JP5329442B2 - 航空機の弾性パネル - Google Patents

Description

本発明は概して航空機の構造に関し、さらに具体的には航空機の弾性パネルに関するものである。

与圧された航空機は、機体の機首に位置する一以上の前方圧力隔壁又はパネルを備えることができ、この隔壁は与圧された内部の客室環境用の障壁として機能する。例えば、ある航空機の設計では、前方圧力隔壁の前側は、アンテナ及び／又は他の機器を収容する航空機のレードーム又は「ノーズ・コーン」によって囲まれていてよい。レードームの内側は与圧されていない、つまりそこは外気にさらされている。レードームは通常ガラス繊維等の軽量で透明な電磁材料から形成されている。その結果、前方圧力隔壁は航空機の機首にぶつかる可能性のある鳥等の空中の物体からの更なる保護が得られるように設計されている。

従来の前方圧力隔壁は「れんが壁」保護モードを設けることによって、衝撃に対して硬く反発するように設計されている。換言すると、従来の前方圧力隔壁は構造上のたわみが非常に小さい状態で空中の物体の突入に抵抗するように設計されている。この点においては、上記前方圧力隔壁及びパネルは主隔壁パネルを支持する剛性の強化梁材、小骨、又は他の構成要素を利用する。このため、上記前方圧力隔壁及びパネルは通常、溶接、リベット、又はそうでなければ互いに結合することにより所望の構造体を形成している多数の個別の部品から組立られる。結果として得られる構造体は多数の部品を含む可能性があり、前方圧力隔壁にかかる費用が増加する。

航空機のクラウンパネルは、コックピット窓の上から通常後部の航空機の構造枠部材までの部分である。前方圧力隔壁のように、この部分は機体前部近くの無防備な位置にあるために、鳥の衝突や飛行中の雹に見舞われる可能性がある。この部分は、（通常約２５〜３０度の）飛行方向に対して急勾配の入射角をなしている場合がある。従来のクラウンパネルは、異物によるたわみ及び突入に抵抗するように設計された実質的な構造体及び枠要素を使用している。したがって、従来技術のクラウンパネルアセンブリは、無防備なクラウンパネルの外板を支持する重厚な強化梁材、小骨、又は他の部材を使用している。さらに、上記従来技術のクラウンパネルアセンブリには多数の部品を要する可能性があるため、クラウンパネルの材料及び製造費用が増加する。

このため、上述した限界及び不利点に対処する前方パネルが必要である。

本明細書に説明される弾性パネルには、剛性パネル及び枠構造の代わりに変形可能な外板又はパネルが利用されている。パネルの主区域は空中の物体等の物体との衝突の衝撃で変形して、衝撃エネルギーを吸収し消散させるように設計されている。一実施形態ではパネルは、例えば限定しないがアルミニウム、チタン、複合材料、又は他の好適な材料等のモノリシック構造の一体型材料から形成されている。選択的に材料を取り除くことによって強化外周及び／又は強化横部材を一体型物質に形成することができる。選択的な材料の除去により、より小さい衝撃力にさらされたときに変形する比較的狭い領域が生じると同時に、比較的広い領域によって強化機構が画定される。これらの強化機構の幾つかは、より強い衝撃力にさらされたときに変形する。本明細書に記載のパネルの実施形態では、より少ない部品を使用し、従来の航空機パネル及びパネルを支持する構造体と比較して軽量である。例えば、クラウンパネルの実施形態は、従来のクラウンパネルよりも約６０〜８０ポンド軽い可能性がある。

本発明の一実施形態によると、航空機のエネルギー吸収パネルは、物体の衝突で生じた閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する弾性の外側の外板を含む。弾性の外側の外板はモノリシック構造であり、一以上の外板の端部と一体型に形成され、これに沿って延びる一以上の変形可能な強化機構を含むことができる。このパネルはさらに内部の実質的に剛性の外板と、内側及び外側の外板の間にエネルギー吸収物質の破砕可能な層を含むことができる。内側の剛性外板は、物体が衝突したときに弾性の外側の外板が内向きにたわむことができるように外側の外板から十分な間隔を置いて配置される圧力隔壁を形成することができる。

本発明の別の実施形態によると、航空機のエネルギー吸収用クラウンパネルは、一以上の窓柱及び後方窓枠を含むコックピット窓枠を有し、物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形することにより、衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる弾性パネルと、弾性パネルに形成され後方窓枠に接合された前方強化機構と、弾性パネルに形成され、一以上の窓柱に合わせて配列された一以上の横強化機構を含む。横強化機構は、窓柱に合わせて配列された左側、中央、右側の強化機構を含むことができる。

更なる実施形態によると、与圧された航空機のエネルギー吸収パネルは、物体が衝突する外側の側壁と、航空機内の圧力を受ける内側の側壁を含む。外側の側壁は物体の衝突で生じた閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する物質からできている。内側及び外側の側壁は、単一のモノリシック構造の外板の対向する表面で形成することができる。モノリシック構造の外板は、プラスチック、アルミニウム、チタン、又は複合材料からできていてよく、変形可能な強化機構として機能する厚みが増加した外周領域を含むことができる。外側の側壁は、変形可能な外板を含むことができ、内側の側壁は、物体が衝突したときに外側の外板が内向きにたわむことができるように外側の外板から十分な間隔を置いて配置される内側の外板を含むことができる。破砕可能なエネルギー吸収物質の層を内側及び外側の外板の間に配置して、衝撃エネルギーの吸収をさらに促進することができる。

本発明の方法の実施形態によると、物体の衝突で生じた閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する航空機のモノリシック構造の外板の組立ては、金属板を湾曲形状に形成し、金属板の選択領域の厚さを変更することによって物体の衝突に応じて変形する板上の弾性領域を形成するステップを含む。選択領域の厚さの変更は、限定しないが、化学エッチング及び／又は機械加工を行って物質を除去することによって行うことができる。化学研磨又は機械加工を行うことによって、弾性領域において物質の所望の厚さを実現すると同時に、特に留め具が位置する非弾性領域においては、段階的なパッドアップを残すことが可能である。パッドアップ領域は、複合実施形態における接着アルミニウムダブラー又は追加層等の物質を接着することによっても作製可能である。

本発明の実施形態は、組み立てが簡単で、少ない部品を含み、パネルに衝突する物体の衝撃に反発することができる航空機の与圧パネルの必要を満たす。
また、本発明は以下に記載する態様を含む。
（態様１）
航空機のエネルギー吸収パネルであって、
物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する、弾性の外側の外板を備えるパネル。
（態様２）
弾性の外側の外板が、航空機のコックピットの窓の上に配置されている、態様１に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様３）
弾性の外側の外板がモノリシック構造である、態様１に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様４）
弾性の外側の外板が、アルミニウム製である、態様３に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様５）
弾性の外側の外板の一以上の端部と一体的に形成され、且つこの端部に沿って延びる一以上の変形可能な強化機構
を更に備える、態様１に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様６）
内側の実質的に剛性の外板と、
内側と外側の外板の間の破砕可能な層
を更に備える、態様１に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様７）
破砕可能な層がハニカム構造を含む、態様６に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様８）
圧力隔壁を形成する内側の実質的に剛性の外板であって、弾性の外側の外板から、物体が衝突した際に弾性の外側の外板が内側の外板に向かって内向きにたわむことが十分に可能な間隔を置いて配置された内側の外板
を更に備える、態様１に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様９）
一以上の窓柱及び後方の窓枠を備えるコックピットの窓枠を有する航空機用エネルギー吸収クラウンパネルであって、
物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形することにより、衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる弾性パネルと、
弾性パネルの中に形成され、後方の窓枠と連結した前方端部強化機構と、
弾性パネルの中に形成され、一以上の窓柱に合わせて配置された一以上の横強化機構
を備えるクラウンパネル。
（態様１０）
航空機が、右側の窓柱、左側の窓柱、及び右側の窓柱と左側の窓柱の間の中央の窓柱を備え、一以上の横強化機構が、
右側の窓柱に合わせて配置された右側の強化機構と、
左側の窓柱に合わせて配置された左側の強化機構と、
中央の窓柱に合わせて配置された中央の強化機構
を備える、態様９に記載のエネルギー吸収クラウンパネル。
（態様１１）
一以上の横強化機構が変形可能である、態様９に記載のエネルギー吸収クラウンパネル。
（態様１２）
弾性パネルがおおむね凸状の外表面とおおむね凹状の内表面を含み、おおむね凹状の内表面は、凸状の外表面が曝される大気圧に対して凹状の内表面にかかる加圧空気荷重に反発するように構成されている、態様９に記載のエネルギー吸収外板。
（態様１３）
弾性パネルに継ぎ目がない、態様１に記載のエネルギー吸収外板。
（態様１４）
加圧された航空機用のエネルギー吸収パネルであって、
物体が衝突する外側側面であって、物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形することにより、衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる材料でできた外側側面と、
航空機内部の圧力にさらされる内側側面
を備えるパネル。
（態様１５）
内側及び外側側面が、互いに対向する単一モノリシック構造の表面によって形成されている、態様１４に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様１６）
モノリシック構造の外板が、
プラスチック、
アルミニウム、
チタン、及び
複合材料
のうちの一つでできた、態様１５に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様１７）
モノリシック構造の外板が、その一以上の端部に沿って一体的に形成された強化機構を備える、態様１５に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様１８）
モノリシック構造の外板が外板の周辺部に沿って厚みが増加する領域を含む、態様１４に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様１９）
外側側面が変形可能な外側の外板を備え、
内側側面が、外側の外板から、物体が衝突した際に外側の外板が内向きにたわむことが十分に可能な間隔を置いて配置された内側の外板を備える、態様１４に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様２０）
内側及び外側の外板の間の破砕可能な物質の層
を更に含む、態様１９に記載のエネルギー吸収パネル。
（態様２１）
物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する、航空機用のモノリシック構造の外板を加工する方法であって、
外板をある輪郭形状に形成するステップ、及び
物体の衝突に応答して、外板の選択領域内の厚さを変化させることにより、変形する外板の弾性領域を形成するステップ
を含む方法。
（態様２２）
外板の選択領域の厚みを変化させるステップが、化学エッチングを利用して行われる、態様２１に記載の方法。
（態様２３）
空中の物体の衝突により生じる衝撃エネルギーを吸収する航空機用加圧パネルであって、
内表面及び外表面を有する、モノリシック金属でできた単一の弾性パネルと、
おおむね凸状の形状を有し、空中の物体の衝突を受ける外表面と、
おおむね凹状の形状を有し、航空機内部の圧力にさらされる内表面
を備え、該弾性パネルは、パネル周辺部周りに、一体的に形成された構造的強化材をさらに備え、該構造的強化材は厚みが徐々に小さくなる領域を含むパネル。
（態様２４）
空中の物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形する航空機用のモノリシック金属製の外板を加工する方法であって、
金属板を所望のサイズ及び形状に切断するステップ、
金属板をツール上で引き伸ばし成形することにより、所望の輪郭形状を形成するステップ、
金属板を機械加工して所望の端部外形及び取り付けタブを作製するステップ、
金属板の周辺部をマスキングするステップ、
金属板の各部分を化学エッチング処理することによって、金属板に強化機構を作製するステップ、
取り付けタブを除去するステップ、及び
金属板を洗浄するステップ
を含む方法。

