荷重を支持し、ダメージ耐久性を有するラミネート処理された航空機の窓

专利摘要:
本発明は、透明の複合材料を有する乗物の窓に関する。複合材料はファイバおよびマトリクス材料を有し、乗物の窓は、窓の領域で発生する構造の負荷に耐えることが可能であり、しかも乗物の窓に対するダメージに係わらず窓の機能を実質的に提供する（ダメージ耐久性）。ファイバおよびマトリクス材料は透明であり、しかも実質的に同じ屈折率を有する。本発明は、ダメージ耐久性、耐加重性、低コスト、取り扱い容易、従来技術の乗物の窓と比較して省設置スペースの乗物の窓を提供する。ａ
公开号:JP2011510868A
申请号:JP2010545437
申请日:2009-01-29
公开日:2011-04-07
发明作者:アベル，ベント；ヴィティン，ジェンス；エデルマン，クラウス；ハルトヴィグ，アルネ；ホップマン，クラウス
申请人:エアバス オペラツィオンス ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング；
IPC主号:B64C1-14

专利说明:

[0001] 本発明は、乗物用の窓に関し、特に、航空機の窓に関する。近年、従来技術の航空機の窓は、通常は、窓枠、内側および外側の窓ガラス、シール、保持要素（リテーナともいう）、ならびに窓を航空機に連結するための連結要素を有する。この点において、内側および外側の窓ガラスはシールとともに一体に形成され、ウィンドウセットと呼ばれる。ウィンドウセットに組み込まれた外側の窓は、フライト中に、航空機の客室の内部と周囲環境との間の圧力差による負荷に耐えるのみである。その他の全ての負荷、たとえば、機体構造に発生する負荷は、窓の開口の周囲、特に窓の開口を補強する窓枠に伝わる。]
背景技術

[0002] 従来の航空機の窓は、通常、フェイルセーフ工法で形成される。飛行中に荷重の伝達により外側の窓ガラスに異常が発生した場合でも、客室の圧力は内側の窓ガラスにより維持され、そのようにして、航空機の安全着陸が実現される。]
[0003] 実際にウィンドウセットを周囲環境からシールすることとは別にして、従来技術の航空機の窓のシールは、窓枠内のウィンドウセットの連結および位置出しを提供する。さらに、シールは、内側の窓ガラスと外側の窓ガラスとの正確な隙間を提供する。]
[0004] 航空機の外側の視覚的に理想的なジョイントパターンを達成するために、ウィンドウセットは、極限の正確さで配置されなければならない。保持要素は、窓枠内にウィンドウセットを保持する。組立時に、または内部に向かっての圧力降下がある場合に脱落できないようにするためである。]
[0005] 上記で述べた従来の乗物および航空機の窓では多くの不利益に悩まされた。一方では、窓のサイズは、窓の形状および窓枠に発生する圧力により制限される。さらに、従来の補強方法による窓ガラスの製造は高価である。それに加えて、窓の材料は、熱の影響下で収縮し、ヘアークラックの形成を伴い経年劣化し、化学的な影響（たとえばアルコール）に敏感である。ウィンドウセットの取扱いに関する注意、窓枠の正確な位置決めに対する要求、および多数の連結要素を有するので、多数の要素は、組立が複雑であることを意味する。]
発明が解決しようとする課題

[0006] 本発明の目的は、上記の不利益を低減すること、または排除することである。特に、本発明の目的は、航空機の窓を提案することであり、簡単に正確に組み立てることができるだけでなく、ダメージ耐久性を有するように形成され、窓の領域で発生する全ての構造負荷に耐えることが可能である。]
課題を解決するための手段

