本申請(qǐng)是申請(qǐng)日為2012年12月18日、發(fā)明名稱(chēng)為“阻力中性交通工具窗”且申請(qǐng)?zhí)枮?01280063882.5的中國(guó)發(fā)明專(zhuān)利申請(qǐng)的分案申請(qǐng)。

本發(fā)明涉及加壓交通工具窗。具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明涉及一種阻力中性機(jī)窗和其構(gòu)造。

背景技術(shù)：

機(jī)窗的傳統(tǒng)制造產(chǎn)生尺寸小的窗。這有幾個(gè)原因，其中一些原因來(lái)自于從一個(gè)第一架商用噴氣式客機(jī)dehavillanddh106comet學(xué)習(xí)的經(jīng)驗(yàn)。

如本領(lǐng)域技術(shù)人員所熟悉的，dehavillanddh106comet在1949年第一次飛行并且配有大窗。

然而，在推出后的幾年，comet機(jī)體開(kāi)始出現(xiàn)災(zāi)難性的金屬疲勞，這是由于：(1)循環(huán)客艙增壓，以及(2)噴氣式客機(jī)展示的大窗的尺寸、放置和構(gòu)造。由于金屬疲勞，據(jù)報(bào)道兩架comet噴氣式客機(jī)在飛行中解體。

從這個(gè)經(jīng)驗(yàn)吸取的教訓(xùn)引起商用噴氣式客機(jī)窗的設(shè)計(jì)、安裝和尺寸的變化。由于comet和后來(lái)的研究經(jīng)驗(yàn)，重新設(shè)計(jì)噴氣式客機(jī)窗的許多工程選擇導(dǎo)致公眾今天所熟悉的窗設(shè)計(jì)。

如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，噴氣式飛機(jī)的標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)造在飛機(jī)的每一側(cè)，大約在飛機(jī)座位的每一排的位置提供窗。

為了使壓力變化不對(duì)窗或外模線部分(也被稱(chēng)為安裝窗的機(jī)身或結(jié)構(gòu)外表面)施加過(guò)大的應(yīng)力，窗被按常規(guī)設(shè)計(jì)成尺寸適中。而且，為了充分包含在飛機(jī)處于巡航高度時(shí)向窗施加的壓力，機(jī)窗的設(shè)計(jì)通常很厚。

另外，窗通常由多個(gè)窗格構(gòu)成，以使得如果外部窗格在飛行期間破裂，那么內(nèi)部窗格將充當(dāng)多余的窗格來(lái)防止飛機(jī)的內(nèi)部客艙的減壓。

如任何乘客應(yīng)顯而易見(jiàn)的，機(jī)窗非常小。小的尺寸至少部分地是由于對(duì)其施加的工程約束。具體來(lái)說(shuō)，窗越小，窗的強(qiáng)度越大，因此窗抵制故障的能力越大。因此，飛機(jī)設(shè)計(jì)師納入較小的窗以確保窗提供足夠的強(qiáng)度來(lái)避免故障。

同使用常規(guī)的材料和施工技術(shù)的較大的窗相比，較小的窗的重量也更輕且制造成本更低。因此，較小的窗比較大的替代品更強(qiáng)、更輕和更便宜。至少出于這些原因，行業(yè)已趨向飛機(jī)的較小的窗。

較小的窗的一個(gè)缺點(diǎn)是其為飛機(jī)中的乘客提供有限的外部能見(jiàn)度。另外，由于其多窗格設(shè)計(jì)，機(jī)窗從飛機(jī)的內(nèi)部到外部創(chuàng)建內(nèi)窺像。盡管不以任何方式損害能見(jiàn)度，但是這個(gè)內(nèi)窺像傾向于增強(qiáng)窗小而擁擠的感覺(jué)。

如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，當(dāng)材料經(jīng)受內(nèi)部壓力時(shí)，材料像氣球一樣膨脹。就由鋁合金制成的飛機(jī)機(jī)身而言，膨脹可以忽略不計(jì)。就通常由聚合物材料制成的窗而言，膨脹明顯更大。

每當(dāng)飛機(jī)的外部形狀改變時(shí)，形狀的變化會(huì)改變飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性。當(dāng)在某個(gè)高度下窗的曲率發(fā)生變化時(shí)，這些變化會(huì)降低飛機(jī)的空氣動(dòng)力效率，從而增加阻力。

因此，現(xiàn)有技術(shù)包括最小化在飛機(jī)外部的窗格的曲率的任何變化的機(jī)窗設(shè)計(jì)的討論。通過(guò)最小化窗的曲率的變化，設(shè)計(jì)師從整體上施加飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的最小的變化。

如飛機(jī)設(shè)計(jì)的本領(lǐng)域技術(shù)人員也應(yīng)顯而易見(jiàn)的，重量是放置在飛機(jī)上的任何設(shè)備的考慮因素。更大的重量需要飛機(jī)的更大量的燃料來(lái)從其起始點(diǎn)運(yùn)輸?shù)狡浣K點(diǎn)。因此，更大的重量轉(zhuǎn)換為增加的燃料使用，并且因此降低燃料效率。

如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，飛機(jī)設(shè)計(jì)師在設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)尋求平衡競(jìng)爭(zhēng)因素，例如，抗風(fēng)性(即，阻力)、重量、燃料使用、窗的尺寸等。經(jīng)常，與窗的情況一樣，在窗的重量與尺寸之間有相當(dāng)大的取舍。一般來(lái)說(shuō)，窗越大，窗的重量越大。每個(gè)窗的重量也對(duì)窗的尺寸施加限制。

如上所述，不但把窗的重量因素考慮在飛機(jī)的設(shè)計(jì)內(nèi)，而且窗可能對(duì)飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的影響因素也考慮在內(nèi)。

在此上下文中，美國(guó)專(zhuān)利申請(qǐng)公開(kāi)號(hào)2006/0123718(下文稱(chēng)為'718申請(qǐng))描述一種插入窗孔的窗元件。這個(gè)專(zhuān)利申請(qǐng)描述在飛行期間窗的向外彎曲(即，膨脹)是已知的現(xiàn)象(在'718申請(qǐng)的段落[0003])。'718申請(qǐng)也討論在飛行期間窗的變形會(huì)增加飛機(jī)上的阻力，且因此是不利的(在'718申請(qǐng)的段落[0003])。

如'718申請(qǐng)中所述，飛機(jī)機(jī)身機(jī)體的外殼常常在機(jī)身的不同的部分中具有材料厚度(在'718申請(qǐng)的段落[0011])。因此，在飛機(jī)機(jī)身的所有部分中，窗元件的外部窗格并不總是與外殼完全齊平(在'718申請(qǐng)的段落[0011])。

'718申請(qǐng)也描述在飛行高度下的壓差產(chǎn)生窗的外部窗格的彎曲或膨脹，其可能高達(dá)外列板以上4mm(在'718申請(qǐng)的段落[0011])。這些描述的空氣動(dòng)力效應(yīng)導(dǎo)致在機(jī)體的機(jī)身周?chē)鷼饬鞯臄_動(dòng)，其可能大大削弱機(jī)身的外殼的空氣動(dòng)力性能，尤其在大量的窗元件用于機(jī)身機(jī)體的構(gòu)造時(shí)(在'718申請(qǐng)的段落[0011])。

在識(shí)別這個(gè)問(wèn)題后，'718申請(qǐng)為覆蓋窗格10提供窗的支撐框架9(在'718申請(qǐng)的段落[0030])。覆蓋窗格10具有大致對(duì)應(yīng)于飛機(jī)機(jī)身的外殼5的材料厚度的材料厚度(在'718申請(qǐng)的段落[0030])。因此，覆蓋窗格10與飛機(jī)機(jī)身的外殼5保持齊平(在'718申請(qǐng)的段落[0030])。

如從參考所理解，覆蓋窗格10布置在外部窗格26前面的短距離，以使得外部窗格26甚至在最大膨脹下也不與覆蓋窗格10接觸(在'718專(zhuān)利的段落[0037])。根據(jù)參考，這確保大體上齊平，且因此從空氣動(dòng)力學(xué)上將窗元件1有利地整合在飛機(jī)機(jī)身的外殼5中(在'718專(zhuān)利的段落[0037])。

如從上述討論應(yīng)顯而易見(jiàn)的，'718申請(qǐng)通過(guò)將覆蓋窗格10(即，外部窗格)放置在窗上而解決窗膨脹的問(wèn)題。由于不管高度如何，覆蓋窗格10的內(nèi)表面和外表面都保持在相同壓力下，故覆蓋窗格10的形狀不改變。因此，不管外部窗格26的實(shí)際形狀如何，覆蓋窗格10都保持飛機(jī)機(jī)身的空氣動(dòng)力特性。

如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，將覆蓋窗格10添加到窗元件1增加了窗元件1的重量。因此，在'718申請(qǐng)中描述的窗元件1至少具有這個(gè)缺點(diǎn)。

機(jī)窗的其它設(shè)計(jì)也在本領(lǐng)域中已知。與'718申請(qǐng)一樣，這些設(shè)計(jì)也依賴(lài)于最小化飛機(jī)的多窗格窗單元的外部窗格的彎曲度的構(gòu)造。

例如，美國(guó)專(zhuān)利號(hào)4,932,608(下文稱(chēng)為'608專(zhuān)利)描述一種飛機(jī)擋風(fēng)玻璃的設(shè)計(jì)，其中窗總成10包括通過(guò)氣隙16彼此分開(kāi)的外玻璃層12和內(nèi)層14(在'608專(zhuān)利的第2欄第24-34行)。間隙16提供玻璃層12與層壓板14之間的熱障并且允許外玻璃層12承載加壓飛機(jī)客艙的內(nèi)部壓力負(fù)荷(在'608專(zhuān)利的第2欄第34-38行)。

