JPS6147248A

JPS6147248A - 航空機のキヤビン窓

Info

Publication number: JPS6147248A
Application number: JP16881384A
Authority: JP
Inventors: 古川　靖彦
Original assignee: Asahi Glass Co Ltd
Current assignee: AGC Inc
Priority date: 1984-08-14
Filing date: 1984-08-14
Publication date: 1986-03-07
Also published as: JPH0586334B2

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】［技術分野］本発明は、耐＊傷性、＃摩耗性、破砕特性等の改善され
た航空機のキャビン窓に関するものである。

［従来技術及びその問題点］航空機の乗客席のキャビン窓用透明板は、高速度での飛
行中に、例えば、烏、その他異物等の偶然の衝突によっ
ても破損しない充分な耐衝撃性と、良好な光学的性質と
、航空機が受ける温度変化と圧力変化と、航空機の機体
内に加えられる与圧に耐える強度等とを有すること、更
には、正量の軽減が要求されるところから、アクリル板
、特にストレッチアクリル板が広く使用されてきた０例
えば、ジャンボジェット旅客機キャビン窓としては、第
６図の様に、板厚８■のストレッチアクリル板１０と板
厚４■のストレッチアクリル板１１とを空間層が１０ｍ
ｍとなる様に隔置して周辺部をシールした複層板をその
板厚４＋ｕ＋のストレッチアクリル板を機外側に配した
ものが使用されている。この様なキャビン窓においては
、ストレッチアクリル板の耐擦傷性、＋１６を摩耗性が
不充分であるため、長期間の使用により、あるいは特殊
な条件下で使用した場合においてストレッチアクリル板
の機外側の露出面にヘイズあるいはひび割れなどが発生
し、透視性が低下し、乗客の機外への眺望を悪化させる
という欠点がある。かかるストレッチアクリル板の機外
側露出面の耐擦傷性、耐摩耗性を改善するために、その
表面にハードコート被膜をコーティングする方法も提案
されているが、その耐擦傷性、耐摩耗性、耐久性等はい
まだ充分なものではない、又航空機操縦室の機長、副操
縦士の前面風防窓に使用されている複合透明板１例えば
１枚ないし数枚の厚板のストレッチアクリル板と板厚２
．０ａｍ〜３．０■程度のイオン交換強化ガラス板とを
ポリビニールブチラール合せ中間膜を用いて接合した複
合透明板をイオン交換強化ガラス板が機外側となる様に
して航空機のキャビン窓に適用することも可能である。

かかる複合透明板は充分な耐擦傷性、耐摩耗性、化学的
耐久性、耐ｉ＃撃強度及び光学的性質を有しているが、
万一飛行中にこの複合透明板の機外側面に鳥や異物が衝
突して外側のイオン交換強化ガラス板にクラ７りが入っ
た場合、クラックが進行し破砕パターンが放射状、くも
の巣状などとなり、その内側のストレッチアクリル板が
充分な安全性を有しているにもかかわらず、かかるガラ
ス板の破砕パターンが乗客に対しあたかもキャビン窓全
体が割れてしまうのではないかとの不安、恐怖心を与え
るので好ましくない０例えば、板厚８■のストレッチア
クリル板と板厚２．０Ｈのイオン交換強化ガラス板（表
面圧縮応力３０００Ｋｇ／ａｍ″、イオン交換層の厚み
２０ｐ）とをポリビニールブチラール合せ用中間膜ＣＨ
厚０．７［１ｍｍ　）により合せた複合透明板について
、後述する衝撃強度試験を行なった際の破砕パターンは
第７図の様に放射状となり、破砕パターンとしては好ま
しいものではない。

［発明の目的］本発明は、たとえ上記した様な複合透明パネルの機外側
のガラス板に衝撃によってクラックが発生した際にも第
７図の様な破砕パターンとならない様な特性、即ち衝撃
により機外側のガラス板にクラックが入っても、このク
ラックがほとんど進行せず、乗客に不安や恐怖心を与え
ない様な破砕パターン特性を持った航空機のキャビン窓
を提供することを目的として研究の結果発明されたもの
である。

