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[发明专利]包括具有会聚支柱的棱锥体部分的用于飞行器推进器组的支架的主结构-CN201711432214.6有效
发明人： G.加朗;O.格莱策 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2017-12-26 - 公布日： 2023-02-21 - 主分类号： B64D27/26 文献下载
摘要：本发明涉及一种飞行器推进器组的支承支架的主结构。主结构（1）包括棱锥体部分（2），该棱锥体部分（2）包括唯一的肋（21）和笔直的多个支柱（22），该唯一的肋（21）形成所述棱锥体部分（2）的基部，并且这些笔直的支柱朝所述棱锥体部分（2）的顶点（23）的点会聚，固定接口（15）设置于所述棱锥体部分（2）的顶点处。基于多个支柱（22）朝棱锥体的顶点（23）会聚的棱锥体部分（2）允许经由简单的结构将力分布在支柱（22）中。该结构还允许将多个部件集成至棱锥体部分（2）中。
包括具有会聚支柱棱锥部分用于飞行器推进器支架结构

[发明专利]用于限制喘振风险的涡轮发动机上的提取的控制方法和装置-CN201711266438.4有效
发明人： J.巴尔科夫斯基;P-E.鲁;L.迪福;T.加西亚;C.勒纳尔 -专利权人：空中客车德国运营有限责任公司;空中客车运营公司
申请日： 2017-12-05 - 公布日： 2022-01-07 - 主分类号： F02C9/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于限制喘振风险的涡轮发动机上的提取的控制方法和装置。本发明涉及用于飞机推进的涡轮发动机（T）上的机械能和/或空气提取的控制方法。它基于能量管理器和涡轮发动机控制系统之间的交换请求/授权协议。在对提取需求的修改之后执行该协议。本发明旨在检查喘振裕度是否与提取需求的修改可兼容，并且如果需要的话，采用临时措施以避免涡轮发动机的喘振，例如通过缓冲器提供至少一部分的能量需求。以此方式研发的本发明允许优化用于飞机推进的涡轮发动机的操作，同时完全避免涡轮发动机的喘振风险。
用于限制风险涡轮发动机提取控制方法装置

[发明专利]具有锥形单曲率的整体式飞行器风挡-CN202011356078.9在审
发明人： P·利芬;C·米亚勒;J·法利普 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2020-11-27 - 公布日： 2021-06-01 - 主分类号： B64C1/14 文献下载
摘要：具有锥形单曲率的整体式飞行器风挡。本发明包括用于飞行器驾驶舱3的风挡，该风挡包括风挡的玻璃部分，该玻璃部分具有单一曲率，其对应于在与锥体的轴线7相交的下部平面8和上部平面9之间的锥体5的包络面的部分6。风挡的玻璃部分的单一曲率使得玻璃部分更容易生产，例如通过轧制或液压成形来生产。它还使得可以基于飞行器机身的单一空气动力学形状，仅通过调整风挡的结构就实现针对两个飞行员、单个飞行员或者甚至没有飞行员的驾驶舱3的构造。本发明还涉及用于这种风挡的风挡框架、包括这种风挡框架和这种风挡的风挡组件，以及装备有这种风挡的飞行器。
具有锥形曲率整体飞行器风挡

[发明专利]具有三个尾部推进单元的BLI推进系统-CN201911336607.6在审
发明人： C.内古莱斯库;A.阿贝勒 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2019-12-23 - 公布日： 2020-06-30 - 主分类号： B64D27/12 文献下载
摘要：具有三个尾部推进单元的BLI推进系统。本发明涉及一种飞行器推进系统，该推进系统包括机身和机翼组件，其中该推进系统包括：第一推进装置，其位于所述机身的后部（4）处，并且由包括风扇（8）的至少一个BLI推进单元（1）构成；由至少一个常规推进单元（11）构成的第二推进装置；和联接第一推进装置和第二推进装置的传动装置。第二推进装置因此产生用于驱动一个或多个BLI推进单元（1）的风扇（8）旋转所需的能量。由第一推进装置和第二推进装置产生的推力有助于产生飞行器的总推力。在该推进系统中，构成第二推进装置的至少一个常规推进单元（11）位于机身的尾部和飞行器的机翼组件之间的机身后部（4）的一侧上。
具有三个尾部推进单元 bli 系统