この概要は、下に更に詳細な説明を記載する選択概念を簡略化した形で導入するために提供されている。この概要は請求項の内容の重要な特徴又は本質的特徴を特定するものではなく、また請求項の範囲を決定するための要素として使用されることを意図するものではない。
下記の図面と関連させて考慮される詳細な説明及び請求項を参照することによって、本発明の内容をより完全に理解することができ、図面における同じ番号は図面全体において同じ要素を指す。

図１は従来の航空機の前方圧力隔壁の前面斜視図である。 図２は航空機に取り付けられたときの前方圧力隔壁の一実施形態の側面概略図である。 図３は図２に示す前方圧力隔壁の後面概略図である。 図４は図２に示す前方圧力隔壁の前面概略図である。 図５は図２に示す前方圧力隔壁の後面図である。 図６は線６−６に沿って見た、図５に示す前方圧力隔壁の断面図である。 図７は前方圧力隔壁の別の実施形態の前面斜視図である。 図８は航空機のクラウンに取り付けられた弾性パネルの一実施形態の前面斜視図である。 図９は図８に示す弾性パネルの取り付け位置近辺の支持及び枠構造体の前面斜視図である。 図１０は弾性パネルの一実施形態の前面図である。 図１１は図１０に示す弾性パネルの側面図である。 図１２は図１０に示す弾性パネルの後面図である。 図１３は図１２の線１３−１３から見た弾性パネルの断面図である。 図１４は図１２の線１４−１４から見た弾性パネルの断面図である。 図１５は非弾性パネルの一部を形成する鳥かご状の強化材を示す航空機のコックピット構造の概略図であり、破線によって示される弾性パネルを含むように変更されるべき領域を示す。 図１６は図１５の線１６−１６に沿って切り取った斜視図である。 図１７は図１５及び１６に示すコックピット枠の梁材形成部分に鳥かご状強化材の取り付けを示す断面図である。 図１８は破砕可能なエネルギー吸収コアを有する弾性パネルの別の実施形態の断面図である。 図１９は図１８と同様の断面図であるが、物体の衝突によってつぶれたコアの一部を示す図である。 図２０は平坦な外側の外板と湾曲した内側の外板を有する弾性パネルの別の実施形態の断面図である。 図２１は積層状の複合枠に保持された内側及び外側の外板を有する弾性パネルの別の実施形態の使用を示す断面図である。 図２２は積層複合材を使用した端部強化機構を示す断面図である。 図２３は積層複合材を使用した中央強化機構を示す断面図である。 図２４は弾性パネルを取り付けるための変形可能なヒンジの使用を示す断面図である。 図２５は図２４と同様の図であるが、物体が衝突した結果、ヒンジ上で回転する弾性パネルを示す図である。 図２６は中間枠を金属ヒンジとして使用した外板パネルとクラウンパネルの結合を示す断面図である。 図２７は一体型ハット補強材で強化された前方クラウンパネルを示す斜視図である。 図２８は翼に衝突する物体を示す図２７のクラウンパネルの前面図である。 図２９は図２７及び２８を示す翼の区域に使用されるハット補強されたクラウンパネルの斜視図である。 図３０は弾性パネルの金属を使用した実施形態の組立て方法を示すフロー図である。 図３１は航空機の製造及び就航手順のフロー図である。 図３２は航空機のブロック図である。

下記の詳細説明は単に図示目的のものであり、本発明又は本発明の応用及び使用を制限するものではない。更に、先行の技術分野、背景、概要、又は下記の詳細説明によって提示される表された又は暗に含まれた見解によって束縛されるように意図されたものではない。概要であるために、航空機の設計、航空機の構造、航空機の製造及び航空機の隔壁及びパネルの他の態様（及び航空機の隔壁及びパネルの個々の稼動部品）に関連する従来技術及び特徴は、本明細書に詳しく説明していないこともある。

下記の説明は、互いに「接続されている」又は「接合されている」要素又は特徴を参照している。本明細書に使用されているように、他に記載されていない限り、「接続されている」は一つの要素／特徴が別の要素／特徴に直接接合しており（又は直接通流しており）、必ずしも機械的に接合していないことを意味する。同様に、他に記載していない限りは、「接合されている」は、一つの要素／特徴が別の要素／特徴に直接又は間接的に接合されており（又は直接又は間接的に通流しており）、必ずしも機械的に接合していないことを意味する。

図１は従来の航空機の前方圧力隔壁１００の前面斜視図である。隔壁１００は航空機の前部の与圧されていない機首レードームに隣接して取り付けられている。隔壁１００により、機内客室内部の与圧状態が維持されると同時に、例えば鳥、雹、破片、その他多数の物体の衝突に対する物理的保護手段が得られる。この点において、隔壁１００はおおむね平坦な円盤状の面板１０２を含む。面板１０２は、固体の、通常の飛行条件下で基本的に突入不能な壁となるように堅く又は剛性で変形不能となるように設計されている。

注記すべきことに、面板１０２は複数の補強小骨１０４によって支持されており、これにより面板１０２が堅く強化される。補強小骨１０４は面板１０２の露出した表面に物理的に係合されている。更なる補強小骨（図では隠れている）が面板１０２の反対面にも位置している。これらの補強小骨１０４は隔壁１００の変形不能な構造支持部材として意図的に設計されている。実際の展開では、補強小骨１０４の使用によって隔壁１００の全体的な部品数、費用、重量、及び製造における複雑さが増す。

図２は航空機２０２に取り付けられた本発明の例示の実施形態による前方圧力隔壁２００の側面概略図であり、図３は前方圧力隔壁２００の後面概略図であり、図４は前方圧力隔壁２００の前面斜視図であり、図５は前方圧力隔壁２００の後面図であり、図６は図５の線Ａ−Ａに沿って見た前方圧力隔壁２００の断面図である。隔壁２００は概して航空機２０２の与圧されていない機首レードーム２０４に隣接する前方圧力隔壁として使用されるように構成されている。隔壁２００は好適に機内客室が機外の大気圧に対して与圧されているときに、圧力荷重に反発するように構成されている。隔壁２００はドーム形状の特質の利点を生かして、図１に示すような重く強化された「パネルと梁材」構造の代わりに比較的軽量の薄膜で圧力を担持するドーム２１０を含む。このドーム２１０は物体の衝突による衝撃下で変形するほど十分な弾性があるため、変形することにより衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる。

本発明の全体を通して使用される「弾性（ｃｏｍｐｌｉａｎｔ）」という用語は、比較的軟らかく及び／又は柔軟で、たとえば物体による衝撃等の突然の荷重の印加に応答して変形する及び歪むことが可能である物体及び／又は構造体を指している。また、本発明の全体を通して使用される「変形する」及び「変形可能」及び「変形」は、物体の衝突によって起こり、衝突によって生じた衝撃エネルギーがドーム２１０に吸収されることになる、伸縮性（一時的）の及び可塑性（永久的）の変形の両方、部分的又は完全な崩壊又は破砕及び他のドーム２１０の形状変化を指し示す。

