Летательный аппарат



Летательный аппарат
Летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2509033:

Пчентлешев Валерий Туркубеевич (RU)

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит центральный корпус в виде балки, соединенный с неподвижным передним корпусом, крыло, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ПГО) треугольной формы в плане, тянущий воздушный винт (ТВВ). Тянущий воздушный винт содержит полый вал и соединён с неподвижным передним корпусом (НПК). НПК выполнен в виде единой детали или нескольких деталей. Диаметр ТВВ больше размаха ПГО. Центральный участок ПГО отделен от остальной части двумя продольными аэродинамическими перегородками. Изобретение позволяет повысить аэродинамические характеристики самолета. 4 з.п. ф-лы, 3 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение имеет отношение к летательным аппаратам и касается, в частности, самолетов.

Уровень техники

Большинство современных самолетов выполнено по «нормальной» аэродинамической схеме, у которой горизонтальное оперение (ГО) расположено позади крыла. У самолетов «нормальной» аэродинамической схемы на взлетно-посадочных режимах полета подъемная сила на ГО направлена вниз (отрицательна). Крыло получается «переразмеренным» (его подъемная сила больше веса самолета). Это приводит к увеличению веса крыла и его аэродинамического сопротивления, а следовательно, к уменьшению аэродинамического качества самолета. В крейсерском полете у самолетов «нормальной» аэродинамической схемы подъемная сила на ГО может быть и положительной (направлена вверх), но она значительно меньше максимальной, которую могло бы создавать ГО.

В аэродинамической схеме «утка» подъемная сила на переднем горизонтальном оперении (ПГО) на всех режимах полета направлена вверх (положительна), что позволяет уменьшить площадь и вес крыла и его аэродинамическое сопротивление, а следовательно, увеличить аэродинамическое качество самолета. Однако из-за неблагоприятного (в аэродинамическом отношении - из-за скоса потока за ПГО) влияния ПГО на крыло выигрыш в увеличении аэродинамического качества самолета оказывается невелик.

Для увеличения аэродинамического качества самолета аэродинамической схемы «утка» необходимо стремиться к минимальной относительной площади ПГО, находящегося на максимальном возможных горизонтальном и вертикальном расстояниях от крыла и под наименьшим углом установки относительно крыла.

Для обеспечения продольной статической устойчивости самолета аэродинамической схемы «утка» необходимо выполнить требование «правила продольного V» - угол атаки передней несущей поверхности (ПГО) должен быть больше угла атаки задней несущей поверхности (крыла). Однако соблюдение «правила продольного V» предрасполагает к преждевременному (относительно крыла) срыву потока с ПГО при увеличении угла атаки. Этот недостаток аэродинамической схемы «утка», известный как тенденция к опусканию носа («клевку»), в особенности на взлетно-посадочных режимах полета, привел к тому, что эта схема, широко применявшаяся в начале развития авиации, впоследствии практически не использовалась ([1], с.103).

Наиболее близким к заявляемому изобретению является любой самолет аэродинамической схемы «утка».

Недостатки аэродинамической схемы «утка»: неодновременный срыв потока на ПГО и крыле приводит к опасности самопроизвольного опускания носа («клевку»), что опасно на взлетно-посадочных режимах полета; неблагоприятное (в аэродинамическом отношении - из-за скоса потока за ПГО) влияния ПГО на крыло, что уменьшает аэродинамическое качество самолета.

Раскрытие изобретения

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков прототипа.

Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техники, поскольку у прототипа она не решена.

Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его исполнения, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: летательный аппарат имеет, центральный корпус, например, выполненный в виде балки, крыло, прикрепленное к вышеуказанному центральному корпусу, переднее горизонтальное оперение (выполненное с возможностью создания положительной подъемной силы), тянущий воздушный винт, прикрепленный к переднему концу вышеуказанного центрального корпуса перед крылом.

Отличительными от прототипа существенными признаками являются: вал вышеуказанного тянущего воздушного винта выполнен полым, имеется передний корпус, например, выполненный в виде балки, задний конец которого проходит через вышеуказанный полый вал тянущего воздушного винта, при этом вышеуказанный передний корпус выполнен или в виде единой детали, или состоит из нескольких деталей, задний конец вышеуказанного переднего корпуса прикреплен к переднему концу вышеуказанного центрального корпуса, вышеуказанное переднее горизонтальное оперение прикреплено к переднему концу вышеуказанного переднего корпуса перед вышеуказанным тянущим воздушным винтом, размах вышеуказанного переднего горизонтального оперения меньше, чем диаметр вышеуказанного тянущего воздушного винта, вышеуказанное переднее горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным и треугольной формы в плане.