［発明の構成］本発明の要旨は、板厚０．５ｒａｒａ　ｗ　１．５ｍｍ
のイオン交換強化ガラス板と、少なくとも板厚８ｍ＋ａ
以上のプラスチック透明板とを接着層を介して接合した
複合透明板を、上記イオン交換強化ガラス板が機外側に
なる様に配してなる航空機のキャビン窓であって、上記
複合透明板はそのイオン交換強化ガラス板面上２ｍの高
さから球形状の重量０．２２５Ｋｇの鋼球を自然落下さ
せる衝撃強度試験において上記イオン交換強化ガラス板
にクラックが発生した際にも破砕クラックの進行が衝撃
点から２ｃｍの半径の円内に制限されていることを特徴
とする航空機のキャビン窓に関するものである。

以下、本発明を更に詳細に説明する。

第１図は、本発明の一具体例に係わる航空機のキャビン
窓の断面図、第２図はこのキャビン窓に嵌め込まれる複
合透明板の断面図を示したものであり１図において、ｌ
は複合透明板、２はプラスチック透明板、３はイオン交
換強化ガラス板、４は接着層、５は航空機のキャビン窓
の取付はフランジ、６は航空機のキャビン窓を示す。

本発明において使用されるプラスチ・ンク板２は、透明
性が高く、光学的性質が優れ、航空機が受ける温度変化
及び圧力変化並びに航空機内に加えられる与圧に充分耐
えられる特性、充分な衝撃強度、充分な化学的特性等を
有する平板状ないしは所望の局面を有する板状の材料、
例えばストレッチアクリル板、ポリカーボネート板など
が用いられる。中でも、ストレッチアクリル板は、透明
度、平坦性、平滑性等の光学的性質の面で優れているの
で、キャビン窓用のプラスチック板として最適である。

かかるプラスチック板の板厚は、上記した機械的強度が
付与され、又撓んだり変形したすしない様に、　１３＋
ａｍ＋以上、更に好ましくは、キャビン窓の重量の軽減
という点から８ｒｎ１ｍｍ〜１１０ｌｌ１の範囲が最適
である。

又、複合透明板１の機外側の最外面に配されるイオン交
換強化ガラス板としては、板厚０．５ｍｒａ〜１．５ａ
＋ｍの範囲のソーダライムシリケーガラス、ソーダアル
ミシリケートガラス、リチウムシリケートガラ等のガラ
ス板をイオン交換強化処理を施したもの、即ち、所定の
寸法に切断し周辺部を面取り、研摩し、更に洗浄したイ
オン交換強化ガラス板を転移温度を越えない温度、域で
そのガラス板表面層中に含まれるアルカリより大きいイ
オン半径を有するアルカリの溶融塩と接触させることに
より、例えばガラス板中のＬｉ“イオンと、溶融塩のＮ
ａ＋イオンと、あるいはガラス中のＮａ”イオンと溶融
塩のに＋イオンとの置換を起こさしめ、導入されたアル
カリイオンの占有容積の差により力゛ラス表面層に圧縮
応力を発生させたイオン強化ガラス板、あるいはＮａ２
Ｑ、又はに２０を含有するガラスを転移点温度以上、軟
化点以下の温度域でＬｉ溶融塩と接触させ、ガラス中の
Ｎａ“イオンあるいはに＋イオンとＬｉ溶融塩のＬｉイ
オンとの置換を起こさせ、これを室温まで冷却したとき
、表面層のＬｉガラスと内部のＮａ（あるいはＫ）ガラ
スとの膨張係数の差により、ガラス表面に圧縮応力を発
生せしめたイオン交換強化ガラス板で１表面Ｅｊ１応力
層の厚みが２０ル〜１００用程度で、表面圧縮応力値が
３５００Ｋｇ／ｃｍ２〜５０００Ｋｇ／ｃｒｒｒ′の範
囲のものが最適である。なお、上記イオン交換強化ガラ
ス板の板厚が１．５ｍｍを超えると、ガラス板にクラッ
クが入った時クラックが進行して放射状ないしはくもの
巣状の破砕パターンとなって、クラックの進行を半径２
ｃｍの円内に抑えることができなくなり、好ましくなく
、又板厚が０．５ｍｍより小となると取り扱い時、又は
使用時に破損しゃすくなるので好マシくナイ、又、イオ
ン交換強化ガラス板の表面圧線応力値が３５００Ｋｇ／
ｃｒｎ’より小の場合には充分な強度向上が得られず好
ましくなく、又５０００Ｋｇ／ｃｍ’より大の場合には
、破砕パターンが密となって好ましくない、なお、かが
る範囲の圧縮応力がガラス板の表面に入っていても、そ
の圧縮応力層が２０ル〜１００　、程度と薄いため破砕
クラックが進行しにくい。

