JP5089760B2 - 耐力窓 - Google Patents

Description

発明の分野
本発明は航空機の窓に関し、より特定的には航空機用耐力窓アセンブリに関する。

発明の背景
ほとんどの民間航空機内の客席の窓は、比較的サイズが小さい。これは、部分的には現在の透明な窓の材料の性能が限られていることに起因し、さらに、航空機のフレームにおいてこれらの窓を支持するために必要な、重く複雑な支持構造に起因する。

典型的には、これらの透明な窓の材料は透明なポリマから構成される。業界で非常に成功し、高い耐久性を有し、複雑な形状を容易に形成するといった有用な特性を示す一方で、これらのポリマの窓の強度性能には限界がある。さらに、これらの窓は、航空機の構造的外皮内で窓を支持するために、重い支持構造を要する。この支持構造は、一般に窓鍛造品および梁を含む。各構成要素は、窓を囲んで支持する外皮パネルを増強するよう設計される。しかしながら、その代わり、各構成要素が加えられると、完成した窓アセンブリのコストおよび重量が増加し、それが客席の窓を比較的小さく保つ誘因となる。

特開平１０−０３６１３９号公報 米国特許第０２５１１６８号明細書

しかしながら、繊維強化プラスチック材料の製造性が向上し、このような材料は、以前に製造されてきた航空機窓アセンブリよりさらに軽く、より強い透明な窓を構築するために、より容易に用いることができる。したがって、透明な繊維強化プラスチック材料を用いて、従来の航空機窓と比較してより少ない部品、より少ない重量およびより高い耐荷性能を有する耐力窓を与えることがさらに望ましい。

発明の概要
航空機に用いられる耐力窓は、炭素強化樹脂構造を有するリム部分、およびガラス繊維強化樹脂構造を有する透明部分を含む。複数のコネクタがリム部分に位置する。リム部分の断面積が透明部分より小さいことにより、リム部分が航空機の外皮の後ろに適合し、透明部分は航空機の外皮と同一平面にあるよう適合され、コネクタは航空機の外皮に固定されるよう適合される。

特徴、機能および利点は、本発明の様々な実施例において独立して達成することができるか、またはさらに他の実施例と組合わされてもよい。

本発明は、詳細な説明および添付の図面からより完全に理解される。

本発明の原理によって構築された耐力窓を有する航空機の前部の部分的側面図である。 本発明の耐力窓の正面図である。 本発明の耐力窓および航空機の、図１の矢印３−３の方向で得られる側面断面図である。 本発明の耐力窓と航空機の胴体構造との接続を示す、図３の矢印４−４によって示された領域の拡大図である。

好ましい実施例の詳細な説明
好ましい実施例の下記の説明は、性質上単に例示的であり、本発明、その適用例、または使用例を限定する意図は全くない。

図１を参照して、本発明の原理によって構築された耐力窓１０の好ましい実施例が図示され、この例では例示的な航空機１２である可動プラットフォームに取付けられて示される。与えられる特定の実施例において、耐力窓１０は、航空機１２の側窓として示される
。しかしながら、耐力窓１０は航空機１２のいずれの部分に用いられてもよく、コックピット窓またはドア窓を含んでもよいことが認識される。航空機１２は、一般に耐力窓１０を囲む機体外皮１４を含む。従来の先行技術の側窓は、仮想的な線で図１に示され、一般に参照番号１６によって表示される。明らかなように、耐力窓１０は従来の先行技術の側窓１６より視界が大きい。

ここで図２に移って、耐力窓１０は一般に、リム部分１８および透明部分２０を含む。リム部分１８および透明部分２０は、強化樹脂から一体的に形成される。リム部分１８および透明部分２０を作る方法は、共通に譲渡された米国特許出願番号第 号に開示され、本願明細書に完全に述べられるかのように、引用によってその全体が援用される。リム部分１８は炭素強化され、透明ではない。代替的には、リム部分１８はアルミニウムグラファイトまたはチタングラファイトで強化されてもよい。しかしながら、様々な他の適切な形式の補強材が使用されてもよいことが認識される。透明部分２０はガラス繊維で強化され、そこに用いられるガラス繊維および樹脂は同じ屈折率を有する。複数の孔２３が透明部分２０を囲むリム部分１８内に形成され、対応する複数のコネクタ２２を受取る。コネクタ２２はねじ切られた締結要素、リベットまたは他の適切な型の締結装置を含んでもよい。与えられる特定の実施例において、耐力窓１０は楕円形を有するように示されるが様々な他の窓形状、例えば円形状および長方形の形状の窓が使用されてもよいことが認識される。

図３を参照して、耐力窓１０が機体外皮１４に取付けられて示される。機体外皮１４は好ましくはアルミニウムまたは炭素の外皮であるが、耐力窓１０はハニカム状の外皮に取付けられてもよい。耐力窓１０は、機体外皮１４に形成された孔２４の上に適用され、構造的に強化する「継当て（patch）」の役割を有効に果たす。したがって、組立てられた耐力窓１０および機体外皮１４は構造的な修理と同様に作用し、構造的な修理の解析方法を用いて耐荷重の分析をすることができる。機体外皮１４に形成された孔２４は、従来の窓構造１６（図１）を置換する。したがって、参照番号２６によって一般に示される、耐力窓１０の直近の領域における航空機１２の内壁構造は、図３に示されるように、孔２４のサイズに合わせて変更される。

