Компоновка удлиненной заслонки понижения давления

Авторы патента:


Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления
Компоновка удлиненной заслонки понижения давления

 


Владельцы патента RU 2423288:

ЭЙРБАС ДОЙЧЛАНД ГМБХ (DE)

Изобретение относится к области кондиционирования самолетов. Устройство для создания быстрого выравнивания давления воздуха между областями фюзеляжа летательного аппарата, которые отделены друг от друга конструкцией фюзеляжа летательного аппарата и которые испытывают разность давления воздуха относительно друг друга в летательном аппарате, содержит одно сквозное отверстие в конструкции фюзеляжа летательного аппарата, заслонку понижения давления, которая частично закрывает сквозное отверстие, и механизм отпирания. Механизм отпирает заслонку понижения давления из ее закрытого положения, так что заслонка понижения давления может перемещаться в открытое положение, в котором сквозное отверстие является по существу открытым, когда превышается критическая разность давления воздуха. Заслонка понижения давления содержит части, которые шарнирно соединены вместе, частично проходит в область пола кабины, интегрирована в обшивку борта пассажирской кабины летательного аппарата. Достигается оптимизация заслонки понижения давления, для сохранения наибольшей площади пола кабины. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к устройству для создания быстрого выравнивания давления воздуха между областями фюзеляжа летательного аппарата, которые отделены друг от друга конструкцией фюзеляжа летательного аппарата и которые имеют разность давления воздуха относительно друг друга, содержащему по меньшей мере одно сквозное отверстие в конструкции фюзеляжа летательного аппарата, заслонку понижения давления, которая, по меньшей мере частично, закрывает сквозное отверстие, и механизм отпирания, который, когда превышается критическая разность давления воздуха, отпирает заслонку понижения давления из ее закрытого положения, так что заслонка понижения давления может перемещаться в открытое положение, в котором сквозное отверстие, по существу, является открытым. Изобретение, кроме того, относится к летательному аппарату, в частности к пассажирскому летательному аппарату, содержащему устройство вышеуказанного вида.

Поперечное сечение фюзеляжа обыкновенного пассажирского летательного аппарата обычно подразделяется на множество областей, в частности на пассажирскую кабину, грузовой отсек, потолочную область (указываемую ссылкой как «зона свода»), днище и что указывается ссылкой как «треугольные области» между пассажирской кабиной, грузовым отсеком и внешней обшивкой. При полете на относительно больших высотах, например высоте между 10 и 12 километрами, внутренней части фюзеляжа летательного аппарата необходимо подвергаться климатическому контролю в силу неблагоприятных условий окружающей среды, включающих в себя низкую температуру, например -50°С, и относительно низкое давление воздуха, например 250 мбар. Это включает в себя наддув фюзеляжа до эквивалентной высоты («высоты кабины») приблизительно 3000 м (около 800 мбар) и обогрев его до благоприятной температуры. Для такой цели воздух отбирается из ступеней компрессора двигателей и вводится в пассажирскую кабину после надлежащей подготовки. По мере того как эквивалентный потребленный воздух вытягивается из кабины и добавляется к части свежего воздуха или удаляется из фюзеляжа летательного аппарата через то, что указывается ссылкой как «клапаны оттока» в нижней части фюзеляжа. Регулируемый втекающий поток свежего воздуха и вытекающий поток потребленного воздуха предусматривают, что давление в кабине поддерживается на постоянном уровне, который при больших перелетах отличается на 500 мбар или более от внешнего давления фюзеляжа летательного аппарата. Если возникает повреждение в герметизированной внешней обшивке летательного аппарата, имеющее следствием отверстие в окружающую атмосферу вокруг летательного аппарата, кабина летательного аппарата страдает от понижения давления, которое, в частности, воздействует на область непосредственно за отверстием. Относительно высокая разность давления относительно окружающей атмосферы вокруг летательного аппарата означает, что воздух вытекает из области кабины, которая повреждена, для того, чтобы скомпенсировать разность давления. В силу вышеуказанного подразделения внутренней части фюзеляжа на множество взаимно отдельных областей, как его следствие, разность давления возникает между областью кабины, в которой очень быстро понижается давление, и соседними областями, в которых давление понижается медленнее. Такая разность давления действует непосредственно на границе поверхностей между соседними областями. В случае понижения давления грузового отсека пол кабины тяжело нагружался бы вследствие возникновения разности давлений. Так, 3 марта 1974 года DC10 Макдоннел-Дуглас при подъеме на крейсерскую высоту претерпел аварийную ситуацию с критическим повреждением, которое должно быть приписано люку грузового отсека, который был неправильно закрыт. Вследствие равномерного подъема на крейсерскую высоту тот люк подвергался постоянно возрастающей силе, которая должна быть приписана разности давлений между кабиной и окружающей атмосферой снаружи летательного аппарата. На определенной высоте люк грузового отсека больше не мог выдерживать напор давления и открылся наружу самопроизвольно, так что давление воздуха грузового отсека выровнялось с уровнем окружающей атмосферы снаружи фюзеляжа летательного аппарата вследствие вытекающего потока воздуха, что имело следствием относительно высокую разность давлений между грузовым отсеком и пассажирской кабиной. Так как поперечные сечения потока между пассажирской кабиной и грузовым отсеком не были достаточны для быстрого выравнивания разности давления в вовлеченном летательном аппарате, пол пассажирской кабины был чрезмерно тяжело нагружен и, в конечном счете, прогнулся в своем самом слабом месте. Так как некоторые жизненно важные гидравлические и электрические линии были проложены вдоль пола кабины, и эти линии разорвались или пережались вследствие прогиба пола, спустя короткое время сразу после открывания люка грузового отсека, весь летательный аппарат больше не был управляем и, в конечном счете, потерпел крушение.

