Фюзеляж, конструктивные элементы, общие для фюзеляжа, крыльев, стабилизаторов и т.п.: .крепление крыльев, элементов хвостового оперения или стабилизирующих поверхностей – B64C 1/26

Группа изобретений относится к соединительным элементам летательного аппарата. Соединительная деталь (41, 71) для крепления вертикального хвостового стабилизатора летательного аппарата в задней области фюзеляжа изготовлена из композитного материала и содержит первую деталь (43, 73), включающую в себя проушины (45, 45'; 75, 75') для крепления вертикального хвостового стабилизатора и вертикальные стенки (47, 47'; 77, 77') для крепления соединительной детали (41, 71) к шпангоутам (7); пару дополнительных деталей (49, 49'; 79, 79'), включающих горизонтальные стенки (51, 51'; 81, 81') для крепления соединительной детали (41, 71) к обшивке (5). Соединительная деталь (71) для крепления с наклонной нагрузкой включает в себя также вторую пару деталей (90, 90'), имеющих угловую форму, содержащих вертикальные стенки (93, 93') для скрепления с проушинами (75, 75'). Варианты способа характеризуют монтаж соединительных деталей (42, 71). Группа изобретений направлена на улучшение распределения нагрузок. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к арматуре, изготовленной из композитного материала, для перестановки горизонтального стабилизатора летательного аппарата по отношению к хвостовому фюзеляжу. Арматура содержит боковые стенки кессона, а также средство соединения, которое присоединяет арматуру к шпангоутам хвостового фюзеляжа. Боковые стенки являются соединенными вместе посредством центрального элемента, который содержит первую торцевую часть, присоединенную к первой боковой стенке, вторую торцевую часть, присоединенную ко второй боковой стенке, и центральную часть, которая соединяет вместе торцевые части. Арматура также содержит торцевые элементы, которые присоединены к боковым стенкам на их наружной поверхности. Торцевые элементы имеют общее поперечное сечение в форме омега. Арматура содержит основное крепление, которое содержит сквозные отверстия. Отверстия выровнены и соответственно расположены на основных кронштейнах, так что сквозные отверстия скомпонованы на усиленных участках торцевых элементов. Сквозные отверстия являются скомпонованными на усиленных участках боковых стенок. Достигается простота изготовления, снижение веса, надежность. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к заднему концу летательного аппарата и касается зоны приложения нагрузок горизонтального (ГХС) и вертикального (ВХС) хвостового стабилизаторов. Задний конец летательного аппарата с зоной приложения нагрузок содержит принимающие элементы нагрузок стабилизаторов, соединенные с конструктивными элементами фюзеляжа. Конструктивные элементы представляют собой обшивку, два соседних силовых шпангоута и третий шпангоут, соседний с одним из двух силовых шпангоутов. Шпангоуты сформированы с двумя боковыми элементами и одним элементом основания, так что их поперечное сечение имеет замкнутую форму. Принимающим элементом нагрузки ГХС является первый фитинг, сконструированный в виде кессона с боковыми стенками и крышкой, расположенный в поперечном направлении между силовыми шпангоутами и соединенный с ними. Принимающими элементами нагрузок ВХС являются вторые фитинги, соединенные со шпангоутами. Шпангоуты и фитинги полностью выполнены из композиционного материала. Достигается оптимальное распределение нагрузок и веса с наименьшим возможным количеством элементов. 8 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к конструктивному сопряжению переднего фитинга стабилизатора летательного аппарата (ЛА). Передний узел крепления стабилизатора, сопрягаемый с работающим на растяжение соединением двух боковых кессонов стабилизатора, содержит передний фитинг, переднюю работающую на сдвиг панель, верхнюю работающую на сдвиг панель, нижнюю работающую на сдвиг панель и соединительную деталь в виде стойки для присоединения нервюры к лонжерону. Передний фитинг содержит центральную часть и две боковые части, образующие цельную деталь из композиционного материала. Центральная часть содержит прямоугольное основание, две параллельные друг другу и симметричные боковые стенки, верхнюю и нижнюю стенки. Из боковых стенок выступают отдельные проушины, расположенные в одной плоскости с соответствующими боковыми стенками. Верхняя и нижняя стенки более короткие, чем боковые стенки, непараллельны друг другу и несимметричны. Нижняя стенка выгнута и обращена вогнутой поверхностью к верхней. Две боковые части имеют боковую сторону, симметричную каждой из снабженных проушиной боковых стенок центральной части. Каждая боковая сторона боковых стенок также имеет проушину с отверстием и выступающий край, проходящий вдоль почти всего ее наружного контура. Достигается обеспечение соединения, работающего на растяжение, минимальной передачи нагрузок, передаваемых боковым кессонам стабилизатора, снижение веса. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области изготовления конструкций, содержащих стыковочные соединения панелей из полимерного композиционного материала (ПКМ), и касается стыковки габаритных деталей самолета из ПКМ (кессонов крыла, стабилизаторов). Стыковочное соединение панелей из ПКМ содержит две соединяемые панели, каждая из которых включает обшивку и элементы жесткости. Панели частично перекрывает композитная стыковая накладка, одна из сторон которой соединена с первой панелью, а другая сторона - со второй панелью. Композитная стыковая накладка частично перекрывает концы элементов жесткости панелей. Стыковочное соединение дополнительно содержит жестко пристыкованные к композитной стыковой накладке и двум панелям три металлические пластины. Площадь большей металлической пластины соответствует площади композитной стыковой накладки и равна сумме двух меньших металлических пластин. На одной из поверхностей металлических пластин расположены жестко закрепленные металлические иглы, внедренные в панели. В металлических пластинах установлены металлические втулки. Металлические пластины гладкими поверхностями прижаты друг к другу, состыкованы и стянуты с помощью болтов, проходящих через отверстия, выполненные в соединяемых панелях, и втулки, установленные в металлических пластинах. Достигается эффективная передача усилий через сопрягаемые элементы, высокая несущая способность, низкая масса, повышение прочности на смятие и сдвиг, простота изготовления, многократная сборка и разборка. 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к поверхностям управления для летательного аппарата. Поверхность (3) управления содержит два силовых привода (15), основную закрывающую нервюру (9), расположенную на одном конце поверхности (3) управления. Основная закрывающая нервюра (9) соединена с основной торсионной штангой (8). Основная торсионная штанга (8) соединена как одно целое с рычажной системой (14). При этом два силовых привода (15) действуют таким образом, что есть возможность действовать на поворот поверхности (3) управления в процессе полета летательного аппарата. Поверхность управления (3) также содержит второстепенную торсионную штангу (11). Второстепенная торсионная штанга (11) концентрична с основной торсионной штангой (8) и расположена внутри. Второстепенная торсионная штанга (11) соединена как одно целое с рычажной системой (14) и с второстепенной закрывающей нервюрой (28) поверхности (3) управления. Достигается уменьшение размера и изгибающих нагрузок на шарнирные детали, увеличение ограниченной площади кессонной конструкции несущей поверхности, увеличение жесткости, уменьшение усилий, необходимых для приведения в движение, уменьшение массы силовых приводов. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к узлу уплотнения на воздушном судне и касается стыка между фюзеляжем и отсоединяемым крылом. Узел уплотнения содержит удлиненный сильфон, выполненный с возможностью прикрепления к фюзеляжу воздушного судна и центральной коробке крыла. Сильфон имеет плоское, изогнутое или волнистое поперечное сечение (омегообразное) с двумя продольными боковыми участками. Один боковой участок крепится к центральной коробке крыла, а другой - к фюзеляжу при помощи установочных средств. Установочные средства служат в качестве «фальца» для прикрепления сильфона к узлам крепления в корпусе. Узел уплотнения герметизирует зазор между фюзеляжем и крылом, что позволяет поддерживать давление в герметичном фюзеляже. Достигается надежное уплотнение зазоров в конструкции корпуса с отсоединяемым крылом. 3 н. и 10 з.п. ф-лы, 10 ил. 1 табл.

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.

