JP4195014B2 - Aircraft blade antenna device - Google Patents
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Description
この発明は、航空機のブレードの少なくとも一部を構成する航空機用ブレードアンテナ装置に関するものである。 The present invention relates to an aircraft blade antenna apparatus that constitutes at least a part of an aircraft blade.
この種の航空機用ブレードアンテナが、特開2000−151246号公報に開示されている。この先行技術に示されたブレードアンテナは、航空機の垂直尾翼に一体化されたノッチアンテナであり、このノッチアンテナは、フェノール系ハニカム構造、ガラス/エポキシ樹脂で構成されており、その両表面にアンテナエレメントを有していると理解される。 This type of aircraft blade antenna is disclosed in Japanese Unexamined Patent Publication No. 2000-151246. The blade antenna shown in this prior art is a notch antenna integrated with the vertical tail of an aircraft, and this notch antenna is composed of a phenol-based honeycomb structure and glass / epoxy resin. It is understood to have elements.
しかし、先行技術に開示されたブレードアンテナは、ノッチアンテナのアンテナエレメントが航空機のブレードの表面に露出しているので、飛行における空気抵抗が増加し、またアンテナエレメントが外れる心配もある。 However, in the blade antenna disclosed in the prior art, since the antenna element of the notch antenna is exposed on the surface of the blade of the aircraft, the air resistance in flight increases and the antenna element may be detached.
この発明は、飛行における空気抵抗の増加を抑制し、アンテナエレメントの外れを防止することのできる改良された航空機用ブレードアンテナ装置を提案するものである。 The present invention proposes an improved aircraft blade antenna apparatus capable of suppressing an increase in air resistance during flight and preventing an antenna element from coming off.
この発明の第1の観点による航空機用ブレードアンテナ装置は、所定の方向に延びる基準電位部材と、この基準電位部材に間隔を介して対向し、前記所定の方向と直交する平面上に拡がるように配置された板状のアンテナエレメントと、このアンテナエレメントの全体を覆い、前記基準電位部材とアンテナエレメントを組み付ける誘電体カバーとを備え、航空機のブレードの少なくとも一部を構成する航空機用ブレードアンテナ装置であって、前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面と、前記一対の主面の間を延びる複数の貫通孔とを有しており、また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面を覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分と、前記各貫通孔内に配置され前記各主面部分を互いに連結する栓状部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする。 An aircraft blade antenna apparatus according to a first aspect of the present invention is configured so that a reference potential member extending in a predetermined direction is opposed to the reference potential member with a space therebetween and spreads on a plane orthogonal to the predetermined direction. and arranged plate-shaped antenna element, not covering the whole of the antenna element, said reference potential member and a dielectric cover assembly of the antenna element, aircraft blade antenna device constituting at least a part of the aircraft of the blade The antenna element includes a pair of opposing main surfaces, an outer end surface forming a contour on the entire circumference of each of the pair of main surfaces, and a plurality of through holes extending between the pair of main surfaces. the have also said dielectric cover includes a pair of main surfaces portions covering each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element The bonded to the outer end surface of the antenna element covering this by, said outer end face further Zhang out edge portions outwardly from, WASH portion connecting together the placement by the respective principal surface portions in said respective through holes And at least a part of the outer surface of the blade is formed .
また、この発明の第2の観点による航空機用ブレードアンテナ装置は、所定の方向に延びる基準電位部材と、この基準電位部材に間隔を介して対向し、前記所定の方向と直交する平面上に拡がるように配置された板状のアンテナエレメントと、このアンテナエレメントの全体を覆い、前記基準電位部材と前記アンテナエレメントを組み付ける誘電体カバーとを備え、航空機のブレードの少なくとも一部を構成する航空機用ブレードアンテナ装置であって、前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面とを有し、このアンテナエレメントの少なくとも一方の主面上には、前記輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして、複数のリブが配置されており、また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面と前記各補強リブとを覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする。 An aircraft blade antenna apparatus according to a second aspect of the present invention extends to a reference potential member extending in a predetermined direction, a reference potential member facing the reference potential member with a space therebetween, and a plane orthogonal to the predetermined direction. a plate-shaped antenna element which is arranged so as, not covering the whole of the antenna element, and a dielectric cover for assembling the antenna element and the reference potential member, for aircraft that constitutes at least a part of the aircraft of the blade A blade antenna device, wherein the antenna element has a pair of opposing main surfaces and an outer end surface forming a contour on the entire circumference of each of the pair of main surfaces, and at least one main surface of the antenna element. on the face, so as to be positioned in front SL contour in the region surrounded by, there is disposed a plurality of ribs, also, the dielectric cover , Covering a pair of main surfaces portion covering the said respective reinforcing ribs and each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element, a is come joined before Kigai end face of the antenna element And an edge portion projecting further outward from the outer end surface to form at least a part of the outer surface of the blade .
