JP2014505612A - ハイブリッド構成のフレーム共成形製造 - Google Patents

Abstract

ハイブリッド構成のフレーム（１８）が、ファイバー層（８）の積層体を初期において環状パターンに形成することにより作製される。環状の金属製トリム（５４）が前記環状パターンに一致するよう別個に形成される。トリム（５４）は、相補的な下方モールドチャネル（７４）を有する下方モールド（７０）内に捕捉される。ファイバー層（８）の積層体は下方モールドチャネル（７４）内でトリム（５）の上部に捕捉される。ファイバー層（８）の積層体の上部に上方モールド（７２）が押圧されることで、下方モールドチャネル（７４）内でファイバー層（８）の積層体とトリム（５４）とが相互に圧縮共成形される。

Description

本発明は一般に航空機に関し、詳しくはその窓に関する。

代表的な民間航空機では、コクピット及びテール間の両側部に沿った機体胴部に窓が多数配置される。各窓は航空機の機体スキンの対応する孔に好適に取り付けた窓フレームを含み、各窓フレームには対応する窓ガラスが固定装着される。
代表的な航空機の機体スキンはアルミニューム等の高強度金属から作製され、代表的な窓フレームも高強度金属から作製される。
航空機はその飛行効率が航空機重量に直接影響されることから、種々の航空機コンポーネントの重量を、その商業運航期間中のサービス寿命が延びるよう充分強化しつつ軽減させる改良が続けられている。

米国特許出願公開第２００８／１６９３８０Ａ１には、圧縮成形法により高強度化しつつ軽量化して製造した、カーボンファイバーラミネートを有する非金属製複合窓フレームが記載される。
米国特許第７，９８８，０９４号には、飛行中の航空機の複合窓フレームを保護する対応するチタン製腐食シールドが記載される。
複合窓フレーム及び腐食シールドは、先ず個別に製造し次いで相互に接着することで、航空機の窓ガラス取り付け用アセンブリとして仕上げられる。
アセンブリ化には、シールドを窓フレームに正確に位置決めし、その強度を確実に最大化させる多くのステップが含まれる。
ある開発プロセスではそれらステップには、複合窓フレームを、リング状のチタン製腐食シールドを受けるように加工するステップと、窓フレームに穿孔するステップとが含まれる。次に複合窓フレーム及びチタン製腐食シールドのリングを二次接着ステップに通し、オペレーターが追加したゴム等の接着材またはシーラントにより、腐食シールドのリングを窓フレーム上に接着または密着させる。
二次接着ステップ終了後、接着した窓フレーム及びチタン製腐食シールドのリングを再度加熱／加圧した後、アセンブリを型ツールから脱型し、散乱するシーラントを除去して清浄化する。
清浄化ステップ終了後、アセンブリのシーラントを含む部分の周囲を検査し、空隙があればシールする。腐食シールドを取り付けた窓フレームを別の検査ステップに通し、シーラントが過剰でないことが保証される。
窓フレームへの腐食シールド接合の許容性が保証された後、窓フレームにペンキを塗り、顧客に配達するための最終検査を実施する。
完成した複合窓フレーム及び装着された腐食シールドは、丁寧ではあるが製造コストを付随させる製造プロセスによって最終的に重量軽減化及び高強度化が成される。

米国特許出願公開第２００８／１６９３８０Ａ１ 米国特許第７，９８８，０９４号明細書

コストを削減させつつ低重量での高強度化を保証する、航空機用窓フレームの改良製造方法を提供することである。

先ず、環状パターン内にファイバー層積層体を形成してハイブリッド構成の窓フレームを作製する。環状パターンに合致する環状の金属製トリムを別個に形成する。このトリムを、相補的な下方モールドチャネルを有する下方モールド内に捕捉する。下方モールドチャネル内のトリム上に、前記ファイバー層積層体を捕捉させる。このファイバー層積層体に上方モールドを押圧し、ファイバー積層体とトリムとを下方モールド内で相互に圧縮共成形してハイブリッド構成の窓フレームを共形成する。

コストを削減させつつ低重量での高強度化を保証する、航空機用窓フレームの改良製造方法が提供される。

図１は、民間航空機例における多数の窓の１つを拡大断面で示した斜視図である。 図２は、機体の一部に取り付け、機体を図１の線２−２に沿って切り取った状態で示す、図１に例示した窓の外側部分の正面図である。 図３は、航空機から分離した状態で示す、図２に例示した窓の部分断面斜視図である。 図４は、複合層及び一体の金属製腐食シールドの種々の半径方向横断面及び積層構造を示す、図３に例示した窓の断面付き斜視図である。 図５は、窓フレームの種々の層の作製及びステージング用のレイアップシーケンスのフローチャートである。 図６は、圧縮成型ダイ対内における、別個に形成した予備成形層及び予備成形腐食シールドのアセンブリ化フローチャートである。 図７は、ハイブリッド構成の窓フレーム製造における、図６に例示した予備成形複合層及び予備成形腐食シールドを相互直接圧縮共成形するためのフローチャートである。

