(57)【要約】【課題】航空機運転中のクリープ及び／又はトルク損失の可能性を低減する、航空機のトランスペアレンシーのための圧力シールを提供すること。【解決手段】航空機のトランスペアレンシー組立体が、外側表面及び延長部分を有する少なくとも１つのプライを有する航空機のトランスペアレンシーを有する。この組立体が、プライの延長部分に係合されるように構成される圧力シールをさらに有し、圧力シールが圧力シール・ボディ及び少なくとも１つの一体型のコンプレッション・ストップを有する。トランスペアレンシーが、例えばプライの外側表面上にある任意選択の導電コーティングなどのプライの外側表面に電気接触する第１の端部と、圧力シールに接触するように構成される第２の端部とを有する少なくとも１つの可撓性導電要素を有する任意選択の静電気防止用のドレイン組立体を有することができる。【選択図】図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のトランスペアレンシー組立体（４６）であって、
外側表面（５４）及び延長部分（６０）を有する少なくとも１つのプライ（５２）を備える航空機のトランスペアレンシー（４８）と、
前記少なくとも１つのプライ（５２）の前記延長部分（６０）に係合されるように構成される圧力シール（１０）であって、前記圧力シール（１０）が、圧力シール・ボディ（１２）及び少なくとも１つの一体型のコンプレッション・ストップ（３６）を有する、圧力シール（１０）と、
前記プライ（５２）の前記外側表面（５４）及び／又は任意選択の導電コーティング（５８）に電気接触する第１の端部（７０）並びに前記圧力シール（１０）に接触するように構成される第２の端部（７２）を有する少なくとも１つの可撓性導電要素（６８）を備える任意選択の静電気防止用のドレイン組立体（６６）と
を備える、航空機のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項２】
前記トランスペアレンシー組立体（４６）が前記圧力シール（１０）及び前記静電気防止用のドレイン組立体（６６）の両方を有する、請求項１に記載のトランスペアレンシー組立体。
【請求項３】
前記少なくとも１つのプライ（５２）が外側プライである、請求項１又は２に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項４】
前記少なくとも１つのプライ（５２）が延伸アクリル及びガラスからなる群から選択される、請求項１から３までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項５】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が前記圧力シール・ボディ（１２）内に封入される環状部材（３８）を備える、請求項１から４までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項６】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が金属である、請求項１から５までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項７】
前記圧力シール（１０）が、前記圧力シール（１０）の周りを少なくとも部分的に延在する少なくとも１つの第１のビード（２４）を有する、請求項１から６までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項８】
前記圧力シール（１０）が少なくとも１つの貫通孔（２６）を有し、前記コンプレッション・ストップ（３６）が前記貫通孔（２６）の周りを少なくとも部分的に延在する、請求項１から７までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項９】
前記圧力シール（１０）が前記貫通孔（２６）に隣接する第２のビード（２８）を有する、請求項８に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１０】
前記圧力シール（１０）が少なくとも１つの導電タブ（３０）を有する、請求項１から９までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１１】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）が前記圧力シール・ボディ（１２）の延長部分を備え、さらに、前記タブ（３０）を画定する前記圧力シール・ボディ（１２）の前記延長部分に組み込まれる導電性材料を有する、請求項１０に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１２】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）が前記圧力シール・ボディ（１２）から径方向内側に延在する、請求項１１又は１２に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１３】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）がそこから延在する電気伝導性の第３のビード（３２）を有する、請求項１０から１２までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１４】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が鋼のワッシャを備える、請求項１から１３までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１５】
前記少なくとも１つのプライ（５２）がリップ（６２）を画定する延長部分（６０）を有し、前記圧力シール（１０）が前記延長部分（６０）に係合される、請求項１から１４までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１６】
前記少なくとも１つのプライ（５２）の前記外側表面（５４）の少なくとも一部分の上にある導電コーティング（５８）を有する、請求項１から１５までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１７】
前記導電要素（６８）の前記第１の端部（７０）が前記導電コーティング（５８）に電気接触する、請求項１６に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１８】
