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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| 121 | 空気力学的排水装置 | JP2018017159 | 2018-02-02 | JP2018165147A | 2018-10-25 | ロバート・ドゥ・ポー・ジュニア; ポール・ブライアン・フィリップ; サミュエル・ジェームズ・タッコ; フェードル・クレシチェフ; ガレット・ダニエル・クロウダール |
| 【課題】排出された流体が再び入るのを防止するように意図された排水装置を提供する。 【解決手段】排水装置42は、空気力学的表面26の排水開口部の上に取り付けるための接触面を有する、ベース44と、ベースに連結され、ベースの接触面から離れる向きに延伸するマスト部58と、マスト部の端部に連結される上部70であって、マスト部の周囲よりも大きい周囲を有し、出口ポート76を有する、上部と、を備える。上部は、空気力学的表面に対して上流側に延伸する片持ち支持されたフェンス部72を含むことができ、排水装置は、空気力学的表面の第1の開口部および第2の開口部を含むシステムの一部とすることができ、第2の開口部は第1の開口部の上流側にあり、第1の開口部の上に排水装置が取り付けられ、排水装置の片持ち支持されたフェンス部は、第2の開口部に向かって上流側に延伸する。 【選択図】図4 |
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| 122 | 複合材構造 | JP2014116041 | 2014-06-04 | JP6344982B2 | 2018-06-20 | 杉山 拓史; 清水 隆之; 阿部 俊夫 |
| 123 | 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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| 124 | 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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| 125 | 無線航空機エンジン監視システム | JP2017115537 | 2017-06-13 | JP2018020765A | 2018-02-08 | セラカ・バンダラ・ブルムラ; デビッド・パトリック・カルダー; マイケル・ジョセフ・デラーノ; アンドリュー・マイケル・ローチ |
| 【課題】無線航空機エンジン監視システムを提供する。 【解決手段】環状に延在するナセル110と、そこから半径方向内側に配置されたセンサ116と、を有する。システムは、センサに通信可能に結合され、センサからエンジンデータを受信し、ナセル半径方向外側表面111から半径方向外側に配置された送信装置からの命令データを受信するように構成されたエンジン制御装置104を含む。システムは、ナセルの少なくとも一部と、ナセルの半径方向外側表面から半径方向内側に配置された接地平面と、を含む複合パネルを含み、複合パネルは、エンジン制御装置に通信可能に結合されたアンテナと、接地平面から半径方向外側に配置されたレードームと、を含む。アンテナは、エンジン制御装置からエンジンデータを受信して、エンジンデータを受信装置に送信すること、および送信装置から命令データを受信して、命令データをエンジン制御装置に送信する。 【選択図】図1 |
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| 126 | 噴射冷却システムを備えた航空機及び噴射冷却システム | JP2016539191 | 2013-12-23 | JP6176766B2 | 2017-08-09 | パン,チャン; ツォン,グオファ; ヤオ,リー |
| 127 | ターボファンエンジンで使用するファンケース及びターボファンエンジンを組み立てる方法 | JP2016221097 | 2016-11-14 | JP2017115857A | 2017-06-29 | STUART ALAN ROY |
| 【課題】ターボファンエンジンの発生する騒音の音響散逸が改善されたファンケースを提供する。【解決手段】ターボファンエンジンのファンケース100は、実質的に円筒断面形状を有する後方部分102と、該後方部分から延びる前方部分104と、を含む。前方部分の断面形状は、該前方部分が後方部分から延びるにつれて、半径方向サイズが漸次的に減少する。前方部分が、第1の弓状部分106及び第2の弓状部分108を含み、前記第1の弓状部分が、前記第2の弓状部分よりもより大きな距離で前記後方部分から延びて、前記ターボファンエンジンの吸気口において前記ファンケースの中心線36に対して約10度未満の垂下角が定められるようにすることができる。【選択図】図2 | ||||||
| 128 | 航空エンジンの後縁コアコンパートメント排気口 | JP2016191366 | 2016-09-29 | JP2017096253A | 2017-06-01 | ウィリー, ロバート エイチ.; トレトウ, ポール アール.; セラ, デーヴィッド エフ. |
| 【課題】重量が低減され性能が高められたタービンエンジンの排気ノズルを提供する。 【解決手段】タービンエンジン102のノズルは、エンジン102のコア領域からエンジンのテールコーンを取り囲む環状壁終端部まで延在し、コアノズル114を形成する主要な外側壁を含み、エンジンのコア領域から環状カウル終端部まで延在しコアコンパートメント排気ノズル116を形成し、シングルエンジンコアカウル106を含む。コアコンパートメント排気ノズル116は、シングルエンジンコアカウル106と主要な外側壁108との間の後縁においてコアコンパートメントからの空気を排出する。 【選択図】図2B |
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| 129 | 後部エンジンを有する航空機 | JP2016176048 | 2016-09-09 | JP2017061300A | 2017-03-30 | パトリック・マイケル・マリナン; トーマス・リー・ベッカー,ジュニア; カート・デイヴィッド・マロー; チーシアン・ヤオ |
| 【課題】胴体および後部エンジンを含む航空機が提供する。 【解決手段】胴体20は上側202、下側204、および航空機10の後方端16に近接して配置された切頭体206を定める。切頭体は胴体の上側において切頭体に沿って延在する上基準線212、および胴体の下側において切頭体に沿って延在する下基準線214を定める。上基準線と下基準線は切頭体の後方の基準点215で交わる。切頭体の後方に位置し、下基準線から内向きに窪んでいる凹陥部216を胴体はさらに定める。後部エンジンは胴体の凹陥部に隣接して延在するナセル224を含み、その結果、航空機は、例えば、航空機の離陸角度と干渉することなく後部エンジンを含むことができる。 【選択図】図4 |
