JP2014108783A - 航空機用の改良型キャノピ - Google Patents

Abstract

【課題】バードストライクの際のその損傷を回避し、板ガラスの取付け、取外し時間が短い航空機キャノピの提供。
【解決手段】少なくとも１枚の板ガラス（１）と、板ガラスを支持するフレーム（４）と、フレームに対し板ガラスを締結する少なくとも１つのフランジ（５）と、板ガラス、フレームおよびフランジの間に画定された少なくとも１つの空隙（６）とを含むこの航空機キャノピにおいて、形材（７）が、空隙（６）をほぼ充填し、かつシールを形成するラビリンスを対向する表面と共に画定する畝の形をした凹凸（９、１０）をその周囲の少なくとも一部分の上に呈している。
【選択図】図６

Description

本発明は、航空機コックピットのキャノピならびにこのようなキャノピを備えた航空機に関する。

飛行機は一般に、平坦な板ガラスまたは窓ガラスを有するコックピットキャノピを備えており、このためキャノピは、胴体の前方部分と調和する複数の平面を伴う凸状形状を有することになる。この技術的解決法によると、板ガラス用として低コストのガラスおよび単純な板ガラスフレームを使用することが可能となる。しかしながら、このタイプのキャノピは局所的に重大な空力抵抗を誘発する。

キャノピのゾーン内での飛行機の空力抵抗を削減するため、二重曲率を有する板ガラスをキャノピ用に利用することが公知である。板ガラスの水平および側方に湾曲したこの形状は、胴体の形状と完全に調和し、空力抵抗について有効な効果を得ることができる。

多くの飛行機用キャノピが６枚の板ガラス（パイロットとの関係において前方位置に２枚、側方位置に２枚そして後方位置に２枚）を有し、そのうち２枚の前方板ガラスは、飛行機の外部から取付けられフランジで固定されている。実際、コックピットのナビゲーションスクリーンが存在するため、飛行機の内部から前方板ガラスを取付けることはできなくなっている。

前方板ガラスのこの取付け方法は、機材の運行に制約を課することなく、板ガラスの迅速な交換を可能にする。乾式シールによる板ガラスの機械的取付けを利用することで、その重合が２４時間を超える場合がありかつ比較的複雑な構造の分解および清浄を誘発するシーリングマスチックの使用を回避することができる。

他の４枚の板ガラス（側方および後方）については、コックピットの内部のいかなる設備によっても妨げられない場合、巡航状態でキャビン内を支配する圧力がキャノピのこの部分の気密性および安全性に有利に作用することから、組立ては好ましくはコックピットの内部から行なわれる。コックピットの内部からの板ガラスの取付けというこの解決法は同様に、キャノピの構造と板ガラスの接合要素の質量を最小限におさえるためにも有利である。

しかしながら、コックピットの内部から２重曲率をもつ側方および後方板ガラスを取付けると、構造とガラスの間に大きい空隙が生成される。

コックピットのキャノピ上にバードストライクが発生した場合、鳥は液体および気体に形を変えて１つまたは複数の空隙に押し込まれることになる。その結果としてもたらされる板ガラスおよびフレーム構造の変形は、キャノピに対し損害を与え得る影響を及ぼすおそれがある。

一般にキャビン内に与圧が全く無い多くの小型民間機および軍用機は、２重曲率をもつキャノピを有するが、ガラスと構造の結合の技術的解決法は、バードストライクの際にこれらのゾーンを脆化させる可能性のある空隙を提示することはない。

本発明の目的は、バードストライクの際のその損傷を回避し板ガラスの取付けおよび取外し時間を可能なかぎり短かく保つことを可能にする上述のタイプのキャノピを提供することにある。

このために、本発明は、少なくとも１枚の板ガラスと、前記板ガラスを支持するフレームと、前記フレームに対し前記板ガラスを締結する少なくとも１つのフランジと、前記板ガラス、前記フレームおよび前記フランジの間に画定された少なくとも１つの空隙とを含む航空機キャノピにおいて、前記空隙をほぼ充填するように適応されかつシールを形成するラビリンスを対向する表面と共に画定する凹凸をその周囲の少なくとも一部分の上に呈している少なくとも１つの形材を有することを特徴とする航空機キャノピを目的としている。