なお、転移点温度以上、軟化点温度以下に加熱されたガ
ラス板をシリコンオイル等の冷却液体により急冷する方
法、あるいは同上に加熱されたガラス板を冷却板で挟ん
で接触させることにより急冷する方法によって、冷却さ
れたガラス板の表面層に圧縮応力層を発生せしめた板厚
１．０〜１．５■程度の物理強化ガラス板は、ガラス板
の表面からガラス板の１７２〜１７４程度の内部まで圧
縮応力層が発生している故、ガラス板にクラックが入っ
た際、クラックが進行して破砕パターンが拡大し、細々
の破砕片となるので好ましくない。

又、本発明において、イオン交換強化ガラス板３とプラ
スチック透明板２とを接合する接着層を形成する接着剤
としては、両者を充分に接着し、長期間の化学的、物理
的耐久性があり、光学的性質が優れ、かつ適度の衝撃吸
収作用を有するものの中から選択され使用される。しか
じ、ストレッチアクリル板やポリカーポネート板等のプ
ラスチック透明板とイオン交換強化ガラス板とは熱膨張
係数に差がある故（プラスチック透明板〉イオン交換強
化ガラス板）、従来の通常の合せ方法１例えば熱圧着す
る方法では、合せ後この複合透明板に上記熱膨張係数の
差に起因する応力が発生し、この応力が、航空機の受け
る圧力変化、温度変化あるいは長期間の使用によりプラ
スチック透明板とイオン交換強化ガラス板との剥離や反
りをもたらすという欠点が生じる。従って、かかる熱膨
張係数の異なるプラスチック透明板とイオン交換強化ガ
ラス板とを接合する接着剤としては、合せ時の熱膨張係
数の差に起因する応力の発生を少なくする様に、常温な
いし４０℃以下で硬化し、プラスチック透明板とイオン
交換強化ガラス板とを接合するものが特に好ましい０例
えば、紫外線照射により常温で硬化する紫外線硬化型接
着剤、あるいは電子線照射により常温で硬化する電子線
硬化型接着剤などが最適である。そして、接着層４の厚
みは、適度の衝撃吸収作用が発揮され、機外側のイオン
交換強化ガラス板に衝撃が加わった時、該イオン交換強
化ガラス板の若干の撓みを許容し、クラックの進行の拡
大が防止される様にあるいは又気圧変化、温度変化によ
るガラス板とストレッチアクリル板の膨張、収縮にも十
分対応できる様に、０，１〜０．４＋ａｍとするのが最
適である。

本発明における複合透明板は、機外側からイオン交換強
化ガラス板に衝撃が加わって、イオン交換強化ガラス板
にたとえクラックが入った場合にも、このクラックが進
行し、拡大し、放射状、あるいはくもの巣状などになっ
て乗客にキャビン窓自体が破壊してしまうのではないか
という不安、恐怖心が生じない様に、下記する衝撃強度
試験においてクラックの発生が衝撃点から２ｃｍの半径
の内の範囲内に抑まる様に制御されている。第３図の様
に、衝撃点Ａから半径Ｒ＝　２ｃ＋ａの円内にクラック
の進行を抑えれば、たとえクラックが入っても乗客に対
し、恐怖心を与えることがないのである。なお、クラン
クが衝撃点Ａから半径２ｃ＋ａの円を超えて進行してし
まうものは、通常ガラス板の端部方向に向って長くクラ
ックが進行するもので、破砕パターンが放射状あるいは
くもの巣状となってしまうものである０本発明において
は、上記した様にクシツクの進行が衝撃点から半径２ｃ
ｍの円内に抑えられる様に、複合透明板のイオン交換強
化ガラス板の厚さ、応力値、プラスチック透明板の厚さ
等が前述した様に所定の範囲にされている。

