「spanwise」を含む例文一覧(8)
- The number of the sign inversion points is decreased along a radial dimension of the airfoil 10 measured from the spanwise local portion.
符号反転ポイントの数は、スパン方向局所部分から測定した本翼形部１０の半径方向寸法に沿って減少する。 - 特許庁 - An outer skin of an aerodynamic body has perforations arranged in particular patterns in respective spanwise extending groups or bundles.
航空力学ボディの外側スキンは、それぞれの翼長方向に延びるグループ又は束において特定のパターンで配された穿孔を有する。 - 特許庁 - Each plasma generator 2 may include inner and outer electrodes separated by a dielectric material disposed within a spanwise extending groove in the outer surface 54.
各々のプラズマ発生器２は、外側表面５４内において翼幅方向に延在する溝の中に配設される誘電体によって分離される内側および外側の電極を包含しても良い。 - 特許庁 - A leading edge vortex reducing system includes a gas turbine engine airfoil 39 extending in a spanwise direction away from an end wall 88, one or more plasma generators extending in the spanwise direction through a fillet between the airfoil 39 and the end wall 88 in a leading edge region 89 near and around the leading edge LE of the airfoil 39 and near the fillet 34.
前縁渦流低減システムは、端部壁８８から離れる方向に翼長方向に延びるガスタービンエンジン翼形部３９と、翼形部の前縁ＬＥの近く、かつ前縁の周りに位置すると共に、フィレット３４の近くに位置する前縁領域８９内に翼形部及び端部壁間のフィレットを通って翼長方向に延びる１つ以上のプラズマ発生器とを含む。 - 特許庁 - A variable-shape inlet guide vane (IGV) system 46 includes the variable-shape inlet guide vane flap 48 provided with a flexible part 64 that enables the desired spanwise distribution of axial velocities Cx, α, and β at an inlet of the fan rotor 30.
可変形状の入口ガイドベーン（ＩＧＶ）システム４６は、ファンロータ３０の入口における軸方向速度Ｃｘおよびα，βの所望の翼幅方向の分配を可能にするように可撓性部分６４を備えた可変形状の入口ガイドベーンフラップ４８を有する。 - 特許庁 - In one embodiment, the transition zone over substantially all of its extent between a leading edge region 36 and a trailing edge region 38 is contoured to extend to the sides of the wings to provide a spanwise taper that extends to the side of the wing.
１つの詳細な実施例では、遷移領域は、前縁領域（３６）と後縁領域（３８）との間のその実質的に全範囲にわたって、ウィングの側面まで延在するように形状づけられてウィングの側面まで延在する翼幅方向のテーパを提供する。 - 特許庁 - The positive pressure and the negative pressure surfaces 12, 11 have radially corresponding surface characteristics at spanwise local portions of the airfoil 10 that cooperatively define one or more of a camber line C_R and a thickness distribution plot T_R of the airfoil 10 as having a radius of curvature with two or more sign inversion points.
本翼形部１０のスパン方向局所部分における正圧及び負圧表面１２、１１の半径方向に対応する表面特性は、２以上の符号反転ポイントをもつ曲率半径を有するような該翼形部１０のキャンバ線Ｃ_R及び厚さ分布プロットＴ_Rの１以上を協働して定めるように形成される。 - 特許庁 - A plasma boundary layer lifting system 11 includes at least one gas turbine engine vane 32 having a spanwise extending airfoil 39 with an outer surface 54 extending in a chordwise direction C between opposite leading and trailing edges LE, TE, and chordwise spaced apart plasma generators 2 for producing a plasma 90 extending in the chordwise direction C along the outer surface 54.
プラズマ境界層リフトシステム１１は、対向する前縁および後縁ＬＥ，ＴＥの間において翼弦方向Ｃに延在する外側表面５４を備えて翼幅方向に延在するエアフォイル３９を有する少なくとも１つのガスタービンエンジン翼形部３２と、外側表面５４に沿って翼弦方向Ｃに延在するプラズマを生成する翼弦方向に離間したプラズマ発生器２とを包含する。 - 特許庁
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