| 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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| 61 | Wing arrangement for aircraft equipped with engine mounting pylon forming a lateral air flow channel in the front region | JP2009502076 | 2007-03-28 | JP2009531218A | 2009-09-03 | ステファニー・ダンタン; ティエリー・フォル; フィリップ・ジムネ; ルドヴィク・ジェラール |
| 本発明は翼（２）と、翼の下に懸架された航空機のエンジンを取り付けるため、且つ翼のリーディングエッジ（１０）に対して前方に向かって突出して配置された前部ゾーン（８）を具備するための、少なくとも１つの支柱（４）と、を具備した航空機の翼配置に関する。 本発明によれば、前部ゾーン（８）は、側方気流チャネル（１４）を画定し、その一方で前記翼の近位端に向かって突出している、側方突出部（１２）を具備している。 | ||||||
| 62 | Structure of superplastic forming method and aircraft produced by it's titanium assembly | JP2008540196 | 2006-11-10 | JP2009515702A | 2009-04-16 | ウィリアムズ、ウィリアム・ティー．・ザ・サード; コーネリー、トマス・ジェイ．; コムリー、ピーター・エヌ．; ドゥンスタン、ケント・ダブリュ．; ヘフティ、ラリー・ディー． |
| 【課題】 チタニウム組立品の超塑性成形方法及びそれによって製造された航空機の構造を提供することである。
【解決手段】 チタニウムの束の超塑性成形方法及び関連する組立品が提供される。 チタニウムの束は異なった粒状構造を有する異なった板（１４、１６）を含むことができ、それによって、該異なった板（１４、１６）は異なった温度で超塑性成形されることができる。 板（１４、１６）の１つ又は複数は束のもう１つの板（１４、１６）の超塑性成形温度より低い温度で成形されることができる。 いくつかの場合において、マークオフの発生を減少させる又は排除することができる。 この方法によって製造された航空機構造を備える機体もまた、記載されている。 【選択図】 |
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| 63 | Aircraft with a central fairing part for adjusting the pressure on the wing structure by local geometric deformation portion | JP2008538383 | 2006-11-06 | JP2009514725A | 2009-04-09 | ジメーヌ，フィリップ; ナメール，アルノー; フォル，ティエリ |
| 本発明は、 胴体（１２）と、その胴体の両側に中央フェアリング部を介してそれぞれ接続された２つの翼（１４、１６）とを備えていて、その翼にはエンジンのナセルが固定されており、中央フェアリング部（１８、２０）は、それぞれの翼に対応して、関係する翼の上面と下面にそれぞれ接続されていて胴体の長さ方向に沿って延びる互いに反対側にある２つの面を備える航空機において、翼の表面における空気流を制御するため、前記２つの面の少なくとも一方が、中央フェアリング部から翼に向かう横方向の空気力学的擾乱を発生させることのできる少なくとも１つの局所的な幾何学的変形部（５０；５２；５４、５６、５８）を有することを特徴とする航空機に関する。 | ||||||
| 64 | System and method for passively directing aircraft engine nozzle fluid | JP2007315963 | 2007-12-06 | JP2008144764A | 2008-06-26 | BIRCH STANLEY F; SECUNDOV ALEXANDER N; LYUBIMOV DMITRIY A; KHRITOV KONSTANTIN M; MASLOV VLADIMIR P; MIRONOV ALEKSEY K |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To further remarkably reduce exhaust noise of an aircraft engine in comparison with nozzles not including chevrons in order to satisfy noise criterion. SOLUTION: A system includes an aircraft nozzle attachable to an aircraft turbofan engine, and the nozzle is provided with a first fluid path wall 221 surrounding a first fluid path 222 passing engine exhaust products and a second fluid path wall 223 surrounding a second fluid path 224 passing engine bypass air. The first fluid path wall 221 is positioned between the first and second fluid paths, and the second fluid path wall 223 is positioned between the second fluid path and an ambient air flow path. A plurality of fluid passages is positioned to passively direct gas from a corresponding fluid path within the fluid path wall through the fluid path wall to a corresponding fluid path external to the fluid path wall. The adjacent fluid passages are arranged adjacently at intervals in a circumferential direction, and exit openings are arranged at an interface with the corresponding fluid path external to the fluid path wall. COPYRIGHT: (C)2008,JPO&INPIT | ||||||
| 65 | High-speed aircraft of integrated and / or modularity | JP2002577265 | 2002-01-17 | JP2004526619A | 2004-09-02 | ピー．ネルソン チェスター |