隔壁２００の一部を形成するドーム２１０の変形可能な特性により、航空機を与圧するための軽量の構造体を要する一方、従来の「レンガ壁」手法を実行することなく、物体からの保護を提供する。実際には、ドーム２１０は客室内の圧力から生じる自然の与圧力に対応する球状を呈する。このため、隔壁２００のドーム２１０は純粋な張力モードで抵抗するのみでよく、その球状特性により効率的に実行可能である。鳥を「捕獲」するほどに軟らかいが、鳥が貫通することを不可能にすることで、隔壁２００により、歪みに適応するのに要する追加的なわずかな量の空間にかかる少額費用で効率的な保護が得られる。この追加空間はまた、従来の手法で補強材を収容するのに要する空間とある程度釣り合いが保たれる。

図２は、隔壁２００の通常の取り付け位置を示している。この例示の実施形態では、隔壁２００は航空機２０２の前面に対して順方向にわずかに傾いている。この例示の実施形態では、隔壁２００は垂直面に対して約５〜７度傾むかせることができる。ドームを傾けることによって、鳥又は他の物体がより大きな面積にわたって分散することができるため、エネルギーの吸収を更に増加させることができるが、これは本発明に必須の特徴ではない。隔壁２００は外側のフランジ２０６と接合する。外側のフランジ２０６の目的は、隔壁膜の加圧による引張荷重に、リング内の輪状圧縮によって反発するためである。他の実施形態では、圧力荷重はドーム２１０自体又は他の航空機構造体の部分によって反発され得る。

実際には、隔壁２００は、隔壁２００の外側のフランジ２０６が固定されたままになるように、航空機２０２の支持及び／又は枠構造に接合することができる。例えば、隔壁２００は、隔壁２００、客室乗務員の作業場、レードーム２０４、及び航空機の外板との間に接触面をつくる剛性枠２０８に取り付けることができる。枠２０８はアルミニウム等のいかなる好適な材料からできていてよい。図示した実施形態では、枠２０８は、３インチの厚さのアルミ板の単一片から機械加工されたモノリシック構造のサブ構造としてつくられていてもよい。枠２０８の特定の設計、構造及び組成は、所定の航空機の必要に応じて変化させることができる。

図４〜６を参照すると、前述したように、ドーム２１０は物体の衝突によって生じた閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形するように好適に構成されている。このように、ドーム２１０は衝撃エネルギーの少なくとも一部を、そして実際の実施形態においては、米国連邦航空局（ＦＡＡ）の認証に必要な実質的に全ての鳥との衝撃エネルギーを吸収し消散させることができ、残りはその下の航空機構造体によって吸収される。特に、隔壁２００とドーム２１０は、（補強部材を用いる従来設計とは対照的に）全ての剛性で変形不能な強化部材を全く用いずに形成することができる。さらに、ドーム２１０は、隔壁２００の周辺端部近辺に位置する留め具以外の孔又は貫通孔を含まない可能性がある。

一実施形態においては、ドーム２１０は２０２４−Ｔ３アルミニウム等のアルミ合金からできていてもよい。ドーム２１０が例えば限定しないがケブラー（登録商標）、ＳＰＥＣＴＲＡ、ＺＹＬＯＮ、ガラス繊維、ＰＥＥＫ及びＰＥＫＫ等の熱可塑性物質、又は実質的にいかなる実用的な材料を含む他の好適な材料、合金及び組成物から形成されている多数の他の実施形態も可能である。不具合に対してより高い塑性変形性とより高い強度を持った材料は、通常より多くのエネルギーを吸収することができるが、隔壁２００はドーム２１０の伸縮性だけでなく、塑性たわみを通して大幅なエネルギー吸収が可能になるように構成することができる。

実際にはドーム２１０は、凸状の前面２１２及び凹状の後面２１４を有するおおむね球状の蓋（すなわち、球状シェルの一区分）のような形であってよい。ある特定の応用形態に好適な一実施形態では、ドーム２１０の球半径が約１２０インチ、（底面）の直径が約８５．４インチ、そして深さが約８インチであってよい。ドーム２１０は凹状の後面２１４に加わる、凸状の前面２１２がさらされる大気圧に相対的な加圧空気の荷重に対して反発する。上記のような圧力差状態は、航空機の通常運転中に発生する。

ドーム２１０は応用形態に従って単層又は複数の層の材料からできていてよい。図２〜６に示すドーム２１０の実施形態は、第１全体層２１６と、第１全体層２１６と接合した第２全体層２１８と、第２全体層２１８と接合した部分層２２０を含む複数の層の材料から形成されている。層２１６〜２２０は例えば低温接合、高温接合、機械的留め具、溶接、締め具等の全ての好適な機構又は技術を使用して互いに付着させることができる。第１及び第２の層は、ドーム２１０の全面を覆わない部分層２２０に対して「全体的」である。換言すると、第１及び第２の層は、それぞれが少なくとも部分的に球状の蓋を画定するため、重複層である。しかしながら、部分層２２０はおおむね、先端が切断された球状の蓋、又は球状の外形を有する輪状の層を画定する。

ドーム２１０の外周２２２はおおむね円形の端部によって画定されている。図５及び図６に示すように部分層２２０は、外周２２２の周りに位置している。言い換えると、部分層２２２は、第２全体層２１６の周囲を囲む輪状の層を形成する。したがって、第１全体層２１２の露出した外側の面が凸状の前面２１２を示す一方で、第２全体層２１８の露出した外側の面は部分層２２０の露出した外側の面とともに、凹状の後面２１４を示す。したがって、第１全体層２１６は概して隔壁２００の前側に相当し、部分層２２０は概して隔壁２００の後側に相当する。

第１全体層２１６、第２全体層２１８、及び部分層２２０はそれぞれ、変形可能な物質からできていてよく、これにより、上述した隔壁２００の衝撃エネルギーを吸収し消散させる特性が強まる。ドーム２１０に使用される特定の材料によって、ドーム２１０は例えば限定しないが柔軟性、可塑性、及び延性等の弾性的な変形可能な材料が典型的に持つ一以上の特性を有することができる。ある実際上の応用形態に好適な一実施形態では、第１全体層２１６及び第２全体層２１８はそれぞれ、約０．０６３インチの厚さのアルミ板から形成されている。具体的には、これらの全体層は２０２４−Ｔ３アルミ合金の継ぎ目のない板から形成することができる。部分層２２０もまた２０２４−Ｔ３アルミ合金の継ぎ目のない板から形成することができる。上述した例示の実施形態では、部分層２２０はドーム２１０の中央に向かって細くなる変動する厚みを有することができる。

簡単に製造できるように、変動する厚みは図６に示すように個別のステップにおいて形成することができる（が、必要ではない）。この点においては、部分層２２０は外周２２２に向かって位置する外側の端部２２４と、ドーム２１０の中央に向かって位置する内側の端部２２６を有する。内側の端部２２６は例示の実施形態においては、外側の端部２２４からほぼ１４〜１７インチのところに位置することができ、部分層２２０の幅は約１５．７インチであってよい。外側の端部２２４の厚さは約０．１２５インチであってよく、内側の端部２２６の厚さは約０．０３１インチであってよい。ここで注記すべきなのは、上に記載した特定の機構の寸法は例示のみであって、これらの寸法は特定の応用形態によって変化する可能性がある。

実際には、部分層２２０は外側の端部２２４と内側の端部２２６の間の厚みを減らす中間ステップを何度も含むことができる。外周２２２近辺のドーム２１０の比較的厚い部分は、隔壁２００を取り付けるために更なる強度を付与するため望ましい。ドーム２１０のシェルの厚さの変化により、ドーム２１０の端部近辺に衝撃応力に対する更なる抵抗も得ることができる。これらの領域ではドーム２１０の弾性が低減するために、応力は端部に向かって高くなる。

ドーム２１０（及びそれに属する層すべて）は、全ての好適な製造技術を用いて形成することができる。例えば、ドーム２１０は平坦な板に圧力を加えて球状の蓋を形作る隆起成形技術を用いて製造することができ、この技術はドーム２１０が形成されるときに一定の壁厚を維持する傾向にある。あるいは、ドーム２１０は平坦な板に成形工具で圧力を加えながら回転させて円盤の形を作製する回転成形技術を用いて製造することができる。ドーム２１０は、スタンピング、張り出し成形、超塑性成形又は加圧成形技術を用いて製造することもできる。ドーム２１０が複合材料及びプラスチックから形成される場合は、例えば限定しないが、標準複合積層、真空バッグ処理、及びオートクレーブ技術、鋳造、又は他の熱成形プロセス等の他の一般的な製造プロセスを用いることができる。

隔壁２００はまた、ドーム２１０に外周２２２周辺で接合された円形の外側フランジ２２８も備えている。この実施形態では、外側フランジ２２８は複数の区分からできており、この複数の区分はその断面がドーム２１０の外形と基本的に適合する一つの脚部２２８ａと、機体の外形と適合する別の脚部２２８ｂによって形成される角度θを含むように形成されている。角度θの目的は、ドーム２１０を機体と一体化させて、外側フランジ２２８に堅さを与えることによってドーム２１０内の薄膜張力から生じる圧縮荷重に抵抗できるようにする。

