| 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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| 21 | 航空機、および航空機の機外に設置される装置を機体に取り付けるための方法 | JP2014162162 | 2014-08-08 | JP2016037189A | 2016-03-22 | 後藤 真吾; 杉村 利明 |
| 【課題】機体の改修規模を縮小し、機外に設置される装置を機体に容易に取り付けることができる構造を提供する。 【解決手段】航空機は、機外に設置される計測装置20を機体に取り付けるための構造として、窓16を介して機体を内外に貫通し、計測装置20が設けられる部位、および機内に位置する部位を有するアーム30と、機内に配置される座席を支持するシートレール51,52と、アーム30と機内で結合され、アーム30から入力された荷重をシートレール51,52へと伝達する架台60と、を備える。 【選択図】図2 |
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| 22 | Heat managed aircraft parts and composite products | JP2013002127 | 2013-04-15 | JP3185065U | 2013-08-01 | ノーリー ジュリアン |
| 【課題】航空機のノーズコーン又は他の構造としての使用に適した成形又は金型成形された複合材品であって、複合材品と熱接触した異方性ヒートスプレッダが設けられた航空機部品及び複合材品を提供する。
【解決手段】内側部分１２と、内側表面２２及び外側表面２４と、を有する繊維強化樹脂複合材２０と、異方性黒鉛シートを含む熱関連品３０と、を備えた複合材品であって、異方性黒鉛シートは１０ｍｍ・Ｗ／（ｍ・Ｋ）以上の熱機械設計定数を有し、熱関連品は繊維強化樹脂複合材の内側部分内に配置され、ここで、材料の熱機械設計定数は、材料の熱伝導率に材料の平均厚さを乗じたものとして定義されるものである。 【選択図】図１ |
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| 23 | Conformal antenna of ducted fan type unmanned aerial vehicle | JP2009201667 | 2009-09-01 | JP2010111380A | 2010-05-20 | COLLETTE DANIEL ROSS; HELSING JOSEPH SCOTT JR |
| <P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a conformal antenna for an unmanned aerial vehicle capable of being added to a surface of the unmanned aerial vehicle. <P>SOLUTION: The conformal antenna can be integrated with a surface on the aerial vehicle, and is used to effectively transmit and receive video, command and/or control signals. The conformal antenna allows for the transmission and reception of signals from any direction, and can work with signals greater than a quarter wavelength. A protective layer can be disposed on the conformal antenna. <P>COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT | ||||||
| 24 | Guided missile | JP4472690 | 1990-02-26 | JPH03247999A | 1991-11-06 | NAKAMURA YOSHIKO |
| PURPOSE: To improve tracking performance with respect to a target by a method wherein an optical window is accommodated into a dome to reduce air resistance and extend the range of a missile in a long distance, in which an optical wave seeker is not used, while the optical wave seeker is operated by moving the optical window unit to the surface of the dome in a short distance, in which the optical wave seeker can be used. CONSTITUTION: When a missile is in a long distance with respect to a target, an optical window unit 5 is retained in a condition that it is stored in a radio wave dome 1 along the configuration of the same while the missile is guided to the target by a radio wave seeker 3. The configuration of the radio wave dome 1 is designed while considering radio-wave characteristics and aerodynamic characteristics whereby good radio wave characteristics or long detecting distance and low air resistance can be obtained. When the missile has approached to the target and an optical seeker 4 can be used, a command from the radio wave seeker 3 is transmitted to an actuator 6 and the optical window unit 5 is moved to the outside of the dome 1. As a result, the optical wave seeker 4 is operated employing the optical window 2 having the large angle of incidence of optical wave. COPYRIGHT: (C)1991,JPO&Japio | ||||||
| 25 | 航空機のレドーム装置および方法 | JP2018052271 | 2018-03-20 | JP2018188133A | 2018-11-29 | アンソニー・ジョセフ・スクラファニ |
| 【課題】航空機のレドーム装置、および方法を提供する。 【解決手段】レドームは、航空機に取り付けられる。レドームは、閉角度(316)を有する外側モールド線(304)を含む。閉角度(316)は、レドームの占有領域を削減するように構成される。閉角度(316)はまた、航空機の飛行中に、レドームの後方部(306)近くに分離流が生じる尤度を低減するように構成される。レドームは、航空機の横断面積の変化率を小さくする位置で、航空機に取り付けられる。 【選択図】図3 |
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| 26 | Apparatus for mounting in aircraft radome and the radome | JP2012528435 | 2010-09-10 | JP2013504468A | 2013-02-07 | ダゼ，フランシス |
| 【課題】本発明は、航空機用レドーム（１）に関し、より具体的には前記レドームを前記航空機の構造体に接続するための装置に関する。
【解決手段】本発明の主題であるレドームは、航空機の機体（１０）とレドーム（１）の対向する面同士を接合可能な複数のロッキングユニットを含み、前記ユニットの各々が、 −取付手段を介して、前記機体の表面に対して略垂直方向に、前記表面に牽引力を発揮可能なロッキング手段（２０）と、 −前記機体及びレドームの対向する面に対して略接線方向のせん断力に耐えることが出来るセンタリング手段とを含み、 −前記ロッキング手段（２０）は、前記レドーム（１）内のアセンブリによって発生する曲げ応力を最小にするように前記センタリング手段にかかる合力の円錐内に位置するように配置される。 【選択図】図１ |
