(57)【要約】【課題】ポリマー航空機窓パネルを作製する方法および装置。【解決手段】ポリマー航空機窓パネルを流延するための鋳型は、第１の鋳型表面（２４）を有する第１の鋳型半体（１２）と、第２の鋳型表面（５０）を有する第２の鋳型半体（１４）とを含む。第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、航空機窓パネルの主面のための最終形状に順応する形状を有する。第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属から形成され得る。第１および／または第２の鋳型表面は、パターン化された領域（７８）を含み得る。第１の鋳型半体は、周辺縁（２１４）を有する第１のフランジ（２６）を備え、第２の鋳型半体は、周辺縁（２１６）を有する第２のフランジ（５２）を備えるか、鋳型（１０、６６）は、第１の鋳型半体の周辺縁と第２の鋳型半体の周辺縁との間に位置する成形されたガスケット（２００）を含み得る。【選択図】図８Ｅ
2019202552.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ポリマー航空機窓パネルを注型するための方法であって、前記方法は、
鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップであって、前記鋳型は、第１の形状を有する第１の鋳型表面を含む第１の鋳型半体と、第２の形状を有する第２の鋳型表面を含む第２の鋳型半体とを含む、ステップと、
前記ポリマー前駆体液を硬化させることにより、航空機窓パネルを形成するステップと
を含み、
前記航空機窓パネルは、前記第１の形状に対応する第１の表面と、前記第２の形状に対応する第２の表面とを有する、方法。
【請求項２】
前記鋳型が傾斜角にある間に前記ポリマー前駆体液を注入することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記傾斜角は、０°〜４５°の範囲内である、請求項２に記載の方法。
【請求項４】
前記傾斜角は、３０°を上回らない、請求項２に記載の方法。
【請求項５】
前記傾斜角は、２０°を上回らない、請求項２に記載の方法。
【請求項６】
前記鋳型が垂直である間に前記ポリマー前駆体液を前記鋳型チャンバの中に注入することと、その後、前記ポリマー前駆体液の硬化中に前記鋳型を横にして配置することとを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記鋳型を流体浴内に配置することと、前記ポリマー前駆体液を前記鋳型チャンバの中に注入することと、前記鋳型チャンバ内の前駆体液レベルに対応するように前記流体浴内の流体レベルを制御することとを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記鋳型を流体浴内に配置することと、前記鋳型内の前記ポリマー前駆体液を選択的に加熱および／または冷却するように前記流体浴内の流体の温度を制御することとを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記ポリマー前駆体液を前記鋳型チャンバの中に注入することと、コンベヤ上の前記鋳型を静止加熱チャンバを通して輸送することとを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記ポリマー前駆体液を前記鋳型チャンバの中に注入することと、移動可能加熱チャンバを前記鋳型に対して移動させることとを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
前記ポリマー前駆体液を前記鋳型の底部の中に注入することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１２】
前記第１の鋳型半体は、第１のガスケット軌道を含む第１のフランジを含み、前記第２の鋳型半体は、第２のガスケット軌道を含む第２のフランジを含み、前記第１の鋳型半体が前記第２の鋳型半体に噛合されている場合に前記第１のフランジが前記第２のフランジに接触しないように、前記ガスケットは、前記ガスケット軌道内に位置する、請求項１の方法。
【請求項１３】
前記第１の鋳型半体は、第１のガスケット軌道を含む第１のフランジを含み、前記第２の鋳型半体は、第２のガスケット軌道を含む第２のフランジを含み、ガスケットが前記ガスケット軌道内に位置し、前記方法は、前記第１の鋳型半体が前記第２の鋳型半体に噛合されると、咬持力を整合されたガスケット軌道にわたって直接印加することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
前記第１の鋳型半体および前記第２の鋳型半体は、エラストマーの後部層を含み、前記方法は、前記エラストマーの後部層が支持体に接触するように、前記鋳型を２つの剛性支持体の間に配置することを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１５】
前記第１の鋳型半体は、圧延、液圧成形、または、スタンピングされた金属の第１の鋳型半体を含み、前記第２の鋳型半体は、圧延、液圧成形、または、スタンピングされた金属の第２の鋳型半体を含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１６】
前記第１の鋳型半体および前記第２の鋳型半体は、ポリカーボネート材料および／またはポリウレタン材料を含む、請求項１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
関連出願への相互参照
本出願は、２０１５年１０月１２日に出願された米国仮出願番号第６２／２４０，０６０号に基づく優先権を主張しており、その仮出願は、その全体が参照することによって本明細書中に組み込まれる。
【０００２】
発明の背景
発明の分野
本発明は、概して、航空機窓に関し、より具体的には、所望の最終形状を有する航空機窓パネルを注型する（ｃａｓｔｉｎｇ）ための方法および装置に関する。
【背景技術】
【０００３】
技術的考察
現代の航空機窓は、典型的には、１つまたはそれを上回る成形された、もしくは輪郭付けられたパネルを含む。航空機窓は、典型的には、輪郭付けられた主面を伴う第２のパネルから離間された、輪郭付けられた主面を伴う第１のパネルを有する。窓パネルは、窓フレームに係合するように構成される、特別に設計された複合形状を伴う周辺を含む。例えば、周辺は、フレーム内のチャネルに係合するＶ形（ｒａｂｂｉｔｅｄ）または段状縁を有することができる。第１および／または第２の窓パネルは、航空機飛行中に均圧を可能にするための孔等の他の物理的特徴を含み得る。
【０００４】
多くの現代の航空機窓は、過去には一般的であったガラス窓パネルではなく、ポリマー窓パネル、典型的には、アクリル窓パネルを組み込んでいる。ガラスは、アクリルよりも強いが、ガラスはまた、より重く、これは、航空機の重量を増加させ、燃料効率を低下させる。しかしながら、アクリルは、ガラスよりも軽いが、複雑な表面輪郭および／または複雑な縁周辺ならびに／もしくは現代の航空機窓パネルのために必要とされる他の物理的特徴を有するアクリル航空機窓パネルを作製するためのプロセスが、課題である。
【０００５】
現在、アクリル窓パネルは、重い固定空間の鋳型内で中実の長方形アクリルシートを形成することによって作製される。アクリルシートは、次いで、要求される形状および他の特徴を有する窓パネルを作成するために、いくつかの切断、機械加工、削孔、および研磨ステップを受けなければならない。例えば、アクリルシートの主面は、所望の最終形状、例えば、表面輪郭に切断、研削、および／または研磨されなければならない。「最終形状」とは、航空機窓を生産するために航空機窓フレーム内に設置されるべき窓パネルの形状（例えば、表面輪郭）を意味する。アクリルシートの周辺縁は、フレームチャネルに係合するための所望の複合形状に切断されなければならない。他の要求される物理的特徴もまた、加工されなければならない。例えば、均圧孔は、アクリルシートを通して削孔されなければならない。
【０００６】
これらの処理ステップは、時間がかかる。それらはまた、所望の最終形状を有する航空機窓パネルを提供するために正確に制御されなければならない、高度な切断および研磨機械を要求する。本プロセスは、航空機窓パネルが、構造的に複雑な縁領域（例えば、窓フレーム内のチャネルに係合するためのＶ形（ｒａｂｂｉｔｅｄ）または段状縁）を有するか、または複雑な最終表面輪郭を有するか、もしくは異なる輪郭の表面領域を有するように設計される場合、さらにより困難である。加えて、これらの処理ステップは、窓パネル表面上にツールマークを作成し得る。ツールマークは、研磨されなければならないか、またはそれらは、窓パネルを通した可視光透過率に悪影響を及ぼし、そして／もしくは審美的に不快であり得る。
【０００７】
従来のポリマー航空機窓パネル生産に伴う別の問題は、アクリルモールディングプロセスにおいて使用される鋳型が、典型的には、重い固定空間の鋳型であることである。これらの鋳型は、そのサイズおよび／または重量に起因して、使用が煩雑である。鋳型はまた、加工および維持することが高価である。
【０００８】
したがって、従来のポリマー航空機窓パネル製造方法と関連付けられる問題の少なくともいくつかを低減または排除する、航空機窓パネルを作製するための方法および／または装置を提供することが、望ましいであろう。例えば、ポリマー航空機窓パネルを作製するために現在要求されている処理ステップの少なくともいくつかを排除する、ポリマー航空機窓パネルを作製するための方法および／または装置を提供することが、望ましいであろう。例えば、従来のアクリル航空機窓パネル生産のために使用される、重い高価な固定空間の鋳型を要求しない航空機窓パネル製造プロセスを提供することが、望ましいであろう。例えば、付加的切断および成形ステップの必要性を伴わないか、または必要とされるそのようなステップの数を少なくとも低減させる、航空機窓パネルを所望の最終形状（例えば、最終表面領域および／または最終縁構成ならびに／もしくは最終物理的特徴）に注型（ｃａｓｔｉｎｇ）するための方法および／または装置を提供することが、有利であろう。例えば、航空機窓パネル上にツールマークを残すリスクがより少ない、航空機窓パネルを所望の最終形状に注型するための方法および／または装置を提供することが、有利であろう。
【発明の概要】
【課題を解決するための手段】
【０００９】
発明の要旨
ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型は、第１の鋳型表面を備える第１の鋳型半体と、第２の鋳型表面を備える第２の鋳型半体とを備える。第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、航空機窓パネルの主面のための最終形状に順応する（ｃｏｎｆｏｒｍｉｎｇ）形状を有する。
【００１０】
第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属から形成されることができる。
【００１１】
第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属から形成されることができる。
【００１２】
ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える。
【００１３】
ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型は、第１の鋳型半体と、第２の鋳型半体とを備える。鋳型半体は、ガラス、セラミック、炭素繊維、シリコーン、ナイロン、および高温プラスチックから成る群から選択される材料を含む。
【００１４】
ポリマー航空機窓パネルを注型するための注型アセンブリは、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える鋳型を備える。本アセンブリはさらに、鋳型を受容するように構成される流体浴と、流体浴と流動連通する再循環ヒータとを備える。
【００１５】
ポリマー航空機窓パネルを注型するための注型アセンブリは、複数の鋳型を備える。鋳型は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える。本アセンブリはさらに、加熱チャンバと、加熱チャンバを通して延在する複数のコンベヤとを備える。
【００１６】
ポリマー航空機窓パネルを注型する方法は、鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップであって、鋳型が、第１の形状を有する第１の鋳型表面を備える第１の鋳型半体と、第２の形状を有する第２の鋳型表面を備える第２の鋳型半体とを備える、ステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、航空機窓パネルを形成するステップとを含む。航空機窓パネルは、第１の形状に対応する第１の表面と、第２の形状に対応する第２の表面とを有する。
【００１７】
ポリマー航空機窓パネルを注型する方法は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、航空機窓パネルを形成するステップとを含む。
【００１８】
ポリマー航空機窓パネルを注型する方法は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体および圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体を接続するステップであって、鋳型チャンバを有する鋳型を形成するステップと、鋳型を２５０°Ｆ〜２７５°Ｆの範囲内の温度まで予熱するステップと、随意に、鋳型を傾斜角において配置するステップと、随意に、鋳型を流体浴内に配置するステップと、鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、鋳型を加熱し、ポリマー前駆体液を硬化させるステップと、鋳型を冷却するステップと、第１および第２の鋳型半体を切断するステップと、航空機窓パネルを除去するステップとを含む。
【００１９】
ポリマー航空機窓パネルを注型する方法は、第１の鋳型半体および第２の鋳型半体を接続し、鋳型チャンバを有する鋳型を形成するステップであって、第１の鋳型半体が、第１の形状を有する第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の形状を有する第２の鋳型表面を備える、ステップと、鋳型を２５０°Ｆ〜２７５°Ｆの範囲内の温度まで予熱するステップと、随意に、鋳型を傾斜角において配置するステップと、随意に、鋳型を流体浴内に配置するステップと、鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、鋳型を加熱し、ポリマー前駆体液を硬化させるステップと、鋳型を冷却するステップと、第１および第２の鋳型半体を切断するステップと、航空機窓パネルを除去するステップとを含む。航空機窓パネルは、第１の形状に対応する第１の表面と、第２の形状に対応する第２の表面とを有する。
【００２０】
ポリマー航空機窓パネルを注型する方法は、変形可能な第１の鋳型表面を有する、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、変形可能な第２の鋳型表面を有する、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップを含み、第１の鋳型表面および第２の鋳型表面が、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入前の第１の形状から、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入後の第２の形状に変形し、第２の形状は、窓パネルの所望の最終形状に順応する。
【００２１】
ポリマー積層体を注型する方法は、ポリマーの第１の鋳型半体と、ポリマーの第２の鋳型半体とを備える、鋳型の鋳型チャンバの中にウレタンポリマー前駆体液を注入するステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、積層体ポリマー構造を形成するステップとを含む。
例えば、本願は以下の項目を提供する。
（項目１）
ポリマー航空機窓パネル（１５０）を注型するための鋳型（１０、６６）であって、
第１の鋳型表面（２４）を備える、第１の鋳型半体（１２）と、
第２の鋳型表面（５０）を備える、第２の鋳型半体（１４）と、
を備え、
前記第１の鋳型表面（２４）および／または前記第２の鋳型表面（５０）は、前記航空機窓パネル（１５０）の対向する主面のための最終形状に順応する形状を有する、鋳型（１０、６６）。
（項目２）
前記第１の鋳型半体（１２）および／または前記第２の鋳型半体（１４）は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートを含む、項目１に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目３）
前記第１の鋳型表面（２４）および／または前記第２の鋳型表面（５０）は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートを含む、項目１または２に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目４）
前記第１の鋳型半体（１２）および／または前記第２の鋳型半体（１４）は、ステンレス鋼またはアルミニウム、好ましくは、ステンレス鋼を含む、項目１〜３のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目５）
前記第１の鋳型表面（２４）および／または前記第２の鋳型表面（５０）は、１０ｎｍを上回らない表面粗さを有する、項目１〜４のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目６）
前記第１の鋳型表面（２４）および／または前記第２の鋳型表面（５０）は、パターン化された領域（７８）を含む、項目１〜５のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目７）
前記第１の鋳型半体（１２）は、周辺縁（２１４）を有する第１のフランジ（２６）を備え、前記第２の鋳型半体（１４）は、周辺縁（２１６）を有する第２のフランジ（５２）を備え、前記第１のフランジ（２６）および前記第２のフランジ（５２）は、ガスケット軌道がない、項目１〜６のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目８）
前記第１の鋳型半体（１２）の周辺縁（２１４）と前記第２の鋳型半体（１４）の周辺縁（２１４）との間に位置する、成形されたガスケット（２００）を含む、項目１〜７のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目９）
前記成形されたガスケット（２００）は、外側端部（２０２）と、内側端部（２０８）と、前記外側端部（２０２）の近傍の対向する溝の対（２０４、２０６）と、前記内側端部（２０８）の近傍の対向する平坦面の対（２１０、２１２）とを備える、項目８に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１０）
前記第１の鋳型半体（１２）の周辺縁（２１４）は、前記溝のうちの一方（２０４）に係合し、前記第２の鋳型半体（１４）の周辺縁（２１６）は、前記溝のうちの他方（２０６）に係合する、項目９に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１１）
前記成形されたガスケット（２００）の内側端部（２０８）は、平面を備える、項目９または１０に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１２）
前記成形されたガスケット（２００）の内側端部（２０８）は、Ｖ形面（２１８）を備える、項目９または１０に記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１３）
前記成形されたガスケット（２００）の外側端部（２０２）の幅（ｘ）は、前記成形されたガスケット（２００）の内側端部（２０８）の幅（ｙ）を上回る、項目９〜１２のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１４）
複数のクランプ（９４）を含み、前記クランプ（９４）は、前記平坦面（２１４、２１４）上の前記第１の鋳型半体（１２）および第２の鋳型半体（１４）に対して咬持力を印加するように構成される、項目９〜１３のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
（項目１５）
前記鋳型（１０、６６）に延在する内側部分と、前記鋳型（１０、６６）から延在する外側部分とを有する物品（２２０）を含む、項目１〜１４のいずれかに記載の鋳型（１０、６６）。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
