Способы проектирования, изготовления, сборки, чистки, эксплуатации или ремонта самолетов, не отнесенные к другим группам – B64F 5/00

Изобретение относится к способу изготовления летательных аппаратов (ЛА). Во время изготовления ЛА оправку пропускают через шпангоуты. Шпангоуты установлены в кассете. Во время пропускания шпангоуты перемещают на оправке при помощи средств для перемещения, установленных в кассете. Достигается упрощение сборки секции фюзеляжа, сокращение времени циклов сборки. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к способу изготовления конструкций из слоистых композитных материалов, содержащих замкнутые полости с малой геометрической высотой. Изготавливают раскроенные по шаблонам заготовки слоев препрега и формообразующие твердые оправки из слепочной массы, соответствующих по форме внутренним полостям изделия. Оправки из слепочной массы выполняют из материала с высоким коэффициентом линейного расширения и низкими механическими свойствами и обертывают антиадгезионной пленкой. Укладывают слои заготовок препрега на подготовленные твердые оправки. Затем собирают в пресс-форме отдельные заготовки со своими формообразующими элементами оснастки в единую заготовку конструкции. Осуществляют прессование путем нагрева пресс-формы с заготовками и размещенными в замкнутых полостях внутри заготовки формующими оправками, выполненными из слепочной массы. После формования слепочную массу оправки разрушают и удаляют из замкнутой полости через одиночные отверстия небольших размеров. Достигается уменьшение энергозатрат при уменьшении продолжительности изготовления конструкций. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Диагностическая система предназначена для обнаружения критического состояния и вывода оператору информации о местоположении, относящейся к местоположению обнаруженного критического состояния. Диагностическая система имеет возможность предотвращать перемещение фюзеляжа из одного положения в другое при обнаружении критического состояния и разблокировать такое перемещение при устранении источника ошибки. Предотвращается повреждение фюзеляжа при сборке. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к технологии изготовления конструкций из неметаллических композиционных материалов. Способ изготовления полых конструкций с внутренними стенками включает изготовление заготовки путем выкладки слоев препрега верхней и нижней обшивок, раскроенных по шаблонам, и формирование каркаса, укладку заготовки в пресс-форму, состоящую из отдельных формообразующих частей, предварительную опрессовку выложенных заготовок, прессование с помощью оправок и герметичных эластичных мешков, размещенных внутри заготовки, и удаление их из изделия после прессования. Выкладку верхней и нижней панелей конструкции производят на соответствующих формообразующих частях пресс-формы, выкладку внутренних стенок и их предварительную опрессовку осуществляют на комбинированной оправке. Комбинированная оправка содержит жесткое основание и эластичные края. Отдельные заготовки со своими формообразующими элементами оснастки собирают в единую заготовку конструкции. Достигается повышение качества изготовления конструкции. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам диагностики технического состояния летательных аппаратов. Система сбора данных, контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов вертолета включает пьезоэлектрические датчики вибрации, которые установлены на корпусе, по меньшей мере, одного из агрегатов привода винтов вертолета и расположены так, что получают данные с полнотой, достаточной для диагностики технического состояния деталей, узлов, по меньшей мере, одного агрегата привода винтов работающего вертолета, и бортовой электронный блок. Электронный блок связан с выходами датчиков вибраций и выполнен с возможностью цифровой обработки вибросигналов, управления и осуществления сбора, первичной обработки и оценки параметров сигналов отдельных датчиков и/или их комбинаций, накопления данных датчиков и сохранения их на внешних и/или съемных носителях, пригодных для считывания компьютером, и вторичной обработки в наземных условиях. Повышается эффективность сбора данных, информативность контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов работающего вертолета. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета, содержащим панели, выполненные из композиционных материалов. Панель из слоистых композиционных материалов содержит обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами. Силовые наборы выполнены в виде системы скрепленных с обшивкой перекрещивающихся ребер. Система ребер состоит из слоев однонаправленных высокопрочных (высокомодульных) нитей и (или) ткани, скрепленных полимерным связующим, ориентированных вдоль геодезических линий на внутренней поверхности обшивки. Толщина и высота ребер различны. Достигается снижение массы, повышение жесткости, прочности и устойчивости при эксплуатации. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу повышения жесткости нервюры при совмещении ее с компонентами крыла воздушного судна при изготовлении блока крыла. Во время сборки крыла воздушного судна для повышения жесткости нервюры присоединяют панели жесткости к боковой стороне нервюры посредством действия низкого вакуума. Затем совмещают нервюру вместе с присоединенными к ней панелями жесткости с компонентом крыла. Выполняют сборочные операции с совмещенной нервюрой и присоединенными к ней панелями, после чего удаляют панели жесткости с нервюры путем снятия низкого вакуума. Каждая панель жесткости содержит упругое внешнее уплотнительное кольцо, которое установлено на боковой стороне панели и образует внешний периметр вакуумной полости. Также панель содержит упругое внутреннее уплотнительное кольцо, которое установлено на панели внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом, и образует внутренний периметр вакуумной полости. Панель жесткости присоединяют к нервюре путем формирования вакуумной камеры в результате контакта нервюры с внешним уплотнительным кольцом панели. Нервюра имеет одно или более отверстий, расположенных внутри периметра, определяемого внешним уплотнительным кольцом. Каждое отверстие в нервюре герметизировано соответствующим внутренним уплотнительным кольцом. Достигается обеспечение жесткости нервюры, имеющей небольшой вес, во время сборки крыла воздушного судна. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 14 ил.

Группа изобретений относится к самолетостроению, ракетостроению, судостроению и касается разработки способов сборки изделий, сборочный процесс которых состоит из нескольких последовательных этапов в нескольких сборочных приспособлениях (СП). При сборке изделия на рабочих этапах осуществляют базирование входящего в изделие компонента сборки (КС) и его перенос на следующие рабочие позиции разных этапов сборки в переносном СП. Базирующие элементы СП рабочих позиций на разных этапах сборки взаимно увязывают. Входящий в изделие КС базируют однократно в переносном СП, задающем фиксированное положение КС относительно собственных базирующих элементов переносного СП. Перенос переносного СП на следующую рабочую позицию следующего этапа сборки осуществляют с сохранением заданного фиксированного положения КС. Взаимную увязку баз и установку переносного СП и взаимосвязанного СП сборки изделия на следующей рабочей позиции производят посредством совмещения установленных на их каркасах геометрически взаимно ответных внешних базирующих элементов, увязанных между собой и с собственными базирующими элементами взаимосвязанных СП. Переносное СП содержит каркас, с установленными на нем собственными и внешними базирующими элементами, взаимно увязанными между собой. Достигается повышение точности и производительности процесса сборки за счет реализации принципа постоянства баз на протяжении всего процесса сборки изделия, сокращение материалоемкости используемой технологической оснастки. 3 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к сборке салона воздушного судна (ВС) и касается предварительной сборки и встраивания части салона ВС в конструкцию ВС. Устройство содержит сборочную раму, предназначенную для предварительной сборки части салона ВС, и систему перемещения для прикрепления предварительно собранной части салона к сборочной раме и для ввода со скольжением от сборочной рамы в открытую секцию конструкции ВС. Система перемещения выполнена как направляющая система, которая содержит направляющую и несколько удерживающих элементов для прикрепления предварительно собранной части салона ВС к сборочной раме. Достигается сокращение времени сборки конструкции и салона воздушного судна. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области технического обслуживания воздушных судов, более конкретно к устройству для контроля работоспособности систем сигнализации и отсечки гидравлических систем воздушных судов. Устройство для контроля содержит регулятор скорости течения рабочей жидкости, установленный между гидравлическим баком воздушного судна и гидравлическим баком наземной гидроустановки, а также блок автоматического управления, вход которого соединен со вторым выходом измерителя уровня рабочей жидкости в гидравлическом баке воздушного судна, а выход - с входом регулятора скорости течения рабочей жидкости. Техническим результатом, на достижение которого направлено изобретение, является повышение точности определения момента достижения критического объема рабочей жидкости в гидравлическом баке воздушного судна. 1 ил.

