(57)【要約】  航空機用の窓枠（１８）が提供される。窓枠（１８）は、積層されたリム（２２）と、窓ガラス（２０）を受ける中央孔（２６）を有する内側のサッシ（２４）とを含み、サッシ（２４）はリム（２２）から横断方向にオフセットされると共に、窓枠（１８）の、内側及び外側の対向する各側部（２８、２０）の間の、異なる層（１〜７）を含む。
2010515624.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の窓枠（１８）であって、
積層構成を有する外側のリム（２２）と、
窓ガラス（２０）を受けるための中央孔（２６）を有する横断方向にオフセットされた内側のサッシ（２４）と、
を含み、
リム（２２）及びサッシ（２４）が、該リム及びサッシを半径方向に貫いて伸延する共通の層（１〜７）を含み、該層（１〜７）が、窓枠の対向する内側側部（２８）及び外側側部（３０）の間において横断方向に異なる窓枠。
【請求項２】
窓ガラス（２０）をその内部に取り付けるための中央のポケット（３４）を提供するための、共通の層においてリム（２２）及びサッシ（２４）を横断方向に架橋する環状のリブ（３２）を更に含む請求項１の窓枠。
【請求項３】
リム（２２）、サッシ（２４）、リブ（３２）が、全体的に、中央孔（２６）を包囲する、窓枠（１８）の短軸（４４）に沿って横断方向に離間され前方支柱（３６）及び後方支柱（３８）と、窓枠（１８）の長軸に沿って長手方向に離間された上方レール（４０）及び下方レール（４２）と、を形成し、
サッシ（２４）が、リム（２２）の外側側部（３０）からオフセットされ、該オフセットされた状態のサッシを、露呈された共通の外側層（１）が覆う請求項２の窓枠。
【請求項４】
リム（２２）、リブ（３２）、サッシ（２４）が、剛性の樹脂マトリクス（５２）内に固定した複数の繊維質の共通の層（１〜７）を含む請求項３の窓枠。
【請求項５】
共通の層の各々が、露呈された外側層（１）と、該外側層とは反対側の内側層（７）と、該外側層及び内側層間に積層した複数の異なる中間層（２〜６）を含む請求項４の窓枠。
【請求項６】
リム（２２）が一様な肉厚を有し、サッシ（２４）が、リブ（３２）から薄いリップ（４８）にかけて肉厚が減少され、該リップが中央孔（２６）をその円周方向において境界付ける請求項５の窓枠。
【請求項７】
サッシ（２４）に沿った外側側部（３０）が、リム（２２）に沿った内側側部（２８）と全体に平行である請求項６の窓枠。
【請求項８】
サッシ（２４）の内側側部（２８）が、オフセットされたリム（３２）に向けて傾斜され、かくして、窓ガラス（２０）を受けるための座部（５０）を形成する請求項７の窓枠。
【請求項９】
サッシ（２４）の外側側部に接着され且つリップ（４８）の周囲をラッピングする、金属製の腐食シールドにして、中央孔（２６）を包囲する前方支柱（３６）、後方支柱（３８）、上方レール（４０）、下方レール（４２）、に沿って環状に連続する金属製の腐食シールド（５４）を更に含む請求項６の窓枠。
【請求項１０】
繊維質の共通の層の各々が異なるパターン（５６ａ−ｈ）を含み、各パターンが、中央孔（２６）の周囲の前方支柱（３６）、後方支柱（３８）、上方レール（４０）、下方レール（４２）に沿って重なり合う複数の異なる形状のセグメントを含む請求項５の窓枠。
【請求項１１】
外側層（１）が、内側層（７）のそれとは異なる繊維のパターンを有し、中間層（２〜６）が、外側層（１）のそれとは異なる繊維のパターンを有する請求項１０の窓枠。
【請求項１２】
外側層（１）が、金属フィラメントを折り込んだ、ガラス繊維からなる織った繊維を含み、
内側層（７）が、ガラス繊維からなる織った繊維を含み、
中間層（２〜６）が、ランダムに配向された炭素繊維チップからなる相当するマットを含む請求項１１の窓枠。
【請求項１３】
パターン（５６ａ、ｃ、ｅ、ｇ、ｈ）が、前方支柱（３６）及び後方支柱（３８）における単一のセグメントを含む請求項１０の窓枠。
【請求項１４】
パターン（５６ｂ〜ｅ、ｇ）が、上方レール（４０）及び下方レール（４２）における単一のセグメントを含む請求項１０の窓枠。
【請求項１５】
パターン（５６ａ、ｂ、ｈ）が、２つのセグメントを含み、該２つのセグメントが、全体的に、前方支柱（３６）、後方支柱（３８）、上方レール（４０）、下方レール（４２）、を形成する請求項１０の窓枠。
【請求項１６】
パターン（５６ａ、ｈ）における２つのセグメントが、前方支柱（３６）及び後方支柱（３８）において連続し、上方レール（４０）及び下方レール（４２）において重なり合う請求項１５の窓枠。
【請求項１７】
パターン（５６ｂ）における２つのセグメントが、上方レール（４０）及び下方レール（４２）において連続し、前方支柱（３６）及び後方支柱（３８）において重なり合う請求項１５の窓枠。
【請求項１８】
パターン（５６ｃ〜ｅ、ｇ）が４つのセグメントを含み、該４つのセグメントが、全体的に、前方支柱（３６）、後方支柱（３８）、上方レール（４０）、下方レール（４２）、を形成する請求項１０の窓枠。
【請求項１９】
パターン（５６ｃ〜ｅ、ｇ）が、全体的に、前方支柱（３６）、後方支柱（３８）を形成する２つのセグメントと、全体的に、上方レール（４０）、下方レール（４２）、を形成する２つのセグメントとを含む請求項１８の窓枠。
【請求項２０】
４つのセグメントが上方レール（４０）及び下方レール（４２）において重なり合う請求項１８の窓枠。
【請求項２１】
４つのセグメントが前方支柱（３６）及び後方支柱（３８）において重なり合う請求項１８の窓枠。
【請求項２２】
中央孔（２６）が、長軸（４６）に沿って長円状である請求項１０の窓枠。
【請求項２３】
パターン（５６ｆ）が、短軸（４４）又は長軸（４６）の周囲で対称配置された一対の矩形のセグメントを含む請求項１０の窓枠。
【請求項２４】
パターン（５６ａ、ｂ、ｄ）が、短軸（４４）又は長軸（４６）の周囲で対称配置された一対の半長円状のセグメントを含む請求項１０の窓枠。
【請求項２５】
請求項５の窓枠（１８）の製造方法であって、
樹脂を含浸した繊維質の平坦なプレプレグ（１〜７ｐ）を、外側層（１）、内側層（７）、中間層（２〜６）を形成するパターンに切断すること、