前記導電要素（６８）の前記第２の端部（７２）が前記圧力シール（１０）の導電タブ（３０）に電気接触する、請求項１から１７までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項１９】
前記圧力シール（１０）の少なくとも一部分が航空機機体の金属構成要素に電気接触する、請求項１から１８までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項２０】
前記少なくとも１つのプライ（５２）の前記外側表面（５４）及び／又は前記任意選択の導電コーティング（５８）の少なくとも一部分の上にある外側部分（５８）と、前記延長部分（６０）に接続される及び／又は前記導電要素（６８）の少なくとも一部分の上に位置する内側部分（８０）とを備える可撓性の水分バリア（７６）を有する、請求項１から１９までのいずれか一項に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項２１】
前記水分バリア（７６）の前記内側部分（８０）が切欠領域を有する、請求項２０に記載のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項２２】
外側表面（５４）及び延長部分（６０）を有する少なくとも１つのプライ（５２）を備える航空機のトランスペアレンシー（４８）であって、前記少なくとも１つのプライ（５２）がガラス及び重合体材料からなる群から選択される、航空機のトランスペアレンシー（４８）と、
前記外側表面（５４）の少なくとも一部分の上に位置する導電コーティング（５８）と、
前記少なくとも１つのプライ（５２）の前記延長部分（６０）に係合されるように構成される圧力シール（１０）であって、前記圧力シール（１０）が、少なくとも１つの導電タブ（３０）及び少なくとも１つの貫通孔（２６）を有するボディ（１２）を有する、圧力シール（１０）と、
前記ボディ（１２）内に封入される少なくとも１つのコンプレッション・ストップ（３６）であって、前記コンプレッション・ストップ（３６）が前記貫通孔（２６）を少なくとも部分的に囲む、少なくとも１つのコンプレッション・ストップ（３６）と、
前記導電コーティング（５８）に電気接触する第１の端部（７０）及び前記圧力シール（１０）の前記少なくとも１つの導電タブ（３０）に電気接触する第２の端部（７２）を有する少なくとも１つの可撓性導電要素（６８）を備える静電気防止用のドレイン組立体（６６）と
を備える、
請求項１から２１までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体（４６）。
【請求項２３】
航空機のトランスペアレンシー（４６）のための圧力シール（１０）であって、
少なくとも１つの貫通孔（２６）を備えるボディ（１２）と、前記ボディ（１２）内に封入されて前記少なくとも１つの貫通孔（２６）を少なくとも部分的に囲むコンプレッション・ストップ（３６）と
を備える、
圧力シール（１０）。
【請求項２４】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が、前記圧力シール・ボディ（１２）内に封入される環状部材（３８）を備える、請求項２３に記載の圧力シール（１０）。
【請求項２５】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が金属である、請求項２３又は２４に記載の圧力シール（１０）。
【請求項２６】
前記圧力シール（１０）が、前記圧力シール（１０）の周りを少なくとも部分的に延在する少なくとも１つの第１のビード（２４）を有する、請求項２３から２５までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）。
【請求項２７】
前記圧力シール（１０）が、前記少なくとも１つの貫通孔（２６）に隣接する第２のビード（２８）を有する、請求項２３から２６までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）。
【請求項２８】
前記圧力シール（１０）が少なくとも１つの導電タブ（３０）を有する、請求項２３から２７までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）。
【請求項２９】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）が圧力シール・ボディ（１２）の延長部分を備え、さらに、前記タブ（３０）を画定する前記圧力シール・ボディ（１２）の前記延長部分に組み込まれる導電性材料を有する、請求項２８に記載の圧力シール（１０）。
【請求項３０】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）が前記圧力シール・ボディ（１２）から径方向内側に延在する、請求項２８又は２９に記載の圧力シール（１０）。
【請求項３１】
前記少なくとも１つの導電タブ（３０）がそこから延在する電気伝導性の第３のビード（３２）を有する、請求項２８から３０までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）。
【請求項３２】
前記コンプレッション・ストップ（３６）が鋼のワッシャを備える、請求項２３から３１までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）。
【請求項３３】
乗り物の中、具体的には航空機の中での、請求項１から２２までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体（４６）の使用。
【請求項３４】
航空機のトランスペアレンシー組立体の中での、請求項２３から３２までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）の使用。
【請求項３５】
乗り物のトランスペアレンシーの中、具体的には航空機のトランスペアレンシーの中での、請求項１から３２までのいずれか一項に記載の圧力シール（１０）及び静電気防止用のドレイン組立体（６６）の使用。
【請求項３６】
請求項１から２２までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体（４６）を有する航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本出願は、２０１４年１月３０日に出願された米国仮特許出願第６１／９３３，５７６号の優先権を主張するものであり、これはその全体が参照により本明細書に組み込まれる。
【０００２】
