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 | 疲労荷重を最小限に抑えるためのナセル構造を取り付ける方法 | JP2015176345 | 2015-09-08 | JP2016172543A | 2016-09-29 | シュタルク, リチャード エル. |
| 【課題】ナセル及びエンジンカバーにおいて、ヘリ外板とバルクヘッドで発生する熱膨張係数(CTE)の不一致に対応し、熱的に誘導される疲労を軽減する取付具の構造一体化を提供する。 【解決手段】ナセルのへり外板24と支持構造の熱膨張に対応するための構造システムは、へり外板24と、へり外板24に取り付けられた第1の角度要素62とを有する。第1の角度要素62は、熱応力に対応するために扇形になった自由エッジ82を有する。バルクヘッド60は第1の角度要素62に取り付けられる。 【選択図】図5 |
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| 102 | ヘビーデューティガスタービン吸気装置 | JP2016033702 | 2016-02-25 | JP2016160937A | 2016-09-05 | ヴァレリー・イワノビッチ・ポニヤヴィン; ファ・ツァン; ラクスミカント・マーチャント; ディネッシュ・ヴェヌゴパール・セッティ |
| 【課題】ガスタービン吸気装置配管のためのサイレンサ装置を提供する。 【解決手段】吸気配管の入口抽気加熱部(IBH)がサイレンサの間に位置する。プリサイレンサは、タービンコンプレッサからの騒音のレベルを減少させ、風量/温度プロファイルをより均一にする。メインサイレンサは、IBHからの騒音およびコンプレッサからの騒音の残りを適切なレベルまで減少させる。メインサイレンサは、ガスタービン吸気配管におけるガス流動方向に沿って配置された第1の複数の吸音スプリッタにより構成される。プリサイレンサは、ガスタービン吸気配管におけるガス流動方向に沿って配置された第2の複数の吸音スプリッタにより構成され、コンプレッサから前記吸気配管におけるガス流動方向の逆に進む騒音の音波の直線的な伝播を妨げるように、前記第2の複数の吸音スプリッタは前記第1の複数のスプリッタと互い違いに配置される。 【選択図】図4 |
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| 103 | タービンエンジン組立体及びその製造方法 | JP2015226213 | 2015-11-19 | JP2016104985A | 2016-06-09 | ガート・ヨハネス・ヴァン・ダー・マーヴ; チャールズ・スタンリー・オーキスゼウスキ |
| 【課題】ギヤボックス組立体からエンジン及び機体の少なくとも一方に誘発される振動応答を低減するシステム及び方法を提供すること。 【解決手段】タービンエンジン組立体は、静止構成要素52と、駆動シャフト32と、駆動シャフト32に沿って結合されると共に静止構成要素52に結合されたギヤボックス50とを含む。また、この組立体は、静止構成要素52とギヤボックス50との間に結合され、ギヤボックス50の振動応答を静止構成要素52から遮断するように構成された振動低減機構62を含む。 【選択図】図2 |
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| 104 | 熱作動式ガスタービンエンジンコンパートメント受動通気 | JP2010256743 | 2010-11-17 | JP5795708B2 | 2015-10-14 | カルロス・エンリケ・ディアス; ダニエル・ジャン−ルイス・ラボリー; スティーブン・デニス・ギアリー |
| 105 | Integration engine nacelle structure | JP2013502697 | 2011-03-28 | JP5442163B2 | 2014-03-12 | パトリック ジェー． スラッシュ，; デーヴィッド マイケル ミラー， |
| 106 | Thermally actuated passive gas turbine engine compartment venting | JP2010256743 | 2010-11-17 | JP2011112047A | 2011-06-09 | DIAZ CARLOS ENRIQUE; LABORIE DANIEL JEAN-LOUIS; GEARY STEPHEN DENNIS |
| <P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cooling system for preventing heating after a gas turbine operation stops. <P>SOLUTION: A system 12 includes a thermally actuated vent for opening a vent outlet 48 in a gas turbine engine 10 associated compartment 11 with a passive thermal actuator 54 located in the compartment based on a temperature of the compartment. The outlet may be located at or near a top 50 of a core engine compartment 13, a fan compartment 11, or a pylon compartment. The actuator may be connected to a hinged door 52 of vent for opening the outlet, and may be actuated by a phase change material disposed in a chamber and having a liquid state below a predetermined actuation temperature and a gaseous state above the predetermined actuation temperature. The actuator may include a thermal fuse for closing door during a fire. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT | ||||||
| 107 | Air intake system of turbo-prop engine | JP2004571256 | 2003-04-28 | JP4426467B2 | 2010-03-03 | シヨムレ，ミシエル; マゾー，ジヨルジユ |
| 108 | Honeycomb-shaped core having a metallurgically anchored deformable septum acoustic unit and a method of manufacturing the same | JP2005518582 | 2004-02-19 | JP2006518472A | 2006-08-10 | ジョンソン，ジェフリー，ドン |
| ハニカム形音響ユニットは、第１および第２のハニカム形層（これらの層は、ハニカム形コアから作られており、それぞれが冶金学的結合によって形成されている。）と、２つの相対する面を有する変形可能な隔壁とを有するユニットを提供している。 上記第１および第２のハニカム形層は、変形可能な隔壁の上記２つの相対する面に冶金学的に結合されている。 | ||||||
| 109 | Air intake system of turbo-prop engine | JP2004571256 | 2003-04-28 | JP2006514590A | 2006-05-11 | シヨムレ，ミシエル; マゾー，ジヨルジユ |