對(duì)于'608專(zhuān)利，窗總成包括外玻璃層層壓板12和內(nèi)聚碳酸酯層壓板14(在'608專(zhuān)利的第3欄第28-35行)。內(nèi)聚碳酸酯層壓板14比外玻璃層壓板12更柔軟，且因此預(yù)期比外玻璃層壓板12膨脹更多。加壓的間隙16通過(guò)均衡(或接近均衡)間隙16中的壓力與飛機(jī)客艙中的壓力而減少內(nèi)聚碳酸酯層壓板14的膨脹(在'608專(zhuān)利的第3欄第63-67行)。在替代實(shí)施方案中，間隙16中的壓力保持在比飛機(jī)客艙內(nèi)的壓力小約1psi的壓力下，由此防止加壓氣體泄漏到飛機(jī)客艙中(在'608專(zhuān)利的第4欄第2-7行)。

如'608專(zhuān)利強(qiáng)調(diào)，由于外玻璃層壓板12的堅(jiān)硬(即，非膨脹)特性而保持飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性。如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，合并玻璃的層壓板往往是很重的，且因此增加了飛機(jī)的重量。因此，這個(gè)解決方案具有至少一個(gè)缺點(diǎn)，即，窗構(gòu)造被預(yù)期增加飛機(jī)的重量。

美國(guó)專(zhuān)利號(hào)5,988,566(下文稱(chēng)為“'566專(zhuān)利”)描述一種機(jī)窗構(gòu)造。在其背景部分中，'566專(zhuān)利描述窗組件如何不應(yīng)該突出在飛機(jī)主體的外殼的外面，以避免對(duì)飛機(jī)的空氣動(dòng)力特征產(chǎn)生窗的任何不利影響(在'566專(zhuān)利的第1欄第21-26行)。

在常規(guī)的機(jī)窗中，例如，由'566專(zhuān)利所描述的機(jī)窗，堅(jiān)固的外窗玻璃在正常的操作條件下承受客艙壓力(在'566專(zhuān)利的第1欄第38-41行)。內(nèi)部窗格在正常的操作條件下不承受客艙壓力。代之，內(nèi)部窗格被設(shè)計(jì)成只在外部窗格發(fā)生故障的情況下承受客艙壓力(在'566專(zhuān)利的第1欄第55-57行)。為了均衡內(nèi)部窗格與外部窗格之間的壓力，在內(nèi)部窗格中提供小孔(在'566專(zhuān)利的第1欄第49-53行)。

'566專(zhuān)利提供機(jī)窗窗格的構(gòu)造，其中增壓裝置連接到內(nèi)部窗格與外部窗格之間的空氣空間以控制這個(gè)空間中的壓力(在'566專(zhuān)利的第3欄第15-20行)。具體來(lái)說(shuō)，增壓裝置均衡窗格之間的空間中的壓力，以使得窗玻璃之間的壓力等于飛機(jī)外面的壓力(在'566專(zhuān)利的第4欄第11-16行)。因此，消除(或至少大大減少)了外部窗格上的循環(huán)壓力。

美國(guó)專(zhuān)利號(hào)7,968,170(下文稱(chēng)為“'170專(zhuān)利”)描述一種復(fù)合窗格結(jié)構(gòu)，其可以用作飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一部分，蒙皮壁板是透明的復(fù)合材料(在'170專(zhuān)利的第2欄第10-24行)。作為結(jié)構(gòu)部件，透明面板提供顯著較大尺寸的窗(在'170專(zhuān)利的第2欄第20-24行)。

這些窗的現(xiàn)有技術(shù)方法中的每個(gè)提供解決方案，由此暴露于外部環(huán)境的窗玻璃盡可能剛性以避免在飛行期間膨脹。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本專(zhuān)利申請(qǐng)的機(jī)窗意圖解決相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)所述的一個(gè)或多個(gè)缺點(diǎn)。

具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明的機(jī)窗尋求最小化窗膨脹對(duì)飛機(jī)的空氣動(dòng)力特性的影響，同時(shí)最小化重量損失。

本發(fā)明廣泛地涉及一種阻力中性機(jī)窗，其中窗膨脹的現(xiàn)象被視作是有利的，而不是不利的。

具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明提供一種機(jī)窗，其被允許在飛行期間膨脹，并且由于膨脹而建立飛機(jī)的阻力中性配置。換句話說(shuō)，本發(fā)明的窗被設(shè)計(jì)成在飛行中膨脹，并且由于膨脹而呈現(xiàn)適當(dāng)?shù)男螤钜栽谘埠綘顟B(tài)下為飛機(jī)提供適當(dāng)?shù)目諝鈩?dòng)力配置。

在一個(gè)實(shí)施方案中，本發(fā)明提供一種用于加壓交通工具的窗，其包括懸掛在框架內(nèi)的至少一個(gè)透明窗格。透明窗格由可變形材料制成。透明窗格在沒(méi)有經(jīng)受穿過(guò)其中的壓差時(shí)定義第一表面位置h1且在經(jīng)受穿過(guò)其中的壓差時(shí)定義第二表面位置h2。參照飛機(jī)的外模線定義第一表面位置和第二表面位置。第一表面位置h1定義相對(duì)于外模線的反曲率。響應(yīng)于壓差δp，第二表面位置h2包括使透明窗格從第一表面位置h1膨脹預(yù)定的距離δh。框架被建構(gòu)成位于交通工具內(nèi)以使得透明窗格在經(jīng)受壓差δp時(shí)呈現(xiàn)表面，所述表面與交通工具的外模線大體上一致。

可以預(yù)期的是，第一表面位置h1可以處在約0.17英寸與0.06英寸(4.32mm與1.52mm)之間、約0.16英寸至0.07英寸(4.06mm至1.78mm)之間，和/或約0.15英寸至0.08英寸(3.81mm至2mm)之間。

在選定實(shí)施方案中，第一表面位置h1可以是約0.17英寸(4.32mm)、約0.16英寸(4.06mm)、約0.15英寸(3.81mm)、約0.08英寸(2mm)、約0.07英寸(1.78mm)、約0.06英寸(1.52mm)和/或約0.05英寸(1.27mm)。

可以預(yù)期的是，第二表面位置h2可以處在約0.08英寸與-0.03英寸(2mm與-0.76mm)之間、約0.07英寸至-0.02英寸(1.78mm至-0.51mm)之間，和/或約0.06英寸至-0.01英寸(1.52mm至-0.25mm)之間。

在選定實(shí)施方案中，第二表面位置h2可以是約0.06英寸(1.52mm)和/或約-0.01英寸(-0.25mm)。

第二表面配置可以是大體上阻力中性。

在一個(gè)實(shí)施方案中，至少一個(gè)透明窗格包括第一透明窗格、第二透明窗格，以及分離第一透明窗格與第二透明窗格的氣隙。

也可以預(yù)期的是，窗可以包括密封件，其圍繞第一窗格和第二窗格并且提供安置在第一窗格與第二窗格之間的中間部分。

另外，本發(fā)明提供一種窗，其中至少一個(gè)透明窗格具有第一透明窗格、第二透明窗格，以及第一透明窗格至第二透明窗格之間的透明固體夾層。第一透明窗格、第二透明窗格和夾層可以形成為整體結(jié)構(gòu)。夾層可以是聚氨酯。

對(duì)于本發(fā)明，至少一個(gè)透明窗格可以由玻璃、透明聚合物、鑄造丙烯酸材料、拉伸丙烯酸材料和/或聚碳酸酯，以及其它材料制成。

可以預(yù)期的是，窗可以包括螺栓緊固件系統(tǒng)，其具有安置在框架的外圍周?chē)亩鄠€(gè)螺母和螺栓，從而至少在框架與交通工具之間提供連接性。

窗也可以包括插塞緊固件系統(tǒng)，其具有安置在框架的外圍周?chē)亩鄠€(gè)夾子，從而至少在框架與至少一個(gè)透明窗格之間提供連接性。

本發(fā)明也涵蓋一種飛機(jī)，其合并本文所述的窗的一個(gè)或多個(gè)實(shí)施方案。

本發(fā)明也涵蓋一種用于配置飛機(jī)的窗的方法。所述方法包括確定窗玻璃的初始厚度；基于初始厚度定義在加壓條件下窗玻璃的偏斜度；基于偏斜度定義在不加壓條件下窗玻璃的反曲率；至少基于在不加壓條件下窗玻璃的反曲率計(jì)算窗玻璃的后續(xù)厚度；以及評(píng)估初始厚度與后續(xù)厚度之間的收斂。

如果收斂不在預(yù)定值內(nèi)，那么所述方法包括迭代地重復(fù)以下步驟：定義在加壓條件下窗玻璃的偏斜度；基于偏斜度定義在不加壓條件下窗玻璃的反曲率；以及至少基于反曲率計(jì)算窗玻璃的后續(xù)厚度。

可以預(yù)期的是，在確定窗玻璃的初始厚度時(shí)，所述方法包括考慮以下至少一個(gè)：在最終級(jí)別下的最大應(yīng)力、在夾層處的最大剪應(yīng)力、在至少一個(gè)緊固件周?chē)淖畲髴?yīng)力、在限制級(jí)別下的最大應(yīng)力，以及在外部窗格破裂時(shí)的故障安全。

也可以預(yù)期的是，在確定窗玻璃的后續(xù)厚度時(shí)，所述方法包括考慮以下至少一個(gè)：在最終級(jí)別下的最大應(yīng)力、在夾層處的最大剪應(yīng)力、在至少一個(gè)緊固件周?chē)淖畲髴?yīng)力、在限制級(jí)別下的最大應(yīng)力，以及在外部窗格破裂時(shí)的故障安全。