本発明は、概して、航空機のトランスペアレンシー（ａｉｒｃｒａｆｔ  ｔｒａｎｓｐａｒｅｎｃｙ）に関し、より詳細には、一体型のコンプレッション・ストップ（ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ  ｓｔｏｐ）を組み込む圧力シールを有する及び／又は静電気防止用のドレイン組立体（ａｎｔｉ−ｓｔａｔｉｃ  ｄｒａｉｎ  ａｓｓｅｍｂｌｙ）を有する航空機のトランスペアレンシーに関する。
【背景技術】
【０００３】
商用の旅客機は、飛行中に航空機の内部を加圧するのを可能にする耐圧性の胴体を有する。航空機の内部の圧力健全性（ｐｒｅｓｓｕｒｅ  ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ）を維持するために、さらには、水分の侵入を防止するために、航空機のトランスペアレンシー（例えば、コックピットのウインドシールド又は客室の窓）は航空機機体に対して緊密に密封される状態を維持しなければならない。しかし、航空機が地表面から空中の数千フィートのところまで移動してさらにそれを逆に移動するような通常の飛行運転の間では、航空機の内部と外部環境との間の圧力差を原因として航空機胴体が膨張及び収縮する。胴体の膨張及び収縮時に航空機のトランスペアレンシーと航空機胴体との間に耐圧性のシールを維持するために、可撓性のガスケット又は「圧力シール」がトランスペアレンシーと航空機胴体との間に配置される。典型的にはボルトにより、トランスペアレンシーが胴体に対して取り付けられると、ボルトに対してトルクが加えられ、トランスペアレンシーの外側縁部と胴体との間の圧力シールが圧縮される。この可撓性の圧力シールは、通常の運転時に胴体が膨張及び収縮する場合でも胴体とトランスペアレンシーとの間で耐圧性且つ防湿性のシールを維持するのを補助する。
【０００４】
胴体に対して航空機のトランスペアレンシーを取り付けるときにボルトに対して加えられるトルクは非常に重要である。トルクが大きすぎる場合、圧力シールが過度に圧縮される可能性があり、その膨張範囲及び収縮範囲を失う可能性がある。トルクが十分な大きさではない場合、航空機のトランスペアレンシーが航空機胴体に対して緊密に密封されない可能性がある。正確な大きさのトルクが加えられる場合でも、別のファクタが圧力シールの作用に悪影響を与える可能性がある。例えば、長時間経過して、温度サイクルを受けた後、圧力シールの材料が可撓性を失ってその圧縮状態（飛行状態で）を維持する可能性がある。これによりトランスペアレンシーの対合面と胴体と間に隙間ができる可能性があり、これは航空機胴体の中に水分が浸入するのを許してしまう可能性があり、さらには、圧力損失を許してしまう可能性がある。さらに、ガスケット材料が経時的にその可撓性を失うと、胴体に対してトランスペアレンシーを固定しているボルトが歪む可能性がある。これによりボルトにかかるトルクが低下し、ボルトが緩む可能性がある（従来、「クリープ」と呼ばれている）。
【０００５】
従来の航空機のトランスペアレンシーに付随する別の問題は降水空電（「Ｐ−ｓｔａｔｉｃ」として知られる）である。降水空電とは、例えば、氷粒子、雨、雪及びダスト（ｄｕｓｔ）などの、特定の環境条件の中を航空機が飛行するときに航空機のトランスペアレンシーの外側部分上に蓄積する電荷のことである。降水空電は静電荷が臨界点に達するまで航空機のトランスペアレンシーの外側の表面上に蓄積し、臨界点に達すると静電荷が隣接する金属の航空機胴体に対して突然に放電される。この突然の放電は、航空機通信、さらには、ナビゲーション及び監視レーダを妨害する可能性があり、航空機レドーム及びトランスペアレンシーを損傷させる可能性がある。また、降水空電は、ウインドシールドなどの航空機の非導電領域上の電荷蓄積を原因とする「ストリーマ・ノイズ（ｓｔｒｅａｍｅｒ  ｎｏｉｓｅ）」を発生させる可能性がある。この電荷蓄積及びその後に起こる放電は、航空機通信の、特に高いＵＨＦ周波数を妨害する可能性があり、また、放電源に近いアンテナに干渉する可能性もある。また、特定の条件下では、突然の静電放電がトランスペアレンシーを損傷させる可能性があり、それによりトランスペアレンシー加熱システムが故障する可能性があり及び／又はトランスペアレンシーを介する可視性が部分的に失われる可能性がある。
【０００６】
従来の航空機のトランスペアレンシーに付随するこれらの問題のうちの少なくともいくつかの問題を軽減又は排除することが有利である。例えば、航空機運転中のクリープ及び／又はトルク損失の可能性を低減する、航空機のトランスペアレンシーのための圧力シールを提供することが有利である。例えば、航空機通信及び／若しくはナビゲーションへの妨害並びに／又は航空機のトランスペアレンシーの損傷を低減することを目的として、航空機のトランスペアレンシー上の降水空電を突然の放電の前にトランスペアレンシーから排出するのを可能にする方法及び／又は構造を提供することが有利である。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００７】
航空機のトランスペアレンシー組立体が、外側表面及び延長部分を有する少なくとも１つのプライを備える航空機のトランスペアレンシーを備える。組立体が、プライの延長部分に係合されるように構成される圧力シールをさらに備える。圧力シールが、圧力シール・ボディと、少なくとも１つの一体型のコンプレッション・ストップとを有する。航空機のトランスペアレンシーが、プライの外側表面に電気接触する（又は、存在する場合に任意選択の電気伝導性コーティングに電気接触する）第１の端部と、圧力シールに接触するように構成される第２の端部とを有する少なくとも１つの可撓性導電要素を備える任意選択の静電気防止用のドレイン組立体を有することができる。
【０００８】
コンプレッション・ストップが、ボディ内に封入される例えば環状金属部材などの環状部材を備えることができる。圧力シールが少なくとも１つの貫通孔を有し、コンプレッション・ストップが貫通孔の円周の周りを少なくとも部分的に延在する。
【０００９】
圧力シールが、圧力シール・ボディから延在する少なくとも１つの導電タブを有する。この導電タブは任意の方向に延在してよい。例えば、導電タブは圧力シール・ボディから径方向内側に延在してよい。導電タブは、圧力シール・ボディの残りの部分から延在する圧力シール・ボディの一部分によって形成されてよく、延長部分に組み込まれる導電性材料を備えることができる。
【００１０】
少なくとも１つのプライがリップを画定する延長部分を有し、圧力シールが延長部分に係合される。
【００１１】
導電コーティングがプライの外側表面の少なくとも一部分の上に設けられ得る。導電コーティングが存在する場合、導電要素の第１の端部が導電コーティングに電気接触し、導電要素の第２の端部が圧力シールの導電タブに電気接触する。圧力シールの少なくとも一部分が航空機機体の金属構成要素に電気接触する。
【００１２】