また、この発明の第3の観点による航空機用ブレードアンテナ装置は、所定の方向に延びる基準電位部材と、この基準電位部材に間隔を介して対向し、前記所定の方向と直交する平面上に拡がるように配置された板状のアンテナエレメントと、このアンテナエレメントの全体を覆い、前記基準電位部材と前記アンテナエレメントを組み付ける誘電体カバーとを備え、航空機のブレードの少なくとも一部を構成する航空機用ブレードアンテナ装置であって、前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面と、前記一対の主面の間を延びる複数の貫通孔とを有し、前記アンテナエレメントの少なくとも一方の主面上には、前記輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして、複数のリブが配置されており、また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面と前記各補強リブとを覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分と、前記各貫通孔内に配置され前記各主面部分を互いに連結する栓状部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする。 An aircraft blade antenna apparatus according to a third aspect of the present invention extends to a reference potential member extending in a predetermined direction, a reference potential member facing the reference potential member with a space therebetween, and a plane orthogonal to the predetermined direction. a plate-shaped antenna element which is arranged so as, not covering the whole of the antenna element, and a dielectric cover for assembling the antenna element and the reference potential member, for aircraft that constitutes at least a part of the aircraft of the blade In the blade antenna device, the antenna element includes a pair of opposed main surfaces, an outer end surface forming a contour in the entire circumference of each of the pair of main surfaces, and a plurality of extending between the pair of main surfaces. and a through-hole, before Symbol on the main surface of at least one of the antenna elements, so as to be positioned in a region surrounded by the front SL contour, a plurality of Li There is arranged, also, the dielectric cover includes a pair of main surfaces portion covering the said respective reinforcing ribs and each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element, the antenna covering the is come joined before Kigai end face of the element, and the outer end surface further Zhang out edge portions outwardly from the WASH portion connecting together the respective main surface portion is placed in said respective through holes And at least a part of the outer surface of the blade is formed .
この発明の第1の観点による航空機用ブレードアンテナ装置では、誘電体カバーがアンテナエレメントの全体を覆い、アンテナエレメントの各主面に接合してこれらの各主面を覆う一対の主面部分と、アンテナエレメントの外端面に接合してこれを覆い、この外端面からさらに外側に張出した縁部分を有し、航空機のブレードの少なくとも一部の外表面を形成するので、アンテナエレメントが航空機のブレード表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメントの外れを防止できる。また、誘電体カバーが、アンテナエレメントの各主面の間を貫通する複数の貫通孔内に配置され、誘電体カバーの各主面部分を互いに連結する栓状部分を有するので、アンテナエレメントと誘電体カバーとの結合強度が増強され、アンテナエレメントの厚さの方向におけるブレードアンテナ装置の厚さの増加を抑え、飛行における空気抵抗の増加を抑えながら、ブレードアンテナ装置の機械的強度を大きくすることができる。 In the aircraft blade antenna device according to the first aspect of the present invention, the dielectric cover covers the entire antenna element, and is joined to each main surface of the antenna element to cover each main surface, and a pair of main surface portions, The antenna element is joined to and covers the outer end surface of the antenna element, and has an edge portion projecting further outward from the outer end surface to form an outer surface of at least a part of the blade of the aircraft. Therefore, it is possible to prevent the antenna element from coming off while suppressing an increase in air resistance during flight. The dielectric cover, are placed in a plurality of through-holes penetrating between the principal surface of the antenna element, because it has a WASH portion connecting together the main surface portions of the dielectric cover, and the antenna element The bond strength with the dielectric cover is enhanced, and the mechanical strength of the blade antenna device is increased while suppressing an increase in the thickness of the blade antenna device in the direction of the thickness of the antenna element and suppressing an increase in air resistance in flight. be able to.
この発明の第2の観点による航空機用ブレードアンテナ装置では、誘電体カバーがアンテナエレメントの全体を覆い、アンテナエレメントの各主面に接合しれこれらの各主面を覆う一対の主面部分と、アンテナエレメントの外端面に接合してこれを覆い、この外端面からさらに外側に張出した縁部分を有し、航空機のブレードの少なくとも一部の外表面を形成するので、アンテナエレメントが航空機のブレード表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメントの外れを防止できる。また、アンテナエレメントの少なくとも一方の主面上に、アンテナエレメントの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして複数の補強リブが配置され、誘電体カバーの一対の主面部分が、アンテナエレメントの一対の主面に接合してこれらの主面と各補強リブとを覆うので、アンテナエレメントおよび誘電体カバーが補強リブで補強され、ブレードアンテナ装置の機械的強度を大きくすることができる。 In the aircraft blade antenna apparatus according to the second aspect of the present invention, the dielectric cover covers the entirety of the antenna element, is joined to each main surface of the antenna element and covers each main surface, and the antenna. The antenna element is attached to and covers the outer end surface of the element and has an edge portion extending further outward from the outer end surface to form the outer surface of at least a part of the blade of the aircraft. The antenna element can be prevented from coming off without being exposed and suppressing an increase in air resistance in flight. In addition, a plurality of reinforcing ribs are disposed on at least one main surface of the antenna element so as to be positioned within a region surrounded by the outline of the antenna element, and the pair of main surface portions of the dielectric cover are provided with the antenna element. since joining of the pair of main surfaces covering with these main surfaces and each of the reinforcing ribs, the antenna element and the dielectric cover is reinforced by the reinforcing ribs, it is possible to increase the mechanical strength of the blade antenna device.
この発明の第3の観点による航空機用ブレードアンテナ装置では、誘電体カバーがアンテナエレメントの全体を覆い、アンテナエレメントの各主面に接合してこれらの各主面を覆う一対の主面部分と、アンテナエレメントの外端面に接合してこれを覆い、この外端面からさらに外側に張出した縁部分とを有し、航空機のブレードの少なくとも一部の外表面を形成するので、アンテナエレメントが航空機のブレード表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメントの外れを防止できる。また、誘電体カバーが、アンテナエレメントの各主面の間を貫通する複数の貫通孔内に配置され、誘電体カバーの各主面部分を互いに連結する栓状部分を有するので、アンテナエレメントと誘電体カバーとの結合強度が増強され、加えてアンテナエレメントの少なくとも一方の主面上に、アンテナエレメントの輪郭で囲まれた領域に位置するようにして複数の補強リブが配置され、誘電体カバーの一対の主面部分が、アンテナエレメントの各主面に接合してこれらの各主面と補強リブとを覆うので、ブレードアンテナ装置の機械的強度を大きくすることができる。 In the aircraft blade antenna device according to the third aspect of the present invention, the dielectric cover covers the entire antenna element, and is joined to each main surface of the antenna element to cover each main surface, and a pair of main surface portions, The antenna element is joined to and covers the outer end surface of the antenna element, and has an edge portion extending further outward from the outer end surface to form an outer surface of at least a part of the blade of the aircraft. It is not exposed to the surface, and it is possible to prevent the antenna element from coming off while suppressing an increase in air resistance during flight. The dielectric cover, are placed in a plurality of through-holes penetrating between the principal surface of the antenna elements, as they may have a WASH portion connecting together the main surface portions of the dielectric cover, antenna binding strength between the element and the dielectric cover is enhanced, in addition to the at least one main surface of the antenna element and are arranged a plurality of reinforcing ribs so as to be positioned in a region surrounded by the contour of the antenna element, the dielectric Since the pair of main surface portions of the body cover are joined to the main surfaces of the antenna element to cover the main surfaces and the reinforcing ribs, the mechanical strength of the blade antenna device can be increased.