Изобретение относится к авиационной технике и касается крыльев летательных аппаратов и узлов крепления их консолей. Крыло содержит две консоли, соединенные друг с другом вблизи плоскости симметрии самолета верхним и нижним узлами стыка. Каждая из консолей снабжена кессоном, ограниченным передним и задним лонжеронами, корневой и концевой нервюрами и выполненными из углепластика верхней и нижней панелями обшивки. Панели кессонов выполнены в виде сочетания выпуклых и плоских участков. Плоские участки панелей примыкают к корневым нервюрам и полностью перекрывают торцы консолей, обращенные к плоскости симметрии самолета. Узел стыка консолей содержит соединенные между собой замыкающими частями первое и второе средства стыковки. Хвостовая часть каждого из средств стыковки снабжена двумя панелями, размещенными с образованием паза прямоугольного профиля. Каждое из средств стыковки выполнено из соединенных друг с другом опоры и накладки. Боковые стенки паза выполнены плоскими. Одна из панелей паза расположена на опоре, а другая панель паза расположена на накладке. Корневые нервюры соединены с лонжеронами и узлами стыка, а плоские участки панелей закреплены в пазах узлов стыка консолей. Достигается снижение массы, повышение жесткости, уменьшение габаритов крыла в фюзеляжной части, быстрота стыковки консолей крыла во время сборки. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 12 ил.

Конструктивный элемент кессона (5) центроплана, расположенного внутри фюзеляжа (2), содержит тонкую перегородку (20) и профилированные элементы (30, 40, 50, 60), окаймляющие упомянутую тонкую перегородку (20). Профилированный элемент содержит плоскую часть (31, 41, 51, 61), расположенную без нахлеста в продолжение плоской части (21, 22, 23, 24) тонкой перегородки и соединенную с ней сварным швом (32, 42, 52, 62) встык посредством перемешивающей сварки трением. Обеспечиваются простота и прочность конструкции. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к сборке конструкций и агрегатов самолета, и касается крепления стабилизатора к фюзеляжу самолета. Во время установки передней шторки стабилизатора в зазор между фюзеляжем и торцевой частью носка стабилизатора выставляют стабилизатор в 0° по отношению к фюзеляжу, снимают панели с торцевой части носка и устанавливают переднюю шторку в свободном состоянии в зазор. Предварительно закрепляют на внешней шторке кронштейны для установки шторки. Далее вставляют тяги-ключи через сквозные отверстия и поворотом на 90° устанавливают тяги-ключи в несквозную прорезь кронштейна и деформируют (обжимают) шторку до рабочих размеров. После чего устанавливают съемные панели стабилизатора, располагая их по контуру деформированной шторки, и убирают тяги-ключи. Приспособление для установки передней шторки стабилизатора содержит кронштейны и тяги-ключи, которые имеют сочленяемые сферические поверхности. При этом кронштейны с одной стороны имеют крестообразные отверстия, у которых одна прорезь сквозная, а другая несквозная. Несквозные прорези образуют поверхности упора для буртиков тяг-ключей. С противоположной стороны кронштейнов выходные отверстия выполнены в форме усеченных конусов. Тяги-ключи выполнены с одного конца в виде стержней с резьбой, а с другого - в виде пластин с буртиками и имеют геометрические размеры, соответствующие сквозным прорезям и сферическим поверхностям кронштейнов. Достигается исключение механических повреждений передней шторки и торцевой части носка стабилизатора, повышение контроля и качества установки шторки, возможность проведения значительных упругих деформаций шторки за счет изменения направления действия силы в процессе обжатия. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Варианты аэролета характеризуются как содержащие силовую установку, фюзеляж и фрагменты крыла. Комплект фрагментов крыла содержит несущие и управляющие поверхности и средства установки на фюзеляже. Фрагмент крыла содержит силовой набор из лонжерона, стрингера и нервюр. Фюзеляж содержит силовой каркас из шпангоутов, лонжеронов, стрингеров и обшивки. Шпангоуты и лонжероны выполнены с отверстиями для крепления фрагментов крыла. Реверсивное устройство двигателя содержит шарнирно установленные в корпусе створки, закрывающие окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток. Воздухозаборник аэролета с реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, имеет вход каждого воздушного канала к двигателю с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов переменной глубины. Варианты системы управления содержат ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси, и кнопку электропривода переключения нижнего комплекта фрагментов. Способы создания подъемной силы, полета, управления в полете, взлета, посадки и работы реверса тяги характеризуются использованием воздушных и газовых потоков. Группа изобретений направлена на упрощение инфраструктуры обеспечения полетов и уменьшение объема техобслуживания. 24 н. и 23 з.п. ф-лы, 30 ил.

