Размещение на летательном аппарате элементов силовых установок или вспомогательных устройств, не отнесенных к другим рубрикам (B64D33)
B64D33 Размещение на летательном аппарате элементов силовых установок или вспомогательных устройств, не отнесенных к другим рубрикам(320)
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для электропитания бортовой аппаратуры, а также двигателей электропривода беспилотных летательных аппаратов мультироторного типа.
Изобретение относится к воздухозаборнику (100) для крепления на панели (3) летательного аппарата. Воздухозаборник содержит воздухозаборную кромку (108), имеющую стенку, периферийный кольцевой элемент (109), выполненный с возможностью крепления к панели (3), и опорный элемент (110), выполненный с возможностью поддерживания воздуховода (6) для циркуляции воздуха.
Изобретение относится к воздухозаборникам летательных аппаратов. Система подпитки воздухозаборника включает раму прямоугольной формы, петли (2), закрепленные на раме, створки подпитки воздухозаборника и сегменты сетки.
Изобретение относится к воздухозаборнику двигателя летательного аппарата. Воздухозаборник содержит механизм (100) разборки, имеющий панель (110).
Изобретение относится к термоэлектрической полупроводниковой холодильной технике, а именно к производству холода и теплоты в ЛА с целью кондиционирования воздуха и отопления и охлаждения авиационного генератора, с наличием или отсутствием которого связаны массогабаритные показатели генератора.
Изобретение относится к летательным аппаратам. Воздухозаборное устройство сверхзвукового летательного аппарата содержит центральное тело (1), обечайку (2), профилированную переднюю кромку (3), образующую входное отверстие (4) воздухозаборного устройства и канал воздухозаборного устройства.
Изобретение относится к теплообменникам для летательного аппарата, в частности, теплообменник представляет собой газожидкостный теплообменник. Теплообменник для трансмиссионного блока летательного аппарата содержит первичный и вторичный модули и первый ряд ребер, лежащий на плоскости, ортогональной по отношению к первичному направлению (X).
Изобретение относится к авиационной технике, а именно к воздухозаборникам для обеспечения забортным воздухом систем и силовых установок летательных аппаратов (ЛА). Сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник содержит корпус воздухозаборника с обечайкой, расположенный непосредственно на поверхности летательного аппарата, и горло, за которым расположен по меньшей мере один дозвуковой диффузор.
Изобретение относится к устройствам для защиты воздухозаборника двигателя самолета от попадания птиц. Защитный блок двигателя самолета от попадания птиц, включающий защитный экран, перекрывающий вход воздухозаборника.
Изобретение относится к авиационной технике. Магистральный самолет содержит фюзеляж, центральная часть которого включена в единую конструкцию с консолями крыла, силовую установку, содержащую двигатели и воздухозаборники.
Авиационная интегрированная электроэнергетическая установка содержит батарейный блок, выполненные с использованием сверхпроводниковых материалов с возможностью криоохлаждения распределительное устройство, соединительные кабели, по меньшей мере один двигатель, криосистему с по меньшей мере одним контуром криогенного охлаждения для взаимосвязанных определенным образом компонентов установки, выполненных с использованием сверхпроводниковых материалов.
Изобретение относится к авиационной технике и касается конструкции воздухозаборника с изменяемой геометрией для сверхзвукового пассажирского летательного аппарата (ЛА). Воздухозаборник содержит поворотный элемент, установленный в воздушном канале и предназначенный для изменения площади поперечного сечения.
Группа изобретений относится к устройству и способу уплотнения промежутков изменяемой геометрической конфигурации в системах летательного аппарата. Летательный аппарат содержит корпус (316), уплотнение (318) и устройство (320) накопления энергии.
Изобретение относится к воздухозаборным устройствам вертолетных газотурбинных двигателей. Воздухозаборное устройство вертолета для газотурбинного двигателя, обеспечивающее очистку воздуха от посторонних предметов, в том числе мелкого гравия, песка и пыли, характеризуется тем, что передняя часть внешней оболочки обтекателя (6) имеет конусообразную форму, а образующая конусной оболочки направлена от передней кромки (21') входного отверстия канала обтекателя назад и к периферии и соединяется с последующей частью контурной линии обтекателя (6), формирующей канал сепаратора.
Изобретение относится к охлаждению двигателей внутреннего сгорания. Узел двигателя (10) для винтового летательного аппарата включает в себя двигатель (11), приводной вал (13), приводимый в движение двигателем (11), и радиатор (20), содержащий проход (24) для размещения приводного вала (13), при этом проход (24) расположен таким образом, что радиатор (20), по существу, окружает приводной вал (13) в окружном направлении.
Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям. Воздухозаборное устройство (1) сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, интегрированного с корпусом летательного аппарата, содержит канал (2) с входным окном (3) в виде кольцевого сегмента и критическим сечением (4) и многоскачковое тело торможения воздушного потока.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям входных устройств, и может быть использовано в прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД). Разработано входное устройство для подвода воздуха в камеру сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя, состоящее из прямоугольного корпуса, в головной части которого на верхней и нижней образующих его гранях шарнирно установлены две обечайки, внутри корпуса установлен пространственный клин, равный по ширине корпусу воздухозаборника и состоящий из граней, образующих две поверхности сжатия, две поверхности, регулирующие сечение горла, и две замыкающие поверхности, при этом каждая грань, образующая поверхность сжатия пространственного клина, состоит из (N-1) сегментов, соединенных между собой шарнирно, где N - число скачков уплотнения, при этом первые сегменты двух поверхностей сжатия пространственного клина соединены между собой шарнирно, каждый сегмент состоит из двух частей: ответной, выполненной в виде пластины с направляющим пазом, и основной, выполненной в виде пластины и телескопически входящей в ответную часть с возможностью перемещения относительно друг друга, при этом длинасегмента, основной и ответной частей выбираются из условия , где - длина основной и ответной частей, L - длина сегмента, грани поверхностей регулирования сечения горла входного устройства с одной стороны соединены шарнирно с (N-1)-м сегментом каждой поверхности сжатия, а с другой стороны соединены шарнирно с гранями замыкающих поверхностей, при этом грани замыкающих поверхностей соединены между собой шарнирно, каждый из (N-1) сегментов поверхности сжатия, а также грани замыкающих поверхностей соединены с центральной консольной балкой с помощью системы тяг управляемой длины: одна из частей первой и (N-1)-й сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной балкой тягами управляемой длины, ответные части и основные части остальных 2…(N-2) сегментов поверхностей сжатия соединены с центральной консольной балкой тягами управляемой длины, грани замыкающих поверхностей пространственного клина соединены с центральной балкой посредством тяг управляемой длины.
Механически распределенная силовая установка содержит двигатель для создания мощности механического привода, приводной вал, реверсирующую направление трансмиссию и движительный вентилятор. Приводной вал функционально связан с двигателем для приема мощности механического привода.
Изобретение относится к области авиационной техники, в частности, к конструкциям беспилотных, а также и пилотируемых вертолетов, преимущественно, с двигателями внутреннего сгорания, снабженными системой охлаждения.
Изобретение может быть использовано в выхлопных системах для летательных аппаратов или других транспортных средств. Выхлопная труба (118) содержит участок (215) стенки, образующей канал, имеющий впускную часть (202), выполненную с возможностью приема потока выхлопных газов, и выпускную часть (204), выполненную с возможностью выпуска потока выхлопных газов и множество гофров (F).
Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Защитное устройство двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) с фиксаторами корпуса воздухозаборника (3), которая шарнирно соединена со штоком привода (4), жестко закрепленного на корпусе воздухозаборника (2).
Изобретение относится к системам охлаждения двигателей летательных аппаратов вертолетного типа. Система включает рубашку охлаждения двигателя (1), радиаторы, сообщенные подводящим и отводящим трубопроводами с рубашкой охлаждения.
Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) с фиксаторами корпуса воздухозаборника (3).
Гибридная силовая установка для самолетов с двумя или более винтовыми движителями содержит двигатель внутреннего сгорания с системой его автоматического управления, систему подачи топлива, электродвигатели, общее число которых соответствует количеству винтовых движителей, систему управления силовой установкой, основную электрическую сеть постоянного тока, блок генерирования электрической энергии, блок аккумулирования электрической энергии, соединенные определенным образом.
Изобретение относится к области авиации, в частности, к аэродромному оборудованию для обслуживания летательных аппаратов и их двигателей, средствам наземного обеспечения полетов общего применения (СНО ОП).
Группа изобретений относится к области управления мощностью, подаваемой на двигатели самолёта. Техническим результатом является снижение числа используемых контроллеров и потерь на высоких мощностях.
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 устройствам защиты от падания объектов внутрь авиадвигателя. Защитное устройство реактивного самолетного двигателя представляет собой полый воздухозаборник (1), герметично присоединенный своей хвостовой частью к впускному переднему соплу защищаемого двигателя.
Изобретение относится к авиационной технике. Малозаметный многофункциональный самолет большой дальности и продолжительности полета содержит фюзеляж, крыло, оперение, два реактивных двигателя и шасси, основные стойки которого установлены на крыле и убираются назад по полету в гондолы на задней части крыла, в нижней части фюзеляжа в районе центра масс которого расположен грузовой отсек с люками для крупногабаритных сбрасываемых средств.
Изобретение относится к воздухозаборникам двигателей летательных аппаратов. Воздухозаборник самолета содержит криволинейный воздушный канал (1).
Изобретение относится к аэрокосмической технике, а более конкретно к устройству для торможения в атмосфере. Устройство для торможения и защиты спускаемого летательного аппарата в атмосфере содержит экран в виде трубчато-решетчатой конструкции, каркас которой закреплен на фронтальной поверхности летательного аппарата.
Изобретение относится к гондоле авиационного двигателя. Гондола (10) содержит трубчатый кожух, открытый по противоположным осевым концам, с внутренней стенкой (12) и наружной стенкой (14).