| 一体化されたおよびモジュール方式の高速航空機(２００)およびその設計および製造の方法。 航空機(２００)は、超音速または近音速の巡航マッハ数を有することができる。 一実施形態では、航空機(２００)は、デルタ翼(２０４)に一体化される後部ボディーおよび後方に向かって細くなる胴体(２０２)を備えて滑らかな前方−後方断面積分布を形成する。 推進システム(２０６)は、エンジン(２１６)、吸気口(２２０)、および排気ノズル(２２２)を備え、上記後部ボディーに一体化されて少なくとも一部が上記翼(２０４)の後方に隠れる。 一実施形態では、上記吸気口の入り口は翼(２０４)の下側に位置することができ、上記排気ノズル(２２２)の出口は翼(２０４)の上に位置することができる。 Ｓ字状の吸気ダクト(２２１)は、後方に備え付けの一体化されたエンジンに空気を送ることができる。 | ||||||
| 66 | Wave drag reducing method for airplane | JP29713198 | 1998-10-19 | JP2000118500A | 2000-04-25 | KUMADA HIROTAKA; KATAHIRA KIYOSHI; WAKITA SHUICHI; NISHIKAWA SHUNTA |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To reduce wave drag by a method wherein a fluid element, such as an engine nacelle, is arranged in a given position on the upper surface of a main wing, an air flow generated by the fluid element is positively overlapped with an air flow on the upper surface of the main wing to form gentle pressure distribution on the upper surface of a main wing, and the generation of an impact wave is delayed. SOLUTION: An engine nacelle is arranged on the upper surface of a main wing, and when the position in a longitudinal direction of the front end of the engine nacelle is set (b, i) to a range of 63-100% from the front end of the chord of the main wing, in a transonic speed region, the generation of an impact wave on the upper surface of a main wing and the increase of a drag are suppressed. As the increase of a fuel consumption amount is prevented, a cruising speed is increased. When the front end of the engine nacelle is positioned (e) in front from the 63% position of the chord, an effect to suppress an impact wave is not provided and drag is increased. | ||||||
| 67 | Nacelle equipment of aircraft | JP3034193 | 1993-06-07 | JPH0687199U | 1994-12-20 | 野 完 一 天; 泰 寛 谷 |
| (57)【要約】 （修正有） 【目的】 飛行中の主翼／ナセルの干渉抵抗を減少させて、揚抗特性の向上を図る。 【構成】主翼１の下にナセル３をパイロン２を介して懸架した航空機のナセル装置において、リップ状小翼１０
を、ナセルの上部後縁からパイロンの両側まで延びるように設ける。 |
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| 68 | JPH0310560B2 - | JP2945581 | 1981-03-03 | JPH0310560B2 | 1991-02-13 | DANIERU JON RAACHI |
| A wind-mounted gas turbofan engine 10 is provided with a bypass exhaust system that reduces airflow drag during subsonic aircraft flight operation by first, inwardly curving the exhaust system exit 28 to turn the bypass flow away from the airplane wing; second, by predetermining the location of a nozzle throat within the bypass stream to control exit exhaust pressure so as to match outside air pressure and third, by decreasing the diameter of a portion of the engine core casing 18 just downstream of the bypass exhaust stream exit referenced at 29 in phantom. <IMAGE> | ||||||
| 69 | Nacelle for suspending turbojet engine group from underside of airplane wing | JP26927588 | 1988-10-25 | JPH01202598A | 1989-08-15 | ARAN MARI JIYOZEFU RARUDORIE |
| PURPOSE: To suspend a turbojet engine group from an airplane wing by forming an arm to be included in a streamline part of a spindle form, connecting its upper end to a structure caisson of the wing, and integrating a lower end with a horizontal ladder pedal of a vertical shaft arranged between an engine frame and an inner bonnet. CONSTITUTION: A wing 14 includes a structure caisson 15 including a caisson- shaped vertical beam 16 in a vertical plane. An upstream side part 16a of the beam 16 