航空機の胴体に客室窓を固定するための固定枠5と、気密システム7~11を介して固定枠の中に組立てられる少なくとも1枚の窓板とを含むタイプの航空機客室窓であって、前記少なくとも1枚の窓板20が内部表面及び外部表面を有する航空機客室窓において、-窓板20が、休止状態と呼ばれる第1の状態において、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合にその外部表面内に少なくとも1つの凹状部を含むことと、-前記窓板の少なくとも1つの凹状部が、窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第2の状態において、少なくとも部分的に消失することとを特徴とする、航空機客室窓。窓板の外部表面と内部表面との間の圧力差が既定の値に達した場合に、前記少なくとも1つの凹状部が完全に消失することを特徴とする、請求項1に記載の航空機客室窓。飛行中、前記少なくとも1つの凹状部を含む窓板の外部表面が、所与の航空機のために設定された最適な空気力学形状を呈することを特徴とする、請求項1又は2に記載の航空機客室窓。前記少なくとも1つの凹状部が航空機の胴体の凹形状と反対であることを特徴とする、請求項1~3のいずれか一項に記載の航空機客室窓。前記少なくとも1つの凹状部が胴体の横方向区分の中に画定されていることを特徴とする、請求項1~4のいずれか一項に記載の航空機客室窓。前記少なくとも1つの凹状部を含む窓板が、従来の固定枠内に該窓板を挿入できるようにする形状を呈する少なくとも1つの縁部を含んでいることを特徴とする、請求項1~5のいずれか一項に記載の航空機客室窓。少なくとも2枚の窓板、すなわち内側窓板21と前記少なくとも1つの凹状部を含む外側窓板20とを含み、各窓板が内部表面及び外部表面を有し、外側窓板の内部表面が内側窓板の外部表面と対面していることを特徴とする、請求項1~6のいずれか一項に記載の客室窓。第1の状態において、前記少なくとも1つの凹状部は、前記窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在しない場合、航空機の内部と前記少なくとも1つの凹状部を含む窓板の外部表面とを接近させる傾向を有し、前記窓板の少なくとも1つの凹状部の少なくとも部分的消失が、前記窓板の外部表面と内部表面との間に圧力差が存在する第2の状態において発生することを特徴とする、請求項1~7のいずれか一項に記載の客室窓。前記少なくとも1つの凹状部を含む窓板が、2つの連続するプライ間に配置された少なくとも1枚の中間フィルムを介して一緒に固定された複数のプライのアセンブリであることを特徴とする、請求項1~8のいずれか一項に記載の客室窓。アセンブリが、2枚のプライと、重ね合わされた2枚のプライ間の中間フィルムとを含むことを特徴とする、請求項9に記載の客室窓。前記少なくとも1つの窓板を固定枠の中に組立てるための気密システムがポリサルファイドシーラント製であることを特徴とする、請求項1~10のいずれか一項に記載の客室窓。請求項1~11のいずれか一項に記載の航空機客室窓と胴体とを含み、該客室窓が該胴体に固定されていることを特徴とする、航空機。内部表面及び外部表面を有する少なくとも1つの窓板20を含むタイプの航空機客室窓の製造方法において、窓板20の外部表面に対して所与の深さを伴う少なくとも1つの凹状部を付与するための窓板20の成型ステップを含み、前記少なくとも1つの凹状部が、窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の不在下で前記深さを伴って外部表面内に維持されるようになっている、航空機客室窓の製造方法。窓板の成型ステップは、この窓板の外部表面に付与された前記少なくとも1つの凹状部が、前記窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差の確立に応じて少なくとも部分的に消失するようになっていることを特徴とする、請求項13に記載の方法。前記少なくとも1つの凹状部を含む窓板は、その内部表面と外部表面との間に既定の圧力差が及ぼされた場合に外部表面が所与の航空機にとって最適な空気力学形状をとるように設計されていることを特徴とする、請求項13又は14に記載の方法。