図１には、ターボファンガスタービンエンジン駆動式の飛行中の飛行機または航空機１０が例示されている。航空機は、その機体または機体スキン１４の両側部に沿って航空機のコックピットの前方端から後部テール直前に掛けて列状に配置した多数の窓１２を含む。
窓は、客室の圧力健全性を維持すると共に、飛行中の航空機の機体スキン上を後方に高速で流れる外側空気ストリーム１６を含む外部環境から客室内の乗客を保護する。
各窓は、航空機の機体スキン１４の対応する孔を貫いて好適に取り付けられ、航空機の長手方向に沿ってそのサイズや構成が変化する。機体１４は全体に円筒状または管状であるため、その内径または半径Ａは、航空機のノーズ尖端部から客室用の幅広胴部を通してテール尖端部に至る長手方向に沿って変化する。
各窓１２は機体のスキンの局部的な曲率または半径Ａに合致するよう特別のサイズ及び形状を有し、従って、各航空機用のサイズの異なる多数の窓が必要とされ、それらの窓はその製造中に対応する差異を加えて作製する必要がある。
航空機の多数の窓は設計上同一であり得るが、そのサイズや曲率を含む形態は好適に変更され得る。窓１２の一例が、図１では横断面で、図２では平面図で示される。各窓は、従来の透明な窓ガラス２０をその内側に好適に取り付けた窓フレーム１８を含む。窓フレーム１８自体は航空機の機体スキン１４の対応する孔を貫いて好適に取り付けられ、内側の窓ガラスを支持する。

窓フレーム１８の詳細が図３及び図４の各実施形態で例示される。窓フレームは、半径方向外側の環状フランジまたはリム２２と、中央孔２６を包囲する同中心を有する半径方向内側の環状フランジまたはサッシ２４にして、このサッシに装着した窓ガラス２０によりシール状態下に閉鎖されるサッシとを含む。
サッシ２４は、リム２２の厚さＴを横断する共通積層部で、前記厚さＴを横断してリム２２から横方向にオフセットされる。積層した環状のリム及びサッシは、窓フレームの半径方向軸Ｒに沿って横方向または半径方向にそこを貫いて延びる複数の薄膜または層８を含む。層８は、窓フレームの、航空機のキャビンの機内側部または内側及び機体スキンの機外側部または外側に夫々対応する対向する機内側部２８及び機外側部３０間で横断方向において相互に異なることが好ましい。
サッシ２４は図４では中央孔２６の全周囲方向に沿って、下方のリム２２から上昇し且つ横断方向に橋絡する状態で例示される。サッシ２４及びリブ３２の機内側部が、窓ガラス２０を取り付け得る中央ポケット３４を画定する。サッシ２４またはサッシバーが、窓ガラス２０をその内側に取り付け及び捕捉し得、航空機の加圧されたキャビンからの、窓を横断する差圧負荷に耐える環状桟を画定する。
リム２２、サッシ２４、リブ３２は相互に単一またはユニット型コンポーネント状に一体化され、図２及び図３に例示される如くその中央孔２６に沿った周囲方向において連続する。
従って、一体の環状リム、サッシ及びリブは全体的に、前後の垂直カラムまたはポスト３６、３８と、これら各ポストの各端部に一体に連結した上下の各水平方向レール４０、４２、とを画定する。

垂直ポスト３６、３８は窓フレーム１８の短軸４４に沿って横方向または水平方向に離間され、窓フレームの水平方向幅Ｗを画定する。また垂直ポスト３６、３８は、機体スキン１４の曲率または半径Ａに合致するよう機内側部は凹状、機外側部は凸状である。
２つのレール４０、４２は窓フレームの長軸４６に沿って長手方向または垂直方向に離間されて窓フレームの高さまたは長さを画定する。
側方の２つのポスト３６、３８が中央孔２６の横方向境界を形成し、２つのレール４０、４２が、中央孔２６の垂直方向境界を形成付する上方ヘッダ及び下方シルを提供し、ポスト及びレールは全体的に、中央孔２６をその横方向または周囲方向全体において完全に包囲する。
図３及び図４に例示するリム２２は窓フレームの外周部から、直交するリブ３２と交差する位置までの厚さＴが一様であること、及び、窓フレームを、代表的にはボルトあるいはその他好適な締め具を用いて機体スキンに構造上装着するに十分な表面積を提供することが好ましい。

サッシ２４の横断方向厚Ｔはこれに対応して、リブ３２と交差する位置からサッシの、中央孔２６を円周方向に取り巻くあるいは境界付ける比較的薄肉の弓状リップ４８を画定するところの半径方向内側周囲部に掛けて、半径方向内側に傾斜または薄くなる。
好ましい実施例ではサッシ２４に沿った機外側部３０部分は、橋絡するリブ３２で横断方向に離間される全体に平坦な２つの異なる平面内において、リム２２に沿って機内側部２８と全体に平行である。
サッシ２４の機内側部２８はこれに対応して、下方にオフセットされるリム２２の方向で、移行部を構成するリブ３２との交差位置に掛けて半径方向外側に傾斜し、かくして窓ガラス２０を完全に取り囲む環状傾斜シート５０を形成し、窓ガラスはこのシートの傾斜に一致する対応する傾斜周囲部を有する。
このように、飛行中に窓ガラスに作用する差圧負荷は傾斜連結部を介して傾斜したサッシ２４に伝搬され、サッシ２４は、この圧力負荷を周囲の環状リムに低応力下に順送りさせる比較的厚い弓状フィレット、即ち、移行部を構成するリブ３２との交差部を有する。

図４に例示するリム２２、リブ３２、サッシ２４は、窓フレームの同中心の外周部及び内周部間において構造上連続する負荷通路を提供し、この負荷通路を半径方向に貫いて共通層８が伸延し、共通層は、図４に略示する剛性の樹脂マトリックス５２内でしっかり固化された高強度のファイバー薄層を含む。
図４に例示した共通層８は、航空機から外側の環境側に向けてその外側を露呈させた機外側層と、この機外側層と横断方向に対向する、航空機のキャビン内に向けてその内側を露呈させた機内側層と、これらの対向する機外側及び機内側の各層間に積層され且つ隠された複数の異なる内側または中間層と、を含むことが好ましい。
図２〜図４に示す如く、サッシ２４の機外側部に環状の腐食シールドまたはトリムピース５４を接合させることで窓フレームが追加的に保護される。腐食シールドはチタン等の薄いシートメタルであることが好ましく、ポスト３６、３８及びレール４０、４２に沿って中央孔２６を完全に包囲する金属製の連続環帯を提供する。
図４に例示したサッシ２４及び金属リム２２間のオフセットの高さまたは深さは、金属サッシの機体側部表面が機体スキンの外側表面と実質的に面一化されるよう、周囲の機体スキン１４の厚さに合致するように選択する。