| ファンプロペラ１後方のターボプロップの取入口部分９を囲むナセル２は、ナセルの主部分から取り外されることが可能であり、引き出すことができる２つの部分に分割されることができ、中央区画１０の装備に通じるパネル１２に完全にアクセスできるように引き出されることができる。 パネル１２は、空気取入前縁部４により部分的に覆われている。 | ||||||
| 110 | Sound insulation panel with bead and method of manufacturing the same | JP2004334017 | 2004-11-18 | JP2005163787A | 2005-06-23 | DRAVET ALAIN; RIOU GEORGES; JULLIARD JACQUES; DELVERDIER OSMIN; VIE PHILIPPE |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a sound insulation panel durable against high temperatures, having improved acoustic performance, and developing varying acoustic characteristics. SOLUTION: This sound insulation panel 2 comprises a core held between a solid wall 6 and a porous wall 8. The core 4 is connected to the walls, extends in the thickness direction between the two walls, and comprises partition walls 12 forming cells 10. Each cell comprises at least one acoustic energy distribution layer 14. The acoustic energy distribution layer 14 comprises walls brought in contact with each other, porous, and having fine drilled holes formed therein, and is formed of hollow spherical beads 20 held by a net (22) fixed to the partition walls at specified positions in the thickness direction between two walls (6, 8). COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI | ||||||
| 111 | Fine jet control type sound absorption system | JP2001202953 | 2001-07-04 | JP2003015656A | 2003-01-17 | ISHII TATSUYA |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a noise suppressing technique which is capable of drastically reducing an installation volume as compared with a sound absorption lining and suppressing the growth of an in-space acoustic mode in spite of the absence of an adapting mechanism by optimization of the shapes of small holes even under the high sound pressure and high-temp environment in combustion equipments, etc. SOLUTION: This system selects any one among the shapes of the small holes, jet blowout or inflow angles, jet flow rates, the thickness of a partition rear layer and the angles of the airstreams flowing into the partition rear layer or the combinations thereof. The system is installed with error sensors in noise spaces in order to enhance the sound absorbing effect and has the adapting control mechanism for adjusting any one among the shapes of the small holes, the jet blowout or inflow angles, the jet flow rates, the thickness of the partition rear layer and the angles of the airstreams flowing into the partition rear layer or the combinations thereof. COPYRIGHT: (C)2003,JPO | ||||||
| 112 | Nacelle and mounting arrangement for aircraft engines | JP51318496 | 1994-10-18 | JPH10507425A | 1998-07-21 | ティー． セルフォース，スティーヴン; ダブリュー． ドゥエスラー，ポール; エフ． ブローデル，ロバート; ジェイ． ホーヴァン，エドワード; ヴィー． ロフレッド，コンスタンティーノ |
| (57)【要約】 航空機の主要構造外部に取り付けられる航空機用高バイパス比ダクトファンエンジンのナセル及びその取り付け配置が開示されている。 上記ナセルとその取り付け配置とにより、上記ナセルから上記航空機へと、直接上記ナセルに作用する所定の空力的な力による悪影響が上記エンジンに加えられず、また上記エンジンには実質的に及ばないように伝達されている。 また、上記ナセルの応力の高い位置に、ナセル部品の界面が位置決めされないようにしつつ、エンジン交換を容易とする上記ナセル部品の種々の配置が開示されている。 | ||||||
| 113 | JPH07508698A - | JP51681694 | 1994-01-24 | JPH07508698A | 1995-09-28 | |
| 114 | Cowling and branch fan duct assembly for an aircraft turbofan engine | JP28799392 | 1992-10-27 | JPH0689677B2 | 1994-11-09 | ジェラルド・アレクサンダー・ポーレイ |
| 115 | Cowling and bifurcated fan duct assembly for use in aircraft turbofan engine | JP28799392 | 1992-10-27 | JPH05202768A | 1993-08-10 | JIERARUDO AREKUSANDAA POOREI |
