Гондолы, обтекатели, капоты силовых установок двигателей: .крепление гондол, обтекателей, капотов – B64D 29/06

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле (1) турбореактивного двигателя, включающей в себя внешнюю конструкцию, содержащую кольцевую кромку (7), а также капот (9), и неподвижную внутреннюю конструкцию (19), проходящую по линии продолжения воздухозаборника и имеющую участок, снабженный узлом оборудования. Внешняя конструкция выполнена с возможностью перемещения относительно внутренней конструкции между рабочим положением, в котором капот (9) закрывает участок, снабженный узлом оборудования, и положением техобслуживания, в котором капот (9) открывает участок с обеспечением доступа снаружи к этому узлу оборудования. Кроме того, внешняя конструкция снабжена по меньшей мере одной усиливающей балкой (10), установленной с возможностью передачи усилий между кольцевой кромкой (7) и капотом (9), причем балка (10) проходит в радиальной плоскости (P) воздухозаборника от внешней конструкции к внутренней конструкции и содержит направляющие средства (17), выполненные с возможностью взаимодействия с ответными направляющими средствами (22, 23) внутренней конструкции. Направляющие средства (17) балки (10) и ответные направляющие средства (23) внутренней конструкции сдвинуты относительно радиальной плоскости (P), в которой проходит балка (10). Технический результат заключается в увеличении прочности конструкции гондолы и упрощении доступа к узлам оборудования, размещенным внутри гондолы. 9 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к приводной системе, предназначенной для приведения в действие множества исполнительных механизмов (15), обеспечивающих перемещение подвижной панели (13, 17) гондолы (1) летательного аппарата. Приводная система содержит по меньшей мере два двигателя (16) для приведения в действие указанных исполнительных механизмов (15), причем управление и питание указанных двух двигателей (16) осуществляется по меньшей мере двумя отдельными блоками управления (33, 35), причем исполнительные механизмы (15) механически соединены друг с другом посредством механической передачи (37). Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу закрывания подвижного элемента гондолы. Способ закрывания подвижного элемента (1) содержит следующие этапы: посредством силового цилиндра смещают закрываемый подвижный капот по участку длины его хода до приближения капота к области приложения закрывающих усилий, при этом остающееся для прохождения расстояние меньше имеющегося холостого хода силового цилиндра, затем посредством устройства фиксации завершают ход подвижного капота с закрытием при этом капота, причем обеспечивают нахождение силового цилиндра в области холостого хода. Технический результат заключается в упрощении процесса закрытия капота и в снижении веса устройства закрытия капота. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к гондоле (1) турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборную секцию (4), предназначенную для направления воздушного потока к вентилятору турбореактивного двигателя и содержащую по меньшей мере одну продольную наружную панель (40), объединенную с входной кромкой (4а); среднюю секцию (5), охватывающую указанный вентилятор. К средней секции прикреплена воздухозаборная секция (4) таким образом, что обеспечена аэродинамическая целостность, кроме того, воздухозаборная секция содержит внутреннюю панель (41), содержащую звукопоглощающий кожух (53), прикрепленный своим нижним по потоку концом (70) к верхнему по потоку концу (72) средней секции (5), и образующую вместе со средней секцией неподвижную конструкцию гондолы (1) и направляющие средства (15), предназначенные для направления наружной панели или панелей (40) и обеспечивающие возможность прямолинейного перемещения наружной панели (40) в направлении выше по потоку относительно гондолы (1) для открытия воздухозаборной секции (4). Гондола также содержит элементы (90, 100, 110, 120, 130, 140, 150) жесткости, предназначенные для восприятия механических нагрузок, испытываемых направляющими средствами (15) при их деформации, превышающей заданную величину, при открытии воздухозаборной секции. Технический результат заключается в обеспечении ограничения деформации направляющих средств створки гондолы. 13 з.п. ф-лы, 18 ил.