在本發(fā)明的方法中，收斂為小于約2％的值。或者，收斂為小于約1％的值。更進(jìn)一步地，可以預(yù)期的是，收斂為小于約0.5％的值。

本發(fā)明也預(yù)期一種窗，其中透明窗格在沒(méi)有經(jīng)受穿過(guò)其中的壓差時(shí)定義第一表面配置，所述第一表面配置與交通工具的外模線不一致。

本發(fā)明的更進(jìn)一步的方面將從下文提供的討論中變得顯而易見(jiàn)。

附圖說(shuō)明

現(xiàn)在將結(jié)合附圖來(lái)描述本發(fā)明，其中：

圖1為根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛機(jī)的內(nèi)部的一部分的橫截面示意圖，其圖示在不加壓條件下的窗；

圖2為根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的飛機(jī)的內(nèi)部的一部分的橫截面示意圖，其圖示在加壓條件下的窗；

圖3為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)的內(nèi)部的一部分的橫截面示意圖，其圖示在不加壓條件下的窗；

圖4為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)的內(nèi)部的一部分的橫截面示意圖，其圖示在加壓條件下的窗；

圖5為根據(jù)本發(fā)明的窗的第一實(shí)施方案的橫截面圖；

圖6為根據(jù)本發(fā)明的窗的第二實(shí)施方案的橫截面圖；

圖7為用于將窗連接到飛機(jī)機(jī)身的緊固件系統(tǒng)的第一實(shí)施方案的橫截面圖；

圖8為用于將窗連接到飛機(jī)機(jī)身的緊固件系統(tǒng)的第二實(shí)施方案的橫截面圖；

圖9為用于將窗連接到飛機(jī)機(jī)身的緊固件系統(tǒng)的第三實(shí)施方案的橫截面圖；

圖10為用于將窗連接到飛機(jī)機(jī)身的緊固件系統(tǒng)的第四實(shí)施方案的橫截面圖；

圖11為預(yù)期用于配置飛機(jī)的窗的一個(gè)方法的圖解說(shuō)明；

圖12提供關(guān)于拉伸丙烯酸材料的選擇信息，拉伸丙烯酸材料是預(yù)期用于本發(fā)明的窗的透明窗格的一種材料；

圖13為描繪可以結(jié)合本發(fā)明使用的一個(gè)方程式和選定數(shù)量的變量的插圖；

圖14提供本發(fā)明所預(yù)期的許多不同的窗形狀的圖示；

圖15為對(duì)于根據(jù)現(xiàn)有技術(shù)的窗，在加壓條件和不加壓條件下平面窗的形狀的圖示；

圖16為在加壓條件和不加壓條件下淺反曲率窗的形狀的圖示；

圖17為在加壓條件和不加壓條件下深反曲率窗的形狀的圖示；以及

圖18為根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)的側(cè)視圖的圖解說(shuō)明。

具體實(shí)施方式

現(xiàn)在將結(jié)合一個(gè)或多個(gè)預(yù)期的實(shí)施方案來(lái)描述本發(fā)明。所描述的實(shí)施方案意圖對(duì)本發(fā)明進(jìn)行示范，而不是用來(lái)限制本發(fā)明的范圍。換句話說(shuō)，盡管注意力集中在本發(fā)明的特定實(shí)施方案，但是那些實(shí)施方案不意圖限制本發(fā)明。相反，下文提供的實(shí)例意圖說(shuō)明本發(fā)明的廣泛范圍。

盡管結(jié)合其在飛機(jī)機(jī)身中的使用來(lái)描述本發(fā)明的窗，但是本發(fā)明不意圖只限于飛機(jī)。其它交通工具也可以受益于被采用以建構(gòu)本發(fā)明的窗的工程方法。例如，阻力中性窗可以用在火車(chē)或其它高速交通工具上。

在如下本發(fā)明的討論中，將為窗的一個(gè)或多個(gè)組件的構(gòu)造列出特定材料。盡管可以討論特定材料，但是本發(fā)明不意圖限于描述的材料。相反，可以設(shè)想，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，窗可以由任何合適的材料(無(wú)論是現(xiàn)在已知或?qū)?lái)開(kāi)發(fā)的)制成。

在討論關(guān)于本發(fā)明的特定實(shí)施方案的細(xì)節(jié)之前，討論本發(fā)明的窗的設(shè)計(jì)的一般方法。

如上所述，本發(fā)明的窗構(gòu)造不尋求避免或最小化由于所施加至其上的壓差的變化導(dǎo)致的窗玻璃的膨脹。代之，本發(fā)明提供一種窗，其通過(guò)提供一個(gè)或多個(gè)窗設(shè)計(jì)來(lái)充分利用窗的膨脹，所述窗設(shè)計(jì)在經(jīng)受與在巡航高度下現(xiàn)代飛機(jī)通常飛行的高度一致的壓力的變化之后，創(chuàng)建合適的空氣動(dòng)力面。在飛機(jī)增進(jìn)高度時(shí)發(fā)生壓力的變化，從而產(chǎn)生較低的外部壓力，同時(shí)將客艙壓力保持在一定壓力下，在一個(gè)實(shí)施方案中，這個(gè)壓力等于在1,828.8m(6,000英尺)的高度下的空氣壓力。

本發(fā)明認(rèn)識(shí)到根據(jù)本發(fā)明建構(gòu)的窗將提供表面，這個(gè)表面在飛機(jī)上升到巡航高度或從巡航高度下降時(shí)的時(shí)段期間在空氣動(dòng)力方面是不理想的。然而，假定飛機(jī)在從地面到巡航高度的過(guò)渡上花一小部分時(shí)間，本發(fā)明認(rèn)識(shí)到在這些過(guò)渡時(shí)期期間空氣動(dòng)力效率的降低將對(duì)飛機(jī)的整體燃料效率具有最小的影響。因此，本發(fā)明允許在飛機(jī)上升到巡航高度或從巡航高度下降時(shí)的過(guò)渡時(shí)期期間空氣動(dòng)力學(xué)效率低下。

本發(fā)明也認(rèn)識(shí)到，通過(guò)利用在某一高度下窗的彎曲度，有可能建構(gòu)具有比現(xiàn)有技術(shù)窗更低重量的窗。具體來(lái)說(shuō)，通過(guò)排除現(xiàn)有技術(shù)并入窗設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)和材料以減少窗玻璃的彎曲度，本發(fā)明使用的設(shè)計(jì)方法允許較輕重量的窗的構(gòu)造。

如上所述，添加到飛機(jī)的任何重量減少(或降低)飛機(jī)的整體燃料效率。額外的重量在飛行期間產(chǎn)生額外的燃料消耗量。因此，通過(guò)使用本發(fā)明，有可能減少飛機(jī)的總重量并且增加飛機(jī)的燃料效率。

通過(guò)使用本發(fā)明，重量減輕可能是潛在重要的。通過(guò)組合潛在的整體飛機(jī)重量減輕的效果與在巡航狀態(tài)期間阻力的增加，在起飛和著陸的過(guò)渡時(shí)期期間空氣動(dòng)力效率的任何減少遠(yuǎn)遠(yuǎn)抵消了整體燃料效率的增加。

如也應(yīng)顯而易見(jiàn)的，通過(guò)減少飛機(jī)的窗的重量和復(fù)雜性，有可能減少每個(gè)窗的成本。因此，有可能通過(guò)實(shí)踐本發(fā)明而降低制造飛機(jī)的成本。

任何窗設(shè)計(jì)的安全考慮不但對(duì)于任何飛機(jī)的設(shè)計(jì)是重要的，而且由各類(lèi)全球航空管理部門(mén)和組織頒布的法規(guī)強(qiáng)制執(zhí)行。雖然有窗的設(shè)計(jì)參數(shù)的變化，但是本發(fā)明意圖達(dá)到或超過(guò)應(yīng)用于飛機(jī)構(gòu)造的各類(lèi)全球法規(guī)。

對(duì)窗設(shè)計(jì)產(chǎn)生影響的其它因素包括(但不限于)與安裝在飛機(jī)上的窗相關(guān)聯(lián)的聲學(xué)特性和熱特性。本發(fā)明的窗意圖滿(mǎn)足這些額外的要求。

在背景方面，應(yīng)注意，飛機(jī)在處于某一高度時(shí)通常經(jīng)受接近-50℃(-58℉)的外部溫度。飛機(jī)的內(nèi)部通常保持在約20℃(68℉)的溫度。因此，被選擇用于窗的任何材料應(yīng)能夠承受這個(gè)溫差δt。

應(yīng)理解，上述值可能不同于根據(jù)例如包括加熱系統(tǒng)所提供的那些值?？梢灶A(yù)期的是，例如，可以加熱窗，這將改變上述溫度值。具體來(lái)說(shuō)，如果加熱窗，那么溫差可能大于不加熱窗的實(shí)施方案。

增加的溫差δτ將影響本發(fā)明的窗的一個(gè)或多個(gè)組件的行為特征。例如，本領(lǐng)域技術(shù)人員將理解，加熱窗可能對(duì)飛機(jī)的阻力特性具有負(fù)面影響。具體來(lái)說(shuō)，當(dāng)加熱制造窗所用的材料時(shí)，材料將從初始幾何形狀擴(kuò)展或改變形狀。這種擴(kuò)展通常導(dǎo)致窗的增加的膨脹，從而進(jìn)一步增加窗強(qiáng)加于飛機(jī)的阻力損失。

另外，應(yīng)注意，一般說(shuō)來(lái)，大多數(shù)商用飛機(jī)在12,800m(42,000英尺)與13,720m(45,000英尺)之間的高度下飛行。作為參考，客機(jī)通常在較低的高度下飛行，而商業(yè)飛機(jī)通常在較高的高度下飛行。