なお、この衝撃破壊試験は、実際に航空機に設置された
状況を想定し、現実の状態を把握する為、加圧箱に試料
を取付け、試料の内側から圧力を加え更に装置全体を加
熱及び冷却して衝撃を与えるという試験である。

本発明のキャビン窓においては、第２図に示した様な複
合透明板を有するものであるが、更にもう１枚、あるい
は２枚以上のプラスチック透明板、あるいはガラス板で
多層合せ化、あるいは多層合せ及び複層化を行なうこと
もてきる０例えば、第４図の様に、イオン交換強化ガラ
ス板３と第１のプラスチック透明板２と第２のプラスチ
ック透明板２′とを第１の接着層４′及び第２の接着層
４′によって接合したタイプの複合透明板としてもよい
し、あるいは又第５図の様にイオン交換強化ガラス板３
と第１のプラスチック透明板２とを接着層４により接合
した複合透明板ｌと第２のプラスチック透明板２′とを
スペーサー７を用いて２ｃｍ〜１０ｃｍ程度の空気層８
をおいて隔置し、周辺をシールし、複層化した態様とし
てもよい０本発明においては第１．４．５図に限らず種
々のバリエーションがあるのは勿論である。又本発明の
複合透明板に１着色、熱線反射、防眩、その他各種機能
を付与できることも勿論である。

なお、複合透明板をキャビン窓の取付はフランジ、フレ
ームやその他各種取付は部材にボルト、接着剤、その他
各種取付は手段を用いて取付けるに当っては、複合透明
板やキャビン窓に取付ける時、あるいは使用中の予期し
ない衝撃により、あるいはその他各種状況によりイオン
交換強化ガラス板が破損しない様に、複合透明板のキャ
ビン窓のフランジ、フレーム、あるいはその他取付は部
に該当する部分は、イオン交換強化ガラス板を切り欠い
ておく様にし、複合透明板のプラスチック透明板の周辺
部を利用してキャビン窓のフランジ、フレーム、あるい
はその他取付は部に取付ζすができる様にするのが好ま
しい０例えば第１．２，４．５図の様に、イオン交換強
化カラス板３の寸法をプラスチック透明板２の寸法より
小となし、このイオン交換強化ガラス板３の外周のプラ
スチック透明板２の周辺部に余白部９、例えば１．５　
ＣＩｍ＃４Ｃ１１程度の余白部ができる様に合せ、この
複合透明板１をプラスチック透明板２の周辺部の余白部
９を利用してキャビン窓に取付ける様にするのが好まし
い。なお、キャビン窓の透視部分はイオン交換強化ガラ
ス板により実質的にカバーされているので、複合透明板
の機外側の露出面にヘイズが発生するのを防止すること
ができる。

次に本発明の実施例について説明する。

実施例１２５ｃａ＋Ｘ　３５ｃａ＋のサイズの平板状の長方形の
ソーダ慟ライムシリケートガラス板（板厚：　０．５＋
ａｍ）を用意し、面取、研摩、洗浄した後、このガラス
板をＫＮＯ３溶融塩（温度約４５０°Ｃ）の槽中に浸漬
し、１２時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ＋イ
オンをＫＮＯ３溶融塩のＫ”イオンとイオン交換し、次
いで洗浄、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイ
オン交換層の厚みは２０延で、表面圧力値は平均４，８
００Ｋｇ／ａｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃｍのサイズの平板状の長方形
のストレッチアクリル板（板厚８ｍｍ）を洗浄、乾燥し
た後、このストレッチアクリル板と上記イオン交換強化
ガラス板との間に硬化後の接着層の厚みが０．２ｍｍと
なる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、かつイオン
交換強化ガラス板の周辺部に２．５ＣＩ１１の余白部が
できる様にし、このアッセンブルに４０℃において紫外
線を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換強
化ガラス板とストレッチアクリル板とが接合された複合
透明板を用意した。この様にして作成された複合透明板
のサンプルをサンプルＮＯＩとした。

