阻力中性交通工具窗相關申請案這是第一次提交的美國專利申請，其不依賴于任何其它專利的優(yōu)先權申請。發(fā)明領域本發(fā)明涉及加壓交通工具窗。具體來說，本發(fā)明涉及一種阻力中性機窗和其構造。發(fā)明背景機窗的傳統(tǒng)制造產生尺寸小的窗。這有幾個原因，其中一些原因來自于從一個第一架商用噴氣式客機deHavillandDH106Comet學習的經驗。如本領域技術人員所熟悉的，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機體開始出現(xiàn)災難性的金屬疲勞，這是由于：(1)循環(huán)客艙增壓，以及(2)噴氣式客機展示的大窗的尺寸、放置和構造。由于金屬疲勞，據報道兩架Comet噴氣式客機在飛行中解體。從這個經驗吸取的教訓引起商用噴氣式客機窗的設計、安裝和尺寸的變化。由于Comet和后來的研究經驗，重新設計噴氣式客機窗的許多工程選擇導致公眾今天所熟悉的窗設計。如本領域技術人員應顯而易見的，噴氣式飛機的標準構造在飛機的每一側，大約在飛機座位的每一排的位置提供窗。為了使壓力變化不對窗或外模線部分(也被稱為安裝窗的機身或結構外表面)施加過大的應力，窗被按常規(guī)設計成尺寸適中。而且，為了充分包含在飛機處于巡航高度時向窗施加的壓力，機窗的設計通常很厚。另外，窗通常由多個窗格構成，以使得如果外部窗格在飛行期間破裂，那么內部窗格將充當多余的窗格來防止飛機的內部客艙的減壓。如任何乘客應顯而易見的，機窗非常小。小的尺寸至少部分地是由于對其施加的工程約束。具體來說，窗越小，窗的強度越大，因此窗抵制故障的能力越大。因此，飛機設計師納入較小的窗以確保窗提供足夠的強度來避免故障。同使用常規(guī)的材料和施工技術的較大的窗相比，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、更輕和更便宜。至少出于這些原因，行業(yè)已趨向飛機的較小的窗。較小的窗的一個缺點是其為飛機中的乘客提供有限的外部能見度。另外，由于其多窗格設計，機窗從飛機的內部到外部創(chuàng)建內窺像。盡管不以任何方式損害能見度，但是這個內窺像傾向于增強窗小而擁擠的感覺。如本領域技術人員應顯而易見的，當材料經受內部壓力時，材料像氣球一樣膨脹。就由鋁合金制成的飛機機身而言，膨脹可以忽略不計。就通常由聚合物材料制成的窗而言，膨脹明顯更大。每當飛機的外部形狀改變時，形狀的變化會改變飛機的空氣動力特性。當在某個高度下窗的曲率發(fā)生變化時，這些變化會降低飛機的空氣動力效率，從而增加阻力。因此，現(xiàn)有技術包括最小化在飛機外部的窗格的曲率的任何變化的機窗設計的討論。通過最小化窗的曲率的變化，設計師從整體上施加飛機的空氣動力特性的最小的變化。如飛機設計的本領域技術人員也應顯而易見的，重量是放置在飛機上的任何設備的考慮因素。更大的重量需要飛機的更大量的燃料來從其起始點運輸到其終點。因此，更大的重量轉換為增加的燃料使用，并且因此降低燃料效率。如本領域技術人員應顯而易見的，飛機設計師在設計飛機時尋求平衡競爭因素，例如，抗風性(即，阻力)、重量、燃料使用、窗的尺寸等。經常，與窗的情況一樣，在窗的重量與尺寸之間有相當大的取舍。一般來說，窗越大，窗的重量越大。每個窗的重量也對窗的尺寸施加限制。如上所述，不但把窗的重量因素考慮在飛機的設計內，而且窗可能對飛機的空氣動力特性的影響因素也考慮在內。在此上下文中，美國專利申請公開號2006/0123718(下文稱為'718申請)描述一種插入窗孔的窗元件。這個專利申請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申請的段落[0003]。)'718申請也討論在飛行期間窗的變形會增加飛機上的阻力，且因此是不利的。(在'718申請的段落[0003]。)如'718申請中所述，飛機機身機體的外殼常常在機身的不同的部分中具有材料厚度。(在'718申請的段落[0011]。)因此，在飛機機身的所有部分中，窗元件的外部窗格并不總是與外殼完全齊平。(在'718申請的段落[0011]。)'718申請也描述在飛行高度下的壓差產生窗的外部窗格的彎曲或膨脹，其可能高達外列板以上4mm。(在'718申請的段落[0011]。)這些描述的空氣動力效應導致在機體的機身周圍氣流的擾動，其可能大大削弱機身的外殼的空氣動力性能，尤其在大量的窗元件用于機身機體的構造時。(在'718申請的段落[0011]。)在識別這個問題后，'718申請為覆蓋窗格10提供窗的支撐框架9。(在'718申請的段落[0030]。)覆蓋窗格10具有大致對應于飛機機身的外殼5的材料厚度的材料厚度。(在'718申請的段落[0030]。)因此，覆蓋窗格10與飛機機身的外殼5保持齊平。(在'718申請的段落[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專利的段落[0037]。)根據參考，這確保大體上齊平，且因此從空氣動力學上將窗元件1有利地整合在飛機機身的外殼5中。(在'718專利的段落[0037]。)如從上述討論應顯而易見的，'718申請通過將覆蓋窗格10(即，外部窗格)放置在窗上而解決窗膨脹的問題。由于不管高度如何，覆蓋窗格10的內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的實際形狀如何，覆蓋窗格10都保持飛機機身的空氣動力特性。如應顯而易見的，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申請中描述的窗元件1至少具有這個缺點。機窗的其它設計也在本領域中已知。與'718申請一樣，這些設計也依賴于最小化飛機的多窗格窗單元的外部窗格的彎曲度的構造。例如，美國專利號4,932,608(下文稱為'608專利)描述一種飛機擋風玻璃的設計，其中窗總成10包括通過氣隙16彼此分開的外玻璃層12和內層14。(在'608專利的第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承載加壓飛機客艙的內部壓力負荷。(在'608專利的第2欄第34-38行。)對于'608專利，窗總成包括外玻璃層層壓板12和內聚碳酸酯層壓板14。(在'608專利的第3欄第28-35行。)內聚碳酸酯層壓板14比外玻璃層壓板12更柔軟，且因此預期比外玻璃層壓板12膨脹更多。加壓的間隙16通過均衡(或接近均衡)間隙16中的壓力與飛機客艙中的壓力而減少內聚碳酸酯層壓板14的膨脹。