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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| 141 | Exhaust system of the nacelle | JP28659188 | 1988-11-12 | JP2634651B2 | 1997-07-30 | ROBAATO BUBERO; JEFURII IN RIIMU |
| 142 | JPH06509531A - | JP50965192 | 1992-06-03 | JPH06509531A | 1994-10-27 | |
| 143 | JPH05501623A - | JP51167091 | 1991-06-27 | JPH05501623A | 1993-03-25 | ARNOLD MICHAEL J |
| PCT No. PCT/GB91/01042 Sec. 371 Date Feb. 28, 1992 Sec. 102(e) Date Feb. 28, 1992 PCT Filed Jun. 27, 1991 PCT Pub. No. WO92/00183 PCT Pub. Date Jan. 9, 1992.Fatigue, the phenomenon of structural or system failure, caused by repeated excitations from high frequency noise or vibration levels, can occur without warning in inlet cowls, fan ducts and thrust reverser translating cowls of aero engines. In modern day nacelle and fan duct design, the use composite structures predominates and a composite structural component is provided which does not suffer or does not suffer the same extent from such potential fatigue problems. The structural component has a front face for exposure to fatigue generating energy and includes a composite frontal region which includes the front face and which comprises a matrix and a high fatigue-strength metal or metal alloy mesh embodied within the matrix or partially embodied within it at the front face. The matrix is in sheet form and comprises or includes a synthetic resin. | ||||||
| 144 | Bolt shield of rotary exhaust duct | JP27953290 | 1990-10-19 | JPH03175137A | 1991-07-30 | EDOWAADO MASHIYUU DEYURAN; KURIFUOODO SUTEFUAN KURIIBII |
| PURPOSE: To minimize disturbance occurring in an exhaust gas stream by providing the exhaust duct of a gas turbine engine or the like with a first edge attached to a first member, a second edge attached to a second member, and a continuous surface extending between the edges and separating their junction from the gas stream. CONSTITUTION: Before a shield 50 is installed, the downstream portion 32 (second member) of a central body 26 is first attached to the upstream portion 30 of the central body 26 by the combination 72 of bolts and anchor nuts. The shield 50 is then slid over the complete central body 26 until its flange 80 is engaged with the flange 49 of the upstream portion 30 (first member). Next, the bolts 68 are attached to the anchor nuts 69. The shield 50 is thereby firmly locked to the central body 26. Once properly positioned, the outer surface 59 of a side part 56 imparts a substantially continuous aerodynamic surface covering a coupling joint between the upstream portion 30 and downstream portion 32 of the central body. COPYRIGHT: (C)1991,JPO | ||||||
| 145 | JPH0344221B2 - | JP19106083 | 1983-10-14 | JPH0344221B2 | 1991-07-05 | DANIERU JON RAHATEI; JEIMUSU RUROI YANGUHANSU |
| 146 | Aircraft propulsion system | JP31451389 | 1989-12-05 | JPH02274694A | 1990-11-08 | UIRIAMU JIEEMUZU SUTOROTSUKU; TOMASU JIYOOJI UEEKUMAN; ANBUROOZU ANDORIASU HAUSAA |