外側フランジ２２８は隔壁２００に剛性付着機構を与えるように好適に構成されている。図２及び図３を再び参照すると、外側フランジ２２８は隔壁２００を枠２０８、フロントガラスの支持材、及び／又は他の航空機２０２の構造体に付着させるのに使用できる。外側フランジ２２８はまた、航空機の機体の外板の取り付けに適応するようにも構成されている。図２及び図４に示すように、外側フランジ２２８はまたアンテナ支持アセンブリ２２９の取り付けポイントも提供する。注記すべきことに、アンテナ支持アセンブリ２２９はドーム２１０自体に取り付ける必要はない。どちらかといえば、アンテナ支持アセンブリ２２９はドーム２１０の上にかかる「橋」を形成することができる。実際、隔壁２００はドーム２１０のどちらの側にも剛性補強材又は強化部材が直接取り付けられることがないように構成することができ、これによりドーム２１０に物体が衝突したときにそれに応じて自由にたわむ及び／又は変形することができる。

ある特定の応用形態に好適な一実施形態では、外側フランジ２２８は例えば限定しないが、アルミ合金７０７５−Ｔ７３５１又はアルミ合金７０５０−Ｔ７４５１等の好適な金属から形成することができる。製造及び組み立てを簡単にするために、外側フランジ２２８は互いにつなぎ合わされた分割した構成要素として製造することができる。図５に、３つのつなぎ要素２３０によって互いに接合された３つの区分に分割された外側フランジ２２８を示す。外側フランジ２２８は、例えばボルト、リベット、締め具、接着、又は溶接等の好適な留め具又は固定技術を用いてドーム２１０に接合することができる。同様に、隔壁２００は、例えばボルト、リベット、締め具、接着、又は溶接等の好適な留め具又は固定技術を用いて（外側フランジ２２８を介して）航空機２０２に接合される。

ここで、航空機の前方圧力隔壁３００の別の実施形態を示す図７に注目する。隔壁３００は、前述したドーム２１０と構造が同じであってよい変形可能なドーム３０１に接合された一以上の変形可能なティアストラップ層３０４を用いることができる。別の実施形態では、ティアストラップ層３０４は変形可能な補強材からできていてよい。変形可能なティアストラップ層３０４又は補強層は、ドーム３０１の疲労及び動的な亀裂の拡がりを遅延させると同時に、隔壁３００の衝撃エネルギーを吸収し消散させる性質に対応するのに十分な程度に柔軟であるように構成されている。

隔壁３００は、隔壁２００と共通の複数の特徴を持っており、前記共通の特徴及び態様は本明細書に詳細には説明しない。隔壁３００は、少なくとも第１全体層３０２と、全体層３０２に接合された一以上の可鍛性で変形可能なティアストラップ層３０４を有する変形可能なドーム３０１を備えている。この例示の実施形態では、隔壁３００は全体層３０２に接合されたウェブ層３０６を備え、ここでウェブ層３０６により一以上のティアストラップ層３０４が画定される。換言すれば、ウェブ層３０６はティアストラップ層３０４を含むため、くもの巣に似ている。ウェブ層３０６自体に弾性があり変形可能なため、上述したようなやり方で、隔壁３００が衝撃エネルギーを吸収し消散させることが可能になる。したがって、ウェブ層３０６は、剛性で変形不能な「れんが壁」構造に依存する従来技術とは対照的に、寛容なやり方で隔壁３００の構造的完全性をより高めるために用いることができる。

隔壁２００、３００の実施形態は、ＦＡＡの規則２５．５７１で要求される、海抜における巡航速度（Ｖｃ）で、又は高度八千フィートにおける０．８５Ｖｃの速度のいずれかの臨界値で飛行する４ポンドの物体の衝突に対して反発するように設計することができる。本発明の実施形態は、要求に応じて異なる物体の重量及び速度に対して反発することが可能である。実際には、隔壁２００、３００は、隔壁ドーム２１０、３０１が衝撃に対して変形し、歪むかどうかを決定する衝撃エネルギーの閾値の格付けを有することができる。隔壁２００、３００の湾曲し角度をなす表面により、衝突する物体がドーム２１０、３０１から離れるようにして曲がる可能性が上がる。ある物体が隔壁２００、３００に閾値未満の衝撃エネルギーで衝突した場合、物体はドーム２１０、３０１に当たって跳ね返るか、ドーム２１０、３０１から離れるように曲がる。上記の状態では、ドーム２１０、３０１は一時的に内側にひずみ、その後急に元の形に戻ることができる。しかしながら、物体が隔壁２００、３００に少なくとも閾値の衝撃エネルギーで衝突した場合、ドーム２１０、３０１は物体を「捕捉」し、内側に歪み、そして衝撃エネルギーを吸収し消散させるような形で変形する。この点においては、ドーム２１０、３０１は物体の衝撃力によってゆがみ又はつぶれ、物体はドーム２１０、３０１と接触した後に後部方向に短い距離移動する。

ドーム２１０、３０１の変形可能な性質により、隔壁２００、３００が衝撃力を（剛性及び堅い隔壁と比べて）より長い衝突時間にわたって消散させることが可能になる。ドーム２１０、３０１は衝撃を受けたあとにゆがんだ、つぶれた、又は折れた形のままになる、又は元の形状に急に戻ることができる。内圧によって隔壁２００、３００の元の形状が戻らない場合、物理的な操作によって元に戻す、又は変形の度合いによっては交換することが可能である。隔壁２００、３００の単純な構造、軽量性、及び比較的低い費用により、上記隔壁を使い捨ての構成要素とすることができる。

上述した隔壁２００、３００の全般的な特性は、例えば図８〜１４に示すクラウンパネル４００、５００等の航空機の他のエネルギー吸収外板又はパネルを使用しても、実現可能である。ある通常の航空機の設計では、航空機のクラウンパネル４００、５００は圧力を維持し空中の鳥、雹及び他の物体に対する抵抗を付与するように機能する。本明細書に説明されているクラウンパネルの実施形態４００、５００は、従来のクラウンパネル及び支持構造に比べて少ない重量及び費用でこの機能を得ることができる。これらの利点は、閾値量の衝撃エネルギーを受けた後に変形するように設計されているドーム化されたクラウンパネル４００、５００を使用することにより得られる。結果的な歪みは従来のクラウンパネルに比べて大きい − 一桁又は二桁、より大きい可能性がある。このより大きな歪みにより、吸収されるエネルギーは加わった力に結果的な歪みを乗算したものであるため、加わった衝撃力を効果的に削減する。

本明細書に説明されているクラウンパネル４００、５００は、構造体に加わる衝撃力と淀み圧を減らすたわみによって物体の衝突に対して反発するように設計されている。実際には、本発明の実施形態によるクラウンパネル４００、５００は、３つの物理的効果の結果として物体の衝突に対する反発を見せる。第１に、衝撃エネルギーはより長い一回のたわみ時間に吸収されるため、衝撃のピーク力はより低くなる。第２に、鳥又は同様の物体は衝撃によってより広い領域に渡って分散する時間があるため、たわみ時間の終わりにおける淀み圧を削減する−これは、クラウンパネル４００、５００が弾性を有し、（中央への衝撃による）たわみ時間が終わるまで境界線において非常にわずかな反発が起こり、たわみ時間の終了において反発力が一番近い隣接する枠／ストリンガー部材においてよりも、パネル周囲の広い部分周辺において分散するためである。第３に、初期エネルギーの一部はパネル４００、５００に含まれる材料のたわみを通して吸収されるが、いくらかの初期エネルギーは（中央への衝撃の）対象質量の加速によっても吸収され、初期エネルギーは最終的には境界線において弱まるが、物理的効果によってピークの衝撃力が低減する。

本明細書に説明されているクラウンパネル４００、５００は従来のクラウンパネルの設計と比較して形態が単純である。従来の外板及びこれに付随する硬化部材の代わりに、本明細書に説明されているクラウンパネル４００、５００は好ましくは境界線が補強された複数階のパネルを用いる。クラウンパネル４００、５００は、クラウンパネル４００、５００の中央に向かって細くなる徐々に変化する非均一の断面を有するように形成されていることが好ましい。図示した実施形態では、非均一の断面は例えば限定しないが化学研磨等の全ての様々な製造プロセスを用いて作製することが可能である。クラウンパネル５００の一実施形態は、枠又はストリンガーを更に硬化させずに、衝撃の結果生じる亀裂の発生を阻止し、クラウンパネル５００の変形可能な弾性特性を維持することができるティアストラップ又は接着された第２膜のシステムを含むことができる。下に説明するように、上述した複数階を有するパネルとは対照的に、複数階を有する外表面の代わりに基本的に平坦な外表面を有するクラウンパネル４００、５００を用いることが可能である。

図８は、航空機４０２に取り付けられた状態の変形可能なクラウンパネル４００の一実施形態の前面斜視図であり、図９は、クラウンパネル４００の取り付け位置近辺の支持及び枠構造の前面斜視図である。明確にするために、クラウンパネル４００は図９に図示していない。図８に、コックピット近辺の航空機４０２の部分を示す（図２も参照）。この航空機４０２の特定の実施形態は、右側（右側方向の）の窓柱４０４、左側（左側方向の）の窓柱４０６、右側の窓柱４０４と左側の窓柱４０６の間の中央の窓柱４０８、及び後部の窓枠支持構造体４１０を備えるコックピット窓枠構造を用いている。このコックピット窓枠構造の要素は、アルミニウム、チタン、複合材料、又は必要な構造特性を有する全ての好適な材料で形成することができる。これらの要素により、コックピット窓４１２を航空機４０２に取り付けやすくなる。