(在'608專利的第3欄第63-67行。)在替代實施方案中，間隙16中的壓力保持在比飛機客艙內的壓力小約1psi的壓力下，由此防止加壓氣體泄漏到飛機客艙中。(在'608專利的第4欄第2-7行。)如'608專利強調，由于外玻璃層壓板12的堅硬(即，非膨脹)特性而保持飛機的空氣動力特性。如本領域技術人員應顯而易見的，合并玻璃的層壓板往往是很重的，且因此增加了飛機的重量。因此，這個解決方案具有至少一個缺點，即，窗構造被預期增加飛機的重量。美國專利號5,988,566(下文稱為“'566專利”)描述一種機窗構造。在其背景部分中，'566專利描述窗組件如何不應該突出在飛機主體的外殼的外面，以避免對飛機的空氣動力特征產生窗的任何不利影響。(在'566專利的第1欄第21-26行。)在常規(guī)的機窗中，例如，由'566專利所描述的機窗，堅固的外窗玻璃在正常的操作條件下承受客艙壓力。(在'566專利的第1欄第38-41行。)內部窗格在正常的操作條件下不承受客艙壓力。代之，內部窗格被設計成只在外部窗格發(fā)生故障的情況下承受客艙壓力。(在'566專利的第1欄第55-57行。)為了均衡內部窗格與外部窗格之間的壓力，在內部窗格中提供小孔。(在'566專利的第1欄第49-53行。)'566專利提供機窗窗格的構造，其中增壓裝置連接到內部窗格與外部窗格之間的空氣空間以控制這個空間中的壓力。(在'566專利的第3欄第15-20行。)具體來說，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外面的壓力。(在'566專利的第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。美國專利號7,968,170(下文稱為“'170專利”)描述一種復合窗格結構，其可以用作飛機結構的一部分，蒙皮壁板是透明的復合材料。(在'170專利的第2欄第10-24行。)作為結構部件，透明面板提供顯著較大尺寸的窗。(在'170專利的第2欄第20-24行。)這些窗的現(xiàn)有技術方法中的每個提供解決方案，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。發(fā)明概要本專利申請的機窗意圖解決相對于現(xiàn)有技術所述的一個或多個缺點。具體來說，本發(fā)明的機窗尋求最小化窗膨脹對飛機的空氣動力特性的影響，同時最小化重量損失。本發(fā)明廣泛地涉及一種阻力中性機窗，其中窗膨脹的現(xiàn)象被視作是有利的，而不是不利的。具體來說，本發(fā)明提供一種機窗，其被允許在飛行期間膨脹，并且由于膨脹而建立飛機的阻力中性配置。換句話說，本發(fā)明的窗被設計成在飛行中膨脹，并且由于膨脹而呈現(xiàn)適當的形狀以在巡航狀態(tài)下為飛機提供適當的空氣動力配置。在一個實施方案中，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的至少一個透明窗格。透明窗格由變形材料制成。透明窗格在沒有經受穿過其中的壓差時定義第一表面位置h1且在經受穿過其中的壓差時定義第二表面位置h2。參照飛機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定義相對于外模線的反曲率。響應于壓差ΔP，第二表面位置h2包括使透明窗格從第一表面位置h1膨脹預定的距離Δh?？蚣鼙唤嫵晌挥诮煌üぞ邇纫允沟猛该鞔案裨诮浭軌翰瞀時呈現(xiàn)表面，所述表面與交通工具的外模線大體上一致?？梢灶A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)?？梢灶A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。在一個實施方案中，至少一個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構。夾層可以是聚氨酯。對于本發(fā)明，至少一個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圍的多個螺母和螺栓，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圍的多個夾子，從而至少在框架與至少一個透明窗格之間提供連接性。本發(fā)明也涵蓋一種飛機，其合并本文所述的窗的一個或多個實施方案。本發(fā)明也涵蓋一種用于配置飛機的窗的方法。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算窗玻璃的后續(xù)厚度；以及評估初始厚度與后續(xù)厚度之間的收斂。如果收斂不在預定值內，那么所述方法包括迭代地重復以下步驟：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算窗玻璃的后續(xù)厚度。可以預期的是，在確定窗玻璃的初始厚度時，所述方法包括考慮以下至少一個：在最終級別下的最大應力、在夾層處的最大剪應力、在至少一個緊固件周圍的最大應力、在限制級別下的最大應力，以及在外部窗格破裂時的故障安全。也可以預期的是，在確定窗玻璃的后續(xù)厚度時，所述方法包括考慮以下至少一個：在最終級別下的最大應力、在夾層處的最大剪應力、在至少一個緊固件周圍的最大應力、在限制級別下的最大應力，以及在外部窗格破裂時的故障安全。在本發(fā)明的方法中，收斂為小于約2％的值?；蛘撸諗繛樾∮诩s1％的值。更進一步地，可以預期的是，收斂為小于約0.5％的值。本發(fā)明也預期一種窗，其中透明窗格在沒有經受穿過其中的壓差時定義第一表面配置，所述第一表面配置與交通工具的外模線不一致。本發(fā)明的更進一步的方面將從下文提供的討論中變得顯而易見。