Фюзеляж, конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и т.п.: .окна, двери, крышки люков, смотровые панели, наружные элементы конструкции, фонари, козырьки – B64C 1/14

Замок носового обтекателя самолета содержит механизм замка с крюком, предназначенный для закрепления на обтекателе, и ответную часть с вилкой под крюк замка, предназначенную для закрепления на внутренней стороне шпангоута самолета. Ответная часть замка выполнена в виде корпуса, в центральной части которого образовано отверстие под резьбовой элемент, установленный с возможностью поступательного перемещения. Резьбовой элемент зафиксирован от вращения относительно корпуса стопорным элементом, имеющим возможность поступательного перемещения в боковой прорези, выполненной в крышке корпуса. В отверстии центральной части корпуса размещено уплотнительное кольцо, взаимодействующее с резьбовым элементом. С внешней стороны корпуса на резьбовом элементе выполнена вилка под крюк механизма замка, а с внутренней стороны на резьбовой элемент навинчена регулировочная гайка, имеющая возможность вращения. Корпус и его крышка выполнены с отверстиями овальной формы под элементы крепления к шпангоуту с возможностью регулировки положения корпуса. Изобретение направлено на повышение надежности работы замка, улучшение эксплуатационных качеств, удобство сборки и упрощение регулировки. 2 н.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для закрепления и расфиксации подвижных элементов конструкции (ПЭК) космических аппаратов (КА) без воздействия ударных импульсов. Безымпульсное устройство расфиксации ПЭК КА содержит корпус с основным и дублирующим исполнительным элементами в виде подвижных цилиндров с возможностью возвратно-поступательного движения, подпружиненную собачку с собственной осью. На подвижных цилиндрах насажены диски из изолирующего материала, в которых с двух сторон выполнены прорези под намотку проволок из материала с эффектом памяти формы, на которые периодически подается напряжение и концы которых зафиксированы на крайних дисках каждого цилиндра, при этом один из крайних дисков закреплен неподвижно относительно подвижного цилиндра, а другой неподвижно относительно корпуса, причем внутри каждого подвижного цилиндра установлена возвратная пружина, одним концом закрепленная на корпусе, а другим взаимодействует с подвижным цилиндром, при этом в корпусе и в хомутах, охватывающих корпус с двух сторон, выполнены соосные отверстия под шарики, а в цилиндрах выполнены вырезы со смещением относительно соосных отверстий, при этом качалка шарнирно закреплена на подпружиненной собачке, которая своими концами взаимодействует с выступами, выполненными на хомутах, причем между корпусом и хомутами с двух сторон установлена пружина. Изобретение позволяет исключить ударный импульс при срабатывании пиросредств. 10 ил.

Изобретение относится к узлу взаимодействия для внесения сосредоточенных нагрузок в оболочковую армированную волокном композиционную конструкцию, упрочненную решеткой, в частности к узлу взаимодействия нагрузок для двери прислонного типа летательного аппарата. Узел содержит опорную конструкцию, содержащую балку, элемент реберного каркаса, оболочковую внешнюю обшивку и фланец передачи нагрузок. Фланец передачи нагрузок предназначен для передачи поперечных усилий и изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи поперечных усилий на фланец, и/или предназначен для передачи тангенциальных и/или продольных усилий и скручивающих/изгибающих моментов, возникающих вследствие передачи тангенциальных и/или продольных усилий на фланец. Фланец передачи нагрузок содержит три расположенных под углом фланца. Реберный каркас снабжен передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем реберного каркаса из трех фланцев. Балка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем стенки балки из трех фланцев. Внешняя обшивка снабжена передаточной секцией, взаимодействующей с одним фланцем внешней обшивки из трех фланцев. Достигается оптимизация узла взаимодействия нагрузок для восприятия многоосевых сосредоточенных нагрузок. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к интерфейсу (устройству сопряжения) нагрузок конструкции летательного аппарата (ЛА) и касается дверных конструкций ЛА. Интерфейс нагрузок содержит решетчатую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и передающий нагрузки фланец. Решетчатая конструкция содержит краевую деталь и балку. Краевая деталь адаптирована к балке. Фланец адаптирован и установлен на краевой детали. Фланец снабжен угловой верхней передаточной плоскостью и угловой нижней передаточной плоскостью, чтобы передавать поперечные усилия и изгибающие моменты, возникающие в результате передачи поперечных усилий в передающем нагрузки фланце, и/или чтобы передавать круговые и/или продольные усилия и торсионные/изгибающие моменты, возникающие в результате передачи круговых и/или продольных усилий в передающем нагрузки фланце. Краевая деталь снабжена одной нижней и/или верхней передающей плоскостью. Нижняя или верхняя передающая плоскость угловой краевой детали является параллельной угловой верхней передающей плоскости или угловой нижней передающей плоскости фланца. Угловая верхняя и нижняя передаточные плоскости ориентированы относительно друг друга под углом 90°. Решетчатая конструкция ориентирована относительно краевой детали под углом 90°. Достигается плавная передача концентрированной сосредоточенной нагрузки в несущую конструкцию, выполненную из армированного волокном пластика, и из нее. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к устройству герметизации люков космических объектов и к способу его эксплуатации. Устройство герметизации люков космических объектов содержит средство герметизации, выполненное в виде герметичного рукава из эластичного газонепроницаемого материала. Рукав герметично присоединен по периметру к жесткой обечайке посредством клея-герметика. Жесткая обечайка герметично установлена концентрично относительно люка на корпусе внутри космического объекта. На обрезе герметичного рукава прикреплен элемент фиксации. В исходном состоянии герметичный рукав уложен на жесткой обечайке в виде кольцевой скатки и закреплен бандажом. Способ эксплуатации устройства герметизации люков космических объектов включает снятие бандажа крепления с герметичного рукава, разворот герметичного рукава, сборку рукава в жгут-скрутку, бандаж и завязку жгута-скрутки элементом фиксации, а также наддув герметизируемого отсека космического объекта. Достигается упрощение герметизации люка. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к остеклению кабины экипажа летательного аппарата и касается защиты от проникновения электромагнитных помех. Остекление кабины экипажа содержит множество прозрачных пакетированных панелей остекления, внутренний и внешний держатели, уплотнение, предохраняющее от атмосферных осадков, пленочный электромагнитный экран, соединительную пленку. Держатели выполнены из токопроводящего материала, между которыми вставлены пакетированные панели. Уплотнение установлено между внешним держателем стеклопакета и панелями остекления. Электромагнитный экран установлен между двумя прилежащими друг к другу панелями остекления и выполнен из токопроводящего материала. Соединительная пленка выполнена из токопроводящего материала и электрически соединяет внешний периметр пленочного электромагнитного экрана с внешним держателем стеклопакета. Достигается надежное электрическое соединение между пленочным электромагнитным экраном и внешним держателем стеклопакета, исключение воздействия на пленочный электромагнитный экран усилия зажима между внутренним и внешним держателями стеклопакета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Люк обслуживания космической головной части включает головной обтекатель со створками, на которых размещены блистеры под полезный груз, а сам люк имеет крышку. Люк обслуживания космической головной части размещен в верхней части одного из блистеров, крышка которого выполнена съемной. Люк обслуживания имеет окантовку, подкрепленную продольно поперечными профилями, закрепленными на внутренней поверхности головного обтекателя, а в нижней части съемной крышки выполнен вырез, образующий выступы, охватывающие верхнюю часть блистера, в которой по ее поперечной плоскости закреплена защитная стенка с помощью поперечных профилей, соединенная также с профилями окантовки люка. На блистере и на съемной крышке с уплотнением закреплен съемный аэродинамический обтекатель с теплозащитным покрытием. При обслуживании полезного груза для защиты от попадания посторонних частиц в полость головного обтекателя и внутрь полезного груза на окантовке люка обслуживания и на цилиндрической поверхности головного обтекателя выполнены узлы крепления под съемный защитный лоток и соответственно под съемную палатку. Достигается повышение эффективности и надежности доступа к полезному грузу при его подготовке на стартовом комплексе. 15 ил.

