RU2574048C2 - Иллюминатор кабины с запрограммированной деформацией, способ изготовления такого иллюминатора и летательный аппарат, содержащий такой иллюминатор - Google Patents

Иллюминатор кабины с запрограммированной деформацией, способ изготовления такого иллюминатора и летательный аппарат, содержащий такой иллюминатор Download PDF

Info

Publication number
RU2574048C2
RU2574048C2 RU2013127666/11A RU2013127666A RU2574048C2 RU 2574048 C2 RU2574048 C2 RU 2574048C2 RU 2013127666/11 A RU2013127666/11 A RU 2013127666/11A RU 2013127666 A RU2013127666 A RU 2013127666A RU 2574048 C2 RU2574048 C2 RU 2574048C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
glass
aircraft
porthole
concavity
pressure difference
Prior art date
Application number
RU2013127666/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013127666A (ru
Inventor
Паскаль ШОМЕЛЬ
Патрик ЛИВЕН
Серж КАССАНЬ
Original Assignee
Эрбюс Операсьон
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Эрбюс Операсьон filed Critical Эрбюс Операсьон
Publication of RU2013127666A publication Critical patent/RU2013127666A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2574048C2 publication Critical patent/RU2574048C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/14—Windows; Doors; Hatch covers or access panels; Surrounding frame structures; Canopies; Windscreens accessories therefor, e.g. pressure sensors, water deflectors, hinges, seals, handles, latches, windscreen wipers
    • B64C1/1476—Canopies; Windscreens or similar transparent elements
    • B64C1/1484—Windows