附圖簡述現(xiàn)在將結合附圖來描述本發(fā)明，其中：圖1為根據現(xiàn)有技術的飛機的內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為根據現(xiàn)有技術的飛機的內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為根據本發(fā)明的飛機的內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為根據本發(fā)明的飛機的內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為根據本發(fā)明的窗的第一實施方案的橫截面圖；圖6為根據本發(fā)明的窗的第二實施方案的橫截面圖；圖7為用于將窗連接到飛機機身的緊固件系統(tǒng)的第一實施方案的橫截面圖；圖8為用于將窗連接到飛機機身的緊固件系統(tǒng)的第二實施方案的橫截面圖；圖9為用于將窗連接到飛機機身的緊固件系統(tǒng)的第三實施方案的橫截面圖；圖10為用于將窗連接到飛機機身的緊固件系統(tǒng)的第四實施方案的橫截面圖；圖11為預期用于配置飛機的窗的一個方法的圖解說明；圖12提供關于拉伸丙烯酸材料的選擇信息，拉伸丙烯酸材料是預期用于本發(fā)明的窗的透明窗格的一種材料；圖13為描繪可以結合本發(fā)明使用的一個方程式和選定數量的變量的插圖；圖14提供本發(fā)明所預期的許多不同的窗形狀的圖示；圖15為對于根據現(xiàn)有技術的窗，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為根據本發(fā)明的飛機的側視圖的圖解說明。具體實施方式現(xiàn)在將結合一個或多個預期的實施方案來描述本發(fā)明。所描述的實施方案意圖對本發(fā)明進行示范，而不是用來限制本發(fā)明的范圍。換句話說，盡管注意力集中在本發(fā)明的特定實施方案，但是那些實施方案不意圖限制本發(fā)明。相反，下文提供的實例意圖說明本發(fā)明的廣泛范圍。盡管結合其在飛機機身中的使用來描述本發(fā)明的窗，但是本發(fā)明不意圖只限于飛機。其它交通工具也可以受益于被采用以建構本發(fā)明的窗的工程方法。例如，阻力中性窗可以用在火車或其它高速交通工具上。在如下本發(fā)明的討論中，將為窗的一個或多個組件的構造列出特定材料。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(無論是現(xiàn)在已知或將來開發(fā)的)制成。在討論關于本發(fā)明的特定實施方案的細節(jié)之前，討論本發(fā)明的窗的設計的一般方法。如上所述，本發(fā)明的窗構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致的窗玻璃的膨脹。代之，本發(fā)明提供一種窗，其通過提供一個或多個窗設計來充分利用窗的膨脹，所述窗設計在經受與在巡航高度下現(xiàn)代飛機通常飛行的高度一致的壓力的變化之后，創(chuàng)建合適的空氣動力面。在飛機增進高度時發(fā)生壓力的變化，從而產生較低的外部壓力，同時將客艙壓力保持在一定壓力下，在一個實施方案中，這個壓力等于在1,828.8m(6,000英尺)的高度下的空氣壓力。本發(fā)明認識到根據本發(fā)明建構的窗將提供表面，這個表面在飛機上升到巡航高度或從巡航高度下降時的時段期間在空氣動力方面是不理想的。然而，假定飛機在從地面到巡航高度的過渡上花一小部分時間，本發(fā)明認識到在這些過渡時期期間空氣動力效率的降低將對飛機的整體燃料效率具有最小的影響。因此，本發(fā)明允許在飛機上升到巡航高度或從巡航高度下降時的過渡時期期間空氣動力學效率低下。本發(fā)明也認識到，通過利用在某一高度下窗的彎曲度，有可能建構具有比現(xiàn)有技術窗更低重量的窗。具體來說，通過排除現(xiàn)有技術并入窗設計的結構和材料以減少窗玻璃的彎曲度，本發(fā)明使用的設計方法允許較輕重量的窗的構造。如上所述，添加到飛機的任何重量減少(或降低)飛機的整體燃料效率。額外的重量在飛行期間產生額外的燃料消耗量。因此，通過使用本發(fā)明，有可能減少飛機的總重量并且增加飛機的燃料效率。通過使用本發(fā)明，重量減輕可能是潛在重要的。通過組合潛在的整體飛機重量減輕的效果與在巡航狀態(tài)期間阻力的增加，在起飛和著陸的過渡時期期間空氣動力效率的任何減少遠遠抵消了整體燃料效率的增加。如也應顯而易見的，通過減少飛機的窗的重量和復雜性，有可能減少每個窗的成本。因此，有可能通過實踐本發(fā)明而降低制造飛機的成本。任何窗設計的安全考慮不但對于任何飛機的設計是重要的，而且由各類全球航空管理部門和組織頒布的法規(guī)強制執(zhí)行。雖然有窗的設計參數的變化，但是本發(fā)明意圖達到或超過應用于飛機構造的各類全球法規(guī)。對窗設計產生影響的其它因素包括(但不限于)與安裝在飛機上的窗相關聯(lián)的聲學特性和熱特性。本發(fā)明的窗意圖滿足這些額外的要求。在背景方面，應注意，飛機在處于某一高度時通常經受接近-50℃(-58℉)的外部溫度。飛機的內部通常保持在約20℃(68℉)的溫度。因此，被選擇用于窗的任何材料應能夠承受這個溫差ΔT。應理解，上述值可能不同于根據例如包括加熱系統(tǒng)所提供的那些值。可以預期的是，例如，可以加熱窗，這將改變上述溫度值。具體來說，如果加熱窗，那么溫差可能大于不加熱窗的實施方案。增加的溫差ΔΤ將影響本發(fā)明的窗的一個或多個組件的行為特征。例如，本領域技術人員將理解，加熱窗可能對飛機的阻力特性具有負面影響。具體來說，當加熱制造窗所用的材料時，材料將從初始幾何形狀擴展或改變形狀。這種擴展通常導致窗的增加的膨脹，從而進一步增加窗強加于飛機的阻力損失。另外，應注意，一般說來，大多數商用飛機在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，客機通常在較低的高度下飛行，而商業(yè)飛機通常在較高的高度下飛行。對于目前工藝水平，如上所述，一些窗被設計成在飛行期間抵抗膨脹。如結合'608和'566專利所指出，外部窗格被設計成通過保持靜態(tài)外表面來抵抗彎曲或膨脹。為了實現(xiàn)這一目標，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。盡管被設計成抵抗彎曲，但是據大家公認，現(xiàn)有的機窗至少表現(xiàn)出一些少量的膨脹。在操作條件下飛機中的窗的典型偏斜度被假定為小于0.2英寸(5mm)。偏斜度被測量為窗從飛機的外模線的位移。外模線指的是飛機機身的表面形狀。圖1和圖2為代表本發(fā)明解決的現(xiàn)有技術中存在的問題的圖形示意圖。圖15也提供現(xiàn)有技術中的窗的圖形分析，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10一般以橫截面被指定。如應顯而易見的，只示出飛機10的飛機機身12的一部分。地面14的一部分被圖示為參考。也在機身中示出窗16、18、20、22。如應顯而易見的，圖解是從面向正向或機尾方向的飛機10內的有利位置觀察。