對(duì)于目前工藝水平，如上所述，一些窗被設(shè)計(jì)成在飛行期間抵抗膨脹。如結(jié)合'608和'566專(zhuān)利所指出，外部窗格被設(shè)計(jì)成通過(guò)保持靜態(tài)外表面來(lái)抵抗彎曲或膨脹。為了實(shí)現(xiàn)這一目標(biāo)，用于最外層的窗格的材料是硬和/或厚的。如上所述，材料的硬度和/或厚度為促成窗的總重量的因素。

盡管被設(shè)計(jì)成抵抗彎曲，但是據(jù)大家公認(rèn)，現(xiàn)有的機(jī)窗至少表現(xiàn)出一些少量的膨脹。在操作條件下飛機(jī)中的窗的典型偏斜度被假定為小于0.2英寸(5mm)。偏斜度被測(cè)量為窗從飛機(jī)的外模線的位移。外模線指的是飛機(jī)機(jī)身的表面形狀。

圖1和圖2為代表本發(fā)明解決的現(xiàn)有技術(shù)中存在的問(wèn)題的圖形示意圖。圖15也提供現(xiàn)有技術(shù)中的窗的圖形分析，其與圖1和圖2中的圖解一致。圖3和圖4為圖示本發(fā)明提出的解決方案的圖形示意圖。

在圖1至圖4的各圖中，飛機(jī)10一般以橫截面被指定。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，只示出飛機(jī)10的飛機(jī)機(jī)身12的一部分。地面14的一部分被圖示為參考。也在機(jī)身中示出窗16、18、20、22。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，圖解是從面向正向或機(jī)尾方向的飛機(jī)10內(nèi)的有利位置觀察。

如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，圖1和圖2意圖圖示現(xiàn)有技術(shù)。圖3和圖4圖示構(gòu)成本發(fā)明的基礎(chǔ)的基本原理。

參照?qǐng)D1，其圖示現(xiàn)有技術(shù)，飛機(jī)10的內(nèi)部不加壓，其為例如飛機(jī)10在地面上、在機(jī)場(chǎng)時(shí)的情況。在這種狀態(tài)下，窗16符合飛機(jī)10的外表面12的形狀。換句話說(shuō)，在不加壓條件下，窗16提供與飛機(jī)10的外模線的曲率一致的曲率。應(yīng)注意，術(shù)語(yǔ)“外模線”指的是飛機(jī)10的主體(或機(jī)身)的外表面。

圖2為圖1中所示的飛機(jī)10的圖解說(shuō)明，其也圖示現(xiàn)有技術(shù)。這里，飛機(jī)客艙加壓，這意味著飛機(jī)10處于巡航狀態(tài)。這個(gè)圖解中的窗18由于客艙的加壓而呈現(xiàn)向外膨脹曲率。因此，窗18從外模線12的表面向外延伸，由此對(duì)飛機(jī)10的空氣動(dòng)力特性產(chǎn)生負(fù)面影響，如上所述。

應(yīng)注意，一些機(jī)窗(例如，'718申請(qǐng)所描述的窗)將不呈現(xiàn)任何向外膨脹。如上所述，'718專(zhuān)利所描述的窗包括覆蓋窗格10，其被設(shè)計(jì)成不管飛機(jī)的飛行狀態(tài)如何都保持空氣動(dòng)力的連續(xù)性。如上所述，覆蓋窗格10不膨脹，且因此，不管客艙的加壓狀態(tài)如何都保持飛機(jī)的空氣動(dòng)力的連續(xù)性。

圖3圖示根據(jù)本發(fā)明的飛機(jī)，其包括本發(fā)明的窗20。在這個(gè)圖解中，如在客艙不加壓時(shí)(即，在飛機(jī)10在地面上時(shí))現(xiàn)有技術(shù)窗16的情況下，窗20不符合外模線12的形狀。代之，由于在飛機(jī)10處于巡航高度時(shí)窗將向外膨脹的這一事實(shí)，從外模線12的表面向內(nèi)安置窗20。

圖4圖示在處于巡航高度并且客艙加壓時(shí)包括本發(fā)明的窗22的飛機(jī)10。如上所述，當(dāng)客艙加壓時(shí)，窗22由于客艙內(nèi)的壓力而向外膨脹。窗22被設(shè)計(jì)成在客艙加壓并且飛機(jī)10處于巡航高度時(shí)，窗至少部分地符合外模線12的形狀。因此，窗22有助于在飛機(jī)10處于巡航高度時(shí)建立飛機(jī)10的空氣動(dòng)力學(xué)可接受的配置。

繼續(xù)參照?qǐng)D4，應(yīng)注意，當(dāng)飛機(jī)10處于巡航高度時(shí)，在飛機(jī)客艙處于加壓條件時(shí)，窗22不需要完全符合外模線。本發(fā)明預(yù)期窗22可以大體上或部分地符合飛機(jī)10的外模線。例如，在一個(gè)實(shí)施方案中，可以預(yù)期的是，窗22的曲率將與外模線的曲率相差10％或更少。在另一實(shí)施方案中，偏差為5％或更少。在又一實(shí)施方案中，偏差為2％或更少。在最后預(yù)期的實(shí)施方案中，偏差為1％或更少。

在本發(fā)明的上下文中，在處于加壓條件時(shí)，窗22被認(rèn)為與飛機(jī)10的外模線大體上一致。因此，在處于不加壓條件時(shí)，窗20與飛機(jī)10的外模線不一致。如上所述，術(shù)語(yǔ)“大體上一致”指的是窗22密切匹配飛機(jī)10的機(jī)身12(即，飛機(jī)10的外模線)的曲率的情況。

如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，這不同于現(xiàn)有技術(shù)，其中除其它外，在處于不加壓條件時(shí)，窗16與飛機(jī)的外模線一致。然而，在處于加壓條件時(shí)，窗18與飛機(jī)10的外模線不一致。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，現(xiàn)有技術(shù)中窗16、18的情況與對(duì)于本發(fā)明的窗20、22定義的情況相反。

參照?qǐng)D1至圖4，應(yīng)注意，窗16、18意圖是由于飛機(jī)10的客艙的壓力而在不同的狀態(tài)下的相同的窗。類(lèi)似地，窗20、22是相同的窗，其也由于客艙內(nèi)的壓力條件而被示出在不同的狀態(tài)下。

參照?qǐng)D1至圖4中所示的飛機(jī)10，飛機(jī)10可以是專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)成接收本發(fā)明的窗20、22的新型飛機(jī)。但可選擇地飛機(jī)10可以是已被改進(jìn)以并入本發(fā)明的窗20、22的現(xiàn)有的飛機(jī)10。

參照?qǐng)D3，窗20被示出具有基本上平面形狀。這一描述意圖說(shuō)明窗20、22從不加壓狀態(tài)(如圖3中所示)到加壓狀態(tài)(如圖4中所示)的變化。盡管窗20被示出具有平面形狀，但是窗20不意圖限于在處于不加壓狀態(tài)時(shí)窗20只具有平面形狀的設(shè)計(jì)。相反，可以預(yù)期的是，窗可以具有相對(duì)于二維坐標(biāo)系凹或凸的曲率。

例如，可以預(yù)期的是，窗20將具有與飛機(jī)10的外模線12的正曲率一致的略正曲率。當(dāng)加壓時(shí)，窗22將然后具有增加的曲率(與不加壓狀態(tài)相比)，其基本上符合飛機(jī)10的外模線12的空氣動(dòng)力學(xué)曲率以產(chǎn)生飛機(jī)10的阻力中性或基本上阻力中性表面。

類(lèi)似地，可以預(yù)期的是，窗20可以具備略負(fù)曲率。在這個(gè)配置中，在客艙處于不加壓條件時(shí)，窗20將向內(nèi)膨脹到飛機(jī)10的客艙中。在飛機(jī)10處于巡航高度時(shí)，窗20將向外膨脹以建立飛機(jī)10的阻力中性表面。

也可以預(yù)期的是，在窗20處于不加壓狀態(tài)時(shí)，窗20可以包括負(fù)曲率區(qū)域、正曲率區(qū)域和沒(méi)有曲率的區(qū)域的組合。這個(gè)配置被預(yù)期為比其它配置不太令人滿(mǎn)意，因?yàn)樵陲w機(jī)10的客艙處于不加壓狀態(tài)時(shí)，變曲率可能在視覺(jué)上產(chǎn)生連鎖反應(yīng)。這種反應(yīng)可能對(duì)窗20在處于不加壓條件時(shí)的光學(xué)質(zhì)量具有不良影響。

可以預(yù)期的是，在不脫離本發(fā)明的最廣泛方面的情況下，本發(fā)明的窗20、22可以由任何材料制成或包括任何類(lèi)型的構(gòu)造?？紤]到這一點(diǎn)，下文討論本發(fā)明的特定預(yù)期的實(shí)施方案。這些預(yù)期的實(shí)施方案不意圖限制本發(fā)明的范圍。如上所示，這些實(shí)施方案意圖說(shuō)明本發(fā)明對(duì)飛機(jī)10和其它交通工具的廣泛的適用性。

應(yīng)注意，本發(fā)明的窗的結(jié)構(gòu)元件和窗附接到飛機(jī)10的方式意圖合并來(lái)自現(xiàn)有技術(shù)的材料和元件。具體來(lái)說(shuō)，在幾個(gè)實(shí)施方案中，可以預(yù)期的是，本發(fā)明的窗將依賴(lài)于用于現(xiàn)有的窗的零件。因此，可以預(yù)期的是，本發(fā)明的窗可以在不使用相當(dāng)大的成本或更換機(jī)械設(shè)備的情況下改裝到現(xiàn)有的飛機(jī)上。

圖5為根據(jù)本發(fā)明的窗24的橫截面?zhèn)纫晥D。這個(gè)窗24的設(shè)計(jì)包括框架26、內(nèi)部窗格28、外部窗格30，以及圍繞窗格28、30并且位于窗格28、30與框架26之間的密封件32。通過(guò)氣隙34使窗格28、30彼此分開(kāi)。

