Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате, летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок: ...расположенными внутри крыльев или прикрепленными к ним – B64D 27/18

Дозвуковой пассажирский самолет содержит низко расположенное механизированное стреловидное крыло с удлинением 11,5. Стреловидность крыла по линии четверти хорд выполнена в диапазоне от =25° до =30°. Установочные углы стапельной крутки сверхкритических опорных профилей крыла выполнены изменяющимися по размаху консоли. Каждая консоль крыла установлена под углом поперечного V. Мотогондолы турбореактивных двигателей на пилонах установлены под консолями крыла. По полету ось правого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположены относительно плоскости симметрии самолета под положительным углом, ось левого турбореактивного двигателя и его мотогондола (14) расположена относительно плоскости симметрии самолета под отрицательным углом. В вертикальной плоскости симметрии обе мотогондолы - под положительным углом. Наружная поверхность фюзеляжа в средней части выполнена овалообразной. Изобретение направлено на улучшение летно-технических характеристик. 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к конструкции узла соединения навесной силовой балки пилона двигателя с кессоном крыла. Узел соединения содержит передний и задний узлы крепления навесной силовой балки к переднему и заднему лонжеронам кессона крыла, между которыми установлена нервюра. Передний узел образован вертикальным шкворнем, проходящим через силовой каркас пилона. Шкворень выполнен с двумя посадочными поверхностями для взаимодействия с ответными посадочными поверхностями верхней и нижней панелей навесной силовой балки и закреплен по двум другим посадочным поверхностям в верхней и нижней проушинах переднего лонжерона. Внутри шкворня установлен стяжной элемент. Задний узел крепления навесной силовой балки расположен в нижней части заднего лонжерона и образован, по крайней мере, одной серьгой, расположенной в вертикальной плоскости и соединенной с задней частью навесной силовой балки и с задним лонжероном кессона крыла. Достигается упрощение конструкции, повышение надежности и увеличение ресурса соединения, а также обеспечение работоспособности соединения при ослаблении сечения. 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к устройству крепления авиационного двигателя. Устройство содержит жесткую конструкцию (10) и средство для крепления двигателя на жесткой конструкции, в котором указанное крепежное средство содержит заднее крепление (8) двигателя и устройство (9) для восприятия тяговых сил. При этом заднее крепление (8) двигателя крепится к жесткой конструкции посредством двух поперечных соединительных элементов. Устройство (9) содержит две соединительные штанги (26а, 26b), механически соединенные с траверсой (28) при помощи механического соединения, соединительный элемент (49), прикрепленный к заднему креплению (8) двигателя и механически соединенный с жесткой конструкцией (10) при помощи упорного штифта (60). В устройстве (9) поперечные соединительные элементы содержат ограничительное средство для ограничения поворота траверсы (28) при поломке соединительной штанги (26а, 26b) и обеспечения передачи тяговых сил к жесткой конструкции (10). Достигается упрощение конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к опорной раме корпуса вентилятора, установленной на пилоне и воздухозаборнике гондолы. Опорная рама (40) закрыта аэродинамическим обтекателем (46) и имеет заднее средство (44а, 44b) подвески, установленное на жесткой конструкции (8) устройства (4) подвески, при этом рама снабжена передним средством (42) подвески, установленным на воздухозаборнике (32) гондолы двигателя. Технический результат заключается в уменьшении габаритов системы крепления авиационного двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке и летательному аппарату. Гондола (1) содержит воздухозаборник (5), расположенный перед турбореактивным двигателем (2), среднюю секцию, внутренний кожух (6а) которой охватывает вентилятор (3) турбореактивного двигателя (2) и заднюю секцию (7), содержащую внешний элемент (7а). Элемент (7а) жестко соединен с задней частью кожуха (6а) вентилятора (3) так, что поддерживает турбореактивный двигатель (2) и имеет средства соединения с пилоном, выполненным с возможностью крепления к неподвижно закрепленному элементу (13) летательного аппарата. Технический результат заключается в оптимизации зазора между лопастями вентилятора и внутренними лопатками турбореактивного двигателя с их соответствующими кожухами. 