薄肉の腐食シールド５４はこれに対応して、サッシ内に凹陥され且つ機体スキンより若干高くまたは機体側に突出され、かくして、ファイバー層、窓ガラス、機体スキンの縁部の代わりにこの腐食シールドが風雨に曝されることを保証する若干高い起伏形態（レリーフ）を提供する。にもかかわらず腐食シールドは、高速飛行中の航空機の窓を越えて流れる周囲空気１６の円滑な空力流れを提供する。
更に、図４に例示した腐食シールド５４は、サッシの機体側の平坦な表面に合致し、機体の内側に融合する対向する弓状縁部を有する。例えば、腐食シールド５４は、サッシリップ４８の周囲に部分的に巻き付けられることで、その下側の複合積層体における、そうでなければ比較的軟質の複合サッシを腐食させる雨またはデブリ粒子を含有し得る外部自由流れ空気１６への直接的暴露を最小化または排除することが好ましい。

図３に例示した積層形態の窓フレーム１８は、設計、強度及び製造、のみならず、製造コストや使用寿命上の耐久性の点で特に有益性がある。
窓フレーム１８は、共通の、リム２２、サッシ２４、移行部を成すリブ３２から画定され、その寸法、肉厚及び形態は、環状の窓フレーム自体の、長さＬ、幅Ｗ、異なる平面における、曲率半径Ｒで表わされる曲率のみならず、窓フレームの、管状の航空機キャビンのローカルの曲率に一致する垂直方向曲率Ａ、における対応分の相違を伴う状態下に好適に変更可能である。
腐食シールド５４は図４にその詳細が例示される。腐食シールドは単一のまたはワンピース形コンポーネントであり、半径方向外側縁部５８及び半径方向内側フックまたはクリップ６０を一体形成した環状バンド５６を有する。これら３つのコンポーネント、即ち、環状バンド５６、外側縁部５８、クリップ６０は、そのままで比較的シンプルな単一のメタルシートまたはシートメタルから好ましく形成した、一定肉厚ｔを有する腐食シールド５４を画定する。
シートメタル製の腐食シールド５４は、軽量で且つ高い強度、耐性を有し、しかも弾性及び可塑性的柔軟性を持つよう、約８ミル（０．２ｍｍ）の薄肉厚ｔのチタンから形成することが好ましい。

環状バンド５６は、腐食シールドの中央環状部を形成し、この部分のシートメタルは機内側及び機外側の各表面を円滑化するよう平坦化される。
半径方向外側縁部５８は横断方向に弓状化され、かくして外側凸状を成すことにより、平坦な環状バンド５６と円滑融合するブルノーズを形成し内側クリップ６０もまた、横断方向に弓状化され、やはり平坦な環状バンド５６と円滑融合する、外側凸状を成す別のブルノーズを形成する。
半径方向外側縁部５８は腐食シールドの機外側部上の空力的に円滑で、機体スキンに融合する外部ブルノーズを提供し、同様に内側クリップ６０は、中央の環状バンドの反対側縁部に沿った別の円滑な外側のブルノーズにして、窓ガラスに円滑融合するブルノーズを提供する。
窓フレーム１８及びチタン製の腐食シールド５４は、開発時のオリジナルでは異なるプロセスで別個に作製した後、更にまた別のプロセスで好適に相互接合するが、これはその対応分コストを増大させ、アセンブリの構造形態にどうしても影響がある。

その後の開発により、窓フレーム１８の製造プロセス及び構造形態は共に以下に説明する如く改良されている。
従来プラクティスでは、個々のファイバー層８及びチタン製の腐食シールド５４が、数多の利点を有し得る対応するそれらの製造プロセスにおいて従来通り形成され得る。
しかし、本発明によれば圧縮成形プロセスは、金属製の腐食シールド５４とファイバー層８とを、同じ成形用樹脂５２を使用して直接的に相互に共接合させるよう優先的に改変され、かくして、従来の接着用接着材と、対応する余分な接着ステップとが排除され、対応する重量が軽減され、他方、製造されるハイブリッド構成の窓フレーム１８の強度が維持される。
図５において、窓フレーム１８を、代表的な航空機窓枠形態等での実施を意図した全体に環状の形態に作製するための任意の好適なファイバー材料６２を使用し得る。
ファイバー材料６２は、最終的な窓フレーム１８における所望方向での運用上の負荷または力に耐える対応する高強度を生じさせる種々の組成及び形態の構造用ファイバーを有し得る。

代表的な補強用ファイバーには、図５に拡大図で示す、ファイバーを織るあるいはその他により製造した、ランダムあるいは方向性配向した可撓性マットあるいはファイバー形態に於て提供され得る、カーボン、ファイバーガラス、あるいはＥ−ガラス、が含まれる。
初期においてファイバー材料６２には、代表的には、加熱下に容易に硬化して固体化して硬化プレプレグファイバー材料の高強度を生じさせ得る、エポキシあるいはポリマー樹脂等の好適な接着用または硬化性樹脂５２が予備含浸（プレプレグ）される。
あるいはファイバー材料６２は、樹脂を含まない乾燥状態で提供され、硬化性樹脂５２が任意の従来様式に於て別個に塗布あるいは注入され得る。
図４に示す環状形態の窓フレーム１８において、対応するファイバー層８は、航空機の窓フレームでの使用を意図して、航空機に対する窓ガラス２０の支持強度が最大化され、かくして運用中の構造的負荷や圧力負荷に耐えるよう選択及びパターン化され得る。

