本発明は、ルート部（２）およびルート部の外側の少なくとも１つの部分を有するタービンエンジン翼（１）を係止する装着体に関する。前記装着体は、前記外側部分を工作機械上で機械加工するように意図され、前記翼を受け入れる固定顎部（６）であって、その上に、当接部を形成しかつ前記翼用の位置決め基準系を前記固定顎部上に画定する少なくとも６つの点が画定される固定顎部を含む。前記装着体はまた、前記外側部分の機械加工作業中、翼ルート部（２）上にクランプ固定する少なくとも１つの手段によって前記翼を前記固定顎部（６）に対して保持することを確実にすることが意図された可動顎部（７）も含む。可動顎部（７）は、ルート部の表面の一方上に圧力を及ぼす第１のクランプ固定手段（１１）を備え、前記圧力は、前記表面にほぼ垂直なものである。前記装着体は、固定顎部が、前記ルート部の前縁または後縁上に圧力を及ぼす第２のクランプ固定手段（２１）を備え、前記圧力が、前記ルート部の前記後縁または前記前縁のそれぞれの方向に実質的に配向されることを特徴とする。
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本発明は、タービンリングセクタ用繊維プリフォーム（４０）であって、三次元織りによって製造され、基部を形成する第１の部分（４２）と、各々が２つの枝部を有する２つのタブ形成Ｌ字形部分（４４、４６）とを備え、第１の部分（４２）の２つの端部は前記第１の枝部（４４ａ、４６ａ）によってそれぞれ延長され、さらに２つのタブ（４４、４６）を接続する第２の部分（４８ｂ）を備え、織り合わされる第１および第２のストリップ（Ａ、Ｂ）が第１の枝部（４４Ａ、４６ａ）と第２の枝部（４４ｂ、４６ｂ）の第１の厚み部分と第１の部分（４２）とを形成し、第１の枝部（４４ａ、４６ａ）および第１の部分（４２）の位置に第１および第２のストリップ間の非連結領域が存在し、織られる第３のストリップ（Ｃ）は第２の部分（４８ｂ）とタブ（４４、４６）の各々の第２の枝部（４４ｂ、４６ｂ）の第２の厚み部分とを形成する繊維プリフォーム（４０）に関する。
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本発明は、末広がり部（２６）を備えたノズル（２４）を有する反動エンジン（１６）用の試験台に関する。試験台は、末広がり部を定位置に保持する手段を有し、この定位置では、かかる保持手段は、末広がり部をその軸線が垂直になるよう保持することができると共に末広がり部の下流側半部に位置する下流側部分と相互作用してこの下流側部分の変形及び／又は運動を制限することができる。かくして、試験台は、試験中に横力が末広がり部に加わった場合であっても末広がり部の損傷を阻止する。 （もっと読む）

複雑なシステムで起こり得る故障を検出して特定するためのシステムは、
− 複雑なシステムの少なくとも１つのサブシステムに影響を及ぼす故障を検出して特定するための手段（ＣＡＰ、ＭＯＤ_VAL、ＭＯＤ_DP、ＭＯＤ_FD）、および、
− そのように検出した場合に、とるべき行動について決定を下すための手段（ＭＯＤ_PD）を含む。当該システムは、ロケットエンジンを監視するために利用される。 （もっと読む）

本発明は、二重流または三重流のジェットエンジン（１）を取り付ける航空機のパイロンに関し、前記パイロンは、航空機に接続する上表面と、２つの側面と、パイロンの下方部位上のフランジとを備える。前記パイロンは、前記ジェットエンジンの低温流ノズル（５）の下流に延在する、低温流内に位置する少なくとも１つの部位を含む。前記パイロンは、前記ノズルを越えて低温流の中へと延在するその部位上に、前記パイロンの一方の側面上に位置決めされた、パイロンの両側面に沿って流れる気体の中へと空気ストリームが噴射されまたはそこから引き込まれる少なくとも１つの開口部（８）を備えることを特徴とする。