航空機のトランスペアレンシーのための圧力シールが、少なくとも１つの貫通孔を備えるボディと、ボディ内に封入されて少なくとも１つの貫通孔を少なくとも部分的に囲む少なくとも１つのコンプレッション・ストップとを備える。コンプレッション・ストップが例えば環状金属部材である環状部材を備えることができる。
【００１３】
圧力シールが、圧力シール・ボディから延在する少なくとも１つの導電タブを有する。例えば、導電タブが圧力シール・ボディから径方向内側に延在することができる。
【００１４】
航空機のトランスペアレンシー組立体が、外側表面及び延長部分を有する少なくとも１つのプライを備える航空機のトランスペアレンシーを備える。圧力シールがプライの延長部分に係合されるように構成される。圧力シールが少なくとも１つの導電タブを有する。トランスペアレンシー組立体が、プライの外側表面に電気接触する（又は、存在する場合には、任意選択の電気伝導性コーティングに電気接触する）第１の端部と、圧力シールの導電タブに電気接触する第２の端部とを有する少なくとも１つの可撓性導電要素を備える静電気防止用のドレイン組立体をさらに有する。
【００１５】
圧力シールが、ボディと、ボディ内に封入される少なくとも１つのコンプレッション・ストップとを有する。コンプレッション・ストップが例えば環状金属部材の環状部材を備えることができる。圧力シールが少なくとも１つの貫通孔を有することができ、コンプレッション・ストップが貫通孔の円周の周りを少なくとも部分的に延在する。
【００１６】
全体を通して同じ参照符号が同様の部品を示している以下の図面の図を参照しながら本発明を説明する。
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】本発明の圧力シールを示す平面図である（正確な縮尺ではない）。
【図２】図１の線ＩＩ−ＩＩに沿う側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図３】図１の圧力シールの１セクションを示す平面図である（正確な縮尺ではない）。
【図４】図１の線ＩＶ−ＩＶに沿う側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図５】図１の線Ｖ−Ｖに沿う側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図６】航空機胴体に接続される外側プライを示しておりさらに本発明の静電気防止用のドレイン組立体を例示している、航空機のトランスペアレンシー組立体の周縁部分（説明を容易にするためにトランスペアレンシー組立体の複数の部分が排除されている）を示す側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図７】圧力シールの導電タブのロケーションのところにある水分バリア（Ｚ形ストラップ）を示している、図６の左側の側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図８】導電タブを有さない、圧力シール・ボディのロケーションのところにある水分バリア（Ｚ形ストラップ）を示す側断面図である（正確な縮尺ではない）。
【図９】図７の平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
本明細書で使用される「左側」、「右側」、「内側」、「外側、「上方」及び「下方」などの空間又は方向の用語は、本発明が図面の図に示されているものとして本発明に関連する。しかし、本発明は種々の代替的な向きをとることができ、したがって、これらの用語は限定的であると解釈されない。本明細書及び特許請求の範囲で使用されるすべての数字はすべての例において「約」という語によって修飾されるものとして理解されるべきである。本明細書で開示されるすべての範囲は、最初及び最後の範囲の値と、その中に含まれる任意の及びすべての下位の範囲を包含するものとして理解されるべきである。本明細書で開示される範囲は特定の範囲の平均値を表すものである。「の上に」という語は、広い意味で、「の上に直接に（つまり、直接に接触する）」又は「の上方に（下にある表面に必ずしも直接に接触するわけではないがその上方に位置する）」の両方を含む。「フィルム」という用語は、所望の又は選択されるコーティング構造を意味する。「層」は１つ又は複数の「フィルム」を含む。「コーティング」は１つ又は複数の「層」を含む。「重合体」又は「重合体の」という用語は、オリゴマー、単独重合体、共重合体、及び、例えば２つ以上の種類のモノマー又は重合体から形成される重合体であるターポリマーを含む。可視光線という用語は、３８０ｎｍから７８０ｎｍの範囲の波長を有する電磁放射線を意味する。「赤外線」という用語は、７８０ｎｍを超え、１００，０００ｎｍまでの範囲の波長を有する電磁放射線を意味する。「紫外線」という用語は、１００ｎｍから３８０ｎｍ未満の範囲の波長を有する電磁放射線を意味する。本明細書で参照されるすべての文献はその全体が「参照により組み込まれる」ものとして理解されるべきである。
【００１９】
航空機の側部の窓の形態の航空機のトランスペアレンシーを用いる使用を参照しながら本発明を考察する。しかし、本発明が航空機の側部の窓を用いる使用のみに限定されず、例えば航空機ウインドシールドなどの他の航空機のトランスペアレンシーと共に実施され得ることを理解されたい。また、本発明は他の乗り物（自動車又は船など）のためのトランスペアレンシー又は建築用のトランスペアレンシーと共に実施されてもよい。したがって、具体的に開示される実例が単に本発明の一般的概念を説明するために提示されるものであること、及び、本発明が具体的に開示される実例のみに限定されないことを理解されたい。
【００２０】
本発明は、任意の組合せとして、本発明の以下の態様を含むか、それらから構成されるか、又は、実質的にそれらから構成される。本発明の種々の態様が本明細書の図面の別々の図に示される。これは単に例示及び考察を容易にするためである。本発明の実施では、図面の１つの図に示される本発明の１つ又は複数の態様が、図面の他の図のうちの１つ又は複数の図に示される本発明の１つ又は複数の態様に組み合わされ得る。
【００２１】
本発明の圧力シール１０が図１に示される。圧力シール１０が、外側表面１４（上側表面）と、内側表面１６（下側表面）と、外側周囲縁部１８と、内側周囲縁部２０とを有するボディ１２を有する。内側周囲縁部２０が開いた内側領域を画定する。「外側表面」は、航空機に圧力シール１０が装着されているときに航空機の外側の方を向くように設計される圧力シール１０の表面を意味する。「内側表面」は、航空機に圧力シール１０が装着されているときに航空機の内側の方を向くように設計される表面である。
【００２２】