Изобретение относится к пневматическим устройствам для перемещения органов из одного положения в другое. Цилиндр управления фонарем содержит цилиндрический корпус, шарнирно соединенный с фюзеляжем, и выдвижной полый шток, размещенный внутри корпуса и шарнирно соединенный с подвижной частью фонаря. Цилиндр снабжен механизмом расцепки штока при аварийном сбросе фонаря и толкателем с поршнем, размещенными в полости штока. Механизм расцепки включает установленные соосно стержень, цанговый элемент, первую и вторую пружины, гильзу и серьгу. Толкатель установлен с возможностью контакта со стержнем. Первая пружина упирается в выступ толкателя и направляющую часть цангового элемента, лепестки которого проходят внутри выступа. Выступы лепестков размещены в проточке гильзы, установленной в полости штока. Уширенная часть стержня прижата к лепесткам второй пружиной, размещенной между уширенной частью стержня и выступом на внутренней поверхности гильзы. Стержень проходит сквозь вторую пружину за выступ на внутренней поверхности гильзы и на конце имеет резьбу, на которую навинчена гайка. Гильза соединена с серьгой отверстием для соединения с подвижной частью фонаря. Изобретение направлено на исключение прорыва пороховых газов в зону пролета кресла при аварийном сбросе фонаря. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к запирающим механизмам створок. Устройство управления дверью самолета содержит запирающий механизм с замками двери и стопорящий механизм, предотвращающий случайное открытие двери, работающие от ручки, установленной на главном валу, закрепленном на двери и имеющем возможность вращения. Ручка образована из двух секций, установленных на главном валу и выполненных с возможностью как их совместного, так и независимого друг от друга движения за счет перемещения второй секции ручки относительно первой секции. Первая секция ручки кинематически связана стопорящим механизмом, предотвращающим вращение главного вала при повороте второй секции. Вторая секция посредством главного вала связана с запирающим механизмом двери. Рукоятка первой секции ручки и рукоятка второй секции ручки расположены с зазором друг по отношению к другу в положении, когда секции ручки сведены вместе. Рукоятка первой секции ручки выполнена с пазом под ответный элемент в виде выступа на рукоятке второй секции ручки. Изобретение направлено на повышение удобства эксплуатации и безопасности работы. 9 ил.

Изобретение относится к системам эксплуатационного открытия-закрытия и аварийного сброса фонаря самолета. Механизм сдвига и фиксации фонаря содержит направляющие для подвижной части фонаря, средства закрепления подвижной части на фюзеляже, привод и замок с корпусом, установленным на подвижной части, а ответной частью - на фюзеляже. Замок содержит звенья, шарнирно соединенные с корпусом замка и с рамой, которая шарнирно соединена с ползунами, перемещающимися в направляющих пазах корпуса. На раме установлена ось, на которой жестко закреплены крюки, зацепляющиеся за сектора на звеньях, и качалка, шарниром соединенная со штоком привода. Ответная часть замка содержит неподвижные и подпружиненные упоры для фиксации ползунов в закрытом положении. Имеется устройство фиксации замка в открытом состоянии. Механизм позволяет движением привода открывать, закрывать сдвижную часть фонаря, а также сбросить ее при катапультировании. Изобретение направлено на уменьшение веса механизма. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к окну для транспортного средства, в частности для самолета. Окно состоит из прозрачного композитного материала. Композитный материал содержит волокна и материал матрицы так, что окно способно выдерживать конструкционные нагрузки, имеющие место в области окна (несущее окно). Волокна и материал матрицы являются прозрачными и имеют одинаковый коэффициент преломления. Окно интегрировано в обшивку фюзеляжа, выполненного из композитного материала в качестве основного. Окно изготовлено из нескольких слоев ламината, и слои ламината окна перекрываются слоями ламината фюзеляжа. Достигается стойкость к повреждению и способность выдерживать все конструктивные нагрузки в области окна, снижение массы. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к авиационному люку, содержащему панель обшивки (1) авиационной конструкции, наружную дверь (6) и внутреннюю дверь (5) авиационного люка, расположенные на панели обшивки (1), и дополнительно содержит стрингеры (3), установленные на панели обшивки (1) с расположением и прикреплением к обшивке (1), крепежные края (8), частично выступающие через люк со стороны размещения наружной двери (6) и внутренней двери (5), дополнительно содержащие элементы (4) усиления, размещенные между наружной дверью (6) и внутренней дверью (5), которые прикреплены к обшивке (1), причем указанные (4) элементы образуют крепежные края (8) на одной из ее сторон, и полость (7), расположенную в обшивке (1) с обеспечением возможности установки наружной двери (6). Технический результат заключается в улучшении герметичности люка и аэродинамических свойств летательного аппарата. 19 з.п. ф-лы., 12 ил.