Сверхзвуковое входное устройство для реактивного двигателя воздушного летательного аппарата содержит наклонный элемент, имеющий передние кромки; рабочие передние кромки на наклонном элементе, которые содержат панели, выполненные с возможностью поворота с обеспечением выдвижения рабочих передних кромок от передних кромок наклонного элемента и имеющие отведенное положение, в котором передние кромки панелей и передние кромки наклонного элемента выровнены со скачком (36) уплотнения при числе Маха для расчетного режима.
Воздухозаборник (110) двигателя самолета содержит гибкий впуск (120), сформированный из деформируемого материала, который содержит внешнюю поверхность (211), внутреннюю поверхность (212) и множество кромок (213), которые прикреплены к обшивке (240) фюзеляжа самолета и к воздухозаборному каналу (250) двигателя самолета.
Изобретение относится к камере (12) подвода воздуха двигателя вертолёта, расположенной перед входом (2) воздуха указанного двигателя, выполненным в корпусе (3) указанного двигателя, при этом указанная камера (12) подвода воздуха содержит первую боковую стенку (121) и вторую боковую стенку (122), которые вместе образуют канал, по которому проходит воздушный поток (7) во время работы указанного двигателя.
Изобретение относится к силовой установке летательного аппарата. Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата содержит газотурбинные двигатели со свободной турбиной и газогенераторами.
Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей.
Изобретение относится к средствам защиты двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), установленную в двух направляющих (2) фиксаторами (5) корпуса воздухозаборника (3).
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Сверхзвуковой конвергентный воздухозаборник смешанного сжатия включает в себя участок внешнего сжатия с поверхностью внешнего сжатия (1), выполненного в виде заостренной спереди, по передней кромке носа, дугообразного поперечного сечения ковшовой конвергентной поверхности.
Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Выходное устройство авиационного реактивного двигателя, установленного на летательное средство, содержащее крыло, содержит выходное сопло двигателя и шумоглушитель, снабженный выходным соплом.
Изобретение относится к области авиации. Высокоманевренный самолет представляет интегральный продольный биплан, включающий фюзеляж, крылья, снабженные корневыми наплывами, на которых расположено переднее горизонтальное оперение, двухкилевое вертикальное оперение, двигатели с изменяемым вектором тяги, имеющий воздухозаборники продува мотоотсеков и теплообменников системы кондиционирования, и шасси.
Защитное устройство для авиационного двигателя для защиты авиационного двигателя от засасывания крупных объектов содержит в целом конусообразный корпус, секцию основания заднего конца корпуса защитного устройства и секцию колпака на дистальном переднем конце корпуса защитного устройства, по меньшей мере три вертикальные проходящие по периферии стенки, расположенные между основанием и секцией колпака, при этом следующие друг за другом периферийные стенки имеют разные периферийные размеры, являются цилиндрическими по периферии, с увеличением размера от основания к секции колпака.
Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет в нижней части две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях.
Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вверх на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вниз на угол αn=25°-30°.
Изобретение относится к защите двигателей летательных аппаратов от попадания посторонних предметов. Бортовое устройство защиты двигателя от попадания посторонних предметов содержит подвижную нижнюю панель (1), расположенную в корпусе (7) воздухозаборника, и имеет две панельки (12, 13) нижней панели на двух поперечных осях, которые совершают одновременно колебательные перемещения в поперечной плоскости нижней панели с периодами колебаний Т=1,0-4,0 с - кормовая панелька (12) вниз на угол αк=25°-30°, а поперечная панелька (13) - вверх на угол αn=25°-30°.
Группа изобретений относится к способу запуска тестирования работы по меньшей мере одного вентилятора, выполненного с возможностью охлаждения вычислительных устройств турбореактивного двигателя летательного аппарата, модулю обработки данных (МТ), двум системам охлаждения по меньшей мере двух вычислительных устройств турбореактивного двигателя летательного аппарата.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям воздухозаборников реактивных двигателей. Сверхзвуковой воздухозаборник включает внутренний канал, образованный поверхностью сжатия и противолежащей ей обечайкой, которая при сверхзвуковом течении на входе формирует скачок, падающий на поверхность сжатия в положении, зависящем от скорости потока, при этом на поверхности сжатия, которая выполняется с продольными щелями слива пограничного слоя или перепуска воздуха, расположенными параллельно с некоторым шагом в поперечном потоку ряду, щели могут быть выполнены либо с их фиксированной шириной, либо с регулируемой шириной, что обеспечивается с помощью подвижных удлиненных в направлении потока элементов.
Изобретение относится к входным устройствам высокоскоростных летательных аппаратов. Асимметричный воздухозаборник для трехконтурного двигателя сверхзвукового самолета содержит пространственный клин (1), обечайку (2), боковые стенки (3), дозвуковой диффузор (6), горло и систему управления пограничным слоем.
Изобретение относится к системам руления летательных аппаратов. Двигатель (10) летательного аппарата включает в себя газотурбинный двигатель (11) с газогенератором.
Изобретение относится к области авиационных двигателей и тормозных устройств самолетов. Отклоняющая решетка реверсивного устройства наружного корпуса двигателя включает монолитные секции.