Конструктивные элементы и наружные части летательных аппаратов, не отнесенные к другим группам – B64C 7/00

Изобретение относится к уплотнительному элементу несущей поверхности, расположенному между двумя компонентами рулевой поверхности воздушного судна для закрытия изменяемой по ширине щели между ними. Уплотнительный элемент содержит участок крепления для соединения с первым компонентом, первую полку и вторую полку, отходящие от участка крепления и отстоящие друг от друга так, чтобы принимать между собой второй компонент. Уплотнительный элемент также содержит первый повышающий жесткость элемент, выполненный с возможностью частичного ограничения взаимного перемещения первой и второй полок. Первый повышающий жесткость элемент выполнен цельным и содержит первый повышающий жесткость рычаг и второй повышающий жесткость рычаг. Первый повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом с первой полкой, а второй повышающий жесткость рычаг находится внутри или рядом со второй полкой так, что взаимное перемещение первой и второй полок частично ограничено первым повышающим жесткость элементом. При изготовлении уплотнительного элемента обеспечивают форму, соответствующую внешнему контуру уплотнительного элемента, имеющего участок крепления и первую и вторую полки, отходящие от участка крепления. Обеспечивают один повышающий жесткость элемент внутри формы. Вводят уплотнительный материал в форму для частичного заполнения пространства вокруг повышающего жесткость элемента. Затем отверждают уплотнительный материал и извлекают уплотнительный элемент из формы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к авиации и касается защитных панелей для модуля шасси летательного аппарата. Защитную панель устанавливают при помощи деформирующихся деталей на опоре, соединенной с конструкцией транспортного средства. Наружная поверхность защитной панели содержит композитный материал. Деформирующиеся детали взаимодействуют с несколькими стрингерами, установленными на рамах. Степень деформации деформирующихся деталей адаптирована к коэффициенту удлинения при разрыве наружной поверхности, чтобы несколько упомянутых деформирующихся деталей деформировались до разрыва наружной поверхности. Достигается снижение веса защитной панели и повышение ее стойкости к ударам при выбросах от шины по лоточной панели. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Аэродинамическое тело, которое посредством регулирующего устройства выполнено с возможностью регулировки относительно основного крыла летательного аппарата. В связи с его регулировкой на боковом конце (E1, E2) образуется изменяемая щель (G) между аэродинамическим телом и другим аэродинамическим телом или деталью фюзеляжа или основным крылом. Устройство (1) перекрытия щели с деталью (20) обшивки, которая простирается вдоль щели (G) и перекрывает внешнюю обшивку аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха на его торце таким образом, что деталь (20) обшивки является телескопически перемещаемой относительно этого аэродинамического тела в направлении (SW1, SW2) размаха. Первый вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и множеством расположенных рядом друг с другом поперек направления (S1) глубины крыла аэродинамических тел (A1, А2). Второй вариант крыла для летательного аппарата с основным крылом и регулируемым относительно него посредством регулирующего устройства и расположенным поперек направления (S1) глубины крыла вблизи детали фюзеляжа или основного крыла аэродинамическим телом (A1, A2). Группа изобретений направлена на повышение аэродинамической эффективности за счет уплотнения щели между конструктивными деталями. 3 н. и 18 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к заборнику воздуха для воздушного судна. Заборник содержит заборник (20) набегающего потока воздуха, имеющий отверстие (36) для впуска набегающего потока воздуха, впускное отверстие (26) вторичного воздуха, выполненную с возможностью перемещения створку (30), впускной канал (28) вторичного воздуха, воздуховод (38) и стопорный клапан (40), который установлен во впускном канале (28) вторичного воздуха. Створка (30) выполнена с возможностью перемещения в первое положение и во второе положение, при этом створка (30) закрывает впускное отверстие (26) вторичного воздуха в своем первом положении, а во втором положении частично открывает впускное отверстие (26) вторичного воздуха и в некоторых зонах заходит в воздушный поток, направленный к отверстию (36) заборника. Впускной канал (28) вторичного воздуха и канал (22) заборника набегающего потока воздуха выполнены с возможностью соединения с воздуховодом (38). Технический результат заключается в оптимизации работы заборника для фаз полета на крейсерском режиме. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Конструкция околозвукового и сверхзвукового крыла с ламинарным обтеканием летательного аппарата включает гибридный плоский разрезной закрылок, связанный с крылом и содержащий плоский закрылок, отклоняемый вниз под первым углом, и разрезной закрылок, отклоняемый вниз под вторым углом, который превышает первый угол. Конструкция может включать наплыв, тянущийся впереди внутренней протяженности крыла, скошенную законцовку крыла, обратный зализ на сопряжении наплыва или фюзеляжа с передней кромкой крыла, внутренний предкрылок, тянущийся приблизительно на 15% от размаха консоли крыла, и гибридный плоский разрезной закрылок, расположенный на задней кромке крыла. Изобретение направлено на уменьшение положительного градиента давления на задней кромке верхней поверхности закрылка. 16 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к композитным материалам, применяемым в самолетостроении, и касается усиленной накладки из композитного материала и способа усиления накладки, предназначенной для крепления к верхней поверхности крыла летательного аппарата. Содержит сердцевину из композитного материала и по меньшей мере один стеклянный слой, покрывающий по меньшей мере одну внутреннюю сторону сердцевины, и по меньшей мере один верхний стеклянный слой, покрывающий внешнюю сторону сердцевины, стеклянные слои полностью покрывают внешнюю поверхность сердцевины. Способ включает следующие стадии: располагают первый нижний стеклянный слой в форме таким образом, что он покрывает дно формы, а выступающие края нижнего стеклянного слоя выступают с одной и другой стороны боковых стенок упомянутой формы; размещают накладку в форме, при этом внешнюю сторону сердцевины покрывают сначала или позже по меньшей мере одним верхним стеклянным слоем; отгибают края первого нижнего стеклянного слоя на накладку таким образом, что стеклянный слой прилегает к внешнему контуру накладки; закрывают форму крышкой; обжигают накладку, размещенную в форме, в сушильной камере для полимеризации стеклянного слоя; извлекают накладку, покрытую стеклянным слоем. Изобретение позволяет увеличить устойчивость накладки, которая используется в качестве переходной накладки на уровне крыла с фюзеляжем летательного аппарата. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к снижению аэродинамического шума, создаваемого убирающимся шасси летательного аппарата при взлете и посадке. Устройство шасси летательного аппарата, выпущенного в фазе приземления и/или взлета, содержит две концевые крышки и стяжку. Две концевые крышки предназначены для закрывания соответственно каждого конца полой оси шасси, такой как шарнирная ось двух тяг шасси. Стяжка выполнена с возможностью захождения в полую ось и соединения двух концевых крышек между собой, чтобы удерживать их прижатыми к концам этой оси. Достигается снижение шума, производимого шасси летательного аппарата в фазе приземления и взлета. 8 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников сверхзвуковых пассажирских самолетов. В первом варианте исполнения летательный аппарат (ЛА) содержит крыло, фюзеляж, по меньшей мере, один воздушно-реактивный двигатель (ВРД), расположенный в хвостовой части фюзеляжа. Воздухозаборник указанного ВРД имеет два канала, один из которых расположен с верхней стороны, а другой с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Во втором варианте ЛА содержит два ВРД, расположенных в хвостовой части фюзеляжа один над другим в плоскости симметрии ЛА. Воздухозаборник верхнего ВРД расположен с верхней стороны носовой части фюзеляжа, а воздухозаборник нижнего ВРД расположен с нижней стороны носовой части фюзеляжа. Функцию генератора скачков уплотнения в вышеуказанных сверхзвуковых воздухозаборниках выполняет носовая часть фюзеляжа, выполненная в виде горизонтального многоступенчатого клина. В третьем варианте выполнения ЛА содержит, но меньшей мере, один ВРД, размещенный в мотогондоле, расположенной с нижней стороны крыла. Фюзеляж ЛА прикреплен к крылу посредством указанной мотогондолы. ВРД имеют воздухозаборники, в которых в качестве генераторов скачков уплотнения использован общий вертикальный клин. Достигается возможность создания сверхзвуковых административных самолетов. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к направляющим устройствам вращения, предназначенным для установки между неподвижной и подвижной частями оборудования, в частности гондолы воздушного судна, подверженного сильным изменениям температуры и давления. Устройство вращения содержит неподвижную опору (11) и подвижную опору (12), выполненную с возможностью вращения вокруг неподвижной опоры (11) вокруг оси (140) вращения, и средство сопряжения между неподвижной (11) и подвижной (12) опорами, которое содержит подшипник, выполненный с возможностью направления опоры (11) при ее вращении вокруг опоры (12), гибкое динамическое уплотнение (1), выполненное с возможностью обеспечения герметичного уплотнения между опорами (11, 12), установленное между фрикционной дорожкой (4), прикрепленной к одной из опор (12 или 11), и механической конструкцией, прикрепленной к