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета. Опорная конструкция (14) состоит из первой и второй полуконструкций (22, 22), которые проходят через первое и второе отверстия (18, 18) в фюзеляже соответственно. Первая и вторая полуконструкции соединены друг с другом таким образом, что их можно разобрать во внутреннем пространстве (8) фюзеляжа. Способ сборки хвостовой части самолета включает следующие этапы: сначала устанавливают первую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через первое отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; затем устанавливают вторую полуконструкцию, перемещая ее так, чтобы при прохождении ее через второе отверстие в фюзеляже внутренний конец был направлен вперед по направлению движения; собирают внутренний конец первой полуконструкции с внутренним концом второй полуконструкции. Группа изобретений направлена на облегчение сборки и разборки опорной конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству для центрирования воздухозаборной секции относительно средней секции гондолы. Устройство содержит центрирующий штырь (52), установленный в держателе (54), закрепленном на подвижной секции (4) или на неподвижной секции (5), причем центрирующий штырь (52) имеет центральную ось (56), и приемное отверстие (60), предусмотренное в опорной планке (62), закрепленной на неподвижной секции (5) или на подвижной секции (4), причем указанное приемное отверстие (60) выполнено с возможностью ввода в него центрирующего штыря (52). Центрирующее устройство (50) дополнительно содержит подвижную стыковочную систему (70), выполненную с возможностью совмещения центральной оси (56) центрирующего штыря (52) с центральной осью (72) указанной стыковочной системы (70) или приемного отверстия (60) и обеспечивающую возможность ввода указанного центрирующего штыря (52) в центральное отверстие (71), а также блокирующие средства (80), предназначенные для фиксации указанной стыковочной системы (70). Технический результат заключается в повышении надежности работы центрирующего устройства. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 15 ил.

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник. Воздухозаборник содержит внутреннюю панель (21), которая присоединена к конструкции центрального отсека с помощью крепежных фланцев (4) и образует вместе с ней неподвижную конструкцию гондолы, и наружную панель (20), разъемно прикрепленную к неподвижной конструкции посредством окружной переборки (5), установленной на крепежные фланцы, и включающую в себя губу (2а) воздухозаборника. Конструкция воздухозаборника снабжена по периметру замковыми средствами, каждое из которых содержит замок (10), установленный на внутренней панели или на губе воздухозаборника и предназначенный для взаимодействия с ответными средствами (11) фиксации, установленными, соответственно, на губе воздухозаборника или на внутренней панели. Обеспечивается прочный стык между воздухозаборником и внутренней панелью. 16 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику (4) для гондолы турбореактивного двигателя. Воздухозаборник содержит внешнюю панель (40), внутреннюю панель (41) и воздухозаборную кромку (4a), которая снабжена внутренней стенкой (70), вводимой в контакт с воздушным потоком, поступающим в турбореактивный двигатель, а также перегородку (45), отделяющую воздухозаборную кромку (4a) от остальной части гондолы (1). Воздухозаборная кромка (4a) снабжена добавочным сегментом (60), выполненным с возможностью прикрепления к внутренней панели (41) и проходящим по существу по линии продолжения внутренней стенки (70) в сторону нижней по потоку части воздухозаборника на длину (I), примерно равную максимальному расстоянию (a) между перегородкой (45) и воздухозаборной кромкой. Технический результат заключается в улучшении эксплуатационных характеристик двигателя летательного аппарата. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству капотирования гондолы двигателя летательного аппарата. Устройство капотирования образовано одним верхним полукапотом (2) и одним нижним полукапотом (3), симметричными по отношению к упомянутой симметрии и запираемыми между собой в закрытом положении в их точке совмещения при помощи средства (8а, 8b) запирания. Один из упомянутых полукапотов, верхний (2) и нижний (3), установлен с возможностью индивидуального поворота на дистальной кромке (7d) пилона (7) таким образом, чтобы в открытом положении обеспечивать доступ одновременно к двигателю (4) и к центральному отсеку (7b) пилона (7). Технический результат заключается в обеспечении более удобного доступа к оборудованию, установленному внутри пилона. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а). Задний обтекатель (1а) установлен с возможностью смещения между верхним по потоку положением, соответствующим уменьшенному поперечному сечению сопла (9), и нижним по потоку положением, соответствующим увеличенному поперечному сечению сопла (9). Гондола также содержит промежуточный элемент (25), расположенный встык с указанным передним обтекателем (13) и ограничивающий собой полость (27), принимающую в себя верхний но потоку край (11) указанного заднего обтекателя (1а), когда данный обтекатель находится в своем верхнем по потоку положении. Указанный промежуточный элемент (25) содержит опору (29), удерживающую приводные средства (7), в частности, средства приведения в движение указанного заднего обтекателя (1а). Передний обтекатель (13) снабжен средствами (39) упрочнения, расположенными сразу за зоной (35) вверх по потоку. Полость (27) имеет радиально внутренний край, который образует наклонный участок (31) для верхнего по потоку края (11) указанного заднего обтекателя (1а). Исключается возможность блокировки смещения наружной стенки (1а) относительно обтекателя (13). 16 з.п. ф-лы, 18 ил.

Гондола выполнена из первой и второй створок (11, 12) и оснащена фиксирующей системой (15), предназначенной для смыкания створок с возможностью перевода фиксирующей системы между состоянием смыкания или размыкания с помощью активатора (14). Указанный активатор (14) содержит зафиксированный корпус (29, 36), в котором установлен активационный шток (16) с возможностью линейного перемещения и вращения относительно его продольной оси (А). Шток (16) имеет первый конец, оснащенный рукояткой (17), и второй конец (18), соединенный с фиксирующей системой (15). Зафиксированный корпус (29, 36) содержит направляющую (30, 37), взаимодействующую с повторителем (24), который выступает из штока. Направляющая имеет среднюю часть (31), проходящую параллельно продольной оси штока, на каждой стороне которой соответственно выполнены первая и вторая концевые части (32, 33), проходящие перпендикулярно продольной оси штока. Активатор содержит средства (20) для иммобилизации штока, которые выполнены с возможностью перехода между сомкнутым положением, в котором движение штока невозможно, и разомкнутым положением, в котором обеспечена возможность вращения штока. Повышается безопасность гондолы. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для размещения двигателя (2) летательного аппарата. Гондола содержит неподвижный трубчатый капот и подвижную часть, соединенную с неподвижным капотом через средства перемещения подвижной части между ближним положением и удаленным положением относительно неподвижного капота. Средства перемещения содержат несинхронные двигатели (6), каждый из которых содержит статор (7) с обмотками (8), параллельно соединенными с цепью (9) питания, и ротор (10) с обмотками (11), каждая из которых соединена с активной нагрузкой (12) параллельно с обмоткой ротора каждого из других двигателей. Технический результат заключается в уменьшении веса конструкции гондолы и упрощении механизма перемещения подвижного капота гондолы. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Гондола турбореактивного двигателя воздушного судна содержит переднюю секцию воздухозабора, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (1), которая имеет внутреннюю конструкцию (6), выполняющую функцию картера для задней части турбореактивного двигателя и образующую, вместе с наружной конструкцией (5), тракт (7) циркуляции вторичного потока. Внутренняя конструкция снабжена радиальными надставками (61, 62), которые проходят через тракт и которыми она связана с внутренней панелью (51) наружной конструкции с помощью элемента жесткости (110, 205-210), имеющего в целом форму уголка. Элемент жесткости закреплен также в наружной панели (52) наружной конструкции. Предотвращается поворот соединительных нервюр. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к соединительным устройствам для соединения элементов, шарнирно поворотных относительно друг друга. Соединительное устройство (1) содержит элемент сжатия (2), предназначенный для передачи усилия сжатия от одного элемента к другому в первом состоянии, и элемент растяжения (3), предназначенный для передачи усилия растяжения от одного элемента к другому во втором состоянии, причем элемент сжатия образует, кроме того, заменяющий элемент растяжения, предназначенный для передачи усилия растяжения от одного элемента к другому в третьем состоянии, соответствующем разрушению элемента растяжения. Элементы растяжения и сжатия образованы штангами (2, 3), каждая из которых имеет первый и второй концы (4, 5), снабжённые средствами (8, 9) шарнирного поворота на первом и втором элементах. Штанги (2, 3) содержат продолговатые отверстия (11, 12), выполненные таким образом, чтобы в первом состоянии первая штанга (2) упиралась в шарнирную ось (8), а вторая отстояла от неё, и чтобы во втором состоянии вторая штанга (3) упиралась в шарнирную ось (8), а первая отстояла от нее. Соединительное устройство может использоваться для соединения элементов гондол летательных аппаратов. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности. Реверсивное устройство турбореактивного двигателя включает подвижный обтекатель, перекрывающие створки, установленные со стороны наружного воздушного канала в двигателе, силовой каркас, выполненный в виде основной секции с отклоняющими решетками и разъемом. Устройство также содержит дополнительную секцию, установленную в разъеме основной секции силового каркаса и образующую с основной секцией жесткую замкнутую кольцевую конструкцию. Дополнительная секция выполнена в виде рамки или нескольких отдельных поперечных элементов и прикреплена к основной секции силового каркаса болтовым соединением. Основная или дополнительная секция силового каркаса выполнена с элементами фиксации для крепления на пилоне крыла самолета. Ширина разъема основной секции силового каркаса выполнена на 10 100 мм больше ширины пилона крыла самолета. Изобретение позволяет повысить надежность работы и эксплуатационную технологичность реверсивного устройства за счет обеспечения возможности доступа к газогенератору, съема реверсивного устройства без съема двигателя, съема двигателя без съема реверсивного устройства, а также возможности съема и транспортировки двигателя совместно с реверсивным устройством. 2 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединительному устройству подвижных относительно друг друга элементов гондолы. Соединительное устройство содержит тягу (16), соединенную с первым и вторым подвижными элементами (4, 5), соответственно. Соединительное устройство снабжено телескопическим направляющим органом (25), служащим для поддержания и обеспечения направленного перемещения тяги (16) во время перемещения подвижных элементов (4, 5), имеющим первый и второй концы (28, 26), выполненные с возможностью прикрепления, соответственно, к первому и второму поддерживающим элементам (23, 16). Технический результат заключается в повышении надежности и уменьшении габаритов соединительного устройства. 4 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек. Гондола (1) турбореактивного двигателя содержит переднюю часть (6) с воздухозаборником, среднюю часть (7) и заднюю часть (8), образованную двумя боковыми крышками (9), установленными с возможностью поворота под действием силового цилиндра (11) и телескопической соединительной штанги (12). Первый конец (13, 14), соответственно, цилиндра и штанги закреплен на турбореактивном двигателе, а второй конец (16, 17) закреплен в соответствующей боковой крышке. Также гондола содержит демпфирующий элемент (19), расположенный между каждой соединительной штангой и указанной боковой крышкой, причем указанный демпфирующий элемент выполнен так, что он находится в предварительно напряженном состоянии, когда боковая крышка находится в рабочем положении. Технический результат заключается в уменьшении массы и габаритов телескопической соединительной штанги. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

Настоящее изобретение относится к авиации, в частности к конструкции мотогондолы воздушного судна. Запирающее устройство (9), устанавливаемое на участке смыкания гондолы, содержит затвор (10), установленный на первой полуоболочке гондолы и взаимодействующий с фиксатором (11), установленным на второй полуоболочке гондолы. Затвор (10) выполнен с возможностью перевода между положением, обеспечивающим зацепление затвора (10) с фиксатором (11), и положением, обеспечивающим расцепление затвора (10) с фиксатором (11). Затвор (10) и фиксатор (11) выполнены с возможностью движения относительно друг друга между сведенным положением, в котором обеспечена возможность их сцепления, и разведенным положением. Затвор (10) и/или фиксатор (11) содержат блокирующие средства (25, 26), обеспечивающие сцепление затвора (10) с фиксатором (11), когда они находятся в сведенном положении, и препятствующие их сцеплению в разведенном положении. Подвижный стопор (25, 26) оснащен, по меньшей мере, одной приводной лапкой (29). Фиксатор (11) содержит, по меньшее мере, один палец, свободный конец которого упирается в приводной конец (30) лапки (29) при сведенном положении затвора (10) и фиксатора (11) с обеспечением перемещения подвижного стопора (25, 26) в положение расцепления. Предотвращается повреждение замков и мотогондолы. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к креплению элемента гондолы турбореактивного двигателя. Гондола (1) турбореактивного двигателя (4), содержащая переднюю воздухозаборную секцию (5), среднюю секцию (6), охватывающую собой вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (9), при этом часть задней секции соединена со средней секцией посредством частично периферической радиальной ножевой опоры (31). Опора выполнена с возможностью взаимодействия с соответствующим пазом (32) комплементарной формы, предусмотренным в части (6а) средней секции, и содержит усиленный сегмент (35, 36), размещенный в зоне действия высоких нагрузок. Усиленный сегмент выполнен из более прочного материала, чем материал остальной части ножевой опоры, и способен выдерживать нагрузки, действующие на него в этой зоне. Технический результат заключается в повышении прочности устройства крепления без увеличения его веса. 12 з.п. ф-лы, 6 ил.

Устройство содержит штангу (17), установленную с возможностью шарнирного поворота на одной (1') из двух полуоболочек, элемент для удержания штанги, установленный на второй полуоболочке, и средства, обеспечивающие ограниченные перемещения штанги относительно удерживающего элемента. Устраняется часть усилий, которые создаются давлениями, обусловленными воздушным потоком, циркулирующим по полуоболочкам, уменьшаются вес и сложность конструкции. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. Гондола содержит переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, вмещающую вентилятор турбореактивного двигателя (7), и заднюю секцию, содержащую средства крепления гондолы к пилону, выполненному с возможностью присоединения к неподвижному элементу летательного аппарата. Задняя секция содержит несущий каркас (18), имеющий звукоизолирующую панель (21), обеспечивающую аэродинамические свойства и звукоизоляцию. Звукоизолирующая панель (21) закреплена на несущем каркасе (18) посредством средств нежесткого или упругого крепления таким образом, что при наличии воздуха, создающего избыточное давление в отсеке двигателя, звукоизолирующая панель может деформироваться в направлении (31), являющемся по существу центробежным и радиальным относительно турбореактивного двигателя (7). Технический результат заключается в уменьшении деформации гондолы двигателя. 9 з.п. ф-лы, 17 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборник (4), расположенный по потоку перед турбореактивным двигателем (1), среднюю секцию, охватывающую вентилятор (9) турбореактивного двигателя (1), и заднюю по потоку секцию. Гондола также содержит пару подвижных обтекателей (3), расположенных по обеим сторонам продольной вертикальной плоскости симметрии (S) гондолы и шарнирно закрепленных параллельно продольной оси (А) гондолы, с возможностью раскрытия для обеспечения доступа к турбореактивному двигателю (1). Подвижные обтекатели (3) соединены попарно посредством средств (8; 47, 51) крепления, обеспечивающих их шарнирное соединение друг с другом вокруг раздельных или совмещенных осей (6), и каждый подвижный обтекатель (3) содержит средства (50, 53) постоянного соединения или, когда он закрыт, средства (14, 15, 23, 24, 33, 34) его временного соединения с возможностью поворота с неподвижной конструкцией (7) гондолы. Технический результат заключается в упрощении раскрытия створок гондолы. 13 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к силовой установке летательного аппарата, содержащей соединительный аэродинамический обтекатель, и летательному аппарату. Силовая установка (1) летательного аппарата содержит двигатель (6), крепежную конструкцию (4) двигателя и гондолу (3), окружающую двигатель (6) и снабженную воздухозаборником (32) и секциями корпуса (34) вентилятора. Также силовая установка содержит ложемент (40), на котором подвижно установлены секции корпуса вентилятора. Силовая установка содержит соединительный аэродинамический обтекатель (33), снабженный средствами крепления, расположенными на указанном ложементе (40) и на элементе крепежной конструкции (4). Технический результат заключается в улучшении аэродинамических свойств летательного аппарата. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретения относятся к области авиации, более конкретно к узлу двигателя, гондоле и замковой системе для бокового подвижного обтекателя гондолы. Замковая система (20) бокового подвижного обтекателя (8) гондолы турбореактивного двигателя для соединения с пилоном (4) самолета содержит, с одной стороны, проушину (21) для соединения с пилоном, а с другой стороны, стержень (22), выполненный с возможностью установки на подвижном обтекателе и зацепления с проушиной, когда подвижный обтекатель находится в закрытом положении. Стержень установлен с возможностью поступательного перемещения относительно упомянутого подвижного обтекателя вдоль по существу продольной оси подвижного обтекателя. Стержень образует задвижку, имеющую возможность перемещения между закрытым положением, в котором она находится в зацеплении с проушиной и обеспечивает конструктивное соединение пилона и подвижного обтекателя, и открытым положением, в