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61. 发明授权

KR101347515B1 무인항공기용 연료팩조립체 有权
标题翻译：燃料包装组件用于无人驾驶的空中客车
公开(公告)号：KR101347515B1
公开(公告)日：2014-01-03
申请号：KR1020130113468
申请日：2013-09-24
申请人： (주)한국유에이브이
发明人： 김무선 , 홍용준
IPC分类号： B64D37/00 , B64D39/04 , B60K15/00 , B65D33/36
CPC分类号： B64D37/06 , B60K15/01 , B60K2015/03118 , B60K2015/03493 , B60Y2200/51 , B64D37/04 , B64D37/14
摘要： The present invention relates to a fuel pack assembly for an unmanned aerial vehicle comprising: a plurality of fuel packs made of a soft material, arranged in a spare space among the fuselage of an unmanned aerial vehicle and internal components, and accommodating fuel; and a connection pipe connecting the fuel packs to the engine of the unmanned aerial vehicle. The fuel pack includes: a fuel pack body transparent and made of PVC or polyurethane for accommodating the fuel; a fuel input and output pipe extended to the fuel pack body in a set length so that the fuel can be inputted and outputted; a pack cap having the outer diameter corresponding to the inner diameter of the fuel input and output pipe to seal the fuel input and output pipe; and an O ring arranged between the fuel input and output pipe and the pack cap for preventing fuel leakage. The connection pipe includes: a connection pipe body having one end connected to the engine; and a plurality of branch pipes branched in the longitudinal direction of the connection pipe body at uniform intervals and are coupled to the fuel input and output pipe. A female screw is formed on the inner wall surface of the fuel input and output pipe and is screw-coupled to a male screw formed on the outer wall surface of the branch pipes. A sealing member for sealing the fuel input and output pipe is coupled to have the outer diameter corresponding to the inner diameter of the fuel input and output pipe. [Reference numerals] (233) Engine
摘要翻译：本发明涉及一种无人驾驶飞行器用燃料组件，其特征在于，包括：多个由柔软材料构成的燃料组件，其布置在无人驾驶飞行器的机身和内部部件之间的备用空间中，并且容纳燃料; 以及将燃料组件连接到无人驾驶飞行器的发动机的连接管。燃料包包括：燃料包体，其透明并由PVC或聚氨酯制成，用于容纳燃料; 燃料输入和输出管，其以设定的长度延伸到燃料箱主体，使得能够输入和输出燃料; 具有与燃料输入输出管的内径对应的外径的密封盖，用于密封燃料输入输出管; 以及设置在燃料输入输出管和包帽之间的用于防止燃料泄漏的O形环。连接管包括：连接管体，其一端连接到发动机; 以及在连接管体的纵向上以均匀间隔分支的多个分支管，并且连接到燃料输入和输出管。在该燃料输入输出管的内壁面上形成有内螺纹，并且与分支管的外壁面形成的外螺纹螺纹连接。用于密封燃料输入和输出管的密封构件被联接成具有对应于燃料输入和输出管的内径的外径。（附图标记）（233）发动机

62. 发明专利

JP2016194506A フォトニック膜を背景とする多機能光ファイバー燃料センサシステム审中-公开
标题翻译：基于光子膜的多功能光纤燃料传感器系统
公开(公告)号：JP2016194506A
公开(公告)日：2016-11-17
申请号：JP2016018094
申请日：2016-02-02
申请人：ザ・ボーイング・カンパニー , The Boeing Company
发明人：チャン, エリックユェン−ジュン
IPC分类号： B64C3/34 , B64D45/00 , B64D37/00 , G01K11/12 , G01F23/14 , G01F23/292
CPC分类号： B65D65/38 , B64D37/005 , B64D37/04 , G01F23/164 , G01L9/0079 , G01N21/65
摘要：【課題】燃料タンク内の液体燃料の特性(レベル、濃度、温度、及び化学組成)を感知する光ファイバーを使った燃料センサシステムを提供する。【解決手段】燃料タンク50の底部に配置された密封された光ファイバーパッケージ4内に光ファイバー8aと共に光学的空洞を形成する直接禁制帯半導体材料(例えばガリウムヒ素)から作られた膜12を備える光ファイバーセンサを利用する。燃料タンク内の光ファイバーは燃料に曝されていない。膜の底面及び内部の光ファイバーの遠位端表面によって形成される光学的空洞は、ファブリ・ペロー干渉計として機能する。異なる波長で動作する複数の光源32、38及び複数の分光器40、36は、燃料タンク内の光ファイバー、燃料タンクの壁を貫通する密封された光ファイバーコネクタ14、及び燃料タンク外部に位置する光ファイバーカプラ28を介して膜の対向面に結合される。【選択図】図1
摘要翻译：要解决的问题：提供一种使用光纤的燃料传感器系统，用于感测燃料箱中液体燃料的性质（例如水平，密度，温度和化学成分）。解决方案：燃料传感器系统利用光纤传感器，其包括由直接带隙半导体材料（例如砷化镓）制成的膜12，其在位于燃料箱50底部的气密密封的光纤封装4内形成具有光纤8a的光腔。燃油箱没有暴露在燃油中。由膜的底表面和内部光纤的远端表面形成的光学腔用作法布里 - 珀罗干涉仪。在不同波长下操作的多个光源32,38和多个光谱仪40,36经由燃料箱内的光纤耦合到膜的相对表面，密封的光纤连接器14穿过燃料箱的壁，以及位于燃料箱外部的光纤耦合器28.选择的图：图1