другой опоре (11 или 12). Герметичное уплотнение включает в себя металлическую пружину (5), выполненную с возможностью обеспечения контактного усилия уплотнения между дорожкой (4) и механической конструкцией. Уплотнение (1) установлено параллельно оси (140) так, что контактное усилие прикладывается параллельно оси (140). Опора (11) содержит прокладки (19), а уплотнение (1) содержит удлиненные элементы (14), распределенные по уплотнению (1) и предназначенные для вмещения прокладок (19) для обеспечения звездообразного направления уплотнения. Технический результат: создание направляющего устройства вращения, которое обеспечивает улучшенные характеристики, в частности за счет статического герметичного уплотнения между механическими элементами, прикрепленными друг к другу, и динамического герметичного уплотнения по фрикционной части. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к применению содержащих наполнители полиуретановых лаков в качестве стойкого к истиранию покрытия и касается видимой зоны истирания механически трущихся при работе друг с другом конструктивных частей самолета, в частности, в зоне посадочных закрылков самолета при контакте со спойлерами. Посадочный закрылок самолета в зоне контакта со спойлерами покрыт стойким к истиранию и пожелтению покрытием. Покрытие состоит из затвердевшего лака, содержащего полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, и заделанные в полиуретановую матрицу повышающие стойкость к истиранию наполнители. Наполнители выбраны из группы наполнителей с твердостью по шкале Мооса, по меньшей мере, 7 и величиной зерна 0,1 мкм <d₅₀<30 мкм и смесей таких наполнителей с наполнителями, твердость которых по шкале Мооса максимально 2 и величиной зерна 3 мкм <d ₅₀<50 мкм. Твердые наполнители являются керамическими наполнителями, мягкие наполнители - пластмассовыми наполнителями. Применение лака, содержащего полиуретановую матрицу на основе алифатических компонентов, и заделанные в полиуретановую матрицу, повышающие стойкость к истиранию наполнители, в качестве стойкого к истиранию и пожелтению покрытия посадочных закрылков (2, 2') самолета в зоне контакта со спойлерами (4), также пригодно и для зоны истирания грузовых дверей, или зоны истирания других механически трущихся друг с другом при работе конструктивных частей самолета. Достигается стойкость к истиранию посадочных закрылков в механическом и оптическом отношении. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в конструкциях обтекателей антенн. Кессон обтекателя антенн самолета содержит два лонжерона и соединяющие их между собой нервюры рамной конструкции. Лонжероны и нервюры выполнены в виде многоконтурных рам. Нервюры соединены с лонжеронами по рамным стойкам лонжеронов. Достигается повышение технологических и эксплуатационных качеств обтекателя антенны самолета за счет расширения полезного объема в кессоне обтекателя. 4 ил.

Изобретение относится к элементу конструкции, способному выдерживать повышенные температуры, в частности к заднему шпангоуту гондолы летательного аппарата. Задний шпангоут воздухозаборника гондолы летательного аппарата содержит часть, окружающую отверстие, предусмотренное для прохода системы для устранения обледенения из композитного материала на базе геополимерной смолы, усиленной волокнами, и другую металлическую часть. Достигается уменьшение веса конструкции. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит продольный фюзеляж, два боковых крыла, симметрично присоединенных с одной и другой стороны фюзеляжа, и гондолу реактивного двигателя, закрепленную на каждом боковом крыле при помощи пилона (18) крепления реактивного двигателя. На каждом из пилонов крепления реактивного двигателя выполняют профилированный несущий корпус (20; 30) таким образом, чтобы создавать результирующую движущую силу под действием косого воздушного потока. Корпус (20; 30) проходит, начиная от конца (20а; 30а), закрепленного на пилоне (18) крепления реактивного двигателя, и удаляясь от этого конца в направлении удлинения, имеющего наклон в 30° по отношению к верхней поверхности рассматриваемого бокового крыла. Изобретение направлено на уменьшение лобового сопротивления. 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат (10) содержит фюзеляж (12), два крыла (14, 16), к которым крепятся мотогондолы, каждая из которых сбоку посредством центрального обтекателя (18, 20) крепится к фюзеляжу, с одной и другой его стороны. Центральный обтекатель содержит две расположенные напротив друг друга поверхности, которые соединены, соответственно, с верхней поверхностью и нижней поверхностью крыла и которые имеют продольное, вдоль фюзеляжа, расположение. Одна из двух поверхностей содержит локальную деформацию геометрии формы, которая выполнена для образования аэродинамических боковых возмущений воздушного потока от центрального обтекателя к крылу с возможностью регулирования потока воздуха по крылу. 13 з.п. ф-лы, 21 ил.