[0007] 上記の目的は、複合材料から製造される透明であってダメージ耐久性を有する窓枠要素を含む乗物用の窓ガラスにより達成される。この窓枠要素は構造負荷に耐えることができる。]
[0008] 本発明に係る窓の特性は、窓が十分な耐荷重性を有するという事実に基づく。窓の耐荷重の構成により、航空機の一般的な使用によれば、窓枠および保持要素を削減することができるので、特に、従来の航空機の窓と比較して、かなりの量の重量を削減することができる。]
[0009] 複合材料は、好ましくは、ファイバおよびマトリクス材料で構成され、そのファイバおよびマトリクス材料は、透明であり、しかも実質的に同等の屈折率を有する。同等の屈折率の使用は、複合材料が光学的に一定の特性を有し、その結果、ファイバが実際上は見えないことを意味する。窓のための透過特性の必要性とともに、本発明に係る窓は、ファイバ複合材料の機械特性を有し、窓に非常に強い強度を与え、強固に適合される。これは、重量の減量をもたらす。なぜなら、窓は、乗物の内部と周囲との圧力差による負荷に耐えることができるだけではなく、窓の周囲に発生する構造負荷にも耐えることができる。結果として、窓の周囲のそれらの負荷を導く窓枠は不必要になる。]
[0010] さらに、重量およびコストに関する更なる優位点は、本発明に係る窓のダメージ耐久性により提供される。なぜなら、耐荷重特性は、たとえ窓が損傷していても、航空機の安全運転を確実にすることができる。]
[0011] さらに、本発明に係る窓は、ダメージ耐久性および耐荷重性の構造により、サイズおよび形状を自由に形成できる。使用される材料は、経年劣化に対する抵抗性が高いのでメンテナンスの必要性が低い。最後に、第２の窓（内側の窓）が省略できるので、全体の高さを小さくできるため、旅客は大きなショルダースペース（shoulder space）を与えられる。]
[0012] 最後に、乗物の外皮の高品質化は、従来技術の窓の使用に比べて、実質的なローコストを実現する。なぜなら、潜在的に突出し、なめらかな表面を妨げる窓枠およびシールが省略される。]
[0013] 目的は、上記の特徴を有する乗物の窓を製造するための方法により更に達成される。]
[0014] 以下では、本発明は、航空機の窓の実施例を用いた図面を参照して詳細を説明する。図面では、同じ部材は同じ部材番号で表される。]
図面の簡単な説明

[0015] 図１ａは、矩形の航空機の窓を有する機体の部分を示す概略図である。
図１ｂは、矩形の航空機の窓を有する機体の部分を示す側面図である。
図２ａは、ラミネートされた航空機の窓を有する機体の部分を示す概略図である。
図２ｂは、ラミネートされた航空機の窓を有する外皮の断面図である。
図３は、本発明に係る航空機の窓の製造方法を示す概略ダイアグラムである。] 図１ａ 図１ｂ 図２ａ 図２ｂ 図３
実施例

