| 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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| 21 | Aircraft having an engine that is partially embedded in the fuselage | JP2011533783 | 2009-10-28 | JP2012506823A | 2012-03-22 | シヤネ，フイリツプ・ジエラール; トーマス，ステフアン・ジヤツク・フランソワ; ルコルデイ，ジヤン−ロイツク・エルベ |
| An airplane provided with dual-flow turbojet engines having nacelles at least partially encased in the fuselage, wherein the air intake of each engine is connected to the fuselage by two boundary layer guiding walls, the walls extending towards the upstream side of the air intake and being spaced apart towards the upstream side. | ||||||
| 22 | Device for reducing the aerodynamic drag | JP2010535339 | 2008-11-21 | JP2011505288A | 2011-02-24 | ブァディオ、フィリップ; レイモンド、ジェラルド |
| 本発明は、ビークル胴体（４）の後部から突き出た、ビークル胴体の後部から広がっていくガス噴射ノズル（３）を含む少なくとも１つのエンジン（２）を備える、ビークル（１）の空力抵抗を低減するデバイスにおいて、ノズルの少なくとも一部分をマスクする、エンジンが動作した後にノズル流の中で除去できる吸収可能な材料（６）で作製された少なくとも１つの部材（５）を含むことを特徴とする、デバイスに関する。 本発明は、また、そのデバイスを含む宇宙機に関する。
【選択図】図1 |
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| 23 | Pylon | JP19467888 | 1988-08-05 | JPH01101296A | 1989-04-19 | BURUUSU JIYOSEFU GOODON |
| PURPOSE: To reduce noises and circulating loads induced by a pylon supporting a pusher propeller, by decreasing the wake produced by the pylon. CONSTITUTION: In one type, a freely adjustable flap 40 which rotates about a point 42 is added to a pylon 12 as shown in the figure. Wake 15, which is produced by the formation of a boundary layer, is in one respect the result of lift produced by the pylon 12. Therefore, provided that the lift can be controlled, the formation of the wake 15 can also be controlled. Changing the position of the flap 40 can be regarded as controlling the wake 14 through the control of the lift obtained by the pylon 12. Thus, the wake 15 normally produced by the pylon 12 supporting a pusher propeller is decreased to reduce noises caused by the closure of the wake 15 produced by wings 6A, 6F and also to decrease periodical wing deflections applied to the wings 6A, 6F by the wake 15. COPYRIGHT: (C)1989,JPO | ||||||
| 24 | 航空機用後部エンジン | JP2016192434 | 2016-09-30 | JP6387062B2 | 2018-09-05 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デイビッド・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 |
| 25 | 航空機用後部エンジン | JP2016181120 | 2016-09-16 | JP2017061306A | 2017-03-30 | パトリック・マイケル・マリナン; カート・デービッド・マロー; トーマス・リー・ベッカー・ジュニア |
| 【課題】 航空機が機械的故障により飛行禁止になる可能性を高めることなく航空機の正味推力に寄与することができる、主翼真下に取り付けられた航空機エンジンとは別のエンジンを有する航空機用推進システムを提供する。 【解決手段】 複数の主エンジンを含む航空機(200)のための推進システムが提供される。複数の主エンジンは、少なくとも第1の主エンジン(252)及び第2の主エンジン(254)を含み、各々は、航空機(200)の一対の主翼(210)それぞれに取り付くように構成される。推進システムは、航空機(200)の尾部(208)に取り付くように構成された後部エンジンをさらに含む。複数の主エンジンは、後部エンジンを使用することなく離陸するのに十分な所定の推力を提供する大きさであり、後部エンジンは、非主要信頼性エンジンとして構成することができる。 【選択図】 図1 |
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| 26 | The rear portion of the aircraft includes an engine supporting structure which is mounted so as to swing the body | JP2012502740 | 2010-03-29 | JP5587973B2 | 2014-09-10 | ラフォント ローレン; ミシェル ソークレイ ジーン; キロス ヘルナンデス エステバン; アンティパス ジェローム; ボネット マチュー; ジョーネイド フレデリック |