如應顯而易見的，圖1和圖2意圖圖示現(xiàn)有技術。圖3和圖4圖示構成本發(fā)明的基礎的基本原理。參照圖1，其圖示現(xiàn)有技術，飛機10的內部不加壓，其為例如飛機10在地面上、在機場時的情況。在這種狀態(tài)下，窗16符合飛機10的外表面12的形狀。換句話說，在不加壓條件下，窗16提供與飛機10的外模線的曲率一致的曲率。應注意，術語“外模線”指的是飛機10的主體(或機身)的外表面。圖2為圖1中所示的飛機10的圖解說明，其也圖示現(xiàn)有技術。這里，飛機客艙加壓，這意味著飛機10處于巡航狀態(tài)。這個圖解中的窗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，由此對飛機10的空氣動力特性產生負面影響，如上所述。應注意，一些機窗(例如，'718申請所描述的窗)將不呈現(xiàn)任何向外膨脹。如上所述，'718專利所描述的窗包括覆蓋窗格10，其被設計成不管飛機的飛行狀態(tài)如何都保持空氣動力的連續(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)如何都保持飛機的空氣動力的連續(xù)性。圖3圖示根據本發(fā)明的飛機，其包括本發(fā)明的窗20。在這個圖解中，如在客艙不加壓時(即，在飛機10在地面上時)現(xiàn)有技術窗16的情況下，窗20不符合外模線12的形狀。代之，由于在飛機10處于巡航高度時窗將向外膨脹的這一事實，從外模線12的表面向內安置窗20。圖4圖示在處于巡航高度并且客艙加壓時包括本發(fā)明的窗22的飛機10。如上所述，當客艙加壓時，窗22由于客艙內的壓力而向外膨脹。窗22被設計成在客艙加壓并且飛機10處于巡航高度時，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10處于巡航高度時建立飛機10的空氣動力學可接受的配置。繼續(xù)參照圖4，應注意，當飛機10處于巡航高度時，在飛機客艙處于加壓條件時，窗22不需要完全符合外模線。本發(fā)明預期窗22可以大體上或部分地符合飛機10的外模線。例如，在一個實施方案中，可以預期的是，窗22的曲率將與外模線的曲率相差10％或更少。在另一實施方案中，偏差為5％或更少。在又一實施方案中，偏差為2％或更少。在最后預期的實施方案中，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，窗22被認為與飛機10的外模線大體上一致。因此，在處于不加壓條件時，窗20與飛機10的外模線不一致。如上所述，術語“大體上一致”指的是窗22密切匹配飛機10的機身12(即，飛機10的外模線)的曲率的情況。如應顯而易見的，這不同于現(xiàn)有技術，其中除其它外，在處于不加壓條件時，窗16與飛機的外模線一致。然而，在處于加壓條件時，窗18與飛機10的外模線不一致。如應顯而易見的，現(xiàn)有技術中窗16、18的情況與對于本發(fā)明的窗20、22定義的情況相反。參照圖1至圖4，應注意，窗16、18意圖是由于飛機10的客艙的壓力而在不同的狀態(tài)下的相同的窗。類似地，窗20、22是相同的窗，其也由于客艙內的壓力條件而被示出在不同的狀態(tài)下。參照圖1至圖4中所示的飛機10，飛機10可以是專門設計成接收本發(fā)明的窗20、22的新型飛機。但可選擇地飛機10可以是已被改進以并入本發(fā)明的窗20、22的現(xiàn)有的飛機10。參照圖3，窗20被示出具有基本上平面形狀。這一描述意圖說明窗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)時窗20只具有平面形狀的設計。相反，可以預期的是，窗可以具有相對于二維坐標系凹或凸的曲率。例如，可以預期的是，窗20將具有與飛機10的外模線12的正曲率一致的略正曲率。當加壓時，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10的外模線12的空氣動力學曲率以產生飛機10的阻力中性或基本上阻力中性表面。類似地，可以預期的是，窗20可以具備略負曲率。在這個配置中，在客艙處于不加壓條件時，窗20將向內膨脹到飛機10的客艙中。在飛機10處于巡航高度時，窗20將向外膨脹以建立飛機10的阻力中性表面。也可以預期的是，在窗20處于不加壓狀態(tài)時，窗20可以包括負曲率區(qū)域、正曲率區(qū)域和沒有曲率的區(qū)域的組合。這個配置被預期為比其它配置不太令人滿意，因為在飛機10的客艙處于不加壓狀態(tài)時，變曲率可能在視覺上產生連鎖反應。這種反應可能對窗20在處于不加壓條件時的光學質量具有不良影響?？梢灶A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型的構造。考慮到這一點，下文討論本發(fā)明的特定預期的實施方案。這些預期的實施方案不意圖限制本發(fā)明的范圍。如上所示，這些實施方案意圖說明本發(fā)明對飛機10和其它交通工具的廣泛的適用性。應注意，本發(fā)明的窗的結構元件和窗附接到飛機10的方式意圖合并來自現(xiàn)有技術的材料和元件。具體來說，在幾個實施方案中，可以預期的是，本發(fā)明的窗將依賴于用于現(xiàn)有的窗的零件。因此，可以預期的是，本發(fā)明的窗可以在不使用相當大的成本或更換機械設備的情況下改裝到現(xiàn)有的飛機上。圖5為根據本發(fā)明的窗24的橫截面?zhèn)纫晥D。這個窗24的設計包括框架26、內部窗格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。通過氣隙34使窗格28、30彼此分開。在圖5中所示的一個預期的實施方案中，內部窗格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，在這個實施方案中，只有外部窗格30承載與空氣壓力相關聯(lián)的負荷。因此，只有外部窗格30響應于空氣壓力而向外膨脹。如應顯而易見的，在這個實施方案中，內部窗格28沒有經受壓差，且因此響應于其而不膨脹。在一個實施方案中，可以預期的是，外部窗格30將由與內部窗格28相同的材料制成。可以預期的是，密封件32將由彈性材料(例如，橡膠)制成?？蚣?6被預期由鋁合金、金屬合金或復合材料，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適應機身12的厚度。