[0016] 図１ａに示す航空機の胴体２の部分は、例として、機体２の縦方向の補強のための縦通材４と、横方向の補強のためのフォーマ６とが配置される。縦通材４およびフォーマ６は、航空機の胴体２の外皮８の内側に配置され、そこに取付けられる。バレル工法により製造された航空機の胴体２の図は、単純に例として理解され、本発明を制限するものではないと理解される。下記の本発明に係る動作モードおよび有利性は、他の機体の製造方法および機体の材料に関連すると考えられ、たとえば、縦通材または他の強化要素もしくは補強要素の存在を追加しても良い。] 図１ａ
[0017] さらに、選択された例では、本発明に係る航空機の窓１０は、外皮８に組み込まれ、細長い長方形の形状を有し、少なくとも一部が航空機の長手方向１２に実質的に平行に伸びる。航空機の窓１０を機体の部分（バレル）の全長に渡って伸ばすのには、少なくともバレル工法である必要はない。要求に従い、あらかじめ決められた機体の部分に係わらず、構成にいかなる長さの航空機の窓１０をも選択可能である。]
[0018] 航空機の窓１０は、複合材料から作られる透明の窓ガラス要素として実現される。複合材料は、好ましくは、ファイバとマトリクス材料とを含むファイバ複合材料である。ファイバは、透明であり、しかもマトリクス材料と実質的に同等の屈折率を有する。材料の全体にわたり、同一で一定の屈折率のため、ファイバは材料中で不可視である。透明のファイバ（たとえば、ガラスファイバまたはポリマーファイバ）を選択する際には、複合材料は窓ガラスに適した光透過特性を有する。透明のファイバは、好適には、適切な大きさおよび／または適切な仕上げと、合成ポリマープラスティック材料から成る適切なマトリクス材料とを有する。合成ポリマープラスティック材料は、単純に例を挙げると、エポキシ樹脂、フェノール樹脂またはその他の可能なプラスティック材料のうちの他の種類の樹脂であっても良い。ファイバ材料はどの形態であっても良く、個々のファイバストランド、編み状またはランダムファイバのマットであっても良い。フェノール樹脂類の使用性に関して、硬化したフェノール樹脂であっても、機械的な負荷がかかると、たびたび、砕けやすくなったりもろくなったりする。しかしながら、火の中での溶融性および同類のパラメータは、エポキシ樹脂類と比較して好ましい。このため、本発明に係る航空機の窓の製造のために、フェノール樹脂の使用は、原則としては除外されるべきではない。]
[0019] 図１ｂは、外皮８に対する窓１０の好適な取付けの変形例の断面図であり、断面図の切断面は図１ａに示される。図１ｂは、航空機の窓１０を示し、外皮８の残存部のように、シェル要素（“パネル”）としての外皮８の一体的な部分をバレル工法およびシェル工法により形成する。これは、外皮８は、複数のシェル要素、またはバレルと航空機の窓１０として形成されるシェル要素とで構成されることを意味する。本発明に係る航空機の窓１０は、図示のように長方形であり、隣り合うシェル要素もしくはバレルに対して、積極的に、非積極的にまたは材料接合方式（たとえば、ボルト止め、溶接もしくは接着）により、従来のように取り付けられることが可能である。] 図１ａ 図１ｂ
[0020] 矩形の航空機の窓１０の組立は、特に、従来の航空機の窓と比較して有利である。なぜなら、航空機の窓は、内側および外側の窓、シールおよび保持要素から構成されておらず、しかも航空機の客室の内部で、全ての座席の列に対して外皮８に取付けられる必要がない。航空機の窓１０として構成されるシェル要素は、従来のシェル要素と同じように簡単に作業されて取付けられる。さらに、航空機の客室内への航空機の窓１０の広がりは、航空機の窓１０の厚みにより、とても小さい。仮に、規定された窓領域の用意が航空機の客室内のシートの個々の列に求められるならば、航空機の窓１０内の透明の領域は、客室の内装および航空機の胴体のラッカーコートを意図的に形成することにより定義することができる。これらの透明の領域は、どのような幾何学形状にも形成可能で、領域に制限されない。]
[0021] 矩形の航空機の窓１０としてのシェル要素の取扱いは、従来技術の航空機の窓と比較して特にシンプルである。なぜなら、理想的な場合として、窓枠の形状の追加の窓の補強部材、あるいはそのような部材を必要としない。本発明に係る航空機の窓１０自体は、十分な剛性および十分な強度を有し、構造負荷が引き起こす全ての負荷に耐え、さらに追加のダメージ耐久性の必要を満足することができる。縦通材４およびフォーマ６の従来技術の補強要素は、航空機の窓１０の領域に取り付けられることができる。実際の窓１０に対する追加（第２）の窓ガラスの組込みは必要としない。なぜなら、航空機の窓１０は、ダメージ耐久性を有して形成される。これは、航空機の窓１０は十分な強度を有することを意味し、仮にダメージを受けたとしても、航空機の全寿命期間中に渡って、確実に気体のシールを確保にするとともに構造負荷に耐える。]