切断した複数のプレプレグの各層（１〜７）を共通の積層体（１〜４）、（５、６）として配置すること、
該積層体（１〜４）、（５、６）を加熱下にステージング処理すること、
積層体（１〜４）、（５、６）を冷却してプレス充填体（６０）を形成すること、
プレス充填体（６０）を加熱下に成型し且つ加圧して三次元輪郭を有する窓枠（１８）を形成すること、
を含む方法。
【請求項２６】
プレプレグの各層（１〜７）が異なるパターン（５６ａ−ｈ）を含み、各パターンが、中央孔（２６）の周囲で、前方支柱（３６）、後方支柱（３８）、上方レール（４０）、下方レール（４２）に沿って重なり合う異なる形状の複数のセグメントを含む請求項２５の方法。
【請求項２７】
外側層（１）が、内側層（７）のそれとは異なる繊維のパターンを有し、中間層（２〜６）が、外側層（１）のそれとは異なる繊維のパターンを有する請求項２６の方法。
【請求項２８】
各プレプレグの層（１〜７）を計量すること、
各プレプレグの層（１〜７）の合計重量を、窓枠（１８）の相当する仕様重量と比較すること、
プレプレグの層の積層体においてプレプレグの層を追加または除去することにより、前記合計重量を前記仕様重量に合致させるように調整すること、
を更に含む請求項２５の方法。
【請求項２９】
プレプレグの各層（１〜６）を２つの積層体（１〜４）及び（５及び６）として配置すること、
プレプレグの層の積層体の一方の上部位置においてプレプレグの層を追加または除去することにより、積層体（１〜４）及び（５及び６）の合計重量を窓枠（１８）の前記仕様重量に合致させるように調整すること、
積層体（１〜４）及び（５及び６）をステージング処理すること、
積層体（１〜４）及び（５及び６）を相互に積層して成形用の共通のプレス充填体（６０）を形成すること、
を更に含む請求項２５の方法。
【請求項３０】
プレプレグの各層（１〜６）が、積層体（１〜４）では外側層（１）、次いて中間層（２〜４）の各相当する１つとなる如く番号１から開始される層順で積層され、積層体（５、６）では逆順で積層され、
プレプレグの積層体（１〜４）及び（５、６）が、各頂部を重ねる状態で積層され、かくして、窓枠（１８）の内側側部（２８）及び外側側部（３０）間において各層の層順が連続される請求項２９の方法。
【請求項３１】
プレプレグの積層体（１〜４）が、窓枠（１８）の相当する内側側部（２８）及び外側側部（３０）と三次元形態において一致するステージグ処理用のトレー（６６）及び（６８）の頂部位置において積層され、
プレプレグの積層体（１〜４）及び（５、６）が前記トレー（６６）及び（６８）上でステージング処理され、かくして、初期状態において平坦なプレプレグの各層（１〜６）が、前記相当する内側側部（２８）及び外側側部（３０）の三次元形態に一致される請求項２５の方法。
【請求項３２】
外側層及び中間層（１〜６）をステージング処理すること、
プレス充填体（６０）に、該プレス充填体を成型するに先立ち、プレプレグの内側層（７）を追加すること、を更に含む請求項２５の方法。
【請求項３３】
プレス充填体（６０）が、窓枠（１８）の対向する内側側部（２８）及び外側側部（３０）と一致する一対の成形品（６２）及び（６４）に成型される請求項２５の方法。
【請求項３４】
航空機用の窓枠（１８）であって、
外側のリム（２２）及び横断方向にオフセットされた内側のサッシ（２４）にして、相互に積層され、サッシ（２４）が、横断方向にオフセットされ且つ窓ガラス（２０）を受けるための中央孔（２６）を有するリム（２２）及びサッシ（２４）と、
金属製の腐食シールド（５４）と、
を含み、積層した前記リム（２２）及びサッシ（２４）が、該リム及びサッシを半径方向に貫いて伸延する共通の層（１〜７）を含み、各層（１〜７）が、窓枠の対向する内側側部（２８）及び外側側部（３０）間において横断方向に異なり、
前記腐食シールド（５４）が、サッシ（２４）の外側側部に接着され且つ該外側側部のリップ（４８）の周囲を、サッシ（２４）に沿って連続し且つ中央孔（２６）を包囲する環状態様下にラッピングする窓枠。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は一般に航空機に関し、詳しくは、航空機の窓に関する。
【背景技術】
【０００２】
代表的な商用航空機では、コクピット後方から機尾直前の位置まで、機体両側に沿って多数の窓が配置される。機体は管状で、その前後の各端部間で直径又は半径が変化し、それに伴い、窓のサイズや曲率も航空機の長手方向に沿って変化する。
窓は、航空機の外側スキンに設けた相当する孔に好適に取り付けた枠を含み、枠枠には相当する窓ガラスが固定取り付けされる。
航空機の外側スキンは代表的にはアルミニュームのような高強度金属で製造され、窓枠もまた代表的には高強度金属で製造されることから、航空機の長手方向に沿った特定の窓位置に応じた、サイズや強度条件の異なる窓アセンブリを個別に製造するための色々の金属加工法が使用される。
【０００３】
航空機は、その重量が飛行性能に直接影響することから、その種々の構成部品に関し、これを軽量化させる一方で商用運転中の使用寿命を伸ばすに十分な強度を持たせるための開発が続けられている。
また商用航空機の場合、そのコスト、特には、常に上昇し続ける機関用燃料価格に関わるコストがその主たる設計目標となる。航空機そのものの初期製造コストも主要な設計目標であって、航空機の初期購入コストやその後の運転コストは何れも、航空機及びその使用寿命期間中の運転に際して推定される低コスト性に関わる競合性を評価する上で重要な基準となるものである。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、解決しようとする課題は、航空機用の窓枠及びその作製方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、航空機用の窓枠が提供される。窓枠は、積層した、外側リム及び、窓ガラスを受ける中央開口を有する内側のサッシを含み、サッシはリムから横断方向にオフセットされ、サッシとリムとが、窓枠の対向する内側及び外側の各側部間に、異なる層を含む。