本発明は、同様の参照文字が全体を通して同様の部分を識別する、以下の図面を参照して説明される。
【００２３】
【図１】図１は、２つの離間された鋳型半体を有する、本発明の鋳型の側面断面図である。
【００２４】
【図２】図２は、図１の鋳型半体の内面の正面図である。
【００２５】
【図３】図３は、鋳型半体が接続されている、図１の鋳型の側面断面図である。
【００２６】
【図４】図４は、輪郭付けられた外側周辺縁を有する、本発明の鋳型半体の内面の正面図である。
【００２７】
【図５Ａ】図５Ａは、開放位置における図４の鋳型半体の側面図である。
【００２８】
【図５Ｂ】図５Ｂは、閉鎖位置における図５Ａの鋳型半体の側面断面図である。
【００２９】
【図６】図６は、取り外し可能なガラスライナを有する、図４の鋳型半体の側面断面図である。
【００３０】
【図７】図７は、本発明の鋳型構成の側面断面図である。
【００３１】
【図８Ａ】図８Ａは、鋳型半体をともに咬持する方法を図示する、本発明の鋳型の周辺領域の側面断面図である。
【００３２】
【図８Ｂ】図８Ｂは、成形されたガスケットを使用して鋳型半体をともに咬持する別の方法を図示する、本発明の鋳型の周辺領域の側面断面図である。
【００３３】
【図８Ｃ】図８Ｃは、図８Ｂの鋳型の平面図である。
【００３４】
【図８Ｄ】図８Ｄは、本発明の成形されたガスケットの側面断面図である。
【００３５】
【図８Ｅ】図８Ｅは、修正された成形ガスケットを有する、図８Ｂと類似する鋳型の周辺領域の側面断面図である。
【００３６】
【図８Ｆ】図８Ｆは、鋳型半体をともに咬持し、周辺ウェブを組み込む方法を図示する、鋳型の周辺領域の側面断面図である。
【００３７】
【図９】図９は、加熱ジャケットを有する、本発明の鋳型の側面断面図である。
【００３８】
【図１０】図１０は、傾斜角における本発明の鋳型の側面断面図である。
【００３９】
【図１１】図１１は、液体浴を組み込む本発明の鋳型注入プロセスを図示する。
【００４０】
【図１２】図１２は、再循環ヒータを有する流体浴を使用する鋳型加熱プロセスを図示する。
【００４１】
【図１３】図１３は、本発明の鋳型硬化アセンブリの側面断面図である。
【００４２】
【図１４】図１４は、変形可能な鋳型表面を有する、本発明の鋳型を図示する。
【００４３】
【図１５】図１５は、本発明の連続注型アセンブリの平面図である。
【００４４】
【図１６】図１６は、図１５の連続注型アセンブリの側面図である。
【００４５】
【図１７】図１７は、本発明に従って形成される、例示的窓パネルを図示する。
【００４６】
【図１８】図１８は、本発明に従って作製される、窓パネルに関する種々の例示的周辺縁構成を図示する。
【発明を実施するための形態】
【００４７】
発明の説明
本明細書および特許請求の範囲において使用されるように、単数形の「ａ」、「ａｎ」、および「ｔｈｅ」は、文脈が明確に別様に示さない限り、複数指示物を含む。
【００４８】
「左」、「右」、「上」、「下」、「内側」、「外側」、および同等物等の空間または方向の用語は、これが図面において示されるように本発明に関連する。しかしながら、本発明は、種々の代替配向をとることができ、故に、そのような用語は、限定として見なされるべきではない。
【００４９】
本明細書および請求項において使用される全ての数は、全ての事例において、用語「約」によって修飾されるものと理解されたい。「約」とは、記載される値の±１０パーセントの範囲を意味する。
【００５０】
用語「等」は、非限定的であると理解されたい。つまり、「等」の後に列挙される要素は、列挙される特徴の非限定的な例であると理解されたい。
【００５１】
本明細書に開示される全ての範囲は、開始範囲値および終了範囲値、ならびにその中に組み込まれる任意の部分的範囲および全ての部分的範囲を包含する。本明細書に開示される範囲は、規定された範囲にわたる平均値を表す。
【００５２】
用語「フィルム」は、均一な組成物を有するコーティングまたは層の領域を指す。「層」は、１つまたはそれを上回る「フィルム」を含む。「コーティング」は、１つまたはそれを上回る「層」を含む。
【００５３】
用語「〜の上」は、「基材からより遠い」を意味する。例えば、第１の層「の上に」位置する第２の層は、第２の層が第１の層よりも基材から遠くに位置することを意味する。第２の層は、第１の層と直接接触し得るか、または１つもしくはそれを上回る他の層が、第２の層と第１の層との間に位置することができる。
【００５４】
用語「金属」は、従来認識される金属と、また、シリコンとを含む。
【００５５】
用語「ポリマー」または「ポリマーの」は、オリゴマー、ホモポリマー、コポリマー、およびターポリマー、例えば、２つまたはそれを上回るタイプのモノマーもしくはポリマーから形成されるポリマーを含む。
【００５６】
本明細書に参照される全ての文書は、その全体として「参照することによって組み込まれる」。
【００５７】
「少なくとも」とは、「〜を上回る、またはそれに等しい」を意味する。「〜を上回らない」とは、「〜を下回る、またはそれに等しい」を意味する。
【００５８】
用語「〜を含む」は、「〜を備える」と同義語である。
【００５９】
異なる条件を指すとき、用語「第１」、「第２」等は、任意の特定の順序または時系列を指すことを意図せず、代わりに、異なる位置、条件、または性質を指す。
【００６０】
本発明の議論は、ある限定内で「特に」または「好ましくは」（例えば、ある限定内で「好ましくは」、「より好ましくは」、または「さらにより好ましくは」）としてある特徴を説明し得る。本発明は、これらの特定のまたは好ましい限定に限定されず、本開示の全範囲を包含することを理解されたい。
【００６１】
本発明は、任意の組み合わせにおいて、本発明の以下の側面を備える、それらから成る、または本質的にそれらから成る。本発明の種々の側面が、別個の図面において図示される。しかしながら、これは、単純に、図示および議論を容易にするためであることを理解されたい。本発明の実践では、１つの図面に示される本発明の１つまたはそれを上回る側面が、他の図面のうちの１つまたはそれを上回るものに示される本発明の１つもしくはそれを上回る側面と組み合わせられることができる。
【００６２】
図１〜３は、本発明の鋳型１０を図示する。鋳型１０は、第２の鋳型半体１４から離間される第１の鋳型半体１２を有する。第１の鋳型半体１２は、後部１６と、上部１８と、底部２０と、対向する側の対２１と、前部２２とを有する。第１の鋳型半体１２は、第１の鋳型表面２４を含む。フランジ２６が、第１の鋳型表面２４を取り囲み、そして／またはそれから外向きに延在する。第１の鋳型半体１２の前部２２は、ガスケット３０（図３参照）を受容するように構成されるガスケット軌道２８を含む。図２に示されるように、第１の鋳型半体１２は、注型プロセス中に第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４の整合を促進するために、１つまたはそれを上回る整合孔３２を含み得る。第１の鋳型半体１２は、注型プロセス中に第１の鋳型半体１２を第２の鋳型半体１４に固着させるために、ねじ山付きボルト等の締結具３６を受容するための締結具孔３４を含み得る。第１の鋳型半体１２は、第１の鋳型表面２４を取り囲む辺縁３８を含み得る。第１の鋳型半体１２は、加熱要素４０を含み得る。例えば、加熱要素４０は、第１の鋳型半体１２に接続されるか、またはその中に埋設される電気加熱コイルであり得る。
【００６３】
ポリマー航空機窓を作製するために現在使用されている従来の鋳型とは異なり、第１の鋳型表面２４は、付加的切断または機械加工ステップの必要性なく、所望の最終形状を伴う表面（例えば、第１の表面）を有する注型航空機窓パネルを提供するように構成される。「最終形状」とは、地上レベルにおいて航空機内に設置するための航空機窓を形成するために、航空機窓フレーム内に設置されるべき窓パネルの形状（例えば、表面輪郭および／または縁輪郭）を意味する。例えば、航空機の建造中の航空機窓の初期設置のため、または航空機内の損傷した窓を交換するためである。理解されるであろうように、航空機窓は、飛行中に形状の変化を受け得る。例えば、航空機窓は、窓に対する内部圧力と外部圧力との間の変化に起因して、撓曲する、または撓み得る。航空機が着陸すると、窓は、その最終形状に戻るはずである。
【００６４】
第１の鋳型表面２４は、航空機窓パネル表面に関する予め決定された最終形状に順応する形状を有する。第１の鋳型表面２４は、航空機窓パネルの表面の所望の最終形状に順応する曲率を有する剛性表面であり得る。随意に、第１の鋳型表面２４は、モールディングプロセス中に第１の形状と第２の形状との間で移動することが可能な変形可能表面であり、第２の形状は、航空機窓パネル表面の所望の曲率に順応し得る。
【００６５】
第２の鋳型半体１４は、後部４２と、上部４４と、底部４６と、対向する側の対４１と、前部４８とを有する。第２の鋳型半体１４は、第２の鋳型表面５０を含む。フランジ５２が、第２の鋳型表面５０を取り囲む。第２の鋳型半体１４の前部４８は、ガスケット軌道５４を含む。第２の鋳型半体１４は、上記に説明されるように、１つまたはそれを上回る整合孔３２および／もしくは締結具孔３４を含み得る。第２の鋳型半体１４は、第２の鋳型表面５０を取り囲む第２の辺縁５６を含み得る。第２の鋳型半体１４は、上記に説明されるような加熱要素４０を含み得る。
【００６６】
ポリマー航空機窓を作製するために現在使用されている従来の鋳型とは異なり、第２の鋳型表面５０は、付加的切断または機械加工ステップの必要性なく、所望の最終形状を伴う表面（例えば、第２の表面）を有する航空機窓パネルを提供するように構成される。第２の鋳型表面５０は、航空機窓パネル表面の予め決定された最終形状に順応する形状を有する。第２の鋳型表面５０は、航空機窓パネルの表面の所望の曲率に順応する曲率を有する剛性表面であり得る。随意に、第２の鋳型表面５０は、モールディングプロセス中に第１の形状と第２の形状との間で移動することが可能な変形可能表面であり、第２の形状は、航空機窓パネルの表面の所望の曲率に順応し得る。第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０は、所望の最終形状を提供するように協働する。
【００６７】
図３に示されるように、第１の鋳型半体１２は、第２の鋳型半体１４に接続され、鋳型１０を画定することができる。鋳型１０は、入口６０と、鋳型チャンバ６２とを有する。鋳型チャンバ６２は、対向する第１の鋳型表面２４と第２の鋳型表面５０との間に形成される。
【００６８】