[0022] 他の実施例は、図２ａおよび図２ｂに示され、例として楕円形状のラミネートされた航空機の窓１４を有する。実施例の適用は、ファイバ複合材、ファイバメタルラミネート、またはそれに相当するような複合材料にて構成される航空機の胴体２に制限される。ここで、構造ベース材料は、窓の位置の領域で、これらの領域における機体構造を透明にするように、本発明に係る透明のファイバ複合材料によって置き換えられる。] 図２ａ 図２ｂ
[0023] 図２ｂは、ラミネート層の置換えの例を示す。構造ベース材料は、透明のラミネート層１８により重ね合わせられた複数のラミネート層１６を有する。その結果、図２ｂの領域において、航空機の左側の領域は透明であり、このとき右側の領域は透明ではない。しかしながら、この点において、本発明に係る窓に使用されるマトリクス材料は、構造ベース材料のためのマトリクス材料としても使用されることができ、または少なくとも材料の互換性を有することを確実にすると考えられる。オーバーラップ工法に加えて、構造に窓を組み込む方法は、透明領域が組み込まれた特定のファイバ半仕上げ製品によると考えられる。ラミネートの製造のための可能な全ての製造方法は、ラミネート層の代用に係る背景技術に対して使用することが可能であり、数例を挙げると、プリプレグプロセス、ウェットラミネートプロセスおよびドライラミネートプロセス、または浸出プロセスを含む。ラミネート層の代替の種類は、図２ｂに示す変化例に関連する必要はない。ラミネート層は１対１に置換えされる必要はなく、ラミネートの厚みは、他のオーバーラップ法で変更することが可能である。] 図２ｂ
[0024] 追加の補強部材のために、部分的にラミネートを適用することにより、フレームのような構成を組み込むことができる。さらに、比較的大きな窓があるところでは、航空機の窓の可視領域内で、連結要素および透明の補強要素を使用して、ラミネート処理、接着、結束を行うことが可能であると考えられる。]
[0025] 追加の実施例（不図示）は、透明のファイバ複合材料から製造される窓を有し、フレームに保持されず、窓を囲む構成に、直接にネジ止め、ボルト止め、接着される。これを可能にするのは、窓は、その静的特性による荷重を伝達できるからである。そうでなければ、従来技術の窓の場合は、負荷は、窓枠により窓の周りに案内されなければならない。]
[0026] 窓の静的特性の向上を達成するために、周囲の構造に連結される窓のエッジは、構造断面または他の透明な材料もしくは非透明な材料により、補強されてもよくまたは厚くされてもよい。見え方を受け入れられないほどに妨げない限りは、この種類の補強は窓の可視領域であることを可能にする。]
[0027] 本発明に係る特徴を有する乗物の窓を製造するための方法の基本的なステップは図３に示され、航空機の窓を例にして以下に説明する。] 図３
[0028] 航空機の窓は、透明のファイバおよびマトリクス材料を有するファイバ複合材料で構成され（２０）、航空機の外皮に組み込まれ（２２）、たとえば、航空機の外皮の隣接する要素にエッジを接合する（２４）。航空機の胴体の補強要素は、窓に連結されることもできる（２６）。同様に、仮に必要ならば、その強度を高めるために、透明の補強要素を窓に配置しても良い（２８）。]
[0029] エッジに沿って連結することにより、外皮に窓を組み込むための他の実施例は、機体のベース材料の代用が考えられ、たとえば、上記のオーバーラップ法（３０）による。]
[0030] 本発明に係る乗物の窓は、従来技術の乗物の窓と比較して、重量およびコストの大幅な削減を提供する。従来技術の乗物の窓は、耐荷重特性およびダメージ耐久性を備える。本発明は、特に航空機の窓に関連する複数の実施例により説明される。これらの実施例は本発明を限定するものではないと理解され、単純に本発明を表すのみである。請求項の適用の範囲は特許請求の範囲により定められ、いかなる乗物にも使用される。さらに、航空機、いかなる乗物、電車および船舶等には、本発明に係る乗物の窓が取付けられる。]
[0031] ２ ・・・機体
４ ・・・縦通材
６ ・・・フォーマ
８ ・・・外皮
１０・・・航空機の窓
１２・・・航空機の長手方向
１４・・・航空機の窓
１６・・・ラミネート層
１８・・・ラミネート層]