3 н. и 25 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к силовой установке с подвеской для самолета и задней части гондолы силовой установки. Силовая установка содержит авиационный двухконтурный турбореактивный двигатель и гондолу, закрепленную на промежуточном картере и ограничивающую кольцевое пространство прохождения вторичного потока вокруг турбореактивного двигателя. Гондола содержит заднюю цилиндрическую часть, которая выполнена жесткой, и содержит на своем переднем конце кольцевой фланец крепления на 180° наружной окружности промежуточного картера, при этом цилиндрическая часть, поддерживающая и направляющая задний картер турбореактивного двигателя на заднем конце, содержит также средства крепления элементов подвески двигателя на части (22) самолета. Технический результат заключается в упрощении крепления авиационного двигателя и уменьшении размеров гондолы двигателя. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле для двухконтурного турбореактивного двигателя, силовой установке летательного аппарата и летательному аппарату, содержащему такую силовую остановку. Гондола (1) для двухконтурного турбореактивного двигателя (2) содержит переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую вентилятор (3) турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (7). Задняя секция содержит внутренний элемент (7b), выполняющий функцию кожуха задней части турбореактивного двигателя. Внутренний элемент имеет соединительные средства, предусматривающие возможность крепления гондолы к пилону (12), выполненному с возможностью соединения с неподвижно закрепленным элементом (13) летательного аппарата, по меньшей мере на одной части внутреннего элемента. Технический результат заключается в уменьшении деформации гондолы. 3 н. и 30 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации. Крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку, изогнутую верхнюю и плоскую нижнюю аэродинамические поверхности, прикрепленную к каркасу консоль с двигателем на конце и эжектор с круглыми входным и выходным отверстиями. Эжектор расположен на верхней аэродинамической поверхности, имеющей выемку в форме желоба со стороны входного отверстия эжектора. Консоль расположена вдоль и по низу выемки. Конфузор эжектора выполнен лежащим на верхней аэродинамической поверхности, а диффузор частично лежащим на нижней аэродинамической поверхности, соответственно с частичным или полным расположением под ней выходного отверстия эжектора. Изобретение направлено на повышение подъемной силы и тяги. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, к стойке крепления турбореактивного двигателя летательного аппарата. Стойка (4) оборудована жесткой конструкцией (10), содержащей продольный центральный кессон (22) и два боковых кессона (24а, 24b), неподвижно соединенные с передней частью указанного центрального кессона (22) и расположенные по обе стороны от последнего. Продольный центральный кессон (22) образован двумя боковыми панелями (30), соединенными поперечными нервюрами (23), а каждый боковой кессон (24а, 24b) содержит раму (28а, 28b, 29a, 29b, 46a, 46b). Одна из поперечных нервюр (23), образующих продольный центральный кессон (22), снабжена двумя ребрами жесткости (52а, 52b), выполненными за одно целое с этой нервюрой (23) и выступающими, соответственно, из двух боковых панелей (30) продольного центрального кессона (22) наружу. Ребра жесткости (52а, 52b) скреплены с рамами (28а, 28b, 29a, 29b, 46a, 46b) боковых кессонов (24а, 24b), соответственно. Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата, увеличении мощности турбореактивного двигателя и уменьшении расхода топлива. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно - к устройству для воздушного судна, которое содержит крыло и пилон для подвески. Устройство (1) для воздушного судна содержит крыло (2) и пилон (4) для подвески двигателя (10) под указанным крылом. Также устройство содержит средства (8) крепления жесткой конструкции (6) пилона (4) к крылу (2). При этом средства (8) крепления содержат два передних крепления (29а, 29b), каждый из которых снабжен серьгой (38) и выполнен с возможностью восприятия нагрузки в вертикальном направлении (Z) пилона для подвески. Серьга (38) шарнирно соединена с помощью первого пальца (56) с первой соединительной деталью (50), закрепленной к переднему лонжерону (34), образующему часть крыла (2) и расположенному вдоль направления (32) этого крыла (2), а также шарнирно соединена с помощью второго пальца (46) со второй соединительной деталью (42), прикрепленной к жесткой конструкции (6). Серьги (38) двух передних креплений расположены в одной плоскости (Р), которая параллельна вертикальному направлению пилона. Технический результат заключается в уменьшении габаритов устройства подвески двигателя. 2 н. и 13 з.п. ф-лы., 10 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к устройству крепления двигателя, предназначенному для установки между крылом летательного аппарата и этим двигателем. Устройство крепления (4) двигателя (6), предназначенное для установки между крылом (2) летательного аппарата и указанным двигателем (6), содержит жесткую конструкцию (8) и неподвижно установленную на ней посредством средств крепления переднюю аэродинамическую конструкцию (24). Аэродинамическая конструкция (24) выполнена с возможностью поддержания корпусов вентилятора двигателя и установки между жесткой конструкцией и крылом. Средства крепления содержат по меньшей мере одну соединительную тягу (32) регулируемой длины. При этом один конец которой соединен с жесткой конструкцией (8), а другой конец - с передней аэродинамической конструкцией (24). Технический результат заключается в упрощении конструкции устройства крепления двигателя и в обеспечении возможности более точного позиционирования передней аэродинамической конструкции. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации. Несущее крыло летательного аппарата содержит каркас, обшивку верхней и нижней аэродинамических поверхностей, элементы отклонения воздушного потока, обтекающего верхнюю и нижнюю аэродинамические поверхности, консоль с двигателем и эжектор. Консоль с двигателем и эжектор расположены на конце крыла. Консоль с двигателем является продолжением упомянутого крыла. Изобретение направлено на улучшение аэродинамического качества. 2 ил.

Изобретения относятся к авиационной технике. Крыло содержит обшивку и подкрыльевые пилоны. Обшивка выполнена из плавно сопряженных частей с положительной и отрицательной кривизной срединной поверхности. При переходе от бортового к концевому сечению крыла профили сечений выполнены с изменением угла геометрической крутки сечений, максимальной относительной толщины профилей, угла поперечного V крыла и относительного радиуса носка. Величина угла поперечного V крыла вдоль полуразмаха крыла имеет максимум между бортовым сечением и плоскостью установки двигателя. Подкрыльевой пилон содержит внутреннюю, обращенную к фюзеляжу, и наружную боковые стенки, которые на большей части передней половины пилона выполнены плоскими и размещены симметрично относительно плоскости установки двигателя. Боковые стенки пилона в его хвостовой части отогнуты в сторону фюзеляжа. Максимальное отклонение внутренней боковой стенки от плоскости установки двигателя при переходе от нижних сечений пилона к верхним сечениям уменьшается, а его положение плавно смещается против направления полета. Изобретения направлены на повышение аэродинамических характеристик. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 35 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к способу гашения инерциальной скорости самолета. Гашение инерциальной скорости самолета происходит за счет поворотных реактивных двигателей, которые закреплены на поворотной платформе во внутренней плоскости крыла с возможностью разворота на 180° при посадке самолета. Разворот реактивных двигателей осуществляется пилотом вручную из кабины или по программе, заложенной в память компьютера. Техническим результатом заявленного изобретения является повышение надежности. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к устройствам подвесов двигателей к стреловидному крылу самолета. Подвес двигателя к крылу содержит пилон (5), выполненный в форме удлиненной балки. Верхняя грань пилона соединяется с крылом двумя тягами (10), размещенными в плоскостях боковых граней пилона. Углы завершающей рамы (6) пилона соединяются с крылом шарнирными соединениями с силовыми элементами, размещенными по лицевой стороне лонжерона крыла и нижней обшивке крыла. Силовые элементы, размещенные на наружной стороне лонжерона и нижней обшивке крыла, внутри крыла подкреплены силовыми элементами, оптимальным образом распределяющими усилия от пилона на обшивку и лонжерон крыла. Подвес обеспечивает сохранение работоспособности и эксплуатационных характеристик при условии разрушения одного из элементов, повышение надежности, снижение массы конструкции и удобство компоновки. 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретения относятся к области авиации. В вариантах выполнения самолет может содержать заднюю часть корпуса, интегрированную с треугольным крылом и сужающимся назад фюзеляжем, для обеспечения плавного распределения площади спереди назад. Силовая установка, содержащая двигатель, воздухозаборник и реактивное сопло, может быть интегрирована в заднюю часть корпуса для частично скрытого расположения позади крыла. В одном варианте выполнения вход воздухозаборника может быть расположен под крылом, а выход сопла может быть расположен на или над крылом. S-образный впускной канал может доставлять воздух к установленному сзади интегрированному двигателю. Самолет может содержать установленные сзади рули высоты, установленные на крыле элевоны и установленное спереди переднее оперение для управления тангажом. Конструкция самолета может быть модульной для использования преимуществ общих признаков между околозвуковой и сверхзвуковой структурами. Предложен также способ изготовления самолета. Технический результат - уменьшение лобового сопротивления. 6 н. и 54 з.п. ф-лы, 47 ил.

Изобретение относится к силовым установкам летательного аппарата вспомогательного назначения. Система состоит из консоли несущей поверхности летательного аппарата с устройством локализации перетекания воздушного потока, которое включает проточную гондолу, энергетический контур и воздушно-реактивный двигатель с выходным соплом. Гондола расположена осью по направлению движения несущей поверхности летательного аппарата, входная часть выполнена в виде бокового входного окна, расположенного на нижней части консоли несущей поверхности. Энергетический контур состоит из по меньшей мере одного ветроколеса с по меньшей мере одним генератором электрической энергии, которые расположены внутри проточной гондолы, параллельно входного окна. Упомянутый двигатель размещен в выходной части проточной гондолы. Технический результат - расширение возможностей энергетического обеспечения летательного аппарата и повышение степени безопасности полета. 3 ил.

Изобретение относится к области авиастроения и касается размещения силовых установок на летательном аппарате. Аппарат содержит консоли крыла, силовую установку, включающую набор пульсирующих детонационных двигателей, каждый из которых состоит из детонационной трубы, закрытой с одного конца и имеющей с другой стороны сопло, устройства подачи окислителя и горючего в детонационную трубу, устройства для инициирования детонации. Детонационные трубы искривлены в соответствии с формой передних кромок консолей крыла в плане, установлены внутри крыла, отклонены вниз и выведены за пределы поверхности консолей крыла. Технический результат - уменьшение аэродинамического сопротивления и снижение потребления топлива. 3 з.п.ф-лы. 6 ил.

Изобретение относится к узлам крепления силовых установок самолета. Деталь подвески (1), содержащая концы для удержания шатунов (8) и (9), шарнирно соединенных с турбореактивным двигателем (3), выполнена таким образом, что концы образуют пары проушин (5), разделенных щелью (19), выполненной в части длины детали (1), чтобы остановить распространение усталостных трещин (20). Элементы крепления (11), содержащие колпачковые гайки (13), расположены в расширенных участках (15) проушин (5), выполненных над шатунами (8) и (9), что обеспечивает статическую прочность проушин (5), когда одна из них выходит из строя. Отмечается также уменьшение момента, создаваемого нависающим выступом между элементами крепления (11) и шатунами (8) и (9). Изобретение позволяет обеспечить безопасное рабочее состояние детали подвески (1) даже при появлении усталостных трещин, при этом не возникает необходимости в увеличении ее габаритов, веса и в усложнении ее конструкции. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.