is included inside a front edge 14a, two arms 17a and 17b are suspended on the part 16a and a middle part 16c to be included in a streamline part 18 of a spindle form, and their lower ends are integrated with a horizontal ladder pedal 19 disposed between an engine frame 10 and an inner bonnet 9. A turbojet engine is connected by three rods 20 to the pedal 19 at a height of an inlet guide blade 21 on the upstream side, and it is connected, on the downstream side, by three rods 22 integrated with the pedal 19 and suspended on two transverse support arms respectively on the upstream part and the downstream part. COPYRIGHT: (C)1989,JPO | ||||||
| 70 | 翼下縦通材と一体型のストラット支持フィッティング | JP2017211875 | 2017-11-01 | JP2018086999A | 2018-06-07 | スティーブン ポール ウォーカー |
| 【課題】金属加工により作製された実質的に同一のジェットエンジン支持構造体を提供する。 【解決手段】ジェットエンジン支持構造体は、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された内寄り支持フィッティング14と、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成された外寄り支持フィッティング16と、内寄り支持フィッティング及び航空機翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された内寄り縦通材18と、外寄り支持フィッティング及び翼の下側外表面に取り付けられるよう構成された外寄り縦通材22と、内寄り縦通材及び外寄り縦通材に取り付けられるよう構成されているとともに、ジェットエンジンに機能的に取り付けられるよう構成されたドラグ斜材フィッティング24と、を含む。縦通材18、22は、既に翼構造に含まれている留め具を用いて翼の下側表面に取り付けられるよう構成されている。 【選択図】図25 |
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| 71 | 航空機 | JP2014028916 | 2014-02-18 | JP6317946B2 | 2018-04-25 | 立岩 甚吾 |
| 72 | エンジンパイロン構造 | JP2016553812 | 2015-02-24 | JP2017508658A | 2017-03-30 | ウォーリー，アレン・マドセン; クレッグ，ブライアン・ケルビー; ジャスト，マイケル・スコット; パテル，ラメシュチャンドラ・ダーヤバイ |
| 航空機エンジンを翼に取り付けるためのパイロン構造である。パイロン構造はトルクボックスを備える。トルクボックスは、後方部分にウイングマウント、前方部分に第1のエンジンマウントおよび後方部分に第2のエンジンマウントを有する。【選択図】図1 | ||||||
| 73 | 円筒状ケース及び円筒状ケースの製造方法 | JP2012235353 | 2012-10-25 | JP6018877B2 | 2016-11-02 | 田中 崇; 盛田 英夫; 奥村 郁夫; 重成 有; 原田 敬; 段 祐輔 |
| 74 | 空気排出孔を含む航空機の前縁及び航空機用ナセル | JP2010535439 | 2008-12-01 | JP5672005B2 | 2015-02-18 | チェリン，フレデリック; サプライ，ティエリー; ブルドー，クリストフェ |
| 75 | Cylindrical case and method for manufacturing cylindrical case | JP2012235353 | 2012-10-25 | JP2014083792A | 2014-05-12 | TANAKA TAKASHI; MORITA HIDEO; OKUMURA IKUO; SHIGENARI TAMOTSU; HARADA TAKASHI; DAN YUSUKE |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a cylindrical case which uses a composite material of a reinforced fiber and a thermosetting resin as a raw material and can secure torsional strength and torsional rigidity as a whole, when the case is a fan case having an annular groove and to provide a method for manufacturing the cylindrical case.SOLUTION: There is provided a cylindrical case which comprises: a case body 10 comprised of a composite material obtained by immersing a thermosetting resin in a reinforced fiber; and a groove 12 circularly disposed at an end part of the case body 10, wherein the peripheral wall 10a of the case body 10 is formed by alternately laminating a biaxial fabric layer 13 containing a biaxial fiber 13A of a non-crimp structure which comprises reinforcing fiber bands 13a and 13b having an orientation angle of ±45° and roving layers 14 containing rovings 14A obtained by bundling reinforcing fibers along the circumferential direction, and the groove wall 12a of the groove 12 is formed by alternately laminating the biaxial fabric layer 13 continuing toward the side of the case body 10 and a triaxial fabric layer 15A of a non-crimp structure which comprises reinforcing fiber bands 15a and 15b having an orientation angle of ±45° and a reinforced fiber band 15c having an orientation angle of 0°. | ||||||