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| 27 | Radome | JP16468996 | 1996-06-25 | JPH1013129A | 1998-01-16 | GOTO TOMOJI; FUJII AKITO; KAWAI CHIHIRO |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To attain sufficient weather resistance with good workability, in comparison with ceramics and to drastically reduce a dielectric constant, as compared with poreless ceramics by permitting the foamed ceramics to be the main configuration body in a radome. SOLUTION: The foamed ceramics are set to be the main configuration body of the radome. There are large and small dielectric constants for the ceramics. However, foamed structure is obtained, so that the dielectric constant is reduced. Especially, its effect is remarkable when a core rate is made to be more than 35vol.%. The foamed ceramics are provided with strength and weather resistance in a radome requested characteristics and are preferable to be composed of more than one kind within the oxide, the nitride, the oxidized nitride of the double oxide of Si or Al as a material since heat resistance is also requested at the time of usage in a high-speed flying body, etc. Moreover, a resin is coated on the surface of the foamed ceramics or the resin is impregnated inside the circular void of the foamed ceramics so that it is favorable that air tight property is added. | ||||||
| 28 | Antenna laminated in composite member | JP481888 | 1988-01-14 | JPH01309402A | 1989-12-13 | YONEZAWA MASAZUMI; KINOSHITA MASAHIRO |
| PURPOSE: To avoid the external appearance of an aircraft or the like from being injured and to reduce the weight by arranging an antenna element made of a metallic foil or a metallic mesh between an outer composite member and an inner composite member being components of part of an aircraft or the like. CONSTITUTION: An aluminum foil made antenna element 1 is provided between an outer side glass cloth layer 2 and an inner glass cloth layer 3 in a fairing part B made of a composite member in front of a bulge A fitted to the other plate C of an aircraft, and an antenna feeder (not shown in figure) is connected to the said antenna element 1. The antenna element 1 is covered by the outer glass cloth layer and not exposed externally. Since the antenna element 1 is not exposed externally, the external appearance of the aircraft is not injured. COPYRIGHT: (C)1989,JPO&Japio | ||||||
| 29 | Radar device of airplane | JP11237288 | 1988-05-11 | JPH01285489A | 1989-11-16 | YANAGIYA MASASHI |
| PURPOSE: To largely reduce the reflection of radio wave to a remote side radar by providing an inclined or a curved face attaching device on a radar attaching face and an attaching device to which a radio wave absorbing member is attached on the attaching face and using an off bore sight type radar. CONSTITUTION: A radio wave 5 emitted from a remote radar and made incident substantially from the front part of an airplane passes through an engine intake 2 and strikes a radar attaching device 1, and then, a part thereof is absorbed by a radio wave absorbing member 3, a residual radio wave is reflected downward when a radar attaching face is inclined downward, reflected upward when it is inclined upward and is not trapped by the remote radar. The radio wave 5 of the remote radar striking a radar equipment 4 is reflected downward or upward since the radar equipment 4 is inclined similarly to the radar attaching device 1 and an off bore sight type and is not trapped by the remote radar. In such a way, the reflection of the radio wave to the remote radar by the radar attaching device and the radar equipment can be reduced substantially to 1/1000. COPYRIGHT: (C)1989,JPO&Japio | ||||||
| 30 | 비행체 복합재를 위한 열 관리 | KR2020130003044 | 2013-04-19 | KR2020130006401U | 2013-11-05 | 노얼리줄리안 |
| 복합재 용품은 내부 부분, 내부 표면 및 외부 표면을 구비한 섬유-강화 수지 복합재; 및 적어도 10 ㎜-W/m*K의 열기계 설계 상수를 갖는 이방성 흑연 시트로 형성하고, 섬유-강화 수지 복합재의 내부 부분에 위치하는 열 용품을 포함하고, 재료의 열기계 설계 상수는 재료의 열 전도율을 재료의 평균 두께와 곱함으로써 정의한다.