Изобретения относятся к области авиастроения, более конкретно - крылу самолета со стойкой крепления двигателя и самолету, снабженному таким крылом. Крыло самолета имеет концевую (2b) и корневую (2а) части с расположенной под крылом стойкой (4) крепления двигателя. При этом передняя зона (8) стойки крепления выдается вперед относительно передней кромки (10) крыла (2). В передней зоне (8) на стойке крепления (4) выполнен боковой выступ (12), выступающий в направлении корневой части (2а) крыла (2) и ограничивающий боковой канал (14) воздушного потока. Задний конец (12а) выступа контактирует с передней кромкой (10) крыла, а величина (Ls) указанного бокового выступа (12) в направлении к корневой части (2а) крыла возрастает по мере продвижения от его переднего конца (12b) к его заднему концу (12а). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств самолета. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к удерживающим устройствам, применяемым, в частности, для удерживания и направления электрических магистралей вдоль опоры траверсы или на элементе каркаса в летательном аппарате. Устройство содержит огнестойкий сердечник для соединения с несущим элементом, размещенный в неогнестойкой оболочке, и огнестойкое устройство. Данное устройство имеет предварительное натяжение и встроено в неогнестойкую оболочку. При этом оно имеет возможность перехода в состояние без натяжения при расплавлении под действием огня неогнестойкой оболочки. При этом обеспечивается надежное удерживание конструктивного элемента между несущим элементом и огнестойким устройством, находящимся в состоянии без натяжения. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиации, более конкретно к шасси летательного аппарата со средством уменьшения шума и летательному аппарату, снабженному таким шасси. Шасси летательного аппарата содержит средство (2, 3) уменьшения шума, связанное с составным элементом (4) упомянутого шасси (1). Средство уменьшения шума (2, 3) содержит одну отдельную сеть (5, 6), которая содержит геометрические ячейки (7). При этом сеть размещена у составного элемента (4) таким образом, что одна из ее частей (8, 9) является по существу ортогональной к воздушному потоку (Е) в конечном положении упомянутого составного элемента (4), когда шасси (1) находится в выпущенном положении. Технический результат заключается в уменьшении уровня шума, создаваемого при воздействии воздушного потока на шасси. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к наружным частям летательного аппарата. Стенка (10) вертикальной переборки для нижнего обтекателя летательного аппарата содержит множество вертикальных панелей (11, 12, 12', 13, 13'), каждая из которых соединена со смежной панелью вертикальным стержнем (14, 15, 16). Внешняя панель (13, 13') установлена неподвижно на соответствующем вертикальном стержне (14, 16). Верхний конец вертикального стержня снабжен средством крепления с возможностью поперечного поворота, предназначенного для крепления к конструкции (8) летательного аппарата. Средство крепления с возможностью поперечного поворота выполнено с возможностью обеспечения перемещения (Dy) конструкции летательного аппарата относительно неподвижной стенки переборки. Промежуточная панель (12, 12') установлена плавающей на соответствующем вертикальном стержне (15, 16) таким образом, чтобы иметь возможность параллельного и перпендикулярного отклонения относительно смежных панелей. Летательный аппарат характеризуется использованием обтекателя с упомянутой стенкой. Группа изобретений направлена на сохранение аэродинамической формы. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к технике моделирования физических процессов и природных явлений. Оно позволяет воспроизводить в малом масштабе уже случившиеся и возможные катастрофы при падении метеоритов, разрушающихся в атмосфере Земли. Способ состоит в том, что модель объекта помещают в резервуар, который наполняют водой. Затем берут сосуд с гибкими стенками и сужающейся горловиной, заполняют его до краев подкрашенной водой, а отверстие закрывают. Опускают сосуд в воду горловиной вниз, ориентируют сосуд горловиной в сторону модели объекта, отверстие открывают и нажимают на стенки сосуда. В результате в воде образуется кольцевой вихрь, видимый благодаря подкрашиванию воды в сосуде. Этот вихрь моделирует трансформированный аэродинамический след от метеорита. Воздействие данного кольцевого вихря на модель объекта (в том числе, на модели самолетов, помещенные в воду резервуара) фиксируют видеосъемкой. Технический результат изобретения состоит в возможности наглядно оценить возможный ущерб от катастроф, вызванных метеоритами, и определить возможные средства защиты, в т.ч. - для авиации, вероятность встречи с метеоритами для которой выше, чем для объектов на Земле. 1 ил.

