Устройство соединения панелей крыла и центроплана



Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана
Устройство соединения панелей крыла и центроплана

 


Владельцы патента RU 2428352:

ООО "Прогресстех" (RU)

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к устройствам соединения панелей крыла и центроплана фюзеляжа самолета. По первом варианту, устройство соединения панелей крыла и центроплана. Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включает в себя верхнюю и нижние панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления. Крыло включает верхнюю и нижнюю панели. Верхняя и нижняя панели центроплана выполнены из композитного материала с выходом за габариты коробчатой конструкции центроплана. На наружных поверхностях их выступающих частей выполнены профилированные посадочные поверхности, контактирующие с соответствующими профилированными посадочными поверхностями на внутренних поверхностях верхней и нижней панелей крыла, выполненных из композитного материала, с образованием каждого из соединений внахлест, которые снабжены многорядными крепежными элементами. С каждой стороны вышеупомянутых соединений установлены накладки под крепежные элементы, кроме того, внутренние накладки соединены с каждой из соответствующих стенок бортовых нервюр. По второму варианту, устройство соединения панелей крыла и центроплана. Центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включает в себя верхнюю и нижние панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления. Крыло включает верхнюю и нижнюю панели. Одна из профилированных посадочных поверхностей выполнена на внутренней поверхности верхней панели центроплана. Профилированная посадочная поверхность верхней панели крыла выполнена на ее наружной поверхности и снабжена дополнительным соединительным элементом стенки бортовой нервюры, смонтированным с внутренней стороны центроплана. Достигается снижение веса конструкции и повышение надежности соединения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 9 ил.

 

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструкции самолетов, и может быть использовано в устройствах соединения панелей крыла и центроплана фюзеляжа самолета, выполненных из композитных материалов, а также в других областях техники в высоконагруженных узлах конструкции.

Известны устройства и способы асимметричного скрепления накладками деталей, изготовленных из композитных материалов, в частности, на базе углерода и металла, в котором стык панелей из композитных материалов выполнен с помощью накладки Т-образной формы и контрнакладки с помощью многорядного болтового или заклепочного соединения для каждой из панелей, при этом количество рядов болтов (заклепок) в контрнакладке меньше количества рядов болтов (заклепок) в накладке этого соединения (см. патент РФ №2352497, по кл., МПК В64С 1/26 от 08.03.2006 г.).

Однако данное устройство имеет целый ряд существенных недостатков, а именно в этом устройстве передача усилия между панелями крыла и центроплана происходит через накладки и контрнакладки, а это значительно увеличивает вес данного соединения за счет удвоенного количества болтов (заклепок) и, соответственно, трудоемко в изготовлении.

Задачей настоящего изобретения является снижение веса конструкции и трудоемкости изготовления высоконагруженного соединения панелей крыла и центроплана, а также повышение надежности этого соединения.

Решение поставленной технической задачи обеспечивается за счет непосредственного соединения внахлест силовых панелей крыла и центроплана самолета многорядными крепежными элементами и обеспечение передачи усилия с панелей крыла на панели центроплана без промежуточных элементов, а также сокращение трудоемкости изготовления и повышение точности изготовления соединения за счет использования деталей из композитных материалов и сокращение количества крепежных элементов.