63. 发明专利

JP2016507419A 航空機内のタンク保持装置有权
标题翻译：坦克在飞机上的固定装置
公开(公告)号：JP2016507419A
公开(公告)日：2016-03-10
申请号：JP2015556469
申请日：2014-02-04
申请人：エアバスディフェンスアンドスペースエスアーエス , エアバスディフェンスアンドスペースエスアーエス
发明人：シュヴロリエ，サミュエル , アバディエ−ラアイル，ロベール , メジエール，パスカル , フォール，バンジャマン , ベルトラン，ジェローム , コラブフ，ヨアン , サンテール，アンジェリク
IPC分类号： B64G1/40
CPC分类号： B64D37/04 , B64D37/06 , B64D37/30 , B64G1/402 , F16C11/0695 , F17C2205/0192 , F17C2221/08 , F17C2270/0197
摘要：本発明は、航空機の胴体内にタンク(100)を保持するためのタンク保持装置に関する。このタンク保持装置は、タンクと、航空機の胴体に堅固に接続されたフレーム(12)との間に、ヒンジ式保持手段(4)と、上記ヒンジ式保持手段(4)が設置される締結ロッド(20)とを備える。有利には、このヒンジ式保持手段はタンクの後方端部(102)に接続されるよう構成され、締結ロッド(20)は、航空機の胴体に堅固に接続されたフレーム(12)上に設置するのに適しており、また好ましくは上記ヒンジ式保持手段は玉継手(4)を備える。【選択図】図6
摘要翻译：本发明涉及一种罐保持装置，用于保持罐（100）到所述飞行器的机身。水罐盛水装置，所述箱和所述框架（12）刚性地连接到航空器，紧固杆的机身与铰接保持装置（4）之间，（4）被安装在铰接保持装置（20）和一个。有利的是，铰链保持装置被配置为连接到所述箱（102），系杆（20）的后端部被刚性地连接帧放置到飞行器的机身（12）它适用于，优选为铰接保持装置包括一球窝接头（4）。点域6

64. 发明专利

JP2010116140A Ducted fan aircraft equipped with non-bladdered vertical fuel tank 审中-公开
标题翻译：配有非叶片垂直燃油箱的风扇飞机
公开(公告)号：JP2010116140A
公开(公告)日：2010-05-27
申请号：JP2009205784
申请日：2009-09-07
申请人： Honeywell Internatl Inc , ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド
发明人： COLLETTE DANIEL ROSS
IPC分类号： B64C29/00 , B64D37/04
CPC分类号： B64C27/20 , B64C39/024 , B64C2201/027 , B64C2201/108 , B64C2201/162 , B64D37/04 , B64D37/06 , B64D37/22 , Y10T137/86212 , Y10T137/86348
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a non-bladdered vertical fuel tank for a ducted fan aircraft. SOLUTION: A ducted fan aircraft contains a pod 12 releasably connected to a core aircraft of a ducted fan aircraft and a vertical non-bladdered fuel tank 10 accommodated in the pod. The vertical fuel tank is centered between the front part 14 and rear part 16 of the pod, and includes in the floor 20 thereof an outlet 18 located adjacent to a sidewall on the front side thereof. The outlet is coupled to a draw tube 24 accommodated in the core aircraft. The vertical fuel tank contains a pressure release hole 26 situated at the highlight part 28 of the pod duct. COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：提供一种用于风扇式飞机的非粉状立式燃料箱。管道式风扇飞机包含可释放地连接到管道式风扇飞行器的核心飞行器的容器12和容纳在容器中的垂直非叶状燃料箱10。垂直燃料箱在容器的前部14和后部16之间居中，并且在其地板20中包括位于其正面侧壁附近的出口18。出口连接到容纳在核心飞行器中的牵引管24。垂直燃料箱包含一个压力释放孔26，该压力释放孔26位于荚式导管的高亮部分28。版权所有（C）2010，JPO＆INPIT

