(57)【要約】      （修正有）【課題】複合材料を用いた、従来の窓アセンブリよりも単純で軽く、金属腐食シールドを有する航空機の窓枠を提供する。【解決手段】窓枠アセンブリ２１８は、航空機の窓開口部２３６内に取り付けられるように適合され且つ外面及び内面を有する外側フランジ２３０を有する、複合材料の窓枠２２６、外側フランジの外面に取り付けられた金属腐食シールド２５２、並びに外側フランジの内面に取り付けられたポリマーアダプターリング２５６を含む。窓枠は、ほぼ一定の厚さを有し、腐食シールドは、ほぼ一定の断面形状を有する。アダプターリングは、窓ガラスアセンブリを支持するように構成された傾斜した係合面を有する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機の窓枠アセンブリであって、
ほぼ一定の厚さを有し、航空機の窓開口部内に取り付けられるように適合された、複合材料の窓枠であって、外面及び内面を有する外側フランジを含む、窓枠、
ほぼ一定の断面形状を有し、前記外側フランジの前記外面に取り付けられた、金属腐食シールド、並びに
前記外側フランジの前記内面に取り付けられたポリマーアダプターリングであって、窓ガラスアセンブリを支持するように構成された傾斜した係合面を有する、アダプターリングを備える、窓枠アセンブリ。
【請求項２】
前記窓枠が、スタンプフォーム成形されたポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）材料を含む、請求項１に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項３】
前記窓枠が、０．０４インチから０．３３インチまでの範囲内に含まれた、ほぼ一定の厚さを有する、請求項１又は２に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項４】
前記窓枠が、
前記窓開口部において前記航空機の胴体の内側面に取り付けられるように適合された外面を有する、内側フランジ、及び
前記内側フランジと前記外側フランジとの間に一体的に配置され、窓ガラス開口部を画定する、環状リムを更に備える、請求項１から３のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項５】
前記アダプターリングが、カーボン充填ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）材料の射出成形されたリングを備える、請求項１から４のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項６】
前記アダプターリングが、ポリスルフィド密封剤を用いて、前記外側フランジの前記内面に接合されている、請求項１から５のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項７】
前記外側フランジの前記内面上に配置された硬化した下塗層を更に備え、前記ポリスルフィド密封剤が、前記硬化した下塗層と前記アダプターリングとの間に配置されている、請求項６に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項８】
前記外側フランジの遠位端において内側傾斜面を更に備え、前記内側傾斜面が、前記アダプターリングの前記傾斜した係合面と連続的であり且つ同一平面上にある、請求項１から７のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項９】
前記腐食シールドが、ダイカットされたチタニウム合金リングを備える、請求項１から８のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項１０】
前記外側フランジが、湾曲した端部を有する遠位端を含み、前記腐食シールドが、９０°以下の円弧を有する内側区域を含み、前記内側区域が、前記湾曲した端部と係合するように適合されている、請求項１から９のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項１１】
航空機の窓枠アセンブリであって、
ほぼ均一な厚さ及び断面形状を有する複合材料の窓枠を備え、前記窓枠が、
窓開口部において航空機の胴体の内側面に取り付けられるように適合された外面を有する、内側フランジと、
外面、内面、及び内側傾斜端部を有する遠位端を有する、外側フランジと、