Изобретения относятся к полностью автоматизированному способу выполнения технологической операции на конструкции, компьютерному устройству и к роботизированной установке. Способ выполнения технологической операции на конструкции, имеющей ограниченное пространство и определенное место, идентифицируемое изнутри и извне ограниченного пространства, характеризующийся тем, что перемещают первый рабочий орган посредством первой роботизированной системы внутри ограниченного пространства таким образом, чтобы первый рабочий орган расположился над указанным местом, и генерируют первый вектор, соответствующий указанному месту, перемещают второй рабочий орган посредством второй роботизированной системы снаружи ограниченного пространства таким образом, чтобы второй рабочий орган расположился над указанным местом, и генерируют второй вектор, соответствующий указанному месту, используют первый и второй векторы для перемещения первого и второго рабочих органов к новому месту таким образом, чтобы первый и второй рабочие органы оказались в рабочих положениях напротив друг друга, посредством первого и второго рабочих органов выполняют технологическую операцию в указанном новом месте. Компьютерное устройство для управления роботизированной системой содержит машинную память, в которую в виде кода заложены данные по управлению первой и второй роботизированными системами. Роботизированная установка включает в себя первую и вторую роботизированные системы и контроллер робота, выполненный с возможностью приведения в действие первой и второй роботизированных систем. Достигается упрощение и повышение качества изготовления конструкции. 3 н.п. и 10 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к авиации и касается конструкции стапеля, предназначенного для сборки аэродинамического органа управления летательного аппарата, в частности интерцептора. Стапель содержит монтажную раму прямоугольной формы, систему базирования и фиксации собираемых частей органа управления. Система базирования и фиксации включает узел базирования малого кронштейна навески, узел базирования большого кронштейна навески и средства для базирования и фиксации аэродинамического корпуса, включающие обеспеченные поверхностями базирования: фиксаторы проксимального, по отношению к кронштейнам навески, продольного края корпуса, два фиксатора корпуса по его поперечным боковым краям со стороны проксимального, по отношению к кронштейнам навески, участка корпуса, и два фиксатора корпуса по его поперечным боковым краям со стороны дистального, по отношению к кронштейнам навески, участка корпуса. Узлы базирования малого и большого кронштейнов навески и фиксаторы проксимального продольного края корпуса расположены на одной из сторон рамы (базовой стороне). Каждый из узлов содержит смонтированную в держателях установочную ось, расположенную соосно установочной оси другого узла. Каждый из фиксаторов включает опору базирования и средство для прижатия корпуса к этой опоре. Фиксаторы корпуса по его поперечным боковым краям со стороны проксимального участка корпуса расположены противоположно друг другу на тех участках противолежащих боковых сторон опорной рамы, которые примыкают к базовой стороне рамы. Фиксаторы корпуса по его поперечным боковым краям со стороны дистального участка корпуса расположены противоположно друг другу на тех участках противолежащих боковых сторон монтажной рамы, которые примыкают к установочной стороне рамы, противоположной базовой стороне рамы. Достигается обеспечение высокопроизводительного процесса сборки аэродинамического органа управления. 5 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к единой конструкции летательного аппарата, сконструированной из композитного материала, и касается фюзеляжей летательных аппаратов. Конструкция фюзеляжа содержит обшивку и стрингеры (1). Обшивка содержит часть (5) обшивки и основную обшивку (3). При этом конструкция фюзеляжа содержит U-образные элементы (15), каждый из которых содержит две L-образные секции (4а+5а и 4b+5b) вместе с частью (5) обшивки таким образом, что эти U-образные элементы (15) выполняют в конструкции две конструктивные функции одновременно, действуя в качестве оснований шпангоутов и в качестве обшивки, обеспечивая единую конструкцию фюзеляжа без заклепок или стыков. U-образные элементы (15) включают в себя элементы (6) жесткости для обеспечения точной добавочной толщины в зонах фальцовки элементов (15). При производстве единой конструкции фюзеляжа наслаивают слои композитного материала (7), которые составляют U-образные элементы (15); наслаивают слои композитного материала, которые составляют стрингеры (1). Далее фальцуют стопы, чтобы сформировать U-образные элементы (15) и стрингеры (1). Размещают U-образные элементы (15) в инструментальной оснастке отверждения вместе со стрингерами (1) и наслаивают основную обшивку (3). Затем отверждают законченную конструкцию прикладыванием давления и температуры, обеспечивая необходимое уплотнение всех зон конструкции. Достигается увеличение прочности, жесткости и снижение веса. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к области машиностроения. Универсальное сборочное приспособление включает одну балку, установленную на основании, и фиксатор. Балка имеет механизм перемещения относительно основания и на каждой балке установлена одна каретка с механизмом перемещения ее относительно балки. На каретке установлен один фиксатор с устройством закрепления деталей. Механизмы перемещения и фиксатор управляются устройством автоматизированного программного управления. Достигается повышение точности и производительности сборки. 24 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к защите поверхности самолета от загрязнений и обледенений. Способ защиты части поверхности самолета от загрязнения остатками насекомых и/или от обледенения заключается в том, что сначала покрывают защищаемую часть поверхности самолета покрытием. При этом в пределах промежутка времени 3 часов после взлета самолета и при нормальных условиях полета покрытие может ослаблять сцепление с защищаемой частью поверхности вплоть до отделения. Отделение происходит вследствие изменения температуры, и/или УФ-облучения, и/или добавления разрушающего компонента, и/или перепада влажности воздуха. Защищаемую часть поверхности подвергают изменению температуры, и/или УФ-облучению, и/или добавляют разрушающий компонент, и/или создают перепад влажности воздуха, чтобы покрытие отделилось вместе с имеющимися при случае на нем загрязнениями и/или наслоениями льда. Изобретение повышает надежность и эффективность очистки поверхности самолета от загрязнения и/или обледенения. 5 н. и 8 з.п. ф-лы, 1 ил., 4 пр., 3 табл.

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к способу сборки частей для образования узла летательного аппарата, узлу летательного аппарата и набору прокладок для данного узла. Способ сборки частей летательного аппарата с образованием узла летательного аппарата, в котором первая поверхность первой части расположена смежно второй поверхности второй части, характеризуется тем, что сначала замеряют первую и вторую части в раздельном друг от друга состоянии, после чего вычисляют по полученным результатам измерений размер и форму пространства, которое будет образовано между первой и второй поверхностями после сборки. По результатам вычислений берут прокладку переменной толщины и собирают первую и вторую части с прокладкой с ее расположением между названными частями, при этом изменения в вышеупомянутом пространстве компенсируют посредством переменной толщины прокладки. Измерения первой части проводят при закреплении первой части на первом стапеле с измерением положений первой части относительно базисной точки на первом стапеле, а измерения второй части проводят при закреплении второй части на втором стапеле с измерением положений второй части относительно базисной точки на втором стапеле. Технический результат заключается в повышении точности и скорости сборки узла летательного аппарата. 5 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретения относятся к способу соединения склеиванием крупногабаритных компонентов, используемых в транспортном машиностроении, в частности в авиастроении, и к устройству для осуществления этого способа. Способ включает в себя обнаружение геометрических данных соединяемых компонентов автоматизированным способом и размеров стыковочного зазора соединяемых компонентов на основании геометрических данных, нанесение клеящего материала на одну или обе сопрягаемые поверхности двух соединяемых компонентов. Способ также включает стыковку соединяемых компонентов в положении соединения и последовательное приложение соединительного давления к сопрягаемым поверхностям вдоль стыковочного зазора для приведения соединяемых компонентов в конечное положение соединения. Устройство содержит несущее приспособление компонента, содержащее посадочное место для приема первого соединяемого компонента, центральное несущее приспособление для приема сборочного инструмента, сборочный инструмент для приема и ввода другого соединяемого компонента, вводимого в первый соединяемый компонент. Устройство также содержит измерительную систему для обнаружения геометрических данных соединяемых компонентов и для определения стыковочных зазоров, модульный инструмент для нанесения клеящего материала, инструмент приложения давления и систему управления устройством. Достигается упрощение склеивания крупногабаритных компонентов. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к конструкции стапеля, предназначенного для сборки воздухозаборника двигателя летательного аппарата. Стапель содержит несущее основание (1), на котором вокруг единого центра установлены рабочие плиты (4), на которых смонтированы ложементы (6) для размещения носка воздухозаборника. Для позиционирования в стапеле внутренней и наружной замкнутых обечаек служат фиксаторы положения внутренней и наружной обечаек, выполненные в виде откидных пластин (10, 11). Каждая из пластин подвешена в вертикальном положении на принадлежащей ей стойке (8, 9) посредством узла подвески и установлена своим нижним концом в узле крепления, смонтированном на рабочей плите. Одна из боковых кромок каждой откидной пластины имеет контур, выполненный по теоретическому аэродинамическому контуру соответствующей обечайки. Изобретение обеспечивает высокую производительность сборки и упрощает конструкцию. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретения относятся к ракетно-космической технике, а именно к космической головной части и к способу ее сборки. Космическая головная часть содержит космический аппарат, головной обтекатель и переходный отсек, который обеспечивает стыковку с ракетой-носителем. Стыковочный диаметр головного обтекателя больше стыковочного диаметра последней ступени ракеты-носителя. Переходный отсек имеет наружный и внутренний силовые контуры для передачи силовой нагрузки от головного обтекателя и космического аппарата к корпусу ракеты-носителя соответственно. Наружный силовой контур переходного отсека выполнен в виде конического корпуса, на верхний шпангоут которого с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения установлен головной обтекатель. Внутренний силовой контур выполнен в виде цилиндрического корпуса, нижний шпангоут которого соединен с нижним шпангоутом конического корпуса. Верхний шпангоут цилиндрического корпуса состыкован с помощью торцевого разъемного, разделяемого в полете, соединения с космическим аппаратом. Верхние шпангоуты конического и цилиндрического корпусов переходного отсека связаны между собой силовыми стержнями. Способ сборки космической головной части включает соединение створок головного обтекателя между собой. В вертикальном положении космический аппарат стыкуют с верхним шпангоутом цилиндрического корпуса переходного отсека. На верхнем шпангоуте конического корпуса переходного отсека закрепляют два технологических полукольца. Створки головного обтекателя своими торцами устанавливают на направляющие шпильки технологических полуколец и соединяют створки головного обтекателя по продольным стыкам. Отстыковывают головной обтекатель от технологических полуколец, снимая его с направляющих шпилек технологических полуколец, и демонтируют технологические полукольца. Стыкуют головной обтекатель с верхним шпангоутом конического корпуса переходного отсека. Достигается увеличение полезного объема головного обтекателя, упрощение конструкции головного обтекателя. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к технологии машиностроения, в частности к устройствам для сборки сложных неразъемных конструкций трубопроводов гидравлики, кондиционирования, обогрева, а также систем: подачи топлива, антиобледенительной, противопожарной и др. Универсальное сборочное приспособление (УСП) для сборки и сварки деталей трубопроводов состоит из стола или балок, служащих основанием УСП, выполненных с сеткой взаимоперпендикулярных координатных Т-образных пазов с постоянным шагом, на которые устанавливаются через кронштейны основания, платформы, в которые вставляются валы, выполненные в форме труб с координатным шагом взаимоперпендикулярных отверстий вдоль всей длины, на которые крепятся через кронштейны фитинги, втулки, фиксаторы, ложементы, упоры, устанавливаемые между собой через плитки (пластины) с отверстиями, выполненными по заданным размерам, позволяющими устанавливать фиксаторы УСП на любые требуемые размеры по осям х, y, z и любые требуемые углы в пространстве от 0° до 180°. Предлагаемое техническое решение дает возможность не проектировать, не изготавливать и дорабатывать большое количество специализированных, индивидуальных приспособлений для предварительной и окончательной сборки деталей трубопроводов. 48 ил.

