Фюзеляж, конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и т.п.: ..конструкция и крепление обшивочных панелей – B64C 1/12

Изобретение относится к сборке салона воздушного судна (ВС) и касается предварительной сборки и встраивания части салона ВС в конструкцию ВС. Устройство содержит сборочную раму, предназначенную для предварительной сборки части салона ВС, и систему перемещения для прикрепления предварительно собранной части салона к сборочной раме и для ввода со скольжением от сборочной рамы в открытую секцию конструкции ВС. Система перемещения выполнена как направляющая система, которая содержит направляющую и несколько удерживающих элементов для прикрепления предварительно собранной части салона ВС к сборочной раме. Достигается сокращение времени сборки конструкции и салона воздушного судна. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретения относятся к области строительных сотовых конструкций. Сотовый заполнитель многослойной панели по первому варианту представляет собой объемную структуру из композиционного материала в виде ячеек в форме правильных полых шестигранных призм, имеющих общую грань с каждой из соседней. Сотовый наполнитель содержит ячейки в форме правильных полых четырех- или трехгранных призм, а также полых шестигранных призм, стенки которых армированы однонаправленными волокнами и выполнены в виде пересекающихся стержней. Сотовый заполнитель по второму варианту многослойной панели представляет собой объемную структуру из композиционного материала в виде ячеек в форме правильных полых шестигранных призм, имеющих общую грань с каждой из соседней. Стенки шестигранных ячеек выполнены из стержней, каждый из которых направлен под заданным углом к его основанию и одним стержнем, проходящим горизонтально по центру грани ячейки. Достигается уменьшение массы и повышение эксплуатационных характеристик, приводящих к увеличению ресурса эксплуатации заполнителя. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 7 ил.

Заявленные изобретения относятся к вариантам цельной конструкции и к способам их изготовления. Цельная конструкция включает многослойный металловолокнистый лист, содержащий неметаллические и металлические слои, крайний внутренний металлический слой и добавочный слой, присоединенный к крайнему внутреннему металлическому слою путем сварки трением с перемешиванием. Подкрепляющий элемент выполнен за одно целое с крайним внутренним металлическим слоем. Способ изготовления по одному варианту включает подготовку многослойного металловолокнистого листа, содержащего неметаллические и металлические слои и крайний внутренний металлический слой, а также присоединение к крайнему внутреннему металлическому слою путем сварки трением с перемешиванием добавочного слоя с получением сварного полуфабриката. Способ изготовления по другому варианту включает механическую обработку сварного полуфабриката для формирования внешней поверхности крайнего внутреннего металлического слоя многослойного металловолокнистого листа, укладку на внешнюю поверхность крайнего внутреннего металлического слоя неметаллических и металлических слоев с получением многослойного металловолокнистого листа, механическую обработку сварного полуфабриката для формирования внутренней поверхности крайнего внутреннего металлического слоя и механическую обработку подкрепляющего элемента. Достигается упрощение изготовления цельной конструкции. 5 н. и 8 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции салонов пассажирских самолетов. Салон летательного аппарата включает боковую стенку, группу оконных вырезов, расположенных вдоль длины салона и группу удлиненных элементов, расположенных вдоль длины боковой стенки. Боковая стенка содержит верхнюю часть, имеющую увеличивающийся наклон вовнутрь. Каждый удлиненный элемент проходит от нижней к верхней части с увеличением расстояния в направлении вверх между удлиненными элементами и наклонен вдоль длины салона относительно воображаемой линии, образуемой пересечением внутренней поверхности боковой стенки и плоскости, перпендикуляр к которой параллелен длине салона, чем создается эффект от наклона всех таких удлиненных элементов, присутствующих на боковой стенке, больше в одном направлении, чем в другом. Количество удлиненных элементов на боковой стенке, которые наклонены в одном направлении, больше числа удлиненных элементов, наклоненных в противоположном направлении. Группа удлиненных элементов может быть наклонена в одном направлении боковой стенки и визуально более видима, чем при наклоне в другом направлении. Достигается снижение вероятности возникновения клаустрофобии и аэрофобии у пассажиров летательного аппарата. 