垂直軸に対してほぼ対称な形状を有し、前記外側フランジの前記外面に取り付けられた、金属腐食シールドと、
前記内側フランジと前記外側フランジとの間に一体的に配置され、窓ガラス開口部を画定する、環状リムとを含み、且つ、
前記窓枠アセンブリが、
前記外側フランジの前記内面に取り付けられ、前記外側フランジの前記内側傾斜端部とほぼ位置合わせされた傾斜した内側面を有する、ポリマーアダプターリングであって、前記傾斜した内側面が、前記窓ガラス開口部内で窓ガラスアセンブリを支持するように構成されている、アダプターリングを備える、窓枠アセンブリ。
【請求項１２】
前記窓枠が、スタンプフォーム成形されたポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）材料を含む、請求項１１に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項１３】
前記アダプターリングが、カーボン充填ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）材料の射出成形されたリングを備える、請求項１１又は１２に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項１４】
前記アダプターリングが、ポリスルフィド密封剤を用いて、前記外側フランジの前記内面に接合されている、請求項１１から１３のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【請求項１５】
前記腐食シールドが、９０°以下の円弧を有する内側フランジを有する、ダイカットされたチタニウム合金リングを備える、請求項１１から１４のいずれか一項に記載の窓枠アセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、航空機の窓に関する。特に、本開示は、従来の窓アセンブリよりも単純で軽く、金属腐食シールドを有する複合窓枠を提供する。
【背景技術】
【０００２】
通常の民間航空機は、航空機の前部から尾部の直前まで胴体の両側部に沿って配置された数多くの窓を含む。胴体は管状であり、航空機の前方端と後方端との間で直径又は半径が変動し、それに対応して、窓のサイズ及び湾曲も航空機の長さに沿って変動し得る。各窓は、航空機の外板内の対応する開口部内に取り付けられた外側窓枠を含み、各外側窓枠が、対応する外装窓ガラスアセンブリを支持する。仕上げられた航空機では、通常、内側窓アセンブリが、外側窓アセンブリと外板の内側に係合し、航空機の内装壁パネルに連結される。
【０００３】
通常の航空機の外板は、アルミニウムなどの高強度金属、又はより最近では、炭素繊維複合材料から製造される。外側窓アセンブリと航空機の胴体の外板は、組み合わされて圧力容器を形成し、該圧力容器は、航空機が高高度にあるときに圧縮された内装環境を含む。したがって、航空機の外側窓アセンブリは、それが受ける圧力及び他の機械的荷重に耐えるのに十分な機械的強度を有することが望ましい。
【０００４】
望ましい強度を提供するために、通常、航空機の窓枠は、高強度の金属から製造されてきた。しかし、金属は、比較的重い傾向があり、航空機の重量は、飛行中の航空機の効率に直接的に影響する。したがって、航空機の窓アセンブリを含む、材料、構成要素、及びアセンブリは、様々な航空機の構成要素の十分な強度を提供する一方で、航空機の重量を低減させるように継続的に開発されている。例えば、最近では、航空機の製造業者が、炭素繊維強化プラスチック（「ＣＦＲＰ」）などの強化熱可塑性物質、及びグラファイト／エポキシなどの炭素繊維強化複合材料を含む、複合材料を大幅に使用した航空機の設計及び製造を行っている。
【０００５】
強化熱可塑性材料及び複合材料は、従来の航空機の材料（例えば、アルミニウム、チタニウム、スチール、及びこれらの合金）よりも大幅に軽く、一方で、様々な航空機の用途において未だ高強度を提供し得る。強化熱可塑性材料及び複合材料は、様々なやり方で航空機の窓構造に適用されてきた。しかし、これらのうちの一部は、製造及び設置することが比較的複雑であり、更なる重量の低減が必要となり得る。更に、一部の従来の窓枠アセンブリは、費用が高く、その上ある場合では、疲労から且つファスナ設置の間に亀裂が生じ易い。
【０００６】
本出願は、上述の課題のうちの１以上に対処することを目的とする。
【発明の概要】
【０００７】
強く且つ未だ設計が単純であり設置することが単純な、航空機の窓枠構造を開発することが有利であり得ると認識されてきた。
【０００８】