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| 130 | 噴射冷却システムを備えた航空機及び噴射冷却システム | JP2016539191 | 2013-12-23 | JP2017502198A | 2017-01-19 | パン，チャン; ツォン，グオファ; ヤオ，リー |
| 航空機であって、備えるターボファンエンジン組立体が、少なくとも1つの圧縮機と、タービンエンジンを取り囲んでナセルとタービンエンジンの間に環状のバイパスダクトを画定するナセルと、少なくとも1つの移動可能な制御面を有する逆推力装置と、逆推力装置を選択的にロックするために構成された逆推力装置ロックシステムと、噴射冷却システムと、を有する。【選択図】図3 | ||||||
| 131 | Aircraft propulsion system | JP2011515520 | 2009-06-18 | JP5484457B2 | 2014-05-07 | バルク，ウーテル; ドウ・ガレ，アン−ロール・マリー・クレマンス |
| 132 | Integrated inlet design | JP2011537450 | 2009-10-08 | JP2012509440A | 2012-04-19 | カルダー，デビッド・ピー; ハワース，グラハム |
| A nacelle assembly and a method for assembling the same is provided. The nacelle assembly includes an inner barrel and an outer structure comprising a highlight and an outer aft section, wherein the highlight is defined by a forward end of the outer structure, wherein the outer aft section includes a point defined by a maximum diameter of the nacelle assembly, wherein the nacelle assembly extends at least between the highlight and the point. | ||||||
| 133 | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | JP2008545814 | 2006-12-15 | JP4846808B2 | 2011-12-28 | ティモシー・アール・コナーズ; ドナルド・シー・ハウ; プレストン・エイ・ヘン |
| A supersonic inlet employs relaxed isentropic compression to improve net propulsive force by shaping the compression surface of the inlet. Relaxed isentropic compression shaping of the inlet compression surface functions to reduce cowl lip surface angles, thereby improving inlet drag characteristics and interference drag characteristics. Supersonic inlets in accordance with the invention also demonstrate reductions in peak sonic boom overpressure while maintaining performance. | ||||||
| 134 | Aircraft propulsion system | JP2011515520 | 2009-06-18 | JP2011525955A | 2011-09-29 | ドウ・ガレ，アン−ロール・マリー・クレマンス; バルク，ウーテル |
| An aircraft propulsion system including a bypass turbojet engine surrounded by a nacelle together with a mechanism attaching the engine to a pylon of an aircraft. The nacelle includes an inner structure forming a body of revolution including a rigid framework formed by an upstream annular frame fastened to an intermediate casing of the engine, a downstream annular frame supporting the exhaust casing of the engine, and longitudinal arms connecting the frames together, the annular downstream frame being fastened to the pylon by a flexible or hinged suspension mechanism. | ||||||
| 135 | Isentropic compression inlet for supersonic aircraft | JP2008545814 | 2006-12-15 | JP2009520142A | 2009-05-21 | ティモシー・アール・コナーズ; ドナルド・シー・ハウ; プレストン・エイ・ヘン |
| 本発明の実施の形態は、緩和等エントロピー圧縮を備える超音速インレットに関し、それによって、インレットの圧縮面を形付けることによって正味推進力を改善する。 インレット圧縮面の緩和等エントロピー圧縮形状は、カウルリップ面の角度を低減するように機能し、それによって、インレット抗力特性及び障害抗力特性を改善する。 本発明に係る超音速インレットを用いることによって、性能を維持する一方でピーク・ソニック・ブームの過度の圧力を低減する。 | ||||||
| 136 | Configured turbojet to be secured to the aft portion of the top of the aircraft fuselage | JP2004326238 | 2004-11-10 | JP4057007B2 | 2008-03-05 | ジヨルジユ・マゾー; デイデイエ・イボン; フアビアン・ビユルダン; ブリユノ・ブタン |