客室窓が少なくとも2枚の窓板、すなわち内側窓板21及び外側窓板20を含み、成型ステップが外側窓板20に適用されることを特徴とする、請求項13~15のいずれか一項に記載の方法。複数のプライと2枚の連続するプライ間に配置された少なくとも1枚の中間フィルムとの予備組合せステップを含み、こうして組合わされたプライ全体を固定することを特徴とする、請求項13~16のいずれか一項に記載の方法。客室窓の固定枠内に組立てるために前記少なくとも1枚の窓板の周囲に気密システムを構成する材料を注入するステップを含むことを特徴とする、請求項13~17のいずれか一項に記載の方法。注入される気密システムの構成材料がポリサルファイドシーラントであることを特徴とする、請求項18に記載の方法。図1は、胴体4上に組立てられた従来技術の航空機客室窓の概略的断面図を表わす。客室窓1は、主として、気密システム又はシール8~11内で金属枠5上に組立てられた外側窓板2と内側窓板3を含む。シールは、2枚の窓板のほぼ平行な周囲上に配置される。シール8~11は、客室窓の金属枠5と一体化されている取付具6の上に組立てられた弾性金属形材7によって維持される。客室窓は、搭乗時の大気圧第1の状態において、外側窓板2の形状がほぼ胴体の形状の延長上にあるような形で、製造されている。このとき、内側窓板及び外側窓板はほぼ平行な表面を有し、このため乗客は、物体が変形した状態で見えることなく離陸時に客室窓を通して景色を見ることができる。図2では、航空機定期便の航空機は、第2の状態の時点でその巡航速度及び巡航高度に達している。一方では外部大気そして他方では機内の制御された大気の間の圧力差は、外側窓板の変形を生み出し、外側窓板は、図2に破線で表わされた図1の外側窓板の位置に対応する位置21から、外側窓板が胴体との関係においてその外部へと突出している位置22まで移行する。外側窓板2は、第2の状態の際に発生する飛行条件において、一方では、位置22にある外側窓板2が破線で表わされた理想的な同一平面位置21に対し厚みAだけはみ出し、他方では厚みAが規定の値を超えないような形で設計されている。こうして、このように装備された定期便航空機の巡航段階の際の空気力学的抗力効果を、この従来技術において許容可能とみなされる限界内に維持することができる。この限界Aを確実に遵守できるようにするためには、充分な厚みを呈する外側窓板を実現することが必要である。この厚みは、変形しない内側窓板の厚みよりも大きくなければならない。実際、内側窓板3は、図1~3の孔12のような均圧孔により圧力差を受けなくなっている。図3には、外側窓板2の上空における偶発的破損の際の状況が表わされている。この場合、外側窓板の喪失に伴って外部圧力が低下したことから、内側窓板は、破線で表わされた図2の内側窓板の位置に対応する位置31から、位置32まで移行する。先に均圧に役立ってきた孔は、機材の内部圧力の維持を損なうことなく最小限の漏出しか発生させないように充分に小さい。当然のことながら、内側窓板3が客室窓の唯一の窓板となる状況は、事故的状況でありきわめて稀である。本発明が構想された対象である機材は、航空機、例えば定期便の飛行機である。技術的問題の分析の必要性のため、そして先行する図にある従来技術の提示から明らかになるように、客室窓が特に空気力学的に異なる挙動を呈する以下の通りの航空機の2つの状態が特定された。-航空機が停止しているか低速にあり、航空機の内外で圧力差が存在しない第1の状態休止状態と呼ばれる第1の状態を定義する地上における状態、及び-機内の与圧が活動化された場合に航空機の内外で圧力差が確立する航空機の第2の状態を定義する飛行中の状態。この第2の状態は、例えば、航空機がその巡航高度にある状態である。外側窓板の質量を削減するためと同時に、空気力学的抗力に対する客室窓の影響を改善するため、客室窓の設計プロセスは逆転された。従来技術の場合のように、第1の地上での状態における同一平面形状を客室窓に付与し、その後第2の飛行中の状態におけるその変形を制限しようとする代りに、本発明は、外側窓板の厚みを最少として、飛行中の第2の状態において空気力学的効果の観点から見て最適な形状を生成するような地上状態における外側窓板の形状を追求することを提案する。図4では、航空機の胴体4内に組立てられた本発明の第1の実施形態に係る客室窓の概略的断面図が表わされている。