【発明の効果】
【０００６】
航空機用の複合窓枠及びその作製方法が提供される。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】図１は、多数の窓の１つを部分拡大断面図で示す、飛行中の商用航空機の例示図である。
【図２】図２は、図１の線２−２に沿った位置での窓の、機体の外側から見た場合で且つ図の左側に機体の一部と共に示す平面図である。
【図３】図３は、図２に示す窓の、航空機とは分離した状態で示す斜視図である。
【図４】図４は、図３に示す窓の、線４−４に沿って切断した部分拡大断面図と共に示す断面図である。
【図５】図５は、図３及び図４に示す積層形態の窓枠を構成する各層を表すフローチャート図である。
【図６】図６は、図５に例示する各層を重ねて窓枠を作成するシーケンスのフローチャート図である。
【図７】図７は、図６に例示する各層のステージング及び組み立て状況を示すフローチャート図である。
【図８】図８は、図７に例示する積層したプレス成型用充填体を複合窓枠として製造するプレス成型状況のフローチャート図である。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
図１には、飛行中のガスターボファンエンジン式の飛行機又は航空機１０が例示される。航空機は、コクピット後方から機尾直前の位置に至る機体又は外側スキン１４の両側沿いに、列状に配置した多数の窓１２を含む。
各窓は、キャビンの圧力一体性を維持すると共に、飛行中に外側スキン上を機尾方向に高速で流れる外部空気流れ１６を含む外部環境からキャビン内の乗客を保護する。
各窓は、機体又は外側スキン１４の相当する孔を介して好適に取り付けられ、その寸法形状は航空機の長手方向に沿って変化する。機体又は外側スキン１４は全体に円筒状又は管状なので、その内径又は半径Ａは機首から幅広の乗客用胴部、そして機尾までの長手方向に沿って変化する。
各窓１２は機体又は外側スキンの部分的な曲率又は半径Ａに合う特定の寸法形状とされ、飛行機毎にサイズの異なる多数の窓が必要となるので、そうしたサイズの相違に応じた構造上の差を持たせるように製造しなければならない。
【０００９】
航空機の多数の窓はデザイン的には同じであるが、その寸法形状や曲率を含む形態は好適に変化され得る。図１には窓１２の実施例が横断方向断面で例示され、図２では平面図で示される。各窓は一体の複合窓枠１８を含み、この複合窓枠には従来からの透明な窓ガラス２０が好適に装着される。複合窓枠１８それ自体は機体又は外側スキン１４に相当する孔を通して好適に取り付けられ、その内部の窓ガラスを支持する。
複合窓枠１８は図３及び図４にその１実施例の詳細が例示され、半径方向外側の環状フランジ又はリム２２と、内部に取り付けた窓ガラス２０によりシール状態下に閉鎖された中央孔２６を包囲する、同中心の、半径方向内側の環状フランジ又はサッシ２４とを含む。
サッシ２４は、当該サッシを横断する厚さＴのリム２２から、この厚さ方向を横断する層構成を維持しつつ、リム２２から横断方向にオフセットされる。積層構成のリム及びサッシは複数層、例えば１〜７つの層を有し、各層は複合窓枠の半径方向軸Ｒに沿ってリム及びサッシの横方向、つまり半径方向に伸延する。
各層は複合窓枠の、航空機キャビンの内側側部及び機体又は外側スキンの外側縁部に各々相当し且つ相対する内外の各側部２８及び３０間を横断する方向において相互に異なるものであることが好ましい。
【００１０】
図４に例示するサッシ２４では、その環状の移行リブ３２が中央孔２６の全円周に沿って下方のリム２２よりも高くなっており且つリム２２を横断方向に架橋している。サッシ２４の内側側部と移行リブ３２とが、窓ガラス２０をその内部に取り付け得る中央ポケット３４を画定する。サッシ２４又はサッシバーは、窓ガラス２０を取り付け且つトラップさせると共に、加圧された航空機キャビンから窓を横断して付加される差圧に耐える環状組子を画定する。
リム２２、サッシ２４、移行リブ３２、は単独又は一体の構成部品として相互に一体化され、図２及び図３に示す中央孔２６の周囲に沿った円周方向に連続する。
従って、一体化されたリム、サッシ、リブはその全体が、対向する各縁部間で一体的に連結した垂直な前後の各カラム又は支柱３６、３８と、水平な上下の各レール４０、４２とを画定する。
支柱３６及び３８は複合窓枠１８の短軸４４に沿って横方向、つまり水平方向に離間され、かくして複合窓枠の水平方向幅Ｗを画定する。
２本のレール４０、４２は、複合窓枠の長軸４６に沿って長手方向、つまり垂直方向に離間され、かくして複合窓枠の高さ又は長さＬを画定する。
側方の２つの支柱３６及び３８は中央孔２６を横断方向に境界付けし、２本のレール４０、４２は、中央孔２６を垂直方向に境界付けする上部ヘッダ及び下部シルを提供し、これらの支柱及びレールはその全体が横方向、つまり円周方向において中央孔２６を完全に包囲する。
【００１１】
図３及び図４に例示するリム２２は、複合窓枠の外側境界位置から、複合窓枠と直交する移行リブ３２との交叉部にかけて好ましくは一様な厚さを有し、複合窓枠を、代表的にはボルト又はその他の好適な締め具を利用して機体又は外側スキンに構造上装着するために十分な表面積を提供する。
サッシ２４は、移行リブ３２と交叉する位置からサッシの半径方向内側までの厚さが前記リムの構成に対応して減少され、この部分が中央孔２６を円周方向に包囲する又は境界付けする比較的薄い弓状のリップ４８を画定する。
好ましい実施例では、移行リブ３２によって横断方向に離間された全体に平坦な２つの異なる平面内において、サッシ２４に沿った外側縁部３０が、リム２２に沿った内側側部２８と全体に平行となる。
サッシ２４の内側側部２８は、移行リブ３２と交叉する位置に向けて、前記外側縁部の構成に対応して、半径方向外側に且つ、オフセットされたリム２２に向けて下方に傾斜され、かくして、窓ガラス２０を完全に包囲する傾斜した環状の座部５０を形成する。窓ガラス２０はこの傾斜した環状の座部に相当する傾斜した周囲部分を有する。