図５には接着用の硬化性樹脂５２を好ましく予備含浸させたファイバー材料６２が例示され、先ず、窓フレーム１８の各ファイバー層８用の環状リングパターン等の所望パターン形状に切断され得る。
樹脂を含浸した多数のファイバー層８は初期において、窓フレーム１８の意図された中央孔２６に一致する中央孔を各々有する対応する平坦な環状パターンに形成される。平坦な環状パターンは、環状の窓フレーム１８に対する、そのフープ強度を含むところの方向性強度を優先的に導入するための所望に応じてその周囲を異ならせた状態でセグメント化される。
例えば環状パターンは垂直方向、水平方向、あるいは斜行方向においてセグメント化され、２つまたは２つ超の弓状セグメントの集合が、代表的には各セグメント同士が、狭幅且つ重畳した各環状パターンを画定し得る。

初期において平坦なファイバー層８は、例えば、好ましくは窓フレーム１８の機外側部３０とプロファイルの一致するコンタ付ワークトレイ６４の頂部に、共通中央孔２６を有する共通積層状態で重力に関して垂直方向に積層される。
従来の樹脂ステージングのオーブン６６内で、ワークトレイ６４上に積層した平坦なファイバー層８に熱を導入することで、最終的な窓フレーム１８の機内側部２８及び又は機外側部３０の対応する各プロファイルに一致する３次元（３Ｄ）形態が予備形成される。
図１に示すように、窓フレーム１８の機内側部２８は垂直方向に凹状を成し、他方、機外側部３０は胴部の機体スキン１４の曲率半径Ａに対応して垂直方向に凸状を成す。
ワークトレイ６４は、可撓性のファイバー層８が重力及び熱の作用下に変形し、樹脂５２が部分硬化することで所望形状またはプロファイルが予備形成されるステージング中に、ファイバー層８の積層体に下側が凸状のプロファイルが導入されるよう、窓フレームのポストの長手方向に沿って上側が凹状であることが好ましい。

かくして、初期状態で平坦なファイバー層８は、横断方向にオフセットしたリム２２及びサッシ２４に全体的に対応する、横断方向に肉厚化された３Ｄプロファイルまたは形態に予備形成される。
樹脂ステージング後、予備形成されたファイバー層８はオーブンから取り出され冷却されると、全体的にプレスチャージ６８を画定する積層体を形成する。積層体を成すプレスチャージ６８は冷却時において部分的に剛性であり、ワークトレイ６４から取り出す際に所望の予備形成形状を保持する。
図６には、予備形成されたファイバー層８の環状パターンに一致する腐食シールドの一例を構成する環状金属製のトリムピース５４を形成する従来の冷間圧延装置が略示される。トリムピース５４は初期状態では薄く平坦なシートメタルであり、好適に圧延されることで塑性変形し、中央の環状バンド５６（平坦状態に維持され得る）の半径位置で対向する各端部に沿って、弓状の半径方向外側縁部５８及び内側クリップ６０を創出し得る。
図６には改善されたプロセスも例示され、予備形成されたファイバー層８及びトリムピース５４が共に一対の成形用ダイまたはモールド７０、７２内に取り付けられ、図７に略示する如く高圧及び高温下に相互に圧縮共成形される。

下方モールド７０は、下方に凹陥する環状の下方モールドチャネル７４をその上面に有する中実金属製のベースまたは胴部を含む。下方モールドチャネル７４は、図７により詳細に示す、トリムピース５４の形態に一致する環状の第１座部７４ａを含む。第１座部７４ａは、トリムピース５４の弓状の半径方向外側縁部５８及び内側クリップ６０に一致する、相補的な中央平坦部及び弓状端部を含む。
第１座部７４ａは、窓フレーム１８用の積層体を成すファイバー層８の対応部分とその形態が一致する環状の第２座部７４ｂと半径方向において隣接する。第２座部７４ｂの半径方向外側端部は弓状であり、下方モールドチャネル７４の側壁に隣接する部分において好適な横断方向半径を有する。第１座部７４ａ及び第２座部７４ｂが下方モールドのプロファイルを画定するため、それらの弓状部分及び、横断方向セクションにおける隣接して若干傾斜する横方向表面を持つそれらの非直交的な移行部により、好適な気流が提供される。このような弓状の移行部により、上方アンヴィル７６による圧縮成形の間、樹脂を含浸したファイバー層８が自由流動可能となる。そして、下方モールドチャネル７４内で上方に拡散する気流が、上方モールド７２から分離させた下方モールド７０からの圧縮成形した窓フレームの脱型を可能にする。

