説明

エアバス・フランスにより出願された特許

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本発明は、一側を第1ボックスサイドパネル(34a)によって、且つ他の一側を第2ボックスサイドパネル(34b)によって閉じられた形状の航空機のエンジンのサスペンションパイロンのための剛体構造(8)に関するものであり、この構造は中間リブ空間(38〜38)を具備し、それぞれの空間は2つの直接的に連続したボックス縦リブ(36)によって画定されている。本発明によると、それぞれの中間リブ空間は少なくとも3つの任意の、且つ直接的に連続した中間リブ空間を具備しているグループを形成し、単一のアクセス開口部(42〜42)はサイドパネルに設けられ、これらの開口部は第1および第2のサイドパネルに交互に配置されている。
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本発明はねじピッチp1を備えた主ねじ(106)が設けられ、且つ ナットのスクリュー軸(108)に沿って配置されたナット(104)を具備したナットシステム(100)に関する。本発明によれば、ナットシステムはナットとともに自転するように連結されたねじデバイス(116)も具備し、このねじデバイスは主ねじから分離されて主ねじ(106)にねじ込まれない第2ねじ(122)を具備し、第2ねじは前記ナットのスクリュー軸に沿って配置され、且つ前記ねじピッチp1と異なったねじピッチp2を備えている。本発明のアプリケーションは航空機のエンジンによって発生した推進力に対抗するための装置を備えている。
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本発明は、横方向のリブ(23)を介して結合された2つの側面パネルから成る組立体によって形成された中央のトーションボックス(22)、及び中央のトーションボックス(22)の前方部分に固定され且つ両側に配置された2つの側方のトーションボックス(24a)を備えている航空機用ターボジェットエンジンのためのエンジンマウントに関する。本発明においては、中央のトーションボックス(22)を形成する横方向のリブ(23)のうち一方のリブが横方向のリブ(23)と一体に形成され、且つ中央のトーションボックス(22)から外方に2つの側面パネルから突出している2つの側方延長部(52a)を備え、2つの側方延長部(52a)それぞれは、2つの側方のトーションボックスそれぞれのフレーム(46a)に固定された状態で取り付けられている。
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修復部分(6,20,21,22,及び23)が例えば、ハニカム構造のように、2つのコア層(16,19)及び3つのポリマー外皮(2,3,17)を通じて確立され、複合構造を得るために2つの外皮及び2つのコア層の間に挿入された中間皮を含み、この修復部分がセットされ、ポリマーが真空で硬化される。カウンターフォーム(8)は、適切な様相及び表面品質を保証するために、外皮(2)の一方の側面上に押圧される。本発明は、通気口(24)が中間皮(21)を通じて設けられ、より好ましくは、下にあるセル状のコア(20)の適切なガス抜きのためのカウンターフォームを受容する外皮(2)を通じて設けられる。
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本発明は、エンジン(2)とエンジン取り付け構造体(4)とを具備してなる航空機用のエンジンアセンブリに関し、構造体は、ボックスを含む剛構造体(10)と、エンジンと剛構造体との間に介在させられた取り付けシステム(11)とを具備してなり、取り付けシステムは特に後部アタッチメント(8)を具備してなり、アセンブリはさらに、好ましくは通風式であってかつ熱バリアを形成すると共に構造体ボックスとエンジンとの間で延在するダクト(60)を具備してなる構造体ボックスの熱保護のためのシステム(58)を備えている。本発明は、ダクトが後部エンジンアタッチメントを越えて後方へと延在していることを特徴とする。
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本発明は航空機用エンジンアセンブリ用の新規な後部アタッチメント(10)に関する。本発明に係るアタッチメント(10)は二つの3点シャックル(12,12')を備えた二重ブーメラン構造体を具備してなり、当該シャックル(12,12')は、ただ四つの取り付けポイント(22,24,22',24')がマスト(6)に設けられかつ二つの取り付けポイントがエンジン(3)に設けられるように二重にされるが、ここでフェイルセイフ機能が二重構造体(12a,12b)によって実現される。本発明は安全基準を犠牲にすることなく、より軽量な構造体を実現する。
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本発明は、航空機のためのエンジンアセンブリ(1)に関するものであって、エンジンと、エンジン懸架パイロン(4)と、を具備し、熱交換器システムを具備し、第2導出口が、後方側エンジン懸架部材よりも後方側において、構造ブロックとエンジンとの間に配置されている。さらに、熱交換器システムの第2導出口(112a)は、構造ブロック(34)とエンジン(2)との間において、熱交換器(114)に対して連結されかつ構造ブロック(34)を貫通している第2導出パイプ(124)上に設けられている。
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本発明は、航空機の翼体とエンジンとの間に設けられるように構成された、エンジンの懸架装置に関する。この懸架装置は、高剛性な構造部分(8)と懸架手段によって高剛性な構造部分(8)に固定された状態で取り付けられた前方空力構造部分(24)とを備えている。前方空力構造部分は、エンジンのファンケーシングを備え、高剛性な構造部分と翼体との間に設けられるように構成されている。本発明では、懸架手段は、少なくとも1つの長さ調整可能な接続ロッド(32)を備えている。接続ロッドの一端は高剛性な構造部分(8)に取り付けられ、他端は前方の空力構造部分に取り付けられている。
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【課題】
本発明は、軽量フロアパネルの支持体取付装置に関する。そのような支持体取付装置は、少なくとも1つのフランジ(20)を含むインサート(18)を備え、このインサートはボルトタイプの固定装置(16)を受け入れるように構成されている。
【解決手段】本発明によれば、フランジ(20)は、歯付きエレメント(23)を備える外側表面を有し、支持体取付装置は、固定部材(16)が貫通するための開口部を含む延性材料からなる部分(24)を備える。歯付きエレメント(23)は、フロアパネルを支持体に固定する際に、延性材料からなる部分(24)と協働して、フロアパネルの変形を引き起こすことなく、支持体への固定を可能とする。 (もっと読む)


複合材料は、2つの外皮(2,3)及び2つの外皮の間の内部コア(1)からなり、前記外皮のうちの一方の外皮(2)の一部(6)がカウンターフォーム(8)及び吸気からの圧力と共に置き換えられなければならない。修復は、コア(1)のセル内の空気を放出するために、対向する外皮(3)における通気口(14)を穿孔することによって達成される。コア(1)上の新しい部分(6)の接着結合を改善する。
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