一般に、物体の衝突に起因して、クラウンパネル４００上の構造的領域に吸収された衝撃エネルギーは、物体の衝撃によって構造的領域に加わった力と、衝撃に応じてたわんだ構造的領域の距離の積と基本的に等しい。このため、より堅いパネルの構造的領域は衝撃を受けた際のたわみが少ないため、より軟らかい構造的領域と比べて、より高いレベルの力を吸収しなければならない。より軟らかい構造的領域は、より堅い構造的領域よりも更にたわむことができるため、堅さのより少ない領域は衝撃の結果生じる、より小さい力を受ける。クラウンパネル４００の設計において上述の法則を取り入れることによって、パネル４００の主要な変形可能領域が構造的なたわみ及び変形を通して衝撃エネルギーを吸収することが可能になると同時に、実質的にたわまないクラウンパネル４００のほかの強化領域がその強度によって衝撃エネルギーを吸収することが可能になる。

図示した例では、クラウンパネル４００は、航空機の後部の窓枠支持構造体４１０と別の枠支持構造体４１４の間に位置している（図９参照）。この点において、クラウンパネル４００は、後部の窓枠支持構造体４１０、枠支持構造体４１４、及び／又は航空機４０２のほかの取り付け要素に接合されるように好適に構成された一体型の強化機構を備えることができる。クラウンパネル４００の境界線は、衝撃に抵抗するために、クラウンパネル４００の主要部分よりも堅く形成することができる。例えば、クラウンパネル４００の境界線は、ダメージを受けずに物体の衝撃に抵抗するために必要な更なる強度を境界線に付与するため、パネル４００の主要部分と比べて増加した厚みを有することができる。この特性（より堅い特性）は、クラウンパネル４００の変形可能な部分と剛性の航空機の支持構造体４１０、４１４の間の連結部として機能する境界線には望ましい。さらに、境界線にはクラウンパネル４００の留め具に適応する追加的な強度を必要とする可能性がある。

クラウンパネル４００は、飛行方向に対して比較的急な入射角を有する航空機４０２のある部分にわたって延在する一方で、枠支持構造体４１４の背後の航空機４０２の部分は比較的小さい入射角を有することができる。注記すべきは、クラウンパネル４００は、従来のクラウンパネル設計の特徴である重厚で剛性の、又は変形不能な枠部材を備える又は用いる必要がない。

その一方で、従来のクラウンパネルは空間４１６において「くもの巣状」の剛性の堅い横部材を必要とする可能性がある。このくもの巣状の横部材は、従来のクラウンパネル外板のための構造的支持部材として機能し、従来のクラウンパネルが異質の物体による変形又は突入に抵抗するための剛性の「壁」のような機能を果たすように設計されている。実際の設置においては、この補強用くもの巣状部材を使用することにより、クラウンパネルと航空機の全体的な部品の数、費用、重量、及び製造上の複雑さが増し加わる。

図９に示す支持要素は、クラウンパネル４００がいかなる剛性の構造的補強部材によっても支持又は支援される必要がないことを図示するために簡略化されている。実際には、航空機４０２は空間４１６内部の支持要素（図示せず）を備えることができ、空間４１６では上記支持要素が航空機のシステム及び機械設備を取り付ける又は支持するために用いられる。したがって、そうでなければ従来のクラウンパネルに、又は従来のクラウンパネルの背部に取り付けられる装置は周囲の航空機構造上に、物体による衝撃を受けた際にクラウンパネル４００の変形による影響を受けないようにクラウンパネルから十分離れたところに再取り付けすることが可能である。上記装置の支持要素は、クラウンパネル４００の構造又は操作に関連しないため、図面には図示していない。

図１０は、弾性クラウンパネル５００の代替実施形態の前面図であり、図１１はクラウンパネル５００の側面図であり、図１２はクラウンパネル５００の後面図であり、図１３は図１２の線１３−１３で切り取ったクラウンパネル５００の断面図であり、図１４は図１２の線１４−１４で切り取ったクラウンパネル５００の断面図である。ある特定の航空機の応用形態においては、例えば限定しないが、クラウンパネル５００の幅が約１００インチ（図１０又は図１１における最長の寸法）、前から後ろまでの長さが約５７インチ（図１１から一番良く分かる、クラウンパネル５００の「ピーク」の寸法）であってよい。

クラウンパネル５００は、航空機に好適なエネルギー吸収外板の可能な一実施形態である。クラウンパネル５００は、航空機の客室が航空機の外の大気圧に対して与圧されたときに圧力荷重に反発するように好適に構成されている。クラウンパネル５００は、凹形状の自然的性質の利点を生かして、従来のクラウンパネルで利用されるような重厚に補強された「パネル及び梁材」構造よりもむしろ、軽量の膜で客室内の圧力を担持する。実際に、クラウンパネル５００の開示された実施形態は、全ての剛性の変形不能な枠部材を不要にすることができる。クラウンパネル５００は物体の衝突の衝撃下で変形するほど十分に軟らかいため、例えば限定しないが弾性的及び／又は可塑的変形を通して衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる。さらに具体的には、クラウンパネル５００は、物体の衝突によって生じた閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形するように好適に構成されているため、衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させる。クラウンパネル５００のこの特性により、従来の「剛性壁」手法を実行することなしに物体に対する保護を提供しながら、航空機の与圧のための軽量の構造体の必要が対処される。実際には、クラウンパネル５００は物体が衝突するときに、物体の貫通を許すことなく、変形及びたわみが同時に起こるほど十分に軟らかくてよい。しかしながら、クラウンパネル５００は、変形せずに例えば０．８５マッハの対気速度で飛行中に一般に遭遇する風荷重に反発するほど十分に堅い。

図１０〜１２を参照すると、クラウンパネル５００はおおむね凸状の外表面５０２と、おおむね凹状の内表面５０４を有している（クラウンパネル４００の全体的な外形を示す図８を参照）。図示した実施形態では、凸状の外表面５０２は航空機の外表面を表し、したがって、凸状の外表面５０２は実質的に滑らかで継ぎ目のない表面であることが好ましい。凹状の内表面５０４は航空機内で到達した内部の客室圧力にさらされる可能性がある。この点においては、クラウンパネル５００は、凸状の外表面５０２がさらされる大気圧に対して、凹状の内表面５０４にかかる加圧空気の荷重に反発するように好適に構成されている。下により詳しく説明するように、凹状の内表面５０４はその中に形成された複数の機構を備えることができる。

クラウンパネル５００は概して、限定しないが：前方端部５０６によって少なくとも部分的に画定される外周部、側面端部５０８及び後方端部５１０；前方端部強化機構５１２；側面端部強化機構５１４；後方端部強化機構５１６；右側（右側方向の）横強化機構５１８；左側（左側方向）横強化機構５２０；及び中央横強化機構５２２を備えている。クラウンパネル５００のこの実施形態では、様々な強化機構が一体的にクラウンパネル５００内に形成されているため、クラウンパネル５００は構造的にモノリシックあるいは単一である。換言すれば、これらの強化機構は、分離した独特な物理的要素として実現する必要はなく、クラウンパネル５００は複数の部品を互いに組み合わせることなく製造可能である。

クラウンパネル５００のこの実施形態は、モノリシック構造の一体の材料からできた変形可能なパネルとして構成されているが、他の実施形態では一以上の材料を使用することができる。図１０に示すように、クラウンパネル５００の一体性によって結果的に、実質的に滑らかな外表面を有する継ぎ目のないパネルが得られる。クラウンパネル５００を製造するのに使用される材料は、例えば限定しないが、チタン、アルミニウム、金属合金、エポキシ−グラファイト複合材料、エポキシ−ガラス繊維複合材料、ステッチ複合材料、ステッチケブラー（登録商標）、熱可塑性−グラファイト複合材料、熱可塑性−ガラス繊維複合材料、金属−繊維複合材料の組み合わせ等の材料であってよい。例えば、ある特定の航空機の設計に好適な一実施形態では、クラウンパネル５００は２０２４−Ｔ３又は２０２４−Ｔ４２アルミニウム資源から形成することができる。幾つかの応用形態では、２０２４−Ｔ３アルミニウムは、その破損に対する高い変形性、疲労に対する抵抗力、及び低い費用から、衝撃を受ける領域への使用に望ましい可能性がある。

一実施形態においては、クラウンパネル５００に使用されるモノリシック構造の金属材料は最初機械加工する前又は化学研磨する前は公称及び均一な厚さを有することができ、この厚さはクラウンパネル５００の機械加工又は化学研磨された後の最大の厚さをまた表している。ある特定の応用形態では、例えば、図１３及び１４の番号５２４によって表される公称厚さは約０．３７５インチであってよい。

積層された複合材料からできたクラウンパネル５００の場合、クラウンパネル５００の選択領域に積層ダブラー、急斜面、増加部分、又は減少部分を設けてこれらの領域を硬化し強化することができる。また、堅さを含むクラウンパネル５００の物理的特性を変化させるために、層の配向を変化させることが可能である。