[发明专利]包括两个并置的声学面板并且其中面板包括延伸直到端壁的阻力面的组件-CN201910933851.4在审
发明人： A.波特;J.拉兰;F.庞斯 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2019-09-29 - 公布日： 2020-04-07 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：本发明涉及包括两个并置的声学面板并且其中面板包括延伸直到端壁的阻力面的组件。具体公开了一种包括两个并置的声学面板（1、2）的组件。声学面板的阻力面在彼此的延续部中。第一阻力面（11）延伸直到第一面板的第一端壁（12）。此外，第一端壁（12）在第一阻力面（11）的和第二阻力面（21）的区域中与第二面板的第二端壁（22）接触。连接件（5）插置在第一端壁（12）和第二端壁（22）之间，遍及其长度的一部分，使得所述连接件（5）未延伸直到第一阻力面（11）和第二阻力面（21）。这使得有可能形成呈连续的声学覆板，从而在形成该声学覆板的声学面板之间的接合处没有展现非声学区或声学降低区。飞行器推进单元的机舱是本发明的一个应用。
包括两个并置声学面板并且其中延伸直到阻力组件

[发明专利]用于减少或甚至消除飞行器动力装置除冰系统的音噪的装置-CN201910934253.9在审
发明人： T.法尔吉耶;F.勒-弗莱姆 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2019-09-29 - 公布日： 2020-04-07 - 主分类号： B64D33/02 文献下载
摘要：用于减少或甚至消除飞行器动力装置除冰系统的音噪的装置，该装置使得有可能减小或甚至消除由沿着具有通向空腔的孔口的表面的空气流所产生的音噪，该空腔在与该表面相对的一侧上延伸，孔口相对于空气的流动方向具有下游边缘。该装置包括导流器，该导流器临近下游边缘定位、朝向空腔的内部延伸、并且垂直于空气的流动方向定向，以便朝向涡流的孔口的外部转移，所述涡流由于在每个孔口上方沿着该表面的空气流而形成在剪切层中。在除冰系统的每个排气孔口的下游边缘处安装导流器使得有可能使涡流改向到空腔外部，同时防止它们在越过下游边缘时发生极大的变形。因此，消除了或至少大大减少了当涡流越过下游边缘时由涡流的变形产生的噪声。
用于减少甚至消除飞行器动力装置除冰系统装置

[发明专利]包括热力发动机和电动马达的螺旋桨推进单元以及包括这样的螺旋桨推进单元的飞行器-CN201910250550.1在审
发明人： P.利文;J.科尔马格罗 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2019-03-29 - 公布日： 2019-10-11 - 主分类号： B64D27/02 文献下载
摘要：本发明涉及螺旋桨推进单元（100），其包括至少一个运动学系统（110），该运动学系统至少包括：热力发动机（111）；电能发电机（113）；电动马达（114），其被构造成从由电能发电机（113）产生的电能产生旋转运动作为输出；驱动和选择装置（115），其被构造成呈现：第一构型（115a），其中它联接到电动马达（114）的输出；以及第二构型（115b），其中它联接到热力发动机（111）的主轴（112）；以及螺旋桨（116），其通过驱动和选择装置（115）而旋转。具有混合动力发动机的这样的螺旋桨推进单元允许提供更大的动力且有利于维护和人体工程学并且更安全。
螺旋桨推进单元热力发动机电动马达电能发电机运动学系统选择装置构型混合动力发动机人体工程学驱动电能产生输出飞行器安全维护