軽量な航空機の窓枠構造を有することも有利であり得ると認識されてきた。
【０００９】
それらのうちの一態様によれば、本開示は、航空機の複合窓枠アセンブリを提供する。窓枠アセンブリは、航空機の窓開口部内に取り付けられるように適合され且つ外面及び内面を有する外側フランジを有する、複合材料の窓枠、外側フランジの外面に取り付けられた金属腐食シールド、並びに外側フランジの内面に取り付けられたポリマーアダプターリングを含む。窓枠は、ほぼ一定の厚さを有し、腐食シールドは、ほぼ一定の断面形状を有する。アダプターリングは、窓ガラスアセンブリを支持するように構成された傾斜した係合面を有する。
【００１０】
それらのうちの別の一態様によれば、本開示は、窓枠及びアダプターリングを含む航空機の複合窓枠アセンブリを提供する。窓枠は、ほぼ均一な厚さ及び断面形状を有する複合材料であり、内側フランジ、外側フランジ、金属腐食シールド、及び内側フランジと外側フランジとの間に一体的に配置され且つ窓ガラス開口部を画定する、環状リムを含む。内側フランジは、窓開口部において、航空機の胴体の内側面に取り付けられるように適合された外面を有する。外側フランジは、外面、内面、及び内側傾斜端部を有する遠位端を有する。腐食シールドは、垂直軸に対してほぼ対称な形状を有し、外側フランジの外面に取り付けられている。アダプターリングは、外側フランジの内面に取り付けられており、外側フランジの内側傾斜端部とほぼ位置合わせされた傾斜した内側面を有する。アダプターリングの傾斜した内側面は、窓ガラス開口部内で窓ガラスアセンブリを支持するように構成されている。
【００１１】
それらのうちの更に別の一態様によれば、本開示は、航空機の外側窓アセンブリを提供する。外側窓アセンブリは、航空機の胴体の窓開口部内に取り付けられるように適合され且つ外面及び内面を有する外側フランジを有する、窓枠、外側フランジの外面に取り付けられた金属腐食シールド、並びに外側フランジの内面に取り付けられたポリマーアダプターリングを含む。窓枠は、複合材料であり、外側窓ガラス開口部を画定し、ほぼ均一な厚さ及び断面形状を有する。腐食シールドは、ほぼ一定な断面形状を有し、アダプターリングは、傾斜した内側面を有する。外側窓ガラスアセンブリは、外側窓ガラス開口部内でアダプターリングの傾斜した内側面上に取り付けられる。
【００１２】
更に、本開示には下記の条項による実施形態が含まれる。
条項１
航空機の外側窓アセンブリであって、外側窓ガラス開口部を画定し、ほぼ均一な厚さ及び断面形状を有し、航空機の胴体の窓開口部内に取り付けられるように適合され、内面及び外面を有する外側フランジを含む、熱可塑性材料の窓枠、ほぼ一定の断面形状を有し、前記外側フランジの前記外面に取り付けられる、金属腐食シールド、前記外側フランジの前記内面に接合され、傾斜した内側面を有する、ポリマーアダプターリング、並びに前記外側窓ガラス開口部内で前記アダプターリングの前記傾斜した内側面上に取り付けられる、外側窓ガラスアセンブリを備える、外側窓アセンブリ。
条項２
前記窓枠が、スタンプフォーム成形された（ｓｔａｍｐ‐ｆｏｒｍｅｄ）ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）材料を含む、条項１に記載の外側窓アセンブリ。
条項３
前記アダプターリングが、３０％カーボン充填ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）材料を含む、条項１に記載の外側窓アセンブリ。
条項４
前記外側フランジの前記内面上に配置された硬化した下塗層、及び前記下塗層と前記アダプターリングとの間に配置されたポリスルフィド密封剤であって、前記アダプターリングを前記外側フランジに接合する、密封剤を更に含む、条項１に記載の外側窓アセンブリ。
条項５
前記腐食シールドが、９０°以下の円弧を有する内側フランジを有する、ダイカットされた（ｄｉｅ‐ｃｕｔ）チタニウム合金リングを備える、条項１に記載の外側窓アセンブリ。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】航空機の斜視図である。
【図２】図１の航空機の単一の窓の部分断面詳細図である。
【図３】先行技術の航空機の窓枠アセンブリの一部分の断面図であり、取り付けられた窓ガラスアセンブリ、及び内装窓アセンブリと内装航空機壁パネルとを相互連結させるためのハードウェアの一部分を示している。
【図４】本開示による、複合航空機窓枠を有する航空機の窓アセンブリの一部分の断面図である。
【図５】図４の窓枠アセンブリの断面図である。