| 27 | Air intake of an aircraft engine with a propeller without duct | JP2011543789 | 2009-11-09 | JP5416786B2 | 2014-02-12 | バンシラン，ステフアンヌ・エマニユエル・ダニエル |
| 28 | The rear portion of the aircraft includes an engine supporting structure which is mounted so as to swing the body | JP2012502740 | 2010-03-29 | JP2012521928A | 2012-09-20 | キロス ヘルナンデス エステバン; ミシェル ソークレイ ジーン; アンティパス ジェローム; ジョーネイド フレデリック; ボネット マチュー; ラフォント ローレン |
| 本発明は、中央垂直平面（Ｐ）の両側に対称に配置された２つの連結ロッド（６６）を含む飛行機の後部に関し、各連結ロッドは、エンジンの支持構造体に取り付けられた第１の端部及び前記胴体（６）に取り付けられた第２の端部を有し、この飛行機の後部は、それらの回転軸を中心とする連結ロッド（６６）の回転によって、胴体（６）に対して、支持構造体及びエンジンからなる組立体の制限された振幅の遥動運動が第１及び第２の胴体開口部（１８）を経て可能になるように設計される。 | ||||||
| 29 | The rear portion of the binding to the body by at least one of the block element is under compressive load, with a structure for supporting the engine aircraft | JP2011527378 | 2009-09-16 | JP2012502847A | 2012-02-02 | フレデリック・ジュルナード; ローラン・ラフォン |
| 本発明は、第１の開口および第２の開口(１８,１８)を経て、胴体を貫通する、エンジンを支持するための構造体(１４)を具備してなる航空機の後方部分(１)に関する。 当該後方部分は、胴体(６)に対して支持構造体(１４)を連結する連結手段を具備してなり、第１の連結手段は第１の開口を形成する第１のケーシング(５０)に対して構造体(１４)を連結し、かつ、第２の連結手段は第２の開口を形成する第２のケーシング(５０)に対して構造体(１４)を連結する。 本発明によれば、第１および第２の連結手段は、それぞれ、ケーシング(５０)に対して、そして支持構造体(１４)に対して加えられることによる圧縮荷重下にある、支持構造体の少なくとも一つのブロック要素(９０,９２)を具備してなる。 | ||||||
| 30 | Rear part of the aircraft comprising a fuselage through engine support structure coupled to the fuselage at least one connecting rod | JP2011527377 | 2009-09-16 | JP2012502846A | 2012-02-02 | バルドゥー エティエンヌ; ジャルバート デルフィーヌ; ジュールナード フレデリック; ラフォン ロラン |
| 本発明は、第１及び第２の開口部（１８，１８）を経て胴体を貫通するエンジン支持構造（１４）備える、飛行機（１）の後部に関する。 この飛行機の後部は、前記支持構造（１４）を胴体（６）に結合する固定手段を備え、該固定手段は前記支持構造を前記第１の開口部（１８）を形成する第１のケーシング（５０）に結合する第１の固定手段及び前記支持構造を前記第２の開口部（１８）を形成する第２のケーシング（５０）に結合する第２の固定手段を備える。 本発明によれば、前記固定手段は少なくとも一つの作動力回復連結ロッド（６６）も備え、前記連結ロッドの第１端部は前記支持構造（１４）に取付けられ、その反対端部は前記第１及び第２の開口部（１８，１８）から離れた点で前記胴体（６）に取付けられる。
【選択図】図３ |
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| 31 | Twin engine-powered aircraft | JP2000567437 | 1999-08-19 | JP2002523301A | 2002-07-30 | ウイリアムズ，サム，ビー． |
| (57)【要約】 ジェット航空機は、最大横方向断面の中間部分１６と、比較的より小さい断面の一般に円錐状の尾部胴体部分１８と、この尾部胴体部分１８から上方に延在する単一垂直スタビライザー２０とを有する細長い胴体１２を供える。 航空機の推進エンジン３０、３２が、胴体１８および垂直スタビライザー２０から隔置された垂直スタビライザー２０であって、その空気取入れ口３８、４０を有するスタビライザー２０に装着されると共に、中間胴体部分１６の横方向断面の後方突出部内に全体が配置され、これにより境界層空気流の効果を最小にしながら異物のエンジン３０、３２中への吸込みを排除する。 | ||||||
| 32 | 非軸対称後部エンジン | JP2016178124 | 2016-09-13 | JP6313829B2 | 2018-04-18 | パトリック・マイケル・マリナン; トーマス・リー・ベッカー; カート・デイヴィッド・マロー; チーシアン・ヤオ |
| 33 | 航空機用後部エンジン | JP2016192434 | 2016-09-30 | JP2017071387A | 2017-04-13 | トーマス・リー・ベッカー; カート・デイビッド・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】航空機エンジンの効率を実質的に低下させることなく航空機の抗力の量を低減するための推進システムを提供する。 【解決手段】航空機10の後端で航空機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航空機10の推進システム100が提供される。後部エンジンは、後部エンジンの中心軸の周りで回転可能であり、ファンシャフトに取り付けられた複数のファンブレードを有するファン106を含む。後部エンジンは、航空機10に取り付けられる場合に、航空機10の正味推力を高めることができる。 【選択図】図1 |
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| 34 | 航空機用の後部エンジンナセルの形状 | JP2016180048 | 2016-09-15 | JP2017061305A | 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; カート・デイヴィッド・マロー; ジーシャン・ヤオ |