在圖5中所示的一個(gè)預(yù)期的實(shí)施方案中，內(nèi)部窗格28包括孔29，其允許空氣壓力在客艙與氣隙34之間平衡。因此，在這個(gè)實(shí)施方案中，只有外部窗格30承載與空氣壓力相關(guān)聯(lián)的負(fù)荷。因此，只有外部窗格30響應(yīng)于空氣壓力而向外膨脹。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在這個(gè)實(shí)施方案中，內(nèi)部窗格28沒(méi)有經(jīng)受壓差，且因此響應(yīng)于其而不膨脹。

在一個(gè)實(shí)施方案中，可以預(yù)期的是，外部窗格30將由與內(nèi)部窗格28相同的材料制成。

可以預(yù)期的是，密封件32將由彈性材料(例如，橡膠)制成?？蚣?6被預(yù)期由鋁合金、金屬合金或復(fù)合材料，以及其它的可能材料制成。如圖所示，外部窗格30包括符合框架26的斜切的邊緣36，以使得外部窗格30適應(yīng)機(jī)身12的厚度。

圖6為根據(jù)本發(fā)明的另一窗38的橫截面?zhèn)纫晥D。在這個(gè)實(shí)施方案中，窗38包括框架40、內(nèi)部窗格42、外部窗格44和密封件46。與先前的窗24一樣，框架40由鋁材料制成，并且密封件46由橡膠制成。外部窗格44包括斜切的邊緣48，其符合框架40以使得外部窗格44適應(yīng)機(jī)身12的厚度。

在這個(gè)第二窗38中，沒(méi)有氣隙34。代之，內(nèi)部窗格42和外部窗格44通過(guò)夾層50分離，夾層50被預(yù)期由聚氨酯材料制成(在一個(gè)實(shí)施方案中)。可以預(yù)料，夾層50將連接到內(nèi)部窗格42和外部窗格44以形成層壓結(jié)構(gòu)。為此，窗38被稱(chēng)為層壓窗38。對(duì)于窗38，例如，如果外部窗格44在飛行期間失效，那么內(nèi)部窗格42充當(dāng)多余的窗格來(lái)容納客艙壓力。

當(dāng)考慮窗24、38中的任一個(gè)時(shí)，窗24、38連接到機(jī)身12的方式為在考慮窗設(shè)計(jì)和構(gòu)造時(shí)的考慮因素。有與窗24、38和機(jī)身的連接相關(guān)聯(lián)的兩個(gè)概念。第一概念是圖7中所示的螺栓概念。第二概念是圖8中所示的插塞概念。

圖7為根據(jù)本發(fā)明的螺栓緊固件系統(tǒng)52的橫截面?zhèn)纫晥D。如上所述，螺栓緊固件系統(tǒng)52為窗24、38可以附接到框架元件或直接附接到飛機(jī)10的機(jī)身12所使用的一個(gè)構(gòu)件。

在圖7中所示的實(shí)施方案中，窗格28、30連接到機(jī)身12而沒(méi)有中間框架。因此，窗24的框架為緊鄰窗格28、30的機(jī)身12的部分。換句話說(shuō)，對(duì)于這個(gè)實(shí)施方案，機(jī)身12也充當(dāng)窗24的框架。

在替代構(gòu)造中，窗格28、30連接到單獨(dú)的框架(例如，鋁環(huán))，這個(gè)框架又連接到機(jī)身12。其它變化也被認(rèn)為屬于本發(fā)明的范圍。

螺栓緊固件系統(tǒng)52包括多個(gè)螺栓54，其延伸穿過(guò)機(jī)身12并且在飛機(jī)10的內(nèi)部連接到螺母56。每個(gè)螺母56包括向密封件60提供壓縮力的環(huán)形凸緣58(或墊圈)。

密封件60為在兩個(gè)窗格28、30的外部邊緣圍繞內(nèi)部窗格28和外部窗格30兩者的部件。密封件包括中間部分62，其安置在窗格28、30之間并且有助于建立氣隙34。如從圖7中應(yīng)顯而易見(jiàn)的，所描繪的窗24為氣隙式窗，如結(jié)合圖5所述。

盡管結(jié)合氣隙窗24圖示螺栓緊固件系統(tǒng)52，但是也可以結(jié)合層壓窗38來(lái)使用相同的緊固件系統(tǒng)52。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，當(dāng)使用層壓窗38時(shí)，密封件將具有不同的橫截面，因?yàn)橹虚g部分62不是必需的。

可以預(yù)期的是，密封件60將延伸到窗玻璃28、30中的孔64中。這允許密封件60吸收窗24的由于熱、加壓和/或作用于窗24的機(jī)械力導(dǎo)致的任何面內(nèi)變形。如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，機(jī)械應(yīng)力包括(但不限于)機(jī)身12的扭轉(zhuǎn)和/或彎曲。

圖8為根據(jù)本發(fā)明的插塞緊固件系統(tǒng)66的橫截面圖，其中為清楚起見(jiàn)去除固定夾。插塞緊固件系統(tǒng)66包括框架68、內(nèi)部窗格70、外部窗格72和密封件74。窗24包括如先前所述的氣隙76。密封件74圍繞內(nèi)部窗格70和外部窗格72。密封件74也包括中間部分78，其在內(nèi)部窗格70與外部窗格72之間延伸以有助于建立氣隙76。

框架68被預(yù)期制造為窗24的鍛制元件。如前所述，框架被預(yù)期由鋁或鋁合金制成。作為鍛制元件的框架68比例如用機(jī)器加工的框架68呈現(xiàn)更高的材料強(qiáng)度。如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，鍛制框架68的生產(chǎn)成本也更低，因?yàn)槠洳恍枰獧C(jī)械加工。然而，如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以根據(jù)任何替代制造方法來(lái)制造框架68。

另外，可以預(yù)期的是，框架68可以由替代材料(例如，復(fù)合材料)制成。復(fù)合材料結(jié)合懸浮在基體中的纖維(織造或非織造)。典型實(shí)例為并入樹(shù)脂基體的碳纖維。如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，有可以使用的許多可能的復(fù)合材料。

參照?qǐng)D9，其圖示預(yù)期用于本發(fā)明的插塞緊固件系統(tǒng)80的一個(gè)實(shí)施方案，內(nèi)部窗格82和外部窗格84通過(guò)夾子88附在框架86上。夾子88通過(guò)螺栓90附在框架86上。由于所描繪的窗為氣隙窗24，故密封件92被成形以建立和維持窗格82、84之間的氣隙94。

圖10圖示插塞緊固件系統(tǒng)96的又一實(shí)施方案，插塞緊固件系統(tǒng)96包括框架98，框架98具有通過(guò)氣隙104分開(kāi)的內(nèi)部窗格100和外部窗格102。密封件106圍繞窗格100、102并且包括窗格100、102之間的中間部分108。夾子110將窗格100、102固定在框架98中。夾子110包括支腳部分112和螺栓114(或其它合適的緊固件)以將窗格100、102固定在框架98中。

夾子110在正常操作條件下，例如，在客艙壓力高于外部環(huán)境中的空氣壓力時(shí)，將窗格100、102保持在適當(dāng)?shù)奈恢?。另外，夾子110在外部壓力高于客艙壓力的條件下，將窗格100、102保持在適當(dāng)?shù)奈恢?。在飛機(jī)的快速下降期間可能發(fā)生這種情況。

當(dāng)構(gòu)造窗24、38的尺寸時(shí)，有構(gòu)成選擇各種設(shè)計(jì)參數(shù)的基礎(chǔ)的許多一般考慮。例如，假定窗24、38在飛機(jī)10的操作期間不從機(jī)身12吸收機(jī)械應(yīng)力。因此，就氣隙窗24來(lái)說(shuō)，允許窗格28、30在密封件32、60內(nèi)移動(dòng)。對(duì)于螺栓緊固件系統(tǒng)52，這意味著內(nèi)部窗格28和外部窗格30包括允許窗格28、30相對(duì)于螺栓54移動(dòng)的孔64。這也引起將密封件60以柔性套管的形式并入孔64內(nèi)，如圖所示。在插塞緊固件系統(tǒng)80中，允許窗格82、84緊靠框架86和夾子88滑動(dòng)。如這種構(gòu)造應(yīng)顯而易見(jiàn)的，窗格28、30能夠相對(duì)于(或圍繞)螺栓54移動(dòng)。因此，由機(jī)身12的機(jī)械應(yīng)力形成的至少一些負(fù)荷被圍繞螺栓54的孔64內(nèi)的密封材料60所吸收。

作為構(gòu)成本發(fā)明的基礎(chǔ)的一個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)的實(shí)例，假定飛機(jī)10的內(nèi)部與外部之間的壓差δρ是約10psi(68.95kpa)±2psi(13.79kpa)。因此，設(shè)計(jì)師選擇保守地占這個(gè)值的2倍(2x)的壓差(對(duì)于商用噴氣式飛機(jī))或這個(gè)值的2.5倍(2.5x)的壓差(對(duì)于商業(yè)和私人飛機(jī))。設(shè)計(jì)參數(shù)的差異是由于兩種類(lèi)型的飛機(jī)巡航的高度的差異，如上面所識(shí)別的。

如上所述，可以預(yù)期的是，窗18的偏斜度在不加壓狀態(tài)與加壓狀態(tài)之間小于0.2英寸(5mm)。因此，現(xiàn)有技術(shù)窗18的偏斜度已被評(píng)估作為構(gòu)成本發(fā)明的基礎(chǔ)的考慮的一部分。如上所述，并且如下文更詳細(xì)地討論，在窗18處于不加壓狀態(tài)時(shí)，窗18符合飛機(jī)10的外模線。因此，0.2英寸(5mm)的偏斜度反映了相對(duì)于飛機(jī)10的外模線的正位移。