Изобретение относится к конструкции фюзеляжа самолета, в частности к системам запирания дверей герметичных отсеков. Дверь летательного аппарата включает в себя систему запирания, систему защелкивания для защелкивания двери в закрытом положении, систему блокировки, которая предотвращает срабатывание системы защелкивания при открытом положении двери, систему контроля запирания, фиксатор, используемый для закрепления двери в открытом положении, и приводную систему. Система защелкивания включает в себя рукоятку, первый элемент, который передает движение рукоятки к первой шестерне, кулачковый вал, по меньшей мере, один защелкивающий кулачок. При защелкнутом положении рукоятки защелкивающий кулачок введен в зацепление с пальцем защелки, а когда рукоятка находится в не защелкнутом положении, кулачок выводится из зацепления с пальцем защелки так, чтобы позволить открытие двери. Система блокировки содержит пластину-ударник, смонтированную на раме летательного аппарата, плунжер, который входит в контакт с пластиной-ударником в закрытом положении двери, причем плунжер смещается в выдвинутое положение при открытом положении двери и препятствует движению системы защелкивания. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 27 ил.

Изобретение относится к двери, предназначенной для герметизированного летательного аппарата. Дверь летательного аппарата содержит орган управления открыванием и закрыванием двери, лючок для сообщения с атмосферой, створку для закрытия лючка. Орган управления выполнен с возможностью последовательной установки двери в закрытое заблокированное, в закрытое разблокированное, а затем в открытое положение, перемещаясь во время хода на открывание между первым крайним положением и вторым крайним положением. Лючок в обычном состоянии закрыт створкой, связанной с органом управления посредством устройства управления створкой. Устройство управления створкой выполнено так, что створка во время хода органа управления на открывание последовательно занимает положение, в котором она закрывает лючок; частично открытое положение; затем опять положение, в котором она закрывает лючок. Достигается минимальный риск попадания осадков внутрь летательного аппарата и одновременное обеспечение сообщения летательного аппарата с окружающей средой перед разблокировкой двери. 21 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для сброса давления из полости летательного аппарата или отдельного его узла. Устройство для открывания и закрывания окон летательного аппарата содержит силовой цилиндр, размещенную в нем пружину, шток, проушины и крышку. Силовой цилиндр выполнен в виде полой оси, внутри которой установлена пружина. Концы пружины защемлены в торцевых стенках полого цилиндрического штока, выполненного из двух частей, установленных поверх оси с возможностью перемещения по ней. Поверх обеих половин штока и на центральной части оси установлены три проушины корпусной части, а между ними две проушины крышки. В силовом цилиндре выполнен механизм перезащемления концов пружины. Для этого на обеих частях штока выполнены выступы, а в проушинах корпуса и крышки и в обечайке выполнены продольные пазы, в которые помещены выступы штока. Пазы выполнены под разными углами к вертикали. Достигается повышение надежности и универсальности конструкции. 3 ил.

Изобретение относится к системам вентялиционной двери. Система вентялиционной двери включает в себя вентиляционную дверь, кулачок, расположенный на этой двери, и движущий узел. Кулачок имеет канавку. Посредством перемещения кулачка вентялиционная дверь перемещается из закрытого в открытое положение и наоборот. Движущий узел включает в себя ролик, расположенный внутри канавки, и первый и второй рычаги, прикрепленные к двери воздушного судна. Первый рычаг поворачивается в ответ на перемещение движущего узла и заставляет второй рычаг поворачиваться. Второй рычаг поджимает вентиляционную дверь в открытое положение, таким образом преодолевая сопротивление. Изобретение направлено на предотвращение заклинивания двери при обледенении. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к окнам летательных аппаратов и, в частности, к окнам, отвечающим требованиям огнестойкости, в соответствии с тестом OSU 100/100 на выделение тепла. Окно содержит прозрачную панель остекления, для которой устанавливаются заданные критерии максимальной скорости выделения тепла (обозначаемой далее как PHRR) и 2 мин выделения тепла. Панель выполнена из композиции, в состав которой входят сополикарбонат и бромзамещенный олигокарбонат при массовом соотношении между указанным олигокарбонатом и сополикарбонатом в пределах от 0,1112 до 1. Причем сополикарбонат содержит в своей молекулярной структуре не более чем 37% по отношению к его массе остатков 1,1-бис-(4-гидроксифенил)-3,3,5-триметилциклогексана. Прозрачная панель остекления для окон летательных аппаратов может быть изготовлена любым из способов прессования в термопластичном состоянии, включая литье под давлением и экструзию. 8 з.п. ф-лы, 6 табл., 24 пр.