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Securing Of Glass Panes Or The Like (AREA)
  • Joining Of Glass To Other Materials (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам изготовления иллюминаторов летательных аппаратов. Иллюминатор летательного аппарата содержит раму (5) крепления иллюминатора к фюзеляжу (4) летательного аппарата и, по меньшей мере, одно стекло, которое установлено в раме крепления посредством герметизирующей системы (7-11). При этом упомянутое стекло (20) имеет наружную поверхность и внутреннюю поверхность. Стекло (20) изготовлено таким образом, что в состоянии покоя, когда отсутствует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла, имеет вогнутость в своей наружной поверхности, а во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла, вогнутость стекла частично или полностью сглаживается. Достигается снижение массы летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Настоящее изобретение касается иллюминатора летательного аппарата и способа изготовления такого иллюминатора. Оно касается также летательного аппарата, снабженного таким иллюминатором.
Из существующего уровня техники известны иллюминаторы летательного аппарата, которые состоят из внутреннего стекла и наружного стекла, причем оба монтируются с помощью герметизирующей прокладки в раме иллюминатора, который предназначен для монтажа в положение на одном уровне с фюзеляжем летательного аппарата.
Среди функций иллюминатора можно назвать:
- возможность для пассажира смотреть наружу, в частности при взлете;
- защита давления внутри салона при полете даже на большой высоте.
В известном уровне техники наружное стекло подвергается воздействию большой разности давления в полете между относительно низким наружным давлением и внутренним давлением, которое, по существу, является давлением в салоне летательного аппарата.
Действительно, для исключения работы внутреннего стекла оно имеет отверстие для выравнивания давлений между собственно салоном и зазором или объемом, образованным между внутренним и наружным стеклами иллюминатора.
Известным образом, наружное стекло выполнено таким образом, чтобы оставаться на одном уровне относительно наружной поверхности фюзеляжа, когда летательный аппарат находится на уровне земли, и вследствие этого производить минимальный отрицательный эффект с точки зрения аэродинамики.
Вследствие разности давлений между землей и, в частности, высотой крейсерского полета летательного аппарата наружное стекло стремится деформироваться наружу фюзеляжа. Для гарантии того, чтобы эффект дополнительного сопротивления не переходил определенной границы, следует убедиться, что максимальное превышение толщины, вводимое наружным стеклом, относительно естественной поверхности фюзеляжа, также не превышает определенного предела. В заданных условиях полета толщина стекла, таким образом, должна быть увеличена, в частности, путем использования большего количества материала так, чтобы гарантировать, что его деформация наружу фюзеляжа не превысит приемлемый допуск, в частности, из-за эффекта аэродинамического сопротивления.
Отсюда следует, что наружное стекло должно иметь толщину, более значительную, чем внутреннее стекло. В примере осуществления из известного уровня техники толщина наружного стекла составляет 11 мм, а толщина внутреннего стекла составляет 5,25 мм. В этом примере осуществления вес совокупности наружных стекол составляет 200 кг.
Однако стоимость эксплуатации летательного аппарата непосредственно связана с массой летательного аппарата, так как чем больше масса летательного аппарата, тем больше требуется топлива. Отсюда следует, что уменьшение стоимости летной эксплуатации требует уменьшения массы летательного аппарата. Следует отметить, что эффект лобового сопротивления также увеличивает сопротивление в полете и, таким образом, количество требуемого топлива.
Указанная выше характеристика увеличенной толщины наружного стекла иллюминаторов летательного аппарата сказывается на увеличении массы аппарата.
Объектом изобретения является иллюминатор летательного аппарата типа, содержащего раму крепления для крепления иллюминатора к фюзеляжу летательного аппарата и, по меньшей мере, одно стекло, которое смонтировано в раме крепления посредством герметизирующей системы, при этом, упомянутое, по меньшей мере, одно стекло имеет внутреннюю и наружную поверхности, отличающийся тем, что:
- стекло содержит, в первом состоянии, называемым покоем, по меньшей мере, одну вогнутость в своей наружной поверхности, когда отсутствует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла,
- упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость стекла сглаживается, по меньшей мере, частично во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла.
Преимуществом изобретения является получение стекла меньшей толщины, чем стекла, используемые до настоящего времени, и, таким образом, уменьшение полетной массы.
Действительно, форма стекла была изменена для того, чтобы учитывать разность давлений, которая будет устанавливаться на высоте между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла и которая будет воздействовать на стекло.
В первом состоянии упомянутая по меньшей мере одна вогнутость стремится отдалить наружную поверхность стекла от виртуального продолжения кривизны фюзеляжа под прямым углом к иллюминатору.
Другими словами, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость стремится приблизить наружную поверхность (а также внутреннюю поверхность) стекла к внутренней части летательного аппарата.
Следует отметить, что, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость выполнена с возможностью не искажать видимость через иллюминатор. Вместе с тем, толщина стекла может быть уменьшена вследствие вогнутости, что позволяет сохранить хорошую видимость через иллюминатор.
Когда летательный аппарат взлетает, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость сглаживается, по меньшей мере, частично.
Действительно, выходя из первого состояния покоя, летательный аппарат входит в промежуточное состояние, и форма вогнутости постепенно изменяется: вогнутость становится все менее и менее выраженной (радиус кривизны увеличивается) по мере того, как летательный аппарат набирает высоту, и в салоне летательного аппарата создается наддув, устанавливая, таким образом, упомянутую разность давлений.
В соответствии с возможной характеристикой упомянутое, по меньшей мере, одно стекло выполнено из прозрачного материала, например, путем литья.
Этот материал может быть отлит, и в процессе одного литья можно получить разнообразные детали сложной формы с большой точностью.
Такой материал сохраняет очень хорошие механические характеристики после литья. Толщина стекла, выполненного из этого материала, может быть уменьшена, что способствует уменьшению полетной массы.
В соответствии с возможной характеристикой, когда разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла достигает заранее заданного значения, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость сглаживается полностью.
Действительно, вогнутость полностью сглаживается, когда летательный аппарат достигает стабильного состояния, которое определено максимальной разностью давлений между салоном летательного аппарата и окружающей средой летательного аппарата на заданной высоте крейсерского полета (давление является меньшим, чем давление на земле, но становится постоянным в процессе этой стабильной фазы полета).
Наружная поверхность стекла принимает, в таком случае, кривизну фюзеляжа, и располагается, таким образом, в виртуальном продолжении последнего так, чтобы быть установленным в положении на одном уровне с фюзеляжем.
В соответствии с возможной характеристикой в процессе полета наружная поверхность стекла, содержащая упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, имеет оптимальную аэродинамическую форму, установленную для данного летательного аппарата.
В соответствии с возможной характеристикой, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость противоположна вогнутости фюзеляжа летательного аппарата, которая ориентирована внутрь летательного аппарата.
В соответствии с характеристикой, упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость определена в поперечном сечении фюзеляжа.
В соответствии с возможной характеристикой упомянутое стекло, имеющее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, содержит по меньшей мере один край, который имеет форму, позволяющую вставить упомянутое стекло в обычную раму крепления. Так, иллюминатор может вставляться во все существующие рамы или окантовки.
В соответствии с возможной характеристикой иллюминатор содержит, по меньшей мере, два стекла, а именно внутреннее стекло и наружное стекло, которое содержит упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, при этом каждое стекло имеет внутреннюю поверхность и наружную поверхность, причем внутренняя поверхность наружного стекла расположена напротив наружной поверхности внутреннего стекла.
В соответствии с другой возможной характеристикой в первом состоянии упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость стремится приблизить наружную поверхность стекла, которое содержит упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость внутрь летательного аппарата, когда нет разности давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью упомянутого стекла, а сглаживание, по меньшей мере, частичное, упомянутой, по меньшей мере, одной вогнутости упомянутого стекла происходит во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и упомянутой внутренней поверхностью упомянутого стекла.