| PURPOSE: To allow maintenance personnel to easily access a machine in a cowl by supporting the radial arrangement of propeller blades and cowlings by means of rings around a turbine, and passing the propeller blades through the cowl. CONSTITUTION: Cowlings 20A and 20F surround a counterrotating turbo machine 25, and turbines 36, 39 are rotated in opposite directions by gas flow from a gas generator to drive fans 10A, 10F. The fans 10A, 10F are not directly mounted on a turbine 25 but passed through the cowlings 20A, 20F and coupled to respective intermediate polygonal rings 42 together with the cowlings. Each polygonal ring 42 is attached to the casing 52 of a turbine stage 36A by a bracket 50. Therefore, access to the machine 25 housed in the cowlings 20A, 20F, such as a fan blade mounting part 27, can easily be made. COPYRIGHT: (C)1990,JPO | ||||||
| 147 | JPS5945559B2 - | JP15465175 | 1975-12-24 | JPS5945559B2 | 1984-11-07 | DAGURASU JON NAICHINGEERU |
| 148 | 航空機用後部エンジン | JP2016178125 | 2016-09-13 | JP6401759B2 | 2018-10-10 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デーヴィッド・マロー; パトリック・マイケル・マリナン; ブランドン・ウェイン・ミラー |
| 149 | 左右非対称設計によって造波抵抗を最小化するシステムおよび方法 | JP2013237617 | 2013-11-18 | JP6383534B2 | 2018-08-29 | プルーク, ウィリアム; ティロットソン, ブライアン ジェー. |
| 150 | 航空機用のファイアシール構造および航空機 | JP2016235821 | 2016-12-05 | JP2018090115A | 2018-06-14 | 竹内 啓 |
| 【課題】相対的な変位が大きい部材同士の間にも適用可能であって、ファイアシール性能を向上させることができるとともに、整備の負担を軽減することも可能な航空機用のファイアシール構造の提供。 【解決手段】ファイアシール構造10は、パイロン本体2Aに備えられた壁11と、スラストリバーサーカウル5Cに備えられた壁121,122とを備えており、複数の壁11,121,122によりラビリンス状の間隙13が形成されている。複数の壁11,121,122のいずれも、耐火材から構成され、かつ、パイロン本体2Aとスラストリバーサーカウル5Cとが相対的に動いていない静止時に、当該壁の先端部が他の部材とは非接触である。複数の壁11,121,122のうちの一部の壁11は、バネとして機能するバネ壁であり、静止時において、対向する部材123に複数の壁11,121,122の中で最も近接している。 【選択図】図3 |
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| 151 | V刃V溝継手の成形複合材磨耗エッジガード | JP2016247338 | 2016-12-21 | JP6335264B2 | 2018-05-30 | アンソニー・ジョン・ダーシュホルツ; ミッシェル・アン・ブラックバーン; ジョーダン・ダニエル・ロビンソン; ジョナサン・ダニエル・ラヴェンホール; カミル・シュハイデンウィッツ; カーラ・パトリシア・ヘルナンデス・ラングフォード |
| 152 | 無人飛行体 | JP2016169191 | 2016-08-31 | JP2018038167A | 2018-03-08 | 阿部 佑太郎; 安田 悠 |
| 【課題】水滴や塵埃等の異物が特に動力部内に侵入することを防止して所望の性能を確保できる無人飛行体を提供する。 【解決手段】本発明の無人飛行体は、モータ50を収容するためのモータハウジング51を有する固定部と、軸受1を介してモータハウジング51に対して回転可能に支持されるプロペラシャフト53を有し、プロペラ30と一体で回転する回転部とを備える。固定部を構成する固定側構成要素51と回転部を構成する回転側構成要素53とが対向する対向部Aには、モータハウジング51の内部に対する異物の侵入を防止する異物侵入防止手段10Aが設けられる。 【選択図】 図7 |
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| 153 | 断熱ブランケットおよび断熱ブランケット組立体 | JP2017108890 | 2017-06-01 | JP2017223222A | 2017-12-21 | アンドリュー・マイケル・ローチ; デイヴィッド・パトリック・カルダー; グラハム・フランク・ハワース |
| 【課題】断熱ブランケットおよび断熱ブランケット組立体を提供すること。 【解決手段】断熱ブランケット組立体は、第1の面およびこの第1の面の反対の位置に配設された第2の面を有するエーロゲル断熱材を含む断熱ブランケットと、エーロゲル断熱材の第2の面を覆うバッキングと、エーロゲル断熱材の第1の面を覆うスキン層とを有する。 【選択図】図1 |
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| 154 | 熱伝達の向上のためのディンプル付きナセル内面 | JP2017083284 | 2017-04-20 | JP2017201170A | 2017-11-09 | プラシャント・ティワリ |
| 【課題】 熱伝達の向上のためのディンプル付きナセル内面を提供する。 【解決手段】 航空機エンジンの前方部分10を通る熱伝達を向上させるための装置10である。この装置は、前方部分10により定められる壁16を含む。表面22が、壁により定められ、表面22は、航空機エンジンの前方部分10を通るチャネル24を定める。流体源は、チャネル24に流体接続される。ブリード空気がピット42を横切って流れることができるように、ピット42がチャネル24の表面22内に定められる。 【選択図】 図2 |
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| 155 | V刃V溝継手の成形複合材磨耗エッジガード | JP2016247338 | 2016-12-21 | JP2017166473A | 2017-09-21 | アンソニー・ジョン・ダーシュホルツ; ミッシェル・アン・ブラックバーン; ジョーダン・ダニエル・ロビンソン; ジョナサン・ダニエル・ラヴェンホール; カミル・シュハイデンウィッツ; カーラ・パトリシア・ヘルナンデス・ラングフォード |
