KR101587079B1 - 후프 하중 지지 항공기 투명체 - Google Patents

Abstract

후프 하중 지지 항공기 투명체는 제 1 주 표면 및 제 2 주 표면을 갖는 제 1 플라이를 포함한다. 제 2 플라이는 제 1 플라이로부터 이격되어 있고, 제 3 주 표면 및 제 4 주 표면을 갖는다. 중합체 중간층은 제 1 플라이와 제 2 플라이의 사이에 위치한다. 적어도 하나의 보어가 제 1 플라이, 제 2 플라이 및 중간층을 통과하여 연장한다. 고강도 부싱이 보어의 안에 위치하고 부싱의 외측 측벽은 제 1 플라이 및 제 2 플라이의 재료와 직접 접촉한다. 일 실시예에서, 보어는 테이퍼 형상 보어이고 부싱은 테이퍼 형상 외측 측벽을 갖는다. 다른 실시예에서, 보어는 원통형 보어이고, 부싱은 원통형 외측 측벽을 갖는다.

Description

후프 하중 지지 항공기 투명체{HOOP LOAD BEARING AIRCRAFT TRANSPARENCY}

본 발명은 일반적으로 항공기 투명체에 관한 것으로서, 하나의 구체적인 실시예에 있어서는 후프 하중 지지 중합체성 항공기 윈도우에 관한 것이다.

가압 항공기 동체는 내부와 외부의 압력 차 및 환경 조건에 따라 정상 작동시 다양한 응력을 받는다. 이 압력 차이는, 내부 압력이 외부의 압력보다 클 때 중공의 항공기 동체의 팽창을 야기한다. 동체가 팽창함에 따라, 항공기의 윈도우가 고정되는 동체의 개구도 또한 팽창하거나 확장된다. 개구의 이 에지 변위는 흔히 "후프 로디드" 윈도우로 알려진 윈도우에 의해 억제될 수 있다. 이 유형의 윈도우 디자인은 후프 하중 지지(hoop load bearing) 책임의 일부를 동체와 공유함으로써 기체 내부의 응력을 줄이는데 도움이 된다. 다시 말해, 윈도우는 기체에 완전히 일체화되고, 그 구성 부재를 통해 하중(load)을 전달하고 저항한다.

유리는 비교적 강한 재료이며, 후프 하중 지지 윈도우에 널리 사용된다. 이 유리 윈도우는 항공기 동체에 부착된 유리섬유 스트랩에 의해 적소에 고정된다. 항공기의 무게를 줄여 연료 효율을 증대시키기 위한 바램으로, 유리 항공기 윈도우를 더욱 가벼운 중합체성 윈도우로 대체하는 것이 바람직할 것이다. 그러나, 중합체성 윈도우는 유리 윈도우보다 더 가볍고, 복잡한 형상으로 더 쉽게 성형될 수 있는 반면, 유리 윈도우만큼 기계적으로 강한 것은 아니어서 후프 하중 어플리케이션(applications)에는 사용되지 않는다.

따라서, 후프 하중 지지를 필요로 하는 어플리케이션에 중합체성 윈도우가 사용될 수 있도록 하는 효율적인 인터페이스(interface)를 제공하는 것이 이로울 것이다.

후프 하중 지지 항공기 투명체는, 적어도 하나의 중합체성 플라이(ply)를 포함한다. 적어도 하나의 보어가 적어도 하나의 플라이를 통과하여 연장한다. 부싱(bushing)이 적어도 하나의 보어 안에 위치하고, 적어도 하나의 플라이와 직접 접촉한다.

다른 후프 하중 지지 항공기 투명체는, 제 1 주 표면과 제 2 주 표면을 갖는 제 1 플라이를 포함한다. 제 2 플라이가 제 1 플라이로부터 이격되어 있고, 제 3 주 표면과 제 4 주 표면을 갖는다. 중합체성 중간층이 제 1 플라이와 제 2 플라이 사이에 위치한다. 적어도 하나의 보어가 제 1 플라이, 제 2 플라이 및 중간층을 통과하여 연장한다. 부싱(bushing)은 보어 안에 위치하고, 부싱의 외측 측벽은 제 1 플라이 및 제 2 플라이의 재료와 직접 접촉한다. 이 부싱은 구멍 벽에 로드를 전달할 수 있는 임의의 재료로 제조될 수 있다. 이 재료는, 예를 들어, 금속, 세라믹, 중합체 또는 복합물과 같은 금속성 또는 비금속성 재료일 수 있지만, 이것으로 한정되지 않는다. 하나의 실시예에서, 보어는 테이퍼 형상 보어이고 부싱은 테이퍼 형상 외측 측벽을 갖는다. 다른 실시예에서, 보어는 원통형 보어이며 부싱은 원통형 외측 측벽을 갖는다.