以下この発明のいくつかの実施の形態について、図面を参照して説明する。 Several embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings.
実施の形態1.
図1は、この発明による航空機用ブレードアンテナ装置の実施の形態1を示す斜視図、図2は図1のA−A線断面図である。
この図1、図2に示す実施の形態1の航空機用ブレードアンテナ装置は、航空機の垂直尾翼の全体を構成するブレードアンテナ装置10である。このブレードアンテナ装置10は、アンテナエレメント20と、基準電位部材30と、誘電体カバー40とを有する。
Embodiment 1 FIG.
FIG. 1 is a perspective view showing Embodiment 1 of an aircraft blade antenna apparatus according to the present invention, and FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG.
The aircraft blade antenna apparatus according to the first embodiment shown in FIGS. 1 and 2 is a
アンテナエレメント20は、平たい板状に構成され、必要な機械的強度を持った軽量の導電材料、例えば3mmから5mmの厚さのアルミニウムで作られる。この板状のアンテナエレメント20は、矩形形状、例えば長方形形状に構成され、相対向する一対の主面21A、21Bと外端面22を有する。外端面22は、一対の主面21A、21Bの全周における輪郭を形成するもので、一対の主面21A、21Bはこの外端面22により、長方形に輪郭付けされる。
The
アンテナエレメント20の外端面22は、一対の長辺23、24と、一対の短辺25、26を含んでいる。一対の長辺23、24は、互いに平行に相対向しており、また一対の短辺25、26も、互いに平行に相対向している。長辺23は、アンテナエレメント20の前縁辺であり、長辺24はその後縁辺である。短辺25はアンテナエレメント20の上縁辺であり、短辺26はその下縁辺である。
The
アンテナエレメント20は、一対の主面21A、21Bが、地面に対する垂直平面と平行となるように配置され、地面に対して垂直な平面上に拡がっている。一対の長辺23、24は、地面に対する鉛直線に沿って延びている。一対の短辺25、26は、地面と平行な水平線に沿って延びている。
The
アンテナエレメント20は、さらに複数の貫通孔27を有する。これらの複数の貫通孔27は、それぞれ主面21A、21Bに対して垂直に、主面21A、21Bの間を延びており、アンテナエレメント20を貫通している。これらの各貫通孔27はそれぞれ主面21A、21Bに開口しており、主面21A、21Bの間にそれらを連通する通路を形成している。
The
図1のブレードアンテナ装置10では、合計10個の貫通孔27がアンテナエレメント20に形成されている。この10個の貫通孔27は、前列の5個の貫通孔27aと、後列の5個の貫通孔27bを含んでいる。前列の5個の貫通孔27aは、地面に対する垂直線に沿って互いに間隔をおいて並んでいる。後列の5個の貫通孔27bは、前列の5個の貫通孔27aから水平方向に所定距離だけ後方に位置する垂直線に沿って互いに間隔をおいて並んでいる。貫通孔27は、円形の孔とされるが、円形以外の正方形、長方形、三角形、六角形など各種の形状とすることもできる。
In the
各貫通孔27の孔径Φは、アンテナエレメント20の使用周波数の波長λに対し、λ/16以下の大きさとされる。このλ/16以下の孔径Φとすることにより、各貫通孔27によるブレードアンテナ装置10の放射パターン、およびVSWRの悪化を防止することができる。
The diameter Φ of each through-
貫通孔27の孔径Φは、各種形状の貫通孔27について、その最大の孔径に等しい寸法とされる。例えば、円形の貫通孔27については、孔径Φはその直径であり、また正方形、長方形の貫通孔27については、その対角線における最大の孔径とされる。円形、正方形、長方形以外の形状の貫通孔27の孔径は、その孔形状内を通って各部を結ぶ直線の中の最長のものとする。換言すれば、各貫通孔27の最大孔径Φが、λ/16以下の大きさとされる。
The through
ブレードアンテナ装置10の基準電位部材30は、ブレードアンテナ装置10の底部に配置され、地面に対する水平線に沿って延びるように配置される。この基準電位部材30は、例えば矩形状の断面を有する棒状または板状部材であって、ブレードアンテナ装置10の下側の構造部材を構成し、ブレードアンテナ装置10は、この基準電位部材30の上部に構成される。
The reference
基準電位部材30は、アンテナエレメント20の下縁辺26と間隔Sを介して対向しそれと平行に延びており、長さLと、幅Wと、高さHを有する。長さLは、航空機の長さの方向における寸法であり、下縁辺26の長さの数倍の長さであって、基準電位部材30は、その長さLの方向の一部分が下縁辺26と対向するようにして、アンテナエレメント20の下部に配置される。幅Wは、航空機の横幅の方向における寸法であり、下縁辺26の幅よりも少し大きな寸法とされる。この幅Wの丁度中間の位置に、アンテナエレメント20の下縁辺26が対向するように、基準電位部材30が配置される。高さHは、航空機の高さの方向における寸法であり、幅Wよりも少し小さな寸法とされる。