実施例２２５ｃｍＸ　３５ｃｍのサイズの平板状の長方形のソー
ダ・ライムシリケートガラス板（板厚：　１．Ｏｍｍ）
を用意し、面取、研摩、洗浄した後、このガラス板をＫ
ＮＯ３溶融塩（温度約４５０℃）の槽中に浸漬し、１２
時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ＋イオンをＫ
ＮＯ３溶融塩のＫ”イオンとイオン交換し１次いで洗浄
、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイオン交換
層の厚みは２０ルで、表面圧力値は平均４．８００Ｋｇ
／ｃｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃａ＋のサイズの平板状の長方
形のストレッチアクリル板（板厚８ａ＋ｍ）を洗浄、乾
燥した後、このストレッチアクリル板と上記イオン交換
強化ガラス板との間に硬化後の接着層の厚みが０．２ｍ
ｍとなる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、かつイ
オン交換強化ガラス板の周辺部に２．５ｃａ＋の余白部
ができる様にし、このアッセンブルに４０℃において紫
外線を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換
強化ガラス板とストレッチアクリル板とが接合された複
合透明板を用意した。この様にして作成された複合透明
板のサンプルをサンプルＮｏ２とした。

実施例３２５ｃｍＸ　３５ｃａ＋のサイズの平板状の長方形のソ
ーダ会ライムシリケートガラス板（板厚：　１．５ａａ
＋）を用意し１面取、研摩、洗浄した後、このガラス板
をＫＮＯ３溶融塩（温度約４５０°Ｃ）の槽中に浸漬し
、１２時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ“イオ
ンをＫＮＯｙ溶融塩のに＋イオンとイオン交換し、次い
で洗浄、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイオ
ン交換層の厚みは２０牌で、表面圧力値は平均４，８０
０Ｋｇ／ｃｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃａ＋のサイズの平板状の長方
形のストレッチアクリル板（板厚８ｍｍ）を洗浄、乾燥
した後、このストレッチアクリル板と上記イオン交換強
化ガラス板との間に硬化後の接着層の厚みが０．２ｍｍ
となる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、かつイオ
ン交換強化ガラス板の周辺部に２．５ｃｍの余白部がで
きる様にし、このアッセンブルに４０℃において紫外線
を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換強化
ガラス板とストレッチアクリル板とが接合された複合透
明板を用意した。この様にして作成された複合透明板の
サンプルをサンプル陽３とした。

実施例４２５ｃｍＸ　３５ｃｍのサイズの平板状の長方形のソー
ダ・ライムシリケートガラス板（板厚：　１．Ｏｔ＋ａ
）を用意し、面取、研摩、洗浄した後、このガラス板を
ＫＮＯｓ溶融塩（温度約４５０°Ｃ）の槽中に浸漬し、
６時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ＋イオンを
ＫＮＯ３溶融塩のに＋イオンとイオン交換し、次いで洗
浄、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイオン交
換層の厚みは１１戸で、表面圧力値は平均２．ｌｏＯＫ
ｇ／ａｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃｍのサイズの平板状の長方形
のストレッチアクリル板（板厚８鳳腸）を洗浄、乾燥し
た後、このストレッチアクリル板と上記イオン交換強化
ガラス板との間に硬化後の接着層のＪ！１．みが０．２
ｍｎ＋となる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、か
つイオン交換強化ガラス板の周辺部に２．５ｃ＋＋＋の
余白部ができる様にし、このアッセンブルに４０℃にお
いて紫外線を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオ
ン交換強化ガラス板とストレッチアクリル板とが接合さ
れた複合透明板を用意した。この様にして作成された複
合透明板のサンプルをサンプルＮＯ４とした。

