子分类：
| 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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| 101 | Manufacturing and method of attaching the wing fairing | JP2010527067 | 2008-09-22 | JP5480810B2 | 2014-04-23 | ロイ， エー． エッギンク，; スコット， ディー． エバーハート， |
| A method and apparatus for manufacturing and installing a fairing on an aircraft. In one advantageous embodiment, a composite fairing is installed on the aircraft. A composite sheet having a form of the composite fairing is formed. A plurality of cured composite tiles is created from the composite sheet, wherein spaces are present between the plurality of composite tiles. The plurality of composite tiles is cured to form the composite fairing. The composite fairing is attached to a surface of the aircraft. The spaces between the plurality of composite tiles are filled with a flexible filler. | ||||||
| 102 | Seal structure | JP2011524456 | 2009-08-25 | JP5400157B2 | 2014-01-29 | ワイルドマン エリック; ジョン パーカー サイモン |
| 103 | Fillet fairing of an aircraft having a fixed portion and a movable portion, and related systems and methods | JP2011508472 | 2008-05-09 | JP5214025B2 | 2013-06-19 | ダグラス エス． レーシー，; グレゴリー エス． ベン，; ジェームス エム． ホイートン，; グレゴリー エム． サンティニ，; セイヤ サクライ，; ローレンス ディ． スミス， |
| 104 | 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 |
| 105 | Seal structure | JP2011524456 | 2009-08-25 | JP2012501413A | 2012-01-19 | ワイルドマン エリック; ジョン パーカー サイモン |
| 本発明に係るシール構造（500）において，シール本体（502）は，取付け部（504）と，第１脚部（506）及び第２脚部（508）と，第１補強部材（514）及び第２補強部材（516）とを有する。 これらの補強部材は，円弧状のせん断シール部（529）により互いに隔てられている。 第１脚部（506）及び第２脚部（508）の間の動きは，第２補強部材（516）により相対的に制限されている。
【選択図】図5a |
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| 106 | Outside air supply for the aircraft | JP2011510995 | 2009-05-27 | JP2011521831A | 2011-07-28 | ヨハネス アイショルツ; リュディガー シュミット; アレクサンダー ソルンツェブ; イェンス ベイアー |
| 本発明は、少なくとも１つのラム空気取入開口を有する少なくとも１つのラム空気取入口、ラム空気取入口から間隔を置かれる少なくとも１つの二次空気取入開口、および移動可能に取り付けられる少なくとも１つのフラップ、を備え、フラップは、第１の位置に、および第２の位置に、移動可能であり、フラップは、第１の位置において、二次空気取入開口を本質的に覆い、第２の位置において、ラム空気取入開口を異物から保護するために、二次空気取入開口を少なくとも部分的に開放して、そして少なくとも特定の領域において、ラム空気取入開口に向けて導かれる空気の流れの中に延びる、ことを特徴とする航空機のための外気取入口に関する。 本発明による外気取入口は、拡大した断面積のため、地上で、または比較的遅い速度をともなう飛行段階の間、外気取入口の圧力損失を低減することを可能にする。 これは、実際のラム空気取入口が、巡航段階のための最適化を可能とし、そして、任意の下流側の圧縮機のエネルギー消費および空気導入ノイズをかなり減少できることに結びつく。
【選択図】図３ |
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| 107 | Rotation inhibiting system of the hub shaft fairing of the inverted coaxial rotor | JP2008513738 | 2006-05-23 | JP4688928B2 | 2011-05-25 | サバボ，トーマス，エル．; ダナ，フランク，ピー．; ダロー，デービット，エー．; ベルトロッティー，ファビオ，ピー． |
| 108 | Reinforcement method of blocks of the block and the composite material of the composite material | JP2010528452 | 2008-10-01 | JP2011500401A | 2011-01-06 | メナード．セバスチャン; ルー．ジャック; ロウイー．フランソワ |