The reference
基準電位部材30は、必要な機械的強度を持った軽量の導電材料、例えばアルミニウムにより構成される。この基準電位部材30は、アンテナエレメント20に対する基準電位を与え、アンテナエレメント20に放射性能を確保する。具体的には、ブレードアンテナ装置10に対する図示しない給電同軸ケーブルの外皮(GND)が基準電位部材30に接続され、その同軸ケーブルの中心導体がアンテナエレメント20に接続される。
The reference
誘電体カバー40は、アンテナエレメント20を覆うとともに、航空機の垂直尾翼を構成し、その外表面を形成する。基準電位部材30は、その底部が誘電体カバー40から露出するが、この誘電体カバー40によってアンテナエレメント20と一体に組立てられる。誘電体カバー40がアンテナエレメント20の全体を覆うので、アンテナエレメント20が表面に露出することはなく、アンテナエレメント20が空気流で外れるのを防止できる。
The
誘電体カバー40は、必要な機械的強度を有する誘電体の樹脂材料、例えばGFRP(ガラス繊維強化プラスチック)、またはGFRPと発泡コア材とによって構成される。この誘電体カバー40は、アンテナエレメント20、基準電位部材30に対してそれらと一体に樹脂モールドされ、アンテナエレメント20に接合してそれを覆い、またこのアンテナエレメント20に間隔Sを介して対向するように、基準電位部材30を組み付ける。
The
誘電体カバー40は、具体的には、一対の主面部分41A、41B、前縁部分42、後縁部分43、上縁部分44、下縁部分45を一体に有する。これらの主面部分41A、41B、前縁部分42、後縁部分43、上縁部分44、下縁部分45は、樹脂モールド時に同時に一体に形成される。これらの主面部分41A、41B、前縁部分42、後縁部分43、上縁部分44、下縁部分45は、航空機の垂直尾翼の全表面を形成し、空気流にさらされる。
Specifically, the
一対の主面部分41A、41Bは、アンテナエレメント20の主面21A、21Bの全面に接合してこれらの主面21A、21Bを覆う。前縁部分42、後縁部分43、上縁部分44、下縁部分45は、アンテナエレメント20の外端面22に接合し、この外端面22を覆い、この外端面22からさらに外側へ張出し、垂直尾翼の縁部分を構成する。前縁部分42は、アンテナエレメント20の前縁辺23に接合し、この前縁辺23を覆い、さらにその前方へ張り出し、垂直尾翼の前縁を構成する。後縁部分43は、アンテナエレメント20の後縁辺24に接合し、この後縁辺24を覆い、さらにその後方へ張り出し、垂直尾翼の後縁を構成する。
The pair of
上縁部分44は、アンテナエレメント20の上縁辺25に接合し、この上縁辺25を覆い、さらにその上方へ張り出し、垂直尾翼の上縁を構成する。下縁部分45は、アンテナエレメント20と基準電位部材30との間に配置され、アンテナエレメント20の下縁辺26に接合し、この下縁辺26を覆い、垂直尾翼の下縁を構成する。
The
誘電体カバー40は、さらに複数の各貫通孔27の内部に栓状部分46を有する。この栓状部分46は一対の主面部分41A、41Bの間を延びて、一対の主面部分41A、41Bを互いに連結する。この各貫通孔27内の栓状部分46は、その両端部が一対の主面部分41A、41Bと一体に連結されており、この各栓状部分46により、誘電体カバー40とアンテナエレメント20との結合強度が増強され、ブレードアンテナ装置10が空気流で損傷あるいは変形するのを防止することができる。
The
以上のように、実施の形態1の航空機用ブレードアンテナ装置10では、誘電体カバー40がアンテナエレメント20の主面21A、21B、外端面22に接合してこれらを覆っているので、アンテナエレメント20はブレードの表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメント20の外れを防止することができる。
As described above, in the aircraft
また、アンテナエレメント20の主面21A、21Bの間を延びる複数の貫通孔27を有し、誘電体カバー40がこの各貫通孔27にも配置されるので、誘電体カバー40とアンテナエレメント20との結合強度が増強され、アンテナエレメントの厚さの方向におけるブレードアンテナ装置10の厚さの増加を抑え、飛行における空気抵抗の増加を抑えながら、ブレードアンテナ装置10の機械的強度を大きくすることができる。
In addition, since there are a plurality of through
加えて、各貫通孔27の孔径Φがアンテナエレメント20の使用周波数の波長λに対してλ/16以下とされているので、貫通孔27によるアンテナ性能の悪化を抑制することができる。
In addition, since the hole diameter Φ of each through
実施の形態2.