Для достижения этого устройство соединения панелей крыла и центроплана, причем центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включающей в себя верхнюю и нижние панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления, а крыло включает верхнюю и нижнюю панели, причем верхняя и нижняя панели центроплана выполнены из композитного материала с выходом за габариты коробчатой конструкции центроплана, при этом на наружных поверхностях их выступающих частей выполнены профилированные посадочные поверхности, контактирующие с соответствующими профилированными посадочными поверхностями на внутренних поверхностях верхней и нижней панелей крыла, выполненных из композитного материала, с образованием каждого из соединений внахлест, которые снабжены многорядными крепежными элементами, при этом с каждой стороны вышеупомянутых соединений установлены накладки под крепежные элементы, кроме того, внутренние накладки соединены с каждой из соответствующих стенок бортовых нервюр, причем упомянутые профилированные посадочные поверхности панелей крыла и центроплана выполнены с переменной толщиной по длине соединения внахлест или эквидистантно наружным или внутренним поверхностям панелей кессона крыла и центроплана, а одна из профилированных посадочных поверхностей может быть выполнена на внутренней поверхности верхней панели центроплана, а соответствующая профилированная посадочная поверхность верхней панели крыла может быть выполнена на ее наружной поверхности и снабжена дополнительным соединительным элементом стенки бортовой нервюры, смонтированным с внутренней стороны центроплана, причем верхние и нижние панели крыла и центроплана могут быть выполнены стрингерными, а подошвы стрингеров панелей центроплана расположены в зоне соединения панелей, при этом стрингеры панелей крыла расположены вне зоны профилированных посадочных поверхностей верхней и нижней панелей крыла, а накладки узлов крепления стенки каждой бортовой нервюры к верхней и нижней панелям центроплана выполнены в виде неравнополочных уголков с дополнительной стенкой по одному из его торцов, причем ребра стрингеров панелей крыла связаны с соответствующими ребрами панелей центроплана дополнительными крепежными элементами посредством двух накладок, а подошвы стрингеров панелей крыла у зоны соединения панелей центроплана дополнительно скреплены с панелями крыла крепежными элементами, при этом под них со стороны подошв стрингеров установлены дополнительные накладки, а стенки бортовых нервюр имеют вырезы под проходящие через них ребра стрингеров панелей центроплана, кроме того, в зоне соединения верхней панели могут быть расположены только подошвы стрингеров верхней панели крыла, а стрингеры верхней панели центроплана ограничены зоной профилированной посадочной поверхности, при этом накладки узлов крепления стенки каждой бортовой нервюры к верхней панели центроплана выполнены с П-образной формой сечения и поперечной стенкой на одном из ее торцов выполнены прилегающими к стенке ответных накладок, закрепленных на верхней панели крыла и связанными между собой с помощью дополнительного крепежного элемента, при этом выполняющих закрепление стрингеров верхней панели крыла и центроплана относительно друг друга, кроме того, узел крепления стенки бортовой нервюры в соединении верхней панели центроплана снабжен дополнительным крепежным элементом L- или Т-образного сечения с размещением одной из его полок между накладками узлов крепления стенок бортовых нервюр.

Все вышеуказанное поясняется следующими чертежами.

На фиг.1 изображено устройство соединения панелей крыла и центроплана (изображена коробчатая конструкция центроплана и панелей кессона крыла самолета в изометрии).

На фиг.2 - то же, вид сбоку на соединение панелей правого крыла и центроплана.

На фиг.3 - то же, вид сбоку в варианте устройства соединения верхних панелей правого крыла и центроплана самолета.

На фиг.4 изображен вид сбоку в варианте устройства соединения стрингерных панелей крыла самолета и центроплана.

На фиг.5 изображено сечение А-А по фиг.4.

На фиг.6 изображено сечение Б-Б по фиг.4.

На фиг.7 изображено сечение Г-Г по фиг.4.

На фиг.8 изображен вид сбоку на устройство соединения стрингерных панелей крыла и центроплана.

На фиг.9 - то же, вид сбоку на узел крепления устройства соединения стрингерных панелей крыла и центроплана.

Устройство соединения панелей крыла и центроплана, изображенное на фиг.1, содержит верхнюю панель 1 левого крыла 2 и верхнюю панель 3 правого крыла 4, верхнюю панель 5 центроплана 6, который выполнен в виде коробчатой конструкции, а также нижнюю панель 7 левого крыла 2 и нижнюю панель 8 правого крыла 4, нижнюю панель 9 центроплана 6, наружную накладку 10 соединения на верхней панели 1 левого крыла 2 и наружную накладку 11 соединения на верхней панели 3 правого крыла 4, внутреннюю накладку 12 соединения на верхней панели центроплана 6 в зоне левого крыла и внутреннюю накладку 13 соединения на верхней панели центроплана 6 в зоне правого крыла, стенку 14 левой бортовой нервюры и стенку 15 правой бортовой нервюры, внутреннюю накладку 16 соединения на нижней панели центроплана в зоне левого крыла и внутреннюю накладку 17 соединения на нижней панели центроплана в зоне правого крыла, наружную накладку 18 соединения на нижней панели левого крыла и наружную накладку 19 соединения на нижней панели правого крыла. Коробчатая конструкция центроплана 6 образована верхней панелью 5 и нижней панелью 9 центроплана, стенкой 14 левой и стенкой 15 правой бортовых нервюр, а также узлами крепления стенок бортовых нервюр, выполненных в виде внутренних накладок 12, 13, 16 и 17 L-образной формы.