Таким образом, заявляемый летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме «утка». При этом у него ПГО установлено перед тянущим воздушный винтом, а его размах меньше, чем диаметр тянущего воздушного винта. В этом случае ПГО не будет отрицательно влиять (в аэродинамическом отношении) на крыло (или же это влияние значительно ослабнет), так как скошенный поток от ПГО проходит через плоскость вращения тянущего воздушного винта. Все это повысит аэродинамическое качество самолета. Выполнение у заявляемого изобретения ПГО треугольной формы в плане позволяет иметь у него критический угол атаки ПГО выше, чем у крыла, это предотвращает срыв потока с ПГО и опускание носа самолета, что повышает безопасность полета самолета, в особенности на взлетно-посадочных режимах полета.

Краткое описание чертежей

На ФИГ.1-3 показан один из возможных вариантов исполнения заявляемого изобретения, где обозначено: 1 и 2 - левая и правая консоли крыла, соответственно; 3 и 4 - элероны; 5 - центральный корпус; 6 - передний корпус; 7 - цельноповоротное ПГО; 8 и 9 - двухкилевое вертикальное оперение; 11 - руль направления; 12 - колесо основной опоры шасси; 13 - колесо передней опоры шасси; 14 - рычаг управления; 15 и 16 - педали управления; 17 - сиденье пилота; 18 - тянущий воздушный винт; 19 - поршневой двигатель внутреннего сгорания; 20 - стакан; 21 - фланец; 22 - ось; 23 - кронштейн; 24 - ведомый шкив; 25 - ведущий шкив; 26 - вал; 27 - стакан; 28 и 29 - подшипники; 30 - три конических приводных ремня; 31 - болт ввертной; 32 - болты; 33 - гайки; 34 - болты; 35 - гайки; 36 и 37 - гайки; 38 - тяга управления. На ФИГ.1 стрелкой с надписью Н.П. показано направление полета самолета. На ФИГ.2 пунктирной линией показан вариант исполнения цельноповоротного ПГО 7 с центральным наплывом треугольной формы в плане.

На ФИГ.1 показан вид слева летательного аппарата. Показано место выносного вида А.

На ФИГ.2 показан вид сверху летательного аппарата.

На ФИГ.3 показан выносной вид А в виде сечения.

Осуществление изобретения

Заявляемый самолет, в одном из возможных вариантов его исполнения, представляет собой следующее. Самолет выполнен по аэродинамической схеме «утка». Имеются консоли 1 и 2 крыла (с небольшим углом прямой стреловидности ~15°) большого удлинения, прикрепленные к заднему концу неподвижного центрального корпуса 5, выполненного в виде балки (например, выполненного в виде трубы). На концах консолей 1 и 2 крыла имеются элероны 3 и 4, соответственно. На концах консолей 1 и 2 крыла расположено двухкилевое вертикальное оперение 9 и 8, соответственно, с рулями направления 10 (расположен на вертикальном оперении 8 и на фигурах не показан) и 11. Имеется неподвижный передний корпус 6, например, выполненный в виде балка (например, выполненный в виде трубы), к переднему концу которого шарнирно прикреплено цельноповоротное ПГО 7 малого удлинения, а к заднему концу которого прикреплен стакан 20. Стакан 20 прикреплен к заднему концу переднего корпуса 6 посредством заклепок (на фигурах не показаны) (но может быть прикреплен и любым иным приемлемым способом). Цельноповоротное ПГО 7 выполнено треугольной формы в плане, с углом стреловидности по передней кромке ~45° (но может быть и с центральным наплывом треугольной (или любой иной) формы в плане - вариант с центральным наплывом на ФИГ.2 показан пунктирными линиями). Имеется тянущий воздушный винт 18 (например, неизменяемого шага - но может быть и изменяемого шага), расположенный перед консолями 1 и 2 крыла, но после цельноповоротного ПГО 7. При этом, цельноповоротное ПГО 7 имеет меньший размах, чем величина диаметра тянущего воздушного винта 18. Вал тянущего воздушного винта 18 выполнен полым (выполнен в виде ведомого шкива 24, установленного на двух подшипниках 28 на неподвижной оси 22). Тянущий воздушный винт 18 прикреплен к ведомому шкиву 24 посредством болтового соединения (болтов 32 и гаек 33 - на фигурах показаны только два болта и две гайки, а остальные не показаны). Ось 22 имеет на своем переднем конце конический участок, которым она сопрягается с коническим участком фланца 21, и цилиндрический участок с резьбой. Фланец 21 крепится на оси 22 гайкой 36. Фланец 21 зафиксирован в азимутальном положении относительно оси 22 посредством шпонки (на фигурах не показана). Однако фланец 21 может быть зафиксирован в азимутальном положении относительно оси 22 любым иным приемлемым образом. Фланец 21 прикреплен к стакану 20 посредством болтового соединения (болтов 34 и гаек 35 - на фигурах показаны только два болта и две гайки, а остальные не показаны).