隣り合う第１及び第２の座部７４ａ、７４ｂを含む下方モールドチャネル７４はプレスチャージ６８の機外側部を、この機外側部にトリムピース５４が所望の最終プロファイル下に埋設されるように正確に成形するべく、窓フレーム１８の機外側部３０の所望の３Ｄプロファイルに一致する、半径方向を横断する下方３Ｄプロファイルを有する。
このように、トリムピース５４は先ず、下方モールド７０内の下方モールドチャネル７４内に単に載置され、下方モールドチャネル内で重力により優先的に固定あるいは捕捉される。トリムピース５４は、その下方表面全体の横方向境界を形成する特定構成を有する第１座部７４ａ上に単に載置される。
次いで、予備形成されたファイバー層８の積層体が下方モールドチャネル７４内に配置され、最初に配置したトリムピース５４及び、トリムピース用の特別形態を有する隣り合う第２座部７４ｂの双方の上部に重力により単に載置される。
従ってトリムピース５４は、第１座部７４ａの上部に然るべく正確に固定または捕捉され、予備形成されたファイバー層８の積層体はトリムピース５４及び第２座部７４ｂの双方の上部に正確に捕捉される。
図７に示す上方モールド７２はこれに対応して、環状の上方アンヴィル７６がその下方表面から下方に吊下または突出する中実金属製のベースまたは胴部を含む。環状のアンヴィル７６は、プレスチャージ６８の機内側部を所望の最終的な機内側プロファイルに正確に成形するための、窓フレーム１８の機内側部２８の所望の３Ｄプロファイルに一致する半径方向を横断する上方３Ｄプロファイルを有する。

本明細書に記載する改変された圧縮成形において、上方モールド７２は下方モールド７０上に代表的な力及び好適な熱の下に下方に押圧され、予備成形されたファイバー層８の積層体が上方アンヴィル７６によりトリムピース５４上で圧縮され、かくしてこれらのコンポーネントが直接相互に共成形され、共通の硬化性樹脂５２により共接着されることで、最終的な、一体のまたはワンピース型のハイブリッド構成の窓フレーム１８が形成される。
下方モールドチャネル７４の下方３Ｄプロファイルは、ハイブリッド構成の窓フレーム１８の機外側部３０を、トリムピース５４がその内部に直接埋設され且つ硬化性樹脂５２自体により接着される状態で正確に成形する。そして上方モールドの環状の上方アンヴィル７６の上方３Ｄプロファイルは、ハイブリッド構成の窓フレーム１８の機内側部２８を正確に成形する。
下方モールドチャネル７４及び上方モールドの環状の上方アンヴィル７６はファイバー層８の積層体の共通中央孔２６の周囲を周囲方向に伸延し、窓フレーム１８における前後の各ポスト３６、３８と、これらポストに隣り合う上下の各水平方向レール４０、４２とを３Ｄ形状に成形し、同時に金属製のトリムピース５４をファイバー層８と共成形し、かくして、内側のサッシ２４に沿った周囲方向において露呈され且つこのサッシに直接埋設された腐食シールドを形成する。

前後のポスト３６、３８は機体スキン１４の曲率半径Ａに一致され、従って、その長手方向長さまたは垂直方向高さに沿った外側が凸状になる。従って、下方モールドチャネル７４は、ファイバー層８の積層体をその内部の下方に座着させるべく長手方向に沿って上方凹状とされ、窓フレームの２つのポスト３６、３８に沿った機外側部が凸状となる。
下方モールド７０の下方３Ｄプロファイル及び上方モールド７２の上方３Ｄプロファイルもまた、それら全体で、中央孔２６を同中心状態で包囲する半径方向内側のサッシ２４から中央のリム２２を横断方向にオフセットする半径方向外側のリム２２を含む最終的な窓フレーム１８の横断方向の３Ｄ形態を画定する。そして、金属製のトリムピース５４が、窓フレーム１８の、中央孔２６の周囲の内側周囲部を保護するために好適な腐食シールドを提供する。
オリジナルの製造における如きトリムピース５４接着用の二次的接着材は不要または使用されず、全てのファイバー層８及びトリムピース５４は、単に硬化性樹脂５２自体による高い強度を有し、埋設したファイバー及びトリムピース自体により補強される一体構造において全体的に連結される。

トリムピース５４用の二次的接着材が排除されることで、最終的な窓フレーム１８の全重量が対応分軽減され、圧縮成形したファイバー層にトリムピースを別個に接合させるために従来必要とされた余剰ステップが排除される。従って、対応する製造コストも削減される。
樹脂ステージング中にファイバー層８を予備形成するために使用するワークトレイ６４は、下方及び上方の各モールド７０、７２の対応プロファイルに一致する好適な横断方向３Ｄプロファイルを有するが、その精度は予備形成の中間ステップ用に好適な、対応する低精度のものである。最終精度は下方及び上方の各モールド７０、７２の精密プロファイルにより得られる。
従って、トリムピース５４は窓フレーム１８のサッシ２４の半径方向内側端部に正確に位置付けられ且つ直接接着され、かくして、成形された環状の窓フレーム１８の、特にはその剛性及び強度を追加するフープ方向の最大強度を保証する。

トリムピース５４はそれ自体が可撓性のシートメタルから形成されるため、特にこのトリムピース用の形態を有する第１座部７４ａ内で固定状態に支持され、かくして、成形中に印加される強い圧縮力に所望されざる変形を生じることなく耐え得る。第１座部７４ａは更にトリムピース５４を、初期状態において流体を予備形成するところのファイバー層８内で、これらファイバー層が加圧及び加熱下に圧縮成形される際に所望されざる移動を生じないよう然るべく捕捉する。
従って、トリムピース５４は、第１座部７４ａ及び、トリムピース５４の各縁部を成す弓状の半径方向外側縁部５８及び内側クリップ６０に一致するその横方向の各表面によりこのトリムピースに接近して形成される境界により、垂直方向、半径方向、そして周囲方向における全程度におけるその動きが捕捉される。
図７に示す形態例において、第１座部７４ａ及び第２座部７４ｂは、トリムピース５４をハイブリッド構成の窓フレーム１８の機外側表面において面一状態で埋設するべく、下方モールド７０内で相互に円滑に隣接される。詳しくは、トリムピース５４は、トリムピース５４の対向する弓状の半径方向外側縁部５８及び内側クリップ６０が、硬化されたファイバー層８の積層体の外側表面と面一状態で融合する状態下において、サッシ２４内で面一状態に成形される。

