| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 61 | 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 | JP2012555973 | 2012-02-03 | JP5654055B2 | 2015-01-14 | 雄也 田中; 吉田 愼一; 愼一 吉田; 田中 秀明; 秀明 田中; 鈴木 秀之; 秀之 鈴木; 阿部 俊夫; 俊夫 阿部; 聖絃 柏木 |
| 62 | 複合材構造体、これを備えた航空機主翼および航空機胴体 | JP2012555973 | 2012-02-03 | JPWO2012105691A1 | 2014-07-03 | 雄也 田中; 吉田 愼一; 愼一 吉田; 田中 秀明; 秀明 田中; 鈴木 秀之; 秀之 鈴木; 阿部 俊夫; 俊夫 阿部; 聖絃 柏木 |
| 孔の周縁部の応力集中を考慮した上で、軽量化が可能とされた複合材構造体を提供する。複合材構造体である主翼(1)は、一方向に延在するとともにアクセスホール(5)が形成された繊維強化プラスチック製の複合材とされる。主翼(1)の下面外板(3)には、長手方向に引張り荷重が負荷される。アクセスホール(5)の周縁領域(3a)の長手方向における引張り剛性およびが、周縁領域(3a)を取り囲む他領域(3b)の長手方向における引張り剛性よりも小さい。 | ||||||
| 63 | Airframe of aircraft | JP2012005429 | 2012-01-13 | JP2013144494A | 2013-07-25 | TACHIBANA KAZUKI |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To prevent improper installation of access doors while reducing stress concentrations.SOLUTION: A hole-side convex part 80 is formed in each opening 12A-12C at one or more locations in a circumferential direction, and a door-side rib 70 is formed on each door body 30A-30C. The hole-side convex parts 80 formed in the openings 12A-12C differ in location in the circumferential direction among the plural openings 12A-12C. The door-side ribs 70 formed on the respective door bodies 30A-30C are provided in such locations as not to interfere with the hole-side convex parts 80 provided in the openings 12A-12C in correct combination with the door bodies 30A-30C. | ||||||
| 64 | Door stop pin assembly | JP2009504199 | 2007-03-22 | JP5144642B2 | 2013-02-13 | トーマス ピー ラトレッジ; ロバート アトキンソン |
| 65 | System with a water diverting device and a complex water diverting device | JP2008531625 | 2006-09-25 | JP5047972B2 | 2012-10-10 | カルステン パウル |
| 66 | Coating apparatus for an aircraft of the hinge | JP2007521893 | 2005-07-19 | JP4881862B2 | 2012-02-22 | トーマス シュヴィル; マルコ マインデルマン |
| 67 | Coating apparatus for an aircraft of the hinge | JP2007521893 | 2005-07-19 | JP2008506590A | 2008-03-06 | トーマス シュヴィル; マルコ マインデルマン |
| ヒンジ、とりわけ航空機のドアのヒンジは、空気力学的性能に劣る。 本発明のある実施形態によると、航空機のヒンジ用被覆装置には、可撓性被覆部（４）が設けられ、これは、例えば、ヒンジが閉じた状態ではヒンジの外輪郭を覆って延伸される。 好ましくは、このことによって、第１ヒンジ部（１）と第２ヒンジ部（２）との間の開口部を覆うことが可能となり、空気力学的性能の向上が実現される。
【選択図】図１ |
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| 68 | How to seal the panel to the aircraft structure | JP2000612179 | 2000-04-11 | JP2002542104A | 2002-12-10 | スチュアート ローベンス ジヨン; ウッド スタン; フイッシヤー デービッド; シヤリク アバス ラヤ |