圖6為根據本發(fā)明的另一窗38的橫截面?zhèn)纫晥D。在這個實施方案中，窗38包括框架40、內部窗格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適應機身12的厚度。在這個第二窗38中，沒有氣隙34。代之，內部窗格42和外部窗格44通過夾層50分離，夾層50被預期由聚氨酯材料制成(在一個實施方案中)?？梢灶A料，夾層50將連接到內部窗格42和外部窗格44以形成層壓結構。為此，窗38被稱為層壓窗38。對于窗38，例如，如果外部窗格44在飛行期間失效，那么內部窗格42充當多余的窗格來容納客艙壓力。當考慮窗24、38中的任一個時，窗24、38連接到機身12的方式為在考慮窗設計和構造時的考慮因素。有與窗24、38和機身的連接相關聯(lián)的兩個概念。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10的機身12所使用的一個構件。在圖7中所示的實施方案中，窗格28、30連接到機身12而沒有中間框架。因此，窗24的框架為緊鄰窗格28、30的機身12的部分。換句話說，對于這個實施方案，機身12也充當窗24的框架。在替代構造中，窗格28、30連接到單獨的框架(例如，鋁環(huán))，這個框架又連接到機身12。其它變化也被認為屬于本發(fā)明的范圍。螺栓緊固件系統(tǒng)52包括多個螺栓54，其延伸穿過機身12并且在飛機10的內部連接到螺母56。每個螺母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為在兩個窗格28、30的外部邊緣圍繞內部窗格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中應顯而易見的，所描繪的窗24為氣隙式窗，如結合圖5所述。盡管結合氣隙窗24圖示螺栓緊固件系統(tǒng)52，但是也可以結合層壓窗38來使用相同的緊固件系統(tǒng)52。如應顯而易見的，當使用層壓窗38時，密封件將具有不同的橫截面，因為中間部分62不是必需的?？梢灶A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的機械力導致的任何面內變形。如本領域技術人員應顯而易見的，機械應力包括(但不限于)機身12的扭轉和/或彎曲。圖8為根據本發(fā)明的插塞緊固件系統(tǒng)66的橫截面圖，其中為清楚起見去除固定夾。插塞緊固件系統(tǒng)66包括框架68、內部窗格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，其在內部窗格70與外部窗格72之間延伸以有助于建立氣隙76?？蚣?8被預期制造為窗24的鍛制元件。如前所述，框架被預期由鋁或鋁合金制成。作為鍛制元件的框架68比例如用機器加工的框架68呈現(xiàn)更高的材料強度。如本領域技術人員應顯而易見的，鍛制框架68的生產成本也更低，因為其不需要機械加工。然而，如本領域技術人員應顯而易見的，在不脫離本發(fā)明的范圍的情況下，可以根據任何替代制造方法來制造框架68。另外，可以預期的是，框架68可以由替代材料(例如，復合材料)制成。復合材料結合懸浮在基體中的纖維(織造或非織造)。典型實例為并入樹脂基體的碳纖維。如本領域技術人員應顯而易見的，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合材料。參照圖9，其圖示預期用于本發(fā)明的插塞緊固件系統(tǒng)80的一個實施方案，內部窗格82和外部窗格84通過夾子88附在框架86上。夾子88通過螺栓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的又一實施方案，插塞緊固件系統(tǒng)96包括框架98，框架98具有通過氣隙104分開的內部窗格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，將窗格100、102保持在適當的位置。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保持在適當的位置。在飛機的快速下降期間可能發(fā)生這種情況。當構造窗24、38的尺寸時，有構成選擇各種設計參數的基礎的許多一般考慮。例如，假定窗24、38在飛機10的操作期間不從機身12吸收機械應力。因此，就氣隙窗24來說，允許窗格28、30在密封件32、60內移動。對于螺栓緊固件系統(tǒng)52，這意味著內部窗格28和外部窗格30包括允許窗格28、30相對于螺栓54移動的孔64。這也引起將密封件60以柔性套管的形式并入孔64內，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。如這種構造應顯而易見的，窗格28、30能夠相對于(或圍繞)螺栓54移動。因此，由機身12的機械應力形成的至少一些負荷被圍繞螺栓54的孔64內的密封材料60所吸收。作為構成本發(fā)明的基礎的一個設計參數的實例，假定飛機10的內部與外部之間的壓差ΔΡ是約10psi(68.95kPa)±2psi(13.79kPa)。因此，設計師選擇保守地占這個值的2倍(2x)的壓差(對于商用噴氣式飛機)或這個值的2.5倍(2.5x)的壓差(對于商業(yè)和私人飛機)。設計參數的差異是由于兩種類型的飛機巡航的高度的差異，如上面所識別的。如上所述，可以預期的是，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)有技術窗18的偏斜度已被評估作為構成本發(fā)明的基礎的考慮的一部分。如上所述，并且如下文更詳細地討論，在窗18處于不加壓狀態(tài)時，窗18符合飛機10的外模線。因此，0.2英寸(5mm)的偏斜度反映了相對于飛機10的外模線的正位移。也如上文所討論，對于氣隙窗24，外部窗格30經受由壓差ΔΡ產生的力。假定氣隙34中的壓力與客艙中的壓力相同，但這不是實踐本發(fā)明所必需的。對于層壓窗38，內部窗格42、外部窗格40和夾層50經受由壓差ΔΡ產生的力。對于插塞緊固件系統(tǒng)66，在包含窗24、38的窗格的中心發(fā)生由于壓差ΔΡ產生的最大應力。對于插塞緊固件系統(tǒng)66，沒有螺栓54來抑制窗格42、44的向內移動。因此，應力不會集中在窗24、38的邊緣。用于窗玻璃28、30、42、44的材料被預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。