【００１２】
このように、飛行中に窓ガラスに作用する差圧負荷は傾斜したサッシ２４に傾斜連結部を介して担持されるが、サッシ２４はその弓状の内側部又は移行リブ３２との交叉部が比較的肉厚なため、この差圧負荷による周囲のリムへの付加応力は小さくなる。
図４に例示するリム２２、移行リブ３２、サッシ２４は、複合窓枠の同中心の外側及び内側の各周囲部分との間に構造上連続する負荷通路を提供し、これらのリム２２、移行リブ３２、サッシ２４を半径方向に貫いて伸延する共通層１−７は、図４に略示する剛性の樹脂マトリクス５２として固着させた高強度の繊維積層体を含む。
図４に例示する各層は、航空機の外側の周囲環境に面して外側に露呈させた外側層１と、この外側層と横断方向に対向する、航空機キャビン内で内側を向く内側層７と、例えば、対向する外側及び内側の各層間に積層され且つ隠された、複数の異なる内側層又は中間層２−６と、を含むことが好ましい。
【００１３】
露呈された共通の外側層１は複合窓枠の内面又は外面を完全に覆い、かくして、その複合窓枠に適した、避雷を含む保護を提供する。
図２〜４に示すように、サッシ２４の外側に環状の腐食シールド５４を接着させることで複合窓枠に対する追加的な保護が提供され得る。腐食シールドは、薄板状のチタンの如き金属で、支柱３６、３８及びレール４０及び４２に沿って連続する金属環状体を提供し、中央孔２６を完全に包囲して雨風による腐食から保護するものであることが好ましい。
図４に示すサッシ２４とリム２２との間のオフセットの高さ又は深さは、この高さ又は深さが、その周囲の仮想線で示す機体又は外側スキン１４の厚さと合致して、サッシの外側表面と機体又は外側スキンの外側表面とが実質的に同じ高さになるように選択する。
この場合、薄い腐食シールド５４はサッシ内に後退され、約１〜３ミル（０．０２〜０．０８ｍｍ）程の高さで機体又は外側スキンの外側に突出し、かくして、窓ガラス及び機体又は外側スキンの縁部に代わりこの腐食シールドが雨風による腐食を受けることを保証する小隆起部を提供する。円滑な腐食シールドの小隆起部は、航空機がある程度の速度で飛行している間は窓上を流れる周囲空気の円滑な空力的流れを乱すことは無い。
【００１４】
更には、図４に例示する腐食シールド５４は、サッシの平坦な外側表面と一致され、対向する弓状の各縁部はその内側で航空機の内部に一体化される。例えば、腐食シールド５４は、サッシのリップ４８の周囲を部分的に被覆して、その下方の複合積層体が、そうしない場合には比較的軟質のサッシ複合体を腐食させる雨又はデブリ粒子を含有し得る外部の自由空気流れ１６に直接露呈されるのを最小限化又は排除することが好ましい。
図３に例示する複合積層体としての複合窓枠１８には、デザイン、強度、製造上のみならず、製造コストや使用寿命における耐性上の特定の利益がある。複合窓枠１８はその共通のリム２２、サッシ２４、移行リブ３２により画定されるが、これらリム、サッシ、移行リブの寸法形状、肉厚、形態は、異なる平面でのその長さＬ、幅Ｗ、窓枠自体の環状部の半径Ｒで表す曲率、のみならず、管状の航空機キャビンの部分的な湾曲と一致する窓枠の縦方向の曲率Ａ、における相当する相違を伴いつつ好適に変化され得る。
【００１５】
窓枠１８は、苛酷であろう飛行環境内をかなりの速度及び高度で飛行可能な航空機用に特に構成されたものであるため、その強度及び属性を、耐久性や構造的性能を増長させるために容易に適合させることができる。窓枠を積層構造としたことで、最終的な窓枠構造に導入される各層の材料特性や材料構成を、事実上無制限に変更することができる。
詳しくは、図４では硬化状態で例示する繊維の層１〜７は、図５にプレフィクスとして番号５６ａ−ｈで略示する異なる環状パターンを含み、特定の層に関する特定の環状パターンは最終的な窓形状に依存するものであることが好ましい。
例えば、図１に例示する航空機の場合、航空機で使用する、航空機キャビンの各側に関して対称の多数の、例えば９２個の窓に対し、１７種類の窓形態が用意され得る。そして、これら１７種類の窓形態は最高強度に関して、更に５つの基本重量等級に分けられる。これら５つの基本重量等級には、リブ３２の高さ又は長さの変化を伴う、超軽量、軽量、中重量、重量、そして超重量の各等級が含まれる。
【００１６】
従って、図５に例示する基本的な環状パターン５６ａ−ｈは、特定の航空機用途及びその航空機が必要とする窓に依存して航空機用の窓枠を作製する場合に使用できるパターン例を示すものである。窓枠それ自体は基本的に全体に環状であるため、その形状は丸形又は円形の機窓から、図２に例示する楕円又は長円状、更には、特定の航空機用途に応じた矩形又は台形の如きその他形状のものとされ得る。
上記した積層構成の窓枠は、図５に例示する共通の環状パターンに切断加工し、次いで相互に組み合わせることで必要な枠構成に容易に組み立て得る、初期状態で平坦な積層体である点において特定の有益性を持つ。
各層の環状パターンは環状に連続させ得るが、各層をその円周方向に沿ってセグメント化することで有益性が生じる。従って、各層の環状パターン５６ａ−ｈには、形状の異なる、番号１−４で示すリボン形状体又はリボンセグメントが含まれ得、各セグメントは、図３に示す、中央孔２６を包囲する支柱３６、３８及びレール４０、４２の周囲で好適に重畳する又は重ね継ぐ状態下に、全体的に相当する環状パターン５６ａ−ｈを形成するべく相互に相補的なものとされる。
【００１７】
本実施例では、図３に例示する窓枠の基本形状は長円であるため、図５に略示する相当する環状パターン５６ａ−ｈはそれに応じた長円状を有し、各層の隣り合う各セグメント間で若干重畳する又は重ね継ぐ状態下に、繊維材料からなる完全なリボン環状体を提供する。
図４に例示するように、外側層１は、例えば、番号７で示す内側層とは異なる繊維配列模様を有することが好ましい。また、例えば中間層２−６は、外側層１や内側層７の何れとも異なる繊維配列模様を有することが好ましい。
図４に例示する窓枠で用いる各繊維材料は従来通りのものであり、市販入手可能であり、その属性の相違性を優先して選択され得る。図４及び図５には線維材料の拡大図が示される。
