０（内側プライ）を含む。

例えば、このように構成されたアセンブリをオートクレーブ内で加熱することにより、２枚のプライ５８及び６０を合わせて接着することができる。

図７を参照して記述されている実施例において、２枚のプライは両方共、上述の透明な材料の１つで製造されている。

中間フィルム５６は例えば、ＰＶＢ（ポリビニルブチラール）又はＰＵ（ポリウレタン）で製造される。

外側窓板及び内側窓板を含む先行技術の客室窓においては、客室窓の合計厚みの一例は、１６．２５ｍｍ（外側窓板が１１ｍｍ、内側窓板が５．２５ｍｍ）である。

窓板５２の積層状のアセンブリにより、客室窓の合計厚みを１１ｍｍ（外側プライが５ｍｍ、内側プライが４ｍｍそして中間フィルムが２ｍｍ）まで削減することができる。

斯かる厚みの減少により、客室窓の重量ひいては航空機の客室窓全体についての合計搭載重量を削減することができる。

枠５上に窓板５２を組立てるために使用される気密システム又はシール５４は、例えば、ポリサルファイドシーラントで製造される。

この気密性材料は、例えば客室窓の窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差などの力を受けた場合に極くわずかしか変形しないという利点を示す。

この材料の使用に関連する利点については、図８ａ、８ｂ、９ａ及び９ｂを参照して記述される。

積層状又はサンドイッチアセンブリ５２の製造は、窓板に所望される形状に適応された形状の金型の内部に接着フィルムで分離された２枚のプライのアセンブリを予め配置することによって唯一回の成形作業で実施可能であることから、極めて単純である。

その後、金型内のアセンブリの周囲にポリサルファイドシーラントを注入し、金型を開放した後に窓板５２と気密システム５４からなる組合せが得られるようにする。

図８ａは、図１の客室窓の２枚の窓板２及び３並びにこれらを固定枠５の中に組立てるためにこれらの周囲に位置づけされた気密システム７０を含む先行技術の客室窓の部分拡大図を示す。

図８ａは、航空機が地上にある場合の気密システム又はシール７０の位置を示している。

概略的に表わされているように、シールの外側表面７０ａはほぼ平坦である。

航空機が飛行中であり、圧力差が航空機の内側と外側との間に確立した場合、シール７０は図８ｂに示されているように変形し、外側表面７０ａは外側に向かって膨らんで変形し、隆起の様相を呈する。

この変形は例えば、航空機の機内の圧力確立下で発生する。

外側窓板２の周囲と枠５の内周との間に配置されたシールの部分は、圧力差の作用下で両者の間に挟持される。

膨らんだ形状７０ｂが出現した結果として、シールの外側表面はもはや外側窓板２の外部表面及び固定枠５の外部表面に対して同一平面ではなくなる。

こうして、このように同一平面でなくなることによって、隆起７０ｂのレベルで航空機の外部表面に沿った空気流束７２の剥離がひき起こされ、こうして寄生抗力現象が作り出される。

図９ａ及び９ｂは、それぞれ、航空機が地上にある場合及び飛行中である場合（図８ｂで確立したものと同じ圧力差に付される）の図７の気密システム５４の挙動を示す。

図９ａに表わされているように、気密システム又はシール５４の外部表面５４ａは地上では平面的であり、外部プライ５８の周囲と枠５の内周との間に配置された気密システムの部分が圧力差の作用下で両者の間に挟持されている場合でさえ、飛行中もほぼ平面的であり続ける。

圧力差の作用下で、窓板５２の凹状部は漸進的に消失し、窓板５２及び気密システム５４のセットは、航空機の外側に向かって移動して、窓板と同じ高さで枠５及び胴体４の外部表面の延長部分を表わす仮想ライン７４に合流する。

こうして、圧力差の作用下で、積層状アセンブリ５２は、その外部表面ならびに気密システムの外部表面５４ａが枠及び胴体の外部表面に対して同一平面に配置されるように設計されている。

したがって、航空機の外部表面に沿った空気流束７６は、シールと同じ高さを通過した時点で混乱せず、こうして寄生抗力現象の発生は回避される。

この現象を回避するという事実は、燃料の節約という観点から見て、航空機の機上への搭載質量の削減に匹敵し得る。

Claims (19)