図3は、この発明による航空機用ブレードアンテナ装置の実施の形態2を示す斜視図、図4は図3のB−B線断面図である。この実施の形態2による航空機用ブレードアンテナ装置10Aも、実施の形態1によるブレードアンテナ装置10と同様に、航空機の垂直尾翼の全体を構成する。
3 is a perspective view showing a second embodiment of an aircraft blade antenna apparatus according to the present invention, and FIG. 4 is a sectional view taken along line BB of FIG. Similarly to the
実施の形態2のブレードアンテナ装置10Aでは、実施の形態1におけるアンテナエレメント20がアンテナエレメント20Aに変形されている。この実施の形態2におけるアンテナエレメント20Aには、複数の貫通孔27は形成されず、この複数の貫通孔27に代って、アンテナエレメント20Aの一方の主面21A上に複数本の補強リブ50が配置される。誘電体カバー40の主面部分41Aは、アンテナエレメント20Aの主面21Aとともにこの補強リブ50にも接合し、これらを覆っている。これ以外は、実施の形態2のブレードアンテナ装置10Aは、実施の形態1のブレードアンテナ装置10と同じに構成される。
In the
複数の補強リブ50は、それぞれ地面に対して垂直な鉛直線に沿って延びるように配置される。各補強リブ50は、アンテナエレメント20Aと別体に、例えばアルミニウムにより構成され、ねじなどの固着具により、アンテナエレメント20Aの主面21A上に固着され、アンテナエレメント20Aを補強する。しかし、補強リブ50を、アンテナエレメント20Aと一体に、例えばアルミニウムで構成し、アンテナエレメント20Aを補強することもできる。
The plurality of reinforcing
各補強リブ50は、アンテナエレメント20Aの一対の主面21A、21Bが対向する方向において、厚さTを有し、この補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Aの厚さとを合計した厚さは、アンテナエレメント20Aの使用周波数の波長λに対して、λ/16以下の厚さとされる。この補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Aの厚さとを合計した厚さをλ/16以下にすることにより、交差偏波を抑制し、補強リブ50によるアンテナの放射パターン、VSWRの悪化を防止できる。交差偏波とは、本来必要な偏波成分、例えばアンテナエレメント20Aによるモノポールアンテナでは、垂直偏波が本来必要な正偏波であり、補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Aの厚さとを合計した厚さをλ/16以下とすることにより、この正偏波に直交する偏波成分を抑圧することができる。
Each reinforcing
また、補強リブ50の厚さTが薄いので、アンテナエレメント20Aの主面21A、21Bに垂直な方向におけるブレードアンテナ装置10Aの厚さを薄くして、空気抵抗を小さくすることができる。具体的には、主面21Aを覆う誘電体カバー40の主面部分41Aを余り厚くすることなく、主面部分41Aにより、主面21Aとともに各補強リブ50を覆うことができる。主面部分41Aは、補強リブ50に接合してそれを覆った状態で、平坦な外表面を形成する厚さとされる。
Further, since the thickness T of the reinforcing
複数の補強リブ50は、主面21Aの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置され、誘電体カバー40はアンテナエレメント20Aとともにこの補強リブ50にも接合し、これらのアンテナエレメント20Aと補強リブ50を覆う。補強リブ50が主面21A上の輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置されるので、補強リブ50が誘電体カバー40の上縁部分44、下縁部分45に突出することはなく、また誘電体カバー40の外部へ突出することもない。したがって、補強リブ50により、空気流が乱されることはない。
The plurality of reinforcing
この実施の形態2の航空機用ブレードアンテナ装置10Aでも、誘電体カバー40がアンテナエレメント20の主面21A、21B、補強リブ50および外端面22に接合してこれらを覆っているので、アンテナエレメント20はブレードの表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメント20の外れを防止することができる。
Also in the aircraft
また、アンテナエレメント20Aの主面21A上に、その輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして複数の補強リブ50が配置され、誘電体カバー40がこの補強リブ50にも接合し、この補強リブ50とともにアンテナエレメント20Aを覆うので、アンテナエレメント20Aおよび誘電体カバー40が補強リブ50で補強され、ブレードアンテナ装置10Aの機械的強度を大きくできる。
Further, a plurality of reinforcing
加えて、各補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Aの厚さとを合計した厚さが、アンテナエレメント20Aの使用周波数の波長λに対してλ/16以下とされているので、アンテナエレメント20Aの厚さの方向におけるブレードアンテナ装置10Aの厚さの増加を抑え、飛行における空気抵抗の増加を抑えながら、併せて補強リブ50によるアンテナ性能の悪化を抑制することができる。
In addition, since the total thickness of the thickness T of each reinforcing
実施の形態3.
図5は、この発明による航空機用ブレードアンテナ装置の実施の形態3を示す斜視図、図6は図5のC−C線断面図である。この実施の形態3による航空機用ブレードアンテナ装置10Bも、実施の形態1によるブレードアンテナ装置10と同様に、航空機の垂直尾翼の全体を構成する。
Embodiment 3 FIG.
5 is a perspective view showing a third embodiment of an aircraft blade antenna apparatus according to the present invention, and FIG. 6 is a cross-sectional view taken along the line CC of FIG. The aircraft blade antenna apparatus 10B according to the third embodiment also constitutes the entire vertical tail of the aircraft, similarly to the
実施の形態3のブレードアンテナ装置10Bでは、実施の形態1におけるアンテナエレメント20がアンテナエレメント20Bに変形されている。この実施の形態3におけるアンテナエレメント20Bにも、複数の貫通孔27は形成されず、この複数の貫通孔27に代って、アンテナエレメント20Bの両主面21A、21B上に、それぞれ複数本の補強リブ51、52が配置される。誘電体カバー40の主面部分41A、41Bは、それぞれアンテナエレメント20Bの主面21A、21Bとともにこれらの補強リブ51、52にも接合し、これらを覆っている。これ以外は、実施の形態3のブレードアンテナ装置10Bは、実施の形態1のブレードアンテナ装置10と同じに構成される。