В дальнейшем рассматривается устройство соединения только панелей 3 и 8 правого крыла 4 и панелей 5 и 9 центроплана 6, а устройство соединения панелей 1 и 7 левого крыла и панелей 5 и 9 центроплана является зеркальным отражением относительно продольной плоскости симметрии центроплана.

В устройстве соединения панелей правого крыла 4 и центроплана 6, изображенного на фиг.2, верхняя панель 3 крыла соединена внахлест с верхней панелью 5 центроплана, при этом посадочные профилированные поверхности на панели 3 выполнены на ее внутренней поверхности, а на панели 5 - на внешней ее поверхности и соединены между собой многорядным болтовым швом через наружную накладку 11, расположенную на наружной поверхности верхней панели 3 крыла, и одну из полок внутренней накладки 13, расположенной на внутренней поверхности верхней панели 5 центроплана. Нижняя панель 8 крыла 4 также соединена внахлест с нижней панелью 9 центроплана, при этом профилированные посадочные поверхности на нижней панели 8 выполнены на ее внутренней поверхности, а на панели 9 - на внешней ее поверхности и соединены между собой многорядным болтовым швом через наружную накладку 19, расположенную на наружной поверхности нижней панели 8 крыла, и внутреннюю накладку 17, расположенную на внутренней поверхности нижней панели 9 центроплана. К свободным полкам накладок 13 и 17 со стороны центроплана крепится стенка 15 бортовой нервюры с помощью болтовых или заклепочных соединений.

Устройство соединения верхней панели крыла и центроплана, изображенное на фиг.3, имеет положение верхней панели крыла и центроплана в соединении измененными местами - профилированная посадочная поверхность соединения на верхней панели 3 крыла выполнена на ее наружной поверхности, а на верхней панели 5 центроплана - на внутренней, вследствие чего узел крепления стенки 15 бортовой нервюры к верхней панели 5 центроплана снабжен дополнительной накладкой 20 L-образной формы, одна из полок которой прилегает к внутренней поверхности верхней панели 5 центроплана, а другая - к стенке 15 бортовой нервюры со стороны центроплана.

Внутренняя накладка 13 в этом случае одной полкой прилегает к стенке 15 правой бортовой нервюры со стороны крыла 4, а другой полкой - к внутренней поверхности верхней панели 3 правого крыла в зоне ее соединения с верхней панелью центроплана.

Панели центроплана и крыла для обеспечения их устойчивости под действием нагрузок выполняют, как правило, в виде тонкостенной обшивки, подкрепленной стрингерами.

Устройство соединения стрингерных панелей крыла и центроплана, изображенное на фиг.4, отличается от устройства, приведенного на фиг.2, тем, что верхняя панель 5 и нижняя панель 9 центроплана 6 выполнены со стрингерами 21 и 22 соответственно, расположенными по всей длине панелей, а их подошвы включены в зону соединения с панелями 3 и 8 крыла 4, причем на последних стрингеры 23 верхней панели 3 и стрингеры 24 нижней панели 8 правого крыла 4 выполнены вне зоны профилированной посадочной поверхности соединения этих панелей.

Ребра стрингеров 21 и 22 пересекают стенку 15 правой бортовой нервюры, в связи с чем внутренние накладки узлов ее крепления у каждого из стрингеров выполнены в виде двух накладок 25 и 26 L-образной формы с дополнительной стенкой по одному из торцов для соединения верхних панелей и, соответственно, двух подобных накладок 27 и 28 для соединения нижних панелей, при этом в стенке 15 выполнены пазы для свободного прохода стрингеров 21 и 22.

Накладки 25 и 26 своими стенками попарно устанавливаются на ребрах стрингеров 21 верхней панели 5 центроплана 6, при этом одна из ее полок взаимодействует с подошвой стрингера, а другая полка - со стенкой 15 правой бортовой нервюры.