圧力シール１０が可撓性及び／又は弾性の材料で作られる。適切な材料の例には弾性重合体が含まれる。これは、例えば、熱可塑性エラストマ又は熱硬化性エラストマである。これは、例えば、シリコーン重合体である。これは、例えば、ポリジオルガノシロキサンである。また、弾性材料は、圧力シール１０の物理的強度を向上させるための補強材料を含むこともできる。このような補強材料の例にはシリカ及び石英が含まれる。
【００２３】
ボディ１２は任意の所望される寸法を有することができる。例えば、ボディ１２は、０．０２５ｃｍ（０．０１インチ（”））から０．２５ｃｍ（０．１”）の範囲の厚さ２１（図２）を有することができ、この範囲は、０．０２５ｃｍ（０．０１”）から０．２ｃｍ（０．０８”）、０．０２５ｃｍ（０．０１”）から０．１５ｃｍ（０．０６”）、０．０５ｃｍ（０．０２”）から０．１５ｃｍ（０．０６”）、０．０８ｃｍ（０．０３”）から０．１３ｃｍ（０．０５”）などである。例えば、ボディ１２は０．１ｃｍ（０．０４”）の厚さ２１を有することができる。
【００２４】
ボディ（後で説明するタブ３０を含まない）は、１ｃｍ（０．４”）から５ｃｍ（２”）の範囲の幅２２を有することができ、この範囲は、１ｃｍ（０．４”）から３．８ｃｍ（１．５”）、１．３ｃｍ（０．５”）から３．８ｃｍ（１．５”）、１．５ｃｍ（０．６”）から３．３ｃｍ（１．３”）、１．５ｃｍ（０．６”）から３ｃｍ（１．２”）、１．８ｃｍ（０．７”）から２．８ｃｍ（１．１”）、１．８ｃｍ（０．７”）から２．５ｃｍ（１”）などである。
【００２５】
圧力シール１０は、外側表面１４の上に形成されるか又は外側表面１４から突出する少なくとも１つのバンド又は第１のビード２４を有することができる（図１及び４を参照）。第１のビード２４が図１に示されるように外側表面１４の少なくとも一部分の周りを延在する。第１のビード２４は、航空機胴体に対して圧力シール１０が取り付けられているときの密閉及び圧縮を向上させる。第１のビード２４は連続しているか、又は、外側表面１４の周りを延在する分離される部分で形成されてよい。
【００２６】
第１のビード２４が、０．０８ｃｍ（０，０３”）から０．２５ｃｍ（０．１”）の範囲の高さ２５（外側表面１４を基準とする）を有することができ、この範囲は、０．１ｃｍ（０．０４”）から０．２ｃｍ（０．０８”）、０．１３ｃｍ（０．０５”）から０．１８ｃｍ（０．０７”）などである。
【００２７】
第１のビード２４が、０．０５ｃｍ（０．０２”）から０．２５ｃｍ（０．１”）の範囲の幅２７を有することができ、この範囲は、０．１ｃｍ（０．０４”）から０．２ｃｍ（０．０８”）、０．１５ｃｍ（０．０６”）から０．１８ｃｍ（０．０７”）などである。
【００２８】
圧力シール１０が複数の貫通孔２６を有する。トランスペアレンシー及び圧力シール１０を航空機胴体に対して接続するボルトが後でより詳細に説明するように貫通孔２６を通って延在することができる。
【００２９】
別のバンド又は第２のビード２８が、外側表面１４上の、貫通孔２６のところか又はそれに隣接して位置してよい（例えば、外側表面１４から突出する）。第２のビード２８は、貫通孔２６の頂部に隣接する領域を囲むか又は少なくとも部分的に囲んでよい。例えば、第２のビード２８は外側表面に対して接続されるＯリングであってよい。別法として、第２のビード２８は、貫通孔２６のロケーションのところか又はその近くで、外側表面１４の材料の突出部によって形成されてもよい。
【００３０】
第２のビード２８は第１のビード２４のところで上述した範囲の幅３１を有することができる。
【００３１】
第２のビード２８は、１ｃｍ（０．４”）から２ｃｍ（０．８”）の範囲の内径３３を有することができ、この範囲は、１．３ｃｍ（０．５”）から１．８ｃｍ（０．７”）、１．５ｃｍ（０．６”）から１．６５ｃｍ（０．６５”）などである。
【００３２】
第２のビード２８は第１のビード２４のところで上述した範囲の高さ２９を有することができる。任意選択で、第２のビード２８は、０．０２５ｃｍ（０．０１”）から０．２５ｃｍ（０．１”）の範囲の高さ２９を有することができ、この範囲は、０．０５ｃｍ（０．０２”）から０．２ｃｍ（０．０８”）、０．０８ｃｍ（０．０３”）から０．１８ｃｍ（０．０７”）などである。第１のビード２４及び第２のビード２８の高さは同じであっても異なっていてもよい。
【００３３】
第１のビード２４及び／又は第２のビード２８は非導電性である。
【００３４】
圧力シール１０が、圧力シール・ボディ１２から延在する１つ又は複数の導電部分又は導電タブ３０を有する。これらの導電タブ３０は、航空機のトランスペアレンシーの様々なデザインに対応するように任意の方向に延在してよい。図１に示される実例では、導電タブ３０はボディ１２の内側周囲縁部２０から内側（例えば、径方向内側）に延在する。他のトランスペアレンシーのデザインでは、タブ３０は別の方向に延在してもよく、例えば外側周囲縁部１８から外側に延在してもよい。
【００３５】
導電タブ３０は、例えば、ボディ１２の複数の部分の離散的な延長部又は突出部により形成されてよい。これらの突出部は電気伝導性材料を含むことができる。例えば、タブ３０は１つ又は複数の電気伝導性金属の小片であってよい。適切な電気伝導性金属の例には、銀、銅、アルミニウム、錫、鋼、鉄、亜鉛及び金が含まれる。
【００３６】
例えば、圧力シール１０を形成するための成形プロセス中、導電性材料がタブ３０を形成するエラストマ材料の部分に加えられ得、その結果、成形の完了時に、ボディ１２から突出するタブ３０を形成するエラストマ材料に導電性材料が組み込まれる。
【００３７】
任意選択で、タブ３０は、ボディ１２に対して取り付けられる別個の導電性の部材であってもよい。例えば、タブ３０はボディ１２に対して付着されるか又は接続される別個の導電性の部材であってよい。
【００３８】
任意選択で、タブ３０は、例えば上で説明した導電性金属の層などの導電性材料内で少なくとも部分的に覆われる、ボディ１２の突出部によって形成されてもよい。
【００３９】
１つ又は複数の追加の第３のビード３２が導電タブ３０上に位置してよい。これは、例えば、導電タブ３０の上側表面の上などである。第３のビード３２は電気伝導性である。第３のビード３２は、例えば、上で説明した導電タブ３０の成形プロセス中に形成され得る。導電タブ３０は、後でより詳細に説明するように、任意選択の静電気防止用のドレイン組立体と航空機胴体（例えば、航空機フレーム）との間の電気接触を実現するのに使用され得る。
【００４０】
