図面 (/)

技術 圧力シール及び/又は静電気防止用のドレインを備える航空機のトランスペアレンシー

出願人 ピーピージー・インダストリーズ・オハイオ・インコーポレイテッド
発明者 ハリソン、スペンサービー.ハートマン、ジェイムズブイ.
出願日 2015年1月21日 (4年5ヶ月経過) 出願番号 2016-549358
公開日 2017年3月9日 (2年4ヶ月経過) 公開番号 2017-506595
状態 特許登録済
技術分野 飛行船・気球・飛行機 ガスケットシール 静電気の除去
主要キーワード 環状金属部材 切欠領域 電気伝導性部材 対合面 導電性材料内 ファイバグラス 金属ボルト ノッチ領域
関連する未来課題
重要な関連分野

この項目の情報は公開日時点(2017年3月9日)のものです。
また、この項目は機械的に抽出しているため、正しく解析できていない場合があります

図面 (10)

課題・解決手段

航空機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ドレイン組立体を有することができる。

概要

背景

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。

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)。

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、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。

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。

概要

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ドレイン組立体を有することができる。

目的

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

効果

実績

技術文献被引用数
0件
牽制数
0件

この技術が所属する分野

ライセンス契約や譲渡などの可能性がある特許掲載中! 開放特許随時追加・更新中 詳しくはこちら

請求項1

航空機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。

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、航空機トランスペアレンシー(aircraft transparency)に関し、より詳細には、一体型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、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。

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

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1の線V−Vに沿う側断面図である(正確な縮尺ではない)。
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)。
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)。
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7の平面図である。

実施例

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。

ページトップへ

この技術を出願した法人

この技術を発明した人物

ページトップへ

関連する挑戦したい社会課題

関連する公募課題

該当するデータがありません

ページトップへ

おススメ サービス

おススメ astavisionコンテンツ

新着 最近 公開された関連が強い技術

  • 株式会社WorldLink&Companyの「 風況の計測方法」が 公開されました。( 2019/05/30)

    【課題】任意の位置及び任意の高さの風速及び風向を計測するための方法を提供する。【解決手段】風速を計測するための方法である。少なくとも1つの無人航空機1を飛行させる飛行工程S1と、飛行時の無人航空機1の... 詳細

  • 株式会社プロドローンの「 回転翼航空機」が 公開されました。( 2019/05/23)

    【課題】迅速かつ安全な降下が可能な回転翼航空機を提供する。【解決手段】複数の回転翼60を備え、前記複数の回転翼は、回転数を制御することで揚力が調節される固定ピッチプロペラであり、前記複数の回転翼は、機... 詳細

  • 株式会社菊池製作所の「 無人航空機、無人飛行機の落下判定装置及び落下判定方法」が 公開されました。( 2019/05/23)

    【課題】無人航空機において、加速度等の情報に基づいて所定のデータ処理アルゴリズムに従い飛行動作判別を行うことで、従来よりも簡便かつ簡素な構成で実現できる落下判定に関する技術を提供すること。【解決手段】... 詳細

この 技術と関連性が強い人物

関連性が強い人物一覧

この 技術と関連する社会課題

関連する挑戦したい社会課題一覧

この 技術と関連する公募課題

該当するデータがありません

astavision 新着記事

サイト情報について

本サービスは、国が公開している情報(公開特許公報、特許整理標準化データ等)を元に構成されています。出典元のデータには一部間違いやノイズがあり、情報の正確さについては保証致しかねます。また一時的に、各データの収録範囲や更新周期によって、一部の情報が正しく表示されないことがございます。当サイトの情報を元にした諸問題、不利益等について当方は何ら責任を負いかねることを予めご承知おきのほど宜しくお願い申し上げます。

主たる情報の出典

特許情報…特許整理標準化データ(XML編)、公開特許公報、特許公報、審決公報、Patent Map Guidance System データ