[发明专利]用于承载飞机动力装置的支柱的主要结构，其后部由一组连接杆形成-CN201910193945.2在审
发明人： O.波蒂;J.科尔马格罗;J.布朗 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2019-03-14 - 公布日： 2019-09-24 - 主分类号： B64D27/26 文献下载
摘要：本发明涉及用于承载飞机动力装置的支柱的主要结构（1），其包括意图结合到飞机动力装置的前部（8）和意图结合到飞机结构的后部（9），前部（8）由包括上纵向构件、下纵向构件和横向面板的箱体形成。主肋（10）位于前部（8）与后部（9）之间的接口处。后部（9）由一组四个连接杆（13,14）形成。每一个连接杆的第一端（16）结合到主要结构的前部（8），并且每一个连接杆（13,14）的第二端（17）结合到用于紧固到飞机结构的分离接口。这允许用于承载飞机动力装置的支柱的主要结构的大幅简化，这可以特别地在成本、质量以及实现方式和集成的简化性方面具有优点。
飞机动力装置前部连接杆飞机结构纵向构件承载分离接口横向面板第一端接口处组连接紧固主肋

[发明专利]包括带封闭柔性榫舌的槽的空气动力轮廓的空气喷射装置-CN201410858435.X有效
发明人： J·吉耶莫;A·奥尔米埃;J·科尔马格罗;C·加尼耶 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2014-12-04 - 公布日： 2019-07-12 - 主分类号： B64C23/00 文献下载
摘要：本发明涉及包括带封闭柔性榫舌的槽的空气动力轮廓的空气喷射装置。空气喷射装置包括具有槽(36)和喷嘴(42)的空气动力轮廓。装置包括被安装嵌入空气动力的轮廓的柔性榫舌(48)，榫舌(48)在位于喷嘴(42)内的空气和外部空气之间的压力差的影响下能够被提升，通过这种方式阻塞槽(36)。在不需要喷射空气的飞行阶段期间，榫舌(48)使在轮廓上制造的槽(36)被阻塞成为可能，以防止外部的空气进入所述槽。在空气动力轮廓上的空气流不受影响，并且没有阻力的增加。因为榫舌(48)的提升是由压力差导致的，因而不需要任何用于提升它的控制机构。
包括封闭柔性空气动力轮廓喷射装置

[发明专利]航空电子设备舱-CN201580066086.0有效
发明人：菲利浦·皮埃尔·亚威农;让·马克·布里内奥;亚历山大·弗勒里;弗朗索瓦·高格;菲利浦·麦莱特 -专利权人：赛峰电气与电源公司;空中客车运营公司
申请日： 2015-11-04 - 公布日： 2019-05-17 - 主分类号： H05K7/20 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于安装至少一个电气模块(M)的航空电子设备舱(1)，该航空电子设备舱包括流体冷却系统和壳体(2)，该壳体与电气模块(M)互补并且包括背面(20)和敞开的前面(21)，模块(M)可以通过敞开的前面(21)可拆卸地安装到所述壳体(2)内，背面(20)上设置有适于连接至电气模块(M)的电连接器，其特征在于，流体冷却系统包括设置在壳体(2)的背面(20)上的冷板(3)，该冷板适于在电气模块(M)被安装到壳体(2)内时使所述电气模块(M)冷却。
航空电子设备

[发明专利]包括抵靠其壁的下面安装的至少一个横架的起落架舱顶-CN201811203577.7在审
发明人： D.贝莱;F.洛扬;A.勒加德;S.鲁;S.克鲁泽;L.迪布勒伊;A.普吕当 -专利权人： 空中客车运营公司;斯泰利娅航空航天公司
申请日： 2018-10-16 - 公布日： 2019-04-23 - 主分类号： B64C1/18 文献下载
摘要：本发明涉及包括抵靠其壁的下面安装的至少一个横架的起落架舱顶，具体而言，涉及一种用于飞机的起落架舱顶，用于形成增压上层舱和用于容纳起落架的起落架舱(3)之间的压力屏障。该舱顶包括形成压力屏障的顶壁(4)，该顶壁被纵向横架(5)保持，顶壁连接到纵向横架(5)上并且纵向横架在顶壁的整个长度上延伸。该顶壁(4)包括意图安装在起落架舱(3)内的下表面(45)，并且至少其中一个所述横架(5)抵靠顶壁(4)的下面(45)安装。本发明还涉及与之相关的一种组件和一种飞机。
顶壁横架起落架舱压力屏障起落架下表面增压舱顶飞机容纳上层延伸