Изобретение относится к области строительства летательных аппаратов. Предлагается секция крыло-фюзеляж летательного аппарата, причем указанная секция крыло-фюзеляж содержит корневую часть (7, 8) крыла, у которой крыло (1) летательного аппарата соединено с фюзеляжем (2), область (3) фюзеляжа - с элементами (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа, которые идут в продольном направлении летательного аппарата, и область (5, 6) крыла с лонжеронами (16-19, 26-29), которые идут в направлении размаха крыла. В соответствии с изобретением лонжероны (16-19, 26-29) области (5, 6) крыла и элементы (11-15, 21-25) каркаса фюзеляжа области (3) фюзеляжа образуют часть составляющего одно целое узла (40), который содержит по меньшей мере среднюю часть крыла (1) и область (3) фюзеляжа, в том числе корневые части (7, 8) крыла. Достигается упрощение сборочных работ, снижение веса конструкции данного узла. 23 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения и касается соединения крыла с фюзеляжем в схеме «высокоплан». Устройство для соединения крыла (5) с фюзеляжем (10) летательного аппарата содержит соединенные подкосами кронштейны, установленные на крыле (5) и фюзеляже (10). Устройство снабжено двумя горизонтальными раскосами (13, 14), расположенными в плоскости заднего (4) и переднего (3) лонжерона крыла. Горизонтальный раскос (13), расположенный в плоскости переднего шпангоута (8), соединен с одной стороны с кронштейном (15) фюзеляжа и с другой - с кронштейном (17) крыла, прикрепленным к переднему лонжерону (3). Горизонтальный раскос (14), расположенный в плоскости заднего шпангоута (9), соединен с кронштейном (16) фюзеляжа и с кронштейном (18) крыла, прикрепленным к заднему лонжерону (4). Задний кронштейн (7) фюзеляжа соединен наклонной тягой (12) с передним кронштейном (1) крыла, причем в переднем (6) и заднем (7) кронштейнах фюзеляжа установлены эксцентриковые болты (19) с фиксирующими шайбами (20). На осях эксцентриковых болтов (19) установлены регулировочные шайбы (21). Достигается увеличение ресурса соединения при одновременном снижении трудоемкости операции стыковки крыла с фюзеляжем. 5 ил.

Изобретение относится к соединительному элементу для соединения конструктивных компонентов и касается центрального и бокового кессона крыла воздушного судна. Соединительный элемент (1) для соединения первого конструктивного компонента со вторым конструктивным компонентом содержит деталь и усиливающий элемент (12). Деталь выполнена из композиционного материала и содержит основание (2), торцевую стенку (3) и боковую стенку (4). Торцевая стенка (3) образует с основанием (2) первый угол. Боковая стенка (4) образует с торцевой стенкой (3) второй угол, а с основанием (2) - третий угол. Усиливающий элемент (12) имеет форму, обеспечивающую его установку в композиционную деталь и сопряжение с торцевой стенкой (3). Усиливающий элемент сопряжен с первым и вторым углами. Углы композиционной детали закруглены и сопряжены с закругленной кромкой усиливающего элемента (12). Радиус закругления внутреннего слоя угла (45) композиционной детали равен радиусу закругления кромки (45') усиливающего элемента (12). Иным вариантом границы сопряжения является введение наполнителя в зазор между композиционной деталью и усиливающим элементом (12). При присоединении конструктивных компонентов при помощи соединительного элемента (1) основание (2) каждого соединительного элемента (1) соединено с первым конструктивным компонентом (центральным кессоном крыла), а торцевая стенка (3) соединена со вторым (боковой кессон крыла). Достигается требуемая прочность соединительного элемента из композиционного материала без увеличения толщины. 5 н. и 11 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к области авиации. Соединение крыла с фюзеляжем самолета, в котором расположенное в верхней области фюзеляжа (1) крыло (2) соединено с фюзеляжем (1) посредством нескольких соединительных элементов (3-6), при этом соединительные элементы (3-6) предусмотрены для восприятия сил в различных направлениях, и каждый из них имеет максимальную способность выдерживать нагрузку, рассчитанную, прежде всего, на номинальную нагрузку при полете и посадке или номинальную аварийную нагрузку. Согласно изобретению способность выдерживать нагрузку отдельных соединительных элементов (3-6) крыла и их направление восприятия сил согласованы так, что при неисправности одного из соединительных элементов (3-6) максимальной способности выдерживать нагрузку остальных соединительных элементов (3-6) достаточно для безопасного нормального полетного режима. Изобретение направлено на повышение выдерживаемой нагрузки. 