По этой причине так называемые заслонки понижения давления используются между пассажирской кабиной и грузовым отсеком или треугольной областью, эти заслонки открываются в случае быстрого падения давления воздуха в грузовом отсеке и, тем самым, дают давлению воздуха в пассажирской кабине возможность быстро снижаться. Как результат, пол кабины нагружается только в течение короткого времени и в меньшей степени и, как результат, сохраняет целостность.

Заслонки понижения давления, также называемые как «облицовочные панели» («облицовка» означает именно базовую область), обычно расположены поблизости от внешней кромки пола кабины, от которой они наклонно проходят под заданным углом на короткое расстояние вверх по направлению к внешней обшивке. Они могут поворачиваться вокруг шарнира на своем верхнем конце и, возможно, открывать относительно большое отверстие в расположенной ниже области поперечного сечения фюзеляжа. В закрытом состоянии облицовочные панели находятся с определенным вертикальным промежутком от пола пассажирской кабины и с горизонтальным промежутком от обшивки или обивки внутренней отделки борта кабины.

Современные заслонки понижения давления присоединены к пластине закрытия, которая, вместе с заслонкой понижения давления, формирует воздушный канал для потребленного кабинного воздуха в более низкие области фюзеляжа. Если теперь превышается предопределенная разность давления воздуха между пассажирской кабиной и более низкими областями фюзеляжа, пластина закрытия деформируется в направлении более низкого давления и, таким образом, освобождает запорное средство, которое удерживает заслонку понижения давления в ее положении. После того как произошло отпирание заслонки понижения давления, она перемещается по направлению к внешней обшивке вследствие всасывающего действия и открывает большое сквозное отверстие. Таким образом, воздух выходит из пассажирской кабины в направлении более низкого давления.

Недостатком современных заслонок понижения давления является уменьшение имеющейся в распоряжении площади пола кабины, так как заслонки понижения давления выступают от обшивки борта кабины в направлении пассажирской кабины. Это означает, что необходимо, чтобы самая внешняя направляющая пассажирского кресла крепилась со смещением внутрь до такой степени, чтобы обеспечивалась безотказная циркуляция кабинного воздуха, когда заслонка понижения давления закрыта.

В ходе разработки нового пассажирского летательного аппарата и реализации наибольшего возможного уровня комфорта для пассажиров, кроме того, планировалось, чтобы обшивка борта кабины смещалась заметно ближе к внешней обшивке. Что имеет следствием заметно более узкое поперечное сечение потока для выравнивания давления между пассажирской кабиной и областями под полом.

Поэтому, цель изобретения состоит в том, чтобы оптимизировать заслонку понижения давления таким образом, чтобы она могла сохранять наибольшую возможную площадь пола кабины одновременно с уменьшением промежутка обшивки борта кабины относительно внешней обшивки летательного аппарата, но которая, при срабатывании или отпускании, дает почти такое же или большее сквозное пространство для целей быстрого выравнивания давления.

