| 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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| 81 | High bypass-ratio turbofan jet engine | JP2008057474 | 2008-03-07 | JP2009215895A | 2009-09-24 | YANAGI RYOJI; FUJIWARA HITOSHI |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbofan jet engine which is capable of increasing a bypass ratio without increasing a fan diameter and of reducing air resistance acting on the engine. SOLUTION: In a high-bypass ratio turbofan jet engine, front-fan flow ducts 20a, 20b for discharging compressed air compressed by a front fan 10 to the open air, and aft-fan flow ducts 50a, 50b for introducing air to an aft-fan 40 are disposed so as to change cross-sectional shapes thereof by rorating around a core engine 30 in a counterclockwise direction, so that the geometrical relationship between the front-fan flow ducts 20a, 20b and the aft-fan flow ducts 50a, 50b is inverted, in a section 1 immediately posterior to the front-fan 10 and a section 11 immediately anterior to the aft-fan 40. COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT | ||||||
| 82 | Main-wing structure for aircraft | JP2006302637 | 2006-11-08 | JP2008120108A | 2008-05-29 | NAKAZAWA ATSUSHI; HASEGAWA KAZUHIDE; AZUMA HIROHIDE |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To achieve effective utilization of a space in each main wing while improving reliability by rationally arranging wirings and piping connecting an engine mounted on each main wing with a fuselage. SOLUTION: A plurality of regions are partitioned inside a main wing 12 by a plurality of spars 17-19 and a plurality of ribs 20A-20I. In a plurality of the regions, a prescribed region continuous from a mounting part of a pylon 13 of an engine 14 to an internal space of a leading-edge skin 23 is made as wiring/piping storage chambers 34A, 34B for storing a wiring 37 and piping 38 connecting the engine 14 with a fuselage 11, a prescribed region adjacent to a part of the wiring/piping storage chambers 34A, 34B as a landing-gear storage chamber 28, and a prescribed region adjacent to the other part of the wiring/piping storage chambers 34A, 34B as fuel tanks 35A-35D. Therefore, it not only further improves maintainability compared with the case of dispersing the wiring 37 and piping 38 in the main wing 12 but also enhances reliability by isolating the wiring/piping storage chambers 34A, 34B from the landing-gear storage chamber 28 and the fuel tanks 35A-35D. COPYRIGHT: (C)2008,JPO&INPIT | ||||||
| 83 | Thrust reverser assembly and gas turbine engine assembly | JP2007177873 | 2007-07-06 | JP2008019864A | 2008-01-31 | HAUER THOMAS ANTHONY; STUART ALAN ROY; FEHRMANN JOHN ROBERT |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a thrust reverser assembly for an aircraft gas turbine engine. SOLUTION: The thrust reverser assembly 100 comprises: a plurality of first rotary vanes 180 for allowing increase in lift by channeling air flow from a gas turbine engine 10 to the whole surface of an aircraft wing 12; and a plurality of second rotary vanes 182 for generating a reverse thrust by channeling air flow from the gas turbine engine. The gas turbine engine 10 includes a first cowl and a second cowl that is repositionable with respect to the first cowl. The thrust reverser assembly may include a cowl moving device for selectively positioning the second cowl to a first operational position 132 such that a fan air flow 28 is channeled through the plurality of first rotary vanes 180 to allow the increase in lift. COPYRIGHT: (C)2008,JPO&INPIT | ||||||
| 84 | Peeling suppression device | JP11459596 | 1996-05-09 | JP3714722B2 | 2005-11-09 | 友一 河村; 道格 藤野 |