図４、５Ａ、および５Ｂは、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４が、図１〜３に示される鋳型１０に図示される長方形外側輪郭ではなく、伸長外側周辺輪郭を有する鋳型６６を図示する。第１の鋳型半体１２は、ヒンジアセンブリ７２によって、第２の鋳型半体１４に枢動可能に接続されることができる。第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、開放位置（図５Ａ）と閉鎖位置（図５Ｂ）との間で枢動されることができる。代替として、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、枢動可能に接続されなくてもよく、整合孔３２を使用して整合されることができる。
【００６９】
第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、金属から作製されることができる。例えば、第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、中実の鋼ブロックから機械加工または切断されることができる。
【００７０】
代替として、第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属部分によって形成されることができる。例えば、第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、所望の構成の鋳型半体を形成するために、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートによって形成されることができる。圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートによって形成された鋳型は、機械加工された中実の金属ブロックによって形成された鋳型よりも軽く、製造することが安価である。また、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートは、従来の中実の金属鋳型半体よりも薄くあり得、これは、より高速な加熱および冷却時間のための増加された熱移動を促進する。
【００７１】
好適な金属シートの例は、鏡面ステンレス鋼、無電解ニッケルめっきステンレス鋼、アルミニウム、Ｈ１３工具鋼、３０４ステンレス鋼、ならびに銅、ニッケル、および／またはアルミニウムで合金化されたベリリウム等のベリリウム合金を含む。
【００７２】
第１および／または第２の鋳型半体１２、１４は、圧延、液圧成形、またはスタンピング等の方法によって、経済的に形成されることができる。圧延動作によって第１および第２の鋳型半体１２、１４を形成するために、平坦な事前研磨された鋼シートが、従来のピンチローラにおいて単純な形状に成形されることができる。その形状は、例えば、円筒形または円錐形形状であり得る。鋼片は、例えば、２３／１０００〜１２３／１０００（０．５８ｍｍ〜３．１ｍｍ）の範囲内、例えば、６０／１０００〜１２０／１０００（１．５ｍｍ〜３．０ｍｍ）等、例えば、７５／１０００〜１００／１０００（１．９ｍｍ〜２．５ｍｍ）等の厚さを有する事前研磨された鋼であり得る。鋼シートは、鋳型半体１２、１４を形成するために、任意の従来の様式において所望の形状に切断されることができる。例えば、鋼シートは、レーザによって切断されることができる。
【００７３】
第１および第２の鋳型半体１２、１４はまた、液圧成形動作を使用して形成され得る。液圧成形は、複雑な曲線または鞍形状等のより複合形状を有する鋳型半体１２、１４の形成を可能にする。液圧成形では、可撓性ブラダが、鋼シートをツールに対して押圧し、鋼シートの形状をツールの形状に順応させる。可撓性ブラダは、例えば、ウレタンブラダであり得る。可撓性ブラダは、１１，６００ポンド／平方インチ等の１０，０００ポンド／平方インチを上回る圧力を印加することができる。保護フィルムが、鋼シートの表面がマーキングされないか、または損傷しないように保護するために、可撓性ブラダによって接触されるべき鋼シートの表面上に付与されることができる。第１の液圧成形動作後、鋼シートは、鋼を固定または鈍くする（ｄｅａｄｅｎ）ために、加熱および窒素雰囲気に供することができる。これは、形成された鋼を硬化することに役立つ。本硬化ステップ後、鋼片は、鋼シートを作製されている鋳型半体のための所望の形状に設定するために、再び液圧成形されることができる。
【００７４】
代替として、鋳型半体１２、１４は、スタンピング動作において形成されることができる。スタンピング動作では、鋼シートは、２つのツール間に配置される。ツールのいずれか一方または両方は、鋼シートに向かって移動され、鋼シートをツールの形態に屈曲および成形する。例えば、鋼シートは、外側縁および開放内部を有する環状ホルダ上に配置されることができる。ホルダは、上側ツールと下側ツールとの間に位置することができる。上側ツールは、上側ツールの外側周辺縁がホルダの外側縁の上方の鋼シートに接触し、鋼シートを定位置に保持するように下降されることができる。下側ツールは、ホルダの開放内部を通して上向きに延在され、鋼シートを上側ツールに対して押圧し、鋼シートを所望の形状または曲率に順応させることができる。鋼シートがホルダと上側ツールとの間の縁に保持された状態で、鋼シートは、下側ツールが延在されると延伸される。
【００７５】
代替として、第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、ガラス、セラミック、炭素繊維、シリコーン、ナイロン、および／または高温プラスチック等の非金属材料から作製されることができる。
【００７６】
第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、平滑面であり得るか、またはそれを含むことができる。例えば、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、８ｎｍを上回らない等、１０ｎｍを上回らない表面粗さ（算術表面粗さＲａ）を有することができる。平滑面は、航空機窓パネルの透明性を助長する。表面粗さは、表面プロフィロメータ（例えば、Ｄｅｋｔａｋ  １５０表面プロフィロメータ）または光学プロフィロメータ（Ｗｙｋｏ  ＮＴ光学プロフィロメータ）を使用して測定されることができる。
【００７７】
随意に、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、パターン化された領域７８（図４参照）であり得るか、またはそれを含むことができる。例えば、パターン化された領域７８は、鋳型表面上に形成された、けば立てた領域または粗面化領域であり得る。パターン化された領域７８は、より透明性のない、例えば、半透明またはぼやけた、パターン化された領域７８に隣接して形成される航空機窓パネルの部分をもたらす。「半透明」とは、視認者の対向する側上の物体が明確に可視ではないことを意味する。航空機窓パネルの本半透明またはぼやけた領域は、窓ガスケットまたは窓加熱要素等の下層特徴を隠す、もしくは目立たなくするように構成され得る。
【００７８】
第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、注型プロセス中の屈曲または撓曲に抵抗するために十分な強度を有する剛性表面であり得る。
【００７９】
随意に、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、変形可能表面であり得る。例えば、鋳型表面２４、５０は、注型プロセス中に第１の形状と第２の形状との間で移動可能または変形可能であり得る。例えば、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、ポリマー前駆体液の注入前に第１の形状を有することができる。第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、例えば、鋳型１０、６６の中へのポリマー前駆体液の注入によって鋳型チャンバ６２内に形成される流体静力学的圧力に起因して、第２の形状に変形することができる。第２の形状は、航空機窓パネルの所望の最終表面輪郭に順応する。第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０は、所望の最終形状を提供するように協働する。
【００８０】
第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０は、鋳型表面の上に形成されるコーティング層８０を含み得る（図１は、第２の鋳型表面５０の上のコーティング層８０を図示する）。好適なコーティング層８０の例は、無電解ニッケル堆積コーティング層またはクロム層を含む。
【００８１】
図６に示されるように、ガラスライナ８２が、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０の上に位置することができる（第１の鋳型表面２４のみが、図６に示される）。ガラスライナ８２は、ガラスライナ８２の後面８４が、鋳型表面（図示される第１の鋳型表面２４）に相補的な形状を有するように屈曲または成形されることができる。ガラスライナ８２は、損傷した場合の交換のために取り外し可能であり得る。ガラスライナ８２は、強化ガラス、例えば、熱強化または化学強化ガラスであり得る。ガラスライナ８２は、０．７ｍｍ等の０．５ｍｍ〜２ｍｍの範囲内の厚さを有することができる。
【００８２】
コーティング８６は、ガラスライナ８２の前面８８の上に位置することができる。例えば、コーティング８６は、硬化後の航空機窓パネルの除去を促進するように設計されることができる。例えば、コーティング８６は、スパッタ堆積（例えば、ＭＳＶＤ堆積）コーティング８６であり得る。好適なコーティング８６の例は、鋼およびニッケルを含む。
【００８３】
別の例示的鋳型１０構成が、図７に示される。第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０は、第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０の底部領域（すなわち、入口６０に対向する領域）が、注型プロセスの開始のときに、第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０の上部領域よりも、ともにより近接するように構成される。つまり、注型プロセスの開始のとき、鋳型チャンバ６２の底部領域は、航空機窓パネルの所望の最終厚さよりも狭い。鋳型チャンバ６２の底部のこの意図される狭化は、注型プロセス中に鋳型チャンバ６２内のポリマー前駆体液のカラムによって引き起こされる外向きに指向される流体静力学的圧力を補償することに役立つように設計される。この流体静力学的圧力は、鋳型半体２４、５０の底部を相互から離すように押圧する傾向があり、鋳型半体１２、１４の底部間の距離が広がることをもたらす。注型プロセス中、鋳型半体１２、１４の底部は、最初の狭い位置から、それらが航空機窓パネルの所望の最終形状に対応する位置まで、外向きに離れるように押圧される。