В соответствии с первым аспектом цель изобретения достигается тем, что заслонка понижения давления содержит множество частей, которые шарнирно соединены вместе.

В соответствии со вторым аспектом цель изобретения достигается тем, что заслонка понижения давления, по меньшей мере частично, проходит в область пола кабины летательного аппарата.

В соответствии с изобретением заслонка понижения давления может быть такой конфигурации, что часть может быть интегрирована в обшивку борта, и дополнительная часть в закрытом состоянии может использоваться в качестве детали пола или другой граничной поверхности. После срабатывания основной заслонки понижения давления части вытягиваются или поворачиваются в направлении внешней обшивки и, в свою очередь, открывают поперечное сечение потока.

В соответствии с вариантом изобретения предлагается, чтобы механизм отпирания имел пластину закрытия, которая присоединена к заслонке понижения давления.

В преимущественном варианте изобретения основная заслонка понижения давления интегрирована в обшивку борта пассажирской кабины летательного аппарата и/или в свою собственную раму.

Также предпочтительно, если удлинение заслонки понижения давления расположено на основной заслонке понижения давления посредством шарнира.

Интегрирование удлинения заслонки понижения давления в пол пассажирской кабины летательного аппарата также желательно.

Предпочтительно, удлинение заслонки понижения давления поддерживается в закрытом положении в качестве детали пола для восприятия нагрузки от шагов и тому подобного.

Для основной заслонки понижения давления, в закрытом состоянии, преимущественным является расположение по существу перпендикулярно полу.

Кроме того, преимущественно, если основная заслонка понижения давления имеет вентиляционные отверстия для выхода воздуха из пассажирской кабины.

Предпочтительный вариант осуществления изобретения описан со ссылкой на фигуры, среди которых:

фиг.1 показывает поперечное сечение по фюзеляжу пассажирского летательного аппарата,

фиг.2 показывает поперечное сечение обычной облицовочной панели,

фиг.3 показывает имеющееся сквозное пространство в современном пассажирском летательном аппарате,

фиг.4 показывает имеющиеся сквозные пространства для будущего пассажирского летательного аппарата,

фиг.5 показывает поперечное сечение удлиненной облицовочной панели,

фиг.6 показывает поперечное сечение удлиненной облицовочной панели вскоре после того, как была превышена критическая разность давления воздуха,

фиг.7 показывает поперечное сечение удлиненной облицовочной панели после отпирания и во время открывания,

фиг.8 показывает поперечное сечение удлиненной облицовочной панели в полностью открытом состоянии, и

фиг.9 показывает сравнение обычной облицовочной панели и удлиненной облицовочной панели в открытом состоянии.

Фиг.1 показывает поперечное сечение фюзеляжа летательного аппарата и его деление на различные области. Горизонтальный пол 2 кабины расположен приблизительно в середине высоты, над ним расположены багажные отсеки 4 (также называемые как полки для шапок или верхние отсеки) и потолок 6 кабины. Над потолком 6 кабины имеет место потолочная зона или зона 8 свода, которая ограничена сверху внешней обшивкой 10. Кабина 12 находится между полом 2 кабины, потолком 6 кабины и внешней обшивкой 10. Грузовой отсек 14 таким же образом прилегает под полом 2 кабины. На каждом из двух бортов грузовой отсек 14 содержит соответственную так называемую треугольную область 16 (в дальнейшем также называемую боковой канал 16), которая, в частности, используется в качестве бокового канала для рециркуляции потребленного воздуха из пассажирской кабины 12. Каждый боковой канал 16 определен полом 2 кабины, грузовым отсеком 14 и внешней обшивкой 10. Расположенным на нижнем краю поперечного сечения фюзеляжа под грузовым отсеком 14 является днище 18, которое ограничено по вертикали полом 20 грузового отсека и внешней обшивкой 10.

Чтобы ясно показать принцип климатического контроля в кабине, фиг.1 идентифицирует воздушные тракты воздуха, протекающего через кабину, пунктирными стрелками 22. Стрелки 22 изображают воздух, который втекает в пассажирскую кабину 12 и который протекает по существу в виде завихрения через кабину, при этом на каждой стороне кабины расположено завихрение потока, которое проходит от воздуховыпускных отверстий в области багажного отсека через центр кабины в пол 2 кабины в направлении облицовочных панелей 24. Потребленный воздух высасывается на множестве участков фюзеляжа вентиляторами рециркуляции в пределах бокового канала 16, тем самым воздух выносится из пассажирской кабины 12 на каждой стороне через облицовочные панели 24 в боковые каналы 16.