図７に示す１実施形態では内側クリップ６０は、横断方向弓状長さ部分が９０°以上の角度を成す状態下に下方モールドチャネル７４の内側向きで上方に伸延する。この形態は、図４に示す、前方のポスト３６の横断方向弓状部分側における長さが短く且つその角度が９０°未満あるいは９０°である非対称形態のトリムピース５４における後方のポスト３８に対して使用され得る。
あるいはトリムピース５４の半径方向内側縁部は、完全対称形態のトリムピース５４の全内周部に沿って一様な、図７に番号６０Ｂで示す全体に四角形またはＬ字型のクリップを有し得る。
何れの実施形態においても、トリムピース５４は全体にＵ字形の横断方向断面を維持し、下方モールドチャネル７４内で上方に開口し、トリムピース用の特別形態を有する対応する第１座部７４ａ内に同様に捕捉され、予備形成されたファイバー層８が、この開放状態のトリムピースと共に圧縮成形されるべく、トリムピース上に容易に配置される。
予備形成されたファイバー層８は成形時の圧力及び熱の作用下に流動し、何れかの実施形態におけるトリムピース５４に対し、直接接合され且つその半径方向各端部位置で面一化されるよう正確に合致する。
ファイバー層８が中央孔２６を含むため、図６及び７に示す下方モールドチャネル７４及び上方アンヴィル７６は環状とされ、ファイバー層８の環状パターンと一致する。

更に、図７に示す第１座部７４ａは第２座部７４ｂの半径方向内側且つ垂直方向下方に配置され、かくして、トリムピース５４を、ファイバー層８の内側周囲部に沿ったその周囲方向において捕捉して、成形した窓フレーム１８内に埋設した前記トリム５４を半径方向内側において露出させる。
下方モールドのプロファイルを画定する２つの座部７４ａ、ｂはこのように相互に横断方向にオフセットされ、上方アンヴィル７６のプロファイルと共にその全体が、中央孔２６を取り巻く内側のサッシ２４を橋絡する環状リブ３２により横断方向にオフセットされた半径方向外側のリム２２を含む、窓フレーム１８のための３Ｄ横断方向形態を画定する。
下方及び上方の２つのモールド７０、７２は、図７に示す如く、第１座部７４ａに沿って第２座部７４ｂから中央孔２６に掛けて相互に半径方向内側に収斂し、かくして、窓フレーム用途例における航空機の窓ガラス２０を支持するテーパ付きポケット３４を窓フレーム１８内に形成する。

シートメタル製の腐食シールドまたはトリムピース５４は、一体的且つ完全環状形態であること及び、３次元（３Ｄ）幅（ｂｒｅａｄｔｈ）を持つ薄肉プロファイルであることが特に有益である。それらの特徴によりシールド自体を効率的に製造可能となり、高速で飛行する航空機用途で使用する場合の窓フレームの裏側部の腐食が優先的に保護される。
トリムピース５４には、それが薄肉環状であることで、埋設したトリムピース５４を含む一体成形した窓フレーム１８の剛性及び強度を増長させる共通または一体の構造マトリクスを提供するそれと同一の接着用樹脂５２により、ファイバー層８との同時的な圧縮共成形時にファイバー層に直接接着される利点もある。
ファイバー積層体と金属製のトリムピースとを同時に共成形することで、二次的接着材及び二次的接着材用に追加する対応ツールやステップ、並びにその検査の必要性が排除される。
従って、完成したハイブリッド構成の窓フレーム１８は軽量であり、かくして航空機用途に於てこの窓フレームを多数使用する場合に航空機重量が相当分軽減される。

航空機用の窓フレームは、ハイブリッド構成の窓フレーム用の、全体的強度を高めつつ、窓フレームに埋設した薄肉金属製のトリムピースに直接接着させるファイバー積層体の数を含む横断方向断面を最小化させるための好適な構成を有する。
ハイブリッド構成窓フレームのためのその他構成及び用途もまた、形成された一体構造的なリング状のトリムピースと積層体とを相互に直接共接合するそれと同一のマトリクス樹脂を用いてのファイバー積層体及び金属製のトリムピースの共成形の利益を有し得る。
ハイブリッド構成の窓フレームは、金属製のトリムピースがＵ字型の下方モールドチャネルの構造境界部（ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ｃｏｎｆｉｎｅｓ）内に正確に固着または捕捉され、樹脂を含浸させた積層体がこのトリムピースの上部で、トリムピースに関する正確な位置で且つ正確に整列して同様に捕捉される共成形プロセスにおいて共通する。
相補的な上方アンヴィルはそれ自体が、下方モールドチャネルにより積層体及びトリムピースの上部に正確に捕捉され、かくして、２つのモールドに印加される有意の圧縮成形力の作用下の窓フレームの精密成形を保証する。
従って、形成されたハイブリッド構成の窓フレームは、その共成形製造法による独特の形態を有し、金属製のトリムピースに埋設したファイバーの構造的精度、強度、そして重量軽減、に対応する利益がある。
カーボン製の複合積層材内にチタン製の腐食シールドを直接埋設した航空機のハイブリッド構成の窓フレーム例は、チタン製シールドを予備形成した積層材に二次接着材を用いて別個に接合して製作した従来の窓フレームとは独自性に於て異なるものである。
従って、共成形した環状の窓フレーム及び直接埋設したトリムピースは、種々の金属からなるトリムピースを、種々の材料組成を有する共通の接着用マトリクスを共用する種々の構造のファイバーに直接接合する種々の構造形態を有する。
以上、本発明を実施例を参照して説明したが、本発明の内で種々の変更をなし得ることを理解されたい。