也如上文所討論，對(duì)于氣隙窗24，外部窗格30經(jīng)受由壓差δρ產(chǎn)生的力。假定氣隙34中的壓力與客艙中的壓力相同，但這不是實(shí)踐本發(fā)明所必需的。對(duì)于層壓窗38，內(nèi)部窗格42、外部窗格40和夾層50經(jīng)受由壓差δρ產(chǎn)生的力。

對(duì)于插塞緊固件系統(tǒng)66，在包含窗24、38的窗格的中心發(fā)生由于壓差δρ產(chǎn)生的最大應(yīng)力。對(duì)于插塞緊固件系統(tǒng)66，沒(méi)有螺栓54來(lái)抑制窗格42、44的向內(nèi)移動(dòng)。因此，應(yīng)力不會(huì)集中在窗24、38的邊緣。

用于窗玻璃28、30、42、44的材料被預(yù)期是拉伸丙烯酸材料。如下所述，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以使用其它材料。

在設(shè)計(jì)機(jī)窗24、38時(shí)，一個(gè)感興趣的參數(shù)是裂紋。裂紋指的是在一段時(shí)間內(nèi)出現(xiàn)，或在材料經(jīng)受其極限載荷的理解數(shù)量的負(fù)荷循環(huán)后出現(xiàn)的裂縫或刮痕。裂紋應(yīng)力為取決于材料的特性。例如，裂紋常常與聚合物材料(例如，拉伸丙烯酸材料)相關(guān)聯(lián)，這種材料形成窗玻璃28、30、42、44。裂紋應(yīng)力不是與所有材料相關(guān)聯(lián)的特性。例如，裂紋通常不與玻璃相關(guān)聯(lián)。

裂紋應(yīng)力不同于極限載荷。裂紋涵蓋在微觀的層次上出現(xiàn)在窗玻璃28、30、42、44上的裂縫或刮痕(也被稱(chēng)為“微痕”)。裂紋應(yīng)力通常用ksi的單位(或每平方英寸的千磅壓力)來(lái)測(cè)量。1ksi等于1,000psi或6,894.76kpa。為了本發(fā)明的目的，裂紋限于2.5ksi(或13,789.52kpa)。施加到窗的最大應(yīng)力限于11ksi(或75,842.36kpa)，作為施加到制造窗格28、30、42、44使用的材料的應(yīng)力極限。

如上所述，使用螺栓緊固件系統(tǒng)52制造的窗24、38以與依賴(lài)于插塞緊固件系統(tǒng)66的窗24、38不同的方式運(yùn)行。

內(nèi)部窗格42和外部窗格44也將呈現(xiàn)面外變形，因?yàn)閮?nèi)部窗格42和外部窗格44在經(jīng)受壓差δp時(shí)向外膨脹。包含密封件46的材料的硬度將影響內(nèi)部窗格42和外部窗格44的面外位移。材料的硬度為材料本身的特性和材料的厚度的函數(shù)。如本領(lǐng)域技術(shù)人員可了解，用于密封件46的材料越硬或越厚，窗格42、44越少能夠從其初始位置相對(duì)于面外窗格變形偏斜。

對(duì)于螺栓緊固件系統(tǒng)52，外殼或機(jī)身12的厚度(其也被稱(chēng)為“表層厚度”)也必須予以考慮。在設(shè)計(jì)根據(jù)本發(fā)明的窗時(shí)，表層厚度和窗格厚度不是獨(dú)立變量。相反，表層厚度影響窗格厚度。具體來(lái)說(shuō)，表層厚度越大，窗格厚度越薄，反之亦然。換句話說(shuō)，在表層較厚時(shí)，窗格可以較薄。

作為本發(fā)明的一部分，建立一種用于確定窗24、38的尺寸和在巡航高度下經(jīng)受壓差δp時(shí)預(yù)期的面外位移的方法。

在本發(fā)明的方法中，有對(duì)于安裝(即，螺栓緊固件系統(tǒng)52或插塞緊固件系統(tǒng)66)考慮到的許多考慮因素。第一變量包括對(duì)窗24、38的安裝條件以及氣候條件的評(píng)估。第二變量涉及在經(jīng)受壓差δp時(shí)窗格28、30、42、44的偏斜度。也考慮由于表層12的偏斜度導(dǎo)致的安裝結(jié)構(gòu)(即，螺栓緊固件系統(tǒng)52或插塞緊固件系統(tǒng)66)的任何偏斜度。第三，窗格28、30與安裝結(jié)構(gòu)(即，螺栓緊固件系統(tǒng)52或插塞緊固件系統(tǒng)66)之間的差異收縮和膨脹是相關(guān)因素。第四變量為由窗格28、30、42、44的厚度上的溫度梯度引起的板的偏斜度(下文稱(chēng)為“δh”)。第五因素為長(zhǎng)期變形(例如，蠕變)，特別是非金屬元件的長(zhǎng)期變形。

對(duì)于術(shù)語(yǔ)“變量”，應(yīng)注意，一些設(shè)計(jì)參數(shù)在某些情況下被認(rèn)為是常數(shù)。例如，飛機(jī)10的機(jī)身12的半徑為“變量”，在這個(gè)意義上，半徑可以改變。然而，在考慮具有特定機(jī)身半徑的特定飛機(jī)時(shí)，這個(gè)參數(shù)固定在預(yù)定值，且因此可以在就其執(zhí)行的計(jì)算中被視為常數(shù)(或約束)。

考慮到這一點(diǎn)，本發(fā)明的方法120可以表征為適應(yīng)以下變量：(1)窗高度，(2)窗寬度，(3)窗角半徑，(4)附接類(lèi)型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系統(tǒng)時(shí)框架的鍛造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)的表層厚度。

通過(guò)將這些因素識(shí)別為可用于本發(fā)明的方法120的變量，有施加于方法120的許多約束。“約束”為相對(duì)于本發(fā)明的方法120不會(huì)改變、受控或變化的固定值。這些約束包括(但不限于)：(1)機(jī)身半徑，(2)所使用的壓力(例如，在巡航高度下客艙中的壓力)，(3)窗類(lèi)型(即，氣隙或?qū)訅菏?，(4)用于窗玻璃的材料的類(lèi)型，以及(5)可能由窗格和/或夾層承受的最大應(yīng)力。

為阻力中性配置構(gòu)造窗的尺寸的方法涵蓋多個(gè)步驟并且考慮幾個(gè)變量和/或約束。

方法在圖11中所示并且指定為120。

方法120開(kāi)始于步驟122。

方法120進(jìn)入步驟124，其中確定初始窗玻璃厚度。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，方法120所應(yīng)用的窗玻璃被預(yù)期是氣隙窗24的外部的窗玻璃30。對(duì)于層壓窗38，方法120所應(yīng)用的窗玻璃是內(nèi)部窗格42、外部窗格44和夾層50的復(fù)合物。如從前述內(nèi)容也應(yīng)顯而易見(jiàn)的，方法120可以應(yīng)用于本文所述的任何窗實(shí)施方案和其等效物。

預(yù)期通過(guò)有限元分析執(zhí)行在步驟124對(duì)初始窗玻璃厚度的確定。然而，如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以使用其它分析工具。因此，提到的有限元分析不意圖限制本發(fā)明的方法120。此外，根據(jù)所采取的方法，分析可能是線性的或非線性的。

關(guān)于對(duì)窗玻璃的有限元分析，假定周?chē)Y(jié)構(gòu)(即，定義飛機(jī)的表層的材料)為無(wú)限剛性(或硬)結(jié)構(gòu)。換句話說(shuō)，本發(fā)明的方法120假定飛機(jī)的表層是不可彎曲的并且完全剛性的。盡管這種假定準(zhǔn)確表征飛機(jī)的表層，但是可以預(yù)期的是，可以考慮飛機(jī)的表層的結(jié)構(gòu)特性。

在步驟124中，在確定窗玻璃的厚度時(shí)，可以考慮幾個(gè)變量和/或約束中的一個(gè)或多個(gè)。

第一因素為可以在最終級(jí)別下施加到窗玻璃的最大應(yīng)力。如上所述，這可以表征為約束，因?yàn)檫@被認(rèn)為是在已選擇窗玻璃的材料之后的不變的數(shù)。如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，可以施加到窗的最大應(yīng)力定義根據(jù)本發(fā)明建構(gòu)的窗的最大邊界條件。

第二因素為在夾層處的最大剪應(yīng)力。如上所述，這個(gè)因素也可以被認(rèn)為是約束，因?yàn)橐坏┻x擇夾層的材料，這個(gè)因素就不改變。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在設(shè)計(jì)具有層壓窗玻璃構(gòu)造的窗時(shí)考慮這個(gè)第二因素。

第三因素為圍繞將窗連接到飛機(jī)的表層的緊固件的最大應(yīng)力。在設(shè)計(jì)具有螺栓緊固件系統(tǒng)(例如，螺栓緊固件系統(tǒng)52)的窗時(shí)考慮這個(gè)第三因素。一旦選擇窗的材料，這個(gè)第三因素也可以被認(rèn)為是約束。

第四因素為在限制級(jí)別下的最大應(yīng)力，其提供與裂紋的應(yīng)力限制的比較。此外，作為最大應(yīng)力，這個(gè)因素可以被認(rèn)為是約束，因?yàn)槠湟踩Q于為窗的構(gòu)造選擇的材料。

第五因素為外部窗格發(fā)生損壞或破裂時(shí)的故障安全評(píng)估。在此情況下，將故障安全應(yīng)用于內(nèi)部窗格，如上文詳細(xì)地討論。具體來(lái)說(shuō)，內(nèi)部窗格被設(shè)計(jì)成窗的故障安全。如前所述，這個(gè)因素也可以被認(rèn)為是約束，因?yàn)楣收习踩珔?shù)取決于為窗選擇的材料。