この図において、図1の要素と同じ要素には同じ参照番号が付されており、さらに説明はしない。従来技術の同等の外側窓板2の厚み図1及び2に比べて著しく削減された厚みeeを有する外側窓板20の配置が指摘される。さらに、外側窓板20は、胴体の横断面において、この窓板の内部表面を内側窓板21の外部表面に接近させる傾向をもつ凹状部22をその外部表面内に呈している。こうして、外側窓板20の内部表面の頂点は、内側窓板21の外部表面の近傍にあるか又はそれと接触している。凹状部の振幅又は深さは、胴体の横断面内に延在する。凹状部は、胴体の凹形状と反対方向に形成され、胴体は航空機の外側に向かって膨らんだ形状を有するということが指摘される。外側窓板と内側窓板とを接近させる凹状部22のこの配置は、客室窓を通して外側に向かう乗客の視覚の中に大きな変形を導入することなく、外側窓板に対し付与することのできるものである。この凹状部22は、客室窓が上述の第1の状態になる航空機が地上にある毎に十分に形成されるように設計されている。この凹状部は同様に、航空機が既定の第2の状態飛行中にある場合には消失するようにも設計されている。この状態は例えば、考えられる最高の空気力学的性能を有することが好ましい航空機の巡航高度に対応する。こうして、凹状部は、航空機が巡航高度を離れて降下する時に徐々に形成される。逆に、第1の状態において存在する凹状部は、航空機がこの状態を離れて、航空機の内外で、ひいては外側窓板の内部表面と外部表面との間で圧力差が確立する第2の状態に入った時に、徐々に消失する。外側窓板の内部表面は、徐々に内側窓板の外部表面から離れ、航空機の巡航高度既定の第2の状態では凹状部が完全に消失しる位置をとるに至る。図5には、航空機の既定の第2の状態巡航高度での飛行における図4の実施形態の客室窓が表わされている。この既定の状態において、外側窓板20の形状は、この窓板の外部表面が、胴体の湾曲した断面形状の延長部分内にある破線で表わされた最適な空気力学的断面形状25にぴったりと一致するように設計されている。この状態において、客室窓は、抗力に関して不利な効果を全く導入せず、これは、外側窓板が空気力学的抗力を生成する突出部分Aを形成する従来技術図2参照に比べて、1つの改良点である。航空機が地表に再降下する時に、凹状部は徐々に再形成され、客室窓は、航空機に内外圧力差が無い状態で図4の凹状部22が再度完全に出現する第1の状態の条件を取り戻す。他の実施形態においては、第1の状態において同じ外側窓板上に複数の凹状部が形成される可能性がある。窓板の外部表面上に同じ配向で構成されたこれら凹状部は、航空機が第1の状態を離れた時点で徐々に消失する。図5にある外側窓板20が飛行中に破損した場合、内側窓板21は、図3にある従来技術の客室窓について表わされた窓板32の形状又は位置に正確に倣うことができる。実際、本発明に係る客室窓の内側窓板は、従来技術の客室窓のものと同一である。こうして、本発明は以下のことを可能にする。-客室窓を製造するために使用される原料の量ひいては航空機の機上に搭載される質量を削減すること、実際、外側窓板20の厚みは、改めて内側窓板21の厚みeiに近いもの、さらにはそれと同等になり得る値eeまで、削減される例えば、注型アクリル樹脂などの注型透明材料を用いて、外側窓板の厚みの30削減を企図することができる、-外側窓板ひいては客室窓に対して、高高度での航空機の飛行の際に最適な空気力学的形状を付与すること、及び-外側窓板の厚みの削減及び外側窓板に課せられた凹状部の適切な配置窓板に対して心出しされた凹状部によって、地上第1の状態において客室窓を通した良好な視界を保つこと。図6では、本発明に係る客室窓の製造方法のフローチャートが表わされている。記載されている方法の第1のステップE1及びE2が、本発明の客室窓を製造するために充分なものであることと、その後のステップが任意に実施され得ることとが指摘される。本発明に係るプログラムされた変形を示す航空機客室窓の製造方法は、客室窓の外側窓板を形成するために適応された材料を決定する第1のステップE1を含む。特定の一実施形態においては、例えば、注型アクリル樹脂又はポリカーボネートなどの透明な材料が選択される。第2のステップE2においては、製造方法は、前述の第1の状態航空機の地上状態における外側窓板の特徴である第1の形状を計算することからなる。