65. 发明专利

JP2010500946A Aircraft and a method for optimizing the usable volume of the aircraft with an optimized usable volume 有权
公开(公告)号：JP2010500946A
公开(公告)日：2010-01-14
申请号：JP2009524197
申请日：2007-08-16
申请人：エアバス
发明人：ガレット・スミス
IPC分类号： B64D37/04 , B64D9/00
CPC分类号： B64D37/04 , B64C1/068 , B64D11/00 , B64G1/14 , B64G1/402 , B64G1/60 , Y02T50/44 , Y02T50/46
摘要：本発明の主な主題は、人及び／又は貨物を収容するためのキャビン（４）と、推進システムと、を備えている胴体（２）を含んでいる航空機であって、前記推進システムは、少なくとも１つのタンク（６）及び／又は少なくとも１つの燃焼チャンバーを備え、前記推進システムの一部が人及び／又は貨物を収容するために、前記キャビン（４）の延在部として使用されることができ、前記推進システムの前記一部が前記キャビン（４）に隣接して位置し、且つ隔壁（１０）によってキャビンから分離される航空機である。

66. 发明专利

JP2004276900A Aircraft, transport aircraft, and manufacturing method for aircraft 审中-公开
标题翻译：飞机，运输飞机和制造飞机的方法
公开(公告)号：JP2004276900A
公开(公告)日：2004-10-07
申请号：JP2003350979
申请日：2003-10-09
申请人： Boeing Co:The , ザ・ボーイング・カンパニーThe Boeing Company
发明人： ADAMSON ERIC E , DEES PAUL W , GRONENTHAL EDWARD W , STUHR KENNETH V , NELSON CHESTER P , HOWARD WALTER H JR , SANKRITHI MITHRA M , SEIDEL GERHARD E
IPC分类号： B64C1/00 , B64C1/26 , B64C25/04 , B64C25/10 , B64D9/00 , B64D11/00 , B64D27/18 , B64D37/04
CPC分类号： B64C1/0009 , B64C1/26 , B64C25/04 , B64C25/10 , B64C2001/0027 , B64C2001/0045 , B64D9/003 , B64D11/00 , B64D27/18 , B64D37/04 , Y02T50/12 , Y02T50/44 , Y02T50/46
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an integrated high-speed aircraft such as a high-speed transport aircraft, and an associated manufacturing method.
SOLUTION: In one embodiment, a high-speed transport aircraft includes a fuselage having a first fuselage portion and a second fuselage portion positioned aft of the first fuselage portion. The first fuselage portion can have a first cross-sectional area and the second fuselage portion can have a second cross-sectional area that is less than the first cross-sectional area. The high-speed transport aircraft can further include a wing and a propulsion system. The wing can extend outwardly from the fuselage at least proximate to the second fuselage portion and can include a leading edge region and a trailing edge region. The propulsion system can include an engine nacelle fixedly attached to the wing and laterally aligned with the second fuselage portion. In one aspect of this embodiment, the engine nacelle can include an air inlet positioned aft of the leading edge region of the wing and an exhaust gas outlet positioned aft of the trailing edge region of the wing.
COPYRIGHT: (C)2005,JPO&NCIPI
摘要翻译：要解决的问题：提供诸如高速运输飞机的集成高速飞机以及相关的制造方法。解决方案：在一个实施例中，高速运输飞机包括具有第一机身部分的机身和位于第一机身部分后面的第二机身部分的机身。第一机身部分可以具有第一横截面积，并且第二机身部分可以具有小于第一横截面积的第二横截面面积。高速运输机可以进一步包括机翼和推进系统。机翼可以从机身至少靠近第二机身部分向外延伸，并且可以包括前缘区域和后缘区域。推进系统可以包括固定地附接到机翼并与第二机身部分横向对齐的发动机机舱。在该实施例的一个方面，发动机舱可以包括位于翼的前缘区域后方的空气入口和位于翼的后缘区域后方的排气出口。版权所有（C）2005，JPO＆NCIPI