In the blade antenna device 10B of the third embodiment, the
アンテナエレメント20Bの各主面21A、21B上の複数の補強リブ51、52は、それぞれ地面に対して垂直な鉛直線に沿って延びるように配置される。各補強リブ51、52は、アンテナエレメント20Bと別体に、例えばアルミニウムにより構成され、ねじなどの固着具により、アンテナエレメント20Bの主面21A、21B上に固着され、アンテナエレメント20Bを補強する。しかし、これらの補強リブ51、52を、アンテナエレメント20Bと一体に、例えばアルミニウムで構成し、アンテナエレメント20Bを補強することもできる。
The plurality of reinforcing
各補強リブ51、52は、アンテナエレメント20Bの一対の主面21A、21Bが対向する方向において、厚さTを有し、この厚さTとアンテナエレメント20Bの厚さとを合計した厚さはアンテナエレメント20Bの使用周波数の波長λに対して、λ/16以下の厚さとされる。この補強リブ51、52の厚さTとアンテナエレメント20Bの厚さを合計した厚さをλ/16以下にすることにより、実施の形態2のブレードアンテナ装置10Aと同様に、交差偏波を抑制し、補強リブ51、52によるアンテナの放射パターン、VSWRの悪化を防止できる。
Each of the reinforcing
また、補強リブ51、52の厚さTが薄いので、アンテナエレメント20Bの主面21A、21Bに垂直な方向におけるブレードアンテナ装置10Bの厚さを薄くして、空気抵抗を小さくすることができる。具体的には、主面21A、21Bを覆う誘電体カバー40の主面部分41A、41Bを余り厚くすることなく、主面部分41A、41Bにより、主面21A、21Bとともに各補強リブ51、52を覆うことができる。主面部分41A、41Bは、補強リブ51、52に接合してそれを覆った状態で、平坦な外表面を形成する厚さとされる。
Moreover, since the thickness T of the reinforcing
複数の補強リブ51、52は、それぞれ主面21A、21Bの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置され、誘電体カバー40はアンテナエレメント20Bとともにこれらの補強リブ51、52にも接合し、これらのアンテナエレメント20Bと補強リブ51、52を覆う。補強リブ51、52が主面21A、21Bの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置されるので、補強リブ51、52が誘電体カバー40の上縁部分44、下縁部分45に突出することはなく、また誘電体カバー40の外部へ突出することもない。したがって、補強リブ51、52により、空気流が乱されることはない。
The plurality of reinforcing
この実施の形態3の航空機用ブレードアンテナ装置10Bでも、誘電体カバー40がアンテナエレメント20Bの主面21A、21B、補強リブ51、52、および外端面22に接合してこれらを覆っているので、アンテナエレメント20Bはブレードの表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメント20Bの外れを防止することができる。
In the aircraft blade antenna apparatus 10B of the third embodiment, the
また、アンテナエレメント20Bの主面21A、21Bに、それぞれその輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして複数の補強リブ51、52が配置され、誘電体カバー40がこの補強リブ51、52にも接合し、この補強リブ51、52とともにアンテナエレメント20Bを覆うので、アンテナエレメント20Bおよび誘電体カバー40が補強リブ51、52で補強され、ブレードアンテナ装置10Bの機械的強度を大きくできる。
Further, a plurality of reinforcing
加えて、各補強リブ51、52の厚さTとアンテナエレメント20Bの厚さとを合計した厚さがアンテナエレメント20Bの使用周波数の波長λに対してλ/16以下とされているので、アンテナエレメント20Bの厚さの方向におけるブレードアンテナ装置10Bの厚さの増加を抑え、飛行における空気抵抗の増加を抑えながら、補強リブ51、52によるアンテナ性能の悪化を抑制することができる。
In addition, the total thickness of the reinforcing
実施の形態4.
図7は、この発明による航空機用ブレードアンテナ装置の実施の形態4を示す斜視図、図8は図7のD−D線断面図、図9は図7のE−E線断面図である。この実施の形態4による航空機用ブレードアンテナ装置10Cも、実施の形態1によるブレードアンテナ装置10と同様に、航空機の垂直尾翼の全体を構成する。
Embodiment 4 FIG.
7 is a perspective view showing a fourth embodiment of an aircraft blade antenna apparatus according to the present invention, FIG. 8 is a sectional view taken along the line DD in FIG. 7, and FIG. 9 is a sectional view taken along the line EE in FIG. The aircraft
実施の形態4のブレードアンテナ装置10Cでは、実施の形態1におけるアンテナエレメント20がアンテナエレメント20Cに変形されている。この実施の形態4におけるアンテナエレメント20Cは、図1に示す実施の形態1のアンテナエレメント20における複数の貫通孔27と、図3に示す実施の形態2におけるアンテナエレメント20Aにおける複数の補強リブ50とを有する。複数の貫通孔27は、隣接する各補強リブ50の間に形成される。
In the
アンテナエレメント20Cの誘電体カバー40は、複数の各貫通孔27の内部に配置された栓状部分46を有し、この栓状部分46は一対の主面部分41A、41Bの間を延びて、その両端部が一対の主面部分41A、41Bと一体に連結されており、この各栓状部分46により、誘電体カバー40とアンテナエレメント20Cとの結合強度が増強される。
また誘電体カバー40の主面部分41Aは、アンテナエレメント20Cの主面21Aとともにこの補強リブ50にも接合し、これらを覆っている。これ以外は、実施の形態4のブレードアンテナ装置10Cは、実施の形態1のブレードアンテナ装置10と同じに構成される。
The
The
複数の補強リブ50は、例えば3本設けられ、それぞれ地面に対する垂直線に沿って互いに平行に延びるように配置される。各補強リブ50は、実施の形態2と同様に、アンテナエレメント20Cと別体に、例えばアルミニウムにより構成され、ねじなどの固着具により、アンテナエレメント20Cの主面21A上に固着され、アンテナエレメント20Cを補強する。しかし、補強リブ50を、アンテナエレメント20Cと一体に、例えばアルミニウムで構成し、アンテナエレメント20Cを補強することもできる。
A plurality of reinforcing
各補強リブ50は、アンテナエレメント20Cの一対の主面21A、21Bが対向する方向において、厚さTを有し、この厚さTとアンテナエレメント20Cの厚さとを合計した厚さはアンテナエレメント20Cの使用周波数の波長λに対して、λ/16以下の厚さとされる。この補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Cの厚さとを合計した厚さをλ/16以下にすることにより、実施の形態2と同様に、交差偏波を抑制し、補強リブ50によるアンテナの放射パターン、VSWRの悪化を防止できる。
Each reinforcing