Все вышеизложенные преимущества, касающиеся стекла иллюминатора, который содержит упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, применимы к наружному стеклу иллюминатора, когда последний содержит внутреннее стекло и наружное стекло, снабженное, по меньшей мере, одной вогнутостью.
Разность давлений между наружной поверхностью наружного стекла и внутренней поверхностью внутреннего стекла соответствует разности давлений между наружной и внутренней поверхностями наружного стекла в силу наличия во внутреннем стекле отверстия или отверстий, выравнивающих давление.
В соответствии с возможной характеристикой стекло, содержащее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, представляет собой соединение нескольких слоев, скрепленных вместе с помощью, по меньшей мере, одной вставной пленки, расположенной между двумя последовательными слоями.
Стекло представляет собой своего рода слоистую структуру или сэндвич-структуру.
Совокупность или соединение структурных слоев, постоянно удерживаемых между собой, обеспечивает большую жесткость полученному таким образом стеклу, по сравнению со стеклом из известного уровня техники.
Следует отметить, что толщина слоистого соединения или сэндвича может быть значительно уменьшена по сравнению с общей толщиной двух, наружного и внутреннего, стекол иллюминатора из известного уровня техники.
Такое уменьшение толщины вызывает весьма значительное уменьшение полетной массы.
Слои слоистого соединения жестко соединены между собой, например, склеиванием.
Одна или нескольких вставных пленок расположены, например, между двумя последовательными слоями для обеспечения склеивания слоев между собой, например, после нагревания всего узла в автоклаве.
Например, соединение содержит два слоя и вставную адгезионную пленку между двумя наложенными один на другой слоями.
В соответствии с другой характеристикой герметизирующая система для монтажа упомянутого, по меньшей мере, одного стекла в раму крепления выполнена из полисульфидной мастики.
Эта герметизирующая система или система герметизирующего уплотнения обеспечивает герметичность одновременно на земле (дождь, пыль...) и в полете, и это с учетом наддува летательного аппарата в полете.
Полисульфидная мастика является особенно предпочтительной в той мере, что она гораздо меньше деформируется в процессе использования (в частности, в полете), чем материалы герметизирующих уплотнений из известного уровня техники, при обеспечении весьма удовлетворительной герметизации на земле и в полете.
В соответствии с другими возможными характеристиками, взятыми по отдельности или в комбинации с одной или несколькими изложенными выше характеристиками:
- толщина стекла, содержащего упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, уменьшена по сравнению с толщиной стекла классического иллюминатора (состояние известного уровня техники);
- стекло, содержащее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, выполнено литьем прозрачного материала и его толщина уменьшена по сравнению с материалом стекла классического иллюминатора (состояние известного уровня техники).
Возможно, например, использовать в качестве прозрачного материала для литья акрил или поликарбонат. Альтернативно было бы возможно использовать армированный акрил с использованием прессования или горячей штамповки.
Изобретение касается также летательного аппарата, содержащего фюзеляж и, по меньшей мере, один иллюминатор, кратко описанный выше и закрепленный к упомянутому фюзеляжу.
Обычно такой летательный аппарат содержит множество иллюминаторов такого типа, которые не увеличивают дополнительно массу по сравнению с иллюминаторами из известного уровня техники.
Изобретение относится также к способу изготовления иллюминатора летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, одно стекло, которое имеет внутреннюю поверхность и наружную поверхность, при этом способ включает в себя этап придания формы стеклу, чтобы придать его наружной поверхности, по меньшей мере, одну вогнутость с заданной глубиной, причем упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость выполняют с возможностью сохранения в наружной поверхности с упомянутой глубиной при отсутствии разности давлений между наружной и внутренней поверхностями стекла.
Термин придание формы означает любой принцип получения сложной вогнутой формы, которую получают литьем, вытягиванием, горячим формованием, текучестью или любым другим принципом формирования.
Преимуществом этого аспекта изобретения является обеспечение определения для стекла, снабженного упомянутой, по меньшей мере, одной вогнутостью, аэродинамической формы, оптимальной в полете (при наличии заданной разности давлений), исходя из формы на земле, которая не имеет оптимальной аэродинамической характеристики, но, тем не менее, обеспечивает хорошую видимость.
В соответствии с возможной характеристикой этап придания формы стеклу адаптирован так, чтобы упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость, выполненная на наружной поверхности этого стекла, сглаживалась, по меньшей мере, частично, по мере установления разности давлений между внутренней и наружной поверхностями упомянутого стекла.
В соответствии с возможной характеристикой стекло, снабженное упомянутой, по меньшей мере, одной вогнутостью, выполняют так, что когда заранее заданная разность давлений действует между его внутренней и наружной поверхностями, наружная поверхность принимает аэродинамическую форму, оптимальную для данного летательного аппарата.
В соответствии с возможной характеристикой, для иллюминатора, содержащего, по меньшей мере, два стекла, а именно внутреннее стекло и наружное стекло, при этом этап придания формы применяется к наружному стеклу.
Все преимущества способа, представленные выше, применяются к этапу придания формы наружного стекла иллюминатора, когда последний содержит внутреннее стекло и наружное стекло, снабженное, по меньшей мере, одной вогнутостью.
В соответствии с другими возможными характеристиками, взятыми в отдельности или в комбинации, по меньшей мере, с одной из выше представленных характеристик:
- способ включает в себя предварительный этап соединения нескольких слоев и, по меньшей мере, одной вставной пленки, размещенной между двумя последовательными слоями для обеспечения крепления узла из соединенных таким образом слоев;
- этап крепления является этапом склеивания, например, нагревом узла в автоклаве;
- способ включает в себя этап нагнетания материала, образующего герметизирующую систему вокруг упомянутого, по меньшей мере, одного стекла для его монтажа в раме крепления иллюминатора;
- нагнетаемым материалом, образующим герметизирующую систему, является полисульфидная мастика.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- Фиг.1 изображает вид в разрезе иллюминатора из известного уровня техники, смонтированного на части фюзеляжа летательного аппарата в первом состоянии, когда летательный аппарат находится на земле;
- Фиг.2 изображает вид иллюминатора во втором состоянии, когда летательный аппарат находится на высоте;
- Фиг.3 изображает иллюминатор из известного уровня техники, в котором наружное стекло разрушено;
- Фиг.4 изображает схематичный вид в разрезе вентилятора по первому варианту воплощения изобретения и в первом состоянии летательного аппарата;
- Фиг.5 изображает вид иллюминатора по Фиг.4 во втором состоянии летательного аппарата, когда он находится на большой высоте;
- Фиг.6 изображает организационную схему способа изготовления иллюминатора летательного аппарата по изобретению;
- Фиг.7 изображает схематичный вид в разрезе иллюминатора в соответствии со вторым вариантом воплощения изобретения и в первом состоянии летательного аппарата;
- Фиг.8а и 8b изображают схематичные частичные виды в разрезах в увеличенном масштабе герметизирующей системы иллюминатора из известного уровня техники соответственно на земле и в полете;
- Фиг.9а и 9b изображают виды, соответствующие видам Фиг.8а и 8b герметизирующей системы по Фиг.7.
На Фиг.1 представлен схематичный вид в разрезе иллюминатора летательного аппарата из известного уровня техники, установленного на фюзеляже 4. Иллюминатор 1 содержит, в основном, наружное стекло 2 и внутреннее стекло 3, которые смонтированы на металлической раме 5 в герметизирующей системе или герметичном уплотнении 8-11. Герметичное уплотнение расположено, по существу, на параллельных контурах двух стекол. Герметичное уплотнение 8-11 удерживается упругим металлическим профилем 7, закрепленным сочленением 6, которое жестко соединено с металлической рамой 5 иллюминатора.
Иллюминатор изготовлен таким образом, что при атмосферном давлении окружающей среды (первое состояние) форма наружного стекла 2, по существу, является продолжением формы фюзеляжа. Наружное и внутреннее стекла имеют, таким образом, по существу, параллельные поверхности, что позволяет пассажиру рассматривать через иллюминатор наблюдаемый пейзаж при взлете без искажения.
На Фиг.2 летательный аппарат (летательный аппарат регулярных авиалиний) достигает своей крейсерской высоты и крейсерской скорости во втором состоянии. Разность давлений между наружной атмосферой, с одной стороны, и контролируемой атмосферой внутри салона, с другой стороны, вызывает деформацию наружного стекла, которое переходит из положения 21 (которое обозначено пунктирной линией на Фиг.2 и соответствует положению наружного стекла на Фиг.1) в положение 22, в котором наружное стекло выступает относительно фюзеляжа в направлении наружу последнего.