【００８４】
航空機窓を注型する方法が、ここで、説明される。
【００８５】
剥離剤が、注型に先立って、第１の鋳型表面２４および／または第２の鋳型表面５０に付与され得る。好適な剥離剤は、Ｇｒｕｂｅｒ  Ｓｙｓｔｅｍｓ  ＭＲ  ＨｉＴｅｃ剥離剤、Ｍａｖｃｏａｔ剥離剤、およびＦｒｅｋｏｔｅ  Ｃｕｒ剥離剤を含む。剥離剤は、各注型プロセス前に、または選択された数の注型物が作製された後にのみ付与されることができる。例えば、５個の注型物毎、または１０個の注型物毎、または２０個の注型物毎、もしくは３０個の注型物毎等の後である。代替として、いかなる剥離剤も、適用されない場合がある。
【００８６】
窓パネルの中に組み込まれるべき物体が、ポリマー前駆体液の注入に先立って、鋳型チャンバ６２内に配置されることができる。そのような物体は、例えば、ガスケット、周辺ウェブ、またはワイヤグリッドを含む。
【００８７】
第１の鋳型半体１２は、第２の鋳型半体１４に接続される。図１〜３および７に示される例示的鋳型１０に関して、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、締結具孔３４が整合するように位置付けられる。ねじ山付きボルト等の締結具３６が、締結具孔３４を通して挿入され、引締される。ボルトが引締されるにつれて、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４の内側フランジ２６、５２は、ガスケット３０に対して押圧し、それを圧縮する。ガスケット３０は、ボルトが引締されているとき、フランジ２６、５２の内面が相互に接触しないような十分な直径であり得る。第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、鋳型の底部部分において増加された流体静力学的圧力を補償するために、（充填方向に対して）底部部分においてより厚くあり得る。
【００８８】
図４、５Ａ、および５Ｂに示される例示的鋳型６６に関して、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、ともに接続されることができる。例えば、鋳型半体１２、１４は、随意のヒンジアセンブリ７２の周囲で閉鎖位置に枢動されることができる。締結具３６は、次いで、締結具孔３４を通して挿入され、引締されることができる。
【００８９】
代替として、図８Ａに示されるように、第１の鋳型半体１２および／または第２の鋳型半体１４は、締結具孔３４がない場合がある。締結具孔３４を通して延在する締結具３６を使用するのではなく、鋳型半体１２、１４は、クランプ９４を使用してともに固着されることができる。クランプ９４は、例えば、ねじタイプクランプまたはばね付勢クランプであり得る。例えば、クランプ９４は、鋳型６６の外周の周囲の離間される場所に配置されることができる。クランプ９４は、対向するクランプアーム９６、９８が、ガスケット軌道２８、５４と合致して、したがって、ガスケット３０と合致して位置するように位置付けられる。クランプ９４が引締されるにつれて、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４に対して押圧するクランプアーム９６、９８によって生成される咬持力（図８の矢印参照）が、ガスケット３０に合致して直接印加される。ガスケット３０は、圧縮され、これは、注型プロセス中に鋳型半体１２、１４の移動を可能にする（例えば、最初に、鋳型チャンバ内のポリマー液体前駆体液の流体静力学的圧力によって引き起こされる拡張、次いで、ポリマー前駆体液が航空機窓パネルを形成するように硬化する際の収縮）。これは、注型プロセス全体を通して、確実に接続される鋳型半体１２、１４を維持することに役立つ。
【００９０】
図８Ｂおよび８Ｃは、第１の鋳型半体１２を第２の鋳型半体１４と接続し、鋳型６６を形成する代替実施例を示す。図８Ｂでは、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、ガスケット軌道がない。つまり、鋳型半体１２、１４の内面の外側周辺領域は、平滑であるか、または実質的に平滑である。成形されたガスケット２００が、第１の鋳型半体１２と第２の鋳型半体１４との間に位置付けられ、鋳型６６の外側周辺の周囲に延設される。図８Ｂおよび８Ｄに示されるように、成形されたガスケット２００は、外側端部２０２を含み、上側溝２０４および下側溝２０６が、外側端部２０２に隣接して位置する。成形されたガスケット２００は、上側平坦面２１０および下側平坦面２１２を伴う内側端部２０８を含む。外側端部２０２の幅「ｘ」は、内側端部２０８の幅「ｙ」を上回る。第１の鋳型半体１２の周辺縁２１４は、上側溝２０４に係合し、第２の鋳型半体１４の周辺縁２１６は、下側溝２０６に係合する。「係合する」とは、周辺縁２１４、２１６が溝２０４、２０６の中に延在し、溝２０４、２０６の表面に接触し得ることを意味する。例えば、鋳型半体１２、１４の外側周辺縁２１４、２１６は、溝２０４、２０６の内向きに面する表面に接触または当接することができる。成形されたガスケット２００の内側端部２０８は、鋳型チャンバ６２の中に延在し、鋳型チャンバ６２の中に注入されたポリマー材料と接触し得る。図８Ａと同様に、鋳型半体１２、１４は、鋳型６６の周辺の周囲に位置付けられた１つまたはそれを上回るクランプ９４によって、定位置に保たれることができる。クランプ９４のクランプアーム９６、９８は、平坦面２１０、２１２の上方の領域における鋳型半体１２、１４に対して下向きに押圧する。これは、より均一な圧力の分配を助長する。成形されたガスケット２００は、例えば、ブラックシリコーンゴムであり得る。成形されたガスケット２００は、６０〜７０等、５０〜９０の範囲内のデュロメータを有することができる。
【００９１】
図８Ｅは、図８Ｂと類似するが、成形されたガスケット２００の内側端部２０８は、成形されている透明材の所望のＶ形（ｒａｂｂｉｔｅｄ）外周の鏡像に順応するＶ形表面２１８を含む。成形されたガスケット２００は、定位置に配置される前に剥離剤を用いて被覆されることができ、したがって、透明材が鋳型６６から除去されるとき、第１および第２の鋳型半体１２、１４ならびに成形されたガスケット２００は、除去され、成形されたガスケット２００の内側端部２０８のＶ形表面２１８によって画定されたＶ形縁構成を伴う透明材の外周を残す。
【００９２】
図８Ｆは、第１および第２の鋳型半体１２、１４間に位置する２つの成形されたガスケット２００の使用を示す。本構成では、物品２２０が、鋳型チャンバ６２の内部に延在され、成形されたガスケット２００に対して下向きに押圧するクランプ９４によって印加される圧力によって定位置に保持されることができる。物品２２０は、例えば、鋳型チャンバ６２の中に延在し、透明材内に埋設された状態になり得る第１の端部２２２と、鋳型６６から延在し、透明材の外周の周囲で外向きに延在し得る第２の端部２２４とを有する、ガスケットまたは網目構造等の可撓性もしくは剛性ウェブであり得る。物品２２０は、透明材を航空機フレームワークに固着させることに役立てるために、孔またはフック等の１つもしくはそれを上回る締結要素２２６を含むことができる。
【００９３】
鋳型１０、６６は、ポリマー前駆体液を注入することに先立って、予熱され得る。例えば、鋳型１０、６６は、オーブン内に配置され得る。鋳型１０、６６は、２５０°Ｆ〜２７５°Ｆ等の２００°Ｆ〜３００°Ｆの範囲内の温度まで予熱され得る。ポリマー前駆体液は、オーブン内で、またはオーブンの外側で、鋳型チャンバ６２の中に注入されることができる。
【００９４】
随意に、図１〜３に示される例示的鋳型１０に関して、オーブンを使用するのではなく、随意の加熱要素４０が、鋳型半体１２、１４を所望の予熱温度まで加熱するために起動されることができる。
【００９５】
なおも随意に、図９に示されるように、鋳型１０、６６は、加熱ジャケット１００を使用して加熱および／または予熱されることができる。例えば、加熱ジャケット１００は、電気加熱ジャケットであり得る。加熱ジャケット１００は、鋳型１０、６６の外部の少なくとも一部に順応する、またはそれを取り囲むように構成される内部を有することができる。
【００９６】
ポリマー前駆体液は、鋳型入口６０（図３参照）を介して鋳型チャンバ６２の中に注入される。本発明の広範な実践では、ポリマー前駆体液は、ポリマー航空機窓パネルを形成するために硬化することが可能な任意のポリマー前駆体液であり得る。ポリマー前駆体材料の例は、ポリアクリレート等のアクリルポリマーのための前駆体；ポリメチルメタクリレート、ポリエチルメタクリレート、およびポリプロピルメタクリレート等のポリアルキルメタクリレート；ポリウレタン前駆体；ポリカーボネート前駆体；ポリエチレンテレフタラート（ＰＥＴ）、ポリプロピレンテレフタラート、ポリブチレンテレフタラート等のポリアルキルテレフタラート；ポリシロキサン含有ポリマー；またはこれらを調製するための任意のモノマーのコポリマー、もしくはそれらの混合物を含む。例えば、アクリル、ポリカーボネート、ポリウレタン、および／またはポリウレアウレタンポリマーのための前駆体である。好ましい実践では、ポリマー前駆体液は、ポリウレアウレタン前駆体液等のポリウレタン前駆体液である。ポリウレタン前駆体液の例は、ＰＰＧ  Ｉｎｄｕｓｔｒｉｅｓ，  Ｉｎｃ．によってＯＰＴＩＣＯＲという商標で作製される材料であり、これは、（米国特許出願公開第２０１３／００９５３１１  Ａ１号に説明される）注型可能なポリウレタン材料である。
【００９７】
ポリマー前駆体液の注入後、鋳型１０、６６は、ポリマー前駆体液を硬化させるために十分な温度まで、十分な時間にわたって加熱される。硬化後、鋳型１０、６６は、冷却される。例えば、鋳型１０、６６は、鋳型１０、６６が、鋳型１０、６６の安全な取り扱いを可能にする温度に到達するまで、周囲条件下で冷却することを可能にされることができる。
【００９８】
締結具３６および／またはクランプ９４は、除去される。第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、分離される。航空機窓パネルが、鋳型１０、６６から除去される。例えば、窓パネルは、航空機窓パネルの表面を傷つけないように防止することに役立てるために、圧縮空気またはプラスチックのスパチュラを使用して除去されることができる。必要に応じて、任意の過剰な周辺材料またはばり（ｆｌａｓｈｉｎｇ）が、航空機窓パネルから除去されることができる。