| 【課題】航空機に組み込むために特別に設計されたナセルを有する後部エンジンを提供する。 【解決手段】航空機10の胴体20は、航空機の前方端から後方端16に向かって延在する。後部エンジン200は、後方端に近接して胴体に取り付けられ、ファン222およびナセル224を含む。ファンは、後部エンジンの中心軸220の周りに回転可能で複数のファンブレード228を含む。ナセルは、ファンブレードを囲み、前方端246を有する下部248を定め、前方端に湾曲面を定め、湾曲面は、湾曲面が最小の曲率半径を定める基準点を含む。ナセルはさらに、基準点から垂直に延在する垂直基準線を定める。垂直基準線は、後部エンジンの中心軸とゼロより大きな角度を定めて、例えば、後部エンジンに最大限の空気流量が入ることを可能にする。 【選択図】図5 |
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| 35 | 非軸対称後部エンジン | JP2016178124 | 2016-09-13 | JP2017061302A | 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; カート・デイヴィッド・マロー; チーシアン・ヤオ |
| 【課題】表面摩擦抗力、形状抗力、および誘導抗力を含む航空機への抗力の影響を相殺し、エンジンの効率を改善するためのシステムを提案する。 【解決手段】胴体(20)および後部エンジン(200)を含む航空機(10)が提供される。胴体は、航空機の前方端(14)から航空機の後方端(16)に向かって延在する。後部エンジンは、航空機の後方端に近接して胴体に取り付けられる。後部エンジンは、後部エンジンの中心軸の周りに回転可能で複数のファンブレードを含むファンを含む。後部エンジンはまた、複数のファンブレードを取り囲み、入口を定めるナセルを含む。入口は、後部エンジンの中心軸に対して非軸対称形を定めて、例えば、後部エンジンに最大限の空気流量が入ることを可能にする。 【選択図】図1 |
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| 36 | 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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| 37 | Device for reducing the aerodynamic drag | JP2010535339 | 2008-11-21 | JP5484346B2 | 2014-05-07 | レイモンド、ジェラルド; ブァディオ、フィリップ |
| 38 | Rear part of the aircraft comprising a fuselage through engine support structure coupled to the fuselage at least one connecting rod | JP2011527377 | 2009-09-16 | JP5467108B2 | 2014-04-09 | ラフォン ロラン; ジュールナード フレデリック; ジャルバート デルフィーヌ; バルドゥー エティエンヌ |
| 39 | Air intake of an aircraft engine with a propeller without duct | JP2011543789 | 2009-11-09 | JP2012508668A | 2012-04-12 | バンシラン，ステフアンヌ・エマニユエル・ダニエル |
| An air intake for an aeroplane engine of type with unducted propellers, which intake can be connected by a pylon to a fuselage of an aeroplane, a local length of the air intake, measured parallel to the axis of the engine between a point on a leading edge of the air intake and a transverse plane situated at an inlet impeller of the engine compressor, is longer in a region of the air intake connected to the pylon and shorter in a region of the air intake opposite the pylon. | ||||||
| 40 | Aerofoil | JP8918088 | 1988-04-13 | JPS6416497A | 1989-01-19 | FUIRITSUPU ROJIYAA GURIIBU; RUDORAMUNI KARIBIIRATSUPA MAJI |
| PURPOSE: To suck and thrust out air via bore holes on a pylon surface and to reduce a wake produced by a pylon by injecting gas into the air quantity near the rear edge of the pylon. CONSTITUTION: A pylon 12 has a tube 60 connected to a manifold 63, and high- pressure air having the pressure at least further higher than that at a point 66 on the downstream side of a rear edge is fed to the manifold 63. The tube 60 feeds an air jet 67 to increase the total speed of the air in the wake region, wake speed deficiency is reduced, the air engulfed from a free stream is reduced, thus the change of the infiltration angle as seen from a fan blade when cutting into the wake region is reduced. Many bore holes 75 are provided on the surface of the pylon 12, and they are connected to a manifold 42 connected to a low- pressure source. Air is sucked from a boundary layer by this low pressure, the peeling of the stream is suppressed, thus the wake is suppressed. | ||||||
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