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本発明は、複数の電気接触器の個々の位置を判定する回路（１０）に関し、この回路は、接触器（Ａ’、Ｂ’、Ｃ）をそれぞれが有する複数のモジュール（Ａ、Ｂ、Ｃ）を含み、接触器は、１とｋの間からなると共に同一モジュールのその他の状態値とは別個である整数の状態値と関連付けられた抵抗（Ｒ_Ａ１、Ｒ_Ａ２）に直列にそれぞれが接続されたｋ個の別個の接触位置を有し、それぞれのモジュール（Ａ、Ｂ、Ｃ）は、重み付け係数と関連付けられており、且つ、前記重み付け係数は、ｋ＋１以上の等比数列をなし、それぞれの抵抗の電気コンダクタンス値は、そのモジュール（Ａ、Ｂ、Ｃ）の重み付け係数によって乗算されたその状態値に等しい。
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本発明は、液体プロセスによって、繊維、たとえばセラミック繊維を金属コーティングするための装置であって、前記金属でコーティングされるために繊維（１）が中で引かれる液体金属浴（３）を含むるつぼ（２）を備え、また、毛細管現象によって前記繊維の周りに生成された金属シースを固化するために前記金属浴の下流側に配置された冷却システム（１１）も備える装置において、前記冷却システムが、コーティングされた糸（１ｅ）に向かって圧縮ガスを噴出する少なくとも１つのノズルを備え、システムが、コーティングされた糸（１ｅ）の周囲上で、長くても２００ｍｍである長さにわたって金属を固化するように寸法設定されることを特徴とする、装置に関する。
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本発明は、航空機のターボプロップまたはターボジェットなどのタービンエンジン用の、例えばアルミニウムから作製されたケーシングのフランジ（１）を修理する方法であって、フランジ（１）が、器具を固定するために、ボルトを通すための少なくとも１つの貫通孔（２）含み、
フランジ（１）の、ボルトを通すための穴（２）の周囲に座ぐり面（５）を形成するステップと、
座ぐり面（５）の底面（６）を陽極酸化するステップと、
座ぐり面（５）に座金（７）を配置するステップと、
接着剤（８）を使用して、フランジ（１）に座金（７）を固定するステップと、
からなる連続的なステップを含む方法に関する。
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本発明は、直接的な推力によってエンジンが運転できるようになっている上流引込位置と下流伸長位置との間で軸方向に並進可能に移動する環状カウル要素（２７、１２７、２２７）と、前記カウル要素と同軸の、半径方向調節を有するブレードでできており、かつそれらの間に半径方向案内通路を形成するように軸方向に分離される円筒状リングセクタの形のグリッドスラストリバーサ（２８、１２８、２２８）とを含む、分離された流れを有する二流式ジェットエンジンの二次空気ノズルに関し、カウル要素は、スラストリバーサグリッドを通して下流伸長位置で前記半径方向案内通路を開放する。ノズルは、グリッド（２８、１２８、２２８）を形成するリングセクタの半径が、カウル要素（２７、１２７、２２７）の円周の周りに一定でないこと、および、前記環状カウル要素（２７、１２７、２２７）が、二次空気流れの周縁を画定する内壁（２７ｉｎｔ、１２７ｉｎｔ、２２７ｉｎｔ）と、ナセルを収容する外壁（２７ｅｘｔ、１２７ｅｘｔ、２２７ｅｘｔ）とを含み、壁のうちの少なくとも１つの横切断部の半径が、カウル要素の円周の周りに移動する場合に一定でなく、切断部が、カウル要素の上流端縁とその下流端縁との間に作られることを特徴とする。
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本発明は、ロータディスクを含むタービンエンジンエアブロワーに関する。ロータディスクは、外周に、ディスクを下流側の圧縮機ロータに取り付けるための半径方向ラグ（２６）をそれぞれ備える長手方向リブ（１２）を備える。ラグ（２６）の側面はディスクに取り付けられた羽根を保持するための当接部を形成し、ラグ（２６）の側面を保護するための手段（３２）がラグ（２６）と羽根との間で円周方向に挿入される。
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