Патенты принадлежащие Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") (RU)

Изобретение относится к испытаниям летательных аппаратов на прочность. Предохранительное устройство содержит мембранный узел, который выполняется в виде гибкого торообразного сильфона (5), одно основание которого герметично соединено с затвором (4) рабочего клапана, а другое с крышкой (2).

Изобретение относится к области испытательной техники, в частности к оборудованию прочностных испытаний натурных лопастей воздушных винтов вертолетов и самолетов. Способ заключается в том, что две лопасти стыкуют концевыми сечениями при помощи гибкой связи (далее образец).

Изобретение относится к области авиационной техники и касается технологии сборки соединений конструктивных элементов планера самолета с усиливающими или ремонтными накладками. Перед установкой подкрепляющей накладки на панель определяют действующие на панель эксплуатационные нагрузки и место итогового наложения накладки на панель.

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения давления на куполе парашюта (на наружной и на внутренней поверхностях) в аэродинамической трубе. Устройство для измерения распределения давления на куполе парашюта содержит стенд для крепления парашюта, информационно-измерительную систему, закрепленные на куполе приемники давления, соединенные пневмотрассой измеряемого давления с установленными в куполе электронными коммутаторами давления, которые через пневмотрассу опорного давления соединены с коллектором опорного давления, также установленным в куполе, и содержит систему сброса электростатических зарядов, задатчик опорного давления и противовес.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при проведении исследований в лабораторных условиях процессов обледенения различных объектов авиационной техники, в частности в условиях падающего снега и метели.

Изобретение относится к электрореактивным двигателям прямоточного типа (ПЭРД), в которых в качестве рабочего тела используются газы, содержащиеся в окружающей внешней среде. Предлагается способ создания тяги прямоточного электрореактивного двигателя посредством ионизации газового потока и ускорения полученных при этом ионов, согласно изобретению ионизацию газового потока осуществляют перед двигателем.

Изобретение относится к устройствам оптимизации использования воздушного или гидропотока при применении лопастных роторов и может быть использовано в авиационной технике, водной технике и ветроэнергетике.

Изобретение относится к технике прочностных испытаний натурных конструкций, в частности к способу известного вида испытаний на остаточную прочность полноразмерной тонкостенной конструкции. В процессе реализации предложенного способа на испытываемой конструкции до ее нагружения, в элементах конструкции, критических по условиям усталости, выполняют надрезы надежно обнаруживаемых в эксплуатации размеров.

Изобретение относится к способам управления самолетом при выводе на большие углы атаки, используемым при летных испытаниях или исследованиях. Способ управления неманевренным самолетом при выводе на большие углы атаки предусматривает совместное управление рулем высоты и стабилизатором от рычага управления по тангажу и возможность фиксации стабилизатора в достигнутом положении по сигналу от летчика при необходимости управления только с помощью руля высоты.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям аэродинамических моделей (АДМ) летальных аппаратов (ЛА), предназначенных для испытаний в аэродинамических трубах (АДТ). Способ исследования и оптимизации компоновки ЛА, заключается в том, что исследования в АДТ проводятся пошагово, с корректировкой модулей, образующих внешний обвод ЛА.

Изобретение относится к области авиационной техники. Стреловидное крыло самолета содержит нижнюю поверхность, пилоны мотогондол, установленных на нижней поверхности, первые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности между фюзеляжем самолета и соответствующей стороной пилона мотогондолы, и вторые секции предкрылков, каждая из которых установлена на нижней поверхности с противоположной стороны от упомянутого пилона.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиации в импульсных детонационных двигателях для получения тяги и обеспечения движения транспортных систем гражданского назначения (доставка грузов в труднодоступные районы, помощь в чрезвычайных ситуациях и пр.).

Изобретение относится к авиационной технике и предназначено для измерения аэродинамических нагрузок, действующих на планирующий парашют (ПП) в процессе интенсивного затягивания строп управления перед посадкой с целью уменьшения скорости приземления - "динамическом подрыве" купола.

Изобретение относится к дозвуковым транспортным самолетам с возможностью перевозки тяжелых и крупногабаритных грузов с суммарной массой 120-180 т. Транспортный самолет содержит двухпалубный фюзеляж с лобовым остеклением в носовой части и крыло с законцовками.

Изобретение относится к определению обобщенных параметров собственных тонов колебаний конструкций по измеренным в эксперименте частотным характеристикам (ЧХ). При реализации способа конструкцию закрепляют в пространстве, прикрепляют к конструкции вибровозбудители и вибродатчики, проводят модальные испытания с использованием многоканальной системы управления, возбуждения и измерения гармонических колебаний по методу фазового резонанса каждого тона, в процессе которых измеряют частотные характеристики вынужденных колебаний в окрестности фазового резонанса каждого тона, определяют обобщенные массы, обобщенное демпфирование и обобщенные жесткости собственных тонов колебаний.

Изобретение относится к конструкциям крыльев для летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль крыла для околозвуковых скоростей включает носовую часть с закругленной передней кромкой, сопрягающейся с верхней частью контура, включающего участок, обтекаемый со сверхзвуковой скоростью на крейсерском режиме полета самолета, и нижней частью контура.

Изобретение относится к авиационной технике и ракетно-космической технике, а именно к разработке высокоскоростных летательных аппаратов с интегрированной силовой установкой на водородном топливе. Способ определения коэффициента полноты сгорания топлива в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, в котором модель двигателя жестко соединяют с горизонтальной тягоизмерительной платформой.

Изобретение относится к инфракрасным нагревателям, основным элементом которых является излучатель, создающий равномерный тепловой поток и способный работать при высоких температурах. Инфракрасный излучатель содержит выполненную из углерод-углеродных материалов П-образную пластину с излучающей частью и концевыми частями, токоподводящие ножки, выполненные съемными из графита или графитовых материалов и соединенные с П-образной пластиной посредством крепежных элементов, расположенных вне зоны нагрева, излучающая часть П-образной платины выполнена с продольными прорезями.

Изобретение относится к области термометрии и может быть использовано при исследовании теплообмена, измерении интенсивных радиационных потоков, изучении высокотемпературных материалов. Предложен способ определения теплового потока к объекту, заключающийся в измерении температуры поверхности объекта, включая измерение средней по площади температуры приемной и обратной поверхности.

Изобретение относится к области машиностроения, в частности к трубчатым стыковочным узлам. Стыковочный узел содержит элемент приложения силы с металлическим сердечником и неметаллическую трубу.

Изобретение относится к области оптических измерений трехмерных координат объектов в пространстве, в частности к ближней фотограмметрии и видеограмметрии, и может применяться в научных исследованиях, в машиностроении и в других областях для измерений координат точек поверхности объектов.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики и может использоваться при проведении исследований в трансзвуковых аэродинамических трубах, имеющих перфорацию рабочей части. Техническим результатом является создание устройства, позволяющего оперативно производить измерение смещения отверстий в пластинах панелей перфорации с фиксацией измеренных значений в памяти прибора-компьютера для последующей информационной обработки.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата состоит из центроплана и консолей, выполненных с единой передней кромкой без излома со стреловидностью χ=28÷35°.

Изобретение относится к органам управления полетом летательного аппарата. Аэродинамический руль состоит из переднего и заднего звеньев, одно из которых опирается при своем вращении на другое, с задним звеном, выполненным с осевой компенсацией, с профилированной щелью между звеньями руля.

Изобретение относится к теплозащитным покрытиям, преимущественно гиперзвуковых летательных аппаратов. Покрытие, например, обтекателя (1), выполнено в виде слоев (2, 4, 6) эрозионностойкого высокотемпературного материала и слоев (3, 5) аблирующего материала с малой плотностью и низкой теплопроводностью.

Изобретение относится к технике прочностных испытаний металлических материалов полуфабрикатов, в частности, к способу определения влияния предварительного пластического деформирования на предел выносливости листового материала.

Изобретение относится к области органов управления полетом летательных аппаратов. Руль аэродинамической поверхности летательного аппарата состоит из переднего и заднего звеньев с несовпадающими осями вращения, с кинематической связью для синхронизации однонаправленного поворота звеньев.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано в авиационной промышленности при исследовании процессов обледенения летательных аппаратов. Установка содержит холодильную камеру с расположенной в ней горизонтальной аэродинамической трубой напорного типа с центробежным вентилятором и водораспыливающую систему.

Изобретение относится к области экспериментального определения напряжений межслоевой прочности в образцах основных силовых элементов конструкций из полимерного композиционного материала (ПКМ) при нагружении.

Изобретение относится к области измерительной техники и позволяет определять нестационарные силы с помощью динамометров с высокой точностью в широком диапазоне частот как в инерциальной, так и в неинерциальной системах координат.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается силовых авиационных конструкций из полимерных волокнистых композиционных материалов, в частности конструкции лонжеронов крыла гражданского самолета.

Изобретение относится к акустике, в частности к пневматическим излучателям звуковых сигналов. Модулятор потока газа содержит клапанный узел, состоящий из двух коаксиально расположенных полых цилиндров с одинаковой системой щелей.

Изобретение относится к теплотехнике и может быть использовано при разработке кауперных подогревателей газа для аэродинамических труб. Предлагается кауперный подогреватель газа, содержащий герметично уплотненную в корпусе у торца выхода газа насадку с газонепроницаемой боковой поверхностью и теплоаккумулирующий элемент, при этом теплоаккумулирующий элемент насадки выполнен в виде трубок с переменной вдоль оси площадью или формой поперечного сечения.
Изобретение относится к области теплообменных процессов между твердым материалом и газообразным теплоносителем, омывающим этот материал, например, при охлаждении воздуха диоксидом углерода. Способ получения газообразного хладоносителя путем подачи газа в теплообменник и сублимации твердого гранулированного хладагента в режиме кипящего слоя, в котором в качестве газа используют сжатый газ.

Изобретение относится к способам ремонта и обслуживания изделий из полимерных композиционных материалов и может применяться, в частности, в отраслях машиностроения, транспорта, строительства, энергетики.