5 н. и 21 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к швартовочному крюку для летательного аппарата. Швартовочный крюк, выполненный с возможностью взаимодействия с швартовочной решеткой (2) платформы, содержит средства в форме силового цилиндра (3), содержащего средства (4) цилиндрической формы, в которых перемещаются средства в форме поршня (5), снабженного штоком (6), выходящим за пределы средств цилиндрической формы и свободный конец которого содержит головку (7) крюка для зацепления в решетке (2), снабженную пальцами (8, 13, 14) для удержания в решетке, перемещаемыми между убранным внутрь положением и активным положением с помощью средств (9) управления. Средства (9) управления перемещениями пальцев содержат управляющий поршень (18), перемещаемый скольжением в штоке силового цилиндра и связанный с бистабильным приводом (19) пальцев, перемещаемым между убранным внутрь и активным выдвинутым положениями пальцев путем подачи последовательных импульсов давления в средства в форме силового цилиндра. Технический результат заключается в повышении эффективности работы швартовочного крюка. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Конструктивный узел воздушного судна содержит листы, имеющие заглубленные области и полосы вдоль их внутренней поверхности, конструктивные элементы, средство соединения для создания стыка между листами и конструктивными элементами. Средство соединения содержит охватываемые образования и охватывающие образования в форме ласточкина хвоста и средство фиксации. Одно из образований образовано вдоль полос указанных листов, а другое из образований образовано на секциях конструктивных элементов, совпадающих с указанными полосами. Средство фиксации предотвращает относительное скольжение между охватываемыми образованиями и охватывающими образованиями в форме ласточкина хвоста. Охватываемые образования в форме ласточкина хвоста снабжены выступами и выемками, поочередно образованными в каждой боковой кромке. Охватывающие образования в форме ласточкина хвоста снабжены соответствующими выемками и выступами, поочередно образованными в каждой внутренней боковой кромке. Число, положение и размеры указанных выступов и выемок в каждом охватываемом или охватывающем образовании выбраны так, что они могут быть соединены за счет расположения напротив друг друга и введения выступов одного охватываемого или охватывающего образования в выемки другого из охватывающих и охватываемых образований. Выступы и выемки обоих образований в собранном за счет относительного продольного скольжения между ними состоянии расположены напротив друг друга. Достигается упрощение сборки, уменьшение веса с сохранением прочности воздушного судна. 9 з.п. ф-лы, 15 ил.

Фюзеляж летательного аппарата содержит заостренную носовую часть (1), хвостовую секцию (2) и центральную секцию (3), имеющую продольные панели (31-39), выполненные из композиционных материалов. Продольная панель имеет длину, соответствующую расстоянию между заостренной носовой частью и хвостовой секцией, предназначенной для соединения заостренной носовой части с хвостовой секцией. Продольные панели собираются по продольной оси (XX) летательного аппарата непосредственно одни с другими посредством продольных соединений без местного элемента усиления между упомянутыми панелями. Сборка первой панели со второй панелью содержит либо частичное наложение первой и второй панелей и элементы крепежа, проходящие через упомянутые панели, либо плотную пригонку двух панелей с внутренней накладкой. Способ характеризует выполнение фюзеляжа. По первому варианту летательный аппарат содержит предложенный фюзеляж. По второму варианту летательный аппарат выполнен предложенным способом. 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 5 ил.