如上所述，可以考慮的變量包括(但不限于)：(1)窗高度，(2)窗寬度，(3)窗角半徑，(4)附接類(lèi)型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系統(tǒng)時(shí)框架的鍛造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系統(tǒng)時(shí)飛機(jī)的表層厚度。也如上所述，可以考慮的約束包括(但不限于)：(1)機(jī)身半徑，(2)所使用的壓力(例如，在巡航高度下客艙中的壓力)，(3)窗類(lèi)型(即，氣隙或?qū)訅菏?，(4)用于窗玻璃的材料的類(lèi)型，以及(5)可能由窗格和/或夾層承受的最大應(yīng)力。

在考慮這些因素、變量和/或約束中的一個(gè)或多個(gè)后，將有限元分析應(yīng)用于窗并且計(jì)算初始窗玻璃厚度變得可能。

一旦計(jì)算初始窗玻璃厚度，方法120進(jìn)入步驟126。在步驟126，為在步驟124中計(jì)算的窗玻璃厚度定義在極限載荷下的窗格偏斜度。極限載荷為在飛機(jī)處于巡航高度(即，加壓條件)下時(shí)，被預(yù)期施加到窗玻璃的壓差δp。通過(guò)以在步驟124中確定的初始厚度將極限載荷施加到窗玻璃，計(jì)算在巡航高度下窗玻璃的偏斜度變得可能。

然后，方法120進(jìn)入步驟128，其中確定窗格的反曲率。具體來(lái)說(shuō)，在步驟126中評(píng)估窗玻璃在極限載荷下的偏斜度之后，在如飛機(jī)在地面上時(shí)將存在的不加壓條件下評(píng)估窗玻璃。因此，方法120首先在步驟124中計(jì)算在極限載荷下的偏斜度，然后在步驟126中基于窗玻璃的偏斜度條件的確定來(lái)計(jì)算反曲率。

在步驟128中，可以預(yù)期的是，可以單獨(dú)進(jìn)行分析以評(píng)估重量最輕的窗的窗玻璃的最大允許偏斜度。然后，可以比較窗的重量與在處于最大偏斜度時(shí)由窗產(chǎn)生的阻力損失。

如上所述，本發(fā)明的方法120的目標(biāo)是平衡窗的重量與由窗形成的阻力損失，以使得可以設(shè)計(jì)產(chǎn)生飛機(jī)的最小阻力損失的最輕的窗。具體來(lái)說(shuō)，本發(fā)明的方法120的目標(biāo)是最小化窗的面外位移。這會(huì)最小化由窗形成的阻力損失，因?yàn)樽枇p失是窗的面外位移的函數(shù)。此外，提供本發(fā)明的方法120以最小化窗的重量。通過(guò)平衡面外位移和窗的重量，有可能設(shè)計(jì)一種窗，其最小化阻力并且也最小化重量對(duì)飛機(jī)的性能的負(fù)面影響。

然后，方法120進(jìn)入步驟130，其中將第二有限元分析應(yīng)用于窗玻璃以確定后續(xù)厚度。如前所述，這個(gè)后續(xù)有限元分析不意圖限制本發(fā)明。在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以應(yīng)用其它分析方法。

在步驟130，使用在步驟128中計(jì)算的反曲率形狀來(lái)計(jì)算在極限載荷下窗玻璃的偏斜度。這個(gè)步驟與步驟124的初始有限元分析的不同之處在于這個(gè)步驟的輸入是在步驟128計(jì)算的反曲率。在初始有限元分析步驟124中，輸入變量包括上述五個(gè)變量中的一個(gè)或多個(gè)。在這個(gè)第二分析步驟128中，也可以考慮上述五個(gè)變量中的一個(gè)或多個(gè)。

實(shí)際上，步驟130中的后續(xù)有限元分析為檢查步驟124中的厚度的計(jì)算。在步驟130確定窗的厚度之后，比較來(lái)自步驟130的厚度結(jié)果與來(lái)自步驟124的厚度結(jié)果變得可能。理想情況下，這些值應(yīng)該是相同的。如果是這樣，有100％收斂。然而，預(yù)計(jì)不會(huì)有完全收斂并且在兩個(gè)值之間將有一些偏差。

然后，方法進(jìn)入步驟132，其中評(píng)估計(jì)算的收斂。如果收斂表現(xiàn)出小于2％的偏差，那么在極限載荷下計(jì)算的厚度之間有大于98％收斂?？梢灶A(yù)期的是，這些值之間小于2％偏差在大多數(shù)情況下是可以接受的。在其它變化中，偏差可以被選擇為小于1％。在又一變化中，偏差可以小于0.5％。對(duì)于方法120，偏差可以設(shè)置在被認(rèn)為對(duì)于評(píng)估的窗可接受的任何預(yù)定值。

如果偏差小于2％(或預(yù)定值)，那么認(rèn)為(為了方法120的目的)已經(jīng)達(dá)到收斂。如果收斂滿(mǎn)足預(yù)定的標(biāo)準(zhǔn)，那么方法120進(jìn)入步驟134，其中方法120結(jié)束。

如果偏差大于2％(或預(yù)定值)，那么認(rèn)為尚未達(dá)到收斂。如果沒(méi)有收斂，那么方法120從步驟132返回到步驟126。然后，以迭代的方式重復(fù)步驟126、128和130直到達(dá)到收斂。

如也應(yīng)了解的，有一種期望，即在步驟126、128和130的迭代之間會(huì)有一致性。一致性被預(yù)期為遵循上文陳述的偏差準(zhǔn)則。

如上所述，在方法120中，考慮窗格28、30、42、44的上述疲勞和裂紋應(yīng)力。減少疲勞和應(yīng)力裂紋出現(xiàn)的一種方法是通過(guò)限制在完整的窗總成24、38上的最大工作應(yīng)力水平，從而允許由于風(fēng)化、輕微損壞、環(huán)境侵襲和/或化學(xué)品和清潔劑的使用導(dǎo)致的預(yù)期的服務(wù)劣化。

限制這些服務(wù)劣化因素的影響包括考慮四個(gè)因素中的一個(gè)或多個(gè)。第一因素為由制造商在持續(xù)載荷作用下所報(bào)告的聚合物(或其它材料)的強(qiáng)度，所述聚合物(或其它材料)被用來(lái)建構(gòu)窗格28、30、42、44。第二因素包括窗格28、30、42、44的正常工作溫度，其適應(yīng)可以與其一起使用的任何加熱系統(tǒng)。第三因素為在窗格28、30、42、44外部的環(huán)境溫度和在飛機(jī)10外部的溫度。第四因素為施加到建構(gòu)窗格28、30、42、44使用的材料的載荷系數(shù)。對(duì)于玻璃，載荷系數(shù)為2.0。對(duì)于拉伸丙烯酸材料，載荷系數(shù)為2.0。對(duì)于鑄造丙烯酸材料，載荷系數(shù)為4.0。最后，對(duì)于聚碳酸酯，載荷系數(shù)為4.0。載荷系數(shù)是基于法規(guī)要求。

在圖12中提供與一種拉伸丙烯酸材料(mil-p-25690a)相關(guān)聯(lián)的選定特性。如從前述內(nèi)容應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以使用其它材料(例如，玻璃或聚碳酸酯)。

應(yīng)注意，本發(fā)明的窗24、38可以安裝在任何類(lèi)型的飛機(jī)10中。此外，窗24、38不限于具有由鋁合金制成的機(jī)身12的飛機(jī)?？梢灶A(yù)期的是，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，本發(fā)明的窗24、38可以用于具有由復(fù)合材料制成的機(jī)身的飛機(jī)10中。

在設(shè)計(jì)飛機(jī)10時(shí)，考慮窗24、38的尺寸、位置、形狀、厚度、材料和間距。如上所述，窗24、38的偏斜度在處于壓力下時(shí)是可測(cè)量和可量化的變量。偏距δh被測(cè)量為窗24、38距不加壓狀態(tài)h1下的外模線的距離與窗24、38距加壓狀態(tài)h2下的外模線的距離之間的差。因此，偏距δh可以用下面的方程式來(lái)表示：

δh＝h2-h1(1)

作為定義的問(wèn)題，具有零度偏斜的位置h與飛機(jī)10的外模線一致。如果窗24、38位于外模線的內(nèi)部(即，反曲率)，那么用正值表示偏斜位置。如果窗24、38具有在外模線的外部(即，正曲率(或膨脹))的位置h，那么用負(fù)值表示偏斜位置。

一般說(shuō)來(lái)，窗24、38的偏距δh被設(shè)計(jì)成處于0.1英寸與1.0英寸(2.5-25mm)之間。然而，如本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)顯而易見(jiàn)的，更小或更大量的偏斜度可以設(shè)計(jì)到包含窗24、38的材料中。

在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方案中，窗24、38被預(yù)期由與現(xiàn)有技術(shù)中的窗相同的材料制成。因此，可以預(yù)期的是，窗28、34將表現(xiàn)出與現(xiàn)有技術(shù)中的窗相同的偏距δh。然而，對(duì)于本發(fā)明，窗24、38在處于不加壓狀態(tài)時(shí)具有負(fù)偏斜位置h1。然后，窗24、38可以在飛機(jī)10加壓時(shí)具有中性(h2＝0)或略正(h2>0)位移。

