Стабилизирующие поверхности: .хвостовые стабилизаторы – B64C 5/02

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.

Система хвостового оперения (1) для самолета содержит фюзеляж (3), крыло (2) и тяговый двигатель (5, 5а, 5b), закрепленный в хвостовой части фюзеляжа этого самолета, которая располагается позади крыла (2) относительно продольной оси самолета. Система хвостового оперения содержит аэродинамические поверхности, закрепленные на хвостовой части фюзеляжа. Система хвостового оперения образована горизонтальными аэродинамическими поверхностями (41а, 41b, 43) и вертикальными аэродинамическими поверхностями (42а, 42b), выполненными для формирования кольцевой конструкции, содержащей кольцо, закрепленное на фюзеляже. Тяговый двигатель удерживается в кольце, образованном системой хвостового оперения. Центральный киль используется для формирования двух колец в кольцевой конструкции. Варианты самолета характеризуются признаками хвостового оперения и закреплением одного или двух двигателей в зоне кольца. Группа изобретений направлена на повышение безопасности функционирования. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. В хвостовой части самолета шарнирно установлена продольно сориентированная консоль с возможностью отклонения вверх-вниз и влево-вправо. На консоли неподвижно установлены элементы горизонтального и вертикального оперения, предназначенные для отклонения оперения заодно с консолью. Изобретение направлено на повышение надежности и улучшение маневренности самолета. 2 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 авиационной технике. Горизонтальное оперение самолета суммарной площадью не менее 25% площади основного крыла составлено из базовой и концевой трапеций и законцовок. Базовая трапеция оперения не имеет сужения и занимает по размаху не менее 50% длины. Концевая трапеция оперения имеет стреловидность по передней кромке на 4-5° больше базовой трапеции, сужение ˜0,35-0,45 и образована задней кромкой без стреловидности (прямая кромка) и законцовками. Размер законцовок составляет 20-25% местной хорды оперения. Общий корневой профиль оперения расположен под положительным углом до +1,5°, а концевые профили - под отрицательным углом до -1,5° с линейным изменением угла установки промежуточных профилей. На верхней поверхности законцовок, которые заканчиваются отгибом вниз, выполнены конусообразные сужающиеся углубления глубиной 3-5% местной хорды законцовки. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 5 ил.

Изобретение относится к авиации. Самолет с несущим фюзеляжем содержит крыло, на консолях которого установлены двигатели, фюзеляж, у которого ширина значительно превышает его высоту, а передняя часть фюзеляжа в плане плавно переходит от более узкой носовой части в широкую основную часть. Хвостовое оперение имеет два разнесенных по ширине фюзеляжа в сторону от продольной вертикальной плоскости симметрии самолета и установленных под углом к ней стабилизатора с рулевыми поверхностями. На каждом стабилизаторе с образованием Т-образного хвостового оперения установлен цельноповоротный стреловидный руль направления. Техническим результатом изобретения является улучшение конструкции фюзеляжа и хвостового оперения самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта. Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит два продольных гребня, один из которых установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и расположен выше второго продольного гребня, который установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны наступающей лопасти, причем продольный гребень, расположенный со стороны отступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки, высота этого гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки, а продольный гребень, расположенный со стороны наступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 0-50° от нижней точки поперечного сечения хвостовой балки. Предложенное место расположения верхнего гребня, со стороны отступающей лопасти, в совокупности с предложенной высотой этого гребня сообщает ему дополнительно функции дефлектора, который существенно изменяет направление вертикального слоя индуктивного потока несущего винта над хвостовой балкой от практически вертикального до направления, определяемого плоскостью расположения строительной высоты гребня. Получаемое таким образом суперциркуляционное обтекание балки приводит к возникновению дополнительной силы, направленной в сторону части диска несущего винта с наступающей лопастью. Второй гребень обеспечивает затягивание вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя и вместе с тем отделяет зону повышенного давления, возникшую под действием первого гребня, от зоны отрицательного давления, обеспечивая повышение давления на поверхности хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и увеличивая величину момента на хвостовой балке, возникающего от действия первого гребня. Техническим результатом является увеличение боковой силы на хвостовой балке и создание момента для компенсации части реактивного момента несущего винта на режиме висения и малых скоростях. 7 ил.

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта. Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета выполнено в виде продольного гребня, который установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки со стороны отступающей лопасти, а высота гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки. Изменение конфигурации хвостовой балки в результате установки продольного гребня приводит к появлению боковой силы, направленной в сторону наступающей лопасти для компенсации части реактивного момента несущего винта, дополнительно к силе тяги рулевого винта. При предложенных высоте и месте расположения продольного аэродинамического гребня боковая сила на хвостовой балке создается как за счет разности давлений на поверхностях балки справа и слева по направлению полета в результате отрыва пограничного слоя потока от несущего винта, так и в основном за счет создания суперциркуляционного течения вокруг хвостовой балки с изменением направления движения индуктивного потока в районе хвостовой балки. Устройство позволяет при наличии одного гребня повысить эффективность управления вертолетом по курсу на режиме висения и малых скоростях полета, улучшить летные характеристики вертолета, уменьшить мощность, передаваемую трансмиссией и потребляемую рулевым винтом. 6 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.