【００１８】
例えば、外側層１は、雷を伴う嵐に見舞われる航空機で使用する窓枠を落雷から保護する、燐青銅又はアルミニュームのような金属繊維又はフィラメントを折り込んだ、織った高強度カーボン平織繊維を含むことが好ましい。各フィラメントは図４では格子線で略示し、フィラメントに折り込んだ細い繊維リボン又は繊維束の短繊維を白四角形で表している。
落雷を受ける好適な繊維材料にエポキシ樹脂のような樹脂を前含浸（プレプレグ）させ、次いで硬化させたものをユタ州ソルトレークシティのＨｅｘｃｅｌ社より市販入手できる。
中間層２−６は、マットの周囲３６０度の全横断方向における準等方性、又は等方性の強度を提供するべく、ランダム配向のカーボンファイバーシルバー又はカーボンファイバーチップからなる相当するマットを含むことが好ましい。
【００１９】
こうした、高強度の、ランダム配向の繊維材料は、ＨｅｘＭＣ又はＨｅｘｃｅｌ  Ｍｏｌｄｉｎｇ  Ｃｏｍｐｏｕｎｄの商標名のものを入手可能であり、フランス国リヨンのＨｅｘｃｅｌ社から市販入手可能である。各チップは、エポキシ樹脂又はポリマー樹脂を前含浸させた短繊維リボン又は繊維束の短繊維であり、幅約５ｃｍ（２インチ）、長さ約０．８４ｃｍ（１／３インチ）であり、厚さは０．１〜０．２ｍｍ（４〜８ミル）である。
内側層７は、航空機装着用のファスナを受けるためにリムを穿孔した時に、その下側の中間炭素層から余剰の炭素繊維が飛び出さないようにするために、非常に軽量のガラス繊維、又はＥガラス、きめ細かい布地に折り込んだ繊維、を含むことが好ましい。
こうしたガラス繊維層は、ユタ州ソルトレークシティのＨｅｘｃｅｌ社よりＳｔｙｌｅ１０８として市販入手可能である。
【００２０】
窓枠の各層１〜７で使用する繊維材料の全ては、織った布地または相当するエポキシ樹脂材料内でランダムに配向するマットとして提供され、最終的に硬化すると、全層及び全繊維を全体にワンピースに一体化した窓枠として相互に一体的に接着する、図４に例示する一体的な硬質の樹脂マトリクス５２を形成する。
落雷を受ける外側層１と、穿孔されるマットを有する内側層７とは、相当する窓形態及び強度に応じた多数の高強度カーボン製の中間層２〜６をその間部分に横断方向に沿って挟持する。
中間層２〜６の数は、その内部の全ての層が共通の準等方性の炭素繊維材料を共有し、各層が、ランダム配置した炭素繊維チップに依存する固有の相対的相違を有する状態下に増減され得るが、その場合でも各中間層は、類似する高い強度をその全方位に提供し、多数の中間層が、最終的な窓枠の強度や剛性をそれに応じて増大させるために使用される。
各層１〜７は最終的な窓枠の共通の長円形態を共有し、図５に例示する各環状パターン５６ａ−ｈは、所望に応じて異なる層に対して使用され得る。
【００２１】
例えば、図４に例示する、落雷を受ける外側層１では、材料利用度を最大限化し且つ無駄を最小化し、織った繊維束の短繊維を、成型中の歪みを回避させるべく長短の各軸から±４５°の角度で配向させ得るよう、図５に例示する、４つのセグメント５６ｇ１〜４を有する環状パターンを使用することが好ましい。
それに応じて、穿孔するマットを含む、図４に例示する内側層７は、材料利用度を最大限化し且つ無駄を最小化するために、図５に例示する、２つのセグメント５６ｈ１〜２からなる環状パターンを使用することが好ましい。
また、各中間層２〜６は、図５に例示する各環状パターン５６ａ−ｆを使用できる。中間層の各環状パターンは、必要に応じてその間部分に、相当する多少の継ぎ重ね部分（点線で示す）を含む２つ又は４つのセグメントを窓枠の周囲部分に沿って含む。
異なる環状パターンにより、各セグメントの重畳分に相当する円周方向のオフセットが許容され、またそうした環状パターンを使用して、窓枠の最終的な厚みを制御し、窓枠の一体性を好適な許容誤差範囲内に維持することができる。
【００２２】
１実施例において、図４に示す高強度の５つの中間層２〜６の夫々は、相当する重ね継ぎ部分を実用範囲内で偏倚又はスタガー配置させるべく、図５に示す異なる５つの環状パターン５６ａ−ｅに対応される。
図４に例示する窓枠はその断面輪郭が、一定厚の外側のリム２２から傾斜厚の内側のサッシ２４まで変化することから、図５に例示する各環状パターン及び材料組成を使用してリム及びサッシのそうした厚さ輪郭及びオフセット構成の何れをも正確に制御することが可能である。
航空機一機に対する１７種類の異なる窓枠形態において、図４に例示するリム及びサッシの各ディメンションは、構成上の一様性及び凹凸や欠陥を比較的持たない特定の窓枠構造を最適形成する上での必要性に応じて変化され、また、図５に例示する異なる環状パターン５６ａ−ｈを変化させることで容易に対応させ得る。
【００２３】
平坦な各層の厚さ、長さ、部分幅Ｂ、輪郭、は全体的に、図４に示す必要な３次元（３Ｄ）輪郭を形成するように選択され得る。そうして形成した３Ｄ輪郭には、平坦なリム２２、直交方向のリブ３２、オフセットされテーパ付けされたサッシ２４、等が含まれる。
例えば、窓枠は初期状態で平坦な、繊維材料からなる多数の層から形成されるが、そうした平坦な各層を図４に例示する３Ｄ形態に好適に成型した場合、この３Ｄ形態は、平坦なリム２２及び直交方向のリブ３２との間に比較的鋭利な曲げ部を含み、サッシ２４は直立したリブ３２に関してを全体に直交する方向に折り曲げられる。
プレプレグ処理した中間層２〜６及び外側層１及び内側層７は初期状態において固有の可撓性を有し、かくして平坦な各層を、各層間に所望されざる皺又は各層間の所望されざる空隙又は空間を生じさせることなく最終的な３Ｄ形態の窓枠輪郭に一致させるべく自由に剪断加工又は横方向移動させてステージング及び前成型を、そして成型を実施できる。
【００２４】
詳しくは、中間層２〜６は、その繊維が織らないランダムなマット状でのものあることによる、複雑な３Ｄ形状を形成する上での追加的な利益を有している。マット状の各層における各繊維チップは、ステージング処理及び成型中にその樹脂マトリクス内で各層内の縦方向や、隣り合う各相間の横方向の何れにも移動及び流動し、所望されざる欠陥を生じることなく最終的な複合窓枠の各肉厚及び３Ｄセクション輪郭を形成し得る。
