【課題】ナセルアセンブリ及びその組立方法を提供する。
【解決手段】ナセルアセンブリは、内側バレルと、ハイライト部分及び外側後方部分から成る外部構造とを含んでおり、このハイライト部分は、外部構造の前端によって画定され、この外側後方部分は、ナセルアセンブリの最大直径によって画定されたポイントを含んでいる。少なくともこのハイライト部分とポイントとの間に、ナセルアセンブリは延在する。外部構造は、連続繊維強化熱可塑性材料及び連続繊維強化熱硬化性材料の少なくとも一方から作製されることができる。
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【課題】ガスタービンエンジンの逆スラスト装置用のバッフルシールを提供する。
【解決手段】本バッフルシール（５０）は、弾性材料のシール本体（５６）を含む。シール本体（５６）は、対向する前面及び背面を備えた比較的平坦な中央部分（６４）を有する。隆起シーリングリム（７０）が、中央部分（６４）の周りで少なくとも部分的に延びる。シーリングリム（７０）の外周部は、中央部分（６４）の外周部を越えて延びて露出シール表面（７４）を形成するようになる。 （もっと読む）

本発明の目的は、上方でパイロンに固定される部分（１４）（パイロンフェアリングと呼ぶ）および湾曲した輪郭を持つ少なくとも１つのカウル（１６）に続く吸気口（１２）を有する航空機のナセルであって、該ナセルが、少なくとも１つの可撓性素子（３８）の形状をした外囲装着用の装置と、少なくとも１つの前記可撓性素子（３８）を少なくとも１つの前記カウルの湾曲した輪郭に沿わせることができる誘導手段（４０）と、パイロンフェアリングの第１の縁（７８）に固定される少なくとも１つの前記可撓性素子（３８）の第１の固定箇所（４２）と、パイロンフェアリングの第２の縁（８０）に固定される少なくとも１つの前記可撓性素子（３８）のもうひとつの固定箇所とを有し、該固定箇所（４２）によってパイロンフェアリング（１４）と少なくとも１つの前記カウル（１６）との間をナセルの長手方向軸に平行な方向に沿って動く相関的な往復運動を起こすことができることを特徴とする航空機のナセルである。 （もっと読む）

本発明の目的は、上方でパイロンに固定される部分（パイロンフェアリングと呼ぶ）、および補強装置を有して湾曲した輪郭を持つ少なくとも１つのカウルに続く吸気口（１２）を有する航空機のナセルであって、補強装置が前記カウルの上流側の縁付近に設置され、２つの離れた固定箇所の間にある前記カウルの湾曲した輪郭に沿った１つの可撓性素子（３８）と、カウル（１６）と結合する回転軸（６２）の周りを回転する掛け金（６０）を有し、掛け金（６０）の端部がカウル（１６）の上流側の縁の内表面を押圧する状態であるロック位置と、掛け金（６０）の端部が縁から離れる状態であるもうひとつのアンロック位置とを形成し、この掛け金（６０）がロック位置ではカウルがナセルの外側へ向かって半径方向に動くのを抑制して空気進入現象を防止する少なくとも１つの安全指標と、２つの固定箇所の間にある可撓性素子（３８）を緊張状態にし、掛け金（６０）が回転してロック位置になるように制御する手段とを有することを特徴とする航空機のナセルである。 （もっと読む）

【課題】本発明の対象は、航空力学的流束が上に流動する翼前縁の高さに、とりわけ航空機のナセルの高さに取り付けてある、消音処理のための構造体であり、
【解決手段】消音処理のための同構造体は、外側から内側に、少なくとも１つの耐久性消音用下部構造体（３０）、航空力学的流束流動方向に垂直な方向に配置してある小胞の帯状部（３２）を備えている少なくとも１つの蜂窩状下部構造体および少なくとも１つの反射層（３４）を含んでおり、各帯状部（３２）は、長手方向にＵ字型形状の断面を有し、Ｕ字型形状の底部の反対側の口が開いている面が耐久性消音用下部構造体にぴったり付けられている、支承部と呼んでいる、帯状部を相互に隔離する第１部分、ならびに支承部と耐久性消音用下部構造体（３０）で画定されている空間を小胞に区画することを許す、仕切りと呼んでいる第２部分を含むことを特徴としている。 （もっと読む）