右側の横強化機構５１８、左側の横強化機構５２０、及び中央の横強化機構５２２はクラウンパネル５００に使用されるモノリシック構造の一体型材料で一体的に形成される。横強化機構はクラウンパネル５００の凹状内表面５０４で形成される。各横強化機構は物体の衝突により生じる予想される衝撃エネルギーを受けたときに変形可能なままであるように形成されることが好ましい。換言すれば、これらの横強化機構は閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形したわむように意図的に設計されており、堅く剛性の変形不能な構造的梁材として機能するように意図されていず、実際に機能することができない。これらの変形可能な強化機構はクラウンパネル５００を強化し、物体の衝突及び他の衝撃の危険によって生じた衝撃エネルギーを吸収し消散させるように好適に構成されている。加えて、これらの強化機構は、例えば鳥等の物体による衝突の結果クラウンパネル５００の細い部分に発生する可能性のある亀裂の拡がりを遅延させる又は阻止するように機能する亀裂耐久性部材として機能することができる。この実施形態では、強化機構はモノリシック構造の単一材料から形成されているが、他の実施形態は個々の固定又は接着ストラップを亀裂阻止機構として利用することができる。上記機構は、図２〜７に説明され図示されている前方圧力隔壁２１０、３０１の機構と同様のものであってよい。

図８及び図９を参照しながら上述したように、航空機はコックピット窓４１２用の複数の窓柱４０４、４０６、４０８を備えることができる。この点においては、クラウンパネル５００の横強化機構を上記窓柱に合わせて配置されるように好適に構成することができる。例えば、右側の横強化機構５１８は、取り付け後に右側の窓柱４０４に合わせて配置されるように位置づけされ、左側の横強化機構５２０は取り付け後に左側の窓柱４０６に合わせて配置されるように位置づけされ、中央の横強化機構５２２は取り付け後に中央窓柱４０８に合わせて配置されるように位置づけされている。この構成は、窓柱４０４、４０６、４０８から航空機の残りの構造体までの連続的な荷重経路を確立するため望ましい。この窓柱の配置は図８に図示されている − 右側横方向強化機構５１８は右側窓柱４０４の「延長部分」として機能するように位置づけされ、左側の横強化機構５２０は左側窓柱４０６の「延長部分」として機能するように位置づけされ、中央の横強化機構５２２は中央窓柱４０８の「延長部分」として機能するように位置づけされている。横強化機構は、外側から見えないため図８の破線で図示されている。

各横強化機構５１８、５２０、５２２は（図１２の線１４−１４で切り取った中央の横強化機構５２２の断面図である）図１４に示すように傾斜した断面を有するように形成されるのが好ましい。他の実施形態では徐々に変化する断面であってよいこの傾斜した断面により、横強化機構に弾性が付与されると同時にクラウンパネル５００の細い部分のある接合部における破れ又は引裂に対して抵抗性を有することが可能になることが望ましい。図示した実施形態においては、中央の横強化機構５２２によって、モノリシック構造の材料の公称厚さ５２４が長手方向の横軸に沿って維持される。特に、中央の横強化機構５２２の両側は、比較的細い部分であるクラウンパネル５００の主要領域に到達するまでだんだんと細くなる。この例では、中央の横強化機構５２２は、クラウンパネル５００の主要領域の厚さに対応可能な厚さ５２６（図１４）まで減少する。

傾斜角は横強化機構５１８、５２０、５２２の長さに沿って均一である必要はない。さらに、全ての横強化機構の傾斜角が均一である必要はなく、横強化機構の傾斜角の外形は両側で同じ、つまり左右対称である必要はない。例えば、中央の横強化機構５２２の傾斜角が、右側の横強化機構５１８と左側の横強化機構５２０の傾斜角よりも小さいことにより、クラウンパネル５００の真ん中近くが更に変形可能になる。別の例としては、右側／左側の横強化機構５１８／５２０の内側の傾斜角は、右側／左側の横強化機構５１８／５２０の外側の傾斜角よりも急であってよい。この傾斜部は２つの主な目的で使用される。第１に、より長い耐用年数の要求を満たすために最低限必要な傾斜角がある可能性がある。この実施形態では、強化機構５１８、５２０及び５２２は端部５０６、５０８、及び５１０よりも比較的高い弾性を有する区域にある。これら周囲端部領域はコックピット窓周りと避難昇降口機構に要する補強部材に隣接しており、したがって補強部材により周辺領域が補強されるため、弾性が低くなる。

クラウンパネル４００、５００は各特定区域の傾斜部の漸次的変化を調整するように設計及び構成することができる。枠等の補強機構近くの漸次的変化が急すぎると、「基本的な」外板ゲージが傾斜部にぶつかると貫通する可能性が高い。強化機構５１８、５２０、及び５２２はより長い耐用年数のために最低限必要な漸次的変化において傾斜部を設けることができる。横強化機構の傾斜特性及び外形は予想される衝撃荷重にしたがって、そしてクラウンパネル４００、５００の望ましいたわみ及び変形特性にしたがって調節することができる。

上述したように、クラウンパネル５００の図示した実施形態は、公称厚さを有するモノリシック構造の一体型材料（アルミニウム等）から形成することができる。横強化機構５１８、５２０、５２２は、材料の選択的除去及び可鍛性の変形可能な横強化機構近辺の公称厚さの削減によってクラウンパネル５００に一体的に形成することができる。換言すれば、在庫材料からの材料が、残りの材料により横強化機構、そして該当する場合は、横強化機構の徐々に変化する断面特性が画定されるように選択的に除去される。

モノリシック構造の一体型材料が金属である一実施形態によると、横強化機構は材料の中に化学的にエッチング加工することができる。複数のマスキング及びエッチングステップを利用して、上述し図１２及び図１３に示す段階的及び漸進的なテーパー型を形成することができる。しかしながらここで注記すべきことは、クラウンパネル５００を加工するのに使用される材料によっては、例えば限定しないが、２〜３例のみを挙げると、鋳造、鋳物成形等を含む他の様々な製造技術を利用して、横強化機構５１８、５２０、５２２を形成することができる。

図８及び図９を再び参照すると、クラウンパネル５００は前方端部５０６、側面端部５０８、及び後方端部５１０（又はこれらの端部の近くの領域）は航空機の様々な枠支持構造体に連結されるように構成することができる。このため、前方端部強化機構５１２、側面端部強化機構５１４、及び後方端部強化機構５１６は、それぞれの枠支持構造体に連結するために好適に構成することができる。例えば、前方端部強化機構５１２は図９に示す後方窓枠支持構造体４１０に連結されるように設計することができる。これらの端部強化機構により、クラウンパネル５００の主要な弾性領域と航空機の剛性の非弾性枠構造体との間の遷移部分に追加的な構造的支持が付与される。更に、これらの端部強化機構はクラウンパネル５００を取り付けるのに使用される（例えばアルミニウム又はチタン製のピン又はボルト、ネジ、又はリベット等の）皿頭留め具に適合するように構成することができる。

クラウンパネル５００の図示した実施形態では、前方端部強化機構５１２、側面端部強化機構５１４、及び後方端部強化機構５１６は、クラウンパネル５００に使用されるモノリシック構造の一体型材料で一体的に形成することができる。これらの端部強化機構は、横強化機構について上述したやり方で形成されることが好ましい。一般的な特徴、特性、及び製造技術は、端部強化機構においては本明細書に詳細には説明しない。

簡単に言えば、端部強化機構５１２、５１４、５１６は、上述したように材料を選択的に除去することによってモノリシック構造の一体型材料で形成することができる。図１３は図１２の線１３−１３を切り取った後方端部強化機構５１６の断面図である。図１３は、後方端部強化機構５１６に適したテーパー型外形を示す。特に、後方端部強化機構５１６は公称厚さ５２４から、クラウンパネル５００の最初に変形可能な領域の厚さを表す縮小した厚さ５２８に遷移する。

横強化機構５１８、５２０、５２２とは対照的に、端部強化機構５１２、５１４、５１６は、クラウンパネル５００の取付け境界線としての役目を果たすため、変形可能でなくてもよい。この取付け境界線によって航空機の剛性で変形不能な支持構造体が接合される。したがって、端部強化機構５１２、５１４、５１６はクラウンパネル５００に堅く剛性の外周部を設けるように構成されていることが好ましい。このクラウンパネル５００は、統合された強化機構に起因して最小限しか曲がることができない周辺部とは対照的に、クラウンパネル５００の下に取り付けられた機器に衝撃を与えずに、中央ができるだけ大きく曲がるように設計することができる。

端部強化機構５１２、５１４、５１６の傾斜した外形は、クラウンパネル５００の弾性の第１領域とクラウンパネル５００の周辺部との間の遷移部分を形成するために用いられる。特定の実施形態では、端部強化機構の傾斜部を横強化機構５１８、５２０、５２２の傾斜部と一体化させることができる（図１２参照）。さらに、横強化機構５１８、５２０、５２２について上述したように、端部強化機構５１２、５１４、５１６の傾斜角はその長さに沿って均一である必要はなく、傾斜角は端部強化機構５１２、５１４、５１６全体において均一である必要はなく、端部強化機構５１２、５１４、５１６の傾斜角の外形は両側で同じである必要はない。端部強化機構５１２、５１４、５１６の傾斜特性及び外形は予想される衝撃荷重、クラウンパネル５００の望ましいたわみ及び変形特性、及びクラウンパネル５００が取り付けられた特定の航空機の特徴に従って調節することが可能である。