在設計機窗24、38時，一個感興趣的參數是裂紋。裂紋指的是在一段時間內出現(xiàn)，或在材料經受其極限載荷的理解數量的負荷循環(huán)后出現(xiàn)的裂縫或刮痕。裂紋應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)相關聯(lián)，這種材料形成窗玻璃28、30、42、44。裂紋應力不是與所有材料相關聯(lián)的特性。例如，裂紋通常不與玻璃相關聯(lián)。裂紋應力不同于極限載荷。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(也被稱為“微痕”)。裂紋應力通常用ksi的單位(或每平方英寸的千磅壓力)來測量。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以與依賴于插塞緊固件系統(tǒng)66的窗24、38不同的方式運行。內部窗格42和外部窗格44也將呈現(xiàn)面外變形，因為內部窗格42和外部窗格44在經受壓差ΔP時向外膨脹。包含密封件46的材料的硬度將影響內部窗格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。如本領域技術人員可了解，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于面外窗格變形偏斜。對于螺栓緊固件系統(tǒng)52，外殼或機身12的厚度(其也被稱為“表層厚度”)也必須予以考慮。在設計根據本發(fā)明的窗時，表層厚度和窗格厚度不是獨立變量。相反，表層厚度影響窗格厚度。具體來說，表層厚度越大，窗格厚度越薄，反之亦然。換句話說，在表層較厚時，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受壓差ΔP時預期的面外位移的方法。在本發(fā)明的方法中，有對于安裝(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。第一變量包括對窗24、38的安裝條件以及氣候條件的評估。第二變量涉及在經受壓差ΔP時窗格28、30、42、44的偏斜度。也考慮由于表層12的偏斜度導致的安裝結構(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與安裝結構(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(下文稱為“Δh”)。第五因素為長期變形(例如，蠕變)，特別是非金屬元件的長期變形。對于術語“變量”，應注意，一些設計參數在某些情況下被認為是常數。例如，飛機10的機身12的半徑為“變量”，在這個意義上，半徑可以改變。然而，在考慮具有特定機身半徑的特定飛機時，這個參數固定在預定值，且因此可以在就其執(zhí)行的計算中被視為常數(或約束)?？紤]到這一點，本發(fā)明的方法120可以表征為適應以下變量：(1)窗高度，(2)窗寬度，(3)窗角半徑，(4)附接類型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系統(tǒng)時框架的鍛造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系統(tǒng)時飛機的表層厚度。通過將這些因素識別為可用于本發(fā)明的方法120的變量，有施加于方法120的許多約束。“約束”為相對于本發(fā)明的方法120不會改變、受控或變化的固定值。這些約束包括(但不限于)：(1)機身半徑，(2)所使用的壓力(例如，在巡航高度下客艙中的壓力)，(3)窗類型(即，氣隙或層壓式)，(4)用于窗玻璃的材料的類型，以及(5)可能由窗格和/或夾層承受的最大應力。為阻力中性配置構造窗的尺寸的方法涵蓋多個步驟并且考慮幾個變量和/或約束。方法在圖11中所示并且指定為120。方法120開始于步驟122。方法120進入步驟124，其中確定初始窗玻璃厚度。如應顯而易見的，方法120所應用的窗玻璃被預期是氣隙窗24的外部的窗玻璃30。對于層壓窗38，方法120所應用的窗玻璃是內部窗格42、外部窗格44和夾層50的復合物。如從前述內容也應顯而易見的，方法120可以應用于本文所述的任何窗實施方案和其等效物。預期通過有限元分析執(zhí)行在步驟124對初始窗玻璃厚度的確定。然而，如本領域技術人員應顯而易見的，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，根據所采取的方法，分析可能是線性的或非線性的。關于對窗玻璃的有限元分析，假定周圍結構(即，定義飛機的表層的材料)為無限剛性(或硬)結構。換句話說，本發(fā)明的方法120假定飛機的表層是不可彎曲的并且完全剛性的。盡管這種假定準確表征飛機的表層，但是可以預期的是，可以考慮飛機的表層的結構特性。在步驟124中，在確定窗玻璃的厚度時，可以考慮幾個變量和/或約束中的一個或多個。第一因素為可以在最終級別下施加到窗玻璃的最大應力。如上所述，這可以表征為約束，因為這被認為是在已選擇窗玻璃的材料之后的不變的數。如本領域技術人員應顯而易見的，可以施加到窗的最大應力定義根據本發(fā)明建構的窗的最大邊界條件。第二因素為在夾層處的最大剪應力。如上所述，這個因素也可以被認為是約束，因為一旦選擇夾層的材料，這個因素就不改變。如應顯而易見的，在設計具有層壓窗玻璃構造的窗時考慮這個第二因素。第三因素為圍繞將窗連接到飛機的表層的緊固件的最大應力。在設計具有螺栓緊固件系統(tǒng)(例如，螺栓緊固件系統(tǒng)52)的窗時考慮這個第三因素。一旦選擇窗的材料，這個第三因素也可以被認為是約束。第四因素為在限制級別下的最大應力，其提供與裂紋的應力限制的比較。此外，作為最大應力，這個因素可以被認為是約束，因為其也取決于為窗的構造選擇的材料。第五因素為外部窗格發(fā)生損壞或破裂時的故障安全評估。在此情況下，將故障安全應用于內部窗格，如上文詳細地討論。具體來說，內部窗格被設計成窗的故障安全。如前所述，這個因素也可以被認為是約束，因為故障安全參數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)附接類型(即，插塞式或螺栓式)，(5)在使用插塞系統(tǒng)時框架的鍛造厚度，以及(6)在使用附接的螺栓系統(tǒng)時飛機的表層厚度。