導電タブ３０が圧力シール・ボディ１２から延在する（図１及び５を参照）。例えば、タブ３０は、圧力シール・ボディ１２の残りの部分の内側周囲縁部２０から径方向内側に延在してよい。例えば、タブ３０は、０．１３ｃｍ（０．０５”）から１．３ｃｍ（０．５”）の範囲の距離３４（ボディ１２の残りの部分の内側周囲縁部２０を基準とする）で延在してよく、この範囲は、０．１３ｃｍ（０．０５”）から０．８ｃｍ（０．３”）、０．１３ｃｍ（０．０５”）から０．３ｃｍ（０．１２”）、０．１５ｃｍ（０．０６”）から０．２５ｃｍ（０．１０”）などである。
【００４１】
図１から５に示されるように、圧力シール１０が一体型のコンプレッション・ストップ３６を組み込む。コンプレッション・ストップ３６は、その全体が収容されるなどいったような形で、ボディ１２内に収容される材料又は部材によって形成される。コンプレッション・ストップ３６は隣接する貫通孔２６の周りを少なくとも部分的に延在する。コンプレッション・ストップ３６はボディ１２の材料より高いデュロメータを有する。つまり、コンプレッション・ストップ３６はボディ１２の材料より硬く、及び／又は、圧縮性が低い。図２に示される実例では、コンプレッション・ストップ３６は、外径を画定する外側縁部４０と、内径を画定する内側縁部４２とを有する環状部材３８によって形成される。コンプレッション・ストップ３６は圧力シール１０の製造中にボディ１２の中に成形され得る。
【００４２】
コンプレッション・ストップ３６は金属であってよい。適切な金属の例には、鋼、錫、真鍮、アルミニウム、鉄、銅及び亜鉛が含まれる。例えば、環状部材３８は鋼のワッシャなどの鋼部材であってよい。部材３８が圧力シール・ボディ１２の中に完全に封入され、その結果、部材３８の金属表面が露出することはない。したがって、金属ボルトなどの固定具が貫通孔２６を通して挿入されるとき、ボルトの外側の表面はボディ１２のエラストマ材料のみに接触し、部材３８には接触しない。
【００４３】
コンプレッション・ストップ３６を形成する材料は特定の所望されるデュロメータを提供するように選択されてよい。デュロメータは、航空機に対して圧力シール１０が固定されるときの最終的な圧縮又はトルクが所望される通りの圧縮又はトルクとなるように、選択されてよい。
【００４４】
環状部材３８は０．５ｃｍ（０．２”）から１．５ｃｍ（０．６”）の範囲の外径４３を有することができ、この範囲は、０．５ｃｍ（０．２”）から１．３ｃｍ（０．５”）、０．８ｃｍ（０．３”）から１ｃｍ（０．４”）などである。
【００４５】
環状部材３８は、０．２５ｃｍ（０．１”）から１．３ｃｍ（０．５”）の範囲の内径４４を有することができ、この範囲は、０．２５ｃｍ（０．１”）から１ｃｍ（０．４”）、０．２５ｃｍ（０．１”）から０．８ｃｍ（０．３”）、０．５ｃｍ（０．２”）から０．８ｃｍ（０．３”）などである。
【００４６】
図６が、本発明の圧力シール１０を利用して、航空機フレームワーク５０などの航空機胴体に対して接続されるトランスペアレンシー４８を有する航空機のトランスペアレンシー組立体４６の周囲部分を示す。当業者であれば認識するであろうが、従来の航空機のトランスペアレンシーは、典型的には、重合体の中間層により一体に積層される複数の透明プライを有する。考察を単純化するために、航空機のトランスペアレンシー４８の外側プライ５２のみが図６に示される。しかし、本発明が複数のプライを有するトランスペアレンシー４８上で実施され得ることを認識されたい。外側プライ５２が、航空機の外側の方を向く外側表面５４と、航空機の内側の方を向く内側表面５６とを有する。
【００４７】
プライ５２（存在する場合には他のプライも）のための適切な材料の例には、限定しないが、プラスチック材料（ポリアクリレートなどのアクリルポリマー；ポリメタクリル酸メチル、ポリエチルメタクリレート及びポリプロピルメタクリレートなどのポリアルキルメタクリレート；ポリウレタン；ポリカーボネート；ポリエチレンテレフタレート（ＰＥＴ）、ポリプロピレンテレフタレート及びポリブチレンテレフタレートなどのポリアルキルテレフタレート；ポリシロキサン含有重合体；若しくは、これらを調製するための任意のモノマーの共重合体、又は、その任意の混合物）；延伸アクリル；従来のソーダ石灰シリカ系ガラス、ホウケイ酸ガラス、有鉛ガラス、低鉄ガラス、リチウムドープガラス又はリチウムアルミナシリケートガラスなどのガラス（このガラスは、焼きなましガラス、熱処理ガラス、又は、化学強化ガラスであってよい）；又は、上記のうちの任意のものの組合せが含まれる。例えば、外側プライ５２は延伸アクリルなどの重合体材料であってよい。別法として、外側プライ５２はガラスのプライであってもよい。複数のプライのトランスペアレンシーでは、トランスペアレンシーのプライが同じ材料であっても異なる材料であってもよく、また、同じ物理的特性及び／又は光学的特性を有しても異なる物理的特性及び／又は光学的特性を有してもよい。例えば、プライのうちの１つ又は複数のプライが可視光線に対して透明又は半透明であってよい。「透明」というのは、５５０ｎｍの波長において０％を超え且つ最大で１００％の可視光線透過率を有することを意味する。これは、例えば、５５０ｎｍ波長において、少なくとも６０％、少なくとも７０％、少なくとも７５％、少なくとも８０％、少なくとも９０％、少なくとも９２％などといったように、少なくとも５０％の透過率である。例えば、５５０ｎｍでの可視光線透過率が少なくとも８０％であってよい。
【００４８】
別法として、プライのうちの１つ又は複数のプライが半透明であってよい。「半透明」というのは、電磁エネルギー（例えば、５５０ｎｍの波長を有する可視光線）を通過させるがこの電磁エネルギーを拡散させ、その結果、観察者の反対側にある物体が明瞭に可視とはならない、ことを意味する。
【００４９】
任意選択の導電コーティング５８が外側プライ５２の外側表面５４の上に位置してよい。導電コーティング５８は外側表面５４の上に直接に位置してよい。任意選択で、１つ又は複数の任意選択の追加のコーティング又は層が外側表面５４と導電コーティング５８との間に位置してもよい。このような任意選択の追加のコーティングの例には、プライマー、及び、ケイ素イオンのバリア層が含まれてよい。
【００５０】
コーティング５８は単層又は複層のコーティングであってよい。例えば、コーティング５８は、金属酸化物層などの１つ又は複数の酸化物層を有することができる。適切な酸化物材料の例には、亜鉛、錫、ケイ素、アルミニウム、ジルコニウム、並びに、これらの混合物及び／又は合金の、酸化物が含まれる。酸化物材料が、電気伝導性を上げるために、並びに／又は、赤外線及び／若しくは紫外線の放射線透過率を調整するために、１つ又は複数のドーパントを含むことができる。ドーパントの例には、鉄、アルミニウム、錫、フッ素、アンチモン、ジルコニウム、ニッケル、チタン、コバルト、クロム、及び、それらの組合せが含まれる。例えば、コーティング５８は、酸化インジウム錫、アルミニウム酸化亜鉛、又は、インジウム酸化亜鉛のうちの少なくとも１つを含むことができる。