下の説明はクラウンパネル５００を製造する、幾つかの可能な方法のうちの一つを示す。在庫材料（例えばアルミ板等）は所望のサイズ及び形状に切断される。材料はその次に、所望の輪郭形状になるまで適切に構成されたツール（図示せず）上に引き伸ばし成形される。この時点で材料を、所望の端部外形を形成するように、そして化学エッチングプロセスに使用される取付けタブを形成するように機械加工することができる。その後に、強化機構は複数のマスキング及びエッチングステップを含む得る好適な化学エッチングプロセスを介して形成することができる。化学エッチングが完了した後に、材料は洗浄され取付けタブが除去される。このように、モノリシック構造の一体型材料がクラウンパネル５００に変身する。当然ながら、代替製造技術及び異なる処理ステップを利用してクラウンパネル５００を形成することが可能である。

本明細書に記載される変形可能な特性を有するクラウンパネルの代替実施形態は、内側の外板及び外側の外板を有する複合構造物を使用して実現させることができる。例えば、特定の実施形態はコアを含まない積層複合構造物から形成することができ、その一方他の実施形態は内側の外板と、外側の外板、及び外板の間に挟まれたコア材料を有する構造物から形成することができる。構造体は硬化されていない、蜂の巣状に硬化された、又は他のタイプのコアが硬化された、衝撃を受けた際に反転する又は変形するように設計されたパネルであってよい。金属製の実施形態では、コアがつぶれることによって異物が衝突したときの衝撃エネルギーを吸収する、アルミ製外板及びアルミ製ハニカム構造のコアを利用する。上記の実施形態では、変形不能な領域への突入を防ぐため及び／又は周辺部に沿った取付けのために、パッドアップ、ランプアップ又は他の強化機構が（モノリシック構造の実施形態について上述したように）周辺部周りに備えられている。

前述したように、積層複合材料から形成されたクラウンパネル４００、５００の実施形態は、層の数を変化させることによって、積層ダブラーを設けることによって、積層体の傾斜部分を設けて成形された又は傾斜パターンを形成することによって、積層体の配向を変化させることによって、プリプレグ、ステッチ強化材、樹脂注入、及び複合材料加工の従来技術で周知の他の様々な材料及び技術を使用することによって、特定の応用形態の要求を満たすように調整することができる。

複合材料の実施形態には、カーボン・ファイバー製外板および外板の間に好適なコア材料を使用することができる。上記複合材料の実施形態では、材料の追加の積層体又は層が、非弾性領域において衝撃を抑えるために、及び留め具が取り付けられる領域を強化するために、周辺部周りに必要となる可能性がある。あるいは、積層ストリップを周辺部周りに接着させることもできる。加えて、周辺部に沿って変形可能なヒンジを使用することにより、複合材料及び複合材料のハニカム構造の実施形態の両方が構造的影響を最低限に抑えながら衝撃をより良く吸収することが可能になる。機能的には、変形可能なヒンジを、要求されるヒンジの回転ひずみを通して破断することなく塑性的に変形するほど十分に高い破損歪みを示す、例えば金属バネ等の任意の金属で作製することが可能である。回転ひずみ角は、クラウンパネルの凸性によって変化する。ドームがフランジに対して角度ψをなす場合、要求される角度歪みはψの２倍である。この実施形態では、クラウンパネルの後方枠により、便利な取り付けポイントと、材料の適切な選択により、変形可能なヒンジが得られる。

ここで、枠構造５３４を含む、弾性クラウンパネル５００の、航空機の前方コックピット領域を囲む航空機の構造体５３０の一領域５３２への取付けを詳細に示す図１５〜１７に注目する。図１６及び１７から良くわかるように、弾性クラウンパネル５００は支持梁材５３６で上方フランジ５３８の中に形成された踏み段５３７と適合する踏み段型外側端部５１４を備えている。フランジ５３８はまた、隣接している外板パネル５４０も支持する。リベット５４２等の留め具を使用してフランジ５３８に端部５４２を固定することができる。

図１８を参照すると、複合材料から作られた、弾性パネルの代替実施形態６００が図示されている。弾性パネル６００は破砕可能な、外側の外板６０４と内側の外板６０６に接着され、これらの間に挟まれたエネルギー吸収コア６０２を備えている。エネルギー吸収コア６０２は発泡体又はたとえばアルミ製ハニカム構造等のハニカム構造を含むことができる。外側の外板６０４は弾性であってよく、物体の衝突に応答して変形及びたわみを起こすのに十分な弾性を有する、例えば、アルミニウム、熱可塑性又は繊維強化ポリマー等の金属を含むことができる。図示した実施形態においては、内側の外板６０６は航空機内部の圧力に反発することができる隔壁６０８を形成する複数の積層された積層体６０６を含む積層複合板として示されている。しかしながら、内側の外板６０６は金属又は他の剛性材料、又は外側の外板６０４よりも弾性の低い材料でできていてよい。この実施形態では、内側の外板６０４及び外側の外板６０６はそれぞれ湾曲しているが、他の形状も可能である。

図１９に、物体の衝突によって衝撃を受けた後の弾性パネル６００を示し、物体の衝突により６１０で示すように、外側の外板６０４が内向きに変形し、たわむ。物体の衝突で生じた衝撃エネルギーの一部は弾性の外側の外板６０４によって吸収される一方、衝撃エネルギーの別の部分は破砕可能なコア６０２によって吸収可能である。幾つかの応用形態では、コア６０２が予想されるレベルの衝撃エネルギーを吸収するのに十分な厚さを有することにより、内側の外板６０６が望ましくないレベルの衝撃エネルギーにさらされないようにすることが重要であり得る。

図２０に、図１８に示す実施形態と同様であるが、湾曲している又は複数階付である代わりに、平坦な外側の外板６１４を有する弾性パネルの別の実施形態６１２を示す。積層された複合材料製の内側の外板６０６は湾曲しているように図示されているが、ある応用形態では実質的に平坦である又は湾曲していてもよい。

ここで、弾性の外側の外板６１６と、外側の外板６１６よりも比較的剛性であるか、弾性が低いかのいずれかである内側の外板６１７を備える弾性パネルの更なる実施形態６１５を示す図２１に注目する。外側の外板６１６は、限定しないが例えばアルミニウム等の金属、熱可塑性物質、繊維強化ポリマー又は、物体の衝突から生じる衝撃エネルギーに対して変形し衝撃エネルギーを吸収するほど十分に弾性があるが、０．８５マッハの速度で遭遇する通常の風及び／又は空力的負荷に反発する他の物質からできていてよい。重要なのは、外側の外板６１６と内側の外板６１７は、ある距離６２１相隔たっており、この距離６２１は６１６ａで示す外側の外板６１６の最大限のたわみにより、内側の外板６１７の完全性に衝撃を与えない、又はそうでなければ影響を与えないために十分な距離である。換言すれば、外側の外板６１６が、物体が衝突する際に変形する可能性のある場所に十分な深さ６２１を設けるべきであるということである。

内側の外板６１７は、航空機の内部の圧力に反発するために十分な剛性を有する任意の好適な材料でできていてよい。例えば、内側の外板６１７は、強化繊維を有する積層された複合材料で形成することができ、又はアルミニウム等の金属製のモノリシック構造の材料から加工することができる。図示した実施例では、内側の外板６１７は凹状内表面６１９を有するが、他の形状も可能である。同様に、図示した外側の外板６１６は実質的に平坦であるが、前述したように、外側の外板６１６は応用形態に応じて他の形状を有することができる。この実施形態では、外側の外板６１６及び内側の外板６１７は積層された複合枠６１８を形成する積層体６１８ａの間に保持されている。

図２２は端部の詳細を示し、ここで弾性パネル６２２の端部は積層された複合枠６２０の積層体６２４の間に保持されている。積層体６２４は６２６において傾斜し、図１２〜１４に示す実施形態に関連して前述した強化機構と同様の強化機構を形成している。同様に、パネル６２２の端部を覆っている積層体６２４は６２８において傾斜し、枠６２０とパネル６２２の間の実質的に滑らかな外表面の遷移部分を形成している。

図２３は、図１４に示すのと同様であるが、例えば繊維強化ポリマー等の複合材料でできた積層された積層体６２４を利用する中央の横強化機構６２８を示す。隣接の弾性パネル６２２は強化機構６２８の積層体６２４の間に捕捉されている。積層体の傾斜部分を利用してテーパー型の外形６２６を作ることができる。

ここで、頑丈なヒンジ６５２を用いて枠又は他の構造体６５４に取り付けることができる弾性パネルの実施形態６４０を示す図２４及び２５に注目する。ここでは、弾性パネル６４０は、内側の外板６４８と外側の弾性外板６４６の間に挟まれた破砕可能なエネルギー吸収コア６４４を備えている。内側の外板６４８は複合材料の積層された積層体６５０から形成される。