67. 发明申请

WO2015170094A1 LIQUID STORAGE SYSTEM 审中-公开
标题翻译：液体储存系统
公开(公告)号：WO2015170094A1
公开(公告)日：2015-11-12
申请号：PCT/GB2015/051327
申请日：2015-05-06
申请人： BAE SYSTEMS PLC
发明人： HEMINGWAY, Brett, Edward
IPC分类号： B64D37/06 , B64D37/32 , B60K15/03
CPC分类号： B64D37/32 , B60K15/03 , B60K2015/03407 , B60Y2200/51 , B64D37/04 , B64D37/06 , B64D2037/325
摘要： Disclosed is a liquid storage system comprising a tank (16) for containing a liquid, said tank (16) enclosing a liquid storage space (14), and a plurality of spaced apart protrusions (18b) extending from an internal surface of the tank (16) into the liquid storage space (14). The protrusions (18b) are resistant to deformation and deflection caused by shockwaves (30) within a liquid in the tank (16) resulting from impact of a projectile (24) with the tank (16), for example, the protrusions (18b) may be rigid and be polygonal prisms in shape.
摘要翻译：公开了一种液体存储系统，其包括用于容纳液体的罐（16），所述容器（16）包围液体储存空间（14）以及从罐的内表面延伸的多个间隔开的突起（18b） 16）进入液体储存空间（14）。突起（18b）抵抗由于与罐（16）的弹丸（24）的碰撞导致的罐（16）中的液体内的冲击波（30）引起的变形和偏转，例如突起（18b）可以是刚性的并且是多边形的棱镜形状。

68. 发明申请

WO2015082057A1 AIRCRAFT FUEL SYSTEM WITH HEATING OF STORED FUEL 审中-公开
标题翻译：具有加热燃油的飞机燃料系统
公开(公告)号：WO2015082057A1
公开(公告)日：2015-06-11
申请号：PCT/EP2014/003167
申请日：2014-11-27
申请人： AIRBUS DEFENCE AND SPACE GMBH , EADS CONSTRUCCIONES AERONÁUTICAS, SA
发明人： SORIANO, Enrique , KOPP, Sven , LOHMILLER, Winfried , THIELE, Christian , FERNANDEZ, Sergio , BLAZQUEZ, Pablo
IPC分类号： B64D37/34 , F02C7/224 , B64D37/00
CPC分类号： B64D37/34 , B64D37/00 , B64D37/04 , F02C7/224 , F05D2260/213 , Y02T50/676
摘要： An aircraft fuel system (100) comprises a fuselage tank (102) and wing fuel tanks (104, 106) each connected to the fuselage fuel tank by a respective fuel line (107, 109). A first fuel line (101) connects the fuselage fuel tank to a collector fuel tank (108), which is connected by second fuel lines (103A, 103B) to aircraft engines in use of the system. Unspent fuel output from the aircraft engines is returned to the collector fuel tank via third fuel lines (105A, 105B). A fuel line arrangement (111A, 111 B, 111C) is arranged to draw fuel from, and return that fuel to, the wing fuel tanks. Fuel within the third fuel lines is thermally coupled to fuel within the fuel line arrangement by a heat exchanger (110). Heat energy within unspent fuel output from the aircraft engines is transferred to the wing fuel tanks, reducing the likelihood of fuel freezing within these tanks during extended flying in cold environments.
摘要翻译：飞机燃料系统（100）包括机身箱（102）和机翼燃料箱（104,106），每个燃料箱通过相应的燃料管线（107,109）连接到机身燃料箱。第一燃料管线（101）将机身燃料箱连接到使用该系统的第二燃料管线（103A，103B）连接到飞机发动机的集油器燃料箱（108）。来自飞机发动机的未用燃料输出通过第三燃料管线（105A，105B）返回收集器燃料箱。燃料管线装置（111A，111B，111C）布置成从燃料箱中抽出燃料并将燃料返回到燃料箱。在第三燃料管线内的燃料通过热交换器（110）热耦合到燃料管线装置内的燃料。从飞机发动机输出的未燃料燃料中的热能转移到机翼燃料箱，减少在寒冷环境中长时间飞行期间燃料在这些罐内冻结的可能性。