다른 후프 하중 지지 항공기 투명체는, 제 1 주 표면과 제 2 주 표면을 갖는 제 1 아크릴 플라이와, 제 1 플라이로부터 이격되어 있고 제 3 주 표면과 제 4 주 표면을 갖는 제 2 아크릴 플라이를 포함한다. 중합체성 중간층은 제 1 플라이와 제 2 플라이 사이에 위치한다. 적어도 하나의 테이퍼 형상 보어가 상기 제 1 플라이, 상기 제 2 플라이 및 상기 중간층을 통하여 연장한다. 테이퍼 형상의 부싱이 보어 안에 위치하고, 부싱의 외측 측벽은 제 1 플라이 및 제 2 플라이의 재료와 직접 접촉한다.

또 다른 후프 하중 지지 항공기 투명체는 제 1 주 표면과 제 2 주 표면을 갖는 제 1 아크릴 플라이와, 제 1 플라이로부터 이격되어 있고 제 3 주 표면과 제 4 주 표면을 갖는 제 2 아크릴 플라이를 포함한다. 중합체성 중간층이 제 1 플라이와 제 2 플라이 사이에 위치한다. 적어도 하나의 원통형 보어가 제 1 플라이, 제 2 플라이 및 중간층을 통과하여 연장한다. 원통형 부싱이 보어 안에 위치하고, 부싱의 외측 측벽은 제 1 플라이 및 제 2 플라이의 재료와 직접 접촉한다.

추가적인 후프 하중 지지 항공기 투명체는 제 2 스트레치드(stretched) 아크릴 플라이로부터 이격된 제 1 스트레치드 아크릴 플라이를 포함한다. 중합체성 중간층이 제 1 플라이와 제 2 플라이 사이에 위치한다. 적어도 하나의 보어가 제 1 플라이, 제 2 플라이 및 중간층을 통과하여 연장한다. 보어는 내측 벽을 갖는다. 금속 부싱이 보어 안에 위치한다. 부싱은 보어의 내측 벽과 직접 접촉하는 외측 측벽을 갖는다. 비제한적인 하나의 실시예에서, 부싱의 외측 측벽은 테이퍼 형상이다.

적어도 하나의 스트레치드 아크릴 플라이와, 스트레치드 아크릴 플라이 안에 위치하고 내측 벽을 규정하는 적어도 하나의 보어를 포함하는 항공기 투명체에 후프 하중을 전달하는 방법이 제공된다. 이 방법은 부싱의 외측 측벽이 보어의 내측 벽과 직접 접촉하도록 보어 내에 외측 측벽을 갖는 부싱을 제공하는 것을 포함한다.

다음의 첨부 도면을 참조하여 본 발명이 설명될 것이다. 도면 전체에 걸쳐 유사한 참조 번호는 유사한 부품을 지시한다.

도 1은 본 발명의 항공기 투명체의 평면도,
도 2는 도 1의 II-II 선을 따라서 취한 단면도로서, 테이퍼 형상 부싱을 포함하는 본 발명의 부착 조립체를 도시함.
도 3은 도 2의 테이퍼 형상 부싱의 측단면도,
도 4는 도 3의 테이퍼 형상 부싱의 평면도,
도 5는 도 3과 유사하지만 원통형 부싱을 포함하는 부착 조립체의 단면도,
도 6은 도 5의 원통형 부싱의 측단면도,
도 7은 도 6의 원통형 부싱의 평면도.