８ ファイバー層
１０ 航空機
１２ 窓
１４ 機体スキン
１６ 周囲空気
１８ 窓フレーム
２０ 窓ガラス
２２ 環状リム
２４ サッシ
２６ 中央孔
２８ 機内側部
３０ 機外側部
３２ 環状リブ
３４ 中央ポケット
３６ ポスト
３８ ポスト
４０ レール
４４ 短軸
４６ 長軸
４８ 弓状リップ
５０ 環状傾斜シート
５２ 接着用樹脂
５４ トリムピース（または腐食シールド）
５６ 環状バンド
５８ 半径方向外側縁部
６０ 内側クリップ
６２ ファイバー材料
６４ ワークトレイ
６８ プレスチャージ
７０ 下方モールド
７２ 上方モールド
７４ 下方モールドチャネル
７４ａ 第１座部
７４ｂ 第２座部
７６ 上方アンヴィル

Claims (20)

1. 環状のフレーム（１８）の製造方法であって、
   ファイバー層（８）の環状パターンの積層体を形成するステップ、
   前記環状パターンと一致する金属製の環状トリム（５４）を形成するステップ、
   下方モールドチャネル（７４）を有する下方モールド（７０）内に前記トリム（５４）を捕捉するステップ、
   前記下方モールドチャネル（７４）内に前記トリム（５４）の上部に前記ファイバー層（８）の積層体を捕捉するステップ、
   前記ファイバー層（８）の積層体の上部に上方モールド（７２）を押圧して前記ファイバー層（８）の積層体とトリム（５４）とを前記下方モールドチャネル（７４）内で圧縮して相互に共成形するステップ、
   を含む方法。
2. 前記下方モールドチャネル（７４）が、前記トリム（５４）と一致する第１座部（７４ａ）と、前記第１座部に隣り合い且つ第１座部と共に全体的に下方モールドプロファイルを形成する第２座部（７４ｂ）と、を含み、
   前記トリム（５４）が第１座部（７４ａ）の上部に載置され、前記ファイバー層（８）の積層体が前記トリム（５４）及び第２座部（７４ｂ）の両方の上部に載置され、
   前記上方モールド（７２）が、上方モールドプロファイルを有するアンヴィル（７６）を含み、
   前記上方モールド（７２）及び下方モールド（７０）が相互に押圧されることにより、前記ファイバー層（８）の積層体とトリム（５４）とが、ハイブリッド構成の前記フレーム（１８）内で前記下方及び上方の各モールドプロファイルに全体的に相補するプロファイルを有する状態において圧縮成形される請求項１に記載の方法。
3. 前記ファイバー層（８）の積層体が硬化性樹脂（５２）を含み、
   前記ファイバー層（８）の積層体及びトリム（５４）が、加熱下に前記下方モールド（７０）及び上方モールド（７２）内で相互に圧縮成形されることにより、前記硬化性樹脂（５２）が降下することにより前記ファイバー層（８）の積層体及びトリム（５４）がハイブリッド構成の一体のフレーム（１８）において直接相互接合する請求項２に記載の方法。
4. 前記第１座部（７４ａ）及び第２座部（７４ｂ）が、前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）内で前記トリム（５４）を面一状態下に埋設するべく前記下方モールドチャネル（７４）内で相互に円滑に隣り合う請求項３に記載の方法。
5. 前記ファイバー層（８）の積層体が中央孔（２６）を含み、
   前記下方モールドチャネル（７４）及び上方アンヴィル（７６）が環状であり且つ前記ファイバー層（８）の環状パターンと一致し、
   前記第１座部（７４ａ）が前記第２座部（７４ｂ）の半径方向内側且つ垂直方向下方に配置され、かくして、前記トリム（５４）を、前記ファイバー層（８）の内側周囲部に沿ったその周囲方向において捕捉して、前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）内に埋設した前記トリム（５４）を半径方向内側において露出させる請求項３に記載の方法。
6. 前記トリム（５４）が、半径方向外側縁部（５８）と弓状の半径方向内側クリップ（６０）とを有する平坦な環状バンド（５６）を含み、
   前記第１座部（７４ａ）が、前記環状バンド（５６）、半径方向外側縁部（５８）、弓状の半径方向内側クリップ（６０）、に一致する相補的な平坦且つ弓状部分を含む請求項３に記載の方法。
7. 各前記ファイバー層（８）の積層体を、中央孔（２６）を有する平坦な環状パターンに形成するステップ、
   複数の前記平坦なファイバー層（８）を、共通中央孔（２６）をその内部に有する状態下に相互に積層するステップ、を更に含み、
   前記下方モールド（７０）及び上方モールド（７２）の上下の各プロファイルが全体的に前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）のための横断方向の（３Ｄ）形態を画定し、前記（３Ｄ）形態が、前記中央孔（２６）を同心状対で包囲する半径方向内側のサッシ（２４）から横断方向にオフセットした半径方向外側リム（２２）を含む請求項３に記載の方法。
8. 前記平坦なファイバー層（８）を、前記下方モールド（７０）及び上方モールド（７２）の上下の各プロファイルに一致するその（３Ｄ）形態へと加熱下に予備形成するステージングを更に含む請求項７に記載の方法。
9. 前記平坦な環状パターンが、前記ファイバー層（８）の積層体の周囲方向において異なる状態にセグメント化される請求項７に記載の方法。
10. 前記第１座部（７４ａ）及び第２座部（７４ｂ）が、相対的に横断方向にオフセットされることで、前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）における前記外側リム（２２）と内側サッシ（２４）とを橋絡する環状リブ（３２）を形成し、