【図６】図５の窓枠アセンブリの分解斜視図である。
【図７】本開示による、組み立てられた複合窓枠アセンブリの斜視図である。
【図８】本開示による、設置された航空機の窓枠アセンブリの断面図であり、設置された窓ガラスアセンブリを示している。
【図９】航空機の製造および保守方法のフロー図である。
【図１０】航空機のブロック図である。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
本開示が様々な変形例及び代替的な形態を許容する一方で、具体的な実施形態が、図面で例示的に示され、本明細書でより詳細に説明される。しかし、本開示は、開示される特定の形態に限定されることを意図しないことが理解されるべきである。むしろ、添付の特許請求の範囲で規定される開示の精神及び範囲内に含まれる全ての変形例、等価物、及び代替例をカバーすることが意図される。
【００１５】
図１で示されるのは、胴体１２、翼１４を有し、ガスターボファンエンジン１６によって動力供給される、例示的な航空機１０である。航空機は、航空機の前方コックピット端部２０から後方尾部２２の直前まで胴体１２の両側部に沿って列をなして配置された数多くの窓１８を含む。窓１８は、客室の圧力健全性を維持し、且つ、中の乗客を飛行中に外板をわたって流れる速い空気の流れを含む外部環境から保護する。
【００１６】
図１及び図２を参照すると、各窓１８は、航空機の外板２４内の対応する開口部３６を通って適切に取り付けられる。窓１８は、任意の所与の場所において、航空機の外板２４のサイズ、形状、及び湾曲に応じて、航空機１０の長さに沿ってサイズ及び形状が変動し得る。各窓１８は、所与の場所において航空機の外板２４の局所的な湾曲と合致するようにサイズ及び形状が具体的に決定され、したがって、多くの異なるサイズの窓１８が、各航空機１０に対して使用され、対応する差異を伴って製造され得る。
【００１７】
図２は、例示的な窓アセンブリ１８の部分断面平面図を示している。各窓アセンブリ１８は、従来の透明な窓ガラス３８が適切に取り付けられる、窓枠２６を含む。枠２６は、航空機の外板２４の外装と窓ガラス３８との間で露出された外側部分３０、及び、航空機の外板２４の内側面に対して固定された、図２の破線で部分的に示されている内側部分３２を含む。枠２６は、航空機の外板２４内の対応する開口部３６を通って適切に取り付けられ、その内側のガラス３８を支持する。
【００１８】
航空機の窓アセンブリ及びそれらの枠に使用されてきた、様々な形状が存在する。図３で示されているのは、従来の航空機の外側窓アセンブリ１１８の断面図である。この外側窓アセンブリ１１８は、概して、窓ガラスアセンブリ１２８を支持する窓枠１２６を含む。窓枠１２６は、概して、「Ｓ」形状を有し、航空機の外板１２４の内面１３４に取り付けられた内装フランジ１３２、及び外板１２４内の窓開口部１３６を通って延在する外側フランジ１３０を有する。窓ガラスアセンブリ１２８は、窓ガラス１３８及び外周枠１４０を含む。バネクリップ１４２が、外周枠１４０に取り付けられ、ナットプレート１４６を有するブラケット１４４が、窓枠１２６の内装フランジ１３２に取り付けられている。バネクリップ１４２及びブラケット１４４は、航空機（図１の１０）の内装の中へ延在し、内装窓アセンブリと（図示せぬ）内装航空機壁パネルとの取り付けを可能にするように構成されている。
【００１９】
窓枠１２６の外側フランジ１３０は、内装フランジ１３２に対して領域１４８において厚くされ、窓ガラスアセンブリ１２８の傾斜した外周枠１４０を直接的に支持するために、外側フランジ１３０の内側面１５０が傾斜している。金属ホイル（例えば、チタニウム）の腐食シールド１５２が、外側フランジ１３０の外面に接合され、ポリマー窓枠１２６を環境から保護し、気密材料１５４が提供されて、航空機の外板１２４と腐食シールド１５２及び窓枠１２６の外側との間の間隙を埋める。
【００２０】
図３で示される種類の窓枠は、同等な金属窓枠よりも軽い炭素繊維強化プラスチック（「ＣＦＲＰ」）などの、ポリマー材料から製造されてきた。１つの広く使用されているＣＦＲＰ材料は、米国コネチカット州スタンフォードのＨｅｘｃｅｌ  Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎから入手可能なＨｅｘｃｅｌ  Ｍｏｌｄｉｎｇ  Ｃｏｍｐｏｕｎｄとして知られている。このタイプのＣＦＲＰ材料は、内部の金網（ｗｉｒｅ  ｆａｂｒｉｃ）（例えば、真ちゅうの金網）を用いて強化され得る。しかし、十分な機械的強度を有するために、この種類の窓枠は、比較的厚く、その重量を追加する。更に、外側フランジの傾斜した内面は、この窓枠１２６に厚さが変動する断面形状を与え、それは、適切な製造方法を限定する。