【００９９】
結果として生じる航空機窓パネルは、第１の鋳型表面２４および第２の鋳型表面５０によって画定される形状および輪郭に対応する最終形状を伴う、対向する主面（例えば、第１の表面および第２の表面）を有する。いかなる余分な機械加工、切断、または成形ステップも、フレーム内に窓パネルを挿入する前に、航空機窓パネルの対向する主面をさらに輪郭付けるか、または成形するために要求されない。窓パネルの縁構成または縁構成の大部分は、パネルの縁領域の機械加工ではなく、注型によって形成される。
【０１００】
注型プロセス中、ポリマー前駆体液は、鋳型１０、６６が垂直または実質的に垂直である間に鋳型１０、６６の中に注入されることができる。注入後、鋳型１０、６６は、鋳型チャンバ６２内のポリマー前駆体液によって生成される流体静力学的力を低減させるために、その前部２２または後部１６上に配置されることができる。
【０１０１】
代替として、図１０に示されるように、ポリマー前駆体液は、鋳型１０、６６が、例えば、鋳型１０、６６が位置する表面１０４に対する傾斜角１０２において傾斜されている間に、鋳型１０、６６の中に注入されることができる。例えば、ポリマー前駆体液は、５°〜７０°、例えば、１０°〜５０°等、例えば、１５°〜４５°等、例えば、２０°〜４０°等の範囲内の傾斜角１０２において、鋳型１０、６６の中に注入されることができる。例えば、傾斜角１０２は、２０°〜３０°の範囲内にあり得る。ポリマー前駆体液の注入のために鋳型１０、６６を傾斜させることによって、鋳型チャンバ６２の底部において発達する流体静力学的圧力は、低減される。これは、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４を離れるように押圧する流体静力学的圧力によって引き起こされる、外向きに指向される力を低減させる。
【０１０２】
随意に、図１１に示されるように、鋳型１０、６６は、液体浴１０６内に配置されることができる。ポリマー前駆体液１２３が鋳型チャンバ６２の中に注入されるにつれて、浴１０６内の液体１０９の水位１０８は、浴１０６内の液体１０９の水位１０８が鋳型チャンバ６２内のポリマー前駆体液１２３の水位１１０に対応するか、または実質的に対応するように制御されることができる。鋳型半体１２、１４に対して押圧する浴１０６内の液体１０９の内向きに指向される流体静力学的圧力は、鋳型チャンバ６２内のポリマー前駆体液１２３のカラムによって引き起こされる、外向きに指向される流体静力学的圧力と反対に作用する。これは、第１および第２の鋳型半体１２、１４が離れるように押圧されないように防止することに役立つ。液体浴１０６内で使用するための例示的液体１０９は、ＳｐｅｃｉａｌＣｈｅｍ  ＳＡ（Ｐａｒｉｓ，  Ｆｒａｎｃｅ）から商業的に利用可能なＢｅｎｚｏｆｌｅｘ系の可塑剤を含む。本発明の本実施例では、鋳型半体の底部部分は、浴１０６内の液体１０９の圧力がそのような補償を提供し得るため、流体静力学的力を補償するためにともにより近接する必要はない。加えて、または代替として、鋳型半体の底部部分は、上記に説明されるようにより厚くある必要はない。加えて、液体１０９は、鋳型１０、６６および鋳型１０、６６の内側の液体を加熱するために、加熱されることができる。
【０１０３】
図１２に示されるように、鋳型１０、６６の温度は、鋳型１０、６６を温度制御された流体浴１１２内に配置することによって、硬化プロセス中に選択的に制御されることができる。流体浴１１２内の流体１１３は、再循環ヒータ１１４と流動連通することができる。流体浴１１２は、図１１に関して上記に説明される液体浴１０６と同一であり得る。代替として、流体浴１１２は、液体浴１０６とは異なる浴であり得る。例えば、流体浴１１２は、鋳型１０、６６が、ポリマー前駆体液を用いて充填される前、その間、またはその後のいずれかにおいて配置される、別個の浴であり得る。
【０１０４】
図１３に示されるように、第１の鋳型半体１２および第２の鋳型半体１４は、ポリマー前駆体液の注入のために、および／または硬化プロセス中に、２つの剛性支持体１１６、１１８間に位置することができる。エラストマー材料１２０が、鋳型半体１２、１４の後部１６と支持体１１６、１１８との間に位置する。鋳型１０、６６がポリマー前駆体液を用いて充填されるにつれて、ポリマー前駆体液のカラムによって引き起こされる流体静力学的圧力が、鋳型半体１２、１４に対して外向きに押圧する。鋳型半体１２、１４は、鋳型後部１６と支持体１１６、１１８との間に閉じ込められたエラストマー材料１２０に対して外向きに押圧する。エラストマー材料１２０は、緩衝材または衝撃吸収材として作用し、内向きに指向される圧縮力を提供し、外向きに指向される流体静力学的圧力と反対に作用するか、または減衰する。これは、鋳型半体１２、１４を所望の離間される距離に維持することに役立つ。
【０１０５】
図１４は、変形可能鋳型表面２４、５０を伴う鋳型半体１２、１４を使用する、本発明の注型方法を図示する。ポリマー前駆体液１２３を用いて充填することに先立って、鋳型表面２４、５０は、第１の形状または輪郭を画定する第１の位置１２２（図１４Ａ）にある。本第１の形状は、航空機窓パネルの所望の最終表面輪郭とは一致しない。ポリマー前駆体液１２３が鋳型１０、６６に添加されるにつれて、ポリマー前駆体液１２３のカラムによって引き起こされる流体静力学的圧力は、鋳型表面２４、５０を、第２の形状または輪郭を画定する第２の位置１２４（図１４Ｂ）に偏向または変形させる。第２の位置１２４における鋳型表面２４、５０の第２の形状は、航空機窓パネル表面の所望の最終形状に対応する。
【０１０６】
有限要素分析（ＦＥＡ）が、鋳型表面２４、５０が第１の位置１２２から第２の位置１２４に偏向するために必要とされる、鋳型表面２４、５０の形状を計算するために使用されることができる。ＦＥＡは、鋳型表面２４、５０の計算された所望の形状が許容可能な値内になるまで、鋳型表面偏向が計算され、鋳型表面２４、５０が修正され、修正された鋳型表面の偏向が決定され、鋳型表面が再び修正される等の反復プロセスである。
【０１０７】
例示的航空機窓パネル連続注型アセンブリ１２６が、図１５および１６に図式的に示される。連続注型アセンブリ１２６は、少なくとも１つのコンベヤ軌道１３０を有する、コンベヤシステム１２８を含む。注型アセンブリ１２６は、好ましくは、第１の端部１３２（入口端部）と、第２の端部１３４（出口端部）とを有する、複数のコンベヤ軌道１３０を備える。コンベヤ軌道１３０は、例えば、従来のローラコンベヤであり得る。コンベヤ軌道１３０は、加熱チャンバ１３６を通して延在する。加熱チャンバ１３６は、従来のオーブンであり得る。
【０１０８】
加熱チャンバ１３６は、静止加熱チャンバ１３６であり得る。代替として、加熱チャンバ１３６は、移動可能、例えば、往復加熱チャンバ１３６であり得る。例えば、加熱チャンバ１３６は、車輪、ローラ、またはレール等の移動デバイス１３８上に支持されることができる。または、加熱チャンバ１３６は、移動可能高架支持体から懸下されることができる。
【０１０９】
加熱チャンバ１３６が静止加熱チャンバ１３６であるとき、鋳型１０、６６は、上記に説明される任意の様式において、ポリマー前駆体液を注入される。例えば、注入は、コンベヤ軌道１３０の第１の端部１３２の近傍に位置するオーブン内で起こることができる。鋳型１０、６６は、次いで、第１の端部１３２またはそれの近傍のコンベヤ軌道１３０に輸送され、その上に位置付けられることができる。随意に、鋳型１０、６６は、最初に、コンベヤ軌道１３０上に配置され、次いで、ポリマー前駆体液を注入されることができる。
【０１１０】
コンベヤ軌道１３０は、加熱チャンバ１３６を通して鋳型１０、６６を運搬する。コンベヤ軌道１３０の速度は、ポリマー前駆体液が硬化するために十分な、加熱チャンバ１３６内の鋳型１０、６６に対する所望の滞留時間を提供するように設定されることができる。
【０１１１】
鋳型１０、６６が加熱チャンバ１３６を出ると、それらは、冷却され始める。この冷却は、周囲空気冷却および／またはファンもしくは送風機等による強制冷却であり得る。コンベヤ軌道１３０の長さは、鋳型１０、６６がコンベヤ軌道１３０の第２の端部１３４に到着する前に、それらが所望の温度に到達するために十分な時間を提供するように構成されることができる。代替として、鋳型１０、６６は、それらが加熱チャンバ１３６を出た後、コンベヤ軌道１３０から除去されることができ、冷却のために別の場所に輸送されることができる。
【０１１２】
加熱チャンバ１３６が移動可能加熱チャンバ１３６であるとき、鋳型１０、６６は、上記に説明されるように、充填され、コンベヤ軌道１３０上に配置されることができる。加熱チャンバ１３６は、次いで、コンベヤ軌道１３０に沿って運搬される（または往復移動される）ことができる（一方、コンベヤ軌道１３０は、移動していない）。加熱チャンバ１３６の移動の速度は、静止鋳型１０、６６が、ポリマー前駆体液が硬化するために十分な時間にわたって加熱チャンバ１３６内にあるように制御されることができる。加熱チャンバ１３６が鋳型１０、６６を過ぎて移動した後、鋳型１０、６６は、所望の温度まで冷却するために十分な時間にわたって、コンベヤ軌道１３０上に残されることができる。代替として、鋳型１０、６６は、コンベヤ軌道１３０から除去され、冷却のために別の場所に輸送されることができる。
【０１１３】
加熱チャンバ１３６に加えて、またはその代替として、鋳型１０、６６は、上記に説明されるような個別に加熱される鋳型であり得る。
【０１１４】
上記の議論から理解されるように、本発明は、殆どまたは全く後形成処理が要求されないように、航空機窓パネルが注型から形状（ｃａｓｔ−ｔｏ−ｓｈａｐｅ）にされることを可能にするための方法および装置を提供する。「注型から形状」とは、窓パネルを作製するための材料が、鋳型１０、６６の中に注入され、したがって、硬化に際し、注型された窓パネルは、所望の特徴（例えば、窓パネル主面の形状／輪郭および／または所望の周辺縁構造ならびに／もしくは均圧孔等の他の特徴）を有し、したがって、殆どまたは全く付加的製造ステップ（ミリング、研削、切断、または削孔）が、航空機窓への窓パネルの組み込みのために要求されないことを意味する。注型された窓パネルは、これが鋳型１０、６６から出たとき、本質的に、その所望される最終形態にあり、航空機窓に組み込むことができる状態である。
【０１１５】
上記の実施例では、ポリマー前駆体液は、２つの成形された鋳型表面２４、５０間の鋳型チャンバ６２の中に注入された。本発明の別の側面では、ポリマー前駆体液は、２つの離間されるポリマーシート間の空間の中に注入されることができる。ポリマーシートは、例えば、ポリウレタンシートまたはポリカーボネートシートであり得る。硬化されたポリマー前駆体液によって形成されたポリマーは、ポリマーシートをともに接続し、積層体構造を形成する。