Как описано ниже, воздух, который втекает в треугольные области 16, испытывает многочисленные изменения направления в пределах облицовочной панели, это имеет следствием относительно большое сопротивление потока. Это требуется для того, чтобы создавать достаточно высокую разность давления на пластине закрытия в случае быстрого понижения давления. В дополнение, таковое делает ничтожным продольный поток воздуха в пределах кабины в направлении многочисленных вентиляторов рециркуляции. Во время работы такие элементы установки представляют собой точки, влекущие за собой самые низкие давления воздуха и, как результат, наибольшее действие всасывания. Этот эффект может быть значительно снижен использованием относительно высокого сопротивления воздуха в пределах облицовочных панелей. Определенная часть потребленного воздуха выходит из боковых каналов 16 в камеру смешения и смешивается со свежим кабинным воздухом, оставшаяся часть покидает летательный аппарат через клапаны оттока в нижней части фюзеляжа.

Фиг.2 показывает обычную облицовочную панель 24. Заслонка 26 понижения давления интегрирована заподлицо с внутренней обшивкой 28 борта кабины и присоединена к ней посредством шарнира 30, скомпонованного на верхней кромке. В прилегающем взаимном расположении в направлении внешней обшивки 10 находится пластина 32 закрытия, которая в закрытом состоянии проходит параллельно заслонке 26 понижения давления и удерживает ее в своем положении запорным средством 34. В дополнение, на стороне пластины закрытия напротив запорного средства 34 расположен шарнирный уголок 36, который присоединен как к шарниру 30 между заслонкой 26 понижения давления, так и обшивке 28 борта кабины и дополнительному шарниру 38, скомпонованному на конце пластины закрытия, которая удалена от запорного элемента 34. В дополнение, между пластиной 32 закрытия и внешней обшивкой 10 фюзеляжа расположена первичная изоляция 40 фюзеляжа летательного аппарата и область 42 входа, через которую кабинный воздух проходит в боковые каналы 16. Облицовочная панель, которая поворачивается относительно внешней обшивки 10 фюзеляжа, теперь давала бы кабинному воздуху возможность втекать в область 42 входа и боковой канал 16. Сопротивление потока, которое должно быть как можно более низким в случае быстрого выравнивания давления, зависит от максимального имеющегося в распоряжении сквозного пространства. Обычно такое сквозное пространство определено промежутком обшивки 28 борта кабины относительно внешней обшивки 10 фюзеляжа или первичной изоляции 40, либо, в дополнение, относительно стрингера 44. Такое сквозное пространство зачастую также называется «узкое место».

Фиг.4 показывает типичное сквозное пространство между внешней обшивкой 10 фюзеляжа и обшивкой 28 борта кабины. В промежуточном пространстве между обшивкой 28 борта кабины и внешней обшивкой 10, оно разграничено связывающим элементом 46 (также называемым как «х-образная лопасть»), который фиксирует направляющую 44 кресла относительно стрингера. Узкое место для выпускания воздуха из кабины 12 показано штриховкой на фиг.4.

В ходе разработок нового летательного аппарата является предпочтительным, чтобы облицовочная панель 24 больше не выступала под углом из обшивки 28 борта кабины в кабину 12, как показано на фиг.2, но предусмотреть обшивку борта кабины, которая проходит как можно более неизменно, без ограничения пространства посредством облицовочной панели. В дополнение, уменьшен промежуток обшивки 28 борта кабины от внешней обшивки 10 фюзеляжа. Это имеет следствием существенное уменьшение сквозного пространства, то есть сужения узкого места. Фиг.4 показывает, каким образом сквозное пространство уменьшается в случае обшивки 28 борта кабины, которая смещена по направлению к внешней обшивке 10. Исходное положение обшивки 28 борта кабины отступает к новой обшивке 47 борта кабины. Это уменьшает сквозное пространство в примере, показанном на фиг.5, более чем наполовину.