| (57)【要約】 本発明は、航空機構造部（１４）と、構造部の開口部（１２）を閉じるため構造部に装着可能で取り外し可能なパネル（２６）との間を、シールする方法に関するものである。 本発明によると、その方法は、例えば多硫化物系ゴム化合物であるシーラント化合物（２８）を構造部及びパネルの一方に付けることシーラント化合物に、さねはぎを形成すること、シーラントテープ（４８）をさねはぎ内に取り付けることから成る。 実質的にパネルは、構造部とパネルとの間に挟まれるシーラントテープと、シーラント化合物から成り、開口部を囲むシール５０によって、構造部に固定される。 | ||||||
| 69 | Sealing device, seal for sealing device, and aircraft having door sealed to fuselage by the sealing device | JP2000348580 | 2000-11-15 | JP2001187967A | 2001-07-10 | PANAYIDES NICK ANDREW; CARTER RICHARD LESLIE |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a sealing device used for closely sealing a leaf that is the door of an aircraft to a frame such as coaming. SOLUTION: This sealing device is provided between an open leaf 10 and a frame 30 and comprises a slender recess 32 formed on one side and a slender seal 18 supported on the other side, so that the seal 18 is housed 32 in the recess when the leaf 10 is closed to the frame 30. This slender seal comprises a plurality of protruding components 20, 21 and 22 and a hollow part 19. When the leaf 10 is closed to house the seal 18 in the recess 32 so that the first part 21 of the components is engaged with a corresponding first part 45 on the inner surface of the recess 32, and when the leaf 10 is continuously closed, the seal 18 is deformed, and the other components 20, 21, and 22 or at least one of them is pressed and closely engaged with second parts S1 and S2 on the inner surface of the recess 32. COPYRIGHT: (C)2001,JPO | ||||||
| 70 | Fastener for inspection lid | JP14133476 | 1976-11-26 | JPS5289753A | 1977-07-27 | PIITAA EI BEISAIRU |
| 71 | 強化されたシールを含む、改良された燃料タンク点検窓ガスケット | JP2016516641 | 2014-03-19 | JP6423867B2 | 2018-11-14 | コッポラ,ステファン・ジェイ; ボッツェラ,アンソニー; パレントー,ニック; スパイズ,ジョージ; ブラウン,ジェラルド; ハロラン,スコット; バイスロー,スティーブン |
| 72 | 薄膜化された外側ガラス板、及び流れ分離ラインを有する加熱層を有している加熱グレージング | JP2017568238 | 2016-06-30 | JP2018527276A | 2018-09-20 | トマ トンデュ; ピエール ショサード; バンサン ルゴワ |
| 本発明は、以下に関する: − 第1の接着性中間層(3)によって0.5mm〜1.5mmの厚さの第1ガラス板(2)に組み合わされている第1構造層(4)を有している積層グレージング(1)であって、上述の第1ガラス板(2)が、前記積層グレージング(1)の第1外側面(21)を形成しており、上述の第1接着性中間層(3)の方向に向いている上述の第1ガラス板(2)の面が、2オングストローム〜500nmの厚さの第1伝導性加熱層(11)を保持しており、かつ、上述の第1伝導性加熱層(11)が、8mm〜20mmの間隔をあけて配置されている0.05mm〜0.2mmの厚さの流れ分離ライン を有している、積層グレージング(1);及び − ヘリコプター又は航空機の操縦室グレージングとしての、このグレージングの使用。 【選択図】図2b |