Элемент (В) конструкции крыло-фюзеляж для соединения двух крыльев и секции фюзеляжа самолета, имеющий первую деталь (11) обшивки крыла для первого крыла и вторую деталь (12) обшивки крыла для второго крыла, которые соответственно изготовлены монолитными и образованы из обращенной в сторону крыла части (11а, 12а) обшивки и обращенной в сторону фюзеляжа части обшивки. Каждая обращенная в сторону фюзеляжа часть обшивки имеет соединительные детали (31, 32, 33; 41, 42) и соответственно расположенные между соединительными деталями выемки. Соединительные детали и выемки обращенной в сторону фюзеляжа части обшивки для первого крыла и обращенной в сторону фюзеляжа части обшивки для второго крыла в собранном состоянии входят в зацепление друг с другом, и при этом по меньшей мере две соединительные детали (31, 32, 33; 41, 42) на своей части (11a, 12а) обшивки имеют удлинительную деталь (31а, 32а, 33а; 41а, 42а), частично-цилиндрическую деталь (30) обшивки фюзеляжа, опорная кромка которого имеет выемки, в которые входят удлинительные детали второй детали (12) обшивки крыла. Изобретение направлено на упрощение монтажа. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к авиационному устройству и к способу установки изоляции в авиационном устройстве. Авиационное устройство содержит первый и второй элементы каркаса, пенистый изоляционный элемент, имеющий первый и второй концы. Пенистый изоляционный элемент продолжается между первым и вторым элементами каркаса зажатым образом, посредством взаимодействия первого и второго концов с первым и вторым элементом соответственно, и неподвижно удерживается на месте между первым и вторым элементами каркаса благодаря трению, возникающему в результате зажатия его между первым и вторым элементами каркаса. Один из первого и второго концов пенистого изоляционного элемента имеет в несжатом состоянии угол больше 0 градусов относительно вертикальной плоскости. Способ установки изоляции в авиационном устройстве заключается в размещении пенистого изоляционного элемента в зажатом состоянии посредством взаимодействия первого и второго концов, которые имеют в несжатом состоянии угол, превышающий 0 грудусов относительно вертикальной плоскости, с первым и вторым элементом соответственно. Достигается уменьшение веса конструкции и упрощение установки изоляции. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 22 ил.

Изобретения относятся к соединительному устройству для соединения двух усиливающих элементов самолета или космического летательного аппарата и к компоненту их обшивки. Соединительное устройство для соединения двух усиливающих элементов, имеющих разные профили поперечного сечения с основанием и головной частью, содержит соединительный элемент основания и соединительный элемент головной части. Соединительный элемент основания на одной стороне приспособлен к геометрической форме основания первого усиливающего элемента, и на противоположной стороне приспособлен к геометрической форме основания второго усиливающего элемента, и жестко соединен с ними. Соединительный элемент головной части на одной стороне приспособлен к геометрической форме головной части первого усиливающего элемента, и на противоположной стороне приспособлен к геометрической форме головной части второго усиливающего элемента, и жестко соединен с ними. Компонент обшивки содержит два усиливающих элемента, имеющие разные профили поперечного сечения, которые соединены в их продольном направлении соединительным устройством. Усиливающие элементы соединены соединительным устройством в их продольном направлении с боковым смещением или с дополнительными прокладками для компенсации допуска. Достигается уменьшение веса соединительного устройства. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к потолочной панели для облицовки внутреннего помещения транспортного средства, в частности самолета. Потолочная панель (1) для облицовки внутреннего помещения самолета состоит из пластикового композитного элемента (3) с расположенными на проходящих в направлении (X) полета самолета боковых краях (4) элементами (5) для закрепления на несущей конструкции транспортного средства или соединенных с ней деталях. На расположенном поперек направления (X) полета поперечном краю (8) установлено фиксирующее устройство (6), а на противоположном поперечном краю (8) - ответная часть (7). Фиксирующее устройство (6) выполнено комплементарным ответной части (7). Каждое фиксирующее устройство (6) выполнено с возможностью взаимодействия с соответствующей ответной частью (7) без использования инструмента для формирования разъемного соединения потолочных панелей (1) с геометрическим замыканием в вертикальном направлении (Z). Достигается уменьшение смещения в вертикальном направлении от одной потолочной панели к соседней, простота и быстрота монтажа/демонтажа потолочных панелей без использования инструментов. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 13 ил.

Система из двух секций (32, 33) фюзеляжа самолета содержит соединительную структуру для соединения обшивок (35, 36) фюзеляжа с созданием поперечного шва. Соединительная структура включает поперечную стыковую накладку (37), кольцевые шпангоуты (41), стрингеры (38, 39), опорный фланец (46) и фланец (48) под шпангоут. Секции с внутренней стороны имеют множество расположенных на обшивке (35, 36) ячеек фюзеляжа стрингеров (38, 39), а также кольцевые шпангоуты (41). Соединительный элемент соединяет расположенные напротив друг друга стрингеры (38, 39) кольцевым шпангоутом (41), а также обшивками (35, 36) ячеек фюзеляжа или же стыковой накладкой (37). Изобретение направлено на уменьшение количества соединительных элементов. 10 з.п. ф-лы, 3 ил.