Фиг.5 показывает облицовочную панель 50 согласно изобретению. Обшивка борта кабины проходит по существу перпендикулярно полу 2 кабины, и облицовочная панель 50 не выступает под углом из обшивки борта кабины вовнутрь кабины 12. Облицовочная панель 50 согласно изобретению содержит обычную основную заслонку 62 понижения давления, пластину 52 закрытия, связывающий элемент 54, запорный элемент 56, барьер 74 потока и два шарнира 58 и 60, при этом шарнир 58 скомпонован между пластиной 52 закрытия и связывающим элементом 54, а шарнир 60 находится между рамкой 48 облицовочной панели и основной заслонкой 62 понижения давления, которая примыкает к рамке 48 облицовочной панели в направлении пола 2 кабины. На нижней кромке основной заслонки 62 понижения давления расположено множество воздушных отверстий 64, которые здесь, в качестве примера, направлены вверх в направлении внешней обшивки 10. Пластина барьера 74 потока жестко присоединена к удлинению 70 заслонки понижения давления. Когда облицовочная панель 50 закрыта, потребленный кабинный воздух проходил бы через такие обращенные вверх отверстия 64 между основной заслонкой 62 понижения давления и пластиной 52 закрытия, а там, так как поток перекрыт вниз частью пластины барьера 74 потока, он протекал бы в направлении связывающего элемента 54, где направление потока воздуха затем отклоняется выше на 180°, так что воздух протекает в боковой канал 16 к вентиляторам рециркуляции.

Соединительный проход 66 в боковой канал 16 здесь имеет по существу меньшую площадь, чем входной проход 42 на фиг.2, так как меньше промежуток между пластиной 52 закрытия и стрингером 44. Облицовочная панель 50 согласно изобретению обеспечивает увеличение сквозного пространства в боковую панель 16. На своем нижнем конце основная заслонка 62 понижения давления содержит дополнительный шарнир 68, на котором скомпоновано удлинение 70 заслонки понижения давления. В закрытом состоянии такое удлинение 70 заслонки понижения давления проходит по существу перпендикулярно основной заслонке 62 понижения давления и параллельно полу 2 кабины. Когда основная заслонка 62 понижения давления открывается, удлинение 70 заслонки понижения давления увлекается и открывает сквозной профиль в полу 2, который увеличивает суммарное сквозное отверстие и, таким образом, узкое место.

Когда облицовочная панель 50 закрыта, удлинение 70 заслонки понижения давления служит в качестве детали пола 2 кабины и, как результат, подвергается любым напряжениям и нагрузкам, обусловленным хождением людей по нему, и тому подобным. По такой причине расширение заслонки понижения давления должно поддерживаться снизу, и это реализовано опорной конструкцией 72 заслонки.

Фиг.6 показывает облицовочную панель 50 согласно изобретению непосредственно после того, как превышена критическая разность давления воздуха, и непосредственно после начала отпирания. В случае быстрого падения давления воздуха, например, в грузовом отсеке 14, есть разность давления между пассажирской кабиной 12 и грузовым отсеком 14, так что воздух из пассажирской кабины 12 стремится перетечь в точку с наименьшим давлением. Воздух из кабины 12 проходит через отверстия 64 основной заслонки 62 понижения давления между основной заслонкой 62 понижения давления и пластиной 52 закрытия, вследствие чего, когда достигается заданная разность давления, пластина 52 закрытия выгибается в направлении внешней обшивки 10. Что заставляет запорный элемент 56 освобождаться, и он открывается. Как результат, пластина 52 закрытия отделяется от основной заслонки 62 понижения давления.

Фиг.7 показывает, каким образом пластина 52 закрытия, основная заслонка 62 понижения давления и удлинение 70 заслонки понижения давления перемещаются в направлении внешней обшивки 10. Удлинение заслонки понижения давления, прежде всего, втягивается основной заслонкой 62 понижения давления по существу параллельно полу 2 кабины по направлению к внешней обшивке 10. Участок пластины барьера 74 потока, который с нижней стороны удлинения 70 заслонки понижения давления, придерживается параллельного перемещения. После того как удлинение 70 заслонки понижения давления покидает опорную конструкцию 72 заслонки посредством чисто поступательного движения, оно может трансформироваться во вращательное движение. Барьер 74 потока следует такому движению в силу своего неподвижного соединения.