【００２１】
上述したように、航空機の窓構造は、強く、軽量であり、製造及び設置が比較的単純であることが望ましい。更に、そのようなアセンブリは、廉価で、疲労から且つファスナ設置の間に亀裂が生じないことが望ましい。
【００２２】
有利なことに、本開示は、従来の窓枠アセンブリによって提示された課題のうちの幾つかに対処する、航空機の複合窓枠アセンブリを提供する。図４で提供されるのは、本開示による複合航空機窓枠２２６を有する航空機の外側窓アセンブリ２１８の一部分の断面図であり、図５は、図４の窓枠２２６とその直接に関連する構成要素のみの断面図を提供する。窓枠２２６及び関連する構成要素の分解斜視図が図６で示されており、組み立てられた状態のその斜視図が図７で示されている。設置された外側窓枠アセンブリ２１８及び窓ガラスアセンブリ２２８の完全な断面図が、図８で示されている。
【００２３】
図４〜図６を参照すると、本開示による外側窓枠アセンブリ２１８は、概して、窓枠２２６、アダプターリング２５６、及び金属腐食シールド２５２を含む。図３の窓アセンブリのように、窓枠アセンブリ２１８は、図４及び図８で示されているように、窓ガラスアセンブリ２２８を支持するように構成されている。図４及び図８で示され且つ上述されているように、窓ガラスアセンブリ２２８は、窓ガラス２３８及び外周枠２４０を含む。バネクリップ２４２又は他の取り付け装置が、外周枠２４０に取り付けられ、ナットプレート２４６を有するブラケット２４４が、窓枠２２６の内装フランジ２３２に取り付けられ得る。バネクリップ２４２及びブラケット２４４は、内装窓アセンブリと（図示せぬ）内装航空機壁パネルとの取り付けを可能にするように構成されている。
【００２４】
図４〜図８を参照すると、窓枠アセンブリ２１８は、航空機（図１の１０）の窓開口部２３６内に取り付けられるように適合された、連続繊維熱可塑性材料又は連続繊維熱硬化性材料などの、複合材料の窓枠２２６を含む。図５で最も明瞭に示されているように、窓枠２２６は、概して、「Ｓ」形状を有し、内側フランジ２３２、外側フランジ２３０、及び内側フランジ２３２と外側フランジ２３０との間に一体的に配置された環状リム部分２５８を有する。環状リム部分２５８は、窓ガラス開口部を画定するように見られ得る。内側フランジ２３２は、窓開口部２３６において、航空機の胴体（図１の１２）の（図４で示される）外板２２４の内側面２３４に取り付けられるように適合された、外面２６０を有する。外側フランジ２３０は、外面２６２、内面２６４、及び内側傾斜端部又は傾斜した表面２６８を有する遠位端２６６を有する。
【００２５】
窓枠２２６は、ほぼ均一な厚さ及び断面形状を有する。一実施形態では、窓アセンブリの全体のサイズに応じて、窓枠が、０．０４インチから０．３３インチまで、特に、０．０４３インチから０．３２４インチまでの範囲内に含まれる厚さを有し得る。「ほぼ均一な厚さ」という用語は、内側フランジ２３２、リム部分２５８、及び外側フランジ２３０が、互いに対して±約１０％以下で変動する断面厚さを有する窓枠を意味することが企図されている。その形状特性のために、枠の材料は、ポリエーテルケトンケトン（「ＰＥＥＫ」）材料であり得る。この材料は、平坦な層のアセンブリとしてレイアップされ得るという点で有利であり、その後、スタンプフォーム成形されて望ましい形状を得ることができる。スタンプフォームプロセスは、時間、温度、及び圧力で変動する高速圧密サイクルである。この製造プロセスは、窓枠２２６の製造、硬化などのためのより多くのステップ及びより長い時間を含む、成型などの幾つかの他の方法に関連付けられる特性のうちの幾つかを避ける。アルミニウム及びチタニウムなどの金属などに加えて、ポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ナイロン、熱硬化性エポキシ、及び他の複合材料などの、他の材料もこの窓枠のために使用され得る。熱硬化性材料の圧縮成形及びオートクレーブ硬化などの、スタンプフォーミング以外の工程もこの窓枠のために使用され得る。
【００２６】