また、補強リブ50の厚さTが薄いので、アンテナエレメント20Cの主面21A、21Bに垂直な方向におけるブレードアンテナ装置10Cの厚さを薄くして、空気抵抗を小さくすることができる。具体的には、主面21Aを覆う誘電体カバー40の主面部分41Aを余り厚くすることなく、主面部分41Aにより、主面21Aとともに各補強リブ50を覆うことができる。主面部分41Aは、補強リブ50に接合してそれを覆った状態で、平坦な外表面を形成する厚さとされる。
Further, since the thickness T of the reinforcing
複数の補強リブ50は、主面21Aの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置され、誘電体カバー40はアンテナエレメント20Cとともにこの補強リブ50にも接合し、これらのアンテナエレメント20Cと補強リブ50を覆う。補強リブ50が主面21Aの輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして配置されるので、補強リブ50が誘電体カバー40の上縁部分44、下縁部分45に突出することはなく、また誘電体カバー40の外部へ突出することもない。したがって、補強リブ50により、空気流が乱されることはない。
The plurality of reinforcing
合計10個の貫通孔27がアンテナエレメント20Cに形成され、この10個の貫通孔27は、前列の5個の貫通孔27aと、後列の5個の貫通孔27bを含んでいる。前列の5個の貫通孔27aは、中央と前側の2つの補強リブ50の間に配置され、後列の5つの貫通孔27bは、中央と後側の2つの補強リブ50の間に配置される。前列と後列の各5個の貫通孔27a、27bはともに、地面に対する垂直線に沿って互いに間隔をおいて並んでいる。
A total of ten through-
各貫通孔27の孔径Φは、アンテナエレメント20Cの使用周波数の波長λに対し、λ/16以下の大きさとされる。このλ/16以下の孔径Φとすることにより、各貫通孔27によるブレードアンテナ装置10Cの放射パターン、およびVSWRの悪化を防止することができる。
The diameter Φ of each through-
実施の形態1と同様に、貫通孔27の孔径Φは、各種形状の貫通孔27について、その最大の孔径に等しい寸法とされる。例えば、円形の貫通孔27については、孔径Φはその直径であり、また正方形、長方形の貫通孔23については、その対角線における最大の孔径とされる。換言すれば、各貫通孔27の最大孔径Φが、λ/16以下の大きさとされる。
As in the first embodiment, the hole diameter Φ of the through
この実施の形態4の航空機用ブレードアンテナ装置10Cでも、誘電体カバー40がアンテナエレメント20Cの主面21A、21B、補強リブ50、および外端面22に接合してこれらを覆っているので、アンテナエレメント20Cはブレードの表面に露出せず、飛行における空気抵抗の増加を抑えながらアンテナエレメント20Cの外れを防止することができる。
Also in the aircraft
また、アンテナエレメント20Cの主面21A、21Bの間を延びる複数の貫通孔27を有し、誘電体カバー40がこの各貫通孔27にも配置され、併せてアンテナエレメント20Cの主面21Aに、その輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして複数の補強リブ50が配置され、誘電体カバー40とアンテナエレメント20Cとの結合強度が補強されるので、ブレードアンテナ装置10Cの機械的強度を大きくできる。
Moreover, it has a plurality of through
加えて、各貫通孔27の孔径Φおよび各補強リブ50の厚さTとアンテナエレメント20Cの厚さとを合計した厚さがアンテナエレメント20Cの使用周波数の波長λに対してλ/16以下とされているので、アンテナエレメント20Cの厚さの方向におけるブレードアンテナ装置10Cの厚さの増加を抑え、飛行における空気抵抗の増加を抑えながら、貫通孔27および補強リブ50によるアンテナ性能の悪化を抑制することができる。
In addition, the total thickness of the hole diameter Φ of each through
実施の形態5.
この実施の形態5は、実施の形態4において、アンテナエレメント20Cの両主面21A、21Bのそれぞれの上に、実施の形態3と同じように補強リブ51、52を形成するものである。両主面21A、21Bのそれぞれの上に、補強リブ51、52が形成されるので、実施の形態4の比べて、アンテナエレメント20Cの機械的強度がさらに増強され、また誘電体カバー40の両主面部分41A、41Bが補強リブ51、52にそれぞれ接合するので、アンテナエレメント20Cと誘電体カバー40との結合強度もさらに増強される。
Embodiment 5 FIG.
In the fifth embodiment, reinforcing
他の実施の形態.
実施の形態1から5は、いずれも航空機の垂直尾翼の全体を構成するものであるが、垂直尾翼の一部を構成するようにすることもできる。また航空機の水平尾翼の全体または一部を構成するように変更することもできる。また主翼の全体または一部を構成するように変更することもできる。この水平尾翼、主翼またはそれらの一部を構成する場合、アンテナエレメント20、20A、20B、20Cは、地面に平行な水平面と平行に配置され、また誘電体カバー40はアンテナエレメント20、20A、20B、20Cを覆い水平尾翼または主翼を形成するために、それに適した外形とされる。基準電位部材30は、各翼の付根部に配置され、誘電体カバー40は、この基準電位部材30から外側に延長される。
Other embodiments.
The first to fifth embodiments constitute the entire vertical tail of an aircraft, but may constitute a part of the vertical tail. It can also be modified to constitute all or part of the horizontal tail of the aircraft. Moreover, it can also change so that the whole or part of a main wing may be comprised. When the horizontal tail, the main wing, or a part thereof is configured, the
この水平尾翼の全体を構成する場合、実施の形態1、4、5における複数の各貫通孔27は、航空機が地上にあるとき、地面と平行に、水平線に沿って並ぶように配置され、また実施の形態2、3、4、5における複数の補強リブ50、51、52も、水平線に沿って互いに平行に延びるように配置される。
When the entire horizontal tail is configured, the plurality of through
なお、本願でいう航空機とは、有人機、無人機を問わず、さらにロケットやミサイル等の飛翔体を含む。また補強リブは、その方向や本数に関係なく使用できる。 Note that the term “aircraft” as used in the present application includes a flying object such as a rocket or a missile, regardless of whether it is a manned aircraft or an unmanned aircraft. Further, the reinforcing rib can be used regardless of its direction and number.