Наружное стекло 2 спроектировано таким образом, что в условиях полета, которые происходят во время второго состояния, с одной стороны, наружное стекло 2 в положении 22 выходит на толщину А относительно идеального положения, на одном уровне, 21, обозначенного пунктирной линией, и, с другой стороны, толщина А не превышает заданную толщину. Можно, таким образом, сохранить эффект аэродинамического сопротивления (в процессе фазы крейсерского полета летательного аппарата регулярных авиалиний, оборудованного таким образом) в заданных пределах, приемлемых для этого уровня техники.
Для обеспечения сохранения этого предела А необходимо выполнить наружное стекло с достаточной толщиной.
Эта толщина должна превышать толщину внутреннего стекла, которое не деформируется.
Действительно, внутреннее стекло 3 не подвергается воздействию разности давлений благодаря наличию выравнивающих давление отверстий, таких как отверстие 12 на Фиг.1-3.
На Фиг.3 представлен случай неожиданного разрушения наружного стекла 2 на высоте.
Внутреннее стекло переходит, таким образом, из положения 31 (обозначенного пунктирными линиями и соответствующего положению внутреннего стекла на Фиг.2) в положение 32, так как наружное давление упало с потерей наружного стекла. Отверстие, служащее ранее для выравнивания давлений, является достаточно малым, чтобы вызвать только минимальную утечку без ущерба для поддержания внутреннего давления в транспортном средстве. Разумеется, положение, в котором внутреннее стекло 3 становится единственным стеклом иллюминатора, является весьма редко происходящим аварийным случаем.
Транспортным средством, для которого предназначено изобретение, является летательный аппарат, например самолет регулярных авиалиний. Для нужд анализа технической проблемы, которая вытекает из наличия состояния техники на предшествующих чертежах, были обозначены два состояния летательного аппарата, в которых иллюминаторы имеют разные поведения, в частности аэродинамические, а именно:
- состояние на земле, в котором летательный аппарат находится на стоянке или на малых скоростях, которое характеризует первое состояние (первое состояние, называемое состоянием покоя), в котором не существует разности давлений между наружной и внутренней средами летательного аппарата, и
- состояние в полете, которое определяет второе состояние летательного аппарата, в котором устанавливается разность давлений между наружной и внутренней средами летательного аппарата, когда активирован наддув салона.
Это второе состояние может быть, например, состоянием, в котором летательный аппарат находится на высоте крейсерского полета.
Одновременно для уменьшения массы наружного стекла и улучшения влияния иллюминатора на аэродинамическое сопротивление процесс конструирования иллюминатора был преобразован. Вместо того, чтобы придать иллюминатору форму на одном уровне в первом состоянии на земле и далее постараться ограничить его деформацию во втором состоянии в полете, как в известном уровне техники, изобретение предлагает для минимальной толщины наружного стекла найти форму наружного стекла в состоянии на земле, которая производит во втором состоянии полета оптимальную форму с точки зрения аэродинамики.
На Фиг.4 схематично изображен вид иллюминатора в разрезе в соответствии с первым вариантом осуществления изобретения, смонтированного в фюзеляже 4 летательного аппарата. На этой фигуре одинаковые с Фиг.1 элементы обозначены теми же цифровыми позициями и не будут больше рассматриваться. Отмечается расположение наружного стекла 20, толщина ее которого, по существу, уменьшена, по сравнению с толщиной эквивалентного наружного стекла 2 из известного уровня техники (Фиг.1 и 2).
Более того, наружное стекло 20 в поперечном сечении фюзеляжа имеет вогнутость 22 в своей наружной поверхности, которая стремится приблизить внутреннюю поверхность этого стекла к наружной поверхности внутреннего стекла 21. Так, высшая точка внутренней поверхности наружного стекла 20 находится вблизи или в контакте с наружной поверхностью внутреннего стекла 21. Амплитуда или глубина вогнутости проходит в поперечном сечении фюзеляжа.
Следует отметить, что вогнутость образована в направлении, противоположном вогнутости фюзеляжа, при этом фюзеляж имеет выпуклую форму, направленную наружу самолета.
Такое расположение вогнутости 22, сближающее наружное стекло с внутренним стеклом, может быть выполнено во внутреннем стекле без серьезного искажения видимости через иллюминатор для пассажира.
Эта вогнутость 22 выполнена таким образом, чтобы полностью образовываться каждый раз, когда иллюминатор находится в первом упомянутом состоянии (летательный аппарат на земле).
Эта вогнутость выполнена таким образом, чтобы исчезать, когда летательный аппарат находится во втором заданном состоянии (в полете). Это состояние может соответствовать, например, высоте крейсерского полета летательного аппарата, для которого предпочтительно иметь наилучшие аэродинамические характеристики. Вогнутость, таким образом, формируется постепенно, когда летательный аппарат снижается с высоты крейсерского полета для посадки. Напротив, вогнутость, которая имеется в первом состоянии, постепенно сглаживается, когда самолет выходит из этого состояния для того, чтобы войти во второе состояние, в котором устанавливается разность давлений снаружи и внутри самолета и, таким образом, между наружной и внутренними поверхностями наружного стекла. Внутренняя поверхность наружного стекла постепенно отходит от наружной поверхности внутреннего стекла до принятия положения, когда вогнутость полностью сглаживается на высоте крейсерского полета летательного аппарата (второе заданное состояние).
На Фиг.5 изображен иллюминатор в соответствии с вариантом воплощения по Фиг.4 во втором заданном состоянии летательного аппарата (полет на крейсерской высоте).
В этом заданном состоянии форма наружного стекла 20 является такой, что наружная поверхность этого стекла повторяет оптимальный аэродинамический профиль 25, обозначенный пунктирной линией, который расположен в продолжении искривленного профиля фюзеляжа. В этом состоянии иллюминатор не оказывает никакого вредного воздействия на лобовое сопротивление, что является преимуществом по сравнению с известным уровнем техники (см. Фиг.2), в котором наружное стекло образует выступ А, который увеличивает аэродинамическое сопротивление.
Когда летательный аппарат спускается к земле, вогнутость преобразуется постепенно и иллюминатор приходит в условия первого состояния, в котором вогнутость 22 на Фиг.4 полностью восстанавливается при отсутствии разности между наружным и внутренним давлением в летательном аппарате.
В других вариантах воплощения могут быть образованы несколько вогнутостей на одном и том же наружном стекле в первом состоянии. Эти вогнутости, выполненные с той же ориентацией на наружной поверхности стекла, постепенно сглаживаются, когда самолет выходит из первого состояния.
Следует отметить, что в случае разрушения в полете наружного стекла 20 по Фиг.5 внутреннее секло 21 может точно принять форму или положение стекла 32, представленного для известного иллюминатора по Фиг.3. Действительно, внутреннее стекло по изобретению является идентичным внутреннему стеклу иллюминатора из известного уровня техники.
Изобретение, таким образом, позволяет:
- уменьшить количество материала, используемого для изготовления иллюминатора, и, следовательно, полетной массы летательного аппарата; действительно, толщина наружного стекла 20 уменьшена на величину ее, которая может быть вновь близка и даже равна величине ei внутреннего стекла 21 (уменьшение на 30% толщины наружного стекла представляется возможным с отлитым прозрачным материалом, таким как литой акрил);
- придать наружному стеклу и, таким образом, иллюминатору оптимальную аэродинамическую форму в процессе полета летательного аппарата на большой высоте; и
- сохранить хорошую видимость через иллюминатор на земле (первое состояние) вследствие уменьшения толщины наружного стекла и соответствующего расположения вогнутости, приданной наружному стеклу (вогнутость находится в центре относительно стекла).
На Фиг.6 изображена организационная схема способа изготовления иллюминатора по изобретению.
Отмечается, что первые этапы Е1 и Е2 описанного способа являются достаточными для изготовления иллюминатора по изобретению, и что последующие этапы могут быть выполнены опционно.
Способ изготовления иллюминатора летательного аппарата с запрограммированной деформацией по изобретению содержит первый этап Е1 определения материала, предназначенного для формирования наружного стекла иллюминатора. В частном варианте исполнения выбирают прозрачный материал, такой, как литой акрил или поликарбонат.
Второй этап Е2 способа изготовления заключается в расчете первой характеристической формы наружного стекла в первом упомянутом состоянии (состояние летательного аппарата на земле).
Это первая характеристическая форма стекла в первом состоянии является такой, что, когда его помещают в физические условия второго предварительно заданного состояния ,например, разность давлений, предварительно заданная между наружной и внутренней средами летательного аппарата, например, когда летательный аппарат находится на высоте крейсерского полета, например, в 37000 футов, оно переходит во вторую форму. Эта вторая форма наружного стекла определена оптимальной формой, продиктованной аэродинамическими условиями полета на крейсерской высоте.
Для того чтобы приступить к расчету характеристической формы первого состояния, следует инвертировать характеристическую форму заранее заданного второго состояния на основе напряжений, вытекающих из физических условий, связанных с первым состоянием (в частности, отсутствие разности давлений между наружной и внутренней средой летательного аппарата).