上述したように、図５に例示する各パターン５６ａ−ｈは、各層において、窓枠の最終的な長円形状に合致するべく寄せ集められる実施的に全幅のリボンセグメントを使用する点で共通の属性を有している。
例えば、パターン５６ａ、ｃ、ｅ、ｇ、ｈは、相当する前方支柱３６及び後方支柱３８に各対応する垂直方向セグメントを夫々含み、パターン５６ｂ、ｃ、d、ｅ、ｇは、相当する上方レール４０及び下方レール４２に各対応するセグメントを夫々含む。この場合、相当する重ね継ぎ部分を各支柱及びレール間の移行角部に位置付け得る。
【００２５】
図５に例示する各パターンの最初の２つである５６ａ、ｂと、パターン５６ｈとには、二重又は２つのセグメントのみが含まれ、これらセグメントが相互に、２つの継ぎ重ね部のみで前後の各支柱３６、３８及び上下の各レール４０、４２を形成する。パターン５６ａ、ｈの２つのセグメントは各支柱３６、３８及び各レール４０、４２で連続する。この場合、パターン５６ｂの２つのセグメントは上下の各レール４０、４２で連続し且つ前後の各支柱３６、３８で相互に重なり合う。
かくして、継ぎ重ね部の位置は各支柱又はレールの、長軸４４及び短軸４６に相当し且つ窓枠の特定形態に依存する、中立の各屈曲軸付近に限定されるものとなる。
各パターン５６ｃ、ｄ、ｅ、ｇは、寄せ集めた場合に各層の各支柱３６、３８及び各レール４０、４２を構成する４つのセグメントを有する。この構成上、各支柱及びレールは実質的に連続する繊維材料を有し得、継ぎ重ね部は各支柱及びレールを架橋する４つの角部付近に位置付けられる。これらのパターンでは各２つのセグメントが２つの支柱３６、３８及び２つのレール４０、４２を夫々形成する。
【００２６】
２つのパターン５６ｅ、ｇでは４つの各セグメントがレール４０、４２において重ね継がれ、２つのパターン５６ｃ、ｄでは各４つのセグメントは各支柱３６、３８において重ね継がれる。
図２に例示する窓枠は主軸４６に沿って長円形であるため、図２及び図５に例示する中央開口２６も同様に長円状とされ、窓は４つの角部が湾曲した全体に矩形に近い形状となっている。
この場合、パターン５６ｆは５６ｆ１、２及び５６ｆ３、４からなる２対の矩形セグメントを含み、各セグメントは短軸４４又は長軸４６あるいはその双方の周囲に対称配置され得、また、以下に説明するように、窓枠の最終的重量を制御する一方、屈曲する２つの軸、即ち短軸４４及び長軸４６に沿った所望の枠強度を対称下に付加するために有益に利用され得る。
例示した窓は長円形態であることから、２つのパターン５６ａ、ｂは各一対の半長円形セグメントを含むが、これらの半長円形セグメントは構造上有益であれば短軸４４及び長軸４６の周囲で対称配置しても良い。この場合各継ぎ重ね部は、曲げ応力を最小とするべく、中立の屈曲軸を構成する相当する短軸４４及び長軸４６の位置に配置される。
【００２７】
図４に例示する複合積層形態の窓枠には、形状の異なる外側層１及び内側層７と、１つ以上の中間層２〜６とが含まれる。
各層は実際は比較的薄く、多数の中間層２〜６を利用してその厚みや強度を増大させ得る。また、図５に例示する各パターンでは層構成における各層の順序を、航空機において意図された位置の各窓枠用に仕立てるのみならず、図４に例示する各セクションの輪郭を、窓ガラス２０取り付け用の、そして結局は航空機への窓枠取り付け用の特定形態のものとするべく種々変更可能である。
こうした複合構成の窓枠によれば、設計上の効率性、強度の仕様化、それ自体が積層形態である点、を補完する製造容易性を享受できる。
図５〜図８には、好ましい実施例における積層形態の複合窓枠１８の製造又は作製方法が略示される。
【００２８】
上述したように、初期の繊維材料は典型的なロール又は平坦形態において市販入手され得る。詳しくは、繊維材料は層形態に相当する、番号１〜７ｐで示す樹脂含浸繊維のプレプレグシートとして提供される。未硬化のプレプレグシートは平坦状態において好適に切断され、図４に示す硬化後の外側、内側、中間、の何れかの層１〜７に相当する層を形成するべく、図５に例示する色々の所望のパターン５６ａ−ｈの形状又は輪郭とされる。
図６ではプレプレグシートからなる各層１〜７は未硬化の原初的状態にあり、好ましい積層順で一般的な積層構成に容易に組み立て得る。
層の必要数に応じて、積層したプレプレグシートよりなる１つ又は２つの積層体を組み立て得る。図６ではプレプレグシート１〜４と、５及び６とよりなる２つの積層体が各略示される。
図７ではプレプレグシート１〜４と、５及び６とよりなる２つの積層体が、オーブン５８内で樹脂マトリクスを部分的に前硬化させる加熱下に、Ｂステージで好適にステージング処理されている。Ｂステージでのステージング処理では樹脂の粘度及び積層体の相対的な可撓性が制御され、積層した各層相互間の初期的な順応化が許容され得る。
【００２９】
次いで、このようにステージング処理した積層体を冷却し、プレス成型用充填体６０を形成する。図８ではプレス成型用充填体６０が好適な熱及び圧力下に２つの各モールド６２、６４内で成型され、３Ｄ輪郭を持つ硬化された積層形態の窓枠１８とする状況が示される。
カーボン製の中間層２〜６はその形態が様々であることから、各層に相当するプレプレグシート材の重量上の許容誤差は、例えば±約２０％と比較的高く、つまり、各中間層の単位面積当たりの重量が±２０％も変化することを意味するが、これは、窓枠の仕様又は最終重量を、例えば±約１％と小さい許容誤差範に近い範囲に維持する必要上、特に問題となる。
然し乍ら、各中間層の重量上の大きな変動は、これら原初的状態の各層の実質的な可撓性やその厚さの可変性といった属性に対応するものであり、そうした属性は、所望されざる皺又は空隙を生じさせることなく最終的な窓枠を正確に形成する上で有益に使用される。
【００３０】
従って、各層１〜７は積層するに先だって好適に計量されるが、各層１〜６については各プレプレグシートに従来の裏当て紙を設けず計量し、内側層７については、この内側層７の可撓性が非常に高い点を考慮して、裏当て紙を付けた状態で計量することが好ましい。裏当て紙の重さについては別途考慮し、最終重量から除外する（差引いて）。