【０１１６】
上記の方法では、鋳型１０、６６は、上部から充填された。つまり、鋳型１０、６６は、入口６０が鋳型１０、６６の上部に位置するように位置付けられた。鋳型１０、６６に添加されている流体は、重力の影響下で鋳型１０、６６に流入し得る。または、流体は、加圧空気等による圧力下で鋳型１０、６６の中に注入され得る。本発明の別の側面では、鋳型１０、６６は、入口６０が鋳型１０、６６の底部にあるように位置付けられることができる。ポリマー前駆体液は、減圧システムまたは圧力補助システムを使用して、鋳型チャンバ６２の中に注入されることができる。代替として、鋳型１０、６６は、入口６０が鋳型１０、６６の側面上にあるように位置付けられることができる。
【０１１７】
図１７は、本発明に従って作製される、例示的窓パネル１５０を図示する。窓パネル１５０は、中央視認面積１５２と、複合形状１５６を有する外側周辺縁１５４とを含む。「複合形状」１５６とは、縁および／または輪郭ならびに／もしくは曲線を伴う形状を意味する。そのような複合形状は、典型的には、航空機の動作中にフレームワークに係合し、窓パネル１５０を定位置に保持するために存在する。本発明に従って形成され得る複合形状１５６の実施例が、図１８に示される。図１８に示される複合形状１５６は、単純に、例示的であり、本発明に従って形成され得る複合形状１５６を包括するものではない。本発明の実践では、そのような複合形状１５６は、モールディングプロセス中に窓パネル１５０上に形成されることができる。これは、従来の非注型加工方法において行われていたような、そのような複合形状１５６を窓パネル１５０の周辺に切断または機械加工する必要性を低減もしくは排除する。
【０１１８】
本発明は、以下の付番された付記においてさらに説明されることができる。
【０１１９】
付記１：ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型であって、第１の鋳型表面を備える、第１の鋳型半体と、第２の鋳型表面を備える、第２の鋳型半体とを備え、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、航空機窓パネルの対向する主面のための最終形状に順応する形状を有する、鋳型。
【０１２０】
付記２：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートを含む、付記１に記載の鋳型。
【０１２１】
付記３：第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属シートを含む、付記１または２に記載の鋳型。
【０１２２】
付記４：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、鏡面ステンレス鋼、研磨されたステンレス鋼、無電解ニッケルめっきステンレス鋼、アルミニウム、Ｈ１３工具鋼、３０４ステンレス鋼、ならびに銅、ニッケル、および／またはアルミニウムで合金化されたベリリウム等のベリリウム合金から成る群から選択された金属を含む、付記１〜３のいずれかに記載の鋳型。
【０１２３】
付記５：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、ステンレス鋼またはアルミニウムを含む、付記１〜４のいずれかに記載の鋳型。
【０１２４】
付記６：第１の鋳型半体は、第２の鋳型半体に枢動可能に接続される、付記１〜５のいずれかに記載の鋳型。
【０１２５】
付記７：第１の鋳型半体は、第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の鋳型表面を備え、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、１０ｎｍを上回らない、好ましくは、８ｎｍを上回らない表面粗さを有する、付記１〜６のいずれかに記載の鋳型。
【０１２６】
付記８：第１の鋳型半体は、第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の鋳型表面を備え、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面は、パターン化された領域を備える、付記１〜６のいずれかに記載の鋳型。
【０１２７】
付記９：第１の鋳型半体は、第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の鋳型表面を備え、コーティングが、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面の上に位置し、コーティングは、無電解ニッケル堆積層およびクロムめっき層から成る群から選択される、付記１〜８のいずれかに記載の鋳型。
【０１２８】
付記１０：第１の鋳型半体は、第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の鋳型表面を備え、ガラスライナが、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面の上に取り外し可能に位置する、付記１〜９のいずれかに記載の鋳型。
【０１２９】
付記１１：ガラスライナは、第１の鋳型表面および／または第２の鋳型表面の形状に順応する、付記１０に記載の鋳型。
【０１３０】
付記１２：ガラスライナの外面の上にスパッタ堆積コーティングを含む、付記１０または１１に記載の鋳型。
【０１３１】
付記１３：スパッタ堆積コーティングは、鋼およびニッケルから成る群から選択される、付記１２に記載の鋳型。
【０１３２】
付記１４：ガラスライナは、強化ガラスを含む、付記１０〜１３のいずれかに記載の鋳型。
【０１３３】
付記１５：ガラスライナは、化学強化ガラスを含む、付記１０〜１４のいずれかに記載の鋳型。
【０１３４】
付記１６：第１の鋳型半体は、第１の締結具孔を備える第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、第２の締結具孔を備える第２のフランジを備え、第１の締結具孔および第２の締結具孔は、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されると、整合する、付記１〜１５のいずれかに記載の鋳型。
【０１３５】
付記１７：第１の鋳型半体は、第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、第２のフランジを備え、第１のフランジおよび第２のフランジは、締結具孔がない、付記１〜１５のいずれかに記載の鋳型。
【０１３６】
付記１８：第１の鋳型半体は、第１のガスケット軌道を備える第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、第２のガスケット軌道を備える第２のフランジを備え、第１のガスケット軌道および第２のガスケット軌道は、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されると、整合する、付記１〜１７のいずれかに記載の鋳型。
【０１３７】
付記１９：複数のクランプ締結具を含み、クランプ締結具は、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されると、咬持力を整合されたガスケット軌道にわたって直接印加するように構成される、付記１８に記載の鋳型。
【０１３８】
付記２０：第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されているとき、第１のフランジが第２のフランジに接触しないように、ガスケット軌道内に位置付けられるガスケットを含む、付記１８または１９に記載の鋳型。
【０１３９】
付記２１：第１の鋳型半体は、周辺縁を有する第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、周辺縁を有する第２のフランジを備え、第１のフランジおよび第２のフランジは、ガスケット軌道がない、付記１〜１７のいずれかに記載の鋳型。
【０１４０】
付記２２：第１の鋳型半体の周辺縁と第２の鋳型半体の周辺縁との間に位置する、成形されたガスケットを含む、付記２１に記載の鋳型。
【０１４１】
付記２３：成形されたガスケットは、外側端部と、内側端部と、外側端部の近傍の対向する溝の対と、内側端部の近傍の対向する平坦面の対とを備える、付記２２に記載の鋳型。
【０１４２】
付記２４：第１の鋳型半体の周辺縁は、溝のうちの一方に係合し、第２の鋳型半体の周辺縁は、溝のうちの他方に係合する、付記２３に記載の鋳型。
【０１４３】
付記２５：成形されたガスケットの第２の端部は、平面を備える、付記２３または２４に記載の鋳型。
【０１４４】
付記２６：成形されたガスケットの第２の端部は、Ｖ形面を備える、付記２３または２４に記載の鋳型。
【０１４５】
付記２７：成形されたガスケットの第１の端部の幅は、成形されたガスケットの第２の端部の幅を上回る、付記２３または２６のいずれかに記載の鋳型。
【０１４６】
付記２８：複数のクランプ締結具を含み、クランプ締結具は、平坦面にわたる第１の鋳型半体および第２の鋳型半体に対して咬持力を印加するように構成される、付記２３〜２７のいずれかに記載の鋳型。
【０１４７】
付記２９：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入前の第１の形状と、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入後の第２の形状とを有する、変形可能な鋳型表面を含む、付記１〜２８のいずれかに記載の鋳型。
【０１４８】
付記３０：第１の鋳型半体および第２の鋳型半体は、ポリマー前駆体液の注入前に、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されているとき、鋳型チャンバの底部領域が鋳型チャンバの上部領域よりも狭いように構成される、付記１〜２９のいずれかに記載の鋳型。
【０１４９】
付記３１：鋳型の少なくとも一部に係合するように構成される加熱ジャケットを含む、付記１〜３０のいずれかに記載の鋳型。
【０１５０】
付記３２：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、加熱要素を含む、付記１〜３１のいずれかに記載の鋳型。
【０１５１】