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| 73 | 航空機 | JP2014162163 | 2014-08-08 | JP6382019B2 | 2018-08-29 | 後藤 真吾; 杉村 利明 |
| 74 | 航空機の扉、及び、それを備える航空機 | JP2013116974 | 2013-06-03 | JP6209364B2 | 2017-10-04 | 前田 一郎 |
| 75 | 航空機窓及び取り付け方法 | JP2014501070 | 2012-02-10 | JP6010603B2 | 2016-10-19 | エーブナー, ジェームズ イー.; ブライアン, エリック アレン; ケルシー, ジェフリー リー |
| 76 | 航空機 | JP2014162163 | 2014-08-08 | JP2016037190A | 2016-03-22 | 後藤 真吾; 杉村 利明 |
| 【課題】機体を内外に貫通する部材が空力荷重により変形しても気密を確実に保持することのできる気密構造、および当該気密構造を備えた航空機を提供する。 【解決手段】航空機は、機体が有する窓16の本来の窓パネルに置き換えられた窓代替部材8A、8Bに形成されたサポート開口83を介して機体を内外に貫通するアーム30と、窓代替部材8A、8Bとアーム30との間に設定された間隙S2を封止するシール、シールをアーム30と窓代替部材8A,8Bとに押さえるリテーナとを備えている。アーム30および窓代替部材8A、8Bは、シールを受ける受け部45、81F、82Fをそれぞれ有し、それらの受け部はいずれも、間隙S2を挟んで間隙S2の一方側と他方側とを結ぶ方向に沿って配置されえいる。シールは、アーム30の受け部であるシール固定部45および窓代替部材8A、8Bの受け部であるフランジ81F,82Fのうちの一方のみに固定される。 【選択図】図6 |
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| 77 | 航空機の開口部のシール構造、航空機 | JP2013534599 | 2012-09-20 | JP5734445B2 | 2015-06-17 | 八幡 勇作; 横井 尚; 土居 啓一郎; 伊原木 幹成 |
| 78 | 航空機の開口部のシール構造、航空機 | JP2013534599 | 2012-09-20 | JPWO2013042362A1 | 2015-03-26 | 勇作 八幡; 尚 横井; 啓一郎 土居; 幹成 伊原木 |
| 航空機の機体に形成された開口部を塞ぐ扉において、電磁波の侵入を確実に防ぐことを目的とする。航空機の機体に形成された開口部12と開口部12を塞ぐ扉13との間に配置されるガスケットシール20が、ゴム系材料からなるガスケットシール本体と、当該本体の表面を覆う導電性繊維24とを備えるようにした。扉13を閉じた状態では、表面が導電化されたガスケットシール20が、機体の外皮11側に設けられた導電性材料からなるストライカー30に突き当たる。扉13と機体の外皮11が導電性繊維24およびストライカー30を介して電気的に接続され、電磁波を確実にシールドする。 | ||||||
| 79 | 航空機の扉、及び、それを備える航空機 | JP2013116974 | 2013-06-03 | JP2014234080A | 2014-12-15 | MAEDA ICHIRO |
| 【課題】開いてから初期の段階に、閉じる向きに生ずる空気力を低減できる航空機の扉を提供する。【解決手段】装備品であるRAT13を格納する格納室16の開口を閉じ、RAT13の格納室16からの展開に応じて開かれる航空機の扉18であって、開口を開閉し、閉じた状態で外部に臨む表面と格納室16に臨む裏面とを有する扉本体と、RAT13が格納される位置よりも航空機10の進行方向の前方側の扉本体の裏面から立ち上がるフェンスと、を備える。フェンスは、扉18が開き始める初期の段階で、RAT13と扉本体の間を空気流が通過するのを防止することで、閉じる向きの空気力が扉本体に働くのを抑制する。【選択図】図1 | ||||||
| 80 | Aircraft windows and mounting method | JP2014501070 | 2012-02-10 | JP2014508684A | 2014-04-10 | ジェームズ イー． エーブナー，; エリック アレン ブライアン，; ジェフリー リー ケルシー， |
| 航空機窓は内側ウインドウアセンブリ（２３）を有し、この内側ウインドウアセンブリ（２３）は外側ウインドウアセンブリ（３３）に、窓の外周（９０）に沿って配置される複数の連結クリップ（３８）及びレセプタクル（３４）によって保持される。 これらの連結クリップ（３８）及びレセプタクル（３４）は保持力を発生し、この保持力で、シール部材（２８）を外側構造窓（２６）に対して押圧圧縮することにより、内側ウインドウアセンブリと外側ウインドウアセンブリとの間の内部中空部を密閉する。 | ||||||
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