フレームとキャノピの板ガラスの間の結合ゾーン内でバードストライクが発生した場合、このゾーンの部品に機械的変形が存在することになる。鳥に由来する気体および液体の圧力は、この結合ゾーン内に、ひいては形材の凹凸と対向する表面の間に形成されたラビリンスに対して急激に加えられる。ラビリンスは、凹凸が対向する表面と接触するかまたはこの表面からわずかな距離のところにあるゾーンにより互いに分離されたラビリンス空隙を有しており、こうして１つのラビリンス空隙から次のラビリンス空隙に移行する毎に圧力が大幅に低下し、鳥の気体および液体残留物の通過は最小限におさえられるようになっている。これらのラビリンスは、前述の気体および液体残留物の通過を制限することによって、以下「ラビリンスシール」と呼ばれるシールを形成する。この「ラビリンスシール」という表現には、本明細書から結果としてもたらされる意味が与えられるべきである。

板ガラスを交換しなければならない場合、この板ガラスの取外しおよび新しい板ガラスの取付けは、数時間以内に完遂することができ、これに対して、空隙が重合性エラストマ製のシールで充填される場合には、２４時間以上必要になると思われる。

本発明の考えられる１つの特徴によると、前記凹凸は、長手方向の畝を含む。ラビリンスシールを形成するこのタイプの凹凸は、形材の機械加工または成形により容易に得ることができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記畝の少なくとも一部分は、尖鋭部を有する少なくとも１つの縁部を呈する。尖鋭部を有する畝は、圧力を大幅に降下させ、鳥の気体および液体残留物の通過を最小限におさえるために極めて効果的であることがわかっている。尖鋭部を有する縁部が多数あることによって、各々のラビリンス空隙において連続的に、１回の衝撃の結果としてもたらされる気体および液体の圧力の大幅な低下効果を反復させることができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、ほぼ剛性の材料製である。こうして、形材は、フレームとキャノピの板ガラスの間の結合ゾーン内におけるバードストライクの場合に形材が受ける高い圧力に耐えることができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は金属製である。例えば軽量で機械加工が容易な材料であるアルミニウム合金で製造することができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、例えばテフロン、ナイロンまたは短繊維が充填された樹脂タイプの合成材料製とされる。これらの材料は、比較的軽量であるという利点を有するが、選択された材料は、衝突の際の鳥の液化および気化に由来する高い圧力のため、優れた機械的圧縮強度を有していなければならない。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、その周囲よりも可撓性の高い材料でできた中央コアを有する。好ましくはエラストマ材料製である形材は、こうして、ラビリンスにより確保される圧力の低下に加えて、緩衝体の役目を果たす。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記、形材は、例えば接着またはスナップ機構により前記フランジに固定され、こうして取付けおよび分解作業が容易になる。この場合、各形材は、各フランジの長さおよび幾何形状に対応していなければならない。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、第１の形材要素と第２の形材要素を含み、前記形材要素は、間に前記ラビリンスを形成する噛合い歯を有する。この配置により、フレームとキャノピの板ガラスとの間の結合ゾーン内で非常に高い圧力が急激に加えられた場合の圧力の低減効果を最適化するために所望される形状および寸法を歯形に対して付与することができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、第１の形材要素は、前記フレームに固定され、前記第２の形材要素は前記フランジに固定され、こうして２つの要素の各々を正しく確実に固定することが可能になる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記空隙の充填用の前記形材は、板ガラスの全周にわたり延在しており、こうして板ガラスを取り囲む空隙全てを塞ぐことができる。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、環状モノブロックでできており、そのためその取付けおよび取外しは容易である。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記形材は、前記フランジと同一の材料でできている。こうして、形材を、例えばアルミニウム合金製であり得るフランジのブロックから機械加工することができる。こうして形材とフランジの完全な一体化が、低コストでかつ非常に優れた信頼性で確保される。

本発明の別の考えられる特徴によると、前記凹凸は、前記形材の少なくとも１つの面内に設けられた少なくとも１つの横断方向畝を含む。

本発明は同様に、上述の通りの少なくとも１つのキャノピを有する航空機をも目的としている。

本発明の他の特徴および利点は、一例として提供され添付図面によって示された実施形態についての以下の説明から明らかになる。

コックピットの内部から見た飛行機のコックピットのキャノピの、一部分が切り取られた側面立面部分図である。 図１のライン２−２に沿った断面図である。 図１のライン３−３に沿った断面図である。 図１のライン４−４に沿った断面図である。 図１のライン５−５に沿った断面図である。 本発明の第１の実施形態に係る形材を示す拡大詳細断面図である。 図６の形材を示す斜視図である。 本発明の第２の実施形態を示す図６に類似する図である。 本発明の第３の実施形態を示す図６に類似する図である。 本発明の第４の実施形態を示す図６に類似する図である。 フランジ上への形材の第１の固定方法を示す。 フランジ上への形材の第２の固定方法を示す。