Из физических условий, связанных с первым или вторым вышеупомянутыми состояниями, основными являются дифференциальное давление, приложенное к внутренней и наружной поверхностям наружного стекла и, в случае необходимости, температура.
На базе двух первых этапов можно, таким образом, определить количество материала и толщину наружного стекла, а также его форму.
Первая форма, придаваемая наружному стеклу для первого состояния, позволяет, таким образом, уменьшить толщину этого стекла относительно известного уровня техники. Действительно, в известном уровне техники толщина наружного стекла является большей для того, чтобы противостоять разности давлений, устанавливающейся в процессе полета летательного аппарата, в частности, на крейсерской высоте.
Для оптимизации этапа расчета характеристической формы стекла в первом состоянии можно дополнить расчет применением этапа Е3, в процессе которого выполняют цифровой макет иллюминатора или, по меньшей мере, наружного стекла иллюминатора. Таким образом, исключают необходимость исследований на физических макетах.
Выполняют моделирование методом конечных элементов первичной характеристической формы наружного стекла. Создают модель физических напряжений, связанных с первым и вторым состояниями и которые прикладываются к иллюминатору в этих состояниях (этап 4). Затем определяют (этап 5) форму наружного стекла для первого состояния таким образом, чтобы форма этого стекла во заранее заданном втором состоянии соответствовала оптимальным аэродинамическим условиям летательного аппарата, в котором установлен иллюминатор.
Как только характеристическая форма наружного стекла в первом состоянии установлена (в частности, путем расчета) в процессе этапов Е1 и Е2, и при необходимости, Е3 и Е5, способ может, кроме того, включать в себя этап Е6 программирования машин для производства наружных стекол. Этот этап осуществляется на основе определения характеристической формы наружного стекла на первом этапе.
Это программирование позволяет сформировать и изготовить наружное стекло из определенного материала.
В частном варианте осуществления изготовление наружного стекла включает этап Е7 получения наружного стекла литьем и/или прессованием материала, например, акрилового листа.
Можно также выполнить сложные формы с одной или несколькими вогнутостями.
Для изготовления литьем используют формы или запрограммированные в процессе предшествующего первого этапа программирования литьевые формы.
Каждая форма или литьевая форма подвергается этапу 8 полировки для придания выполненному таким образом наружному стеклу заданной оптической характеристики для обеспечения хорошей видимости через стекло.
Наконец, способ изготовления наружного стекла для иллюминатора с запрограммированной деформацией по изобретению может также включать этап Е10 вырезания и/или механической обработки наружного стекла, в частности, для его подгонки к обычным рамам крепления, существующим на летательных аппаратах.
Это вырезание и/или механическая обработка позволяют адаптировать наружное стекло к иллюминатору и позволяют также получить заданную ориентацию краев листа, служащего наружным стеклом иллюминатора, относительно рамы иллюминатора.
Как изображено на Фиг.7, иллюминатор 50 летательного аппарата содержит стекло 52, смонтированное в раме 5 крепления посредством герметизирующей системы 54.
Рама 5, которая идентична раме, изображенной на Фиг.4 и 5, использована для крепления иллюминатора к фюзеляжу 4 летательного аппарата.
Другие элементы, необходимые для монтажа стекла 52 в раме, в данном случае, вследствие ясности, не изображены, так как они хорошо известны специалистам.
Стекло 52 изображено в первом состоянии летательного аппарата (состояние покоя).
Стекло 52 с внутренней поверхностью 52а и наружной поверхностью 52b, в которой выполнена вогнутость 52с, ориентировано в направлении наружу летательного аппарата.
Эта вогнутость менее заметна, чем на Фиг.4, но, тем не менее, присутствует.
То, что было написано со ссылкой на Фиг.4 и 5 в отношении вогнутости и ее постепенного сглаживания по мере установления разности давлений между наружной и внутренней средами фюзеляжа летательного аппарата, применимо также в настоящем варианте осуществления и не будет повторяться.
В противоположность варианту воплощения на Фиг.4 и 5 вариант в соответствии с Фиг.7 содержит только одно стекло, которое представляет собой соединение нескольких слоев, связанных вмесите слоем или адгезивной вставной пленкой 56.
Как изображено на Фиг.7, слоистое соединение 52 содержит два слоя - 58 (наружный слой) и 60 (внутренний слой), берущие в сэндвич адгезивную вставную пленку 56.
Например, нагрев выполненного таким образом соединения, осуществляемый в автоклаве, позволяет склеить вместе два слоя 58 и 60.
В примере воплощения, описанном со ссылкой на Фиг.7, оба слоя выполнены из одного из упомянутых выше прозрачных материалов.
Вставная пленка 56 выполнена, например, из PVB (поливинилбутирала) или из PU (полиуретана).
В иллюминаторе из известного уровня техники, содержащем наружное и внутренне стекло, общая толщина иллюминатора составляет, например, 16,25 мм (11 мм для наружного стекла и 5,25 для внутреннего стекла).
Слоистое соединение стекла 52 позволяет уменьшить общую толщину иллюминатора до 11 мм (5 мм для наружного слоя, 4 мм для внутреннего слоя и 2 мм для вставной пленки).
Такое уменьшение толщины позволяет снизить вес иллюминатора и, таким образом, общую полетную массу для совокупности иллюминаторов летательного аппарата.
Герметизирующая система или герметичное уплотнение 54, используемое для монтажа стекла 52 в раме 5, выполнено, например, из полисульфидной мастики.
Этот герметизирующий материал имеет то преимущество, что он мало деформируется, когда подвергается напряжениям, например, разности давлений между внутренней поверхностью и наружной поверхностью стекла иллюминатора.
Преимущества, связанные с использованием этого материала, будут описаны со ссылками на Фиг.8а, 8b, 9a и 9b.
Изготовление слоистого соединения или сэндвича 52 является особенно простым, так как оно может быть выполнено за одну операцию формовки, располагая предварительно внутри пресс-формы, адаптированной к желаемой форме стекла, соединение двух слоев, разделенных адгезионной пленкой.
Полисульфидная мастика далее нагнетается в форму по периферии соединения для того, чтобы узел, образованный стеклом 52 и герметизирующей системой 54, был получен после раскрывания формы.
Фиг.8а схематично изображает частичный увеличенный вид иллюминатора из известного уровня техники, содержащего два стекла - 2 и 3 - иллюминатора по Фиг.1 и герметизирующую систему 70, расположенную по периферии двух стекол для их монтажа в раме 5 крепления.
Фиг.8а иллюстрирует положение герметизирующей системы или герметичного уплотнения 70, когда самолет находится на земле.
Как схематично изображено, наружная поверхность уплотнения 70а является, по существу, плоской.
Когда летательный аппарат находится в полете и когда устанавливается разность давлений между внутренней и наружной средами летательного аппарата, уплотнение 70 деформируется, как изображено на Фиг.8b, и наружная поверхность 70а деформируется, выгибаясь наружу, и принимает вид выпуклости 70b на Фиг.8b.
Эта деформация имеет место под воздействием давления изнутри салона летательного аппарата.
Констатируют, что часть уплотнения, расположенная между периметром стекла 2 и внутренней периферией рамы 5, зажимается между последними под действием разности давлений.
Вследствие этого появления выпуклой формы 70b, наружная поверхность прокладки не находится больше на одном уровне с наружной поверхностью наружного стекла 2 и с наружной поверхностью рамы 5 крепления.
Таким образом, разность уровней вызывает отрыв потока воздуха 72, обтекающего наружную поверхность летательного аппарата в области выпуклости 70b, создавая, таким образом, явление паразитного лобового сопротивления.
Фиг.9а и 9b иллюстрируют соответственно состояние герметизирующей системы 54 по Фиг.7, когда летательный аппарат находится на земле и в полете (подвергаемый разности давлений, как изображено на Фиг.8b).
Как изображено на Фиг.9а, наружная поверхность 54а системы или герметичного уплотнения 54 является плоской на земле и остается, по существу, также плоской в полете, даже когда часть герметизирующей системы, расположенной между периметром наружного слоя 58 и внутренней периферией рамы 5, зажимается между последними под действием разности давлений.
Под действием разности давлений вогнутость стекла 52 постепенно сглаживается, и узел стекла 52 и герметизирующей системы 54 перемещается в направлении наружу летательного аппарата так, чтобы получить виртуальную линию 74, представляющую продолжение наружной поверхности рамы 5 и фюзеляжа 4, под прямым углом к стеклу.
Так, учитывая действие разности давлений, слоистое соединение 52 задумано так, чтобы его наружная поверхность, а также наружная поверхность 54а герметизирующей системы, были расположены на одной линии относительно наружной поверхности рамы и фюзеляжа.
Поток воздуха 76, обтекающий наружную поверхность летательного аппарата, не искажается при прохождении под прямым углом к герметичному уплотнению, исключая, таким образом, образование явления паразитного лобового сопротивления.
Факт исключения этого явления может быть сравним с уменьшением полетной массы летательного аппарата и, как следствие, приводить к экономии топлива.