【課題】 本発明の対象は、航空機のナセルであり、
【解決手段】前記ナセルは、導管（３２）、周縁壁面（３４）、前方で前記導管（３２）と前記周縁壁面（３４）を連結し、空気取入口を画定する唇部（３６）、ならびに除霜のための熱気が中を流通する導管(５１)を前記唇部（３６）と画定している前枠（３８）を備えている霜処理システムを含んでおり、周縁壁面（３４）のレベルに設けられる点Ａから、前枠（３８）が備えてある、導管（３２）のレベルに設けられる点Ｂまでの長手方向区分に伸びている区域を処理する霜処理システムで、除霜のための熱気が中を流通する導管（３２）を前記唇部（３６）と共に画定している前枠（３８）が備えてあり、前記導管（３２）が消音処理のための被覆材（４４）を含んでおり、該被覆材が内側から外側に、反射層、少なくとも１つの蜂窩状構造体および少なくとも１つの耐久性消音構造体を含んでおり、前枠（３８）が唇部（３６）および／または点Ｂに対してナセルの前方にずれている導管（３２）を含み、諸導管５０が、熱気を、熱気のための前記導管（５１）から点Ｂに対応する円形のレベルに配置してある出口まで送るための導管（３２）と唇部（３６）の内面のレベルに設けられてあり、前記諸導管（５０）が接続区域を超えて、一方では、前枠（３８）および他方では、唇部（３６）および／または導管（３２）との間の接続区域に伸びており、消音処理のために熱気を被覆材（４４）から隔離する少なくとも１つの仕切りで画定されている。 （もっと読む）

【課題】 本発明の目的は、ナセルの内側と外側とを連絡することのできる排出手段および２つの要素（５４、５６）が重なり合うレベルで２の前記要素（５４、５６）間の接続区域を含む航空機のナセルであり、
【解決手段】
２つの要素が、それぞれ接続区域の両側で、ナセルの外面を形成する表面があり、前記排出手段（５０）が、２の部分、すなわちナセルの内側と外側とを連絡させるために、両パネル間に通路を配設できる少なくとも１つの突出および／または凹状要素を含む、重なり合わせてあるパネル間に挿入してある第１部分、および過度の温度から保護するために、接続区域のレベルで、内側に配置してある単一のパネルと水平になっている第２部分からなるかいもの（５２）を含むことを特徴としている。 （もっと読む）

【課題】本発明の対象は、航空機の翼前縁であり、
【解決手段】前記翼前縁が航空力学的表面で延長されており、前記航空力学的表面のレベルで空気の航空力学的流束が流通し、前記航空力学的流束の剥離を阻止するために空気排出孔（３０）が配置してあり、空気排出孔（３０）が、翼前縁にほぼ平行している、少なくとも相次ぐ２つの列間でずれた形に配置してあり、航空力学的表面を形成する２つの壁面間に介在する少なくとも１つのかいもの（３６）を含んでおり、前記かいものが、一方では、航空力学的表面（２６）の延長部に外面（３８）、航空力学的表面を形成する第１壁面と接触している第１傾斜面（４０）および航空力学的表面を形成する第２壁面と接触している第２傾斜面（４２）、ならびに他方では、航空力学的表面の両側に空気の流通を許す、一方の面から他方の面に交互に配置してある、傾斜面（４０、４２）のレベルに配設してある突出および／または凹状形態を含むことを特徴とする航空機の翼前縁。 （もっと読む）

【課題】特定の飛行状態に対して空気力学的に最適化されたターボファンガスタービンエンジンのファンナセルアッセンブリを提供する。
【解決手段】ナセルアッセンブリ２６は、入口縁部３８と、入口縁部の下流にあるカウル部５０を有する。カウル部は、入口縁部３８に隣接して選択的に伸縮される自在伸縮部分５２を有する。自在伸縮部分５２は、ナセルアッセンブリ２６の外壁５５内に配置されている。自在伸縮部分５２は、検出された運転状態に応じて入口縁部３８の後方のカウル部５０を変形させる。センサ６１により、運転状態が検出され、コントローラ６２と交信して、カウル部５０の自在伸縮部分５２を所望の形状に調整する。カウル部５０にある自在伸縮部分５２の実際の形状は、航空機の運転状態を含む特定の設計パラメータに応じて変化する。 （もっと読む）