котором она отсоединена от проушины и обеспечивает возможность открытия подвижного обтекателя. Технический результат заключается в создании замковой системы, позволяющей закреплять обтекатели, выполненные с возможностью поворота вокруг оси, перпендикулярной продольной оси двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к системе крепления пилона к крылу. Система для крепления пилона двигателя к крылу самолета содержит переднее крепление, заднее крепление и промежуточное крепление, которые соединяют пилон с крылом самолета. Заднее крепление содержит нижнюю арматуру, прикрепленную к пилону, верхнюю арматуру, прикрепленную к крылу, и соединительное звено, которое посредством параллельных шарнирных пальцев соединяет нижнюю и верхнюю арматуру, Нижняя арматура заднего крепления имеет размер, по существу аналогичный задней поперечной поверхности пилона, и неподвижно расположена на этой задней поперечной поверхности в виде продолжения пилона. Изобретение направлено на обеспечение возможности монтажа двигателей как большой мощности, так и средней мощности, без изменения конструкции пилона. 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей, гротов, панелей на летательных аппаратах, в частности гидросамолетах. Стяжной капотный замок содержит корпус и шарнирно закрепленную на нем ручку, связанную шарнирно с крюком, элемент ответной части замка, закрепленный на запираемой створке капота, указатель зацепления крюка. Сущность изобретения заключается в том, что в стяжной капотный замок дополнительно введена система визуализации закрытия крюка, состоящая из паза в головной части крюка, глубиной выходящего за пределы зева крюка на величину не менее радиуса элемента ответной части замка, в котором шарнирно установлен язычок, связанный обратной связью с указателем зацепления крюка, установленным в задней его части и связанным с телом крюка пружиной. При этом в замок также введены направляющая-ограничитель и ролик-упор, закрепленные на корпусе замка, обеспечивая прямолинейное движение головной части крюка при закрытии и гарантийный зазор при открытии замка между головной частью крюка и элементом ответной части замка, а тело крюка относительно корпуса замка подпружинено. Указатель зацепления крюка снабжен сигнализирующей поверхностью. Технический результат заключается в повышении эксплуатационной технологичности и надежности стяжного капотного замка. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей на летательных аппаратах. Стяжной капотный замок содержит корпус, рычаг с крюком, защелку и элемент ответной части замка. Сущность изобретения заключается в том, что замок дополнительно снабжен ловителями, закрепленными на элементе ответной части замка, при этом на опорных площадках ловителей установлены регулировочные винты, а на оси вращения рычага установлены катушки с цилиндрическими поясками, в которые упираются регулировочные винты. На головке крюка выполнен гребень, а защелка выполнена в виде двуплечего подпружиненного рычага, на одном плече которого установлен ролик, запирающий рычаг на гребне крюка. Технический результат заключается в повышении эксплуатационной технологичности, упрощении конструкции и повышении надежности. 5 ил.

Изобретение относится к самолетостроению, а именно к силовым установкам летательных аппаратов. Силовая установка содержит двигатель, закрепленный на пилоне, смонтированную на нем мотогондолу, включающую в себя воздухозаборник, закрепленный на входном фланце двигателя, а также откидные капотные крышки с шарнирными узлами крепления. Силовая установка снабжена двумя боковыми панелями, каждая из которых смонтирована между пилоном и капотной крышкой. Передний конец каждой из боковых панелей закреплен на концевом шпангоуте воздухозаборника и включает в себя шарнирные узлы крепления, а задние узлы крепления боковых панелей выполнены в виде шарнирного регулируемого подкоса, закрепленного на боковой панели и двигателе, при этом шарнирные узлы для крепления капотных крышек установлены на каждой боковой панели. Технический результат заключается в увеличении ресурса узлов конструкции силовой установки и унификации установки двигателей на пилонах. 8 ил.