Claims (19)

1. Иллюминатор летательного аппарата, содержащий раму (5) крепления для крепления иллюминатора к фюзеляжу (4) летательного аппарата и, по меньшей мере, одно стекло, смонтированное в раме крепления посредством герметизирующей системы (7-11), при этом упомянутое по меньшей мере одно стекло (20) имеет внутреннюю поверхность и наружную поверхность, отличающийся тем, что:
- стекло (20) содержит, в первом состоянии, называемым покоем, по меньшей мере, одну вогнутость в своей наружной поверхности, когда отсутствует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла,
- упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость стекла сглаживается, по меньшей мере, частично, во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла.
2. Иллюминатор летательного аппарата по п.1, отличающийся тем, что когда разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью стекла достигает заданного значения, упомянутая по меньшей мере одна вогнутость сглаживается полностью.
3. Иллюминатор летательного аппарата по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что в полете наружная поверхность стекла, содержащая упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, имеет оптимальную аэродинамическую форму, установленную для данного летательного аппарата.
4. Иллюминатор летательного аппарата по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость противоположна вогнутости фюзеляжа летательного аппарата.
5. Иллюминатор летательного аппарата по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость определена в поперечном сечении фюзеляжа.
6. Иллюминатор летательного аппарата по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что стекло, содержащее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, содержит по меньшей мере один край, который имеет форму, позволяющую вставить упомянутое стекло в обычную раму крепления.
7. Иллюминатор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, два стекла, а именно внутреннее стекло (21) и наружное стекло (20), которое содержит упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, при этом каждое стекло имеет внутреннюю поверхность и наружную поверхность, причем внутренняя поверхность наружного стекла расположена напротив наружной поверхности внутреннего стекла.
8. Иллюминатор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что в первом состоянии упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость стремится приблизить наружную поверхность стекла, которое содержит упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, к внутренней части летательного аппарата, когда нет разности давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью упомянутого стекла, при этом сглаживание, по меньшей мере, частичное, упомянутой, по меньшей мере, одной вогнутости упомянутого стекла происходит во втором состоянии, когда существует разность давлений между наружной поверхностью и внутренней поверхностью упомянутого стекла.
9. Иллюминатор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что стекло, содержащее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, представляет собой соединение нескольких слоев, скрепленных вместе с помощью, по меньшей мере, одной вставной пленки, расположенной между двумя последовательными слоями.
10. Иллюминатор по п.9, отличающийся тем, что соединение содержит два слоя и вставную пленку между двумя наложенными один на другой слоями.
11. Иллюминатор по одному из пп.1 или 2, отличающийся тем, что герметизирующая система для монтажа упомянутого, по меньшей мере, одного стекла в раму крепления выполнена из полисульфидной мастики.
12. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит фюзеляж и, по меньшей мере, один иллюминатор летательного аппарата по одному из пп.1-11, при этом иллюминатор закреплен к фюзеляжу.
13. Способ изготовления иллюминатора летательного аппарата, содержащего, по меньшей мере, одно стекло (20), которое имеет внутреннюю поверхность и наружную поверхность, способ включает в себя этап придания формы стеклу (20), чтобы придать его наружной поверхности, по меньшей мере, одну вогнутость с заданной глубиной, при этом упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость выполняют с возможностью сохранения в наружной поверхности с упомянутой глубиной при отсутствии разности давлений между внутренней и наружной поверхностями стекла.
14. Способ по п.13, отличающийся тем, что этап придания формы стеклу адаптирован так, чтобы упомянутая, по меньшей мере, одна вогнутость, выполненная на наружной поверхности этого стекла, сглаживалась, по меньшей мере, частично по мере установления разности давлений между наружной и внутренней поверхностями упомянутого стекла.
15. Способ по п.13 или 14, отличающийся тем, что стекло, содержащее упомянутую, по меньшей мере, одну вогнутость, выполняют таким образом, что, когда заранее заданная разность давлений действует между его наружной и внутренней поверхностями, наружная поверхность принимает аэродинамическую форму, оптимальную для данного летательного аппарата.
16. Способ по одному из пп.13 или 14, отличающийся тем, что для иллюминатора, содержащего, по меньшей мере, два стекла, а именно внутреннее стекло (21) и наружное стекло (20), этап придания формы применяется к наружному стеклу (20).
17. Способ по одному из пп.13 или 14, отличающийся тем, что он включает в себя предварительный этап соединения нескольких слоев и, по меньшей мере, одной вставной пленки, размещаемой между двумя последовательными слоями, для обеспечения крепления узла из соединенных таким образом слоев.
18. Способ по одному из пп.13 или 14, отличающийся тем, что он включает в себя этап нагнетания материала, образующего герметизирующую систему вокруг упомянутого, по меньшей мере, одного стекла, для его монтажа в раму крепления иллюминатора.
19. Способ по п.18, отличающийся тем, что нагнетаемым материалом, образующим герметизирующую систему, является полисульфидная мастика.
RU2013127666/11A 2010-11-19 2011-11-21 Иллюминатор кабины с запрограммированной деформацией, способ изготовления такого иллюминатора и летательный аппарат, содержащий такой иллюминатор RU2574048C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1059526 2010-11-19
FR1059526A FR2967644B1 (fr) 2010-11-19 2010-11-19 Hublot de cabine a deformation programmee, procede de fabrication d'un tel hublot et aeronef incorporant un tel hublot
PCT/FR2011/052715 WO2012066264A1 (fr) 2010-11-19 2011-11-21 Hublot de cabine à déformation programmée, procédé de fabrication d'un tel hublot et aéronef incorporant un tel hublot