Настоящая группа изобретений относится к обшивке (10) из металла или сплава металла для авиационной и космической промышленности и способ производства обшивки (10) этого типа. Способ включает следующие этапы: удаления лишнего материала (33) со стыковой пластины (12) для образования стыковой накладки (22) на одном ее конце (20), последующего соединения другого конца (19) стыковой пластины (12) с пластиной (11) обшивки связью "вещество-вещество" с выполнением шва встык и последующего крепления следующей пластины (13) обшивки к стыковой накладке (22) для получения составной обшивки (10). Технический результат, достигаемый при использовании способа и обшивки по изобретениям, заключается в уменьшении массы обшивки (10) и снижении издержек при производстве обшивки (10). 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано для космических конструкций, например, каркасов приборных панелей. Приборная панель космического аппарата содержит несущие верхнее и нижнее основания, между которыми установлен заполнитель в виде сот, и закладные элементы. Панель снабжена промежуточным несущим основанием, установленным в центре заполнителя. Основания соединены с сотами клеевой пленкой. В панели выполнены сквозные отверстия под закладной элемент в виде втулки для размещения крепежных элементов. Закладные втулки с двух сторон имеют отбортовки, взаимодействующие с верхним и нижним несущими основаниями. Достигается повышение надежности каркаса приборной панели. 2 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Фюзеляж (10) выполнен из композиционного материала с использованием узлов (20) крепления, которые одновременно обеспечивают функции как механического, так и электрического соединения с обеспечением подключения на массу электрических систем. Летательный аппарат выполнен с таким фюзеляжем. Группа изобретений направлена на получение выигрыша по массе конструкции фюзеляжа и достижение высоких механических характеристик по жесткости. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретения относятся к упрочненной панели, содержащей композиционную обшивку, и к способу изгибания такой панели. Панель содержит композиционную обшивку, множество стрингеров, прикрепленных к обшивке, и исполнительные механизмы приложения усилия. Каждый механизм расположен между соседними парами стрингеров и выполнен с возможностью приложения к обшивке локального усилия, вызывающего изгибание обшивки между стрингерами с образованием группы нескольких складок в обшивке. Способ изгибания панели включает приложение сжимающей нагрузки к панели в плоскости обшивки и локального усилия к обшивке между соседними парами стрингеров с помощью исполнительных механизмов, когда нагрузка превышает предварительно заданный порог. Достигается улучшение эксплуатационных показателей и уменьшение веса конструкции. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и касается фиксации сменных элементов иллюминатора гермоотсека. Фиксирующий механизм содержит установленные на осях в корпусе подпружиненные прижим и фиксатор. Фиксатор выполнен в виде двуплечего рычага, прижим выполнен в виде лапки с фланцами. Фланцы выполнены в виде цилиндрических сегментов (валиков), расположенных по краям лапки со стороны фиксатора с возможностью контактирования наружными поверхностями с плечом фиксатора и выполненных с внутренними уступами для удержания прижима в открытом положении путем взаимодействия с выступами, выполненными на корпусе, и для поджатия прижима в закрытом положении путем контакта с плечом фиксатора. Прижимающая поверхность лапки снабжена эластичной накладкой. Прижим и фиксатор снабжены отдельными пружинами, а усилие пружины прижима меньше усилия пружины фиксатора. Достигается удобство эксплуатации и надежность конструкции. 6 ил.