1. 航空機の胴体に客室窓を固定するための固定枠（５）と、気密システム（７〜１１）を介して固定枠の中に組立てられる少なくとも１枚の窓板とを含むタイプの航空機客室窓であって、
   前記少なくとも１枚の窓板（２０）が内部表面及び外部表面を有する航空機客室窓において、
   − 窓板（２０）が、休止状態と呼ばれる第１の状態において、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合にその外部表面内に少なくとも１つの凹状部を含むことと、
   − 前記窓板の少なくとも１つの凹状部が、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第２の状態において、少なくとも部分的に消失することと
   を特徴とする、航空機客室窓。
2. 窓板の外部表面と内部表面との間の圧力差が既定の値に達した場合に、前記少なくとも１つの凹状部が完全に消失することを特徴とする、請求項１に記載の航空機客室窓。
3. 飛行中、前記少なくとも１つの凹状部を含む窓板の外部表面が、所与の航空機のために設定された最適な空気力学形状を呈することを特徴とする、請求項１又は２に記載の航空機客室窓。
4. 前記少なくとも１つの凹状部が航空機の胴体の凹形状と反対であることを特徴とする、請求項１〜３のいずれか一項に記載の航空機客室窓。
5. 前記少なくとも１つの凹状部が胴体の横方向区分の中に画定されていることを特徴とする、請求項１〜４のいずれか一項に記載の航空機客室窓。
6. 前記少なくとも１つの凹状部を含む窓板が、従来の固定枠内に該窓板を挿入できるようにする形状を呈する少なくとも１つの縁部を含んでいることを特徴とする、請求項１〜５のいずれか一項に記載の航空機客室窓。
7. 少なくとも２枚の窓板、すなわち内側窓板（２１）と前記少なくとも１つの凹状部を含む外側窓板（２０）とを含み、各窓板が内部表面及び外部表面を有し、外側窓板の内部表面が内側窓板の外部表面と対面していることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか一項に記載の客室窓。
8. 第１の状態において、前記少なくとも１つの凹状部は、前記窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合、航空機の内部と前記少なくとも１つの凹状部を含む窓板の外部表面とを接近させる傾向を有し、前記窓板の少なくとも１つの凹状部の少なくとも部分的消失が、前記窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第２の状態において発生することを特徴とする、請求項１〜７のいずれか一項に記載の客室窓。
9. 前記少なくとも１つの凹状部を含む窓板が、２つの連続するプライ間に配置された少なくとも１枚の中間フィルムを介して一緒に固定された複数のプライのアセンブリであることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか一項に記載の客室窓。
10. アセンブリが、２枚のプライと、重ね合わされた２枚のプライ間の中間フィルムとを含むことを特徴とする、請求項９に記載の客室窓。
11. 前記少なくとも１つの窓板を固定枠の中に組立てるための気密システムがポリサルファイドシーラント製であることを特徴とする、請求項１〜１０のいずれか一項に記載の客室窓。
12. 請求項１〜１１のいずれか一項に記載の航空機客室窓と胴体とを含み、該客室窓が該胴体に固定されていることを特徴とする、航空機。
13. 内部表面及び外部表面を有する少なくとも１つの窓板（２０）を含むタイプの航空機客室窓の製造方法において、窓板（２０）の外部表面に対して所与の深さを伴う少なくとも１つの凹状部を付与するための窓板（２０）の成型ステップを含み、前記少なくとも１つの凹状部が、窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の不在下で前記深さを伴って外部表面内に維持されるようになっている、航空機客室窓の製造方法。
14. 窓板の成型ステップは、この窓板の外部表面に付与された前記少なくとも１つの凹状部が、前記窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の確立に応じて少なくとも部分的に消失するようになっていることを特徴とする、請求項１３に記載の方法。
15. 前記少なくとも１つの凹状部を含む窓板は、その内部表面と外部表面との間に既定の圧力差が及ぼされた場合に外部表面が所与の航空機にとって最適な空気力学形状をとるように設計されていることを特徴とする、請求項１３又は１４に記載の方法。
16. 客室窓が少なくとも２枚の窓板、すなわち内側窓板（２１）及び外側窓板（２０）を含み、成型ステップが外側窓板（２０）に適用されることを特徴とする、請求項１３〜１５のいずれか一項に記載の方法。
17. 複数のプライと２枚の連続するプライ間に配置された少なくとも１枚の中間フィルムとの予備組合せステップを含み、こうして組合わされたプライ全体を固定することを特徴とする、請求項１３〜１６のいずれか一項に記載の方法。
18. 客室窓の固定枠内に組立てるために前記少なくとも１枚の窓板の周囲に気密システムを構成する材料を注入するステップを含むことを特徴とする、請求項１３〜１７のいずれか一項に記載の方法。
19. 注入される気密システムの構成材料がポリサルファイドシーラントであることを特徴とする、請求項１８に記載の方法。

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