权利要求:

請求項1
透明の複合材料で構成される乗物の窓（１０，１４）であって、前記乗物の窓が、窓の領域で発生する構造負荷に耐えることが可能であり、しかも前記乗物の窓（１０、１４）へのダメージにかかわらず窓の機能を実質的に提供できるように、前記複合材料はファイバおよびマトリクス材料で構成され、前記ファイバおよび前記マトリクス材料は透明であり、しかも実質的に同等の屈折率を有し、前記乗物の窓（１０、１４）は、ベース材料としての複合材料から製造される乗物の胴体（２）の窓の位置で、前記ベース材料を置き換えるように形成され、前記乗物の窓（１０、１４）は、複数のラミネート層（１８）から製造され、前記乗物の窓（１０、１４）のラミネート層（１８）は、前記乗物の胴体（２）のラミネート層（１６）と積層することを特徴とする乗物の窓。
請求項2
請求項１に関する乗物の窓（１０、１４）であって、前記乗物の窓（１０、１４）は矩形形状を有し、しかも取付けの際に、前記乗物の外皮（８）に沿って一体的な要素として前記乗物の方向軸（１２）に対して実質的に平行に伸びることを特徴とする乗物の窓。
請求項3
請求項２に関する乗物の窓（１０、１４）であって、取り付けの際に、前記乗物の窓（１０、１４）は、エッジに沿って前記乗物の前記外皮（８）の隣接する要素に対して連結されることを特徴とする乗物の窓。
請求項4
請求項２または３の何れかに関する乗物の窓（１０、１４）であって、乗物の窓（１０、１４）の内部で、前記乗物の胴体（２）の構造に係る補強要素（４、６）が、取付けられる際に、前記乗物の窓（１０、１４）の内側に沿って伸び、前記乗物の窓（１０、１４）に接続されることを特徴とする乗物の窓。
請求項5
請求項１〜４のいずれかに関する乗物の窓（10、14）であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、剛性および強度を増強させるための透明の補強要素を有することを特徴とする乗物の窓。
請求項6
請求項１に関する乗物の窓（１０、１４）であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、前記乗物の胴体（２）の前記窓の位置で透明のファイバから形成されることを特徴とする乗物の窓。
請求項7
請求項１に関する乗物の窓（１０、１４）であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、前記乗物の窓（１０、１４）の周囲で、追加の窓枠を必要とせずに、前記乗物の胴体（２）の構成に直接に接続されることが可能であることを特徴とする乗物の窓。
請求項8
透明の複合材料から乗物の窓（１０、１４）を製造する方法であって、前記乗物の窓が、窓の領域で発生する構造負荷に耐えることが可能であり、しかも前記乗物の窓（１０、１４）へのダメージにかかわらず窓の機能を実質的に提供できるように、前記複合材料はファイバおよびマトリクス材料で形成され、前記ファイバおよび前記マトリクス材料は透明であり、しかも実質的に同等の屈折率を有し、ベース材料は、前記ベース材料として複合材料から製造される乗物の胴体（２）の窓の位置で、前記乗物の窓（１０、１４）の複合材料により置き換えられ、前記乗物の窓（１０、１４）は、複数のラミネート層（１８）から製造され、前記乗物の窓（１０、１４）のラミネート層（１８）は、前記乗物の胴体（２）のラミネート層（１６）と積層されることを特徴とする方法。
請求項9
請求項８に関する方法であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、一体的な要素として前記乗物の外皮（８）に組み込まれ、前記乗物の窓（１０、１４）は矩形形状を有し、しかも取付けの際に、前記乗物の方向軸（１２）に対して実質的に平行に伸びることを特徴とする方法。
請求項10
請求項９に関する方法であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、エッジに沿って、前記乗物の前記外皮（８）の隣接する要素と接続されることを特徴とする方法。
請求項11
請求項９または１０の何れかに関する方法であって、前記航空機の胴体（２）の構造に係る補強要素（４、６）は、前記乗物の窓（１０、１４）の内側に沿って伸びて配置され、しかも前記乗物の窓（１０、１４）に接続されることを特徴とする方法。
請求項12
請求項８〜１１の何れかに関する方法であって、透明の補強要素は、剛性および強度を増強させるために前記乗物の窓（１０、１４）に配置されることを特徴とする方法。
請求項13
請求項８に関する方法であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、前記乗物の胴体（２）の窓の位置で、透明のファイバで形成されることを特徴とする方法。
請求項14
請求項８に関する方法であって、前記乗物の窓（１０、１４）は、前記乗物の窓（１０、１４）の周囲で、追加の窓枠を必要とせずに、前記乗物の胴体（２）の構成に直接に接続されることを特徴とする方法。
請求項15
請求項１〜７の何れかに関する乗物の窓（１０，１４）の航空機での使用。
請求項16
請求項１〜７の何れかに関する乗物の窓（１０、１４）を有する航空機。