図１は、前方板ガラス１Ｆ、側方板ガラス１Ｌおよび後方板ガラス１Ｒを含む飛行機のコックピットのキャノピの半分を表わしている。キャノピのもう一方の半分（図示せず）は、飛行機の長手方向対称面との関係において図示されたものと対称である。

板ガラス１Ｆ、１Ｌおよび１Ｒは、飛行機の胴体の前方部分の構造３により担持されこの構造と一体化された、参照番号２で全体が呼称されているフレーム内に取付けられる。

前方板ガラス１Ｆは平坦でかつコックピットの外側からフレーム２内に取付けられている。前方板ガラスは、図示されていない手段によりフレーム４に固定されたフランジ５Ｆによってそのフレーム４Ｆに接して所定の場所に維持される。

側方板ガラス１Ｌおよび後方板ガラス１Ｒは、２重曲率タイプのものである。すなわち、これらは側方および水平方向に湾曲して飛行機（図示せず）の胴体の形状と調和し、空力抵抗を制限する。

側方板ガラス１Ｌおよび後方板ガラス１Ｒのフレーム２上の取付けおよびこのフレームからのそれらの取外しは、図２〜５に表わされている矢印の方向に沿って、コックピット（図示せず）の内部から行なわれる。

側方板ガラス１Ｌは、図２〜５に表わされたフランジ５Ｌによって、そのフレーム４Ｌに当接した状態で維持されている。フランジ５Ｌは、当業者にとって周知の従来の手段（図示せず）により、フレーム４Ｌに固定される。

側方板ガラス１Ｌが２重曲率を有することそして図２〜５中に矢印ＭＤにより示された方向に沿ってコックピットの内部から取付け／取外しされることを理由として、板ガラス１Ｌの周縁部（またはより厳密にはこの板ガラスをとり囲むシール）、フレーム４Ｌおよびフランジ５Ｌの間に設けられた状態で空隙６Ｌが存在する。この空隙６Ｌは、側方板ガラス１Ｌの全周に延在する。

同様にして、２重曲率を有しコックピットの内部から取付け／取外しされる後方板ガラス１Ｒは、板ガラス１Ｒの周縁部（またはより厳密にはこの板ガラスをとり囲むシール）、そのフレーム４Ｒおよびその維持用フランジ５Ｒの間に空隙６Ｒを生じさせる。この空隙６Ｒは、後方板ガラス１Ｒの全周にわたり延在している。

板ガラス１Ｌおよび１Ｒとそのそれぞれのフレーム４Ｌおよび４Ｒとの結合ゾーン内におけるバードストライクの結果としてキャノピが損傷を受けるのを避けるために、空隙６Ｌおよび６Ｒには、ラビリンスシールが備わっている。これらのシールは、図面の明確さを期して図２〜５には表わされていなかったが、ここで図６から１２を参照しながら記述する。

図６および７を参照すると、本発明の第１の実施形態に係るラビリンスシールには、板ガラス１の周縁部８（またはより厳密にはこの板ガラスをとり囲む図６には図示されていないシール）、キャノピのフレーム４、およびキャノピの内部側で板ガラス１をフレーム４に当接した状態に維持しているフランジ５の間に設けられた空隙内に配置された形材７が含まれる。

好ましくは、形材７は、長手方向と同様その横断面に沿っても、空隙６全体を充填している。管状空隙６が板ガラス１の全周にわたり延在している場合、好ましくは形材７についても同様のことが言える。

