説明

エアバス・ユ―ケ―・リミテッドにより出願された特許

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電極配列の組が公称中心点を中心に配置されるとともに周方向に配置される電極素子の組を備える、音響トランスデューサが開示される。共通電極と前記電極素子との間に圧電材料が位置する。 (もっと読む)


航空機における翼の前縁上に高揚力装置を展開するよう構成した作動システム。この作動システムは、第1枢着ポイントで翼に対して、また第2枢着ポイントで高揚力装置に対して回動可能に連結するリンクと、第1枢着ポイントの周りで高揚力装置を回転させるよう構成した第1作動機構と、第2枢着ポイント周りで、高揚力装置を回転させるよう構成した第2作動機構と、を備える。第2作動機構は、第1作動機構とは独立して作動可能であり、また、高揚力装置と航空機における翼前縁との間に封止力を発生するよう作動可能とする。
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複合部品の製造における被成形材を成形する製造方法に関するものである。その方法は、雄型の上に、前記雄型の頂部の上に位置する第1の部位及び該雄型の片側に突き出す第2の部位とを有する前記被成形材と隔壁を載置する工程と、前記隔壁の全域に亘って圧力差を与え、前記圧力差を与える際に前記雄型を超えて前記隔壁を広げることにより、前記雄型の側部に前記被成形材の第2の部位を接触させて次第に変形させる工程を有する。前記隔壁は、該隔壁の平面内で5MPa超の引張係数を有する。任意に、支持膜は、前記被成形材の対向する側部に載置しても良い。支持膜が使用される場合において、前記隔壁は、該隔壁の平面内で、支持膜の平面内における剛性よりも大きい剛性を有する。
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本発明は、航空機用照明装置に関し、特に、着陸及び地上走行で使用される航空機用照明装置に関する。本発明は、第1の方向(9)の主ビーム軸を備えた第1の光源(5)と、第1の方向(9)とは異なる第2の方向(10)の主ビーム軸を備えた第2の光源(6)とを含む。記第1及び第2の光源(5,6)は、これらの光源に供給される電力の変化により、第1及び第2の光源を組合せて複数の異なる方向に正味の光ビームを生成できるように構成されている。
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複合材を製造するための方法であって、補強素子間の介在ギャップに液体マトリクス材料を有する補強素子の第1層を設けるステップと、補強素子の第2層を前記介在ギャップ内の前記液体マトリクス材料に浸漬して、前記第2層内における前記補強素子を、部分的に補強素子の第1層に埋設し、また前記補強素子の第1層から部分的に突出させるステップと、第2層における前記補強素子の突出部分を、前記液体マトリクス材料に含浸させるステップと、及び前記液体マトリクス材料を硬化するステップと、を有する複合材の製造方法。
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航空宇宙構造物に使用される、例えば、スパーあるはストリンガ等の、複合材料長尺構造メンバ(102)は、例えば、ウェブ(108)を支持するためのメンバ(102)の基部(106)に接合する、湾曲した表面あるいは同様の、面取り(107)の形をとる、ある角度に向けられた部分を有するウェブ(108)を含む。基部上の第1表面(110)は、補強のために構造物(104)に隣接するように形成される。基部(106)はまた、第1表面(110)と反対側に第2表面(112)を有する。ウェブ(108)は、第1および第3表面(110、114)と複合材料内の同じ層に第3表面(114)および第4表面(116)をそれぞれ有する。介在する部分(107)上/内に、第1および第3表面に接続する第5表面(130)が存在する。メンバ(102)のジオメトリは、距離の増加に伴い、第5表面の幅が減少した場合に第1表面が第2表面の方へ転置されるように、その長さ(L)に沿って変化する。長尺メンバ(102)の製造中に、望ましくないクリース、メンバ(102)のジオメトリが変化する領域内の複合材料層における応力あるいは伸びを引き起こすリスクは、このような構成により減少することができる。
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脚部6と、脚部の端部から伸びるウエブ8とを含む航空宇宙構造体に用いるL形状の多層複合体のストリンガー2からなる。脚部上の第1表面10は、補強すべき構造体に当接するように形作られる。脚部は、また、第1表面と反対側に第2表面を有する。ウエブ8は、第1、第3表面10,14と同一の複合材料の層にそれぞれ第3表面14と第4表面16を有する。ストリンガー2の形状は、第1表面10が第2表面12の方向に変位するとき、第4表面16が第3表面14の方向に変位するようにその長さに沿って変化する。ストリンガー2の脚部の遠方端からウエブの遠方端までの展開幅DWは、ストリンガーの長さに沿う全ての断面に対して略一定となる。このような配置によって、ストリンガー2の製造中、前記ストリンガーの形状が変化する領域において、複合材料の多層に望ましくない湾曲、応力または伸張を生じさせる危険が軽減される。
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航空宇宙構造物に使用するための、例えばスパー(102)等の、複合材料長尺構造メンバは、アッパおよびロアフランジ(104、106)間に配置される。ウェブ(108)は、スパー(102)の翼基端に対する第1部位での長さLに平行する軸線(164)の回りの時計回り方向の捩れとスパー(102)の翼先端に対する第2部位での反時計回り方向の反対捩れとを含む。アッパフランジ(104)からウェブ(108)を経由してロアフランジ(106)の末端まで測定されたスパーの展開幅が、長さ(L)に沿った距離の増加に伴い直線に変化するように、スパー(102)のジオメトリは、その長さ(L)に沿って非直線に変化する。スパー(102)の製作中、メンバ(102)のジオメトリにおける領域内の複合材料層の望ましくないクリース、応力あるいは延びを引き起こすリスクは、このように組み合わせることにより減少させることができる。
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翼の遠位端に接続される付け根、上方へ曲げられた部分、先端、及び、上方へ曲げられた部分と先端との間の移行部を具える小翼であって、かかる小翼の外側のカント角度が翼の基準面に対して減少する小翼である。一実施形態において、小翼の少なくとも一部が連続的に屈曲しており、かかる小翼の翼幅の曲率に変化が生じる位置が変曲点となる。また、その他の実施形態において、上方に曲げられた部分は平面状である。更に、かかる小翼は、飛行時に先端渦を発生させる。移行部における外側のカント角度の減少により、先端渦は小翼の外側に移動する。
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補強パネルの製造方法は、パネルをジグで保持し、基準部をジグで保持し、パネルと基準部をストリンガーに係合し、ストリンガーをパネルへ接合させることを含む。基準部の形成には、好適には追加工程を利用する。基準部を一連の層として成長させることにより、各層の形状を選択し、基準部の形状や大きさを最適化させることが可能である。
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