比較例１２５ｃ＋ａＸ、３５ｃａ＋のサイズの平板状の長方形の
ソーダ・ライムシリケートガラス板（板厚：　２．Ｏｍ
ｍ）を用意し、面取、研摩、洗浄した後、このガラス板
をＫＮＯ，溶融塩（温度約４５０℃）の槽中に浸漬し、
１２時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ“イオン
をＫＮＯ３溶融塩のＫ“イオンとイオン交換し、次いで
洗浄、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイオン
交換層の厚みは２０ルで、表面圧力値は平均４，８００
Ｋｇ／ｃｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃ＋ａのサイズの平板状の長方
形のストレッチアクリル板（板厚８＋＋＋ｍ）を洗浄、
乾燥した後、このストレッチアクリル板と上記イオン交
換強化ガラス板との間に硬化後の接着層の厚みが０．２
■となる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、かつイ
オン交換強化ガラス板の周辺部に２．５ｃ＋ｓの余白部
ができる様にし、このアッセンブルに４０℃において紫
外線を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換
強化ガラス板とストレッチアクリル板とが接合された複
合透明板を用意した。この様にして作成された複合透明
板のサンプルをサンプルＮｏ５とした。

比較例２２５ｃｍＸ　３５ｃｍのサイズの平板状の長方形のソー
ダやライムシリケートガラス板（板厚：　１．ｏａ＋ｍ
）を用意し、面取、研摩、洗浄した。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃｍのサイズの平板状の長方形
のストレッチアクリル板（板厚８ｍｍ）を洗浄、乾燥し
た後、このストレッチアクリル板と生板ガラス板との間
に硬化後の接着層の厚みが０．２ｍ＋ｎとなる様に紫外
線硬化型の接着剤を介在させ、かつイオン交換強化ガラ
ス板の周辺部１こ２．５ｃ＋＋＋の余白部ができる様に
し、このアッセンブルに４０℃において紫外線を０．５
分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換強化ガラス板
とストレッチアクリル板とが接合された複合透明板を用
意した。この様にして作成された複合透明板のサンプル
をサンプルＮｏ６とした。

比較例３２５ｃａ＋Ｘ　３５ｃａ＋のサイズの平板状の長方形の
ソーダ・ライムシリケートガラス板（板厚：　０．４＋
ａｍ）を用意し、面取、研摩、洗浄した後、このガラス
板をＫＮＯ３溶融塩（温度約４５０°Ｃ）の槽中に浸漬
し、１２時間保持し、上記ガラス板の表面層のＮａ＋イ
オンをＫＮＯ３溶融塩のＫ“イオンとイオン交換し１次
いで洗浄、乾燥した。このイオン交換強化ガラス板のイ
オン交換層の厚みは１８ルで１表面圧力値は平均４，８
００Ｋｇ／ａｍ２であった。

一方、３０ｃｍＸ　４０ｃｍのサイズの平板状の長方形
のストレッチアクリル板（板厚８１１１０１）を洗浄、
乾燥した後、このストレッチアクリル板と上記イオン交
換強化ガラス板との間に硬化後の接着層の厚みが０．２
ａｍとなる様に紫外線硬化型の接着剤を介在させ、かつ
イオン交換強化ガラス板の周辺部に２．５ｃｍの余白部
ができる様にし、このアッセンブルに４０℃において紫
外線を０．５分間照射し接着剤を硬化させ、イオン交換
強化ガラス板とストレッチアクリル板とが接合された複
合透明板を用意した。この様にして作成された複合透明
板のサンプルをサンプルＮＯ７とした。

上記したサンプルＮｏ１〜７について衝撃強度試験によ
り得られた破砕パターン（衝撃点付近及びその周囲の破
砕パターン、実線がクラックである。）を第８〜１４図
に示す、又、サンプルＮＯ１〜７について、耐摩耗性テ
スト、耐光性テスト、ｌｌｌ１＃温度衝撃性テストを行
なった結果を第１表に示す。