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)窗類型(即，氣隙或層壓式)，(4)用于窗玻璃的材料的類型，以及(5)可能由窗格和/或夾層承受的最大應力。在考慮這些因素、變量和/或約束中的一個或多個后，將有限元分析應用于窗并且計算初始窗玻璃厚度變得可能。一旦計算初始窗玻璃厚度，方法120進入步驟126。在步驟126，為在步驟124中計算的窗玻璃厚度定義在極限載荷下的窗格偏斜度。極限載荷為在飛機處于巡航高度(即，加壓條件)下時，被預期施加到窗玻璃的壓差ΔP。通過以在步驟124中確定的初始厚度將極限載荷施加到窗玻璃，計算在巡航高度下窗玻璃的偏斜度變得可能。然后，方法120進入步驟128，其中確定窗格的反曲率。具體來說，在步驟126中評估窗玻璃在極限載荷下的偏斜度之后，在如飛機在地面上時將存在的不加壓條件下評估窗玻璃。因此，方法120首先在步驟124中計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計算反曲率。在步驟128中，可以預期的是，可以單獨進行分析以評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由窗產生的阻力損失。如上所述，本發(fā)明的方法120的目標是平衡窗的重量與由窗形成的阻力損失，以使得可以設計產生飛機的最小阻力損失的最輕的窗。具體來說，本發(fā)明的方法120的目標是最小化窗的面外位移。這會最小化由窗形成的阻力損失，因為阻力損失是窗的面外位移的函數。此外，提供本發(fā)明的方法120以最小化窗的重量。通過平衡面外位移和窗的重量，有可能設計一種窗，其最小化阻力并且也最小化重量對飛機的性能的負面影響。然后，方法120進入步驟130，其中將第二有限元分析應用于窗玻璃以確定后續(xù)厚度。如前所述，這個后續(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，可以應用其它分析方法。在步驟130，使用在步驟128中計算的反曲率形狀來計算在極限載荷下窗玻璃的偏斜度。這個步驟與步驟124的初始有限元分析的不同之處在于這個步驟的輸入是在步驟128計算的反曲率。在初始有限元分析步驟124中，輸入變量包括上述五個變量中的一個或多個。在這個第二分析步驟128中，也可以考慮上述五個變量中的一個或多個。實際上，步驟130中的后續(xù)有限元分析為檢查步驟124中的厚度的計算。在步驟130確定窗的厚度之后，比較來自步驟130的厚度結果與來自步驟124的厚度結果變得可能。理想情況下，這些值應該是相同的。如果是這樣，有100％收斂。然而，預計不會有完全收斂并且在兩個值之間將有一些偏差。然后，方法進入步驟132，其中評估計算的收斂。如果收斂表現(xiàn)出小于2％的偏差，那么在極限載荷下計算的厚度之間有大于98％收斂。可以預期的是，這些值之間小于2％偏差在大多數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％。對于方法120，偏差可以設置在被認為對于評估的窗可接受的任何預定值。如果偏差小于2％(或預定值)，那么認為(為了方法120的目的)已經達到收斂。如果收斂滿足預定的標準，那么方法120進入步驟134，其中方法120結束。如果偏差大于2％(或預定值)，那么認為尚未達到收斂。如果沒有收斂，那么方法120從步驟132返回到步驟126。然后，以迭代的方式重復步驟126、128和130直到達到收斂。如也應了解的，有一種期望，即在步驟126、128和130的迭代之間會有一致性。一致性被預期為遵循上文陳述的偏差準則。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力。減少疲勞和應力裂紋出現(xiàn)的一種方法是通過限制在完整的窗總成24、38上的最大工作應力水平，從而允許由于風化、輕微損壞、環(huán)境侵襲和/或化學品和清潔劑的使用導致的預期的服務劣化。限制這些服務劣化因素的影響包括考慮四個因素中的一個或多個。第一因素為由制造商在持續(xù)載荷作用下所報告的聚合物(或其它材料)的強度，所述聚合物(或其它材料)被用來建構窗格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10外部的溫度。第四因素為施加到建構窗格28、30、42、44使用的材料的載荷系數。對于玻璃，載荷系數為2.0。對于拉伸丙烯酸材料，載荷系數為2.0。對于鑄造丙烯酸材料，載荷系數為4.0。最后，對于聚碳酸酯，載荷系數為4.0。載荷系數是基于法規(guī)要求。在圖12中提供與一種拉伸丙烯酸材料(MIL-P-25690A)相關聯(lián)的選定特性。如從前述內容應顯而易見的，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)。應注意，本發(fā)明的窗24、38可以安裝在任何類型的飛機10中。此外，窗24、38不限于具有由鋁合金制成的機身12的飛機?？梢灶A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可以用于具有由復合材料制成的機身的飛機10中。在設計飛機10時，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是可測量和可量化的變量。偏距Δh被測量為窗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表示：Δh＝h2-h1(1)作為定義的問題，具有零度偏斜的位置h與飛機10的外模線一致。如果窗24、38位于外模線的內部(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，那么用負值表示偏斜位置。一般說來，窗24、38的偏距Δh被設計成處于0.1英寸與1.0英寸(2.5-25mm)之間。然而，如本領域技術人員應顯而易見的，更小或更大量的偏斜度可以設計到包含窗24、38的材料中。在本發(fā)明的一個實施方案中，窗24、38被預期由與現(xiàn)有技術中的窗相同的材料制成。因此，可以預期的是，窗28、34將表現(xiàn)出與現(xiàn)有技術中的窗相同的偏距Δh。然而，對于本發(fā)明，窗24、38在處于不加壓狀態(tài)時具有負偏斜位置h1。然后，窗24、38可以在飛機10加壓時具有中性(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的一部分的這種類型的計算的一個實例。