第1の状態の特徴である窓板のこの第1の形状は、既定の第2の状態の物理的条件例えば、航空機の内側と外側との間の既定の圧力差をこれに適用した場合、例えば航空機が37000フィートなどの巡航高度にある場合、窓板が第2の形状に変形するようなものである。外側窓板のこの第2の形状は、巡航高度における飛行の空気力学的考慮事項によって課せられる最適な形状により決定される。したがって、第1の状態の特徴である形状を計算するためには、第1の状態に関連する物理的条件特に航空機の内側と外側との間の圧力差の欠如の結果としてもたらされる応力に基づいて既定の第2の状態の特徴である形状を逆転させなければならない。上述の第1及び第2の状態に関連する物理的条件としては、主として、外側窓板の内部表面及び外部表面に適用される差圧、そして場合によっては温度がある。当初のこの2つのステップに基づいて、このとき、外側窓板の原料の量及び厚み並びにその形状を決定することが可能である。こうして第1の状態について外側窓板に付与される第1の形状は、従来技術に比べてこの窓板の厚みを低減させることを可能にする。実際、従来技術においては、外側窓板の厚みは、航空機の飛行の際、特に巡航高度で確立する圧力差に耐えるために、必然的に大きいものであった。第1の状態の特徴である窓板形状の計算ステップを最適化するために、客室窓又は少なくとも客室窓の外側窓板のデジタルモックアップを製作するステップE3の使用により計算を補完することが可能である。このようにして、物理的モックアップでの試験の援用が回避される。外側窓板について特徴的な初期形状の有限要素モデリングが実施される。第1及び第2の状態に関連し、これらの状態において客室窓に適用される物理的応力モデルが生成されるステップE4。その後、第1の状態における外側窓板の形状を、既定の第2の状態におけるこの窓板の形状が客室窓を組立てる航空機の最適な空気力学的条件を遵守するような形で、決定するステップE5。ステップE1及びE2そして場合によってはE3~E5に際して、第1の状態における外側窓板の特徴である形状が特に計算によってひとたび設計されたならば、この方法はさらに、外側窓板の生産機械のプログラミングを行なうステップE6を含むことができる。このステップは、第1の状態における外側窓板の特徴である形状の決定に基づいて実施される。このプログラミングは、決定された材料で外側窓板を形成し機械加工することを可能にする。特定の一実施形態において、外側窓板の生産には、例えばアクリル樹脂プレートなどの材料の成形及び/又はプレス加工による外側窓板の獲得ステップE7が含まれる。このようにして、1つ以上の凹状部を伴う複雑な形状を実現することが可能である。成形を実施するためには、先行するプログラミングステップの際にプログラミングされた型、すなわち金型を使用する。各々の型、すなわち金型は、窓板を通した良好な視野を保証するために、このように形成される外側窓板に規定の光学的特性を付与する目的で、研磨ステップE8を受ける。最後に、本発明に係るプログラムされた変形を示す客室窓のための外側窓板の製造方法は同様に、特に外側窓板をカット及び/又は機械加工してそれを航空機上に既存の従来の固定枠に適応させるステップE10も含むことができる。このカット及び/又は機械加工により、外側窓板を客室窓に適応させることができ、且つ、客室窓の外側窓板として役立つシートの縁部に客室窓の枠との関係における規定の配向を与えることができる。図7に示されているように、航空機客室窓50は、気密システム54を介して固定枠5内に組立てられた窓板52を含む。図4及び5に示された枠と同一である枠5は、航空機の胴体4に対する客室窓の固定のために利用される。枠上への窓板52の組立てに必要な他の要素は、明確さを期し且つ当業者にとっては周知であることから、ここでは図示されていない。窓板52は、航空機の第1の状態休止状態において示されている。窓板52は、内部表面52aと、航空機の外側に向かって配向された凹状部52cが内部に設けられている外部表面52bとを含む。この凹状部は、図4の場合ほど際立っていないが、それでも存在はしている。凹状部及び航空機の胴体の内側と外側との間に圧力差が確立するにつれての凹状部が漸進的に消失することに関して図4及び5と関連づけて記載されたことは全て、本実施形態においても同様に適用されるものであり、したがって反復することはしない。