| 76 | Aircraft with a central fairing part for adjusting the pressure on the wing structure by local geometric deformation portion | JP2008538383 | 2006-11-06 | JP5431728B2 | 2014-03-05 | フォル，ティエリ; ジメーヌ，フィリップ; ナメール，アルノー |
| 77 | System and method for reducing the exhaust noise of a jet engine | JP2012088905 | 2012-04-10 | JP5364812B2 | 2013-12-11 | マホメット， ビー． アルキスラー，; ジョージ， ダブリュ． バトラー，; デイヴィッド， エイチ． リード， |
| Jet engine nozzles with projections (e.g., chevrons) and injected flow, and associated systems and methods are disclosed. A method in accordance with one embodiment includes generating a first flow of gas with a jet engine, delivering the first flow through a nozzle having a trailing edge perimeter that includes multiple projections extending in an aft direction, and injecting a pressurized second flow of fluid into the first flow proximate to the projections. In other embodiments, other mixing enhancement devices (e.g., vortex generators) are carried by the projections. It is expected that the combination of the projections and the mixing enhancement devices will reduce engine exhaust noise levels below the levels achievable with either projections or injected flow individually. | ||||||
| 78 | System and method for reducing the exhaust noise of a jet engine | JP2009550101 | 2008-01-30 | JP5084844B2 | 2012-11-28 | マホメット， ビー． アルキスラー，; ジョージ， ダブリュ． バトラー，; デイヴィッド， エイチ． リード， |
| 79 | System and method for reducing noise from jet engine exhaust | JP2012088905 | 2012-04-10 | JP2012177369A | 2012-09-13 | ALKISLAR MEHMET B; BUTLER GEORGE W; REED DAVID H |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a means for further reducing noises of an aircraft engine.SOLUTION: Jet engine nozzles with projections (e.g., chevrons) and injected flow, and associated systems and methods are disclosed. A method in accordance with one embodiment includes generating a first flow of gas with a jet engine, delivering the first flow through a nozzle having a trailing edge perimeter that includes multiple projections extending in an aft direction, and injecting a pressurized second flow of fluid into the first flow proximate to the projections. In other embodiments, other mixing enhancement devices (e.g., vortex generators) are carried by the projections. It is expected that the combination of the projections and the mixing enhancement devices will reduce engine exhaust noise levels below the levels achievable with either projections or injected flow individually. | ||||||
| 80 | Wing leading edge for air discharge hole method of aircraft | JP2010535439 | 2008-12-01 | JP2011505290A | 2011-02-24 | サプライ，ティエリー; チェリン，フレデリック; ブルドー，クリストフェ |
【課題】本発明の対象は、航空機の翼前縁であり、 【解決手段】前記翼前縁が航空力学的表面で延長されており、前記航空力学的表面のレベルで空気の航空力学的流束が流通し、前記航空力学的流束の剥離を阻止するために空気排出孔（３０）が配置してあり、空気排出孔（３０）が、翼前縁にほぼ平行している、少なくとも相次ぐ２つの列間でずれた形に配置してあり、航空力学的表面を形成する２つの壁面間に介在する少なくとも１つのかいもの（３６）を含んでおり、前記かいものが、一方では、航空力学的表面（２６）の延長部に外面（３８）、航空力学的表面を形成する第１壁面と接触している第１傾斜面（４０）および航空力学的表面を形成する第２壁面と接触している第２傾斜面（４２）、ならびに他方では、航空力学的表面の両側に空気の流通を許す、一方の面から他方の面に交互に配置してある、傾斜面（４０、４２）のレベルに配設してある突出および／または凹状形態を含むことを特徴とする航空機の翼前縁。 【選択図】 図６ |
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