Фиг.8 показывает облицовочную панель в полностью открытом состоянии. Пластина 52 закрытия полностью повернута в направлении внешней обшивки 10 и опирается на первичную изоляцию 40. Основная заслонка 62 понижения давления, удлинение 70 заслонки понижения давления и барьер 74 потока опираются на пластину 52 закрытия и, таким образом, открывают максимальное сквозное отверстие для выпускания воздуха из кабины. Промежуток между стрингером 44 и краем пола 2 кабины, который направлен в сторону внешней обшивки 10, по существу соответствует промежутку между нижним краем облицовочной панели 24 на фиг.2 и стрингером 44, а потому имеющееся в распоряжении сквозное пространство по существу одинаково. Однако, вместе с тем, меньшее пространство занимается в кабине.

Фиг.9 показывает сравнительный вид сечения обычной облицовочной панели и облицовочной панели согласно изобретению для того, чтобы ясно показать принцип согласно изобретению.

1. Устройство для создания быстрого выравнивания давления воздуха между областями фюзеляжа летательного аппарата, которые отделены друг от друга конструкцией фюзеляжа летательного аппарата и которые имеют разность давления воздуха относительно друг друга, содержащее по меньшей мере одно сквозное отверстие в конструкции фюзеляжа летательного аппарата, заслонку (50) понижения давления, посредством которой сквозное отверстие может, по меньшей мере частично закрываться, и механизм отпирания, который, когда превышена критическая разность давления воздуха, отпирает заслонку (50) понижения давления из закрытого положения, так что заслонка (50) понижения давления может перемещаться в открытое положение, в котором сквозное отверстие является, по существу, открытым, при этом заслонка (50) понижения давления содержит основную заслонку (62) понижения давления и удлинение (70) заслонки понижения давления, основная заслонка (62) понижения давления удерживается сочлененным образом в области обшивки борта кабины над полом (2), расположенным в фюзеляже летательного аппарата, и проходит к полу в закрытом положении, и удлинение (70) заслонки понижения давления удерживается сочлененным образом на конце основной заслонки (62) понижения давления, обращенном к полу (2), при этом в закрытом положении удлинение (70) заслонки понижения давления проходит от обшивки (28) борта кабины в той же самой плоскости, что и пол (2), отличающееся тем, что удлинение (70) заслонки понижения давления выполнено с возможностью образования детали пола (2), удлинение (70) заслонки понижения давления поддерживается в закрытом положении посредством опорной конструкции (72) заслонки в качестве детали пола (2) для восприятия нагрузок от шагов.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что механизм отпирания содержит пластину (52) закрытия, которая присоединена к заслонке (50) понижения давления.

3. Устройство по одному из пп.1 и 2, отличающееся тем, что основная заслонка (62) понижения давления интегрирована в обшивку борта пассажирской кабины (12) летательного аппарата и/или в свою собственную раму.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что обшивка (28) борта кабины проходит перпендикулярно полу кабины (2).

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что основная заслонка (62) понижения давления в закрытом состоянии расположена, по существу, перпендикулярно полу (2).

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что основная заслонка (62) понижения давления имеет вентиляционные отверстия для выхода воздуха из пассажирской кабины (12).

7. Летательный аппарат, в частности пассажирский летательный аппарат, содержащий фюзеляж летательного аппарата и устройство для создания быстрого выравнивания давления воздуха между областями фюзеляжа летательного аппарата, которые отделены друг от друга конструкцией фюзеляжа летательного аппарата и которые имеют разность давления воздуха относительно друг друга, содержащий по меньшей мере одно сквозное отверстие в конструкции фюзеляжа летательного аппарата, заслонку (50) понижения давления, посредством которой сквозное отверстие может, по меньшей мере частично закрываться, и механизм отпирания, который, когда превышена критическая разность давления воздуха, отпирает заслонку (50) понижения давления из закрытого положения, так что заслонка (50) понижения давления может перемещаться в открытое положение, в котором сквозное отверстие является, по существу, открытым, при этом заслонка (50) понижения давления содержит основную заслонку (62) понижения давления и удлинение (70) заслонки понижения давления, основная заслонка (62) понижения давления удерживается сочлененным образом в области обшивки (28) борта кабины над полом (2), расположенным в фюзеляже летательного аппарата, и проходит к полу в закрытом положении, и удлинение (70) заслонки понижения давления удерживается сочлененным образом на конце основной заслонки (62) понижения давления, обращенном к полу (2), при этом в закрытом положении удлинение (70) заслонки понижения давления проходит от обшивки (28) борта кабины в той же самой плоскости, что и пол (2), отличающийся тем, что удлинение (70) заслонки понижения давления выполнено с возможностью образования детали пола (2) и удлинение (70) заслонки понижения давления поддерживается в закрытом положении посредством опорной конструкции (72) заслонки в качестве детали пола (2) для восприятия нагрузок от шагов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к настилам и полам летательных аппаратов, и может использоваться при переоборудовании грузовых кабин в пассажирские, а также может быть использовано на морских и сухопутных транспортных средствах.