圖13提供與本發(fā)明的窗相關聯(lián)的一些參數的圖形和數學概述。變量“h”指的是在經受壓差ΔP時窗移動的距離(在本文中也被稱為Δh)(即，其面外偏斜度)。變量“L”指示本發(fā)明的窗的長度或橫向尺寸。變量CD指的是阻力系數。變量“q”為相關系數。這個方程式被理解為在沒有實現(xiàn)完美的阻力中性配置時提供目標位移確定。如上所述，飛機設計師傳統(tǒng)上不愿將較大的窗并入飛機中。其中一個原因是不愿將重量添加到飛機。如上所述，窗區(qū)域越大(即，窗格尺寸越大)，窗越重。其中一個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)明所預期的不同的窗形狀的取樣。窗140具有與目前用于大多數現(xiàn)代飛機的形狀類似的形狀。本發(fā)明也預期可以為飛機10提供具有任何各種尺寸和形狀的窗。對于窗140，應注意，窗的目前設計具有類似的形狀，并且用16英寸(40.64cm)的高度和10.8英寸(27.43cm)的寬度來制造。本發(fā)明的窗被預期比傳統(tǒng)設計提供更大的表面積。例如，可以提供方形窗142。對于方形窗142，可以預期的是，方形窗142的邊角可能是圓的以在其周圍分布應力并且防止在飛機機身中形成任何集中的應力。也可以預期的是，飛機可以具備一個或多個三角形窗144。與方形窗142一樣，可以預期的是，三角形窗144的邊角將是圓的以最小化在三角形窗144的頂點處應力的積累。也可能可以使用無定形窗146。無定形窗146為不具有特定形狀而可能具有由窗146的設計師選擇的任何形狀的窗。還有其它窗形狀由本發(fā)明所預期。例如，本發(fā)明可以提供長方形(或橢圓形)窗148。對于橢圓形窗148，可以預期的是，窗148將足夠大以延伸穿過飛機中的兩排或更多排座位。在另外的替代實施方案中，可以預期的是，飛機10可以合并鉆石形窗150或圓形窗152。如應顯而易見的，圖14中所示的窗形狀僅僅是本發(fā)明可以使用的幾乎無限數量的窗形狀的代表。由于本發(fā)明尋求通過利用偏斜度來充分利用窗148的向外偏斜，故窗148的重量可以變得更輕，這至少是因為窗148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)有技術窗變得更大。圖15為根據本發(fā)明的基線窗的兩種情況的圖示?；€窗為現(xiàn)有技術窗并且被提供為圖16和圖17的比較的基礎。標示為“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。標示為“偏斜度”的第二線圖示在經受如在巡航高度下將經受的壓差ΔP時基線窗的偏斜位置h2。如從圖解中應顯而易見的，基線窗在不加壓條件下時基本上為平面窗。繼續(xù)參照圖15，應注意，在不加壓條件下窗的位置h1為h1＝0英寸。換句話說，在飛機處于不加壓狀態(tài)時，窗玻璃符合飛機10的外模線。當飛機加壓時，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h的值是負的時，這指示窗玻璃從飛機10的外模線向外延伸(或向外膨脹)。圖16為根據本發(fā)明的淺反曲率窗的兩種情況的圖示。與圖15一樣，標示為“位置”的線圖示淺反曲率窗的不加壓形狀。標示為“偏斜度”的線圖示在經受如在巡航高度下將經受的壓差ΔP時淺反曲率窗的形狀。對于圖16中所示的淺反曲率窗，可以預期的是，在飛機10處于不加壓條件時，這個窗具有0.08英寸(2mm)向內偏斜度h1。如從本發(fā)明的討論中應顯而易見的，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中顯而易見的，當淺反曲率窗在巡航高度下經受壓差ΔP時，窗向外膨脹。換句話說，當經受壓差時，淺曲率窗將使其曲率從凹形反轉成凸形。在凸形中，淺曲率窗被預期從飛機的外部向外膨脹。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的外模線。圖17圖示根據本發(fā)明的深反曲率窗。這個深反曲率窗與淺反曲率設計(如圖16中所示)的不同之處在于在窗不加壓時反曲率大于先前實施方案中的反曲率。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)或約先前實施方案的兩倍。如也從圖17中顯而易見的，當深反曲率窗經受在巡航高度下發(fā)生的壓差ΔP時，窗的偏斜度導致淺凹形。換句話說，深反曲率窗在不加壓條件和加壓條件兩者下均保持凹形。在這個實施方案中，窗的加壓位置h2為0.062英寸(1.57mm)。圖18圖示與本發(fā)明的教導一致的飛機10的一個實施方案。飛機10被描繪僅僅是為了提供與本發(fā)明的教導一致的飛機10的至少一個側視圖。對于本發(fā)明，可以預期的是，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。更具體來說，可以預期的是，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。甚至更具體來說，可以預期的是，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被預期屬于本發(fā)明的范圍。此外，特定端點可以被組合以定義窗24、38的加壓位置h2的更進一步的范圍。在本發(fā)明的上下文中，可以預期的是，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。更具體來說，可以預期的是，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。甚至更具體來說，可以預期的是，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被預期屬于本發(fā)明的范圍。此外，特定端點可以被組合以定義窗24、38的不加壓位置h2的更進一步的范圍。對于上文結合圖16至圖17所述的每個特定實施方案，窗是基于14英寸的寬度，如圖中所指示。當然，如果窗24、38具有更大的尺寸，那么可以預期的是距離差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。與實施方案有關的特定細節(jié)的任何討論不意圖限制本發(fā)明。相反，上述特定實施方案意圖說明本發(fā)明的廣泛性。