| 137 | Annular acoustic panel | JP2006535621 | 2004-10-14 | JP2007509270A | 2007-04-12 | ハリソン，ジェフリー・イー |
| 航空機エンジンアセンブリ（１０）が提供される。 このエンジンアセンブリは、エンジンアセンブリに含まれるエンジン（１４）が発生する騒音を減じるようにされている。 エンジンアセンブリ（１０）はナセル（２６）を含み、ナセルは、入口部（３４）と、エンジン（１４）およびこのエンジンと関連するファンアセンブリ（１８）を収容する主部（３８）とを有する。 入口部（３４）は、主部（３８）に、入口部（３４）と主部（３８）との間の主隔壁（４２）接合部で結合される。 一体型環状音響パネル（４６）は、ナセル（２６）の内壁（５４）の窪んだ部分の中にある。 環状音響パネル（４６）は、入口部（３４）の前方部分から、主部（３８）の前方部分に、隔壁（４２）が環状音響パネル（４６）によって覆われるように、延在する。 | ||||||
| 138 | Turbojet constituted so as to be fixed to body tail part of upper part of aircraft body | JP2004326238 | 2004-11-10 | JP2005147146A | 2005-06-09 | BEUTIN BRUNO; YVON DIDIER; MAZEAUD GEORGES; BURDIN FABIEN |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbojet installed at an upper position of a body tail part of an aircraft. SOLUTION: The turbojet is a turbojet constituted so as to be fixed to the upper part of the body tail part of the body 1 of the aircraft using at least one court hangers 28, 128, 28', 128'. The turbojet 10 is provided with a fan 11; a front casing 12; a body tail casing 18; and accessories 22, 23, 24, 25 arranged at a periphery of the front casing 12. The front casing 12 is provided with mounting points 31, 32, 33, 31', 32', 33' for the court hangers 28, 28'. The mounting points are arranged so that the turbojet 10 can be installed on any sides of the aircraft body 1 and the accessories 22, 23, 24, 25 are arranged on the casing so that they can be accessed from the outside of the body 1 regardless of installing at any sides. COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI | ||||||
| 139 | Nacelle and mounting arrangement for aircraft engines | JP51318496 | 1994-10-18 | JP3599342B2 | 2004-12-08 | 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 |
| 140 | Sound absorbing and reinforcing structure for engine nacelle acoustic panel | JP2001195074 | 2001-06-27 | JP2002068092A | 2002-03-08 | BATTINI MASSIMO; PIEVANI SERGIO; PEDETTI CAMILLO |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a sound absorbing and reinforcing structure for an acoustic panel capable of minimizing the noise produced from an engine nacelle of a jet airplane. SOLUTION: In this sound absorbing and reinforcing structure for the acoustic panel of the engine nacelle 20 particularly designed to store a jet engine for the jet airplane, each acoustic panel has an inner layer 32 having holes and made of a composite material, an outer layer 34 not having holes and made of a composite material, and an intermediate layer 36 having a honeycomb structure and placed between the inner and outer layers. These three layers are connected to a bat strap 35 by a series of connection members 38 at vertical connecting elements 40 of the structure to ensure the continuity of the flow of fan, a part 36A of the acoustic layer with the honeycomb structure is held at a predetermined position, and contributes on the reinforcement of the connecting elements 40 and the whole structure. COPYRIGHT: (C)2002,JPO | ||||||
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