| A block including at least one glass ply at least partially covering an outer surface of a core made from composite material. A method for reinforcing a block made from a composite material, including a glass ply placed in a mold, such as to cover the base of the mold; the block is positioned in the mold; the edges of the glass ply are folded such that the glass ply is molded to the outer edge of the block; the mold is closed with a cover; the block housed inside the mold is cured in an oven such as to polymerize the glass ply; and the glass-ply-covered block is recovered. | ||||||
| 109 | How to update helicopter rotor blades equipped with a vibration damper, and it | JP2010512795 | 2008-06-19 | JP2010530334A | 2010-09-09 | パンコッティ，サンティノ |
| ヘリコプタ（１）用の回転翼（３）であって、複数枚の羽根（９）を有し軸線（Ａ）を中心に回転するハブ（５）と、ヘリコプタ（１）の駆動装置に接続可能な少なくとも部分的に中空な駆動軸（６）にしてハブ（５）を軸線（Ａ）を中心に回転させるためにハブ（５）に機能的に結合されている駆動軸（６）とを具備する回転翼（３）である。 回転翼（３）は振動減衰手段（１５）も有しており、振動減衰手段（１５）は、質量（１７）と、質量（１７）に結合されて駆動軸（６）によって支持される弾性変形可能な部材（１６）とを有しており、部材（１６）は少なくとも部分的に駆動軸（６）の内側に延びて、軸線（Ａ）に平行に細長くされており、質量（１７）は使用中に、ハブ（５）及び羽根（９）の回転によって生み出される振動の駆動軸（６）への伝達を妨げるような周波数で振動する。 | ||||||
| 110 | High-performance supersonic laminar flow wing | JP2009533360 | 2007-10-17 | JP2010506797A | 2010-03-04 | スターザ、ピーター; チェイス、ジェームズ・デー．; ヘンダーソン、マイケル |
| 超音速航空機の改良された超音速層流翼構造は、
翼の機体内範囲の前方に延びているストレーキと、 傾斜翼先端と、 ストレーキもしくは機体の接合部の逆フィレットと、 機体内翼パネルのスパンの約１５％以下にわたって延びている内先端フラップと、 風と関連し、単純フラップの範囲に対して下方に偏向可能な比較的低い表面部を有するハイブリット単純−スプリット・フラップとのうちの１以上を具備する。 |
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| 111 | Polyurethane lacquer as wear protection coatings | JP2008533977 | 2006-09-27 | JP2009511314A | 2009-03-19 | マルティン カウネ; フォルクマー シュテンツェル; オットマー シュラム; フーベルテュス ローナー |
| 脂肪族成分をベースとするポリウレタンマトリックスと、ポリウレタンマトリックスに埋め込まれ、耐摩耗性を高める充填剤とを含むラッカーの使用であって、（ａ）スポイラー（４）との接触領域における又は（ｂ）貨物ドアの摩擦領域における又は（ｃ）互いの上部で摩擦を機械的に生成する他の航空機パーツの摩擦領域における航空機着陸フラップ（２）の耐摩耗コーティングとしての使用が開示される。 また、対応する着陸フラップ及びラッカーが開示される。 | ||||||
| 112 | The rotor hub fairing system of inverted coaxial rotor system | JP2008514649 | 2006-04-28 | JP2008542109A | 2008-11-27 | ベルトロッティー，ファビオ，ピー． |
| ロータハブフェアリングシステムは、上側ハブフェアリング、下側ハブフェアリング、およびこれらの間に位置するシャフトフェアリングを備える。 ロータハブフェアリングシステムは、二重反転同軸ロータシステムの全抗力を低減させるように、寸法決めされ、かつ構成される。 ロータハブフェアリングは、完全に一体化されていることが好ましい。 シャフトフェアリングは、好ましくは、その中央部に最小厚みを備えることによって、抗力を低減させ、上側ハブフェアリングおよび下側ハブフェアリングに隣接する側の厚みを大きくすることによって、過剰な抗力を生じさせることなく、ハブフェアリング面の流れ剥離を低減させる。 上側ハブフェアリングおよび下側ハブフェアリングの周りの流れを容易にし、流れ剥離および抗力を低減させるために、水平スプリッタおよび／または複数の旋回ベーンなどの他の空力学的構造をシャフトフェアリングに取り付けることができる。 | ||||||
| 113 | 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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| 114 | Aircraft having an aircraft fluid cooling system, and such systems | JP2005512293 | 2003-11-21 | JP2007514581A | 2007-06-07 | ファレ・マジュブ |
| 航空機(３０)用の新規な流体冷却システムは、それを経て流体が流動すると共に空気取入れ手段(５２)および空気排出手段(５４)を備えた、空冷式熱交換器(４０)を具備してなる。 この空冷式熱交換器(４０)は、航空機の翼(３２)に接続された翼フラップ(３６)のガイドレールのフェアリング(３４)を受け入れる領域に配置される。 航空機(３０)の外部の空気が空冷式熱交換器(４０)を通過し、これによって上記流体が冷却されるように、空冷式熱交換器(４０)内へ空気を取り入れるための上記手段(５２)は、フェアリング(３４)の外皮と交わる空気取入れ手段(４２)に接続され、かつ空冷式熱交換器(４０)の上記空気排出手段(５４)は、上記外皮(４６)に開口する空気放出手段(４４)に接続される。 | ||||||