[发明专利]包括倾斜的后隔板的用于飞机的起落架舱顶-CN201811203579.6在审
发明人： D.贝莱;F.洛扬;A.勒加德;S.鲁;S.克鲁泽;L.迪布勒伊;A.普吕当 -专利权人： 空中客车运营公司;斯泰利娅航空航天公司
申请日： 2018-10-16 - 公布日： 2019-04-23 - 主分类号： B64C1/18 文献下载
摘要：本发明涉及包括倾斜的后隔板的用于飞机的起落架舱顶，具体而言，涉及用于形成增压上层舱和用于容纳起落架的起落架舱之间的压力屏障的飞机起落架舱顶(3)。舱顶(4)包括沿纵向方向(X)延伸的主隔板(41)，倾斜的前隔板(42)，其刚性地连接到主壁(41)的前缘(411)上，以及倾斜的后隔板(43)，其刚性地连接到主隔板(41)的后缘(412)上。前隔板和后隔板每个都与主隔板(41)形成钝角。此构造使得能够由起落架舱顶更好地吸收负载并且实现用于传递机械负载的更短和更优化的路径，尤其是向后隔板构造成联接到其上的机身构件传递。本发明也涉及相关的一种组件以及一种飞机。
起落架舱后隔板主隔板地连接前隔板舱顶飞机起落架隔板后缘飞机起落架机身构件机械负载吸收负载压力屏障传递增压钝角前缘向后主壁容纳上层延伸优化

[发明专利]调节界面-CN201611005545.7在审
发明人： C·普蓬 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2016-10-14 - 公布日： 2017-05-03 - 主分类号： C23C4/06 文献下载
摘要：本发明涉及插在与由镍制成或由镍合金制成或由钴‑铬合金制成的第二部件(2)相对运动的由镍制成或由镍合金制成或由钴‑铬合金制成的第一部件(1)之间的调节界面。按照本发明，该界面包含两个调节层‑第一调节层沉积在两个部件(1，2)之一上，并具有使其随着与另一部件的摩擦产生釉质类型的层的组成；‑第二调节层沉积在第二部件上，通过充当与第一层的摩擦形成的氧化物的催化剂以便与第一层协作。该界面的第一釉质层改善该部件在摩擦下的滑动。由第二层提供的催化剂功能能够稳定通过摩擦形成的氧化物，并由此确保在延长的高温范围中的润滑功能。
调节界面

[发明专利]复杂的多元件系统的配置效验方法及装置-CN201110050572.7有效
发明人： R·米格里亚索;O·巴斯蒂安;M·埃斯特拉达-费尔南德斯 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2011-03-03 - 公布日： 2016-10-26 - 主分类号： G06F19/00 文献下载
摘要：复杂的多元件系统的配置效验方法及装置。本发明的对象尤其在于一系统的配置效验，所述系统包括多个元件，至少一引证号与所述多个元件的每个元件相关联。在根据所述多个元件的每个元件的至少一期望引证号计算(410)至少一引证密钥后，生成(420)所述系统的一理论配置报告，所述理论配置报告包括所述至少一引证密钥。相似地，根据所述多个元件的每个元件的至少一引证号计算(455)至少一校验密钥，并生成(460)所述系统的一实际配置报告，所述实际配置报告包括所述至少一校验密钥。如果所述实际的和理论的配置报告的所述校验密钥值和所述引证密钥值不同，一配置错误被检测到。
复杂多元系统配置效验方法装置

[发明专利]在组件的紧固期间的全螺纹支配度的控制方法-CN201511036120.8在审
发明人： P·莫古伊;M·帕雷德斯;S·高唐;S·多斯 -专利权人： 空中客车运营公司
申请日： 2015-12-22 - 公布日： 2016-07-13 - 主分类号： G01L5/24 文献下载
摘要：本申请涉及在组件的紧固期间的全螺纹支配度的控制方法。在紧固螺纹固定件时进行控制的方法，其中紧固实施在固定件的全螺纹上。为此，所述方法包括检测表示力矩根据其它参数变化的紧固曲线上的不同斜率，且将各个斜率与预先确定值进行比较。根据所检测曲线的部段和其斜率值，可确定紧固是否恰当且发生在固定件的全螺纹上，或反之能够识别故障的原因。
组件紧固期间螺纹支配控制方法

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