본 명세서에 사용되는 바와 같이, "왼쪽", "오른쪽", "내측", "외측", "위", "아래" 등과 같은 공간 또는 방향 용어는 도면에 도시된 대로 본 발명에 관련된다. 그러나, 본 발명은 다양한 대안 방위를 취할 수 있고, 따라서 그러한 용어는 제한적인 것으로서 고려되어서는 안된다. 또한, 본 명세서에 사용되는 바와 같이, 명세서 및 청구의 범위에 사용된 치수, 물리적 특성, 프로세싱 파라미터, 성분의 양, 반응 조건 등을 나타내는 모든 숫자는 모든 경우에 용어 "약"으로 변경되는 것으로 이해되어야 한다. 따라서, 반대로 지시되지 않는 한, 다음의 명세서 및 청구의 범위에 기재된 수치는 본 발명에 의해 달성하고자 하는 원하는 특성에 따라서 변할 수도 있다. 적어도, 그리고 청구의 범위에 균등론의 적용을 제한하려는 시도는 아닌 것으로서, 각 수치는 최소한 기록된 유효 숫자의 개수에 비추어 그리고 보통 반올림 기술을 적용함으로써 해석되어야 한다. 또한, 본 명세서에 개시된 모든 범위는 시작 및 끝의 범위 값과 그 안에 포함되는 임의의 그리고 모든 하위 범위를 포괄하는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어, "1 내지 10"의 기재 범위는 최소값 1과 최대값 10 사이(그리고 최소값 1과 최대값 10을 포함함)의 임의의 그리고 모든 하위 범위, 즉 예를 들어 1 내지 3.3, 4.7 내지 7.5, 5.5 내지 10 등과 같이 최소값 1 이상으로 시작하고 최대값 10 이하로 끝나는 모든 하위 범위를 포함하는 것으로 고려되어야 한다. 또한, 본 명세서에 사용되는 바와 같이, 용어 "~의 위에 형성", "~의 위에 배치" 또는 "~의 위에 제공"은 밑에 있는 면 상에 형성, 배치 또는 제공되지만 반드시 밑에 있는 면과 직접 접촉하는 것은 아님을 의미한다. 예를 들어, 기재"의 위에 형성"된 층은, 형성된 층과 기재 사이에 위치된 동일 또는 상이한 조성의 하나 이상의 다른 층 또는 필름의 존재를 배제하지 않는다. 본 명세서에 사용되는 바와 같이, "필름(film)"은 원하는 또는 선택된 코팅 구성 요소(composition)의 코팅 영역을 의미한다. "층(layer)"은 하나 이상의 "필름"을 포함할 수 있다. "코팅(coating)" 또는 "코팅 적층체(coating stack)"는 하나 이상의 "층"을 포함할 수 있다. 본 명세서에서 사용되는 바와 같이, 용어 "중합체(polymer)" 또는 "중합체성(polymeric)"은 예를 들어 둘 이상의 유형의 단량체 또는 중합체로부터 형성된 중합체와 같이 올리고머, 호모폴리머, 공중합체 및 삼원 공중합체를 포함한다. 용어 "가시 영역" 또는 "가시광"은 380nm 내지 780nm 범위의 파장을 갖는 전자기 방사선을 말한다. 용어 "적외선 영역" 또는 "적외선"은 780nm 이상 내지 100,000nm 범위의 파장을 갖는 전자기 방사선을 말한다. 용어 "자외선 영역" 또는 "자외선"은 100nm 내지 380nm 미만의 범위의 파장을 갖는 전자기 에너지를 의미한다. 추가로, 본 명세서에 언급된 간행 특허 및 특허 출원과 같은, 그러나 이것으로 한정되지 않는 모든 문헌은 전체로서 "참고로 포함"되는 것으로 고려되어야 한다.

다음의 논의의 목적을 위해, 본 발명이 운송 수단의 투명체, 특히 항공기 측면 윈도우 형태의 항공기 투명체와 함께 사용하는 것에 관하여 논의될 것이다. 그러나, 본 발명은 항공기 측면 윈도우와 함께 사용하는 것으로 한정되지 않고, 몇 가지 예를 들자면 적층 또는 비적층의 주거 및/또는 상업용 윈도우, 절연 유리 유닛 및/또는 육상, 공중, 우주, 수상 및 수중 운송 수단용 투명체와 같은, 그러나 이것으로 한정되지 않는 임의의 소망하는 분야의 투명체와 함께 실시될 수 있음은 물론이다. 따라서, 구체적으로 개시된 예시적인 실시예는 단순히 본 발명의 일반적인 개념을 설명하기 위해 제시된 것이며, 본 발명은 이 구체적이고 예시적인 실시예로 한정되지 않음은 물론이다.

본 발명의 특징을 포함하는 비제한적인 항공기 투명체(10)(예를 들어, 객실 윈도우 조립체 또는 조종실 윈도우 조립체)가 도 1 및 2에 도시되어 있다. 투명체(10)는 임의의 원하는 가시광선, 적외선 또는 자외선을 투과 또는 반사시킬 수 있다. 예를 들면, 투명체(10)는 550나노미터(nm)의 기준 파장에서 임의의 원하는 양, 예컨대 0%보다 크고 최대 100%의 가시광선을 투과시킬 수 있다. 비제한적인 일 실시예에서, 550나노미터(nm)의 기준 파장에서 가시광선 투과는 적어도 30%, 적어도 40%, 적어도 50%, 적어도 60%, 적어도 70%, 적어도 80% 및/또는 적어도 90%의 범위와 같이 적어도 20%일 수 있다. 투명체(10)는 임의의 원하는 형상과, 원하는 어플리케이션에 적합한 임의의 원하는 두께를 가질 수 있다.