Изобретение относиться к авиационной технике. Самолет содержит фюзеляж, крыло, вертикальное и горизонтальное оперения, силовую установку, системы и оборудование. Фюзеляж самолета имеет переменную форму, образованную дугами окружностей, которые в верхней, нижней и боковых частях плавно переходят в сечения крыла, образуя с ним интегральную конструкцию. Сечение в носовой части фюзеляжа выполнено в виде круга, диаметр которого соответствует диаметру узкофюзеляжного самолета, сечение в центральной части выполнено в виде овала с горизонтальным расположением большой оси и отношением высоты и ширины овала 1:3, интегрально включенного в конструкцию крыла. Хвостовая часть фюзеляжа, на которой закреплены вертикальное и горизонтальное оперения, образована как интегральная конструкция с круглым сечением и плоскими наплывами, плавно переходящими в овал. Изобретение направлено на увеличение аэродинамического качества. 7 ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике. Летательный аппарат включает фюзеляж, крыло с центропланом, хвостовое оперение, силовую установку с топливным баком и бортовые системы. Фюзеляж и крыло выполнены в виде набора отдельных заменяемых модулей аналогичного функционального назначения. Корпус каждого модуля выполнен в виде набора силовых элементов и обшивки. Каждый модуль имеет одинаковые стыковочные узлы. Изобретение направлено на расширение функциональных возможностей. 5 ил.

Изобретение относится к области авиации. Лопасть характеризуется тем, что передняя и задняя кромки плоскости образованы пересечением двух парабол или трех парабол, касающихся окружности под острым углом на передней и задней кромках, сопряженных на задней и передней кромке с полуокружностями. Предусмотрена стабилизирующая плоскость, которая представляет собой сегмент с начальной величиной на конце пера, плавно уменьшающийся до нуля на 1/3 длины от начала лопасти. Передняя и задняя острые кромки закруглены. Технический результат - увеличение подъемной силы. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов для транспортировки грузов, а также к оборудованию пассажирских кабин самолетов, и может быть использовано для транспортировки грузов в транспортных средствах для размещения личных вещей пассажиров внутри самолета, а также для отделения классов в пассажирской кабине. Элемент размещен вдоль пассажирской кабины самолета над пассажирскими креслами, содержит ограничительные ребра и опорные пластины. Элемент имеет три полости, причем поперечный разрез элемента включает один разомкнутый и два замкнутых контура, ограничивающие указанные полости. Разомкнутый контур повторяет форму соответствующего контура багажной полки самолета для охвата элементом днища полки с двух сторон посредством опорных пластин с последующим прикреплением к полке крепежными элементами. Одна из полостей элемента предназначена для размещения в ней после удаления перемычки вертикальных и горизонтальных элементов крепления перегородки салона пассажирского отделения, устанавливаемых с возможностью передвижения в ней по опорным пластинам. Элемент включает в себя опорную пластину, предназначенную для размещения на ней зажимного элемента с нанесенной на нем информацией, устанавливаемого с возможностью перемещения по этой опорной пластине, а также опорную пластину, создающую препятствие против сползания багажа с полки. Изобретение позволяет упростить конструкцию, поскольку элемент изготовлен в виде единого универсального элемента, снизить стоимость и продолжительность процесса изготовления устройства. 2 ил.