| PURPOSE: To reduce airflow losses and to provide a strong, lightweight, fire resistant core engine cowl by disposing an annular core cowl extending between a fan frame and a turbine frame, and fan duct bifurcated sidewalls extending axially at a peripheral end of the cowl. CONSTITUTION: A fan 12 of a fan-jet engine 10 pressurizes and feeds air to a fan bypass duct 14 disposed between and inner fan case 16 and an outer fan case 18 and to a booster 120 located at a forward portion of a core engine flow path 13. Further, the booster 120 rotates on a low pressure rotor 122 driven by a low pressure turbine 123 and further compresses air that is then ducted to a compressor 124 of a core engine 126. The core engine 126 is disposed in a cavity 39 circumscribed by an annular inner cowl 38. Then, the inner cowl 38 of a bifurcated fan duct 37 is disposed between a fan frame 50 and a turbine frame 70, and sidewalls 40 extend until an end of the fan duct 14. | ||||||
| 116 | Connection system for aircraft propeller blade | JP12709490 | 1990-05-18 | JPH0354096A | 1991-03-08 | SHIFUARATSUTO SESU FUSAIN; JIERARUDO POORU KUROGAA; ROBAATO POORU KUZACHIYOAA |
| PURPOSE: To improve connectability between a propeller blade support ring and a turbine surrounded by the ring, by connecting each bracket between the ring for supporting a propeller blade and the turbine surrounded by the ring with a turbine at a single point and with the ring at a pair of points. CONSTITUTION: In a simple form, two links 95, 96 are constituted to be fastened with a common anchor point 103 on a casing 24, and the links 95, 96 are fastened with a ring 22 at anchor points 107, 108. When the casing 24 expands, the point 103 moves radially outwards in the arrow 102 direction. Therefore, because links 95, 96 do not bend as a traditional bracket foot part bends, a triangle formed by the points 103, 107, 108 retains its sizes and shape. | ||||||
| 117 | Hybrid laminar flow nacelle | JP12017190 | 1990-05-11 | JPH0350100A | 1991-03-04 | DANIERU JIYON RATSUCHI; DEBITSUTO IIJIN YATSUTE; PAAMANANDO MANGAA; NOOBERUTO OGUDEN SUTOTSUKUMAN |
| PURPOSE: To reduce resistant for against air force at cruise operation and at offcruise operation of an aircraft, by constituting a nacelle with an outer annular cowl having a leading lip and radially spaced and axially extending annular outer and inner forward surface portions which merge at the leading lip, and a suction bleed system. CONSTITUTION: At cruise operation of an aircraft, by closing a valve 60, opening a valve 58, and intercommunicating one or more set of outer side intake holes 46, bleed of a part of outer surface air flow through the intake holes 46 is caused on the outer surface 40 of an outer annular cowl 34 to increase reduced friction drag laminar flow along an outer cowl 3. On the contrary, at off-cruise operation, by closing the valve 58, opening the valve 60, and intercommunicating inner side intake holes 48, bleed of a part of inner surface air flow through the intake holes 48 is caused on an inner surface 42 of the cowl 34 to prevent separation along the inner surface 42 of the cowl 34. Such bleed of a part of the surface air flow causes adhesion of the air flow on the surfaces 40, 42 when the air flow is divided into two flows and passes through a leading lip 38. COPYRIGHT: (C)1991,JPO | ||||||
| 118 | JPS5917263B2 - | JP13312475 | 1975-11-07 | JPS5917263B2 | 1984-04-20 | AASAA HOORU ADAMUSON; DONARUDO FUAAREI SAAGITSUSON; CHAARUZU RIIROI SUTOTSUTORAA JUNIA |
| 119 | Hikoki | JP15465175 | 1975-12-24 | JPS51108499A | 1976-09-25 | DAGURASU JON NAICHINGEERU |
| 120 | Gasutaabinenjinnaseru | JP13312475 | 1975-11-07 | JPS51101617A | 1976-09-08 | AASAA HOORU ADAMUSON; DONARUDO FUAAREI SAAGITSUSON; CHAARUZU RIIROI SUTOTSUTORAA J |
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