| 115 | Aircraft noise reduction device | JP2001509637 | 2000-06-29 | JP3605077B2 | 2004-12-22 | ウッド、クリストファー・ニール; チョウ、レウン・チョイ; フット、デビッド・アントニー |
| 116 | Noise reducing device and eddy current generator for main wing of airplane | JP2001124321 | 2001-04-23 | JP2001354198A | 2001-12-25 | BORCHERS INGO; DROBIETZ ROGER; GRUENEWALD MICHAEL; MAU KNUT; REICHENBERGER JOHANN |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a device effectively reducing noises of an airplane caused by running out of an adjusting surface. SOLUTION: On a deformed surface 10 in a side, an eddy current generator 1 is provided so as to extend over at least a part of a deformed deep portion of a lift flap 3. In an advantageous embodiment of this invention, eddy current generators are also provided on a side surface of a wing, and especially on a deformed surface of the inside and/or outside of a flap, and an eddy generated in the wing is controlled by these eddy current generators. Therefore, noises are remarkably, reduced at a relatively small structural cost. COPYRIGHT: (C)2001,JPO | ||||||
| 117 | Variable camber wing mechanism | JP53683397 | 1997-04-09 | JPH11509804A | 1999-08-31 | マイケル クレイグ ブロードベント |
| (57)【要約】 可変キャンバーウィング機構が開示されており、リーディングエッジ（３）を有した主ウィング部分（１）と、少なくとも２体のスイングアーム部材（４）によって主ウィング部分に接続されたスラット部材（２）とを含んでいる。 各スイングアーム部材（４）はその第１端部で主ウィング部分（１）に旋回可能に接続されており、その第２端部でスラット部材（２）に接続されている。 各スイングアーム部材はウィングのリーディングエッジに設けられた開口部（６）を通過するように配置されている。 スイングアーム（４）の周囲で開口部（６）をシールするためのシーリング手段（１０）が提供されており、主ウィング部分内への氷や水の侵入を防止する。 | ||||||
| 118 | Combination of aircraft and power plant | JP1055188 | 1988-01-20 | JPS63195099A | 1988-08-12 | JIYON ARUBAATO MARINZU |
| 119 | 航空機用のファイアシール構造および航空機 | JP2016235820 | 2016-12-05 | JP2018090114A | 2018-06-14 | 竹内 啓 |
| 【課題】突き当てられた弾性シール同士の間から火炎が突き抜けるのを十分に防ぐことが可能な航空機用のファイアシール構造を提供すること。 【解決手段】航空機の防火区域6の外側へと火炎が出るのを防ぐファイアシール構造10は、航空機を構成するAOCインレットフレーム70とパイロン下部21との間で圧縮されて弾性変形するAOCインレットシール11と、AOCインレットシール11を圧縮する圧縮方向と交差する方向からAOCインレットシール11に押圧されて弾性変形するナセルシール12とを備える。ナセルシール12により押圧されるAOCインレットシール11の側壁11Aには、少なくとも一つの曲がった部分131を有する屈曲溝13が形成されている。 【選択図】図5 |
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| 120 | 航空機用のシール構造および航空機 | JP2016235818 | 2016-12-05 | JP2018090112A | 2018-06-14 | 竹内 啓 |
| 【課題】弾性シールが接触する部材のシールあたり面を十分に確保できないとしても、相対的な変位が大きい部材同士の間を弾性シールにより確実に封止することができると共に、弾性シールの点検や交換等の整備の負担を軽減することも可能な航空機用のシール構造を提供すること。 【解決手段】シール構造30は、第1部材10と第2部材20とが相対的に動いていない静止時に、第1部材10と第2部材20との間で弾性変形していることで第1部材10と第2部材20との間を封止する板バネシール31と、静止時に、第1部材10と第2部材20との間を封止していない第2弾性シール32とを備えている。第1部材10と第2部材20が近付き、第1弾性シール31が弾性変形する向きに第1部材10と第2部材20とが相対的に動いた時に、第2弾性シール32は、第1部材10と第2部材20との間で弾性変形することで、第1部材10と第2部材20との間を封止する。 【選択図】図5 |
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