도 1 및 도 2에 도시되어 있는 바와 같이, 투명체(10)는 투명체(10)를 항공기 동체에 부착하기 위해 투명체(10)의 외주연에 또는 외주연의 주변에 복수의 고정 부재(fastening member)를 갖는다. 이 고정 부재의 특정 구조는 도 2를 참고로 하여 더욱 상세히 설명될 것이다. 투명체(10)는, 항공기 외부에 면하는 제 1 주 표면(14), 즉, 외측 주표면 (1번 표면) 및 대향하는 제 2 또는 내측 주 표면(16)(2번 표면)을 갖는 제 1 플라이(12)(외측 플라이)를 포함한다. 투명체(10)는, 또한 외측 (제 1) 주 표면(20)(3번 표면) 및 내측 (제 2) 주 표면(22)(4번 표면)을 갖는 제 2 플라이(18)(내측 플라이)를 포함한다. 이처럼 플라이 표면에 번호를 붙인 것은 종래의 실무에 따른 것이다. 플라이(12, 18)는 중합체성 중간층과 같은 중간층(24)에 의해 부착된다. 보어(26)가 투명체(10)를 통과하여, 즉, 제 1 플라이(12), 중간층(24) 및 제 2 플라이(18)를 통과하여 형성되고, 보어 벽 또는 내측 벽을 규정한다. 도시된 실시예에서, 제 1 플라이(12)의 외주연에서 제 1 플라이(12)의 외측 표면의 일부는, 플라이(12)의 본체보다 얇게 형성되어, 제 1 플라이(12)의 외주연을 따라 홈(28)을 형성한다. 개스킷(30)이 홈(28) 안에 위치하고 보어(26)와 정렬되는 구멍을 갖는다. 부싱(32), 예를 들면 금속 부싱이 보어(26) 내로 삽입된다. 알루미늄 리테이너(retainer)와 같은 리테이너(34)가 접착제(36)에 의해 제 2 플라이(18)에 부착된다. 너트플레이트(nutplate)(38)와 같은 부착 장치가 리테이너(34)에 부착된다. 너트플레이트(38)는 부싱(32)을 통과하여 연장하는 나사 볼트(64)와 같은 고정 요소와 맞물리기 위해 나사 너트(40)를 포함한다. 이 너트플레이트 고정 구성은 투명체(10)가 항공기 동체에 고정되는 방법에 관한 단순한 하나의 예시에 불과하며, 제한적인 것으로서 고려되어서는 안된다. 상술한 부착 시스템은 투명체(10)를 항공기에 부착하는 단지 하나의 예시적 방법이며, 제한적인 것으로서 고려되어서는 안된다. 투명체(10)는 임의의 통상적인 방법 또는 장치를 통해서 고정될 수 있다.

본 발명의 폭넓은 실시예에서, 투명체(10)의 플라이(12, 18)는 동일하거나 상이한 재료로 구성될 수 있으며, 임의의 원하는 특성을 갖는 임의의 원하는 재료를 포함할 수 있다. 예를 들어, 하나 이상의 플라이(12, 18)는 가시광에 투명 또는 반투명일 수 있다. "투명"은 가시광이 0%보다 크고 최대 100%로 투과하는 것을 의미한다. 변형적으로, 하나 이상의 플라이(12, 18)는 반투명일 수 있다. "반투명"은 전자기 에너지(예를 들어, 가시광)이 투과되게 하지만 이 에너지를 확산 또는 산란시키는 것을 의미한다. 플라이(12, 18)에 적합한 재료의 예는 플라스틱 기재(폴리아크릴레이트(polyacrylates)와 같은 아크릴 중합체; 폴리메틸메타크릴레이트(polymethylmethacrylates), 폴리에틸메타크릴레이트(polyethylmethacrylates), 폴리프로필메타크릴레이트(polypropylmethacrylates) 등과 같은 폴리알킬메타크릴레이트(polyalkylmethacrylates); 폴리우레탄(polyurethanes); 폴리카보네이트(polycarbonates); 폴리에틸렌테레프탈레이트(polyethyleneterephthalate , PET), 폴리프로필렌테레프탈레이트(polypropyleneterephthalates), 폴리부틸렌에테르프탈레이트(polybutyleneterephthalates) 등과 같은 폴리알킬테레프탈레이트(polyalkylterephthalates); 폴리실록산-함유 중합체(polysiloxane-containing polymers); 또는 이것을 준비하기 위한 임의의 단량체의 공중합체 또는 그것의 임의의 혼합물); 세라믹 기재; 유리 기재; 또는 위의 것 중 임의의 것의 조합을 포함하지만, 이것으로 한정되지 않는다. 비제한적인 일 실시예에서, 두 플라이(12, 18) 모두는 스트레치드 아크릴과 같은 중합체성 물질로 제조될 수 있다.