Изобретение относится к поперечно-стыковому соединению двух фюзеляжных секций, в частности, для образования фюзеляжного отсека самолета. В поперечно-стыковом соединении (1, 24) двух фюзеляжных секций (2, 3, 25, 26) концевые зоны (6, 7, 29, 30) секций (2, 3, 25, 26) имеют на внутренней стороне противоположно наклонные клиновые поверхности (8, 9) обшивки. Соединение обеих концевых зон (6, 7, 29, 30) осуществляется посредством огибающей поперечно-стыковой накладки (10, 31), которая снабжена двумя противоположно наклонными клиновыми поверхностями (12, 13) в зоне нижней стороны (11). Между клиновой поверхностью (12, 13) поперечно-стыковой накладки и клиновой поверхностью (8, 9) обшивки может вставляться клин (14, 15, 33, 34) для компенсации допусков между фюзеляжными секциями (2, 3, 25, 26). Во время изготовления поперечно-стыкового соединения (1, 24) двух фюзеляжных секций (2, 3, 25, 26) проводят сборку огибающей поперечно-стыковой накладки (10, 31) путем соединения между собой двух криволинейных сегментов (23, 32), выверяют первую фюзеляжную секцию (2, 25) по поперечно-стыковой накладке (10, 31). Затем вставляют клинья (14, 15, 33, 34) для компенсации допусков и соединяют концевую зону (6, 29) первой фюзеляжной секции с поперечно-стыковой накладкой (10, 31). Для присоединения второй фюзеляжной секции (3, 26) к поперечно-стыковой накладке (10, 31) поступают аналогичным образом. Достигается обеспечение универсальной компенсации допусков между двумя соединяемыми фюзеляжными секциями с помощью стандартных компенсирующих средств в пределах заданного поля допусков. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относятся к элементу обшивки фюзеляжа самолета, к фюзеляжу самолета, к самолету и к способу производства элемента обшивки. Элемент обшивки сформирован как изогнутый листовой элемент и выполнен частично или полностью из углепластика. Толщина элемента обшивки изменяется по ширине и/или длине элемента обшивки на стороне элемента обшивки, обращенной к салону. Элемент обшивки имеет длину в диапазоне по меньшей мере 10-60 м и изготовлен способом ламинирования или способом распыления волокон. Способ производства элемента обшивки включает создание формы, которая формирует последующий внешний слой элемента обшивки и поочередное нанесение слоев смолы на слой волокон или смешивание смолы, отвердителя, усилителя и волокон и нанесение этой смеси в форму с помощью распыляющего пистолета. Достигается уменьшение массы и упрощение производства элемента обшивки. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу соединения двух волокнисто-композитных деталей летательных аппаратов. Способ соединения двух волокнисто-композитных деталей (1, 3) летательных аппаратов с компенсацией допусков между ними включает следующие этапы: а) изготовление первой волокнисто-композитной детали (1), причем монтажная поверхность (2) может иметь отклонения от допусков, б) изготовление инструментальной вставки (7) с помощью геометрической формы монтажной поверхности (2), в) изготовление второй волокнисто-композитной детали (3) посредством инструментальной вставки (7), причем геометрическая форма контактной поверхности (9) второй волокнисто-композитной детали (3), в основном, соответствует геометрической форме монтажной поверхности (2), г) соединение первой волокнисто-композитной детали (1) и второй волокнисто-композитной детали (3) в зоне монтажной поверхности (2) и контактной поверхности (9). Технический результат заключается в простоте и надежности соединения без зазора двух волокнисто-композитных деталей. 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу обшивки легких самолетов полиэфирной обшивочной тканью, а также к дисперсионному клею горячего склеивания и к его применению для обшивки. Для обшивки применяют полиэфирную обшивочную ткань с продольной усадкой 7% и поперечной усадкой 5% при 160-180°C. Во время обшивки легких самолетов и/или их частей, состоящих из рамной системы, обшивочную ткань в области ее свесов и частей рамы намазывают дисперсионным клеем горячего склеивания и обматывают вокруг лонжеронных частей рамы, чтобы при разрушении полученного с помощью клея соединения между обшивочной тканью и рамой ткань удерживалась на рамном каркасе. Дисперсионный клей горячего склеивания содержит 80-88% связующего, 12-15% отверждающего компонента и 0,15-0,3% загустителя, причем клей заполимеризовывается при температурах >40°C. Отверждающий компонент содержит 54-60% растворителя, 0,35-0,5% стабилизатора на основе натриевой соли нафталинсульфоновой кислоты, 0,25-0,35% эмульгатора на основе пропоксилированного спирта, 1,7-1,9% отвердителя на основе полиэфирамина, 37-41% полиизоцианата. Достигается надежность и долговечность обшивки легких самолетов и/или их частей. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к области самолетостроения, более конкретно, к конструктивному блоку салона самолета и способу крепления элементов оборудования для салона самолета. Конструктивный блок салона, предназначенный для прикрепления элементов оборудования салона самолета, выполнен с возможностью самоподдержки и с возможностью крепления к конструкции пола (6) самолета. Способ прикрепления элементов оборудования салона для самолета, который включает в себя прикрепление элемента (2) оборудования салона к конструктивному блоку (1) салона, прикрепление конструктивного блока (1) салона к конструкции пола (6) самолета, причем конструктивный блок (1) салона выполнен с возможностью самоподдержки. Технический результат заключается в повышении звукоизоляции и теплоизоляции салона летательного аппарата. 