Изобретение относится к авиационной технике и касается форточки кабины экипажа самолета. Форточка содержит каркас, шланг герметизации, расположенный по периметру каркаса форточки, верхний и нижние направляющие рельсы, опоры форточки, механизм открытия-закрытия. Форточка выполнена с возможностью поворота относительно нижней передней опоры на кронштейне. Кронштейн одним концом жестко соединен с каркасом форточки, а другим концом установлен с возможностью поворота на оси, расположенной на нижней передней опоре. Механизм открытия-закрытия форточки образован механизмом запирания, механизмом блокировки ручки управления и механизмом фиксации форточки в промежуточном и полностью открытом положениях. Механизм запирания выполнен в виде трех замков-упоров, образованных кинематическими замками - верхним и двумя нижними, управляемыми ручкой форточки через кинематическую систему тяг, качалок и карданный механизм. Механизм блокировки ручки управления снабжен замком ручки, исключающим возможность поворота форточки относительно нижней передней опоры после вывода форточки из проема и перемещения ее по направляющим рельсам при открытии. Достигается повышение надежности при работе форточки в условиях обледенения, возможность открытия форточки в полете, снижение усилий на ручку форточки при ее запирании и обеспечение при этом герметичности обжатия шланга герметизации, повышение надежности работы механизма открытия-закрытия форточки за счет использования кинематической схемы механизма, работающего от одной ручки. 10 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к ручке для двери самолета. Ручка включает в себя верхнюю фиксирующую секцию и нижнюю блокирующую секцию ручки, которые закреплены на валу. Нижняя блокирующая секция ручки связана с поворотными замками на двери. Верхняя фиксирующая секция ручки и нижняя блокирующая секция ручки способны перемещаться как независимо друг и от друга, так и вместе. На валу установлены фиксирующие рычаги и блокирующие рычаги. Вал выполнен с возможностью поворота вокруг оси и служит для облегчения блокирования и разблокирования двери. Изобретение направлено на облегчение управление дверью и обеспечивает защиту от непреднамеренного открытия двери. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретения относятся к остеклению, предназначенному для использования в авиационной промышленности, и к летательному аппарату с остеклением. Боковое или лобовое остекление имеет в своем составе последовательно располагающиеся: первую жесткую подложку, имеющую наружную сторону, направленную к наружной части кабины экипажа, вторую жесткую подложку, третью жесткую подложку, имеющую внутреннюю сторону, направленную к внутренней части кабины экипажа. Вторая жесткая подложка расположена между первой жесткой подложкой и третьей жесткой подложкой. Жесткие подложки выполнены из термически полузакаленного или химически закаленного стекла. Остекление имеет первую «активную» систему, содержащую слой и располагающуюся между первой жесткой подложкой и второй жесткой подложкой, вторую «активную» систему из тонких слоев с функцией нагрева, располагающуюся между первой жесткой подложкой и второй жесткой подложкой. Первая жесткая подложка размещается с отступом по отношению к двум другим жестким подложкам. Остекление содержит полимерную пленку с функцией клейкой прослойки и удержания кусков остекления в случае разрушения остекления, располагающуюся между первой жесткой подложкой и второй жесткой подложкой, и/или между второй жесткой подложкой и третьей жесткой подложкой. Достигается повышение надежности остекления. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к фюзеляжу самолета, герметизированная кабина которого имеет множество смотровых отверстий и/или сквозных отверстий. Фюзеляж самолета содержит обшивку (1), усиленную несколькими вертикально проходящими шпангоутами (7) и несколькими горизонтально проходящими стрингерами (8). Обшивка (1) имеет несколько иллюминаторов (5). Каждый иллюминатор (5) содержит раму (6). Шпангоут (7) проходит через раму (6) иллюминатора (5) так, что шпангоут заканчивается в верхнем участке (9) рамы (6) иллюминатора и в нижнем участке (10) рамы (6) иллюминатора. Переход между шпангоутом (7) и рамой (6) иллюминатора имеет разветвление (11) шпангоута, так что шпангоут (7) и рама (6) иллюминатора образуют в разветвлении (11) треугольник (12). Достигается возможность произвольного и гибкого выбора как размера, так и компоновки смотровых отверстий или сквозных отверстий в оболочке фюзеляжа, а также оптимальное распределение нагрузки или усилий в конструкции фюзеляжа. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к крышке для отверстия доступа в конструкции летательного аппарата. Крышка для отверстия доступа в конструкции летательного аппарата из композиционного материала содержит наружную крышку (18), размещенную на наружной части обшивки (28) летательного аппарата, причем слои (14) из углеродного волокна, образующие обшивку (28), деформированы в направлении внутренней части конструкции летательного аппарата, оставляя достаточное пространство между конструкцией летательного аппарата и наружной частью обшивки (28) для посадки наружной крышки (18). Крышка также содержит пластину (15) из композиционного материала, размещенную в наружной части обшивки (28) и окружающую область для установки наружной крышки (18), внутреннюю крышку (27), размещенную на внутренней части обшивки (28) летательного аппарата. Технический результат заключается в улучшении крепления крышки для отверстия доступа летательного аппарата. 5 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к светозащитным устройствам кабин самолетов или пилотируемых летательных аппаратов, и может быть использовано в других наземных или водных транспортных средствах. Устройство светозащиты кабины летчика содержит светофильтр (1), установленный на лобовом стекле кабины летательного аппарата посредством узла крепления (2). Узел крепления (2) установлен на направляющей (3) светофильтра (1). Узел крепления (2) содержит кронштейн (4) с расположенным внутри подпружиненным толкателем (8), взаимодействующим с направляющей (3) посредством рычагов (6) с упорами (13). Упоры (13) фиксируют светофильтр (1) в любом положении на направляющей (3). Достигается повышение надежности и долговечности устройства светозащиты, охватывающего большое рабочее пространство лобового стекла кабины летчика. 6 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно, к стопорному механизму грузовой двери самолета. Стопорный механизм двери (1, 27) выполнен таким образом, что стопорение грузовой двери (1, 27) обеспечивается с помощью скользящего элемента (17, 31, 55, 70). Элементы (7, 28, 61, 68) грузовой двери выполнены с возможностью перемещения в зацепление с принудительным стопорением, так что периферийные нагрузки фюзеляжного отсека (3) передаются с помощью поверхности (15, 48, 82) передачи нагрузки, а радиальные нагрузки воспринимаются скользящим элементом (17, 31, 55, 70). Элемент (68) грузовой двери выполнен в виде вилочного элемента (69) с двумя плечами (72, 73), соединенными с помощью горизонтального ребра (75), и снабжен защитным устройством (84, 109) для дополнительной самозащиты скользящего элемента (70) от непреднамеренного открывания. Технический результат заключается в повышении защиты от неконтролируемого открывания грузовой двери летательного аппарата. 13 з.п. ф-лы, 19 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к шарнирному узлу двери воздушного судна. Шарнирный узел включает в себя узел опоры двери, который присоединен к двери, и шарнирный рычажный узел. Шарнирный рычажный узел содержит первый зубчатый узел, который присоединен к объекту, второй зубчатый узел, который присоединяет шарнирный рычажный узел к узлу опоры двери, и соединительный узел, присоединенный к первому и второму зубчатым узлам. Первый и второй зубчатые узлы и соединительный узел взаимодействуют для перемещения узла опоры двери и шарнирного рычажного узла относительно друг друга для удерживания двери, по существу, параллельно воздушному судну во время перемещения двери в открытое положение. Технический результат заключается в повышении удобства выхода и входа пассажиров в воздушное судно. 19 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к устройствам, обеспечивающим открытие или закрытие входа в герметичные отсеки космических аппаратов. Устройство закрытия и последовательного открытия крышки содержит установленный на крышку привод с закрепленной на крышке рукояткой, замки, а также механизм отвода крышки, закрепленный на шпангоуте. Одна часть каждого из замков закреплена на крышке, а вторая часть, выполненная в виде элемента сцепления, установлена на шпангоуте люка. Первые части замков закреплены по периферии крышки, каждая из которых выполнена в виде эксцентрикового вала с крюком-захватом. Эксцентриковые валы объединены между собой и приводом n+1 карданными передачами. Крюки-захваты взаимодействуют с соответствующими элементами сцепления на шпангоуте. Достигается повышение надежности работы устройства, а также уменьшение его габаритов и массы. 6 ил.