제 1 및 제 2 플라이(12, 18)는 예를 들어 길이, 폭, 형상 또는 두께와 같은 임의의 원하는 치수를 가질 수 있다. 그러나, 당업자에게 쉽게 이해될 수 있듯이, 비행의 혹독함을 견디기 위해 필요한 두께를 넘어서 플라이(12, 18)의 두께를 증가시키는 것은, 바람직하지 않게 투명체(10)의 무게를 증가시킨다. 예를 들어, 본 발명을 제한하는 일 없이, 많은 어플리케이션에서, 비행의 혹독함을 견디기 위해 0.1인치 내지 0.5인치(0.25cm 내지 1.27cm), 0.20인치 내지 0.40인치(0.51cm 내지 1.02cm)와 같이 0.1인치 내지 1.0인치(0.25cm 내지 2.54cm) 범위의 플라이 두께가 허용될 수 있다. 하나의 특정한 비제한적인 실시예에서, 플라이(12, 18)는 모두 스트레치드 아크릴이고 각각 0.25인치 내지 0.3인치(0.64cm 내지 0.76cm)와 같이 0.25인치 내지 0.35인치(0.64cm 내지 0.89cm) 범위의 두께를 갖는다. 또한, 플라이(12, 18)가 동일한 두께를 가질 필요는 없다. 예를 들어, 비제한적인 일 실시예에서, 제 1 (외측) 플라이(12)는 0.30인치(0.76cm)와 같이 0.25인치 내지 0.35인치(0.64cm 내지 0.89cm) 범위의 두께(42)를 가질 수 있고, 제 2 (내측) 플라이(18)는 0.25인치(0.64cm)와 같이 0.2인치 내지 0.3인치(0.51cm 내지 0.76cm) 범위의 두께(44)를 갖는다.

중간층(24)은 임의의 원하는 물질일 수 있고, 하나 이상의 층 또는 플라이를 포함할 수 있다. 중간층(24)은, 예를 들어 폴리비닐부티랄(polyvinylbutyral), 가소화된 폴리염화비닐(plasticized polyvinyl chloride )과 같은 중합체 또는 플라스틱 물질이나, 또는 폴리에틸렌테레프탈레이트(polyethyleneterephthalate), 폴리우레탄(polyurethanes) 등을 포함하는 다층 열가소성 물질(multi-layered thermoplastic materials )일 수 있다. 중간층(24)은 제 1 및 제 2 플라이를 함께 고정하고, 에너지 흡수를 제공하고, 노이즈를 감소시키며, 적층 구조체의 강도를 증가시킨다. 중간층(24)은 또한 예를 들어 미국 특허 제 5,796,055 호에 기재된 바와 같이 흡음 또는 음 감쇠 물질을 포함할 수 있다. 중간층(24)은 그 위에 제공된 또는 그 안에 합체된 태양광 조절 코팅을 가질 수 있거나, 또는 태양 에너지 투과율을 감소시키기 위해 착색된 물질을 포함할 수 있다. 비제한적인 일 실시예에서, 중간층(24)은 0.02인치 내지 0.1인치(0.05cm 내지 0.25cm), 0.02인치 내지 0.08인치(0.05cm 내지 0.2cm), 0.03인치 내지 0.07인치(0.076cm 내지 0.178cm), 0.04인치 내지 0.06인치(0.1cm 내지 0.15cm), 0.05인치(0.13cm)와 같이 0.02인치 내지 0.5인치(0.05cm 내지 1.27cm) 범위의 두께를 갖는다. 적합한 중간층 물질의 예는 S123 우레탄 시트이며, 이는 미국 캘리포니아주 실마 소재의 시에라신 사(Sierracin Corporation of Sylmar, California)로부터 구매 가능하다.