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013127666A RU2013127666A (ru) 2014-12-27
RU2574048C2 true RU2574048C2 (ru) 2016-01-27

Family

ID=44146244

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013127666/11A RU2574048C2 (ru) 2010-11-19 2011-11-21 Иллюминатор кабины с запрограммированной деформацией, способ изготовления такого иллюминатора и летательный аппарат, содержащий такой иллюминатор

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9114870B2 (ru)
EP (1) EP2640634B1 (ru)
JP (1) JP6066915B2 (ru)
CN (1) CN103221305B (ru)
BR (1) BR112013012206A2 (ru)
CA (1) CA2816552C (ru)
FR (1) FR2967644B1 (ru)
RU (1) RU2574048C2 (ru)
WO (1) WO2012066264A1 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2967644B1 (fr) 2010-11-19 2012-12-14 Airbus Operations Sas Hublot de cabine a deformation programmee, procede de fabrication d'un tel hublot et aeronef incorporant un tel hublot
CN104185593B (zh) * 2011-12-21 2016-12-28 庞巴迪公司 阻力中性交通工具窗
US20130313366A1 (en) * 2012-05-25 2013-11-28 Gkn Aerospace Transparency Systems Inc. Low drag passenger-cabin window
EP2730497B1 (en) * 2012-11-13 2017-04-19 Airbus Operations GmbH Aircraft window arrangement
EP3677501A1 (en) * 2013-08-06 2020-07-08 PPG Industries Ohio, Inc. Deformable aircraft window
EP2993125B1 (en) * 2014-09-03 2017-04-26 Airbus Operations GmbH System for detecting a pressure difference between the interior and the exterior of an aircraft
FR3045004B1 (fr) * 2015-12-15 2019-05-17 Airbus Operations (S.A.S.) Pare-brise a bielle de soutien
CN105676450A (zh) * 2016-03-16 2016-06-15 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 太空环境模拟器窗口逆向设计方法
FR3074830B1 (fr) * 2017-12-13 2024-01-19 Saint Gobain Vitrage, notamment pour l'aeronautique, apte a etre bloque dans son ouverture d'accueil en cas de rupture
US11660069B2 (en) 2017-12-19 2023-05-30 Koninklijke Philips N.V. Combining image based and inertial probe tracking
CN110440979B (zh) * 2019-07-22 2024-07-30 北京中航智科技有限公司 一种气压采集装置、飞控盒和无人机
CN113247178B (zh) * 2021-04-27 2023-01-03 遵化市阔旺木业有限公司 一种船用防海盗舷窗
JP7425518B1 (ja) 2023-06-30 2024-01-31 株式会社岩谷技研 飛翔体のキャビン内圧力を調整するための調整装置、システム、及び、キャビン内圧力を調整する機能を備えた飛翔体

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR873191A (fr) * 1940-06-21 1942-07-01 Messerschmitt Boelkow Blohm Vitrage des cabines de pilotage et d'habitation, notamment pour les chambres d'altitude des avions
US2602970A (en) * 1949-10-13 1952-07-15 Saunders Roe Ltd Window for pressurized chambers
WO2000020275A2 (en) * 1998-10-06 2000-04-13 Williams International Co., L.L.C. Aircraft window
RU2389641C2 (ru) * 2005-08-08 2010-05-20 Эйрбас Дойчланд Гмбх Блок иллюминатора, вставляемый в вырез для иллюминатора во внешней обшивке летательного аппарата