ヒンジ６５２は第１及び第２脚部６５２ａ、６５２ｂを含み、第１及び第２脚部６５２ａ、６５２ｂは、閾値量の加圧力がかかった時に脚部６５２ａ、６５２ｂがヒンジポイント６５２ｃの周囲を回転できるほど十分に柔軟な金属等の材料から形成されている。「活ヒンジ」又は「塑性ヒンジ」とも呼ばれるヒンジ６５２により、物体の衝突によって衝撃を受けた時に、弾性パネル６４０がヒンジポイント６５２ｃの周囲を回転することが可能になる。脚部６５２ａ、６５２ｂは互いに相対的にある角度ψをなして配向し、ヒンジ６５２は、物体が衝突した際に脚部６５２ａが角度ψの２倍の距離を回転することができるように設計することができる。衝突による衝撃を受けた際に、活ヒンジ６５２の変形により、衝撃エネルギーの更なる量を吸収できるため、破砕可能なコア６４４と弾性の外側の外板６４６によって吸収される衝撃エネルギーの量が追加される。図２５に、物体の衝突により衝撃を受けた結果、６５６で示す外側の外板６４６が変形し、番号６５７で指定された角度をパネル６４０全体が回転したパネル６４０を示す。

図２６に、クラウンパネル６０１を外板パネル６０３に連結させるための梁材６６０の使用を示す。この実施例では、クラウンパネル６０１は積層された複合積層体６６４で形成され、外板パネル６０３は同様に積層された複合積層体６６６を含む。積層体６６４、６６６は留め具６６５を使用して梁材６６０の上方フランジ６６３に固定されている。梁材６６０はまた、ウェブ６６１によって上方フランジ６６３に接続されている下方フランジ６６２も含むことができる。少なくとも上方フランジ６６３は、物体の衝突の結果クラウンパネル６０１がたわんだときにヒンジポイント６６７で曲がることが可能なほど十分に柔軟なアルミニウム等の材料でできていてよい。

図２７〜２９に、図２９に示す弾性の放射状ハット６７３で補強された変形可能な外側の外板６６９を有する翼、安定板、制御面又はカナード６６８上に使用できるパネルを示す。放射状ハット６７３は、弾性外板６６９の下部にあり、弾性外板６６９を支持する弾性の長手方向の補強材６７４を含む。補強材６７４は、前方及び後方スパー６７６の間にリブ６７５に平行して延びている。図２７に、パネル６６８に衝突する直前の物体６７１を示す。図２８に、異物６７１がパネル６６８に衝突した結果、６７２で示す外板６６９が変形したところを示す。

前述したように、金属又は他の形成可能な材料でできている、図１〜１４に示す弾性パネルの実施形態４００、５００は、図３０に示す方法を用いて作製することができる。ステップ６８０で開始し、例えば限定しないがアルミニウム等の好適な金属製の単一板を最初に所望のサイズ及び形状に切断する。次にステップ６８２において、金属板を好適なツール上に引き伸ばして所望の輪郭に成形する。次に、ステップ６８４において、従来の物質除去装置を使用して金属板の所望の領域の厚さを選択的に変える（例えば、減らす）と同時に、板の端部を成形して後処理に使用される取付けタブ（図示せず）を形成することによって、金属板を機械加工することができる。ステップ６８６において、金属板の領域をマスクで覆って、これらの領域をその後の処理ステップ中に保護することができる。ステップ６８８において、金属板に化学エッチング処理を行って、前述した次第に変化する及び／又は傾斜した厚さの強化材を作製することができる。ステップ６９０において、エッチングマスクが取り除かれ、ステップ６９２では、取付けタブが除去され金属板が洗浄される。

上述した複合材料の実施形態では、追加的な積層体を交互的にして、亀裂の伝播を遅延又は阻止することができ、その一方で複合ハニカム構造の実施形態では、二重の及び／又は厚い外板（つまり、内層及び外層板）によって冗長性が得られるため、ティアストラップを必要としない可能性がある。同様に、高密度のコア又は熱可塑性の外層板を使用して、これらの目的を達成することができる。

本発明の実施形態は、様々な可能な応用形態、特に、例えば航空宇宙、海事及び自動車への応用形態を含む運送業に使用が可能である。したがって、ここで図３１及び３２を参照すると、本発明の実施形態は図３１に示すような航空機の製造及び就航方法７００と、図３２に示すような航空機７０２において使用することができる。製品を作る前の段階において、例示の方法７００は、航空機７０２の仕様及び設計７０４と資材調達７０６を含むことができる。製造の過程では、航空機７０２の、構成要素とサブアセンブリの製造７０８と、システムの一体化７１０が行われる。その後、航空機７０２は、認証及び納品７１２ステップを経て、就航７１４されることができる。顧客によって就航されている間、航空機７０２は定期的な整備及び修理７１６（これにはまた、改良、再構成、改装等も含まれる）が予定される。

本方法２００の各プロセスは、システム・インテグレーター、第三者、及び／又はオペレータ（例えば、顧客）によって行う又は実施することが可能である。この説明の目的のために、システム・インテグレーターは限定しないが任意の数の航空機メーカー、及び主要なシステム下請け業者を含むことができ；第三者は、限定しないが任意の数の供給メーカー、下請け業者、及びサプライヤーを含むことができ；オペレータは、航空会社、リース会社、軍事機関、サービス組織等であってよい。

図３２に示すように、例示の方法７００によって製造された航空機７０２は、複数のシステム７２０及び室内装飾７２２を有する機体７１８を含むことができる。高レベルのシステム７２０の例は、一以上の推進システム７２４、電気システム７２６、油圧システム７２８、及び環境システム７３０を含む。任意の数の他のシステムを含むことができる。航空宇宙産業の実施例を表示したが、本発明の原則は海事及び自動車産業等のほかの産業に応用することができる。

本明細書に具現されたシステム及び方法は、製造及び就航方法７００の任意の一以上の段階で採用することができる。例えば、製造プロセス７０８に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機７００が就航している間に製造される構成要素又はサブアセンブリと同様のやり方で加工又は製造することができる。また、一以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせを、例えば、実質的に航空機７０２の組み立てを促進する、又は航空機７０２にかかる費用を削減することによって、製造段階７０８及び７１０に用いることが可能である。同様に、一以上の装置の実施形態、方法の実施形態、又はこれらの組み合わせは、航空機７０２が就航している間に、例えば限定しないが、整備、複合構造体の修理及び点検７１６に用いることができる。

少なくとも一つの例示の実施形態が上述した詳細説明に記載されたが、当然ながら、膨大な数の変形例が存在する。また、当然ながら、本明細書に記載された例示の実施形態又は複数の実施形態は、いかなる方法においても、請求された事項の範囲、適用性、又は構成を限定するものではない。むしろ、上述した詳細説明は、当業者に記載された実施形態又は複数の実施形態を実行するための便利な手引きを提供するものである。当然ながら、この特許出願を行う時点の公知の同等物および予測可能な同等物を含む、請求項によって規定された範囲から逸脱することなく、要素の機能及び配置において様々な変更を行うことが可能である。

Claims (9)

1. 航空機のエネルギー吸収パネルであって、
   物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形し、弾性の外側の外板が、航空機のコックピットの窓の上に配置される、弾性の外側の外板と、
   弾性の外側の外板の端部と一体型であって、且つこの端部に沿って延びる少なくとも１つの強化機構と、
   を備えるパネル。
2. 弾性の外側の外板がモノリシック構造である、請求項１に記載のエネルギー吸収パネル。
3. 弾性の外側の外板が、アルミニウム製である、請求項２に記載のエネルギー吸収パネル。
4. 内側の実質的に剛性の外板と、
   内側と外側の外板の間の破砕可能な層
   を更に備える、請求項１に記載のエネルギー吸収パネル。
5. 破砕可能な層がハニカム構造を含む、請求項４に記載のエネルギー吸収パネル。
6. 圧力隔壁を形成する内側の実質的に剛性の外板であって、弾性の外側の外板から、物体が衝突した際に弾性の外側の外板が内側の外板に向かって内向きにたわむことが十分に可能な間隔を置いて配置された内側の外板を更に備える、請求項１に記載のエネルギー吸収パネル。
7. 一以上の窓柱及び後方の窓枠を備えるコックピットの窓枠を有する航空機用エネルギー吸収クラウンパネルであって、
   物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形することにより、衝撃エネルギーの少なくとも一部を吸収し消散させ、航空機のコックピットの窓の上に配置される弾性パネルと、
   弾性パネルの中に形成され、後方の窓枠と連結した前方端部強化機構と、
   弾性パネルの中に形成され、一以上の窓柱に合わせて配置された一以上の横強化機構を備えるクラウンパネル。
8. 物体の衝突によって生じる閾値量の衝撃エネルギーに応答して変形し、航空機のコックピットの窓の上に配置される、航空機用のモノリシック構造の外板を加工する方法であって、
   外板をある輪郭形状に形成するステップと、
   外板の選択領域内の厚さを変化させることにより、物体の衝突に応答して変形する外板の弾性領域を形成するステップと、
   外板の端部と一体型であって、且つこの端部に沿って延びる少なくとも１つの強化機構を形成するステップと、
   を含む方法。
9. 外板の選択領域の厚みを変化させるステップが、化学エッチングを利用して行われる、請求項８に記載の方法。

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