Изобретение относится к конструкциям крыльев летательных аппаратов дозвуковых и околозвуковых скоростей полета. Аэродинамический профиль включает носовую часть с закругленной передней кромкой и хвостовую часть с задней кромкой, соединенные верхней и нижней поверхностями.

Изобретение относится к экспериментальной аэродинамике летательных аппаратов и может быть использовано при статических и динамических испытаниях моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах. Устройство включает платформу с нижним основанием, на котором размещены электроприводы, блок управления электроприводами, верхнее подвижное основание платформы, раму, один конец которой закреплен на верхнем основании платформы, а другой конец соединен с горизонтальным валом вместе с внутримодельным узлом и динамометром, на горизонтальном валу установлено устройство создания гармонических колебаний модели по крену и рысканию.
Изобретение относится к машиностроению, а именно к определению резонансной частоты и амплитуды резонансных колебаний. Измеритель собственного тона колебаний конструкции содержит акселерометр и пружину, причем акселерометр установлен на пружине, прикрепленной к конструкции.

Изобретение относится к способу моделирования динамики полета летательного аппарата на пилотажном стенде. Для моделирования динамики полета при изменении оператором положения рычагов управления передают информацию об изменении положения этих рычагов в блок-вычислитель динамики движения летательного аппарата, рассчитывают в блоке-вычислителе параметры движения летательного аппарата, в том числе перегрузки, и осуществляют визуализацию на основе этих параметров приборов и внекабинной обстановки, моделируют физиологическую реакцию на перегрузки и корректируют поступающую в этот блок информацию о положении рычагов управления в зависимости от рассчитанной перегрузки в блоке-вычислителе динамики движения летательного аппарата.

Изобретение относится к области экспериментальной аэродинамики летательных аппаратов и может быть использовано при исследованиях характеристик аэродинамической модели (АДМ) в процессе испытаний в аэродинамической трубе.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается, в частности, экспериментальных исследований аэроупругости летательных аппаратов в аэродинамических трубах (АДТ) с помощью динамически подобных отсечно-балочных моделей отъемной части крыла.

Экранолёт // 2729114
Изобретение относится к летательным аппаратам. Экранолет содержит центроплан с консолями крыла, двухбалочное хвостовое оперение с килями и одним стабилизатором, взлетно-посадочное устройство.

Изобретение относится к измерительной технике и предназначено для формирования в автоматическом режиме заданного количества дискретных величин приращения сопротивления относительно номинального сопротивления тензорезисторов при проведении с требуемою точностью метрологических исследований, поверки и калибровки каналов измерения сигналов тензорезисторов быстродействующих измерительных систем.

Изобретения относятся к измерительной технике и предназначены для формирования заданного количества дискретных приращений сопротивления относительно номинального сопротивления имитируемого тензорезистора при проведении метрологических исследований, калибровки и поверки быстродействующих измерительных систем в автоматическом режиме.Техническим результатом настоящих изобретений является расширение функциональных возможностей четырехпроводного имитатора сигналов тензорезистора, имеющего в своем составе n резисторов ступеней имитации, для обеспечения проведения с требуемой точностью метрологических исследований, поверки и калибровки быстродействующих измерительных систем за счет увеличения количества сформированных в имитаторе ступеней приращения сопротивления с n+1 до [(m+1)n+1], где m число дополнительно сформированных ступеней приращения сопротивления в пределах одного расчетного шага ступени приращения сопротивления в четырехпроводном имитаторе сигналов тензорезистора.

Изобретение относится к области авиационной техники, преимущественно к фюзеляжам самолетов с дозвуковыми и околозвуковыми скоростями полета. Фюзеляж самолета, в кормовой части содержит выходы каналов для выдува воздуха, расположенные на его поверхности, выходы каналов выполнены с осями, наклоненными под углами 30°-60° к поверхности фюзеляжа и углами 30°-60° между проекциями осей каналов на поверхность фюзеляжа и направлениями потока у выходов каналов на крейсерском режиме полета самолета, выходы каналов для выдува воздуха расположены на расстоянии от конца кормовой части фюзеляжа равном 0.5-1.5 эквивалентного диаметра миделя фюзеляжа.

Изобретение относится к области композитных конструкций и касается высоконагруженных конструкций из полимерных композиционных материалов, в частности стержневых узлов и ферменных агрегатов авиационных конструкций.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ снижения влияния обледенения на аэродинамическую поверхность заключается в том, что через продольное щелевое сопло на верхней плоскости аэродинамической поверхности производят тангенциальный выдув струи сжатого воздуха.

Изобретение относится к области экспериментальной гидродинамики и аэродинамики. Модель для исследования посадки самолета на воду содержит фюзеляж гладкой формы с приподнятой хвостовой частью.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло летательного аппарата содержит центроплан и консоль, выполнено с удлинением λ=8÷11, сужением η=3.0-4.5, содержит сверхкритические профили.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертируемый летательный аппарат содержит фюзеляж, хвостовое оперение, крыло, маршевую силовую установку с воздушными винтами, установленными на крыле.
Наверх