도 2에 도시된 실시예에서, 투명체(10)를 통과하여 연장하는 보어(26)는 내경(즉, 제 2 플라이(18)의 내측 표면(22)에서의 직경)보다 큰 외경(즉, 제 1 플라이(12)의 외측 표면(14)에서의 직경)을 갖는 테이퍼 형상의 보어다. 도 2 내지 도 4에 도시되어 있는 바와 같이, 부싱(32)은 테이퍼 형상 외측 벽(50)과 중앙 보어(52)를 갖는 테이퍼 형상 부싱이다. 도 3 및 4에 도시된 바와 같이, 테이퍼 형상 부싱(32)은 5° 내지 15°, 10° 와 같이 1° 내지 20° 범위의 테이퍼각(54)을 가질 수 있다. 부싱(32)은 넓은쪽 단부(56)에서 0.25인치 내지 1인치(0.63cm 내지 2.54cm), 0.3인치 내지 0.8인치(0.76cm 내지 2cm), 0.4인치 내지 0.6인치(1cm 내지 1.5cm), 0.5인치 내지 0.6인치(1.27cm 내지 1.5cm), 0.563인치 ± 0.003인치(1.43cm ± 0.008cm)와 같이 0.25인치 내지 1.5인치(0.63cm 내지 3.8cm) 범위의 외경을 가질 수 있다. 부싱(32)은 좁은쪽 단부(58)에서 0.2인치 내지 1인치(0.5cm 내지 2.54cm), 0.25인치 내지 0.8인치(0.63cm 내지 2cm), 0.25인치 내지 0.5인치(0.63cm 내지 1.27cm), 0.3인치 내지 0.4인치(0.76cm 내지 1cm), 0.376인치 ± 0.003인치(0.96cm ± 0.008cm)와 같이 0.1인치 내지 1.5인치(0.25cm 내지 3.8cm) 범위의 외경을 가질 수 있다. 보어(52)는 0.1인치 내지 0.8인치(0.25cm 내지 2cm), 0.1인치 내지 0.5인치(0.25cm 내지 1.27cm), 0.1인치 내지 0.3인치(0.25cm 내지 0.76cm), 0.1인치 내지 0.2인치(0.25cm 내지 0.5cm), 0.195인치 ± 0.005인치(0.495cm ± 0.013cm)와 같이 0.05인치 내지 1인치(0.127cm 내지 2.54cm) 범위의 직경을 가질 수 있다. 부싱(32)은 0.3인치 내지 2인치(0.76cm 내지 5cm), 0.3인치 내지 1.5인치(0.76cm 내지 3.8cm), 0.3인치 내지 1인치(0.76cm 내지 2.54cm), 0.3인치 내지 0.8인치(0.76cm 내지 2cm), 0.4인치 내지 0.6인치(0.1cm 내지 1.5cm), 0.5인치 내지 0.6인치(1.27cm 내지 1.5cm), 0.529인치 ± 0.01인치(1.34cm ± 0.024cm)와 같이 0.25인치 내지 2.5인치(0.64cm 내지 6.35cm) 범위의 길이를 가질 수 있다.

보어(26) 안에 위치할 때, 부싱(32)의 외측 벽(50)은 플라이(12, 18)와 직접 접촉한다. 즉, 부싱(32)의 외측 벽(50)과 보어(26)의 내측 벽 사이에 버퍼 물질 또는 스택(stack) 흡수 물질이 없다.

도 2에 도시된 바와 같이, 항공기 동체에 투명체(10)를 설치하기 위해, 투명체(10)는 윈도우 개구 내에 위치되고, 홈(28)과 개스킷(30)은 동체 또는 골조(framework)(62)에 대해 압착되어 개구의 외측 경계를 형성한다. 통상적인 나사 볼트(64)와 같은 커넥터가 골조(62) 내의 구멍과 부싱(32)의 중앙 보어(52)를 통과하여 너트(40) 안으로 삽입될 수 있다. 너트플레이트(38)의 너트(40) 안으로 볼트(64)가 체결됨에 따라, 개스킷(30)이 압축되어, 투명체(10)와 항공기 골조(62) 사이의 밀봉을 유지한다. 금속 부싱(32)의 외측 측벽(50)은 제 1 및 제 2 플라이(12, 18)의 재료와 직접 접촉한다. 싱글 시어 조인트(single shear joints)에서 부싱(32)의 테이퍼 형상 외측 벽(50)은 부싱-폴리머 플라이 인터페이스(bushing-polymer ply interface)의 베어링을 통해 더욱 효율적인 하중 전달을 제공하는 것으로 알려져 있다. 부싱(32)과 플라이(12, 18) 사이에 추가적인 개스킷이나 고무 슬리브(sleeves)는 필요하지 않다. 압력 차이로 동체가 변화를 겪음에 따라, 항공기 골조(62)는 팽창한다. 발생된 후프 하중은 직접 투명체(10)로 전달되어 투명체(10)를 구부러지거나 휘게 한다. 본 예에서 사용된 것과 같은 싱글 시어 조인트에서, 고정기구(fastner)의 상면에서의 반작용 하중(reaction loads)은 고정기구의 회전을 야기한다. 느슨한 얇은 원통형 홀-부싱 조인트(hole-bushing joint)에 있어서, 이 상황은 부싱에서 보어의 벽으로의 지지 하중 전달의 효율을 저감시킬 수 있다. 이는 접촉 면적이 감소하는 것과, 응력 집중점이 회전된 부싱이 구멍의 상부 에지와 접촉하는 보어의 상면에서 시작하는 것 때문이다. 이 회전은, 테이퍼 형상 부싱을 사용함으로써 부분적으로 억제되어서, 더 효율적인 하중 전달을 허용할 수 있다. 부싱(32)의 측벽(50)이 테이퍼 형상이기 때문에, 보어의 벽에 수직인 반작용 성분(reaction component)을 발생시켜, 회전의 일부가 억제된다. 그 성분은 또한 인터페이스에서 베어링 전달에 의해 저항된다. 단단한 조임과 넓은 바닥면(base)도 또한 고정기구의 회전을 억제시키는데 도움을 준다.