【００５１】
任意選択で、コーティング５８は１つ又は複数の赤外線反射金属層を有することができる。例えば、導電コーティング５８は、１つ又は複数の赤外線反射金属層及び１つ又は複数の酸化物層を有する太陽光制御コーティングであってよい。
【００５２】
任意選択で、コーティング５８は、下にあるプライを物理的又は化学的に保護するために、１つ又は複数の金属酸化物層を有する形などで、保護コーティングであってよいか又は保護コーティングを含んでよい。例えば、保護コーティングはアルミナとシリカとの混合物であってよい。
【００５３】
任意選択で、コーティング５８は、電磁パルスを原因とする損傷に対する保護のための「ｅｍｐ」コーティングであってよいか又は「ｅｍｐ」コーティングを含んでよい。
【００５４】
図６に示される実例では、外側プライ５２が、プライ５２の残りの部分より薄い厚さを有し且つプライ５２の周縁部の周りにリップ６２を画定する延長部分６０を有する。圧力シール１０の内側表面１６がこの延長部分６０に係合され、その結果、トランスペアレンシー４８がフレームワーク５０などの航空機胴体に対して接続されるとき、圧力シール１０が、プライ５２の延長部分６０と、例えば航空機フレームワーク５０などの航空機胴体との間に位置するようになる。図６に示されるように、圧力シール１０の導電タブ３０は金属の航空機フレームワーク５０に電気接触し、例えば直接に接触する。
【００５５】
トランスペアレンシー組立体４６が、本発明の任意選択の静電気防止用のドレイン組立体６６を有することができる。静電気防止用のドレイン組立体６６は、プライ５２の外側表面５４から圧力シール１０の導電タブ３０まで延在する可撓性導電要素６８を有する。導電要素６８の外側端部７０がプライ５２の外側表面５４に電気接触する（又は、存在する場合に、導電コーティング５８に電気接触する）。導電要素６８の内側端部７２が圧力シール１０の導電タブ３０に電気接触する。導電要素６８がプライ５２の外側表面５４（例えば、存在する場合、導電コーティング５８）と導電タブ３０との間に電気接続部（電気的ドレイン（ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌ  ｄｒａｉｎ））を形成する。導電タブ３０が金属のフレームワーク５０などの金属の航空機胴体に（直接に接触するなどして）電気接触することから、導電要素６８が、導電コーティング５８（又は、導電コーティング５８が存在しない場合はプライ５２の外側表面５４）から導電タブ３０までの、さらには金属の航空機フレームワーク５０までの、電気経路又は電気的ドレインを形成する。これにより、外側表面５４（又は、存在する場合は導電コーティング５８）から航空機フレームワーク５０まで継続的に放電を行うことが可能となり、すなわち、継続的に電荷（Ｐ−ｓｔａｔｉｃ）を排出することが可能となる。これにより航空機のトランスペアレンシー４８上に降水空電が蓄積することが低減又は防止される。
【００５６】
導電要素６８は可撓性の電気伝導性部材であってよい。例えば、導電要素６８は可撓性の電気伝導性テープであってよい。テープは航空機のトランスペアレンシー４８に対して容易に貼付（付着）され得る。適切な導電テープの例には、マサチューセッツ州、ウォバーンのＣｈｏｍｅｒｉｃｓ  Ｃｏｍｐａｎｙから市販されるＣＨＯ−ＦＯＩＬ，  ＣＨＯ−ＦＡＢ及びＳＨＩＥＬＤ  ＷＲＡＰのテープが含まれる。テープが可撓性を有することにより、テープの外側端部７０が導電コーティング５８（又は、導電コーティング５４が存在しない場合は、プライ５２の外側表面５４）に容易に接触するように配置され得るようになり、また、テープの内側端部７２がプライ５２の延長部分６０の少なくとも一部分に沿って延在することができるようになる。圧力シール１０が延長部分６０に対して対合されるとき、導電タブ３０の底部（内側）がテープの内側端部７２に電気接触し、導電タブ３０の導電性の第３のビード３２が航空機フレームワーク５０などの金属の航空機胴体に電気接触する。
【００５７】
図７から９に示されるように、トランスペアレンシー組立体４６が、トランスペアレンシー組立体４６に水分が浸入するのを防止するのを補助するための１つ又は複数の水分バリア７６を有することができる。水分バリア７６は、存在する場合には導電コーティング５８などの、外側プライ５２の外側表面５４に対して接続される（例えば、付着される）外側部分７８を有する従来の可撓性のファイバグラスの「Ｚ形ストラップ」であってよい。図８に示されるように、導電タブ３０が存在しない領域では、水分バリア７６の内側部分８０が延長部分６０の外側表面に対して付着され得る。図７及び９に示されるように、導電タブ３０のロケーションにおいて、Ｚ形ストラップの外側部分７８が導電要素６８の少なくとも一部分の上に重なることができ、それにより導電要素６８を覆って保護する。ファイバグラス・ストラップの内側部分８０が導電要素６８（例えば、導電テープ）を受け入れるためのノッチ領域又は切欠領域を有することができ、その結果、ストラップの内側部分８０が導電タブ３０の底部に隣接する導電要素６８の内側端部７２の上に位置することがなくなり、導電要素６８（例えば、導電テープ）と圧力シール１０の導電タブ３０との間の電気接続部に干渉することがなくなる。
【００５８】
本発明の圧力シール１０は、従来の航空機のトランスペアレンシー組立体の構成より優れるいくつかの利点を有する。例えば、図６に示されるように、金属の胴体に対してトランスペアレンシー４８をボルト止めするとき、ボルト９０がシール・ボディ１２内の貫通孔２６を通って延在する。トルクが加えられてボルト９０が締められると、ボルト９０がコンプレッション・ストップ３６に対して圧縮力を加える。コンプレッション・ストップ３６が高いデュロメータを有することで（圧力シール・ボディ１２の残りの部分の材料のデュロメータと比較して）、シール・ボディ１２を損傷させることなく、コンプレッション・ストップ３６を有さない場合に可能となるよりも大きいトルクを加えることが可能となる。コンプレッション・ストップ３６によって形成される高デュロメータの領域は貫通孔２６の位置（ボルト９０が挿入される場所）のみに位置する。これは、ボディ１２の残りの部分が低いデュロメータの材料であってよいことを意味し、それにより通常の運転時のボディ１２の残りの部分の弾性及び可撓性が向上する。コンプレッション・ストップ３６が、シールが過度に圧縮されることを原因とするトルク損失に付随する従来の問題を軽減する。
【００５９】