Группа изобретений относится к способу и системе для монтажа крыла на фюзеляже летательного аппарата, а также процессору для монтажа крыла. Способ включает прикрепление к фюзеляжу первого измерительного устройства, установку первого позиционирующего устройств, перенос метки положения на первое позиционирующее устройство, перемещение крыла по направлению к фюзеляжу, определение первого расхождения между первой действительной координатой z первой опорной точки крыла и первой требуемой координатой z первой опорной точки. На первом позиционирующем устройстве выполняется метка положения, прикрепление первого позиционирующего устройства к крылу, так что положение метки положения соответствует положению первой опорной точки крыла. Процессор обеспечивает осуществление вышеуказанных операция способа. Монтажная система обеспечивает выполнение операций вышеуказанного способа. Технический результат заключается в улучшении процесса регулировки положения крыла. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

Изобретение относится к испытательному устройству (12) для проверки работоспособности блока (10) управления поворотом носового колеса шасси воздушного судна. В способе подключают средство (14) интерфейса испытательного устройства (12) по меньшей мере к одному порту ввода одного из блоков (10) управления поворотом носового колеса шасси, предусмотренных в воздушном судне. Указанное испытательное устройство (12) содержит блок имитации скорости носового колеса шасси для генерирования сигнала имитации скорости носового колеса шасси. Генерируют сигнал имитации скорости носового колеса шасси, который представляет определенное имитированное значение скорости носового колеса шасси, превышающее предварительно установленную величину скорости. Передают генерированный сигнал имитации скорости носового колеса шасси на блок (10) через средство (14) интерфейса. Управляют при помощи испытательного устройства (12) одновременно двумя отдельными указанными блоками (10) таким образом, что один из блоков (10) функционирует в режиме подачи команд, а другой блок (10) функционирует в режиме контроля. И контролируют выходной сигнал указанного блока (10) в ответ на полученный сигнал имитации скорости носового колеса шасси. Достигается повышение отказоустойчивости. 7 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики, более конкретно к способу определения защищенности воздухозаборников двигателей самолета. Способ включает тестовую пробежку самолета с имитирующего взлетно-посадочную полосу контрольного участка - бассейна в виде трех продольных ячеек, предварительно заполненных жидкой фракцией с добавлением в каждую флуоресцентной краски на водной основе соответственно красного, синего и зеленого цветов. После пробега на самолете определяют зоны попадания жидкой фракции в воздухозаборники двигателей самолета, по их яркости и цвету свечения оценивают интенсивность воздействия потока жидкой фракции. Технический результат заключается в получении устойчивой во времени визуализации попадания жидкой фракции в воздухозаборники двигателей самолета для достоверной оценки интенсивности воздействия потока на конструктивные элементы воздухозаборника. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения. Способ производства рабочих операций в пролете нервюр летательного аппарата включает введение платформы регулируемой длины в пролет нервюр, регулирование длины платформы до расстояния, равного расстоянию между двумя стрингерами на стенках нервюр, образующих пролет, регулировку платформы по горизонтали посредством изменения высоты опоры, по меньшей мере, одного края платформы с обеспечением возможности работы в указанном пролете любому лицу с опорой на платформу. Пролет нервюр летательного аппарата включает первый и второй стрингеры, расположенные напротив друг друга, и платформу, установленную между первым и вторым стрингерами с возможностью регулирования по длине и содержащую первый край, установленный на первый стрингер, второй край, установленный на второй стрингер, и опору, установленную на указанном втором крае с возможностью регулирования по высоте относительно указанной платформы. Платформа может выполняться телескопической и содержать механизм блокировки изменения длины. Обеспечивается сохранность элементов конструкции летательного аппарата. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к поперечно-стыковому соединению двух фюзеляжных секций, в частности, для образования фюзеляжного отсека самолета. В поперечно-стыковом соединении (1, 24) двух фюзеляжных секций (2, 3, 25, 26) концевые зоны (6, 7, 29, 30) секций (2, 3, 25, 26) имеют на внутренней стороне противоположно наклонные клиновые поверхности (8, 9) обшивки. Соединение обеих концевых зон (6, 7, 29, 30) осуществляется посредством огибающей поперечно-стыковой накладки (10, 31), которая снабжена двумя противоположно наклонными клиновыми поверхностями (12, 13) в зоне нижней стороны (11). Между клиновой поверхностью (12, 13) поперечно-стыковой накладки и клиновой поверхностью (8, 9) обшивки может вставляться клин (14, 15, 33, 34) для компенсации допусков между фюзеляжными секциями (2, 3, 25, 26). Во время изготовления поперечно-стыкового соединения (1, 24) двух фюзеляжных секций (2, 3, 25, 26) проводят сборку огибающей поперечно-стыковой накладки (10, 31) путем соединения между собой двух криволинейных сегментов (23, 32), выверяют первую фюзеляжную секцию (2, 25) по поперечно-стыковой накладке (10, 31). Затем вставляют клинья (14, 15, 33, 34) для компенсации допусков и соединяют концевую зону (6, 29) первой фюзеляжной секции с поперечно-стыковой накладкой (10, 31). Для присоединения второй фюзеляжной секции (3, 26) к поперечно-стыковой накладке (10, 31) поступают аналогичным образом. Достигается обеспечение универсальной компенсации допусков между двумя соединяемыми фюзеляжными секциями с помощью стандартных компенсирующих средств в пределах заданного поля допусков. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области энергетики, в частности к тепловым измерениям и измерениям расхода углероводородных горючих и теплоносителей. В способе прогнозирования осадкообразования в энергоустановках многоразового использования на жидких углеводородных горючих и охладителях, заключающемся в размещении нескольких термопар на внутренней охлаждаемой металлической поверхности с ячеистым профилем в виде лунок и измерении разности температур на дне лунок и на основной поверхности охлаждаемой стенки в контролируемой части канала энергетической установки с применением тарировочно-экспериментальных графиков для определения толщины твердых отложений в любой момент времени работы энергетической установки, согласно изобретению в контролируемой части топливно-подающего (охлаждающего) канала энергетической установки вводят и размещают, по крайней мере, один расходомер измерения скорости и расхода топлива, числа циклов и времени работы энергоустановки, далее замеряют текущие параметры и подают их в вычислительный блок, а на наружной части контролируемого топливно-подающего (охлаждающего) канала располагают не менее двух термопар, при этом измеряют температуру наружной стенки, информацию о которой подают также в вычислительный блок, производя по формулам теплопроводности расчет температуры внутренней стенки, причем в вычислительный блок вводят заданные параметры углеводородных горючих, обрабатывая все поступившие заданные и текущие данные, определяют скорость осадкообразования и толщину углеродистого осадка по формулам, учитывающим тепловую и электрическую природу осадкообразования в жидких и углеродоводородных горючих и охладителях, затем по расчетной толщине слоя углеродистого осадка и скорости осадкообразования судят о степени закоксованности нагретых участков и приблизительном остаточном времени до частичного или полного выхода из строя топливно-подающих (охлаждающих) каналов, параметры которых выводят на информационное табло информационного блока, на основе работы которого командный блок выдает команды на исполнительный блок для включения системы безопасности по борьбе с осадкообразованием. Изобретение обеспечивает повышение качества предварительного прогнозирования. 4 ил.