この発明による航空機用ブレードアンテナ装置は、航空機に利用可能である。 The aircraft blade antenna apparatus according to the present invention can be used in an aircraft.
10、10A、10B、10C:ブレードアンテナ装置、
20、20A、20B、20C:アンテナエレメント、
21A、21B:主面、22:外端面、23:前縁面、24:後縁面、25:上縁面、
26:下縁面、27:貫通孔
30:基準電位部材、
40:誘電体カバー、41A、41B:主面部分、42:前縁部分、43:後縁部分、
44:上縁部分、45:下縁部分、
50、51、52:補強リブ。
10, 10A, 10B, 10C: blade antenna device,
20, 20A, 20B, 20C: antenna element,
21A, 21B: main surface, 22: outer end surface, 23: front edge surface, 24: rear edge surface, 25: upper edge surface,
26: Lower edge surface, 27: Through hole 30: Reference potential member,
40: Dielectric cover, 41A, 41B: Main surface portion, 42: Front edge portion, 43: Rear edge portion,
44: upper edge portion, 45: lower edge portion,
50, 51, 52: Reinforcing ribs.
Claims (17)
前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面と、前記一対の主面の間を延びる複数の貫通孔とを有しており、
また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面を覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分と、前記各貫通孔内に配置され前記各主面部分を互いに連結する栓状部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする航空機用ブレードアンテナ装置。 A reference potential member extending in a predetermined direction, a plate-like antenna element that is opposed to the reference potential member with a gap and is arranged so as to spread on a plane orthogonal to the predetermined direction, and the entire antenna element the not covered, and a dielectric cover for assembling the reference potential member and the antenna element, a aircraft blade antenna device constituting at least a part of the aircraft of the blade,
The antenna element comprises a pair of main surfaces facing each other, the outer end surface that forms a contour of the entire circumference of the pair of the main surfaces, and a plurality of through holes extending between said pair of main surfaces And
Further, the dielectric cover covers this by joining a pair of main surfaces portions covering each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element, to the outer end surface of the antenna element , the edge portion further Zhang out outwardly from the outer end surface, the is placed in the through holes and a WASH portion connecting together the respective main surface portion, at least a portion of the outer surface of the blade An aircraft blade antenna device characterized by being formed .
前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面とを有し、このアンテナエレメントの少なくとも一方の主面上には、前記輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして、複数のリブが配置されており、
また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面と前記各補強リブとを覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする航空機用ブレードアンテナ装置。 A reference potential member extending in a predetermined direction, a plate-like antenna element that is opposed to the reference potential member with a gap and is arranged so as to spread on a plane orthogonal to the predetermined direction, and the entire antenna element the not covered, and a dielectric cover for assembling the antenna element and the reference potential member, a aircraft blade antenna device constituting at least a part of the aircraft of the blade,
The antenna element includes a pair of main surfaces facing each, and an outer end surface that forms a contour of the entire circumference of the pair of the main surfaces, on at least one main surface of the antenna element, prior Symbol A plurality of ribs are arranged so as to be located within the area surrounded by the outline,
Further, the dielectric cover includes a pair of main surfaces portion covering the said respective reinforcing ribs and each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element, prior Kigai end face of the antenna element the is come joined not covered in, further comprising a tonicity out edge portions outwardly from said outer end face, aircraft blade antenna apparatus characterized by forming at least part of the outer surface of the blade.
前記アンテナエレメントは、相対向する一対の主面と、この一対の各主面の全周における輪郭を形成する外端面と、前記一対の主面の間を延びる複数の貫通孔とを有し、前記アンテナエレメントの少なくとも一方の主面上には、前記輪郭で囲まれた領域内に位置するようにして、複数のリブが配置されており、
また、前記誘電体カバーは、前記アンテナエレメントの前記一対の各主面に接合してこれらの各主面と前記各補強リブとを覆う一対の主面部分と、前記アンテナエレメントの前記外端面に接合してこれを覆い、前記外端面からさらに外側へ張出した縁部分と、前記各貫通孔内に配置され前記各主面部分を互いに連結する栓状部分とを有し、前記ブレードの少なくとも一部の外表面を形成していることを特徴とする航空機用ブレードアンテナ装置。 A reference potential member extending in a predetermined direction, a plate-like antenna element that is opposed to the reference potential member with a gap and is arranged so as to spread on a plane orthogonal to the predetermined direction, and the entire antenna element the not covered, and a dielectric cover for assembling the antenna element and the reference potential member, a aircraft blade antenna device constituting at least a part of the aircraft of the blade,
The antenna element has a pair of opposing main surfaces, an outer end surface forming a contour on the entire circumference of each of the pair of main surfaces, and a plurality of through holes extending between the pair of main surfaces, wherein the at least on one main surface of the antenna elements, so as to be positioned in a region surrounded by the front SL contour, it is disposed a plurality of ribs,
Further, the dielectric cover includes a pair of main surfaces portion covering the said respective reinforcing ribs and each of the main surface joined to said pair of the main surfaces of the antenna element, prior Kigai end face of the antenna element covering the is come bonded to, said outer end face further Zhang out edge portions outwardly from, the are placed in the respective through-holes and a WASH portion connecting together the respective main surface portion, of the blade An aircraft blade antenna apparatus, wherein at least a part of an outer surface is formed .
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