図５で最も明瞭に示されるように、アダプターリング２５６は、外側フランジ２３０の内面２６４に取り付けられている。アダプターリング２５６は、概して、三角形の断面形状を有し、窓枠２２６の外側フランジ２３０の内側面２６４に接合されるように構成された、係合面を有する。アダプターリングは、アダプターリング２５６が窓枠２２６に取り付けられたときに、外側フランジ２３０の内側傾斜端部２６８とほぼ位置合わせされるように配置された、傾斜した内側係合面２５０も含む。より具体的には、内側傾斜端部２６８は、概して、アダプターリング２５６の傾斜した内側面２５０と連続的であり且つ同一平面上にある。アダプターリング２５６の傾斜面２５０は、図４で見られ得るように、窓ガラス２２８の外周枠２４０の傾斜した側面を支持するように構成されている。図４及び図８で示されるように、完全に設置されると、外側窓ガラスアセンブリ２２８の外周枠２４０は、外側窓ガラス開口部２３６内でアダプターリング２５６の傾斜した内側面上に取り付けられている。
【００２７】
アダプターリング２５６は、ポリマー材料であり、充填されるか又は充填されないかもしれない。例えば、アダプターリング２５６は、炭素強化ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）から射出成形され得る。使用され得る１つの具体的な材料は、３０％カーボン充填を伴うポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）である。ガラス繊維及び粒子強化などの他の強化材料も使用され得る。この材料は、例えば、１２００ポアズから１８００ポアズまでの溶融粘度を有し、その溶融粘度を通して変動し得る。アダプターリング２５６のための他の可能性がある材料は、ポリアリールエーテルケトン（ＰＡＥＫ）、ＰＰＳ、ＰＥＫＫ、ナイロン、ポリエーテルイミド、ポリアミドイミド、ポリカーボネート、ポリウレタン、熱硬化性エポキシ、及び他の複合材料を含む。３０％カーボン充填ＰＥＥＫ材料は、その機械的特性及び環境耐久性のために適切であると考えられる。カーボン充填剤のパーセンテージは、０％から約４０％までの間で変動し得る。
【００２８】
図４で示されているように、充填密封剤２７０が、アダプターリング２５６と枠２２６の環状リング部分２５８の間に提供され得る。充填密封剤２７０は、ポリスルフィド材料であり得る。この用途に適切なポリスルフィド材料は、米国カリフォルニア州シルマーのＰＰＧ  Ａｅｒｏｓｐａｃｅから入手可能なＰＲ−１７７６Ｍ  Ｃｌａｓｓ  Ｂである。このポリスルフィド密封剤は、アセンブリに柔軟に対応する能力を有し、製造が容易且つ簡単であり、窓枠アセンブリ内の多くの場所で使用され得る。アダプターリング２５６は、上述のポリスルフィド密封剤などの接着剤又は密封剤を用いて、窓枠２２６の外側フランジ２３０に取り付けられ得る。他の接着剤又は密封剤も使用可能である。クロムフリー（ｃｈｒｏｍｅ‐ｆｒｅｅ）エポキシ下塗又は２つの構成要素のポリアミド下塗などの下塗が、密封剤の接着性を促進するために、ポリスルフィド密封剤を付ける前に、窓枠２２６に塗布され硬化され得る。下塗は、熱可塑性アダプターリング２５６を外側フランジ２３０の内面２６４に接合させることを促進する助けとなる。すなわち、ポリスルフィド密封剤は、下塗がない場合よりもある場合の方が、窓枠２２６とアダプターリング２５６との間の接合を強くすることをもたらす。しかし、アダプターリング２５６は、下塗層の塗布がなくても窓枠２２６に接合され得ることが理解されるべきである。
【００２９】
図４〜図６で示されているように、金属腐食シールド２５２が、外側フランジ２３０の外面２６２に取り付けられている。腐食シールド２５２は、０．００３インチから１インチまでの厚さを有する、アニールされたチタニウム合金ホイルのリングであり得る。腐食シールドは、ダイカットされるか若しくはレーザカットされるか又は幾つかの他の方法によって製造され得る。腐食シールド２５２は、ポリスルフィド密封剤を用いて窓枠２２６に接合され、ポリスルフィド密封剤は、高い剥離強度を有し、腐食シールド２５２が枠２２６から剥がれ落ちることを妨げる助けとなる。腐食シールド２５２は、ほぼ一定の断面形状を有し、図６及び図７で指定されているように、垂直な即ち「Ｙ」軸に対して、ほぼ対称な形状を有する。腐食シールド２５２は、概して、外側フェイス２７２、内側リップ２７４、及び外側湾曲端部２７６を含む。図４で示されているように、気密材料２５４（例えば、ポリチオエーテル気密剤又はポリスルフィド密封剤）が、窓開口部２３６の端部において、航空機の外板２２４と腐食シールド２４２の外側湾曲端部２７６及び窓枠２２６の下層部分との間の間隙を埋めるように提供され得る。
【００３０】