Изобретение относится к секции фюзеляжа для летательного аппарата и касается обрамления иллюминатора. Секция фюзеляжа летательного аппарата содержит шпангоуты (10) и проемы для размещения в них иллюминаторов (11). Шпангоуты (10) содержат сегмент шпангоута (10), окружающий проем. Данный сегмент шпангоута (10) содержит два ответвления (15, 16), расположенные сбоку данного проема. Концы ответвлений (15, 16) попарно соединены таким образом, что образуют Y-образную форму на каждом из концов (17, 18) сегмента шпангоута (10). Достигается уменьшение массы фюзеляжа при обеспечении механической прочности стенки фюзеляжа на уровне иллюминаторов. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к оконному элементу и к способу встраивания окна в конструкционную деталь самолета. Оконный элемент, подготовленный к окраске посредством маскирования, содержит оконную раму, предназначенную для соединения с конструкционной деталью в оконном проеме, и оконный узел с внутренним оконным стеклом, внешним оконным стеклом и охватывающим их уплотнительным профилем. Оконный узел установлен между фиксатором и оконной рамой посредством крепежных элементов для зажима оконного узла на оконной раме. Уплотнительный профиль имеет внешнюю наклонную поверхность. Оконная рама имеет внутреннюю наклонную поверхность, которая примыкает к внешней наклонной поверхности уплотнительного профиля. Внешняя наклонная поверхность и внутренняя наклонная поверхность выполнены так, что эти поверхности обеспечивают самоцентрирование оконного узла в оконной раме. Оконный элемент содержит защитное средство, которое частично закрывает внешнее оконное стекло, и защитную ленту, охватывающую защитное средство. Первый участок защитной ленты покрывает кромку защитного средства, а второй участок расположен на участках между внешней наклонной поверхностью уплотнительного профиля и внутренней наклонной поверхностью оконной рамы. Способ встраивания окна в конструкционную деталь содержит вставку оконного элемента в проем в конструкционной детали, окраску конструкционной детали и удаление защитной ленты и защитного средства. Достигается упрощение покраски оконного элемента самолета. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к двери для открытия и закрытия дверного проема в воздушном судне. Дверь (108) содержит первую (301), вторую (302) и третью (303) дверные панели, соединенные друг с другом с возможностью вращения. Дверные панели (301, 302, 303) образуют структуру, форма которой соответствует форме отверстия в наружной обшивке подфюзеляжного обтекателя (105). Первая дверная панель (301) присоединена с возможностью вращения к конструкции воздушного судна в первой точке крепления (306). Вторая дверная панель (302) присоединена с возможностью вращения к первой панели (301). Третья дверная панель (303) присоединена с возможностью вращения ко второй панели (302). Первый элемент (315) механической связи присоединен с возможностью вращения к первой (301) и третьей (303) дверным панелям. Второй элемент (319) механической связи присоединен с возможностью вращения ко второй дверной панели (302) и к конструкции воздушного судна во второй точке крепления (321). Дверные панели (301, 302, 303) и элементы механической связи (315, 319) скомпонованы так, что они в закрытом положении образуют единую дверь (108), и соединены между собой так, что перемещение в открытое положение первой панели (301) в виде вращения вокруг первой точки крепления (306) приводит к одновременному перемещению второй (302) и третьей (303) дверных панелей из закрытого положения в открытое положение. Вторая (302) и третья (303) дверные панели расположены выше нижней кромки первого дверного элемента (301). Достигается уменьшение требующегося пространства для раскрытия двери. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретения относятся к способу установки иллюминатора в отверстии, к наружному прозрачному элементу иллюминатора и к летательному аппарату с таким иллюминатором. Способ установки иллюминатора в отверстии, выполненном на боковой стенке фюзеляжа летательного аппарата. Иллюминатор содержит наружный прозрачный элемент и внутренний прозрачный элемент. Согласно способу на участке боковой стенки по контуру отверстия выполняют несквозной вырез и размещают в отверстии с внешней стороны фюзеляжа наружный прозрачный элемент. Наружный прозрачный элемент имеет первую часть, диаметр которой больше диаметра отверстия. Первая часть имеет форму, взаимодействующую с участком боковой стенки так, чтобы заблокировать в боковом и продольном направлениях наружный прозрачный элемент в этом отверстии. Наружный прозрачный элемент содержит вторую часть, имеющую выемку, выступающую внутрь фюзеляжа. Наружный прозрачный элемент и внутренний прозрачный элемент фюзеляжа жестко закрепляют при помощи кольцевого крепления. Кольцевое крепление прижимает прокладку к фюзеляжу и внутренней стенке выемки. Достигается уменьшение веса иллюминатора. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил.