Размещение и крепление силовых установок на летательном аппарате, летательные аппараты, отличающиеся по типу или размещению силовых установок: ...расположенными внутри фюзеляжа или прикрепленными к нему – B64D 27/20

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к самолету, который (1) содержит фюзеляж (2) удлиненной формы вдоль продольной оси Х самолета и, по меньшей мере, одно крыло (3), закрепленное на фюзеляже между передним концом и задним концом (25) фюзеляжа. Фюзеляж (2) содержит по существу цилиндрическую центральную часть (21) и заднюю изменяющуюся часть (23), на которой закреплены вертикальное оперение (4) и задняя силовая установка (50). Между сечением (231) сопряжения задней части (23) с центральной частью (21) фюзеляжа и задним концом (25), максимальная ширина каждого сечения фюзеляжа является постоянной или увеличивается назад до максимальной ширины L фюзеляжа, высота каждого сечения фюзеляжа уменьшается назад таким образом, что задний конец (25) фюзеляжа образует заднюю кромку небольшой толщины, по существу горизонтальную в системе координат самолета и по существу прямолинейную. Реактивный двигатель (51) силовой установки установлен в фюзеляже в так называемой полувстроенной конфигурации. Технический результат заключается в упрощении монтажа двигателя самолета. 9 з.п. ф-лы, 16 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам. Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с двумя воздухозаборниками и мотогондолой, расположенной за углублением, которое ограничено расположенными последовательно друг за другом первой и второй парами плоских площадок. Плоские площадки каждой из пар развернуты друг относительно друга на тупые углы, ребра которых пропущены вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 4 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации. Стартовый ускоритель самолета представляет баллон с краном, наполненный водой и сжатым воздухом. Изобретение направлено на регулирование вектора тяги по направлению и тангажу. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит крыло, сопряженное с фюзеляжем, носовая и центральная части которого выполнены с округлой формой поперечного сечения, а хвостовая часть снабжена силовой установкой с мотогондолой и двумя воздухозаборниками, расположенными за углублением, которое ограничено первой площадкой, выполненной плоской, и парой вторых площадок, размещенных между первой площадкой и воздухозаборниками силовой установки. Вторые площадки соединены под углом друг с другом вдоль ребра, пропущенного вблизи плоскости симметрии летательного аппарата. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока, подаваемого в воздухозаборники. 10 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к административным сверхзвуковым самолетам.

Летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовая часть которого снабжена двумя плоскими площадками, размещенными последовательно друг за другом перед воздухозаборниками силовой установки и развернутыми друг относительно друга на тупой угол. Плоские площадки хвостовой части фюзеляжа соединены с обшивкой под углом друг к другу без плавного перехода. Ширина второй плоской площадки перед воздухозаборниками силовой установки выбрана превышающей ширину среза воздухозаборников. Вторая плоская площадка продлена по обе стороны внешних боковых стенок мотогондолы за срез воздухозаборников. Изобретение направлено на уменьшение неравномерности сверхзвукового потока в воздухозаборниках. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, встроенный в хвостовую часть фюзеляжа, прикрепленные снизу к фюзеляжу треугольной формы крылья, имеющие элементы отклонения воздушных потоков, обтекающих верхние и нижние аэродинамические поверхности, хвостовое оперение и шасси. В фюзеляже выполнены воздухоприемные отверстия всасывания воздушного потока в двигатель, позволяющие создавать зоны повышенного разряжения воздушного потока верхних аэродинамических поверхностей крыльев. Изобретение направлено на увеличение подъемной силы крыльев. 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха. Конструктивно-силовая схема фюзеляжа включает поперечные и продольные силовые элементы, представленные соответственно фюзеляжными шпангоутами (17-25) и продольными стенками (26-29). Набор продольных стенок (26-29) проходит через всю среднюю (3) и хвостовую (5) части фюзеляжа. Центроплан (12) организован в плоскости максимальных строительных высот крыла и образован шпангоутами (17-25). В нижней части фюзеляжа выполнены крупногабаритные продольные вырезы для грузовых отсеков (10) и (14). Конструктивно-силовая схема вырезов включает продольные стенки 26, соединенные со шпангоутами центроплана (12). Изобретение направлено на перераспределение возникающих в силовых элементах напряжений от внешних нагрузок за счет рационального расположения силовых элементов каркаса планера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Вариант каждого безаэродромного самолета состоит из фюзеляжа, турбовинтового двигателя, несущих плоскостей. Первый вариант снабжен установленными на боковых сторонах фюзеляжа несущими устройствами, состоящими из корневой части самолетного поперечного крыла с вентилятором двигателя перед передней кромкой на носовой части фюзеляжа и расположенных за ним несущими плоскостями, рядом несущих плоскостей на верхней или нижней стороне, расположенными по длине фюзеляжа. Второй вариант снабжен верхней и нижней парами консольных прямолинейных несущих плоскостей с промежутком между парами для газовоздушного потока из сопел двигателей. Турбовинтовентиляторный двигатель выполнен с профилированной конфузорными и диффузорными участками внутренней поверхностью обечайки винтовентилятора. Варианты крыла характеризуются наличием несущей части корневой поперечного крыла и несущими плоскостями фрагментных крыльев. Способы характеризуются использованием самолета и двигателя. Группа изобретений направлена на улучшение безопасности эксплуатации и снижение затрат. 7 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к многорежимным самолетам. Самолет интегральной аэродинамической компоновки содержит фюзеляж (1) с наплывом (2), крыло, консоли (3) которого плавно сопряжены с фюзеляжем (1), цельноповоротное горизонтальное оперение (4), цельноповоротное вертикальное оперение (5). Средняя часть фюзеляжа выполнена уплощенной и образована в продольном отношении набором аэродинамических профилей. Двигатели расположены в мотогондолах (6), разнесенных друг от друга по горизонтали, а оси двигателей ориентированы под острым углом к плоскости симметрии самолета по направлению полета. Наплыв (2) включает управляемые поворотные части (8). Изобретение направлено на уменьшение радиолокационной заметности, увеличение маневренности на больших углах атаки и аэродинамического качества на сверхзвуковых. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Устройство с резиновым движителем для полетов в воздушном пространстве состоит из каркаса, корпуса (1), двигателя внутреннего сгорания (9), резинового движителя (2), включающего толкающую поверхность, выполненную в виде диска (6), спирального активатора (5), имеющего шкив (15), приводимый во вращение с помощью цепи Галя (16), рабочей пружины (20), предназначенной для сжатия и освобождения посредством спирального активатора (5) резинового движителя, действуя штоком (10) на его растяжение для поступления воздуха в образовавшийся под ним и нижним диском (6) объем. При сжатии резинового движителя (2) и освобождения пружины (20) от сжатия происходит резкое выбрасывание воздуха вниз с образованием реактивной силы. Предусмотрены гнущиеся тяги (12) для соединения нижнего диска (6) с верхним диском (8) для сохранения формы устройства в момент действия пружины (20) при ее сжатии, а также при действии реактивной силы на нижний диск (6) снизу при резком выбрасывании воздуха вниз при сжатии резинового движителя (2) и освобождения от давления пружины (20) одновременно. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к турбореактивному двигателю самолета и способу его установки. Турбореактивный двигатель (1) для летательного аппарата содержит киль (7), причем киль закреплен на силовой конструкции (11) турбореактивного двигателя, с которым он образует цельный узел. Способ установки турбореактивного двигателя заключается в том, что на конструкции (11) турбореактивного двигателя крепят киль (7), образуя цельный узел (7, 1), затем цельный узел устанавливают и крепят на задней части (2) фюзеляжа. Технический результат заключается в уменьшении веса крепления двигателя, облегчении монтажа двигателя и киля. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к воздушному судну с низким уровнем шума, в частности - при взлете и посадке. Воздушное судно содержит фюзеляж, два крыла, вертикальное хвостовое оперение, состоящее, по меньшей мере, из двух килей, и расположенный в задней части фюзеляжа, по меньшей мере, один газотурбинный двигатель. Хвостовое оперение образует с задней частью фюзеляжа канал. Вырабатываемые газотурбинным двигателем потоки газа входят в канал. Основная опора шасси воздушного судна расположена полностью внизу фюзеляжа. Крылья с прямой стреловидностью имеют угол ( ) стреловидности не более 10° и относительное удлинение не менее 10 и расположены латерально по отношению к фюзеляжу, и не несут на себе двигателей. Достигается снижение шума при взлете и посадке воздушного судна. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к беспилотным летательным аппаратам с реактивными двигателями. Беспилотный летательный аппарат содержит маршевый двигатель, расположенный снаружи фюзеляжа на подвеске, а также содержит разгонный двигатель, расположенный снаружи фюзеляжа на подвеске за маршевым двигателем по направлению полета. Технический результат направлен на улучшение летно-технических характеристик беспилотного летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к гиперзвуковым самолетам. Самолет содержит фюзеляж, носовую коническую часть, крылья, стабилизаторы, топливные баки, ракетную двигательную установку и трубопроводы подвода компонентов топлива к ней. Ракетная двигательная установка установлена в задней части фюзеляжа и содержит турбонасосный агрегат, две камеры сгорания и плоское центральное тело между ними. Ракетная двигательная установка самолета содержит турбонасосный агрегат с установленными на валу крыльчатками окислителя и горючего, турбиной, пусковой турбиной и соосно установленным газогенератором и камеры сгорания. Применены две камеры сгорания, а между ними установлено плоское центральное тело. Достигается уменьшение времени разгона. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Силовая установка летательного аппарата с маршевыми ТРДД, расположенными в хвостовой части фюзеляжа, имеет в хвостовой части дополнительный выносной винтовентилятор, соединенный с маршевыми ТРДД механической иди газодинамической трансмиссией. Диаметр выносного винтовентилятора не превышает толщины пограничного слоя в месте его установки. Изобретение направлено на повышение коэффициента полезного действия. 3 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к вспомогательным средствам крепления силовых установок на летательном аппарате. Турбореактивный двигатель (трд) предназначен для установки сверху хвостовой части фюзеляжа (1) летательного аппарата посредством крепежной подвески ((28, 128), (28', 128')) и содержит вентилятор (11), переднюю часть (12) корпуса, заднюю часть (18) корпуса, вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25), расположенные по внешней стороне передней части (12) корпуса, которая содержит точки ((31, 32, 33), (31', 32' 33')) крепления крепежной подвески (28, 28'). Точки крепления расположены так, чтобы обеспечить крепление трд (10) одинаково на любой из сторон фюзеляжа (1) летательного аппарата. Вспомогательные устройства (22, 23, 24, 25) расположены таким образом, что они доступны снаружи фюзеляжа (1) независимо от стороны, на которой установлен трд. Изобретения направлены на снижение издержек производства. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к многомоторному самолету и способу снижения шума, создаваемого самолетом. Способ снижения шума, создаваемого самолетом, оборудованным двумя двигателями, установленными на крыльях симметрично по отношению к вертикальной продольной плоскости симметрии фюзеляжа упомянутого самолета, заключается в том, что заднюю часть упомянутого фюзеляжа оборудуют хвостовыми частями, образующими канал, симметричный по отношению к упомянутой продольной плоскости фюзеляжа. При этом на верхнюю часть задней части упомянутого фюзеляжа устанавливают третий двигатель. Этот третий двигатель расположен своей осью в плоскости симметрии упомянутого канала, соответствующей упомянутой вертикальной продольной плоскости симметрии, приподнят относительно упомянутой верхней части задней части фюзеляжа и расположен перед упомянутыми хвостовыми частями. При этом его выход находится на входе упомянутого канала, образованного упомянутыми хвостовыми частями. Упомянутый третий двигатель отличается от двигателей, установленных на крыльях, или идентичен им. Изобретение направлено на снижение шума, создаваемого двигателями самолета. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной промышленности. Самолет содержит фюзеляж с пассажирскими салонами и турбореактивный двигатель (4). Самолет снабжен поточно-принудительным воздушно-реактивным двигателем. Фюзеляж выполнен в виде прямоугольной трубы, на верхней и нижней плоскостях которой установлены пассажирские салоны (1). В хвостовой части прямоугольной трубы установлен турбореактивный двигатель, к которому присоединен поточно-принудительный воздушно-реактивный двигатель. Изобретение направлено на снижение лобового сопротивления. 9 ил.

Изобретение относится к самолетам с вертикальными взлетом и посадкой. Самолет с вертикальными взлетом и посадкой включает фюзеляж (1), на котором закреплено крыло (7) и размещен турбореактивный двухконтурный двигатель (15). Закомпрессорное внутреннее пространство двигателя, ограниченное корпусом компрессора, разделено внешней стенкой камеры сгорания на два отдельных, внешнее и внутреннее, кольцевых пространства. По бокам фюзеляжа закреплены два дугообразных в поперечной плоскости самолета крыла (5, 6), которые выпуклой стороной обращены вверх, а вогнутой стороной - вниз. В нижней части фюзеляжа размещен прямоточный реактивный двигатель (22) с боковыми выпускными каналами (25, 26), причем продольные оси каналов направлены по касательной к вогнутой поверхности крыльев, выпускные каналы снабжены клапанами-заслонками с возможностью регулируемого открытия или полного закрытия выпускных каналов. Изобретение уменьшает расход горючего при вертикальном взлете или посадке самолета. 4 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет включает фюзеляж, на котором закреплено крыло из двух половин и в котором закреплен турбореактивный двигатель. В крыле самолета размещен плоский газонаправляющий аппарат, внутреннее пространство которого, в плоскости крыла, разделено перегородками на два отдельных дугообразных канала. Входные концы каналов, расположенные ближе к оси фюзеляжа самолета - соединены с турбинной частью двигателя, а выпускные концы каналов, расположенные дальше от оси самолета - размещены вдоль крыла и сообщаются с атмосферой. В фюзеляже закреплен дополнительный двигатель. Турбинная часть каждого двигателя, установленного с левой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в правой половине крыла, а турбинная часть каждого двигателя, установленного с правой боковой стороны фюзеляжа, соединена с впускными концами каналов, размещенных в левой половине крыла. Каналы правой и левой половин крыла пересекаются внутри фюзеляжа и проходят на разных уровнях, относительно плоскости крыла. Изобретение направлено на повышение общего КПД самолета. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, имеющий стабилизаторы, два реактивных двигателя для создания силы тяги, две аэроманевровые трубы с заборниками воздуха, в каждой из которых размещен ротор с лопатками для засасывания воздуха, рули высоты, поперечного управления и направления, турбины, предназначенные для выработки электроэнергии. Предусмотрены источник автономного питания электрическим током, электропусковое средство с регулирующими электропусковыми реостатами. Имеются две термодинамические трубы, каждая из которых имеет воздушные коллекторные электротены в термокомпрессорной камере, пневмонасос, который имеет поршень, соединенный передачей, имеющей муфту сцепления и вращающийся червячный винт, с валом управляемого реверсивного асинхронного электродвигателя. Оба реактивных двигателя размещены в хвостовой части упомянутого фюзеляжа. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации и предназначено для выполнения фигур высшего пилотажа. Самолет содержит первый двигатель 18, расположенный в носовой части 14 фюзеляжа 12, и второй двигатель 22, расположенный в хвостовой части 16 фюзеляжа 12. Составляющие силы тяги, развиваемой как первым, так и вторым двигателями, направлены соосно друг другу вдоль продольной оси 70 фюзеляжа, проходящей через центр тяжести самолета. Оба двигателя 18 и 22 могут каждый в отдельности развивать достаточно высокую мощность для того, чтобы самолет имел возможность на одном двигателе совершить взлет, выдерживать соответствующую высоту своего полета и/или совершить посадку. Технический результат - повышение маневренности. 15 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет содержит фюзеляж, крыло, основную силовую установку с двумя турбореактивными двигателями 1, вспомогательную силовую установку 2, оперение и боковые воздухозаборники. Силовая установка 2 выполнена с двумя сверхзвуковыми турбореактивными двигателями 1, которые размещены в расширенной хвостовой части фюзеляжа с возможностью расположения между ними корневой части оперения. Вспомогательная силовая установка 2 размещена внизу средней части фюзеляжа за кабиной экипажа. Входные отверстия воздухозаборников расположены под крылом и ограничены в нижних частях фюзеляжем. В крыле в верхней части воздухозаборников выполнены управляемые щелевые жалюзи подпитки воздухом. Между верхней кромкой воздухозаборников и нижней поверхностью крыла выполнены щели слива пограничного слоя. Технический результат - обеспечение эффективного использования легкого сверхзвукового многоцелевого самолета. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для проектирования дозвуковых самолетов с тремя двигателями. Самолет содержит силовую установку, включающую по меньшей мере один центральный двигатель, установленный внутри фюзеляжа, и два боковых двигателя, которые установлены снаружи фюзеляжа. Воздухозаборник центрального двигателя и воздухозаборники боковых двигателей установлены в разных плоскостях. Расстояние между плоскостями входа в воздухозаборники составляет не менее одного калибра входа в воздухозаборник центрального двигателя, который размещен впереди воздухозаборников боковых двигателей. Технический результат – увеличение аэродинамического качества. 4 ил.