유효 베어링 면적을 증가시킴으로써, 로드는 측벽(50)을 가로질러 더욱 균일하게 분포되고 응력은 감소한다. 그리고, 부싱을 통과하여 연장하는 핀의 회전을 제한하고 베어링 면적을 증가시키고 응력을 감소시킴으로써, 그 결과로서의 인터페이스는 실행 가능한 후프 로디드 중합체성 윈도우를 도출한다.

도 5는 본 발명의 다른 투명체(70)을 도시한다. 투명체(70)는 이미 설명된 테이퍼 형상 부싱(30) 대신에 두꺼운 원통형 부싱(72)을 포함한다는 점을 제외하고는, 이미 설명된 투명체(10)와 유사하다. 따라서, 투명체(70) 안의 보어(26)는 테이퍼 형상 보어가 아니라 원통형 보어이다. 이는 단단한 조임과 넓은 바닥면을 통해 고정기구의 회전을 억제하는 이미 언급한 인터페이스의 단순화된 형태이다. 부싱의 상부 및 하부는 기체 외부 표면(outboard airframe skin) 및 기체 내부 리테이너(retainer)와 접촉한다. 상대적으로 큰 부싱의 직경으로 인해, 조인트는 기체 외부 및 리테이너 모두에서 힐 앤 토우 효과(heel and toe effect)에 의해 회전을 억제한다. 두꺼운 고강도 부싱은 큰 상대적 직경으로 인해 베어링 면적을 증가시킴으로써 테이퍼 형상의 부싱에서와 유사한 베어링 강도를 달성할 수 있다. 이 형태의 인터페이스는 간단하게 제조할 수 있는 장점이 있다. 또한, 부싱(72)의 외측 벽과 부싱이 위치하는 보어의 내측 벽 사이에 추가적인 물질이 없다.

도 6 및 도 7에서 도시하는 바와 같이, 부싱(72)은 외측 벽(74)과 중앙 보어(76)를 갖는 원통형 부싱이다. 부싱(72)은 0.25인치 내지 1인치(0.63cm 내지 2.54cm), 0.3인치 내지 0.8인치(0.76cm 내지 2cm), 0.4인치 내지 0.6인치(1cm 내지 1.5cm), 0.4인치 내지 0.5인치(1cm 내지 1.27cm), 0.490인치 ± 0.003인치(1.24cm ± 0.008cm)와 같이 0.25인치 내지 1.5인치(0.63cm 내지 3.8cm) 범위의 외경을 가질 수 있다. 보어(76)는 0.1인치 내지 0.8인치(0.25cm 내지 2cm), 0.1인치 내지 0.5인치(0.25cm 내지 1.27cm), 0.1인치 내지 0.3인치(0.25cm 내지 0.76cm), 0.1인치 내지 0.2인치(0.25cm 내지 0.5cm), 0.195인치 ± 0.005인치(0.495cm ± 0.013cm)와 같이 0.05인치 내지 1인치(0.127cm 내지 2.54cm) 범위의 직경을 가질 수 있다. 부싱(72)은 0.3인치 내지 2인치(0.76cm 내지 5cm), 0.3인치 내지 1.5인치(0.76cm 내지 3.8cm), 0.3인치 내지 1인치(0.76cm 내지 2.54cm), 0.3인치 내지 0.8인치(0.76cm 내지 2cm), 0.4인치 내지 0.6인치(0.1cm 내지 1.5cm), 0.5인치 내지 0.6인치(1.27cm 내지 1.5cm), 0.529인치 ± 0.01인치(1.34cm ± 0.024cm)와 같이 0.25인치 내지 2.5인치(0.64cm 내지 6.35cm) 범위의 길이(78)를 가질 수 있다.

전술한 설명에 개시된 개념을 벗어나는 일 없이 본 발명에 대한 변경이 이루어질 수 있음을 당업자는 쉽게 이해할 것이다. 따라서, 본 명세서에 상세하게 설명된 구체적인 실시예는 단지 예시적인 것이며, 첨부된 청구의 범위의 최대 범위 및 그것의 임의의 그리고 모든 균등물로 제공될 본 발명의 범위를 한정하는 것이 아니다.

Claims (20)