形材７は、突出した長手方向リブ１０と交番する形でラビリンスの断面形状を形成する長手方向溝９で構成された畝を、その周囲の少なくとも一部分にわたり提示している。図６および７の実施例において、形材７は横断面でほぼ４辺形の形状を有する。４辺形の第１辺は、板ガラス１のほぼ平坦な周縁部８に（またはより厳密には、この板ガラスをとり囲み図６には示されていないシールに）向けられており、ラビリンスの断面形状を呈している。同様にラビリンスの断面形状を呈する４辺形の第２辺は、ほぼ板ガラス１の延長線上に延在するフレーム４の壁４ａのほぼ平坦な内部面に向けられている。４辺形の第３辺は、壁４ａおよび板ガラス１に対して横断方向にコックピットの内部に向かって延在するフレーム４のウェブ４ｂのほぼ平坦な面に向かって配向されている。この第３辺にも同様に、ラビリンスを形成するリブ１０と溝９が具備されている。最後に、４辺形の第４辺は、平坦で、フランジ５の対向する面に対し接着、スナップ機構などあるいはそれに類似するものによって、以下で説明する通りに固定されている。

図６および図７に示されている実施形態において、形材７は、中空であり、内部空隙１１を提示し、それにより重量の節減が可能になっている。この形材は、剛性材料、例えばアルミニウム合金などの金属でできている。形材７は、リブ１０の頂部が、板ガラス１およびフレーム４の対向する壁と同一平面にあるかまたはそれらから非常に近い距離のところにくるような形で寸法決定される。図示されていない手段によりフレーム４に固定されるフランジ５は、板ガラス１および形材７をフレームの壁４ａに当接した状態に維持する。

形材７は、１つ以上の区分して実施されてよい。空隙６が板ガラス１の全周に延在する場合、製造方法上可能であるならば、形材は全体に環状をしたワンピースの部材で作ることもできる。

溝９とリブ１０が形成する長手方向ラビリンスに加えて、形材７は、図７に表わされている通り、その長さに沿ってあちこちに、その１つのまたは複数の面内に設けられた横断方向のラビリンス１２を有することができる。これらの横断方向ラビリンス１２は、例えば溝により構成されていてよい。

板ガラス１は、フランジ５の側に位置づけされコックピットの内部からフレーム４の壁４ａに接して設置される。板ガラス１とフレーム４の間の気密性は、当業者にとって公知のシールおよび他の従来の機械的手段によって確保され、これらの手段について本出願中では詳述する必要はない。コックピットの内部から板ガラス１が取付けられることから、飛行機が巡航状態にありそのキャビンが与圧されている場合、コックピットの内部で支配的な圧力と飛行機の外部で支配的な圧力との間の差は、板ガラス１をフレーム４に押し付けるのに力学的に寄与し、キャノピのこの部分の気密性に有利に作用する。

しかしながら、飛行中に板ガラス１とそのフレーム４の間の結合ゾーン１３内でバードストライクが発生した場合、このゾーンの異なる機械的部品の変形が発生し、非常に高い圧力の気体および液体が急激に空隙６の方向に付与される。

このような突発事象において、形材の長手方向ラビリンス９、１０および横断方向ラビリンス１２は、１つのラビリンスを通過する毎に気体および液体の圧力を大幅に下降させるのに貢献する。この圧力低下現象は、１つのラビリンスの通過毎に反復され、こうして、複数のラビリンスを通過した後、気体および液体の圧力は、キャノピの構成要素の優れた機械的強度と相容性ある値まで急速に低下せしめられる。

図８は、形材７が中実でフランジ５と同一の材料でできている、本発明の第２の実施形態を示している。フランジ５と形材７は好ましくは金属製、例えばアルミニウム合金製であり、したがって併せて機械加工され得る。こうして、フレーム４に対する板ガラス１の組立て部品の製造および取付けは、簡略化される。

図８の形材７は、横断面がほぼ平行６面体形状であることを示している。すなわち、板ガラス１の周縁部８に向けられた形材７の面は、フレームの壁またはウェブ４ｂに向けられたその面とほぼ平行である。

