Крепление гондол, обтекателей, капотов (B64D29/06)
B64D29/06 Крепление гондол, обтекателей, капотов(55)
Изобретение относится к воздухозаборнику двигателя летательного аппарата. Воздухозаборник содержит механизм (100) разборки, имеющий панель (110).
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Мотогондола винтовая летательного аппарата включает полый опорный кронштейн (1), служащий для фиксации устройства к летательному аппарату.
Группа изобретений относится к области носовых обтекателей (НО) высокоскоростных летательных аппаратов (ВЛА), размещаемых в транспортно-пусковых контейнерах (ТПК) под условия подводного старта. НО ВЛА в ТПК закреплен пиростопорами с возможностью отделения на носовой части ВЛА, имеет выступ для упора в перестыковочное кольцо ТПК и закреплен на перестыковочном кольце с помощью срезных элементов с обеспечением герметичности с ТПК.
Изобретение относится к авиастроению. Предложена конструкция, содержащая гондолу 1 или реверсер тяги 18, при этом конструкция содержит неподвижную часть 2 и подвижную часть 3, а также она содержит: первую направляющую, предусмотренную на или в неподвижной части конструкции или подвижной части конструкции; первый электрический соединитель 13, прикрепленный к неподвижной части 2 конструкции; второй электрический соединитель 16, прикрепленный к подвижной части 3 конструкции; и каретку 6, выполненную с возможностью перемещения вдоль первой направляющей; причем каретка содержит электрический кабель 8 с замкнутой петлей, установленный в или на корпусе каретки 6 таким образом, чтобы кабель 8 с замкнутой петлей мог вращаться, причем первый электрический соединитель 13 электрически соединен с электрическим кабелем 8 с замкнутой петлей, а электрический кабель 8 с замкнутой петлей электрически соединен со вторым электрическим соединителем 16, тем самым обеспечивая электрическое соединение между неподвижной частью 2 конструкции и подвижной частью 3 конструкции.
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, силовой установке, оснащенной такой гондолой, и летательному аппарату, содержащему такую силовую установку. Гондола турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит заднюю секцию без нижнего разветвления, которая содержит систему реверса тяги, содержащую подвижный капот.
Изобретение относится к креплению капота газогенератора турбореактивных двигателей. Капот газогенератора турбореактивного двигателя содержит оболочку, состоящую из верхней и нижней по потоку частей.
Изобретение относится к системе крепления панели (32) на стенке (17; 52) турбомашины, причем эта система содержит гайку, предназначенную для захождения в нее винта (31) в направлении, нормальном относительно стенки (17), при этом винт (31) проходит через элемент, такой как наружная панель (32), для крепления этого элемента на стенке (17).
Изобретение относится к летательным аппаратам. Носовой обтекатель летательного аппарата (2) в транспортно-пусковом контейнере (3) состоит из днища (11) и корпуса (12), образующих разъемное соединение с обеспечением герметизации стыка.
Изобретение относится к области авиации, в частности к системам крепления реверсивных устройств газотурбинных двигателей самолетов. Сигнализатор закрытого положения механизма крепления реверсивного устройства мотогондолы к газотурбинному двигателю, блокирующий закрытие створок капота мотогондолы, включает неподвижный кронштейн, расположенный на корпусе газотурбинного двигателя, подвижное звено, упор.
Изобретение относится к турбореактивным двигателям. Двигательная установка содержит гондолу.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гондол двигателей. Конструкция корпуса, устанавливаемая между двигателем и гондолой летательного аппарата, включает в себя обечайку, окружающую двигатель и содержащую неподвижную часть (30) и множество секторов (12А, 12В), по меньшей мере одно радиальное плечо (14), обеспечивающее соединение с гондолой, и множество средств крепления для соединения указанного множества секторов обечайки между собой или с указанным радиальным плечом.