圖13用圖表圖示可以用作本發(fā)明的方法120的一部分的這種類(lèi)型的計(jì)算的一個(gè)實(shí)例。

圖13提供與本發(fā)明的窗相關(guān)聯(lián)的一些參數(shù)的圖形和數(shù)學(xué)概述。變量“h”指的是在經(jīng)受壓差δp時(shí)窗移動(dòng)的距離(在本文中也被稱(chēng)為δh)(即，其面外偏斜度)。變量“l(fā)”指示本發(fā)明的窗的長(zhǎng)度或橫向尺寸。變量cd指的是阻力系數(shù)。變量“q”為相關(guān)系數(shù)。這個(gè)方程式被理解為在沒(méi)有實(shí)現(xiàn)完美的阻力中性配置時(shí)提供目標(biāo)位移確定。

如上所述，飛機(jī)設(shè)計(jì)師傳統(tǒng)上不愿將較大的窗并入飛機(jī)中。其中一個(gè)原因是不愿將重量添加到飛機(jī)。如上所述，窗區(qū)域越大(即，窗格尺寸越大)，窗越重。其中一個(gè)原因是已在窗中包括較厚的窗格以最小化向外變形。增加重量的另一個(gè)原因是將外部窗格添加到不能變形的窗。

圖14提供本發(fā)明所預(yù)期的不同的窗形狀的取樣。窗140具有與目前用于大多數(shù)現(xiàn)代飛機(jī)的形狀類(lèi)似的形狀。本發(fā)明也預(yù)期可以為飛機(jī)10提供具有任何各種尺寸和形狀的窗。

對(duì)于窗140，應(yīng)注意，窗的目前設(shè)計(jì)具有類(lèi)似的形狀，并且用16英寸(40.64cm)的高度和10.8英寸(27.43cm)的寬度來(lái)制造。本發(fā)明的窗被預(yù)期比傳統(tǒng)設(shè)計(jì)提供更大的表面積。

例如，可以提供方形窗142。對(duì)于方形窗142，可以預(yù)期的是，方形窗142的邊角可能是圓的以在其周?chē)植紤?yīng)力并且防止在飛機(jī)機(jī)身中形成任何集中的應(yīng)力。

也可以預(yù)期的是，飛機(jī)可以具備一個(gè)或多個(gè)三角形窗144。與方形窗142一樣，可以預(yù)期的是，三角形窗144的邊角將是圓的以最小化在三角形窗144的頂點(diǎn)處應(yīng)力的積累。

也可能可以使用無(wú)定形窗146。無(wú)定形窗146為不具有特定形狀而可能具有由窗146的設(shè)計(jì)師選擇的任何形狀的窗。

還有其它窗形狀由本發(fā)明所預(yù)期。例如，本發(fā)明可以提供長(zhǎng)方形(或橢圓形)窗148。對(duì)于橢圓形窗148，可以預(yù)期的是，窗148將足夠大以延伸穿過(guò)飛機(jī)中的兩排或更多排座位。

在另外的替代實(shí)施方案中，可以預(yù)期的是，飛機(jī)10可以合并鉆石形窗150或圓形窗152。如應(yīng)顯而易見(jiàn)的，圖14中所示的窗形狀僅僅是本發(fā)明可以使用的幾乎無(wú)限數(shù)量的窗形狀的代表。

由于本發(fā)明尋求通過(guò)利用偏斜度來(lái)充分利用窗148的向外偏斜，故窗148的重量可以變得更輕，這至少是因?yàn)榇?48不需要包括偏斜度最小的元件。另外，窗148的尺寸可以比現(xiàn)有技術(shù)窗變得更大。

圖15為根據(jù)本發(fā)明的基線窗的兩種情況的圖示?；€窗為現(xiàn)有技術(shù)窗并且被提供為圖16和圖17的比較的基礎(chǔ)。標(biāo)示為“位置”的第一線提供在不加壓條件下基線窗的位置h1的指示。標(biāo)示為“偏斜度”的第二線圖示在經(jīng)受如在巡航高度下將經(jīng)受的壓差δp時(shí)基線窗的偏斜位置h2。如從圖解中應(yīng)顯而易見(jiàn)的，基線窗在不加壓條件下時(shí)基本上為平面窗。

繼續(xù)參照?qǐng)D15，應(yīng)注意，在不加壓條件下窗的位置h1為h1＝0英寸。換句話說(shuō)，在飛機(jī)處于不加壓狀態(tài)時(shí)，窗玻璃符合飛機(jī)10的外模線。當(dāng)飛機(jī)加壓時(shí)，窗向外膨脹直到窗格處于-0.08英寸(-2mm)的加壓位置h2。如上所述，當(dāng)h的值是負(fù)的時(shí)，這指示窗玻璃從飛機(jī)10的外模線向外延伸(或向外膨脹)。

圖16為根據(jù)本發(fā)明的淺反曲率窗的兩種情況的圖示。與圖15一樣，標(biāo)示為“位置”的線圖示淺反曲率窗的不加壓形狀。標(biāo)示為“偏斜度”的線圖示在經(jīng)受如在巡航高度下將經(jīng)受的壓差δp時(shí)淺反曲率窗的形狀。

對(duì)于圖16中所示的淺反曲率窗，可以預(yù)期的是，在飛機(jī)10處于不加壓條件時(shí)，這個(gè)窗具有0.08英寸(2mm)向內(nèi)偏斜度h1。如從本發(fā)明的討論中應(yīng)顯而易見(jiàn)的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以使用更深或更淺曲率。

如從圖16中顯而易見(jiàn)的，當(dāng)淺反曲率窗在巡航高度下經(jīng)受壓差δp時(shí)，窗向外膨脹。換句話說(shuō)，當(dāng)經(jīng)受壓差時(shí)，淺曲率窗將使其曲率從凹形反轉(zhuǎn)成凸形。在凸形中，淺曲率窗被預(yù)期從飛機(jī)的外部向外膨脹。如圖16中所示，窗玻璃的加壓位置處于約-0.01英寸(-0.25mm)的位置h2。在此條件下，窗玻璃大體上符合飛機(jī)的外模線。

圖17圖示根據(jù)本發(fā)明的深反曲率窗。這個(gè)深反曲率窗與淺反曲率設(shè)計(jì)(如圖16中所示)的不同之處在于在窗不加壓時(shí)反曲率大于先前實(shí)施方案中的反曲率。這里，在不加壓狀態(tài)下窗的反曲率的位置h1為約0.15英寸(3.81mm)或約先前實(shí)施方案的兩倍。

如也從圖17中顯而易見(jiàn)的，當(dāng)深反曲率窗經(jīng)受在巡航高度下發(fā)生的壓差δp時(shí)，窗的偏斜度導(dǎo)致淺凹形。換句話說(shuō)，深反曲率窗在不加壓條件和加壓條件兩者下均保持凹形。在這個(gè)實(shí)施方案中，窗的加壓位置h2為0.062英寸(1.57mm)。

圖18圖示與本發(fā)明的教導(dǎo)一致的飛機(jī)10的一個(gè)實(shí)施方案。飛機(jī)10被描繪僅僅是為了提供與本發(fā)明的教導(dǎo)一致的飛機(jī)10的至少一個(gè)側(cè)視圖。

對(duì)于本發(fā)明，可以預(yù)期的是，本發(fā)明的窗24、38將具有定義反曲率(即，h1為正)的不加壓位置。然后，窗24、38將具有大體上符合飛機(jī)10的外模線的加壓位置h2。加壓位置h2涵蓋窗24、38在外模線的外部略有膨脹。

在本發(fā)明的上下文中，可以預(yù)期的是，加壓位置h2將在約0.08英寸與-0.03英寸(2mm與-0.76mm)之間。更具體來(lái)說(shuō)，可以預(yù)期的是，加壓位置h2將處于約0.07英寸至-0.02英寸(1.78mm至-0.51mm)之間。甚至更具體來(lái)說(shuō)，可以預(yù)期的是，加壓位置h2將處于約0.06英寸至-0.01英寸(1.52mm至-0.25mm)之間。特定加壓位置包括(但不限于)0.08英寸(2mm)、0.07英寸(1.78mm)、0.06英寸(1.52mm)、0.05英寸(1.27mm)、-0.01英寸(-0.25mm)、-0.02英寸(-0.51mm)和-0.03英寸(-0.76mm)。還有其它加壓位置h2被預(yù)期屬于本發(fā)明的范圍。此外，特定端點(diǎn)可以被組合以定義窗24、38的加壓位置h2的更進(jìn)一步的范圍。

在本發(fā)明的上下文中，可以預(yù)期的是，不加壓位置h1將在約0.17英寸與0.06英寸(4.32mm與1.52mm)之間。更具體來(lái)說(shuō)，可以預(yù)期的是，不加壓位置h2將處于約0.16英寸至0.07英寸(4.06mm至1.78mm)之間。甚至更具體來(lái)說(shuō)，可以預(yù)期的是，加壓位置h2將處于約0.15英寸至0.08英寸(3.81mm至2mm)之間。特定加壓位置包括(但不限于)0.17英寸(4.32mm)、0.16英寸(4.06mm)、0.15英寸(3.81mm)、0.08英寸(2mm)、0.07英寸(1.78mm)、0.06英寸(1.52mm)和0.05英寸(l.27mm)。還有其它加壓位置h2被預(yù)期屬于本發(fā)明的范圍。此外，特定端點(diǎn)可以被組合以定義窗24、38的不加壓位置h2的更進(jìn)一步的范圍。

對(duì)于上文結(jié)合圖16至圖17所述的每個(gè)特定實(shí)施方案，窗是基于14英寸的寬度，如圖中所指示。當(dāng)然，如果窗24、38具有更大的尺寸，那么可以預(yù)期的是距離差δh可能取決于所用的材料而更大或更小。

如上所述，本發(fā)明涵蓋廣泛范圍。與實(shí)施方案有關(guān)的特定細(xì)節(jié)的任何討論不意圖限制本發(fā)明。相反，上述特定實(shí)施方案意圖說(shuō)明本發(fā)明的廣泛性。