Накладки 27 и 28 своими стенками попарно устанавливаются на ребрах стрингеров 22 нижней панели 9 центроплана 6, при этом одна из ее полок взаимодействует с подошвой стрингера, а другая полка - со стенкой 15 правой бортовой нервюры (см. фиг.5).

Полученные соединения внахлест верхней панели 3 правого крыла 4 и верхней панели 5 центроплана 6 через наружную накладку 11, прилегающую к наружной поверхности верхней панели 3 правого крыла, и одну из полок накладок 25 и 26, а также нижней панели 8 правого крыла и нижней панели 9 центроплана 6 через наружную накладку 19, расположенную на наружной поверхности нижней панели 8 правого крыла, и одну из полок накладок 27 и 28 крепятся многорядными болтовыми швами.

Стенка 15 правой бортовой нервюры присоединена к верхней панели 5 и нижней панели 9 центроплана болтовыми соединениями к свободным полкам накладок 25 и 26 и соответственно 27 и 28 для нижних панелей.

Для исключения отслоения (деламинации) подошвы стрингеров от тела панелей центроплана и кессона крыла рекомендуется дополнительное крепление подошвы стрингера в зоне его окончания с помощью болтового соединения.

Крепление подошв стрингеров 23 и 24 соответственно верхней панели 3 и нижней панели 8 правого крыла выполнено с помощью болтового соединения через одну из полок уголков 29, установленных попарно на подошвах этих стрингеров, при этом другие его полки взаимодействуют с ребрами этих же стрингеров (см. фиг.7).

Для обеспечения передачи нагрузок между стрингерами 21 верхней панели 5 центроплана 6 и стрингерами 23 верхней панели 3 правого крыла устройство соединения снабжено дополнительными накладками 30, попарно установленными с каждой стороны ребер соединяемых стрингеров и закрепленными на обоих стрингерах болтовыми соединениями. Подобным же образом выполнено соединение между стрингерами 22 нижней панели 9 центроплана 6 и стрингерами 24 нижней панели 8 правого крыла при помощи дополнительных накладок 31, попарно установленных с каждой стороны ребер соединяемых стрингеров и закрепленных на обоих стрингерах болтовыми соединениями (см. фиг.6 и 7).

Поперечные сечения этого варианта устройства соединения стрингерных панелей, изображенные на фиг.5, 6 и 7, поясняют расположение и крепление элементов соединения друг к другу.

Вариант устройства соединения стрингерных панелей крыла и центроплана, изображенный на фиг.8, отличается от устройства, приведенного на фиг.4, тем, что положение верхних панелей крыла и центроплана в соединении изменено местами -профилированная посадочная поверхность соединения на верхней панели 3 крыла 4 выполнена на ее наружной поверхности, а на верхней панели 5 центроплана 6 - на внутренней, вследствие чего в зоне соединения верхней панели крыла и центроплана расположены только подошвы стрингеров 23 верхней панели 3 крыла 4, а стрингеры 21 верхней панели 5 центроплана 6 выполнены вне зоны профилированной посадочной поверхности соединения этих панелей.

Узел крепления стенки 15 правой бортовой нервюры к верхней панели центроплана выполнен в виде накладок 32 и 33 П-образной формы и с поперечной стенкой на одном из ее торцов, установленных основаниями на ребрах стрингеров 21 верхней панели 5 центроплана 6, а одной из полок прилегает к подошве этих стрингеров, при этом стенки накладок прилегают к стенкам ответных накладок 25 и 26, имеющих форму, подобную накладкам 32 и 33, и закрепленных на внутренней поверхности верхней панели 3 крыла 4 и связанных между собой с помощью дополнительного крепежного элемента, при этом выполняющего закрепление стрингеров верхней панели крыла и центроплана относительно друг друга. Стенка 15 бортовой нервюры закрепляется на поперечной стенке накладок 32 и 33.

Вариант устройства узла крепления стенки соединения стрингерных панелей крыла и центроплана, изображенный на фиг.9, отличается от устройства, приведенного на фиг.8, тем, что узел крепления стенки 15 правой бортовой нервюры снабжен дополнительной накладкой 34 L- или Т-образного сечения, одна из полок которой размещена между стенками накладок 25 и 26 со стороны крыла 4 и накладок 32 и 33 со стороны центроплана 6, а другая полка которой закреплена на верхней панели 5 центроплана. Стенка 15 бортовой нервюры крепится со стороны центроплана 6 к полке накладки 34 болтовым соединением.