ここで図４に移って、耐力窓１０のリム部分１８は、コネクタ２２によって機体外皮１４の内面２８に結合される。図４に見られるように、リム部分１８は外周ステップ部分を形成し、透明部分２０は、リム部分１８より大きな断面積を有する透明部分２０と一致する。これにより、透明部分２０が機体外皮１４の外面３０と位置合わせされることが可能になる一方で、リム部分１８が機体外皮１４の内面２８と同一平面に適合することができる。第１の圧力シール３２は、機体外皮１４の内面２８を耐力窓１０のリム部分１８に対して封止する。第２の圧力シール３４は、そこから雨が入るのを防ぐため、機体外皮１４の外面３０を耐力窓１０に対して封止する。

図２および図４で最も良く見られるように、好ましくはコネクタ２２は複列に形成され、ボルトまたは他の適切な強固な締結要素を含む。しかしながら、いかなる数の孔２３の列も使用されてもよいことが認識され、様々な他の形式の固定、例えば粘着性接着などが用いられてもよい。孔２３は２つの平行な列に配置されるように示されるが、他の構成も全く同様に容易に実現される。

一旦設置された耐力窓１０は、リム部分１８を通って、また部分的に透明部分２０を通って、そこに位置する強化繊維を介して機体外皮１４からの負荷（例えば圧力または衝撃荷重）を担持する。従来の機体外皮１４に耐力窓１０をモジュール式に設置することによって、強度を犠牲にすることなく、従来の窓アセンブリの重い鋳物および鍛造の補強材アセンブリが除去され得る。さらに、耐力窓１０を設置するために機体外皮１４自体や胴体
の構築方法に追加で修正がなされる必要は、ほとんど、または全くない。

耐力窓１０は航空機に組込まれるように示される一方で、バス、船、列車、動力付き乗り物、および他の空輸機器など、少なくとも１つの窓を要する他の種類の可動プラットフォームにおいて同様に容易に実現されることも認識される。

様々な好ましい実施例が記述されたが、当業者は発明概念から逸脱することなくなされ得る修正または変形を認識するであろう。例はこの発明を図示しており、限定する意図はない。したがって、説明および請求項は、適切な先行技術を考慮して必要となる限定のみを伴って寛大に解釈されるべきである。

Claims (7)

1. 移動プラットホーム（１２）で使用するための複合材耐久窓アセンブリ（１０）であって、
   前記移動プラットホームの外皮（１４）と、
   第１強化樹脂構造を有する複合材リム部分（１８）と、
   第２強化樹脂構造を有する複合材透明窓部分（２０）であって、前記複合材リム部（１８）が前記複合材透明窓部分と一体的に形成されるとともに、周囲にステップ部を形成する複合材透明窓部分（２０）と、
   前記複合材リム部分（１８）に位置して複数のコネクタを受け入れる複数の孔（２３）と、
   を有して構成される耐久窓アセンブリ（１０）において、
   前記複合材リム部分（１８）は前記複合材透明窓部分（２０）より小さい断面領域を有し、それにより、前記複合材リム部分（１８）が、前記コネクタ（２２）を用いて前記移動プラットホーム（１２）の外皮（１４）に結合され、
   前記複合材リム部分は、前記移動プラットホーム（１２）の外皮の内面（２８）に直接的に接触しており、前記周囲のステップ部は、前記複合材透明窓部分（２０）を前記外皮（１４）の外面と面一にすることを可能にし、前記コネクタ（２２）が前記移動プラットホームの外皮（１４）に固定され、前記外皮の内面と前記複合材リム部分（１８）の外周縁部との間に第１のシール（３２）が設けられる耐久窓アセンブリ（１０）。
2. 前記複数のコネクタ（２２）は、前記複合材リム部分のまわりに複列で延在する、請求項１に記載の耐力窓アセンブリ。
3. 前記耐力窓（１０）は、航空機においてモジュール式継当てとして用いられるよう適合される、請求項１又は２に記載の耐力窓アセンブリ。
4. 前記複合材リム部分（１８）は強化剤として炭素を含む、請求項１ないし３のいずれかに記載の耐力窓アセンブリ。
5. 前記複合材透明窓部分（２０）はガラス繊維を含み、前記ガラス繊維および前記樹脂はほぼ等しい屈折率を有する、請求項１ないし４のいずれかに記載の耐力窓アセンブリ。
6. 請求項１ないし５の何れかに記載の複合材耐力窓アセンブリ（１０）を有する航空機（１２）であって、
   内面（２８）、外面（３０）及びフランジのない開口部を有する機体外皮（１４）と、
   前記機体外皮（１４）内に取り付けられる前記耐力窓（１０）と、
   を有して構成される航空機において、
   前記複数のコネクタ（２２）は、前記複合材リム部分が前記フランジのない開口部に隣接して前記内面（２８）に一致し、前記複合材透明窓部分（２０）が前記外面（３０）と面一になるように、前記機体外皮（１４）に固定され、
   前記コネクタ（２２）が、前記耐久窓（１０）を前記複合材リム部分（１８）及び前記複合材透明窓部分（２０）を通じて前記機体外皮（１４）に固定する航空機。
7. 前記機体外皮（１４）の前記外面（３０）と前記耐力窓（１０）の前記透明部分（２０）との間に設けられた第２のシール（３４）をさらに含む請求項６に記載の航空機。

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