付記３３：ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型であって、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える、鋳型。
【０１５２】
付記３４：ポリマー航空機窓パネルを注型するための鋳型であって、第１の鋳型半体と、第２の鋳型半体とを備え、鋳型半体は、ガラス、セラミック、炭素繊維、シリコーン、ナイロン、および高温プラスチックから成る群から選択された材料を含む、鋳型。
【０１５３】
付記３５：第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体は、ポリウレタンポリマーおよび／またはポリカーボネートポリマーを含む、付記３４に記載の鋳型。
【０１５４】
付記３６：ポリマー航空機窓パネルを注型するための注型アセンブリであって、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える、鋳型と、鋳型を受容するように構成される、流体浴と、流体浴と流動連通する、再循環ヒータとを備える、注型アセンブリ。
【０１５５】
付記３７：ポリマー航空機窓パネルを注型するための注型アセンブリであって、複数の鋳型であって、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える、鋳型と、加熱チャンバと、加熱チャンバを通して延在する、複数のコンベヤとを備える、注型アセンブリ。
【０１５６】
付記３８：加熱チャンバは、往復する加熱チャンバである、付記３７に記載の注型アセンブリ。
【０１５７】
付記３９：ポリマー航空機窓パネルを注型する方法であって、第１の形状を有する第１の鋳型表面を備える第１の鋳型半体と、第２の形状を有する第２の鋳型表面を備える第２の鋳型半体とを備える、鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、航空機窓パネルを形成するステップとを含み、航空機窓パネルは、第１の形状に対応する第１の表面と、第２の形状に対応する第２の表面とを有する、方法。
【０１５８】
付記４０：ポリマー航空機窓パネルを注型する方法であって、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える、鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、航空機窓パネルを形成するステップとを含む、方法。
【０１５９】
付記４１：第１の鋳型半体は、第１の形状を有する第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の形状を有する第２の鋳型表面を備え、航空機窓パネルが、第１の形状に対応する第１の表面と、第２の形状に対応する第２の表面とを有する、付記４０に記載の方法。
【０１６０】
付記４２：鋳型が傾斜角にある間にポリマー前駆体液を注入するステップを含む、付記３９〜４１のいずれかに記載の方法。
【０１６１】
付記４３：傾斜角は、０°〜４５°の範囲内にある、付記４２に記載の方法。
【０１６２】
付記４４：傾斜角は、３０°を上回らない、付記４２または４３に記載の方法。
【０１６３】
付記４５：傾斜角は、２０°を上回らない、付記４２〜４４のいずれかに記載の方法。
【０１６４】
付記４６：鋳型が垂直である間にポリマー前駆体液を鋳型チャンバの中に注入するステップと、次いで、ポリマー前駆体液の硬化中に鋳型を横にして配置するステップとを含む、付記３９〜４５のいずれかに記載の方法。
【０１６５】
付記４７：鋳型を流体浴内に配置するステップと、ポリマー前駆体液を鋳型チャンバの中に注入するステップと、鋳型チャンバ内の前駆体液水位に対応するように流体浴内の流体水位を制御するステップとを含む、付記３９〜４６のいずれかに記載の方法。
【０１６６】
付記４８：鋳型を流体浴内に配置するステップと、鋳型内のポリマー前駆体液を選択的に加熱および／または冷却するように流体浴内の流体の温度を制御するステップとを含む、付記３９〜４７のいずれかに記載の方法。
【０１６７】
付記４９：ポリマー前駆体液を鋳型チャンバの中に注入するステップと、コンベヤ上の鋳型を静止加熱チャンバを通して輸送するステップとを含む、付記３９〜４８のいずれかに記載の方法。
【０１６８】
付記５０：ポリマー前駆体液を鋳型チャンバの中に注入するステップと、移動可能加熱チャンバを鋳型に対して移動させるステップとを含む、付記３９〜４８のいずれかに記載の方法。
【０１６９】
付記５１：ポリマー前駆体液を鋳型の底部の中に注入するステップを含む、付記３９〜５０のいずれかに記載の方法。
【０１７０】
付記５２：第１の鋳型半体は、第１のガスケット軌道を備える第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、第２のガスケット軌道を備える第２のフランジを備え、ガスケットが、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されているとき、第１のフランジが第２のフランジに接触しないように、ガスケット軌道内に位置する、付記３９〜５１のいずれかに記載の方法。
【０１７１】
付記５３：第１の鋳型半体は、第１のガスケット軌道を備える第１のフランジを備え、第２の鋳型半体は、第２のガスケット軌道を備える第２のフランジを備え、ガスケットが、ガスケット軌道内に位置し、本方法が、第１の鋳型半体が第２の鋳型半体に噛合されると、咬持力を整合されたガスケット軌道にわたって直接印加するステップを含む、付記３９〜５２のいずれかに記載の方法。
【０１７２】
付記５４：第１の鋳型半体および第２の鋳型半体は、エラストマーの後部層を含み、本方法は、エラストマーの後部層が支持体に接触するように、鋳型を２つの剛性支持体間に配置するステップを含む、付記１〜５３のいずれかに記載の方法。
【０１７３】
付記５５：ポリマー航空機窓パネルを注型する方法であって、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体および圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体を接続するステップであって、鋳型チャンバを有する鋳型を形成するステップと、鋳型を２５０°Ｆ〜２７５°Ｆの範囲内の温度まで予熱するステップと、随意に、鋳型を傾斜角において配置するステップと、随意に、鋳型を流体浴内に配置するステップと、鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、鋳型を加熱するステップであって、ポリマー前駆体液を硬化させるステップと、鋳型を冷却するステップと、第１および第２の鋳型半体を切断するステップと、航空機窓パネルを取り出すステップとを含む、方法。
【０１７４】
付記５６：ポリマー航空機窓パネルを注型する方法であって、第１の鋳型半体および第２の鋳型半体を接続するステップであって、鋳型チャンバを有する鋳型を形成し、第１の鋳型半体は、第１の形状を有する第１の鋳型表面を備え、第２の鋳型半体は、第２の形状を有する第２の鋳型表面を備える、ステップと、鋳型を２５０°Ｆ〜２７５°Ｆの範囲内の温度まで予熱するステップと、随意に、鋳型を傾斜角において配置するステップと、随意に、鋳型を流体浴内に配置するステップと、鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップと、鋳型を加熱するステップであって、ポリマー前駆体液を硬化させるステップと、鋳型を冷却するステップと、第１および第２の鋳型半体を切断するステップと、航空機窓パネルを取り出すステップとを含み、航空機窓パネルは、第１の形状に対応する第１の表面と、第２の形状に対応する第２の表面とを有する、方法。
【０１７５】
付記５７：剥離剤を第１の鋳型半体および／または第２の鋳型半体に付与するステップを含む、付記５５または５６に記載の方法。
【０１７６】
付記５８：注型物から過剰なばりを除去するステップを含む、付記５５〜５７のいずれかに記載の方法。
【０１７７】
付記５９：ポリマー航空機窓パネルを注型する方法であって、変形可能な第１の鋳型表面を有する、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第１の鋳型半体と、変形可能な第２の鋳型表面を有する、圧延、液圧成形、またはスタンピングされた金属の第２の鋳型半体とを備える、鋳型の鋳型チャンバの中にポリマー前駆体液を注入するステップを含み、第１の鋳型表面および第２の鋳型表面は、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入前の第１の形状から、鋳型の中へのポリマー前駆体液の注入後の第２の形状に変形し、第２の形状は、窓パネルの所望の最終形状に順応する、方法。
【０１７８】
付記６０：ポリマー積層体を注型する方法であって、ポリマーの第１の鋳型半体と、ポリマーの第２の鋳型半体とを備える、鋳型の鋳型チャンバの中にウレタンポリマー前駆体液を注入するステップと、ポリマー前駆体液を硬化させるステップであって、積層体構造を形成するステップとを含む、方法。
【０１７９】
付記６１：第１の鋳型半体および第２の鋳型半体は、ポリカーボネート材料および／またはポリウレタン材料を含む、付記６０に記載の方法。
【０１８０】
修正が、前述の説明において開示される概念から逸脱することなく、本発明に成され得ることが、当業者によって容易に理解され得る。故に、本明細書に詳細に説明される特定の側面は、例証にすぎず、本発明を限定するものではなく、これは、添付の特許請求の範囲ならびにその任意および全ての均等物の全範囲を与えられるべきである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図６】
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【図７】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図８Ｃ】
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【図８Ｄ】
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【図８Ｅ】
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【図８Ｆ】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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