Работа устройства соединения панелей крыла и центроплана происходит следующим образом.

Усилия с крыла 4 через верхнюю панель 3 (см. фиг.1 и 2), соединенную внахлест с ответной верхней панелью 5 центроплана 6, и через нижнюю панель 8, соединенную внахлест с ответной нижней панелью 9 центроплана 6, передаются непосредственно на панели 5 и 9 центроплана 6 через многорядные швы крепежных элементов, скрепляющие эти соединения. Наружные накладки 11 и 19 и, соответственно, внутренние накладки 13 и 17, установленные под крепежные элементы этих соединений, образуют узлы крепления стенки 15 бортовой нервюры, которая совместно со стенкой 14 левой бортовой нервюры образует коробчатую конструкцию центроплана 6, воспринимающего нагрузки от крыльев, передающих их на остальную конструкцию самолета.

Выполнение профилированных посадочных поверхностей на панелях крыла и центроплана по длине соединения обуславливается обеспечением выравнивания усилий на крепежных элементах многорядных соединительных швов.

Передача усилий в устройстве соединения, изображенном на фиг.3, идентична выше приведенному, за исключением работы узла крепления на верхней панели центроплана 6, в образовании коробчатой конструкции которого принимает участие и дополнительная накладка 20.

В случае стрингерного исполнения панелей крыла и центроплана (см. фиг.4) усилия с крыла 4 через верхнюю панель 3 и нижнюю панель 8 передаются на верхнюю панель 5 и нижнюю панель 9 центроплана 6 коробчатой конструкции, как и в предыдущем случае, и дополнительно через ребра стрингеров 23 верхней панели 3 и 24 нижней панели 8 крыла 4 соответственно на ребра стрингеров 21 верхней панели 5 и ребра стрингеров 22 нижней панели 9 центроплана 6, связанных между собой с помощью накладок 30 для верхних панелей и 31 для нижних.

При изменении положения верхней панели 5 центроплана 6 в соединении с верхней панелью 3 крыла 4 (см. фиг.8) передача усилий с панелей крыла 4 на панели центроплана 6 происходит точно так же, как и в предыдущем случае, отличие только в способе соединения ребер стрингеров 23 панели крыла 3 и стрингеров 21 верхней панели 5 центроплана 6, которое выполнено через накладки 25 и 26 на стрингере 23 и соответствующие им накладки 32 и 33 на стрингере 21.

Передача усилий в соединении верхней панели 3 крыла 4 и панели 5 центроплана 6 (см. фиг.9) полностью повторяет предыдущий вариант с введением стенки дополнительной накладки 34 между торцами накладок 32 и 33 узла крепления стенки 15 бортовой нервюры и торцами ответных накладок 25 и 26, установленных на ребрах стрингера 23 верхней панели 3 крыла 4. Все панели выполнены из композитных материалов.

Использование изобретения позволит значительно снизить вес конструкции и повысить надежность устройства соединения, а также уменьшить трудоемкость его изготовления путем непосредственного соединения панелей друг с другом и уменьшения количества крепежных элементов (один многорядный шов вместо двух), при этом из силового потока исключены промежуточные силовые элементы в виде Т-образных накладок и контрнакладок.

1. Устройство соединения панелей крыла и центроплана, причем центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включающей в себя верхнюю и нижнюю панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления, а крыло включает верхнюю и нижнюю панели, отличающееся тем, что верхняя и нижняя панели центроплана выполнены из композитного материала с выходом за габариты коробчатой конструкции центроплана, при этом на наружных поверхностях их выступающих частей выполнены профилированные посадочные поверхности, контактирующие с соответствующими профилированными посадочными поверхностями на внутренних поверхностях верхней и нижней панелей крыла, выполненных из композитного материала, с образованием каждого из соединений внахлест, которые снабжены многорядными крепежными элементами, при этом с каждой стороны вышеупомянутых соединений установлены накладки под крепежные элементы, кроме того, внутренние накладки соединены с каждой из соответствующих стенок бортовых нервюр.

2. Устройство соединения панелей крыла и центроплана по п.1, отличающееся тем, что профилированные посадочные поверхности панелей крыла и центроплана выполнены с переменной толщиной по длине соединения внахлест.