Изобретение относится к устройству для скрепления деталей, в частности к гайкам, и направлено на устранение возможности потери гайки при использовании. Устройство скрепления двух деталей, первая из которых содержит крепежный фланец, содержащий по меньшей мере одно отверстие для прохождения резьбового стержня, установленного на второй детали или выполненного заодно с ней, и средства предупреждения потери гайки относительно фланца до ее завинчивания на резьбовом стержне.
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, имеющей заднюю секцию, содержащую по меньшей мере одну переднюю раму (2), предназначенную для крепления к неподвижной части гондолы. Задняя секция снабжена, по меньшей мере, одним рельсом или ползуном (3).
Изобретение относится к газотурбинным двигателям летательного аппарата. Узел содержит газотурбинный двигатель и систему крепления двигателя к летательному аппарату.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам для турбореактивных двигателей. Гондола для двухконтурного двигателя содержит переднюю, среднюю и заднюю секции, наружную конструкцию с, по меньшей мере, одним капотом, смонтированным на внутренней конструкции, и, по меньшей мере, одну первую и одну вторую панели.
Изобретение относится к области авиации, в частности к узлам авиационных двигателей. Узел авиационного двигателя содержит первое и второе кольца и первый и второй соединительные фланцы.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к гондолам турбореактивных двигателей. Гондола турбореактивного двигателя содержит кожух вентилятора, переднюю раму, средство отклонения потока, реверсор тяги и усиливающую конструкцию.
Изобретение относится к области авиации, в частности к гондолам летательных аппаратов. Гондола турбореактивного двигателя содержит воздухозаборник, среднюю и заднюю секции.
Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам крепления гондол авиационных двигателей. Узел удержания зоны сопряжения неподвижной наружной конструкцией гондолы и картера турбореактивного двигателя содержит два выступа, являющихся частями переднего по потоку конца неподвижной наружной конструкции и заднего по потоку конца картера.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол и реверсивных устройств двухконтурных турбореактивных двигателей. Гондола летательного аппарата содержит опорную конструкцию (100, 110, 200, 300, 400, 500), снабженную устройством реверса тяги, имеющим несущую раму (45, 201, 301, 401, 501), выполненную из композитного материала.
Силовая установка для летательного аппарата содержит вентилятор (3) и узел (А) воздухозаборника. Вентилятор (3) содержит корпус (23), на внутренней стенке которого предусмотрена обшивка (25), верхний по потоку край которой смещен назад относительно верхнего по потоку края (29) указанного корпуса (23).
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.
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.
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.
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.
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.
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).
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.
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).
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжающийся в верхней части жестко соединенной с пилоном частью (14), называемой козырьком, и дверцу (16) с изогнутым профилем.
Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к устройству гондолы летательного аппарата. Гондола содержит воздухозаборник (12), продолжаемый в верхней части козырьком, и дверцу с изогнутым профилем, а также устройство для придания жесткости.
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.
Изобретение относится к гондоле для двигателя летательного аппарата. Гондола содержит передний обтекатель (13) и задний обтекатель (1а).
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя для установки на воздушное судно. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для размещения двигателя (2) летательного аппарата. .
Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, прикрепляемой к какой-либо самолетной конструкции с помощью соединительной стойки. .
Изобретение относится к соединительным устройствам для соединения элементов, шарнирно поворотных относительно друг друга. .
Изобретение относится к турбореактивным двухконтурным двигателям и может быть использовано в авиационной промышленности. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединительному устройству подвижных относительно друг друга элементов гондолы. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с демпферами для боковых крышек. .
Изобретение относится к запирающему устройству, устанавливаемому на участке смыкания гондолы. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к креплению элемента гондолы турбореактивного двигателя. .
Изобретение относится к устройству для соединения двух полуоболочек гондолы двигателя летательного аппарата и к гондоле, снабженной таким устройством. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя. .
Изобретение относится к области авиации, более конкретно - к системе крепления пилона к крылу. .
Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей, гротов, панелей на летательных аппаратах, в частности гидросамолетах. .
Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено для крепления капотов, обтекателей на летательных аппаратах. .