図８で示された板ガラス１は、その周縁部８に、従来の周囲気密シール１４を有するが、これは図を明確にするために図６には表わされていない。例えばシリコーン製のシール１４は、板ガラス１の周縁部の横断面と相補的なほぼＵ字形の横断面を有する。周囲シール１４および縁部８のＵ字形状によって、フレーム４の壁４ａとフランジ５との間の板ガラス１の嵌込みを確保することができる。さらに、図８の例によると、シール１４は、対向する形材７とその頂部面上に、発泡材部分１５を提示している。この発泡材部分１５は、フレーム４のウェブ４ｂおよび形材７の対向する面に対して平行な外部面を提示するような形でくさび形状の横断面を有する。くさび形状の発泡材部分１５は、フレームの壁４ａに対しほぼ直交するシール１４の頂部面と、この壁４ａとの関係において斜めである形材５の隣接する面との間の空間を充填する。形材７は、互いに、および、フランジ５の側面に対して平行である側面を有し、板ガラス１の周縁部は、この板ガラスの全体的平面にほぼ直交する状態にとどまることから、発泡材部分１５は異なる部品の機械加工および／または製造を容易にすることができる。

フレーム４と板ガラス１の間の接合ゾーン１３内でバードストライクが発生した場合、図８の形材７は、図７の例に関して記述されたラビリンスシールの効果をもたらす。

図９は、形材が図６の形材と類似した全体的形状を有する形材７の第３の実施形態を示す。この第３の実施例において、形材７は例えば、合成材料（例えばテフロン、ナイロン、短繊維が充填された樹脂などのタイプ）の成形によってか、または金属材料（例えばアルミニウム合金）の鋳造または機械加工によって実施される。

さらに、図９の形材７は、形材７の合成材料製または金属製の周囲部分１７を構成するものよりも低い密度の材料でできたコア１６を有している。

そのコア１６が周囲１７よりも低い密度を有することから、形材７は同様に、以上で記述した条件の下でキャノピ上にバードストライクが発生した場合に、衝撃吸収材の役目をも果たす。

図９を見ればわかるように、リブ１０はその頂部部分内に、唇状部１８を形成する尖鋭な、または、突起状の１つ以上の縁部を呈することができる。これらの唇状部１８は、ラビリンスシールの迷路効果を強化し、バードストライクが発生した場合の圧力降下の漸次性を増大させることができる。

図９のこの実施例において、形材７の全周にラビリンスが具備されている。ラビリンスを形成する溝９とリブ１０は、必ずしも矩形または方形の断面を有するわけではなく、この断面は、図９が示す通り、曲線をなしていてよい。

図１０に示された第４の実施形態においては、空隙６を満たすラビリンスシールは、２つの相補的形材７ａおよび７ｂを含む。

形材の１つ７ａは、フランジ５の側に向けられたその１つの面上に一連の歯１９を有する。形材７ａは例えば接着によって、フレーム４の壁４ａおよび４ｂに固定されている。形材の第４の面は、板ガラス１の周囲に配置されたシール１４の発泡によりギザギザが形成された面の方に向けられている。

第２の形材７ｂは、歯１９と同じピッチの一連の歯２０を有し、歯２０は歯１９と噛合っている。歯１９と歯２０は異なる高さを有し、したがって、１つの歯２０の頂部と２つの歯１９を離隔する歯形の底面との間に空間が設けられることになる。

第２の形材７ｂは、歯２０を担持する面とは反対側のその面で、例えば接着によってフランジ５に固定される。シール１４の方に向けられた形材７ｂの面は、図６の実施例の場合のように、溝９とリブ１０で構成された畝を提示している。形材７ｂのこの畝のある面は、シール１４の櫛形にギザギザが形成された対向する面に隣接しており、この面と共にラビリンスシールを形成する。形材７ｂは、例えば平坦である第４の面でフレーム４のウェブ４ｂに当接している。形材７ｂは、その周囲部分よりも密度の低い材料でできたコア１６を有し、衝撃吸収材の機能を果たす。

前述の条件下でバードストライクが発生した場合、形材７ａとシール１４のギザギザが形成された隣接面との間、形材７ｂの畝の入った面とシール１４のギザギザが形成された隣接面との間、および噛合い歯１９および２０の間に含まれるゾーンは、ラビリンスシールの役目を果たす。ラビリンスシールを形成するこれらのゾーンは、バードストライクの発生時に、上述の圧力を低下させる効果をもたらす。

図１１は、エラストマ材料製の形材７に特に適用させられたフランジ５上の形材７の固定方法を示す。この例において、形材７には、ロッド２２と口の広がった頭部２３を呈する１つ以上のスタッド、または、スパイク２１がその１つの面に備わっている。フランジ５は、スタッド２１の数と同数の中ぐり２４を有する。中ぐり２４は、そのロッド２２の直径に対応するものの頭部２３の直径より小さい直径を有する。ロッド２２の長さは、ほぼフランジ５の厚みに対応している。頭部２３が中ぐり２４の中に強制的に押し込まれ、中ぐりから外に通過した時点で、スタッド２１はフランジ５内で不動状態になる。形材７の固定は、フランジ５上での接着によって補完され得る。変形形態では、スタッド２１は、公知の方法でギザギザが形成され、中ぐり２４の中に確実に保持されるようになっている。