69. 发明申请

WO2014193520A1 IMPROVED FUEL TANK ACCESS DOOR GASKET WITH REINFORCED SEAL 审中-公开
标题翻译：改进的燃油箱访问门加密密封垫
公开(公告)号：WO2014193520A1
公开(公告)日：2014-12-04
申请号：PCT/US2014/031161
申请日：2014-03-19
申请人： PARKER-HANNIFIN CORPORATION
发明人： COPPOLA, Stephen, J. , VOZZELLA, Anthony , PARENTEAU, Nick , SPIES, George , BROWN, Gerard , HALLORAN, Scott , BYTHROW, Steven
IPC分类号： B64C1/14
CPC分类号： B64C1/1461 , B64C1/14 , B64D37/04 , B64D37/32 , E06B7/2314 , F16J15/064 , H05K9/0015
摘要： An annular elastomeric EMI shielding gasket includes a metallic mesh embedded in an elastomeric sheet for sealing and protecting aircraft fuel tanks and panels. In one embodiment, the gasket has a central region with a protruding portion to prevent leakage of fluid under the dynamic loading of the wing assembly experienced during flight. In another embodiment, the gasket has a rubberized tip portion providing the same advantages in an alternative configuration. In further embodiments, the annular inner section of the gasket includes a grommet bordering the gasket opening and encapsulating the inner most section of the gasket. In still further embodiments, the elastomeric sheet is formed from a fluorosilicate reinforced with Kevlar fibers, and the metallic mesh is formed from triple strand wire.
摘要翻译：环形弹性EMI屏蔽垫片包括嵌入弹性片中的金属网，用于密封和保护飞机燃料箱和面板。在一个实施例中，垫圈具有带有突出部分的中心区域，以防止在飞行期间经历的翼组件的动态载荷下的流体泄漏。在另一个实施例中，垫圈具有橡胶化的尖端部分，在替代配置中提供相同的优点。在另外的实施例中，垫圈的环形内部部分包括与垫圈开口相邻并且密封垫圈的最内部的垫圈。在另外的实施方案中，弹性体片由由Kevlar纤维增强的氟硅酸盐形成，金属网由三股线形成。

70. 发明申请

WO2014168661A2 AIRCRAFT WING FLAP DEVICE AND METHOD OF OPERATING THE SAME 审中-公开
标题翻译：飞机翼片装置及其操作方法
公开(公告)号：WO2014168661A2
公开(公告)日：2014-10-16
申请号：PCT/US2014/011641
申请日：2014-01-15
申请人： OTTO, William M.
发明人： OTTO, William M.
IPC分类号： B64C13/34
CPC分类号： B64C25/20 , B64C1/00 , B64C1/065 , B64C1/069 , B64C1/10 , B64C3/185 , B64C3/26 , B64C3/58 , B64C5/02 , B64C5/16 , B64C9/02 , B64C9/16 , B64C9/20 , B64C13/30 , B64C25/02 , B64C25/10 , B64C25/12 , B64C25/14 , B64C25/18 , B64C25/22 , B64C2025/125 , B64D33/10 , B64D37/04 , F02B37/001 , Y02T50/32 , Y02T50/44
摘要： A wing flap control system on a wing comprising at least two control plates having an opening sized to accommodate a drive shaft, a drive shaft that engages each of the openings in each of the plurality of plates, a sprocket rotatively affixed the drive shaft with the drive shaft penetrating the other control plate, at least two idler sprockets between the control plates, a chain wrapped around the sprocket and idler sprockets, a support arm rotatively coupled to the chain by a chain shoe and to a foreflap, a link arm rotatively coupled to the support arm and to a flap, where movement of the drive shaft causes the foreflap and flap to extend and retract to increase or decrease the surface area of the wing.
摘要翻译：一种机翼上的机翼翼片控制系统，包括至少两个控制板，该控制板的开口尺寸适于容纳驱动轴;驱动轴，其接合多个板中的每一个中的每个开口;链轮，其将驱动轴与驱动轴穿过另一个控制板，控制板之间至少有两个空转链轮，围绕链轮和惰轮链轮缠绕的链条，支撑臂通过链条可转动地联接到链条和前翼，连杆臂可旋转地联接到支撑臂和翼片，其中驱动轴的运动导致前翼和翼片延伸和缩回以增加或减小机翼的表面积。

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