Ось 22 имеет на своем заднем конце конический участок, которым она сопрягается с коническим участком кронштейна 23, и цилиндрический участок с резьбой. Кронштейн 23 неподвижно прикреплен к переднему концу центрального корпуса 5 посредством заклепок (на фигурах не показаны) (но может быть прикреплен и любым иным приемлемым образом). Ось 22 закреплена на кронштейне 23 посредством гайки 37. Ось 22 зафиксирована в азимутальном положении относительно кронштейна 23 посредством шпонки (на фигурах не показана). Однако ось 22 может быть зафиксирована в азимутальном положении относительно кронштейна 23 любым иным приемлемым образом.

Через ось 22, которая выполнена полой, проходит тяга управления 38 цельноповоротным ПГО 7. Ручка управления 14 соединена, посредством проводки управления, с цельноповоротным ПГО 7 и с элеронами 3 и 4. Педали управления 15 и 16 соединены, посредством проводки управления, с рулями направления 10 и 11. Проводка управления (за исключением тяги управления 38) на фигурах не показана.

Имеется ведущий шкив 25, соединенный тремя коническими приводными ремнями 30 с ведомым шкивом 24. Ведущий шкив 25 установлен на подшипниках 29 (на фигуре показан только один подшипник) на валу 26. Ведущий шкив 25 закреплен на валу 26 посредством ввертного болта 31. Ведущий шкив 25 зафиксирован в азимутальном положении относительно вала 26 посредством шпонки (на фигурах не показана). Однако ведущий шкив 25 может быть зафиксирован в азимутальном положении относительно вала 26 любым иным приемлемым образом. Вал 26, проходящий внутри центрального корпуса 5, соединен с поршневым двигателем внутреннего сгорания 19. Поршневой двигатель внутреннего сгорания 19 прикреплен к заднему концу центрального корпуса 5 (но может быть расположен в любом ином приемлемом месте). Подшипники 29 закреплены в стакане 27, который неподвижно прикреплен посредством заклепок (на фигуре не показаны) к переднему концу центрального корпуса 5. Однако стакан 27 может быть прикреплен к переднему концу центрального корпуса 5 любым иным приемлемым образом.

Самолет имеет колеса основной опоры шасси 12 (на фигурах показано только одно колесо) и колесо передней опоры шасси 13. Стойки опор шасси на фигурах не показаны (например, они могут быть выполнены в виде труб).

Имеется сиденье для пилота 17, выполненное в виде седла (например, по типу седла на мотоцикле), закрепленное на верхней стороне центрального корпуса 5, ближе к его заднему концу. В полете пилот сидит в седле 17 верхом на центральном корпусе 5 (как мотоциклист сидит на мотоцикле). В полете пилот пристегнут к седлу 17 ремнями безопасности (на фигурах не показаны).

Как известно, тянущий воздушный винт, так или иначе, оказывает влияние на обтекание крыла - это неизбежно.

Расположение в заявляемом изобретении цельноповоротного ПГО 7 перед тянущим воздушным винтом 18 (при меньшем размахе цельноповоротного ПГО 7, по сравнению с величиной диаметра тянущего воздушного винта 18) позволяет исключить (или значительно ослабить) неблагоприятное (в аэродинамическом отношении) влияние цельноповоротного ПГО 7 на консоли 1 и 2 крыла (которое весьма значительно у традиционной аэродинамической схемы «утка»). Это будет происходить потому, что у заявляемого изобретения скошенный поток от цельно-поворотного ПГО 7 проходит через плоскость вращения тянущего воздушного винта 18, тем самым оказывая меньшее неблагоприятное влияние на обтекание консолей 1 и 2 крыла. Это позволяет повысить аэродинамическое качество заявляемого изобретения, по сравнению с известными самолетами аэродинамической схемы «утка».