図１２は、形材７が同様に１つ以上のスタッド２１によってフランジ５に固定されている、図１１の実施例の変形実施形態を示す。図１２の形材７は、バードストライクがあった場合の緩衝を確保するための内部空隙１１、ならびにフレーム４の壁４ａおよび４ｂと対向しているその２つの面上、および、板ガラス１（図示せず）の周縁部に対向するその面上に、のこぎり歯の形をした線条を有する。形材７の線条入り表面は、対向した表面と共にラビリンスシールを形成し、こうしてバードストライクが発生した場合に求められる圧力低下の効果をもたらす。図１２の実施形態は、極めて狭隘なゾーンに装備するために特に適している。

Claims (16)

1. 少なくとも１枚の板ガラス（１）と、前記板ガラスを支持するフレーム（４）と、前記フレームに対し前記板ガラスを締結する少なくとも１つのフランジ（５）と、前記板ガラス、前記フレームおよび前記フランジの間に画定された少なくとも１つの空隙（６）とを含む航空機キャノピにおいて、
   少なくとも１つの形材（７；７ａ、７ｂ）であって、前記空隙（６）をほぼ充填するように適応されかつシールを形成するラビリンスを、対向する表面と共に画定する凹凸（９、１０；１２）を、その周囲の少なくとも一部分の上に呈している、形材（７；７ａ、７ｂ）を有する、
   ことを特徴とする航空機キャノピ。
2. 前記凹凸が、長手方向の畝（９、１０）を含む、ことを特徴とする請求項１に記載の航空機キャノピ。
3. 前記畝（９、１０）の少なくとも一部分が、尖鋭部を有する少なくとも１つの縁部（１８）を呈する、ことを特徴とする請求項２に記載のキャノピ。
4. 前記形材（７；７ａ、７ｂ）がほぼ剛性の材料製である、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キャノピ。
5. 前記形材（７）が金属製である、ことを特徴とする請求項４に記載のキャノピ。
6. 前記形材（７）が合成材料製である、ことを特徴とする請求項４に記載のキャノピ。
7. 前記形材（７）がその周囲よりも可撓性の高い材料でできた中央コア（１６）を有する、ことを特徴とする請求項６に記載のキャノピ。
8. 前記形材（７；７ｂ）が前記フランジ（５）に固定されている、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載のキャノピ。
9. 前記形材が、第１の形材要素（７ａ）と第２の形材要素（７ｂ）とを含み、前記形材要素が、間に前記ラビリンスを形成する噛合い歯（１９、２０）を有する、ことを特徴とする請求項１〜７のいずれか一項に記載のキャノピ。
10. 第１の形材要素（７ａ）が前記フレーム（４）に固定され、前記第２の形材要素（７ｂ）が前記フランジ（５）に固定されている、ことを特徴とする請求項９に記載のキャノピ。
11. 前記形材（７；７ａ、７ｂ）が板ガラス（１）の全周にわたり延在している、ことを特徴とする請求項１〜１０のいずれか一項に記載のキャノピ。
12. 前記形材（７）が環状モノブロックでできている、ことを特徴とする請求項１１に記載のキャノピ。
13. 前記形材（７）が前記フランジ（５）と同一の材料でできている、ことを特徴とする請求項５に記載のキャノピ。
14. 前記凹凸が、前記形材の少なくとも１つの面内に設けられた少なくとも１つの横断方向畝（１２）を含む、ことを特徴とする請求項１〜１３のいずれか一項に記載のキャノピ。
15. 前記板ガラス（１Ｒ）が周囲シールを有し、かつ、前記空隙（６Ｒ）が前記シール、前記フレーム（４Ｒ）および前記フランジ（５Ｒ）の間に画定されている、ことを特徴とする請求項１〜１４のいずれか一項に記載のキャノピ。
16. 請求項１〜１５のいずれかに記載の少なくとも１つのキャノピを有する、ことを特徴とする航空機。

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