3. Устройство соединения панелей крыла и центроплана по п.1, отличающееся тем, что профилированные посадочные поверхности на панелях выполнены эквидистантно наружным или внутренним поверхностям панелей кессона крыла и центроплана.

4. Устройство соединения панелей крыла и центроплана по п.1, отличающееся тем, что верхняя и нижняя панели крыла и центроплана выполнены стрингерными, а подошвы стрингеров панелей центроплана расположены в зоне соединения панелей, при этом стрингеры панелей крыла расположены вне зоны профилированных посадочных поверхностей верхней и нижней панелей крыла, а накладки узлов крепления стенки каждой бортовой нервюры к верхней и нижней панелям центроплана выполнены в виде неравнополочных уголков с дополнительной стенкой по одному из его торцов, причем ребра стрингеров панелей крыла связаны с соответствующими ребрами панелей центроплана дополнительными крепежными элементами посредством двух накладок, а подошвы стрингеров панелей крыла у зоны соединения панелей центроплана дополнительно скреплены с панелями крыла крепежными элементами, при этом под них со стороны подошв стрингеров установлены дополнительные накладки, а стенки бортовых нервюр имеют вырезы под проходящие через них ребра стрингеров панелей центроплана.

5. Устройство соединения панелей крыла и центроплана по п.4, отличающееся тем, что в зоне соединения верхних панелей расположены только подошвы стрингеров верхней панели крыла, а стрингеры верхней панели центроплана ограничены зоной профилированной посадочной поверхности, при этом накладки узлов крепления стенки каждой бортовой нервюры к верхней панели центроплана выполнены с П-образной формой сечения и поперечной стенкой на одном из ее торцов, прилегающими к стенке ответных накладок, закрепленных на верхней панели крыла, и связанными между собой с помощью дополнительного крепежного элемента, при этом выполняющего закрепление стрингеров верхней панели крыла и центроплана относительно друг друга.

6. Устройство соединения панелей крыла и центроплана по п.1 или 5, отличающееся тем, что узел крепления стенки бортовой нервюры в соединении верхней панели центроплана снабжен дополнительным крепежным элементом L- или Т-образного сечения с размещением одной из его полок между накладками узлов крепления стенок бортовых нервюр.

7. Устройство соединения панелей крыла и центроплана, причем центроплан выполнен в виде коробчатой конструкции, включающей в себя верхнюю и нижнюю панели центроплана и стенки бортовых нервюр с узлами крепления, а крыло включает верхнюю и нижнюю панели, отличающееся тем, что одна из профилированных посадочных поверхностей выполнена на внутренней поверхности верхней панели центроплана, а соответствующая профилированная посадочная поверхность верхней панели крыла выполнена на ее наружной поверхности и снабжена дополнительным соединительным элементом стенки бортовой нервюры, смонтированным с внутренней стороны центроплана.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству крепления органа подъемной силы на фюзеляже самолета. .

Изобретение относится к системе (1) крепления хвостового оперения (2) к поверхности (3) крепления летательного аппарата. .

Самолет // 2407673
Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к соединению, обеспечивающему крепление лонжерона вертикального оперения к фюзеляжу летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к устройству и способу асимметричного скрепления накладками, которые используются при создании конструкций, подвергаемых сильным нагрузкам, в частности, в авиационной промышленности.

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к соединительному элементу для соединения конструктивных компонентов и касается центрального и бокового кессона крыла воздушного судна

Изобретение относится к области самолетостроения и касается соединения крыла с фюзеляжем в схеме «высокоплан»

Изобретение относится к области строительства летательных аппаратов

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к сборке конструкций и агрегатов самолета, и касается крепления стабилизатора к фюзеляжу самолета

Изобретение относится к конструктивным металлическим элементам, принадлежащим кессону центроплана самолета, в особенности к конструкции и способу изготовления и сборки такого элемента

Изобретение относится к авиационной технике и касается крыльев летательных аппаратов и узлов крепления их консолей

Изобретение относится к элементу конструкции крыло-фюзеляж для соединения двух крыльев и секции фюзеляжа на самолете

Изобретение относится к узлу уплотнения на воздушном судне и касается стыка между фюзеляжем и отсоединяемым крылом
Наверх