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| 31 | 항공기 외부 장착형 시험체를 이용한 공중 전투기동 장비 포드의 내부에 장착되는 내장형 공중전 훈련 시스템 | KR1020170041745 | 2017-03-31 | KR101864072B1 | 2018-06-01 | 오지현; 김천영; 이성우 |
| 본발명에따른항공기외부장착형시험체를이용한공중전투기동장비포드는, 공중전투기동장비의장착되는공중전투기동장비포드에있어서, 상기공중전투기동장비에장착되고, 내부에공간을형성하는프레임(11)과, 상기프레임(11)의외측에결합되어상기내부와외부를구획하는상부커버(12), 하부커버(13) 및측면커버(14)와, 상기프레임(11)의후방에꼬리날개(17a)를구비한미익부(17)를포함하고, 항공기외부장착형시험체를이용한공중전투기동장비포드의내부에장착되는내장형공중전훈련시스템은, 공대공/공대지무장모의기능, 피해평가모의기능, 세이프티와치독기능, 가상급/구성급모의객체정보갱신기능, 공대공/공대지레이더모의, 전자전모의, C2(Command and Control) 모의기능, 공중충돌및 지상충돌계산기능을수행하는작전비행계획이내부에저장되고, 다른구성요소를제어하는훈련제어부(20)와, 상기훈련제어부(20)의제어에따라공중전투기동장비포드간또는상기공중전투기동장비포드와지상체사이에서데이터를송수신하는데이터링크부(30)와, 상기공중전투기동장비의위치를파악하고, 상기공중전투기동장비의항법해(위치, 속도, 자세)를생성하여상기훈련제어부(20)로출력하는통합항법부(50)를포함한다. | ||||||
| 32 | 航空機プロペラを利用するアンテナシステム | JP2018052125 | 2018-03-20 | JP2018157566A | 2018-10-04 | マイク アイ ジョーンズ |
| 【課題】航空機のプロペラを利用して受動アンテナシステムを実現する。 【解決手段】1つの実施形態において、システムは、航空機本体と、該航空機本体に結合したプロペラとを含む。プロペラは、航空機本体の長手方向に延在する軸線に対して後ろ向きの曲率を形成する複数のブレードを含む。システムは、プロペラの第1のブレードに結合した、無線周波数(RF)波を反射するように機能する表面をさらに含む。 【選択図】図1 |
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| 33 | 飛行機、及びその信号線保護アセンブリ | JP2016568917 | 2014-06-26 | JP6232148B2 | 2017-11-15 | 欧 迪 |
| 34 | 飛行機、及びその信号線保護アセンブリ | JP2016568917 | 2014-06-26 | JP2017516699A | 2017-06-22 | 迪 欧 |
| 【課題】本発明は、飛行機、及びその信号線保護アセンブリを開示する。【解決手段】信号線保護アセンブリは、着陸脚と保護スリーブとを備え、着陸脚が着陸脚スリーブを備え、保護スリーブの少なくとも一部が着陸脚スリーブ内に収容され、保護スリーブが、信号線の外部環境による損壊を防止するように信号線を収容することに用いられて、信号線が効果的に保護されるようになる。 | ||||||
| 35 | 航空機のアンテナカバー、航空機の部材用カバー、航空機、および航空機用のレインエロージョンブーツ | JP2014155345 | 2014-07-30 | JP2016030584A | 2016-03-07 | 横井 尚 |
| 【課題】航空機に装備されるアンテナを覆うカバーを保護するレインエロージョンブーツと雨滴、砂等との摩擦に起因する静電気放電の発生を防ぐことで、レインエロージョンブーツによるカバーの侵食防止効果を確保する。 【解決手段】航空機に装備されるアンテナを保護するレドーム11は、アウタースキン111、コア112、およびインナースキン113からなる基材110と、基材110の外側に施される導電性コーティング18と、導電性コーティング18の一部の領域を覆うレインエロージョンブーツ21とを備える。レインエロージョンブーツ21は、絶縁性を有する主材21Aを含むとともに、導電性または親水性が付与されている。 【選択図】図3 |
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| 36 | The deformable front pressure bulkhead for an aircraft | JP2008551267 | 2006-12-13 | JP4804541B2 | 2011-11-02 | アンダーソン，バーニー・ビィ; コック，ウィリアム・ジェイ; スワダ，ジェフリー・アール |