図4及び5の実施形態とは異なり、図7の実施形態は、中間接着フィルム又は層56により共に結合された複数のプライのアセンブリである唯一の窓板しか含んでいない。図7に表わされているように、積層状アセンブリ52は、中間接着フィルム56をサンドイッチ状に取込んだ2枚のプライ58外側プライ及び60内側プライを含む。例えば、このように構成されたアセンブリをオートクレーブ内で加熱することにより、2枚のプライ58及び60を合わせて接着することができる。図7を参照して記述されている実施例において、2枚のプライは両方共、上述の透明な材料の1つで製造されている。中間フィルム56は例えば、PVBポリビニルブチラール又はPUポリウレタンで製造される。外側窓板及び内側窓板を含む先行技術の客室窓においては、客室窓の合計厚みの一例は、16.25mm外側窓板が11mm、内側窓板が5.25mmである。窓板52の積層状のアセンブリにより、客室窓の合計厚みを11mm外側プライが5mm、内側プライが4mmそして中間フィルムが2mmまで削減することができる。斯かる厚みの減少により、客室窓の重量ひいては航空機の客室窓全体についての合計搭載重量を削減することができる。枠5上に窓板52を組立てるために使用される気密システム又はシール54は、例えば、ポリサルファイドシーラントで製造される。この気密性材料は、例えば客室窓の窓板の内部表面と外部表面との間の圧力差などの力を受けた場合に極くわずかしか変形しないという利点を示す。この材料の使用に関連する利点については、図8a、8b、9a及び9bを参照して記述される。積層状又はサンドイッチアセンブリ52の製造は、窓板に所望される形状に適応された形状の金型の内部に接着フィルムで分離された2枚のプライのアセンブリを予め配置することによって唯一回の成形作業で実施可能であることから、極めて単純である。その後、金型内のアセンブリの周囲にポリサルファイドシーラントを注入し、金型を開放した後に窓板52と気密システム54からなる組合せが得られるようにする。図8aは、図1の客室窓の2枚の窓板2及び3並びにこれらを固定枠5の中に組立てるためにこれらの周囲に位置づけされた気密システム70を含む先行技術の客室窓の部分拡大図を示す。図8aは、航空機が地上にある場合の気密システム又はシール70の位置を示している。概略的に表わされているように、シールの外側表面70aはほぼ平坦である。航空機が飛行中であり、圧力差が航空機の内側と外側との間に確立した場合、シール70は図8bに示されているように変形し、外側表面70aは外側に向かって膨らんで変形し、隆起の様相を呈する。この変形は例えば、航空機の機内の圧力確立下で発生する。外側窓板2の周囲と枠5の内周との間に配置されたシールの部分は、圧力差の作用下で両者の間に挟持される。膨らんだ形状70bが出現した結果として、シールの外側表面はもはや外側窓板2の外部表面及び固定枠5の外部表面に対して同一平面ではなくなる。こうして、このように同一平面でなくなることによって、隆起70bのレベルで航空機の外部表面に沿った空気流束72の剥離がひき起こされ、こうして寄生抗力現象が作り出される。図9a及び9bは、それぞれ、航空機が地上にある場合及び飛行中である場合図8bで確立したものと同じ圧力差に付されるの図7の気密システム54の挙動を示す。図9aに表わされているように、気密システム又はシール54の外部表面54aは地上では平面的であり、外部プライ58の周囲と枠5の内周との間に配置された気密システムの部分が圧力差の作用下で両者の間に挟持されている場合でさえ、飛行中もほぼ平面的であり続ける。圧力差の作用下で、窓板52の凹状部は漸進的に消失し、窓板52及び気密システム54のセットは、航空機の外側に向かって移動して、窓板と同じ高さで枠5及び胴体4の外部表面の延長部分を表わす仮想ライン74に合流する。こうして、圧力差の作用下で、積層状アセンブリ52は、その外部表面ならびに気密システムの外部表面54aが枠及び胴体の外部表面に対して同一平面に配置されるように設計されている。したがって、航空機の外部表面に沿った空気流束76は、シールと同じ高さを通過した時点で混乱せず、こうして寄生抗力現象の発生は回避される。この現象を回避するという事実は、燃料の節約という観点から見て、航空機の機上への搭載質量の削減に匹敵し得る。