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к оборудованию летательных аппаратов, и может быть использовано в конструкции фюзеляжей самолетов, летающих лодок и экранопланов.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к кабинам транспортных самолетов, переоборудуемых из грузовых в пассажирские и наоборот. .

Изобретение относится к области конструкций летательных аппаратов

Изобретение относится к силовому набору пола для фюзеляжа воздушного судна

Изобретение относится к герметизированному полу для участка летательного аппарата, содержащего люк главного шасси, и касается нижней подошвы балки для герметизированного пола, предназначенной для удержания изогнутой мембраны пола

Изобретение относится к системе пола для фюзеляжной части воздушного судна с множеством элементов пола. Система пола содержит продольные балки, которые закреплены в нижней области или в верхней области фюзеляжной части. На продольные балки установлен опорный элемент. На два расположенных напротив друг друга опорных элемента установлена одна поперечная балка для опоры и закрепления элементов пола. Система пола выполнена самонесущей и механически развязанной с фюзеляжной частью как основной конструкцией. На элемент пола установлен функциональный элемент (кресло, группа кресел, кухонный модуль и/или санузел) для обеспечения распределения нагрузки на большой площади в системе пола. Элемент пола имеет ширину, которая соответствует шагу между двумя продольными профилями, и длину, которая соответствует шагу между двумя поперечными балками. Достигается возможность модификации системы пола в широких пределах независимо от требований к статическим характеристикам и краевым условиям фюзеляжной части, равномерное распределение нагрузки по поверхности пола, снижение веса. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 18 ил.

Настоящее изобретение касается конструкции, собранной из деталей из композитного материала, которые предназначены для изготовления рабочих авиационных конструкций и размещения электрической сети в летательном аппарате. Технический результат - обеспечение конструкций значительных размеров, имеющих электрическую сеть, путем электрического соединения конструктивных деталей между собой. Достигается тем, что жесткая конструктивная деталь (1) из слоистого композитного материала включает в себя электропроводные кабели и характеризуется тем, что содержит, по меньшей мере, два конструктивных слоя (11, 12), содержащих волокна, удерживаемые термоотверждающейся или термопластичной матрицей, при этом, по меньшей мере, один проводящий сетевой слой (15) размещен между двумя из, по меньшей мере, двух конструктивных слоев, причем, по меньшей мере, один проводящий сетевой слой содержит сеть электропроводных кабелей (151а - 151с), при этом электропроводные кабели размещены в конструктивной детали, по существу, равномерно и электрически изолированы от двух конструктивных слоев диэлектрическим материалом (150). Конструктивная деталь (1) содержит также средства (18) электрического соединения, с которыми электропроводные кабели (151а - 151с) и, по меньшей мере, один сетевой слой (15) электрически соединены для формирования электрической сети (6) посредством сборки нескольких конструктивных деталей. 2 н. и 20 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к полу воздушного судна (ВС), предназначенному для выдерживания больших механических нагрузок. Участок ВС содержит два отсека, предназначенных для размещения шасси, и пол. Пол содержит множество центральных и боковых рельсов, вертикальные рычаги и панели пола. Центральные рельсы неподвижно установлены на жесткой несущей конструкции воздушного судна. Боковые рельсы расположены по обе стороны от центральных и проходят параллельно оси ВС. Центральные и боковые рельсы расположены параллельно друг другу. Вертикальные рычаги соединяют боковые рельсы с верхней частью отсека, предназначенного для размещения шасси. Панели пола расположены между двумя смежными рельсами таким образом, что поперечные усилия, воздействию которых подвергаются боковые рельсы, передаются при помощи панелей пола вплоть до центральных рельсов, на уровне которых упомянутые усилия воспринимаются. Достигается передача поперечных усилий от боковых рельсов последовательно в направлении жестко закрепленных центральных рельсов. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 8 ил.
Наверх