Треугольное крыло малого удлинения (как без центрального наплыва, так и с центральным наплывом) имеет следующие особенности (в том числе на малых скоростях полета - при числе Маха полета М=0,15), по сравнению с крылом большого удлинения: больший критический угол атаки (равный ~30°); пологий максимум коэффициента подъемной силы по углу атаки (на протяжении углов атаки от ~18° до ~38°); меньший угол наклона прямолинейного участка кривой коэффициента подъемной силы по углу атаки ([2], с.201, рис.4.2.7 и 4.2.8).

Следовательно, использование в заявляемом изобретение цельноповоротного ПГО треугольной формы в плане малого удлинения и крыла большого удлинения с малым углом стреловидности гарантирует отсутствие срыва потока как с цельноповоротного ПГО, так и с крыла. Это повышает безопасность заявляемого самолета на всех режимах полета, в том числе на взлетно-посадочных режимах. Фактически, у заявляемого изобретения устранены недостатки традиционной аэродинамической схемы «утка» - самопроизвольного опускания носа и неблагоприятное влияние ПГО на крыло.

Динамическая устойчивость самолета аэродинамической схемы «утка» обеспечивается, когда площадь ПГО составляет менее 10% от площади крыла ([3], с.68).

У известных легких самолетов ПГО крепится к носовой части фюзеляжа. Но из-за короткого фюзеляжа, а следовательно, малого плеча ПГО, невозможно иметь площадь ПГО менее 10% от площади крыла.

Крепление в заявляемом изобретении цельноповоротного ПГО к переднему корпусу впереди тянущего воздушного винта позволяет иметь длину переднего корпуса, а следовательно, плечо цельноповоротного ПГО, нужной величины при площади ПГО менее 10% от площади крыла, что обеспечивает динамическую устойчивость заявляемого самолета по тангажу.

У заявляемого изобретения центральный и передний корпуса изготовлены из труб (как рамы у мотоциклов и велосипедов), а пилот сидит верхом на седле 17 (верхом на центральном корпусе 5) - как водитель сидит на мотоцикле (или на велосипеде). Такое конструктивное исполнение центрального и переднего корпусов и размещение пилота на самолете позволяют у заявляемого изобретения иметь наиболее простую конструкцию самолета, что уменьшает вес конструкции и стоимость самолета. У известных легких самолетов пилот находится в сидячем положении (по типу сидения в легковом автомобиле).

Использование аэродинамической схемы «утка» с тянущим воздушным винтом и расположение пилота верхом на центральном корпусе 5 (то есть самолет выполнен без кабины) позволяют легко и быстро покидать самолет с парашютом в аварийной ситуации.

Заявляемый самолет управляется: по тангажу - посредством цельно-поворотного ПГО 7; по крену - посредством элеронов 3 и 4; по курсу - посредством рулей направления 10 и 11. Управление самолетом по тангажу и крену осуществляется ручкой управления 14, а управление по курсу - посредством педалей 15 и 16.

Выше приведен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него передний корпус 6 крепится к центральному корпусу 5 посредством нескольких деталей (стакана 20, фланца 21, оси 22 и кронштейна 23). Однако возможно и любое иное приемлемое исполнение переднего корпуса, Например, передний корпус 6 может представлять собой единую деталь, которая непосредственно крепится к центральному корпусу 5. Это непринципиально. Принципиальным является лишь то, что передний корпус 6 проходит через полый вал тянущего воздушного винта 18 и крепится к центральному корпусу 5.

Выше был рассмотрен один из возможных вариантов конкретного конструктивного исполнения заявляемого изобретения. Возможны и другие варианты исполнения заявляемого изобретения.

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него имеется закрытая пассажирская кабина (то есть или центральный корпус 5 выполнен в виде пассажирской кабины (фюзеляжа), или закрытая кабина прикреплена к центральному корпусу 5), при прочих равных условиях.

В заявляемом изобретении крыло может иметь любую приемлемую форму в плане: нестреловидную; стреловидную (прямой или обратной стреловидности); и др.

В заявляемом изобретении цельноповоротное ПГО может иметь любую приемлемую форму в плане: треугольную (как в рассмотренном выше варианте, с центральным наплывом или без центрального наплыва); стреловидную (прямой или обратной стреловидности); нестреловидную и др.