各層の計量後、全重量を最終的な窓枠に関する相当する設計又は参照仕様での重量と比較する。設計重量に合致しない場合、プレプレグシートからなる層を追加または除去し、積層状態での各層１〜７の合計重量を所望の最小許容誤差範囲内の値に合致させるよう調整することができる。
調節用の重量の積層体への追加または除去は、短軸４４又は長軸４６の何れか又は両方に関して対称的に行うべきである。重量を大幅に増加させる必要がある場合は、例えば、図５に例示するような２つのセグメントを有するパターン５６ｂのような層全体（第８層として）を追加し得る。
【００３１】
あるいは、必要に応じて、図５に例示する矩形のストリップを成す一対のパターン５６ｆを、支柱又はレール位置で又は異なる層（第９層）として追加させ得る。
この場合、層全体を除去又は単一の層の一部を対称的に除去して余分な重量を除去し得る。
かくして、形態の異なる外側層１及び内側層７間に挟持された中間層の数及びそのランダム配置された高強度の繊維マットに関するパターンを制御することにより、窓枠の最終重量を狭い許容重量範囲内に正確に制御することができる。
ステージング処理プロセスの効率を制御するために、落雷を受ける外側層１を伴う個々の積層体の中間層２〜６の数は最大で５層に限定される。仮に５層以上の中間層が必要となる場合は、ステージング処理する各層を実質的に２つの相当する積層体に等分するべきである。
【００３２】
例えば、中間層を６層とする場合は各３層を有する積層体を形成し、一方の積層体が落雷を受ける外側層１を含むようにする。
中間層を７層とする場合は、一方の積層体が、落雷受け用の外側層を含む３層の中間層を含み、他の積層体が４層を含むようにする。
図６では５層の中間層２〜６が例示され、３つの中間層２〜４が、落雷を受ける外側層１を含むように組み合わせた一方の積層体を構成し、他の積層体が２つの中間層５及び６を含む。
図６に例示する、繊維質の中間層を含む２つの積層体のステージング処理に際し、これら２つの積層体の合計重量を、各積層体の一方又は両方の上部位置に関して各中間層を追加または除去することにより調節することが好ましい。
図７に示すように、２つの各積層体１〜４及び５〜６が、例えばオーブン５８内で横並び状態で別個にステージング処理され、部分的に熱硬化される。次いで、ステージング処理した各積層体を好適に冷却し、２つの積層体を重ねて１つの完全な積層体１〜６とし、かくして、先に説明したように成型操作を受ける一般的なプレス成型用充填体６０を形成する。
【００３３】
図６及び図７に略示するように、例えば積層体１〜４の各中間層を、外側層１から開始され、次いで中間層２〜４が続くような順序で数字的あるいは位置的に積層することが好ましい。積層体５〜６は、残りの中間層５及び６を数字的又は位置的に逆順で積層する。積層シーケンスは、所定の窓枠設計形状において必要とされる層位置により決定する。
次いで、積層体１〜４及び積層体５〜６を図７に例示するように頂部に頂部を重ねて積層し、内側側部２８及び外側側部３０間で最終的な窓枠１８用のシーケンスで数字的又は位置的に連続させる。
図６及び図７に例示する、２つの積層体を構成する中間層２〜６の積層順を逆転させることで、積層体の中央付近での各層の合計重量を調節可能となる。この調節により、中立の屈曲軸付近での窓枠の中央層を境界付ける各層の構造的一体性が維持され、窓枠の最終的な構造強度が最大化される。
【００３４】
更には、中間層の好ましいシーケンス及びパターンを使用して多数の窓の異なる寸法及び形態を制御することから、中央層に沿って各窓枠の重量を調節しても窓枠の最終形態に悪影響が及ぶ恐れが無い。
図６に例示する初期状態での各層１〜７は、初期状態で平坦なプレプレグシート材料から形成されるため、また、図８に例示する最終的に成型された窓枠が、その３Ｄ形態において変化することから、図６及び図７に略示する特別のショップエイド又はショップトレー６６、６８を導入することで製造方法を更に改善させ得る。
層１〜４を第１ステージング処理用のショップトレー６６上に好ましく積層し、残余の中間層５及び６を第２ステージング処理用のショップトレー６８上に同様に積層する。２つのショップトレー６６及び６８の寸法及び３Ｄ形態は、最終的な窓枠１８の相当する内側側部２８及び外側側部３０及びと一致する。
【００３５】
例えば、図３には窓枠１８の外側側部３０が例示され、環状のサッシ２４の周囲の下方のリム２２の平坦部が上昇されている。従って、図６に例示する第１ステージング処理のショップトレー６６は、図３に例示する外側側部３０と鏡像形態において一致し、上昇されたサッシに相当する中央の成型凹所又はランドと、窓のリムと一致する、上昇された成形用リム又はランドとを含む、
図３に例示する窓枠は長手方向軸線に沿って若干湾曲Ａしているため、内側側部２８は航空機に沿って垂直方向に若干凹型とされ、反対側の外側側部３０は若干凸状とされる。これに対応して、図６に例示する第１ステージング処理のショップトレー６６の上部は窓枠の若干凸状の外側側部３０と一致するように若干凹状とされる。
同様に、図６に例示する第２ステージング処理のショップトレー６８は図３に例示する窓枠の内側側部２８と一致する。従って、ショップトレー６８の上側は窓枠の若干凹状の内側側部２８と一致するべく若干凸状とされる。ショップトレー６８は図４に例示する腐食シールド５４の後退された座部５０と一致する、上昇された成型サッシ又は内側ランドを有し、その周囲の成形用のリム又は下方ランドが窓枠のリム２２の内側表面と一致する。
【００３６】
従って、相当する層１〜４及び５及び６の各積層体は図７に略示するように、相当する各ショップトレー６６、６８の上部でステージング処理され、初期の平坦な層１〜６から、窓枠の相当する内側側部２８及び外側側部３０の３Ｄ形態に一致される。ステージング処理された各層１〜６はもはや平坦ではなく、その初期状態において、図８に例示する窓枠１８の所望の最終形態により良好に一致するものとなる、かくして、こうして前形成されたプレス成型用充填体６０のプレス成型性を改善する。