静電気防止用のドレイン組立体６６はさらにいくつかの利点を提供する。降水空電が外側プライ５２の外側表面５４上に蓄積すると、この電荷が、外側プライ５２から導電要素６８を介して金属の航空機フレームワーク５０まで継続的に排出される。したがって、航空機の隣接するメタル・スキン（ｍｅｔａｌ  ｓｋｉｎ）に対して突然に放電される前の以前のレベルにまでトランスペアレンシー４８上に電荷が蓄積することはない。これにより、トランスペアレンシー４８及び隣接する装備が損傷することが防止又は軽減され、さらには、航空機通信・ナビゲーション機器に干渉するのを防止することが補助される。
【００６０】
上記の説明で開示される概念から逸脱することなく本発明に対して修正形態が作られ得ることを当業者であれば容易に認識するであろう。したがって、本明細書で詳細に説明される特定の実施例は単に例示であり、本発明の範囲を限定するものではなく、本発明の範囲には、添付の特許請求の範囲並びにその任意の及びすべての均等物の全範囲が与えられる。
【図１】
2018184167.tif 000003
【図２】
2018184167.tif 000004
【図３】
2018184167.tif 000005
【図４】
2018184167.tif 000006
【図５】
2018184167.tif 000007
【図６】
2018184167.tif 000008
【図７】
2018184167.tif 000009
【図８】
2018184167.tif 000010
【図９】
2018184167.tif 000011
【手続補正書】
【提出日】平成30年8月24日(2018.8.24)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機のトランスペアレンシー組立体であって、
外側表面及び延長部分を有する少なくとも１つのプライを備える航空機のトランスペアレンシーであって、前記延長部分が前記少なくとも１つのプライの残りの部分より薄い厚さを有し、前記少なくとも１つのプライの周縁部の周りにリップを画定する、航空機のトランスペアレンシーと、
前記少なくとも１つのプライの前記延長部分に係合されるように構成される圧力シールであって、前記圧力シールが、圧力シール・ボディ及び少なくとも１つの一体型のコンプレッション・ストップを有する、圧力シールとを備え、
前記圧力シールの少なくとも１つの導電部分が、航空機の金属構成要素に電気接触する、航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項２】
前記プライの前記外側表面及び／又は任意選択の導電コーティングに電気接触する第１の端部と、前記圧力シールに接触するように構成される第２の端部を有する少なくとも１つの可撓性導電要素を備える静電気防止用のドレイン組立体をさらに備える、請求項１に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項３】
前記少なくとも１つのプライが延伸アクリル及びガラスからなる群から選択される、請求項１又は２に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項４】
前記コンプレッション・ストップが前記圧力シール・ボディ内に封入される環状部材を備える、請求項１から３までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項５】
前記コンプレッション・ストップが金属である、請求項１から４までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項６】
前記圧力シールが、前記圧力シールの周りを少なくとも部分的に延在する少なくとも１つの第１のビードを有する、請求項１から５までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項７】
前記圧力シールが少なくとも１つの貫通孔を有し、前記コンプレッション・ストップが前記貫通孔の周りを少なくとも部分的に延在する、請求項１から６までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項８】
前記圧力シールが前記貫通孔に隣接する第２のビードを有する、請求項７に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項９】
前記圧力シールは、前記圧力シール・ボディから径方向内側に延在する前記少なくとも１つの導電タブを含む、請求項１〜８までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項１０】
前記少なくとも１つの導電タブがそこから延在する電気伝導性の第３のビードを有する、請求項９に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項１１】
前記コンプレッション・ストップが鋼のワッシャを備える、請求項１から１０までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項１２】
前記少なくとも１つのプライの前記外側表面の少なくとも一部分の上にある外側部分と、前記少なくとも１つのプライの前記延長部分に接続される及び／又は前記延長部分上に延在する内側部分とを備える可撓性の水分バリアを有する、請求項１から１１までのいずれか一項に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項１３】
前記水分バリアの前記内側部分が切欠領域を有する、請求項１２に記載の航空機のトランスペアレンシー組立体。
【請求項１４】
航空機であって、
請求項１から１３までのいずれか一項に記載の少なくとも１つの航空機のトランスペアレンシー組立体と、
航空機胴体と、
前記少なくとも１つのプライと前記少なくとも１つの航空機のトランスペアレンシー組立体の前記圧力シールを前記航空機胴体に接続する、少なくとも１つの固定具とを備え、
前記圧力シールの前記導電部分が前記航空機胴体に電気接触する、航空機。
【請求項１５】
前記航空機のトランスペアレンシー組立体は、前記少なくとも１つのプライの少なくとも１部分を覆う、導電コーティングをさらに備え、
前記導電コーティングは、前記圧力シールの前記導電部分を介して前記航空機胴体に電気接触する、請求項１４に記載の航空機。
【請求項１６】
前記航空機のトランスペアレンシー組立体は、前記導電コーティングに電気接触する第１の端部と前記圧力シールの導電部分に電気接触する第２の端部とを備える導電要素を、さらに備える、請求項１５に記載の航空機。
【請求項１７】
前記少なくとも１つのプライの前記外側表面の少なくとも一部分の上にある外側部分と、前記少なくとも１つのプライの前記延長部分に接続される及び／又は前記延長部分上に延在する内側部分とを備える可撓性の水分バリアをさらに有する、請求項１４から１６までのいずれか一項に記載の航空機。
【外国語明細書】
2018184167000001.pdf