Например, в варианте, когда ПГО выполнено нестреловидным, в центральной части ПГО может иметься участок, у которого критический угол атаки меньше, чем у остальных участков ПГО (например, на задней кромке этого участка ПГО установлены закрылки). При этом вышеуказанный центральный участок ПГО отделен от остальной части ПГО двумя продольными аэродинамическими перегородками (гребнями).

Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него ПГО выполнено нецельноповоротным. В этом случае на ПГО имеются рули высоты.

В заявляемом изобретении тянущий воздушный винт может приводиться в движение от любого источника энергии: от поршневого двигателя внутреннего сгорания (от одного или нескольких); от турбовального двигателя (от одного или нескольких); от электрического двигателя (от одного или нескольких); за счет мускульной силы пилота и др.

Заявляемое изобретение (в варианте расположения ПГО перед тянущим воздушным винтом) может быть использовано на самолете любой размерности (одноместном, многоместном, беспилотном и др.).

Выше был рассмотрен вариант заявляемого изобретения, когда у него пилот сидит верхом на седле 17 (верхом на центральном корпусе 5) - как водитель на мотоцикле (или велосипеде). Однако возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда самолет имеет закрытый фюзеляж, а пилот (и/или пассажиры) иначе расположен на самолете, например, сидит как у известных самолетов.

В заявляемом изобретении центральный и передний корпуса могут иметь конструкцию любого приемлемого типа: балочную конструкцию (как в рассмотренном выше случае) - в виде труб и др.; форменную конструкцию; и др.

В заявляемом изобретении цельноповоротное ПГО может имеет как меньший (как в рассмотренном выше случае), так и равный (или больший) размах, по сравнению с величиной диаметра тянущего воздушного винта.

В варианте исполнения заявляемого изобретения, когда пилот сидит верхом на центральном корпусе, самолет может быть выполнено как по аэродинамической схеме «утка» (как в рассмотренном выше случае), так и по «нормальной» аэродинамической схеме.

Литература

1. Егер С.М. Проектирование самолетов. М.: Машиностроение, 1983.

2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов./Под ред. Бюшгенса Г.С. М.: Физматлит, 1998.

3. Торенбик Э. Проектирование дозвукового самолета. М.: Машиностроение. 1983.

1. Летательный аппарат имеет центральный корпус, например, выполненный в виде балки, крыло, прикрепленное к вышеуказанному центральному корпусу, переднее горизонтальное оперение (выполненное с возможностью создания положительной подъемной силы), тянущий воздушный винт, прикрепленный к переднему концу вышеуказанного центрального корпуса, отличающийся тем, что вал вышеуказанного тянущего воздушного винта выполнен полым, имеется передний корпус, например, выполненный в виде балки, который проходит через вышеуказанный полый вал тянущего воздушного винта, при этом вышеуказанный передний корпус выполнен или в виде единой детали, или состоит из нескольких деталей, задний конец вышеуказанного переднего корпуса прикреплен к переднему концу вышеуказанного центрального корпуса, вышеуказанное переднее горизонтальное оперение прикреплено к переднему концу вышеуказанного переднего корпуса перед вышеуказанным тянущим воздушным винтом.

2. ЛА по п.1, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение имеет меньший размах, чем величина диаметра вышеуказанного тянущего воздушного винта.

3. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что в центральной части вышеуказанного переднего горизонтального оперения имеется участок, у которого критический угол атаки меньше, чем у остальных участков переднего горизонтального оперения.

4. Летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что вышеуказанный центральный участок переднего горизонтального оперения отделен от остальной части переднего горизонтального оперения двумя продольными аэродинамическими перегородками (гребнями).

5. ЛА по п.1 или 2, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполнено цельноповоротным и треугольной формы в плане.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической и авиационной технике. Крыло гиперзвукового летательного аппарата (ЛА) содержит внешнюю оболочку, на внутренней поверхности которой размещен эмиссионный слой-катод, который через бортовой потребитель электроэнергии, токоввод катода и токовывод анода соединен с электропроводящим элементом-анодом, в герметизированные полости, образованные внешней оболочкой нагреваемой части крыла ЛА с эмиссионным слоем и анодом, а также анодом с эмиссионным слоем и вспомогательным анодом введены химические элементы - цезий, барий в парообразной фазе.