| 【課題】航空用ガスタービンエンジンのナセルのクラムシェルファンカウルをエンジンのファンケーシングにクランプ締めするカウルクランプ締め機構を提供する。 【解決手段】環状成形複合材磨耗スリーブが、接着剤で溝リング64にある環状V溝34内に結合される。磨耗スリーブは、前方及び後方スリーブ壁を含み、スリーブ底部と前方及び後方スリーブ壁との間に、環状前方及び後方スリーブフィレットを含む。後方スリーブ壁が、環状溝リング上の環状後方テーパに準拠する後方フラップを含む。ファンケーシング26にクラムシェルカウル20をクランプ締めする航空用ガスタービンエンジンカウルクランプ締め機構22が、溝リングと、接着剤で溝リングにある環状V溝内に結合されている成形複合材磨耗スリーブとを含む。環状V刃30が、環状V刃を環状V溝内に挿入するために回転可能なクラムシェルカウル上にある。 【選択図】図1 |
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| 156 | ナセル防氷のためのノズル及びベーンシステム | JP2017006382 | 2017-01-18 | JP2017141015A | 2017-08-17 | クラーク・ジョージ・ウィベーグ; シラディティア・ムカージー |
| 【課題】航空機用ジェットタービンエンジンの入口リップの内面上への高温ガス流の直接的な衝突を低減する防氷システムを提供する。 【解決手段】システム1は、バルクヘッドから環状ハウジング容積44に延び、各々がバルクヘッドに結合した第1の端部66と、環状ハウジング容積に広がる自由端68と、これらの間で延びるベーン本体67とを含む、ベーン56をさらに含む。ベーンは、ノズル34の下流に配置され、高温ガス流50を第1の方向58で環状ハウジング容積の中に向けるように構成される。ベーン56は、高温ガス流を第1の方向から第2の方向60への第1の転向角で向け直すように構成される。第2の方向は、入口リップ14の内面62上への高温ガス流50の直接的な衝突52を低減する。 【選択図】図5 |
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| 157 | 航空機用後部エンジン | JP2016178125 | 2016-09-13 | JP2017061303A | 2017-03-30 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デーヴィッド・マロー; パトリック・マイケル・マリナン; ブランドン・ウェイン・ミラー |
| 【課題】胴体を有する航空機のための推進システムを提供する。 【解決手段】推進システムは、航空機10の後端において航空機10に取り付けられるように構成された後部エンジンを有する。後部エンジンは、中心軸の周りで回転可能で複数のファンブレードを有するファンを含む。また、後部エンジンは、複数のファンブレードを取り囲むナセルを含み、後部エンジンが航空機10に取り付けられた場合に複数のファンブレードの前方の位置で、ナセルと航空機10の中点線との間に延びる1又は2以上の構造部材を備える。後部エンジンは、航空機10に取り付けられた場合に航空機10の正味出力を増加させることができる。 【選択図】図1 |
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| 158 | 二相流体を使用する除氷システムを備えた航空機エンジンのためのナセル | JP2016103094 | 2016-05-24 | JP2017048780A | 2017-03-09 | アントニオ・モスカテッリ; ジャンニ・マンクーゾ |
| 【課題】二相流体を使用する除氷システムを備えた航空機エンジンのためのナセル。 【解決手段】ナセル(10)は、対向する軸方向の端部で開口した管状ケーシングを備え、管状ケーシングは、内壁(12)と外壁(14)を含み、内壁(12)と外壁(14)は、前縁(16)に沿ったフロントエンドと後縁(18)に沿ったリアエンドで互いに接続されていて、前縁(16)と後縁(18)と共に空洞(20)を囲む。少なくともナセル(10)の前縁(16)のゾーン内に多孔質材で作られた分離部材(22)が空洞(20)内に配置されて、空洞(20)を内壁(12)と部材(22)との間にある内側の空洞(20a)と、外壁(14)と部材(22)との間にある外側の空洞(20b)とに分割し、且つ前縁(16)と接触する空洞(20)のフロントゾーン(20c)内だけ内側の空洞(20a)と外側の空洞(20b)とを流体連結し流体が空洞(20)に入っている。 【選択図】図2 |
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| 159 | 角度が付けられた又は湾曲した後方隔壁を有するナセルインレット | JP2016110195 | 2016-06-01 | JP2017036033A | 2017-02-16 | ボル, エリック ディー. |
| 【課題】エンジンのファン翼が外れた場合(折れた場合を含む、以下同じ)などの高い負荷の場合にも、ナセルインレットの隔壁に対する重大な損傷を避け得るナセル構造を提供する。 【解決手段】ナセルインレットの後方隔壁80の構造は、後方隔壁の外側端の、ナセルインレットの外側バレル42’への接続と、後方隔壁の内側端の、ナセルインレットの内側バレル44’への接続との間の、湾曲した又は角度が付けられた断面形状を有する。後方隔壁の湾曲した又は角度が付けられた断面形状は、隔壁に柔軟性を与え、ファンの翼が外れた場合などの高い負荷の場合に、隔壁に対する重大な損傷を避ける。 【選択図】図5 |
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| 160 | 複合材ファン入口ブレード格納構造物 | JP2016539289 | 2014-11-24 | JP2017503950A | 2017-02-02 | クラール，デイビッド・ウィリアム |
| リブ付き複合材シェル(110)は、薄肉の環状シェル(120)に埋め込まれた厚肉の亀裂抑止リブ(114)の環状グリッド(112)と、前記抑止リブにある薄肉のパネル(118)と、を含み、パネルの各々が、隣接するリブ(116)のセットによって囲まれる。シェル前方フランジ(54)は、環状シェルから半径方向内向きに延び、抑止リブは、ストリップ(126)の半径方向にスタックした層を含むことができる。環状グリッドは、矩形(138)、菱形(148)、又は六角形(158)グリッドパターンを含むことができる。ナセル入口(25)は、複合材内側及び外側スキン(60,62)内にリブ付き複合材シェル(110)を有し、ケーシング(16)によって囲まれるファンブレード(18)の前方軸方向に配置される部分とすることができる。入口(25)は、エンジンナセル上に存在することができる。【選択図】図1 | ||||||
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