| 85 | Method to reduce wave resistance of an airplane | JP30699198 | 1998-10-28 | JP2000128088A | 2000-05-09 | FUJINO MICHITADA; KAWAMURA YUICHI |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To reduce the negative pressure peak above the main wing and delay the generation of impact waves and reduce wave resistance by providing a fluid control device such as an engine nacelle in a predetermined position on top of the main wing and actively superposing the air current generated by this fluid control device on the air current above the main wing. SOLUTION: When an engine nacelle is provided on top of the main wing and the front/back directional position of the front end of the engine nacelle is set in the range of 63% to 100% from the front end of the wing chord of the main wing (b, i), impact waves are generated on top of the main wing in the transonic velocity region such that wave resistance is prevented from increasing, which enables cruising speed to be increased while avoiding an increase in fuel consumption. If the front end of the engine nacelle is farther forward than a position of 63% of the wing chord (e, f), the effect of preventing impact waves is unable to be displayed and wave resistance increases. COPYRIGHT: (C)2000,JPO | ||||||
| 86 | Nasser for suspending the turbojet engine on the lower side of the airplane wing | JP26927588 | 1988-10-25 | JPH0829759B2 | 1996-03-27 | アラン・マリ・ジヨゼフ・ラルドリエ |
| 87 | Fan/cowl integrated ultra high bypass ratio engine and its transport/removal | JP22452390 | 1990-08-28 | JPH03141829A | 1991-06-17 | YUUJIN JIIZASU ANTOUNA; DONARUDO FUREDORITSUKU KETSUKU |
| PURPOSE: To provide a method and device for assembling and installing a high bypass ratio gas turbine engine by providing a support member freely removably connected to a fan shroud integrated with a nacelle, and a means for freely movably connected a fan to a core engine. CONSTITUTION: A fan cowl 40 is an integrated cowl incorporating the aerodynamic characteristic of the cowl and even the structural features of a fan casing and has a structural member 36 mounted on the structural part of the cowl 40 and outlet guide vanes 30 connected to the integrated cowl 40 to support a core engine. The vanes 30 are freely removably supported against a booster casing 44 by bolts or other appropriate means. Fan blades 24 can be removed from a rotor module, together with a fan spinner 28, and can be disassembled from the rotor module without removal of the fan cowl 40. COPYRIGHT: (C)1991,JPO | ||||||
| 88 | Reaction reducing nacelle | JP2945581 | 1981-03-03 | JPS56143330A | 1981-11-09 | DANIERU JIYON 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> | ||||||
| 89 | 摺動接合キット、摺動接合キットを内包するシステム、及び関連方法 | JP2017135190 | 2017-07-11 | JP2018091478A | 2018-06-14 | コネリー, トーマス ジョセフ; リー, リンダ エム.; クロマー, ウィリアム クリフトン |
| 【解決手段】本開示の摺動接合キット、摺動接合部、及び、それらを含むシステムは、第1パネル及び第2パネルの少なくとも一部分が互いと摺動接触することにより一方のパネルの他方に対する動きが許容されるように、第1パネルと第2パネルとを1つに接合するよう、構成されうる。 【効果】パネルが1つに接合されながらも、一方のパネルの他方に対する熱膨張、及びそれによって生じる動きが、許容されうる。例えば、本開示の摺動接合部は、航空機の熱シールドパネルを1つに接合するために使用されてよく、熱シールドパネルの座屈の低減及び/又は接合応力の低減をもたらしうる。摺動接合キットを組み付けて第1パネルと第2パネルとを接合する関連方法も、開示されている。 【選択図】なし |
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| 90 | 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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| 91 | 遮熱フランジの摺動ジョイント | JP2017152276 | 2017-08-07 | JP2018079913A | 2018-05-24 | コネリー, トーマス ジェー.; リー, リンダ エム. |
| 【課題】遮熱材に関し、具体的には航空機の遮熱材に関連するエキスパンションジョイントを提供する。 【解決手段】熱エキスパンションジョイント34は支持構造体と後縁との間に延びる底部外板36を含み、支持構造体40は熱源に近接して位置している。さらに、この熱エキスパンションジョイントは側部外板38を含む。また、熱エキスパンションジョイントは、底部外板に連結され且つフランジ部から側部外板に向かって延びる、オーバーラップ部を含む。さらに、このオーバーラップ部は、加熱中、フランジ部に向かって膨張し、且つ側部の上面に沿って摺動することによって熱膨張が可能なように、側部の上に重ねられており、側部に向かって付勢されている。 【選択図】図2 |
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| 92 | 熱シールドアセンブリ及び方法 | JP2017034344 | 2017-02-27 | JP2017206230A | 2017-11-24 | コネリー, トーマス ジェー.; リー, リンダ エム. |