初期状態ではプレプレグシート材には可撓性の繊維と、未硬化の樹脂マトリクスとが含まれ、これらの材料が、切断された各層の可撓性を維持する。積層した各層はその可撓性を維持するが、尚且つ、その組み合わせ状態において比較的肉厚であることによる高い剛性を有する。
加熱ステージ中、樹脂の粘度はオーブン５８の高い温度により影響を受けて低下し又は一段と液状化するが、引き続く加熱により、加熱ステージを経た各層は部分硬化してそのスチフネスが向上する。従って、加熱ステージは、プレス成型用充填体６０が、引き続くプレス成型中にプレス成型用充填体としての各層を窓枠の所望の３Ｄ形態にずっと容易に一致させる上で好適な樹脂粘度及び層の可撓性を得ることを優先して実施される。
【００３７】
図７に例示する好ましい実施例では、外側層１及び中間層２〜６のみを加熱ステージ処理し、次いで好適に冷却させ、２つの積層体を相互に組み合わせて共通積層体とし、次いでこの共通積層体に内側層７を追加し、加圧成型するに先立ち、最終的なプレス成型用充填体６０を形成する。２つの積層体から２つのショップトレー６６、６８を好適に取り外し、かくして、手作業のための、また引き続くプレス成型作業に備えて下方のプレス成型用モールド６２内に座着させるために充分な剛性を有するプレス成型用成型体６０を形成する。
上述したように、プレス成型は図８に示す一対のモールド６２及び６４を使用して実施され得、各モールドは最終的な窓枠１８の内側及び外側の各側部２８及び３０に相当する特定形態を有している。下方のモールド６２は、窓枠１８の内側側部２８と一致する相補的な環状凹所をその内部に含み、上方のモールド６４は窓枠の外側側部３０と一致する相補的なアンヴィルを有する。
【００３８】
前成型されたプレス成型用充填体６０を下方のモールド６２内に配置し、上方のモールド６４で覆った後、これを実質的に加圧し、加熱下にその内部の樹脂マトリクスを硬化させ、かくして剛性の窓枠１８を形成する。
ある実用製造プロセスでは、図７に例示する各積層体１〜４及び５及び６は、その好適なステージ処理及び支持用の各ショップトレー６６、６８に対する前成型として、１時間以内の一部において数百度の温度下にステージ処理される。次いで、こうして前成型したプレス成形用充填体６０を、図８に例示する一対のモールド６２及び６４内で６．８９５ＭＰａ（１０００ｐｓｉ）を越える高い成型圧力下に１時間より短い時間において、好適な高い硬化用温度下に加圧成型する。ステージ処理及び成型に際しての実際の圧力、温度、時間は、従来プラクティスに従う所望の特定材料組成や樹脂に基づいて決定される。
かくして、初期状態で平坦なプレプレグシートよりなる各層１〜６は、ステージ処理を受けて相補的な中間プレフォームとなり、次いで、加圧成型されることで最終的な形態となり、この形態において、幾つかの層を円滑且つ一様に相対的に摺動させることで、各層における所望されざる皺又は空隙、又は欠陥の無い、最終的な窓枠の段階的な３Ｄ形態が達成される。
【００３９】
そうした欠陥は、最終的な窓枠１８の品質管理を向上させるための、例えば超音波検出のような色々の形態の非破壊的試験を利用して好適に検出され得る。
図８に例示する加圧成型作業の後、窓枠１８に対する好適な後処理を実施し得る。例えば、好適なサンダーを使用して窓枠の鋳バリを除去することで、鋭利な縁部や余分な材料を除去し得る。窓枠を、代表的な熱硬化性エポキシ樹脂のような特定の樹脂マトリクスを完全に硬化及び硬質化させるに十分な時間、高温下に硬化後処理することもできる。
窓枠を航空機の機体に装着させるための締め具を受ける孔列を窓枠のリム２２の周囲方向に沿って好適に穿孔し得る。内側層７は、リムをその外側側部側から穿孔する際に中間層から余分なカーボンが飛び出すのを防止する。
【００４０】
窓枠１８の硬化後処理の一部として、航空機用途において使用した場合のサッシ及びその内側リップが雨や固体粒子による腐食から保護するための金属製の腐食シールド５４をサッシ２４の外側側部に好適に接着し得る。
最終形態では、積層構成の複合窓枠１８は、支持用の幅広のリム２２を外側に有し、オフセットされた狭幅のサッシ２４をその内側に有する比較的簡単なワンピース又は一体構成の部材である。窓枠は、高強度のカーボン繊維を伴う積層構成による実質的な強度と、簡単な３Ｄ形態に基づく実質的な剛性とを有する。
上述した好ましい製造プロセスによれば、初期状態において平坦なプレプレグシートからなる各層を、各平坦な層をステージ処理し、最終的な窓枠の３Ｄ形態とする際、その必要に応じて相対的に一致させ且つ摺動させることが可能である。各層及び層と一体的な樹脂マトリクスにおける所望されざる皺や空隙又は欠陥が回避され又は低減され、かくして、受け入れ可能な窓枠製造収率が最大化される。
以上、本発明を実施例を参照して説明したが、本発明の内で種々の変更をなし得ることを理解されたい。
【符号の説明】
【００４１】
１  外側層
７  内側層
１０  航空機
１２  窓、各窓
１４  外側スキン
１６  空気流れ、自由空気流れ
１８  複合窓枠
２０  窓ガラス
２２  リム
２４  サッシ
２６  中央孔
２８  内側側部
３０  外側縁部
３２  移行リブ
３４  中央ポケット
３６  前方支柱
３８  後方支柱
４０  上方レール
４２  下方レール
４４  短軸
４６  長軸
４８  リップ
５０  座部
５２  樹脂マトリクス
５４  腐食シールド
５６  環状パターン
５８  外側縁部
６０  プレス成型用充填体
６２、６４  モールド
６６、６８  ショップトレー
【図１】
2010515624.tif 000003
【図２】
2010515624.tif 000004
【図３】
2010515624.tif 000005
【図４】
2010515624.tif 000006
【図５】
2010515624.tif 000007
【図６】
2010515624.tif 000008
【図７】
2010515624.tif 000009
【図８】
2010515624.tif 000010
【国際調査報告】
2010515624.tif 000011
2010515624.tif 000012