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к устройствам соединения панелей крыла и центроплана фюзеляжа самолета. По первом варианту, устройство соединения панелей крыла и центроплана. Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включает в себя верхнюю и нижние панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления. Крыло включает верхнюю и нижнюю панели. Верхняя и нижняя панели центроплана выполнены из композитного материала с выходом за габариты коробчатой конструкции центроплана. На наружных поверхностях их выступающих частей выполнены профилированные посадочные поверхности, контактирующие с соответствующими профилированными посадочными поверхностями на внутренних поверхностях верхней и нижней панелей крыла, выполненных из композитного материала, с образованием каждого из соединений внахлест, которые снабжены многорядными крепежными элементами. С каждой стороны вышеупомянутых соединений установлены накладки под крепежные элементы, кроме того, внутренние накладки соединены с каждой из соответствующих стенок бортовых нервюр. По второму варианту, устройство соединения панелей крыла и центроплана. Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включает в себя верхнюю и нижние панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления. Крыло включает верхнюю и нижнюю панели. Одна из профилированных посадочных поверхностей выполнена на внутренней поверхности верхней панели центроплана. Профилированная посадочная поверхность верхней панели крыла выполнена на ее наружной поверхности и снабжена дополнительным соединительным элементом стенки бортовой нервюры, смонтированным с внутренней стороны центроплана. Достигается снижение веса конструкции и повышение надежности соединения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления органа подъемной силы на фюзеляже самолета. Устройство крепления содержит упругие шарниры (1), жесткость которых при поступательном движении и при вращении определяется в осевом (X), вертикальном (Z) и поперечном (Y) направлениях, причем упругие шарниры являются пластинчатыми шарнирами. Технический результат заключается в упрощении соединения между фюзеляжем и несущей поверхностью самолета. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системе (1) крепления хвостового оперения (2) к поверхности (3) крепления летательного аппарата. Система (1) крепления содержит крепежное устройство (6) с первой опорной поверхностью (17), которая прижимается к хвостовому оперению (2), и со второй опорной поверхностью (18), которая опирается на поверхность (3) крепления. Первая опорная поверхность (17) и вторая опорная поверхность (18) содержат общую линию (16) контакта. Угол между плоскостями первой опорной поверхности (17) и второй опорной поверхности (18) отличается от 0° и 180°. Изобретение направлено на повышение прочности и снижение веса. 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к способу изготовления узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, к оснастке для осуществления этого способа и к узлу соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов. Способ включает выполнение каркаса элементов на форме с разделительным слоем из антиадгезионного эластичного материала с продольными для стрингеров и поперечной для силового пояса канавками укладкой с натяжением в канавки непрерывного жгута из однонаправленных углеродных нитей, пропитанных синтетическим связующим, послойно, с образованием нахлестов в перекрестиях канавок. Натяжение поперечных жгутов обеспечивают технологическим оборудованием, а натяжение продольных жгутов выполняют за счет обжатия последних кольцевыми витками волокон из термоусаживающего материала над канавкой формы вне ее рабочей зоны. Силовой пояс выполняют с увеличением его строительной высоты к внутренней стороне панели по направлению к узлу соединения. Стрингеры выполняют с увеличением их строительной высоты также к внутренней стороне панели по направлению к силовому поясу. Жгуты стрингеров внутри силового пояса располагают с обеспечением равномерного натяжения во всех их слоях и преимущественно равного изменения направления натяжения жгутов при выходе и за силовым поясом за счет расположения термоусаживающихся волокон между слоями продольных жгутов стрингеров. Силовой пояс снабжают соединительными элементами. Достигается повышение надежности узла. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиации. Самолет содержит корпус и крылья, которые могут быть расположены в первом и втором положениях. К корпусу прикреплен гребень. Крылья выполнены в виде подвижных полых труб по форме эллипса и прикреплены на шарнирах с двух сторон к гребню вдоль корпуса. Изобретение направлено на увеличение диапазона полета. 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединению, обеспечивающему крепление лонжерона вертикального оперения к фюзеляжу летательного аппарата. Соединение содержит первую пластину (2), которая снабжена сквозным отверстием (14), имеющим диаметр, и вторую пластину с первой поверхностью (11), на которой сформирован цилиндр (13), имеющий диаметр, соответствующий диаметру отверстия в первой пластине. Цилиндр (13) второй пластины (3) свободно входит в сквозное отверстие первой пластины (2) для передачи сил, направленных перпендикулярно центральной линии цилиндра (13), от первой пластины (2) ко второй пластине (3) и, наоборот. Первая пластина (2) снабжена дополнительно подшипником (5) скольжения, который вставлен в первую пластину (2) таким образом, что он может поворачиваться вокруг своей оси вращения в плоскости первой пластины (2), и в первом подшипнике (5) скольжения выполнено сквозное отверстие (14) с эксцентриситетом. Вторая пластина (3) снабжена кольцевым диском (4), который вставлен в нее таким образом, чтобы он мог поворачиваться вокруг своей оси вращения в плоскости второй пластины (3), и цилиндр (13) второй пластины (2) установлен на кольцевом диске (4) с эксцентриситетом. Технический результат заключается в снижении веса конструкции соединения. 2 н. и 7 з.п. ф-лы., 6 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет снабжен авиадвигателями в мотогондолах, прикрепленных к самолету симметрично его продольной оси. На хвостовой части фюзеляжа выполнен сквозной аэродинамический канал, конец которого подведен к отверстию в хвосте фюзеляжа. Дно конца фюзеляжа выполнено с проемом, закрытым донными воротами со съемными створками, подвешенными к боковым сторонам проема, заканчивающегося отверстием в конце фюзеляжа. Способ полета самолета характеризуется использованием самолета. Изобретение направлено на снижение уровня шума. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к устройству и способу асимметричного скрепления накладками, которые используются при создании конструкций, подвергаемых сильным нагрузкам, в частности, в авиационной промышленности. Устройство скрепления включает в себя накладку (1) и контрнакладку (2), которая имеет точки крепления (М, N), количество которых меньше, чем количество мест крепления (PQ) накладки, в результате чего первый (3) и второй (4) конструктивные элементы крепятся между накладкой (1) и контрнакладкой (2) в точках крепления (M+N), количество которых меньше количества точек крепления (P+Q) конструктивных элементов на накладке (1). Один из конструктивных элементов изготовлен из композитных материалов. Конструкция содержит устройство скрепления накладками, в которой первый и третий конструктивные элементы (3, 8) представляют собой части соприкасающихся поверхностей коробчатой конструкции (9). Способ заключается в том, что из конструктивных листов (3, 8), изготовленных из композитных материалов, и накладок, скрепляемых при помощи удаленной точки крепления (Q1), собирают коробчатую конструкцию (9), к которой прочно крепят элемент крыла (4). Достигается упрощение крепления коробчатой конструкции и крыла летательного аппарата между собой. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет состоит из оперения, рулей, силовой установки, самолетных систем, оборудования, фюзеляжа, крыла со стреловидностью по передней кромке 30-35° и наплывом со стреловидностью 60-70°. Переходное сечение от крыла к фюзеляжу образовано симметричным профилем с толщиной 13-14%. Консоли крыла образованы единым сверхкритическим профилем толщиной от 13 до 10% с линейным изменением толщины профиля по размаху. Закрученность профилей на бортовой нервюре отрицательная (до -3°), на линии перехода наплыв-консоль положительная (до +2°), на бортовой нервюре отрицательная (до -3°), а закон изменения углов закрученности между указанными сечениями принят линейным. Изобретение направлено на повышение устойчивости и безопасности. 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж в виде жесткого силового каркаса с нерегулируемыми щелями и обшивки, крылья, хвостовое оперение, двигатель и шасси. Крылья выполнены с возможностью возвратно-поступательного перемещения поперек относительно силового каркаса фюзеляжа. В силовой каркас встроена стенка, в которой поперек выполнена щель. Каждое крыло, установленное сбоку фюзеляжа, имеет торцевую пластину с горизонтально прикрепленной к ней консолью, входящей в щель стенки. Торцевая пластина плотно прилегает к стенке. Консоль кинематически связана с неподвижно закрепленным в фюзеляже приводом. Изобретение направлено на ускорение процесса создания летательного аппарата. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет состоит из фюзеляжа (1) с хвостовым оперением, крыльев (13) и двигателя с воздушным винтом. В носовой части фюзеляжа (1) расположена мотогондола (6) с двигателем. Снизу фюзеляжа (1) по прямой линии его нижнего контура (10) установлены передние опоры (8) и хвостовая опора (11) шасси с самоориентирующимся хвостовым колесом. В верхней части фюзеляжа (1) над кабиной (12) экипажа и пассажиров установлено крыло (13), усиленное подкосами (14). Узел крепления крыла (13) находится на одной прямой с узлами крепления опор шасси к фюзеляжу (1). Верхняя поверхность профиля крыла (13) самолета совпадает с верхней поверхностью профиля его фюзеляжа (1). Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества и на уменьшение взлетного веса. 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Хвостовая часть фюзеляжа самолета выполнена в виде тонкостенной обечайки, сужающейся к заднему концу и присоединенной широкой кольцевой частью к переборке. В хвостовой части обечайки выполнены два отверстия и наклонный аэродинамический канал. Первое отверстие выполнено в верхней хвостовой части обечайки и совмещено с верхней кромкой аэродинамического канала, нижняя кромка которого совмещена со вторым отверстием, выполненным в виде среза хвостовой части обечайки. Уменьшение в полете завихрений воздушного потока за хвостовой частью достигается путем отсоса пограничного слоя воздушного потока с наружной поверхности спинки фюзеляжа через наклонный аэродинамический канал. Техническим результатом изобретения является уменьшение аэродинамического сопротивления, уменьшение длины и массы хвостовой части фюзеляжа. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к креплению элементов хвостового оперения. Предложенное изобретение заключается в том, что подходящие к силовому шпангоуту фюзеляжа бимсы и корневая часть кессона киля являются естественными опорами для узлов навески стабилизатора и управления им. Техническим результатом изобретения является снижение веса хвостовой части самолета и уменьшение аэродинамического сопротивления. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкции соединения среднерасположенного по высоте кессонного или моноблочного крыла с фюзеляжем. Сущность изобретения заключается в том, что в соединении крыла и фюзеляжа, осуществляемом креплением кессона крыла к силовым шпангоутам фюзеляжа, пояса лонжеронов и силовые панели кессонов каждого полукрыла, пересекая с переломом по борту в вертикальной плоскости боковые панели обшивки фюзеляжа, продолжены внутри фюзеляжа. Шпангоуты фюзеляжа, соединенные с лонжеронами крыла, выполнены силовыми и соединены с поясами лонжеронов непрерывными или многоточечными швами; все промежуточные шпангоуты выполнены рядовыми. Техническим результатом изобретения является снижение массы конструкции, повышение жесткости соединения. 3 ил.