7 н. и 19 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к облицовке воздушных судов. Облицовка для отсека фюзеляжа воздушного судна содержит множество примыкающих друг к другу облицовочных панелей. Между отсеком фюзеляжа и облицовкой предусмотрено промежуточное пространство. Облицовочная панель имеет такое соединение с отсеком фюзеляжа, проходящее через промежуточное пространство, что, в случае резкого перепада давления между внутренним пространством отсека фюзеляжа и промежуточным пространством, обеспечивается открытие зазора для выравнивания давления. Достигается уменьшение веса облицовки отсека воздушного судна. 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к рамному элементу для использования в сборочной системе компонентов воздушного судна (ВС), к сборочной системе компонентов ВС и к способу установки компонентов, в частности внутреннего компонента или изоляционного пакета в ВС. Рамный элемент (10; 10') для использования в сборочной системе (46) компонентов ВС выполнен с возможностью присоединения к конструкции (36) ВС и содержит крепежное устройство для прикрепления внутреннего компонента (34) или изоляционного пакета (52) к рамному элементу (10; 10'). Рамный элемент (10; 10') содержит две распорки (12; 14; 12'; 14'), расположенные параллельно друг другу, и соединительную распорку (16; 18; 16'), проходящую между распорками (12; 14; 12'; 14'). Соединительная распорка (16; 18) снабжена углублением (26; 28; 30; 32), которое выполнено с возможностью приема шпангоута (42; 44) при присоединении рамного элемента (10) к конструкции (36). Сборочная система (46) компонентов ВС содержит несколько рамных элементов (10; 10'). Рамный элемент (10; 10') с прикрепленным к нему компонентом (34; 52) присоединяют к конструкции (36) ВС. Достигается обеспечение простой и быстрой установки внутреннего компонента или изоляционного пакета в воздушное судно. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретения относятся к композиционной конструкции, к способу изготовления композиционной конструкции. Композиционная конструкция включает панель, составленную из двух или более слоев композиционного материала и два или более элемента жесткости, присоединенных к поверхности панели. Панель имеет поверхность, на которой предусмотрена ступенька, где меняется толщина панели. Первый из элементов жесткости присоединен к поверхности панели на более толстой стороне ступеньки. Второй из элементов жесткости находится в зацеплении с частью ступеньки. Способ изготовления включает в себя формирование панели со ступенькой и присоединение элементов жесткости к поверхности панели. Достигается изменение толщины панели между двумя стрингерами при сохранении прочности конструкции. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретения относятся к способам изготовления и транспортировки конструкций обшивки воздушных судов и к оборудованию, используемому при осуществлении способа, а именно к установке для изготовления и транспортировки конструкций обшивки, к установке для обработки конструкций обшивки, к оборудованию для обработки конструкций обшивки и к установке для приема и установки ребра жесткости. Оборудование, используемое в способах изготовления и транспортировки конструкций обшивки воздушных судов, содержит захватное устройство для захватывания конструкций обшивки, содержащих исходную обшивку, имеющую край. Захватное устройство содержит несущее устройство для транспортировки и манипулирования и блокировочный захват, связанный с несущим устройством для транспортировки и манипулирования. Блокировочный захват выполнен с возможностью захвата исходной обшивки посредством захвата указанного края. Достигается упрощение изготовления конструкций обшивки воздушных судов, имеющих конструкцию фюзеляжа, в значительной степени образованную из композиционных материалов. 7 н. и 22 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к узлу летательного аппарата и касается крыла и фюзеляжа летательного аппарата, оснащенного средствами молниезащиты. Узел содержит обшивку (10), конструктивный элемент (11) и крепежный элемент (1), соединяющий обшивку (10) и конструктивный элемент (11). Основным компонентом обшивки (10) является слой (12) пластика, армированного углеродным волокном ПАУВ (CFRP). Наружная поверхность обшивки (10) покрыта медной фольгой (13). Поверх фольги (13) нанесен слой медной краски (19), основным компонентом которой является фенольная смола и медный порошок. Концевой участок (2а) крепежного элемента (1) через посредство изоляционной шайбы (21), поверхность которой покрыта изоляционным материалом, оснащен втулкой (17) (гайкой) для взаимной фиксации обшивки (10) и конструктивного элемента (11). Изоляционное покрытие изоляционной шайбы (21) состоит из полимера, содержащего алюминиевый порошок. Между изоляционной шайбой (21) и конструктивным элементом (11) расположена изоляционная прокладка (22). Изоляционная прокладка (22) содержит несколько ламинированных полиимидных пленок. Достигается высокая надежность и устойчивость к разрушению под воздействием тока молнии. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 2 табл.

Изобретение относится к области авиации, в частности к устройствам и способам удаления водного конденсата из салона пассажирского самолета. Дренажное устройство (100) для выпуска флюида (103), который имеется между внешней оболочкой (101) и внутренней облицовкой (102) летательного аппарата, содержит сборный резервуар (104) и выпускную линию (302). Сборный резервуар (104) образован при помощи стрингера и, по меньшей мере, только внешней оболочки или только внутренней облицовки. Выпускная линия (302), состоящая из шланга (302) с отводными линиями и дренажной воронки (301), соединена со сборным резервуаром (104) и предназначена для выпуска собранного флюида (103) в заданную часть фюзеляжа летательного аппарата. В летательном аппарате дренажное устройство может быть расположено над иллюминаторами, дверями. Способ выпуска флюида, который имеется между внешней оболочкой (10) и внутренней облицовкой (102), включает в себя сбор флюида при помощи сборного резервуара и выпуск собранного флюида при помощи выпускной линии. Предотвращается нежелательное насыщение водой изоляционного материала внутренней облицовки пассажирского салона. 3 н. и 14 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к сетчатым оболочкам вращения из композиционных материалов с наружной обшивкой, которое может быть применено в изделиях авиационной и ракетно-космической техники. Сетчатая оболочка вращения из композиционных материалов образована из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных, кольцевых и продольных лент из однонаправленных нитей, скрепленных полимерным связующим, образующих спиральные, кольцевые и продольные ребра. Часть ребер по боковой и внутренней поверхности соединена с профилем из тканого материала, пропитанного полимерным связующим. Глубина паза в профиле не менее высоты ребра. Верхние поверхности профиля соединены с обшивкой из композиционных материалов. В зоне установки профилей между ребрами и обшивкой возможно размещение прослойки из пористого материала, соединенной с наружной поверхностью ребер, боковой поверхностью профилей и обшивкой. Обеспечивается увеличение прочности и надежности соединения с обшивкой из композиционных материалов. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к авиастроению, а именно к цельной замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и к способу ее изготовления. Конструкция содержит внешнюю панель и множество продольных ребер жесткости внутри внешней панели. Конструкция является замкнутой и сформована на оправке. Коэффициент расширения оправки является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции, обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции образование между внешней панелью и оправкой зазора, который позволяет отделять конструкцию от оправки. Способ изготовления замкнутой конструкции заключается в том, что на оправке последовательно располагают ребра жесткости, наслаивают композиционный материал на поверхность, образованную оправкой и ребрами жесткости, для образования внешней панели замкнутой конструкции. На внешней поверхности внешней панели размещают прижимную пластину. После чего размещают необходимые оставшиеся вспомогательные элементы для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов. Отверждают замкнутую конструкцию внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления. В процессе отверждения образуется зазор между внешней панелью и оправкой, так как коэффициент расширения оправки больше, чем коэффициент расширения композитного материала конструкции. После чего отделяют замкнутую конструкцию от оправки по подходящему направлению направления отделения. Достигается упрощение изготовления конструкции. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.