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB657154A (en) * 1949-01-19 1951-09-12 Saunders Roe Ltd Improvements in windows for pressurised chambers
FR1008481A (fr) * 1949-01-19 1952-05-19 Saunders Roe Ltd Fenêtre pour chambre sous pression
US3625792A (en) * 1970-04-27 1971-12-07 Ppg Industries Inc Fabricating glass-plastic windows
JPS63111393U (ru) * 1987-01-14 1988-07-18
DE19650416B4 (de) * 1996-12-05 2004-10-07 Airbus Deutschland Gmbh Fenster für ein Flugzeug mit einer Druckkabine
US6168112B1 (en) * 1998-02-14 2001-01-02 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Double pane window for an aircraft cabin
US7118070B2 (en) * 2003-07-23 2006-10-10 Sierracin Corporation Composite seal and window assembly
US8262823B2 (en) * 2003-09-04 2012-09-11 The Boeing Company Window skin panel and method of making same
US7300693B2 (en) * 2003-09-04 2007-11-27 The Boeing Company Resin infused transparent skin panel and method of making same
DE102004032023B4 (de) * 2004-07-01 2007-06-06 Peter Lisec Verfahren und Vorrichtung zum Herstellen einer Isolierglasscheibe
DE102004050399B4 (de) * 2004-10-15 2007-03-01 Airbus Deutschland Gmbh Fensterelement zum Einsetzen in einen Fensterausschnitt in einer Außenhaut eines Verkehrsmittels, insbesondere eines Luftfahrzeuges
DE102005044861B3 (de) * 2005-09-13 2007-02-15 Lenhardt Maschinenbau Gmbh Verfahren und Vorrichtung zum Füllen von Isolierglasscheiben mit einem von Luft verschiedenen Gas
US7281686B2 (en) * 2005-11-02 2007-10-16 The Boeing Company Window assembly for aircraft fuselage
US7552896B2 (en) * 2006-02-21 2009-06-30 The Boeing Company Aircraft window assembly
FR2911112B1 (fr) * 2007-01-05 2009-02-13 Airbus France Sas Section de fuselage pour aeronef et aeronef comprenant une telle section
FR2911111B1 (fr) * 2007-01-05 2009-02-13 Airbus France Sas Procede d'assemblage d'un hublot pour aeronef
US8800926B2 (en) * 2007-06-18 2014-08-12 The Boeing Company Radio frequency shielding apparatus system and method
FR2930233B1 (fr) * 2008-04-22 2011-03-04 Airbus France Dispositif de fermeture d'une porte d'aeronef, aeronef comprenant un tel dispositif
FR2954393A1 (fr) * 2009-12-21 2011-06-24 Airbus Operations Sas Dispositif et procede de maintien de parallelisme entre les deux vitres d'un double vitrage d'aeronef
DE102010034080B4 (de) * 2010-08-12 2016-02-18 Airbus Operations Gmbh Beschlagfreies Fahrzeugfenster
FR2966424B1 (fr) * 2010-10-26 2012-12-07 Airbus Operations Sas Panneau d'aeronef comprenant une ouverture equipee d'un encadrement
FR2967644B1 (fr) 2010-11-19 2012-12-14 Airbus Operations Sas Hublot de cabine a deformation programmee, procede de fabrication d'un tel hublot et aeronef incorporant un tel hublot
CN104185593B (zh) * 2011-12-21 2016-12-28 庞巴迪公司 阻力中性交通工具窗
EP2842865B1 (en) * 2013-08-28 2019-12-18 Airbus Operations GmbH Window panel for an airframe and method of producing same

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR873191A (fr) * 1940-06-21 1942-07-01 Messerschmitt Boelkow Blohm Vitrage des cabines de pilotage et d'habitation, notamment pour les chambres d'altitude des avions
US2602970A (en) * 1949-10-13 1952-07-15 Saunders Roe Ltd Window for pressurized chambers
WO2000020275A2 (en) * 1998-10-06 2000-04-13 Williams International Co., L.L.C. Aircraft window
RU2389641C2 (ru) * 2005-08-08 2010-05-20 Эйрбас Дойчланд Гмбх Блок иллюминатора, вставляемый в вырез для иллюминатора во внешней обшивке летательного аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
US9114870B2 (en) 2015-08-25
CN103221305B (zh) 2015-11-25
EP2640634A1 (fr) 2013-09-25
CA2816552A1 (fr) 2012-05-24
CA2816552C (fr) 2019-01-15
WO2012066264A1 (fr) 2012-05-24
JP6066915B2 (ja) 2017-01-25
CN103221305A (zh) 2013-07-24
BR112013012206A2 (pt) 2020-09-01
FR2967644A1 (fr) 2012-05-25
EP2640634B1 (fr) 2015-06-24
RU2013127666A (ru) 2014-12-27
JP2013543812A (ja) 2013-12-09
FR2967644B1 (fr) 2012-12-14
US20130320143A1 (en) 2013-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2574048C2 (ru) Иллюминатор кабины с запрограммированной деформацией, способ изготовления такого иллюминатора и летательный аппарат, содержащий такой иллюминатор
US8714486B2 (en) Hybrid frame co-mold manufacture
CA2859293C (en) Drag neutral vehicle window
CN110193955A (zh) 一种中小型无人机复合材料外翼工艺成型方法
JP2010515624A (ja) 航空機の複合窓枠
JP6338848B2 (ja) 航空機用の改良型キャノピ
US11338903B2 (en) Integrally stiffened bonded panel with vented pockets and methods of manufacture
US10913553B2 (en) Integrated ablative heat shield
CN113997967A (zh) 司机室复合材料窗框整体成型结构及制造方法
CA2983508C (en) Apparatuses and methods for aerodynamic window assemblies
US20240034031A1 (en) Laminated glazing with several panels, of which a region for positioning adjacent panels next to one another is reinforced by inserting a structuring element
CN209176918U (zh) 油箱结构
CN110091885A (zh) 一种设有活动式窗框的门扇及制作方法
WO2013184419A9 (en) Low drag passenger-cabin window
CN114311759B (zh) 一种壁板筋条成型方法
CN108215440B (zh) 阶梯状或空心状蜂窝夹层结构的制作方法
CN219406664U (zh) 一种汽车尾翼
CN104149357A (zh) 用复合材料制造飞机风门的方法
CN118815330A (zh) 一种用于海陆空轻量化密闭运输方舱的一体化式观察窗
CN107914404A (zh) 轨道车辆侧墙一体化成型方法

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201122