第１表上記した各種試験は次の様にして行なった。

０衝撃強度試験テスト加圧箱にサンプルを水平に取付け１箱内側から圧力を加
え、サンプル（イオン交換強化ガラス板を上側に配置）
の上方２ｒｎの高さから０．２２５Ｋｇの球状の鋼球を
サンプルの中心に落下させてサンプルの破砕状態を調べ
る試験である。

・１耐摩耗性テストテーパー摩耗試験機により、サンプルのイオン交換強化ガラス板表面を荷重５００ｇで、往復５００回の摩耗試験を行なった後、そ
のサンプルのヘイズの状態を観察したものである。

・耐光性テストフェードメーター試ｗｉＡ機により、１００時間サンプ
ル表面に紫外線照射した後、そのサンプルを変化状況を
観察したものである。

・耐温度衝撃性テスト（ヒートサイクル）サンプルを一
４０℃の低温室で４時間保持した後、８０℃の高温室で
４時間保持するという試験を１サイクルとし、このサイ
クルを１０回行なう試験である。試験後のサンプルを肉
眼により観察して、評価を行なうものである。

破砕パターンを示す第８〜１１図から明らかな様に、板
厚が０．５〜１　、５＋＋＋ｍの範囲のガラス板にイオ
ン交換強化を施したものは、衝撃点からクラックが進行
せず衝撃点から２ｃｍの半径（Ｒ）の円内に制限されて
いることが認められる。一方、ガラス板の板厚が２．０
■のサンプル５の破砕パターンは第１２図の様に、又、
ガラス板が生板のサンプル６の破砕パターンは８１３図
の様に、又、ガラス板厚が薄すぎるサンプル７の破砕パ
ターンは第１４図の様に、クラックがＨｉ　５２点から
２ｃｍの半径（Ｒ）の円をはるかに超えて進行してしま
うもので、好ましくないパターンとなる。

【図面の簡単な説明】

第１．２．４〜６図は、本発明に係る複合透明板の具体
例の縦断面図であり、第３図は本発明の複合透明板の破
砕パターンの拡大説明図、第７，１２〜１４図は比較例
に係る複合透明板の破砕パターン図、第８〜１１１図は
本発明の複合透明板の破砕パター・ンである。１：複合透明板。２；プラスチック透明板。３：イオン交換強化ガラス板。４：接着層。６：キャビン窓第１図　　　　第２図第３図　　　第４図第５図　　　　　　第６園第７図第８１凹　　　％９図　　　第１０１ｇ第１１図　　　
　　第１２１ｊ：Ｊ　　　　　　第１３１囚第１４　囚

Claims

【特許請求の範囲】

（１）板厚０．５ｍｍ〜１．５ｍｍのイオン交換強化ガ
ラス板と、少なくとも板厚が６ｍｍ以上のプラスチツク
透明板とを接着層を介して接合した複合透明板を、上記
イオン交換強化ガラス板が機外側になる様に配してなる
航空機のキヤビン窓であつて、上記複合透明板は、その
イオン交換強化ガラス板面上２ｍの高さから球形状の重
量０．２２５Ｋｇの鋼球を自然落下させる衝撃強度試験
において、上記イオン交換強化ガラス板にクラツクは発
生した際にも破砕クラツクの進行が衝撃点から２ｃｍの
半径の円内に制限されていることを特徴とする航空機の
キヤビン窓。
（２）上記イオン交換強化ガラス板の表面圧縮応力が３
５００Ｋｇ／ｃｍ＾２〜５０００Ｋｇ／ｃｍ＾２である
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機の
キヤビン窓。
（３）接着層の厚さが０．１ｍｍ〜０．４ｍｍであるこ
とを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の航空機のキ
ヤビン窓。
（４）接着層が常温硬化型接着剤からなることを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載の航空機のキヤビン窓。
（５）常温硬化型接着剤が紫外線硬化型接着剤であるこ
とを特徴とする特許請求の範囲第４項記載の航空機のキ
ヤビン窓。