    前記下方モールド（７０）及び上方モールド（７２）の上下の各プロファイルが前記第２座部（７４ｂ）から前記第１座部（７４ａ）に沿って中央孔（２６）に向けて半径方向内側に収斂して前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）における、航空機の窓ガラス（２０）を支持するためのテーパ付きポケット（３４）を形成する請求項７に記載の方法。
11. 前記下方モールドチャネル（７４）及び上方アンヴィル（７６）が、前記ファイバー層（８）の積層体の共通中央孔（２６）の周囲を周囲方向に伸延し、かくして、前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）における前方ポスト（３６）及び後方ポスト（３８）と、隣り合う上方及び下方の各レール（４０、４２）とを形成し、前記金属製のトリム（５４）が前記内側サッシ（２４）に沿った周囲方向に露呈される腐食シールドを形成する請求項１０に記載の方法。
12. 前記ハイブリッド構成のフレーム（１８）が、対向する機内側部（２８）及び機外側部（３０）を含み、前記前方ポスト（３６）が凹状を成し、後方ポスト（３８）が凸状を成し、前記下方モールドチャネル（７４）の上側が、前記ファイバー層（８）の積層体（８）を下方に座着させることにより、前記埋設した腐食シールド（５４）に沿って凸状の機外側部（３０）を形成するよう一致される請求項１１に記載の方法。
13. 圧縮成形したファイバー層（８）の積層体に直接接着した金属製のトリム（５４）を含む、請求項１の方法により作製したハイブリッド構成のフレーム（１８）。
14. 圧縮成形したファイバー層（８）の積層体に硬化性樹脂（５２）により面一状態で直接共接着した金属製のトリム（５４）を含む、請求項４の方法により作製したハイブリッド構成のフレーム（１８）。
15. 航空機の窓用フレーム（１８）の製造方法であって、
    樹脂を含浸させた複数のファイバー層（８）を、中央孔（２６）を有する対応する平坦な環状パターンにおいて形成するステップ、
    前記ファイバー層（８）を、前記共通項（２６）を有する共通積層体において相互に積層するステップ、
    前記ファイバー層（８）を、加熱下にステージングすることによりもっと肉厚の（３Ｄ）形態に予備形成するステップ、
    前記予備形成したファイバー層（８）の環状パターンに一致する環状の金属製の腐食シールド（５４）を形成するステップ、
    前記腐食シールド（５４）に一致する第１座部（７４ａ）と、隣り合う第２座部（７４ｂ）とを含む下方モールドチャネル（７４）を有する下方モールド（７０）内に前記環状の腐食シールド（５４）を捕捉するステップ、
    前記下方モールドチャネル（７４）内の腐食シールド（５４）及び第２座部（７４ｂ）の上部に前記ファイバー層（８）の積層体を捕捉するステップ、
    前記下方モールド（７０）内の予備形成された前記ファイバー層（８）の上部に上方モールド（７２）を押圧させて前記金属製の腐食シールド（５４）及びファイバー層（８）を相互に圧縮共成形するステップ、
    を含む方法。
16. 前記下方モールドチャネル（７４）が、前記第１座部（７４ａ）及び隣り合う第２座部（７４ｂ）に沿った下方モールドの横断方向（３Ｄ）プロファイルを画定し、
    前記上方モールド（７２）が、前記上方モールドの横断方向（３Ｄ）プロファイルを有するアンヴィル（７６）であり、
    前記上方モールド（７２）及び下方モールド（７０）が、相互に押圧されて前記フレーム（１８）における前記予備形成されたファイバー層（８）及び腐食シールド（５４）に、前記上方及び下方の各モールドプロファイルに全体的に相補する（３Ｄ）形態を圧縮成形し、前記中央孔（２６）を同心状対で包囲する半径方向内側サッシ（３４）から横断方向にオフセットした半径方向外側リム（２２）を含む請求項１５に記載の方法。
17. 前記第１座部（７４ａ）及び第２座部（７４ｂ）が、相互に横断方向にオフセットされることで、前記窓用フレーム（１８）内の半径方向外側リム（２２）及び内側サッシ（２４）を橋絡する環状リブ（３２）を形成し、
    前記下方及び上方の各モールドプロファイルが、前記第２座部（７４ｂ）から前記中央孔（２６）に掛けて前記第１座部（７４ａ）に沿って半径方向内側に収斂することで、前記窓用フレーム（１８）における、航空機の窓ガラス（２０）を支持するテーパ付きポケット（３４）を形成する請求項１６に記載の方法。
18. 前記第１座部（７４ａ）及び第２座部（７４ｂ）が、前記サッシ（２４）内に前記腐食シールド（５４）を面一状態で埋設するために前記下方モールド（７０）内で相互に円滑に隣り合う請求項１７に記載の方法。
19. 前記腐食シールド（５４）が、弓状の半径方向外側縁部（５８）と、弓状の半径方向内側クリップ（６０）とを有する平坦な環状バンド（５６）を含み、
    前記第１座部（７４ａ）が、前記環状バンド（５６）、半径方向外側縁部（５８）、半径方向内側クリップ（６０）、に一致する平坦化つ弓状の相補的部分を含む請求項１８に記載の方法。
20. 圧縮成形された硬化性樹脂（５２）により前記半径方向内側サッシ（２４）に直接共接着された前記金属製腐食シールド（５４）を含む、請求項１９に記載の方法により作製した航空機の窓用フレーム（１８）。

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