| 37 | The deformable front pressure bulkhead for an aircraft | JP2008551267 | 2006-12-13 | JP2009523655A | 2009-06-25 | アンダーソン，バーニー・ビィ; コック，ウィリアム・ジェイ; スワダ，ジェフリー・アール |
| ここに説明されるような航空機前方圧力隔壁は、鳥などの外部物体を「捕まえる」よう構成された、可鍛性があり、かつ変形可能なドームを含む。 ドームは、少なくとも衝撃エネルギのしきい値を隔壁に付与する外部物体の衝突に応じて変形するよう意図的に設定されている。 ドームには、ドームの可撓性のある特性を妨げ得る強固な補強材および変形できない補強部材がない。 隔壁の実際の実施例は、強固な補強材を利用する伝統的な隔壁よりも、利用する部品が少なく、重量が少なく、価格も低い。 | ||||||
| 38 | Flight-body radome | JP2001097456 | 2001-03-29 | JP3572517B2 | 2004-10-06 | 淳 後藤; 舜一 板東; 収 桜井 |
| 39 | Radome for flying object | JP2001097456 | 2001-03-29 | JP2002299938A | 2002-10-11 | GOTO ATSUSHI; BANDO SHUNICHI; SAKURAI OSAMU |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a high performance radome for a flying object which has a structure that never accepts immersion and is excellent in a radio wave characteristic and a strength characteristic. SOLUTION: In this radome for a fling object, a curved surface sandwich structure composed of a signal layer or a plurality of layers with small curvature, a core consists of polyether foamed material, and face plates sandwiching both surfaces of the core consist of the FRP of cyanate resin. The polyetherimide foamed material of the core preferably ranges between 50 and 80 kg/m<3> in density, the face plate is preferably made of the FRP manufactured with a prepreg containing 30 to 60% of cyanate resin in a weight ratio, and reinforced fiber in the FRP face plate of the cyanate resin is preferably glass fiber or quartz fiber. Also, the thickness of the face plate consisting of the FRP of the cyanate resin and the thickness of the core composed of the polyetherimide foamed material are preferably the same in the radiation direction of radar ratio waves. Furthermore, it is preferably to apply 10 to 150 μm erosion resistance painting to the outer wall surface of the radome for a flying object. | ||||||
| 40 | Aluminum nitride-boron nitride composite material product and manufacture | JP21277984 | 1984-10-12 | JPS60122772A | 1985-07-01 | JIYON ROBAATO MORISU JIYUNIA; RICHIYAADO ANSONII TANJIRI |
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