| 【課題】座屈強度の高い耐熱材料からなる熱シールド外販パネルを提供する。 【解決手段】熱シールドアセンブリ100は、外板パネル102と補強材、フレーム部材110を含む。外板パネル102として、基本外板パネルと側面外板パネル106を特に含み得る。基本外板パネル104と側面外板パネル106は、フレーム部材110の全体にわたり配置され且つフレーム部材110に連結され、内部容積を有する3次元本体114を画定する。外板パネル102とフレーム部材110との間の連結は、溶接及び/又は機械式締め具(例えば、リベット、ナット/ボルトなど)などによる。断熱材料が、熱シールドアセンブリ100の本体114の内部容積内に配置され得る。様々な組成(例えば、セラミックス、ガラス繊維など)が、断熱材料として使用され、様々な物理的形態(例えば、フォーム、モノリス、バルク材料、シート、ブランケットなど)で提供され得る。 【選択図】図3 |
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| 93 | 航空機のエンジンパイロンおよび航空機 | JP2014038537 | 2014-02-28 | JP2015160588A | 2015-09-07 | 立岩 甚吾 |
| 【課題】パイロンに設けられるドレインおよび換気の構造を見直すことにより、パイロンにおける発火・引火防止を担保しながら、航空機において至上命題である重量低減、飛行性能向上をも図ることができる航空機のエンジンパイロンを提供する。 【解決手段】航空機のエンジンを主翼に支持するために用いられるパイロン20は、パイロン20における所定の領域(配管・配線ケース230)に設けられる配管から漏れた燃料や作動油を、配管・配線ケース230内から外気へと排出する第1ドレインR1と、配管・配線ケース230内を外気に連通させる換気通路40とを備える。 【選択図】図4 |
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| 94 | Lower rear aerodynamic fairing for an aircraft engine mounting device | JP2010525330 | 2008-09-17 | JP5319684B2 | 2013-10-16 | フレデリック・ジュルナード; エリック・ルノー; デルフィーヌ・ジャルベール |
| Compounds, pharmaceutical compositions, and methods of use are disclosed for heteroaryl amide analogues of formula Ia and/or Ib: In certain embodiments, the heteroaryl amide analogues are agonists and/or ligands of dopamine receptors and may be useful, inter alia, for the treatment of a condition responsive to P2X7 receptor modulation, for example, pain, inflammation, a neurological or neurodegenerative disorder, a cardiovascular disorder, an ocular disorder or an immune system disorder. | ||||||
| 95 | Passive induction system and method of the fluid of the aircraft engine nozzle | JP2007315963 | 2007-12-06 | JP5241215B2 | 2013-07-17 | スタンレイ・エフ．・バーチ; アレクサンダー・エヌ．・セクンドフ; ドミトリー・エー・リュビモフ; コンスタンティン・エム．・クリトフ; ウラディミール・ピー．・マスロフ; アレクセイ・ケイ．・ミロノフ |
| 96 | Structure of superplastic forming method and aircraft produced by it's titanium assembly | JP2008540196 | 2006-11-10 | JP5235672B2 | 2013-07-10 | コーネリー、トマス・ジェイ．; ドゥンスタン、ケント・ダブリュ．; ウィリアムズ、ウィリアム・ティー．・ザ・サード; コムリー、ピーター・エヌ．; ヘフティ、ラリー・ディー． |
| 97 | Lower rear aerodynamic fairing for an aircraft engine mounting device | JP2010525330 | 2008-09-17 | JP2010538912A | 2010-12-16 | エリック・ルノー; デルフィーヌ・ジャルベール; フレデリック・ジュルナード |
| 本発明は、航空機エンジン取付デバイスのための下側後部空力整形板（３０）であって、整形板の長手方向（Ｘ）に間隔を隔てた内部横方向補強リブ（４６）によって共に接合された２つの側方パネル（４４）を備え、さらに、エンジンからの一次フロー（３６）が沿って流れることが意図された熱シールドフロア（３２）を備えた下側後部空力整形板（３０）に関する。 本発明によれば、下側後部空力整形板（３０）は、さらに、フロア（３２）をリブ（４６）からオフセットさせる長手方向の２つの接続ウェブ（５８）を備えており、これらの長手方向の２つのウェブ（５８）は、それぞれ、フロア（３２）の横方向の２つの端部（６０、６０）のうちの対応する端部に固定して取り付けられた第１の横方向の端部（６２）、およびリブ（４６）の上に固定して取り付けられた第２の横方向の端部（６４）を有している。 | ||||||
| 98 | Wave drag reduction method of airplane | JP30699198 | 1998-10-28 | JP3980775B2 | 2007-09-26 | 友一 河村; 道格 藤野 |
| 99 | Carrier structure in turboprop engine, and assembly having the same | JP2004039199 | 2004-02-17 | JP2004249977A | 2004-09-09 | PICARD JEAN-LOUIS; MAZEAUD GEORGES |
| PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a carrier structure that need not be removed completely for accessing engines in maintenance work and/or taking out the engines. SOLUTION: The carrier structure comprises an upper section 20 having a front arch 22, a rear arch 24, and a beam 26 in the longitudinal direction; and a removable lower section 30 that is open upward. The lower section 30 has at least two lower arches 32a-32d and a longeron 34, is removably fixed to the upper section 20 by centering/fixing means 50, 52 and 54. The lower and upper sections 30, 20 demarcate a housing suited for receiving a turboprop engine 100 together. The carrier structure further includes a suspension 40 for supporting the turboprop engine 100. COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI | ||||||
| 100 | Nacelle equipment of aircraft | JP3034193 | 1993-06-07 | JP2606289Y2 | 2000-10-10 | 野 完 一 天; 泰 寛 谷 |
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