Изобретение относится к области технического обслуживания летательных аппаратов, более конкретно к тележке для обслуживания воздухозаборника гондолы авиационного турбореактивного двигателя. Тележка (17) для технического обслуживания воздухозаборника (9) гондолы авиационного турбореактивного двигателя содержит основание (19) и платформу (23), установленную консольно на этом основании (19) и выполненную с возможностью заходить внутрь указанного воздухозаборника (9), не соприкасаясь с ним. Технический результат заключается в упрощении процесса технического обслуживания воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя. 14 з.п. ф-лы, 16 ил.

При изготовлении конструкции фюзеляжа воздушного судна соединяют несколько последовательно расположенных фюзеляжных секций, выполняя при этом следующие операции: а) изготовление сегмента (1, 4, 9, 14, 20) наружной обшивки, при этом указанный сегмент имеет с нижней стороны сплошной продольный проем (3, 11, 22); b) разжим сегмента наружной обшивки для того, чтобы вставить элемент (34) каркаса пола; с) присоединение сегмента наружной обшивки к уже имеющейся жесткой фюзеляжной секции (23) с образованием частичного поперечного шва (33); d) позиционирование предварительно изготовленной нижней оболочки (5, 17, 21) в продольном проеме таким образом, чтобы закрыть сегмент наружной обшивки; е) дополнение частичного поперечного шва до полного поперечного шва (48) и соединение нижней оболочки с сегментом наружной обшивки с образованием двух продольных швов (46, 47); f) соединение элемента (34) каркаса пола с сегментом наружной обшивки. Обеспечивается возможность компенсации допусков при присоединении фюзеляжной секции к предварительно подготовленной жесткой фюзеляжной секции для получения конструкции фюзеляжа воздушного судна. 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к способу изготовления панели с элементами жесткости, к устройству для изготовления панели и к вариантам выполнения базовой детали для изготовления панели. Способ изготовления панели содержит этапы, на которых закрепляют панель на сборочном приспособлении, закрепляют базовую деталь на указанном сборочном приспособлении, вводят панель и базовую деталь в зацепление со стрингером, и соединяют стрингер с панелью. Базовая деталь по первому варианту содержит основание, боковые упорные блоки, выступающие от основания и расположенные по периферии основания, и упругие элементы. Базовая деталь изготовлена посредством процесса наращивания. Базовая деталь по второму варианту содержит основание, боковые упорные блоки, выступающие от основания и расположенные по периферии основания, и упругие элементы. Упругие элементы содержат упругую консольную стойку и выступ для вхождения в зацепление со стрингером в процессе использования с образованием защелкивающегося соединения. Базовая деталь по третьему варианту содержит основание, боковые упорные блоки, выступающие от основания и расположенные по периферии основания, и упругие элементы. Упругие элементы содержат упругую пружину, выполненную с возможностью вхождения в зацепление со стрингером в процессе использования и с возможностью деформирования в ответ на изменение ширины стрингера. Достигается упрощение изготовления панели. 5 н. и 14 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к способу обшивки легких самолетов полиэфирной обшивочной тканью, а также к дисперсионному клею горячего склеивания и к его применению для обшивки. Для обшивки применяют полиэфирную обшивочную ткань с продольной усадкой 7% и поперечной усадкой 5% при 160-180°C. Во время обшивки легких самолетов и/или их частей, состоящих из рамной системы, обшивочную ткань в области ее свесов и частей рамы намазывают дисперсионным клеем горячего склеивания и обматывают вокруг лонжеронных частей рамы, чтобы при разрушении полученного с помощью клея соединения между обшивочной тканью и рамой ткань удерживалась на рамном каркасе. Дисперсионный клей горячего склеивания содержит 80-88% связующего, 12-15% отверждающего компонента и 0,15-0,3% загустителя, причем клей заполимеризовывается при температурах >40°C. Отверждающий компонент содержит 54-60% растворителя, 0,35-0,5% стабилизатора на основе натриевой соли нафталинсульфоновой кислоты, 0,25-0,35% эмульгатора на основе пропоксилированного спирта, 1,7-1,9% отвердителя на основе полиэфирамина, 37-41% полиизоцианата. Достигается надежность и долговечность обшивки легких самолетов и/или их частей. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 3 ил.