腐食シールド２５２の内側リップ２７４と外側湾曲端部２７６は、内側リップ２７４又は外側湾曲端部２７６の何れかにおいて、腐食シールド２５２又は窓枠２２６の外側フェイス２７２に対して９０°以下で曲がっている。これは、腐食シールド２５２の全ての外周の周りで対称な内側リップ２７４を提供し、それは設置を容易にする。この形状は、窓枠２２６の外側フランジ２３０上での腐食シールド２５２の設置のために有利である。何故ならば、航空機の窓枠の幾つかの他の形状で存在するような、窓枠２２６の外側フランジ２３０の内側端部２６６を通過するように強いられるべき、フック形状の内側リップ又は類似の構造が存在しないからである。
【００３１】
したがって、本明細書で開示される一体化された複合窓枠アセンブリは、接合されたアダプターリング及び金属ホイルの雨食シールドを伴った、スタンプフォーム成形された熱可塑性材料であり得る、複合窓枠を提供する。窓枠に塗布される下塗コートは、アダプターリングの接着及び接合を促進する。窓枠アセンブリは、設置を容易にする対称な内側リップも含む。窓枠デザインの内側リップは、対称なチタニウム雨食ホイルの単純な設置のために平坦な端部を有するように変形される。
【００３２】
図４〜図８で示されている窓枠形状は、図３で示されたようなものなどの現在の窓枠と交換され得る。この窓枠アセンブリは、関連付けられる航空機の費用及び重量の節約をもたらし得る。この窓枠デザインは、アダプターリングの組み込み、アダプターリングと腐食シールドとの接合のための接合プロセス、及びＣＦＲＰ特性のおかげで、少なくとも部分的にユニークなものであると考えられる。従来の金属の窓枠のアセンブリは、より重くなる傾向がある。更に、幾つかの従来の熱硬化性窓枠は、より費用が高く、ある状況での亀裂の発生にたいして脆弱である。
【００３３】
本開示の実施形態は、図９に示す航空機の製造及び保守方法３００、及び図１０に示す航空機３０２に照らして説明され得る。製造前段階では、例示的な方法３００が、航空機３０２の仕様及び設計３０４と材料の調達３０６とを含み得る。製造段階では、航空機３０２の構成要素及びサブアセンブリの製造３０８と、システムインテグレーション３１０とが行われる。その後、航空機３０２は認可及び納品３１２を経て運航３１４に供される。顧客により運航される間に、航空機３０２は、改造、再構成、改修なども含み得る、定期的な整備及び保守３１６が予定される。
【００３４】
方法３００の各工程は、システムインテグレータ、第三者、及び／又はオペレータ（例えば顧客）によって、実行又は実施され得る。本明細書の目的では、システムインテグレータは、限定しないが、任意の数の航空機製造者、及び主要システムの下請業者を含み、第三者は、限定しないが、任意の数のベンダー、下請業者、及び供給業者を含み、オペレータは、航空会社、リース会社、軍事団体、サービス機関などであり得る。
【００３５】
図１０に示すように、例示的な方法３００によって製造された航空機３０２は、複数のシステム３２０及び内装３２２を備えた機体３１８を含み得る。高次のシステム３２０の例には、推進システム３２４、電気システム３２６、油圧システム３２８、及び環境システム３３０のうち１以上が含まれる。任意の数の他のシステムも含まれ得る。航空宇宙産業の例を示したが、本開示の原理は、自動車産業などの他の産業にも適用し得る。
【００３６】
本明細書中で実施される装置及び方法は、製造及び保守方法３００の任意の１以上の段階において用いられ得る。例えば、製造プロセス３０８に対応する構成要素又はサブアセンブリは、航空機３０２の運航中に製造される構成要素又はサブアセンブリと類似の方法で作製又は製造され得る。また、１以上の装置の実施形態、方法の実施形態、若しくはそれらの組み合わせは、例えば、航空機３０２の組立を実質的に効率化するか、又は航空機３０２のコストを削減することにより、製造段階３０８及び３１０において利用され得る。同様に、装置の実施形態、方法の実施形態、若しくはそれらの組み合わせのうちの１以上を、航空機３０２の運航中に、例えば限定しないが、整備及び保守３１６に利用することもできる。
【００３７】
様々な実施形態が示され説明されたが、本開示は、限定的なものではなく、当業者にとって明らかな全てのそのような修正例及び変形例を含むと理解されるべきである。
【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５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【外国語明細書】
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