Изобретение относится к элементу жесткости, а также к устройству и способу для изготовления такого элемента жесткости. Формовочный инструмент для формования компонента с С-образным сечением содержит первый и второй наружные ролики, имеющие часть в форме усеченного конуса, соединенную с фланцем закругленной частью, цилиндрический наружный опорный ролик, расположенный между наружными роликами, первый и второй внутренние ролики, содержащие диск, имеющий коническую поверхность, соединенную с периферийной поверхностью закругленной частью, и цилиндрический внутренний опорный ролик, расположенный между внутренними роликами.

Изобретение относится к элементу жесткости, устройству и способу для изготовления такого элемента жесткости. Формовочный инструмент для формования элемента с С-образным сечением содержит внутренний ролик, имеющий цилиндрический корпус с цилиндрической наружной поверхностью, соединенной с противоположными плоскими торцевыми поверхностями соответствующими закругленными выпуклыми частями, и наружный ролик, имеющий цилиндрическую центральную часть, соединенную с противоположными торцевыми фланцами соответствующими закругленными вогнутыми частями.

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к соединению обшивки и стыковой накладки конструкции летательного аппарата, к конструкции летательного аппарата, к крылу, к способу изготовления соединения обшивки и к стыковой накладки конструкции летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструированию транспортных самолетов. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов. .

Изобретение относится к авиационной и ракетно-космической технике, а именно к головным отсекам (ГО) летательных аппаратов (ЛА). ГО ЛА содержит переднюю панель в виде клина с плоскими иллюминаторами, осесимметричную с переменным сечением боковую обечайку со стыковочным шпангоутом, складную телескопическую аэродинамическую иглу.

Изобретение относится к области машиностроения и может быть использовано при создании конструкций, применяемых в космической и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок, и касается способа изготовления подкрепленной оболочки из полимерных композиционных материалов.

Настоящее изобретение касается конструкции, собранной из деталей из композитного материала, которые предназначены для изготовления рабочих авиационных конструкций и размещения электрической сети в летательном аппарате.

Изобретение относится к авиации и предназначено для перевозки большого количества людей и грузов. .

Изобретение относится к оболочечным конструкциям корпусных деталей из полимерных композиционных материалов, применяемых в ракетной и авиационной технике, работающих в условиях повышенных нагрузок.

Изобретение относится к способу соединения компонентов с большой площадью поверхности, используемых в транспортном машиностроении, путем склеивания, в частности при строительстве фюзеляжей крупногабаритных воздушных судов, в соответствии с преамбулой п.1 формулы изобретения, и соответствующего устройства в соответствии с преамбулой п.10 формулы.

Изобретение относится к области ракетной техники и может быть использовано при разработке ракет-носителей. .

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке самолетов местных воздушных линий пассажировместимостью 18-24 места. .

Изобретение относится к фюзеляжу летательного аппарата, в частности летательного аппарата, предназначенного для коммерческой перевозки пассажиров. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к отсеку шасси и летательному аппарату, содержащему такой отсек шасси. .

Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, форма для заливки антиадгезионного эластичного материала разделительного слоя оправки для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов и секция несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов // 2509649
Группа изобретений относится к области авиационного машиностроения и могут быть использованы для разработки и производства элементов газотурбинного двигателя самолета. Технической задачей, на решение которой направлены изобретения, является создание высокотехнологичной конструкции секций решетки реверсера тяги самолета с повышенной надежностью их работы. Основные особенности технических решений по изготовлению секций несущей решетки 1 реверсера 2 тяги самолета из полимерных композиционных материалов заключаются в том, что в продольные 3 и поперечные 4 канавки оправки 5 наматывают перекрещивающиеся продольные и поперечные слои ребер 7 и лопаток 8 секции решетки 1. Канавки выполняют в разделительном слое 13 из антиадгезионного эластичного материала с образованием расположенных между канавками 3 для ребер 7, рядов штырей 14, разделенных в этих рядах канавками 4 для лопаток 8 и армированных металлическими клыками 15. Клыки 15 используют в форме для изготовления антиадгезионного эластичного материала разделительного слоя 13 в виде рядов штырей 14. После полимеризации материала снимают клыки 15 по индивидуальной траектории извлечения выдавливают, из ячеек решетки 1 штыри 14 антиадгезионного эластичного материала, складывая их за счет эластичности в пространство, освобожденное клыками 15. Секция в составе решетки передней несущей лопаткой 48 закреплена на шпангоуте 49 мотогондолы 50 двигателя, а задней 51 - скреплена с элементами 52 подвижного обтекателя 53 реверсера 2 тяги. 4 н. и 4 з.п. ф-лы, 12 ил.
Наверх