1. 후프 하중 지지 항공기 투명체(hoop load bearing aircraft transparency)에 있어서,
   적어도 하나의 중합체성 플라이(ply)로서, 상기 투명체의 외부에 면하는 플라이의 외측 표면의 주변부 주위에는, 상기 플라이의 외주연까지 연장되는 홈이 형성되는, 상기 적어도 하나의 중합체성 플라이와;
   상기 홈 안에 위치하고 상기 적어도 하나의 플라이를 통과하여 연장하며, 테이퍼 형상 보어인 적어도 하나의 보어와;
   상기 홈 안에 위치하고 상기 보어와 정렬되는 구멍을 갖는 개스킷과;
   상기 적어도 하나의 보어 안에 위치하고 상기 적어도 하나의 플라이와 직접 접촉하고, 연속적인 테이퍼 형상 외측 측벽을 가지는 테이퍼 형상 부싱인 부싱을 포함하는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 적어도 하나의 중합체성 플라이는 스트레치드 아크릴(stretched acrylic)을 포함하는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
3. 제 1 항에 있어서,
   상기 적어도 하나의 중합체성 플라이는, 스트레치드 아크릴을 포함하는 제 1 플라이, 상기 제 1 플라이로부터 이격된, 스트레치드 아크릴을 포함하는 제 2 플라이, 및 상기 제 1 플라이 및 상기 제 2 플라이 사이에 위치한 중합체 중간층을 포함하는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
4. 제 3 항에 있어서,
   상기 제 1 플라이는 상기 제 2 플라이와 상이한 두께를 갖는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
5. 제 1 항에 있어서,
   상기 부싱은 금속, 세라믹, 중합체 또는 이것의 조합으로부터 선택된 재료를 포함하는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
6. 삭제
7. 삭제
8. 제 1 항에 있어서,
   상기 부싱은 1° 내지 20° 범위의 테이퍼 각을 갖는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
9. 후프 하중 지지 항공기 투명체(hoop load bearing aircraft transparency)에 있어서,
   제 1 주 표면과 제 2 주 표면을 갖는 제 1 플라이(ply)로서, 상기 제 1 주 표면은 상기 투명체의 외부에 면하고, 상기 제 1 주 표면의 주변부 주위에는, 상기 제 1 플라이의 외주연까지 연장되는 홈이 형성되는, 상기 제 1 플라이와;
   상기 제 1 플라이로부터 이격되고 제 3 주 표면과 제 4 주 표면을 갖는 제 2 플라이와;
   상기 제 1 플라이 및 제 2 플라이 사이에 위치한 중합체성 중간층과;
   상기 홈 안에 위치하고, 상기 제 1 플라이, 상기 제 2 플라이 및 상기 중간층을 통과하여 연장하며, 테이퍼 형상 보어인 적어도 하나의 보어와;
   상기 홈 안에 위치하고 상기 보어와 정렬되는 구멍을 갖는 개스킷과;
   상기 보어 안에 위치하고, 상기 제 1 플라이 및 상기 제 2 플라이의 재료와 직접 접촉하는 외측 측벽을 갖고, 연속적인 테이퍼 형상 외측 측벽을 가지는 테이퍼 형상 부싱인 부싱을 포함하는
   후프 하중 지지 항공기 투명체.
10. 청구항 10은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.

    제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 플라이 및 상기 제 2 플라이 중 적어도 하나는 스트레치드 아크릴(stretched acrylic)인
    후프 하중 지지 항공기 투명체.
11. 청구항 11은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.

    제 9 항에 있어서,
    상기 제 1 플라이 및 상기 제 2 플라이는 0.2 인치 내지 0.4 인치 범위의 두께를 갖는
    후프 하중 지지 항공기 투명체.
12. 청구항 12은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.

    제 11 항에 있어서,
    상기 제 1 플라이는 상기 제 2 플라이와 상이한 두께를 갖는
    후프 하중 지지 항공기 투명체.
13. 삭제
14. 삭제
15. 청구항 15은(는) 설정등록료 납부시 포기되었습니다.

    제 9 항에 있어서,
    상기 부싱은 금속, 세라믹, 중합체 또는 이것의 조합으로 구성된 그룹으로부터 선택된 재료를 포함하는
    후프 하중 지지 항공기 투명체.
16. 후프 하중 지지 항공기 투명체(hoop load bearing aircraft transparency)에 있어서,
    스트레치드 아크릴을 포함하는 제 2 플라이로부터 이격된, 스트레치드 아크릴을 포함하는 제 1 플라이로서, 상기 투명체의 외부에 면하는 제 1 플라이의 외측 표면의 주변부 주위에는, 상기 제 1 플라이의 외주연까지 연장되는 홈이 형성되는, 상기 제 1 플라이와;
    상기 제 1 플라이 및 제 2 플라이 사이에 위치한 중합체성 중간층과;
    상기 홈 안에 위치하고, 상기 제 1 플라이, 상기 제 2 플라이 및 상기 중간층을 통과하여 연장하고, 내측 벽을 규정하며, 테이퍼 형상 보어인 적어도 하나의 보어와;
    상기 홈 안에 위치하고 상기 보어와 정렬되는 구멍을 갖는 개스킷과;
    상기 보어 안에 위치하고, 상기 보어의 상기 내측 벽과 직접 접촉하는 외측 측벽을 갖고, 연속적인 테이퍼 형상 외측 측벽을 가지는 테이퍼 형상 부싱인 금속 부싱을 포함하는
    후프 하중 지지 항공기 투명체.
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